本發明總體上涉及用于將飛行器發動機安裝到飛行器的系統和方法。具體來說，本發明涉及一種安裝系統和方法，所述安裝系統和方法適用于減小由于飛行器操作期間的氣動、重力、慣性和推力載荷而在飛行器發動機中發生的骨架(backbone)偏轉。

背景技術：

至少一些已知的燃氣渦輪發動機，例如渦輪風扇發動機，包括風扇、核心發動機和動力渦輪。所述核心發動機包括以串行流關系連接在一起的至少一個壓縮機、燃燒器和高壓渦輪。具體來說，所述壓縮機和高壓渦輪通過軸連接，以形成高壓轉子組件。進入核心發動機的空氣與燃料混合并且點燃，以形成高能量氣體流。高能量氣體流流過所述高壓渦輪，以便可旋轉地驅動高壓渦輪，以使軸可旋轉地驅動壓縮機。隨著氣體流流過位于高壓渦輪之后的動力或低壓渦輪，該氣體流將膨脹。低壓渦輪包括轉子部件，該轉子組件具有連接到驅動軸的風扇。低壓渦輪通過驅動軸可旋轉地驅動風扇。當低壓渦輪以相對較高旋轉速度操作時，并且當風扇以相對較低旋轉速度和較低壓力比操作時，渦輪發動機性能得以增強。

由于發動機旁路比增大，較大的風扇以及氣流增多會導致起飛旋轉的載荷增大。隨著內部和一些外部氣流轉向成與發動機軸對準，發動機入口上會產生大提升載荷。該載荷占骨架彎曲力矩中的絕大部分。發動機推力也會產生俯仰力矩(pitch)，具體取決于發動機安裝系統的焦點是在發動機中心線上、上方還是下方。由于較大旁路比的發動機與較小的核心直徑相關聯，同時壓力比較大并且葉片高度較小，核心發動機更易于遭受骨架彎曲。至少一些發動機包括較大開口頂部間隙，以適應骨架彎曲。但是，該開口頂部間隙可能導致燃料經濟性降低。

技術實現要素：

在一個方面中，本發明提供一種系統，用于將發動機安裝到飛行器的發動機支撐結構。所述系統包括剛性結構，所述剛性結構連接到飛行器的機翼，并且包括前固定架接口和后固定架接口。前固定架接口和后固定架接口中的每一者接收載荷的推力分量。所述系統還包括框架，所述框架圍繞發動機的旋轉軸。所述框架包括第一支架接頭以及第二支架接頭，所述第二支架接頭沿框架的上部與第一支架接頭隔開。鏈合結構將框架連接到剛性結構。所述鏈合結構包括第一鏈合對以及第二鏈合對。所述第一鏈節(link)以相對于旋轉軸的第一角度延伸在前固定架接口與第一支架接頭之間。所述第二鏈節以相對于旋轉軸的第二角度延伸在后固定架接口與第二支架接頭之間。從側向看去，第一鏈合對與第二鏈合對的載荷向量的投影在位于發動機推進風扇組件與發動機的高壓壓縮機的前部之間的、發動機的旋轉軸附近相交。

在另一方面中，本發明提供了一種將發動機連接到飛行器機翼的方法。所述方法包括將剛性結構連接到飛行器機翼。所述剛性結構包括前固定架接口和后固定架接口。前固定架接口和后固定架接口中的每一者接收載荷的推力分量。所述方法還包括連接圍繞發動機的框架，以使所述框架圍繞發動機的旋轉軸。所述框架包括沿框架的上部隔開的第一支架接頭以及第二支架接頭。所述方法進一步包括以相對于旋轉軸的第一角度將鏈合結構的第一鏈節連接到前固定架接口和第一支架接頭，并且以相對于旋轉軸的第二角度將鏈合結構的第二鏈節連接到后固定架接口和第二支架接頭。從側面看去，第一鏈節和第二鏈節的載荷向量的投影在發動機旋轉軸以及風扇轉子平面附近相交。

在又一方面中，本發明提供了一種飛行器。所述飛行器包括機翼、發動機、外掛架(pylon)，所述外掛架連接在機翼與發動機之間。所述外掛架包括前固定架接口和后固定架接口。前固定架接口和后固定架接口各自接收載荷的推力分量。所述系統還包括框架，所述框架圍繞發動機的旋轉軸。所述框架包括第一支架接頭以及第二支架接頭，所述第二支架接頭沿框架的上部與第一支架接頭隔開。鏈合結構將框架連接到所述外掛架。所述鏈合結構包括第一鏈合對以及第二鏈合對。所述第一鏈合對以相對于旋轉軸的第一角度延伸在前固定架接口與第一支架接頭之間。所述第二鏈合對以相對于旋轉軸的第二角度延伸在后固定架接口與第二支架接頭之間。從側面看去，第一鏈節和第二鏈節的載荷向量在發動機旋轉軸以及風扇轉子平面附近相交。

技術方案1：一種系統，用于將發動機安裝到飛行器的發動機支撐結構，所述系統包括：

剛性外掛架結構，所述剛性外掛架結構連接到所述飛行器的機翼并且包括至少前固定架接口以及后固定架接口，并且所述前固定架接口和所述后固定架接口的每一者均接收載荷的推力分量；

圍繞所述發動機的旋轉軸的框架，所述框架包括第一支架接頭以及第二支架接頭，所述第二支架接頭沿所述框架的上部與所述第一支架接頭隔開；以及

將所述框架連接到所述剛性結構的鏈合結構，所述鏈合結構包括第一鏈合對以及第二鏈合對，所述第一鏈合對以相對于所述旋轉軸的第一角度延伸在所述前固定架接口與所述第一支架接頭之間，所述第二鏈合對以相對于所述旋轉軸的第二角度延伸在所述后固定架接口與所述第二支架接頭之間，其中所述第一鏈合對的載荷向量在延伸穿過所述發動機的所述旋轉軸的垂直平面上的投影以及所述第二鏈合對的載荷向量的投影在所述發動機的所述旋轉軸附近的、位于平面區域內的焦點處相交，所述平面區域垂直于所述旋轉軸并且延伸在風扇組件的頭部的前端與所述發動機的高壓壓縮機的軸向中點之間。

技術方案2：根據技術方案1所述的系統，其中所述平面區域延伸在所述風扇組件的前端與所述發動機的所述高壓壓縮機的軸向前端之間。

技術方案3：根據技術方案2所述的系統，其中所述平面區域延伸在所述風扇組件的旋轉平面與所述發動機的所述高壓壓縮機的入口導向輪葉之間。

技術方案4：根據技術方案1所述的系統，其中所述第一鏈合對和所述第二鏈合對的所述載荷向量的所述投影在所述發動機的所述旋轉軸附近相交。

技術方案5：根據技術方案1所述的系統，其中所述鏈合結構包括第三鏈合對，所述第三鏈合對連接到所述第一和第二鏈合對后部的所述框架。

技術方案6：根據技術方案1所述的系統，其中所述第一鏈合對的所述載荷向量在延伸穿過所述發動機的所述旋轉軸的垂直平面上的所述投影以及所述第二鏈合對的所述載荷向量的所述投影在焦點處相交，所述焦點在風扇轉子的平面的后部并且在所述旋轉軸徑向上方的所述框架的前部。

技術方案7：根據技術方案1所述的系統，其中所述焦點位于以下位置中的任意位置：所述旋轉軸的徑向上方、徑向下方或者直接位于其上。

技術方案8：根據技術方案1所述的系統，其中所述剛性結構、框架以及鏈合結構包括靜態定型結構。

技術方案9：根據技術方案1所述的系統，其中所述鏈合結構不連接到所述發動機的風扇的外殼。

技術方案10：根據技術方案1所述的系統，其中所述第一鏈合對樞轉地安裝到所述前固定架接口，并且所述第二鏈合對樞轉地安裝到所述后固定架接口。

技術方案11：根據技術方案1所述的系統，其中所述剛性結構包括外掛架。

技術方案12：一種將發動機連接到飛行器機翼的方法，所述方法包括：

將剛性結構連接到所述飛行器機翼，其中，所述剛性結構包括前固定架接口和后固定架接口，所述前固定架接口和后固定架接口中的每一者均接收載荷的推力分量；

連接圍繞所述發動機的框架，以使所述框架圍繞所述發動機的旋轉軸，所述框架包括第一支架接頭以及沿所述框架的上部隔開的第二支架接頭；

以相對于所述旋轉軸的第一角度，將鏈合結構的第一鏈合對連接到所述前固定架接口和所述第一支架接頭；以及

以相對于所述旋轉軸的第二角度，將所述鏈合結構的第二鏈合對連接到所述后固定架接口和所述第二支架接頭，其中所述第一鏈合對和所述第二鏈合對的載荷向量的投影在風扇轉子的平面附近相交，其中所述平面垂直于所述旋轉軸。

技術方案13：根據技術方案12所述的方法，其中連接所述第一鏈合對以及連接所述第二鏈合對包括連接所述第一鏈合對并且連接所述第二鏈合對，以使所述第一鏈合對和所述第二鏈合對的所述載荷向量的所述投影在所述發動機的所述旋轉軸附近相交。

技術方案14：根據技術方案12所述的方法，進一步包括將所述鏈合結構的第三鏈合對連接到位于所述第一鏈合對和所述第二鏈合對的后部的所述框架和所述剛性結構。

技術方案15：根據技術方案12所述的方法，其中所述第一鏈合對和所述第二鏈合對的載荷向量的所述投影在所述發動機的所述旋轉軸附近的、位于平面區域內的焦點處相交，所述平面區域垂直于所述旋轉軸并且延伸在風扇組件的頭部的前端與所述發動機的高壓壓縮機的軸向中點之間。

技術方案16：根據技術方案12所述的方法，其中：

將鏈合結構的第一鏈合對連接到所述前固定架接口包括樞轉地將鏈合結構的所述第一鏈合對連接到所述前固定架接口；并且

將鏈合結構的第二鏈合對連接到所述后固定架接口包括樞轉地將鏈合結構的所述第二鏈合對連接到所述后固定架接口。

技術方案17：一種飛行器，包括：

機翼；

發動機；

外掛架，所述外掛架連接在所述機翼與所述發動機之間，所述外掛架包括前固定架接口以及后固定架接口，并且所述前固定架接口和所述后固定架接口中的每一者均接收載荷的推力分量；

圍繞所述發動機的旋轉軸的框架，所述框架包括第一支架接頭以及第二支架接頭，所述第二支架接頭沿所述框架的上部與所述第一支架接頭隔開；以及

將所述框架連接到所述外掛架的鏈合結構，所述鏈合結構包括第一鏈合對和第二鏈節對，所述第一鏈合對以相對于所述旋轉軸的第一角度延伸在所述前固定架接口與所述第一支架接頭之間，所述第二鏈合對以相對于所述旋轉軸的第二角度延伸在所述后固定架接口與所述第二支架接頭之間，其中所述第一鏈合對和所述第二鏈合對的載荷向量在延伸穿過所述發動機的旋轉軸的垂直平面上的投影在風扇組件的平面附近與所述發動機的所述旋轉軸相交，其中所述平面垂直于所述旋轉軸。

技術方案18：根據技術方案17所述的飛行器，其中所述第一鏈合對和所述第二鏈合對的所述載荷向量的所述投影在所述發動機的所述旋轉軸附近相交。

技術方案19：根據技術方案17所述的飛行器，其中所述鏈合結構不連接到所述發動機的風扇的外殼。

技術方案20：根據技術方案17所述的飛行器，其中所述第一鏈合對樞轉地安裝到所述前固定架接口，并且所述第二鏈合對樞轉地安裝到所述后固定架接口。

附圖說明

參照附圖閱讀以下詳細說明將更好地理解本發明的這些和其他特征、方面及優點，在附圖中，相似字符表示附圖中的相似部分，其中：

圖1是透視圖，其示出了根據本發明的一個示例性實施例的飛行器。

圖1a是側視圖，其示出了可用于圖1中所示的飛行器的高旁路渦輪風扇發動機。

圖2是側視圖，其示出了根據本發明的一個實施例的高旁路渦輪風扇發動機，所述高旁路渦輪風扇發動機配備了一種用于將發動機安裝到飛行器機翼支撐結構的系統。

圖2a是從圖2中所示的2a區截取的平面圖。

圖3和圖4示出了施加于圖2中的發動機和安裝系統上的不同載荷條件。

除非另作說明，否則本說明書中提供的附圖用于示出本發明實施例的特征。據信，這些特征適用于包括本發明一個或多個實施例的各種系統。因此，附圖并不意圖包括所屬領域中的普通技術人員已知的實踐本說明書中公開的實施例所需的所有傳統特征。

具體實施方式

本發明的實施例涉及用于將渦輪發動機組件安裝到飛行器機翼的系統。具體來說，本說明書中所述的安裝系統設計成減小或消除在特定發動機操作條件下，發動機機艙內的發動機的骨架彎曲。在一個實施例中，后傾斜鏈合結構連接在飛行器機翼外掛架與發動機的內部框架之間。從側面看來，所述鏈合結構包括至少第一鏈節和第二鏈節，所述第一鏈節和第二鏈節各自包括載荷向量，所述載荷向量從其延伸并且在發動機旋轉軸附近的焦點處以及發動機入口附近的風扇轉子處相交。選擇將第一鏈節和第二鏈節的相交點位置(從側面看去)安置在發動機軸附近可有助于減小或消除在各種發動機操作模式期間，發動機的骨架彎曲。

將安裝系統的焦點安置在相對于入口載荷和發動機中心線的位置處或它們附近，可將骨架彎曲減小到可忽略的程度，即便是在產生高推力水平的大渦輪風扇發動機中。此外，下述的安裝系統將飛行器機翼連接到發動機的框架，以使所述安裝系統不連接到機艙或核心機罩。此外，所述安裝系統能夠在實現此優勢的同時，避免與現有技術在減小骨架彎曲方面所做的努力相關聯的大額費用或重量損失。

本說明書和權利要求書全文中所用的近似語言可以用于修飾能夠合理改變而不改變相關對象的基本功能的任何數量表示。因此，由一個或多個諸如“大約”、“近似”和“大體上”等術語修飾的值并不限于所指定的精確值。在至少一些情況下，近似語言可能與用于測量值的儀器的精度對應。在此處以及說明書及權利要求書的各處中，范圍限制可以組合和/或互換；除非上下文或語言另作說明，否則此類范圍表示說明并且包括其中包含的所有子范圍。

本說明書中所用的術語“軸向”和“軸向地”是指大體平行于渦輪發動機的中心線延伸的方向和定向。此外，術語“徑向”和“徑向地”是指大體垂直于渦輪發動機的中心線延伸的方向和定向。

圖1是透視圖，其示出了根據本發明的一個示例性實施例的飛行器1。在該示例性實施例中，飛行器1包括機身2以及一對橫向延伸的機翼3。每個機翼包括發動機4，所述發動機通過外掛架5固定地連接到機翼3。圖1a是示意圖，其示出了可用于飛行器1(如圖1中所示)的高旁路渦輪風扇發動機10。發動機10示意性地表示為包括機艙12和核心發動機(模塊)14。位于核心發動機14前部的風扇組件16包括頭部整流罩(spinnernose)20，所述頭部整流罩從風扇葉片陣列18向前突起。核心發動機14示意性地表示為包括高壓壓縮機(hpc)22、燃燒器24、高壓渦輪(hpt)26和低壓渦輪(lpt)28。進入風扇組件16的大部分空氣旁通到發動機10的后部，以產生額外的發動機推力。旁通的空氣穿過機艙12與內部核心機罩36之間的環狀旁路管30，并且通過風扇出口噴嘴32從管30排出。核心機罩36限定旁路管30的徑向向內邊界，并且向主排氣噴嘴38提供后核心機罩過渡表面，所述主排氣噴嘴從核心發動機14向后延伸。機艙12限定旁路管30的徑向向外邊界，并且旁通的風扇空氣在由機艙12和核心機罩36限定的旁路管流動表面之間流動，然后從風扇出口噴嘴32排出。

機艙12通常由限定機艙12的外部邊界的三個主元件構成：位于風扇組件16上游的入口組件12a；與發動機風扇外殼42連接的風扇機罩12b，所述風扇機罩圍繞風扇葉片18；以及位于風扇機罩12b后部的反推力組件12c。此外，核心機罩36是機艙12的部件，并且提供圍繞核心發動機12的殼體。

安裝在飛行器上時，發動機10由剛性飛行器結構支撐，例如由外掛架(圖1中未圖示)支撐，所述外掛架從飛行器向外延伸。發動機安裝到機翼的情況下，所述外掛架通常向下延伸到機翼的下方。外掛架的結構部件連接到核心發動機12的框架115，所述框架支撐hpc22以及渦輪26和28的旋轉部件。在該示例性實施例中，框架115包括發動機框架或風扇框架。框架115通常包括鄰近hpc22的前框架、鄰近渦輪26和28的后框架，以及連接所述前后框架的發動機外殼。所述發動機外殼通常稱為發動機10的骨架。圖1中所示類型的飛行器發動機通常在垂直于發動機中心線40的兩個平面上安裝并且固定到飛行器。一個固定架通常連接到前框架，所述前框架通常位于風扇組件16的正后方，而第二固定架通常連接到位于渦輪部分附近的后框架。

爬升期間以及特定飛行器操作模式下，發動機10的中心線40相對于靠近氣流的方向向下傾斜，致使機艙12受到向上的氣動載荷。這種氣動引發的載荷通常稱為入口載荷并且圖示為圖1a中的向量fi，此外，還有推力載荷，其在圖1中圖示為向量ft。這些載荷引發發動機外殼(骨架)中的彎曲力矩；致使所述骨架從其圍繞發動機中心線40的同心位置偏轉(彎曲)。從使發動機10的hpc22以及渦輪部分26和28內的葉片尖端間隙最小的觀點看來，維持發動機骨架圍繞中心線40的同心性至關重要，其有助于改善發動機燃料消耗率(sfc，specificfuelconsumption)和燃料燃燒。此外，減小骨架彎曲還可減小葉片尖端摩擦碰撞周圍發動機結構(包括風扇外殼42)的幾率，因而改善服務性能的保持。從裝配在機翼上到拆除進行保養的時間間隔較長的發動機可減小對其運營方的服務合同成本。

圖2是側視圖，其示出了一種示例性高旁路渦輪風扇發動機10，所述高旁路渦輪風扇發動機配備安裝系統100，用于將發動機10安裝到飛行器50的機翼52。圖2a是從2a區(圖2中所示)截取的平面圖。圖2示出了處于非操作模式下的發動機10，其中發動機100的重量w是作用于安裝系統100上的唯一載荷。圖3示出了處于起飛或巡航載荷條件下的發動機10，其中來自發動機10的推力以高速推動飛行器50沿跑道前行，然后起飛或升空。圖4示出了處于爬升或離地升空載荷條件下的發動機10。安裝系統100可安裝在圖1中所示類型的高旁路燃氣渦輪風扇發動機中，因此，為便于說明，圖1中用于標識發動機10及其部件的相同數字將在圖2到4中用于表示相同或功能等效的部件。為便于說明以下的系統100，術語“垂直”、“水平”、“橫向”、“前部”、“后部”、“上”、“下”、“上方”、“下方”等可用于指代發動機10在飛行器50上的安裝和定向關系，因此是指示本發明的結構、安裝和使用的相對術語并且有助于限定本發明的范圍。但是，系統100可安裝在與附圖中所示的發動機10顯著不同的發動機上，或者安裝在飛行器50的其他位置，例如，安裝機身上，同時仍在本發明的范圍內。最后，可預見到的是，系統100可以應用于飛行器發動機以外的其他應用中。

如圖2中所示，安裝系統100包括剛性結構102，或外掛架，例如，所述剛性結構通過帶單球或球面軸承的凸耳和u型連接器連接到飛行器機翼52的發動機支撐結構。外掛架102也連接到發動機10并且包括前固定架接口104和后固定架接口106。在該示例性實施例中，前固定架接口104和后固定架接口106各自接收在特定發動機操作模式下的載荷的推力分量的至少一部分。

安裝系統100還包括框架115，所述框架圍繞發動機10的旋轉軸40。在該示例性實施例中，框架115包括第一支架接頭108以及第二支架接頭110，所述第二支架接頭與第一支架接頭108隔開。

在該示例性實施例中，安裝系統100還包括鏈合結構114，所述鏈合結構連接在框架115與外掛架104之間，并且配置成將框架115固定到外掛架102。外掛架102、框架115和鏈合結構114共同構成靜止決定結構。鏈合結構114包括至少一對第一鏈節116，一對第二鏈節118以及一對后鏈節119。從圖2a的側視圖看去，第一鏈節116的兩個鏈節構成相對于旋轉軸40的相同角度，并且第二鏈節118的兩個鏈節構成相對于旋轉軸40的相同角度。但是如圖2a中所示，第一鏈節116相對于旋轉軸40向內成角度設置，而第二鏈節118大體上與旋轉軸40平行。

在該示例性實施例中，第一對對稱鏈節116(僅一個在圖2中示出)延伸在外掛架102上的對應的前固定架接口104到框架115上的第一支架接頭108之間。具體來說，第一鏈合對116樞轉地連接在外掛架前固定架接口104的一端上，并且還樞轉地在其相對的一端連接到框架115的第一支架接頭108。在該示例性實施例中，第一鏈合對116連接在外掛架102與框架115之間，以使第一鏈合對116限定相對于旋轉軸40的第一角度α。

類似地，第二鏈合對118延伸在外掛架102上的后固定架接口106與框架115上的第二支架接頭110之間。具體來說，第二鏈合對118樞轉地連接在外掛架后固定架接口106的一端上，并且還樞轉地在其相對的一端連接到框架115的第二支架接頭110。在該示例性實施例中，第二鏈合對118連接在外掛架102與框架115之間，以使第二鏈合對118限定相對于旋轉軸40的第二角度β。如圖2中所示，第二角度β小于第一角度α。

鏈合結構114提供了發動機10與飛行器機翼52的外掛架102(或者其他適當的支撐結構)之間的連接，可大幅減小核心發動機14內可能由于上文參見圖1中所述的類型的推力和入口載荷引起的骨架彎曲/偏轉。此外，鏈合結構114僅連接在框架115與外掛架102之間，因此，不連接到機艙12或風扇外殼42的任何部分。在一些實施例中，骨架彎曲/偏轉可能減小到可忽略的水平或者甚至減小到零。

如圖2中所示，第一鏈合對116包括通過第一鏈合對116傳輸的力(或者同一平面內的力)的載荷向量120。類似地，第二鏈合對118包括通過第二鏈合對118傳輸的力(或者同一平面內的力)的載荷向量122。在該示例性實施例中，最終載荷向量120和122在垂直平面上的延伸穿過旋轉軸40的投影在位于平面區域124內的位置相交。在第一實施例中，平面區域124從hpc22的近似軸向中點向前延伸到頭部整流罩20的尖端。在第二實施例中，平面區域124從hpc22的近似前端延伸到風扇組件16的前端。在另一個實施例中，平面區域124軸向延伸在hpc22入口導向輪葉23與風扇組件平面17之間。在其他實施例中，平面區域124沿逆時針方向傾斜約25°到30°，如圖2中所示。具體來說，載荷向量120和122在平面區域124上的投影沿風扇組件平面17在位于旋轉軸40附近的交點pf處彼此相交。由于載荷向量120不彼此平行并且由于載荷向量122大體平行于旋轉軸40，因此它們可能不會與旋轉軸40上的任何點相交。但是，載荷向量120和122在平面區域124上的投影可能在平面區域124的邊界內，在位于旋轉軸40附近彼此相交。

參見圖2-4進一步理解安裝系統100將骨架彎曲/偏轉潛在降低到低值或零的能力。圖2概略地示出了由于發動機10的重量w產生的唯一相對力向量(無發動機操作)，并且指出，發動機重量將在第一鏈節116和第二鏈節118與后鏈節119處的后固定架垂直反作用力ra之間分擔。具體來說，圖2示出了發動機10的第一操作模式，其中發動機10關閉，或者作用于發動機10上的其他所有力均平衡。

圖3概略地示出了發動機10的第二操作模式期間存在的狀況，例如飛行器50沿跑到前進的起飛期間或者在需要額外推力的水平飛行期間。如圖3中所示，鏈合結構114的第一鏈節116和第二鏈節118將受到由于發動機推力ft引起的其他力。具體來說，如圖3中所示，由于交點pf圖示為在中心線上方，則發動機推力ft在交點pf處產生較小的前垂直反作用力rf，該垂直反作用力沿與重量反作用力w相反的方向作用。類似地，發動機推力ft在后鏈節119處產生附加到重量反作用力w的、沿向上方向作用的后反作用力ra。在圖3中所示的載荷條件下，前反作用力rf減小等量和相反量，從而共同抵消推力ft力矩。此外，交點pf越靠近中心線40，后反作用力ra從圖2中所示的平衡靜態載荷向圖3中所示的附加推力條件的增量就越小。

圖4概略地示出了發動機10的第三操作模式期間存在的狀況，例如離地升空期間或者飛行器50爬升時。如圖4中所示，鏈合結構114的鏈節116、118和119受到發動機推力ft產生的附加力，但是還受到由于離地升空和爬升載荷條件期間的飛行器50的迎角增大而引起的入口載荷fi。具體來說，可從圖4中看出，發動機推力ft和入口載荷fi在交點pf處產生沿與重力w反作用力相反的向下方向作用的前反作用力rf。類似地，發動機推力f和入口載荷fi使沿向上方向作用、附加到重量反作用力w的后鏈節119處的后反作用力ra增大。在圖4中所示的載荷條件下，前反作用力rf減小，或者可變為負值，而后反作用力ra相對于圖3中所示的載荷條件增大。在該示例性實施例中，焦點pf越靠前，由于入口載荷fi產生的骨架彎曲增量就越小。此外，在圖4中所示的載荷條件下，后反作用力ra大于圖3中所示的載荷條件期間的后反作用力ra。隨著飛行器50達到巡航高度并且拉平機身，入口載荷fi減小并且前反作用力rf和后反作用力ra回復到僅抵消重量反作用力w和推力ft，如圖3中所示。在該示例性實施例中，如本說明書中所述，焦點pf、hpc22的前部、框架115以及核心機罩36的前緣的位置有助于在離地升空和爬升載荷條件下，減小發動機10的骨架彎曲。

在該示例性實施例中，入口載荷fi表示為由于飛行器處于爬升狀態而引起的附加載荷，在此期間，機艙12由于發動機10的中心線40相對于接近氣流向上傾斜而受到向上的氣動載荷。值得注意的是，圖4將發動機推力載荷fi和入口載荷fi圖示為沿圍繞鏈節116和118的相同或相反方向施加載荷力矩，具體取決于焦點pf是在發動機中心線40的上方還是下方。結果是，如果這些力矩相對于焦點pf的距離適用于其對應的強度ft和fi，則它們可以在一定程度上彼此抵消。通過減小發動機10中由入口載荷fi和推力ft引發的彎曲力矩，核心發動機14的骨架將受到更少的彎曲或偏轉。

在圖4中所示的條件下，第一支架結構108和第二支架結構110中的載荷的強度將依據飛行期間受到的重量w、推力ft以及入口載荷fi的實際值而改變。因此，本發明的優選方面在于將焦點pf安置在框架115的前部，以便大幅減小核心發動機14的骨架彎曲和偏轉。此外，焦點pf優選地位于發動機推力向量ft和入口載荷向量fi的交點附近，從而位于發動機10的風扇入口組件12a內。在實踐中，發動機的分布質量還致使產生發動機骨架彎曲，并且將發現，焦點的最佳位置位于要求的區域內，以便使飛行器飛行期間的所有骨架彎曲來源最少。具體來說，相對于已知發動機設計向前移動焦點pf可使彎曲最小。更具體來說，載荷向量120和122在靠近發動機10的旋轉軸40與發動機入口附近的風扇平面17的交點附近的焦點pf處相交。選擇將第一鏈節和第二鏈節的、載荷向量的相交點位置(從側面看去)安置在發動機軸附近可有助于減小或消除在各種發動機操作模式期間，發動機的骨架彎曲。

應了解，所述的系統是靜態定型的，并且“故障保險”考慮事項中應包括額外的“等待故障保險”特征或其他鏈節，從而形成減小骨架彎曲的同等性能的非靜態定型系統。

根據以上內容，應認識到，焦點pf的位置可通過組合并且配置與附圖中所示不同的鏈節和安裝位置來實現，并且該等其他組合和配置在本發明的范圍內。可通過使用適用的數學向量分析推導向量來輕易地得出適當的替代方案。

本發明的技術效果是能夠將安裝系統的焦點安置在相對于入口載荷和發動機中心線的位置處或它們附近，這可將骨架彎曲減小到可忽略的程度，即便是在產生高推力水平的大渦輪風扇發動機中。此外，所述安裝系統將飛行器機翼連接到發動機的框架，以使所述安裝系統不連接到機艙或風扇外殼。此外，所述安裝系統能夠在實現此優勢的同時，避免與現有技術在減小骨架彎曲方面所做的努力相關聯的大額費用或重量損失。

用于通過外掛架將發動機連接到飛行器的方法和系統的上述實施例能夠以成本有效且可靠的方式，減小外掛機的后固定架中的載荷，并且減小各種操作模式期間的載荷變動。具體來說，本說明書中所述的方法和系統還有助于提高高壓壓縮機和高壓渦輪的構造間隙，并且允許減小外掛架的整流罩的剖面。因此，本說明書中所描述的方法和系統有利于以具有成本效益且可靠的方式將發動機連接到飛行器。

以上詳細描述了安裝系統的示例性實施例。所述安裝系統以及操作該等安裝系統的方法并不限于本說明書中所述的特定實施例，而是，可以獨立于本說明書中所述的其他部件和/或步驟單獨使用系統部件和/或方法步驟。例如，所述方法也可與需要部件安裝的其他系統結合使用，并且不限于僅使用本說明書中描述的系統和方法來實踐。

盡管本發明各個實施例的具體特征可能在一些附圖中示出而并未在其他附圖中示出，但這僅是出于方便的考量。根據本發明的原理，附圖中的任何特征可結合其他任何附圖的任何特征來參考和/或提出權利要求。

本說明書使用了多個實例來公開本發明，包括最佳模式，同時還使得所屬領域中的任何普通技術人員能夠實踐這些實施例，包括制造和使用任何裝置或系統并且執行所包含的任何方法。本發明的保護范圍由權利要求書限定，并可包括所屬領域的技術人員想出的其他實例。如果其他此類實例的結構要素與權利要求書的字面意義相同，或如果此類實例包括的等效結構要素與權利要求書的字面意義無實質差別，則此類實例也應在權利要求書的范圍內。