安装飞行器发动机的系统和方法与流程

本发明总体上涉及用于将飞行器发动机安装到飞行器的系统和方法。具体来说，本发明涉及一种安装系统和方法，所述安装系统和方法适用于减小由于飞行器操作期间的气动、重力、惯性和推力载荷而在飞行器发动机中发生的骨架(backbone)偏转。

背景技术：

至少一些已知的燃气涡轮发动机，例如涡轮风扇发动机，包括风扇、核心发动机和动力涡轮。所述核心发动机包括以串行流关系连接在一起的至少一个压缩机、燃烧器和高压涡轮。具体来说，所述压缩机和高压涡轮通过轴连接，以形成高压转子组件。进入核心发动机的空气与燃料混合并且点燃，以形成高能量气体流。高能量气体流流过所述高压涡轮，以便可旋转地驱动高压涡轮，以使轴可旋转地驱动压缩机。随着气体流流过位于高压涡轮之后的动力或低压涡轮，该气体流将膨胀。低压涡轮包括转子部件，该转子组件具有连接到驱动轴的风扇。低压涡轮通过驱动轴可旋转地驱动风扇。当低压涡轮以相对较高旋转速度操作时，并且当风扇以相对较低旋转速度和较低压力比操作时，涡轮发动机性能得以增强。

由于发动机旁路比增大，较大的风扇以及气流增多会导致起飞旋转的载荷增大。随着内部和一些外部气流转向成与发动机轴对准，发动机入口上会产生大提升载荷。该载荷占骨架弯曲力矩中的绝大部分。发动机推力也会产生俯仰力矩(pitch)，具体取决于发动机安装系统的焦点是在发动机中心线上、上方还是下方。由于较大旁路比的发动机与较小的核心直径相关联，同时压力比较大并且叶片高度较小，核心发动机更易于遭受骨架弯曲。至少一些发动机包括较大开口顶部间隙，以适应骨架弯曲。但是，该开口顶部间隙可能导致燃料经济性降低。

技术实现要素：

在一个方面中，本发明提供一种系统，用于将发动机安装到飞行器的发动机支撑结构。所述系统包括刚性结构，所述刚性结构连接到飞行器的机翼，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载荷的推力分量。所述系统还包括框架，所述框架围绕发动机的旋转轴。所述框架包括第一支架接头以及第二支架接头，所述第二支架接头沿框架的上部与第一支架接头隔开。链合结构将框架连接到刚性结构。所述链合结构包括第一链合对以及第二链合对。所述第一链节(link)以相对于旋转轴的第一角度延伸在前固定架接口与第一支架接头之间。所述第二链节以相对于旋转轴的第二角度延伸在后固定架接口与第二支架接头之间。从侧向看去，第一链合对与第二链合对的载荷向量的投影在位于发动机推进风扇组件与发动机的高压压缩机的前部之间的、发动机的旋转轴附近相交。

在另一方面中，本发明提供了一种将发动机连接到飞行器机翼的方法。所述方法包括将刚性结构连接到飞行器机翼。所述刚性结构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载荷的推力分量。所述方法还包括连接围绕发动机的框架，以使所述框架围绕发动机的旋转轴。所述框架包括沿框架的上部隔开的第一支架接头以及第二支架接头。所述方法进一步包括以相对于旋转轴的第一角度将链合结构的第一链节连接到前固定架接口和第一支架接头，并且以相对于旋转轴的第二角度将链合结构的第二链节连接到后固定架接口和第二支架接头。从侧面看去，第一链节和第二链节的载荷向量的投影在发动机旋转轴以及风扇转子平面附近相交。

在又一方面中，本发明提供了一种飞行器。所述飞行器包括机翼、发动机、外挂架(pylon)，所述外挂架连接在机翼与发动机之间。所述外挂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载荷的推力分量。所述系统还包括框架，所述框架围绕发动机的旋转轴。所述框架包括第一支架接头以及第二支架接头，所述第二支架接头沿框架的上部与第一支架接头隔开。链合结构将框架连接到所述外挂架。所述链合结构包括第一链合对以及第二链合对。所述第一链合对以相对于旋转轴的第一角度延伸在前固定架接口与第一支架接头之间。所述第二链合对以相对于旋转轴的第二角度延伸在后固定架接口与第二支架接头之间。从侧面看去，第一链节和第二链节的载荷向量在发动机旋转轴以及风扇转子平面附近相交。

技术方案1：一种系统，用于将发动机安装到飞行器的发动机支撑结构，所述系统包括：

刚性外挂架结构，所述刚性外挂架结构连接到所述飞行器的机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载荷的推力分量；

围绕所述发动机的旋转轴的框架，所述框架包括第一支架接头以及第二支架接头，所述第二支架接头沿所述框架的上部与所述第一支架接头隔开；以及

将所述框架连接到所述刚性结构的链合结构，所述链合结构包括第一链合对以及第二链合对，所述第一链合对以相对于所述旋转轴的第一角度延伸在所述前固定架接口与所述第一支架接头之间，所述第二链合对以相对于所述旋转轴的第二角度延伸在所述后固定架接口与所述第二支架接头之间，其中所述第一链合对的载荷向量在延伸穿过所述发动机的所述旋转轴的垂直平面上的投影以及所述第二链合对的载荷向量的投影在所述发动机的所述旋转轴附近的、位于平面区域内的焦点处相交，所述平面区域垂直于所述旋转轴并且延伸在风扇组件的头部的前端与所述发动机的高压压缩机的轴向中点之间。

技术方案2：根据技术方案1所述的系统，其中所述平面区域延伸在所述风扇组件的前端与所述发动机的所述高压压缩机的轴向前端之间。

技术方案3：根据技术方案2所述的系统，其中所述平面区域延伸在所述风扇组件的旋转平面与所述发动机的所述高压压缩机的入口导向轮叶之间。

技术方案4：根据技术方案1所述的系统，其中所述第一链合对和所述第二链合对的所述载荷向量的所述投影在所述发动机的所述旋转轴附近相交。

技术方案5：根据技术方案1所述的系统，其中所述链合结构包括第三链合对，所述第三链合对连接到所述第一和第二链合对后部的所述框架。

技术方案6：根据技术方案1所述的系统，其中所述第一链合对的所述载荷向量在延伸穿过所述发动机的所述旋转轴的垂直平面上的所述投影以及所述第二链合对的所述载荷向量的所述投影在焦点处相交，所述焦点在风扇转子的平面的后部并且在所述旋转轴径向上方的所述框架的前部。

技术方案7：根据技术方案1所述的系统，其中所述焦点位于以下位置中的任意位置：所述旋转轴的径向上方、径向下方或者直接位于其上。

技术方案8：根据技术方案1所述的系统，其中所述刚性结构、框架以及链合结构包括静态定型结构。

技术方案9：根据技术方案1所述的系统，其中所述链合结构不连接到所述发动机的风扇的外壳。

技术方案10：根据技术方案1所述的系统，其中所述第一链合对枢转地安装到所述前固定架接口，并且所述第二链合对枢转地安装到所述后固定架接口。

技术方案11：根据技术方案1所述的系统，其中所述刚性结构包括外挂架。

技术方案12：一种将发动机连接到飞行器机翼的方法，所述方法包括：

将刚性结构连接到所述飞行器机翼，其中，所述刚性结构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载荷的推力分量；

连接围绕所述发动机的框架，以使所述框架围绕所述发动机的旋转轴，所述框架包括第一支架接头以及沿所述框架的上部隔开的第二支架接头；

以相对于所述旋转轴的第一角度，将链合结构的第一链合对连接到所述前固定架接口和所述第一支架接头；以及

以相对于所述旋转轴的第二角度，将所述链合结构的第二链合对连接到所述后固定架接口和所述第二支架接头，其中所述第一链合对和所述第二链合对的载荷向量的投影在风扇转子的平面附近相交，其中所述平面垂直于所述旋转轴。

技术方案13：根据技术方案12所述的方法，其中连接所述第一链合对以及连接所述第二链合对包括连接所述第一链合对并且连接所述第二链合对，以使所述第一链合对和所述第二链合对的所述载荷向量的所述投影在所述发动机的所述旋转轴附近相交。

技术方案14：根据技术方案12所述的方法，进一步包括将所述链合结构的第三链合对连接到位于所述第一链合对和所述第二链合对的后部的所述框架和所述刚性结构。

技术方案15：根据技术方案12所述的方法，其中所述第一链合对和所述第二链合对的载荷向量的所述投影在所述发动机的所述旋转轴附近的、位于平面区域内的焦点处相交，所述平面区域垂直于所述旋转轴并且延伸在风扇组件的头部的前端与所述发动机的高压压缩机的轴向中点之间。

技术方案16：根据技术方案12所述的方法，其中：

将链合结构的第一链合对连接到所述前固定架接口包括枢转地将链合结构的所述第一链合对连接到所述前固定架接口；并且

将链合结构的第二链合对连接到所述后固定架接口包括枢转地将链合结构的所述第二链合对连接到所述后固定架接口。

技术方案17：一种飞行器，包括：

机翼；

发动机；

外挂架，所述外挂架连接在所述机翼与所述发动机之间，所述外挂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载荷的推力分量；

围绕所述发动机的旋转轴的框架，所述框架包括第一支架接头以及第二支架接头，所述第二支架接头沿所述框架的上部与所述第一支架接头隔开；以及

将所述框架连接到所述外挂架的链合结构，所述链合结构包括第一链合对和第二链节对，所述第一链合对以相对于所述旋转轴的第一角度延伸在所述前固定架接口与所述第一支架接头之间，所述第二链合对以相对于所述旋转轴的第二角度延伸在所述后固定架接口与所述第二支架接头之间，其中所述第一链合对和所述第二链合对的载荷向量在延伸穿过所述发动机的旋转轴的垂直平面上的投影在风扇组件的平面附近与所述发动机的所述旋转轴相交，其中所述平面垂直于所述旋转轴。

技术方案18：根据技术方案17所述的飞行器，其中所述第一链合对和所述第二链合对的所述载荷向量的所述投影在所述发动机的所述旋转轴附近相交。

技术方案19：根据技术方案17所述的飞行器，其中所述链合结构不连接到所述发动机的风扇的外壳。

技术方案20：根据技术方案17所述的飞行器，其中所述第一链合对枢转地安装到所述前固定架接口，并且所述第二链合对枢转地安装到所述后固定架接口。

附图说明

参照附图阅读以下详细说明将更好地理解本发明的这些和其他特征、方面及优点，在附图中，相似字符表示附图中的相似部分，其中：

图1是透视图，其示出了根据本发明的一个示例性实施例的飞行器。

图1a是侧视图，其示出了可用于图1中所示的飞行器的高旁路涡轮风扇发动机。

图2是侧视图，其示出了根据本发明的一个实施例的高旁路涡轮风扇发动机，所述高旁路涡轮风扇发动机配备了一种用于将发动机安装到飞行器机翼支撑结构的系统。

图2a是从图2中所示的2a区截取的平面图。

图3和图4示出了施加于图2中的发动机和安装系统上的不同载荷条件。

除非另作说明，否则本说明书中提供的附图用于示出本发明实施例的特征。据信，这些特征适用于包括本发明一个或多个实施例的各种系统。因此，附图并不意图包括所属领域中的普通技术人员已知的实践本说明书中公开的实施例所需的所有传统特征。

具体实施方式

本发明的实施例涉及用于将涡轮发动机组件安装到飞行器机翼的系统。具体来说，本说明书中所述的安装系统设计成减小或消除在特定发动机操作条件下，发动机机舱内的发动机的骨架弯曲。在一个实施例中，后倾斜链合结构连接在飞行器机翼外挂架与发动机的内部框架之间。从侧面看来，所述链合结构包括至少第一链节和第二链节，所述第一链节和第二链节各自包括载荷向量，所述载荷向量从其延伸并且在发动机旋转轴附近的焦点处以及发动机入口附近的风扇转子处相交。选择将第一链节和第二链节的相交点位置(从侧面看去)安置在发动机轴附近可有助于减小或消除在各种发动机操作模式期间，发动机的骨架弯曲。

将安装系统的焦点安置在相对于入口载荷和发动机中心线的位置处或它们附近，可将骨架弯曲减小到可忽略的程度，即便是在产生高推力水平的大涡轮风扇发动机中。此外，下述的安装系统将飞行器机翼连接到发动机的框架，以使所述安装系统不连接到机舱或核心机罩。此外，所述安装系统能够在实现此优势的同时，避免与现有技术在减小骨架弯曲方面所做的努力相关联的大额费用或重量损失。

本说明书和权利要求书全文中所用的近似语言可以用于修饰能够合理改变而不改变相关对象的基本功能的任何数量表示。因此，由一个或多个诸如“大约”、“近似”和“大体上”等术语修饰的值并不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可能与用于测量值的仪器的精度对应。在此处以及说明书及权利要求书的各处中，范围限制可以组合和/或互换；除非上下文或语言另作说明，否则此类范围表示说明并且包括其中包含的所有子范围。

本说明书中所用的术语“轴向”和“轴向地”是指大体平行于涡轮发动机的中心线延伸的方向和定向。此外，术语“径向”和“径向地”是指大体垂直于涡轮发动机的中心线延伸的方向和定向。

图1是透视图，其示出了根据本发明的一个示例性实施例的飞行器1。在该示例性实施例中，飞行器1包括机身2以及一对横向延伸的机翼3。每个机翼包括发动机4，所述发动机通过外挂架5固定地连接到机翼3。图1a是示意图，其示出了可用于飞行器1(如图1中所示)的高旁路涡轮风扇发动机10。发动机10示意性地表示为包括机舱12和核心发动机(模块)14。位于核心发动机14前部的风扇组件16包括头部整流罩(spinnernose)20，所述头部整流罩从风扇叶片阵列18向前突起。核心发动机14示意性地表示为包括高压压缩机(hpc)22、燃烧器24、高压涡轮(hpt)26和低压涡轮(lpt)28。进入风扇组件16的大部分空气旁通到发动机10的后部，以产生额外的发动机推力。旁通的空气穿过机舱12与内部核心机罩36之间的环状旁路管30，并且通过风扇出口喷嘴32从管30排出。核心机罩36限定旁路管30的径向向内边界，并且向主排气喷嘴38提供后核心机罩过渡表面，所述主排气喷嘴从核心发动机14向后延伸。机舱12限定旁路管30的径向向外边界，并且旁通的风扇空气在由机舱12和核心机罩36限定的旁路管流动表面之间流动，然后从风扇出口喷嘴32排出。

机舱12通常由限定机舱12的外部边界的三个主元件构成：位于风扇组件16上游的入口组件12a；与发动机风扇外壳42连接的风扇机罩12b，所述风扇机罩围绕风扇叶片18；以及位于风扇机罩12b后部的反推力组件12c。此外，核心机罩36是机舱12的部件，并且提供围绕核心发动机12的壳体。

安装在飞行器上时，发动机10由刚性飞行器结构支撑，例如由外挂架(图1中未图示)支撑，所述外挂架从飞行器向外延伸。发动机安装到机翼的情况下，所述外挂架通常向下延伸到机翼的下方。外挂架的结构部件连接到核心发动机12的框架115，所述框架支撑hpc22以及涡轮26和28的旋转部件。在该示例性实施例中，框架115包括发动机框架或风扇框架。框架115通常包括邻近hpc22的前框架、邻近涡轮26和28的后框架，以及连接所述前后框架的发动机外壳。所述发动机外壳通常称为发动机10的骨架。图1中所示类型的飞行器发动机通常在垂直于发动机中心线40的两个平面上安装并且固定到飞行器。一个固定架通常连接到前框架，所述前框架通常位于风扇组件16的正后方，而第二固定架通常连接到位于涡轮部分附近的后框架。

爬升期间以及特定飞行器操作模式下，发动机10的中心线40相对于靠近气流的方向向下倾斜，致使机舱12受到向上的气动载荷。这种气动引发的载荷通常称为入口载荷并且图示为图1a中的向量fi，此外，还有推力载荷，其在图1中图示为向量ft。这些载荷引发发动机外壳(骨架)中的弯曲力矩；致使所述骨架从其围绕发动机中心线40的同心位置偏转(弯曲)。从使发动机10的hpc22以及涡轮部分26和28内的叶片尖端间隙最小的观点看来，维持发动机骨架围绕中心线40的同心性至关重要，其有助于改善发动机燃料消耗率(sfc，specificfuelconsumption)和燃料燃烧。此外，减小骨架弯曲还可减小叶片尖端摩擦碰撞周围发动机结构(包括风扇外壳42)的几率，因而改善服务性能的保持。从装配在机翼上到拆除进行保养的时间间隔较长的发动机可减小对其运营方的服务合同成本。

图2是侧视图，其示出了一种示例性高旁路涡轮风扇发动机10，所述高旁路涡轮风扇发动机配备安装系统100，用于将发动机10安装到飞行器50的机翼52。图2a是从2a区(图2中所示)截取的平面图。图2示出了处于非操作模式下的发动机10，其中发动机100的重量w是作用于安装系统100上的唯一载荷。图3示出了处于起飞或巡航载荷条件下的发动机10，其中来自发动机10的推力以高速推动飞行器50沿跑道前行，然后起飞或升空。图4示出了处于爬升或离地升空载荷条件下的发动机10。安装系统100可安装在图1中所示类型的高旁路燃气涡轮风扇发动机中，因此，为便于说明，图1中用于标识发动机10及其部件的相同数字将在图2到4中用于表示相同或功能等效的部件。为便于说明以下的系统100，术语“垂直”、“水平”、“横向”、“前部”、“后部”、“上”、“下”、“上方”、“下方”等可用于指代发动机10在飞行器50上的安装和定向关系，因此是指示本发明的结构、安装和使用的相对术语并且有助于限定本发明的范围。但是，系统100可安装在与附图中所示的发动机10显著不同的发动机上，或者安装在飞行器50的其他位置，例如，安装机身上，同时仍在本发明的范围内。最后，可预见到的是，系统100可以应用于飞行器发动机以外的其他应用中。

如图2中所示，安装系统100包括刚性结构102，或外挂架，例如，所述刚性结构通过带单球或球面轴承的凸耳和u型连接器连接到飞行器机翼52的发动机支撑结构。外挂架102也连接到发动机10并且包括前固定架接口104和后固定架接口106。在该示例性实施例中，前固定架接口104和后固定架接口106各自接收在特定发动机操作模式下的载荷的推力分量的至少一部分。

安装系统100还包括框架115，所述框架围绕发动机10的旋转轴40。在该示例性实施例中，框架115包括第一支架接头108以及第二支架接头110，所述第二支架接头与第一支架接头108隔开。

在该示例性实施例中，安装系统100还包括链合结构114，所述链合结构连接在框架115与外挂架104之间，并且配置成将框架115固定到外挂架102。外挂架102、框架115和链合结构114共同构成静止决定结构。链合结构114包括至少一对第一链节116，一对第二链节118以及一对后链节119。从图2a的侧视图看去，第一链节116的两个链节构成相对于旋转轴40的相同角度，并且第二链节118的两个链节构成相对于旋转轴40的相同角度。但是如图2a中所示，第一链节116相对于旋转轴40向内成角度设置，而第二链节118大体上与旋转轴40平行。

在该示例性实施例中，第一对对称链节116(仅一个在图2中示出)延伸在外挂架102上的对应的前固定架接口104到框架115上的第一支架接头108之间。具体来说，第一链合对116枢转地连接在外挂架前固定架接口104的一端上，并且还枢转地在其相对的一端连接到框架115的第一支架接头108。在该示例性实施例中，第一链合对116连接在外挂架102与框架115之间，以使第一链合对116限定相对于旋转轴40的第一角度α。

类似地，第二链合对118延伸在外挂架102上的后固定架接口106与框架115上的第二支架接头110之间。具体来说，第二链合对118枢转地连接在外挂架后固定架接口106的一端上，并且还枢转地在其相对的一端连接到框架115的第二支架接头110。在该示例性实施例中，第二链合对118连接在外挂架102与框架115之间，以使第二链合对118限定相对于旋转轴40的第二角度β。如图2中所示，第二角度β小于第一角度α。

链合结构114提供了发动机10与飞行器机翼52的外挂架102(或者其他适当的支撑结构)之间的连接，可大幅减小核心发动机14内可能由于上文参见图1中所述的类型的推力和入口载荷引起的骨架弯曲/偏转。此外，链合结构114仅连接在框架115与外挂架102之间，因此，不连接到机舱12或风扇外壳42的任何部分。在一些实施例中，骨架弯曲/偏转可能减小到可忽略的水平或者甚至减小到零。

如图2中所示，第一链合对116包括通过第一链合对116传输的力(或者同一平面内的力)的载荷向量120。类似地，第二链合对118包括通过第二链合对118传输的力(或者同一平面内的力)的载荷向量122。在该示例性实施例中，最终载荷向量120和122在垂直平面上的延伸穿过旋转轴40的投影在位于平面区域124内的位置相交。在第一实施例中，平面区域124从hpc22的近似轴向中点向前延伸到头部整流罩20的尖端。在第二实施例中，平面区域124从hpc22的近似前端延伸到风扇组件16的前端。在另一个实施例中，平面区域124轴向延伸在hpc22入口导向轮叶23与风扇组件平面17之间。在其他实施例中，平面区域124沿逆时针方向倾斜约25°到30°，如图2中所示。具体来说，载荷向量120和122在平面区域124上的投影沿风扇组件平面17在位于旋转轴40附近的交点pf处彼此相交。由于载荷向量120不彼此平行并且由于载荷向量122大体平行于旋转轴40，因此它们可能不会与旋转轴40上的任何点相交。但是，载荷向量120和122在平面区域124上的投影可能在平面区域124的边界内，在位于旋转轴40附近彼此相交。

参见图2-4进一步理解安装系统100将骨架弯曲/偏转潜在降低到低值或零的能力。图2概略地示出了由于发动机10的重量w产生的唯一相对力向量(无发动机操作)，并且指出，发动机重量将在第一链节116和第二链节118与后链节119处的后固定架垂直反作用力ra之间分担。具体来说，图2示出了发动机10的第一操作模式，其中发动机10关闭，或者作用于发动机10上的其他所有力均平衡。

图3概略地示出了发动机10的第二操作模式期间存在的状况，例如飞行器50沿跑到前进的起飞期间或者在需要额外推力的水平飞行期间。如图3中所示，链合结构114的第一链节116和第二链节118将受到由于发动机推力ft引起的其他力。具体来说，如图3中所示，由于交点pf图示为在中心线上方，则发动机推力ft在交点pf处产生较小的前垂直反作用力rf，该垂直反作用力沿与重量反作用力w相反的方向作用。类似地，发动机推力ft在后链节119处产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。在图3中所示的载荷条件下，前反作用力rf减小等量和相反量，从而共同抵消推力ft力矩。此外，交点pf越靠近中心线40，后反作用力ra从图2中所示的平衡静态载荷向图3中所示的附加推力条件的增量就越小。

图4概略地示出了发动机10的第三操作模式期间存在的状况，例如离地升空期间或者飞行器50爬升时。如图4中所示，链合结构114的链节116、118和119受到发动机推力ft产生的附加力，但是还受到由于离地升空和爬升载荷条件期间的飞行器50的迎角增大而引起的入口载荷fi。具体来说，可从图4中看出，发动机推力ft和入口载荷fi在交点pf处产生沿与重力w反作用力相反的向下方向作用的前反作用力rf。类似地，发动机推力f和入口载荷fi使沿向上方向作用、附加到重量反作用力w的后链节119处的后反作用力ra增大。在图4中所示的载荷条件下，前反作用力rf减小，或者可变为负值，而后反作用力ra相对于图3中所示的载荷条件增大。在该示例性实施例中，焦点pf越靠前，由于入口载荷fi产生的骨架弯曲增量就越小。此外，在图4中所示的载荷条件下，后反作用力ra大于图3中所示的载荷条件期间的后反作用力ra。随着飞行器50达到巡航高度并且拉平机身，入口载荷fi减小并且前反作用力rf和后反作用力ra回复到仅抵消重量反作用力w和推力ft，如图3中所示。在该示例性实施例中，如本说明书中所述，焦点pf、hpc22的前部、框架115以及核心机罩36的前缘的位置有助于在离地升空和爬升载荷条件下，减小发动机10的骨架弯曲。

在该示例性实施例中，入口载荷fi表示为由于飞行器处于爬升状态而引起的附加载荷，在此期间，机舱12由于发动机10的中心线40相对于接近气流向上倾斜而受到向上的气动载荷。值得注意的是，图4将发动机推力载荷fi和入口载荷fi图示为沿围绕链节116和118的相同或相反方向施加载荷力矩，具体取决于焦点pf是在发动机中心线40的上方还是下方。结果是，如果这些力矩相对于焦点pf的距离适用于其对应的强度ft和fi，则它们可以在一定程度上彼此抵消。通过减小发动机10中由入口载荷fi和推力ft引发的弯曲力矩，核心发动机14的骨架将受到更少的弯曲或偏转。

在图4中所示的条件下，第一支架结构108和第二支架结构110中的载荷的强度将依据飞行期间受到的重量w、推力ft以及入口载荷fi的实际值而改变。因此，本发明的优选方面在于将焦点pf安置在框架115的前部，以便大幅减小核心发动机14的骨架弯曲和偏转。此外，焦点pf优选地位于发动机推力向量ft和入口载荷向量fi的交点附近，从而位于发动机10的风扇入口组件12a内。在实践中，发动机的分布质量还致使产生发动机骨架弯曲，并且将发现，焦点的最佳位置位于要求的区域内，以便使飞行器飞行期间的所有骨架弯曲来源最少。具体来说，相对于已知发动机设计向前移动焦点pf可使弯曲最小。更具体来说，载荷向量120和122在靠近发动机10的旋转轴40与发动机入口附近的风扇平面17的交点附近的焦点pf处相交。选择将第一链节和第二链节的、载荷向量的相交点位置(从侧面看去)安置在发动机轴附近可有助于减小或消除在各种发动机操作模式期间，发动机的骨架弯曲。

应了解，所述的系统是静态定型的，并且“故障保险”考虑事项中应包括额外的“等待故障保险”特征或其他链节，从而形成减小骨架弯曲的同等性能的非静态定型系统。

根据以上内容，应认识到，焦点pf的位置可通过组合并且配置与附图中所示不同的链节和安装位置来实现，并且该等其他组合和配置在本发明的范围内。可通过使用适用的数学向量分析推导向量来轻易地得出适当的替代方案。

本发明的技术效果是能够将安装系统的焦点安置在相对于入口载荷和发动机中心线的位置处或它们附近，这可将骨架弯曲减小到可忽略的程度，即便是在产生高推力水平的大涡轮风扇发动机中。此外，所述安装系统将飞行器机翼连接到发动机的框架，以使所述安装系统不连接到机舱或风扇外壳。此外，所述安装系统能够在实现此优势的同时，避免与现有技术在减小骨架弯曲方面所做的努力相关联的大额费用或重量损失。

用于通过外挂架将发动机连接到飞行器的方法和系统的上述实施例能够以成本有效且可靠的方式，减小外挂机的后固定架中的载荷，并且减小各种操作模式期间的载荷变动。具体来说，本说明书中所述的方法和系统还有助于提高高压压缩机和高压涡轮的构造间隙，并且允许减小外挂架的整流罩的剖面。因此，本说明书中所描述的方法和系统有利于以具有成本效益且可靠的方式将发动机连接到飞行器。

以上详细描述了安装系统的示例性实施例。所述安装系统以及操作该等安装系统的方法并不限于本说明书中所述的特定实施例，而是，可以独立于本说明书中所述的其他部件和/或步骤单独使用系统部件和/或方法步骤。例如，所述方法也可与需要部件安装的其他系统结合使用，并且不限于仅使用本说明书中描述的系统和方法来实践。

尽管本发明各个实施例的具体特征可能在一些附图中示出而并未在其他附图中示出，但这仅是出于方便的考量。根据本发明的原理，附图中的任何特征可结合其他任何附图的任何特征来参考和/或提出权利要求。

本说明书使用了多个实例来公开本发明，包括最佳模式，同时还使得所属领域中的任何普通技术人员能够实践这些实施例，包括制造和使用任何装置或系统并且执行所包含的任何方法。本发明的保护范围由权利要求书限定，并可包括所属领域的技术人员想出的其他实例。如果其他此类实例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或如果此类实例包括的等效结构要素与权利要求书的字面意义无实质差别，则此类实例也应在权利要求书的范围内。