专利名称：三链节式失效安全引擎安装架的制作方法
技术领域：
本发明涉及引擎安装架，特别是一种失效安全引擎安装架，用于把一部喷气引擎固定于飞机上。
飞机引擎一般都用一种引擎安装架安装在机翼下面或尾部附近。通常在引擎前部和引擎后部都设置安装架，以便分散引擎载荷。一般的引擎安装架包括几个部件。一种部件是一大致平面状的上连接件，具有一安装台，沿着其上部边缘设置，此台用于把引擎安装架装接于飞机的某一支承结构，比如机翼斜支柱或机尾吊架。在上连接件的下部边缘上以及沿着引擎外壳的一部分设置有多个U形夹。用销轴装在上连接件和引擎外壳二者的各U形夹之中的多个链节把引擎连接于支承结构。这种类型的类似一些引擎安装架用于引擎的前和后部。
引擎安装架用来在所有飞行阶段期间对付各种各样的载荷。这些载荷包括铅直载荷(引擎重量加上飞行载荷)、轴向载荷(由引擎推力造成)、侧向载荷(比如由风力颤振造成)，以及扭转载荷(由引擎的转动运行或者透平叶片损失造成)。一台引擎安装架还必须适应引擎相对于安装架的热胀冷缩。热胀冷缩的效应在巡航阶段期间最为显著。在巡航期间，热胀冷缩可导致作用在引擎安装架上面的载荷方向发生明显偏移。
几乎所有的引擎安装架都设计成失效安全型的，亦即，可防止引擎与飞机分离。失效安全运行是由一种辅助，或备用，承载系统来提供的。常见的有两种类型的辅助系统。第一种利用反推力装置(诸如转换整流罩(translatingcowl))的部件来承担引擎载荷。第二类利用置放在引擎安装架自身里面的各制动链节(catcher link)。各制动链节是引擎安装架之中的附加链节，一般在正常运行期间不受载荷。万一某一主要(即非制动)链节失效，各制动链节能够与其余未失效的链节合作而承担引擎载荷。链节的失效可以出自多种原因，包括各销轴或U形夹的失效；各链节断裂、变形、失落或错装；销轴剪断；等等。
两种类型的辅助系统之中，反推力装置系统是应用比较广泛的办法。在大多数飞机上，采用制动链节是一种比较有效的解决办法，因为它们需要相对说来少得多的重量和空间。当前，所知的制动链节式引擎安装架为数不多，而其中三链节系统所述不多。
美国专利No.5,275,357(此后称作“357”)披露了一种三链节系统，中间链节是一制动链节。此中间链节在正常工作期间不承担载荷，因为中间链节装接于引擎外壳的孔眼尺寸过大。美国专利No.5,303,880(此后称作“880”)类似于“357”专利的装置，但带有另外的可更换衬套。虽然在这两项专利中披露的装置具有三个链节，但整个系统都完全不同于本发明。最明显的区别是，“357”和“880”专利中的各链节提供少于本发明的水平和扭转承载能力。这是由于“357”和“880”的装置不具有专用的水平和扭转承载构件。制动链节在第一或第二链节失效期间的使用还会产生一小于本发明的失效模式载荷力矩(load-couple)(亦即，各引擎载荷接触点的跨距)。尽管“357”和“880”专利显得已很充分，但在某一链节失效的条件下，各引擎载荷接触点之间的跨距尽可能地大还是有利的。这些系统高度也较大，使得它们不能用于某种诸如波音737这样的低机翼飞机上面。
美国专利No.5,078,342(此后称作“342”)也披露了一种三链节系统，其中中间链节是制动链节。中间链节包括一臂杆，在正常工作期间承担水平载荷。此制动链节的第二臂杆由于上面的一尺寸过大孔眼而在正常工作期间不受载荷。虽然“342”专利的装置具有三个链节，但不是在所有链节失效条件下都完全适应水平和扭转载荷。特别是，与一真正的制动链节不同，某些链节失效配有只是一种扭力止动件(亦即，两贴靠金属表面)。扭力止动件(torsion stop)趋向于非常迅速的磨损，而一旦磨坏，它们就难以或不可能修复。扭力止动件的另一缺点是，在有链节失效的条件下，由于引擎的轴向热胀，扭力止动件可能自己剪开。此外，“342”专利的装置是对称的，要求撑杆和引擎垂直于地面悬挂，以便限制各止动件的触靠。然而，本发明对于倾斜并不敏感而可以不垂直地面悬挂(比如垂直于机翼)。“342”装置中的制动链节也具有一种失效模式载荷力矩缺点，与以上关于“357”和“880”专利的装置所说明的一样。
因而，存在一种对于优质失效安全引擎安装架的需求，这种安装架在正常的和有链节失效的工作期间可提供所有方向上的链节承载能力。这种理想的安装架在高度上是紧凑的，以便如果与翼下引擎一起使用则可提供较大的离地间隙，并且在宽度上是紧凑的，以便不致显著地减少分支流动(bifurcationflow)。不过，这种安装架在有链节失效的条件下应当形成尽可能宽的载荷力矩。这种安装架不应当具有任何会振动和磨损的松动制动链节。这种安装架应当在某一单一链节失效的情况下提供足够的铅直和水平承载能力，应当是重量小的，而且，如果需要，应当允许装设一隔振装置。按照以下的说明将会理解，本发明的目的就在于提供这样一种优质失效安全引擎安装架。
按照本发明，提供了一种失效安全引擎安装架，用于把一喷气引擎装接于飞机支承结构，此安装架可有效地在正常工作期间在几个安装架链节之间分配引擎载荷，以及在一单一链节失效期间在其余各链节之间分配引擎载荷。按照本发明制成的引擎安装架可以装接于一架飞机的不同部位处(比如，机翼下方或尾部)或者一部引擎的不同部位处(比如，引擎前部或引擎后部)，而只需要对安装架各部件的尺寸作稍许修改。按照本发明制成的一种引擎安装架包括一上连接件、多个链节、以及一U形夹带。上连接件包括一安装台，用于把上连接件装接于一支承结构。U形夹带装接于引擎外壳，各链节把上连接件连接于U形夹带。上连接件还包括一肋板部分，由位于安装台附近的各结构加强肋板组成。各肋板彼此相交以形成能够承担施加的各种应力和引擎载荷的各结构节点。在所述实施例中，引擎安装架在高度上比较紧凑，但在需要时可以增加高度，以便为引擎隔振装置提供空间。
按照本发明的其他各方面，多个链节包括第一、第二和第三链节。第一链节位于引擎安装架的一侧并大致上是一平直的、基本上铅直取向的链节。第一链节把引擎外壳上的一点与上连接件上的一点连接起来。第二链节具有一第一臂杆，设置得在正常工作期间把引擎外壳上的一点与上连接件上的一点连接起来；以及一第二臂杆，设置得把上连接件上的这一点与引擎外壳上的另一点连接起来。第二链节的第二臂杆在正常工作期间不受载荷而在第一或第三链节失效期间承受载荷。第三链节包括一第一臂杆，设置得把上连接件上的一点与上连接件上的另一点连接起来。第三链节的第一臂杆在正常工作期间不受载荷而在第一或第二链节失效期间承受载荷。第三链节还包括一第二臂杆，从第三链节第一臂杆与上连接件的连接点处伸向引擎外壳上的一点。第三链节的第二臂杆在飞机正常运行期间承受载荷。
按照本发明的另外各方面，各链节对于上连接件下部边缘和对于引擎外壳的连接都是由带有可枢转的球面轴承的各销轴-U形夹接合构成的。各连接点配置得使所有链节在飞行巡航阶段处于相对于飞机的、大致上同一个铅直横向平面之内。
按照本发明的另外各方面，在正常工作期间，第一和第三链节承担大部分铅直载荷，而第二链节的第一臂杆承担大多数水平载荷。扭转载荷由所有三个链节分担。如果第一链节失效，第二链节的第二臂杆参与工作以承担某些原先由第一链节承担的载荷。如果第二链节失效，第三链节的第一臂杆承担某些原先由第二链节承担的载荷。如果第三链节失效，第二链节的第二臂杆承担某些原先由第三链节承担的载荷。在这三种失效条件的每一种之中，各制动链节中只有一个接合进来，保持引擎安装架为静定的。这样，如有一个链节失效，所有的铅直和水平载荷都得到承担，从而可防止引擎与飞机分离。
本发明提供了一种新颖和显然较好的引擎安装架。如有任一链节失效，曾由失效链节承担的铅直、水平和扭转载荷都有效地分配在各其余链节之间。整个引擎安装架比较紧凑，从而使喷气飞机可能提供的有限量的空间得到最佳利用，且如果用于一翼下引擎可形成较大的离地间隙。本发明在某一链节失效条件下具有相对较宽的载荷力矩。各链节设计得在正常工作期间各制动链节不受载荷，这样就消除了不必要的磨损。此外，没以松动的链节产生振动，从而零件的磨损得以减少。
在参照以下结合附图所作的详细说明对本发明有了更好的了解之后，本发明的前述各方面和许多附带优点将会变得更易理解，其中
图1是一传统飞机引擎的示意侧视图，此引擎由按照本发明制成的引擎安装架安装于机翼下面的吊架上；图2是一相对于飞机向前看时看到的按照本发明制成的失效安全引擎安装架的后视图；图3是一本发明一项实际实施例的各连接位置坐标的表格；图4是沿图2中直线4-4截取的横截面侧视图；图5是在正常运转期间图2的失效安全引擎后安装架的示意视图；图6是图2的失效安全引擎后安装架的示意视图，表明在一第一链节失效时出现的情况；图7是图2的失效安全引擎后安装架的示意视图，表明在一第二链节失效时出现的情况；以及图8是图2的失效安全引擎后安装架的示意视图，表明在一第三链节失效时出现的情况；图1是一传统飞机喷气引擎11的示意侧视图，引擎由一位于一机翼之下的吊架17支承。引擎11由按照本发明制作的一引擎安装架19装接于吊架17。更为具体地说，引擎安装架19装接于引擎11的后部，靠近涡轮后框架21。从而，画在图1中的引擎安装架19是一引擎后安装架。
虽然图1表明一引擎后安装架，但应当理解，按照本发明的各项原则制成的各引擎安装架可以用于各种引擎安装部位。比如，它们可以用作前或后安装架，或两者兼作。它们可以用以把引擎安装于机翼之下或安装于飞机尾部。图1意在例证，不在限制。在这方面，以下关于用于图1所示位置上的一部特定引擎安装架的文字说明也应该认为是例证性的，而不是限制性的。使用按照本发明制成的一引擎安装架的精确位置选定之后，可能需要修改安装架各零件的尺寸以适应这种特定的应用场合。这些修改取决于为引擎安装领域中的熟练人员所熟知的各种因素，比如，引擎大小、各种预期载荷、各种空气动力方面所需考虑的事项等等。
为了便于理解本发明，以下说明中的术语涉及的是引擎安装架各零件相对于各附图的方位的位置。术语和例证性附图都不应当被认作是要把本发明限定为只是翼下的、引擎后安装架。
图2是一失效安全引擎后安装架19的后视图，是一观察者站在引擎11后面看到的，安装架按照本发明制成并适合如图1中那样使用。一般，引擎安装架19包括一上连接件31和三个链节45、47、53。上连接件31装接于吊架17(示于图1中)或某一其他飞机支架。各链节45、47、53配置得将连接件上面的四个连接点39a、39b、39c、39d与装接于一引擎外壳71(示于图5)上的一U形夹带(clevis strip)73上面的四个连接点75a、75b、75c、75d连接起来。各链节45、47、53在不同连接点处装接于上连接件31和引擎外壳71是使用各销轴-U形夹接合予以实现的。在运转期间，各链节45、47、53支承引擎11的铅直和水平/扭转载荷。假使一链节失效，其余各链节设计得可以完全承接原先由此失效链节所承受的各种载荷。用于上连接件31、各链节45、47、53、各销轴和U形夹的材料应当最好是铬镍铁合金、钛或不锈钢。
更为详细地说，上连接件31具有一沿着一上表面形成的安装台33，用于把引擎安装架19装接于吊架17。安装台33包括多个螺栓孔，用于纳放把安装台33装接于吊架17的螺栓装置(未画出)。各螺栓将引擎后安装架19承受的载荷传递给吊架17，安装台33还包括一或多个安全销孔眼，用于纳放同样把安装台装接于吊架17的安全销装置(未画出)。安全销轴装置把由引擎后安装架19所承受的侧向和推力载荷传递给吊架17。
上连接件31还包括一位于安装台下面的短肋板部分。肋板部分包括各结构加强区域，或者各肋板35，它们承受安装台33与各链节45、47、53之间的各种引擎载荷。各肋板35有助于控制由各种引擎载荷所生成的各作用力矢量的相互协调。所包括的肋板35的数量足以确保各种引擎载荷得到充分支承。由于各种引擎载荷主要是沿着各肋板35传递的，各肋板之间的区域可以压出凹窝以减小上连接件31的重量。尽管各附图所示的本发明的实施例表明一比较紧凑的肋板部分，但是，假使有需要，肋板部分的高度可以以对于本技术领域中的熟练人员来说显而易见的各种途径予以加大，以使引擎隔振装置得以装设。
沿着肋板部分的下边缘是四个上连接点用于第一链节45的一个39a；用于第二链节47的一个39b；以及用于第三链节53的两个39c、39d。四个上连接点39a、39b、39c、39d都位于一大致横交于引擎11纵向轴线13的同一平面之内。图4中画得最清楚，每一上连接点包括一U形夹41，带有一销孔44a、44b，钻穿于U形夹两翼片42a、42b上。每一链节45、47、53的一端置放在U形夹两翼片42a、42b之间并由一U形夹销轴43保持就位，此销轴穿过U形夹一翼片42a上的销孔44a、穿过链节端部上的一孔61、然后再穿过U形夹另一翼片42b上的销孔44b。这种设置以下还要详细说明。
返回图2，上连接件31下部边缘的轮廓最好是通过将形成在每一U形夹销孔周围的各下部弧线用简单曲线连接起来而加以确定。各下部弧线是在每一销孔处转动一大于销孔半径的半径而形成的。应当留意使围绕每一U形夹销孔44a、44b的U形夹翼片42a、42b具有足够的结构强度以承受预期的载荷。各U形夹41最好是通过机加工铬镍铁合金、钛或不锈钢制成，并成形为在所有飞行阶段，链节45、47、53的端部都容易配装到其相应的U形夹41中去。应当留心确保在正常和链节失效两种运转期间为各链节提供充足的空间，如下所述。
参见图5，U形夹带73沿着引擎外壳71的径向上部边缘设置。U形夹带73位于一大致横交于引擎11的纵向轴线13的平面之中，大致与由各上连接点形成的平面重合。U形夹带73包含四个下连接点用于第一链节45的一个75a；用于第二链节47的两个75b、75c；和用于第三链节53的一个75d。每一下连接点75a、75b、75c、75d包括一U形夹41，带有U形夹销孔44a、44b，钻穿于U形夹每一翼片42a、42b上(如图4所示)。各链节45、47、53的另一端各自位于一U形夹的两翼片42a、42b之间，并通过把U形夹销轴43嵌入相应U形夹的两个翼片42a、42b和嵌入链节端部上的孔61而被安装就位。U形夹带73的外部轮廓是用各简单曲线段把围绕每一U形夹销孔形成的各下部弧段连接起来而确定的。各下部弧段是通过在每一销孔44a、44b处转动一半径而形成的，此半径大于销孔的半径。应当留心使每一U形夹销孔44a、44b具有足够的强度以承受预期的载荷。
三个链节45、47、53的以下讨论详述各链节的三个主要方面。第一方面是，各链节的总体形状和相对于上连接件31与引擎外壳71的位置。第二方面是，使用销轴-U形夹接合把各链节装接于上连接件31和引擎外壳71。第三方面是，在正常工作和某一链节失效期间各链节的运作。
三个链节45、47、53并排装设在一大致的共同平面之内，此平面横交于引擎11的纵向轴线13。第一链节45位于引擎后安装架19的左侧，大约与铅直方向成30°顺时针角度，如图2所示。第一链节45基本上是平直的并以上连接件31的一端向外展开。第一链节45包含带有球面轴承(sphericalbearing)的上和下链孔，链节45每端有一链孔。第一链节45的上链孔以前述销轴-U形夹方式在第一上连接点39a处连接于上连接件31。下面比较详细地说明一下一种销轴-U形夹连接。第一链节45的下链孔在下连接点75a处装接于引擎外壳71，还是使用销轴-U形夹接合。
第二链节47具有一双面折弯形状并包括一第一臂杆49和一第二臂杆51。两臂杆49、51具有同样的总长度并形成一大约145°的钝角。设置了三个链孔，一个在两臂杆49、51的交接处，另两个各在两臂杆的每一外端处。第一臂杆49外端上的链孔在第二下连接点75b处装接于引擎外壳71，此点位于第一下连接点75a的里侧(相对于飞机)。两臂杆49、51交接处的链孔在第二上连接点39b处连接于上连接件31，该点位于第一上连接点39a里侧。第二臂杆51外端的链孔在第三下连接点75c处连接于引擎外壳71，此点位于第二下连接点75b的里侧。所有的第二链节连接都是销轴-U形夹接合。
第三链节53也具有一双向折弯形状并包括一第一臂杆55和一第二臂杆57。两臂杆55、57具有同样的总长度并形成一大约105°的角度。设置了三个链孔，一个在两臂杆55、57的交接处，另两个各在两臂杆的每一外端处。第一臂杆55外端的链孔在第三上连接点39c处连接于上连接件31，此点位于第二上连接点39b里侧。在两臂杆55、57交接处的链孔在第四上连接点39d处连接于上连接件31，此点位于第三上连接点39c的里侧。第二臂杆57外端的链孔在第四下连接点75d处连接于引擎外壳71，此点位于第三下连接点75c的里侧。所有第三链节连接都是销轴-U形夹接合。
图3的表格说明了按照本发明制成的一种引擎安装架上各上和下连接点相对位置的一项具体实施例。图3中的各数值是结合一用在(但不限于)波音737换代飞机(-600/-700/-800)上的CFM 56-7翼下引擎后安装架而使用的。本技术领域中的熟练人员将会理解，如果本发明要用于一不同于CFM56-7翼下引擎的引擎上，可以对此具体实施例作稍许一些变动。如图2所示，X和Y坐标系的中心设在第一下连接点75a处。列于图3之中的各个位置将取决于按照本发明制成的一种安装架所应用的具体引擎应用场合而变化。
以下关于第二链节47第一臂杆49的销轴-U形夹接合的说明是作为上和下各连接点处所有销轴-U形夹接合的例证。例外情况另外指出。图4是沿着图2的直线4-4截取的第二链节47第二臂杆51的侧视横截面图。在第二上连接点39b处的销轴-U形夹接合包括两个前述的U形夹翼片42a、42b，第二链节47由一U形夹销轴43装在它们里面。U形夹销轴43穿过位于一个U形夹翼片42a上的U形夹圆孔44a、穿过第二链节47上的孔眼61和位于另一U形夹翼片42b上的圆孔44b。第三下连接点销轴-U形夹接合的结构设计是类似的。
各链节45、47、53上的每一链孔61包括一球面轴承63。球面轴承包括一轴承滚珠(bearing ball)65和一轴承座圈67。轴承座圈67借助于一唇圈(lip)69挤压在链孔61上面。轴承滚珠65位于轴承座圈67之中并包括一贯通其中心的一轴承滚珠孔68。各U形夹销轴43穿过各轴承滚珠孔68。各球面轴承63允许链节相对于U形夹作转动。
如图4所示，各衬套91位于销孔44a、44b之中，各销孔位于U形夹翼片42a、42b上面。各衬套91从轴承滚珠65延伸至几乎U形夹41的外表面。各衬套91可减小链节和各U形夹销轴的振动。所有U形夹总成的U形夹翼片42a、42b；轴承滚珠65；轴承座圈67；以及各衬套91都把尺寸定得彼此成紧密配合。
各U形夹销轴43包括一位于一端的头部93和一些位于另一端的螺纹95。在插入U形夹翼片42a、42b时，U形夹销轴43的尺寸足够长以允许螺纹段95伸过U形夹翼片42a、42b。一端帽97和螺帽99装接于U形夹销轴43的带螺纹端，牢固地把U形夹销轴43固紧在U形夹41上面。
在本发明的一项实际实施例中，U形夹销轴43的直径与轴承滚珠孔68的直径对在第一、第二、和第四上连接点39a、39b、39d处和在第一、第二和第四下连接点75a、75b、75d处的各U形夹41基本上是一样的。在第三上连接点39c处和第三下连接点75c处，轴承滚珠孔68的直径稍大于U形夹销轴43的直径。在本发明的此实施例中，第三下连接点75c的U形夹销轴43与轴承滚珠孔68之间的径向间隙大约是0.310英寸。第三上连接点39c的U形夹销轴43与轴承滚珠孔68之间的径向间隙大约是0.200英寸。正如以下要比较详细地说明的那样，各径向间隙可确保在正常工作期间各链节将围绕U形夹销轴浮动而不会接触U形夹销轴。显然，这些尺寸应当认为是例证性的，因为对于本发明的其他应用场合和实施例来说，其他一些尺寸可能更好。
所有的链孔61都是圆的，并且围绕一条正交于每一链节45、47、53的外表面的轴线形成。各链孔61的尺寸定得使之紧靠轴承座圈67密切配合，轴承座圈67设计成围绕轴承滚珠65紧密配合。各链节稍带倾斜地安置在各U形夹41里面。确切的倾斜程度将取决于在飞行期间某一特定连接点处由于热膨胀而造成的预期活动程度。即使各链节45、47、53可以倾斜角度不一，在飞行的巡航阶段，引擎11的运动将使所有链节都变得大致上沿铅直方向取向的并相对于引擎11的纵向轴线13横向对齐。
图5是图2中失效安全引擎后安装架19的一示意视图，表明在各种正常工作期间各链节45、47、53的位置。如图5所示，各链节45、47、53和各U形夹销轴43在引擎后安装架19里面的尺寸和位置安排得在正常载荷条件下，第一链节45和第三链节53的第二臂杆57承担基本上所有的铅直载荷，第二链节47的第一臂杆49承担基本上所有的水平载荷，第二链节47的第二臂杆51不承担载荷，以及第三链节53的第一臂杆55也不承担载荷。
各上和下连接点都用图5中每一圆圈中心上的一点来表示。这些点还表明U形夹销轴43的大致轴心。一单独的圆圈围住第一、第二和第四上连接点39a、39b、39d以及第一、第二和第四下连接点75a、75b、75d，表明U形夹销轴43和轴承滚珠孔68在该连接点处，如上所述，尺寸定得彼此密切配合。在第三上连接点39c和第三下连接点75c处有两个圆圈，表明轴承滚珠孔直径大于U形夹销轴直径。大圆圈代表轴承滚珠孔68，而小圆圈代表U形夹销轴43直径。连接各链节45、47、53的各连接点的各直线77都是直的，表示两连接点之间的载荷沿着一通过一链节的平直路径。因而，没有链节在非失效条件下承受某种弯曲载荷。
图6是图2中引擎后安装架19的一示意视图，表明在第一链节45失效条件下第二和第三链节47、53的位置。如果第一链节45失效，则第二链节47第二臂杆51的轴承滚珠65将被迫接触在第三下连接点75c的U形夹接合处的U形夹销轴43(如图6所示)。这就允许第二链节47与留下的第三链节53一起工作以承担由已失效的第一链节45以前所承担的载荷。在第三上连接点39c处的U形夹接合的U形夹销轴43移近第三链节53第一臂杆55上的轴承滚珠孔68(如图6所示)。但并未形成连接。
图7是图2中引擎后安装架19的一示意视图，表明在第二链节47失效条件下第一和第三链节45、53的位置。如果第二链节47失效，则第三链节53第一臂杆55的轴承滚珠65将被迫接触在第三上连接点39c的U形夹接合处的U形夹销轴43。第三链节53与第一链节45一起工作以承担由已失效的第二链节47以前所承担的载荷。
图8是图2中引擎后安装架19的一示意视图，表明在第三链节53失效条件下第一和第二链节45、47的位置。如果第三链节53失效，则第二链节47第二臂杆51的轴承滚珠65将被迫接触在第三下连接点75c的U形夹接合处的U形夹销轴43。这就允许第二链节47与留下的第一链节45一起工作以承担由已失效的第三链节53以前所承担的载荷。
虽然本发明的优选实施例已作了图示说明，但应当理解，其中可以作出多种变动而不会偏离本发明的精神和范畴。
权利要求
1.一种用于把喷气引擎的引擎外壳装接于飞机上的支承结构上的失效安全引擎安装架，包括(a)一可装接于飞机支承结构上的上连接件，此上连接件包括一具有第一、第二、第三和第四上连接点的下部边缘，各上连接点位于一大致横交于引擎纵向中心线的平面之内；(b)一在一大致横交于引擎纵向中心线的平面内装接于引擎外壳的外周缘上的U形夹带，此U形夹带包括第一、第二、第三和第四下连接点，各下连接点位于一大致横交于引擎纵向中心线的平面之内；(c)一基本上平直的第一链节，在第一上连接点处连接于上连接件而在第一下连接点处连接于U形夹带；(d)一包括一第一臂杆和一第二臂杆的第二链节，第一臂杆在第二下连接点处连接于U形夹带而在第二上连接点处连接于上连接件，第二臂杆相对于第一臂杆形成一大约145°的角度，第二臂杆还在第三下连接点处连接于U形夹带；以及(e)一包括一第一臂杆和一用于稳定第一臂杆的第二臂杆的第三链节，第二臂杆在第四上连接点处连接于上连接件而在第四下连接点处连接于U形夹带，第一臂杆相对于第二臂杆形成一大约105°的角度，第一臂杆还在第三上连接点处连接于上连接件。
2.按照权利要求1所述的失效安全引擎安装架，其中，各链节与上连接件各上连接点以及与U形夹带各下连接点的连接都是销轴-U形夹接合。
3.按照权利要求2所述的失效安全引擎安装架，还包括在各销轴-U形夹接合处的球面轴承，安置得在正常巡航飞行作业期间所有链节都位于相对于引擎纵向中心线的基本上同一横向平面之内。
4.按照权利要求1所述的失效安全引擎安装架，其中，上连接件还包括结构加强部分。
5.按照权利要求1所述的失效安全引擎安装架，其中，上连接件还包括一适于连接于一飞机支承结构的安装台。
6.按照权利要求1所述的失效安全引擎安装架，其中，第二链节的第二臂杆设置得在飞机正常工作期间不受载荷。
7.按照权利要求6所述的失效安全引擎安装架，其中，第二链节的第二臂杆与引擎外壳的连接是由具有带大约0.310英寸径向间隙的各球面轴承的一种销轴-U形夹接合构成的。
8.按照权利要求1所述的失效安全引擎安装架，其中，第二链节的第二臂杆设置得万一第三链节失效时与第一链节一起工作以承担引擎载荷。
9.按照权利要求1所述的失效安全引擎安装架，其中，第三链节的第一臂杆安置得在第一链节失效期间不受载荷。
10.按照权利要求1所述的失效安全引擎安装架，其中，第三链节的第一臂杆安置得在飞机正常工作期间不受载荷。
11.按照权利要求10所述的失效安全引擎安装架，其中，第三链节第一臂杆与上连接件的连接是由具有带大约0.200英寸径向间隙的各球面轴承的一种销轴-U形夹接合构成的。
12.按照权利要求1所述的失效安全引擎安装架，其中，第三链节的第一臂杆设置得万一第二链节失效时与第一链节一起工作以承担引擎载荷。
全文摘要
一种失效安全引擎安装架,包括第一链节、第二链节、第三链节、在一上连接件上的四个上连接点以及在一引擎外壳的U形夹带上的四个下连接点。上连接件包括各结构加强肋板。各链节与上连接件和引擎的连接都是由带球面轴承的、可枢转的销轴和U形夹接合构成的。在正常工作条件下,第一链节、第二链节第一臂杆以及第三链节第二臂杆一起工作以承担铅直和水平载荷。在某一链节失效的工作期间,其余链节一起工作承担载荷。
文档编号B64D27/26GK1174799SQ9611186
公开日1998年3月4日 申请日期1996年8月27日 优先权日1996年8月27日
发明者肯尼斯·E·海伊 申请人:波音公司