专利名称：：三连杆故障自动保护发动机架的制作方法
技术领域：
：本发明涉及发动机架，特别是一种用于把喷气发动机固定在飞机上的故障自动保护发动机架。飞机发动机一般由发动机架安装在机翼下面或机尾部附近。机架通常设置为同时支承发动机的前部和后部，以分布发动机载荷。典型的发动机架包括若干部件，其中一个部件是具有沿其上边缘设置的安装平台的平面上接头，该安装平台用于把发动机架固定于飞机的支承结构上，如机翼撑杆或尾斜梁。多个U形夹位于上接头的下边缘并且也沿发动机壳的一部分设置。多个插在上接头和发动机壳的U形夹中的连杆把发动机连接到支承结构上。类似的这种发动机架既用于发动机的前部也用于其后部。发动机架设计为在所有飞行阶段中承受不同载荷。这些载荷包括垂直载荷(发动机重量加上机动载荷)、轴向载荷(由发动机推力引起)、侧向载荷(例如由气流抖振引起)及扭转载荷(由发动机旋转运行或涡轮叶片损失引起)。发动机架必须也能适应发动机相对于机架的热膨胀和收缩。在巡航状态中热膨胀和收缩的影响最为显著。巡航中，热膨胀和收缩可导致在作用于发动机架的载荷方向上的明显的偏移。几乎所有的飞机发动机架都设计为故障自动保护的，即防止发动机从飞机上分离。故障自动保护操作由辅助或备用承载系统提供。一般有两种辅助系统。第一种利用反推力装置的部件(如平动整流罩)承受发动机载荷。第二种利用设于发动机架本身内的限制连杆。限制连杆是发动机架中附加的连杆，在正常运行中一般是卸载的。如果一个主要连杆(也就是非限制连杆)失效，限制连杆能够配合其它的未失效的连杆承受发动机载荷。连杆失效可能由许多原因引起，包括销子或U形夹的失效；连杆的断裂、变形、脱落、错误安装；销子剪断等等。在两种辅助系统中，反推力装置是较为广泛应用的方法。在大部分的飞机中，使用限制连杆是更为有效的方案，因为它们需要相对少得多的重量和空间。目前，为人们所知的限制连杆发动机架较少并且此中很少提到三连杆系统。美国专利No.5275357(此后以“357”表示)描述了一个三连杆系统，其中心连杆是限制连杆。由于中心连杆在一特大孔处与发动机壳相连，在正常运行期间中心连杆不承受载荷。美国专利No.5303880(此后以“880”表示)与357专利的装置相似，但另有一可换式衬套。虽然这两个专利公开的装置有三个连杆，但该系统完全不同于本发明。最明显的区别是357和880专利的连杆比本发明的连杆提供的水平和扭转载荷承受能力差。这是由于357和880的装置没有专用的水平及扭转载荷支承件。限制连杆的操作在第一或第二连杆失效期间也产生一失效型载荷偶(load-couple)(即发动机载荷接触点的间距)，载荷偶比本发明的小。即使357和880专利的装置足以满足要求，在连杆失效状态下使发动机载荷接触点之间的间距尽可能大也是有利的。而且这两个系统高度较大，这使其不能在某些低机翼的飞机诸如波音737上使用。美国专利No.5078342(此后以“342”表示)也描述了一个三连杆系统，其中中心连杆是限制连杆。中心连杆包括一在正常运行期间承受水平载荷的臂。限制连杆的第二臂由于其上的特大孔而在正常运行中是卸载的。虽然342专利的装置有三个连杆，但在所有失效连杆状态下其并不能完全承受水平和扭转载荷。特别是，某些连杆失效是在仅有一个扭转止动件(即两个相邻金属面)时产生的，该止动件与实际的限制连杆相对。扭转止动件容易极快地磨损，并且一旦磨损，就很难或不可能修复了。扭转止动件的另一缺点是在失效连杆状态中，由于发动机轴向温度的上升，扭转止动件可能剪断自身。此外，342专利的装置是对称的，要求撑杆和发动机垂直于地面悬挂以限制止动件的配合。然而，本发明并不对角度敏感并且可以不垂直于地面悬挂(如垂直于机翼)。342装置的限制连杆也如以上所述357和880专利的装置一样有一失效型载荷偶的缺点。因此，需要一种优良的故障自动保护发动机架，其在正常和失效连杆运行期间沿各种方向均具有连杆载荷承受能力。这种理想的机架如果用于翼下发动机则应在高度方向上紧凑以提供更大的地面净空。而且在宽度方向上应紧凑以便不会显著地减少分支气流。然而该机架在失效连杆状态中应具有尽可能宽的载荷偶。该机架不应有任何振动和磨损的松散的限制连杆。该机架在单个连杆失效的情况下应能提供足够的垂直和水平载荷承受能力，还应重量轻，并且如果必要应能安装减震器。通过下面的描述将会明白，本发明旨在提供这样一种优良的故障自动保护发动机架。根据本发明，提供了一种故障自动保护发动机架，其用于把喷气发动机连接到飞机支承结构上，在正常运行中能有效地把发动机载荷分布在几个发动机架连杆上，而在一单个连杆失效期间分布在其余的连杆上。根据本发明构成的发动机架可以连接到飞机(如机翼下或机尾部)或发动机(如发动机的前部或后部)的不同位置，而所需机架部件的尺寸仅需轻微修改。根据本发明构成的发动机架包括一上接头、多个连杆、及一U形夹条。上接头包括一用于把上接头连接到支承结构上的安装平台。U形夹条连在发动机壳上，而连杆把上接头连到U形夹条上。上接头还包括肋区，其由位于安装平台附近的结构性加强肋构件组成。肋构件相互交叉以形成能够承受发动机的作用应力和载荷的结构支点。在所述的实施例中，发动机架在高度方向上是相对紧凑的，但如果需要用发动机减震器时，为了给其提供空间发动机架的高度可能要增加。根据本发明的另一方面，多个连杆包括第一、第二及第三连杆。第一连杆位于发动机架的一侧并且基本是笔直的、垂直向的杆。第一连杆从发动机壳的一点连到上接头的一点。第二连杆有一第一臂，在正常运行时从发动机壳的一点连到上接头的一点，及一第二臂，从上接头的一点连到发动机壳的另一点。第二连杆的第二臂在正常运行中是卸载的，而在第一或第三连杆失效期间加载。第三连杆包括一第一臂，其从上接头的一点连到上接头的另一点。第三连杆的第一臂在正常运行中卸载而在第一或第二连杆失效期间加载。第三连杆还包括一第二臂，其从第三连杆的第一臂和上接头的连接处向发动机壳的一点延伸。第三连杆的第二臂在飞机正常运行中是加载的。根据本发明的又一方面，连杆对上接头的下边缘及对发动机壳的连接处由销子和U形夹接头形成，带有可枢转的球形轴承。连接处的设置使各连杆在巡航飞行状态期间均几乎处于同一相对飞机的垂直横切面。根据本发明的又一方面，在正常运动中，第一和第三连杆承受垂直载荷的主要部分，而第二连杆的第一臂承受大部分水平载荷。扭转载荷由三个连杆共同承受。如果第一连杆失效，则第二连杆的第二臂开始承受之前由第一连杆承受的部分载荷。若第二连杆失效，则第三连杆的第一臂承受之前由第二连杆承受的部分载荷。若第三连杆失效，则第二连杆的第二臂承受之前由第三连杆承受的部分载荷。在每一这些失效状态，仅有一个限制连杆连接，以保持发动机架静定。由此，若一个连杆失效，则所有垂直和水平载荷均被承受，防止了发动机从飞机分离。根据本发明的其它方面，提供了发动机架的另一实施例，其中第三连杆不具有第一臂而代之以一栓柱，其从第三连杆的上部向内延伸。栓柱可插入形成于上接头的一孔。栓柱和孔在飞机正常运行中和第一连杆失效期间其尺寸和姿态被设置为卸载状态。如果第二连杆失效，栓柱和上接头孔设置为与第一连杆一起操作以承受发动机载荷。在优选实施例中，第三连杆的栓柱的横截面是卵圆形，并且在正常运行中栓柱外表面和上接头孔表面间的距离在约0.100英寸至约0.300英寸之间，优选距离为约1/4英寸。本发明提供了一种新型且显然更好的发动机架。若任一连杆失效，则曾被失效连杆承受的垂直、水平及扭转载荷即被有效地分布在其余连杆上，整个发动机架相对紧凑，从而在喷气飞机上实现有限空间的最佳应用，并且若用于翼下发动机则提供了更大的地面净空。本发明在失效连杆状态中有一相对较宽的载荷偶。连杆的构形使得在正常运行中限制连杆是卸载的，消除了不必要的磨损。此外，不存在松散的连杆而产生振动，从而减少了部件的磨损。联系附图参考下面的详细描述，将会更加清楚地明白并且更好地理解本发明的前述方面和许多附加的优点，其中图1为由根据本发明形成的发动机架安装到机翼下的外挂梁的传统飞机发动机的侧视示意图；图2为根据本发明形成的故障自动保护发动机架的后视图，其视角为相对飞机向前看；图3为沿图2中线4-4的侧剖视图；图4为正常运行中图2的故障自动保护后发动机架的示意图；图5为图2中故障自动保护后发动机架的示意图，示出了当第一连杆失效时所出现情况；图6为图2中故障自动保护后发动机架的示意图，示出了当第二连杆失效时所出现情况；图7为图2中故障自动保护后发动机架的示意图，示出了当第三连杆失效时所出现情况；图8为根据本发明构成的故障自动保护发动机架的另一实施例的后视图，其视角为相对飞机向前看，其中示出了部分剖面；图9为正常运行中图8的故障自动保护后发动机架的示意图；图10为图8中故障自动保护后发动机架的示意图，示出了当第一连杆失效时所出现情况；图11为图8中故障自动保护后发动机架的示意图，示出了当第二连杆失效时所出现情况；及图12为图8中故障自动保护后发动机架的示意图，示出了当第三连杆失效时所出现情况。图1为由位于机翼下的由外挂梁17支承的传统飞机喷气发动机11的侧视示意图。发动机11由本发明的发动机架19连接到外挂梁17上。更为特别的是，发动机架19被连接到靠近涡轮后架21的发动机11的后部。从而图1所示的发动机架19是一后发动机架。虽然图1所示为后发动机架，但应该明白根据本发明的描述所构成的发动机架可以应用在不同的发动机安装位置。例如，它们可用作为前或后机架，或两者同时用。它们可用于把发动机安装在机翼下或飞机尾部。图1是示意性而非限制性的。由此，下面对用于图1所示位置的特殊发动机架的描述同样是示意性而非限制性的。对于特殊的应用场合，选择应用本发明的发动机架的准确位置可能需要修改机架部件的尺寸。这些改变以本发明安装工艺领域的技术人员所知的各种因素，如发动机尺寸、期望载荷、空气动力条件等为依据。为便于理解本发明，下面描述中的术语指的是发动机架部件相对附图所示布局的位置。术语和示意图不应该看作为把本发明仅限制为翼下发动机架和后发动机架。图2为根据本发明构成并适用于图1的故障自动保护后发动机架19的后视图，其视角为自发动机11后往前看。通常，发动机架19包括一上接头31和三个连杆45、47、53。上接头31连接到外挂梁17(示于图1)或其它飞机支承结构。连杆45、47、53设置为把上接头31上的四个连接位39a、39b、39c、39d连接到与发动机壳71(示于图4)连接的U形夹条73上的四个连接位75a、75b、75c、75d。连杆45、47、53对上接头31和发动机壳71在不同连接位的连接使用销子和U形夹接头完成。在运行中，连杆45、47、53承受发动机11的垂直和水平/扭转载荷。若一个连杆失效，则其余连杆完全承受之前由失效连杆承受的载荷。上接头31、连杆45、47、53、销子和U形夹的材料最好为因康镍合金、钛或不锈钢。更为详细地，上接头31有一沿其上表面形成、用于把发动机架19连接到外挂梁17的安装平台33。安装平台33包括多个螺孔，用于接纳把平台33连接至外挂梁17的螺栓件(未示出)。螺栓把由后发动机架19承受的垂直载荷传递到外挂梁17。安装平台33还包括一个或多个剪切销镗孔，用于接纳同样连接平台至外挂梁17的剪切销件(未示出)。剪切销件把由后发动机架19承受的侧向和推拉载荷传递到外挂梁17。上接头31还包括一位于安装平台下的短肋区。肋区包括结构性的加强区域或肋35，其在安装平台33和连杆45、47、53间承受发动机载荷。肋35辅助控制由发动机载荷产生的力矢量的方向。具有足够数量的肋35以确保完全承受发动机载荷。由于发动机载荷主要沿肋35传递，肋间的区域可以造空以减小上接头31的重量。虽然附图中本发明的实施例示出了一相对紧凑的肋区，但可以利用本领域技术人员所知的方法增加肋区高度，以在需要时能安装发动机隔震器。沿肋区的下边缘是四个上连接位一个用于第一连杆45的39a；一个用于第二连杆47的39b；两个用于第三连杆53的39c、39d。四个上连接位39a、39b、39c、39d位于同一大致横切发动机11纵轴13的平面。如图4所示，各上连接位均包括一U形夹41，该U形夹具有沿各U形夹的两叉头42a、42b钻孔的销孔44a、44b。各连杆45、47、53的一端均位于U形夹叉头42a、42b之间。并由一U形夹销子43固定在该处。U形夹销子43穿过U形夹叉头42a的销孔44a、连杆端部的孔61，然后穿过另一U形夹叉头42b的销孔44b。这一装置将在下面进一步详细描述。回到图2，上接头31下边缘的形状最好为通过用简单曲线连接沿各U形夹销孔形成的下段弧来确定。下段弧通过在各销孔处旋转一比销孔半径大的半径而形成。应该注意使环绕各U形夹销孔44a、44b的U形夹叉头42a、42b结构足以承受期望的载荷。U形夹41由机加工形成，最好为因康镍合金、钛或不锈钢；并且其形状使得在所有飞行阶段中连杆45、47、53的端头均能轻易地插入各自的U形夹41。应该注意确保在正常和失效连杆运行期间均使连杆有足够的空间，见下面的讨论。参照图5，U形夹条73沿发动机壳71的径向上边缘设置。U形夹条73位于大致横切发动机11的纵轴13的平面，基本与由上连接位形成的平面平行。U形夹条73包括四个下连接位一个用于第一连杆45的75a；两个用于第二连杆47的75b、75c；及一个用于第三连杆53的75d。每一下连接位75a、75b、75c、75d均有一U形夹41，该U形夹均具有沿各U形夹的叉头42a、42b钻孔的U形夹销孔44a、44b(如图4所示)。连杆45、47、53的其它端均位于U形夹的叉头42a、42b之间。并且通过在相应U形夹的各叉头42a、42b及连杆端部的孔61插入U形夹销子43而固定于该处。U形夹条73的外廓通过用简单曲线连接沿各U形夹头销孔形成的下段弧而确定。下段弧由在各销孔44a、44b处旋转一比销孔半径大的半径形成。应该注意使足够的结构环绕各U形夹销孔44a、44b，以承受期望的载荷。下面对三个连杆45、47、53的讨论详述了连杆的三个主要方面。第一方面是连杆相对于上接头31和发动机壳71的基本形状和位置。第二方面是把连杆连接到上接头31和发动机壳71的销子和U形夹接头的应用。第三方面是在正常运行和当一连杆失效时各连杆的操作。三连杆45、47、53并排安装在一个共同的横切发动机11的纵轴13的平面上。第一连杆45位于后发动机架19的左侧，从垂直方向顺时针旋转约30°，如图2所示，第一连杆45基本是笔直的，并从上接头31的一端向外展开。第一连杆45包括带有球形轴承的上和下连接孔，连杆45的每端有一孔。第一连杆45的上孔在第一上连接位39a处用前述的销子和U形夹方式连接到上接头31上。对销子和U形夹连接的更详细描述将在下面给出。第一连杆45的下孔在第一下连接位75a处也用销子和U形夹接头连接到发动机壳71上。第二连杆47为双向弯折形并且包括一第一臂49和一第二臂51。臂49、51的长度相同并成约145°的钝角。设置了三个连接孔，一个在臂49、51的交接处，在臂的外端各有一个。第一臂49外端的孔在位于第一下连接位75a以内(相对于飞机)的第二下连接位75b处连接到发动机壳71上。两臂49、51交接处的孔在位于第一上连接位39a以内的第二上连接位39b处连接到上接头31上。第二臂51外端的孔在位于第二下连接位75b以内的第三下连接位75c处连接到发动机壳71上。所有第二连杆的连接均为销子和U形夹接头。第三连杆53也为双向弯折形，并包括一第一臂55和一第二臂57。臂55、57的长度相同并成约105°的角度。设置了三个连接孔，一个在两臂55、57的交接处，臂的外端各有一个。第一臂55外端的孔在位于第二上连接位35b以内的第三上连接位35c处连接到上接头31上。两臂55、57交接处的孔在位于第三上连接位39c以内的第四上连接位39d处连接到上接头31上。第二臂57外端的孔在位于第三下连接位75c以内的第四下连接位75d处连接到发动机壳71上。所有第三连杆的连接均为销子和U形夹接头。本发明发动机架的上、下连接处的相对位置的一特殊实施例在下表中示出。表1中的值应用于(但不限于此)波音737新一代飞机(-600/-700/-800)上的C.F.M.I.56-7翼下后发动机架。本领域的技术人员应明白，若本发明用于其它发动机而非C.F.M.I.56-7翼下发动机，则此特殊实施例可作略微变动。x、y坐标系示于图4，其以第一下连接位75a为坐标原点。列于下表中的连接位置将根据使用本发明机架的具体发动机应用场合而变化。表1</tables>下面对第二连杆47的第一臂49的销子和U形夹接头的描述是对所有上、下连接位处的销子和U形夹接头的例示。例外将会说明。图3是沿图2中的线4-4的第二连杆47的第二臂51的侧剖视图。第二上连接位39b处的销子和U形夹接头具有两个前述的U形夹叉头42a、42b由U形夹销子43将第二连杆47固定于其间。U形夹销子43穿过位于U形夹叉头42a的圆形U形夹孔44a、第二连杆47中的孔61及位于另一U形夹叉头42b的圆孔44b。第三下连接位的销子和U形夹接头具同样形状。连杆45、47、53的各连接孔61均有一球形轴承63。球形轴承由轴承滚珠65和轴承座圈67组成。轴承座圈67通过一凸缘69挤压进连接孔61。轴承滚珠65位于轴承座圈67内并且有一穿过其中心的轴承滚珠孔68。U形夹销子43穿过轴承滚珠孔68。球形轴承63使连杆可相对U形夹旋转。如图3所示，衬套91设在位于U形夹叉头42a、42b上的销孔44a、44b内。衬套91从轴承滚珠65几乎延伸到U形夹41的外表面。衬套91减少了连杆和U形夹销子的振动。所有U形夹组件的U形夹叉头42a、42b；轴承滚珠65；轴承座圈67；及衬套91均设计为紧密相合。U形夹销子43包括一位于其一端的帽93及位于其另一端的螺纹95。当插入U形夹叉头42a、42b时，U形夹销子43的长度足以使螺纹部95延伸超出U形夹叉头42a、42b。连接到U形夹销子43的螺纹端的一端盖帽97和螺母99把U形夹销子43紧紧地固定在U形夹41中。在本发明的一实施例中，用于第一、第二、及第四上连接位39a、39b、39d和第一、第二及第四下连接位75a、75b、75d的U形夹41的U形夹销子43的直径和轴承孔68的直径基本是一样的。在第三上连接位39c和第三下连接位75c处，轴承滚珠孔68的直径比U形夹销子43的直径略大。在本发明的这一实施例中，第三下连接位75c处的U形夹销子43与轴承滚珠孔68之间的径向间隙约为0.310英寸。第三上连接位39c处U形夹销子43与轴承滚珠孔68之间的径向间隙约为0.200英寸。正如下面更详细的讨论所述，径向间隙确保正常运行中连杆在U形夹销子周围浮动并且不会接触到U形夹销子。显然，这些尺寸应看作为例示性的，因为对于本发明的其它应用情况和实施例，其它的尺寸可能会更好。所有连接孔61均是圆形的，并且绕垂直于各连杆45、47、53的外表面的轴形成。连接孔61制为与轴承座圈67紧密相合，该轴承座圈67设计为与轴承滚珠65紧密相合。连杆略为倾斜地位于U形夹内。准确的倾斜量依据飞行中由具体连接位的热膨胀而导致的期望运动量而定。即使连杆45、47、53以不同角度倾斜，在巡航飞行阶段，发动机11的运动将使所有连杆呈垂直向并且相对发动机11的纵轴13横向排成一行。图4是图2中故障自动保护发动机架19的示意图，其示出正常运行中连杆45、47、53的位置。如图4所示，连杆45、47、53和U形夹销子43在后发动机架19中的尺寸和布置使得在正常负载条件下，由第一连杆45和第三连杆的第二臂57承受全部的垂直载荷，由第二连杆47的第一臂49承受全部的水平载荷，第二连杆47的第二臂51不承受载荷，及第三连杆53的第一臂55不承受载荷。上、下连接位由图4中各圆圈的中心处的点表示。该点也表示U形夹销子43的轴心。环绕第一、第二及第四上连接位39a、39b、39d和第一、第二及第四下连接位75a、75b、75d的单个圆圈表示U形夹销子43和轴承滚珠孔68在其连接位如上所述地紧密相合。在第三上连接位39c和第三下连接位75c处各有两个圆圈，表示轴承滚珠孔的直径大于U形夹销子的直径。大圆表示轴承滚珠孔68而小圆表示U形夹销子43的直径。连杆45、47、53的连接位的线77是直线，表示两个连接位间的载荷分布沿一直线通过连杆。因此，在非失效条件下连杆不承受弯曲载荷。图5是图2中后发动机架19的示意图，其示出在第一连杆45失效状态时第二和第三连杆47、53的位置。若第一连杆45失效，则第二连杆47的第二臂51的轴承滚珠65将受迫与第三下连接位75c的U形夹接头处的U形夹销子43接触(如图5所示)。这将使第二连杆47与第三连杆53一起操作以承受之前由失效的第一连杆45承受的载荷。第三上连接位39c处的U形夹接头的U形夹销子43移动靠近第三连杆53的第一臂55处的轴承滚珠孔68(如图5所示)。但是，有一连接件未连。图6是图2中后发动机架19的示意图，其示出在第二连杆47失效状态中第一和第三连杆45、53的位置。若第二连杆47失效，则第三连杆53的第一臂55的轴承滚珠65将受迫与第三上连接位39c的U形夹接头处的U形夹销子43接触。第三连杆53与第一连杆45一起动作以承受之前由失效的第二连杆47承受的载荷。图7是图2中后发动机架19的示意图，其示出在第三连杆53失效状态中第一和第二连杆45、47的位置。若第三连杆53失效，则第二连杆47的第二臂51的轴承滚珠65将受迫与第三下连接位74c的U形夹接头处的U形夹销子43接触。这使第二连杆47与另一第一连杆45一起操作以承受之前由失效的第三连杆53承受的载荷。图8-12示出根据本发明形成的故障自动保护后发动机架的另一实施例。除了第三连杆53的变化，其与上接头的连接及发动机架在失效状态中运行的方式之外，该可选实施例与参照图2-7描述的实施例相同。特别是，参照图8，可选第三连杆153也有一由一栓柱155和一直臂157形成的双向弯折形。栓柱155和臂157形成约115°的角度。栓柱155从第三连杆153的上部向内(即向发动机架中部)延伸。仍然参照图8，上接头31包括一供栓柱155插入的孔159。该孔通过上接头的结构性腹板形成。栓柱和孔的截面都是圆形或卵圆形，且孔的截面比栓柱的截面大。在正常运行中，栓柱并不接触孔表面，正常运行中，优选布局是，栓柱设置为其侧面距上接头孔表面的距离范围约为0.100英寸至0.300英寸之间。正常运行中栓柱侧面和上接头孔表面间的优选距离为约1/4英寸。图9是图8中另一实施例的故障自动保护发动机架的示意图，其示出正常运行中连杆45、47、53的位置。在此情况下，第一连杆45和第三连杆臂157承受全部的垂直载荷，第二连杆47的第一臂49承受全部的水平载荷，第二连杆47的第二臂不承受载荷，并且第三连杆的栓柱155不承受载荷。在一个连杆失效状态中发动机机架的运行示于图10-12。如同图4-9，上、下连接位均由位于各圆中心的点或十字线表示。点仍表示U形夹销子43的轴心。图10是图8中后发动机架的示意图，其示出在第一连杆45失效状态下第二和第三连杆47、153的位置。若第一连杆45失效，则第二连杆47的第二臂51的轴承滚珠将受迫与第三下连接位75c的U形夹接头处的U形夹销子43接触。这使第二连杆47与另一第三连杆153一起操作以承受之前由失效的第一连杆45承受的载荷。第三连杆的栓柱155移动靠近上接头孔159表面，如图10所示，但是，此时栓柱155与孔159并未连接。图11是图8中后发动机架的示意图，其示出在第二连杆47失效状态下第一和第三连杆45、47的位置。若第二连杆失效，则第三连杆的栓柱155受迫与上接头孔159接触。由于栓柱作用为抗转件，栓柱(及孔)可能以任何多种取向之一从其余的第三连杆部(及上接头)定向。对本发明来说重要的是栓柱和孔设计为在第二连接失效状态中限制第三连杆的运动。由此第三连杆153与第一连杆45一起动作以承受之前由现在失效的第二连杆47承受的载荷。图12是图8中后发动机架的示意图，其示出在第三连杆153失效状态下第一和第二连杆45、47的位置。如图7，若第三连杆153失效，则第二连杆47的第二臂51的轴承滚珠65将受迫与第三下连接位75c的U形夹接头处的U形夹销子43接触。虽然已示意并描述了本发明的优选实施例，但应当明白，在不脱离本发明精神和范围的前提下，可以进行各种变形。权利要求1.一种用于把喷气发动机的发动机壳连接到飞机的支承结构上的故障自动保护发动机架，包括(a)一上接头，其可与飞机支承结构相连，上接头包括一具有位于大致横切发动机纵向中心线的平面的第一、第二及第三上连接位的下边缘；(b)一U形夹条，其与位于大致横切发动机纵向中心线的平面的发动机壳外周面相连，U形夹条包括位于大致横切发动机纵向中心线的平面的第一、第二、第三及第四下连接位；(c)一基本为直线的第一连杆，其在第一上连接位与上接头相连并在第一下连接位与U形夹条相连；(d)一第二连杆，其具有一第一臂和一第二臂，第一臂在第二下连接位与U形夹条相连并在第二上连接位与上接头相连，第二臂在第三下连接位与U形夹条相连；及(e)一第三连杆，其在第三上连接位与上接头相连并在第四下连接位与U形夹条相连，第三连杆具有一从第三连杆的上部延伸的栓柱，栓柱可插入形成于上接头的孔中。2.根据权利要求1的故障自动保护发动机架，其中连杆对上接头上连接位及对U形夹条下连接位的连接件均是销子和U形夹接头。3.根据权利要求2的故障自动保护发动机架，还包括销子和U形夹接头处的球形轴承，将其设置成使所有连杆在正常巡航飞行中均处于同一相对于发动机纵向中心线的横切面。4.根据权利要求1的故障自动保护发动机架，其中上接头还具有结构性加强部。5.根据权利要求1的故障自动保护发动机架，其中上接头还具有一适于连接飞机支承结构的安装平台。6.根据权利要求1的故障自动保护发动机架，其中第二连杆的第二臂在正常飞机运行中设置为卸载的。7.根据权利要求1的故障自动保护发动机架，其中若第三连杆失效则第二连杆的第二臂与第一连杆一起操作以承受发动机载荷。8.根据权利要求1的故障自动保护发动机架，其中第三连杆的栓柱在正常飞机运行中设置为卸载的。9.根据权利要求1的故障自动保护发动机架，其中第三连杆的栓柱在第一连杆失效期间设置为卸载的。10.根据权利要求1的故障自动保护发动机架，其中若第二连杆失效则第三连杆的栓柱和上接头的孔与第一连杆一起操作以承受发动机载荷。11.根据权利要求1的故障自动保护发动机架，其中第三连杆的栓柱截面形状是卵圆形。12.根据权利要求1的故障自动保护发动机架，其中在正常运行中栓柱设置为其侧面距上接头孔表面的距离范围约为0.100英寸至0.300英寸之间。13.根据权利要求1的故障自动保护发动机架，其中在正常运行中栓柱设置为其侧面距上接头孔表面的距离约为1/4英寸。全文摘要一种故障自动保护发动机架,其包括一第一连杆、一第二连杆、一第三连杆、四个位于上接头的上连接位及四个位于发动机壳的U形夹条的下连接位。第一连杆连接第一上连接位与第一下连接位。第二连杆具有一连接第二下连接位和第二上连接位的第一臂。第二连杆还具有一连接第二上连接位和第三下连接位的第二臂。第三连杆具有一连接第三上连接位和第四上连接位的第一臂。第三连杆还具有一设置为连接第四上连接位和第四下连接位的第二臂。第三连杆的第一臂在第二连杆失效期间承受载荷。文档编号F02C7/20GK1196318SQ9810629公开日1998年10月21日申请日期1998年4月10日优先权日1997年4月14日发明者肯特·W·邓斯坦,肯尼思·E·海伊申请人:波音公司