本申請涉及提供增強(qiáng)的空氣動力學(xué)和燃料消耗性能的噴氣發(fā)動機(jī)安裝支架或支柱的設(shè)計。

背景技術(shù)：

現(xiàn)今的大多數(shù)商用噴氣客機(jī)由高旁通渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機(jī)提供動力。這些發(fā)動機(jī)的排氣口被分成兩個同心“區(qū)”，即，外部相對高流率、低速度和溫度的“風(fēng)扇排氣”區(qū)，以及內(nèi)部相對低流率、高速度和溫度的“核心排氣”區(qū)。

每個發(fā)動機(jī)的安裝支架將發(fā)動機(jī)聯(lián)接到飛行器的機(jī)翼，并且通常包括封裝在流線型蒙皮或“整流罩”內(nèi)的結(jié)構(gòu)部件或“支柱”。其通常至少部分地位于“熱區(qū)”內(nèi)，即相關(guān)聯(lián)的發(fā)動機(jī)的核心排氣口內(nèi)，這需要在該區(qū)域中在支柱上存在隔熱屏以防止支柱的熱劣化。進(jìn)一步地，由于在核心排氣區(qū)域中的空氣速度是超音速的，因此在該區(qū)中施加在支柱上的所得寄生阻力相對嚴(yán)重。連同增加的阻力一起，還存在與使機(jī)翼與熱核心排氣隔離所需的隔熱屏以及支柱的延伸的后整流罩這兩者相關(guān)聯(lián)的附加質(zhì)量。

因此，業(yè)界對于如下的噴氣發(fā)動機(jī)安裝支柱設(shè)計存在期盼已久但尚未滿足的需要，該噴氣發(fā)動機(jī)安裝支柱設(shè)計消除了對核心排氣噴嘴區(qū)中的支柱排氣屏蔽件的需要，并且減少了與支柱后整流罩相關(guān)聯(lián)的阻力和伴隨的燃料消耗。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

根據(jù)本公開的實(shí)施例，提供了新型噴氣發(fā)動機(jī)安裝支柱，其消除了對發(fā)動機(jī)的核心排氣噴嘴區(qū)中的支柱排氣屏蔽件的需求，并且減少了與在支柱后端處的整流罩相關(guān)聯(lián)的阻力和伴隨的燃料消耗。

在一個示例實(shí)施例中，一種用于將噴氣發(fā)動機(jī)安裝到飛行器的機(jī)翼的支柱包括多個發(fā)動機(jī)架以及空間構(gòu)架桁架，其由機(jī)翼支撐并包括前部和后部。前部通過發(fā)動機(jī)架聯(lián)接到并支撐發(fā)動機(jī)，并且后部從前部的后端向上和向后延伸。

在另一個示例實(shí)施例中，一種用于將發(fā)動機(jī)安裝到飛行器的機(jī)翼的方法包括由機(jī)翼支撐空間構(gòu)架桁架，以及將發(fā)動機(jī)聯(lián)接到多個發(fā)動機(jī)架，其中桁架包括前部和后部，前部具有多個垂掛于其的發(fā)動機(jī)架，并且后部從前部的后端向上和向后延伸。

在又一示例實(shí)施例中，一種飛行器包括機(jī)身、聯(lián)接到機(jī)身的機(jī)翼、由機(jī)翼支撐的發(fā)動機(jī)安裝支柱以及由支柱支撐的噴氣發(fā)動機(jī)，其中支柱的后部的任何部分都不設(shè)置在發(fā)動機(jī)的核心排氣區(qū)內(nèi)。

本發(fā)明的范圍由通過引用并入本部分的權(quán)利要求限定。通過考慮以下對本公開的一個或多個示例實(shí)施例的詳細(xì)描述，本領(lǐng)域技術(shù)人員將更好地理解本公開的性能增強(qiáng)的噴氣發(fā)動機(jī)安裝支柱及其設(shè)計和使用的方法，以及清楚本公開的上述和其他優(yōu)點(diǎn)。在本說明書中，參考附圖的各個視圖，其在下面簡要描述，并且在附圖中使用相同的附圖標(biāo)記來標(biāo)識其中所示的元件中的相同元件。

附圖說明

圖1是通過常規(guī)的噴氣發(fā)動機(jī)安裝支柱安裝在飛行器的機(jī)翼上的渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機(jī)的局部左側(cè)正視圖；

圖2是通過根據(jù)本公開的噴氣發(fā)動機(jī)安裝支柱的示例實(shí)施例安裝在機(jī)翼上的圖1的渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機(jī)的局部左側(cè)正視圖；

圖3a是用于將圖1的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)安裝到機(jī)翼的一種類型的常規(guī)噴氣發(fā)動機(jī)安裝支柱的空間構(gòu)架桁架的左側(cè)正視圖；其中發(fā)動機(jī)由通過發(fā)動機(jī)的重心(cg)作用的多個剛性連桿代替，并且省略了支柱的空氣動力學(xué)整流罩和隔熱屏以露出其下面的空間構(gòu)架桁架結(jié)構(gòu)；

圖3b是圖3a的常規(guī)發(fā)動機(jī)安裝支柱的桁架的后端部分的局部左上側(cè)透視細(xì)節(jié)圖；

圖4是根據(jù)本公開重新設(shè)計之前的常規(guī)發(fā)動機(jī)安裝支柱的桁架的另一個左側(cè)正視圖；

圖5是根據(jù)本公開重新設(shè)計之后的發(fā)動機(jī)安裝支柱的桁架的示例實(shí)施例的左側(cè)正視圖；

圖6是示例重新設(shè)計的支柱桁架的局部左上側(cè)透視圖，其示出其多個重新配置的后端安裝連桿；

圖7是根據(jù)本公開的重新設(shè)計的桁架的后端部分的示例實(shí)施例的左上側(cè)透視圖；

圖8-10分別是示例重新設(shè)計的桁架及其后端部分的左上側(cè)透視圖、左側(cè)正視圖和左上側(cè)透視圖；

圖11a-11e是根據(jù)本公開的桁架的重新設(shè)計的后端部分的結(jié)構(gòu)部件的示例實(shí)施例的局部透視圖；

圖12是示出為聯(lián)接到飛行器機(jī)翼的前緣和下表面的示例發(fā)動機(jī)安裝支柱的局部左側(cè)正視橫截面圖；

圖13是示出為聯(lián)接到附接到飛行器機(jī)身的機(jī)翼的示例發(fā)動機(jī)安裝支柱的局部左下側(cè)透視橫截面圖；

圖14是示例發(fā)動機(jī)安裝支柱的局部右側(cè)正視橫截面圖；

圖15是示例發(fā)動機(jī)安裝支柱的局部左上側(cè)透視圖；

圖16是示例發(fā)動機(jī)安裝支柱的另一個局部右側(cè)透視圖；

圖17是示例發(fā)動機(jī)安裝支柱的另一個局部左側(cè)正視圖；以及

圖18是示例發(fā)動機(jī)安裝支柱的另一個局部左側(cè)透視圖。

具體實(shí)施方式

在一些商用和噴氣飛行器中，將發(fā)動機(jī)聯(lián)接到飛行器機(jī)翼的每個發(fā)動機(jī)的發(fā)動機(jī)支柱的后端位于“熱區(qū)”內(nèi)，即相關(guān)聯(lián)發(fā)動機(jī)的核心排氣口內(nèi)，這需要在該區(qū)域中的支柱上安裝隔熱屏以防止由于排氣熱引起的支柱的不允許的劣化。進(jìn)一步地，由于在核心排氣區(qū)域中的空氣速度是超音速的，因此對后支柱整流罩的所產(chǎn)生的阻力影響相對高。連同阻力一起，還存在與隔熱屏相關(guān)聯(lián)的附加質(zhì)量，并且更具體地，與支柱的后整流罩相關(guān)聯(lián)的附加質(zhì)量，以使支柱和機(jī)翼與熱核心排氣隔離。由本公開提供的更新的設(shè)計空間消除了對核心排氣噴嘴區(qū)中的排氣屏蔽件的需要。另外，新的支柱設(shè)計減少了與后支柱整流罩相關(guān)聯(lián)的阻力和燃料使用。

因此，本發(fā)明的一個重要目的是從相關(guān)聯(lián)的噴氣發(fā)動機(jī)的熱區(qū)或核心排氣口移除發(fā)動機(jī)支柱空氣動力學(xué)結(jié)構(gòu)，即支柱整流罩和隔熱屏。為了實(shí)現(xiàn)該目的，支柱結(jié)構(gòu)被重新設(shè)計以適應(yīng)可用空間內(nèi)的變化。

支柱的優(yōu)化后端被裝配到由支柱的空氣動力學(xué)和結(jié)構(gòu)要求限定的空間中。在一個實(shí)施例中，新設(shè)計能夠包括將基線結(jié)構(gòu)設(shè)計從支柱的前部保持到恰好在后發(fā)動機(jī)架后部的位置，并且重新設(shè)計后支柱安裝連桿以包括向上和向后延伸的“抗扭箱”結(jié)構(gòu)，對將支柱聯(lián)接到相關(guān)聯(lián)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)的其他連桿進(jìn)行合適的修改。

圖1是通過與現(xiàn)有技術(shù)一致的噴氣發(fā)動機(jī)安裝支架或支柱14安裝在飛行器的相關(guān)聯(lián)的機(jī)翼12上的渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機(jī)10的局部左側(cè)正視圖。噴氣發(fā)動機(jī)能夠包括渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，例如高旁通渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，并且為了流線型化目的能夠被封裝在機(jī)艙16內(nèi)。如上所述，這些發(fā)動機(jī)的排氣口被分成兩個同心區(qū)，即外部相對高流率但相對低速和低溫的“風(fēng)扇排氣”區(qū)18，以及內(nèi)部相對低流率但相對高速和高溫的“核心排氣”區(qū)20，其從“核心出口平面”21向后并垂直地延伸。

因?yàn)橹е?4的后端部分位于“熱區(qū)”內(nèi)，即相關(guān)聯(lián)的發(fā)動機(jī)10的核心排氣口20內(nèi)，所以必須在暴露區(qū)域中在支柱14上提供隔熱屏，以防止支柱14的熱劣化。另外，由于在該區(qū)域中的排氣速度是超音速的，因此在該區(qū)中施加在支柱14上的所產(chǎn)生寄生阻力基本上高于支柱14上的其他地方。進(jìn)一步地，連同增加的阻力一起，還存在與使支柱14和機(jī)翼12與熱核心排氣隔離所需的熱屏蔽以及支柱14的延伸的后整流罩這兩者相關(guān)聯(lián)的附加質(zhì)量。因此，如果支柱14的總長度縮短，并且具體地，如果支柱14的后端從核心排氣區(qū)20移除，則能夠除去熱屏蔽，并且能夠減少支柱整流罩的總長度。這導(dǎo)致支柱14的重量和阻力的顯著減小，以及相關(guān)聯(lián)的飛行器的比燃料消耗率(sfc)的相應(yīng)增加。

圖2是通過根據(jù)本公開的噴氣發(fā)動機(jī)安裝支柱22的示例實(shí)施例安裝在飛行器機(jī)翼12上的圖1的渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機(jī)的局部左側(cè)正視圖。具體地，如圖2所示，已經(jīng)除去支柱22的由交叉影線區(qū)域指示的部分24，包括先前在圖1中示出為設(shè)置在發(fā)動機(jī)10的熱區(qū)20內(nèi)的部分，以便實(shí)現(xiàn)上述效率以及重量、成本、阻力和sfc的益處。如下面更詳細(xì)地討論的，實(shí)現(xiàn)這些目標(biāo)的途徑能夠開始于對發(fā)動機(jī)安裝支柱22的結(jié)構(gòu)和空氣動力學(xué)要求的分析以及其下面結(jié)構(gòu)的重新設(shè)計，以便裝配在由這些要求限定的空間內(nèi)。

圖3a是用于將圖1的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)10安裝到飛行器的機(jī)翼12的常規(guī)噴氣發(fā)動機(jī)安裝支柱14的下面結(jié)構(gòu)(即，“空間構(gòu)架”，或三維(3d)“抗扭箱”，或桁架300)的左側(cè)正視圖，其中，為了說明的目的，發(fā)動機(jī)10由多個剛性“連桿”代替，通過所述多個剛性“連桿”，通過發(fā)動機(jī)10的重心(cg)302作用的發(fā)動機(jī)負(fù)荷通過桁架300反作用到飛行器的機(jī)翼結(jié)構(gòu)，并且其中省略了支柱14的流線型空氣動力學(xué)整流罩和隔熱屏以露出桁架300的下面的結(jié)構(gòu)。圖3b是圖3a的桁架300的后端部分的局部左上側(cè)透視細(xì)節(jié)圖。從這些圖中可以看出，桁架300包括細(xì)長盒狀結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)包括四個l形拐角構(gòu)件304，上對拐角構(gòu)件304和下對拐角構(gòu)件304水平地與一對腹板306(參見圖3b)中的相應(yīng)一個腹板聯(lián)接在一起。在圖3a和圖3b中，已經(jīng)省略了將上對拐角構(gòu)件304和下對拐角構(gòu)件304彼此豎直地聯(lián)接的一對相對側(cè)腹板308(參見圖7)，以露出桁架300的下面的部件。

如圖3a所示，前發(fā)動機(jī)安裝艙壁/隔框(bulkhead)310設(shè)置在3d桁架300的前端，并且具有垂掛于前發(fā)動機(jī)安裝艙壁310的前發(fā)動機(jī)架312。發(fā)動機(jī)10的上前端聯(lián)接到前發(fā)動機(jī)架312并由前發(fā)動機(jī)架312支撐。類似地，后發(fā)動機(jī)安裝艙壁314設(shè)置在前發(fā)動機(jī)安裝艙壁310的后方，并且具有垂掛于后發(fā)動機(jī)安裝艙壁314的后發(fā)動機(jī)架316。發(fā)動機(jī)10的上后端聯(lián)接到后發(fā)動機(jī)架316并由后發(fā)動機(jī)架316支撐。前發(fā)動機(jī)架310是發(fā)動機(jī)10的兩個主要附件之一。其將豎直和側(cè)向(側(cè)面)負(fù)荷經(jīng)由四個張緊螺栓和單個剪切銷傳遞到桁架300的抗扭箱。后發(fā)動機(jī)架316是發(fā)動機(jī)10的兩個主要附件中的另一個。其被設(shè)計成在單個剪切銷中承受前后方向和側(cè)面剪切負(fù)荷。發(fā)動機(jī)10的向下負(fù)荷和滾轉(zhuǎn)力矩在多個張緊螺栓中被反作用。

在圖3a和圖3b所示的特定示例實(shí)施例中，在本文中分別稱為構(gòu)架1、2和3的第一多個(即三個)縱向間隔開的矩形橫向構(gòu)架318被插入到前發(fā)動機(jī)安裝艙壁310和后發(fā)動機(jī)安裝艙壁314之間，并且在本文中分別稱為構(gòu)架4和5的第二多個(即兩個)縱向間隔開的橫向構(gòu)架320設(shè)置在后發(fā)動機(jī)安裝艙壁316和桁架300的后端之間。所利用的構(gòu)架318和320的數(shù)量能夠根據(jù)當(dāng)前的具體應(yīng)用而變化，并且用于維持支柱14的輪廓并用于將切口框在水平翼梁腹板306和豎直翼梁腹板308中。它們?yōu)槊善ず透拱迕姘逄峁澢?fù)荷路徑。構(gòu)架318和320中的一些還能夠提供對發(fā)動機(jī)10的“核心服務(wù)”斷開或推力反向器鉸鏈的支撐。一些構(gòu)架還能夠?yàn)樵O(shè)置在支柱14內(nèi)的用于系統(tǒng)液壓和燃料管線的所謂的“濕隔間”提供屏障，并且附加地或替代地，能夠用作分離桁架300的加壓和密封隔間的艙壁。

從圖3a和圖3b中能夠看出，常規(guī)桁架300具有用于將桁架300以及因此將垂掛于桁架300的發(fā)動機(jī)10聯(lián)接到飛行器機(jī)翼12的結(jié)構(gòu)的多個配件。這些配件包括：r1配件，其設(shè)置在桁架300的中間、后發(fā)動機(jī)艙壁316的上方稍后部；r2配件，其設(shè)置在桁架300的后下端的中間；一對間隔開的配件r3和r4，其分別設(shè)置在桁架300的后端的左上拐角和右上拐角處；以及一對間隔開的配件r7和r8，其分別設(shè)置在桁架300的后端的下拐角處，并且以約45度的選定夾角彼此成角度。如上所述，附接配件r1-r8的數(shù)量和位置能夠根據(jù)應(yīng)用而變化。另外，雖然配件被示出為簡單的凸耳式配件，但是也能夠使用其他已知類型的配件，例如球窩配件，來代替凸耳式配件或作為凸耳式配件的補(bǔ)充。

能夠承載張力、壓縮、扭轉(zhuǎn)和側(cè)向彎曲并且具有設(shè)置在其相反端處的適當(dāng)?shù)倪B接配件的對應(yīng)“連桿”(即剛性細(xì)長桿或梁狀結(jié)構(gòu))用于將每個配件聯(lián)接到設(shè)置在機(jī)翼12的結(jié)構(gòu)上或機(jī)翼12的結(jié)構(gòu)內(nèi)的相關(guān)聯(lián)的互補(bǔ)配件。在圖3a和圖3b的特定實(shí)施例中，將桁架300聯(lián)接到機(jī)翼結(jié)構(gòu)的連桿包括聯(lián)接到r1配件的r1連桿322、聯(lián)接到r2配件的r2連桿324、分別聯(lián)接到r3配件和r4配件的r3連桿326和r4連桿328以及分別聯(lián)接到r7配件和r8配件的r7連桿330和r8連桿332。

r1配件是將發(fā)動機(jī)負(fù)荷從兩個發(fā)動機(jī)架312和316反作用到機(jī)翼12中的四個主要負(fù)荷路徑之一。r1配件通過r1連桿322連接到機(jī)翼12，并且在其前端包括分叉配件(未示出)，其經(jīng)由共同延伸穿過兩個配件的保險銷334提供與r1配件的凸耳的雙剪切接頭。r2配件是到機(jī)翼12的四個主要負(fù)荷路徑中的另一個。r2配件通過對角r2吊架或連桿324連接到機(jī)翼12，并且是用于將發(fā)動機(jī)推力傳遞到機(jī)翼12中的主要負(fù)荷路徑。r3和r4配件是桁架300到機(jī)翼12的四個主要附接點(diǎn)中的另外兩個。它們通過r3連桿326和r4連桿328將桁架300聯(lián)接到機(jī)翼12的中翼梁結(jié)構(gòu)。r3和r4配件反作用側(cè)向方向上以及偏航、側(cè)傾和俯仰方向上的負(fù)荷。所有側(cè)面負(fù)荷均由次級r7和r8凸耳及其相關(guān)聯(lián)的r7連桿330和r8連桿332承載。

為了提供桁架300的“最佳”或優(yōu)化的重新設(shè)計以實(shí)現(xiàn)期望的目標(biāo)，采用一種設(shè)計途徑，該設(shè)計途徑保持桁架300從支柱14的前部到兩個最后的橫向構(gòu)架320中的第一個(即到位于緊挨在后發(fā)動機(jī)架316后部的構(gòu)架4)的現(xiàn)有設(shè)計，并且重新設(shè)計r2配件和連桿324以包括向上和向后延伸的“抗扭箱”結(jié)構(gòu)，對其他配件r1、r3、r4、r7和r8以及將修改的支柱聯(lián)接到現(xiàn)有的機(jī)翼安裝結(jié)構(gòu)的對應(yīng)連桿322、326、328、330和332進(jìn)行合適的修改。

圖4是在根據(jù)前述過程重新設(shè)計后端之前，類似于圖3a的常規(guī)發(fā)動機(jī)安裝支柱14的桁架300的左側(cè)正視圖，并且圖5是在根據(jù)本公開重新設(shè)計之后，圖2的發(fā)動機(jī)安裝支柱22的桁架600的示例實(shí)施例的左側(cè)正視圖。從圖4和圖5的比較中可以看出，重新設(shè)計的支柱22的重新設(shè)計的空間構(gòu)架桁架600包括前部602和后部604，后部604聯(lián)接到前部602，并從前部602向上和向后延伸。

如上所述，前部602與常規(guī)桁架300從其前端到第四橫向構(gòu)架321基本上相同，并且后部604從前部602的后端向上和向后延伸，使得當(dāng)重新設(shè)計的支柱整流罩附接到桁架600時，支柱22的后部的任何部分都不設(shè)置在發(fā)動機(jī)10的核心排氣區(qū)20內(nèi)，如圖1所示。具體地，后部604從桁架600的橫向平面向上和向后延伸，該橫向平面與發(fā)動機(jī)10的核心出口平面21基本上共面。

因此，在示例重新設(shè)計的桁架600中，前發(fā)動機(jī)安裝艙壁310、前發(fā)動機(jī)架312、后發(fā)動機(jī)安裝艙壁314、后發(fā)動機(jī)架316、第一多個連續(xù)的矩形橫向構(gòu)架318和兩個連續(xù)的橫向構(gòu)架320中的第一個橫向構(gòu)架321(即，第四橫向構(gòu)架321)保持與常規(guī)桁架300中的基本相同，其結(jié)果是至少發(fā)動機(jī)10至重新設(shè)計的桁架600的安裝是基本相同的。

如上所述，將重新設(shè)計的桁架600安裝到機(jī)翼12的現(xiàn)有結(jié)構(gòu)需要修改在桁架600和機(jī)翼結(jié)構(gòu)之間延伸的配件和連桿。圖6是示例重新設(shè)計的桁架600的局部左上側(cè)透視圖，其示出該桁架的重新配置的后端安裝連桿。從圖5和圖6中可以看出，r1配件和相關(guān)聯(lián)的連桿332保持不受重新設(shè)計的影響。r2配件和相關(guān)聯(lián)的連桿324由縮短的r2或?qū)沁B桿624代替。分別與r3和r4配件相關(guān)聯(lián)的連桿326和328由一對細(xì)長連桿626和628代替，所述一對細(xì)長連桿626和628聯(lián)接到緊挨在橫向構(gòu)架321上方的桁架600的前部602的后端，并且用于承擔(dān)先前由在新設(shè)計中被除去的r7和r8配件以及連桿330和332承受的側(cè)面負(fù)荷。

圖7是重新設(shè)計的桁架600的后端部分604的左上側(cè)透視圖。從圖7中可以看出，新桁架600的后部604包括：具有對角定向的格子狀結(jié)構(gòu)和后端的下部大致矩形的構(gòu)架650；也具有對角定向的格子狀結(jié)構(gòu)和后端的大致矩形的上構(gòu)架652；以及設(shè)置在桁架600的后部604的后端處并且將下構(gòu)架650的后端聯(lián)接到上構(gòu)架652的后端的大致u形的后構(gòu)架654。在圖7所示的特定示例實(shí)施例中，下構(gòu)架650的側(cè)向?qū)挾刃∮谏蠘?gòu)架652的寬度，并且下構(gòu)架650的兩側(cè)朝向其后端向內(nèi)漸縮，而上構(gòu)架652的兩側(cè)保持大體上彼此平行。

圖8-10分別是示例重新設(shè)計的桁架600及其后端部分604的左上側(cè)透視圖、左側(cè)正視圖和左上側(cè)視圖，并且圖11a-11e是根據(jù)本公開的重新設(shè)計的桁架600的重新設(shè)計的后端部分604的結(jié)構(gòu)部件的示例實(shí)施例的各種透視圖。

從圖11c-11d中可以看出，在許多可能的實(shí)施例中的一個中，上構(gòu)架652能夠包括：下部大致矩形的構(gòu)架656，其包括在構(gòu)架656的拐角處端對端聯(lián)接的四個弦桿658；上蒙皮660，其限定在構(gòu)架656的對角拐角之間延伸的x形圖案并且設(shè)置在其上表面上；以及一對加強(qiáng)件662，其中每個均能夠具有t形橫截面、設(shè)置在蒙皮660的上表面上并且形成在構(gòu)架656的對角拐角之間延伸的十字形。

圖12是圖2的示例發(fā)動機(jī)安裝支柱22的局部左側(cè)正視橫截面圖，其中省略了流線型整流罩以露出重新設(shè)計的桁架600，并且發(fā)動機(jī)安裝支柱22示出為聯(lián)接到飛行器的機(jī)翼12的現(xiàn)有附接配件664。

圖13是示例發(fā)動機(jī)安裝支柱22的桁架300的局部左下側(cè)透視橫截面圖，該發(fā)動機(jī)安裝支柱22被示出為安裝到聯(lián)接到相關(guān)聯(lián)飛行器668的機(jī)身666的機(jī)翼12。圖14是新型發(fā)動機(jī)安裝支柱22的示例桁架600的局部右側(cè)正視橫截面圖。

圖15是示例發(fā)動機(jī)安裝支柱22的桁架600的局部左上側(cè)透視圖。圖16是示例發(fā)動機(jī)安裝支柱22的桁架600的另一個局部右側(cè)透視圖。圖17是示例發(fā)動機(jī)安裝支柱22的桁架600的另一個局部左側(cè)正視圖，并且圖18是示例發(fā)動機(jī)安裝支柱22的桁架的另一個局部左側(cè)透視圖。

假設(shè)示例重新設(shè)計的桁架600包括鋼合金部件并且根據(jù)桁架600的后端部分604被制造的方式，該示例重新設(shè)計的桁架600具有比常規(guī)桁架300僅略重的總重量，例如重大約9磅。例如，如果上構(gòu)架652例如通過機(jī)械加工被制成單件，而不是被制成例如上面結(jié)合圖11c-圖11d所述的各個零件的焊件，則這可導(dǎo)致重新設(shè)計的桁架600的小于常規(guī)桁架300的總重量約25磅的總重量。

進(jìn)一步地，本公開包括根據(jù)以下條款的實(shí)施例：

條款1.一種用于將噴氣發(fā)動機(jī)安裝到飛行器的機(jī)翼的支柱，所述支柱包括：

多個發(fā)動機(jī)架；以及

空間構(gòu)架桁架，其由機(jī)翼支撐并包括前部和后部，前部聯(lián)接到發(fā)動機(jī)架并支撐發(fā)動機(jī)支架，后部從前部的后端向上和向后延伸。

條款2.根據(jù)條款1所述的支柱，其中后部從前部的后端向上和向后延伸，使得后部的任何部分都不設(shè)置在發(fā)動機(jī)的核心排氣區(qū)內(nèi)。

條款3.根據(jù)條款1所述的支柱，其中后部從桁架的橫向平面向上和向后延伸，所述橫向平面與發(fā)動機(jī)的核心出口平面基本上共面。

條款4.一種包括條款1所述的支柱的飛行器，其中發(fā)動機(jī)包括渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。

條款5.根據(jù)條款1所述的支柱，其中桁架的后部包括：

下構(gòu)架，其具有后端；

上構(gòu)架，其具有后端；以及

u形后構(gòu)架，其設(shè)置在后部的后端處并將下構(gòu)架的后端聯(lián)接到上構(gòu)架的后端。

條款6.根據(jù)條款5所述的支柱，其中上構(gòu)架包括：

矩形構(gòu)架，其包括在構(gòu)架的拐角處端對端聯(lián)接的四個弦桿；

上蒙皮，其設(shè)置在矩形構(gòu)架的上表面上，所述蒙皮限定在構(gòu)架的對角拐角之間延伸的x形圖案；以及

一對加強(qiáng)件，其設(shè)置在蒙皮的上表面上并形成在構(gòu)架的對角拐角之間延伸的十字形。

條款7.根據(jù)條款5所述的支柱，其中上構(gòu)架的前端聯(lián)接到前部的上構(gòu)架的后端，并且下構(gòu)架的前端聯(lián)接到前部的下構(gòu)架的后端。

條款8.根據(jù)條款7所述的支柱，進(jìn)一步包括分布在前部的前端和后端之間的多個橫向構(gòu)架。

條款9.根據(jù)條款1所述的支柱，其中多個發(fā)動機(jī)架包括：

前發(fā)動機(jī)架，其垂掛于設(shè)置在前部的前端處的第一艙壁；以及

后發(fā)動機(jī)架，其垂掛于設(shè)置在第一艙壁和前部的后端之間的第二艙壁。

條款10.根據(jù)條款1所述的支柱，其中發(fā)動機(jī)被流線型機(jī)艙包圍，并且進(jìn)一步包括設(shè)置在機(jī)艙和機(jī)翼的下表面之間的支柱之上的流線型整流罩。

條款11.一種用于將發(fā)動機(jī)安裝到飛行器的機(jī)翼的方法，所述方法包括：

由機(jī)翼支撐空間構(gòu)架桁架，所述桁架包括前部和后部，前部具有多個垂掛于其的發(fā)動機(jī)架，后部從前部的后端向上和向后延伸；以及

將發(fā)動機(jī)聯(lián)接到發(fā)動機(jī)架。

條款12.根據(jù)條款11所述的方法，其中發(fā)動機(jī)包括噴氣發(fā)動機(jī)，并且其中支撐包括配置所述桁架，使得后部的任何部分都不設(shè)置在發(fā)動機(jī)的核心排氣區(qū)內(nèi)。

條款13.根據(jù)條款12所述的方法，其中發(fā)動機(jī)包括渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，并且其中所述支撐包括配置所述桁架，使得后部的至少一部分設(shè)置在發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇排氣區(qū)內(nèi)。

條款14.根據(jù)條款11所述的方法，其中所述支撐包括通過第一連桿將前部聯(lián)接到機(jī)翼，以及通過第二連桿、第三連桿和第四連桿將后部聯(lián)接到機(jī)翼。

條款15.根據(jù)條款14所述的方法，其中第二連桿包括用于將發(fā)動機(jī)的推力傳遞到機(jī)翼中的主負(fù)荷路徑。

條款16.一種飛行器，其包括：

機(jī)身；

聯(lián)接到機(jī)身的機(jī)翼；

由機(jī)翼支撐的發(fā)動機(jī)安裝支柱，所述支柱具有從支柱的橫向平面向上和向后延伸的后部；以及

由支柱支撐的噴氣發(fā)動機(jī)；其中

支柱的后部的任何部分都不設(shè)置在發(fā)動機(jī)的核心排氣區(qū)內(nèi)。

條款17.根據(jù)條款16所述的飛行器，其中支柱的后部與發(fā)動機(jī)的核心出口平面基本上共面。

條款18.根據(jù)條款16所述的飛行器，其中噴氣發(fā)動機(jī)包括渦輪噴氣發(fā)動機(jī)、低旁通渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)或高旁通渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。

條款19.根據(jù)條款16所述的飛行器，進(jìn)一步包括將支柱的前部聯(lián)接到機(jī)翼的第一連桿以及將支柱的后部聯(lián)接到機(jī)翼的第二連桿、第三連桿和第四連桿。

條款20.根據(jù)條款16所述的飛行器，進(jìn)一步包括：

流線型機(jī)艙，其圍繞發(fā)動機(jī)；以及

流線型整流罩，其設(shè)置在機(jī)艙和機(jī)翼的下表面之間的支柱之上。

實(shí)際上，如本領(lǐng)域技術(shù)人員將理解的，并且根據(jù)當(dāng)前的具體應(yīng)用，可以對本公開的噴氣發(fā)動機(jī)安裝支柱的材料、設(shè)備、配置和設(shè)計方法做出許多修改、替換和變型，而不脫離其精神和范圍。鑒于此，本發(fā)明的范圍不應(yīng)限于本文所示出和描述的特定實(shí)施例的范圍，因?yàn)樗鼈儍H僅是其一些示例，而是應(yīng)當(dāng)完全與所附權(quán)利要求及其功能等同物的范圍相一致。