包括用于支撑发动机的一个对着另一个地安装在飞行器的内部空间中的两个半结构的飞行器的后部

摘要

本发明涉及一种飞行器的后部(1)，包括：支撑发动机的支撑结构(14)，其延伸通过机身(6)，并通过分布在飞行器的垂直中面(P)两侧上的两个开口(18、18)。根据本发明，支撑结构(14)由分别延伸通过第一机身开口和第二机身开口(18、18)的第一半结构和第二半结构(22、22)组成，第一半结构和第二半结构相互接合在一起，从而它们可在由机身限定的内部空间(8)内拆卸。

说明书

技术领域

本发明总体上涉及一种飞行器(aircraft，飞机)的后部(rear part)，其装备有紧固在飞行器机身上的发动机。

背景技术

为了制造这种后飞行器部件，在现有技术中，已经提出了在机身与每个发动机之间插入附接杆(attachment mast)。在上述构造情况下，附接杆直接固定在机身上。为了确保朝着机身的原动力传递符合要求，则附接杆、机身支撑附接杆的部件以及插入在这些零件之间的紧固装置的有效连系尺寸(significant diemensioning)就是必需的。这相当于阻力，其影响了飞行器的整体空气动力性能。

另一种方案是提供一种发动机的支撑结构，其穿过机身以及机身限定的飞行器的内部空间。在机身的穿过两个机身开口的通道的水平高度上，该贯穿结构通过多个螺栓或类似的紧固件与机身接合(splice)。

不过，尽管该方案与前一个方案相比有可能稍微减少在两个开口的每一个处被引入机身的作用力的强度，尤其是沿着支撑结构的方向定向的作用力，该方案有着不可忽视的缺点。实际上，支撑结构的组装和拆卸非常困难，这主要是由于需要以同一支撑结构穿过机身两个相对的开口以支撑发动机。

发明内容

因此，本发明目的在于提出一种飞行器的后部，其相对于现有技术的实施例至少部分解决上述缺陷。

为此，本发明涉及一种飞行器的后部，包括：

-限定飞行器的内部空间的机身；

-至少两个发动机；

-发动机的支撑结构，其在形成在机身中并分布在飞行器的垂直中面两侧的第一开口和第二开口处穿过所述机身，所述支撑结构具有第一和第二相对端；

-支撑结构的所述第一和第二相对端的每一个分别在所述垂直中面的两侧上从机身向外伸出，并支撑所述发动机中的一个。

根据本发明，所述支撑结构由分别延伸通过机身的所述第一开口和第二开口的第一半结构和第二半结构制成，所述第一半结构和第二半结构彼此装配在一起，以使它们可在所述内部空间内拆卸。

因此，本发明提出的原创设计由于是通过相互可正反两用地(reversibly，可逆地)装配的单独的半结构实现的，因此可大大方便发动机的支撑结构的装配和拆卸操作。因此，这两个半结构的每一个在装配/拆卸过程中可独立于另外一个半结构来操作，使得操作人员的作业更加容易。尤其是，每个支撑半结构仅需要穿过单个机身开口，从而使得在初始装配的过程中以及更换支撑结构的过程中，有利地显著简化操作人员的操作。

另外，在装配操作过程中，每个半结构可在插入到其对应的机身开口前在其端部装备上发动机，然后与另一个半结构装配。相对于原先使用的单个结构的方案，这还进一步简化了装配方法，这是因对对于采用单一结构的方案而言，只有在将该结构放置在机身上后才能将发动机装配到该结构上。

当然，鉴于每个发动机可在保持附接到其相关联的支撑半结构的同时来布置，最近这一个优点在从发动机拆卸支撑结构的操作过程中也可以体现。

最后，如下面将详细说明的那样，两个半结构的实施例的另一个优点就是，当从前部观察时，有可能使两个半结构相对于彼此倾斜。

优选地，所述第一半结构具有与所述第一端相对的一内端，所述第二半结构具有与所述第二端相对的一内端，并且，经由穿过所述垂直中面的连接装置，所述两个内端相互装配在一起，以使得它们可在所述内部空间内拆卸。在这种情况中，优选地，两个支撑半结构相对于在其中连接的垂直中面对称设置。不过，两个半结构可在另一个平面中连接，这并不超出本发明的范围。

优选地，所述连接装置为螺栓和/或剪切销。

优选地，从前部观察时，第一半结构和第二半结构分别基本上沿着第一方向和第二方向相对于彼此倾斜地延伸，从而基本上形成V形。在这种情况下，V的尖端可设置在飞行器的纵向轴线上，也可以不设置在该纵向轴线上。在本发明一优选实施例中，V定向成其尖端向下，并设置在飞行器的纵向轴线上方。

更一般地，所述V优选地以所述垂直中面作为对称面。

另外，优选地，所述支撑机构设计成从前部观察时，对于每个半结构：

-机身的水平中面与连接机身的纵向中心轴线和发动机的纵向轴线的线之间的锐角(v)大于25°；并且

-所述半结构延伸的方向与在所述半结构的通道处正交于机身的方向之间的锐角(w)小于20°。

因为构造提供了定位V的尖端和设定所述V的角度值的自由，因此，当设定角度(v)时，实际上可对V的上述两个参数进行适配，以获得符合要求的角度(w)，即：不会引起过度显著的空气动力干扰的足够小的值。作为提醒，在现有技术的采用水平布置的单一支撑结构的方案中，角度(v)不仅受机身高度的限制，而且，由于角度(v)较大，角度(w)更大。这是限制性的，因为过大的角度(w)(表明机身与支撑结构之间紧密接近)导致要在机身与支撑结构之间置入空气动力整流装置来最大程度地减少空气动力干扰。因此，鉴于空气动力干扰不再是关键问题，上述V构造有利地使得能通过减小角度(w)来免于设置该额外的整流装置。一般地，可采用空气动力标准来优化角度(w)，具体地可避免与存在的“卡尔曼”空气动力整流装置相关联的不利结果。

优选地，所述第一半结构经由第一紧固装置与形成所述第一机身开口的第一外壳相连，且所述第二半结构经由第二紧固装置与形成所述第二机身开口的第二外壳相连。

优选地，所述第一紧固装置和第二紧固装置各自包括至少一个弹性紧固件。这种类型的紧固件(例如由一个或多个减振件构成)使得能抑止振动，并因此(从振动的角度)能将机身与发动机隔离，上述减振件比如由可弹性变形的聚合物材料(例如人造橡胶(elastomer)类型或橡胶(rubber)类型)制成。另外，由于遭受的力的水平较低，并且由于与发动机之间的距离而使周围温度较低，因此形成了对于放置这些减振件有利的两种标准。最后，当存在超静定性的时候，这些减振件的存在使得能在装配过程中消除装配的超静定性固有的潜在公差问题。

替换地，可使用弹簧类型的其他减振件。

优选地，第一半结构和第二半结构一般均采用梁(beam，桁条)的形式。

用于将发动机的支撑结构紧固在机身上的装置不仅包括上述的第一紧固装置和第二紧固装置，还优选包括至少一个作用力恢复连杆，该作用力恢复连杆的第一端安装在所述支撑结构上，其相对端安装在机身上，并远离第一开口和第二开口。

因此，有利地，这就可以最大程度地减少通过机身开口外壳的力的强度，从而使得机身开口外壳相对于之前所见的那些机身开口外壳的尺寸较小。实际上，一部分来自发动机并朝向机身的力不再使用机身的开口外壳，而是通过上述连杆，因此，其第一目的就是在机身的远离开口的地点处引入原动力。因此，基本上最大程度地减少机身的开口外壳内的应力集中。

另外，为了最大程度地减少发动机的支撑结构内的在机身开口处的应力集中，优选地，将第一连杆端也安装在该支撑结构上，远离开口。因此，局部应力更少的结构的尺寸可以更小，从而可明显地减轻质量。

优选地，沿着飞行器的纵向方向观察，作用力恢复连杆相对于飞行器的垂直方向倾斜。这使得作用力恢复连杆可传递在这样的方向上的力：这个力的至少一个分量在飞行器的横向方向上定向。实际上，在第一紧固装置和第二紧固装置容纳在机身开口中的情况下，这些横向力最难恢复的，以使所述连杆的前述定向对真实情况作出响应。

优选地，提供两个作用力恢复连杆，并相对于飞行器的所述垂直中面对称设置。有利地，所实现的对称性允许对经过连杆的原动机的恢复进行一定的补偿，上述连杆优选地设置在飞行器的横向平面内，但也可以相对于该平面倾斜。另外，可提供多于两个的连杆，这并不超出本发明的范围。

优选地，所述支撑结构基本上形成为V形，并且，所述两个作用力恢复连杆一同基本上形成相对于所述支撑结构的V形的倒V形。

优选地，两个连杆的所述相对端基本上安装在机身上的同一点处，所述点属于飞行器的所述垂直中面。当然，两个连杆可安装在机身的两个不同点处，这并不超出本发明的范围。

优选地，每个作用力恢复连杆在其端部处铰接安装。

优选地，每个作用力恢复连杆安装在所述支撑结构上方，但是也可以构想相反的情况。

另外，第一紧固装置可包括用于所述支撑结构的至少一个闭锁元件，其在承受压缩负载的同时，一方面对所述第一外壳施加压力，另一方面对所述支撑结构施加压力，并且，所述第二紧固装置可包括用于所述支撑结构的至少一个闭锁元件，其在承受压缩负载的同时，一方面对所述第二外壳施加压力，另一方面对所述支撑结构施加压力。

这种构造中，第一紧固装置和第二紧固装置至少部分地用在压缩状态下工作的闭锁元件而形成，并且不再像现有技术的传统元件(螺栓类型或类似的类型)的情况下那样，在牵拉状态下工作。

有利地，因为闭锁元件可整个安置在机身开口中，而不必通过外壳或支撑发动机的支撑结构，这就使得这些闭锁元件的放置非常容易。另外，这些闭锁元件质量减轻，成本降低，且首要的是，对疲劳应力仅稍微敏感或根本不敏感，从而，与先前的紧固装置相比，这些闭锁元件的使用寿命更长。

优选地，所述第一紧固装置和第二紧固装置的每一个均包括所述支撑结构的至少两个闭锁元件，其分别承受在两个不同方向(比如基本上相互正交)上的压缩负载。

一般地，承受压缩负载的每个闭锁元件在结构的给定面上施加力，这使得与给该定面相对的面支承(bear，抵压)在外壳的与该面相对的面上。因此，对于每个开口，当在中部开口平面中提供分别承受沿着两个单独方向的压缩负载的闭锁元件时，就足以相对于开口外壳在机身开口的该中部平面的所有方向上维持该结构。

需要注意的是，外壳与支撑结构的相对面之间的支承可直接接触或不直接接触，比如，可在这两个元件之间插入阻尼装置。

实际上，优选地，每个闭锁元件经由阻尼件支承在所述支撑结构和/或其相关联的外壳上。有利地，如上所述的，这使得对于第一紧固装置和第二紧固装置能实现一定的弹性，从而减少机身中的振动。也就是说，阻尼件优选地由可弹性形变的聚合物材料(比如人造橡胶或橡胶类型)制成的，有利地，这使得阻尼件能抑止振动，并因此(从振动的角度)能将机身与发动机隔离。再次，替换地，这里可使用弹簧类型的其他阻尼件。

优选地，每个闭锁元件均具有用于调整其分别支承在支撑结构上和相关的外壳上的两个支承表面(bearing surface)之间的间隔的装置。该功能不仅能有助于这些闭锁元件在开口中的放置，还能给这些闭锁元件施加具有期望值的压缩预应力。

优选地，每个闭锁元件采取压杆的形式，其支撑两个相对的支承表面。

优选地，所述第一紧固装置和第二紧固装的每一个包括支承在所述支撑结构的至少两个面上的闭锁元件，以及插在所述支撑结构的另一个面与所述相关的第二外壳之间的至少一个第二阻尼件。优选地，每个第二阻尼件本质上上述阻尼件相同或相似，用以装备闭锁元件。

更优选地，所述支撑结构以及所述第一外壳和第二外壳各自具有在沿着相关联的中部开口平面的截面中基本上形成四边形的四个面，所述第一紧固装置和第二紧固装置的每一个均包括支承在所述支撑结构的两个附接面上的闭锁元件，以及插在所述支撑结构的另外两个附接面与所述相关外壳之间的第二阻尼件。

第二阻尼件使得支撑结构与外壳之间不直接接触，即使这种直接接触也是可以想得到的，其并不超出本发明的范围。当不提供这种阻尼件和第二阻尼件时，则随之在支撑结构与外壳之间获得所谓的刚性装配。

另外，在优选的提供阻尼件和第二阻尼件的相反情况下，优选地，这些阻尼件的一些或每个可仅压缩有限的挤压行程(crushing travel)，超过上述压平行程，结构与外壳之间的刚性接触就会阻碍挤压的继续。

本发明还涉及一种装配上述飞行器的后部的方法，包括下列步骤：

-通过如下方式来放置所述第一半结构，移动所述第一半结构以使其穿过机身的所述第一开口，所述第一半结构的内端朝着移动方向的前方放置；

-通过如下方式来放置所述第二半结构，移动所述第二半结构以使其穿过所述第二机身开口，所述第二半结构的内端朝着移动方向的前方放置；以及

-将第一半结构的内端装配在第二半结构的内端上。

下面将通过非限制性的详细说明呈现本发明的其他特征和优点。

附图说明

根据附图进行说明，附图中，

图1示出了根据本发明一个优选实施例的飞行器的后部的立体简图；

图2示出了图1中所示的飞行器的后部的横截面的更详细视图，用于将发动机的支撑结构紧固在机身上的装置已被特意省去；

图2a概略示出了对于上述附图所示的后部的装配方面；

图3示出了与图2类似的视图，其中，第一紧固装置和第二紧固装置已经示出，用于将发动机的支撑结构紧固在形成机身开口的外壳上，所述第一紧固装置和第二紧固装置采用第一实施例的形式，该图还对应于沿着图4的垂直线III-III的横截面视图；

图4示出了沿着图3的垂直线IV-IV的横截面视图；

图5示出了与图3类似的视图，其中，用于将支撑发动机的支撑结构紧固在机身上的紧固装置通过至少一个作用力恢复连杆实现；

图5a示出了图5所示的构造的第一替换方式；

图5b示出了图5所示的构造的第二替换方式；

图6示出了与图3类似的视图，其中，所述第一紧固装置和第二紧固装置采用第二实施例的形式，该图还对应于沿着图7的垂直线VI-VI的横截面视图；

图7示出了沿着图6的垂直线VII-VII的横截面视图；

图8为图6和图7中所示的第一支撑半结构的立体图；

图9示出了与图6类似的视图，其中，所述第一紧固装置和第二紧固装置采用第三实施例的形式，该图还对应于沿着图10的垂直线IX-IX的横截面视图；

图10示出了沿着图9的垂直线X-X的横截面视图；

图11示出了属于图9和图10中所示的第一紧固装置的闭锁元件的其中一个的横截面视图；

图12示出了属于图9和图10中所示的第一紧固装置的第二阻尼件的其中一个的横截面视图；

图13示出了与图3类似的视图，其中，所述第一紧固装置和第二紧固装置采用第四实施例的形式；以及

图14为图13所示的第一支撑半结构的立体图。

具体实施方式

图1为采用本发明一个优选实施例的形式的飞行器的后部1。

在下列全部说明中，按照惯例，X表示飞行器的纵向方向，其并与飞行器的纵向轴线2平行。Y表示相对于飞行器横向定向的方向，Z表示垂直方向或高度，这三个方向X、Y和Z相互正交。

另外，术语“前”和“后”应相对于在经受由发动机施加的推力之后飞行器的前行方向来考虑，该方向由箭头4表示。

总的来说，后部1包括机身6，机身6具有基本上圆形、椭圆形或类似的横截面，具有穿过纵向轴线2的中心，并限定飞行器8的内部空间。

另外，后部包括布置在穿过轴线2的垂直中面P的两侧上的至少两个发动机10。在该优选实施例中，提供两个发动机10，机身6一侧布置一个，这些发动机通常为涡轮喷气发动机、涡轮螺桨发动机或其他类型。这些发动机的每一个均具有基本上与方向X平行的纵向轴线12。

为了确保这些发动机的悬挂，提供支撑结构14，其优选地布置在横向平面中，并具有穿过内部空间8以及在机身的两个开口处穿过机身的特点。该结构14的与平面P侧向隔开并从机身向外突出的部分由空气动力整流装置16覆盖，如图1所示。

更确切地，参照图2，会发现结构14在形成在机身中的第一开口和第二开口(均标以标号18)处穿过机身6。这两个开口18分布在垂直中面P的两侧上，并相对于该中面对称布置，该中面还基本上构成了飞行器的整个后部的对称面。

支撑结构14具有第一和第二相对端，都标以标号20，每个相对端从机身向外突出，并分别位于平面P的两侧上，并支撑发动机10的其中一个。

因此，每个端部20可看作刚性附接杆4结构，比如，具有与现有技术中已知的那些结构相同或类似的设计，以便把发动机悬挂在机翼下，并因此确保朝向飞行器的结构的原动力的传递。

本发明的其中一个特性是发动机的支撑结构14的设计。实际上，所述结构由第一半结构和第二半结构(都以标号22表示)构成，并分别穿过机身的第一开口和第二开口18，18。

另外，第一半结构和第二半结构彼此装配在一起，这样，它们可在内部空间8内拆卸。为此，第一半结构22具有与第一端20相对的内端24，第二半结构22具有与第二端20相对的另一个内端24，因此，两个内端24、24相互接触并装配在一起(比如用螺栓和/或剪切销(未示出))，这样，它们可在内部空间8内拆卸。

优选地，两个半结构22、22在平面P处接合，紧固界面位于平面P中，从而平面P穿过螺栓和/或销。一般地，平面P形成了发动机14的支撑结构的对称面，从图2所示的前方来看，支撑结构基本上为V形的。

事实上，在图2左侧的第一半结构22相对于方向Y、朝向顶部并移动远离平面P地倾斜，同样的，在图2右侧的第二半结构22也相对于方向Y、朝向顶部并移动远离平面P地倾斜。因此，第一半结构22沿着相对于方向Y和Z在横向平面内倾斜的第一方向28a延伸，同时，第二半结构22沿着也相对于方向Y和Z在同一横向平面内倾斜的第二方向28b延伸。

每个半结构22、22采用这样的梁或箱的形式：其基本上直线地在其相关联的方向上28a、28b上从其布置在平面P中的内端24延伸到其支撑其中一个发动机10的相对端20、20。

在该优选实施例中，结构14形成的V向上开口，并且其尖端设置在纵向轴线2上方。V的尖端可以自由定位，并且V的角度值也可以自由设定，这样使得其能最好地适应不同的存在应力，尤其是能最好地限制半结构22、22的外部遇到的空气动力干扰。

实际上，将支撑机构设计成从前部观察时，对于每个半结构：

-机身的水平中面P’与连接机身的轴线2和发动机的纵向轴线12的线32之间的锐角(v)大于25°；并且

-所述半结构延伸的方向28a、28b与在所述半结构的通道处正交于机身的方向34之间的锐角(w)小于20°。

角度(v)的相对大的值使得能相对于机身以期望的高度设置发动机，比如，发动机轴线12位于靠近机身上端的水平面中，同时，角度(w)的相对小的值(在机身与每个半结构之间平移一间隔)使得能免于设置额外的空气动力整流装置。

上述设计允许轻松地对支撑结构14进行装配和拆卸。事实上，参照示出装配飞行器1的后部的方法的图2a，可以看到，该方法包括通过这样的方式放置第一半结构22的步骤：移动第一半结构以使其穿过第一机身开口18，第一半结构22的内端24朝着移动方向36a的前方放置，比如，对应于第一方向28a，所述第一半结构安装后在该第一方向上延伸。

同时地或相继地，实施通过这样的方式放置第二半结构22的步骤：移动第二半结构以使其穿过第二机身开口18，第二半结构22的内端24朝着移动方向36b的前方放置，比如，对应于第二方向28b，第二半结构安装后在该第二方向上延伸。

在这两个步骤的每一个的过程中，发动机10可以已经安装在外端20(图2a中未示出)上，以简化并缩短装配方法。

另外，将内端24、24的尺寸确定成使其穿过各自的机身开口18、18，优选地，即使它们同时装备有的用于两个半结构装配的加强装置，比如筋或类似的装置。替换地，这些加强装置只有在穿过开口18、18后才可安装在内端24、24上。

一般地，在中部开口平面内，开口的高度与半结构的高度之间的比在1.3至2之间。另外，在该同一平面内，开口在方向X上的深度与半结构在方向X上的深度之间的比在1.1至1.5之间。

然后，第一半结构22的内端24利用上述连接装置(优选地沿着方向Y定向)装配在第二半结构22的内端24。

在机身与发动机的支撑结构之间提供紧固装置。

第一优选实施例如图3和图4所示。

这些装置包括将第一半结构与形成第一机身开口的第一外壳相连的第一紧固装置、以及将第二半结构与形成第二机身开口的第二外壳相连的第二紧固装置。第一紧固装置和第二紧固装置具有基本上相同的设计，且相对于平面P对称，下面仅对第一装置进行说明。

首先，需要注意的，具有与第二开口18相同或类似设计的第一开口18通过内部机身蒙皮40a中的通道以及外部机身蒙皮40b中的另一相对的通道构成。这两个通道分别形成开口18的进口和出口。

该开口朝前由前机身框架42限定，朝后由另一后机身框架42限定。如图4所示，位于上述框架之间的其他机身框架42可被切断以露出开口18。另外，该开口向上由上封闭横档44限定，该上封闭横档优选地在方向X上延伸经过机身的整个厚度并连接上述两个前机身框架和后机身框架42、42。同样，开口18向下由下封闭横档46限定，该下封闭横档优选地在方向X上延伸经过机身的整个厚度并连接上述两个前机身框架和后机身框架42、42。这四个元件42、42、44、46一起形成限定开口18的第一外壳50。

因此，在图3的线IV-IV限定的垂直平面中，如在中部开口平面中那样(该中部开口平面可被看作是这样的平面：与半结构22正交并基本上在开口的中部处且在其进口与出口之间穿过开口)，外壳50呈现为使用四个面42′、42′、44′、46′的四边形的形式，这四个面分别由上述元件42、42、44、46限定。在这些相同的平面中，半结构22的四个面也形成一个四边形，半结构的面与开口的面两两相对。因此，半结构的前面52′与外壳的前面42′相对，半结构的后面52′与外壳的后面42′相对，半结构的上面54′与外壳的上面44′相对，半结构的下面56′与外壳的下面46′相对。

确保在第一外壳50上装配第一半结构22的第一紧固装置首先包括多个螺栓53，所述螺栓基本上正交于半结构22的方向28a并且设置在平面YZ内，使得上面54′钩在外壳的上面44′上。因此，在半结构22的沿着方向X间隔开的两个不同的位置处提供一个或多个成行设置的螺栓。这样能确保作用力沿着与方向28a正交的方向在平面YZ内恢复，如箭头58、60所示的。也就是说，这些螺栓53使得能在中部开口平面内或与其平行的平面内恢复作用力。

类似地，第一紧固装置包括一个或多个螺栓61，所述螺栓基本上正交于半结构22的方向28a并且设置在一个或多个平面XZ内，使得前面52′钩在外壳的前面42′上。因此，优选地，在半结构22上提供一螺栓61，使得能确保作用力沿着与方向28a正交的方向在平面XZ内恢复，如图4中的箭头62所示的。也就是说，该螺栓61还使得能在中部开口平面内或与其平行的平面内恢复作用力，更优选地，在螺栓61延伸的方向X上恢复作用力。

替换地，可用另外的方法将半结构22压在外壳50上，而不是压在外壳的前面42′和上面44′上。实际上，优选地，试图把半结构22压在外壳的两个附接面上，因此，根据其中一种替换方案，这两个附接面可以是下面46′和后面42′。

每个螺栓53、61或每行螺栓优选地设置为形成弹性紧固件。

例如，这可以用一个或若干个阻尼件来实现，比如，由可弹性变形的聚合物材料(例如，人造橡胶或橡胶类型的材料)制成的阻尼件，从而能抑止振动，并因此(从振动的角度)将机身与发动机隔离。这里阻尼件优选地采用人造橡胶块64的形式，该人造橡胶块64压缩在两两装配的面42′、52′和44′、54′之间，所述压缩由被引入穿过所述块的螺栓53、61的牵引力而产生，该牵引力由于上紧作用力而产生。然而，尽管该方案由于其产生的振动阻尼性质而是优选的，但还可考虑这样一个替换实施例，其中两两装配的面42′、52′和44′、54′之间刚性且直接接触，这并不超出本发明的范围。

图5示出了与刚刚参照图3和图4所述的实施例类似的优选实施例，其中使用相同的第一紧固装置和第二紧固装置。不过，用于将半结构22紧固在机身6上的装置通过一个或多个作用力恢复连杆来实现。这就能总体上最大程度地减少通过开口外壳50的作用力的强度，从而使得开口外壳50的尺寸比之前见到的开口外壳的尺寸小。

在所示实施例中，两个连杆66相对平面P对称设置，这些连杆的每一个具有显示为在支撑半结构22中的第一端(或下端)，以及安装在机身上并远离开口18的相对端(或上端)。

由于采用了对称设置，下面仅对图5中左边的连杆66(即，实现第一紧固装置的连杆)进行说明。

为了最大程度地减少支撑半结构22内在开口18处的应力集中，使第一连杆端还远离开口地安装在该支撑结构上，因此，优选地，安装在内部空间8内。第一端8优选地铰接安装在半结构22上，比如，采用与半结构一体形成的配件68。

然后，连杆延伸同时靠近垂直中面P，连杆的相对端在垂直中面P中安装在机身上，优选地，安装在所示的机身的上部上。这里，再者，该连接优选地为铰接类型，其采用朝内部空间突出的配件70或机身框架延伸部来实现。

这两个作用力恢复连杆优选地设置在横向平面内并且其相对端基本上在平面P的同一点处安装在机身上，并一起基本上形成相对于支撑结构14的V形的倒V形。

不过，连杆的位置和定向可根据需要调整。在那方面，连杆可设置在结构14下方，而不是如图所示的在其上方。

一般地，优选地，沿着图5中的方向X观察时，每个作用力恢复连杆66相对于方向Z倾斜。这允许传递沿着这样一个方向的作用力，沿着该方向的作用力的至少一个分量沿着方向Y定向，实际上，在第一紧固装置容纳在机身开口18中的情况下，这些横向作用力是最难恢复的。

在所示实施例中，每个连杆基本上相对于方向Y和Z倾斜，以便在朝内部行进时向上升起。因此，施加在图5的两个箭头72所示的这两个连杆方向上的作用力可通过紧固装置完全恢复。不过，另外一个替换方案为将每个连杆66沿着方向Y定向，这并不超出本发明的范围。

类似图5所示的，可在支撑结构14与机身6之间提供多个连杆66，因此，其数量不限于一个或两个。另外，这些连杆中的一个或多个可各自由阻尼支撑物(damping jack)(未示出)代替，所述阻尼支撑物能够抑止/过滤能传递到机身的振动。

同样，为了抑止/过滤能通过连杆66传递到机身的振动，可在连杆的中的至少一个上装备一共振器，图5a中示出了共振器的一个实例。在图5a中，共振器装备在与机身6的配件70相连的连杆端。垂直延伸的共振器150包括锤杆(beater)152，锤杆的一端与上述连杆端相连，另一端支撑锤块154。通过连杆传递到机身的振动的抑止通过锤块154围绕连杆在机身的配件70上的铰链销(即，锤杆在配件70上的铰链销)的摆动来实现，如图5a的箭头156示意性地所示的。

另外，如上所述，连杆66的设置可根据需要以及限制条件来调整。在图5b中，两个连杆66各自具有紧固(优选地铰接)在机身上(优选地在机身侧部上)的外端(未示出)，以及紧固(铰接)在板158上的内端，板158自身铰接在支撑结构14上，优选地，铰接在支撑结构的中部。因此，两个连杆66的内端连接在所述板的铰链销160的两侧，优选地在方向X上定向，因此，由连杆66的每一个所引入的作用力可抵消。另外，鉴于板消除了由两个连杆的构造所引起超静定性的程度，因此，增加该板使得装配更加方便。图5b示出了这样的构造，其中由两个连杆66形成的V向下开口，并且总体设置在支撑结构14的下方，但这不是限制性的。

替换地，连接两个连杆端的板158可铰接在机身上，而不是支撑结构上，比如，铰接在相对于图5所述的机身配件70上。

图6至图8示出了另一优选实施例，其中，第一紧固装置和第二紧固装置的每一个均采用第二实施例的形式，且在此保留了作用力恢复连杆66。

事实上，由于与第二紧固装置相同且对称，因此下面仅对第一紧固装置进行说明，第一紧固装置包括半结构22的后面52′与外壳的后面42′之间的铰链式连接。为此，与方向28a平行的轴线80连接轭82和配件84，轭82和配件84分别与相对面42′、52′一体形成，反之亦然。优选地，支撑结构22和外壳50的其他的面仍然没有连接装置，但仍然成对地相对。

获得的连接确保作用力沿着与方向28a正交的方向在平面YZ内的恢复，如箭头86所示的，并且还确保作用力沿着与方向28a正交的方向在平面XZ内的恢复，如箭头88所示的。也就是说，这种利用轴线80的连接使得能在中部开口平面中或者在于其平行的平面中沿着彼此正交的两个方向恢复作用力，所述两个方向优选地包括如箭头88所示的方向X。

图9和图10示出了另一优选实施例，其中，第一紧固装置和第二紧固装置的每一个均采用第三实施例的形式，在此也保留了作用力恢复连杆66。

第一紧固装置和第二紧固装置具有基本上相同的设计并相对于平面P对称，下面仅对第一装置进行说明。

在第三实施例中，第一紧固装置首先包括支撑结构的至少一个闭锁元件，其在承受压缩负载的同时，一方面对第一外壳50施加压力，另一方面对支撑半结构22施加压力。在该构造中，第一紧固装置至少部分地用以压缩状态工作的闭锁元件形成，并且不再像现有技术的传统元件(为螺栓类型或类似的类型)的情况那样以牵拉状态工作。因为闭锁元件可整个位于在机身开口18中，而不必通过外壳50或支撑半结构22，这就使得这些闭锁元件的放置非常容易。

一般地，每个闭锁元件(以标号90、92表示)承受压缩负载以在结构的给定面上施加力，该结构使得与该给定面相对的面以接触或不接触的方式支承在外壳的与该面相对的面上。因此，在所示实施例中，闭锁元件90、92分别在两个单独的方向上承受压缩负载，并安装在中部开口平面内，这样就足以相对外壳50在机身开口的中部平面的所有方向上维持半结构22。

更确切的来说，第一紧固装置包括在图9和图10中示意性示出的闭锁元件90，这些承受压缩负载的元件90支承在半结构的上面54′上以及支承在外壳的上面44′上。因此，在半结构22的沿着方向X间隔开的两个或多个不同的位置处提供成行设置的一个或多个元件90。这样可确保沿着与方向28a正交的方向在平面YZ内恢复作用力。也就是说，这些闭锁元件90使得能在中部开口平面内或与其平行的平面内恢复作用力。

类似地，第一紧固装置包括图10中示意性示出的闭锁元件92，这些承受压缩负载的元件92支承在半结构的后面52′与外壳的后面42′之间。因此，在半结构22的沿着方向Z间隔开的两个或多个不同位置处提供成行设置的一个或多个元件92。这样能确保作用力在与方向28a正交的方向上在平面XZ内的恢复。也就是说，这些元件92还使得能在中部开口平面内或与其平行的平面内恢复作用力，更优选地，在方向X上恢复作用力。

这里，闭锁元件90、92放置在后面42′和上面44′上，以便将前面52′压在外壳的前面42′上，以及以便将下面56′压在外壳的下面46′上。替换地，闭锁元件90、92也可不放置在外壳的后面42′和上面44′上。实际上，优选地，通过把承受压缩负载的闭锁元件放置在前面42′和下面46′上，来试图将此半结构22压在外壳的两个附接面上，因此，根据其中一个替换方案，这两个附接面可以是后面42′和上面44′。

每个闭锁元件90、92或每行闭锁元件优选地设置成用阻尼件形成弹性紧固，下面将进行详细说明。

另外，第二阻尼件94、96插在支撑半结构的另外两个附接面42′、46′与外壳50之间。第二阻尼件使得在支撑结构与外壳之间不存在直接接触，即使这种直接接触是可以想到的。当不提供这种阻尼件和第二阻尼件时，则在支撑结构与外壳之间获得所谓的刚性装配。

不过，如所示的实施例的情况，每个闭锁元件经由阻尼件支承在所述支撑结构和/或支承在其相关联的外壳上。有利地，这使得能如上所述地那样获得针对第一紧固装置和第二紧固装置的一定弹性，从而减少机身的振动。也就是说，阻尼件优选地由比如人造橡胶或橡胶类型的可弹性形变的聚合物材料制成，这有利地使得能抑止振动，并因此(从振动的角度)可将机身与发动机隔离。再次，替换地，这里可使用弹簧类型的其他阻尼件。

图11示出了对于结合这种阻尼件的闭锁元件90、92的每一个的一个可能实施例。

在该图中，可以看到，闭锁元件90包括杆98形式的构件，该杆98基本上与其连接的面44′、54′正交地定向。杆98的与半结构的面54′相配合的端部支承在设置在该面54′上的壳体100中。形成第一支承表面101的该端部可以是弯曲的并具有与壳体100的支承表面互补的形状，以更好地维持支承。在横档44的上面44’上，提供接收阻尼件104的壳体102，比如，阻尼件104可以是人造橡胶块的形式。壳体102的底部通过可拆卸的螺母106形成，从而允许在不必移除杆98(如图11所示的其穿过元件104、106的每一个)来更换人造橡胶块104。

为了在杆中施加压缩力，杆具有与人造橡胶块104接触的另一个支承表面108，更确切的说，与所述块的与位于壳体102的底部中的面相对的面接触。与第一支承表面101相对的这个支承表面108可提供在旋拧安装在杆98的螺纹部112上的拧紧件110上。有利地，这使得能形成用于调整分别支承在支撑结构上和外壳上的两个支承表面101、108之间的间隔的装置。该功能不仅便于在开口中放置闭锁元件90，还能在螺旋安装拧紧件110的同时给该闭锁元件施加以期望值的压缩预应力。

另外，优选地，使减振组件104仅可压缩有限的挤压行程C，超过上述挤压行程，结构与外壳之间的刚性接触就会阻碍挤压的继续。比如，通过使支承表面108紧靠限定了接收人造橡胶块104的壳体102的开口的表面114来实现接触。

图12示出了结合第二阻尼件94、96的每个连接的一个可能实施例。

该图示出了，在横档46的下面46′上，提供接收第二阻尼件94的壳体120，比如，第二阻尼件为人造橡胶块的形式。壳体120的底部通过可拆卸的螺母122构成，从而允许借助与该螺母一体形成的轴124，例如通过旋松螺母，就可轻松地更换人造橡胶块94。

因此，块94支承在壳体120的底部中，并支承在面56′的专用表面126上。从而，块94在两个支承力之间压缩。

另外，优选地，使第二阻尼件94仅可压缩有限的挤压行程C′，超过上述挤压行程，结构与外壳之间的刚性接触就会防止挤压的继续。比如，通过使表面126紧靠限定接收人造橡胶块94的壳体120的开口的表面128来实现接触。

因此，可推导出，确保半结构22在外壳50内的装配的第一紧固装置为承受压缩负载的唯一元件。

如上所述，第一紧固装置和第二紧固装置通过作用力恢复连杆66来实现。

图13和图14示出了另一优选实施例，其中，第一紧固装置和第二紧固装置的每一个均采用第四实施例的形式，这里不再保留作用力恢复连杆，但代之以一种称为“配平(trim)”系统的用于调整发动机的冲角(incidence)的系统。

与第二紧固装置一样，第一紧固装置由与参照图6至图8描述的连接相同或类似的铰链式连接构成，其中，仅示出了轴80和配件84，当然，配件84旨在与同外壳一体形成的轭相配合。仍然有一个不同之处，轴80的定向不同，其不再沿着方向28a设置，不与中部开口平面正交，而是沿着与第二紧固装置的轴80一致的轴横向地定向。

该铰链使得能确保分别沿着方向Z和沿着方向X的作用力的恢复，如箭头130、132所示。沿着方向Y的作用力的恢复还可构想成，通过轭和容纳在其中的配件的配合来实现。

另外，铰链能使发动机14的整个支撑结构围绕两个轴80的横轴枢转，从而根据需要控制飞行器发动机的冲角。

为此，调整系统134连接机身和支撑结构，优选地安装在机身的上部和结构14的中央部上。实际上，该系统使得能沿着方向Z调整两个元件14、6之间的间隔。根据间隔是否增大或减小，系统使结构14沿着轴80的横轴枢转，从而使得发动机的前部向上或向下倾斜，反之亦然。在所示实施例中，由于调整系统134相对于轴80位于前方，增大间隔就使得发动机的前部向下倾斜，而减小间隔就使得发动机的前部向上倾斜。

当然，本领域的技术人员可对上述仅作为非限制性示例的发明进行各种修改。在那方面，需要注意的是，相对于给定的实施例描述的每个特征均可用于所有其他可以想到的实施例。