CN101180211A - 用于航空器的涡轮喷气发动机挂架 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于航空器的涡轮喷气发动机挂架，该挂架具有包括纵向中央沉箱(22)的刚性结构(10)。根据本发明，刚性结构(10)还包括两个与所述中央沉箱(22)的前部相连接的侧部沉箱(24a，24b)，挂架还包括设计为吸收沿挂架纵向方向(X)上施加的作用力的第一(6a)和第二前发动机附件(6b)，所述第一和第二前发动机附件分别设置在两个侧部沉箱上。

Description

用于航空器的涡轮喷气发动机挂架

技术领域

本发明通常涉及用于航空器的涡轮喷气发动机挂架。该类挂架，也被称作EMS(发动机机架结构)，该挂架可用于将涡轮喷气发动机悬挂在航空器机翼下部，或者将该涡轮喷气发动机较好地安装在该同一机翼上部。

背景技术

这样的挂架(

d’accrochage)被设计成用于构成在涡轮喷气发动机与航空器的机翼之间的连接界面。该挂架使该航空器的相关涡轮喷气发动机产生的作用力传输到该航空器的结构，并且还允许燃料、电力系统、水力系统和空气在发动机与航空器之间通过。为了确保作用力的传输，挂架(

)通常包括“沉箱(caisson)”类型的刚性结构，即，通过借助于横向肋相互连接的上部梁、下部梁和侧板的组装而构成的刚性结构。

另一方面，挂架配备有插在涡轮喷气发动机与挂架的刚性结构之间的装配系统，该系统通常包括至少两个发动机附件(attache)，一般为至少一个前附件和至少一个后附件。

而且，该装配系统包括用于吸收涡轮喷气发动机产生的推力的装置。在现有技术中，该装置例如是两个侧部连杆形式的，一方面，连接于涡轮喷气发动机风机(soufflante)壳体的后部，另一方面，连接于固定在该涡轮喷气发动机的中央壳体上的后附件。

同样地，挂架还包括插入在该挂架的刚性结构与航空器机翼之间的第二装配系统，该第二装配系统通常包括两个或者三个附件。

最后，该挂架配备有用于将系统隔离(segregation)和固定在适当位置同时支撑空气动力学整流装置(carenage aérodynamique，或流线型外壳)的副结构。

如上所述，现有技术中的传统挂架大致为具有大尺寸的平行六面体沉箱的形状，以便能吸收相关涡轮喷气发动机产生的全部作用力。

因此，在其中大尺寸沉箱形状的挂架被设置成接近于涡轮喷气发动机的中央壳体的具体情况下，该挂架不可避免地引起从风机环形管道逸出的(风机)次级气流(flux secondaire)的强大干扰，这直接导致较大的阻力，以及涡轮喷气发动机效率的损失和增加的燃料消耗。

而且，这些干扰因侧部连杆类型的推力吸收装置的存在而被加重，该连杆位于风机环形管道的出口处。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种至少部分地克服以上所述的与现有技术实施例相关的缺陷的、用于航空器的涡轮喷气发动机挂架，并还提供了具有至少一个这样的挂架的航空器。

为此，本发明的目的是提出一种用于航空器的涡轮喷气发动机的挂架，该挂架具有包括纵向中央沉箱的刚性结构，该刚性结构还包括与中央沉箱前部连成一体的两个侧部沉箱，并且每个侧部沉箱包括上表面和下表面，该挂架还包括设计成用于吸收沿挂架纵向方向施加的作用力的第一和第二前发动机附件，该第一和第二前发动机附件分别被设置在两个侧部沉箱上。

因此，借助于为此目的而设置的两个侧部沉箱，本发明能吸收推力(即，沿挂架的纵向方向定向的作用力)。该吸收(reprise)可通过完全令人满意的方式进行，即，通过第一和第二前附件的推力可容易地通过这些沉箱的表面(也可定性为应力表面)传递。一旦这些作用力已被传递至侧部沉箱的上端，这些作用力然后到达纵向中央沉箱，这些作用力可沿纵向方向穿过该纵向中央沉箱朝挂架后部传递(acheminer)。

类似地，需要理解的是，两个侧部沉箱主要借助于设在每个沉箱上的前闭合框架和后闭合框架来完美地吸收沿竖直方向施加的力矩。

最后，这同样也用于吸收沿挂架纵向方向施加的力矩，在第一和第二前附件也设计成吸收沿挂架的竖直方向施加的作用力的情况下，由侧部沉箱有效地确保该吸收。

另外，如上所述，挂架的刚性结构包括纵向中央沉箱(也称作中央扭转箱)，该沉箱平行于虚拟表面的纵向轴线延伸，因此该沉箱与每个侧部沉箱相连接(或联结)。当然，由这些侧部沉箱所提供的机械强度，可使中央沉箱具有比它们过去的尺寸更小的尺寸(主要指其厚度)。这意味着，该中央沉箱还能对从风机环形管道输出的次级气流(或风机气流)仅造成非常小的干扰。

在这方面，还应注意的是，由安装在侧部沉箱上的第一和第二前发动机附件吸收推力，并且不再由侧部连杆型的专用吸收装置吸收推力，还使得避免了次级气流干扰(以前由于在风机环形管道出口处存在这些侧部连杆而导致出现气流干扰)。

优选地，这两个侧部沉箱中的每个均具有下表面，下表面共同限定基本上是圆柱形的虚拟表面的一部分，该虚拟表面具有圆形截面以及用于与涡轮喷气发动机的纵向轴线相重合的优选纵向的轴线。

因此，两个下表面中的每个均具有能围绕基本上是圆柱形(具有圆形截面)的虚拟表面延伸的曲率。因此它们共同形成刚性结构的组件，与现有技术的传统方案相比，该刚性结构能有利地仅微弱干扰与其相关联的涡轮喷气发动机的风机环形管道流出的次级气流，在现有技术中，挂架为大体积的平行六面体的单一中央沉箱的形式，被设置成非常接近涡轮喷气发动机的中央壳体。

实际上，可以设置虚拟表面的直径基本上与相关联的涡轮喷气发动机的风机壳体的外圆柱表面的直径相同，这意味着，由这些下表面形成的刚性组件基本上位于风机壳体的该外表面的延长部分中，更普遍地是在该壳体的周边环形部分的延长部分中。自然地，两个侧部沉箱与具有圆形截面的基本上圆柱形的外罩(enveloppe)部分相似并且其直径与风机壳体直径相近的具体情况下，可能由这些沉箱引起的次级气流的干扰是极其弱小的，甚至几乎不存在。

因此，这能有利地实现正面阻力、涡轮喷气发动机的效率以及燃料消耗方面的改进。

值得注意的是，如果两个侧部沉箱通常被考虑作为具有圆形截面的基本上圆柱形的外罩的一部分，则该部分优选为具有半圆形截面的基本上是圆柱形的外罩部分的形状。自然地，该优选的形状完全适合于确保将涡轮喷气发动机容易地安装在挂架的刚性结构上。

另一方面，如上指出，位于两个侧部沉箱之间的纵向中央沉箱设置为使得仅产生次级气流的很弱小的干扰。为此，仅其下部的很小部分向虚拟表面的内部突出。

优选地，每个侧部沉箱由前闭合框架在前部闭合，该前闭合框架沿由挂架的横向方向以及竖直方向限定的平面定向。在该情况下，可以设计，第一和第二前发动机附件分别与侧部沉箱的两个前闭合框架相连接，这样这两个前附件可以被容易地安装在涡轮喷气发动机的风机壳体上。

还是优选地，第一和第二前发动机附件被虚拟表面的纵向轴线和挂架的横向方向限定的平面穿过。因此，需要理解的是，该特征能有利地实现对涡轮喷气发动机轴线处的推力的吸收，意味着涡轮喷气发动机的纵向弯曲度的显著减小。

优选地，如上所述，第一和第二前发动机附件每个被设计成使得吸收沿挂架纵向方向和挂架竖直方向施加的作用力。因此，在此构造中，可以设计，该挂架包括多个发动机附件，该多个发动机附件由相对于由虚拟表面的纵向轴线和该挂架的竖直方向限定的平面对称的第一和第二前发动机附件、被该同一平面穿过的第三前发动机附件以及与纵向中央沉箱相连接的后发动机附件构成。

因此，所有的前发动机附件用于安装在风机壳体上，这提供了使这些附件相互有大间距的可能性。该大间距具有显著简化发动机附件的设计的优点，原因在于，与给定轴线上的力矩相关联的这些发动机附件必须吸收的作用力自然就小于在现有技术的传统方案中遇到的作用力，在传统方案中，发动机附件位于中央壳体上，相互不能远离。

另外，这些前附件能有利地远离涡轮喷气发动机的发热部分，这意味着可能作用于这些元件上的热效应显著减少。

另外，使用了这样的设置就不再需要侧部连杆类型的推力吸收装置，吸收由涡轮喷气发动机产生的全部作用力主要在风机壳体上进行，并借助于第一、第二和第三前发动机附件，因为保持在挂架和中央壳体或喷射壳体之间的唯一联系是由后发动机附件构成的，该后发动机附件的主要作用是限制涡轮喷气发动机后部的竖直振动。

因此，该发动机附件的特殊设置引起在中央壳体处的弯曲度的显著减小，该弯曲度是由于涡轮喷气发动机所产生的推力或由于在航空器飞行的各阶段而可能遇到的阵风引起的。

因此，以上所述的弯曲度的减小引起在压缩机的和涡轮的旋转叶片与发动机的中央壳体之间的摩擦的显著减小，并因此显著限制了这些叶片的磨损带来的功率损耗。

在多个发动机附件构成静态确定的装配系统的情况下，第三前附件被设计为使得仅吸收沿挂架横向方向施加的作用力，并且后发动机附件被设计为使得仅吸收(reprendre)沿挂架竖直方向施加的作用力。

因此，唯一没有安装在发动机风机壳体上的发动机附件是后发动机附件，该后发动机附件被设计为仅吸收沿涡轮喷气发动机竖直方向上施加的作用力。这意味着，如果该后发动机附件实际上位于次级气流的环形管道内，限制于吸收竖直作用力的后发动机附件的功能就导致相对小的体积，使得由该后附件引起的次级气流干扰是非常微小的。因此，这使得能在发动机的整体性能上实现显著改进。

而且，在仅吸收竖直作用力的后附件是唯一的位于次级气流环形管道中的发动机附件的设置中，可考虑第一、第二和第三发动机附件固定于风机壳体的周边环形部分，这使这些发动机附件可以有利地占有它们相互远离的位置。

一种替换方式在于，挂架包括多个发动机附件，该多个发动机附件由相对于由虚拟表面的纵向轴线和挂架的竖直方向限定的平面对称的第一和第二前发动机附件，以及与纵向中央沉箱相连接的后发动机附件构成，第三前附件则被去除了。

因此，目的还是为了获得用于形成静态确定的装配系统的多个发动机附件，后发动机附件因此被设计为用于吸收沿挂架横向方向以及该挂架竖直方向施加的作用力。

本发明的目的还在于提供一种航空器，该航空器包括至少一个诸如以上所述的挂架。

本发明的其它优点和特征会在以下的非限制性详细描述中变得显而易见。

附图说明

此说明参照以下附图，其中：

图1示出了航空器发动机组件的侧视图，该发动机组件包括根据本发明优选实施例的挂架；

图2示出了图1所示组件的透视示意图，为了更清楚地显示该同一挂架的发动机附件，去除了挂架的刚性结构。

图3示出了根据优选实施例的挂架的局部放大透视图；

图4示出了沿图3横剖面P1得到的剖视图；

图5示出了用于解释侧部沉箱形状的透视图，该侧部沉箱用于部分地构成图3所示的发动机挂架；

图6示出了图3所示挂架的分解图；

图7示出了与图3所示相似的视图，在图7内，已加入挂架的发动机附件的示意图示；

图8示出了与图2所示相似的视图，在图8内，挂架的发动机附件以可替代的形式呈现。

具体实施方式

如图1所示，可见用于被固定在该航空器(没有示出)的机翼下的航空器发动机组件1，根据本发明第一优选实施例，该组件1包括发动机挂架4。

总体上，发动机组件1包括涡轮喷气发动机2和挂架4，挂架4尤其是配备有多个发动机附件(attache)6a，6b，8，9和这些附件固定于其上的刚性结构10(在图1上附件6b被附件6a遮盖)。指示性地，值得注意的是，组件1用于被发动机舱(没有示出)环绕，并且挂架4包括用于确保该组件1悬挂在航空器机翼下的另一系列附件(没有示出)。

在所有接下来的阐述中，根据惯例，挂架4的纵向方向称作X，该方向还与涡轮喷气发动机2纵向方向相似，该方向X与涡轮喷气发动机2的纵向轴线5相平行。另一方面，相对挂架4的横向方向称作Y，并可认为该方向与涡轮喷气发动机2横向方向相同，Z是竖直方向或高度方向，这三个方向X，Y和Z相互正交。

另一方面，词“前”和“后”被认为是相对涡轮喷气发动机2所施加的推力而发生的航空器前进方向而言，该方向由箭头7示意性示出。

图1上，只有发动机附件6a，6b，8，9和挂架4的刚性机构10被示出了。挂架4的其它组成部件没有被示出，诸如在航空器机翼下的刚性机构10的连接装置(moyens d’accrochage，或悬挂装置)，或者确保系统的分隔和维持同时支撑空气动力学整流装置的二级结构，这些部件是与现有技术中的部件相同的或者相似的传统部件，并且被本领域技术人员所知。因此，不对这些部件进行任何详细描述。

另一方面，涡轮喷气发动机2的前部设置有较大体积的风机壳体12，该壳体限定风机环形管道14，并且涡轮喷气发动机2在接近后部处包括较小体积的中央壳体16，该中央壳体将涡轮喷气发动机机芯封闭在内。最后，中央壳体16通过比壳体16大的喷射壳体17向后延长。这些壳体12、16和17显然彼此连成一体。正如上述可见，在此优选的是具有高流量比的涡轮喷气发动机。

如图1所示，本发明的其中一个特征在于，第一前发动机附件6a以及第二前发动机附件6b两个都用于固定在风机壳体12上，并且相对于由轴线5和方向Z限定的平面P对称。

现参照图2，可见示意性示出的第一附件6a和第二附件6b相对平面P对称设置，并且两个都优选设置于风机壳体12的周边环形部分上，更确切的说是在该同一部分的后部上。

因此可以设计第一和第二前发动机附件6a、6b在周边环形部分上是完全相反的，该周边环形部分具有风机壳体12的圆柱外表面18，因此每个这些附件6a，6b被由纵向轴线5和方向Y限定的第二平面P′穿过。

如图2中的箭头示意性示出，第一和第二前发动机附件6a、6b每个被设计成能吸收由涡轮喷气发动机2沿方向X和沿方向Z上产生的作用力，但不是沿方向Y上施加的作用力。

通过这种方式，两个相互离的很远的附件6a、6b共同确保沿方向X上施加的力矩和沿Z方向施加的力矩的吸收。

还是参照图2，可见第三前发动机附件8被示意示出并同样固定于风机壳体12的周边环形部分上，也优选在该部分的后部上。

附件6a、6b、8通过若干发动机结构部分(没有示出)固定于壳体12的周边环形部分上，它们实际上优选设置于周边环形部分的后部。但是，也可能碰到发动机，该发动机的结构部分更接近周边环形部分的前部，这意味着附件6a、6b、8固定于更接近发动机的前部，总是固定于风机壳体12的周边环形部分上。

关于第三附件8，其位于风机壳体12最高部分上，因而在周边环形部分的最高部分上，因此虚拟地被上面指出的第一平面P穿过。另外，平面YZ(没有示出)优选地穿过三个附件6a、6b和8。

如图2的箭头所示，第三发动机附件8被设计为仅仅能吸收涡轮喷气发动机2沿方向Y产生的作用力，而不是沿方向X和Z施加的作用力。

还是参照图2，可见示意示出的后发动机附件9固定于刚性结构10(在该图上未示出)和喷射壳体17之间，并优选在壳体17的最大直径部分处。值得注意的是，确切地说，优选地第一平面P虚拟地穿过该后附件9。

如图2的箭头所示，后发动机附件9被设计为仅仅能吸收涡轮喷气发动机2沿方向Z产生的作用力，而不是沿方向X和Y施加的作用力。

通过这种方式，该附件9因此与两个前附件6a和6b共同确保吸收沿方向Y施加的力矩。

自然地，该后附件9可以不同的方式放置，即放置在涡轮喷气发动机2的中央壳体16上，优选在其后部，或者在中央壳体16和喷射壳体17之间的连接处20。

在所有的情况下，该后附件9因此位于具有高流量比的涡轮喷气发动机的次级气流(没有示出)的环形管道内。但是，其功能性局限于吸收竖直作用力的事实意味着其体积相对较小，使得由该后附件9引起的次级气流干扰仅仅很弱小。因此，这样能获得在涡轮喷气发动机的整体性能上的重要改进。

值得注意的是，若附件6a、6b、8和9在图1和图2中被示意地示出了，需要理解的是，这些附件可根据本领域技术人员所知的任何形状制成，诸如与钩环(manille)和接头(ferrure)的组件相关的形状。

如上提及，与刚刚所述的构造相关的主要优点之一在于，前发动机附件6a、6b和8在风机壳体12上的具体位置引起了在航空器飞行的不同形势下中央壳体16弯曲度的显著减少，并因此导致压缩机和涡轮的叶片与中央壳体16相对摩擦造成的磨损的显著减少。

参照图3，详细示出了根据本发明的发动机挂架4的刚性结构10，发动机附件6a、6b、8和9在该图上被主动省略了。

首先，值得注意的是，刚性结构10被设计为相对于上述的第一平面P，即，相对由涡轮喷气发动机2的纵向轴线5以及方向Z限定的竖直平面对称。

该刚性结构10包括纵向中央沉箱22(也称为扭转箱)，该中央沉箱从结构10的一端向另一端在与X方向平行的方向X上延伸。值得注意的是，该沉箱(caisson)22可由两个侧部梁30的组件形成，该侧部梁在平行的平面XZ内沿X方向延伸，并且通过横向肋23相互连接，该横向肋定向在平行的平面YZ内。另外，上部梁35和下部梁36也用于闭合沉箱22。

两个侧部沉箱24a、24b与刚性结构10相补充，刚性结构10的中央沉箱22位于这一刚性结构10的上部部分处，两个沉箱24a、24b的每个都与扭转中央沉箱22连成一体并且在该中央沉箱的两侧沿方向Y向下凸出。

与中央沉箱22前部相连接的侧部沉箱的特征之一为，每个侧部沉箱具有下表面26a、26b，该下表面朝向涡轮喷气发动机并共同限定一个具有圆形截面的基本上圆柱形的虚拟表面32的一部分，该虚拟表面32的纵向轴线34与中央沉箱22以及方向X平行，如图3所示。

换句话说，该两个下表面26a和26b在其整个长度上每个均具有合适的曲率以便能够位于该虚拟表面32周围并与其接触。因此，通常，两个沉箱24a、24b一起形成具有圆形截面的基本是圆柱形的外罩/外壳的一部分，并可以位于涡轮喷气发动机2的中央壳体16的周围并相距一定距离。

值得注意的是，确切的说，优选轴线34与涡轮喷气发动机的纵向轴线5重合。结果，可见刚性结构10也相对于由纵向轴线34和挂架4的方向Z限定的竖直平面对称。

图4示出了沿横剖面P1得到的剖面图，该横向平面任意地穿过侧部沉箱24a、24b。

在该图上，明确可见，两个下表面26a、26b与它们的外表面限定了具有圆形截面的基本上是圆柱形的虚拟表面32的一部分，两个沉箱24a、24b恰好构成具有在纵向轴线34上确定中心的半圆形截面的基本是圆柱形外罩/外壳的一部分，正如将参照图5描述的。

值得注意的是，为了尽可能少生成从风机环形管道14流出的次级气流的干扰，圆柱形虚拟表面32的直径优选基本上与风机壳体12的环形部分的圆柱形外表面18的直径相同。另一方面，如图4所示，中央沉箱22的元件仅仅在由虚拟表面限定的空间38内部凸出很小距离，以便它们也不再显著干扰次级空气流的流动。这尤其通过以下事实解释：侧部梁30具有沿方向Z的高度，相对虚拟表面32和外表面18的直径，该高度极其小。

为了示意示出侧部沉箱24a、24b优选的形状，图5显示了这些侧部沉箱共同构成具有半圆形截面的基本上是圆柱形的外罩/外壳的仅仅一部分，该外罩/外壳在纵向轴线34上确定中心并包围上半个虚拟表面32。因此，在该图5上，有影线图示的部分42对应于两个沉箱24a、24b缺少的部分以形成完整的半圆柱40。值得注意的是，在图3和图4所示的挂架上，该部分42被中央沉箱22的一部分所代替，该中央沉箱22的一部分在虚拟表面32的内部轻微凸出并将两个沉箱24a和24b相连接。另外，该图示使我们可理解两个侧部沉箱基本上形成向风机壳体12的周边环形部分后部延长的部分。

共同参考图5和图6，可见与侧部沉箱24b相同并对称的侧部沉箱24a包括下表面26a以及上表面44a，该下表面26a与方向X平行并构成具有圆形截面的圆柱形元件的一部分，该上表面44a也与方向X平行并也构成具有圆形截面的圆柱形元件的一部分。表面26a和44a优选同心。

表面26a、44a通过前闭合框架28a和后闭合框架46a相互连接，该框架28a和46a横向定向并分别位于沉箱24a的前部和后部。另外，与平面P′平行并优选被该同一平面穿过的闭合板48a用于闭合沉箱24a的下部，并因此将框架28a、46a以及表面26a、44a的下部末端连接在一起。

自然地，侧部沉箱24b包括元件26b、44b、28b、46b和48b分别与沉箱24a的元件26a、44a、28a、46a和48a相同。

如图5和图6所示，可见两个下表面26a、26b以单一件制成，并且在它们的上部部分处通过沿平面XY定向并与中央沉箱22的下部梁36接触的连接板50而相互连接。当然，与下部梁36宽度相同的板31向虚拟表面32内部轻微凸出。

类似地，可以设计两个前闭合框架28a、28b以单一件制成，并在它们的上部部分处通过沉箱22的前闭合框架31相互连接，该框架31沿平面YZ定向。结果，在此构造中，以单一件制成的框架28a、28b、31因而设置于同一平面YZ中，并构成挂架4的刚性结构10的前端部。

另外，值得注意的是，框架46a、46b和表面44a、44b的上端部例如借助于机械组装装置固定安装于中央沉箱22的侧部梁30上。

参照图7，可见挂架4的刚性结构10完全适用于支撑前发动机附件6a、6b、8，因为这些前发动机附件可容易地固定在与框架28a、28b和31整合在一起的以单一件制成的横向件上。实际上，第一和第二附件6a、6b分别固定于两个前闭合框架28a、28b的两个下端部以便被平面P’穿过，而第三附件8与位于上述框架28a、28b之间的前闭合框架31连成一体。因此在这种方式下，需要理解的是，两个前发动机附件6a、6b相对由挂架4的纵向轴线34和方向Z限定的竖直平面对称，以及与上述第一平面相同的该同一平面穿过第三发动机附件8。

后发动机附件9通过与下部梁36相连接的支架54而固定于中央沉箱22之下。该支架54从下部梁36开始沿方向Z向下延伸足够长的距离使得附件9能够安装于涡轮喷气发动机2的喷射壳体17上。

指示性地，上述的刚性结构10的全部构成元件用金属材料诸如钢，铝，钛制成，或用合成材料，优选碳制成。

参照图8，可见根据上述优选实施例的一个替换方式的用于航空器的发动机组件1(挂架的刚性结构没有被示出)。

该组件与所述第一优选实施例范围内描述的组件相似。因此，带有相同的数字标号的元件与相同的或相似的元件相符合。

该第二优选实施例的主要区别在于去除第三前发动机附件9，并设置后发动机附件9确保不仅吸收沿方向Z施加的力矩，也吸收沿方向Y施加的力矩。因此，该替换方式还获得用于形成静态确定的(isostatique，均衡的)装配系统的多个发动机附件。

当然，本领域技术人员可对前面示例性而非限制性描述的用于航空器的涡轮喷气发动机2的挂架4进行不同修改。在这方面，尤其要指出，既然挂架4被设置在适用于将其悬挂在航空器机翼之下的构造中，则该挂架4还可存在于使其能安装在该同一机翼之上，甚至在航空器的机身后部的不同构造中。

Claims (13)

1.一种用于航空器的涡轮喷气发动机(2)挂架(4)，所述挂架具有包括纵向中央沉箱(22)的刚性结构(10)，其特征在于，所述刚性结构(10)还包括两个与所述中央沉箱(22)的前部相连接的侧部沉箱(24a，24b)，并且每个所述侧部沉箱包括上表面(44a，44b)和下表面(26a，26b)，所述挂架还包括设计为吸收沿所述挂架纵向方向(X)施加的作用力的第一(6a)和第二前发动机附件(6b)，所述第一和第二前发动机附件(6a，6b)分别设置在所述两个侧部沉箱(24a，24b)上。

2.根据权利要求1所述的用于航空器的挂架(4)，其特征在于，所述两个下表面(26a，26b)共同限定具有圆形截面和纵向轴线(34)的基本上圆柱形的虚拟表面(32)的一部分。

3.根据权利要求2所述的用于航空器的挂架(4)，其特征在于，所述两个侧部沉箱(24a，24b)共同形成了具有半圆形截面的基本上圆柱形的外罩(40)的一部分。

4.根据前述权利要求中任一项所述的用于航空器的挂架(4)，其特征在于，每个侧部沉箱(24a，24b)由前闭合框架(28a，28b)在前部闭合，所述前闭合框架沿所述挂架的横向方向(Y)以及竖直方向(Z)限定的平面定向。

5.根据权利要求4所述的用于航空器的挂架(4)，其特征在于，所述第一和第二前发动机附件(6a，6b)分别与所述侧部沉箱的所述两个前闭合框架(28a，28b)相连接。

6.根据前述权利要求中任一项所述的用于航空器的挂架(4)，其特征在于，所述第一和第二前发动机附件(6a，6b)被由所述虚拟表面(32)的纵向轴线(34)和所述挂架的横向方向(Y)限定的平面穿过。

7.根据前述权利要求中任一项所述的用于航空器的挂架(4)，其特征在于，所述第一和第二前发动机附件(6a，6b)的每个都被设计成吸收沿所述挂架(4)的纵向方向(X)和沿所述挂架的竖直方向(Z)施加的作用力。

8.根据权利要求7所述的用于航空器的挂架(4)，其特征在于，所述挂架包括多个发动机附件(6a，6b，8，9)，所述多个发动机附件(6a，6b，8，9)由所述第一和第二前发动机附件(6a，6b)、第三前发动机附件(8)以及后发动机附件(9)构成，所述第一和第二前发动机附件(6a，6b)相对于由所述虚拟表面(32)的所述纵向轴线(34)和所述挂架的竖直方向(Z)限定的平面对称，所述第三前发动机附件(8)被该同一平面穿过，所述后发动机附件(9)与所述纵向中央沉箱(22)相连接。

9.根据权利要求8所述的用于航空器的挂架(4)，其特征在于，所述第三前附件(8)被设计为仅仅吸收沿所述挂架(4)的所述横向方向(Y)施加的作用力，以及所述后发动机附件(9)被设计为仅仅吸收沿所述挂架的所述竖直方向(Z)施加的作用力。

10.根据权利要求7所述的用于航空器的挂架(4)，其特征在于，所述挂架包括多个发动机附件(6a，6b，8，9)，所述多个发动机附件(6a，6b，8，9)由所述第一和第二前发动机附件(6a，6b)以及后发动机附件(9)构成，所述第一和第二前发动机附件(6a，6b)相对于由所述虚拟表面(32)的所述纵向轴线(34)和所述挂架的竖直方向(Z)限定的平面对称，所述后发动机附件(9)与所述纵向中央沉箱(22)相连接。

11.根据权利要求10所述的用于航空器的挂架(4)，其特征在于，所述后发动机附件(9)被设计成吸收沿所述挂架(4)的所述横向方向(Y)以及沿所述挂架的所述竖直方向(Z)施加的作用力。

12.根据权利要求8或10所述的用于航空器的挂架(4)，其特征在于，多个所述发动机附件(6a，6b，8，9)形成静态确定的装配系统。

13.一种航空器，其特征在于，所述航空器包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的挂架(4)。

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