CN102448815A - 具有被振荡地安装在机身上的发动机支承结构的飞行器后部 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器的后部(1)，包括对称设置在竖直中面(P)两侧的两连杆(66)，各连杆具有安装在发动机支承结构(14)上的一端以及安装在机身(6)上的另一端，所述部分被设计得能通过连杆(66)围绕其旋转轴线的旋转，允许由支承结构和发动机构成的组件(23)相对于机身(6)穿过机身的第一和第二开口(18)的有限振幅的振荡运动。

Description

具有被振荡地安装在机身上的发动机支承结构的飞行器后部

技术领域

本发明总体涉及飞行器的后部，该后部装备了支承于其机身上的发动机。

背景技术

为了实现所述飞行器的后部，现有技术已经提出，在机身和各发动机之间插入悬杆。在所述结构中，所述杆直接被固定在机身上。为了确保把驱动力传递至机身，被证实必须同时对所述杆、对机身的支撑其的部分以及插在这些元件之间的固定装置进行重要的尺寸设定。由此会导致阻力，并造成对飞行器整体空气动力性能不利。

另一方案在于设置穿过机身以及由该机身确定的飞行器内部空间的发动机支承结构。在穿过机身两开口的通道高度上，借助多个相似的固定螺栓或构件，横穿的结构被夹板固定在机身上。

然而，尽管所述方法，相比以上描述的方法，能允许稍微减轻机身分别在两开口高度上引起的力，特别是沿支承结构方向定向的力，开口框架依然承受强烈的局部力。因此必须设定较大的组装尺寸，尤其对开口框架和围绕其的机身部分是这样，从而不利于飞行器的整体重量。

此外，所述方案使得难以隔离机身和由发动机与支承结构构成的震动组件之间的震动。因此，较大的震动可能被传递至机身，从而具有使飞行器的乘客感到环境不舒适的风险。

发明内容

本发明的目的因此在于提出一种飞行器的后部，相对于以前技术的实施方式，其能至少部分弥补上述提到的缺点。

为此，本发明的目的在于提出一种飞行器后部，其包括：

-确定飞行器内部空间的机身；

-至少两个发动机；

-在第一和第二开口的高度上穿过所述机身的发动机支承结构，所述开口造所述机身上且分布在飞行器竖直中面(P)的两侧，所述支承结构具有相对的第一端和第二端；

-所述支承结构的相对的所述第一和第二端分别凸出于机身外部，分别位于竖直中面的两侧且支承所述发动机之一。

-把所述支承结构连接在机身上的紧固装置。

根据本发明，所述紧固装置包括两传力连杆，从飞行器后部正面看，所述两个传力连杆分别位于竖直中面(P)的两侧且优选地相对于所述平面对称，各连杆具有沿平行于飞行器纵向(X)的旋转轴线被可旋转地安装在所述支承结构上的第一端，以及沿平行于飞行器纵向(X)的旋转轴线被可旋转地安装在机身上，距离第一和第二开口一段距离的第二端。此外，所述飞行器后部被设计得能通过连杆围绕所述旋转轴线的旋转，允许由支承结构和所述发动机构成的组件相对于所述机身穿过机身的所述第一和第二开口的振幅有限的振荡运动。

因此，本发明的创造性基本在于允许由支承结构和发动机构成的组件，相对于机身以有限的振幅自由振荡。在飞行中，组件的震动因此通过这样的振荡运动表现出来，在所述振荡运动过程中，优选地，所述震动不被直接传递至被发动机支承结构穿过的机身开口，而是在抵达机身前，被传力连杆被传递。这种连杆的传递能非常有效地过滤/减缓震动。由此为飞行器乘客带来舒适度的改善。

根据遇到的需要，对所允许的振荡运动固定振幅的限定范围，在此过程中，组件不直接加载于其穿过的机身开口上。以优选的示例而言，可以在飞行的正常条件下，使震动组件的振荡从不抵达有限振幅运动的两极端位置之间，仅在施加较强的静态负载时，例如可能在湍流的情况下，因此才可抵达所述极端位置。在附图的后一种情况下，力可以通过震动组件直接被传递至机身开口上。

此外，连杆保证在飞行器的横向和竖直方向上传递力。由此有利地使得通过支承结构直接传递至机身开口框架上的力的强度减小，甚至减为零，从而允许机身开口框架具有比从前框架更小的尺寸设定。实际上，在正常的飞行条件下，优选地，由本发明特定连杆传递的竖直和横向力总和，把所述力引到机身上远离开口的位置上。因而使机身开口框架内部的应力集中基本最小化。

另一方面，为了使垂直于机身开口的发动机支承结构内部的应力集中最小化，优选地可以使连杆的第一端同样被安装在远离开口的所述支承结构上。受到较少局部作用的结构因此可以在垂直于开口的方向具有较小的尺寸，以获得较大的重量节省。

根据优选的实施方式，所述传力连杆是平行的，且所述振荡运动呈圆形平移。

根据另一优选的实施方式，所述传力连杆从飞行器后部的正面观看相互倾斜，从而在一汇合点上汇合。在振荡运动的冲程末端，当结构抵靠在机身上时，可以允许把力以更靠近机身切线的方向引入机身中，从而使所需的结构性加固件最小化，并同时允许振荡运动。

在该实施方式中，所述传力连杆分别以小于30°的角相对于飞行器的竖直方向倾斜。较小的倾斜度可获得接近圆形平移的振荡运动，对于这种运动，连杆的牵引负载和压缩负载更好地可非常小，因此保证更好地过滤震动。

在该构型中，组件的运动可看作类似于旋转运动，所述旋转运动的旋转中心在运动中发生移动，且旋转中心的移动受两连杆之间所选择的汇合角度的影响。

需注意，汇合点的位置本身在组件平衡运动中也发生振荡。可以调节连杆的汇合方向，以便同时调节由连杆构成的振荡器本身的频率，以及调节必要的运行间隙，限制竖直震动分量的振幅，限制连杆及其支架元件内的应力，并最后调节回弹力，以使系统获得更好的稳定性。

优选地，所述传力连杆保证由支承结构和所述发动机构成的组件被悬挂在机身上。因此，各传力连杆被安装在所述支承结构的上方，同样也可以设想相反的情况。在悬挂的情况下，振荡运动可看作与由连杆悬挂在机身上的组件的平衡运动相似。

优选地，所述振荡运动的有限振幅可以例如仅沿飞行器的横向，允许由支承结构和所述发动机构成的组件在其两端部位置之间，在所述相同的横向方向上一小于30mm的移动。自然地，从上文可知，当在飞行器的横平面内发生振荡运动时，组件可以同时沿竖直方向相对于机身移动。在所述情况下，优选地是使横向方向上的移动比竖直方向上的移动更大，所述移动之间的比值可保持为大于2。

根据优选的实施方式，所诉振荡运动的振幅限制范围，由安装在支承结构和机身上的止挡系统保证。因此，当震动组件未抵达限定振幅的振荡运动的两端部位置之一，止挡系统保持不被致动，而一旦抵达所述两位置之一，所述止挡系统则可被致动。

优选地，如上所述，飞行器后部被设计得能使由支承结构和所述发动机构成的组件的所有位置都在限定振幅的振荡运动的两端部位置之间，没有力会被所述组件直接传递至机身开口。

根据第二优选的实施方式，设有限制组件振幅的装置，其具有沿给定方向在振荡组件的连接构件和机身上的反向连接构件之间延伸的结构，所述结构可在所述给定方向上弹性变形，且具有从所述给定方向拉长/收缩的预设水平开始增强的变形抵抗力。

因此，当未达到结构的拉长/收缩的预设水平，优选地是使变形的抵抗非常小。因此，由于限定振荡幅度的结构基本保持不被致动，所述组件基本可以穿过机身的开口自由振荡。如上所述，所述振荡能非常有效地过滤/减缓震动。

相反，当达到结构的拉长/收缩的预设水平，优选地，变形的抵抗变得极大，即足够大到可以在组件的振荡运动阻止组件。后者的振幅因此被限制。所述情况对应于施加较强负载，例如在遇到湍流情况时施加静态负载的情况。

换言之，当震动组件未达到其限定振幅的振荡运动的两个末端位置之一时，振荡幅度限定结构基本保持不被致动，一旦达到所述两位置之一时，其则被致动。因此，所实现的设计能使震动组件达到两末端位置之一的瞬间与达到结构拉长/收缩预设水平的瞬间重合，即此时，变形的抵抗足够大以至能阻止振荡的幅度。

最后，需注意，在所述第二优选的实施方式中，飞行器后部被设计得能在由支承结构和所述发动机构成的组件的任何位置上，即在其限定振幅的振荡运动的两个末端位置之一，或在所述位置之间的任意中间位置上，没有任何力经由所述组件被直接传递至机身开口上。

其可以涉及一种构成可弹性变形连杆的结构，或简单的千斤顶，其中，拉长/收缩的预设水平分别对应于千斤顶缸内的活塞冲程的末端。

优选地，所述支承结构基本构成V形。

优选地，所述支承结构由分别穿过机身的第一和第二开口的所述第一和第二半结构实现，所述第一和第二半结构以可拆卸的方式彼此组装在所述内部空间的内部。

因此，其能大大简化发动机支承结构的安装和拆卸操作，目前所述操作由彼此以可逆方式组装的两个不同的半结构实现。所述两个半结构因此分别能在安装/拆卸时独立操作，从而使操作人员的工作更为容易。特别地，支架的各个半结构因此仅需穿过机身的唯一开口，从而不仅在最初的安装中，此外在更换支承结构时，能更好地为操作者带来明显的简化。

此外，在安装操作过程中，各个半结构在被插入其相应的机身开口之前，可以在其端部装配其发动机，随后被组装到另外的半结构上。由此与以单个结构实现的从前方法相比，本发明的方法还能进一步简化安装程序，这是因为以从前的方法相比，只能在把该结构安装在机身上之后，才能够把发动机安装在该结构上。

自然地，考虑各发动机可以保持与其相关的半支承结构相连而被拆下，同样可以在对发动机的支承结构的拆卸操作过程中发现这后一种优点。

最终，两半结构的实施方式的另一优点在于，当从正面观察时，两个半结构可以使其中之一相对于另一倾斜，且特别是以形成V形的方式。

然而，也可以设想一次成型且穿过机身两开口的横向支承结构而不超出本发明的范围。

本发明的其它优点和特征将在以下非局限性的详细描述中呈现。

附图说明

将参考以下附图进行说明，其中：

图1示出根据本发明的优选实施方式的飞行器的后部的透视示意图；

图2示出图1所示飞行器后部更详细的横截面视图，机身上的发动机支承结构的紧固装置被自动省略；

图2a用图解表示上述视图中所示的后部的组装方法；

图3示出与图2类似的视图，局部示出机身上的发动机支承结构的固定装置；

图4示意性示出当振动组件以被限定的振幅振荡运动时处于不同位置的震动组件；

图5a示出与图4类似的视图，其中，后部呈本发明另一优选的实施方式的形式；

图5b示出与图4与图5a类似的视图，其中，后部呈本发明另一优选的实施方式；

图6示出限定震动组件振荡运动振幅的止挡系统的实施示例；

图7示出沿图6的竖直线VII-VII的剖面图；

图8示出类似于图3的图，其中示出由支承结构和发动机构成的组件的振荡幅度限定结构的实施示例；且

图9a和图9b以两个不同的构型更详细地示出图8的振荡幅度限定结构。

具体实施方式

参考图1，可见飞行器的后部1呈本发明一优选实施方式的形状。

在以下所有说明中，通常，X指飞行器的纵向方向，其与该飞行器的纵轴线2平行。另一方面，Y指飞行器的横向定向方向，而Z指竖直或高度方向，所述三个方向X、Y和Z相互正交。

另一方面，术语“前部”和“后部”相对于由发动机所施加推力使飞行器前进的方向来考虑，该方向以示意图形式由箭头4示出。

整体上，后部1包括机身6，该机身的横截面基本呈圆形、椭圆形或类似形状，其中心通过纵轴线2并限定出飞行器的内部空间8。

此外，机身至少包括分别设置在通过轴线2的竖直中面P两侧的两个发动机10。在优选的实施方式中，在机身6设有两个发动机10，一侧设置一个，所述发动机可以不加区别地是涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机或其它类型。各发动机具有基本平行于方向X的纵轴线12。

为了保证所述发动机被悬挂，设有支承结构14，该支承结构优选地被设置在一横向平面内且特别是能横穿内部空间8以及位于两开口高度上的机身。所述结构14的向侧面远离平面P且向机身外凸出的部分，装配有空气动力整流罩16，如图1所示。

更确切地，参考图2，可观察到支承结构14在机身上制造的两个附图标记为18的第一和第二开口高度上横穿机身6。所述两开口18分布在竖直中面P的两侧，且相对于该竖直中面对称设置，此外，该竖直中面还基本构成飞行器后部组件的对称平面。

支承结构14具有附图标记都为20的相对的第一和第二端，各端向机身外凸出，分别位于平面P的两侧且分别支承发动机10之一。

各端20因此可以被视作为悬杆的刚性结构4，例如与现有技术已知的且使发动机悬挂在机翼下方的构件具有相同或相似的设计，并因此保证把驱动力向飞行器结构传递。

在该优选的实施方式中，发动机的支承结构14由附图标记都为22且分别横穿第一和第二机身开口18、18的第一和第二半结构实现。

此外，所述半结构以可拆卸的方式被相互组装在内部空间8内部。为此，第一半结构22具有与第二端20相对的另一内端24，而第二半结构22具有与第二端20相对的另一内端24，两个内端24、24因此相互接触且借助例如(未示出)的螺栓和/或剪力销以可拆卸的方式被相互组装在内部空间8内部。

优选地，在平面P的水平实现两半结构22、22之间的接头，固定界面位于该平面上，螺栓和/或剪力销因此被平面P横穿。通常，该平面P构成发动机支承结构14的对称平面，在例如图2所示的该结构的正视图上基本构成V形。

实际上，第一半结构22，在所述图2上看为左侧半结构，相对于方向Y倾斜，并远离平面P向上延伸，同样，第二半结构22，在所述图2上看为右侧半结构，相对于方向Y倾斜，并远离平面P向上延伸。第一半结构因此沿在横向平面内倾斜于方向Y和Z的第一方向28a延伸，而第二半结构22同样沿在相同的横向平面内倾斜于方向Y和Z的第二方向28b延伸。

各个半结构22、22具有在其相关方向28a、28b以基本笔直方式延伸的桁架或箱梁的形状，其内端24被设置在平面P上，直到其相对端20能支承发动机10之一为止。

在优选的实施方式中，由结构14形成的V形向上开口，且其顶点被设置在纵轴线2的上方。顶点V定位的自由度以及确定所述V的角度值的自由度允许更好地适应所存在的不同应力，且尤其能限制半结构22、22外部高度遇到的空气动力干扰。

实际上，支承结构被设计得能使在正面观察，各个半结构：

-在机身的横向中面P′与连接机身轴线2和发动机纵轴线12的直线32之间的锐角(v)，大于25°；且

-在沿所述半结构延伸的方向28a、28b与所述半结构通道高度上的机身正交方向34之间的锐角(w)，小于20°。

相对较大的所述角度值(v)能允许把发动机设置在期望的机身的高度，例如发动机轴12位于靠近机身上端的高度的水平面上，而相对较小的所述角度值(w)，在机身和各个半结构之间具有间距，从而可以省略附加的空气动力整流罩。

上述描述的设计能允许支承结构14被方便地安装与拆卸。实际上，参考示意性示出飞行器后部1的组装方法的图2a，可以发现该方法包括安装第一半结构22的步骤，通过移动所述第一半结构，使其穿过机身第一开口18且使其内端24在移动方向36a上向前安设，所述移动方向36a例如对应于所述第一半结构一旦被安装好后延伸的第一方向28a。

同时或随后，进行第二半结构22的安装步骤，通过移动第二半结构，使其穿过机身的第二开口18，且使其内端24在移动方向36b上向前安设，所述移动方向36b例如对应于所述第二半结构一旦被安装后延伸的第二方向28b。

当分别进行所述两步骤时，发动机10可已经被安装在外端20上(在图2a上未示出)，从而简化和缩短组装过程。

此外，可以使内端24的尺寸被设定得能通过其各自的机身开口18，优选地可同时装备用于组装两半结构的例如加强肋或类似的加固装置。或者，仅在内端通过开口18、18之后，所述加固装置才可被安装在内端24、24上。

通常，可以规定在开口的中面内，开口的高度和半结构的高度之比介于1.3和2之间。此外，在该同一平面，沿方向X的开口的深度和半结构的深度之比，介于1.1和1.5之间。

随后，可借助优选地沿方向Y定向的上述紧固装置，把第一半结构22的内端24组装在所述第二半结构22的内端24上。

此外，机身和发动机支承结构之间设有紧固装置。更确切地，所述紧固装置把机身6连接在由结构14和发动机10构成的相连组件上，附图标记为23的所述组件称为震动组件。在图3和图4上示出第一实施方式。

所述紧固装置包括本发明专用的两个传力连杆66。由此使经由开口框架50传递的力强度最小，从而使开口框架具有比现有存在的框架更小的尺寸设定。尤其是，所述连杆能大大减少经由震动组件23传递至机身的震动，如下文详细描述。

在所示的实施方式中，从飞行器正面观看，设有相对于平面P被对称设置的两个相同的连杆66，所述两个连杆优选地被装配在飞行器前部的相同横向平面内。

所述各连杆具有沿平行于方向X的旋转轴线67被可旋转地安装在半支承结构22上的第一端，即所谓下端。各连杆还具有沿平行于方向X的旋转轴线69被可旋转地安装在机身上距离开口18的一段距离的相反于第一端的第二端，即上端。

为了使半支承结构22内部，垂直于开口18的应力集中最小化，优选地是使连杆的第一端也被安装在该支承结构的距离开口一段距离上，因此优选地在内部空间8的内部。

各第一端例如借助连接于所述半支承结构上的接头68被可旋转地安装在半支承结构上，同样，连杆的各第二段例如借助连接于所述上部的接头70被可旋转地安装在机身的上部。

两个连杆在此分别向上延伸，并逐渐靠近竖直中面P，且相对于支承结构14基本共同构成一倒V形。如图3和图4的正面视图所示，各连杆66的倾斜角，以及连杆的纵轴线和竖直方向Z之间的角度A1小于30°。需注意的是，如图4所示，在组件23的中性静止位置，连杆66的纵轴线在对称平面P上在距离连杆一段距离的汇合点C处汇合。

连杆66保证在飞行器横向和竖直方向上传递力。但尤其，在飞行中，其允许组件13相对于机身6以有限的振幅自由振荡。组件23的所述振荡因此通过所述振荡运动被表现出来，在所述振荡过程中，震动不直接被传递至被发动机的支承结构横穿的机身开口上，而是在抵达机身前被连杆66被传递。所述经由连杆66的通道能以令人满意的方式过滤/减缓震动。

在图4的上方视图示出当飞行器停靠时且发动机被断开时，特别地在地面上位于中性静止位置的组件23。在所述静止位置，连杆和组件23相对于平面P完全对称。相反，一旦运行发动机，组件23发生震动，从而使之在图4分别示出的中间视图和下方视图的两个末端位置之间发生自由振荡。

组件23相对于机身6的振荡运动因此通过两个连杆围绕各旋转轴线67、69实现。自然，支承结构穿过机身开口的通道被调节以使之允许组件23的所述自由振荡。

根据遇到的需要，确定所允许的振荡运动的振幅范围。优选地，在正常飞行条件下，可以使震动组件23的振荡从不达到图4所示的受限定振幅的两个末端位置，仅在施加较强负载，例如可能在湍流情况下遇到的静态负载时，才抵达所述位置。

由此导致，例如沿方向Y，两个末端位置之间许可的移动距离“d”小于30mm。

需注意，连杆的位置和取向可以根据遇到的需要进行变化。为此，连杆可以被装配在结构14的下方，而非震动组件23悬挂情况下的上方。

另一优选的实施方式在于，例如可设定两个相互平行的连杆66，如图5a所示。在所述情况下，组件23的振荡运动是圆形平移，这是因为机身6、连杆66和组件23构成可变形的平行四边形。

另一优选的实施方式在于，不再设定以两个彼此相连的半结构实现的发动机支承结构，而是穿过机身两个开口的优选的为直线和横向的单一结构。需注意，无论是否对连杆保留什么样的位置，都可以使用如图5b所示的所述类型的结构。

此外，需注意，对于上述描述的优选的实施方式，只示出一对对称的连杆。然而，连杆的数量可以大于二，例如其可以由另一对连杆补充完整，所述另一对连杆沿方向X与第一对连杆岔开，且总是被设置得能允许上文描述的振荡运动。

现在参考图6，其已经示出止挡系统的实施示例，该止挡系统能允许图4所示的振荡运动获得振幅的限定。

优选地，附图标记为71的该止挡系统被安设在开口18内。此外，类似的止挡系统同样优选地插入机身的另一开口18中。其包括与界定开口18的框架相连的第一止挡73，且与连接于半结构22的第二止挡75协作。第一止挡73可呈由两个彼此相对的侧面限定的孔形，凸销形式的第二止挡75被安设在所述孔内。两个止挡73、75之间的间隙被设定得允许震动组件自由振荡。为此，可以在如图6所示的组件的中性位置上，使凸销和止挡73的两个侧面之间的间隙沿方向Y等于“d/2”。两个止挡之间的另一间隙77被设定在竖直方向上，从而在震动组件的振荡运动过程中，使其面向震动组件在相同方向上的移动。

因此，只要组件的震动被保持在可接受的水平上，止挡系统71就保持不被致动，且组件自由振荡。相反，当超过所述水平，其则被致动，从而导致力通过止挡73、75的接触，直接从支承结构14向构成开口18的框架传递。

参考图7，需注意，具有与机身另一开口相同或相似设计的开口18，借助机身内壳40a内的通道以及位于机身外壳40b内的相反的另一通道(如图6所示)实现。所述两个通道分别构成开口18的入口以及所述相同开口的出口。

开口向前由前机身框42限定，而向后由另一后机身框42限定。如图4所示，位于两个所述框之间的其它机身框42可以被切段，从而显示出该开口18。此外，开口向上由上封闭横档44限定，该横档优选地沿方向X在机身整个厚度上延伸，且连接机身的两个前后框42、42。同样地，开口18向下由下封闭横档46限定，该下封闭横档优选地沿方向X在机身整个厚度上延伸且连接机身两个前后框42、42。四个元件42、42、44、46一起构成确定开口18的第一框架50。

因此，在由图6的线VII-VII确定的竖直面内，正如开口中面，可被视作等同于半结构22的正交平面，且其基本在入口和出口之间的正中横穿开口，借助于由上述元件42、42、44、46分别确定的四个表面42′、42′、44′、46′，框架50呈四边形。在所述相同的平面内，半结构22的四个表面还构成四边形，且半结构和开口的表面两两相对。因此，半结构的前表面52′正对框架的前表面42′，半结构的后表面52′正对框架的后表面42′，半结构的上表面54′正对框架的上表面44′，半结构的下表面56′正对框架的下表面46′。

所述平面之间的间距能很好地允许震动组件穿过机身开口自由振荡，这是因为优选地，仅在各开口框架和发动机支承结构之间设有止挡系统。根据另一可选的方案，可以在各机身开口内插入传递纵向力的装置。在所述情况下，所述装置自然被设计成不会干扰组件在横向平面内的振荡运动。然而，另一方案在于，把所述传递纵向力的装置设在机身开口的外部。

图8示出另一优选的实施方式，其中，止挡系统71被替换或者与组件的限制振幅装置相结合而被设定，所述限制振幅装置具有沿给定方向102在振荡组件23上的连接构件104和机身6上的连接构件106之间延伸的结构100的形状。在所示的示例中，给定方向102为横向，且构件104、106通过接头108、110以旋转方式被连接在其各自相关的元件上。如图已经示出的，用作枢转构件104的接头108，优选地被设置在两个半结构22、22之间的接合区上或附近。

呈可弹性变形的连杆状的结构100因此沿其方向102基本横向延伸。

如图9a所示，结构100具有支承连接构件104的金属空心外部112，以及支承连接构件106的金属空心内部114，或反之亦然。空心外部112和空心内部114优选地被同心装配。然而，也可以设想其它方案，例如带有板的方案，或者通过使用例如开槽状或星状的截面，能允许增大金属部和下文将描述的弹性体材料层或橡胶材料层之间粘合表面的方案。

通过附图标记为116的一个或多个弹性体材料层或橡胶材料层，内部114被连接在外部112上。所述层116因此可以在其相连的两个零件112、114之间呈环形，并例如以粘合方式被固定在所述各零件上。

此外，第一金属剪力销118被优选为横向地且固定地安装在其穿过的外部112上。此外，该第一销118通过间隙120穿过内部零件114。在图9a上，所示出的构型对应的情况是当飞行器停靠时且发动机被断开时，振荡组件尤其是在地面上位于其中性静止位置。在该位置处，沿结构100的给定方向102，可以使销118借助于间隙120的存在，位于与内部114的孔122的两端分别间隔d/2的距离处。

类似地，第二金属剪力销124被优选地横穿地且固定地安装在其穿过的内部114上。此外，该第二销124通过间隙126穿过内部零件112，优选地位于该零件112相对的两部分的水平上，如图9a所示，同样在此，沿结构100的给定方向102，可以使销124借助于间隙120的存在，位于与外部112的孔128的两端分别间隔d/2的距离处。

在正常飞行的条件下，震动组件发生振荡。结构100伴随所述振荡运动且不对其产生干扰，并沿方向102发生变形。由于结构100仅具有较小，甚至可忽略的变形的抵抗，这就变得可能，因为力在两个构件104、106之间的传递导致弹性体材料层116承受剪切力，且因此导致内部零件114相对于外部零件112沿方向102相对移动。在所述相对移动中，间隙120、126分别被销118、124局部消耗。

因此，在正常飞行条件下，当震动组件发生振荡，而从不抵达限定振幅运动的两末端位置，由于承受剪切力的弹性体材料层116的变形，销118、124在其各自的孔122、128内移动而不抵靠于后者。

仅当例如可能在湍流情况下遇到的施加较强的静态负载时，才会达到限定振幅的运动的末端位置。当间隙120、126完全被销118、124分别消耗时，能达到所述位置。在如图所示的情况中，结构100具有较大的变形的抵抗，这是因为由剪力销118、124传递力，并随后两个金属零件112、114承受牵拉/压缩。

在所述构型中，变形的抵抗足够大，从而能防止震动组件进一步移动穿过机身开口，由于结构100距离机身开口一段距离而被连接，因此所述机身开口本身不承受机械作用。

图9b示出可弹性变形的结构100达到了拉长/收缩的预设水平的情况之一。在此涉及结构100承受牵拉的情况，所述结构100达到其拉长的预设水平，对应于因按压在其相关的孔122、128内的销118、124而引起的非常高的变形的抵抗。所述位置能限制示出在图8所示的组件23相对于机身6向左移动。

即便未被示出，结构100还能因压缩限制组件23相对于机身6向右移动。

同样在此，可以使组件23的两末端位置之间许可的移动距离“d”小于30mm。

当然，可以由本领域技术人员对上文描述的仅以举例方式给出的非局限性的本发明提出不同的变型。

Claims (10)

1.飞行器的后部(1)，包括：

-确定飞行器内部空间(8)的机身(6)；

-至少两个发动机(10)；

-发动机支承结构(14)，所述发动机支承结构(14)在第一和第二开口(18、18)的高度穿过所述机身，所述第一和第二开口开在所述机身上且分布在飞行器竖直中面(P)的两侧，所述支承结构具有彼此相对的第一端和第二端(20、20)；

-支承结构的相对的所述第一端和第二端分别在所述竖直中面的两侧凸出于机身外部且支承所述发动机中的一个；

-将所述支承结构连接在机身上的紧固装置。

其特征在于，

所述紧固装置包括从在飞行器后部正面观看分别位于竖直中面(P)的两侧的两个传力连杆(66)，各连杆具有沿平行于飞行器纵向(X)的旋转轴线(67)能够旋转地安装在所述支承结构(14)上的第一端，以及沿平行于飞行器纵向(X)的旋转轴线(69)被能够旋转地安装在机身(6)上，距离第一和第二开口(18)一定距离的第二端。

所述飞行器后部被设计成能通过连杆(66)围绕所述旋转轴线(67、69)的旋转，允许由所述支承结构和所述发动机构成的组件(23)，相对于所述机身(6)穿过机身的所述第一和第二开口(18)的振幅有限的振荡运动。

2.根据权利要求1所述的飞行器后部，其特征在于，所述传力连杆(66)是平行的，且所述振荡运动呈圆形平移。

3.根据权利要求1所述的飞行器后部，其特征在于，所述传力连杆(66)从飞行器后部的正面看相互倾斜，从而在汇合点(C)处汇合。

4.根据权利要求3所述的飞行器后部，其特征在于，所述传力连杆(66)分别以小于30°的角(A1)相对于飞行器竖直方向(Z)倾斜。

5.根据上述权利要求任一项所述的飞行器后部，其特征在于，所述传力连杆(66)能保证由所述支承结构和所述发动机构成的组件(23)被悬挂在所述机身(6)上。

6.根据上述权利要求任一项所述的飞行器后部，其特征在于，所述振荡运动的有限振幅能够例如，沿飞行器的横向(Y)，允许由所述支承结构和所述发动机构成的组件(23)在其两端部位置之间在所述相同的横向方向上的小于30mm的移动。

7.根据上述权利要求任一项所述的飞行器后部，其特征在于，所述振荡运动的有限振幅范围由安装在支承结构和机身上的止挡系统(71)保证。

8.根据上述权利要求1至6任一项所述的飞行器后部，其特征在于，其包括所述组件的限制振幅的装置，该限制振幅的装置具有沿给定方向(102)在振荡组件(23)上的连接构件(104)和机身(6)上的相对的连接构件(106)之间延伸的结构(100)的形式，所述结构(100)能够在所述给定方向上弹性变形，且具有从所述给定方向拉长/收缩的预设水平开始增强的变形抵抗性。

9.根据上述权利要求任一项所述的飞行器后部，其特征在于，飞行器后部被设计得能在由支承结构和所述发动机构成的组件(23)的任何位置上，在其限定振幅的振荡运动的两末端位置之间，没有任何力通过所述组件(23)被直接传递至机身开口(18)。

10.根据上述权利要求任一项所述的飞行器后部，其特征在于，所述支承结构(14)由分别穿过机身的第一和第二开口(18、18)的第一和第二半结构(22、22)实现，所述第一和第二半结构以能够拆卸的方式彼此组装在所述内部空间(8)的内部。

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