CN103661956A - 包括涡轮发动机支承弓形件的用于飞行器的侧向推进单元 - Google Patents

Abstract

用于飞行器的推进单元，包括一个涡轮发动机和用于涡轮发动机的被设计成侧向地添加在飞行器结构上的安装装置（14），安装装置包括支承至少一个弓形件（62、64）的刚性安装结构（18），至少一个弓形件（62、64）朝向推进单元的所述纵向轴线（17）内凹并且在结构（18）的另一侧上具有处于与穿过轴线（17）的竖直平面形成45度与120度之间的角度距离的远端（66b），并且至少一个弓形件（62、64）支承将涡轮发动机（12）连接至弓形件（62、64）的远端连接元件（158c）。

Description

包括涡轮发动机支承弓形件的用于飞行器的侧向推进单元

技术领域

本发明涉及飞行器推进单元领域，并且更具体地，涉及将涡轮发动机附接到飞行器的结构上的装置。

背景技术

在飞行器、特别是在飞机中，传统的涡轮喷气式发动机和开口转子涡轮喷气式发动机通常由发动机安装结构（EMS）支承，发动机安装结构（EMS）包括刚性箱状结构，刚性箱状结构包括将涡轮喷气式发动机连接至该刚性结构的装置。这些连接装置通常分布为相对于刚性结构的中间平面大致居中的前部发动机安装件和后部发动机安装件以及定位在该中间平面的每一侧上的两个止推阻力杆。

这种类型的发动机安装结构在用于将传统的涡轮喷气式发动机安装在飞行器主机翼下方的国际专利申请No.WO2009/147341A2的图1中以及安装在飞行器机身的后部部分的一侧上的开口转子涡轮喷气式发动机的例子的国际专利申请WO2010/031959A1的图1和图2中示出。

然而，这些发动机安装结构没有给予将涡轮发动机连接至这些发动机安装结构的刚性结构的装置的最优化分布。这些连接装置集中在刚性结构的远端处，换句话说集中在面向涡轮发动机的端部处。

因此，这些连接装置不可能最优地抵抗力。

此外，这种类型的构造限制集成机械能耗散元件以限制将振动从涡轮发动机传递至飞行器结构的可能性。

这种类型的装置还显著地使用于控制涡轮发动机倾斜（特别是向上或向下）的装置的集成复杂化。

此外，发动机安装件通常与叶片式涡轮发动机旋转轮临近。因此，有必要使这些发动机安装件冗余，以便允许一个或多个叶片从该叶轮意外地脱落——也称作UERF（不包含的发动机转子故障），通过增加在正常操作期间不被加载的被称作“故障保险发动机安装件”的发动机安装件，使得如果一个或多个发动机安装件的故障出现，则其他的发动机安装件本身将能够抵抗涡轮发动机支承力。

此外，位于刚性结构的远端处的发动机安装件使得需要使涡轮发动机大致沿着刚性结构的中间平面中的方向平移以附接和拆卸该涡轮发动机。

如果涡轮发动机安装在飞机机身的一侧上，则刚性结构的该中间平面从竖直方向倾斜，使得用于该涡轮发动机的完整的组装或拆卸过程包括至少两个连续的平移，一个平移沿竖直方向以及一个平移沿刚性结构的中间平面的方向。

因此，理想的是，能够简化涡轮发动机的安装和拆卸过程。

发明内容

特别地，本发明的目的是提供一种能够至少部分地克服上述缺陷的针对这些问题的简单、经济和有效的解决方案。

为此，本发明提出一种用于飞行器的推进单元，包括涡轮发动机和发动机安装装置，所述涡轮发动机具有平行于涡轮发动机的纵向方向的纵向轴线，所述发动机安装装置将被侧向地添加在飞行器结构比如机身上，所述安装装置包括刚性安装结构，刚性安装结构具有将被连接至飞行器结构的近端以及布置成面向涡轮发动机的相反的远端，所述刚性安装结构支承将涡轮发动机连接至刚性安装结构的连接装置。

所述连接装置包括至少一个弓形件，至少一个弓形件朝向所述纵向轴线内凹并且具有连接至所述刚性安装结构的近端和相反的远端。

此外，弓形件的近端和远端在包含所述纵向轴线并且当所述推进单元装配在停靠在地面上的飞行器上时将竖直地延伸的纵向平面的每一侧上延伸。

此外，所述弓形件成形为使得当在与所述纵向轴线正交的横向平面上的截面图中观察该弓形件时，两条半直线限定具有介于45度与120度之间的角度的角扇形，其中这两条半直线从所述纵向轴线开始，第一半直线穿过所述弓形件的远端，并且第二半直线包含在所述纵向平面中并且与所述弓形件相交。

将涡轮发动机连接至刚性安装结构的“连接装置”指的是能够将由涡轮发动机支承件产生的力以及由涡轮发动机产生的止推所引起的力传递至刚性安装结构的装置。

此外，在整个说明书中，元件的“近端”或“远端”特征涉及该元件与将被连接至飞行器结构的刚性安装结构的端部的距离。因此，当推进单元装配在飞行器上时，“近端”指的是元件位于靠近所述飞行器结构的端部处，“远端”指的是该元件位于远离所述飞行器结构的一端。

涡轮发动机或推进单元的纵向方向限定为是该涡轮发动机的上述纵向轴线的方向。

上述两条半直线的布置反映弓形件的远端与所述纵向平面的角度距离。

通常，本发明可以改善涡轮发动机连接装置的分布。

这些连接装置包括上述弓形件并且因此围绕涡轮发动机的纵向轴线分布在给定的周向范围内。

根据本发明，所述连接装置包括将所述涡轮发动机连接至所述弓形件的远端安装部分并且与所述弓形件的所述远端布置在所述纵向平面的相同侧上的远端连接元件，所述远端安装部分布置成使得当在沿所述横向平面的截面视图中观察所述弓形件时，所述远端安装部分在角扇形的外部延伸，所述角扇形具有介于25度与100度之间的角度、使所述纵向轴线作为顶点并且从所述第二半直线朝向所述弓形件的所述远端延伸。

远端连接元件在刚性安装结构的相反侧上相对于穿过涡轮发动机的纵向轴线的竖直平面的布置具有抵抗涡轮发动机的力和减弱涡轮发动机振动的有利的能力。

在这点上，所述远端连接元件优选地布置在所述弓形件的远端处。

在本发明的一个优选实施方式中，所述连接装置还包括将涡轮发动机连接至所述弓形件的近端安装部分的近端连接元件，所述近端安装部分布置成使得当在所述横向平面上的截面图中观察所述弓形件时，所述近端安装部分在角扇形的外部延伸，所述角扇形具有介于25度与100度之间的角度、以所述纵向轴线作为顶点并且从所述第二半直线朝向所述刚性安装结构延伸。

上述近端连接元件和远端连接元件优选地布置成关于所述纵向平面对称。

优选地，所述远端连接元件和/或所述近端连接元件是将使涡轮发动机的振动衰减的机械能耗散元件。

作为变体，这些连接元件中的一个和/或另一个可以是发动机安装件。

通常，将所述涡轮发动机连接至所述刚性安装结构的所述连接装置优选地包括多个发动机安装件，所述多个发动机安装件能够共同地抵抗将涡轮发动机连接至刚性安装结构的所有连接力，并且布置成能够通过将涡轮发动机从地面沿竖直方向以平移方式移动来相对于刚性安装结构参照（referencing）涡轮发动机。

“参照”涡轮发动机是指将涡轮发动机定位在其功能位置，该位置适用于将上述发动机安装件附接至涡轮发动机。

将涡轮发动机从其功能位置拆卸以及相反地将其从地面连接至安装装置因此可以通过沿竖直方向以平移方式简单地移动涡轮发动机来实现。

为此，将涡轮发动机连接至刚性安装结构的所述连接装置优选完全地集成在由两个半平面限定的空间的区域中，两个半平面中的每一个由所述纵向轴线限定并且在包含所述纵向轴线且在所述推进单元安装在停靠在地面上的飞行器上时将竖直地延伸的纵向平面的每一侧上对称地延伸，所述半平面中的每一个与所述纵向平面形成小于120度的角度，空间中的所述区域设计成在所述推进单元安装在停靠在地面上的飞行器上时在所述半平面之上延伸。

通常，所述刚性安装结构优选具有箱的形状，换句话说是联接的翼梁和翼肋的组件。

此外，上述弓形件有利地延伸出所述刚性安装结构中的翼梁。

所述刚性安装结构中的该翼梁优选地沿涡轮发动机的纵向方向形成所述刚性安装结构的第一端部。

此外，所述连接装置有利地具有另一弓形件，所述另一弓形件朝向涡轮发动机的纵向轴线内凹并且具有在所述纵向平面的与所述刚性安装结构相反的一侧上延伸的远端，所述另一弓形件成形为使得当在沿所述横向平面的截面中观察时，从所述纵向轴线开始的两条半直线一起限定具有介于45度与120度之间的角度的角扇形，其中，两条半直线的第一条穿过所述弓形件的远端并且两条半直线的第二条包含在所述纵向平面中并与所述另一弓形件相交。

该另一弓形件可以具有与上述第一弓形件相关的一个或多个上述可选特性。

特别地，该另一弓形件优选地延伸出所述刚性安装结构的另一翼梁。

此外，所述另一翼梁有利地形成与所述刚性安装结构的所述第一端部相反的第二端部。

通常，所述另一弓形件的存在可以进一步改善所述连接装置的分布。

此外，所述连接装置有利地包括由连接至所述刚性安装结构的每个弓形件支承的纵向梁。

该纵向梁可以加强所述弓形件并且进一步改善连接装置的分布。

该纵向梁与每个弓形件之间的连接可以例如通过使该梁嵌入在形成在弓形件的横向腹板中的槽或孔中而实现。

纵向梁优选相对于所述纵向平面居中。

此外，该纵向梁还优选地包括至少一个发动机安装件。

该发动机安装件优选是柔性的，换句话说沿其工作方向是弹性的。

通过沿所述发动机安装件的工作方向工作的振动吸收器，该发动机安装件可以便于发动机振动的衰减。

为此，纵向梁优选包括布置在上述两个弓形件之间的梁的一部分上的一个或多个振动吸收器。

所述纵向梁有利地支承具有能够在所述纵向平面中改变涡轮发动机的纵向轴线的倾斜的致动器的发动机安装件。

改变涡轮发动机的纵向轴线的倾斜实际上可以有助于减少涡轮发动机的噪声危害。

在本发明的优选实施方式中，所述纵向梁支承从所述刚性安装结构沿涡轮发动机的纵向方向偏置并且优选地相对于所述纵向平面居中的附加弓形件。

所述附加弓形件有利地支承布置在所述纵向平面的每一侧上并且设计成抵抗沿竖直方向定向的力的两个侧向发动机安装件。

这些发动机安装件优选是柔性的，换句话说沿竖直方向是弹性的。

此外，附加弓形件优选支承相对于所述纵向平面居中并且设计成至少抵抗沿涡轮发动机的横向方向的力的中央发动机安装件。

“横向方向”是指与所述纵向平面正交的方向。

由附加弓形件支承的该中央发动机安装件优选地包括剪切销，所述剪切销具有大致竖直的轴线、固定至涡轮发动机和附加弓形件中的元件中的一个元件并且同时插入到形成在这些元件中的其他元件中的孔中。

在本发明的优选实施方式中，由附加弓形件支承的所述中央发动机安装件还设计成抵抗沿涡轮发动机的纵向方向定向的力。

作为变体，所述刚性安装结构可以在其远端处支承发动机安装件，该发动机安装件被设计成抵抗沿涡轮发动机的纵向方向施加的力。

此外，所述纵向梁优选地支承发动机安装件，该发动机安装件布置在所述刚性安装结构的与附加弓形件相反的纵向侧上并且设计成至少抵抗沿竖直方向定向的力。

在该情形下，应当在广义上理解术语“发动机安装件”，包括比如为沿单独方向工作的连接杆的多个元件的组合但其组合可以抵抗竖直力的情形。

在本发明的优选实施方式中，与由附加弓形件支承的侧向发动机安装件配合工作的这种发动机安装件也抵抗围绕横向方向的力矩。

此外，在本发明的优选实施方式中，所述刚性安装结构包括位于其远端的设计成抵抗沿涡轮发动机的横向方向施加的力的发动机安装件。

作为变体，由所述纵向梁支承并且布置在与所述附加弓形件相反的纵向侧上的所述发动机安装件还可以设计成抵抗沿涡轮发动机的横向方向施加的力。

通常，所述连接装置优选地包括将每个上述弓形件连接至涡轮发动机的多个机械能耗散元件，所述多个机械能耗散连接元件至少包括上述远端连接元件以及相对于所述纵向平面居中的一个上部连接元件。

此外，上述推进单元还有利地包括外部空气动力整流装置。

“外部空气动力整流装置”是指由在推进单元外侧循环的相对气流包围的整流装置。

该外部空气动力整流装置优选地包括覆盖并固定至连接至所述刚性安装结构的每个弓形件的结构蒙皮，在该情形下，所述连接装置的尺寸设定成使得从涡轮发动机传递至刚性安装结构的连接力的一部分穿过外部空气动力整流装置的所述结构蒙皮。

由于力的一部分穿过外部空气动力整流装置的结构蒙皮，所以上述连接装置的抵抗这些力的能力下降。因此可以减小比如为上述弓形件、附加弓形件和纵向梁的元件的重量。

此外，外部空气动力整流装置的结构蒙皮优选地延伸至每个上述弓形件的远端。

优选地，外部空气动力整流装置的该结构蒙皮连接至覆盖并且固定在所述刚性安装结构的至少一部分上的上部空气动力蒙皮上。

本发明还涉及一种包括至少一个上述类型的推进单元的飞行器，比如飞机。

优选地，连接至所述刚性安装结构的每个弓形件包括当所述飞行器停靠在地面上时在所述推进单元的涡轮发动机之上延伸的部分。

最后，本发明涉及一种用于将涡轮发动机从上述类型的飞行器的推进单元拆卸下来的方法，以及将最初放置在地面上的涡轮发动机安装到这种推进单元上的方法。

这些方法中的每种方法包括使涡轮发动机在工作位置与拆卸位置之间移位，在工作位置中，涡轮发动机安装在所述推进单元的安装结构上，在拆卸位置中，涡轮发动机放置在地面上。

根据本发明，所述移位是沿竖直方向的平移运动。

通过沿竖直方向以平移方式简单地移位涡轮发动机，涡轮发动机能够从其工作位置拆卸以及相反地从地面连接至安装装置。

附图说明

在阅读参照附图给出的作为非限制性示例的以下说明之后，将更好地理解本发明并且本发明的其他细节、优势和特征将变得清楚，在附图中：

-图1是装配有根据本发明的一个优选实施方式的两个推进单元的飞行器的后部部分的示意性截面图，这些推进单元被侧向地添加至飞行器机身上；

-图2a是图1中的飞行器的推进单元中的一个的示意性俯视立体图，该推进单元包括涡轮发动机、用于该涡轮发动机的安装装置以及外部空气动力整流装置；

-图2b是图2a中的推进单元的示意性仰视立体图；

-图3是形成图2a中的推进单元的安装装置的一部分的刚性安装结构和刚性子结构的示意性俯视立体图；

-图4a是形成图3中的刚性子结构的一部分的前部弓形件沿图3中的平面P的示意性截面图；

-图4b是形成图3中的刚性子结构的一部分的附加弓形件的示意性立体图；

-图5是图2a中的推进单元的安装装置的局部示意性仰视立体图，该推进单元的外部空气动力整流装置的结构蒙皮已被添加至安装装置；

-图6是图2a中的推进单元的安装装置的局部示意性俯视图，所述外部空气动力整流装置的结构蒙皮已被添加至安装装置；

-图7和图8是从飞行器的前方观察的图2a中的推进单元的局部示意性立体图；

-图9和图10是图2a中的推进单元的放大比例的局部示意性立体图，示出抵抗竖直力的前上方发动机安装件和抵抗横向力的侧向发动机安装件；

-图11是从飞行器的后部部分观察的图2a中的推进单元的局部示意图；

-图12是图11中的细部XII的放大比例的局部示意图，示出抵抗竖直力的后部侧向发动机安装件；

-图13是从飞行器的后部部分观察的图2a中的推进单元的局部示意图，示出从该推进单元拆卸涡轮发动机的方法；

-图14是根据本发明的另一实施方式的推进单元从飞行器的前方观察的局部示意性立体图，更具体地示出该推进单元的前上部发动机安装件；

-图15是根据本发明的另一实施方式的推进单元的局部示意性截面图；

-图15a是图15中的推进单元的侧向发动机安装件沿图15中的平面A-A的放大比例的纵向截面图；

-图16是图15中的推进单元的后上部发动机安装件的局部示意性立体图；

-图17是根据本发明的另一实施方式的推进单元的局部示意性横截面图，其示出刚性子结构连接至该推进单元中的安装装置的刚性安装结构的连接区域；

-图18是与图17类似的视图，示出推进单元的变型的实施方式；

-图19是图17中的推进单元沿从图17中的平面纵向地转换的截面观察的与图17类似的视图。

在所有这些附图中，相同的附图标记可以表示相同或相似的元件。

具体实施方式

图1非常示意性地示出，比如以在横截面视图中看的平面示出包括侧向地添加在飞行器机身11上的两个推进单元10的飞行器8的后部部分。这些推进单元10因此布置在飞行器的主机翼（在图1中不可见）的后部。

每个推进单元10总体上包括涡轮发动机12（图2b）、将涡轮发动机固定至飞行器结构的安装装置14（图2a和2b）、以及引导涡轮发动机12周围的外部空气流（也称作相对风）的外部空气动力整流装置16。

在示出的示例中，涡轮发动机12是开口转子推进式涡轮喷气发动机，其具有定位在涡轮喷气发动机的后部部分中的推进器，这些推进器未在附图中示出。

在说明书的整个剩余部分中，通常，X是涡轮发动机12的纵向方向并且更一般地是推进单元10和飞行器8的纵向方向，该纵向方向X平行于涡轮发动机12的纵向轴线17。Z轴是当飞行器8停靠在地面上或在飞行中处于零滚动位置时对应于竖直方向的高度的方向，以及Y是推进单元10的横向方向。这三个方向X、Y和Z彼此正交。

此外，术语“前方”和“后方”应当被认为是相对于飞行器8前进的方向，该前进方向通过箭头F示意性地示出。

术语“远端”和“近端”分别代表元件远离或靠近飞行器机身的事实。

安装装置14包括刚性安装结构18以及分别添加在刚性安装结构18的前端和后端上的前缘整流装置20和后缘整流装置22。

刚性安装结构18具有侧向地连接至飞行器8的机身11的近端24以及面向涡轮发动机12延伸的相反的远端26。

安装装置14还包括添加至刚性安装结构18的远端26的刚性子结构28。

刚性安装结构18包括前部翼梁52、中部翼梁54和后部翼梁56以及三个内部翼肋58和闭合翼肋60（见图4）。因此刚性安装结构为箱状。

上述翼梁中的每一个以本身已知的方式例如为I形梁的形式，并因此包括腹板61a以及底部凸缘61b和顶部凸缘61c，腹板61a大致沿与涡轮发动机的纵向轴线17正交的平面延伸，底部凸缘61b和顶部凸缘61c分别连接至腹板61a的下边缘和上边缘并且大致沿与涡轮发动机的纵向轴线17平行且与腹板61a正交的平面延伸。

刚性子结构28包括两个大致相同的弓形件，即前部弓形件62和后部弓形件64。这两个弓形件具有近端66a以及对应的相反的远端66b，近端66a连接至上述相应的前部翼梁52和后部翼梁56的远端68。这两个弓形件62、64是各自朝向涡轮发动机的纵向轴线17内凹的弯曲元件，如图4a所示。

前部弓形件62延伸越过包含纵向轴线17并且在飞行器8停靠在地面上时竖直地延伸的纵向平面V（图3、4a）。前部弓形件62的周向范围由通过各自从纵向轴线17开始延伸的两条半直线D1和D2形成的角度θ1来定量。第一半直线D1穿过前部弓形件62的远端66b，而第二半直线D2包含在纵向平面V中并且与前部弓形件62相交。

由两条半直线D1和D2限定的角扇形的角度θ1大约等于100度。该角度θ1优选介于45度与120度之间。

根据一个变型，考虑到弓形件的沿图3中的横向平面P的截面所看到的径向内部边缘从刚性安装结构18的闭合翼肋60的上部边缘70朝向弓形件的远端66b延伸，对前部弓形件62的周向范围进行定量。由此所限定的前部弓形件62的径向内部边缘围绕涡轮发动机的纵向轴线17具有大约等于200度的周向范围。

明显地，关于前部弓形件62的上述特性对于后部弓形件64也是适用的。

刚性子结构28还包括相对于纵向平面V居中的纵向梁72（图3）。该纵向梁72嵌入在前部弓形件62和后部弓形件64中的每一个的中间部分中。

刚性子结构28还包括中间半弓形件74，中间半弓形件74具有连接至刚性安装结构18的中部翼梁54的远端78的近端76以及连接至纵向梁72的侧向侧的远端80。该中间半弓形件74成形为使得其远端80从其近端76沿后方方向偏置。

前部弓形件62和后部弓形件64中的每一个包括沿相应的翼梁52、56的腹板61a的线延伸的腹板81a以及分别连接至弓形件的腹板81a的内部边缘和外部边缘的内部凸缘81b和外部凸缘81c。弓形件62、64中的每一个的外部凸缘81c沿相应的翼梁52、56的上部凸缘61c的线延伸至弓形件的远端66b，而弓形件的内部凸缘81b沿刚性安装结构18的闭合翼肋60的上部边缘70的线延伸至纵向梁72。因此每个弓形件的腹板61a处于横向平面中，而每个弓形件的内部凸缘81b和外部凸缘81c大致形成围绕纵向轴线17的旋转圆筒的一部分的形状。

类似地，中间半弓形件74包括沿中部翼梁54的腹板61a的线延伸的腹板81a，以及分别连接至弓形件的腹板81a的内部边缘和外部边缘的内部凸缘81b和外部凸缘81c。中间半弓形件74的外部凸缘81c以与中部翼梁54的上部凸缘61c相一致的方式延伸至纵向梁72，并且中间半弓形件的内部凸缘81b沿刚性安装结构18的闭合翼肋60的上部边缘70也延伸至纵向梁72。

刚性子结构28还包括添加至纵向梁72的后端部84上并且形成刚性子结构28的后端部的附加弓形件82。如图3所示，附加弓形件82沿向后方向从刚性安装结构18偏置，并且围绕涡轮发动机的纵向轴线17延伸超过大约60度，附加弓形件82相对于纵向平面V居中。

如图3所示，刚性子结构28还包括将附加弓形件82的两个相反的侧向端部88连接至纵向梁72的两个加强弓形件86。

前部弓形件62和前部翼梁52优选由金属制成并且通过在焊接区域90处（图4a）对其相应的近端66a和远端68进行电子焊接而彼此固定。

作为变体，前部弓形件62和前部翼梁52可以通过其他方式例如通过插接（splicing）彼此固定。

前部弓形件62和前部翼梁52的这些特征也适用于后部弓形件64和后部翼梁56，以及适用于中间半弓形件74和中部翼梁54。

如图4a所示，前部翼梁52包括开口92以减小翼梁的重量。前部弓形件62还包括分布在弓形件的近端半部中的开口94。

此外，前部弓形件62包括从涡轮发动机的纵向轴线17径向向内突出并且设计成用于安装将在下文中变得更清楚的能量耗散元件的三个挂钩。这些挂钩中的一个挂钩96a位于前部弓形件62的顶点处，而另外两个挂钩96b和96c分别位于弓形件的近端和远端处，以在涡轮发动机的纵向轴线17的相对侧上彼此径向相对。

在图4b中更详细地示出了附加弓形件82。其包括分别形成附加弓形件82的相反的侧向端部的两个挂钩98a和98b，两个挂钩98a和98b中的每一个设计成用于附接相应的发动机安装件。附加弓形件82还包括后部中央发动机安装件的部分100，部分100相对于纵向平面V居中并且大致包括具有竖直轴线的其中装配力传递销的孔102，如在下文中将变得更加清楚。

附加弓形件82优选由金属材料制成并且有利地由以首尾相连的方式组装的三个节段形成，例如在图4b中大致示出的焊接区域104处通过电子焊接技术组装。作为变体，这些节段可以通过插接来附接。

在示出的示例中，附加弓形件82的形状大致为I形截面，并且其主要包括大致沿与涡轮发动机的纵向轴线17正交的平面延伸的腹板106a，以及分别连接至附加弓形件82的腹板106a的内部边缘和外部边缘并且形成具有与涡轮发动机的纵向轴线17相一致的轴线的旋转圆筒的部分的内部凸缘106b和外部凸缘106c。在该示例中，外部凸缘106c从附加弓形件82的一端连续地延伸至另一端，而内部凸缘106b包括从附加弓形件的两个相反端部朝向弓形件的中间部延伸的两个分离部分108、110。

此外，如图3和图4b所示，附加弓形件82包括连接部分112，连接部分112形成为在向前方向上沿轴向方向从集成在该附加弓形件中的后部中央发动机安装件的部分100突出。该连接部分112具有与涡轮发动机的纵向轴线17正交地延伸的平坦端面114，平坦端面114将固定在纵向梁72的相应端面上，使得上述连接部112延伸所述梁。

此外，外部空气动力整流装置16包括结构蒙皮30a（图2a、图2b和图5），结构蒙皮30a具有旋转的大致半圆筒形的空气动力形状，并且固定至刚性子结构28上。

应当指出的是，当在沿横向平面的截面中，换句话说在与纵向方向X正交的截面中，如在图3中可见的横向平面P中观察推进单元10时，结构蒙皮30a朝向涡轮发动机12的纵向轴线17的方向内凹。

在示出的示例中，当在沿横向平面比如图3中的平面P的截面中观察推进单元10时，结构蒙皮30a围绕纵向轴线17具有等于大约190度的周向范围。更一般地，该周向范围优选介于90度与230度之间。

优选地，结构蒙皮30a布置成使得在飞行器8停靠在地面上时，结构蒙皮30a的大部分位于涡轮发动机的纵向轴线17的上方。更准确地，结构蒙皮30a优选地整体上包括在由两个半平面P1、P2限定的空间的区域R中，两个半平面P1、P2中的每一个由纵向轴线17限定并且在纵向平面V的每侧上对称地延伸，如图4a所示。在这些条件下，空间的所述区域R将在半平面P1、P2的上方延伸。此外，有利地，半平面P1、P2中的每一个与纵向平面形成小于120度的角度β。在示出的示例中，角度β因此等于大约105度。

安装装置14还包括上部空气动力蒙皮30b，上部空气动力蒙皮30b具有沿上述结构蒙皮30a的线侧向地延伸以便覆盖刚性安装结构18的上表面的大致平面空气动力形状（图2a、2b和5）。

结构蒙皮30a和上部空气动力蒙皮30b由复合热固或热塑型材料制成，但在一个变体中可以由金属制成。在热固材料的情形下，特别地，这些蒙皮可以使用自动成型机并使用本领域技术人员已知的用于制造单或双曲率机身面板的方法来制成。

除结构蒙皮30a以外，外部空气动力整流装置16还包括下部发动机罩32、空气入口34和补充面板36（图2a和2b）。

下部发动机罩32包括铰接在刚性子结构28的远端44上的远端42以及设置有连接至刚性安装结构18的连接装置的近端46。下部发动机罩32因此可以从图2a和2b中所示的其中下部发动机罩的近端46与刚性安装结构18脱离的打开位置转换至下部发动机罩的近端46连接至该刚性安装结构18的闭合位置。

空气入口34连接至刚性子结构28的前端部。空气入口34包括大致环形的外部蒙皮48，外部蒙皮48相对于涡轮发动机的纵向轴线17居中并且在下发动机罩处于闭合位置时延长结构蒙皮30a和下发动机罩32。空气入口34还包括限定进入涡轮发动机12的空气入口管道的外侧的大致环形的内部蒙皮。

上述补充面板36中的每一个连接至安装装置14的一个或多个元件，所述一个或多个元件包括结构蒙皮30a、前缘整流装置20和后缘整流装置22、下部发动机罩32和空气入口34，以便填充这些元件之间的空间。

此外，通过分别将该结构蒙皮30a螺接或铆接在刚性子结构28的弓形件62、64和半弓形件74以及附加弓形件82的外部凸缘81c、106c上来将结构蒙皮30a安装在刚性子结构28上。

类似地，通过将该上部空气动力蒙皮30b螺接或铆接至刚性安装结构18的翼梁52、54、56的相应的上部凸缘61c上来将上部空气动力蒙皮30b固定在刚性安装结构18上。

形成刚性子结构28的元件，并且特别是前部弓形件62和后部弓形件64以及纵向梁72和中部半弓形件74的尺寸设定为使得由涡轮发动机12产生的力中的一部分从该涡轮发动机通过外部空气动力整流装置16的结构蒙皮30a传递至刚性安装结构18。这种设计的意图在于例如通过限制这些元件的截面和/或通过对制成这些元件的材料进行适当的选择来限制杨氏模量以限制形成刚性子结构28的元件的刚度。此外，形成刚性子结构28和刚性安装结构18的上述元件的尺寸设定为使得由涡轮发动机12产生的力中的一部分通过上部空气动力蒙皮30b传递至刚性安装结构18。

如图5所示，刚性安装结构18的下侧通过整流装置覆盖，整流装置包括安装装置14的下部空气动力蒙皮116，下部空气动力蒙皮116固定在刚性安装结构18的翼梁的相应的下部凸缘61b上。该下部蒙皮116设置有允许进入推进单元10内部的检查开口118并且设置有未在图中示出的可移除盖。刚性安装结构18的闭合翼肋60也包括这种检查开口118。

此外，安装装置14包括固定在前部弓形件62、后部弓形件64和中部半弓形件74的相应的内部凸缘81b上的内部蒙皮120。该内部蒙皮120形成参与加固刚性子结构28的加强面板。

刚性子结构28和涡轮发动机12之间的连接通过用于安装在下文中被称作振动吸收器的机械能耗散元件的多个第一挂钩、用于附接发动机安装件的多个第二挂钩、以及集成在附加弓形件82中的后部中央发动机安装件的部分100来实现。

多个第一挂钩包括：上述前部弓形件62中的三个挂钩96a、96b、96c；通过后部弓形件64支承的两个挂钩，其中的一个挂钩122a位于弓形件的顶点处，而另一个挂钩122b位于弓形件的远端66b处；以及通过纵向梁72支承并且位于前部弓形件62和中部半弓形件74之间的另一挂钩124。这些第一挂钩中的每一个的轴线平行于涡轮发动机的纵向轴线17。

应当指出的是，利用适用于本发明的术语，形成前部弓形件62和后部弓形件64的一部分的第一挂钩96c和122b分别形成相对于纵向平面V定位在与每个弓形件的远端66b相同侧上的远端安装部分。

如图4a所示，上述的远端安装部分96c和122b中的每一个延伸至具有等于大约80度的角度θ2并且从上述第二半直线D2朝向相应的弓形件的远端66b延伸的角扇形的外部。上述角度θ2优选地介于25度与100度之间。

此外，利用适用于本发明的术语，形成前部弓形件62的部分的第一挂钩96b形成相对于纵向平面V布置在与弓形件和刚性安装结构18的近端66a相同侧上的近端安装部分。

图4a示出延伸至具有等于大约80度的角度θ3并且从第二半直线D2朝向刚性安装结构18延伸的角扇形的外部的上述近端安装部分96b。上述角度θ3优选地介于25度与100度之间。

多个第二挂钩包括形成附加弓形件82的端部的两个挂钩98a和98b、通过纵向梁72支承并且大致定位在该梁的前端部处的挂钩126、以及通过中部半弓形件74的近端和中部翼梁54的远端78共同支承的挂钩128。除位于纵向梁72的前部部分中的挂钩126具有平行于横向方向Y的轴线之外，每个第二挂钩具有与涡轮发动机的纵向轴线17平行的轴线。

上述的第一挂钩和第二挂钩中的每个延伸成朝向涡轮发动机的纵向轴线17径向向内地突出。

如图6所示，结构蒙皮30a包括检查开口130，例如四个检查开口。这些检查开口设置有未在图中示出的可移除盖。这些检查开口中的一个形成为面向形成在安装装置14的内部蒙皮120中的检查开口132并且也可以在图5中看到。

现在将参照附图7至图12对涡轮发动机12连接至安装装置14的方式进行描述。

在这些附图中，用于将涡轮发动机12连接至刚性子结构28和刚性安装结构18的发动机安装件和能量耗散元件通过与这些元件的几何形状无关的功能符号示出，考虑到这些元件可以是已知的类型，所以在下文中不再对其结构进行详细描述。

图7至图9首先示出将由纵向梁72的前端部支承的挂钩126连接至由涡轮发动机12的前罩138支承的相似挂钩136的前上部发动机安装件134。将该前上部发动机安装件134安装在挂钩126和136上，使得该发动机安装件仅将沿竖直方向Z定向的力传递至刚性子结构28。为此，利用球接头将前上部发动机安装件134连接至上述挂钩126、136中的每一个。

沿竖直方向Z的力也通过如在图11中能够看到的两个后部侧向发动机安装件140a和140b抵抗，安装件140a和140b将形成附加弓形件82的侧向端部的挂钩98a和98b连接至分别具有平行于涡轮发动机12的纵向轴线17的轴线并且形成在该涡轮发动机的后罩144上并径向向外突出的挂钩142a和142b。这些后部侧向发动机安装件140a和140b也通过球接头连接至上述挂钩，以防止对沿纵向方向X和横向方向Y定向的力的任何抵抗。

图8和10示出将由中部半弓形件74的近端支承的挂钩128连接至挂钩148的前部侧向发动机安装件146，挂钩148具有平行于涡轮发动机的纵向轴线17的轴线并且形成在涡轮发动机12的设置在上述前罩138与后罩144之间的罩150上并径向向外突出。将该前部侧向发动机安装件146安装在挂钩128和148上，使得该发动机安装件仅将沿横向方向Y的力传递至刚性子结构28和刚性安装结构18。为此，通过球接头将该前部侧向发动机安装件146连接至挂钩128和148。

例如，上述发动机安装件134、140a、140b和146是连杆或钩环的形式。

此外，这些发动机安装件优选是所谓的柔性安装件，换句话说，其包括允许发动机安装件的端部的相对位移的弹性装置。

沿横向方向Y的力也由后部中央发动机安装件152（图11）抵抗，后部中央发动机安装件152包括集成至附加弓形件82的发动机安装部100以及形成在后罩144的顶部的一部分上并且装配有具有穿过涡轮发动机的纵向轴线17的竖直轴线的剪切销156的配件154。通常被称作插销的该剪切销156向上突出地延伸并且其上部被插入成以便装配在发动机安装部100的集成到附加弓形件82中的孔102（图4b）中。剪切销156在孔102中的紧密配合意味着后部中央发动机安装件152不仅抵抗上述横向力而且还抵抗涡轮发动机12的止推力，即沿纵向方向X的力。剪切销156安装成具有沿孔102的轴线的一定的游隙，以便防止沿竖直方向Z的阻力。此外，孔102形成在本身集成在发动机安装件的部分100中的球接头（在图中未示出）中，发动机安装件集成在附加弓形件82中。这种球接头连接防止了与剪切销156的转动相关的力或力矩的传递。

此外，沿竖直方向Z的力矩通过前部侧向发动机安装件146和后部中央发动机安装件152共同抵抗。

围绕横向方向Y的力矩通过前上部发动机安装件134以及通过后部侧向发动机安装件140a和140b共同抵抗。

最后，围绕纵向方向X的力矩通过后部侧向发动机安装件140a和14b抵抗。

如能够在图7和8中看到的，六个机械能耗散元件158a、158b、158c或用于吸收涡轮发动机12的振动的振动吸收器将由刚性子结构28支承的挂钩96a、96b、96c、124、122a、122b连接至分别定位在涡轮发动机12的罩138和150上的挂钩160a、160b、160c。

以本发明专用的术语，连接至布置在前部弓形件62的远端66b处的挂钩96c以及连接至布置在后部弓形件64的远端66b处的挂钩122b的两个振动吸收器158c中的每一个分别形成将涡轮发动机连接至相应的弓形件的远端连接元件。

类似地，连接至布置在前部弓形件62的近端处的挂钩96b的振动吸收器158b形成将涡轮发动机连接至前部弓形件62的近端连接元件。

如图12所示，形成附加弓形件82的端部中的一个以及用于附接后部侧向发动机安装件140a的挂钩98a通过可移除附接元件比如螺栓（仅示出其相应的轴线162）固定在附加弓形件82上。这同样适用于形成附加弓形件82的另一端部的挂钩98b。为此，这两个挂钩98a、98b中的每一个具有施加在附加弓形件82的端板166上的板164，也可以在图4b中看到的这些板包括对齐以使上述螺栓能够穿过的相应孔口。

由刚性子结构28支承并且将被用于附接发动机安装件的另外的挂钩126和128也通过可移除附接装置固定在该刚性子结构的相应元件上。

通过可移除附接装置对设计成用于附接发动机安装件的挂钩进行附接的方法能够通过将每个发动机安装件的相应的挂钩安装至刚性子结构28而不是通过安装每个发动机安装件的销来将涡轮发动机12附接至安装装置14，或者通过将每个发动机安装件的相应的挂钩从刚性子结构28拆卸而不是通过拆卸每个发动机安装件的销来将涡轮发动机12从安装装置14拆卸。

类似地，设计成用于附接振动吸收器158的挂钩96a-96c、122a、122b和124还优选地通过可移除附接装置固定至刚性子结构28的相应的元件。

以本发明专用的术语，应当指出的是，所有发动机安装件134、140a、140b、146、152和振动吸收器158以及刚性子结构28共同形成将涡轮发动机12连接至刚性安装结构18的装置。

如在图13中示意性地示出的，通过以平移方式仅沿竖直方向移动涡轮发动机12（由箭头168象征性地示出），涡轮发动机12可被安装至安装装置14以及从安装装置14拆卸。应当指出的是，为了清楚起见，在图13中仅示出不具有发动机安装件134、140a和140b的涡轮发动机12。

因此，安装和拆卸涡轮发动机的方法具有不需要沿不同方向的多次连续平移的优势，并且通过以下事实变得便利，即，将涡轮发动机12连接至刚性安装结构18的装置完全地定位在以上限定的空间的区域R内（图4a）。

特别地，应当指出的是，没有发动机安装件连接至涡轮发动机12的下部。这同样适用于振动吸收器158。更准确地，没有发动机安装件完全地定位在限定在穿过纵向轴线17并且平行于横向方向Y的平面以下的半空间内。除了被上述平面分成彼此大致对称的两部分的前部侧向发动机安装件146之外，所有发动机安装件都定位在上述平面之上的限定的半空间内。

此外，图6示出通常被称作“UERF”区域的区域170，“UERF”区域被定义为可以在涡轮发动机12的叶片脱落的情形下受该叶片冲击的区域。

能够从如图6中看到，附加弓形件82位于UERF区域170的外侧。因此，后部侧向发动机安装件140a、140b和后部中央发动机安装件152被保护免受叶片的冲击。

此外，由于前上部发动机安装件134被设计成仅抵抗竖直力，所以该发动机安装件在连接该发动机安装件的挂钩126和136（图9）处具有沿横向方向Y的一定的游隙。然而，如果将会抵抗横向力并参与抵抗围绕竖直方向Z的力矩的前部侧向发动机安装件146意外地受到损坏，则前上部发动机安装件134在其沿横向方向Y移动时自然地趋向于停止与挂钩126和136接触，因此代替损坏的发动机安装件与位于UERF区域170外侧的后部侧向发动机安装件140a和140b共同地抵抗围绕竖直方向Z的力矩。

类似地，将抵抗沿横向方向Y的力的前部侧向发动机安装件146在连接该发动机安装件的挂钩128和148（图10）处具有沿竖直方向Z的一定的游隙。然而，如果将抵抗竖直力并且参与抵抗围绕横向方向Y的力矩的前上部发动机安装件134意外地受到损坏，则前部侧向发动机安装件146在其竖直地移动时自然地趋向于停止与挂钩128和148接触，因此代替损坏的发动机安装件与位于UERF区域170外侧的后部侧向发动机安装件140a和140b共同地抵抗围绕横向方向Y的力矩。

推进单元10的构造因此满足与叶片的损坏的风险有关的调节需求，同时避免使用在涡轮发动机的正常操作期间不参与抵抗力的“故障保险”发动机安装件。

作为变体，刚性安装结构18的翼梁52、54、56和/或翼肋58、60由复合材料而不是金属制成。

作为另一变体，刚性安装结构18不必须包括翼梁和翼肋，但是可以由蜂窝状结构制成，或者其可以由实心泡沫形成。

此外，结构蒙皮30a的周向范围可以小于刚性子结构28的周向范围。该刚性子结构然后仅由结构蒙皮30a部分地覆盖。

此外，尽管上述下部发动机罩32仅执行空气动力功能并且没有参与由涡轮发动机产生的力的传递，但是作为变体，可以将该下部发动机罩32和安装装置14的部件元件设计成使得下部发动机罩32起到结构上的作用，换句话说，其确实参与了由涡轮发动机产生的力的传递，特别是围绕纵向方向X的转矩的传递。

此外，包含孔102的发动机安装部100并非必须集成在附加弓形件82中，但是其可以是添加在该附加弓形件上并且包括孔102的配件的形式。

此外，前上部发动机安装件134可以通过线性致动器移位或延伸以改变涡轮发动机12的纵向轴线沿水平方向的倾斜。这种倾斜的改变通过如上所述的后部中央发动机安装件152包括球接头的事实实现。

图14示出根据本发明的另一实施方式的推进单元10，其中安装装置14不包括像如上所述的发动机安装件146那样的任何前部侧向发动机安装件，但是其包括将固定至涡轮发动机12的前罩138的两个挂钩174a、174b连接至本身附接至由纵向梁72支承的配件178的撑板176的两个前上部发动机安装件172a和172b。上述两个挂钩174a、174b布置在纵向平面V的每一侧上，使得两个前上部发动机安装件172a和172b大致布置成倒“V”结构。撑板176具有同样布置在纵向平面V的每一侧上的与分别固定至前罩138的两个挂钩174a、174b相符的两个挂钩180a、180b。这些前上部发动机安装件172a和172b中的每一个通过球接头连接连接至前罩138的相应的挂钩174a、174b，以及通过枢接连接连接至撑板176的相应的挂钩180a、180b。此外，撑板本身通过球接头连接以沿纵向方向X具有一定游隙的方式连接至由纵向梁72支承的配件178。

两个前上部发动机安装件172a和172b因此可以共同地抵抗沿竖直方向Z的力以及沿横向方向Y的力。

图15和16示出根据本发明的另一实施方式的推进单元10，其中安装装置14包括设计成抵抗沿纵向方向X的力以及不抵抗沿如上述实施方式中的横向方向Y的力的侧向发动机安装件182。

该侧向发动机安装件182包括固定在刚性安装结构18、例如固定在中部翼梁54的远端78上的套环184。该套环184包括固定至涡轮发动机罩150的剪切销188或插销插入其中的孔186。孔186是沿竖直方向Z（图15a）的长形形状，使得剪切销188沿纵向方向X阻止在孔186中，但可以沿竖直方向Z自由运动。

在该实施方式中，中央后部发动机安装件152不需要参与抵抗纵向力，使得其可以仅专用于抵抗沿横向方向Y的力。在该情形下，如图16所示，该后部中央发动机安装件152的孔102可以沿纵向方向延伸，使得相应的剪切销156沿横向方向Y被阻止，但沿纵向方向X可以自由运动。

此外，在该实施方式中，前部发动机安装件优选地是与如上所述的如图14所示相同的类型，以确保对沿竖直方向Z定向的力以及沿横向方向Y定向的力的抵抗。

此外，作为变体，纵向力可以通过各自具有连接至涡轮发动机的后罩144的后端部和连接至安装结构18的远端26的前端部的已知类型的两个止推杆来抵抗。

在该情形下，横向力可以通过与上面参照图7至12描述的发动机安装件146的类型相同的侧向发动机安装件来抵抗。此外，前上部发动机安装件则可以专用于抵抗像上述第一实施方式中的竖直力，因此可以是与上面所描述的前上部发动机安装件134相同的类型（图9）。

图17示出根据本发明的另一实施方式的推进单元10，其中结构蒙皮30a和空气动力上部蒙皮30b大体上具有与上述实施方式中相同的形状，但是另一方面其没有制成单一件。这两个蒙皮30a、30b在该情形下彼此接合。结构蒙皮30a具有近端部190，鱼尾板194的第一部分192例如通过仅在图17中示出其中心线196的螺钉或铆钉固定在近端部190上。鱼尾板194包括也通过具有中心线202的螺钉或铆钉固定至空气动力上部蒙皮30b的远端200上的第二部分198。鱼尾板194优选地在刚性安装结构18的整个长度上延伸。

在图17的示例中，刚性安装结构18的翼梁52、54、56直接通过具有中心线204的螺钉或铆钉（未示出）或通过鱼尾板固定至前部弓形件62、中部半弓形件74和后部弓形件64。

作为变体，如图18所示，翼梁52、54、56可以通过相应的挂钩206分别连接至前部弓形件62、中部半弓形件74和后部弓形件64。

在所有情形下，如图19所示，结构蒙皮30a可以在刚性安装结构18的每对连续翼梁之间向下延伸，以使该结构蒙皮30a能够通过鱼尾板附接在安装装置14的下部蒙皮116上。例如，可以通过两个鱼尾板208（仅其中一个在图19中能够看到）来实现这种接合，鱼尾板中的第一个鱼尾板布置在前部翼梁52和中部翼梁54之间，鱼尾板中的第二个鱼尾板布置在中部翼梁54与后部翼梁56之间。在示出的示例中，这些鱼尾板208被固定成与结构蒙皮30a的径向内表面接触，但是作为一个变体，这些鱼尾板208可以固定成与结构蒙皮的径向外表面接触。

明显地，本发明可以变换成其他类型的涡轮发动机，特别是变换成具有安装在前端处的一对开口转子推进器的涡轮喷气式发动机。在该情形下，安装装置14的布置可以沿纵向方向倒置，附加弓形件82则定位在前端处。

Claims (13)

1.用于飞行器的推进单元（10），包括涡轮发动机（12）和发动机安装装置（14），所述涡轮发动机（12）具有平行于所述涡轮发动机的纵向方向（X）的纵向轴线（17），所述发动机安装装置（14）设计成被侧向地添加在飞行器结构（11）上，所述安装装置（14）包括刚性安装结构（18），所述刚性安装结构（18）具有将被连接至所述飞行器结构（11）的近端（24）以及具有布置成面向所述涡轮发动机（12）的远端（26），所述刚性安装结构（18）支承将所述涡轮发动机（12）连接至所述刚性安装结构（18）的连接装置（28、134、140a、140b、146、152、172a、172b、182、158a、158b、158c），其中：

-所述连接装置包括至少一个弓形件（62、64），所述至少一个弓形件（62、64）具有连接至所述刚性安装结构（18）的近端（66a）和相反的远端（66b）；

-所述弓形件（62、64）朝向所述纵向轴线（17）内凹；

-所述弓形件（62、64）的所述近端（66a）和远端（66b）在包含所述纵向轴线（17）并且当所述推进单元（10）装配在停靠在地面上的飞行器上时将竖直地延伸的纵向平面（V）的每一侧上延伸；以及

-当在与所述纵向轴线（17）正交的横向平面（P）上的截面图中观察所述弓形件（62、64）时，第一半直线（D1）和第二半直线（D2）限定具有介于45度与120度之间的角度（θ1）的角扇形，其中，所述第一半直线（D1）从所述纵向轴线（17）开始并且穿过所述弓形件（62、64）的所述远端（66b），以及所述第二半直线（D2）从所述纵向轴线（17）开始、包含在所述纵向平面（V）中并且与所述弓形件（62、64）相交，

所述推进单元的特征在于，所述连接装置包括远端连接元件（158c），所述远端连接元件（158c）将所述涡轮发动机（12）连接至所述弓形件（62、64）的远端安装部分（96c、122b）并且相对于所述纵向平面（V）与所述弓形件的所述远端（66b）布置在同一侧上，所述远端安装部分（96c、122b）布置成使得当在所述横向平面（P）上的截面图中观察所述弓形件（62、64）时，所述远端安装部分（96c、122b）在角扇形的外部延伸，所述角扇形被限定成使得：

-所述纵向轴线（17）是所述角扇形的顶点，

-所述角扇形形成等于介于25度与100度之间的角度（θ2），

-所述角扇形从所述第二半直线（D2）朝向所述弓形件（62、64）的所述远端（66b）延伸。

2.根据权利要求1所述的推进单元，其中，所述连接装置还包括将所述涡轮发动机（12）连接至所述弓形件（62）的近端安装部分（96b）的近端连接元件（158b），所述近端安装部分（96b）布置成使得当在所述横向平面（P）上的截面图中观察所述弓形件（62、64）时，所述近端安装部分（96b）在角扇形的外部延伸，所述角扇形限定成使得：

-所述纵向轴线（17）是所述角扇形的顶点，

-所述角扇形形成等于介于25度与100度之间的角度（θ3），

-所述角扇形从所述第二半直线（D2）朝向所述刚性安装结构（18）延伸。

3.根据权利要求1或2所述的推进单元，其中，所述远端连接元件（158c）和/或所述近端连接元件（158b）是将使所述涡轮发动机（12）的振动衰减的机械能耗散元件。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的推进单元，其中：

-所述刚性安装结构（18）具有箱的形状，

-所述弓形件（62、64）延伸出形成所述刚性安装结构（18）的沿所述纵向方向（X）的第一端部的翼梁（52、56），

-所述连接装置包括另一弓形件（64、62），所述另一弓形件（64、62）延伸出形成所述刚性安装结构（18）的与所述刚性安装结构（18）的所述第一端部相反的第二端部的翼梁（56、52），

-所述另一弓形件（64、62）朝向所述涡轮发动机的所述纵向轴线（17）内凹并且具有在所述纵向平面（V）的与所述刚性安装结构（18）相反的一侧上延伸的远端（66b），以及

-当在所述横向平面（P）上的截面图中观察所述另一弓形件（64、62）时，从所述纵向轴线（17）开始并且穿过所述另一弓形件（64、62）的远端（66b）的第一半直线与从所述纵向轴线（17）开始、包含在所述纵向平面（V）中并且与所述另一弓形件（64、62）相交的第二半直线限定具有介于45度与120度之间的角度的角扇形。

5.根据前述权利要求中任一项所述的推进单元，其中，所述连接装置包括由连接至所述刚性安装结构（18）的每个弓形件（62、64）支承的纵向梁（72）。

6.根据权利要求5所述的推进单元，其中，所述纵向梁（72）相对于所述纵向平面（V）居中以及支承从所述刚性安装结构（18）沿所述纵向方向（X）偏置并且相对于所述纵向平面（V）居中的附加弓形件（82），所述附加弓形件（82）支承中央发动机安装件（152）和两个侧向发动机安装件（140a、140b），所述两个横向发动机安装件（140a、140b）布置在所述纵向平面（V）的每一侧上并且设计成抵抗沿与所述纵向平面（V）平行且与所述纵向方向（X）正交的竖直方向（Z）定向的力，所述中央发动机安装件（152）相对于所述纵向平面（V）居中并且设计成至少抵抗沿与所述纵向方向（X）和竖直方向（Z）正交的横向方向（Y）定向的力。

7.根据权利要求6所述的推进单元，其中，由所述附加弓形件（82）支承的所述中央发动机安装件（152）还设计成抵抗沿所述纵向方向（X）定向的力。

8.根据权利要求6所述的推进单元，其中，所述刚性安装结构（18）在其远端（26）处支承设计成抵抗沿纵向方向（X）定向的力的发动机安装件（182）。

9.根据权利要求6至8中任一项所述的推进单元，其中，所述纵向梁（72）支承发动机安装件（134），所述发动机安装件（134）布置在相对于所述刚性安装结构（18）与所述附加弓形件（82）相反的纵向侧上并且设计成至少抵抗沿竖直方向（Z）定向的力。

10.根据权利要求9所述的推进单元，其中，所述刚性安装结构（18）在其远端（26）处包括设计成抵抗沿所述横向方向（Y）定向的力的发动机安装件（146）。

11.根据权利要求9所述的推进单元，其中，由所述纵向梁（72）支承并且布置在与所述附加弓形件（82）相反的纵向侧上的所述发动机安装件（134）还设计成抵抗沿横向方向（Y）定向的力。

12.根据前述权利要求中任一项所述的推进单元，还包括外部空气动力整流装置（16），其中：

-所述外部空气动力整流装置（16）包括结构蒙皮（30a），所述结构蒙皮（30a）覆盖并且固定到连接至所述刚性安装结构（18）的每个弓形件（62、64）上，所述结构蒙皮（30a）至少延伸至所述弓形件的所述远端（66b），以及

-所述连接装置设计成使得所述涡轮发动机（12）与所述刚性安装结构（18）之间的部分连接力通过所述外部空气动力整流装置（16）的所述结构蒙皮（30a）抵抗。

13.飞行器（8），其特征在于，所述飞行器（8）包括根据前述权利要求中任一项所述的至少一个推进单元（10），其中，连接至所述刚性安装结构（18）的每个弓形件（62、64）包括当所述飞行器停靠在地面上时在所述推进单元（10）的所述涡轮发动机（12）之上延伸的部分。

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