CN103910064A - 回旋连杆和设置有该连杆的飞行器发动机支架 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器发动机支架的回旋连杆（124），包括：-第一孔口（132a）和第二孔口（132b），该第一孔口（132a）和第二孔口（132b）均设计成将回旋连杆（124）连接至飞行器外挂架，以及-第三孔口（132c），该第三孔口（132c）设计成将回旋连杆（124）连接至飞行器发动机，所述第三孔口（132c）相对于同时穿过第一孔口（132a）的轴线（134a）和第二孔口（132b）的轴线（134b）的平面（P）偏移。当在与轴线（134a、134b）正交的任何平面中以截面方式观察回旋连杆时，从第二孔口的轴线（134b）延伸至第三孔口的轴线（134c）的直线段（S）跨过回旋连杆外部的区域（R）。这种构造为回旋连杆提供了使其能够过滤发动机与飞行器外挂架之间的横向振动的柔性。

Description

回旋连杆和设置有该连杆的飞行器发动机支架

背景技术

本发明涉及一种用于飞行器发动机支架的回旋连杆。

本发明还涉及一种包括这种连杆的发动机支架、一种包括这种发动机支架的推进系统、以及一种配备有这种推进系统的飞行器。

背景技术

飞行器喷气式发动机通常通过外挂架附接至机翼或机身，其中，喷气式发动机通过发动机支架和用于传递推力的连杆连接至该外挂架。

图1示出了设计成侧向地附接至飞行器机身后部的类型的推进系统8的示例。这种推进系统8包括喷气式发动机10——例如开放式转子推进器类型的——和部分可见的外挂架12，该喷气式发动机连接至外挂架12。在图1中未示出喷气式发动机10的转子、短舱和进气管，因此仅能够观察到喷气式发动机的主要结构壳体。喷气式发动机10具有纵向轴线11。

喷气式发动机10通过前发动机支架14、后发动机支架16以及用于传递推力的两个连杆18而主要附接至外挂架12，其中，在图1中仅能够观察到一个连杆18。

图2以更大比例示出了前发动机支架14和连杆18与外挂架12的刚性结构间的连接。

前发动机支架14包括配件20，该配件20固定至外挂架12并且形成了支承结构，连杆22和回旋连杆24连接至支承结构。连杆22通过第一枢轴铰接至配件20并且连杆22设计成通过第二枢轴铰接至喷气式发动机10。回旋连杆24通过两个枢轴连接至配件20并且回旋连杆24设计成通过第三枢轴铰接至喷气式发动机10。连杆22的枢轴和回旋连杆24的枢轴与喷气式发动机的在图1中可见的纵向轴线11平行。最后，用于传递推力的每个连杆18铰接至摆动臂26，该摆动臂26自身通过两个枢轴连接至配件20。为了清楚起见，图2中未示出上文描述的部件的枢轴。

应当指出的是，不言自明地，上述枢轴可以分别包含球形接头以便于为所铰接的构件提供更大的运动自由度并且减小不希望的力矩。

回旋连杆24的特别功能是承受相对于喷气式发动机的纵向轴线横向地定向的力，并且承受围绕上述纵向轴线的发动机扭矩。

然而，喷气式发动机10通过上述部件实现的与外挂架12的连接导致了振动从喷气式发动机传递至外挂架12。

这在如上文描述的附接至飞行器机身的推进系统的情况下是特别有问题的，因为振动随后直接传递至机身结构。因此，这种振动倾向于增大机身结构的磨损并且降低了乘客的舒适度。

安装在飞行器的机翼的上方或下方的推进系统通常包括与上文所描述的类似的发动机支架和用于传递推力的连杆的构型。

在这种后者的推进系统中，由喷气式发动机引起的振动理论上通过机翼的柔性而受到抑制。

然而，如果这种振动的强度特别高，尤其在喷气式发动机发生故障的情况下，还存在喷气式发动机的振动被传递至飞行器的机身结构的风险。

发明内容

本发明的主要目的是针对该问题提供一种简单、经济并且有效的解决方案。

为此，本发明提出一种用于飞行器发动机支架的回旋连杆，包括：

-第一孔口和第二孔口，该第一孔口和第二孔口均用于将所述回旋连杆连接至飞行器外挂架，以及

-第三孔口，该第三孔口用于将所述回旋连杆连接至飞行器发动机，

并且其中，所述第三孔口相对于同时穿过所述第一通孔的轴线并穿过所述第二孔口的轴线的平面偏移。

当然，显然地，当在与所述第一孔口的轴线和所述第二孔口的轴线正交的任何平面中以截面方式观察所述回旋连杆时，从所述第一孔口的轴线延伸至所述第三孔口的轴线的第一直线段跨过回旋连杆外部的区域。

根据本发明，所述回旋连杆成形为使得，当在与所述轴线正交的任何平面中以截面方式观察所述回旋连杆时，从所述第二孔口的轴线延伸至所述第三孔口的轴线的第二直线段跨过回旋连杆外部的区域。

应当理解，使用本发明的术语时，第一孔口、第二孔口和第三孔口沿回旋连杆以该顺序设置。

因此，本发明提出了一种新颖形状的回旋连杆，这使得能够为该回旋连杆提供针对横向力——例如，与上述轴线正交地定向的力——的弹性性能。

这种柔性或弹性使得回旋连杆能够过滤安装在回旋连杆的上述各孔口中的连接构件的任何相对振动，并且支承可能施加至该回旋连杆的载荷。

回旋连杆的柔性和弹性的程度可以通过下列可选的特征或通过多个这些特征的组合而显著地增大。

回旋连杆外部的所述区域优选地被所述第二直线段的一部分跨过，所述第二直线段的所述部分的长度大于或等于所述第二直线段的长度的三分之一，并且更优选地大于该第二直线段的长度的一半。

当在与所述孔口的相应轴线正交的任何平面中以截面方式观察所述回旋连杆时，回旋连杆的将所述第二孔口连接至所述第三孔口的第一部分有利地具有与所述第二直线段处于同一侧上的边缘，该边缘的至少一部分从重叠在所述第二直线段上的直线偏移了一定距离，该距离大于所述第二直线段的长度的四分之一并且更优选地大于所述第二直线段的长度的三分之一。

当在与所述孔口的相应轴线正交的任何平面中以截面方式观察所述回旋连杆时，回旋连杆的位于所述第二孔口与所述第三孔口之间、并且由分别从第二直线段的中间沿回旋连杆的方向延伸的两个射线进行划界的第二部分优选地具有两个相对的弯曲边缘，该两个相对的弯曲边缘在从所述射线的一个至另一个的任何点处各自具有朝向所述第二直线段定向的凹面。

所述射线优选地在它们之间形成大于90度的凸角。

与所述第二直线段位于同一侧上的弯曲边缘在回旋连杆的所述第二部分上的任何点处优选地具有比第二直线段的长度的四分之一大的曲率半径，并且相对的弯曲边缘在回旋连杆的所述第二部分上的任何点处优选地具有比第二直线段的长度的三分之一大的曲率半径。

当在与所述孔口的相应轴线正交的任何平面中以截面方式观察所述回旋连杆时，回旋连杆的所述第二部分有利地具有在从所述第二孔口朝向所述第三孔口的方向上从所述两个射线中的一个射线至另一个射线减小的截面。

当在与所述孔口的相应轴线正交的任何平面中以截面方式观察所述回旋连杆时，所述回旋连杆优选地成形为使得，存在具有共用原点的两个射线，使得第一射线穿过所述第一孔口和所述第二孔口的相应轴线，第二射线在相对于所述第一射线而言与所述第三孔口位于同一侧上的点处与回旋连杆的所述第二部分的中线相切，并且这些射线在它们之间形成了小于90度的角，该角更优选地小于75度并且理想地在50度与70度之间。

本发明还涉及一种飞行器发动机支架，包括：

-支承结构，该支承结构设计成紧固至飞行器外挂架，并且支承结构包括第一孔口和第二孔口，

-第一连接构件和第二连接构件，该第一连接构件和第二连接构件分别以紧密配合方式安装在所述支承结构的所述第一孔口和所述第二孔口中，以及

-第三连接构件，该第三连接构件设计成连接至飞行器发动机。

根据本发明，发动机支架包括至少一个上述类型的回旋连杆，所述第一连接构件和所述第二连接构件分别以紧密配合方式安装在所述回旋连杆的所述第一孔口和所述第二孔口中，并且所述第三连接构件以紧密配合方式安装在所述回旋连杆的所述第三孔口中。

上述回旋连杆能够使得发动机支架能够过滤第三连接构件相对于第二连接构件的任何振动。这种振动实际上能够被连接至第三连接构件的飞行器发动机传递至第三连接构件。

一般而言，所述连接构件中的每一个连接构件例如采用枢轴的形式，或包括这种枢轴。不言自明地，该枢轴有利地包含球形接头。

发动机支架有利地包括机械能耗散装置，该机械能耗散装置将所述第二连接构件与所述第三连接构件进行连接以耗散这些连接构件的任何相对振动的能量的至少一部分。

在下文中还被称为阻尼器的这种装置优选地具有穿过所述回旋连杆的所述第二孔口和所述第三孔口的相应轴线的工作轴线。

此外，发动机支架除了包括称为“柔性回旋连杆”的所述回旋连杆之外还可包括称为“刚性回旋连杆”的至少一个另外的回旋连杆，所述至少一个另外的回旋连杆包括：

-第一孔口和第二孔口，所述第一连接构件和所述第二连接构件分别以紧密配合方式安装在所述第一孔口和所述第二孔口中，以及

-第三孔口，所述第三连接构件以带间隙的方式安装在所述第三孔口中，

所述刚性回旋连杆可以成形为使得，当在与所述刚性回旋连杆的所述孔口的相应轴线正交的任何平面中以截面方式观察所述刚性回旋连杆时，从刚性回旋连杆的第一孔口的轴线延伸至第三孔口的轴线的第一直线段跨过刚性回旋连杆外部的区域，而从刚性回旋连杆的所述第二孔口的轴线延伸至所述第三孔口的轴线的第二直线段完全位于所述刚性回旋连杆的内部。

刚性回旋连杆能够吸收强度高于预定阈值的横向力，这将会在下文中变得更清晰。

所述刚性回旋连杆优选地成形为使得，当在与所述刚性回旋连杆的所述孔口的相应轴线正交的任何平面中以截面方式观察所述刚性回旋连杆时，任何成对的射线具有共用的原点，使得这些射线中的第一射线穿过所述刚性回旋连杆的所述第一孔口和所述第二孔口的相应轴线，并且第二射线在与所述第三孔口位于所述第一射线同一侧上的点处、与刚性回旋连杆的将其所述第二孔口与所述第三孔口进行连接的一部分的中线相切，其中使所述射线之间形成大于90度的角。

本发明还涉及一种飞行器推进系统，该飞行器推进系统包括：喷气式发动机、设计成将所述喷气式发动机连接至飞行器舱（cell）的外挂架、以及将所述喷气式连接至所述外挂架的至少一个上述类型的发动机支架。

当所述发动机支架包括至少一个柔性回旋连杆和如上文描述的至少一个刚性回旋连杆时，所述柔性回旋连杆和所述刚性回旋连杆有利地成形为使得当施加至所述发动机支架的横向力处于低于预定阈值的水平时，所述柔性回旋连杆保持所述第三连接构件与所述刚性回旋连杆之间的间隙，并且使得当所述横向力处于高于所述预定阈值的水平时，所述第三连接构件由于所述柔性回旋连杆的充分的变形而抵接在所述刚性回旋连杆的所述第三孔口中。

当横向力处于低于上述阈值的水平时，这些力因而完全通过各个柔性回旋连杆被传递，并且每一个刚性回旋连杆保持停用。

另一方面，当横向力处于高于上述阈值的水平时，过剩的力通过每一个刚性回旋连杆传递并且不引起每一个柔性回旋连杆的任何额外的变形。

上述阈值优选地限定为等于设计的最大载荷水平，该设计的最大载荷水平针对叶片损失的现象或在这种叶片损失现象之后的旋转不平衡操作的现象。

因此，这种构型能够有助于理解和控制发动机支架在极值力的情况下的机械性能，这种控制有必要满足规章要求，以及在正常操作和叶片损失的两种情况下获益于每个柔性回旋连杆的柔性。

本发明最后涉及一种包括至少一个上述类型的推进系统的飞行器。

附图说明

当阅读通过非限制性示例给出的下列描述并且参照附图时，将更好地理解本发明，并且本发明的其他细节、优点和特征将变得明显，在附图中：

-图1为已描述的已知类型的飞行器推进系统的示意性局部立体图，其中，该飞行器推进系统包括喷气式发动机、外挂架和将喷气式发动机连接至外挂架的发动机支架；

-图2为已经描述的来自图1的推进系统的外挂架和发动机支架的示意性局部立体图，其中，除去了推进系统的喷气式发动机；

-图3为根据本发明的第一优选的实施方式的发动机支架的示意性局部立体图；

-图4为形成了图3的发动机支架的一部分的回旋连杆的示意立体图；

-图5a为图4的回旋连杆的示意截面图,示出了回旋连杆的某些几何特性；

-图5b为与图5a类似的视图,示出了回旋连杆的其他几何特性；

-图6为根据本发明的第二优选实施方式的发动机支架的示意局部截面图，该截面在与发动机支架的连接构件正交并且穿过发动机支架的回旋连杆的平面中；

-图7为根据本发明的第三优选实施方式的发动机支架的示意局部立体图；

-图8为图7的发动机支架的示意截面图，该截面在与发动机支架的连接构件正交并且穿过形成了发动机支架的一部分的刚性回旋连杆的平面中。

在所有这些附图中，相同的附图标记可以表示相同或类似的元件。

具体实施方式

图3示出了飞行器的推进系统108的一部分，该推进系统108与图1和图2的推进系统8类似，但其中，前发动机支架114包括两个回旋连杆124，两个回旋连杆124设置有柔性以使得能够过滤来自喷气式发动机的振动。为了清楚起见，在图3中未示出喷气式发动机。

两个回旋连杆124是类似的并且平行地安装，例如，两个回旋连杆124共用相同的轴线使得能够提供内在安全功能，该内在安全功能还称为“故障保护功能”，这些将在下文中变得更清楚。

因此，前发动机支架114包括配件20，该配件20固定至推进系统的外挂架12的主要结构，并且配件20包括用于使第一连接构件128a和第二连接构件128b通过的两个孔口（在图中被遮蔽）。这些连接构件中的每一个连接构件基本地包括销或枢轴130a、130b，该销或枢轴130a、130b设置有布置在配件20的相应孔口内部的轴承（在图3中被遮蔽）。

前发动机支架114还包括两个回旋连杆124，两个回旋连杆124安装在上述连接构件128a、128b上并且承载第三连接构件128c，该第三连接构件128c基本地包括销或枢轴130c，该销或枢轴130c设置有布置在两个回旋连杆124之间的轴承131，并且第三连接构件128c设计成能够连接至推进系统的喷气式发动机（在图中不可见）。

枢轴130a和130b优选地包含安装在配件20的相应孔口中的球形接头，为了减小不希望的力，该孔口本身以已知的方式成形为能够与相应的枢轴进行球形接头连接。以类似的方式，枢轴130c优选地包含安装在轴承131中的球形接头。

将参照图4、图5a和图5b对一个回旋连杆124进行详细描述。

回旋连杆124包括第一孔口132a和第二孔口132b，该第一孔口132a用于以紧密配合方式接纳第一连接构件128a的枢轴130a，该第二孔口132b用于同样以紧密配合方式接纳第二连接构件128b的枢轴130b。

回旋连杆124还包括第三孔口132c，该第三孔口132c用于以紧密配合方式接纳第三连接构件128c的枢轴130c。

如图4示出的，回旋连杆124的形状可以通过将回旋连杆124的截面进行投影而获得，如在图5a和图5b的每一个图中所示，投影沿着与该截面的平面正交的方向，即沿着与孔口132a、132b和132c的相应轴线134a、134b和134c平行的方向。因此，回旋连杆124的下列描述参照图5a和图5b，并且下列描述对于与上述轴线正交的任何截面平面而言是有效的。然而，在不脱离本发明的范围的情况下，回旋连杆124可以呈沿上述轴线的方向变化的形状。

不言自明地，第三孔口132c从同时穿过第一孔口132a的轴线134a和第二孔口132b的轴线134b的平面P偏移。

此外，从第一孔口132a的轴线134a延伸至第三孔口132c的轴线134c的第一直线段T跨过回旋连杆124外部的区域R。

根据本发明，从第二孔口132b的轴线134b延伸至第三孔口132c的轴线134c的另一个直线段S也跨过回旋连杆124外部的区域R。

第二直线段S的完全位于回旋连杆124外部的区域R中的部分的长度L1优选地大于该第二直线段S的长度L的三分之一（图5a）。在已示出的示例中，第二直线段S的所述部分的长度L1特别地大于第二直线段S的长度L的一半。

此外，回旋连杆124的将第二孔口132b连接至第三孔口132c的第一部分136具有与第二直线段S位于同一侧上的边缘138，该边缘138的一部分140距重叠在第二直线段S上的直线D偏移了距离d，距离d大于所述第二直线段S的长度L的三分之一（图5a）。以常规的方式，距离d以与直线D正交的方式测量。

此外，在回旋连杆124的第二部分142——该第二部分142被包括在上述第一部分136中，并且由从第二直线段S的中间M沿回旋连杆124的方向分别延伸的两个射线E和F来划界（图5b）——中，上述边缘138是弯曲的，并且在边缘138的以下每个点中具有朝向第二直线段S定向的凹面：所述每个点为从第二部分142的与射线E相对应的第一端至第二部分142的与射线F相对应的第二端的每个点。这同样适用于回旋连杆的第一部分136的相对的边缘144。当然，回旋连杆124的第二部分被包括在回旋连杆124的上述第一部分136中，第二部分142介于回旋连杆的第二孔口132b和第三孔口132c之间。

对回旋连杆的上述第二部分142进行划界的两个射线E和F形成了有角度的扇形，其中，凸角β等于大约120度并且优选地大于90度，回旋连杆的第二部分142置于该有角度的扇形的内侧。

在回旋连杆的第二部分142上的任何点处，上述边缘138有利地具有比第二直线段S的长度L的四分之一大的曲率半径。在已示出的示例中，边缘138的在第二部分142上的任何点处的曲率半径大于第二直线段S的长度L的三分之一。

以类似的方式，在回旋连杆的第二部分142上的任何点处，与边缘138相对的边缘144有利地具有比第二直线段S的长度L的三分之一大的曲率半径。在已示出的示例中，边缘144的在第二部分142上的任何点处的曲率半径大于第二直线段S的长度L的一半。

此外，图5a和图5b示出了具有共用的原点O的两个射线，并且使得：-第一射线D1穿过第一孔口132a和第二孔口132b的相应轴线134a和134b，以及

-第二射线D2在点Pt处与回旋连杆的第二部分142的中线Lm相切，其中点Pt与第三孔口132c位于第一射线D1的同一侧上。

在已示出的示例中，射线D1和D2在它们之间形成了等于大约60度的锐角θ。一般而言，角度θ优选地小于90度，并且更优选地小于75度，并且理想地在50度与70度之间。

“中线”必须理解为由一组点P2限定的线（图5a），该一组点P2通过以下方式获得：将上述边缘138的每一个点P1沿着朝相对的边缘144的方向Dp投影并在距该相对边缘144的一半路程处停止，其中方向Dp垂直于与所述点P1的位置处的边缘138相切的方向Dt。

在图4和图5b中还明显的是，回旋连杆的第二部分142具有在从第二孔口132b朝向第三孔口132c的方向上从射线F至另一个射线E减小的截面。

应当指出的是，回旋连杆124的将第一孔口132a连接至第二孔口132b的第三部分146具有相对的弯曲边缘148和150，该相对的弯曲边缘148和150的凹面与回旋连杆的第二部分142中的边缘138、144的凹面是相反的。

在操作中，凭借回旋连杆124的几何结构，发动机支架114具有针对横向力的弹性，横向力例如为以与轴线134a、134b和134c正交的方式定向的力。

因此，回旋连杆124使得能够过滤连接至第三连接构件128c的喷气式发动机与连接至第一连接构件128a和第二连接构件128b的外挂架之间的振动（图3），尤其在叶片损失的情况下和在这种叶片损失之后的旋转不平衡的操作期间。

图6示出了本发明的第二实施方式，其中，发动机支架114还包括将第二连接构件128b和第三连接构件128c连接在一起的机械能耗散装置或阻尼器152。

非常示意性地示出，阻尼器152具有枢转地安装在第二连接构件128b上的第一纵向端154和枢转地安装在第三连接构件128c的第二纵向端156。因此，阻尼器152具有穿过每一个回旋连杆124的第二孔口132b和第三孔口132c的相应轴线134b和134c的工作轴线W。

该阻尼器152可以是任何合适的常规类型，例如可以为液压式、液压气动式、磁流变式或其他类型。

一般而言，阻尼器152能够耗散与第二连接构件128b和第三连接构件128c之间的任何振动相关的动能的至少一部分。

可替代地，阻尼器152可以直接固定至回旋连杆124中的一个回旋连杆或直接固定至这些回旋连杆中的每一个回旋连杆，优选地以使阻尼器的工作轴线穿过每一个回旋连杆124的第二孔口132b和第三孔口132c的相应轴线134b和134c的方式进行固定。

在上文描述的第一实施方式和第二实施方式中，回旋连杆124的尺寸确定为能够经受由规章要求所指定的极限载荷。

图7示出了本发明的第三实施方式，其中，称为“柔性回旋连杆”的每一个回旋连杆124与被称为“刚性回旋连杆”的另一个回旋连杆158相关联，回旋连杆158也在图8中可见。

每一个刚性回旋连杆158包括第一孔口132a’和第二孔口132b’（图8），其中，第一连接构件128a和第二连接构件128b分别以紧密配合方式安装在第一孔口132a’和第二孔口132b’中。

每一个刚性回旋连杆158还包括第三孔口132c’，其中，第三连接构件128c以带间隙j的方式安装在第三孔口132c’中。

图8主要在与该刚性回旋连杆的孔口的各轴线134a’、134b’和134c’正交的平面上以截面方式示出了刚性回旋连杆158，轴线134a’、134b’和134c’分别重叠在相应的柔性回旋连杆124的孔口的各轴线134a、134b和134c上。

如该图8示出的，从第一孔口132a’的轴线134a’延伸至第三孔口132c’的轴线134c’的第一直线段T’跨过回旋连杆158外部的区域R’，而从第二孔口132b’的轴线134b’延伸至第三孔口132c’的轴线134c’的第二直线段S’完全位于刚性回旋连杆158的内部。

此外，非常明显的是，任何成对的射线D1’和D2’具有共用的原点O，其中，一个射线D1’穿过第一孔口和第二孔口的对应轴线134a’和134b’，并且另一个射线D2’在第一射线D1’和第三孔口132c’之间的任意点与刚性回旋连杆158的中线Lm’相切，在两个射线D1’和D2’之间形成了大于90度的角度θ’。

因此，刚性回旋连杆158具有常规的形状，并且特别地相对于发动机支架114可能经受的载荷水平不具有弹性。

在根据本发明的该第三实施方式的发动机支架114中，柔性回旋连杆124和刚性回旋连杆158设置为使得：只要施加至发动机支架的载荷不超过与所设计的最大载荷水平相对应的预定阈值，则柔性回旋连杆124保持第三连接构件128c的枢轴130c与刚性回旋连杆158之间的间隙（在图8中由箭头j指示），其中该设计的最大载荷水平针对叶片损失现象或在这种叶片损失现象之后旋转不平衡操作。因此，只要施加的载荷不达到上述阈值，柔性回旋连杆124的变形是有限的。

另一方面，如果载荷达到上述阈值，则每一个柔性回旋连杆124变形至以下点：第三连接构件128c的枢轴130c与每一个刚性回旋连杆158的第三孔口132c’抵接。因此，过剩的力通过刚性回旋连杆158来直接传递，而不引起柔性回旋连杆124的任何额外变形。

在已示出的示例中，每一个刚性回旋连杆158的第三孔口132c’为圆形形状，因此，间隙j在围绕轴线134c的所有方向上是相同的。

可替代地，每一个刚性回旋连杆158的第三孔口132c’可以为非轴对称的形状，使得间隙j根据围绕轴线134c的方向而变化。因此，第三孔口132c’的形状能够根据方向和发动机支架114可能经受的载荷水平来调整。

当然，在不脱离本发明的范围的情况下，根据本发明的发动机支架可以应用于支承不同类型的喷气式发动机，并且发动机支架还可以适于固定在飞行器的机翼上方或下方的推进系统。

Claims (14)

1.一种用于飞行器发动机支架（114）的回旋连杆（124），包括：

-第一孔口（132a）和第二孔口（132b），所述第一孔口（132a）和所述第二孔口（132b）均用于将所述回旋连杆（124）连接至飞行器外挂架（112），以及

-第三孔口（132c），所述第三孔口（132c）用于将所述回旋连杆（124）连接至飞行器发动机，

其中:

-所述第三孔口（132c）相对于同时穿过所述第一孔口（132a）的轴线（134a）并穿过所述第二孔口（132b）的轴线（134b）的平面（P）偏移，以及

-当在与所述第一孔口的轴线（134a）和所述第二孔口的轴线（134b）正交的任何平面中以截面方式观察所述回旋连杆时，从所述第一孔口（132a）的轴线（134a）延伸至所述第三孔口（132c）的轴线（134c）的第一直线段（T）跨过所述回旋连杆外部的区域（R），

所述回旋连杆的特征在于，所述回旋连杆成形为使得当在与所述第一孔口的轴线（134a）和所述第二孔口的所述轴线（134b）正交的任何平面中以截面方式观察所述回旋连杆时，从所述第二孔口的轴线（134b）延伸至所述第三孔口的轴线（134c）的第二直线段（S）跨过所述回旋连杆外部的所述区域（R）。

2.根据权利要求1所述回旋连杆，其中，所述回旋连杆（124）外部的所述区域（R）被所述第二直线段（S）的一部分跨过，所述第二直线段（S）的所述部分的长度（L1）大于或等于所述第二直线段的长度（L）的三分之一。

3.根据权利要求1或2所述的回旋连杆，其中，如果在与所述孔口的相应轴线（134a、134b、134c）正交的任何平面中以截面方式观察所述回旋连杆（124），所述回旋连杆的将所述第二孔口（132b）连接至所述第三孔口（132c）的第一部分（136）具有与所述第二直线段（S）位于同一侧上的边缘（138），所述边缘（138）的至少一部分（140）从重叠在所述第二直线段（S）上的直线（D）偏移了比所述第二直线段（S）的所述长度（L）的四分之一大的距离（d）。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的回旋连杆，其中，如果在与所述孔口的相应轴线（134a、134b、134c）正交的任何平面中以截面方式观察所述回旋连杆（124），所述回旋连杆的位于所述第二孔口（132b）与所述第三孔口（132c）之间、并且由分别从所述第二直线段（S）的中间（M）沿所述回旋连杆（124）的方向延伸的两个射线（E）和（F）进行划界的第二部分（142）具有两个相对的弯曲边缘（138、144），所述两个相对的弯曲边缘（138、144）在从所述射线（F）和（E）中的一者至另一者的任何点处各自具有朝向所述第二直线段（S）定向的凹面。

5.根据权利要求4所述的回旋连杆，其中，所述射线（E）和（F）在它们之间形成大于90度的凸角。

6.根据权利要求4或5所述的回旋连杆，其中：

与所述第二直线段（S）位于同一侧上的所述弯曲边缘（138）在所述回旋连杆的所述第二部分（142）上的任何点处具有比所述第二直线段（S）的所述长度（L）的四分之一大的曲率半径，并且

位于所述回旋连杆的另一侧上的所述弯曲边缘（144）在所述回旋连杆的所述第二部分（142）上的任何点处具有比所述第二直线段（S）的所述长度（L）的三分之一大的曲率半径。

7.根据权利要求4至6中的任一项所述的回旋连杆，其中，如果在与所述孔口的相应轴线（134a、134b、134c）正交的任何平面中以截面方式观察所述回旋连杆（124），所述回旋连杆的所述第二部分（142）具有在从所述第二孔口（132b）朝向所述第三孔口（132c）的方向上从所述两个射线（F）和（E）中的一者至另一者减小的截面。

8.根据权利要求4至7中的任一项所述的回旋连杆，其特征在于，如果在与所述孔口的相应轴线（134a、134b、134c）正交的任何平面中以截面方式观察所述回旋连杆（124），存在具有共同原点（O）的两个射线，使得：

-第一射线（D1）穿过所述第一孔口（132a）的轴线（134a）和所述第二孔口（132b）的轴线（134b），

-第二射线（D2）在相对于所述第一射线（D1）而言与所述第三孔口（132c）位于同一侧上的点（Pt）处与所述回旋连杆的所述第二部分（142）的中线（Lm）相切，并且

-这些射线（D1、D2）在它们之间形成小于90度的角（θ）。

9.一种飞行器发动机支架（114），包括：

-支承结构（20），所述支承结构（20）设计成紧固至飞行器外挂架（112），并且包括第一孔口和第二孔口，

-第一连接构件（128a）和第二连接构件（128b），所述第一连接构件（128a）和所述第二连接构件（128b）分别以紧密配合方式安装在所述支承结构的所述第一孔口和所述第二孔口中，以及

-第三连接构件（128c），所述第三连接构件（128c）设计成连接至飞行器发动机，

其特征在于，所述飞行器发动机支架（114）包括至少一个根据前述权利要求中的任一项所述的回旋连杆（124），

其中，所述第一连接构件（128a）和所述第二连接构件（128b）以紧密配合方式安装在所述回旋连杆的所述第一孔口（132a）和所述第二孔口（132b）中，并且

其中，所述第三连接构件（128c）以紧密配合方式安装在所述回旋连杆的所述第三孔口（132c）中。

10.根据权利要求9所述的发动机支架，还包括机械能耗散装置（152），所述机械能耗散装置（152）将所述第二连接构件（128b）和所述第三连接构件（128c）进行连接以抑制所述这些连接构件的任何相对振动。

11.根据权利要求9或10所述的发动机支架，除了包括称为“柔性回旋连杆”的所述回旋连杆（124）之外，还包括至少一个另外的称为“刚性回旋连杆”的回旋连杆（158），所述刚性回旋连杆（158）包括：

-第一孔口（132a’）和第二孔口（132b’），所述第一连接构件（128a）和所述第二连接构件（128b）分别以紧密配合方式安装在所述第一孔口（132a’）和所述第二孔口（132b’）中，以及

-第三孔口（132c’），所述第三连接构件（128c）以带间隙的方式安装在所述第三孔口（132c’）中，

所述刚性回旋连杆（158）成形为使得，如果在与所述刚性回旋连杆的所述孔口的相应轴线（134a’、134b’）正交的任何平面中以截面方式观察所述刚性回旋连杆，从所述刚性回旋连杆的所述第一孔口（132a’）的轴线（134a’）延伸至所述第三孔口（132c’）的轴线（134c’）的第一直线段（T’）跨过所述刚性回旋连杆（158）外部的区域（R’），而从所述刚性回旋连杆的所述第二孔口（132b’）的轴线（134b’）延伸至所述第三孔口（132c’）的轴线（134c’）的第二直线段（S’）完全位于所述刚性回旋连杆（158）的内部。

12.一种飞行器推进系统（108），包括喷气式发动机和设计成将所述喷气式发动机连接至飞行器舱的外挂架（12），其特征在于，所述飞行器推进系统（108）包括至少一个根据权利要求9至11中任一项所述的将所述喷气式发动机连接至所述外挂架的发动机支架（114）。

13.根据权利要求12所述的推进系统，其中，所述发动机支架（114）为根据权利要求11所述的发动机支架，并且该发动机支架的所述柔性回旋连杆（124）和所述刚性回旋连杆（158）成形为使得，如果施加至所述发动机支架的横向力处于低于预定阈值的水平，则所述柔性回旋连杆（124）保持所述第三连接构件（128c）与所述刚性回旋连杆（158）之间的间隙（j），并且使得如果所述横向力处于高于所述预定阈值的水平，则所述第三连接构件（128c）由于所述柔性回旋连杆（124）的充分变形而变得抵接在所述刚性回旋连杆（158）的所述第三孔口（132c’）中。

14.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括至少一个根据权利要求12或13所述的推进系统（108）。