CN107010234A - 包括至少两个后发动机附接件的飞行器的发动机组件 - Google Patents

包括至少两个后发动机附接件的飞行器的发动机组件 Download PDF

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Abstract

为了减小飞行器的发动机的后部与发动机的附接吊架之间的附接装置的宽度，本发明提供了一种发动机组件，该发动机组件的附接装置包括后发动机附接件(7a)的组件，其包括：设置在纵向的且正中的竖向平面中的第一连接杆(7a1)；大致设置成与涡轮间壳体(46)相切的第二连接杆(7a2)；以及用于使载荷横向地散布的后发动机附接件(7a3)，后发动机附接件(7a3)相对于第一连接杆(7a1)和第二连接杆(7a2)沿轴向向后偏移，并且后发动机附接件(7a3)包括沿着发动机组件的竖向方向(Z)定向的剪切销(64)。

Description

包括至少两个后发动机附接件的飞行器的发动机组件
技术领域
本发明涉及飞行器的发动机组件的领域，飞行器的发动机组件包括用于将发动机安装在飞行器的结构件上、优选地安装在所述飞行器的机翼下方的吊架。
本发明更具体地涉及这样的发动机组件：在该发动机组件中，后发动机附接件将吊架的主结构件连接至发动机的涡轮间壳体。
本发明优选地应用于商用飞机。
背景技术
在现有飞行器上，诸如双流双体式涡轮喷气发动机之类的发动机通过被称为发动机安装结构件(EMS)或安装吊架的复杂的安装系统而悬挂在机翼系统下方。常用的安装吊架具有被称为主结构件的刚性结构件。这种主结构件通常形成箱体，即，这种主结构件是通过组装上纵梁和下纵梁而形成的，所述上纵梁和下纵梁通过定位在箱体内的加强横向肋而连接在一起。所述纵梁设置在箱体的上表面和下表面上，而侧面板封闭箱体的侧向面。
以已知的方式，这些吊架的主结构件设计成使得由发动机产生的静态力和动态力——例如重力、推力和其他动态力——能够传递至机翼结构件。
在现有技术中已知的解决方案中，通常使用包括前发动机附接件、后发动机附接件和推力散布装置的安装装置来确保发动机与主结构件之间的力的传递。这些元件一起形成包括有用以覆盖额定工作条件的主附接件和用以覆盖失效/故障情况(也被称为故障保护情况)下的操作的二级附接件在内的均衡的附接系统。
通常，后发动机附接件将主结构件连接至发动机的排气壳体，该排气壳体也被称为气体排出壳体并且定位在该发动机的后端部处。图1中示出了后发动机附接件的传统示例性实施方式，并且该示例性实施方式在专利申请FR 3014841中公开。
因此，该后发动机附接件7a将发动机的排气壳体连接至箱体形安装吊架的主结构件6。为此，附接件7a包括本体100和多个连接杆102，所述多个连接杆102与发动机附接件的本体100铰接、并且与排气壳体上的挂钩(clevice)铰接。更具体地，本体100具有沿竖向叠置的一个或更多个横构件104、106。三个连接杆102在横向上间隔开，这导致后发动机附接件的总宽度相对较大。
近年来为了减小发动机的涡轮间壳体的变形，已经提出了将后发动机附接件安装成与发动机的涡轮间壳体一样高。对这种变形进行限制有助于更好地控制高压涡轮和低压涡轮中的叶尖间隙，并且有助于改善发动机的整体性能。实际上，使后发动机附接件从排气壳体向前朝向涡轮间壳体偏移的事实使得能够将该附接件设置在下述区域中：在所述区域中，发动机舱的内部空气动力整流装置、或内部固定结构件(IFS)较宽并且因此便于更好的空气动力整合。
然而，对于在涡轮间壳体上的这种安装而言，后发动机附接件通常具有与图1中所示的设计类似的设计。因此，其显著大的宽度容易需要发动机舱流动路径内的一个或更多个结构件的超尺寸，这些结构件中的一些结构件用于使所述后发动机附接件成流线型。这样的超尺寸使后附接件或后安装整流装置(RMF)的尺寸增大，这可能呈围绕后发动机附接件的两个侧向端部局部扩大的形式，从而引起对发动机的整体性能有不利影响的空气动力扰动。
发明内容
因此，本发明旨在提出一种飞行器的发动机组件，该发动机组件至少部分地克服了现有技术解决方案中发现的上述问题。
为此，本发明涉及一种飞行器的发动机组件，包括：
-双体式发动机，该发动机包括涡轮间壳体，
-用于将发动机安装在飞行器的结构件上的吊架，该吊架包括主结构件，
-用于将发动机安装在安装吊架的主结构件上的安装装置，所述安装装置构成均衡的或超静定的附接件的系统，均衡的附接件的系统是优选的，
根据本发明，所述安装装置包括后发动机附接组件，该后发动机附接组件包括：
-第一连接杆，该第一连接杆在第一连接杆的两个端部中的一个端部处与刚性地连接至涡轮间壳体的支架铰接，并且在另一端部处与刚性地连接至吊架的主结构件的支架铰接，所述第一连接杆设置在正中的竖向且纵向的平面中，
-第二连接杆，该第二连接杆在第二连接杆的两个端部中的一个端部处与刚性地连接至涡轮间壳体的支架铰接，并且在另一端部处与刚性地连接至吊架的主结构件的支架铰接，所述第二连接杆设置成与涡轮间壳体大致相切，以及
-用于横向力散布的后发动机附接件，该后发动机附接件相对于第一连接杆和第二连接杆沿轴向向后偏移，并且该后发动机附接件包括剪切销和用于剪切销的容置支架，剪切销沿发动机组件的竖向方向定向并且刚性地连接至发动机和主结构件中的一者，容置支架刚性地连接至发动机和主结构件中的另一者并且具有用于剪切销的容置孔，所述剪切销容置在容置孔中且在发动机组件的纵向方向上具有间隙。
因此，发动机的后部部分的安装装置被分成多个发动机附接件，所述多个发动机附接件优选地在垂直于发动机的纵向轴线的两个或三个平行平面之间分开。包括有剪切销在内的后平面沿着包括有第一连接杆和第二连接杆在内的前平面(或多个前平面)的所述纵向轴线在轴向上偏移。附接件在多个轴向偏移的平面之间的这种新颖的分布有利地减小了这种后发动机附接组件的总宽度。这又使得周围的二级结构件的宽度减小，从而增强了发动机的总体性能。
此外，对后附接件进行了简化，使其质量减小。另外为了减小总质量，在主结构件与涡轮间壳体之间使用简单的连接杆，这避免了对如在现有技术中那样的附接在吊架的主结构件与涡轮间壳体之间的中间结构件的需要。
本发明以单独或组合的方式包括下面可选特征中的至少一个特征。
根据第一实施方式，第一连接杆和第二连接杆设置在发动机组件的同一横向平面中。
根据第二实施方式，第一连接杆和第二连接杆分别设置在发动机组件的两个不同的横向平面中。在这种情况下，当沿轴向观察时，第一连接杆和第二连接杆可彼此交叉以进一步减小后发动机附接组件的总的横向宽度。
第一连接杆和第二连接杆中的每一者与紧急连接杆相关联，紧急连接杆仅在相关的连接杆遭遇意外的情况下才承受压力。
所述剪切销以能够竖向平移移动的方式容置在所述容置孔中，并且所述剪切销的自由端部设置有竖向止动构件，该竖向止动构件设置成在竖向上与刚性地连接至主结构件的互补止动构件间隔开。所述设置提供了用于在第一连接杆和第二连接杆发生损坏的情况下——例如在转子破裂的情况下——使力沿竖向方向散布的故障保护功能，其目的则是将发动机的后部部分保持在飞机上(以承受重力和动态力)。
安装吊架的主结构件呈配装有下纵梁的箱体的形式，竖向止动构件定位在箱体的内部，并且所述互补止动构件由所述下纵梁形成。
用于横向力散布的所述后发动机附接件定位在发动机的排气壳体上，然而可朝向连接杆定位在更向前的位置而不因此脱离本发明的范围。
所述剪切销优选地刚性地连接至发动机，然而，剪切销可以替代性地刚性地连接至吊架的主结构件。
所述剪切销包括：
-基部，
-刚性地连接至基部的竖向轴，
-形成在竖向轴上的阳球形连接件，
-位于销的容置孔内的外部支承构件，所述外部支承构件的内表面限定与所述阳球形连接件配合的阴球形连接件。
所述安装装置还具有前发动机附接件以及沿发动机组件的纵向方向定向的推力散布装置。
因此，所述后发动机附接件、所述前发动机附接件以及所述推力散布装置构成发动机的安装装置，所述安装装置形成均衡的力散布系统。
所述推力散布装置包括：
-附接至主结构件的支承件，
-两个推力散布用侧向联接杆，以及
-与支承元件铰接的吊杆，两个侧向联接杆分别与吊杆的两个相反端部铰接。
所述支承件定位在所述第一连接杆和所述第二连接杆的前面。
本发明还涉及包括至少一个这种发动机组件的飞行器。
本发明的其他优点和特征在下面给出的非限制性详细描述中说明。
附图说明
本说明是参照附图作出的，在附图中：
-如上所述，图1示出了根据现有技术的包括安装吊架和后发动机附接件的飞行器发动机组件，
-图2示出了配装有根据本发明的发动机组件的飞行器，
-图3是根据本发明的在前一附图中示出的发动机组件的示意性侧视图，
-图4是在前一附图中示出的后发动机附接组件的更详细的侧视图，
-图5是形成图4中所示的后发动机附接组件的主要部分的第一连接杆和第二连接杆的轴向正视图，
-图6是沿图5中的线VI-VI截取的截面图，
-图7是形成图4中所示的后发动机附接组件的主要部分的用于使横向力散布的后发动机附接件的侧视图，
-图8是根据本发明的另一实施方式的第一连接杆和第二连接杆的轴向正视图，
-图9是沿图8中的线IX-IX截取的截面图；以及
-图10是示出了通过位于吊架上的发动机的安装装置来散布力的示意性立体图。
具体实施方式
图2示出了飞行器200，飞行器200包括附接有两个机翼系统单元2(图2中仅可见一个机翼系统单元2)的机身3，每个机翼系统单元都支承根据本发明的发动机组件5。该发动机组件5包括诸如涡轮喷气发动机之类的双流双体式发动机10以及用于发动机10的安装吊架4。
图3更详细地示出了发动机组件5中的一个发动机组件5。示出了机翼系统单元2、涡轮喷气发动机10以及安装吊架4。此外，用于吊架4的安装装置8设置在机翼系统单元2上，并且用于涡轮喷气发动机10的安装装置7a、7b、7c设置在吊架上。这些安装装置7a、7b、7c、吊架4以及涡轮喷气发动机10形成根据本发明的发动机组件5。
定位在吊架4与机翼系统单元2之间的接合部处的安装装置8是以传统方式形成的。因此，不再对安装装置8进行更详细地描述。
安装装置7a至7c由后发动机附接组件7a、推力散布装置7b以及前发动机附接件7c形成。在这一点上，可以看出吊架的主结构件6——也被称为主结构件——的前端部是使用前发动机附接件7c而附接至涡轮喷气发动机10的中间壳体15的外部护罩13。该护罩13形成具有大致相同的直径的风扇壳体17的向后轴向延伸部。替代性地，前发动机附接件7c可以附接至压缩机壳体18，压缩机壳体18更靠近涡轮喷气发动机10的纵向轴线30。
在说明书的其余部分中，方向X与吊架4的纵向/轴向方向相对应，吊架4的纵向/轴向方向还与涡轮喷气发动机10的纵向方向和发动机组件5的纵向方向相似。该方向X与该涡轮喷气发动机10的纵向轴线30平行。此外，方向Y与相对于支柱4成横向地定向的方向相对应，并且还与涡轮喷气发动机10的横向方向和发动机组件5的横向方向相似，而方向Z与竖向方向或高度相对应。这些三个方向X、Y和Z相互正交并且形成直角三面体。
此外，术语“前”和“后”应当与在通过涡轮喷气发动机10施加推力之后飞行器的向前运动的方向相关地来理解，该方向由箭头19示意性地表示。
图3仅示出了安装吊架4的主结构件6。该吊架4的所有未示出的构成部件——具体地为，确保系统的分离和附接且同时承载空气动力整流装置的二级结构件——是现有技术中已知的构件。因此，不再对其进行更详细地描述。
主结构件6通常由“箱体”构成，即，由通过组装上纵梁20和下纵梁22以及两个侧面板24(因是侧视图，因而仅一个侧面板24是可见的)而形成的“箱体”构成，这些构件20、22、24通过通常沿着平行的多个YZ平面定向的多个内部加强横向肋(未示出)而连接在一起。这些肋优选地沿方向X均匀地分布在箱体6内。然而，主结构件的其他实施方式也是可能的而不因此脱离本发明的范围。
关于安装装置7a至7c，推力散布装置7b也是使用设计成使力沿方向X散布的两个侧向联接杆9而以传统方式形成的。这些联接杆9关于发动机组件5的正中的XZ平面对称地设置。所述联接杆在前端部处与中间壳体15的内部护罩铰接，并且在后端部处分别与吊杆32的两个相反的侧向端部铰接。吊杆32又在其中间处与附接在主结构件6的下纵梁22下方的支承件34铰接。
支承件34定位在后发动机附接组件7a的前面并且靠近后发动机附接组件7a，后发动机附接组件7a将涡轮喷气发动机10的壳体连接至下纵梁22。
下面参照图4至图7来说明后发动机附接组件7a的设计。该组件包括三个独立的附接件，具体为：第一连接杆7a1、第二连接杆7a2以及用于横向力散布的后发动机附接件7a3。
发动机的与这些附接件7a1、7a2、7a3配合的后部从前到后具有高压涡轮壳体44、涡轮间壳体46、低压涡轮壳体48以及排气壳体50。
第一连接杆7a1设置在发动机组件5的正中的竖向且纵向的平面52中，并且优选地沿方向Z定向以仅使沿该竖向方向施加的力散布。第一连接杆7a1的上端部与静态地附接至主结构件6的下纵梁2的支架54铰接，并且更具体地，第一连接杆7a1的上端部与设置在所述支架上的挂钩54-1铰接。第一连接杆7a1的下端部与静态地附接至涡轮间壳体46的、或者与涡轮间壳体46一起形成为一体部件的挂钩形支架56铰接。
第二连接杆7a2设置成与涡轮间壳体46大致相切，并且优选地设置在横向YZ平面中。从诸如图5中所示的轴向视图之类的轴向视图看，第二连接杆7a2与两个方向Y和Z中的每一者之间的倾斜角度为例如约20°至70°。
第二连接杆的上端部在与第一连接杆7a1的铰接点不同的点处与支架54铰接，并且更具体地，第二连接杆的上端部与也设置在所述支架上的挂钩54-2铰接。第二连接杆7a2的下端部又与静态地附接至涡轮间壳体46的、或者与涡轮间壳体46一起形成为一体部件的挂钩形支架58铰接。
考虑到第二连接杆7a2的大致切向设置，第二连接杆7a2专门设置成用于使沿方向X施加的力矩散布。
连接杆7a1、7a2的接头是使用沿方向X定向的接合构件制成的。这些接合构件优选地是成双倍设置的以应对意外情况，从而在常规操作条件期间接合构件发生故障的情况下提供故障保护功能。
同样出于安全原因，两个连接杆7a1、7a2中的每个连接杆也可以是成双倍设置的。更具体地，图6示出了第一紧急连接杆7a1’如何与第一连接杆7a1相关联。该第一紧急连接杆安装成使得在常规操作条件下该第一紧急连接杆是不起作用的，但是在第一连接杆7a1发生意外的情况下能够使竖向力散布。类似地，同样是为了提供故障保护功能，第二紧急连接杆7a2’也可以与第二连接杆7a2相关联。第二紧急连接杆安装成使得在常规操作条件下该第二紧急连接杆是不起作用的，但是在第二连接杆7a2发生意外的情况下承受压力以使沿方向X施加的力矩散布。
因此，连接杆7a1、7a2优选地设置在发动机组件5的第一横向YZ平面59中，而紧急连接杆7a1’、7a2’优选地设置在定位成在轴向上非常接近第一平面59的第二横向YZ平面60中。优选地，连接杆7a1、7a1’、7a2、7a2’设置成在沿轴向观察时是完美地成对地重叠的。
后横向力散布附接件7a3在轴向上定位在连接杆7a1、7a2的后面。后横向力散布部件7a3在介于涡轮喷气发动机10与吊架的主结构件6之间的小竖向间隙或空隙中将排气壳体50附接至主结构件6的下纵梁22的后端部。该附接件7a3专门设计成用于使沿方向Y施加的力散布。所述附接件7a3被正中平面52对称地穿过，如图7中更清楚地示出的。
该附图示出了附接件7a3的示例设计。附接件7a3包括沿竖向方向Z定向并且静态地安装在排气壳体50上的剪切销64。作为承插式附接件的这种附接件还包括用于容置剪切销的支架66，支架66静态地附接至箱体6的下纵梁22并且位于下纵梁22的外侧。该支架66设置有用于剪切销64的容置孔68。
剪切销64优选地由多个构件形成，下面将对此进行描述。首先，存在用于附接至排气壳体50的基部70以及优选地与基部70形成为一体部件的竖向轴72。该竖向轴72形成为通过球形的外部形状而限定阳球形连接件74。
此外，外部构件76使该剪切销64完整。外部构件76是位于容置孔68内的支承构件，该外部构件76的内表面限定与阳球形连接件74配合的阴球形连接件78。
外部支承构件76在方向Y上与容置孔68的壁相接触。相反，由于球连接件74、78的存在还过滤掉伪力矩，因此在容置孔68与外部支承构件76之间在方向X上设置有空隙81以确保力仅沿方向Y传递。
为提供与附接件7a3相关的故障保护功能，如图7中所示，基部70和竖向轴72可以由彼此附接的两个对称部件制成，而不是由一体部件制成。
此外，在方向Z上的故障保护功能也可能与该附接件7a3相关联。实际上，竖向轴72的定位在箱体6内的自由端部设置有例如呈螺母形式的竖向止动构件80。该构件80设置成在竖向上与下纵梁22间隔开，下纵梁22形成互补的止动构件。因此，在常规操作条件下，由于止动构件80与下纵梁22之间的竖向间隙，通过附接件7a3的在方向Z上的力的散布未起作用。相反，在连接杆7a1、7a1’发生意外的情况下，由于销64的外部支承构件76是以能够竖向平移移动的方式安装在容置孔68中的，因此直到竖向止动构件80与下纵梁22接触时竖向间隙83才闭合。下纵梁22也可以使力沿竖向方向Z散布。
根据进一步使与两个连接杆7a1、7a2相关的横向占用空间减小的另一优选的实施方式，如图8中所示，这两个连接杆7a1、7a2在沿轴向观察时相互交叉。为了实现这种设置，这两个连接杆设置在沿轴向间隔开的不同的横向YZ平面中。同样在这种情况下，设置在横向平面59’、59”中的连接杆7a1、7a2可以是成双倍设置的以提供故障保护功能，如图8中所示的。
以上所描述的安装装置7a至7c是发动机组件5中的仅有的在涡轮喷气发动机10与吊架的主结构件之间传递载荷的部件。安装装置7a至7c在常规操作条件下形成均衡的力散布系统。实际上，如图10中示意性地示出的，前发动机附接件7c仅使力沿方向Y和方向Z散布，而装置7b仅使力沿方向X散布。在分成三个独立的附接件的后发动机附接组件7a中，第一连接杆7a1仅使力沿方向Z散布，而附接件7a3仅使力沿方向Y散布。
此外，沿方向X施加的力是使用装置7b来散布的，沿方向Y施加的力是使用前发动机附接件7c、第二连接杆7a2以及后附接件7a3来散布的，而沿方向Z施加的力是使用前发动机附接件7c和第一连接杆7a1来共同散布的。
另外，沿着轴线X施加的力矩是使用由第一连接杆7a1、第二连接杆7a2以及后附接件7a3构成的三个附接件使用沿方向Y和方向Z定向的分力来散布的，而沿方向Y施加的力矩是使用由第一连接杆7a1和前发动机附接件7c构成的两个附接件使用沿方向Z定向的分力来散布的，并且沿方向Z施加的力矩是使用由后附接件7a3结合前发动机附接件7c而构成的两个附接件使用沿方向Y定向的分力来散布的。
当然，本领域技术人员可以对以上仅以非限制性示例的方式描述的本发明进行不同的修改。

Claims (15)

1.飞行器的发动机组件(5)，包括：
-双体式发动机(10)，所述发动机(10)包括涡轮间壳体(46)，
-用于将所述发动机(10)安装在所述飞行器的结构件上的吊架(4)，所述吊架包括主结构件(6)，
-用于将所述发动机(10)安装在所述安装吊架的所述主结构件(6)上的安装装置(7a-7c)，
其特征在于，所述安装装置(7a-7c)包括后发动机附接组件(7a)，所述后发动机附接组件(7a)包括：
-第一连接杆(7a1)，所述第一连接杆(7a1)在所述第一连接杆(7a1)的两个端部中的一个端部处与刚性地连接至所述涡轮间壳体(46)的支架(56)铰接，并且在另一个端部处与刚性地连接至所述吊架的所述主结构件(6)的支架(54)铰接，所述第一连接杆(7a1)设置在正中的竖向且纵向的平面(52)中，
-第二连接杆(7a2)，所述第二连接杆(7a1)在所述第二连接杆(7a1)的两个端部中的一个端部处与刚性地连接至所述涡轮间壳体(46)的支架(58)铰接，并且在另一个端部处与刚性地连接至所述吊架的所述主结构件(6)的支架(54)铰接，所述第二连接杆(7a2)设置成与所述涡轮间壳体(46)大致相切，以及
-用于横向力散布的后发动机附接件(7a3)，所述后发动机附接件(7a3)相对于所述第一连接杆(7a1)和所述第二连接杆(7a2)沿轴向向后偏移，并且所述后发动机附接件(7a3)包括剪切销(64)和用于所述剪切销的容置支架(66)，所述剪切销(64)沿所述发动机组件的竖向方向(Z)定向并且刚性地连接至所述发动机(10)和所述主结构件(6)中的一者，所述容置支架(66)刚性地连接至所述发动机(10)和所述主结构件(6)中的另一者，并且所述容置支架(66)具有用于所述剪切销的容置孔(68)，所述剪切销(64)容置在所述容置孔(68)中且在所述发动机组件的纵向方向(X)上具有间隙(81)。
2.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述第一连接杆(7a1)和所述第二连接杆(7a2)设置在所述发动机组件的同一横向平面(59)中。
3.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述第一连接杆(7a1)和所述第二连接杆(7a2)分别设置在所述发动机组件的两个不同的横向平面(59’，59”)中。
4.根据权利要求3所述的发动机组件，其特征在于，当沿轴向观察时，所述第一连接杆(7a1)和所述第二连接杆(7a2)彼此交叉。
5.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述第一连接杆(7a1)和所述第二连接杆(7a2)中的每一者与紧急连接杆(7a1’，7a2”)相关联，所述紧急连接杆(7a1’，7a2”)仅在相关的连接杆遭遇意外的情况下承受压力。
6.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述剪切销(64)以能够竖向平移移动的方式容置在所述容置孔(68)中，并且所述剪切销(64)的自由端部设置有竖向止动构件(80)，所述竖向止动构件(80)设置成在竖向上与刚性地连接至所述主结构件(6)的互补止动构件(22)间隔开。
7.根据权利要求6所述的发动机组件，其特征在于，所述安装吊架(4)的所述主结构件(6)呈配装有下纵梁(22)的箱体的形式，所述竖向止动构件(80)定位于所述箱体的内部，并且所述互补止动构件由所述下纵梁(22)形成。
8.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，用于横向力散布的所述后发动机附接件(7a3)定位在所述发动机的排气壳体(50)上。
9.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述剪切销(64)刚性地连接至所述发动机。
10.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述剪切销(64)包括：
-基部(70)，
-竖向轴(72)，所述竖向轴(72)刚性地连接至所述基部(70)，
-阳球形连接件(74)，所述阳球形连接件(74)形成在所述竖向轴(72)上，
-外部支承构件(76)，所述外部支承构件(76)位于所述容置孔(68)内，所述外部支承构件(76)的内表面限定与所述阳球形连接件(74)配合的阴球形连接件(78)。
11.根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述安装装置(7a-7c)还具有前发动机附接件(7c)以及沿所述发动机组件的所述纵向方向(X)定向的推力散布装置(7b)。
12.根据权利要求11所述的发动机组件，其特征在于，所述后发动机附接件(7a)、所述前发动机附接件(7c)以及所述推力散布装置(7b)构成所述发动机的所述安装装置，所述安装装置形成均衡的力散布系统。
13.根据权利要求11或权利要求12所述的发动机组件，其特征在于，所述推力散布装置(7b)包括：
-支承件(34)，所述支承件(34)附接至所述主结构件，
-两个推力散布用侧向联接杆(9)，以及
-吊杆(32)，所述吊杆(32)与所述支承件(34)铰接，两个所述侧向联接杆(9，9)分别与所述吊杆(38)的两个相反端部铰接。
14.根据权利要求13所述的发动机组件，其特征在于，所述支承件(34)定位在所述第一连接杆(7a1)和所述第二连接杆(7a2)的前面。
15.包括有至少一个根据权利要求1所述的发动机组件(5)的飞行器(200)。
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