CN1076689C - 破损安全的发动机支架系统 - Google Patents

Abstract

一种具有第一、第二、第三、第四连杆，在一个上部安装件上的五个上连接处，以及发动机壳上一个U形槽缘条上的五个下连接处的破损安全发动机架。第一连杆连接第一上连接处和第一下连接处。第二连杆的第一连杆臂连接第二上连接处和第二下连接处，第二连杆臂稳定第一连杆臂。第三连杆的第一连杆臂连接第三下连接处和第四上连接处，第二连杆臂连接第四上连接处和第四下连接处。第四连杆连接第五上连接处和第五下连接处。

Description

破损安全的发动机支架系统

本发明涉及发动机支架，特别涉及一种将喷气式发动机紧固在飞机上的破损安全性发动机架。

飞机发动机通常用发动机支架安装在飞机机翼下或靠近尾段。通常同时为发动机前段和发动机后段提供安装支架以分布发动机载荷。典型的发动机支架包括多个部件。其中的一个部件是一个基本呈平面的上部安装件，它有一个位于其上缘的安装平台，用该平台将发动机安装到飞机的支承结构上，即机翼支架或机尾支架。多个U形槽位于上部安装件的底缘，并沿发动机外壳的一段分布。多个同时插入上部安装件和发动机壳U形槽中的连杆将发动机连接到支承结构上。发动机的前段和后段所用的都是这一类型的支架。

发动机支架设计为能承受飞行过程中所有阶段的各种载荷。这些载荷包括垂直载荷(发动机重量加上机动飞行载荷)，轴向载荷(发动机推力引起的)，侧向载荷(例如，气流抖振引起的)，以及扭转载荷(由发动机的旋转运转引起的，或因涡轮叶片损失而引起)。发动机架还必须适应发动机相对于机架的热胀冷缩。在巡航阶段，热胀冷缩效应最为显著。巡航时，热胀冷缩会引起作用在发动机架上力的方向产生相当大的变化。

几乎所有的飞机发动机架都设计成破损安全的，即可防止发动机与飞机分离。一个辅助或备用承载系统提供破损安全操作。常见的有两类辅助系统。第一类利用反推装置(例如过渡整流罩)来承载发动机载荷。第二类利用位于发动机支架本身上的扣锁连杆。扣锁连杆是发动机架上的附加连杆，发动机，正常工作时它们通常不承载。一旦基本(即非扣锁)连杆破损，扣锁连杆将能够与剩余的未破损连杆一起承载发动机载荷。许多原因都可能导致连杆破损，包括销钉或U形槽的破损；连杆断裂、变形、脱落或错误安装；销钉切变；等等。

在这两种二级系统中，反推装置系统的应用较广泛。不幸的是，对于最新一代大型风扇发动机，例如用于波音777上的发动机，反推装置系统在结构上是不够充分的。因为这类发动机的重量可超过9,072kg(20,000磅)，当发动机架破损时，为将发动机固定在飞机上，需要附加重量达90.7kg(200磅)的反推支承结构。在飞机上，重量和空间是十分宝贵的，因为使用扣锁连杆所需的重量和空间相对来说少得多，所以是一种更有效的解决方案。现在，所知的用扣锁连杆的发动机架很少，而在其中，只有一种据介绍用于极重的发动机，也就是美国专利5,275,357号(后文简称为“｀357专利”)中所介绍的。

｀357专利介绍了一种三连杆系统，其中，中心连杆为扣锁连杆。正常工作时中心连杆不承载，这是由于将中心连杆连接在发动机壳上的是一个超大尺寸孔。美国专利5,303,880(下文简称为“｀880”)类似于｀357专利，但附加了可更换衬套。这些专利公开的系统虽然可以承载重型飞机发动机，但本发明具有更佳的水平承载能力。这种能力使本发明在某些故障类型中表现较佳，例如出现叶片摔脱发动机故障时。从后面的介绍中可以进一步了解，如果需要安装一个减振器，较之于｀357和｀880发明的实施例，本发明的实施例中更易于安装这种减振器。

另一种所知的发动机架包括带过渡球形轴承的两组分离的扣锁连杆。该设计包括五个连杆：两个垂直侧杆，一个中心水平连杆，以及夹在每一侧杆与中心连杆之间的两个较小的垂直扣锁连杆。但是，这种双连杆设计用于重型发动机时，为了将所有五个连杆装在双岔形管道壁之间，必须不利地降低分岔流。而且，工作过程中，如果中心连杆破损，两个较小的垂直连杆难以承载原先由中心连杆承受的水平载荷。这导致了扣锁连杆在其U形槽中产生“果粒状裂纹”或切变。而且，这种扣锁连杆所需的位于上部安装件的安装槽较深且窄，制造工艺上较困难。扣锁连杆球形轴承滚球的滑道必须是特制的。由于扣锁连杆在发动机架的连接件中自由振动，所以球形轴承需要频繁的维护。

故此，需要一种能够承载极重飞机发动机的高级破损安全发动机架，它的宽度还不能显著降低双岔管流量。在连杆破损时这种机架应具备足够的垂直和水平承载能力，并应重量轻而且能够安装所需的减振器。这种机架还应该比现有的机架需要较少的维护以及较少的特殊制造工艺。由以下介绍可以了解，本发明的目标就是提供这样一种高级的破损安全发动机架。

根据本发明，提供了一种将喷气发动机连接到飞机支承结构上用的破损安全发动机架，正常状态时它能将发动机载荷充分地分布在各个机架连杆上，当发动机架出现故障时它仍能保持连接。根据本发明制成的发动机架，只需根据要求对机架部件的尺寸进行些许改动，就可以连接在飞机上的各种位置(即，机翼下方或尾段)或发动机上的各种位置(即发动机的前段或发动机的后段)。根据本发明制成的发动机架包括一个上部安装件、多个连杆和一个U形槽缘条。上部安装件有一个将上部安装件连接到支承结构上的安装平台。U形槽缘条连在发动机机壳上，连杆将上部安装件与该U形槽缘条连接。上部安装件还有一个由结构加强的加强肋元件构成的加强肋区域，它紧邻安装平台。加强肋元件相互交叉，形成可承载外加应力和发动机载荷的结构结点。这种结构结点布局可使发动机架在高度方面更加紧凑。

根据本发明的其它方面，多个连杆包括第一、第二、第三和第四连杆。第一和第四连杆分别位于发动机架的左、右侧，一般为直杆，是基本为垂直的定位连杆。第一和第四连杆各将发动机壳上的一点与上部安装件上的一个点相连接。第二连杆为扣锁连杆，它有一个第一连杆臂，用于当出现连杆破损时将发动机壳上的一个点与上部安装件的一点相连接。第二连杆的第一连杆臂设计为在飞机正常工作时不承载。第二连杆还有一个用于稳定第一连杆臂的第二连杆臂，它与第一连杆臂一端连接。第三连杆包括一个连接发动机壳与上部安装件的第一连杆臂。第三连杆还包括一个第二连杆臂，其一端位于第一连杆臂与上部安装件的连接点。当出现连杆破损时，该第二连杆臂与发动机上的一点连接。飞机处于正常工作状况时，第三连杆的第二连杆臂位于无负荷位置。由于只需要四根连杆，与五连杆设计相比，在宽度上这种上部安装件也相对紧凑，从而有助于减少对双岔管流的影响。

根据本发明的另一些方面，连杆与上部安装件底缘的连接以及连杆与发动机壳的连接均由销钉-U形槽连接件构成，这种连接件中有可转动球形轴承。连接的位置使所有的连杆都处于同一个平面内，该平面是与巡航飞行时的飞机横截的平面。

根据本发明的其它方面，正常工作时，第一和第四连杆承载垂直载荷的主要部分，而第三连杆的第一连杆臂承载水平载荷。如果第一连杆破损，第二连杆可吸收原先由第一连杆承载负荷的一部分。如果第三连杆破损，第二连杆可吸收原由第三连杆承载负荷的一部分。如果第四连杆破损，第三连杆的另一部分可以吸收原由第四连杆承载负荷的一部分。上述每一种破损条件下，都只需一根扣锁连杆起作用就能保证发动机架的静态安定。这样，如果出现连杆破损，所有的垂直和水平载荷都能被支承，防止了发动机从飞机上脱落。

本发明提供了一种新型的且明显较佳的发动机架。特别是，为了适用于极重发动机，该机架的各个方面都进行了优化。如果发生任何连杆破损，由破损连杆承载的垂直和水平载荷都能充分地分布到剩余的连杆上。整个发动机架相当紧凑，这样就能优化利用喷气飞机上可获得的有限空间。连杆的构型使扣锁连杆在正常条件下处于无负载状态，消除了不必要的磨损。而且，没有松散的连杆振动，也就降低了部件的磨损。

以下通过参照附图对本发明的详细描述，本发明的前述各方面及随之而来的各种优点将变得很易于理解，所述附图中：

图1是一个常规飞机发动机的侧向剖面图，该发动机由根据本发明制成的发动机架安装在飞机机翼下方的吊架上；

图2是根据本发明制成的破损安全发动机架的后视图，相当于从后向前看飞机时的视图；

图3是本发明一个具体实施例中连接位置的坐标表；

图4是沿图2中4-4线的侧视剖面图；

图5是根据本发明制成的一个第二连杆的等角图；

图6是正常工作时图2所示破损安全后部发动机架的示意图；

图7所示为当第一连杆破损时，图2破损安全后部发动机架的示意图；

图8所示为当第三连杆破损时，图2破损安全后部发动机架的示意图；

图9所示为当第四连杆破损时，图2破损安全后部发动机架的示意图。

图1是由位于飞机机翼15下方的吊架17支承的常规飞机喷气发动机11的侧向剖面图。由根据本发明制成的发动机架19将发动机连接在吊架17上。更具体地说，发动机架19连接在发动机11的后段，位于冷却岔管21的附近。故图1所示的发动机架是一个后部发动机架。

尽管图1所示为后部发动机架，可以理解根据本发明的教导制成发动机架可用于各种发动机安装部位。如可用于前部或后部安装架，或两者均可。它们既可用于将发动机安装在机翼下方也可用于安装在飞机尾段。图1是图示性的而不是限定性的。根据此，以后有关用在图1所示位置的具体发动机架的介绍均应认为是示意说明性而不是限定性的。为将根据本发明制成的发动机架用于某个具体位置，可针对特定的使用要求改变机架部件的尺寸。这些改变取决于一系列在发动机安装领域有经验的人所熟悉的因素，即，发动机的尺寸、预期载荷、气动因素，等等。

为便于理解本发明，以下叙述中的专门术语所指的发动机架部件的位置都是相对于图示位置而言的。不应因这些术语和图示而理解为本发明局限用于机翼下的后部发动机架。

图2是根据本发明构成并适用于图1所示情形的破损安全后发动机架19的后视图，如同一个观察者站在发动机11之后的视图。通常发动机架包括一个上部安装件31和四个连杆45、47、53和59。上部安装件31与吊架17(如图1所示)或其它飞机支承结构相连。连杆将上部安装件31上的五个连接处39a、39b、39c、39d和39e与连接在发动机壳71上的一个U形槽带上的五个连接处75a、75b、75c、75d和75e连接起来。用销钉-U形槽连接件(如图4所示)在各个连接处完成连杆45、47、53、59与上部安装件31及发动机壳71的连接。这些连接件通常包括两个U形叉，在其中连杆被销钉固定住。工作时，连杆45、47、53、59承载发动机11的垂直和水平载荷。如果一个连杆破损，剩余的连杆调整后就能完全承载原由破损连杆承载的负荷。上部安装件31、连杆45、47、53、59、销钉43及U形槽41所用的材料最好是铬镍铁合金或钛。

更详细地说，上部安装件31有一个沿上表面构成的安装平台33，用于将发动机架19连接到吊架17上。安装平台33包括多个螺孔(未示出)，用于承接将平台连接到吊架17上的一个螺栓装置。螺栓将后发动机架19上的垂直载荷传给吊架17。安装平台33还包括一个或多个剪切销钉孔(未示出)，用于承接一个剪切销装置(未示出)，从而将平台连接到吊架17上。剪切销装置将后发动机架19上承载的侧向载荷传递到吊架17。

上部安装件31还包括一个位于安装平台之下的加强肋区域。加强肋区域包括结构加强区，或加强肋35，它承载安装平台33和连杆45、47、53、59之间的发动机载荷。加强肋35在多个结点37处相互交叉，用以控制发动机载荷产生的力矢量的校准。加强肋35的数目足以保证每一个结点37都经多向支承。由于发动机载荷主要沿加强肋35传递，可以压缩加强肋内之间的区域以减轻上部安装件31的重量。所采用的加强肋区域的高度是后发动机架19整个垂直高度的很大一部分，并且，也就占据了吊架17和发动机壳71之间空间的很大一部分。如果需要，应该有足够的间隙安装发动机减振器。

沿加强肋底缘是五个上连接处：第一连杆45用的39a；第二连杆47用的39b和39c；第三连杆53用的39d；以及第四连杆59用的39e。五个上连接处39a、39b、39c、39d、39e共面，该面为发动机11纵向轴13的横向面。如图4所示，每一个上连接处有一个U形槽41，U形槽41两个叉42a和42b各有一个销钉孔44a和44b。45、47、53、59连杆的一个末端都插入U形槽的两叉42a和42b之间，由U形槽销钉43定位，销钉43穿过U形槽叉42a上的销钉孔44a，穿过连杆末端的开孔61，然后穿过在另一个U形槽叉42b上的销钉孔44b。以后将进一步详细介绍这一结构。

回到图2，上部安装件31的下沿轮廓优选是用简单曲线连接包围每一个U形槽销钉孔的下缘弧而确定。以大于销钉孔半径的一个半径绕销钉孔旋转形成下缘弧线。必须注意U形槽叉42a、42b上的U形槽销钉44a、44b的周围留有足够的结构以承载预期的载荷。优选U形槽41由铬镍铁合金或钛机加工而成，其形状要保证在所有的飞行阶段，连杆45、47、53、59的末端都能容易地装在各自的U形槽41中。必须注意保证在正常工作和连杆破损时连杆都能获得足够的空间，以后将对此加以讨论。

再参考图2，U形槽带73沿发动机壳71的径向上沿分布。U形槽带73位于基本与发动机11的纵轴13横向的平面内，并基本与上连接处形成的平面对正。U形槽缘条73有五个下连接处：第一连杆45用的75a；第二连杆47用的75b；第三连杆53用的75c和75d；第四连杆59用的75e。下部连接处75a、75b、75c、75d、75e中的每一个都带一个U形槽41，U形槽的每一个开叉42a、42b上都各有一个穿孔44a、44b(如图4所示)。连杆45、47、53、59的另一末端各自位于一个U形槽的开叉42a、42b之间，通过将U形槽销钉43穿过相应的开叉42a、42b以及连杆末端的孔61而将连杆定位。用简单曲线连接每一个U形槽销钉孔的下缘弧线而确定U形槽缘条73的外轮廓。用一个大于销钉孔半径的半径沿每个销钉孔44a、44b旋转形成下缘弧线。应注意使每个U形槽销钉孔44a和44b周围有足够的结构以承载预期载荷。

以下对四个连杆45、47、53、59的讨论细节集中在连杆的三个主要方面。第一方面是连杆的一般形状和相对于上部安装件31和发动机壳71的位置。第二方面是连杆与上安装平台31和发动机壳71连接所用的销钉-U形槽连接件。第三方面是正常工作及一个连杆破损时连杆的工作状况。

四个连杆边靠边安装在与发动机11的纵向轴13横截的一个平面上。第一连杆45位于后发动机19的左侧，如图2中所示，与垂直方向有一个小的顺时针角度。第一连杆45基本是直的并从上部安装件31的一个末端向外扇形延展。第一连杆45有上、下连杆开孔，连杆45的一个末端有一个开孔。第一连杆45的上部开孔在第一上连接处39a与上部安装件31连接，连接方式为前述的销钉-U形槽连接。后面会更详细介绍销钉-U形槽连接。第一连杆45的下端开孔在第一下连接处75a与发动机壳71连接，所用的也是前述的销钉-U形槽连接方式。

第二连杆47为折线形，并有第一连杆臂49和第二连杆臂51。连杆臂49和51长度基本相等并构成一个稍大于90°的钝角。共用三个连杆开孔，一个位于两连杆臂49、51的交叉处，另外在连杆臂的每一外端各有一个。第一连杆臂49外端的开孔在第二下连接处75b与发动机壳71连接，75b位于第一下连接处75a的内侧。两连杆臂49、51交叉处的开孔在第二上连接处39b与上部安装件31连接，39b位于第一上连接处39a的内侧。第二连杆臂51外端的开孔在第三上连接处39c处与上部安装件31连接，39c位于第二上部连接处39b的内侧。第二连杆的所有连接方式均为上述的销钉-U形槽连接。

第三连杆也为折线形并有第一连杆臂55和第二连杆臂57。连杆臂57和55的长度几乎相同并形成一个约为150°的钝角。共有三个连杆开孔：一个在连杆臂55、57的相交处，在连杆臂的每一外端各有一个。第一连杆臂55外端的开孔在第三下连接处75c与发动机壳71连接，75c位于第二下连接处75b的内侧。两连杆臂55、57交叉处的开孔在第四上连接处39d与上部安装件31连接，39d位于第三上连接处39c和第五上连接处39e之间。第二连杆臂57外端的开孔在第四下连接处75d与发动机壳71连接，75d位于第三下连接处75c和第五下连接处75e之间。第三连杆所有的连接均采用的是前述的销钉-U形槽连接。

第四连杆59位于后发动机架19的右侧，如图2所示，与垂直方向形成一个较小的逆时针方向角度。第四连杆59从上部安装件31的另一端起扇形向外延伸。第五连杆基本是直的并有上、下连杆开孔，各位于连杆59的一个末端。第四连杆59的上开孔在第五上连接处39e与上部安装件31相连。第四连杆59的下开孔在第五下连接处75e与发动机壳71相连。按位置顺序，第一、第二和第三上、下连接处39a、39b、39c、75a、75b及75c与第四及第五上、下连接处39d、39e、75d及75e分别位于垂直平面40的两侧，平面40平分上部安装件31所处的平面。

图3中的表格描述了根据本发明构成的发动机架上、下连接处相对位置的一个具体实施例。图3的数据是普拉特惠特尼(Pratt&Whitney^TM)PW4084机翼下后发动机架用在(但并不仅限于)波音777飞机上时的数据。本领域熟练技术人员都会了解，如果本发明用于普拉特惠特尼PW4084翼下型发动机之外的其它发动机上，可对本实施例进行少许改动即可。图2所示的X、Y坐标系的中心点位于第一下连接处75a。根据本发明构成的发动机架用于不同的特定发动机会使图3所列的位置产生变化。

下面所介绍的第二连杆47的第一连杆臂49的销钉-U形槽连接说明了上、下连接处所有的销钉-U形槽连接。也提示了例外的情况。图4是沿图2中4-4线得出的第二连杆47的第一连杆臂49的侧向剖视图。位于第二上连接处39b的销钉-U形槽连接件包括两个前文提到的U形槽叉42a、42b，在其中第二连杆的一个末端由一个U形槽销钉43定位。U形槽销钉43穿过位于U形槽叉42a上的圆形开孔44a，穿过第二连杆47末端的开孔61，并穿过位于U形槽另一叉42b上的圆形开孔44b。第二下连接处的销钉-U形槽连接件按上述方式构型。

图5是第二连杆47的等角图，该图图示说明了每一连杆开孔61都有一个球形轴承63。该球形轴承由轴承滚珠65和轴承座圈67构成。用凸缘69将轴承座圈67陷形锻在连杆开孔61上。轴承滚珠65位于轴承座圈67内并有一轴承滚珠孔68穿过其中心。U形槽销钉43穿过轴承滚珠孔68。球形轴承63使连杆可相对于飞机纵向和横向运动，但不能垂直运动。

如图4所示，轴承衬套91位于U形槽叉42a、42b上的销钉孔44a、44b内。轴承衬套91从轴承滚珠65延伸到U形槽41的外表面。衬套91降低了连杆和U形槽销钉的振动。该U形槽装置的所有组件，U形槽叉42a、42b；轴承滚珠65；轴承座图67；和轴承衬套的尺寸都设计为相互紧密配合的。

U形槽销钉43的一端为销钉头93，另一端为螺纹95。当插入U形槽叉42a、42b时，U形槽销钉43的长度足以使螺纹部分95超出U形槽叉42a、42b。端盖97和螺帽99连接在U形槽销钉43的螺纹端以将U形槽销钉43紧固在U形槽41上。

在本发明的一个具体实施例中，所有上连接处39a、39b、39c、39d、39e和第一、第三、第五下连接处75a、75c、75e的U形槽41所用的U形槽销钉43的直径和轴承孔68的直径都基本相同。在第二、第四下连接处75b、75d，轴承滚珠孔68的直径稍大于U形槽销钉43的直径。在本实施例中，第二下连接处75b U形槽销钉43与轴承滚珠孔68的直径差约为6.35mm(0.25英寸)。第四下连接处75d的U形槽销钉43和轴承滚珠孔68的直径差约为10.16mm(0.40英寸)。从以后更详细的讨论中可知，这种直径差保证了在正常工作时连杆浮在U形槽销钉周围而不与销钉接触。显然，这些尺寸只是一个示例，对本发明其它实施例，其它的尺寸也许更好。

所有的连杆孔61都是圆形的并沿与每一连杆45、47、53、59的外表面呈法向的轴形成。连杆孔61的尺寸设计为与轴承座圈67紧密配合，轴承座圈67的尺寸设计为与轴承滚珠65紧密配合。连杆略微倾斜位于U形槽41内。具体的倾斜量取决于飞行过程中某一特定连接处由于热膨胀引起的预测位移量。即使连杆45、47、53、59的倾斜角可能不同，但巡航飞行阶段发动机11的移动将会使所有的连杆相对于发动机11的纵轴13基本垂直并横向对齐。

图6是图2所示破损安全后发动机架19的示意图，显示了正常工作时连杆45、47、53、59的位置。如图6所示，连杆45、47、53、59和U形槽销钉43的尺寸和位于后发动机架19上的位置设计为，处于正常承载条件时，第一和第四连杆45、49承载几乎全部的垂直载荷，第三连杆53的第一连杆臂55承载几乎全部的横向载荷，第二连杆47不承载，第三连杆53的第二连杆臂57也不承载。第二连杆47的第二连杆臂51始终不承载，但在所有工作状况，它都用于稳定第二连杆47的第一连杆臂49并防止第二连杆47振动。

图6中每一个圆中的中心点显示了上下连接处的位置。这些点还表示U形槽销钉43的通用轴心。所有上连接处39a、39b、39c、39d、39e以及第一、第三和第五下连接处75a、75c、75e各为一个圆围绕，这指出，如前所述，在这些位置的U形槽销钉43和轴承滚珠孔68的尺寸都是相互紧密配合的。在第二和第四下连接处75b、75c有两个圆环，说明轴承滚珠孔直径大于U形槽销钉直径。较大的环代表轴承滚珠孔68，较小的环代表U形槽销钉43。连接连杆45、47、53、59连接位置的线77是直线，并说明了两连接处之间的载荷通过连杆呈直线。所以在无破损条件时，没有连杆承受弯曲力。

图7是图2中后发动机架19的示意图，显示了当第一连杆46破损时，第二、第三和第四连杆47、53、59的位置。如果第一连杆45破损，第二连杆47第一连杆臂49的轴承滚珠65将受力与第二下连接处75b U形槽连接件的U形槽销钉43接触(如图7所示)。这使第二连杆与剩下的第三和第四连杆53、59一起工作，吸收原由破损的第一连杆承载的负荷。第四下连接处75d的U形槽连接件中的U形槽销钉43向第三连杆53第二连杆臂57中的轴承滚珠孔68靠近(如图7所示)，但并未构成一个连接。在第一连杆故障时，第三连杆53的第二连杆臂57并未承载。

图8是图2所示后发动机架19的示意图，显示了第三连杆破损时，第一、二、四连杆45、47、59的位置。(因为第二连杆47通常不承载，所以没有必要讨论第二连杆47的破损)。如果第三连杆53破损，第二连杆47的第一连杆臂49的轴承滚珠65也将受力与第二下连接处75b U形槽连接件的U形槽销钉43接触。第二连杆47也与剩余的第一、四连杆45、59一起工作，吸收由破损第三连杆53原先承载的负荷。

图9是图2所示后发动机架9的示意图，显示了当第四连杆59破损时，第一、二、三连杆45、47、53的位置。如果第四连杆破损，第三连杆53第二连杆臂57的轴承滚珠65将受力与第四下连接处75d U形槽连接件的U形槽销钉43接触。这使第三连杆53与剩余的第一、二连杆45、47一起工作，吸收由破损的第四连杆59原先承载的负荷。第二下连接处75b U形槽连接件的U形槽销钉43向第二连杆47第一连杆臂49中的轴承滚珠孔68靠近，但并未形成连接。第四连杆59破损时第二连杆47的第一连杆臂49并未承载。

尽管以上对本发明实施例进行了图示和说明，可以理解，在不脱离本发明精神和范畴的条件下仍可进行多种改型。

Claims (14)

1.一种用于将喷气发动机机壳连接到飞机支承结构上的破损安全发动机架，包括：

(a)一个可与飞机支承结构连接的上部安装件，该上部安装件包括一个底缘，底缘上有第一、二、三、四、五五个上连接处，五个连接处均位于与该发动机纵向中心线基本横截的一个平面上；

(b)连接在发动机壳外周上的一个U形槽缘条，该缘条位于与发动机纵向中心线基本横截的一个平面内，该U形槽缘条上有第一、二、三、四、五五个下连接处，五个下连接处均位于与该发动机纵向中心线基本横截的一个平面上；

(c)一个基本为直形的第一连杆，在第一上连接处与上部安装件连接，在第一下连接处与U形槽缘条连接；

(d)一个包括第一连杆臂和第二连杆臂的第二连杆，该第二连杆臂用于稳定第一连杆臂，所述第一连杆臂在第二上连接处与上部安装件连接，在第二下连接处与U形槽缘条连接，所述第二连杆臂与第一连杆臂构成一个基本为90°的角，第二连杆臂在第三上连接处与上部安装件连接；

(e)一个包括第一和第二连杆臂的第三连杆，该第一连杆臂在第三下连接处与U形槽缘条连接，在第四上连接处与上部安装件连接，第二连杆臂与第一连杆臂形成一个基本为150°的角，第二连杆臂在第四下连接处与U形槽缘条连接；

(f)一个基本直形的第四连杆，在第五上连接处与上部安装件连接，在第五下连接处与U形槽缘条连接。

2.如权利要求1所述的破损安全发动机架，其中所述的连杆与上部安装件上连接处及与U形槽缘条下连接处的连接为销钉-U形槽连接件连接。

3.如权利要求2所述的破损安全发动机架，还包括位于销钉-U形槽连接件处的球形轴承，在正常巡航飞行时，该轴承的定位使所有连杆基本位于同一个与发动机纵向中心线横截的平面内。

4.如权利要求1所述的破损安全发动机架，其中所述的上部安装件还包括交叉构成多个结构结点的结构增强部分。

5.如权利要求1所述的破损安全发动机架，其中所述的上部安装件还包括一个适用于连接到飞机支承结构上的安装平台。

6.如权利要求1所述的破损安全发动机架，其中所述的第二连杆的第一连杆臂布置为在正常飞机工作状态时不承载。

7.如权利要求5所述的破损安全发动机架，其中所述的第二连杆第一连杆臂与发动机壳的连接包括一个销钉-U形槽连接件，该连接件具有直径间隙基本为6.35mm的球形轴承。

8.如权利要求1所述的破损安全发动机架，其中所述的第二连杆的第一连杆臂在第一连杆破损时与第三和第四连杆一起工作，承载发动机载荷。

9.如权利要求8所述的破损安全发动机架，其中所述的第三连杆的第二连杆臂在第一连杆故障时不承载。

10.如权利要求1所述的破损安全发动机架，其中所述的第二连杆的第一连杆臂在第三连杆破损时与第一和第四连杆一起工作，承载发动机载荷。

11.如权利要求1所述的破损安全发动机架，其中所述的第三连杆的第二连杆臂在飞机正常工作时不承载。

12.如权利要求11所述的破损安全发动机架，其中所述第三连杆的第二连杆臂与发动机壳的连接为一个销钉-U形槽连接件连接，该连接件具有直径间隙基本为10.16mm的球形轴承。

13.如权利要求1所述的破损安全发动机架，其中所述的第三连杆的第二连杆臂在第四连杆破损时与第一连杆和第三连杆的第一连杆臂一起工作，承载发动机载荷。

14.如权利要求13所述的破损安全发动机架，其中所述的第二连杆的第一连杆臂在第四连杆故障时不承载。

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