CN109424441A - 具有单壁悬臂架构的涡轮发动机 - Google Patents

Abstract

一种用于将涡轮发动机安装到飞行器上的设备及方法，可包括用于涡轮发动机的发动机核心，其包括以流动顺序布置的压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段。至少一个支柱围绕单个安装平面耦接到发动机核心上。至少部分地限定主流流径的结构壁耦接到至少一个支柱上，且穿过压缩机区段和涡轮区段。

Description

具有单壁悬臂架构的涡轮发动机

技术领域

本公开内容涉及一种涡轮发动机以及将涡轮发动机安装到飞行器上的方法。

背景技术

涡轮发动机，且具体是涡轮螺旋桨或自由涡轮发动机由空气流和燃烧气流驱动。此类涡轮发动机可包括涡轮区段，涡轮区段具有分别驱动单独的轴的高压涡轮和低压涡轮。HP涡轮驱动连接到压缩机区段上的高压轴，而低压涡轮驱动耦接到螺旋桨、变速箱或风扇区段上的低压轴。

一些涡轮发动机可包括用于在发动机内反向流动两次的逆流燃烧器。第一次反向流动以燃烧气体，而第二次使气体经由涡轮区段排出。

发明内容

一方面，本公开内容涉及一种包括发动机核心的涡轮发动机，发动机核心具有成串流布置的压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段。至少一个安装支柱沿压缩机区段与涡轮区段之间的单个安装平面耦接到发动机核心上。支承发动机的结构壁耦接到安装支柱上，且至少在压缩机区段和涡轮区段内延伸。结构壁形成主流流径，且至少部分地延伸穿过压缩机区段和涡轮区段。

另一方面，本公开内容涉及一种包括具有压缩机区段和涡轮区段的发动机的涡轮发动机。涡轮发动机包括沿压缩机区段和涡轮区段成串流布置的主流流径。安装支柱构造成将发动机核心沿单个安装平面安装到飞行器上。单个结构壁至少部分地形成主流流径且延伸穿过压缩机区段和涡轮区段。

又一方面，本公开内容涉及一种将涡轮发动机安装到飞行器上的方法，包括在单个安装件处围绕单个安装平面用至少一个安装支柱支承发动机核心，以及用至少一个安装支柱支承单个结构壁，其中单个结构壁至少部分地形成穿过涡轮发动机的主流流径。

技术方案1.一种涡轮发动机，包括：

发动机核心，所述发动机核心限定了发动机中心线，且包括以流动顺序布置的压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段；

至少一个安装支柱，所述至少一个安装支柱沿所述压缩机区段与所述涡轮区段之间的单个安装平面耦接到所述发动机核心上；以及

结构壁，所述结构壁支承耦接到所述安装支柱上的所述发动机核心，且至少在所述压缩机区段与所述涡轮区段内延伸，且形成至少部分地穿过所述压缩机区段和所述涡轮区段的主流流径。

技术方案2.根据技术方案1所述的涡轮发动机，其中所述单个安装平面具有在12mm到205mm之间的宽度。

技术方案3.根据技术方案1所述的涡轮发动机，其中所述至少一个安装支柱在所述燃烧器区段径向外部安装到所述发动机核心上。

技术方案4.根据技术方案1所述的涡轮发动机，还包括将所述至少一个安装支柱耦接到所述结构壁上的至少一个支柱安装件。

技术方案5.根据技术方案4所述的涡轮发动机，还包括至少一个结构元件，所述结构元件沿所述压缩机区段和所述涡轮区段将所述安装支柱耦接到所述结构壁上。

技术方案6.根据技术方案1所述的涡轮发动机，其中所述结构壁包括一个或多个开口，以允许所述压缩机区段或所述涡轮区段的一个或多个部件经由所述结构壁延伸入所述主流流径中。

技术方案7.根据技术方案6所述的涡轮发动机，其中所述一个或多个部件是设在所述一个或多个开口中的结构密封元件。

技术方案8.根据技术方案7所述的涡轮发动机，其中所述结构密封元件是叶片、密封件或护罩中的一者。

技术方案9.根据技术方案1所述的涡轮发动机，所述单个安装平面正交于所述发动机中心线。

技术方案10.一种涡轮发动机，包括：

发动机核心，所述发动机核心具有压缩机区段和涡轮区段，且包括沿所述压缩机区段和所述涡轮区段以流动顺序布置的主流流径；

安装支柱，所述安装支柱被构造成沿单个安装平面将所述发动机核心安装到飞行器上；以及

单个结构壁，所述单个结构壁至少部分地形成所述主流流径，且延伸穿过所述压缩机区段和所述涡轮区段。

技术方案11.根据技术方案10所述的涡轮发动机，还包括设在所述压缩机区段与所述涡轮区段之间的燃烧器区段，其中所述安装支柱安装在所述燃烧器区段内。

技术方案12.根据技术方案10所述的涡轮发动机，其中所述结构壁包括一个或多个开口，以允许所述压缩机区段或所述涡轮区段的部件经由所述结构壁延伸入所述主流流径中。

技术方案13.根据技术方案12所述的涡轮发动机，其中结构密封元件设在所述一个或多个开口中。

技术方案14.根据技术方案13所述的涡轮发动机，其中所述结构密封元件是叶片、密封件或护罩中的一者。

技术方案15.根据技术方案10所述的涡轮发动机，还包括包绕所述发动机核心的外壳，且所述外壳由所述结构壁支承。

技术方案16.一种将限定了发动机中心线的涡轮发动机安装到飞行器上的方法，所述方法包括：

围绕正交于所述发动机中心线的单个安装平面用至少一个安装支柱支承发动机核心；以及

用所述至少一个安装支柱支承单个结构壁，其中所述单个结构壁至少部分地形成穿过所述涡轮发动机的主流流径。

技术方案17.根据技术方案16所述的方法，还包括将壳安装到所述单个结构壁上。

技术方案18.根据技术方案16所述的方法，其中所述至少一个安装支柱被构造成将来自所述涡轮发动机驱动的螺旋桨的负载传递至所述飞行器。

技术方案19.根据技术方案16所述的方法，其中所述涡轮发动机包括涡轮区段和压缩机区段，且所述至少一个安装支柱耦接到所述涡轮区段与所述压缩机区段之间的所述发动机核心上。

技术方案20.根据技术方案19所述的方法，其中所述单个结构壁从所述至少一个支柱朝所述涡轮区段和所述压缩机区段两者延伸。

附图说明

在附图中：

图1是具有安装到机翼上的涡轮发动机的飞行器的俯视图。

图2是穿过截面2-2截取的图1中的飞行器的一个涡轮发动机的示意性横截面图。

图3是耦接到安装轴上且形成穿过涡轮发动机的主流流径的图2中的发动机核心的结构壁的隔离视图。

具体实施方式

本文所述的本公开内容的方面针对一种涡轮发动机，其沿单个安装平面安装到飞行器上，且具有单个结构壁，单个结构壁形成用于涡轮发动机的主流流径。为了示范目的，将参照逆流涡轮螺旋桨涡轮发动机来描述本公开内容。然而，应理解，本文所述的本公开内容的方面不限于此和单个安装平面，如本文所述的单个结构壁可在其它涡轮发动机中实施，包括但不限于涡轮喷气、涡轮螺旋桨、涡轮轴和涡扇发动机。此外，尽管参照飞行器进行描述，但本文所述的公开内容的方面在非飞行器发动机内具有普遍适应性，如，其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用。应当认识到，如本文所述的方面不限于逆流燃烧器，而是可在具有或没有逆流燃烧器的任何涡轮发动机中具有相似的适用性。

如本文使用的术语“前”是指朝螺旋桨或风扇的方向移动，或部件相比于另一个部件相对更接近螺旋桨或风扇。术语“后”是指与前螺旋桨或风扇相反，朝发动机的后部的方向。如本文使用的术语“上游”是指更接近发动机空气入口的位置，而如本文使用的术语“下游”是指朝发动机排气口移动。另外，如本文中所使用，术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的尺寸。此外，如本文中所使用，术语“组”或一“组”元件能够是任何数量的元件，其中包括仅有一个。

所有方向性参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、侧向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于识别目的以辅助读者理解本公开，并且具体地关于位置、取向或本说明书所述本公开的方面的用途并不产生限制。除非另外指明，否则连接参考(例如，附接、耦接、连接和接合)应在广义上来解释，且可包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断出两个元件直接连接且彼此成固定关系。示范性附图仅仅是出于说明的目的，且本发明的附图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。

参看图1，飞行器10可包括具有鼻部14和尾部16的本体12，其中两个机翼18从本体12延伸。一对发动机20安装到机翼18上，且包括具有一组螺旋桨叶片24的螺旋桨区段22。应理解，如图所示的发动机20的数量和发动机20的安装位置是示例性的，在沿飞行器10的任何位置上可包括任意数量的发动机20。在一个附加非限制性实例中，单个发动机可安装到鼻部14上，其中没有发动机沿机翼18安装。

参看图2，发动机20如亚音速飞行中使用的发动机，具有大体上沿纵向延伸的从前34向后36延伸的轴线或中心线32。发动机20示为自由涡轮、涡轮螺旋桨发动机，其中空气在入口38处被吸入，且沿大体上从后36向前34的方向流动。发动机20包括发动机核心40，发动机核心40包括成下游串流关系的压缩机区段42、燃烧区段48、涡轮区段52、排气区段58和螺旋桨区段22。其中，压缩机区段42包括入口38、轴向压缩机区段44和离心压缩机区段46，燃烧区段48包括燃烧器50，涡轮区段52包括高压(HP)涡轮区段54和低压(LP)涡轮区段56。燃烧器50示为逆流燃烧器，其中从后向前的流动方向反向穿过燃烧器50，且然后再次反向进入涡轮区段52。螺旋桨区段22包括螺旋桨毂60，其耦接到围绕螺旋桨毂60沿径向设置的多个螺旋桨叶片24上。发动机机舱或壳62可形成用于发动机核心40的环形壳体。应理解，发动机以横截面示出，其中横截面的仅一半在发动机中心线32上方可见。应认识到，发动机20是环形的，且包括涡轮发动机典型的内部部件的周向布置。

围绕发动机20的中心线32同轴地设置的HP轴或转轴64将HP涡轮区段54驱动地连接到轴向压缩机区段44和离心压缩机区段46上。也围绕与HP转轴64共线且分开的发动机20的中心线32同轴设置的LP轴或转轴66将LP涡轮区段56驱动地连接到螺旋桨毂60上。LP涡轮区段56的驱动会驱动LP转轴66，以旋转螺旋桨毂60，且继而又旋转螺旋桨叶片24。转轴64,66围绕发动机中心线32可旋转，且耦接到多个可旋转的元件上，可旋转的元件可共同地限定转子68。

压缩机区段44包括至少一个压缩机级72，其中一组压缩机叶片74相对于一组对应的静止压缩机轮叶78(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压穿过级72的流体流。离心压缩机区段46可包括具有一组叶轮轮叶76的叶轮70。在单个压缩机级72中，多个压缩机叶片74可设置成环，且可相对于中心线32沿径向向外延伸，而对应的静止压缩机轮叶78定位在旋转叶片74下游和附近。应注意，图1中所示出的叶片、轮叶和压缩机级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。

用于压缩机级的叶片74,76安装到盘80上，盘80安装到对应的HP转轴64上，其中每个级具有其自身的盘80。用于压缩机级的轮叶78沿周向布置安装到本文中详细描述的结构壁116上。

HP涡轮区段54和LP涡轮区段56分别包括多个涡轮级84,86，其中一组涡轮叶片88,90相对于一组对应的静止涡轮轮叶94,98(也称为喷嘴)旋转，以从所述穿过级的流体流中提取能量。在单个涡轮级84,86中，多个涡轮叶片88,90可以环的形式提供，且可相对于中心线32沿径向向外延伸，而对应的静止涡轮轮叶94,98定位在旋转叶片88,90上游和附近。应注意，图1中所示出的叶片、轮叶和涡轮级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。

用于HP涡轮级84的叶片88可安装到盘92上，盘92安装到对应的HP转轴64上，其中每个级具有专用的盘92。用于LP涡轮级86的叶片90可安装到盘96上，盘96安装到对应LP转轴66上，其中每个级具有专用的盘96。用于涡轮级的轮叶94,98可呈周向布置安装到结构壁116上。

与转子部分互补，发动机20的静止部分，如，压缩机区段42和涡轮区段52中的静止轮叶78,94,98，也独立地或共同地称为定子82。由此，定子82可指代整个发动机20中的非旋转元件的组合。

在操作中，进入入口38的空气流被导送到轴向压缩机区段44中，轴向压缩机区段44然后将加压空气100供应到离心压缩机区段46，离心压缩机区段46进一步加压空气。来自离心压缩机区段46的加压空气100在燃烧器50中与燃料混合，在燃烧器50处，燃料燃烧，从而生成燃烧气体。HP涡轮区段54从这些气体提取一些功，驱动轴向压缩机区段44和离心压缩机区段46。HP涡轮区段54将燃烧气体排放到LP涡轮区段56中，涡轮区段56提取附加的功来驱动LP涡轮区段56，且排出气体最终从发动机20经由排气区段58排放。

可从压缩机区区段42抽取一部分加压空气流100，作为引气102。可从加压空气流100抽取引气102，将其用于发动机或飞行器的其它区域，如，提供至需要冷却的发动机部件。进入燃烧器50的加压空气流100的温度显著升高。由此，由放气102提供的冷却对于这些发动机部件在高温环境中的操作是必要的。

变速箱104如一个非限制性实例中的减速变速箱设在LP转轴66与螺旋桨毂60之间。此外，可用定位在轴向压缩机区段44的后部36的附件变速箱106对发动机20的其它部分供能，作为非限制性实例，该其他部分是燃料泵、燃料控制器、油泵、起动器/发电机和转速表。

安装支柱110可从飞行器10或飞行器结构元件112延伸到发动机核心40，如，飞行器10的机翼或鼻部内的部件，且可安装到压缩机区段42与涡轮区段52之间的发动机核心40上。例如，安装支柱110可与发动机中心线12共面。一个或多个结构元件114可安装到安装支柱110上，以用于围绕安装支柱110安装发动机20的其余部件。在非限制性实例中，此结构元件114可包括结构壁116，或安装轴、杆、棒、梁、紧固件、螺栓、螺母、螺钉，或适用于将发动机核心40固定到飞行器10上的其它所需的结构元件。支柱安装件124可用于将安装轴110耦接到结构元件114上。支柱安装件124的使用方便了安装支柱110与结构元件114或结构壁116之间的连接。应理解，尽管示出了单个安装支柱110，但一组或多个安装支柱110可延伸来围绕在发动机20周围地安装到发动机核心40上。此外，安装支柱110不一定是支柱，也可为将发动机核心40耦接到飞行器10上的任何其它适合的结构构件，如，非限制性实例中的杆、棒、轴或梁。

结构壁116耦接到安装支柱110上，且至少部分地形成延伸穿过发动机核心40的主流流径118。结构壁116可直接地或间接地耦接到安装支柱110上。

现在参看图3，安装支柱110可沿单个安装平面120安装发动机核心40。尽管安装支柱110示为单个安装支柱110，但在发动机20的环形布置中，围绕发动机核心40组织的任何数目的安装支柱110可用于沿单个安装平面120安装发动机20。类似地，尽管单个安装平面120示为穿过发动机的区段的线，但安装平面可以是一个在图3中所示的线处正交于发动机中心线32的环形区域。此外，尽管描述为单个安装平面120，但应理解，单个安装平面120不限于如几何平面中的无穷小的宽度，而是可具有宽度122。在一个实例中，宽度122可等于安装轴110的直径或厚度。例如，宽度122可为0.5英寸(12mm)到8英寸(205mm)之间。安装支柱110的至少一部分可定位在燃烧区段48内，且可安装于燃烧器50的径向外部。在一个备选实例中，于发动机核心40的连接点处的安装支柱110可定位在燃烧器50外部，而还可构想出的是，安装支柱110可轴向地沿发动机核心40定位在任何位置，将单个安装平面120定位在沿发动机核心40的任何位置。

与将发动机安装在两个或多个轴向位置相反，单个安装平面120用来在沿发动机中心线32的一个轴向位置处沿单个环形安装平面安装发动机20。因此，发动机20可在安装支柱110处围绕单个安装平面120成悬臂式的。单个悬臂安装平面120提供重量效率高的方式来将发动机20安装到图1中的飞行器10上，这可向发动机20提供改善的功率与重量比。单个安装平面120提供了避免次级安装特征和附加连接硬件。此重量减轻直接地与改善发动机的性能和效率相关。

结构壁116可为围绕主流流径118的周壁。主流流径118可限定为以流动关系提供加压空气100从入口38，穿过压缩机区段42，穿过燃烧区段48，穿过涡轮区段52且从排气区段58排出的流径。结构壁116可为单个结构壁，其为单个一体件，或连结在一起的径向外壁130和径向内壁132的组合。在另一个备选实例中，结构壁116可为两个部分，具有形成用于压缩机区段42的主流流径118的一件，以及形成用于涡轮区段52的主流流径118的一件，且可包括或可不包括燃烧区段48。在一个实例中，结构壁116可由增材制造如3D打印制成，以将结构壁的复杂几何形状形成为单个一体件或多件。

结构壁116可适于安装和支承操作所需的附加结构。例如，一个或多个开口134可设在结构壁116中以允许叶片88延伸入主流流径118来驱动加压空气100。在另一个实例中，结构壁116可分成适用于压缩机区段42的压缩机部分136，以及适用于涡轮区段52的涡轮部分138。此外，结构壁116可包括适用于燃烧区段48的燃烧部分140。可构想出，部分136,138,140中没有一个，或两个或多个可与彼此成一体，但所有部分136,138,140可分离。

在一个实例中，结构壁116可在单个安装平面120处直接地耦接到安装支柱110上。备选地，安装轴110可经由一个或多个次级轴142耦接到结构壁116上。备选地，结构壁116可经由一个或多个附加结构元件114，如，次级轴142或紧固件144，间接地耦接到安装轴110上。在一个实例中，次级轴142可定位在压缩机区段处作为压缩机轴，或可定位在涡轮区段处作为涡轮轴。

结构壁116用于形成主流流径118的至少一部分。结构壁116可直接地形成主流流径118，或可支承一个或多个结构密封元件150，以间接地形成主流流径118。在非限制性实例中，此结构密封元件150可包括叶片、轮叶、护罩、盘、平台、燕尾部、密封件，或面对主流流径118的任何其它旋转或非旋转元件。结构壁116用作结构底座，以在将负载传递至安装轴110过程中承载发动机20的其余部分的负载。

用于结构壁116的单壁结构提供发动机架构，其相比于具有与周壁组合形成主流流径的结构元件的发动机，具有更轻量的设计。减轻的重量可提供有效负载的增加，或减小所需的升力从而使燃料燃烧最小化，以改善效率和增加总飞行时间。

单壁悬臂涡轮发动机以两种方式解决了改善功率与重量比的挑战。首先，单个安装平面是重量效率高的一种安装发动机的方式，避免了使用第二组安装特征和连接硬件，且最小化了总体结构。通过使结构壁116的单壁既用作主发动机支承结构且又用作主流流径表面，可获得更轻量的系统。两个特征的组合提供了降低的发动机半径，且消除了通常用于密封流径的第二层轴对称硬件。侧壁架构允许简化的维护，且包括在机翼上修理细微压缩机破坏的能力，以及发动机的模块拆卸，而在其它发动机中，需要发动机从飞行器去除。

应认识到，如本文所述的发动机10的结构和构造可通过增材制造来制作，如，一个非限制性实例中的3D打印。增材制造在形成发动机部件的复杂三维几何形状中是有益的，如，如同本文所述的形成主流流径118的结构壁116。

将限定了发动机中心线的涡轮发动机安装到飞行器上的方法可包括：围绕正交于发动机中心线的单个安装平面用至少一个安装支柱支承发动机核心；以及用至少一个安装轴支承单个结构壁，其中单个结构壁至少部分地形成穿过涡轮发动机的主流流径。如图3中所示，支承发动机可包括围绕正交于发动机中心线32的单个安装平面120安装发动机20。此外，单个结构壁可为图3中和如本文所述的结构壁116。此外，安装支柱可为如本文所述的安装支柱110，且不必限于支柱，而是可为任何类似的结构元件，如，非限制性实例中的梁、杆、轴或棒。

该方法还可包括将机舱或壳安装到单个结构壁上，如，图2中的发动机机舱或壳62。更进一步，该方法可包括其中至少一个安装轴构造成将负载从由涡轮发动机驱动的螺旋桨传递至飞行器。

该方法还可包括其中涡轮发动机包括涡轮区段和压缩机区段，且至少一个安装轴耦接到涡轮区段与压缩机区段之间的发动机核心上。安装支柱耦接到发动机核心上的点沿单个安装平面限定。因此，单个安装平面可以与或可以不与流体地设在涡轮区段与压缩机区段之间的燃烧区段交叉。该方法还可包括其中单个结构壁从至少一个安装轴朝涡轮区段和压缩机区段两者延伸。

应了解，所公开设计的应用不限于具有风扇和升压器区区段的涡轮发动机，而是还适用于涡轮喷气发动机和涡轮增压发动机。

在尚未描述的程度上，各种实施例的不同特征和结构可按需要彼此组合或替代使用。一个特征未在所有实施例中说明并不意味着被解释为它不能这样，而是为了简化描述才这样。因此，必要时可以混合和匹配不同实施例的各种特征以形成新的实施例，而无论是否已明确描述所述新的实施例。本发明涵盖本文所描述的特征的所有组合或排列。

本书面描述使用示例来描述本说明书所述的本公开的方面，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本公开的方面，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本公开的方面的可获专利的范围由权利要求书限定，并且可以包括所属领域的技术人员想到的其它示例。如果此类其它示例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种涡轮发动机，包括：

发动机核心，所述发动机核心限定了发动机中心线，且包括以流动顺序布置的压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段；

至少一个安装支柱，所述至少一个安装支柱沿所述压缩机区段与所述涡轮区段之间的单个安装平面耦接到所述发动机核心上；以及

结构壁，所述结构壁支承耦接到所述安装支柱上的所述发动机核心，且至少在所述压缩机区段与所述涡轮区段内延伸，且形成至少部分地穿过所述压缩机区段和所述涡轮区段的主流流径。

2.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中所述单个安装平面具有在12mm到205mm之间的宽度。

3.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中所述至少一个安装支柱在所述燃烧器区段径向外部安装到所述发动机核心上。

4.根据权利要求1所述的涡轮发动机，还包括将所述至少一个安装支柱耦接到所述结构壁上的至少一个支柱安装件。

5.根据权利要求4所述的涡轮发动机，还包括至少一个结构元件，所述结构元件沿所述压缩机区段和所述涡轮区段将所述安装支柱耦接到所述结构壁上。

6.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中所述结构壁包括一个或多个开口，以允许所述压缩机区段或所述涡轮区段的一个或多个部件经由所述结构壁延伸入所述主流流径中。

7.根据权利要求6所述的涡轮发动机，其中所述一个或多个部件是设在所述一个或多个开口中的结构密封元件。

8.根据权利要求1所述的涡轮发动机，所述单个安装平面正交于所述发动机中心线。

9.一种涡轮发动机，包括：

发动机核心，所述发动机核心具有压缩机区段和涡轮区段，且包括沿所述压缩机区段和所述涡轮区段以流动顺序布置的主流流径；

安装支柱，所述安装支柱被构造成沿单个安装平面将所述发动机核心安装到飞行器上；以及

单个结构壁，所述单个结构壁至少部分地形成所述主流流径，且延伸穿过所述压缩机区段和所述涡轮区段。

10.一种将限定了发动机中心线的涡轮发动机安装到飞行器上的方法，所述方法包括：

围绕正交于所述发动机中心线的单个安装平面用至少一个安装支柱支承发动机核心；以及

用所述至少一个安装支柱支承单个结构壁，其中所述单个结构壁至少部分地形成穿过所述涡轮发动机的主流流径。