CN110799769B - 挠曲部隔离器以及顺应性隔离的方法 - Google Patents

Abstract

一种发动机安装座装置，包括壳体、位于壳体中的腔内的承载件以及将承载件柔性地连接至壳体的挠曲部，其中销布置在承载件中的孔中以支撑发动机。一种在发动机安装座装置中提供隔离的方法，包括：将来自销的力传递到承载件中；凭借挠曲部将承载件与壳体在机械上进行隔离；以及凭借挠曲部在孔的一个或多个径向上提供的刚度比在孔的轴向上提供的刚度高。

Description

挠曲部隔离器以及顺应性隔离的方法

相关申请的交叉引用

本申请要求2017年4月20日提交的美国临时专利申请No.62/487,659的优先权，该美国临时专利申请的全部内容通过引用并入本文。

技术领域

本文公开的主题涉及发动机安装座。特别地，当前公开的主题涉及顺应性发动机安装座以及相关联的使用方法，以便减少被支撑结构(例如，发动机)与基部结构或车辆之间的力、振动和静态运动的传递。

背景技术

现代的车辆持续提供改进的完善化和隔离以使乘客免受行驶期间由车辆部件产生的噪声和振动的影响。这种改进的完善化和振动隔离在飞行器应用中(特别是对于小型涡轮风扇式飞行器中的应用)尤其重要。

顺应性安装座系统通常用于减少从发动机或类似子系统传递到基部结构或车辆的振动和力。这种传统上已知的顺应性安装装置能够减少朝向车辆的振动和力传递，但是与更刚性的传统“硬”发动机安装座系统相比，导致增加的运动。由这种传统顺应性安装系统引起的该增加的运动必须适当地得到控制，从而要求一种如下的设计：在各方面进行折中以实现振动和力传递的适当减小，同时确保被支撑结构(例如，发动机)的因顺应性安装装置的顺应性方面而产生的静态位移的任何增加都充分地得到控制。

传统顺应性安装座通常包含弹性体，这是因为弹性体能够以较软的弹簧系数(spring rate)补偿和控制更大的运动范围。然而，弹性体的显著缺点呈现出如下形式：即，当这样的弹性体材料被加载时，随着时间的推移，这种弹性体材料趋向于呈现压缩“形变”(例如，弹性体材料在释放了对长期的静态压缩负载所产生的反作用之后未能恢复到其原始形式的量)和/或展现出“蠕变”的特性(例如，由压力产生的应变的时间相关部分)，从而需要在针对这种被支撑结构的运动做出的任何这种设计中进行附加的设计考虑和折中。

为了使过度的且潜在损坏性的偏转和/或变形最小化，可以在这种顺应性安装系统内使用止挡件(例如，制动元件(snubbing element))。然而，当与弹性体结合地包含止挡件时，止挡件必须被设计并定位成在这种顺应性弹性体安装座的整个运行寿命内适应弹性体材料的“形变”和/或“蠕变”。该需要的附加运动控制能力是必要的，以确保安装座在其预期寿命内持续提供期望的顺应性行为特征，而不会有任何这样的制动元件以比没有考虑“形变”和/或“蠕变”的情况下设计的弹性体材料低的偏转水平接合。

因此，改进的顺应性发动机安装座装置和方法将是有利的：能够减少从发动机或这种相似结构传递到基部结构或车辆的振动和力，而不具有与当前已知的顺应性发动机安装座装置相关联的所有缺点。

发明内容

在一方面，提供一种发动机安装座装置。所述发动机安装座装置包括：壳体；承载件，其至少部分地位于所述壳体内，所述承载件包括穿过所述承载件的至少部分厚度的孔，所述孔被构造成接纳耳轴销(trunnion pin)；以及至少一个挠曲部，其将所述承载件连接至所述壳体。所述至少一个挠曲部被构造成在所述孔的一个或多个径向上提供的刚度比在所述孔的轴向上提供的刚度高。

在另一方面，提供一种发动机安装座装置。所述发动机安装座装置包括：壳体；承载件，其至少部分地位于所述壳体内，所述承载件包括穿过所述承载件的至少部分厚度的孔，所述孔被构造成接纳耳轴销；以及至少一个挠曲部，其将所述承载件连接至所述壳体。所述至少一个挠曲部被构造成在所述孔的一个或多个径向上提供的刚度比在所述孔的轴向上提供的刚度高。所述发动机安装座装置包括在所述承载件的凹口内的至少两个旋转心轴。在一些这样的实施例中，所述壳体至少包括第一壳体部分和第二壳体部分，所述承载件通过所述至少一个挠曲部连接至所述第一壳体部分，每个旋转心轴通过销固定至所述承载件，所述第一壳体部分中包括通道，所述至少一个挠曲部包括围绕所述至少两个旋转心轴固定的单根连续线材，所述至少一个挠曲部的在所述至少两个旋转心轴之间的部分被保持在所述第一壳体部分的所述通道内，所述至少两个旋转心轴限定所述承载件相对于所述壳体的旋转轴线，并且所述承载件被构造成绕着所述旋转轴线旋转。

在另一方面，提供一种发动机安装座装置。所述发动机安装座装置包括：壳体；承载件，其至少部分地位于所述壳体内，所述承载件包括穿过所述承载件的至少部分厚度的孔，所述孔被构造成接纳耳轴销；以及至少一个挠曲部，其将所述承载件连接至所述壳体。所述至少一个挠曲部被构造成在所述孔的一个或多个径向上提供的刚度比在所述孔的轴向上提供的刚度高。在一些这样的实施例中，所述壳体至少包括第一壳体部分和第二壳体部分，所述至少一个挠曲部包括多个挠曲部，并且所述承载件通过所述多个挠曲部连接至所述第一壳体部分。

在另一方面，一种在发动机安装座装置中提供隔离的方法，所述发动机安装座装置包括壳体、在所述壳体内的承载件以及将所述承载件柔性地连接至所述壳体的至少一个挠曲部，其中耳轴销布置在所述承载件中的孔中以支撑发动机，所述方法包括：将来自所述耳轴销的力传递到所述承载件中；凭借一个或多个挠曲部将所述承载件与所述壳体在机械上进行隔离；以及凭借所述至少一个挠曲部，在所述孔的一个或多个径向上提供的刚度比在所述孔的轴向上提供的刚度高。

在另一方面，提供一种发动机安装座装置。所述发动机安装座装置包括：第一壳体，其具有穿过所述第一壳体的厚度的孔；第二壳体，其与所述第一壳体相邻，其中，所述第二壳体具有穿过所述第二壳体的厚度的孔；以及挠曲部，其包围所述第一和第二壳体的外周边。所述挠曲部被构造成在所述第一壳体的所述孔的一个或多个径向上提供的刚度比在所述第一壳体的所述孔的轴向上提供的刚度高。

在另一方面，提供一种振动隔离系统。所述振动隔离系统包括：轭架，所述轭架具有内部凹穴、通道、凹穴和孔，内部凹穴穿过所述轭架的厚度的至少一部分，通道穿过所述轭架的前表面或后表面，使得所述通道连接至所述内部凹穴，凹穴穿过所述轭架的与所述通道相反的表面，使得所述凹穴连接至所述内部凹穴，且穿过所述凹穴的厚度；第一隔离器，所述第一隔离器位于所述内部凹穴内，所述第一隔离器包括凹穴；第二隔离器，所述第二隔离器位于所述内部凹穴内的所述第一隔离器的里侧；发动机安装座装置，所述发动机安装座装置具有第一壳体、第二壳体和挠曲部，第一壳体具有穿过所述第一壳体的厚度的孔，第二壳体与所述第一壳体相邻，所述第二壳体具有穿过所述第二壳体的厚度的孔，挠曲部包围所述第一壳体和所述第二壳体的外周边，所述挠曲部被构造成在所述第一壳体的所述孔的一个或多个径向上提供的刚度比在所述第一壳体的所述孔的轴向上提供的刚度高，所述第一壳体位于所述轭架的所述凹穴内，并且所述第二壳体至少部分地位于所述第一隔离器的所述凹穴内，并且所述第一壳体通过紧固件紧固至所述轭架；以及耳轴销，所述耳轴销被构造成将力和/或振动传递至所述发动机安装座装置。

附图说明

图1示出了具有挠曲部的顺应性发动机安装座的示例性实施例，该挠曲部被构造成在径向上提供的刚度比在轴向上提供的刚度高。

图2A示出了用于图1的顺应性发动机安装座的壳体。

图2B示出了用于图1的顺应性发动机安装座的承载件。

图3是图1的顺应性发动机安装座的分解组装图。

图4A是图1的顺应性发动机安装座的另一视图，其中壳体的一部分被去除以示出顺应性隔离器的内部结构。

图4B是图1的顺应性发动机安装座的侧视图，示出了当承载件相对于壳体侧向移动时挠曲部的弯曲。

图4C是图1的顺应性发动机安装座的俯视剖视图，示出了当承载件相对于壳体侧向移动时挠曲部的弯曲。

图5A是图1的顺应性发动机安装座的前视平面图。

图5B示出了图1的顺应性发动机安装座中所示的挠曲层。

图6A是顺应性发动机安装座的示例性实施例的前视平面图。

图6B示出了图6A的顺应性发动机安装座中所示的挠曲层。

图7A是顺应性发动机安装座的示例性实施例的局部剖视图，其中壳体的一部分被去除以示出顺应性隔离器的内部结构。

图7B是图7A的顺应性发动机安装座的内部视图。

图7C是图7A的顺应性发动机安装座的俯视剖视图。

图8A示出了顺应性发动机安装座的示例性实施例。

图8B是图8A的顺应性发动机安装座的俯视图。

图8C是图8A的顺应性发动机安装座的沿着图8B中顺应性发动机安装座的俯视图中所示的切割线8C/8D-8C/8D截取的剖视图。

图8D是图8A的顺应性发动机安装座的沿着图8B中顺应性发动机安装座的俯视图中所示的切割线8C/8D-8C/8D截取的剖视图，其中挠曲部被去除以示出顺应性发动机安装座的内部结构。

图8E是图8A的顺应性发动机安装座的前视图。

图9A是可枢转地安装在刚性单球结构中的图1所示的顺应性发动机安装座的示意性侧视图。

图9B是图1所示的顺应性发动机安装座的示意性剖视图，但是其中在承载件的内部安装有刚性单球结构。

图10A示出了顺应性发动机安装座的示例性实施例。

图10B和图10C是图10A的顺应性发动机安装座的内部视图。

图10D和图10E是图10A的顺应性发动机安装座的分解图。

图10F是图10A的顺应性发动机安装座的俯视图。

图10G是图10A的顺应性发动机安装座的沿着图10F中所示顺应性发动机安装座的俯视图中示出的切割线10G-10G截取的剖视图。

图11示出了顺应性发动机安装座的示例性实施例。

图12示出了顺应性发动机安装座的示例性实施例。

图13A、图13B和图13C示出了包括图12中所示的示例性发动机安装座的发动机安装座系统的示例性实施例。

图13D和图13E是图13A、图13B和图13C中所示的发动机安装座系统的分解组装图。

图13F、图13G和图13H是图13A、图13B和图13C中所示的发动机安装座系统的局部组装图。

具体实施方式

本公开涉及顺应性安装装置和振动隔离系统，其被构造成减少在诸如飞行器发动机等被支撑装置与诸如飞行器机身等支撑结构之间传递的振动和力，以及用于提供振动和力隔离的方法。在一些实施例中，耳轴销刚性地附接至诸如飞行器发动机等被支撑装置，并且被插入到发动机安装座装置的内部，该发动机安装座装置刚性地附接至诸如飞行器机身等支撑结构。在其它实施例中，耳轴销刚性地附接至诸如飞行器机身等支撑结构，并且被插入到发动机安装座装置的内部，该发动机安装座装置刚性地附接至诸如飞行器发动机等被支撑装置。发动机安装座装置被构造成：在一个或多个径向(诸如在地面上和/或在飞行巡航阶段期间飞行器的竖直方向和推力方向)上提供的刚度比在轴向(诸如与耳轴销对准的方向，耳轴销插入到发动机安装座装置内以支撑例如飞行器发动机)上提供的刚度高。在一些实施例中，在一个或多个径向(包括如上文所定义的推力方向和/或竖直方向)上的刚度可以比在轴向(其与耳轴销的纵轴对准)上提供的刚度大至少一个数量级，即，为至少10倍。在一些实施例中，在一个或多个径向(包括如上文所定义的推力方向和/或竖直方向)上的刚度可以比在轴向(其与耳轴销的纵轴对准)上提供的刚度大至少两个数量级，即为至少100倍。在一些实施例中，在一个或多个径向(包括如上文所定义的推力方向和/或竖直方向)上的刚度可以比在轴向(其与耳轴销的纵轴对准)上提供的刚度大至少三个数量级，即为至少1,000倍。

在一些其它实施例中，在一个或多个径向上的刚度可以是在轴向上提供的刚度的至少两倍。在一些其它实施例中，在一个或多个径向上的刚度可以是在轴向上提供的刚度的至少三倍。在一个示例性实施例中，发动机安装座可以提供约1,400磅/英寸(lb/in)或约245牛顿/毫米(N/mm)的轴向偏转刚度，以及高达约5,000,000lb/in或875,634N/mm的在推力对准的径向上的刚度。这种顺应性安装装置的应用实例包括具有“中心耳轴”设计的发动机安装座系统，类似于在飞行器发动机安装座应用中使用的那些系统。在这样的发动机安装座系统中，中心耳轴典型地被构造成滑动地接纳安装在发动机上的耳轴销；相反的布置也是相当普遍的，其中安装座位于发动机上并接纳固定在飞行器的框架上的耳轴销。典型的中心耳轴发动机安装座被构造成在耳轴销的径向上提供高的刚度，以便对从发动机经由耳轴销传递的推力产生反作用。这样的发动机安装座可以被构造为单球轴承或球形轴承。对于这种中心耳轴式安装座的一个重要考虑是，发动机被构造成以低刚度在耳轴销上轴向地移动。然而，在许多飞行器应用中，在正常操作期间，由中心耳轴反作用产生的径向推力具有足够的大小使得中心耳轴与耳轴销之间的纵向/轴向摩擦力显著地增加，并有效地防止耳轴销在中心耳轴内的轴向移动，尤其是当经受到与传递到飞行器的机体或机身中的噪声和振动相关联的较高频率低振幅动态力时。这样，本文公开了一种顺应性“中心耳轴”式发动机安装座，其被构造成对径向上的推力产生反作用，同时允许发动机销的轴向移动很大程度上不受推力所引起的摩擦力的影响。

图1是顺应性发动机安装座(整体用100表示)的示例性实施例的图示，该安装座100呈中心耳轴安装座的形式，中心耳轴安装座被构造成将例如飞行器发动机支撑并附接至飞行器框架。如图1所示，根据该示例性实施例的安装座100具有壳体(整体用120表示)、承载件140以及挠曲部(整体用160表示)。壳体120具有大致为圆形的外部轮廓，因此使得安装座100能够安装在框架(例如，机体)或发动机的传统圆筒形插口内。承载件140装配在壳体120内的腔(例如，参见图2中的腔126)内。承载件140相对于壳体120的取向由形成在壳体120和承载件140中的一个或多个键式特征(整体用146表示)限定，以防止不正确的组装。在该实施例中，挠曲部160至少部分地涂覆有弹性体材料170，该弹性体材料170被构造成减少振动的传递。弹性体材料170被构造成提供围绕挠曲部160的内部部件的环境密封，以及对挠曲部160的各个挠曲层(例如，参见图3中的162)的高频“振铃(ringing)”模式提供阻尼。振动隔离和/或阻尼主要是利用相对于由安装座100在竖直方向(例如，y方向)和/或推力方向(例如，x方向)上提供的较高刚度特性而言的挠曲部160在轴向或侧向(例如，z方向)上的相对低的刚度特性来提供的。这种在轴向上的相对较低的刚度允许承载件140和被支撑装置(例如，发动机)在传递到支撑结构(例如，框架)的较低力传递的情况下相对于壳体120侧向移动，从而减小了施加到机体的振动力和位移的量。该布置在减小发动机的基音激发频率(primary tonal excitation frequency)(例如，N1和N2，包括落在80Hz-500Hz的范围内)的振动传递方面非常有效，而且在减小宽带干扰方面也非常有效。在一些实施例中，通过在组装之后将液态形式的弹性体材料170注射到挠曲部160内侧和挠曲部160周围来将弹性体材料170成型。在其它实施例中，弹性体材料170可以形成为被结合在挠曲部160的每个层之间的层，以向挠曲部160提供内部阻尼特性。针对因弯曲引起的相对运动，这在每个挠曲层之间提供了耐磨剪切连接。在另一些其它实施例中，弹性体材料170可以在组装过程期间手动地分层。在又一实施例中，在装置组装之后，用可倾倒的灌封化合物、粘合剂或环氧树脂将挠曲部160包封。弹性体材料170还为挠曲部160提供环境屏障，防止了颗粒和液体的渗透，颗粒和液体的渗透可能导致挠曲部160的腐蚀和性能的过早劣化从而降低安装座100的可用使用寿命。在一些实施例中，挠曲部160的各个挠曲层可以在安装座100的组装期间被弹性体材料170涂覆。在一些实施例中，弹性体材料170被形成和/或成型为使得弹性体材料170的外表面与壳体部分122A和122B的外周面基本上一样高，使得安装座100具有基本上平滑和/或连续的外部环形表面。弹性体材料可以以至少上文所描述的任何方式被包含在本文公开的任何实施例中而没有限制。

当处于侧向未偏转位置时，承载件140的外部侧表面可以分别与壳体部分122A和122B的外部侧表面共面、凹入在壳体部分122A和122B的外部侧表面中和/或延伸超过壳体部分122A和122B的外部侧表面。在一些实施例中，壳体120中不包括限制承载件140与壳体120之间的相对移动量以及相应地限制挠曲部160的侧向偏转量的保持特征。在其它实施例中，例如如图7A至图7C的实施例中所示，壳体部分122可以延伸超过壳体120内的承载件140的外部侧表面，并将其部分地封闭，使得承载件140在壳体120内的侧向移动量由承载件140的外部侧表面与壳体部分122A和122B的相应内部侧表面之间的间隙限制。在一些实施例中，承载件140相对于壳体部分122A或122B的侧向移动量可以在一个方向上不受壳体120的限制，但是可以在另一方向上受壳体120的限制。

图2A中示出了安装座100的壳体120。如图所示，壳体120具有两个部分122A和122B。壳体120可以设计成基本上对称的，从而被构造为安装成将发动机支撑在飞行器的两侧上，或者壳体120可以被设计成使得安装座100仅可以在一个取向上使用(例如，仅在飞行器的一侧上使用)。由于壳体120是对称的，因此壳体部分122A和122B的结构关于由壳体接缝(整体用124表示)限定的平面是镜像的。在壳体120的一个径向部分上，即如这里所示的左侧，壳体部分122A和122B各具有凹入的壳体-挠曲部支撑表面(HFSS)130，该HFSS 130位于壳体120的外部轮廓的径向内侧，因此使挠曲部160不会径向延伸超过壳体120的外部轮廓。当处于组装状态时，HFSS 130的宽度(沿z方向测得)由壳体凸缘128之间的距离限定，这防止了挠曲部160相对于壳体120在z方向上的任何显著程度的位移。HFSS 130被示出为在挠曲部通路(整体用132表示)之间基本上连续且不间断，挠曲部通路132是穿过壳体120的整个径向厚度形成的，以允许挠曲部160从中穿过并与承载件140连接和/或接合。在一些实施例中，HFSS 130和壳体凸缘128可以形成为其中的一部分不存在，从而允许减少安装座100的质量。

仍然参见图2A，示出了在反向推力方向(例如，负x方向)和向前推力方向(例如，正x方向)两个方向上形成在壳体120中的壳体制动表面134和136的实施例。这些壳体制动表面134和136可以形成在壳体120上的任何合适的位置，以限制承载件140相对于壳体120在任何径向上的偏转或位移。当承载件140被定位成与所示的壳体制动表面134和136中的任一个接触时，该接触在承载件140与壳体120之间提供机械力传递“短路”，使得从耳轴销(未示出)到承载件140的力和振动可以直接传到壳体120中，而不必通过挠曲部160。这些壳体制动表面134和136被构造成当传递到承载件140的力超过针对飞行器正常运行期间所预计和设计的力时，防止由于过度偏转而造成的损坏。在一些实施例中，可以包括其它制动表面，其被构造成例如限制承载件140相对于壳体120在竖直方向(例如，y方向)上的位移。

在图2B中示出了安装座100的承载件140。在该实施例中，承载件140形成为单件，该单件被构造成插入到壳体120的腔126内。承载件140在壳体120内的取向由一个或多个键式特征146明确地限定。与壳体120的描述相似，承载件140具有承载件-挠曲部支撑表面(CFSS)150，该CFSS 150与HFSS 130的宽度(沿z方向在承载件凸缘148之间测得)基本上相同。总之，承载件凸缘148和CFSS 150限定了挠曲部通道152的一部分，当处于组装状态时挠曲部160位于挠曲部通道152的该部分中。承载件140具有圆筒形内座圈144，该内座圈144由沿z方向测得的穿过承载件140的厚度的孔142限定。内座圈144的其它轮廓形状是可设想的，如设想为不是承载件140的整个厚度的内座圈144。孔142被构造成在内座圈144处接纳耳轴销(未示出)并与之接合。耳轴销(未示出)被连接至例如飞行器框架或飞行器发动机，并且被构造成：借助与安装座100的连接，通过对从耳轴销(未示出)传递到承载件140中的力产生反作用来提供在一个或多个径向(例如，x方向和y方向)上的刚度，同时仍然允许耳轴销(未示出)的在轴向(例如，z方向)上的刚度比安装座100的在一个或多个径向上提供的刚度低。安装座100被构造成在一个或多个径向(诸如在地面上和/或在飞行巡航阶段期间飞行器的竖直方向和推力方向)上提供的刚度比在轴向(诸如与插入到安装座100中以支撑例如飞行器发动机的耳轴销(未示出)对准的方向)上提供的刚度高。在一些实施例中，由安装座100在一个或多个径向(包括如上文所定义的推力方向和/或竖直方向)上提供的刚度可以比由安装座100在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少一个数量级，即，为至少10倍。在一些实施例中，由安装座100在一个或多个径向(包括如上文所定义的推力方向和/或竖直方向)上提供的刚度可以比由安装座100在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少两个数量级，即，为至少100倍。在一些实施例中，由安装座100在一个或多个径向(包括如上文所定义的推力方向和/或竖直方向)上提供的刚度可以比由安装座100在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少三个数量级，即，为至少1,000倍。

承载件140具有分别在向前推力方向(例如，正x方向)和反向推力方向(例如，负x方向)上的制动表面154和156。这些承载件制动表面154和156与相应的壳体向前推力制动表面和反向推力制动表面134和136(已经在上面关于图2A进行了描述)对应并相互作用。如上所述，当反向推力从发动机经由承载件140传递到安装座100时，承载件140和壳体120在它们相应的反向推力制动表面134和154处彼此直接接触。类似地，当超过安装座100的设计参数的向前推力经由承载件140传递到安装座100时，承载件140在相应的向前推力制动表面136和156处接触壳体120，因此防止了因承载件140相对于壳体120的过度位移而造成的过度且潜在损坏性的变形。

参见图3，示出了安装座100的分解图。虽然该实施例可以安装成部分122A或部分122B在外侧位置，但是壳体120的部分122B在本文中将被称为限定安装座100的“背向部”，以方便说明。这样，壳体120的部分122B位于安装座100的背向部，而壳体部分122A在安装座100的正向部。接下来，挠曲部160被示出为围绕承载件140布置并且在CFSS(例如，参见图2B中的150)处与承载件140接触，使得在挠曲部160的相对端部在承载件140与挠曲部160之间存在间隙158，以便将壳体120的部分122A和122B的HFSS130插入到间隙158中。在一些实施例中，间隙158小于壳体120的部分122A和122B的HFSS 130，使得在组装之后，挠曲部160被预张紧，使得当没有外力(例如，向前推力)被传递至承载件140时，承载件140和壳体120在它们相应的反向推力制动表面134和154处接触。

仍然参见图3，示出了挠曲部160的结构。挠曲部160由呈几何“体育场”形状的挠曲层162组成。如本领域技术人员所知，几何“体育场”被限定为“具有顶部长度和底部长度的矩形，该矩形的端部以半径为r的半圆结束”(例如，参见Wolfram MathWorld)。这些挠曲层162在体育场的半圆形端部处与相邻的挠曲层162通过间隔件164间隔开。本领域普通技术人员将容易理解用于挠曲层162和间隔件的其它形状。在所示的实施例中，挠曲层162和间隔件164由金属制成，但是根据反作用的力，可以用其它合适的材料代替。在一些实施例中，间隔件164可以由与挠曲层162不同的材料(例如，塑料)制成，以减小安装座100的质量。间隔件164具有与挠曲层162的弯曲端部相对应的形状，但是也可以形成为任何合适的形状并且以任何合适的构造布置，以确保挠曲层162在HFSS 130和CFSS 150的区域中彼此间隔开，以便在挠曲部160的挠曲区域(例如，参见图4中的166)中维持相邻挠曲层162之间的基本上恒定和/或均一的间距。如图所示，挠曲层162和间隔件164均被构造成形成有孔172，可以在孔172中插入销钉，以便在组装期间正确地对准间隔件164和挠曲层162。然而，可以预料的是，取代使用销钉的任何对准装置都可满足本发明的要求。图3的挠曲部160被示出为没有图1所示的弹性体材料170，以示出挠曲部160的内部结构，但是可以根据在任何给定应用中所需的振动衰减的水平使用任何合适的弹性体材料170。

应该注意的是，每个挠曲层162的半圆形端部、以及间隔件164、以及挠曲部的第一端部和第二端部都具有基本上相似的轮廓，并且分别与HFSS 130或CFSS 150基本上沿周向接触，使得挠曲层162的一些或全部直线部分(例如，上部分和下部分)不直接与承载件140或壳体120接触，而是很大程度上“浮置”在体育场形挠曲层162的弯曲半圆形端部之间。挠曲部160的半圆形端部分别被固定在壳体凸缘128或承载件凸缘148之间，从而防止挠曲部160的被保持在壳体凸缘128之间的部分的任何移动相对于壳体120在z方向上移动。这样，轴向力将使挠曲层162弯曲(例如，参见图4B和图4C)。当在向前推力方向上的力被传递到承载件140时，每个挠曲层162的直线部分因张紧而对该力产生反作用。一旦该力的大小足够克服为了使承载件140在反向推力制动表面134和154处与壳体120保持接触而施加的任何预张力，则挠曲层162的直线部分就会因张紧而发生应变并伸长，使得承载件140不与壳体120直接接触。与传统已知的中心耳轴式安装座相比，这允许承载件140以较低的刚度更容易地相对于壳体120在z方向上移动。承载件140与壳体120之间的在z方向上的这种相对移动是通过当承载件140相对于壳体120在z方向上移动时挠曲部160的每个挠曲层162在z方向上弯曲而实现的。

在本实施例中，在挠曲部160中使用了20个挠曲层162。然而，可以根据应用选择挠曲层162的数量、尺寸和形状。使用较少量的挠曲层162将减小所有方向上的刚度。根据强度要求和柔性，所需的挠曲层162的数量可以在一个应用到另一个应用之间广泛地变化。理想地，为了提供最小的轴向刚度，与较少量的较厚挠曲层162相比，较大量的较薄挠曲层162是优选的。挠曲部160中使用的挠曲层162的数量可以从宽的范围中选择，从少至大约4个到多至50个以上，只要能防止挠曲部160与壳体120之间以及挠曲部160与承载件140之间的相对轴向移动即可。

参见图4A，示出了安装座100的另一视图，但是其中没有安装壳体部分122B。间隔件164仅延伸远到壳体凸缘128和承载件凸缘148，从而在壳体凸缘128与承载件凸缘148之间限定出挠曲部160的挠曲区域166。在挠曲区域166中，挠曲部160的与壳体120(其安装在支撑框架的圆筒形插口内)固定的部分被保持基本上静止不动，而挠曲部160的挠曲区域166随着承载件140响应于在承载件140处接收到的力相对于壳体120的移动而变形。可以以图4A所示的构造来操作安装座100，而在挠曲部160的周围和内部没有形成弹性体材料170，从而进一步减小了轴向(例如，z方向)上的刚度。然而，由于当省略弹性体材料170时不能提供挠曲层162的高频“振铃”模式的衰减，因此振动衰减水平会略微降低。

图4B和图4C示出了当承载件140相对于壳体120在轴向上移动时，挠曲部160的挠曲层162如何承受在轴向上的弯曲偏转。在该视图中省略了弹性体材料170。当承载件140在用140D表示的方向上轴向偏转时，挠曲部160相应地以弯曲形式变形，弯曲程度随着承载件140相对于壳体120的轴向位移的大小增加而增加。在图4B和图4C的区域174中示出了挠曲部160的弯曲。挠曲部160的弯曲在挠曲部160的顶部部分和底部部分上基本上均一地发生。

参见图5A和图5B，示出了开槽的挠曲层162A的示例性实施例。在作为安装座100的前视平面图的图5A中，在壳体120与承载件140之间可见开槽的挠曲部160A。可以看出，由于没有产生承载件140起到反作用的推力，所以挠曲部160A被预张紧，使得承载件140在反向推力制动表面134和154处与壳体120直接接触。图5B是挠曲层162A的视图，该挠曲层162A除了孔172之外具有实心半圆形端部，但是在挠曲区域166中具有沿挠曲层162A的每个直线部分的长度延伸的两个狭槽168。在一些实施例中，每个狭槽是形成有该狭槽的上部分或下部分的至少部分长度。尽管在每个直线部分中示出了两个狭槽168，但是可以使用任何数量的狭槽168，包括在顶部直线部分上使用与底部直线部分上不同数量的狭槽168。使用狭槽168是为了在竖直方向(例如，y方向)上提供比没有任何这种狭槽的其它方面相同的挠曲层162B(诸如实心挠曲层，参见图6B中的162B)低的刚度。狭槽168被构造成通过减小直线部分在竖直方向上的弯曲横截面的厚度来减小竖直方向上的刚度。因为形成的狭槽非常窄，所以因张紧对推力产生反作用的挠曲层的横截面积受到的影响可忽略不计，因此，径向推力方向上的刚度的减小完全可忽略不计。通过控制形成在挠曲层162A中的狭槽168的数量，可以基于特定应用的要求精确地选择竖直方向上的刚度。

图6A和图6B对应于图5A和图5B中所示的图示，但是在实心挠曲层162B的直线部分中没有形成狭缝，从而提供了在竖直方向上可能的最大刚度。最大刚度仍然可以通过更改挠曲层162B的其它方面来改变。

参见7A、图7B和图7C，示出了顺应性发动机安装座(整体用102表示)的另一示例性实施例。这里所示的安装座102以基本上相似的方式构造，并且具有与图1的实施例所示的部件基本上相似的部件，但是具有线材挠曲部160C，该线材挠曲部160C由围绕承载件140和壳体120同心缠绕的线材组成，以代替例如图6B中所示的个体挠曲层162B。通过使用缠绕的线材挠曲部160C，安装座102被构造成在轴向和竖直径向两个方向上提供基本上相似的低刚度值。在一些实施例中，线材围绕半线轴卷绕，半线轴中的一半线轴被附接至承载件140，而另一半线轴被附接至壳体120。在该实施例中，线材由金属制成，并且根据给定应用中所反作用的力，线材的缠绕次数可以在例如少至10到1,000以上的范围内。分别形成在壳体和承载件中的挠曲部通路132和挠曲部通道152的尺寸、以及线材的厚度(例如，规格)将在很大程度上决定对于任何特定安装座设计来说线材可被缠绕的最大次数。根据对于安装座102的力和其它设计考虑因素(例如，使用寿命、偏转等)，可以使用能够如本文所述和所示地进行缠绕的其它材料。在一些实施例中，线材挠曲部160C包括弹性体材料，该弹性体材料根据安装座102反作用的力来形成线材挠曲部160C的被缠绕的线材部分。在一些其它实施例中，较低强度的金属材料(例如，铜)可以用于线材挠曲部160C的线材绕组。

如相对于图1中的安装座100的示例性实施例所描述的，在一些实施例中，安装座102具有包围线材挠曲部160C的至少一部分的弹性体材料。为了清楚起见，图7A、图7B和图7C中的安装座102的图示中已经省略了该弹性体材料。在一些实施例中，通过在组装之后将液态形式的弹性体材料注射到线材挠曲部160C内和周围来成型弹性体材料。在其它实施例中，弹性体材料可以形成为被结合在线材挠曲部160C的每层之间的层，以向线材挠曲部160C提供内部阻尼特性。这在线材挠曲部160C的缠绕线材的每个绕组之间提供了耐磨剪切连接。在又一实施例中，在装置组装之后，用可倾倒的灌封化合物、粘合剂或环氧树脂将线材挠曲部160C包封。弹性体材料还为线材挠曲部160C提供了环境屏障，防止了颗粒和液体的渗透，颗粒和液体的渗透可能导致线材挠曲部160C的腐蚀和性能的过早劣化从而降低安装座102的可用使用寿命。在一些实施例中，挠曲部160C的各个挠曲层可以在安装座102的组装期间被弹性体材料涂覆。在一些这样的实施例中，弹性体材料可以在形成线材挠曲部160C的缠绕过程期间被施加至线材挠曲部160C的线材。在一些这样的实施例中，在围绕壳体120和承载件140的部件缠绕线材以形成线材挠曲部160C时，使线材挠曲部160C的线材穿过处于未固化状态的弹性体材料。在一些实施例中，弹性体材料被形成和/或成型为使得弹性体材料的外表面与壳体部分122A和122B的外周面基本上一样高，使得安装座102具有基本上平滑和/或连续的外部环形表面。

在图7C中示出了侧向间隙(整体用138表示)。侧向间隙138限定了承载件140在壳体120内的可能的最大侧向偏转量。这样，侧向间隙138是承载件140的外部侧表面与壳体120(例如，壳体部分122A和122B)的相邻内部侧表面之间的距离。因此，对于安装座102的特定实施例，基于承载件140在壳体120内的侧向偏转的程度来确定侧向间隙138的尺寸。当承载件140朝着壳体部分122A和122B中的任一者侧向地移动一距离使得侧向间隙变为“零”值时，安装座104的顺应性方面被有效地“短路”，并且安装座104与传统的硬式安装座装置基本上类似地起作用，而在承载件140与壳体部分122A或122B之间在朝向使承载件140与壳体部分122A或122B接触的方向上不可能有任何进一步的侧向移动。当承载件140的任何侧向表面与壳体部分122A和122B中的任一个物理接触时，侧向间隙138为“零”值。当承载件140不再与壳体部分122A或122B接触时，安装座104将再次用作顺应性安装座，从而允许承载件140与壳体120之间的相对移动。

安装座102被构造成在一个或多个径向(诸如在地面上和/或在飞行巡航阶段期间飞行器的推力方向和/或竖直方向)上提供的刚度比在轴向(诸如与插入到安装座102内以支撑例如飞行器发动机的耳轴销(未示出)对准的方向)上提供的刚度高。在一些实施例中，由安装座102在一个或多个径向(包括如上文所定义的推力方向和/或竖直方向)上提供的刚度可以比由安装座102在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少一个数量级，即，为至少10倍。在一些实施例中，由安装座102在一个或多个径向(包括如上文所定义的推力方向和/或竖直方向)上提供的刚度可以比由安装座102在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少两个数量级，即，为至少100倍。在一些实施例中，由安装座102在一个或多个径向(包括如上文所定义的推力方向和/或竖直方向)上提供的刚度可以比由安装座102在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少三个数量级，即，为至少1,000倍。不管如上文所描述的由安装座104在一个或多个径向上提供的刚度比在轴向上的刚度大的程度如何，在一些这样的实施例中，安装座104在竖直方向(例如，y方向)和轴向(例如，z方向)上提供基本上相同的刚度，例如在25％内、在10％内、在5％内、在2％内或在1％内。

参见图8A至图8E，示出了顺应性发动机安装座(整体用104表示)的另一示例性实施例，该安装座104被构造成适应在安装期间或正常操作期间(例如，发动机相对于机体的变形或运动)可能引起的潜在的“翘起(cocking)”偏转，而不会使挠曲部160的任何挠曲层162过载。本文公开的关于图8A至图8E的示例性实施例的特征也可以应用于具有缠绕的线材挠曲部160C的实施例(例如，安装座102)。在高推力时段期间(例如，在起飞期间)，发动机向耳轴销(未示出)施加足够的推力以使承载件140开始沿向前推力的方向变形和/或弯曲的情况并不少见。该旋转会使外侧挠曲层162(例如，安装座104最靠近发动机的一侧上的挠曲层162)比内侧挠曲层承受更大的应力并且伸长程度更大。这导致与内侧挠曲层相比，外侧挠曲层的疲劳潜在地不均匀，从而与如果所有挠曲层162受到更均一水平的应力的情况相比，显著地缩短了安装座104的可用使用寿命。

图8C和图8D是安装座104的剖视图，以更清楚地示出安装座104的内部特征和构造。图8C和图8D的剖视图是沿着图8B中的切割线8C/8D-8C/8D截取的。在图8B的视图中，未示出壳体接缝124，以更清楚地示出图8A中所示的与壳体接缝124处于相同平面的切割线8C/8D-8C/8D的位置。这样，图8A至图8E的示例性实施例被设计成使得承载件140具有上部插口和下部插口，其中内部枢转构件180具有形成在其顶部和底部(例如，沿正y方向和负y方向延伸)的回转销184，使得内部枢转构件180在翘起方向上具有一定程度的旋转自由度。回转销184和插口的布置可以颠倒，使得回转销184形成在承载件140中，而相应的插口形成在内部枢转构件180中。

如图8A至图8E中所示，这里示出的安装座104的构造与图1至图7B的实施例中所示的安装座100和102的构造基本上相似，但是包括内部枢转构件180，该内部枢转构件180通过将回转销184插入到承载件140的插口内而可枢转地固定在承载件140内。回转销184的滑动表面包括减少摩擦且耐磨的涂层186。在一些实施例中，该涂层186可以设于承载件140的插口的滑动表面上，或者甚至可以整个省略。在正常使用期间，内部枢转构件180将绕着关于回转销184限定的轴线枢转，以在挠曲部160的任何部分的负载变得显著大于挠曲部160的任何其它部分之前适应翘起偏转。如图8E所示，在内部枢转构件180与承载件140之间沿周向存在枢转间隙188。枢转间隙188的尺寸限定翘起偏转的最大量。因此，内部枢转构件180在承载件140内的枢转运动的最大量或程度由内部枢转构件180的外壁与由承载件140的孔142所限定的内座圈144之间的枢转间隙188限定。这样，枢转间隙188限定了在内部枢转构件180的边缘与承载件140进行物理接触之前可能发生的内部枢转构件180相对于承载件140的枢转运动的最大量或程度，从而起到用于翘起偏转的制动元件的作用，以防止内部枢转构件188相对于承载件140的过度翘起偏转。通过枢转以适应翘起偏转，回转销184被构造成使外部施加的推力平衡，以便在挠曲部160的所有部分之间更均匀地分担该推力负载，而不管所施加的翘起变形如何。

安装座104被构造成在一个或多个径向(诸如在地面上和/或在飞行巡航阶段期间飞行器的推力方向和/或竖直方向)上提供的刚度比在轴向(诸如与插入到安装座104内以支撑例如飞行器发动机的耳轴销(未示出)对准的方向)上提供的刚度高。在一些实施例中，由安装座104在一个或多个径向(包括如上文所定义的推力方向和/或竖直方向)上提供的刚度可以比由安装座104在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少一个数量级，即，为至少10倍。在一些实施例中，由安装座104在一个或多个径向(包括如上文所定义的推力方向和/或竖直方向)上提供的刚度可以比由安装座104在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少两个数量级，即，为至少100倍。在一些实施例中，由安装座100在一个或多个径向(包括如上文所定义的推力方向和/或竖直方向)上提供的刚度可以比由安装座104在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少三个数量级，即，为至少1,000倍。不管如上所述由安装座104在一个或多个径向上提供的刚度比在轴向上的刚度大的程度如何，在一些这样的实施例中，安装座104在竖直(例如，y方向)和轴向(例如，z方向)上提供基本上相同的刚度，例如在25％内、在10％内、在5％内、在2％内或在1％内。这样的实施例的实例包括缠绕线材的挠曲部，诸如在图7A至图7C中用挠曲部160C所示出和描述的。

如相对于图1中的安装座100的示例性实施例所描述的，在一些实施例中，安装座104具有包围挠曲部160的至少一部分的弹性体材料，弹性体材料被构造成减少振动和力的传递并且还提供环境保护。为了清楚起见，图8A至图8D中的安装座104的图示中已经省略了该弹性体材料。在一些实施例中，挠曲部160整个被这样的弹性体材料包封起来。在具有弹性体材料的实施例中，这样的弹性体材料被构造成提供围绕挠曲部160的内部部件的环境密封，以及对挠曲部160的各个挠曲层162的高频“振铃”模式提供阻尼。振动隔离和/或阻尼主要是通过如下来提供的：相对于由安装座104在竖直方向(例如，y方向)和/或推力方向(例如，x方向)上提供的较高刚度特性而言，挠曲部160在轴向或侧向(例如，z方向)上的相对低的刚度特性。这种在轴向上的相对较低的刚度允许承载件140和被支撑装置(例如，发动机)以传递到支撑结构(例如，框架)的较低力传递相对于壳体120侧向移动，从而减小了施加到机体的振动力和位移的量。该布置在减小发动机的基音激发频率(例如，N1和N2，包括落在80Hz-500Hz的范围内)的振动传递方面非常有效，而且在减小宽带干扰方面也非常有效。在一些实施例中，通过在组装之后将液态形式的弹性体材料注射到挠曲部160内和周围来成型弹性体材料。在其它实施例中，弹性体材料可以形成为被结合在挠曲部160的一个或多个层之间的层，以向挠曲部160提供内部阻尼特性。在一些这样的实施例中，弹性体材料形成为被结合在挠曲部160的每个层之间的层，以向挠曲部160提供内部阻尼特性。针对因弯曲而引起的相对运动，这在每个挠曲层之间提供了耐磨剪切连接。在另一些其它实施例中，弹性体材料可以在组装过程期间手动地分层。在又一实施例中，在装置组装之后，用可倾倒的灌封化合物、粘合剂或环氧树脂将挠曲部160包封。如上所述，弹性体材料还为线材挠曲部160提供环境屏障，防止了颗粒和液体的渗透，颗粒和液体的渗透可能导致线材挠曲部160的腐蚀和性能的过早劣化从而降低安装座104的可用使用寿命。在一些实施例中，挠曲部160的各个挠曲层162可以在安装座104的组装期间被弹性体材料涂覆。在一些实施例中，弹性体材料被形成和/或成型为使得弹性体材料的外表面与壳体部分122A和122B的外周面基本上一样高，使得安装座104具有基本上平滑和/或连续的外部环形表面。

图9A和9B是构造成适应翘起偏转的两个另外的实施例的示意图，该翘起偏转可能导致挠曲部160的一部分的过度应力和偏转。根据图9A的实施例，安装座100被安装在传统刚性单球结构190中，该刚性单球结构190本身被附接至发动机或飞行器框架。根据图9B的实施例，刚性单球结构190被结合在承载件140内。在两个实施例中，刚性单球结构190都被构造成允许旋转铰接以及在翘起偏转方向上的枢转，从而有助于防止不均匀的应力被传递到挠曲部160中。安装座100、102、104、106和108中的任何一个都可以安装在刚性单球结构190内。类似地，安装座100、102、104、106和108中的任何一个都可以具有结合在承载件140、220中的刚性单球结构190。

在图10A至图10G中示出了顺应性发动机安装座(整体用106表示)的另一示例性实施例。安装座106呈中心耳轴安装座的形式，其被构造成将例如飞行器发动机支撑并附接至飞行器框架。如图10A至图10G所示，根据该示例性实施例的安装座106具有壳体(整体用200表示)、承载件220和挠曲部(整体用240表示)。壳体200具有大致为圆形的外部轮廓，因此使得安装座106能够安装在框架(例如，机体)或发动机的传统圆筒形插口内。壳体200包括第一壳体部分202A、第二壳体部分202B和第三壳体部分202C。第二和第三壳体部分202B和202C各具有外部壳体凸缘208，该外部壳体凸缘208具有大体圆形的截面轮廓，使得当第二和第三壳体部分202B和202C组装在一起以限定壳体接缝204时，安装座106具有圆形的侧面轮廓。第一、第二和第三壳体部分202A、202B和202C可以具有任何合适的轮廓，使得安装座106可以被构造成安装在例如发动机或支撑结构中的任何合适的开口内。壳体接缝204由第一、第二和第三壳体部分202A、202B和202C之间的界面限定，并且被挠曲部通路212沿周向中断。

当安装座106处于组装状态时，承载件220借助挠曲部240被附接至第一壳体部分202A，并且位于壳体200内。在该实施例中，挠曲部240的取向允许当承载件220相对于壳体200旋转或“翘起”时挠曲部240的每个股线或层更均匀地加载。挠曲部240的取向还允许承载件220绕着由反向推力制动表面214和234限定的接触点或者轴线262枢转。承载件220包括形成在其中的凹口226，旋转心轴260被插入到该凹口226中。承载件220还包括穿孔，销264被插入到该穿孔中，以穿过形成为穿过每个旋转心轴260的厚度的孔。销264穿过销264所插入的凹口的整个厚度，并且销264的两端被承载件220固定。在该实施例中，挠曲部240是一根或多根线材，该线材围绕承载件220和第一壳体部分202A缠绕多次。

在一些实施例中，挠曲部240可以由围绕承载件220和第一壳体部分202A缠绕多次的单根线材形成。在一些实施例中，通过在围绕承载件220和第一壳体部分202A缠绕用于形成挠曲部240的线材时施加压缩力，承载件220和第一壳体部分202A可以在反向推力制动表面214和234处彼此接触地被预张紧。在形成挠曲部240时缠绕用于形成挠曲部240的线材的次数由安装座106所反作用的力、用于形成挠曲部240的线材的机械性质、安装座106的内部几何形状(包括挠曲部通路212的内表面与旋转心轴260之间的距离)等等来确定。当承载件220被预张紧以与第一壳体部分202A接触时，承载件220和第一壳体部分202A将在反向推力制动表面214和234处保持彼此接触，直到由安装座106所反作用的力的大小大于将承载件220和第一壳体部分202A保持在一起的预张紧力为止。在一些其它实施例中，挠曲部240可以包括通过间隔件彼此分开的多个堆叠的挠曲层，至少如图3所示。在挠曲部240包括挠曲层的这种实施例中，对于挠曲部240的组装来说可能有利的是，承载件220的凹口226充分地深，以使得在安装挠曲层时旋转心轴260能够被插入得深到足以整个地凹入到该凹口226中，其中旋转心轴260被构造成随后被移动以与轴线262共对准。

第一壳体部分202A具有形成在其中的至少一个挠曲部通路(整体用212表示)。在所示实施例中，第一壳体部分202A具有形成在其中的多个挠曲部通路212。第一壳体部分202A具有形成挠曲部通路212处的减小的截面积。在一些实施例中，第一壳体部分202A的挠曲部通路212与承载件220的相应凹口226在竖直方向上基本上居中，当处于组装状态时挠曲部240被保持捕获在凹口中。在其它实施例中，一个或多个挠曲部通路212可以在竖直方向上与承载件220的相应凹口226不对准。示出了每个挠曲部通路212具有与旋转心轴260的上保持凸缘与下保持凸缘之间的竖直距离的高度相同的竖直高度，使得挠曲部240具有沿着由挠曲部240形成的体育场形状基本上恒定的横截面轮廓。在其它实施例中，一个或多个挠曲部通路212具有与旋转心轴260的上、下保持凸缘之间的竖直距离不同的高度，使得挠曲部240具有沿着由挠曲部240形成的体育场形状可变的横截面轮廓。承载件220可绕轴线262旋转，以允许承载件220相对于壳体200的“翘起”偏转。在一些实施例中，减小摩擦的涂层可以设置在销264与旋转心轴260和/或销264与承载件220之间，以允许承载件绕轴线262更自由地旋转。

当处于侧向未偏转位置时，承载件220的外部侧表面可以分别与第二和第三壳体部分202B和202C的外部侧表面共面、凹入到第二和第三壳体部分202B和202C的外部侧表面中、和/或延伸超过第二和第三壳体部分202B和202C的外部侧表面。在一些实施例中，壳体200中不包括限制承载件220与壳体200之间的相对移动量并且相应地限制挠曲部240的侧向偏转量的保持特征。在其它实施例中，例如如图7A至图7C的实施例中所示，第二和/或第三壳体部分202B和/或202C可以延伸超过壳体200内的承载件220的外部侧表面，并将其部分地封闭，使得承载件220在壳体200内的侧向移动量由承载件220的外部侧表面与第二和第三壳体部分202B和202C的相应内部侧表面之间的间隙划界。在一些实施例中，承载件220相对于第二壳体部分202B或第三壳体部分202C的侧向移动量可以在一个方向上不受壳体200的限制，但是可以在另一方向上受壳体200的限制。

安装座106可以安装成，第二和第三壳体部分202B和202C中的任一个在外侧位置。为了讨论的目的，壳体200的第二壳体部分202B在本文中将被称为限定安装座106的“背向部”，以方便说明。这样，壳体200的第二壳体部分202B位于安装座106的背向部，而第三壳体部分202C位于安装座106的正向部。接下来，每个挠曲部240被示出为围绕承载件220和第一壳体部分202A布置并与它们接触，从而将承载件220和第一壳体部分202A一起保持为单个单元。然后，壳体200的第二和第三壳体部分202B和202C围绕由承载件220和第一壳体部分202A形成的单元被固定，使得在组装之后，当没有外力(例如，向前推力)传递至承载件220时，挠曲部240与第二和第三壳体部分202B和202C中的任一个均分开并与之不直接接触。

仍然参见图10A至图10G，示出了挠曲部240的结构。挠曲部260由同心卷绕的线材组成，以形成几何“体育场”的形状。在所示的实施例中，用于形成挠曲部240的线材由金属制成，但是根据反作用的力，可以用其它合适的材料(包括弹性体材料)代替。该实施例的挠曲部240被示出为没有弹性体材料(诸如相对于图1至图5B的实施例所示和描述的)，以更好地示出安装座106的内部部件，但是根据任何给定应用中所需的振动衰减的水平，可以使用任何合适的弹性体材料。

在作为安装座106的分解组装图的图10D和图10E中，更详细地示出了壳体200。如图所示，壳体200具有第一、第二和第三壳体部分202A、202B和202C。第二和第三壳体部分202B和202C被示出为作为彼此的镜像基本上是对称的，并且这样，安装座106被构造为安装成将发动机支撑在飞行器的任一侧上。在一些实施例中，壳体200被设计成使得第二和第三壳体部分202B和202C是不对称的，使得安装座106仅可以在一个取向上(例如，飞行器的仅一侧)使用。由于在该实施例中壳体200是对称的，所以第二和第三壳体部分202B和202C的结构关于壳体接缝204所限定的平面是镜像的，如图10A所示。在该实施例中，第一壳体部分202A在其挠曲部通路212内的一部分处具有凹入的壳体-挠曲部支撑表面(HFSS)，在该表面处挠曲部240与第一壳体部分202A接触。由于形成在第一壳体部分202A中的挠曲部通路212，挠曲部240不会径向延伸超过壳体200的外部轮廓。第二和第三壳体部分202B和202C中的一个或多个具有形成在其中的至少一个挠曲部通路212。在所示实施例中，第二和第三壳体部分202B和202C具有多个挠曲部通路212，该多个挠曲部通路212形成在第二和第三壳体部分202B和202C的外部部分周围的与旋转心轴260相邻的位置处。在一些实施例中，挠曲部通路212可以用于视觉上检查挠曲部240。

仍然参见图10D和图10E，示出了形成在第二和第三壳体部分202B和202C中的每一个中的向前推力制动表面216以及形成在承载件220中的向前推力制动表面236的实施例。在图10C和图10G中示出了反向推力制动表面214和234。提供反向推力制动表面214和234，以防止承载件220在反向推力方向上相对于第一壳体部分202A的过度相对位移。提供向前推力制动表面216和236，以防止承载件220在向前推力方向上相对于第一壳体部分202A的过度相对位移。反向推力制动表面214和向前推力制动表面216可以形成在第一、第二和第三壳体部分202A、202B和202C上的任何适当位置处，以限制承载件220在任何径向上相对于壳体200的偏转或移位。当承载件220分别经由反向推力或向前推力制动表面234和236与反向推力或向前推力制动表面214和216中的任一个接触时，承载件220与壳体200之间的这种接触提供了承载件220与壳体200之间的机械力传递“短路”，使得从耳轴销(未示出)到承载件220内的力和振动可以直接传到壳体200中，而不必通过挠曲部240。提供制动表面134和136，以当传递到承载件220的力超过针对飞行器正常操作期间所预计和设计的力(诸如，在飞行巡航阶段期间或在典型的起飞和/或着陆期间可能经历的力)时，防止由于挠曲部240的过度偏转而对安装座106造成损坏。为第二和第三壳体部分202B和202C提供侧向制动表面235并且为承载件220提供侧向制动表面215。侧向制动表面215和235被构造成防止承载件220相对于壳体200的过度侧向移动。当承载件220经由侧向制动表面235中的任一个与侧向制动表面215中的任一个接触时，承载件220与壳体200之间的这种接触在承载件220与壳体200之间提供了机械力传递“短路”，使得从耳轴销(未示出)到承载件220内的力和振动可以直接传到壳体200中，而不必通过挠曲部240。在一些实施例中，可以包括其它制动表面，该其它制动表面被构造成例如限制承载件140在竖直方向(例如，y方向)上相对于壳体120的位移。

在图10A至图10G所示的实施例中，承载件220形成为单件，其被构造成经由挠曲部240附接至壳体200的第一壳体部分202A。承载件140在壳体120中的取向由第一壳体部分202A以及第二和第三壳体部分202B和202C的形状明确地限定。承载件220具有圆筒形内座圈224，内座圈224由穿过承载件220的厚度的孔222限定，承载件220的厚度是沿着孔222的延伸轴线测得的。在一些实施例中，内座圈224可以具有非圆筒形的轮廓。在其它实施例中，内座圈224可以不是承载件220的整个厚度。孔222被构造成在内座圈224处接纳耳轴销(未示出)并与耳轴销接合。耳轴销(未示出)被连接至被支撑装置或支撑结构，例如分别为飞行器发动机或飞行器框架。

安装座106被构造成在径向(例如，在地面上和/或在飞行巡航阶段期间飞行器的推力方向)上提供的刚度比在轴向(诸如与插入到安装座106内以支撑例如飞行器发动机的耳轴销(未示出)对准的方向)上提供的刚度高。在一些实施例中，由安装座106在径向(例如，如上文所定义的推力方向)上提供的刚度可以比由安装座106在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少一个数量级，即，为至少10倍。在一些实施例中，由安装座106在径向(例如，如上文所定义的推力方向)上提供的刚度可以比由安装座106在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少两个数量级，即，为至少100倍。在一些实施例中，由安装座106在径向(例如，如上文所定义的推力方向)上提供的刚度可以比由安装座106在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少三个数量级，即，为至少1,000倍。不管如上所述由安装座106在径向(例如，如上文所定义的推力方向)上提供的刚度比在轴向上的刚度大的程度如何，在一些这样的实施例中，安装座106在竖直方向和轴向上提供了基本上相同的刚度，例如在25％内、在10％内、在5％内、在2％内或在1％内。在如上所述由安装座106在竖直方向和轴向上提供的刚度基本上相同的这种实施例中，由安装座106在推力方向上提供的刚度与由安装座106在竖直方向和/或轴向上提供的刚度之间的程度或比率基本上是同一值，这取决于由安装座106分别在竖直方向和轴向上提供的刚度之间的差异程度。

这种在一个或多个径向上的相对较高的刚度允许安装座106对从耳轴销(未示出)传递到承载件220中的力产生反作用，同时仍然允许安装座106的在耳轴销(未示出)的轴向上的相对较低的刚度特性。承载件220具有沿反向推力方向取向的反向推力制动表面234、沿向前推力方向取向的向前推力制动表面236以及沿侧向或轴向取向的侧向制动表面235。这些反向推力、侧向和向前推力承载件制动表面234、235和236对应于相应的壳体反向推力、侧向和向前推力制动表面214、215和216并与之相互作用，其中的每一个已在上文中相对于至少图10D和图10E进行了描述。如上所述，当反向推力从发动机经由承载件220被传递至安装座106时，承载件220和壳体200在它们相应的反向推力制动表面214和234处彼此直接接触。类似地，当超过安装座106的设计参数的向前推力经由承载件220被传递至安装座106时，承载件220在相应的向前推力制动表面216和236处接触壳体200，因此防止因承载件220相对于壳体200的过度位移而造成的挠曲部240的过度且潜在损坏性的变形。当超过安装座106的设计参数的侧向偏转力经由承载件220被传递至安装座106时，承载件220在侧向制动表面215中的一个侧向制动表面处接触壳体200，因此防止因承载件220相对于壳体200的过度侧向位移而造成的挠曲部240的过度且潜在损坏性的侧向偏转和/或变形。

在一些实施例中，安装座106可以包括第一壳体部分202A和第二壳体部分202B，且基本上以第二和第三壳体部分202B和202C一体地形成为单件和/或整体地形成的方式包括图10A至图10G中的第二和第三壳体部分202B和202C的特征。在一些实施例中，挠曲部240至少部分地涂覆有弹性体材料，如相对于图1至图7C所示的实施例在上文中所描述的和并且整个并入此处。提供这样的弹性体材料以减少承载件220与壳体200之间的振动的传递。在一些实施例中，弹性体材料提供了围绕挠曲部240的内部部件的环境密封，以及对挠曲部240的各个挠曲层和/或线材的高频“振铃”模式提供阻尼。振动隔离和/或阻尼主要是通过挠曲部240的在轴向或侧向(由孔222的轴线限定)上的相对低的刚度特性提供的，这允许承载件220和被支撑装置(例如，发动机)在较低的力传递到支撑构件(例如，框架)的情况下相对于壳体200侧向移动，从而减小了施加到支撑结构的振动力和位移的量。该布置减少了发动机的基音激发频率(例如，N1和N2)的振动传递，而且还减少了宽带干扰。在一些实施例中，在将挠曲部240与承载件220和壳体200的至少一部分进行组装之后将液体形式的弹性体材料注射到挠曲部240内和周围。在挠曲部包括多个堆叠的挠曲层的其它实施例中，弹性体材料被形成为被结合在挠曲部240的每个层之间的层，以向挠曲部240提供内部阻尼特性。针对因弯曲引起的相对运动，这在每个挠曲层之间提供了耐磨剪切连接。在其它这样的实施例中，弹性体材料可以在组装过程期间手动地分层。在又一实施例中，在装置组装之后，用可倾倒的灌封化合物、粘合剂或环氧树脂将挠曲部240包封。弹性体材料还为挠曲部240提供环境屏障，防止了颗粒和液体的渗透，颗粒和液体的渗透可能导致挠曲部240的腐蚀和性能的过早劣化从而降低安装座106的可用使用寿命。在一些实施例中，挠曲部240的各个挠曲层162可以在安装座106的组装期间被弹性体材料涂覆。在一些实施例中，弹性体材料被形成和/或成型为使得弹性体材料的外表面与第二和第三壳体部分202A和202C的外周面基本上一样高，使得安装座106具有基本上平滑和/或连续的外部环形表面。弹性体材料可以以至少上文所描述的任何方式被包含在本文公开的任何实施例中而没有限制。

挠曲部240的半圆形端部具有彼此基本上相似的轮廓，并且在挠曲部通路212处分别与旋转心轴260或第一壳体部分202A基本上沿周向接触，使得挠曲部的一些或所有直线部分(例如，上部分和下部分)不与承载件220或壳体200直接接触，而是“浮置”在体育场形挠曲部240的弯曲半圆形端部之间。挠曲部240的半圆形端部分别被固定在旋转心轴260(其由销264相对于承载件220固定在适当位置)的上凸缘与下凸缘之间，或第一壳体部分202A的切除部分(由形成在第一壳体部分202A中的挠曲部通路212的尺寸限定)的上表面与底表面之间，从而防止挠曲部240的被保持在旋转心轴260与第一壳体部分202A之间的部分的任何移动。这样，轴向力将使挠曲部240绕着挠曲部通路212(挠曲部240在该挠曲部通路212处被固定至第一壳体部分202A)旋转和/或绕着旋转心轴260、销264和轴线262旋转。当在向前推力方向上的力被传递至承载件220时，用于形成挠曲部240的线材的直线部分因张紧而对该向前推力产生反作用。一旦向前推力的大小足够克服为了使承载件220在反向推力制动表面214和234处与壳体200保持接触而施加的任何预张力，挠曲部240的直线部分就会因张紧力而发生应变并伸长，使得承载件220不与壳体200或其任何部分直接接触。与传统已知的中心耳轴式安装座相比，如上文其它地方所述，挠曲部240的这种伸长以及承载件220相对于壳体200的“浮置”允许承载件220以较低的刚度更容易地相对于壳体200侧向移动。承载件220与壳体200之间的这种相对侧向移动是通过在承载件220相对于壳体200沿轴向移动时用于形成挠曲部240的线材在轴向或侧向上的弯曲和/或挠曲部240的旋转实现的。

线材的尺寸、绕组的数量、挠曲部240的尺寸和/或形状可以根据应用进行选择。使用较少数量的绕组、较小的线材等将减小所有方向上的刚度。根据安装座106所需的强度要求和柔性，所需的绕组的数量可以在一个应用到下一个应用之间广泛地变化。理想地，为了提供最小的轴向刚度，与较少量的构成挠曲部240的较厚线材相比，较大量的构成挠曲部240的较薄线材是优选的。挠曲部240中使用的绕组的数量可以从宽的范围中选择，从少至大约10个到多至50个、100个、200个、500个、1000个或更多个，只要能防止挠曲部240与壳体200之间以及挠曲部240与承载件220之间的相对轴向移动即可。

在图11中示出了顺应性发动机安装座(整体用108表示)的另一示例性实施例。该实施例具有在上文中关于图10A至图10G的示例性实施例所描述的特征、结构和功能中的许多。安装座108呈中心耳轴安装座的形式，其被构造成将例如飞行器发动机支撑并附接至飞行器框架。如图11所示，根据该示例性实施例的安装座108具有壳体(整体用290表示)、承载件220和挠曲部280。壳体290具有大致为圆形的外部轮廓，因此使得安装座108能够被安装在框架(例如，机体)或发动机的传统圆筒形插口内。壳体290包括第一、第二和第三壳体部分292、296A和296B。当安装座108处于组装状态时，承载件220借助挠曲部280附接至第一壳体部分292，并且位于壳体200内。在该实施例中，第一壳体部分292具有形成在其外表面中的多个周向取向的通道(整体用294表示)，挠曲部280被布置在该多个周向取向的通道中。在该实施例中，通道294具有至少与挠曲部280的横截面高度和宽度对应的深度和宽度。在该实施例中，挠曲部280的取向允许当承载件220相对于壳体290旋转或“翘起”时挠曲部280的每个股线或层更均匀地加载。挠曲部280的取向还允许承载件220绕着由与销264共轴的纵向所限定的轴线枢转。承载件220包括形成在其中的凹口226，旋转心轴260被插入到该凹口226中。承载件220还包括穿孔，销264被插入到该穿孔中以穿过形成为穿过每个旋转心轴260的厚度的孔。销264穿过销264所插入的凹口226的整个厚度，并且销264在两端部被承载件220固定。在该实施例中，挠曲部280是围绕承载件220和第一壳体部分292缠绕多次的一根或多根线材。在一些实施例中，挠曲部280可以由围绕承载件220和第一壳体部分292缠绕多次的单根线材形成。在一些实施例中，通过在围绕承载件220和第一壳体部分292缠绕用于形成挠曲部280的线材时施加压缩力，承载件220和第一壳体部分292可以在反向推力制动表面214和234(类似于图10A至图10G中所示的那些)处彼此接触地被预张紧。在形成挠曲部280时缠绕用于形成挠曲部280的线材的次数由安装座108反作用的力、用于形成挠曲部280的线材的机械性质、安装座108的内部几何形状等来确定。当承载件220被预张紧成与第一壳体部分292接触时，承载件220和第一壳体部分292将在制动表面处保持彼此接触，直到由安装座108反作用的力的大小大于将承载件220和第一壳体部分292保持在一起的预张紧力为止。

如图11所示，第一壳体部分292具有围绕外周边的两个侧边沿周向形成的狭槽，其中第二和第三壳体部分296A和296B接合到第一壳体部分292上，以将第二和第三壳体部分296A和296B固定至第一壳体部分292。在一些实施例中，第二壳体部分296A可以与第三壳体部分296B形成为一体，使得第二和第三壳体部分296A和296B两者的特征被一体地和/或整体地形成在单个第二壳体部分296A中。在优选实施例中，挠曲部280至少部分地被涂覆有弹性体材料，如相对于图1至图7C所示的实施例在上文中描述的并且整个并入此处。提供这样的弹性体材料以减少承载件220与壳体290之间的振动的传递。在一些实施例中，弹性体材料提供了围绕挠曲部280的内部部件的环境密封，以及对挠曲部280的各个挠曲层和/或线材的高频“振铃”模式提供阻尼。振动隔离和/或阻尼主要是通过挠曲部280的在轴向或侧向(由穿过承载件220形成的孔的轴线所限定)上的低刚度特性提供的，这允许承载件220和被支撑装置(例如，发动机)在较低的力传递到支撑结构(例如，框架)的情况下相对于壳体290的侧向移动，从而减小了施加到支撑结构的振动力和位移的量。该布置减少了发动机的基音激发频率(例如，N1和N2)的振动传递，而且还减少了宽带干扰。在一些实施例中，在将挠曲部280与承载件220和壳体200的至少一部分进行组装之后，将液体形式的弹性体材料注射到挠曲部280内和周围。在挠曲部包括多个堆叠的挠曲层的其它实施例中，弹性体材料被形成为被结合在挠曲部250的每个层之间的层，以向挠曲部280提供内部阻尼特性。针对因弯曲而引起的相对运动，这在每个挠曲层之间提供了耐磨剪切连接。在其它这样的实施例中，弹性体材料可以在组装过程期间手动地分层。在又一实施例中，在装置组装之后，用可倾倒的灌封化合物、粘合剂或环氧树脂将挠曲部280包封。弹性体材料还为挠曲部280提供环境屏障，防止了颗粒和液体的渗透，颗粒和液体的渗透可能导致挠曲部280的腐蚀和性能的过早劣化，从而降低安装座106的可用使用寿命。在一些实施例中，挠曲部280的各个挠曲层可以在安装座108的组装期间被弹性体材料涂覆。在一些实施例中，弹性体材料被形成和/或成型为使得弹性体材料的外表面与壳体部分296A和296B的外周面基本上一样高，使得安装座108具有基本上平滑和/或连续的外部环形表面。弹性体材料可以以至少上文所描述的任何方式被包含在本文公开的任何实施例中而没有限制。

挠曲部280的半圆形端部具有彼此基本上相似的轮廓，并且与旋转心轴260大体上沿周向接触，使得挠曲部的一些或所有直线部分(例如，上部分和下部分)不与承载件220或壳体290直接接触，而是“浮置”在体育场形挠曲部280的弯曲半圆形端部之间。挠曲部280的半圆形端部分别被固定在旋转心轴260(其由销264相对于承载件220固定在适当位置)的上凸缘与下凸缘之间，或第一壳体部分292的切除部分(由形成在第一壳体部分292中的挠曲部通路294的尺寸限定)的上表面与底表面之间，从而防止挠曲部280的被保持在旋转心轴260与第一壳体部分292之间的部分的任何移动。这样，轴向力将使挠曲部280绕着旋转心轴260、销264和轴线262旋转。当在向前推力方向上的力被传递至承载件220时，用于形成挠曲部280的线材的直线部分因张紧而对该向前推力产生反作用。一旦向前推力的大小足够克服为了使承载件220在制动表面处与壳体290保持接触而施加的任何预张力，挠曲部280的直线部分就会因张紧而发生应变并伸长，使得承载件220不与壳体290或其任何部分直接接触。与传统已知的中心耳轴式安装座相比，挠曲部280的这种伸长以及承载件220相对于壳体290的“浮置”允许承载件220以非常低的刚度更容易地相对于壳体290侧向移动。承载件220与壳体290之间的这种相对侧向移动是通过在承载件220相对于壳体290沿轴向移动时用于形成挠曲部280的线材在轴向或侧向上的弯曲和/或挠曲部280的旋转实现的。

线材的尺寸、绕组的数量、挠曲部280的尺寸和/或形状可以根据应用进行选择。使用较少数量的绕组、较小的线材等将减小所有方向上的刚度。根据安装座108所需的强度要求和柔性，所需的绕组的数量可以在一个应用到另一个应用之间广泛地变化。理想地，为了提供最小的轴向刚度，与较少量的构成挠曲部280的较厚线材相比，较大量的构成挠曲部280的较薄线材是优选的。挠曲部280中使用的绕组的数量可以从宽的范围中选择，从少至大约10个到多至50个、100个、200个、500个、1000个或更多个，只要能防止挠曲部280与壳体200之间以及挠曲部280与承载件220之间的相对轴向移动即可。

安装座108被构造成在径向(例如，在地面上和/或在飞行巡航阶段期间飞行器的推力方向)上提供的刚度比在轴向(诸如与插入到安装座108内以支撑例如飞行器发动机的耳轴销(未示出)对准的方向)上提供的刚度高。在一些实施例中，由安装座108在径向(例如，如上文所定义的推力方向)上提供的刚度可以比由安装座108在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少一个数量级，即，为至少10倍。在一些实施例中，由安装座108在径向(例如，如上文所定义的推力方向)上提供的刚度可以比由安装座108在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少两个数量级，即，为至少100倍。在一些实施例中，由安装座108在径向(例如，如上文所定义的推力方向)上提供的刚度可以比由安装座108在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少三个数量级，即，为至少1,000倍。不管如上所述由安装座108在径向(例如，如上文所定义的推力方向)上提供的刚度比在轴向上的刚度大的程度如何，在挠曲部280包括多个绕组或者一个或多个线材或丝材的这种实施例中，安装座108在竖直方向和轴向上提供了基本上相同的刚度，例如在25％内、在10％内、在5％内、在2％内或在1％内。在如上所述由安装座108在竖直方向和轴向上提供的刚度基本上相同的这种实施例中，由安装座108在推力方向上提供的刚度与由安装座108在竖直方向和/或轴向上提供的刚度之间的程度或比率基本上是同一值，这取决于由安装座108分别在竖直方向和轴向上提供的刚度之间的差异程度。

在图12中示出了顺应性发动机安装座(整体用110表示)的另一示例性实施例。安装座110呈中心耳轴安装座的形式，其被构造成将例如飞行器发动机支撑并附接至飞行器框架。在该实施例中，安装座110具有第一壳体310、第二壳体320和挠曲部330。第一壳体310借助挠曲部330连接至第二壳体320，挠曲部330包括围绕第一和第二壳体310和320同心缠绕的至少一根线材。安装座110具有“体育场”形状的外部轮廓，该“体育场”具有半圆形端部以及连接半圆形端部的大致平坦的侧向边缘。第一和第二壳体310和320两者分别具有至少一个平坦边缘，第一和第二壳体310和320被构造成在该至少一个平坦边缘处彼此接触。第一和第二壳体310和320的这些平坦边缘是压缩制动表面318和328。第一和第二壳体310和320中的一个或两者可以是实心的或内部空心的。在该实施例中，挠曲部330包括围绕第一和第二壳体310和320缠绕多次的一根或多根线材。在这些实施例中，挠曲部330可以由围绕第一和第二壳体310和320缠绕多次的单根线材形成。在一些实施例中，通过在围绕承载件第一和第二壳体310和320缠绕用于形成挠曲部330的线材时施加压缩力，第一和第二壳体310和320可以在制动表面318和328处彼此接触地被预张紧。在形成挠曲部330时缠绕用于形成挠曲部330的线材的次数由安装座110反作用的力、用于形成挠曲部330的线材的机械性质、安装座110的内部几何形状等来确定。当第一和第二壳体310和320被预张紧成彼此接触时，第一和第二壳体310和320将在制动表面318和328处保持彼此接触，直到由安装座110反作用的力的大小大于将第一和第二壳体310和320保持在一起的预张紧力为止。在一些其它实施例，挠曲部330包括通过间隔件彼此分开的多个堆叠的挠曲层，至少如图3中所示。

第一和第二壳体310和320具有围绕其周边的至少一部分形成的通道，以将挠曲部330容纳并保持在这些通道内。在一些实施例中，通道围绕第一和第二壳体310和320的至少三侧形成。在一些这样的实施例中，通道围绕第一和第二壳体310和320的整个周边除了制动表面318和328之外的部分形成。在一些实施例中，形成在第一和第二壳体310和320中的一者或两者中的通道的尺寸至少与挠曲部330的横截面积相同，使得挠曲部330不会延伸超过安装座110的外周边。

当处于侧向未偏转位置时，第一和第二壳体310和320关于彼此对中和/或它们的外部侧表面彼此共面。在一些实施例中，可以在第一和第二壳体310和320中的一者或两者中包括保持特征，以限制第一和第二壳体310和320之间的相对移动的量以及相应地限制挠曲部330在弯曲区域中的侧向偏转的量，该弯曲区域被限定为挠曲部330的未被容纳在围绕第一和第二壳体310和320的周边形成的相应通道内的部分。

可以将第一和第二壳体310和320中的一个经由孔312或322中的一个固定至诸如飞行器发动机支撑系统或装置的轭架等支撑结构来安装安装座110。挠曲部330由形成几何“体育场”形状的同心卷绕的线材组成。在所示的实施例中，用于形成挠曲部330的线材由金属制成，但是根据安装座110所反作用的力，可以用其它合适的材料代替，包括弹性体材料。示出了该实施例的挠曲部330，而未示出弹性体材料(诸如相对于图1至图5B的实施例示出和描述的)，以更好地示出安装座106的内部部件，但是根据在任何给定应用中所需的振动衰减水平，可以使用任何合适的弹性体材料。第二壳体320具有多个通孔326，这些通孔用于将安装座固定至中间浮置结构，如图13A至图13H的系统中所示和所述的。

安装座110被构造成在径向(例如，在地面上和/或在飞行巡航阶段期间飞行器的推力方向)上提供的刚度比在轴向(诸如与插入到安装座110内以支撑例如飞行器发动机的耳轴销(未示出)对准的方向)上提供的刚度高。在一些实施例中，由安装座110在径向(例如，如上文所定义的推力方向)上提供的刚度可以比由安装座110在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少一个数量级，即，为至少10倍。在一些实施例中，由安装座110在径向(例如，如上文所定义的推力方向)上提供的刚度可以比由安装座110在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少两个数量级，即，为至少100倍。在一些实施例中，由安装座110在径向(例如，如上文所定义的推力方向)上提供的刚度可以比由安装座110在轴向(其与耳轴销(未示出)的纵轴对准)上提供的刚度大至少三个数量级，即，为至少1,000倍。不管如上所述由安装座110在径向(例如，如上文所定义的推力方向)上提供的刚度比在轴向上的刚度大的程度如何，在挠曲部330包括多个绕组或者一个或多个线材或丝材的这种实施例中，安装座110在竖直方向和轴向上提供了基本上相同的刚度，例如在25％内、在10％内、在5％内、在2％内或在1％内。在如上所述由安装座110在竖直方向和轴向上提供的刚度基本上相同的这种实施例中，由安装座110在推力方向上提供的刚度与由安装座110在竖直方向和/或轴向上提供的刚度之间的程度或者比率基本上是同一值，这取决于由安装座110分别在竖直方向和轴向上提供的刚度之间的差异程度。

参见图13A至图13F和图13H，示出了用于在飞行器中提供顺应性力和/或振动隔离(例如，阻尼)的系统(整体用112表示)。系统112包括轭架(整体用350表示)，该轭架固定地连接至机身360。在一些实施例中，轭架350被制成与机身360为一体。轭架350包括上安装座(整体用352表示)、下安装座(整体用354表示)以及中央安装座(整体用356表示)。上和下安装座352和354在此处被示意性地示出，并且是任何合适的类型，包括例如传统顺应性安装座。中央安装座356包括至少一个安装座110(如上文中相对于图12所述)，以及至少一个耳轴销(其在该实施例中为至少一个耳轴销340)，在一些实施例(包括本文中所示的示例性实施例)中，该至少一个耳轴销具有单球构造。在图13A中示出了内座圈342，其在耳轴销340的单球部分上，使得内座圈342可以装配在发动机中的圆筒形接纳开口内并与其接合。在一些其它实施例中，在上述接纳开口代替此处示出和描述的中央安装座356形成在轭架350中的情况下，中央安装座356可以设置在诸如飞行器发动机等被支撑结构上。

如图13C至图13H所示，安装座110被插入到第一隔离器(整体用370表示)内，然后通过紧固件(整体用314表示)被固定至轭架，该紧固件穿过形成为穿过第一壳体310的厚度的孔312，使得第一壳体310被刚性地连接至轭架350。在一些实施例中，刚性附接的第一壳体310也可绕紧固件314旋转。紧固件314可以包括例如圆筒形套筒、至少一个垫圈、诸如螺栓或螺钉等外螺纹构件以及诸如螺母等内螺纹构件。在一些实施例中，内螺纹构件可以与轭架350形成为一体和/或附接至轭架350。当耳轴销340在中央安装座356处被插入穿过安装座110时，耳轴销340至少在两个位置被支撑。在第一位置处，安装座由第一隔离器370主要在竖直方向上被支撑。在第二位置处，安装座由第二隔离器380在竖直方向和前后方向两者上被支撑。

轭架350具有内部凹穴357，该内部凹穴357形成为穿过轭架350的厚度(与轭架350的耳轴销340的延伸方向对准)。内部凹穴357的深度与第一和第二隔离器370和380的组合深度至少一样大。轭架350具有通道358，该通道358形成在轭架的前表面中，使得通道358连接至内部凹穴357。轭架350还具有凹穴359，该凹穴359从轭架的后表面延伸，使得凹穴359、内部凹穴357和通道358包括单个连续的开口。安装座110被插入到第一隔离器370的凹穴374中，该凹穴374具有与安装座110的外周边至少一样大的横截面积并且沿前后方向延伸穿过第一隔离器370的整个深度。安装座110还延伸到凹穴359中，在该处通过将紧固件314穿过轭架350和安装座110中的孔312将安装座110进行固定。在一些实施例中，当处于安装位置时第二壳体的至少一部分延伸穿过通道358是有利的。当安装座110处于安装位置时，安装座110的位于通道358内的部分可以具有逐渐缩小或以其它方式减小的厚度。

第一隔离器370具有中央部分371，该中央部分371的正向部区域(frontal area)形状适合于凹穴357的正向部区域并且小于或等于凹穴357的正向部区域。竖直弹性体刚度与阻尼元件372被附接至中央部分371的顶表面和底表面。在一些实施例中，竖直弹性体刚度与阻尼元件372可以是层叠在金属支撑层之间的弹性体层。竖直弹性体刚度与阻尼元件372提供阻尼，例如顺应性力和振动隔离，并有助于对具有竖直取向的矢量分量的力产生反作用。在一些实施例中，弹性体材料可以包括硅树脂和/或橡胶化合物。穿过第一隔离器370的中央部分371的整个厚度形成有多个通孔(整体用326表示)。穿过中央部分371的厚度形成有孔376，以接纳耳轴销340的第一部分。在第一隔离器370中形成有凹穴374，该凹穴374具有与安装座110的外周边至少一样大的横截面积并且在飞行器的前后方向上延伸穿过第一隔离器370的整个深度。第一隔离器370的正向部区域形状适合于内部凹穴357的正向部区域并且小于或等于内部凹穴357的前部区域。

第二隔离器380具有中央部分381，该中央部分381的前部区域形状适合于内部凹穴357的正向部区域并且小于或等于内部凹穴357的正向部区域。竖直弹性体刚度与阻尼元件382被附接至中央部分381的顶表面和底表面。推力弹性体刚度与阻尼元件384被附接至中央部分381的前向表面和后向表面。在一些实施例中，竖直弹性体刚度与阻尼元件382和推力弹性体刚度与阻尼元件384可以是层叠在金属支撑层之间的弹性体层。竖直弹性体刚度与阻尼元件382提供阻尼，例如顺应性力和振动隔离，并有助于对具有竖直取向的矢量分量的力产生反作用。推力弹性体刚度与阻尼元件384提供阻尼，例如顺应性力和振动隔离，并有助于对具有前/后取向的矢量分量(诸如通常与附接至轭架350的发动机所产生的推力方向对准的那些矢量分量)的力产生反作用。这样，第二隔离器380被构造成在竖直方向和推力方向上提供阻尼，例如顺应性力和振动隔离。在一些实施例中，前/后方向可以与飞行器的发动机所产生的正推力和负推力对准。在一些实施例中，弹性体材料可以包括硅树脂和/或橡胶化合物。穿过中央部分381的厚度形成有孔386，以接纳耳轴销340的第二部分。第二隔离器380的正向部区域形状适合于内部凹穴357的正向部区域并且小于或等于内部凹穴357的正向部区域。在一些实施例中，第二壳体320的孔322和/或第二隔离器380的孔386包括减小摩擦的材料。

在一些实施例中，第二隔离器380包括第二安装座110，并且第二安装座110被构造成抵抗当第二隔离器380对推力负载产生反作用时所产生的偏航力矩(yaw moment)，例如，在第二隔离器380上承受的压力太高以至于其不能仅使用弹性体材料(诸如竖直弹性体刚度与阻尼元件382和推力弹性体刚度与阻尼元件384)来提供振动和力隔离的情况下。

当系统112处于组装状态时，第一隔离器370和第二隔离器380位于内部凹穴357内，其中第一隔离器被定位成至少部分地阻挡第二隔离器380从内部凹穴357中的移除。由于安装座110至少部分地被固定在第一隔离器370内，因此安装座110的第二壳体320和第一隔离器370两者被构造成当处于非偏转状态时侧向地(例如，在与挠曲部330所限定的平面垂直的方向上)移动。耳轴销340被插入而穿过第一隔离器370的孔376，穿过第二壳体320的孔322，并且至少部分地穿过形成在第二隔离器380中的孔386。这样，第一和第二隔离器370和380限定了相应的力反作用平面，在这些平面中第一隔离器370对通过耳轴销340传递到中央安装座356中的力的竖直分量产生反作用，并且第二隔离器380对通过耳轴销340传递到中央安装座356中的力的竖直和侧向分量产生反作用。在一些实施例中，当耳轴销340经受到的径向负载可忽略不计时，耳轴销340基本上自由地在第二壳体320和第二隔离器380中静态地滑动。

本文中公开了一种制造中央安装座365的示例性方法。该方法包括以下步骤中的一个或多个：穿过第一壳体310的厚度形成孔312；穿过第二壳体320的厚度形成孔322，以限定内部支撑表面324；穿过第二壳体320的厚度形成一个或多个孔326；围绕第一和第二壳体310和320中的一者或两者的周边形成通道；将第一壳体310和第二壳体320布置成在其相应的制动表面318和328处彼此相邻；通过围绕第一和第二壳体的周边缠绕线材而形成挠曲部330，其中，挠曲部330至少部分地或整个地被容纳在围绕第一和第二壳体320的周边形成的通道内；提供轭架350，其可以被附接至飞行器的机身360；将竖直弹性体刚度与阻尼元件和推力弹性体刚度与阻尼元件382和384附接至第二隔离器380的中央部分381的相应的上/下和前/后表面；穿过中央部分381的厚度形成孔386，以接纳耳轴销340的第二部分；将第二隔离器380插入到内部凹穴357中，该内部凹穴357至少部分地或整个地延伸穿过轭架350的厚度；将竖直弹性体刚度与阻尼元件372附接到第一隔离器370的中央部分371上，穿过第一隔离器370的中央部分371的整个厚度形成多个通孔326；穿过中央部分371的厚度形成孔376，以接纳耳轴销340的第一部分；形成第一隔离器370的凹穴374，该凹穴374具有与安装座110的外周边至少一样大的横截面积，并且在飞行器的前后方向上延伸穿过第一隔离器370的整个深度；将第一隔离器370插入到内部凹穴357中，以至少部分地阻挡第二隔离器380从内部凹穴357中的移除；穿过轭架350的前和/或后表面形成通路(整体用358表示)；在轭架中形成凹穴359；将安装座110插入而穿过轭架350的通路358和第一隔离器358的凹穴374，使得安装座110的第一壳体310被接纳在凹穴359内，并且安装座110的第二壳体320至少部分地被接纳在形成于第一隔离器370中的凹穴374内；通过将紧固件314延伸穿过第一壳体310的孔312并进行固定，将第一壳体310固定在轭架的凹穴359内；通过使紧固件327穿过形成在第二壳体320中的一个或多个孔326中的每一个并进行固定，将第二壳体320可移动地固定在第一隔离器370的凹穴374内；将耳轴销340插入而穿过第一隔离器370的孔376，穿过第二壳体的孔322，并且至少部分地插入到第二隔离器380的孔386中；经由耳轴销340将力传递到安装座110中；以及，利用安装座110对所述力产生反作用，使得第一和第二壳体310和320在前后方向、竖直方向和侧向中的一个或多个方向上相对于彼此移动。在一些实施例中，所述力包括在前后方向、竖直方向和侧向上的一个或多个矢量。

本文中还提供了一种根据以上实施例中的任何一个在发动机安装座装置中提供顺应性隔离的方法。该方法包括：将壳体安装在被构造成支撑发动机的框架的插口内；将承载件插入到壳体的内腔中；凭借挠曲部将承载件固定在壳体内；经由承载件中的孔将力传递到承载件中；凭借挠曲部将承载件与壳体在机械上进行隔离；以及，凭借挠曲部在孔的一个或多个径向上提供高刚度，并且在孔的轴向上提供低刚度。在一些实施例中，该方法包括提供多个挠曲层，如在图1至图9B中所示的实施例中那样。在一些方面，该方法包括在多个挠曲层中的一个或多个挠曲层中形成一个或多个狭槽，该一个或多个狭槽位于一个或多个挠曲层的一个或多个部分中，其中一个或多个部分至少部分地不与承载件或壳体接触。该方法可以进一步包括通过一个或多个狭槽减小发动机安装座装置在竖直方向上的刚度。根据一些方面，该方法包括用弹性体材料涂覆挠曲部，以提供承载件与壳体之间阻尼，例如力和/或振动隔离，和/或环境保护。在该方法的其它这种方面，该方法包括通过在壳体和/或承载件中形成一个或多个制动表面来限制承载件相对于壳体的偏转。该方法可以包括提供发动机安装座装置，使得孔的竖直径向上的刚度大于轴向上的刚度。在其它方面，孔的竖直径向上的刚度与孔的轴向上的刚度基本上相似。在一些这样的方面，孔的侧向径向上的刚度比孔的竖直径向或轴向上的刚度大至少一个数量级。该方法还包括当承载件相对于壳体轴向移位时使挠曲部弯曲，以在孔的轴向上提供低刚度。如待适应翘起偏转的图8A和图8D的装置中所示，该方法可以包括将内部枢轴构件连接至承载件，使得内部枢轴构件被构造成在承载件内枢转，以及使内部枢轴构件在承载件内枢转。在该方法的其它方面，该方法包括通过内部枢轴构件的外壁与由承载件的孔限定的内座圈之间的间隙来限制内部枢轴构件的枢转运动的程度。在另一实施例中，诸如在图9A和图9B中所示的装置，该方法包括将发动机安装座装置可枢转地安装在刚性单球结构内，或者将刚性单球结构安装在发动机安装座装置的承载件内以提供可枢转的旋转。

本文描述的实施例仅是实例，而不是限制性的。本文描述的系统、装置和过程的许多变化和修改是可能的，并且在本公开的范围内。因此，保护范围不限于本文描述的实施例，而是仅由所附权利要求书限制，其范围应包括权利要求书的主题的所有等同形式。

Claims (62)

1.一种发动机安装座(100，102，104，106，108)，包括：

壳体(120，200，290)；

承载件(140，220)，其至少部分地位于所述壳体(120，200，290)内，所述承载件(140，220)包括穿过所述承载件(140，220)的至少部分厚度的孔(142，222)，所述孔(142，222)被构造成接纳耳轴销；以及

至少一个挠曲部(160，160C，240，280)，其将所述承载件(140，220)连接至所述壳体(120，200，290)；

其中，所述至少一个挠曲部(160，160C，240，280)被构造成在所述孔(142，222)的一个或多个径向上提供的刚度比在所述孔(142，222)的轴向上提供的刚度高；并且

其中，所述至少一个挠曲部(160，160C，240)呈体育场的形状，所述体育场具有通过线性的连接部分连接起来的两个半圆形端部。

2.根据权利要求1所述的发动机安装座(100，102，104，106，108)，其中，在所述壳体(120，200，290)中形成有腔(126，206)，并且所述承载件(140，220)至少部分地被定位在所述壳体(120，200，290)的所述腔(126，206)内。

3.根据权利要求1所述的发动机安装座(100，104)，其中，所述至少一个挠曲部(160)包括多个挠曲层(162，162A，162B)。

4.根据权利要求3所述的发动机安装座(100，104)，其中，所述多个挠曲层(162，162A，162B)中的每一个挠曲层通过间隔件(164)与所述多个挠曲层(162，162A，162B)中的相邻挠曲层(162，162A，162B)间隔开。

5.根据权利要求4所述的发动机安装座(100，104)，其中，所述多个挠曲层(162，162A，162B)中的一个或多个挠曲层在上部分和/或下部分中包括一个或多个狭槽(168)。

6.根据权利要求5所述的发动机安装座(100，104)，其中，每个狭槽(168)是布置有所述狭槽(168)的所述上部分或所述下部分的至少部分长度。

7.根据权利要求1所述的发动机安装座(100，102，104)，其中，所述至少一个挠曲部(160，160C)的第一端部在壳体-挠曲部支撑表面HFSS(130)处与所述壳体(120)接触，所述HFSS(130)具有与所述至少一个挠曲部(160，160C)的所述第一端部的轮廓相似的轮廓，所述至少一个挠曲部(160，160C)的第二端部在承载件-挠曲部支撑表面CFSS(150)处与所述承载件(140)接触，所述CFSS(150)具有与所述至少一个挠曲部(160，160C)的所述第二端部的轮廓相似的轮廓，并且所述至少一个挠曲部(160，160C)包括至少一个上部分和一个下部分，所述至少一个上部分和一个下部分在所述至少一个挠曲部(160，160C)的所述第一端部与所述第二端部之间。

8.根据权利要求1所述的发动机安装座(100，104)，其中，所述承载件(140)相对于所述壳体(120)的轴向移动使所述至少一个挠曲部(160)的一部分在与所述体育场的所述连接部分对应的挠曲区域(166)内弯曲。

9.根据权利要求1所述的发动机安装座(102，106，108)，其中，所述至少一个挠曲部(160C，240，280)包括线材，所述线材被缠绕起来以将所述承载件(140，220)连接至所述壳体(120，200)。

10.根据权利要求9所述的发动机安装座(102，106，108)，其中，所述线材是围绕所述承载件(140，220)和所述壳体(120，200)缠绕的单根连续线材。

11.根据权利要求1所述的发动机安装座(102，106，108)，其中，所述承载件(140，220)相对于所述壳体(120，200)的轴向移动使所述至少一个挠曲部(160，160C，240，280)的一部分弯曲。

12.根据权利要求1所述的发动机安装座(100，102，104，106，108)，其中，所述至少一个挠曲部(160，160C，240，280)包括弹性体材料，所述弹性体材料被构造成提供阻尼和/或环境保护。

13.根据权利要求12所述的发动机安装座(100，102，104，106，108)，其中，所述弹性体材料被成型成涂覆所述至少一个挠曲部(160，160C，240，280)的所有部件。

14.根据权利要求1所述的发动机安装座(100，102，104，106，108)，其中，所述壳体(120，200，290)和/或所述承载件(140，220)包括一个或多个制动表面(134-136，154-156，214-216，234-236)，所述一个或多个制动表面(134-136，154-156，214-216，234-236)被构造成限制所述承载件(140，220)相对于所述壳体(120，200，290)的偏转。

15.根据权利要求14所述的发动机安装座(100，102，104，106，108)，其中，所述一个或多个制动表面(134-136，154-156，214-216，234-236)包括在所述壳体(120，200，290)和/或所述承载件(140，220)中的反向推力制动表面(134，154，214，234)和/或向前推力制动表面(136，156，216，236)。

16.根据权利要求15所述的发动机安装座(100，102，104，106，108)，其中，所述至少一个挠曲部(160，160C，240，280)被预张紧，使得当没有力传递至所述承载件(140，220)时，所述承载件(140，220)在所述反向推力制动表面(134，154，214，234)处接触所述壳体(120，200)。

17.根据权利要求16所述的发动机安装座(100，102，104，106)，其中，所述承载件(140，220)被构造成当向前推力被传递至所述承载件(140，220)时在所述向前推力制动表面(136，156，216，236)处接触所述壳体(120，200，290)，这将导致所述至少一个挠曲部(160，160C，240，280)变形。

18.根据权利要求1所述的发动机安装座(104)，包括内部枢转构件(180)，所述内部枢转构件(180)凭借插入到所述承载件(140)的一个或多个相应插口内的一个或多个回转销(184)能枢转地连接至所述承载件(140)，所述内部枢转构件(180)能枢转地布置在所述承载件(140)的所述孔(142)内。

19.根据权利要求18所述的发动机安装座(104)，其中，所述一个或多个回转销(184)和/或所述承载件(140)的所述一个或多个相应插口的滑动表面包括减小摩擦的涂层(186)。

20.根据权利要求18所述的发动机安装座(104)，其中，所述内部枢转构件(180)在所述承载件(140)内的枢转运动的程度由枢转间隙(188)限制，所述枢转间隙(188)位于所述内部枢转构件(180)的外壁与由所述承载件(140)的所述孔(142)限定的内座圈(144)之间。

21.根据权利要求1所述的发动机安装座(100，102，104，106，108)，其中，所述发动机安装座(100，102，104，106，108)包括刚性单球结构(190)。

22.根据权利要求1所述的发动机安装座(100，102，104，106，108)，其中，所述发动机安装座(100，102，104，106，108)能枢转地插入到刚性单球结构(190)内。

23.根据权利要求1所述的发动机安装座(108)，包括：在所述承载件(220)的凹口(226)内的至少两个旋转心轴(260)，

其中，所述壳体(290)至少包括第一壳体部分(292)和第二壳体部分(296A)，

所述承载件(220)通过所述至少一个挠曲部(280)连接至所述第一壳体部分(292)，

每个旋转心轴(260)通过销(264)固定至所述承载件(220)，

所述第一壳体部分(292)中包括通道(294)，

所述至少一个挠曲部(280)包括围绕所述至少两个旋转心轴(260)固定的单根连续线材，

所述至少一个挠曲部(280)的在所述至少两个旋转心轴(260)之间的部分被保持在所述第一壳体部分(292)的所述通道(294)内，

所述至少两个旋转心轴(260)限定所述承载件(220)相对于所述壳体(290)的旋转轴线(262)，并且

所述承载件(220)被构造成绕着所述旋转轴线(262)旋转。

24.根据权利要求1所述的发动机安装座(106)，其中：

所述壳体(200)至少包括第一壳体部分(202A)和第二壳体部分(202B)，

所述至少一个挠曲部(240)包括多个挠曲部(240)，并且

所述承载件(220)通过所述多个挠曲部(240)连接至所述第一壳体部分(202A)。

25.根据权利要求24所述的发动机安装座(106)，其中，所述多个挠曲部(240)中的每一个包括线材。

26.根据权利要求25所述的发动机安装座(106)，其中，所述线材是围绕所述承载件(220)和所述第一壳体部分(202A)缠绕的单根连续线材。

27.根据权利要求25所述的发动机安装座(106)，包括：在所述承载件(220)的凹口(226)内的多个旋转心轴(260)，

其中，每个旋转心轴(260)通过销(264)固定至所述承载件(220)，

所述第一壳体部分(202A)包括多个挠曲部通路(212)，

所述多个挠曲部(240)中的每一个挠曲部在所述多个旋转心轴(260)中的一个旋转心轴处固定至所述承载件(220)，并且在所述多个挠曲部通路(212)中的相应一个挠曲部通路处固定至所述第一壳体部分(202A)，

所述多个旋转心轴(260)限定所述承载件(220)相对于所述壳体(200)的旋转轴线(262)，并且

所述承载件(220)被构造成绕着所述旋转轴线(262)旋转。

28.根据权利要求27所述的发动机安装座(106)，其中，所述至少一个销(264)和/或所述多个旋转心轴(260)中的至少一个旋转心轴具有滑动表面，所述滑动表面包括减小摩擦的涂层(186)。

29.根据权利要求24所述的发动机安装座(106)，其中，所述第二壳体部分(202B)和所述承载件(220)各包括侧向制动表面(215，235)，所述侧向制动表面(215，235)被构造成限制所述承载件(220)相对于所述第二壳体部分(202B)的侧向移动。

30.根据权利要求29所述的发动机安装座(106)，其中，所述承载件(220)相对于所述第一壳体部分(202A)的枢转运动的程度由所述承载件(220)和所述第二壳体部分(202B)的所述侧向制动表面(215，235)之间的间隙限制。

31.根据权利要求24所述的发动机安装座(106)，其中，所述第一壳体部分(202A)、所述第二壳体部分(202B)和/或所述承载件(220)包括一个或多个制动表面(214-216，234-236)，所述一个或多个制动表面(214-216，234-236)被构造成限制所述承载件(220)相对于所述壳体(200)的偏转。

32.根据权利要求31所述的发动机安装座(106)，其中，所述第一壳体部分(202A)和所述承载件(220)各包括反向推力制动表面(214，234)。

33.根据权利要求32所述的发动机安装座(106)，其中，所述多个挠曲部(240)中的一个或多个挠曲部被预张紧，使得当没有力传递至所述承载件(220)时，所述承载件(220)在所述反向推力制动表面(214，234)处接触所述第一壳体部分(202A)。

34.根据权利要求31所述的发动机安装座(106)，其中，所述第二壳体部分(202B)和所述承载件(220)各包括向前推力制动表面(216，236)，所述向前推力制动表面(216，236)被构造成限制所述承载件(220)相对于所述第二壳体部分(202B)在向前推力方向上的移动，所述承载件(220)被构造成当向前推力被传递至所述承载件(220)时在所述向前推力制动表面(216，236)处接触所述第二壳体部分(202B)，这将导致所述多个挠曲部(240)中的一个挠曲部变形。

35.根据权利要求24所述的发动机安装座(106)，其中，所述多个挠曲部(240)中的一个或多个挠曲部呈体育场的形状，所述体育场具有通过线性的连接部分连接起来的两个半圆形端部。

36.根据权利要求24所述的发动机安装座(106)，其中，所述多个挠曲部(240)中的一个或多个挠曲部包括弹性体材料，所述弹性体材料被构造成提供阻尼和/或环境保护。

37.根据权利要求36所述的发动机安装座(106)，其中，所述弹性体材料被成型成涂覆所述多个挠曲部(240)中的一个或多个挠曲部。

38.根据权利要求36所述的发动机安装座(106)，其中，所述弹性体材料被形成为使得所述发动机安装座(106)具有连续且平滑的表面。

39.一种在发动机安装座(100，102，104，106，108)中提供隔离的方法，所述发动机安装座(100，102，104，106，108)包括壳体(120，200，290)、在所述壳体(120，200，290)内的承载件(140，220)以及将所述承载件(140，220)柔性地连接至所述壳体(120，200，290)的至少一个挠曲部(160，160C，240，280)，其中耳轴销布置在所述承载件(140，220)中的孔(142，222)中以支撑发动机，所述方法包括：

将来自所述耳轴销的力传递到所述承载件(140，220)中；

凭借至少一个挠曲部(160，160C，240，280)将所述承载件(140，220)与所述壳体(120，200，290)在机械上进行隔离；

凭借所述至少一个挠曲部(160，160C，240，280)，在所述孔(142，222)的一个或多个径向上提供的刚度比在所述孔(142，222)的轴向上提供的刚度高；以及

通过在所述壳体(120，200，290)和/或所述承载件(140，220)中形成一个或多个制动表面(134-136，154-156，214-216，234-236)来限制所述承载件(140，220)相对于所述壳体(120，200，290)的偏转。

40.根据权利要求39所述的方法，其中，所述壳体(120，200，290)包括腔(126，206)，并且所述承载件(140，220)至少部分地位于所述腔(126，206)内。

41.根据权利要求39所述的方法，包括：在所述至少一个挠曲部(160)中提供多个挠曲层(162，162A，162B)。

42.根据权利要求41所述的方法，包括：在所述多个挠曲层(162，162A)中的一个或多个挠曲层(162，162A)中形成一个或多个狭缝(168)，所述一个或多个狭缝(168)位于所述一个或多个挠曲层(162，162A)的一个或多个部分中，所述一个或多个部分至少部分地不与所述承载件(140)或所述壳体(120)接触。

43.根据权利要求42所述的方法，包括：通过形成所述一个或多个狭缝(168)减小所述发动机安装座(100，104)在竖直方向上的刚度。

44.根据权利要求39所述的方法，包括：用弹性体材料(170)涂覆所述至少一个挠曲部(160，160C，240，280)，以在所述承载件(140，220)与所述壳体(120，200，290)之间提供阻尼和/或对环境振动提供阻尼。

45.根据权利要求39所述的方法，其中，所述发动机安装座(100，104)在所述孔(142)的竖直径向上的刚度大于所述发动机安装座(100，104)在所述轴向上的刚度。

46.根据权利要求39所述的方法，其中，所述发动机安装座(102，106，108)在所述孔(142，222)的竖直径向上的刚度与所述发动机安装座(102，106，108)在所述孔(142，222)的所述轴向上的刚度相似。

47.根据权利要求39所述的方法，其中，所述发动机安装座(100，102，104，106，108)在所述孔(142，222)的径向上的刚度比所述发动机安装座(100，102，104，106，108)在所述孔(142，222)的竖直径向和/或所述轴向上的刚度大至少一个数量级，所述径向与传递到所述发动机安装座(100，102，104，106，108)的推力对准。

48.根据权利要求39所述的方法，包括：当所述承载件(140，220)相对于所述壳体(120，200，290)沿轴向位移时，使所述至少一个挠曲部(160，160C，240，280)弯曲，以在所述孔(142，222)的所述轴向上提供比在所述孔(142，222)的所述一个或多个径向上的刚度低的刚度。

49.根据权利要求39所述的方法，包括：

将内部枢转构件(180)连接至所述承载件(140)，使得所述内部枢转构件(180)被构造成在所述承载件(140)内枢转；以及

使所述内部枢转构件(180)在所述承载件(140)内枢转。

50.根据权利要求49所述的方法，包括：通过所述内部枢转构件(180)的外壁与由所述承载件(140)的所述孔(142)限定的内座圈(144)之间的枢转间隙(188)来限制所述内部枢转构件(180)的枢转运动的程度。

51.根据权利要求39所述的方法，包括：将所述发动机安装座(100，102，104，106，108)能枢转地安装在刚性单球结构(190)内。

52.一种发动机安装座(110)，包括：

第一壳体(310)，其具有穿过所述第一壳体(310)的厚度的孔(312)；

第二壳体(320)，其与所述第一壳体(310)相邻，其中，所述第二壳体(320)具有穿过所述第二壳体(320)的厚度的孔(322)；以及

挠曲部(330)，其包围所述第一壳体(310)和所述第二壳体(320)的外周边，

所述挠曲部(330)被构造成在所述第一壳体(310)的所述孔(312)的一个或多个径向上提供的刚度比在所述第一壳体(310)的所述孔(312)的轴向上提供的刚度高。

53.根据权利要求52所述的发动机安装座(110)，其中，所述挠曲部(330)包括连续线材。

54.根据权利要求52所述的发动机安装座(110)，包括弹性体材料，所述弹性体材料被构造成涂覆所述挠曲部(330)的至少一部分。

55.一种振动隔离系统(112)，包括：

轭架(350)，所述轭架(350)包括：

内部凹穴(357)，其穿过所述轭架(350)的厚度的至少一部分；

通道(358)，其穿过所述轭架(350)的前表面或后表面，使得所述通道(358)连接至所述内部凹穴(357)；

凹穴(359)，其穿过所述轭架(350)的与所述通道(358)相反的表面，使得所述凹穴(359)连接至所述内部凹穴(357)；和

孔，其穿过所述凹穴(359)的厚度；

第一隔离器(370)，所述第一隔离器(370)位于所述内部凹穴(357)内，其中，所述第一隔离器(370)包括凹穴(374)；

第二隔离器(380)，所述第二隔离器(380)位于所述内部凹穴(357)内的所述第一隔离器(370)的里侧；

发动机安装座(110)，所述发动机安装座(110)包括：

第一壳体(310)，其具有穿过所述第一壳体(310)的厚度的孔(312)；

第二壳体(320)，其与所述第一壳体(310)相邻，所述第二壳体(320)具有穿过所述第二壳体(320)的厚度的孔(322)；和

挠曲部(330)，其包围所述第一壳体(310)和所述第二壳体(320)的外周边，

所述挠曲部(330)被构造成在所述第一壳体(310)的所述孔(312)的一个或多个径向上提供的刚度比在所述第一壳体(310)的所述孔(312)的轴向上提供的刚度高，

所述第一壳体(310)位于所述轭架(350)的所述凹穴(359)内，并且所述第二壳体(320)至少部分地位于所述第一隔离器(370)的所述凹穴(374)内，并且

所述第一壳体(310)通过紧固件(314)紧固至所述轭架(350)；以及

耳轴销(340)，所述耳轴销(340)被构造成将力和/或振动传递至所述发动机安装座(110)。

56.根据权利要求55所述的振动隔离系统(112)，其中，所述第一隔离器(370)和/或所述第二隔离器(380)包括弹性体刚度与阻尼元件(372，382，384)。

57.根据权利要求56所述的振动隔离系统(112)，其中，所述弹性体刚度与阻尼元件(372，382，384)包括层叠在一起以形成所述弹性体刚度与阻尼元件(372，382，384)的多个交替的弹性体层和刚性层。

58.根据权利要求56所述的振动隔离系统(112)，其中，所述第一隔离器(370)包括被构造成减少竖直方向上的力和振动传递的竖直弹性体刚度与阻尼元件(372)，所述第二隔离器(380)包括被构造成减少所述竖直方向上的力和振动传递的竖直弹性体刚度与阻尼元件(382)，并且所述第二隔离器(380)包括被构造成减少沿向前推力方向和反向推力方向的力和振动传递的推力弹性体刚度与阻尼元件(384)。

59.根据权利要求55所述的振动隔离系统(112)，其中，所述发动机安装座(110)的所述第二壳体(320)被构造成沿着所述耳轴销(340)的纵轴相对于所述轭架(350)侧向地移动。

60.根据权利要求55所述的振动隔离系统(112)，其中，当所述耳轴销(340)经受到的径向负载能忽略不计时，所述耳轴销(340)自由地在所述第二壳体(320)和所述第二隔离器(380)内静态地滑动。

61.根据权利要求60所述的振动隔离系统(112)，其中，所述第二壳体(320)的所述孔(322)和/或所述第二隔离器(380)的孔(386)包括减小摩擦的材料。

62.根据权利要求55所述的振动隔离系统(112)，其中，所述发动机安装座(110)是第一发动机安装座(110)，所述第二隔离器(380)包括第二发动机安装座(110)，并且所述第二发动机安装座(110)被构造成抵抗当所述第二隔离器(380)对推力负载产生反作用时所产生的偏航力矩。

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