CN114728701A - 飞行器发动机机舱整流罩机构 - Google Patents

Abstract

一种飞行器推进系统，包括：发动机组件，其包括使空气运动的风扇；以及整流罩，当所述整流罩处于关闭位置时，所述整流罩围绕所述发动机组件的至少一部分。该整流罩包括远离发动机组件布置的外表面，该外表面提供空气动力表面。所述飞行器推进系统还包括整流罩机构，所述整流罩机构连接到所述整流罩并且被配置为沿着移动路径将所述整流罩从所述关闭位置引导到打开位置。在该打开位置中，该整个整流罩被布置为比在该关闭位置中更远离穿过该风扇的旋转轴线的水平面。

Description

飞行器发动机机舱整流罩机构

相关申请案交叉引用

本申请要求于2019年11月25日提交的美国临时申请第62/940,079号的优先权，其全部内容在此引入作为参考。

技术领域

本公开总体上涉及一种用于飞行器发动机/飞行器推进系统的机舱整流罩，并且具体地涉及一种用于打开和关闭机舱整流罩的机构。

背景技术

本文提供的“背景技术”描述是为了一般地呈现本公开的上下文的目的。在此背景技术部分中所描述的程度上，当前命名的发明人的工作以及在提交时可能不符合现有技术的描述的方面相对于本发明既未明确地也未隐含地被承认为现有技术。

飞行器推进系统包括一个或多个发动机，所述发动机具有旋转风扇和机舱整流罩结构，所述机舱整流罩结构在关闭位置围绕所述风扇的至少一部分。如图39A和图39B所示，短管道、独立流动型机舱3900和长管道，混合流动型机舱3914各自包括在前端处的入口3902、布置在入口3902后部的风扇罩3904，以及在风扇罩3904后部的管道式罩3906(包括风扇管道3908)，管道式罩3906可以包括诸如推力反向器的推力反向机构。机舱结构缠绕在发动机3912周围以提供保护发动机部件(例如，发动机电气部件)免受环境影响并减小气动阻力的外表面。飞行器推进系统由吊架3910支撑。管道式罩3906提供内部管道，以有效地引导空气，从而在正常飞行操作期间提供向前推力，并且在一些情况下可包含反向机构，以引导气流方向，从而在着陆期间减慢飞行器，并用作推力反向器。维护人员需要接近布置在机舱整流罩内部或下方的发动机部件。

发明内容

提供本发明内容以便以简化形式介绍将在以下详细描述中进一步描述的一些概念。本发明内容不旨在标识所要求保护的主题的关键特征或必要特征，也不旨在用于限制所要求保护的主题的范围。此外，所要求保护的主题不限于解决在本公开的任何部分中指出的任何或所有缺点的限制。

飞行器推进系统可以包括发动机组件，所述发动机组件包括旋转以移动空气的风扇；整流罩，当所述整流罩处于关闭位置时，所述整流罩包围所述发动机组件的至少一部分，所述整流罩包括远离所述发动机组件布置的、提供空气动力表面的外表面；以及整流罩机构，所述整流罩机构被连接到所述整流罩，并且所述整流罩机构被配置为沿着移动路径将所述整流罩从所述关闭位置引导到打开位置，其中在所述打开位置中，所述整流罩的整个部分被布置为比在所述关闭位置中更远离穿过所述风扇的旋转轴线的水平面。

所述飞行器推进系统还可以包括由所述整流罩的所述外表面上的点的运动限定的移动路径，所述移动路径包括在所述移动路径的第一部分从所述关闭位置到所述打开位置期间的直线，并且所述移动路径包括在所述移动路径的第二部分从所述关闭位置到所述打开位置期间的曲线，所述第二部分比所述第一部分离所述关闭位置更远。

在所述打开位置，所述整流罩的整个部分远离所述水平面移动的距离至少等于所述发动机组件的发动机核心的外半径。所述整流罩可包括围绕发动机组件上部部分的上整流罩和围绕所述发动机组件下部部分的下整流罩。在所述关闭位置中，所述上整流罩和所述下整流罩可以被配置为通过至少一个闩锁沿着水平面彼此被闩锁。所述整流罩机构可以进一步包括附接至上整流罩的上整流罩机构、附接至下整流罩的下整流罩机构，以及将所述上整流罩连接至所述下整流罩的中间连杆。此外，上述整流罩机构可配置为当所述上整流罩和所述下整流罩中的第一个被外力引起沿所述移动路径移动时，沿所述移动路径同时移动所述上整流罩和所述下整流罩中的第二个。

所述整流罩机构可以被配置为平衡所述上整流罩和所述下整流罩的重量，使得沿所述移动路径移动所述上整流罩和所述下整流罩所需的所述外力小于能够由单个人手动且安全地施加的最大力。

所述整流罩机构可以沿所述移动路径在所述打开位置和所述关闭位置之间引导所述整流罩，使得在沿着移动路径的任何位置处整流罩的任何部分都不延伸超过间隙平面，并且所述间隙平面在竖直方向上延伸通过交点，该交点是处于所述关闭位置的所述整流罩的外表面上最靠近障碍物的点。

发动机组件还可以包括V形凹槽，并且整流罩可以包括V形叶片，所述V形叶片被配置用于在所述关闭位置中与所述V形凹槽相接合，并且整流罩机构可以被配置为沿垂直方向在所述移动路径中将所述整流罩从所述关闭位置朝向所述打开位置引导，至少直到所述V形叶片完全离开所述V形凹槽。

所述打开位置可以是使所述发动机组件的所述部分可接近以执行维护功能的所述整流罩的位置。

使所述发动机组件可接近以执行所述维护功能可以包括在无需从包括所述飞行器推进系统的所述飞行器移除所述整流罩的情况下，将所述整流罩移动到足以执行以下中的至少一个：对所述发动机组件的所述一部分的直接目视检查，使用非柔性的、直的管道镜对所述发动机组件的所述一部分的检查，使用柔性的管道镜对所述发动机组件的所述一部分的检查，从所述飞行器移除所述发动机组件的所述一部分，以及从所述飞行器移除所述发动机组件的整个部分。

所述整流罩机构可以被配置为沿着所述移动路径引导所述整流罩，使得在所述打开位置中，所述整流罩从所述关闭水平位置旋转小于45度。

所述整流罩机构可以进一步包括至少两个连杆，所述至少两个连杆被配置为当所述整流罩在所述关闭位置与所述打开位置之间移动时改变所述至少两个连杆相对于彼此的位置，并且所述整流罩机构可以进一步包括锁定装置，所述锁定装置在在被安装时被配置为附接至所述至少两个连杆，以防止所述至少两个连杆相对于彼此改变位置，并且所述锁定装置在被安装时防止所述整流罩从所述打开位置移开。所述整流罩可包括被配置为可调节地改变所述空气的移动方向的推力反向器。所述整流罩机构可以附接至飞行器的吊架。

附图说明

当结合附图阅读时，从示例性实施例的以下详细描述最好地理解本公开的范围，其中：

图1A是根据本发明的实施例的飞行器推进系统100的等距视图；

图1B是根据本发明的实施例的处于打开位置的飞行器推进系统100的后视视图；

图1C是根据本发明的实施例的处于关闭位置的飞行器推进系统100的后视视图；

图1D是根据本发明的实施例的处于打开位置的飞行器推进系统100的后视视图；

图2是根据本发明的实施例的飞行器推进系统100的剖视图；

图3是根据本发明的实施例的整流罩机构102的前视视图；

图4A是根据本发明的实施例的上整流罩机构102a的视图；

图4B是根据本发明的实施例的下整流罩机构102b的视图；

图5是根据本发明的实施例的整流罩机构102的等距视图；

图6A是根据本发明的实施例的处于关闭位置的整流罩机构102的视图；

图6B是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的整流罩机构102的视图；

图6C是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的整流罩机构102的视图；

图6D是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的整流罩机构102的视图；

图6E是根据本发明的实施例的处于打开位置的整流罩机构102的视图；

图7A是根据本发明的实施例的处于关闭位置的上整流罩机构102a的前视视图；

图7B是处于关闭位置的上整流罩机构102a的视图；

图8A是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的上整流罩机构102a的前视视图；

图8B是处于图8A的位置的上整流罩机构102a的视图；

图9A是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的上整流罩机构102a的前视视图；

图9B是处于图9A的位置的上整流罩机构102a的视图；

图10A是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的上整流罩机构102a的前视视图；

图10B是处于图10A的位置的上整流罩机构102a的视图；

图11A是根据本发明的实施例的处于打开位置的上整流罩机构102a的前视视图；

图11B是处于打开位置的上整流罩机构102a的视图；

图12A是根据本发明的实施例的处于关闭位置的下整流罩机构102b的前视视图；

图12B是处于关闭位置的下整流罩机构102b的视图；

图13A是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的下整流罩机构102b的前视视图；

图13B是处于图13A的位置的下整流罩机构102b的视图；

图14A是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的下整流罩机构102b的前视视图；

图14B是处于图14A的位置的下整流罩机构102b的视图；

图15A是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的下整流罩机构102b的前视视图；

图15B是处于图15A的位置的下整流罩机构102b的视图；

图16A是根据本发明的实施例的处于打开位置的下整流罩机构102b的前视视图；

图16B是根据本发明的实施例的处于打开位置的下整流罩机构102b的视图；

图17A是根据本发明的实施例的处于关闭位置的中间连杆机构102c的前视视图；

图17B是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的中间连杆机构102c的前视视图；

图17C是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的中间连杆机构102c的前视视图；

图17D是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的中间连杆机构102c的前视视图；

图17E是根据本发明的实施例的处于打开位置的中间连杆机构102c的前视视图；

图18A是根据本发明的实施例的处于关闭位置的中间连杆机构102c的前视视图；

图18B是处于关闭位置的中间连杆机构102c的视图；

图19A是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的中间连杆机构102c的前视视图；

图19B是处于图19A的位置的中间连杆机构102c的视图；

图20A是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的中间连杆机构102c的前视视图；

图20B是处于图20A的位置的中间连杆机构102c的视图；

图21A是根据本发明的实施例的处于关闭位置与打开位置之间的位置中的中间连杆机构102c的前视视图；

图21B是处于图21A的位置的中间连杆机构102c的视图；

图22A是根据本发明的实施例的处于打开位置的中间连杆机构102c的前视视图；

图22B是根据本发明的实施例的处于打开位置的中间连杆机构102c的视图；

图23是根据本发明的实施例的附接点的剖视图；

图24是根据本发明的实施例的附接点的剖视图；图25是根据本发明的实施例的附接点的剖视图；图26是根据本发明的实施例的连杆臂1712的侧视图；

图27A是根据本发明的实施例的连杆臂1712上的连接点的透视线2210的视图；

图27B是图27A中的连接点的等距视图；

图28A是根据本发明的实施例的安装/启用锁定特征的上整流罩机构102a的前视视图；

图28B是沿图28A中的线A-A的剖视图；

图28C是图28B中的螺母板2802的等距视图；

图29是根据本发明的实施例的两个整流罩机构102的布置的侧视图；

图30是根据本发明的实施例的飞行器发动机组件100的等距视图；

图31A是根据本发明的实施例的飞行器发动机组件100的侧视图；

图31B是根据本发明的实施例的飞行器发动机组件100的前视剖视图；

图32是根据本发明的实施例的保持打开杆(HOR)的详细视图；

图33是根据本发明的实施例的T型安装紧密联接发动机配置的后视视图；

图34是根据本发明的实施例的尾部安装紧密联接发动机配置的后视视图；

图35A是根据本发明的实施例的飞行器发动机组件100的等距视图；

图35B是当上整流罩104关闭时从图35A中的透视3506看去的详细剖视图；

图36A示出了具有处于打开位置的HOR的常规整流罩打开机构；

图36B示出了根据本发明的实施例的具有HOR的处于打开位置的飞行器推进系统100；

图37A是示出打开的传统整流罩和根据本发明的实施例的打开的整流罩的相应位置的前视比较视图；

图37B是图37A中的比较的详细视图；

图38是具有传统整流罩打开机构的飞行器推进系统的后视视图；

图39A是传统飞行器推进系统的侧视图；并且

图39B是传统飞行器推进系统的侧视图。

根据下文提供的详细描述，本公开的其它应用领域将变得显而易见。应当理解，示例性实施例的详细描述仅旨在用于说明目的，因此不旨在必然限制本公开的范围。

具体实施方式

图1A-D示出了飞行器推进系统100，其包括发动机/风扇组件110、入口108、上风扇整流罩142、下风扇整流罩144、上整流罩104和下整流罩106。根据本发明的实施例，上整流罩104和下整流罩106配置为由整流罩机构102在打开和关闭位置之间引导。在打开位置中，整流罩机构102进一步抵抗重力将上整流罩104和下整流罩106支撑和保持在适当位置。在本实施例中，上整流罩104和下整流罩106是管道式整流罩结构，例如管道式整流罩3906。在一些实施例中，上整流罩104和下整流罩106可以包括推力反向器部件，以使气流改变方向，例如减慢飞行器的向前运动。在关闭位置，上整流罩104和下整流罩106的外表面提供在飞行器飞行期间使用的空气动力气流表面。当上整流罩104和下整流罩106使用整流罩机构102处于打开位置时，维护入口被提供给发动机/风扇组件110的部分，包括发动机部件，例如发动机核心、空气阀和管道，吊架液压装置，发动机到吊架系统的连接接口，以及电气和/或排水管线连接，以执行维护活动和/或检查。

例如，在打开位置，维护活动可以包括从飞行器移除发动机/风扇组件110的一部分或全部而不从飞行器移除上整流罩104和/或下整流罩106。可替代地，维护活动可以包括对发动机/风扇组件110的一部分或上整流罩104或下整流罩106的面向发动机/风扇组件110的内表面的一部分进行目视检查。这种维护动作可替代地包括用人类肉眼、用直的(非柔性的)管道镜、用柔性管道镜和/或用远程控制的相机进行目视检查。

在该示例中，两个整流罩机构102示出为包括在飞行器推进系统100中。然而，根据需要，本发明还包括在每个飞行器发动机组件100中仅包括一个或包括多于两个的整流罩机构102。另外，根据本实施例，可以包括推力反向器部件的上整流罩104和下整流罩106使用整流罩机构102打开和关闭。然而，本发明还包括其他部件(例如风扇整流罩142/144/3904中的一个或多个)被包括在上整流罩104和下整流罩106中的配置，这些部件在这些整流罩机构102的引导下打开和关闭。

如图1D进一步所示，在侧面或机身安装的推进系统100安装在沿侧向方向远离机身116延伸的吊架114上，整流罩机构102提供对发动机/风扇组件110的维护入口，而不允许打开的整流罩部分延伸超过间隙平面118。间隙平面118表示当上整流罩104和下整流罩106在关闭位置(图1C)和打开位置(图1B)之间移动时，上整流罩104或下整流罩106的任何部分在朝向机身116(或诸如支柱或其它发动机的其它障碍物)的方向上的最大偏移。间隙平面118在吊架114的方向上与机身隔开间隙距离112，并且间隙平面118平行于飞行器发动机组件100中的风扇的旋转轴线延伸。在图1B、图1C和图1D中，内侧方向130是向左，外侧方向132是向右，并且垂直方向138是向上/向下。

根据所显示的实施例，间隙平面118在垂直(上/下)方向上延伸并且包括交点136。在所示实施例中，交点136是处于关闭位置的上整流罩104的外表面上最靠近障碍物(例如，机身116、相邻发动机或支柱3310)的点。本发明还包括可选实施例，其中，当风扇整流罩完全关闭时，交点136是上风扇整流罩142的外表面上最靠近障碍物的点。在另一实施例中，交点136是跨越上整流罩104和风扇整流罩142中的一个或多个的机舱外气流表面与跨越吊架114的吊架气流表面相遇的点。

整流罩机构102配置为引导上整流罩104和下整流罩106沿着关闭位置与打开位置之间的移动路径移动。移动路径的比打开位置更靠近关闭位置的第一部分包括在垂直移动方向138上引导上整流罩104和下整流罩106。移动路径的比关闭位置更靠近打开位置的第二部分包括弯曲路径，该弯曲路径在上整流罩104和下整流罩106朝向打开位置移动时引导上整流罩104和下整流罩106远离间隙平面和潜在障碍物(例如，至少部分地在如图1B中的外侧方向132上)。当首先从关闭位置移向打开位置时，整流罩机构102引导上整流罩104和下整流罩106在垂直移动方向上直线移动。垂直移动方向优选地在纯垂直方向的5度内，并且优选地在纯垂直方向的1度内。纯垂直方向可以相对于吃水线WL地平面，或相对于穿过平行于地面的发动机/风扇的旋转轴线的平面来限定。

可替代地，当首先从关闭位置朝向打开位置移动时，整流罩机构102将上整流罩104和下整流罩106的运动引导为弯曲路径，该弯曲路径的曲率半径大于移动路径的第二部分中的曲率半径。

从完全打开位置，如图1B所示，下整流罩106可以通过在沿着下整流罩106的外表面的位置处，例如在提升位置120和/或提升位置124处施加向上的压力而被提升。当下整流罩106升高时，整流罩机构102可使上整流罩104同时降低相应的距离。

图35A示出了当上整流罩104处于关闭和打开之间的位置时具有沿着上整流罩104的前端布置的V形叶片3502的上整流罩104的示例。图35B是当上整流罩104关闭时从图35A中的透视3506看去的详细剖视图。V形叶片3502与发动机上的V形凹槽3508接合，并且通过将上整流罩104闩锁到下整流罩106来维持V形叶片与V形凹槽的接合。为了适当的V形叶片与V形凹槽的接合，整流罩机构102引导上整流罩104和下整流罩106在垂直方向138上彼此分开，该垂直方向138垂直于外侧分割线128，该外侧分割线128是WL平面，例如穿过发动机的旋转轴线。

传统的整流罩打开机构包括传统的单轴铰链，并且如图38的比较示例所示，这种传统的整流罩打开机构可以使上整流罩3804围绕传统铰链3817的轴线沿圆形路径3808旋转，并且可以使下整流罩3806围绕传统铰链3819的轴线沿圆形路径旋转。因此，由于传统的打开机构系统中的进入要求，上整流罩3804和下整流罩3806必须旋转极端的角度，该角度使得上整流罩3804和下整流罩3806延伸超过间隙平面118，从而需要更长的吊架114。在不从关闭位置以足够的旋转量打开上整流罩和下整流罩的情况下，例如，在不从关闭位置打开整流罩超过45-65度的情况下，为了维护的目的，使用传统的打开机构可能难以进入吊架和发动机之间的区域。这种传统打开机构系统的打开位置可以驱动发动机中心线相对于飞行器的设计位置，以确保在打开的推力反向器整流罩外表面和机身之间有足够的间隙。因此，使用传统的打开机构系统，可能需要延伸吊架结构长度112的长度以提供足够的整流罩打开间隙。这种从机身延伸的长度必须足够坚固(例如，使用更坚固、更昂贵和更重的材料)以充分地支撑来自推进系统的悬臂负载，这可能导致飞行器的总重量和成本的不利增加。此外，这种延伸可能不利地增加在飞行器操作期间产生曳力的外表面积。另外，常规机构中的整流罩所需的大开度角可能不利地暴露于来自环境的显著应力(例如，风载荷)下的整流罩。

图33示出了在包括飞行器发动机组件3312和3314(每个对应于包括整流罩机构102的推进系统100)的机翼下侧安装的推进系统中使用的T形吊架配置的实施例，每个推进系统具有分别以完全打开位置3304和3318示出并且也分别以完全关闭位置3306和3320示出的上整流罩104和下整流罩106。在T形吊架配置中，发动机垂直中心线3322被布置为彼此紧密接近(例如，典型地相距小于2个发动机风扇直径140，并且优选地相距小于1个发动机风扇直径140)以使吊架延伸表面3316的长度最小化，并且使上述不利的悬臂负载最小化。

图34示出了尾部安装配置的实施例，其中，飞行器发动机组件3304和3406(每个对应于包括整流罩机构102的推进系统100)的垂直中心线3418彼此靠近地安装(例如，通常分开小于2个发动机风扇直径，并且优选地分开小于1个发动机风扇直径)在机身尾部3402的相对侧上。打开位置上整流罩3408和打开位置下整流罩3416不与机身尾部3402造成的障碍物干涉。

传统上，对于具有T形吊架的翼下安装配置，长管道混流机舱已经与传统的打开机构一起使用。这种传统的机舱的长度通常比短管道、单独流动的机舱长。因此，通常与长管道混流机舱相关联的传统吊架倾向于在轴向方向上更长，这可以驱动重量并且增加机舱的长度和表面积，这可以对飞行器产生更大的空气阻力。本发明的实施例可以使这种传统方法的不利的重量、长度和表面积条件最小化。此外，使用打开机构102的实施例，在机翼结构下具有紧密联接的T形吊架可以减少或消除从机舱延伸到机身或其它支撑结构的吊架延伸表面3316。

图2示出了飞行器推进系统100的剖视图(沿飞行器发动机风扇的轴向方向观察，在图中，内侧方向向右，外侧方向向左)，其示出了处于完全关闭位置的整流罩机构102的侧视图。整流罩机构102附接至包括上整流罩风扇管道202a和上整流罩侧壁206a的上整流罩104。整流罩机构102还附接至包括下整流罩风扇管道202b和下整流罩侧壁206b的下整流罩106。此外，整流罩机构102附接至上吊架附接夹具204a和下吊架附接夹具204b，其各自固定地附接至飞行器结构(例如，吊架)的一部分。

图3示出了处于左侧(LH)位置(相对于坐在驾驶舱中的面向前的飞行员)的飞行器推进系统中的整流罩机构102的前视视图。吊架，支柱和机身位于图3的右侧。图3的整流罩机构102处于对应于上整流罩104和下整流罩106的打开位置的完全打开位置。整流罩机构102包括上整流罩机构102a并且可以包括任选的下整流罩机构102b，该下整流罩机构通过任选的中间连杆机构102c连接到上整流罩机构102a上。可替代地，整流罩机构102可以仅包括上整流罩机构102a和下整流罩机构102b中的一个。

图4A示出了上整流罩机构102a的侧视图，其包括上内侧整流罩叉形连杆304a、上外侧整流罩叉形连杆302a、上前和后驱动杆310a、上连接器板312a、上内侧吊架叉形连杆308a、上外侧吊架叉形连杆306a，以及销314a、316a、318a、320a、322a、324a、326a和328a。上内侧整流罩叉形连杆304a和上外侧整流罩叉形连杆302a的上端各自通过整流罩结构通过通孔附接点330a连接至上整流罩104。上内侧整流罩叉形连杆304a(对应于2308)的下端叉设有两个凸耳2316和2318。如图23进一步所示，第一凸耳2316在上连接器板312a的前侧(沿飞行器移动方向)延伸，第二凸耳2318在上连接器板312a的后侧(沿飞行器移动方向)延伸。第一凸耳2316和第二凸耳2318包括用于通过销320(对应于2306)穿过连接器板312中的对应孔(对应于上连接器板312a和下连接器板312b)附接的同轴对准的孔。

如图25的详细视图进一步所示，第一销322a(对应于销2504)延伸穿过第一凸耳2502(对应于2316)和前驱动杆310a(602)，并且第二销322a延伸穿过第二凸耳2502(对应于2318)和后驱动杆310a(604)。上外侧吊架叉形连杆306a的下端通过销328a连接到上吊架附接夹具204a，例如如图24的详细视图所示。上外侧吊架叉形连杆306a的上端叉设有在上连接器板312a的前后侧延伸的两个凸耳，并通过销314a附接，销314a延伸穿过凸耳和上连接器板312a中的相应的同轴孔。一个凸耳通过延伸穿过凸耳和前驱动杆310a(602)的前销324a附接到前驱动杆310a(602)，例如如图25的详细视图所示。另一个凸耳通过尾销324a附接到后驱动杆310a(604)，该尾销324a延伸穿过凸耳和后驱动杆310a(604)，如图25所示。上内侧吊架叉形连杆308a包括上端部404a和下端部406a，上端部404a从吊架附接点(其中销326a将上内侧吊架叉形连杆308a附接到吊架附接夹具204a)延伸到与上连接器板312a的连接点，下端部406a从吊架连接点延伸到在销332a处与中间连杆机构102c的连接点。

上端部404a的上端叉设有在上连接器板312a的前后侧延伸的凸耳2316/2318，并通过销316a附接，销316a延伸穿过凸耳2316/2318和上连接器板312a中的相应的同轴孔，例如如图23的详细视图所示。上内侧吊架叉形连杆308a在吊架附接点处通过销326a可旋转地附接到上吊架附接夹具204a。下端部406a的下端通过销332a附接到中间连杆机构102c。

图4B示出了下部整流罩机构102b的侧视图，该下部整流罩机构包括下部内侧吊架叉形连杆308b、下部外侧吊架叉形连杆306b，下部驱动杆310b、下部连接器板312b、下部内侧整流罩叉形连杆304b、下部外侧整流罩叉形连杆302b，以及销314b、316b、318b、320b、322b、324b、326b和328b。下内侧整流罩叉形连杆304b和下外侧整流罩叉形连杆302b的下端各自通过通孔附接点330b连接到下整流罩106上的叉形附接结构。

图5示出了整流罩机构102的等距视图。

下整流罩机构102b的部件通常等同于上整流罩机构的相应部件。然而，如图4B的实施例所示，下内侧吊架叉形连杆308b的形状可以不同于上内侧吊架叉形连杆308a的形状。下内侧吊架叉形连杆308b包括上端部506和下端部508，它们在销326b处由吊架附接点分开。上端部506大致垂直于下端部508延伸。相反地，上内侧吊架叉形连杆308a的上端部404a和下端部406a沿大体相同的方向延伸。尽管在该实施例中上端部506大致垂直于下端部508延伸，但是本发明包括在上端部506和下端部508之间的其它角度布置。例如，该角度可以大于或小于垂直。此外，本发明包括这样的布置，其中上连杆和下连杆具有相同的形状/弯曲角，并且其中上整流罩机构102a是下整流罩机构102b的镜像副本。

图6A-6E示出了处于不同整流罩位置的整流罩机构102的侧视图，从图6A中的完全关闭位置经过图6B-6D中的中间位置，到达图6E中的完全打开位置。在关闭位置中，整个整流罩机构102被完全布置在风扇管道上侧壁206a与风扇管道下侧壁206b之间。连杆相对于其与连接器板、整流罩和吊架结构的附接的布局和形状允许折叠的连杆(即，当整流罩处于完全关闭位置时)被包装在上整流罩侧壁和下整流罩侧壁内，例如如图2所示。连杆具有弯曲特征，以允许当整流罩机构102处于收缩的完全关闭位置时，连杆脱离附接销/带肩螺栓(和相关的附接硬件，例如垫圈和螺母)。整流罩机构102允许典型的铰接式推力反向器的相同风扇管道空气管线用于紧密联接的发动机/吊架配置中。在销318和320处相对于板附接件指向与上整流罩机构102a的连杆的吊架附接件的位置被设定为平移和旋转连接器板312远离靠近发动机中心WL平面的吊架附接结构。类似地，连杆附接件在销314和316处相对于整流罩-连杆附接件在连接器板上的位置设置成平移和旋转整流罩远离移动的连接器板312。

每个整流罩的打开路径由相应的整流罩机构102a/102b、中间连杆机构102c，以及吊架和整流罩侧壁结构之间相对于连接器板312的连接来规定。当上整流罩104和下整流罩106在外侧分割线128处解锁时，板312b将由于作用在下整流罩106上的重力而开始下降，因为下整流罩106的重量通常大于上整流罩104的重量。即使这些整流罩具有类似的重量，这些整流罩也可以相对容易地被单个人分开，而无需额外的动力或机械辅助，其向这些整流罩施加打开力(即，在下整流罩106上的向下力或在上整流罩104上的向上力)，因为这些整流罩通过中间连杆机构102c互连并且悬臂/平衡。在打开和关闭位置之间移动整流罩所需的力小于单个人手动和安全施加的最大力，例如MIL-STD-1472(人体工程学)所定义的力，或优选小于25磅力，或更优选20磅力。

每个整流罩相对于相应的连接器板312的平移由相应的内侧和外侧整流罩叉形连杆306/308控制。连接器板312相对于相应的固定的吊架附接夹具204的运动由外侧吊架叉形连杆306控制，外侧吊架叉形连杆306通过一对驱动杆310与内侧吊架叉形连杆308一起附接至外侧整流罩叉形连杆302。当整流罩打开时，内侧吊架叉形连杆308b绕其吊架附接点逆时针旋转，同时，上部内侧吊架叉形连杆308a绕其吊架附接点顺时针旋转。

图7A、图8A、图9A、图10A和图11A示出了上整流罩机构102a在从图7A中的完全关闭位置到图11A中的完全打开位置的各种位置处的详细侧视图。图7B、图8B、图9B、图10B和图11B示出了分别在对应于图7A、图8A、图9A、图10A和图11A的位置处朝向上整流罩机构102a的吊架向内侧看去的详细视图，其中向前方向706朝向图中的左侧并且向后方向708朝向图中的右侧。图7B示出了上前驱动杆602和上后驱动杆604的相对布置，每个对应于上驱动杆310a。

图12A、图13A、图14A、图15A和图16A示出了下整流罩机构102b在从图12A中的完全关闭位置到图16A中的完全打开位置的各种位置处的详细侧视图。图12B、图13B、图14B、图15B和图16B分别示出了在与图12A、图13A、图14A、图15A和图16A的位置处朝向下整流罩机构102b的吊架向内侧看去的详细视图。图12B示出了下部前驱动杆1202和下部后驱动杆1204的相对布置，每个对应于下部驱动杆310b。

图17A-17E示出了中间连杆机构102c在从图17A中的完全关闭位置到图17E中的完全打开位置的不同位置处的详细侧视图。中间连杆机构102c在上整流罩机构102a和下整流罩机构102b之间提供机械连杆，使得上整流罩机构102a离开完全关闭位置的角度总是等于下整流罩机构102b离开完全关闭位置的角度。因此，图7A、图8A、图9A、图10A和图11A中的上整流罩机构102a的布置分别对应于图12A、图13A、图14A、图15A和图16A中的下整流罩机构102b的位置，并且还分别对应于图17A-17E中的中间连杆机构102c的位置。

中间连杆机构102c包括吊架缓冲器1702、连杆臂1712和销1714。连杆臂1712的上端通过销1716连接到上内侧吊架叉形连杆308a的下端。连杆臂1712的下端通过销1714连接到下内侧吊架叉形连杆308b的上端。吊架缓冲器1702固定地附接至下吊架附接夹具204b，并且可以限制下内侧吊架叉形连杆308b在打开方向上的运动范围。在连杆臂1712的用于销1716的孔的中心和用于销1714的孔的中心之间的长度1708可以是可调节的，例如使用螺旋扣，以设定运动范围以及上整流罩104和下整流罩106的关闭和打开位置。

下部内侧吊架叉形连杆308b绕其吊架附接点的逆时针旋转，以及上部内侧吊架叉形连杆308a绕其吊架附接点的同时顺时针旋转使得连杆臂1712处于张紧状态。旋转引起围绕相应的吊架附接点的力矩。力矩使内侧吊架叉形连杆308旋转。与外侧吊架叉形连杆306连接的内侧吊架叉形连杆308的旋转使得相应的连接器板312在垂直方向(相对于地面)上远离吊架结构平移。

最初，连接器板(和相应的整流罩)在垂直方向上远离外侧分割线128平移。当外侧吊架叉形连杆306围绕连接到连接器板312的销314旋转时，驱动杆310和吊架叉形连杆306之间的销连接将在销314和320之间平移，使得驱动杆310最靠近吊架托架的端部将围绕销314旋转，而驱动杆最靠近整流罩的端部将围绕销320旋转。结果，驱动杆310将使外侧整流罩叉形连杆302绕销320旋转。外侧整流罩叉形连杆302的这种运动与内侧整流罩叉形连杆304的运动相联接，使得相应的整流罩远离平移连接器板312朝向完全打开位置移动。

图18A、图19A、图20A、图21A和图22A分别示出了中间连杆机构102c在对应于图17A-17E的位置处的详细侧视图。图18B、图19B、图20B、图21B和图22B分别示出了在与图18A、图19A、图20A、图21A和图22A的位置相对应的位置处向吊架方向内侧看去的详细视图。

图23示出了用于将叉形连杆连接到连接器板312的销2306(对应于销318、320、314和316)的侧面剖视图。销2306延伸穿过叉形连杆2308中的孔并且还穿过连接器板312中的孔。穿过叉齿的孔可以可选地包括凸缘衬套2302和/或2310。穿过连接器板312的孔可以可选地包括衬套2304。销2306可以由螺母2312和垫圈2314固定。或者，销2306可实施为带肩螺栓。销2306可优选地具有12或6点类型的头部，torx类型的头部，Philips类型的头部，或任何其它合适的紧固件类型。

图24示出了用于将叉形连杆连接到相应的吊架附接夹具的销2404(对应于销326和328)的侧面剖视图。销2404延伸穿过吊架附接夹具2406的叉形部分中的孔，其是叉形托架，也穿过连杆的端部(例如，连杆306或308的端部)中的孔。穿过夹具的孔可以可选地具有凸缘衬套2402和2412。销2404可以由螺母2418和垫圈2426固定。穿过叉形连杆的孔可以可选地具有衬套2408。

或者，销2404可实施为带肩螺栓。销2404可优选地具有12或6点式头部或任何其它合适的紧固件类型。

图25示出了用于将驱动杆310连接到叉形连杆(例如，连杆306的叉形端)的销2504(对应于销322和324)的侧面剖视图。销2504延伸穿过连杆的叉形/凸耳部分2502中的孔并穿过驱动杆310。这些孔可以任选地包括凸缘衬套2506。销2504可以由螺母2510和垫圈2508固定。或者，销2504可实施为带肩螺栓。销2504可优选具有12或6点式头部。

图26示出了连杆臂1712的实施例的详细视图，该连杆臂1712具有螺纹部分2602和球形球螺杆端2604和2606，以分别连接到上内侧吊架叉形连杆308a和下内侧吊架叉形连杆308b。螺旋扣2610可以绕连杆臂1712的纵向轴线旋转，以改变端部2604和2606之间的距离。可以松开锁紧螺母2608以允许螺旋扣2610运动，并拧紧锁紧螺母以防止螺旋扣2610运动。

图27A示出了沿图22A中的透视线2210所示的方向的侧视图。图27B示出了连杆臂1712的螺杆端2604和2606与叉形连杆308(对应于2708)之间的附接件的等距视图。该附接件可以包括销2702(对应于销1716或1714)，该销延伸穿过叉形连杆308的凸耳中的孔并且穿过这些螺杆端2604和2606之一。销2702可以通过螺母2704和垫圈2706固定。销2710可以进一步固定和/或防止销2702的旋转。销2702可替代地实施为螺栓。

图28A-28C示出了可选的锁定组件，其可用于选择性地将上整流罩104和下整流罩106保持在完全打开的位置，即使当飞行器发动机被移除时。例如，在典型的维护情况下，飞行器发动机可能需要被完全移除，而无需从吊架移除机舱硬件。在没有发动机就位的情况下，上整流罩和下整流罩以及它们的上打开机构和下打开机构不再受到限制。可选的锁定组件可选地包括在至少一对(i)上内侧整流罩叉形连杆304a和上外侧整流罩叉形连杆302a(即，下述实施例)，和/或(ii)下内侧整流罩叉形连杆304b和下外侧整流罩叉形连杆302b中。如图11B和图28B的示例所示，上外侧整流罩叉形连杆302a可以包括接片区域2806(对应于接片区域1102)，该接片区域包括通孔1104。

图28A示出了安装有可拆卸销/螺栓2804和螺母板2802的上整流罩机构102a的侧视图。图28B示出了沿图28A中的线A-A的截面图。图28C示出了固定到连杆304上的螺母板2802的等距视图。或者，螺母板2802可固定到连杆302，且销/螺栓2804的方向可颠倒。进一步可替代地，连杆304可以是带螺纹的以便接纳这些销/螺栓2804，或者可以使用另一个系留的或可移除的紧固件来代替螺母板2802。当销/螺栓2804由螺母板2802固定时，防止连杆302和304之间的距离改变，从而防止上整流罩104和下整流罩106移动。为了禁用锁定特征，可以移除销/螺栓2804。

图29示出了附接到飞行器发动机组件100内的一对上吊架附接夹具204a和下吊架附接夹具204b的两个整流罩机构102的布置的侧视图。尽管本实施例示出为每个整流罩机构102具有两个销/螺栓2804，但是本发明还包括仅使用一个销/螺栓2804，或者使用多于两个销/螺栓2804。此外，该锁定特征可以在上整流罩机构102a和下整流罩机构102b两者中。连杆可以替代地布置成具有多个孔，这些孔允许具有不同长度的销/螺栓以适应将整流罩锁定在打开位置与关闭位置之间的不同位置中。在替代实施例中，接片区域2806的尺寸可以在叉形连杆302的纵向方向上增大以容纳多个孔，每个孔用于安装销/螺栓以将连杆保持在固定位置中，并且由此将上整流罩104和下整流罩106锁定在打开位置与关闭位置之间的不同的对应位置处。

如图30所示，上整流罩104和下整流罩106可以使用沿外侧分割线128布置的闩锁3004在完全关闭位置彼此闩锁。此外，飞行器推进系统100附接到吊架3002。

图31A示出了根据本发明的实施例的飞行器发动机组件100的侧视图，其中上整流罩104和下整流罩106处于完全打开位置。在该示例中，飞行器推进系统100包括可选的保持打开杆(HOR)：上前HOR 3102、上后HOR 3106、下前HOR 3104和下后HOR 3108。HOR可以可选地用于在将整流罩保持在完全打开位置时提供附加的安全性。图31B示出了所安装的HOR的前剖视图。

图32示出了典型的HOR的详细视图，其具有分别可拆卸地连接到整流罩和发动机的端部3202和3204，以及长度调节螺旋扣3206以调节HOR的总长度3208。

图36A示出了如图38所示并使用HOR 3602、3606、3604和3608的传统整流罩打开机构。图36B示出了包括整流罩打开机构102的飞行器发动机组件100的比较示例，其允许HOR3102、3104、3106和3108有利地短于传统方法中的相应HOR 3602、3604、3606和3608。特别地，根据本发明的一个实施例，当从外侧方向观察时，在打开位置中上整流罩104在发动机110的顶部上方的偏移(以及下整流罩106在发动机110的底部下方的相应偏移)有利地最小化，例如以减少环境风可能施加到打开的整流罩的风载荷的量。根据一个实施例，在打开位置中上整流罩104在发动机110的顶部上方的偏移可以小于发动机核心3718的外径3730(即，2X发动机核心3718的半径3728)。因此，HOR的长度可以保持为小于2X发动机核心3718的外径3730(即，4X发动机核心3718的半径3728)。

图37A是示出了飞行器涡轮发动机3710和覆盖的相应打开位置的前视视图，打开位置为(i)常规打开的上整流罩3702和下整流罩3708以及(ii)由整流罩机构102的实施例完全打开的上整流罩3704和下整流罩3706。在完全打开位置，常规打开的上整流罩3702旋转常规的旋转角度3726。在打开位置，上整流罩3704旋转了旋转角度3724，其小于传统的旋转角度3726。

图37B是飞行器涡轮发动机3710的吊架附接区域的详细视图，示出了上整流罩机构102a、下整流罩机构102b、吊架结构3714、发动机到吊架系统连接接口3712，以及发动机核心3718的外径3730。吊架系统连接接口3712是吊架和发动机核心隔间之间的边界，其中可以设置一些发动机到吊架系统的连接，包括例如电线和/或空气管道。如图所示，当完全打开时，上整流罩3704的最底端远离飞行器涡轮发动机3710的外侧分割线128升高，并且优选地升高到吊架结构3714的顶部边缘和/或发动机到吊架系统连接接口3712的顶部边缘上方。此外，当完全打开时，下整流罩3706的最顶端降低远离外侧分割线128，并且优选地降低到吊架结构3714的底边缘和/或发动机到吊架系统连接接口3712的下边缘下方。另外，当处于打开位置时，上整流罩3704的最底端有利地远离下整流罩3706的最顶端移动距离3720。

然而，利用传统的铰链方法，即使当完全打开时，连接到传统铰链3817/3819(图38)的上整流罩3702和下整流罩3704的端部仍保持邻近外侧分割线128，并且不在向上或向下方向上移动远离外侧分割线128。因此，根据常规的铰链方法，上整流罩3702的最低部分与下整流罩3708的最高部分之间的距离3716不会随着整流罩打开而增加。优选地，当通过整流罩机构102的引导而完全打开时，上整流罩3704的最底端在外侧分割线128上方升高至少等于发动机核心3718的外半径3728的距离。此外，优选地，当通过整流罩机构102完全打开时，下整流罩3706的最顶端在外侧分割线128上方降低至少等于发动机核心3718的外半径3728的距离。此外，当处于打开位置时，距离3720优选地大于发动机核心3718的直径3730的150％，并且甚至更优选地大于发动机核心3718的直径3730的200％，以便于方便地维护进入该整流罩内，而不会对飞行器的其他部分(例如，其他发动机、支柱，或机身)产生不利的干扰。此外，为了便于维护接近吊架系统连接接口3712，距离3720优选地大于吊架结构3714的外部垂直高度3722，并且更优选地大于吊架结构3714的外部垂直高度3722的150％。

在上述实施例中，外侧分割线128穿过飞行器发动机的轴向中心。然而，本发明包括布置在该点之上或之下的外侧分割线。

因此，通过以这种方式引导整流罩运动直接远离外侧分割线128，其中整流罩机构102用于打开和关闭整流罩的实施例可以有利地提供方便的维护入口，以便接近飞行器推进系统100和发动机的区域，以便接近位于吊架结构3714附近的吊架系统连接接口3712，而不需要上整流罩104和下整流罩106的大角度旋转，由此还允许发动机组件更靠近其他飞行器元件(例如，机身、支柱或其他发动机)的布置，而在整流罩打开时没有干扰。所得到的飞行器可以制成没有延伸的表面，可以使用更轻的，更便宜的材料，并且可以更便宜地维护和操作。

Claims (20)

1.一种飞行器推进系统，其特征在于，所述系统包括：

发动机组件，所述发动机组件包括旋转以移动空气的风扇；

整流罩，当所述整流罩处于关闭位置时，所述整流罩包围所述发动机组件的至少一部分，所述整流罩包括远离所述发动机组件布置的、提供空气动力表面的外表面；以及

整流罩机构，所述整流罩机构被连接到所述整流罩，并且所述整流罩机构被配置为沿着移动路径将所述整流罩从所述关闭位置引导到打开位置，其中

在所述打开位置中，所述整流罩的整个部分被布置为比在所述关闭位置中更远离穿过所述风扇的旋转轴线的水平面。

2.根据权利要求1所述的飞行器推进系统，其特征在于，

所述移动路径是由所述整流罩的所述外表面上的点的运动限定的，

所述移动路径包括在所述移动路径的第一部分从所述关闭位置到所述打开位置期间的直线，并且

所述移动路径包括在所述移动路径的第二部分从所述关闭位置到所述打开位置期间的曲线，所述第二部分比所述第一部分离所述关闭位置更远。

3.根据权利要求1所述的飞行器推进系统，其特征在于，在所述打开位置，所述整流罩的整个部分远离所述水平面移动的距离至少等于所述发动机组件的发动机核心的外半径。

4.根据权利要求1所述的飞行器推进系统，其特征在于，

所述整流罩包括围绕所述发动机组件的上部部分的上整流罩，以及围绕所述发动机组件的下部部分的下整流罩，

在所述关闭位置，所述上整流罩和所述下整流罩被配置为通过至少一个闩锁沿着所述水平面彼此被闩锁，

所述整流罩机构进一步包括

上整流罩机构，所述上整流罩机构被附接至所述上整流罩，

下整流罩机构，所述下整流罩机构被附接至所述下整流罩，以及

中间连杆，所述中间连杆将所述上整流罩连接到所述下整流罩，

所述整流罩机构还被配置为当所述上整流罩和所述下整流罩中的第一个被外力引起沿所述移动路径移动时，沿所述移动路径同时移动所述上整流罩和所述下整流罩中的第二个。

5.根据权利要求4所述的飞行器推进系统，其特征在于，

所述整流罩机构被配置为平衡所述上整流罩和所述下整流罩的重量，使得沿所述移动路径移动所述上整流罩和所述下整流罩所需的所述外力小于能够由单个人手动且安全地施加的最大力。

6.根据权利要求1所述的飞行器推进系统，其特征在于，

所述整流罩机构沿所述移动路径在所述打开位置与所述关闭位置之间引导所述整流罩，使得在沿所述移动路径的任何位置处所述整流罩的任何部分都不延伸超过间隙平面，并且

所述间隙平面在竖直方向上延伸通过交点，所述交点是处于所述关闭位置的所述整流罩的外表面上最靠近障碍物的点。

7.根据权利要求1所述的飞行器推进系统，其特征在于，

所述发动机组件还包括V形凹槽，并且所述整流罩包括V形叶片，所述V形叶片被配置用于在所述关闭位置中与所述V形凹槽相接合，并且

所述整流罩机构被配置为沿垂直方向在所述移动路径中将所述整流罩从所述关闭位置朝向所述打开位置引导，至少直到所述V形叶片完全离开所述V形凹槽。

8.根据权利要求1所述的飞行器推进系统，其特征在于，所述打开位置是使所述发动机组件的所述一部分可接近以执行维护功能的所述整流罩的位置。

9.根据权利要求8所述的飞行器推进系统，其特征在于，使所述发动机组件可接近以执行维护功能包括在无需从包括所述飞行器推进系统的所述飞行器移除所述整流罩的情况下，将所述整流罩移动到足以执行以下中的至少一个：

对所述发动机组件的所述一部分的直接目视检查，

使用非柔性的、直的管道镜对所述发动机组件的所述一部分的检查，

使用柔性管道镜对所述发动机组件的所述一部分的检查，

从所述飞行器移除所述发动机组件的所述一部分，以及

从所述飞行器移除所述发动机组件的整个部分。

10.根据权利要求9所述的飞行器推进系统，其特征在于，所述整流罩机构被配置为沿着所述移动路径引导所述整流罩，使得在所述打开位置，所述整流罩从所述关闭水平位置旋转小于45度。

11.根据权利要求1所述的飞行器推进系统，其特征在于，所述整流罩机构进一步包括至少两个连杆，所述至少两个连杆被配置为当所述整流罩在所述关闭位置与所述打开位置之间移动时改变所述至少两个连杆相对于彼此的位置，并且

所述整流罩机构进一步包括锁定装置，所述锁定装置在被安装时被配置为附接至所述至少两个连杆，以防止所述至少两个连杆相对于彼此改变位置，并且所述锁定装置在被安装时防止所述整流罩从所述打开位置移开。

12.根据权利要求1所述的飞行器推进系统，其特征在于，所述整流罩包括管道，所述管道被配置为改变由所述发动机组件风扇移动的所述空气的移动方向。

13.根据权利要求1所述的飞行器推进系统，其特征在于，所述整流罩机构进一步附接至飞行器的吊架。

14.一种整流罩移动机构，其特征在于，所述整流罩移动机构连接到至少一个整流罩，所述至少一个整流罩配置为在飞行器推进系统的关闭位置中围绕发动机组件的至少一部分，所述发动机组件包括风扇，所述风扇旋转以移动空气，并且所述至少一个整流罩包括远离所述发动机组件的、提供空气动力表面的外表面，所述整流罩移动机构包括：

多个连杆，所述多个连杆被配置为沿着移动路径将所述至少一个整流罩从所述关闭位置引导到打开位置；并且

所述多个连杆配置为沿所述移动路径引导所述至少一个整流罩，使得所述至少一个整流罩中的每个整流罩的整个部分比在所述关闭位置中移动得更远离穿过所述风扇的旋转轴线的水平面。

15.根据权利要求14所述的整流罩移动机构，其特征在于，

所述移动路径是由所述整流罩的所述外表面上的点的运动限定的，

所述移动路径包括在所述移动路径的第一部分从所述关闭位置到所述打开位置期间的直线，并且

所述移动路径包括在所述移动路径的第二部分从所述关闭位置到所述打开位置期间的曲线，所述第二部分比所述第一部分离所述关闭位置更远。

16.根据权利要求14所述的整流罩移动机构，其特征在于，

在所述打开位置，所述整流罩的整个部分远离所述水平面移动的距离至少等于所述发动机组件的发动机核心的外半径。

17.根据权利要求14所述的整流罩移动机构，其特征在于，

所述整流罩包括围绕所述发动机组件的上部部分的上整流罩，以及围绕所述发动机组件的下部部分的下整流罩，

在所述关闭位置，所述上整流罩和所述下整流罩被配置为通过至少一个闩锁沿着所述水平面彼此被闩锁，

所述整流罩机构进一步包括

上整流罩机构，所述上整流罩机构被附接至所述上整流罩，

下整流罩机构，所述下整流罩机构被附接至所述下整流罩，以及

中间连杆，所述中间连杆将所述上整流罩连接到所述下整流罩，

所述整流罩机构还被配置为当所述上整流罩和所述下整流罩中的第一个被外力引起沿所述移动路径移动时，沿所述移动路径同时移动所述上整流罩和所述下整流罩中的第二个。

18.根据权利要求17所述的整流罩移动机构，其特征在于，

所述整流罩机构被配置为平衡所述上整流罩和所述下整流罩的重量，使得沿所述移动路径移动所述上整流罩和所述下整流罩所需的所述外力小于能够由单个人手动且安全地施加的最大力。

19.根据权利要求14所述的整流罩移动机构，其特征在于，

所述整流罩机构沿所述移动路径在所述打开位置与所述关闭位置之间引导所述整流罩，使得在沿所述移动路径的任何位置处所述整流罩的任何部分都不延伸超过间隙平面，并且

所述间隙平面在竖直方向上延伸通过交点，所述交点是处于所述关闭位置的所述整流罩的外表面上最靠近障碍物的点。

20.根据权利要求14所述的整流罩移动机构，其特征在于，

所述打开位置是使所述发动机组件的所述一部分可接近以执行维护功能的所述整流罩的位置，包括在无需从包括所述整流罩移动机构的飞行器上移除所述整流罩的情况下，将所述整流罩移动到足以执行以下中的至少一个：

对所述发动机组件的所述一部分的直接目视检查，

使用非柔性的、直的管道镜对所述发动机组件的所述一部分的检查，

使用柔性管道镜对所述发动机组件的所述一部分的检查，

从所述飞行器移除所述发动机组件的所述一部分，以及

从所述飞行器移除所述发动机组件的整个部分。

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