CN101484357A

CN101484357A - 包括两个横向接合的吸收推进力的侧连杆的飞行器发动机悬挂装置

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Publication number: CN101484357A
Application number: CNA2007800251807A
Authority: CN
Inventors: 斯特凡娜·勒韦尔; 雅克·博福尔
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2006-07-10
Filing date: 2007-07-09
Publication date: 2009-07-15
Anticipated expiration: 2027-07-09
Also published as: CA2658149A1; US20090200419A1; EP2038174B8; FR2903382A1; EP2038174B1; JP2009542514A; US8322651B2; BRPI0713398A2; CA2658149C; FR2903382B1; RU2433068C2; DE602007003361D1; EP2038174A1; RU2009104319A; WO2008006784A1; ATE449000T1; CN101484357B

Abstract

本发明涉及一种飞行器发动机的悬挂装置，该悬挂装置包括刚性结构和用于将发动机固定在刚性结构上的悬挂件，所述悬挂件包括推进力吸收装置(14)，该推进力吸收装置包括两个吸收推进力的侧连杆(26)，所述侧连杆中的每一个都具有后端(26b)，所述后端通过机械连接件(44)安装在所述装置(14)的平衡梁(28)上。根据本发明，每个连接件(44)借助轴柱(48)来实现，该轴柱设置在平衡梁上并且穿过设置在后端(26b)上的孔(50)，轴柱(48)被设置为相对于悬挂装置几乎横向延伸。

Description

包括两个横向接合的吸收推进力的侧连杆的飞行器发动机悬挂装置

技术领域

本发明通常涉及飞行器发动机的悬挂装置，该悬挂装置例如用于安置在飞行器机翼和相关发动机之间，以及涉及包括如此悬挂装置的发动机组件。

本发明可以用于装备有涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机的所有类型飞行器。

这类型的悬挂装置还被称为悬挂架或“EMS”(“发动机安装结构”)，可以无区别地用于将发动机悬挂在飞行器的机翼下面、将该发动机安装在飞行器的机翼上面、或者甚至用于将该发动机安置在飞行器的机身后部。

背景技术

事实上，提供这种悬挂装置用于构成涡轮喷气发动机和飞行器机翼之间的连接接口。该装置能够向该飞行器的结构传递由相关涡轮喷气发动机产生的力，并且还允许发动机和飞行器之间的燃料、电系统、液压系统和空气系统的传输。

为了确保力的传递，悬挂装置包括通常为“箱体”类型的刚性结构(即主结构)，即由上翼梁、下翼梁以及通过横翼肋彼此连接的侧壁板组装形成。

另一方面，该装置具有设置在涡轮发动机和刚性结构之间的悬挂件，这些悬挂件总体上包括两个发动机紧固件以及一个吸收由涡轮发动机产生的推进力的装置。

在现有技术中，该推进力吸收装置例如包括两个侧连杆，所述连杆一方面连接涡轮发动机罩，另一方面连接在平衡梁上，该平衡梁铰接在悬挂装置的刚性结构上。

同样地，悬挂装置还包括另一组紧固件，所述紧固件构成置于刚性结构和飞行器的机翼之间的安装系统，该系统通常由两个或三个紧固件组成。

最后，挂架具有副结构，该副结构在支撑空气动力学整流罩的同时保证系统的隔离和保持。

如以上提及的，现有技术提供的解决方案为：推进力吸收装置集成两个侧连杆，所述侧连杆中的每一个都具有一个后端，所述后端借助穿过连杆和平衡梁的铰接轴铰接地安装在相关平衡梁侧端上。

通常，平衡梁沿着一个轴铰接在与悬挂装置的刚性结构连在一起的连接配件上，所述铰接轴几乎垂直且平行于该轴延伸，以便可以保证该平衡梁的良好的平衡性。

因此，当推进力吸收装置被装配在发动机和刚性结构之间时，不再能够将连杆从平衡梁上断开或将连杆重新连接在平衡梁上，例如在以后的设置发动机的操作中会研究这些行为。因此，必须通过从刚性结构上拆下平衡梁的铰接轴或者将平衡梁的铰接轴组装在刚性结构上来实现支撑侧连杆的该平衡梁的整体的断开或连接。

然而，这种工作方式需要定位设置在不容易进入且非常拥挤的区域的工具。事实上，用于与该工具配合的平衡梁的铰接轴的下接头非常靠近且朝向涡轮喷气发动机的罩。

因此，安置和操作该工具具有导致发动机组件损坏的很大的危险性，并且维修困难造成组装时间的浪费。作为指示，当在涡轮喷气发动机罩和围绕上述铰接轴旋转地安装的平衡梁的下面之间安置工具时，尤其会遇到这些缺点。

发明内容

因此，本发明的目的是提供一种悬挂装置和一种包括该悬挂装置的发动机组件，从而客服与实现现有技术相关的上述缺点。

为此，本发明提供一种飞行器发动机的悬挂装置，所述悬挂装置包括刚性结构和将发动机固定在刚性结构上的悬挂件，所述悬挂件包括吸收由发动机产生的推进力的推进力吸收装置，该推进力吸收装置包括两个吸收推进力的侧连杆，侧连杆中的每一个都具有后端，所述后端通过机械连接件安装在所述推进力吸收装置的平衡梁上。根据本发明，每个机械连接件都借助轴柱(pion)来实现，所述轴柱设置在平衡梁上并且穿过设置在所述后端上的孔，所述轴柱被设置为相对于所述悬挂装置几乎横向延伸。

因此，根据本发明的这个结构，其中，每个轴柱几乎沿着装置的横向方向延伸或者相对于该方向略微倾斜地延伸，例如当执行拆下或重新安置发动机的操作时，可以容易地断开或重新连接每个吸收推进力的侧连杆的后端。为此，有利地，当执行该操作时不再需要拆下或重新安装平衡梁的整体。

如果每个轴柱的自由接头(embout)都朝向发动机组件的不拥挤的区域，安置和操作用于安装或拆下两个侧连杆中的每一个所需要的工具几乎不会引起任何损坏该发动机组件的危险。为此，有利地，可以确定所使用的工具少于用于确保拆下或重新安装支撑侧连杆后端的平衡梁整体的现有技术中需要的工具。

并且，由这样的装配所带来的组装方便性能够节省组装时间，此外，由于通过侧连杆的几乎横向的简单移动使得侧连杆的后端现在可以容易与它们的相关轴柱接合，因此该装配被最优化。所述侧连杆最初通过它们的前端连接在发动机上。

优选地，每个轴柱都沿着轴线延伸，所述轴线位于环绕中心轴线旋转的椎体形式的立体角中，所述中心轴线对应于所述悬挂装置的横向方向，并且所述立体角的值小于或等于2π·(1-cos(15°))sr，因此这个特征说明了上述的轴柱几乎横向延伸的概念。上述值表明旋转的椎体形式的立体角，立体角的母线与中心轴线之间相差15°的角。

还是为了说明这个概念，优选地，在俯视图中，每个轴柱沿着轴线延伸，所述轴线与所述悬挂装置的横向方向形成小于或等于15°的角。在正视图中，每个轴柱沿着轴线延伸，所述轴线与悬挂装置的横向方向形成小于或等于15°的角。

优选地，对于每个机械连接件，设置在所述侧连杆后端上的孔装备有供设置在平衡梁上的轴柱穿过的球形联轴节(rotule)。

优选地，所述平衡梁沿着铰接轴铰接，所述铰接轴穿过连接刚性结构的连接配件，所述推进力吸收装置还包括马蹄铁形状的限位配件，所述铰接轴同样穿过所述限位配件的中央部分，并且所述限位配件固定地连接在所述刚性结构上，所述马蹄铁形状的限位配件具有限位表面，所述限位表面位于所述平衡梁的后面以便可以在两个方向上阻止所述平衡梁围绕它的铰接轴转动。

优选地，所述发动机的悬挂装置还包括固定在刚性结构上的发动机前紧固件和发动机后紧固件，所述发动机前紧固件被设计为吸收沿着所述装置的横向方向和垂直方向施加的力，并且所述发动机后紧固件被设计为吸收沿着所述装置的横向方向和垂直方向施加的力并且保证吸收沿着所述装置的纵向方向施加的力矩(moment)。

通常情况下，所述两个吸收推进力的侧连杆优选地设置在悬挂装置的纵向中垂面的相对两侧。

此外，本发明还提供一种发动机组件，该发动机组件包括诸如涡轮喷气发动机的发动机和该发动机的悬挂装置，所述悬挂装置是诸如以上描述的悬挂装置。

最后，本发明也涉及飞行器，该飞行器包括至少一个诸如上述发动机组件的发动机组件，该发动机组件被组装在机翼上或在该飞行器的机身后部。

本发明的其它优点和特征在以下的非限制性详细描述中将会显现出来。

附图说明

将会参照以下附图进行描述，其中：

图1示出了用于飞行器的发动机组件的侧视图，该发动机组件包括根据本发明的优选实施例的悬挂装置；

图2示出了属于图1所示悬挂装置的推进力吸收装置的局部分解透视图；

图3示出了图2所示的推进力吸收装置的未分解图；

图4a至图4c示出了轴柱的几乎横向的定向，所述轴柱用于装备属于图1至图3所示的推进力吸收装置的平衡梁；

图5是示出了由图1中所示装置的悬挂件的不同组成元件所保证吸收力的透视图；以及

图6a至图6e示出了吸收推进力的两个侧连杆中的每一个的后端在它的相关平衡梁的轴柱上组装的示意图。

具体实施方式

参照图1，可以看到用于飞行器的发动机组件1，该发动机组件被设计为固定在该飞行器的机翼2(出于清楚的原因，仅用虚线示出)下面，该发动机组件1包括根据本发明优选实施例的悬挂装置4，以及悬挂在该装置4下的诸如涡轮喷气发动机的发动机6。

总体上，悬挂装置4包括刚性结构8，该刚性结构具有用于发动机6的悬挂件，这些悬挂件包括多个发动机紧固件10，12，以及一个吸收由发动机6产生的推进力的装置14。

作为指示，注意到组件1被设计为由发动机舱(未示出)围绕，并且悬挂装置4包括另一组紧固件16，该组紧固件能够确保将该组件1悬挂在飞行器的机翼2下面。

按照惯例，在以下的所有描述中，称X为装置4的纵向方向，该纵向方向与涡轮喷气发动机6和装置14的纵向方向相似，该X方向平行于该涡轮喷气发动机6的纵向轴线5。另外，称Y为相对于装置4的横向方向，并且该横向方向与涡轮喷气发动机6和装置14的横向方向相似，以及称Z为垂直方向或高度方向，这三个方向X、Y和Z彼此正交。

另外，根据在涡轮喷气发动机6施加的推进力下飞行器的前进方向来考虑字“前”和“后”，这个方向由箭头7示出。

在图1中，可以看到两个发动机紧固件10，12、紧固件组16、推进力吸收装置14和悬挂装置4的刚性结构8。该悬挂装置4的其它未示出的组成部件(诸如在支撑空气动力学整流罩的同时保证系统隔离和保持的副结构)是本领域技术人员已知的并且与现有技术中遇到的部件一致的或者相似的常规部件。因此，这里没有详细描述这些部件。

另外，如图1所示，涡轮喷气发动机6在前部具有限定风扇的环形通道20的大尺寸的风扇罩18，并且向后包括具有更小尺寸的中央罩22，在该中央罩中包含涡轮喷气发动机的核心。罩18和20彼此连在一起。

如在图1中可以观察到的，装置4的发动机紧固件10，12的数量为两个，并且分别命名为发动机前紧固件和发动机后紧固件。

在本发明的该优选实施例中，刚性结构8采用从后向前几乎沿着X方向延伸的箱体形式。

因此，箱体8采用与常见的用于涡轮喷气发动机的悬挂架相似设计的挂架的形式，尤其该箱体由上翼梁15、下翼梁17和两个侧翼梁/侧壁板19(由于是侧视图，只有一个可视)组装而成，这些组件15、17和19通过横翼肋21彼此连接，所述横翼肋中的每一个整体上为矩形。因此，翼肋21在YZ面上延伸，翼梁15，17几乎在XY面上延伸并且侧壁板19在XZ面上延伸。

该优选实施例的悬挂件首先包括发动机前紧固件10，该紧固件设置在刚性结构8(也被称作椎体)的前端和风扇罩18的上部之间。然而，如本领域技术人员已知的，还可以将发动机前紧固件10设置为固定在中央罩和风扇罩之间的连接罩上。以传统方式设计的并且本领域技术人员已知的发动机前紧固件10固定在刚性结构8的第一点P1处，该刚性结构也被称为主结构。

另外，该优选实施例的悬挂件还包括发动机后紧固件12，该紧固件同样以传统的方式和本领域技术人员已知的方式实现，该紧固件设置在刚性结构8和中央罩22之间，并且该紧固件被固定在刚性结构8的相对于点P1向后安置的第二点P2处。

在该优选实施例中，推进力吸收装置14固定在刚性结构8的第三点P3处，点P3位于两个点P1，P2之间。

整体上，推进力吸收装置14具有两个吸收推进力的侧连杆26(在图1中只有一个可视)，每一个连杆包括与风扇罩18连接的前端26a，该前端例如在涡轮发动机6的中平面上或附近连接风扇罩18。

现在，将会参照图2和图3详细描述该推进力吸收装置14的后部。

在这些图中，可以看到两个侧连杆26，所述侧连杆被设置在悬挂装置的纵向中垂面24的相对两侧，该纵向中垂面对应于涡轮喷气发动机的中垂面。如以下将会详细描述的，所述侧连杆中的每一个都具有连接在平衡梁28上的后端26b。

平衡梁28联接铰接轴32(优选地是双轴类型的铰接轴)，该铰接轴被定位为被纵向中垂面24穿过。因此，该平衡梁的铰接轴穿过设置在平衡梁28上的孔34以及穿过支架(chape)36，该支架的两个翼部(flanc)被设置在平衡梁28的相对两侧，该支架36属于连接在刚性结构上的连接配件38。

更确切地，为了保证安全功能，即“自动防故障”功能，平衡梁28优选地由如图2所示的叠合的两个配件28a，28b组成，因此上述孔34由分别设置在配件28a，28b上的两个孔34a，34b共同确定。

连接配件38具有固定连接在下翼梁17下面的后端，该后端优选地通过组装件(未示出)与下翼梁固定，所用的组装件(例如螺钉)与位于箱体内部的加固配件40配合，该加固配件优选地与下翼梁17的内表面接触。在这方面，可以设置该加固配件40具有两个侧翼42，所述侧翼用于分别固定在箱体的下翼梁17的两个翼(未示出)上，因此加固配件的下翼部贴合该下翼梁17的内表面。因此，加固配件40相似于箱体的横翼肋，不同的是加固配件不在刚性结构的整个高度上延伸。

为了保证每个侧连杆26的后端26b的组装，设置机械连接件44，该机械连接件用于在正常模式下传递推进力。该机械连接件主要借助设置在平衡梁28的相关侧端上的轴柱48来实现，如下面将会描述的，该轴柱48具有相对于装置14几乎横向(即几乎沿着方向Y，该轴柱可以相对于该方向略微倾斜)延伸的特点。在这方面，优选地设置轴柱相对于该轴柱穿过的侧连杆26的轴线正交延伸。

此处，由于用于实现平衡梁28的配件为两个，两个轴柱48中的每一个优选地由分别属于配件28a，28b的两个半圆柱体48a，48b定义，并且所述两个半圆柱体沿着它们的径向面彼此接触。事实上，如图2和图3中可见，每个轴柱48优选地设置为具有圆形截面，并且如有必要可以包括具有更小截面的延长体以便容纳固定件(未示出)。

轴柱48插入到设置在相关侧连杆26的后端26b上的孔50中，因此该孔的轴线几乎和上述轴柱48的轴线合在一起。并且，在孔50和轴柱48之间设置球形联轴节(rotule)52，当球形联轴节的外环固定容纳在孔50中时，该轴柱穿过球形联轴节的内环。

现在参照图4a至4c，可以看到，每个轴柱48不仅可以沿着Y方向定向，还可以可替代地相对于Y方向略微倾斜，研究目的是使这些轴柱一直保持几乎横向的定位，以便可以容易实现相关机械连接件44的安装并且对发动机组件1无损坏危险。并且，优选地力图使轴柱相对于它所穿过的侧连杆26的轴线正交延伸。

因此，如图4a所示，可以设置为每个轴柱48沿着轴线60延伸，该轴线位于环绕对应于Y方向的中心轴线64旋转的椎体形式的立体角62中，因此该立体角62的值小于或等于2π·(1-cos(15°))sr。

另外，参照图4b，在所示俯视图中，每个轴柱48沿着轴线60延伸，该轴线与横向方向Y形成小于或等于15°的角66。相似地，在图4c所示的正视图中，每个轴柱48沿着轴线60延伸，该轴线与横向方向Y形成小于或等于15°的角68。

尽管如此，如图4a至4c所示，优选地在远离推进力吸收装置的中心时使每个轴柱48略微向后延伸，并且可能的话在远离推进力吸收装置的中心时使每个轴柱48略微向上延伸。

重新参照图2和图3，可以看到推进力吸收装置14还包括马蹄铁形状的限位配件70，该限位配件在它的中前部具有同样由铰接轴32穿过的支架72。更确切地，该支架72的两个翼部设置在平衡梁28的相对两侧，并且更具体地，两个翼部中的每个被插入到该平衡梁28和连接配件38的支架36的两个翼部中的一个之间。

马蹄铁形状的限位配件70优选地设置为被中垂面24对称地穿过，该限位配件包括两个几乎向后定位的自由端并且每个自由端与连接配件38同样形式的连接在箱体上，即贴合下翼梁17的外部并且通过与加固配件40配合的常规组装件(未示出)与下翼梁组装在一起。

并且，限位配件70具有位于平衡梁28后面的限位表面74，并且更确切地限定在上述支架72的底部。该限位配件被设计为可以在两个方向阻挡平衡梁围绕它的铰接轴32旋转。

事实上，限位平面74如有必要可以通过相对于如图2所示的中垂面24对称设置的两个不同的平面来实现，因此，该限位平面被合理地定位以便在推进力吸收装置14发生故障的时候(例如两个侧连杆26中的一个断裂或者两个连接件44中的一个断裂)，平衡梁28的旋转会被该限位平面74阻挡。注意到在正常模式下，由于平衡梁28距离该限位平面较远，该限位平面74不起作用。

因此，当发生上述类型的故障时，只连接一个侧连杆26的平衡梁28沿着轴32旋转，直到该平衡梁的一个侧端与邻近的限位平面74接触。因此，应该理解，限位平面的定位事实上被确定以便设置该平衡梁围绕轴32旋转的最大角，自然地，该最大角(优选地在两个旋转方向一致)被确定以便吸收推进力的功能可以一直由推进力吸收装置14来保证，至少在一个确定的周期期间由推进力吸收装置14保证。

通过该装配，如在图5中可以大概看到的，固定在点P1处的发动机前紧固件10被设计为吸收主要沿垂直方向Z施加的力，以及沿横向方向Y施加的力，但是不适用吸收沿纵向方向X施加的力。

发动机后紧固件12被设计为吸收主要沿横向方向Y施加的力，并且该发动机后紧固件的预定设计优选地是被称作“半-紧固件”的已知类型，该设计允许两个半-紧固件中的每一个(未示出)都吸收主要沿着垂直方向z施加的力。后紧固件也能保证吸收沿着X方向施加的力矩。

最后，推进力吸收装置14能够吸收主要沿着纵向方向X施加的力。

为此，沿着纵向方向X施加的力唯一地由吸收推进力装置吸收，沿着横向方向Y施加的力由前紧固件10和后紧固件12共同吸收，并且沿着垂直方向Z施加的力由前紧固件10和后紧固件12的两个半-紧固件共同吸收。

另外，当发动机紧固件10，12共同保证吸收沿着Y和Z方向施加的力矩时，唯一地由后紧固件12的两个半-紧固件保证吸收沿着X方向施加的力矩。

参照图6a至6e，可以看到悬挂装置14的组装方法的不同连续步骤，这些示意图全部采用仰视图。

首先，参照图6a，可以看到，所述方法的一个特征在于要预先将侧连杆的后端安装在分别与侧连杆相关的轴柱上，平衡梁28已经通过连接配件38固定在刚性结构8上。必然地，如图6b所示，在第一侧连杆26的后端26b开始与相关轴柱48接合之前，相对于刚性结构8恰当的安置发动机。

如前面提及的，侧连杆26的后端26b的接合可以通过位于相关轴柱附近的该侧连杆的几乎横向的简单移动来实现。并且侧连杆26的前端26a已经被安装在发动机上，因此，在侧连杆26的后端26b移动时，侧连杆的前端26a略微转动，这被实现以便得到后端26b与轴柱48完全接合，如图6c所示。

然后，诸如图6d和6e所示，对于另一个侧连杆26执行同样的操作，两个侧连杆26可以被同时安装，这并不超出本发明的范围。

当然，本领域技术人员可以非限制性地提供多种以上描述的悬挂装置4和发动机组件1的变型。在这方面，尤其可以指定发动机组件1是否表现为用于悬挂在飞行器机翼下面的结构，该发动机组件1还可以表现为不同的结构，该结构能够安装在该机翼的上面，甚至安装在该飞行器的机身后部上。

Claims

1.一种飞行器发动机(6)的悬挂装置(4)，所述悬挂装置(4)包括刚性结构(8)和用于将所述发动机(6)固定在所述刚性结构(8)上的悬挂件，所述悬挂件包括吸收由所述发动机(6)产生的推进力的推进力吸收装置(14)，所述推进力吸收装置(14)包括两个吸收推进力的侧连杆(26)，所述侧连杆中的每一个都具有后端(26b)，所述后端通过机械连接件(44)安装在所述推进力吸收装置(14)的平衡梁(28)上，

其特征在于，每个机械连接件(44)都借助轴柱(48)来实现，所述轴柱设置在平衡梁(28)上并且穿过设置在相关的所述连杆(26)的后端(26b)上的孔(50)，所述轴柱(48)被设置为相对于所述悬挂装置几乎横向延伸。

2.根据权利要求1所述的发动机(6)的悬挂装置(4)，其特征在于，每个轴柱(48)沿着轴线(60)延伸，所述轴线位于环绕中心轴线(64)旋转的椎体形式的立体角中，所述中心轴线对应于所述悬挂装置的横向方向(Y)，并且所述立体角的值小于或等于2π·(1-cos(15°))sr。

3.根据权利要求1或2所述的发动机(6)的悬挂装置(4)，其特征在于，在俯视图中，每个轴柱(48)沿着轴线(60)延伸，所述轴线与所述悬挂装置的横向方向(Y)形成小于或等于15°的角(66)。

4.根据上述权利要求中任一项所述的发动机(6)的悬挂装置(4)，其特征在于，在正视图中，每个轴柱(48)沿着轴线(60)延伸，所述轴线与所述悬挂装置的横向方向(Y)形成小于或等于15°的角(68)。

5.根据上述权利要求中任一项所述的发动机(6)的悬挂装置(4)，其特征在于，对于每个机械连接件(44)，所述轴柱(48)相对于所述轴柱穿过的侧连杆(26)的轴线正交延伸。

6.根据上述权利要求中任一项所述的发动机(6)的悬挂装置(4)，其特征在于，对于每个机械连接件(44)，设置在所述连杆后端(26b)上的所述孔(50)装配有供设置在平衡梁(28)上的轴柱(48)穿过的球形联轴节(52)。

7.根据上述权利要求中任一项所述的发动机(6)的悬挂装置(4)，其特征在于，所述平衡梁(28)沿着铰接轴(32)铰接，所述铰接轴穿过连接至刚性结构(8)的连接配件(38)，所述推进力吸收装置(14)还包括马蹄铁形状的限位配件(70)，所述铰接轴(32)同样穿过所述限位配件的中央部分，并且所述限位配件固定地连接在所述刚性结构(8)上，所述马蹄铁形状的限位配件(70)具有限位表面(74)，所述限位表面位于所述平衡梁(28)的后面以便能够在两个方向上阻止所述平衡梁(28)围绕它的铰接轴(32)转动。

8.根据上述权利要求中任一项所述的发动机(6)的悬挂装置(4)，其特征在于，所述发动机(6)的悬挂件还包括固定在所述刚性结构(8)上的发动机前紧固件(10)和发动机后紧固件(12)，所述发动机前紧固件(10)被设计为吸收沿着所述装置(4)的横向方向(Y)和垂直方向(Z)施加的力，并且所述发动机后紧固件(12)被设计为吸收沿着所述装置(4)的横向方向(Y)和垂直方向(Z)施加的力并且保证吸收沿着所述装置的纵向方向(X)施加的力矩。

9.根据上述权利要求中任一项所述的发动机(6)的悬挂装置(4)，其特征在于，所述两个吸收推进力的侧连杆(26)设置在所述悬挂装置的纵向中垂面的相对两侧。

10.一种发动机组件(1)，包括发动机(6)和所述发动机(6)的悬挂装置(4)，其特征在于，所述悬挂装置是根据上述权利要求中任一项所述的悬挂装置。

11.一种飞行器，包括至少一个根据权利要求10所述的发动机组件，所述发动机组件被组装在机翼上或者所述飞行器的机身后部。