CN107054670A - 性能增强的喷气发动机安装支柱 - Google Patents

Abstract

在一个示例实施例中，一种用于将喷气发动机(10)安装到飞行器的机翼(12)的支柱(14)包括多个发动机架(312、316)以及空间构架桁架(600)，其由机翼(12)支撑并包括前部和后部，所述前部(602)联接到发动机架(312、316)并支撑发动机架(312、316)，所述后部(604)从前部(602)的后端向上和向后延伸。通过从发动机(10)的核心排气区(20)移除支柱(14)的后端，可以实现支柱(14)的重量和阻力的显著减小，以及相关联的飞行器的比燃料消耗率的相应增加。

Description

性能增强的喷气发动机安装支柱

技术领域

本申请涉及提供增强的空气动力学和燃料消耗性能的喷气发动机安装支架或支柱的设计。

背景技术

现今的大多数商用喷气客机由高旁通涡轮风扇喷气发动机提供动力。这些发动机的排气口被分成两个同心“区”，即，外部相对高流率、低速度和温度的“风扇排气”区，以及内部相对低流率、高速度和温度的“核心排气”区。

每个发动机的安装支架将发动机联接到飞行器的机翼，并且通常包括封装在流线型蒙皮或“整流罩”内的结构部件或“支柱”。其通常至少部分地位于“热区”内，即相关联的发动机的核心排气口内，这需要在该区域中在支柱上存在隔热屏以防止支柱的热劣化。进一步地，由于在核心排气区域中的空气速度是超音速的，因此在该区中施加在支柱上的所得寄生阻力相对严重。连同增加的阻力一起，还存在与使机翼与热核心排气隔离所需的隔热屏以及支柱的延伸的后整流罩这两者相关联的附加质量。

因此，业界对于如下的喷气发动机安装支柱设计存在期盼已久但尚未满足的需要，该喷气发动机安装支柱设计消除了对核心排气喷嘴区中的支柱排气屏蔽件的需要，并且减少了与支柱后整流罩相关联的阻力和伴随的燃料消耗。

发明内容

根据本公开的实施例，提供了新型喷气发动机安装支柱，其消除了对发动机的核心排气喷嘴区中的支柱排气屏蔽件的需求，并且减少了与在支柱后端处的整流罩相关联的阻力和伴随的燃料消耗。

在一个示例实施例中，一种用于将喷气发动机安装到飞行器的机翼的支柱包括多个发动机架以及空间构架桁架，其由机翼支撑并包括前部和后部。前部通过发动机架联接到并支撑发动机，并且后部从前部的后端向上和向后延伸。

在另一个示例实施例中，一种用于将发动机安装到飞行器的机翼的方法包括由机翼支撑空间构架桁架，以及将发动机联接到多个发动机架，其中桁架包括前部和后部，前部具有多个垂挂于其的发动机架，并且后部从前部的后端向上和向后延伸。

在又一示例实施例中，一种飞行器包括机身、联接到机身的机翼、由机翼支撑的发动机安装支柱以及由支柱支撑的喷气发动机，其中支柱的后部的任何部分都不设置在发动机的核心排气区内。

本发明的范围由通过引用并入本部分的权利要求限定。通过考虑以下对本公开的一个或多个示例实施例的详细描述，本领域技术人员将更好地理解本公开的性能增强的喷气发动机安装支柱及其设计和使用的方法，以及清楚本公开的上述和其他优点。在本说明书中，参考附图的各个视图，其在下面简要描述，并且在附图中使用相同的附图标记来标识其中所示的元件中的相同元件。

附图说明

图1是通过常规的喷气发动机安装支柱安装在飞行器的机翼上的涡轮风扇喷气发动机的局部左侧正视图；

图2是通过根据本公开的喷气发动机安装支柱的示例实施例安装在机翼上的图1的涡轮风扇喷气发动机的局部左侧正视图；

图3A是用于将图1的涡轮风扇发动机安装到机翼的一种类型的常规喷气发动机安装支柱的空间构架桁架的左侧正视图；其中发动机由通过发动机的重心(CG)作用的多个刚性连杆代替，并且省略了支柱的空气动力学整流罩和隔热屏以露出其下面的空间构架桁架结构；

图3B是图3A的常规发动机安装支柱的桁架的后端部分的局部左上侧透视细节图；

图4是根据本公开重新设计之前的常规发动机安装支柱的桁架的另一个左侧正视图；

图5是根据本公开重新设计之后的发动机安装支柱的桁架的示例实施例的左侧正视图；

图6是示例重新设计的支柱桁架的局部左上侧透视图，其示出其多个重新配置的后端安装连杆；

图7是根据本公开的重新设计的桁架的后端部分的示例实施例的左上侧透视图；

图8-10分别是示例重新设计的桁架及其后端部分的左上侧透视图、左侧正视图和左上侧透视图；

图11A-11E是根据本公开的桁架的重新设计的后端部分的结构部件的示例实施例的局部透视图；

图12是示出为联接到飞行器机翼的前缘和下表面的示例发动机安装支柱的局部左侧正视横截面图；

图13是示出为联接到附接到飞行器机身的机翼的示例发动机安装支柱的局部左下侧透视横截面图；

图14是示例发动机安装支柱的局部右侧正视横截面图；

图15是示例发动机安装支柱的局部左上侧透视图；

图16是示例发动机安装支柱的另一个局部右侧透视图；

图17是示例发动机安装支柱的另一个局部左侧正视图；以及

图18是示例发动机安装支柱的另一个局部左侧透视图。

具体实施方式

在一些商用和喷气飞行器中，将发动机联接到飞行器机翼的每个发动机的发动机支柱的后端位于“热区”内，即相关联发动机的核心排气口内，这需要在该区域中的支柱上安装隔热屏以防止由于排气热引起的支柱的不允许的劣化。进一步地，由于在核心排气区域中的空气速度是超音速的，因此对后支柱整流罩的所产生的阻力影响相对高。连同阻力一起，还存在与隔热屏相关联的附加质量，并且更具体地，与支柱的后整流罩相关联的附加质量，以使支柱和机翼与热核心排气隔离。由本公开提供的更新的设计空间消除了对核心排气喷嘴区中的排气屏蔽件的需要。另外，新的支柱设计减少了与后支柱整流罩相关联的阻力和燃料使用。

因此，本发明的一个重要目的是从相关联的喷气发动机的热区或核心排气口移除发动机支柱空气动力学结构，即支柱整流罩和隔热屏。为了实现该目的，支柱结构被重新设计以适应可用空间内的变化。

支柱的优化后端被装配到由支柱的空气动力学和结构要求限定的空间中。在一个实施例中，新设计能够包括将基线结构设计从支柱的前部保持到 恰好在后发动机架后部的位置，并且重新设计后支柱安装连杆以包括向上和向后延伸的“抗扭箱”结构，对将支柱联接到相关联的机翼结构的其他连杆进行合适的修改。

图1是通过与现有技术一致的喷气发动机安装支架或支柱14安装在飞行器的相关联的机翼12上的涡轮风扇喷气发动机10的局部左侧正视图。喷气发动机能够包括涡轮风扇发动机，例如高旁通涡轮风扇发动机，并且为了流线型化目的能够被封装在机舱16内。如上所述，这些发动机的排气口被分成两个同心区，即外部相对高流率但相对低速和低温的“风扇排气”区18，以及内部相对低流率但相对高速和高温的“核心排气”区20，其从“核心出口平面”21向后并垂直地延伸。

因为支柱14的后端部分位于“热区”内，即相关联的发动机10的核心排气口20内，所以必须在暴露区域中在支柱14上提供隔热屏，以防止支柱14的热劣化。另外，由于在该区域中的排气速度是超音速的，因此在该区中施加在支柱14上的所产生寄生阻力基本上高于支柱14上的其他地方。进一步地，连同增加的阻力一起，还存在与使支柱14和机翼12与热核心排气隔离所需的热屏蔽以及支柱14的延伸的后整流罩这两者相关联的附加质量。因此，如果支柱14的总长度缩短，并且具体地，如果支柱14的后端从核心排气区20移除，则能够除去热屏蔽，并且能够减少支柱整流罩的总长度。这导致支柱14的重量和阻力的显著减小，以及相关联的飞行器的比燃料消耗率(SFC)的相应增加。

图2是通过根据本公开的喷气发动机安装支柱22的示例实施例安装在飞行器机翼12上的图1的涡轮风扇喷气发动机的局部左侧正视图。具体地，如图2所示，已经除去支柱22的由交叉影线区域指示的部分24，包括先前在图1中示出为设置在发动机10的热区20内的部分，以便实现上述效率以及重量、成本、阻力和SFC的益处。如下面更详细地讨论的，实现这些目标的途径能够开始于对发动机安装支柱22的结构和空气动力学要求的分析以及其下面结构的重新设计，以便装配在由这些要求限定的空间内。

图3A是用于将图1的涡轮风扇发动机10安装到飞行器的机翼12的常规喷气发动机安装支柱14的下面结构(即，“空间构架”，或三维(3D)“抗扭箱”，或桁架300)的左侧正视图，其中，为了说明的目的，发动机10由多个刚性“连杆”代替，通过所述多个刚性“连杆”，通过发动机10的重心(CG) 302作用的发动机负荷通过桁架300反作用到飞行器的机翼结构，并且其中省略了支柱14的流线型空气动力学整流罩和隔热屏以露出桁架300的下面的结构。图3B是图3A的桁架300的后端部分的局部左上侧透视细节图。从这些图中可以看出，桁架300包括细长盒状结构，该结构包括四个L形拐角构件304，上对拐角构件304和下对拐角构件304水平地与一对腹板306(参见图3B)中的相应一个腹板联接在一起。在图3A和图3B中，已经省略了将上对拐角构件304和下对拐角构件304彼此竖直地联接的一对相对侧腹板308(参见图7)，以露出桁架300的下面的部件。

如图3A所示，前发动机安装舱壁/隔框(bulkhead)310设置在3D桁架300的前端，并且具有垂挂于前发动机安装舱壁310的前发动机架312。发动机10的上前端联接到前发动机架312并由前发动机架312支撑。类似地，后发动机安装舱壁314设置在前发动机安装舱壁310的后方，并且具有垂挂于后发动机安装舱壁314的后发动机架316。发动机10的上后端联接到后发动机架316并由后发动机架316支撑。前发动机架310是发动机10的两个主要附件之一。其将竖直和侧向(侧面)负荷经由四个张紧螺栓和单个剪切销传递到桁架300的抗扭箱。后发动机架316是发动机10的两个主要附件中的另一个。其被设计成在单个剪切销中承受前后方向和侧面剪切负荷。发动机10的向下负荷和滚转力矩在多个张紧螺栓中被反作用。

在图3A和图3B所示的特定示例实施例中，在本文中分别称为构架1、2和3的第一多个(即三个)纵向间隔开的矩形横向构架318被***到前发动机安装舱壁310和后发动机安装舱壁314之间，并且在本文中分别称为构架4和5的第二多个(即两个)纵向间隔开的横向构架320设置在后发动机安装舱壁316和桁架300的后端之间。所利用的构架318和320的数量能够根据当前的具体应用而变化，并且用于维持支柱14的轮廓并用于将切口框在水平翼梁腹板306和竖直翼梁腹板308中。它们为蒙皮和腹板面板提供弯曲负荷路径。构架318和320中的一些还能够提供对发动机10的“核心服务”断开或推力反向器铰链的支撑。一些构架还能够为设置在支柱14内的用于***液压和燃料管线的所谓的“湿隔间”提供屏障，并且附加地或替代地，能够用作分离桁架300的加压和密封隔间的舱壁。

从图3A和图3B中能够看出，常规桁架300具有用于将桁架300以及因此将垂挂于桁架300的发动机10联接到飞行器机翼12的结构的多个配件。 这些配件包括：R1配件，其设置在桁架300的中间、后发动机舱壁316的上方稍后部；R2配件，其设置在桁架300的后下端的中间；一对间隔开的配件R3和R4，其分别设置在桁架300的后端的左上拐角和右上拐角处；以及一对间隔开的配件R7和R8，其分别设置在桁架300的后端的下拐角处，并且以约45度的选定夹角彼此成角度。如上所述，附接配件R1-R8的数量和位置能够根据应用而变化。另外，虽然配件被示出为简单的凸耳式配件，但是也能够使用其他已知类型的配件，例如球窝配件，来代替凸耳式配件或作为凸耳式配件的补充。

能够承载张力、压缩、扭转和侧向弯曲并且具有设置在其相反端处的适当的连接配件的对应“连杆”(即刚性细长杆或梁状结构)用于将每个配件联接到设置在机翼12的结构上或机翼12的结构内的相关联的互补配件。在图3A和图3B的特定实施例中，将桁架300联接到机翼结构的连杆包括联接到R1配件的R1连杆322、联接到R2配件的R2连杆324、分别联接到R3配件和R4配件的R3连杆326和R4连杆328以及分别联接到R7配件和R8配件的R7连杆330和R8连杆332。

R1配件是将发动机负荷从两个发动机架312和316反作用到机翼12中的四个主要负荷路径之一。R1配件通过R1连杆322连接到机翼12，并且在其前端包括分叉配件(未示出)，其经由共同延伸穿过两个配件的保险销334提供与R1配件的凸耳的双剪切接头。R2配件是到机翼12的四个主要负荷路径中的另一个。R2配件通过对角R2吊架或连杆324连接到机翼12，并且是用于将发动机推力传递到机翼12中的主要负荷路径。R3和R4配件是桁架300到机翼12的四个主要附接点中的另外两个。它们通过R3连杆326和R4连杆328将桁架300联接到机翼12的中翼梁结构。R3和R4配件反作用侧向方向上以及偏航、侧倾和俯仰方向上的负荷。所有侧面负荷均由次级R7和R8凸耳及其相关联的R7连杆330和R8连杆332承载。

为了提供桁架300的“最佳”或优化的重新设计以实现期望的目标，采用一种设计途径，该设计途径保持桁架300从支柱14的前部到两个最后的横向构架320中的第一个(即到位于紧挨在后发动机架316后部的构架4)的现有设计，并且重新设计R2配件和连杆324以包括向上和向后延伸的“抗扭箱”结构，对其他配件R1、R3、R4、R7和R8以及将修改的支柱联接到现有的机翼安装结构的对应连杆322、326、328、330和332进行合适的修改。

图4是在根据前述过程重新设计后端之前，类似于图3A的常规发动机安装支柱14的桁架300的左侧正视图，并且图5是在根据本公开重新设计之后，图2的发动机安装支柱22的桁架600的示例实施例的左侧正视图。从图4和图5的比较中可以看出，重新设计的支柱22的重新设计的空间构架桁架600包括前部602和后部604，后部604联接到前部602，并从前部602向上和向后延伸。

如上所述，前部602与常规桁架300从其前端到第四横向构架321基本上相同，并且后部604从前部602的后端向上和向后延伸，使得当重新设计的支柱整流罩附接到桁架600时，支柱22的后部的任何部分都不设置在发动机10的核心排气区20内，如图1所示。具体地，后部604从桁架600的横向平面向上和向后延伸，该横向平面与发动机10的核心出口平面21基本上共面。

因此，在示例重新设计的桁架600中，前发动机安装舱壁310、前发动机架312、后发动机安装舱壁314、后发动机架316、第一多个连续的矩形横向构架318和两个连续的横向构架320中的第一个横向构架321(即，第四横向构架321)保持与常规桁架300中的基本相同，其结果是至少发动机10至重新设计的桁架600的安装是基本相同的。

如上所述，将重新设计的桁架600安装到机翼12的现有结构需要修改在桁架600和机翼结构之间延伸的配件和连杆。图6是示例重新设计的桁架600的局部左上侧透视图，其示出该桁架的重新配置的后端安装连杆。从图5和图6中可以看出，R1配件和相关联的连杆332保持不受重新设计的影响。R2配件和相关联的连杆324由缩短的R2或对角连杆624代替。分别与R3和R4配件相关联的连杆326和328由一对细长连杆626和628代替，所述一对细长连杆626和628联接到紧挨在横向构架321上方的桁架600的前部602的后端，并且用于承担先前由在新设计中被除去的R7和R8配件以及连杆330和332承受的侧面负荷。

图7是重新设计的桁架600的后端部分604的左上侧透视图。从图7中可以看出，新桁架600的后部604包括：具有对角定向的格子状结构和后端的下部大致矩形的构架650；也具有对角定向的格子状结构和后端的大致矩形的上构架652；以及设置在桁架600的后部604的后端处并且将下构架650的后端联接到上构架652的后端的大致U形的后构架654。在图7所示的特定 示例实施例中，下构架650的侧向宽度小于上构架652的宽度，并且下构架650的两侧朝向其后端向内渐缩，而上构架652的两侧保持大体上彼此平行。

图8-10分别是示例重新设计的桁架600及其后端部分604的左上侧透视图、左侧正视图和左上侧视图，并且图11A-11E是根据本公开的重新设计的桁架600的重新设计的后端部分604的结构部件的示例实施例的各种透视图。

从图11C-11D中可以看出，在许多可能的实施例中的一个中，上构架652能够包括：下部大致矩形的构架656，其包括在构架656的拐角处端对端联接的四个弦杆658；上蒙皮660，其限定在构架656的对角拐角之间延伸的X形图案并且设置在其上表面上；以及一对加强件662，其中每个均能够具有T形横截面、设置在蒙皮660的上表面上并且形成在构架656的对角拐角之间延伸的十字形。

图12是图2的示例发动机安装支柱22的局部左侧正视横截面图，其中省略了流线型整流罩以露出重新设计的桁架600，并且发动机安装支柱22示出为联接到飞行器的机翼12的现有附接配件664。

图13是示例发动机安装支柱22的桁架300的局部左下侧透视横截面图，该发动机安装支柱22被示出为安装到联接到相关联飞行器668的机身666的机翼12。图14是新型发动机安装支柱22的示例桁架600的局部右侧正视横截面图。

图15是示例发动机安装支柱22的桁架600的局部左上侧透视图。图16是示例发动机安装支柱22的桁架600的另一个局部右侧透视图。图17是示例发动机安装支柱22的桁架600的另一个局部左侧正视图，并且图18是示例发动机安装支柱22的桁架的另一个局部左侧透视图。

假设示例重新设计的桁架600包括钢合金部件并且根据桁架600的后端部分604被制造的方式，该示例重新设计的桁架600具有比常规桁架300仅略重的总重量，例如重大约9磅。例如，如果上构架652例如通过机械加工被制成单件，而不是被制成例如上面结合图11C-图11D所述的各个零件的焊件，则这可导致重新设计的桁架600的小于常规桁架300的总重量约25磅的总重量。

进一步地，本公开包括根据以下条款的实施例：

条款1.一种用于将喷气发动机安装到飞行器的机翼的支柱，所述支柱包括：

多个发动机架；以及

空间构架桁架，其由机翼支撑并包括前部和后部，前部联接到发动机架并支撑发动机支架，后部从前部的后端向上和向后延伸。

条款2.根据条款1所述的支柱，其中后部从前部的后端向上和向后延伸，使得后部的任何部分都不设置在发动机的核心排气区内。

条款3.根据条款1所述的支柱，其中后部从桁架的横向平面向上和向后延伸，所述横向平面与发动机的核心出口平面基本上共面。

条款4.一种包括条款1所述的支柱的飞行器，其中发动机包括涡轮风扇发动机。

条款5.根据条款1所述的支柱，其中桁架的后部包括：

下构架，其具有后端；

上构架，其具有后端；以及

U形后构架，其设置在后部的后端处并将下构架的后端联接到上构架的后端。

条款6.根据条款5所述的支柱，其中上构架包括：

矩形构架，其包括在构架的拐角处端对端联接的四个弦杆；

上蒙皮，其设置在矩形构架的上表面上，所述蒙皮限定在构架的对角拐角之间延伸的X形图案；以及

一对加强件，其设置在蒙皮的上表面上并形成在构架的对角拐角之间延伸的十字形。

条款7.根据条款5所述的支柱，其中上构架的前端联接到前部的上构架的后端，并且下构架的前端联接到前部的下构架的后端。

条款8.根据条款7所述的支柱，进一步包括分布在前部的前端和后端之间的多个横向构架。

条款9.根据条款1所述的支柱，其中多个发动机架包括：

前发动机架，其垂挂于设置在前部的前端处的第一舱壁；以及

后发动机架，其垂挂于设置在第一舱壁和前部的后端之间的第二舱壁。

条款10.根据条款1所述的支柱，其中发动机被流线型机舱包围，并且进一步包括设置在机舱和机翼的下表面之间的支柱之上的流线型整流罩。

条款11.一种用于将发动机安装到飞行器的机翼的方法，所述方法包括：

由机翼支撑空间构架桁架，所述桁架包括前部和后部，前部具有多个垂 挂于其的发动机架，后部从前部的后端向上和向后延伸；以及

将发动机联接到发动机架。

条款12.根据条款11所述的方法，其中发动机包括喷气发动机，并且其中支撑包括配置所述桁架，使得后部的任何部分都不设置在发动机的核心排气区内。

条款13.根据条款12所述的方法，其中发动机包括涡轮风扇发动机，并且其中所述支撑包括配置所述桁架，使得后部的至少一部分设置在发动机的风扇排气区内。

条款14.根据条款11所述的方法，其中所述支撑包括通过第一连杆将前部联接到机翼，以及通过第二连杆、第三连杆和第四连杆将后部联接到机翼。

条款15.根据条款14所述的方法，其中第二连杆包括用于将发动机的推力传递到机翼中的主负荷路径。

条款16.一种飞行器，其包括：

机身；

联接到机身的机翼；

由机翼支撑的发动机安装支柱，所述支柱具有从支柱的横向平面向上和向后延伸的后部；以及

由支柱支撑的喷气发动机；其中

支柱的后部的任何部分都不设置在发动机的核心排气区内。

条款17.根据条款16所述的飞行器，其中支柱的后部与发动机的核心出口平面基本上共面。

条款18.根据条款16所述的飞行器，其中喷气发动机包括涡轮喷气发动机、低旁通涡轮风扇发动机或高旁通涡轮风扇发动机。

条款19.根据条款16所述的飞行器，进一步包括将支柱的前部联接到机翼的第一连杆以及将支柱的后部联接到机翼的第二连杆、第三连杆和第四连杆。

条款20.根据条款16所述的飞行器，进一步包括：

流线型机舱，其围绕发动机；以及

流线型整流罩，其设置在机舱和机翼的下表面之间的支柱之上。

实际上，如本领域技术人员将理解的，并且根据当前的具体应用，可以对本公开的喷气发动机安装支柱的材料、设备、配置和设计方法做出许多修 改、替换和变型，而不脱离其精神和范围。鉴于此，本发明的范围不应限于本文所示出和描述的特定实施例的范围，因为它们仅仅是其一些示例，而是应当完全与所附权利要求及其功能等同物的范围相一致。

Claims (10)

1.一种用于将喷气发动机(10)安装到飞行器的机翼(12)的支柱(14)，所述支柱(14)包括：

多个发动机架(312、316)；以及

空间构架桁架(600)，其由所述机翼(12)支撑并包括前部(602)和后部(604)，所述前部(602)联接到所述发动机架(312、316)并支撑所述发动机架(312、316)，所述后部(604)从所述前部(602)的后端向上和向后延伸。

2.根据权利要求1所述的支柱(14)，其中所述后部(604)从所述前部(602)的所述后端向上和向后延伸，使得所述后部(604)的任何部分都不设置在所述发动机(10)的核心排气区内。

3.根据权利要求1所述的支柱(14)，其中所述后部(604)从所述桁架(600)的横向平面向上和向后延伸，所述横向平面与所述发动机(10)的核心出口平面(21)基本上共面。

4.一种包括权利要求1所述的支柱(14)的飞行器，其中所述发动机(10)包括涡轮风扇发动机。

5.根据权利要求1-4中任一项所述的支柱(14)，其中所述桁架(600)的所述后部(604)包括：

下构架(650)，其具有后端；

上构架(652)，其具有后端；以及

U形后构架(654)，其设置在所述后部(604)的后端处并将所述下构架(650)的所述后端联接到所述上构架(652)的所述后端。

6.根据权利要求5所述的支柱(14)，其中所述上构架(652)包括：

矩形构架(656)，其包括在所述构架的拐角处端对端联接的四个弦杆(658)；

上蒙皮(660)，其设置在所述矩形构架(656)的上表面上，所述蒙皮限定在所述构架的对角拐角之间延伸的X形图案；以及

一对加强件(662)，其设置在所述蒙皮的上表面上并形成在所述构架的对角拐角之间延伸的十字形。

7.根据权利要求5所述的支柱(14)，其中所述上构架的前端联接到所述前部(602)的上构架的后端，并且所述下构架的前端联接到所述前部(602)的下构架的后端。

8.根据权利要求7所述的支柱(14)，进一步包括分布在所述前部(602)的前端和后端之间的多个横向构架(318)。

9.根据权利要求1所述的支柱(14)，其中所述多个发动机架(312、316)包括：

前发动机架(312)，其垂挂于设置在所述前部(602)的前端处的第一舱壁(310)；以及

后发动机架(316)，其垂挂于设置在所述第一舱壁(310)和所述前部(602)的所述后端之间的第二舱壁(314)。

10.根据权利要求1所述的支柱(14)，其中所述发动机(10)被流线型机舱包围，并且进一步包括设置在所述机舱和所述机翼(12)的下表面之间的所述支柱(14)之上的流线型整流罩。