BRPI0905496A2 - conjunto e método para a montagem de um motor de aeronave - Google Patents

Abstract

CONJUNTO E MéTODO PARA A MONTAGEM DE UM MOTOR DE AERONAVE Um conjunto inclui uma estrutura monolítica integral (12) para montagem de um motor para um aeronave (13). A estrutura monolítica (12) inclui uma parte de nacele (14) e uma estrutura de suporte. A parte de nacele(14) inclui uma região de entrada (22) e uma região de caixa de ventilador (24) definindo uma parede anular (26) em torno de um canal axial (28). Um elemento de anel (30) disposto no canal axial (28) é conectado através de uma pluralidade de elementos radiais (34) na parede anular (26). A parte de estrutura de suporte (16) inclui uma seção frontal (40) integral com a parte de nacele (14) e uma seção de popa (44) incluindo pelo menos uma região de instalação de aeronave (48) para montagem da estrutura monolítica (12) a uma aeronave (13). A seção frontal (40) inclui uma região de reforço de entrada (42) radialmente fora da parede anular (26). Quando montada na aeronave (13), a parte de nacele (14) e a parte de estrutura de suporte (16) cooperam para formar uma primeira trajetória de carga (50) operável para transmitir uma força de manobra de nacele aplicada diretamente na aeronave (13) ao invés de através do núcleo do motor.

Description

"CONJUNTO E MÉTODO PARA A MONTAGEM DE UM MOTOR DE AERONAVE"

Essa invenção refere-se geralmente a conjuntos de motor deaeronave e, mais especificamente, a estruturas para a montagem e oencerramento de motores de aeronaves.

Motores turbofan grandes experimentam um momento delevantamento ou de tombamento de entrada durante a decolagem devido aoângulo de ataque da aeronave e a velocidade relativa do ar. Essa força éimposta à estrutura de motor resultando na flexão da infra estrutura. A flexãoda infra estrutura resulta na ponta de lâmina da turbo máquina a encerrar ofechamento de folga que resulta em atrito e no desgaste da ponta da lâmina.De modo a minimizar o desgaste da ponta de lâmina devido à flexão da infraestrutura, lâminas mais largas para encerrar as folgas são incorporadas noprojeto da aeronave, resultando em perda de desempenho.

Outra perda de desempenho é devido à estrutura da asa e datorre necessária para suportar a massa do sistema de propulsão que é postoem balanço a partir da torre da aeronave ou de outros acessórios da aeronave.

Uma prática de projeto atual é fixar a entrada do motor na caixado ventilador por um flange aparafusado. A caixa do ventilador é coberta porcapuzes de ventilador que são fixados a uma estrutura da torre. A caixa doventilador é fixada por um flange aparafusado a uma estrutura de ventiladorcontendo mancais para transmitir o empuxo do motor a partir do rotor doventilador para a torre através de um sistema de instalação convencional fixadona armação do ventilador em uma posição de doze horas em seu diâmetroexterno e/ou no cubo do suporte do ventilador. O núcleo do módulo é fixado aocubo da armação do ventilador por um flange aparafusado.

Um conjunto de inversor de empuxo pode ser fixado a um entalheem V ao redor da circunferência da armação do ventilador e, algumas vezes,por um entalhe em V na circunferência do cubo da armação do ventilador. Oconjunto de inversor de empuxo pode ser fixado na torre por peças de suportesuspensas que permitem o movimento para a frente e para a popa.

O motor é sustentado em sua extremidade de popa por umainstalação que o fixa na torre. As ligações de empuxo são algumas vezesusadas para transmitir o empuxo do motor à estrutura da torre e, desse modo,reduzir os momentos de flexão na estrutura. Os momentos de flexão deentrada são transmitidos através do sistema de instalação para a torre.

Os turbofan muito grandes são considerados prontos para ainstalação quando o ventilador e a entrada são montados aos componentes demotor restantes. Durante o serviço do motor, o ventilador e a entrada podempermanecer fixados aos componentes do motor, apesar das práticas dereparação do turbofan, que tipicamente envolvem a renovação do módulo denúcleo do motor com necessidades limitadas para o trabalho do módulo doventilador. Assim, remover o módulo do ventilador durante o processo dereparação do motor leva a um desperdício da superfície de piso de oficina. Aentrada e, freqüentemente, o módulo do ventilador podem ser removidos parao transporte do motor devido às restrições de abertura da porta da aeronave decarga e às obstruções da pista.

Durante as manobras da aeronave, a nacele pode experimentaruma força de manobra de nacele aplicada distribuída de forma não uniformesobre a superfície da nacele tanto axial quanto circunferencialmente. A força demanobra de nacele aplicada pode, de forma significativa, defletir e distorcer ouovalar a nacele e/ou a caixa do ventilador. Convencionalmente, como ilustradona Figura 1, e discutido em maiores detalhes abaixo, essa força de manobra denacele aplicada é transmitida em torno da circunferência da nacele, a partir daentrada para a caixa do ventilador e, então, através dos suportes do ventiladorpara a caixa do núcleo, onde ela reage aos conjuntos de ligação frontais e depopa. As forças de reação tendem a dobrar as caixas e a induzir os efeitosadversos anteriormente descritos. Adicionalmente, todas as forças e torquesatuando no motor ou nacele são transferidos para a torre, que usualmenteinclui uma estrutura substancial.

Desse modo, deve ser desejável prover uma estrutura de nacelede motor que reduza o peso, a flexão da infra estrutura e a superfície de pisoda oficina requerida.

Breve Descrição Da Invenção

A necessidade ou necessidades acima mencionadas podem sercumpridas pelas modalidades exemplificativas que proporcionam um conjuntocompreendendo uma estrutura monolítica. A estrutura monolíticaexemplificativa inclui uma parte de nacele integral e uma parte de estrutura desuporte. A parte de nacele geralmente compreende um corpo de rotação emtorno de uma linha central axial e incluindo uma região de entrada e uma regiãode caixa de ventilador cooperando para definir uma parede anular delimitandoum canal axial. A estrutura monolítica adicionalmente inclui um elemento deanel disposto no canal axial. Uma pluralidade de elementos radiais se estendea partir do elemento de anel para a parede anular.

A parte de estrutura de suporte geralmente se estende em umadireção axial, e inclui uma seção frontal integral com a parte de nacele e tendouma região de reforço de entrada disposta radialmente para fora da paredeanular. A estrutura de suporte inclui uma seção de popa tendo pelo menos umaregião de instalação de aeronave. A estrutura monolítica é fixável a umaaeronave associada na região de instalação de aeronave. Quando montado emuma aeronave associada, a parte de nacele e a parte de estrutura de suportecooperam para formar uma primeira trajetória de carga operável para transmitiruma força de manobra de nacele aplicada diretamente na aeronave associada.

Em uma modalidade exemplificativa, o conjunto inclui um motorde turbina a gás seletivamente removível montado em uma conexão de suportecom a estrutura monolítica de modo que uma linha central de motor sejasubstancialmente coextensiva com a linha central da parte de nacele. Oconjunto adicionalmente inclui um primeiro conjunto montando o motor deturbina a gás na estrutura monolítica na seção de popa da parte de estrutura desuporte; e uma interface não rígida entre o motor de turbina a gás e o elementode anel montando de forma não rígida o motor de turbina a gás ao elemento deanel, em que, o motor de turbina a gás é substancialmente isolado de seratuado pela força de manobra de nacele aplicada, quando presente.

Em uma modalidade exemplificativa, um conjunto compreendeuma aeronave e uma estrutura monolítica montada em uma conexão desuporte com a aeronave. A estrutura monolítica inclui uma parte de naceleintegral e uma parte de estrutura de suporte. A parte de nacele geralmentecompreende um corpo de rotação em torno de uma linha central axial eincluindo uma região de entrada e uma região de caixa de ventiladorcooperando para definir uma parede anular delimitando um canal axial. Aestrutura monolítica adicionalmente inclui um elemento de anel disposto nocanal axial. Uma pluralidade de elementos radiais se estende a partir doelemento de anel para a parede anular. A parte de estrutura de suportegeralmente se estende em uma direção axial, e inclui uma seção frontal integralcom a parte de nacele e tendo uma região de reforço de entrada radialmentedisposta externa a parede anular. A estrutura de suporte inclui uma seção depopa tendo pelo menos uma região de instalação de aeronave.

Uma modalidade exemplificativa proporciona um método para amontagem de um motor de aeronave a uma aeronave associada. O métodoexemplificativo inclui prover uma estrutura monolítica integral; montar um motorde turbina a gás na estrutura monolítica na região de instalação de popa; efazer interface não rígida do motor de turbina a gás com a estrutura monolíticaem uma interface não rígida entre o motor de turbina a gás e a estruturamonolítica.

Breve Descrição Dos Desenhos

O assunto que é tido como a invenção é particularmente indicadoe reivindicado de forma distinta na parte de conclusão do relatório descritivo. Ainvenção, contudo, poderá ser melhor compreendida com referência àdescrição a seguir tomada em conjunto com as figuras dos desenhos anexos,nas quais:

A Figura 1 é uma vista em corte ilustrando a estrutura datorre/nacele da técnica anterior.

A Figura 2 é uma ilustração esquemática de uma estruturamonolítica exemplificativa e de um conjunto de motor de turbina a gás montadoem uma asa de uma aeronave associada.

A Figura 3 é uma vista frontal visualizando a popa de umaestrutura monolítica exemplificativa montada em uma asa de uma aeronaveassociada.

A Figura 4 é uma vista lateral, parcialmente em corte, de umaestrutura monolítica exemplificativa.

A Figura 5 é uma vista lateral, parcialmente em corte, de umamodalidade exemplificativa de uma estrutura monolítica e de um conjunto demotor de turbina a gás.

A Figura 6 é uma vista lateral, parcialmente em corte, de umaestrutura monolítica e de um conjunto de motor de turbina a gás ilustrando adesmontagem parcial e a remoção de um motor de turbina a gás.

A Figura 7 é uma vista lateral, parcialmente em corte, de umamodalidade exemplificativa alternativa de uma estrutura monolítica e de umconjunto de motor de turbina a gás.

A Figura 8 é ma vista frontal voltada para a popa de umamodalidade exemplificativa ilustrada na Figura 7.

Descrição Detalhada Da Invenção

A Figura 1 ilustra uma disposição de instalação de motor típicacomo conhecido na técnica. Uma nacele 120 inclui uma entrada 122firmemente fixa, como por uma união aparafusada 124, na caixa de ventilador125, um invólucro aerodinâmico intermediário 126, que é um par de portas deacesso essencialmente em 180° c onectadas por articulações 148 em umaextensão frontal 146 da torre 140, e um invólucro aerodinâmico de popa 128incluindo duas paredes externas de duto de ventilador essencialmente a 180°130, cada uma conectada por articulações 147 na torre 140, e um capuz denúcleo interno 132. Uma pluralidade de suportes de ventilador, comorepresentado por suportes 134, se estende geralmente de forma radial paraconectar a caixa do ventilador 125 na caixa do núcleo 136. Três conjuntos deligações de instalação 152, 154, 156 conectam o motor na torre 140 que, elamesma, é fixada na aeronave por fixações de instalação de aeronave paratorre 142, 144. Um conjunto de ligação de instalação frontal 152 é ajustado aduas ligações que transmitem forças verticais e laterais, o conjunto de ligaçãode instalação axial 154 é um conjunto de duas ligações que transmite forçasaxiais, e um conjunto de ligação de instalação de popa 156 é um conjunto detrês ligações localizadas na popa do conjunto de ligação frontal para transmitirforças verticais, forças laterais e torque.

As necessidades acima mencionadas de redução de peso,redução de flexão da infra estrutura e redução da superfície de piso de oficinapodem ser cumpridas pelas modalidades exemplificativas descritas abaixo eilustradas nas Figuras anexas. As Figuras 2 e 3 geralmente ilustram umconjunto 10 que inclui uma estrutura monolítica integ ral 12 adaptada paradirecionar uma fixação semi permanente a uma aeronave associada 13. Ostermos "integral" e "integrado" usados por todo o texto desse pedido e dasreivindicações anexas são pretendidos para significar itens que sãointegralmente unidos ou fabricados, tal que a desmontagem (em um senso nãodestrutivo típico) não seja possível. Por "semi permanente" quer-se dizer quesão para reparos, serviços e substituições usuais de um motor de turbina a gásou de componentes do mesmo, a estrutura monolítica 12 pode ser retida emuma conexão de suporte com a aeronave, como será explicado em maioresdetalhes abaixo. Em uma modalidade exemplificativa, a estrutura monolíticainclui uma parte de nacele 14 e uma parte de estrutura de suporte 16. Comoilustrado na Figura 2, o conjunto 10 pode incluir um conjunto inversor deempuxo 60, como será discutido em maiores detalhes abaixo.

Com referência agora às Figuras 3 e 4, uma parte de nacele 14exemplificativa geralmente compreende um corpo de rotação 18 em torno deuma linha central axial 20. A parte de nacele 14 inclui uma região de entrada 22e uma região de caixa de ventilador 24. Em uma modalidade exemplificativa, aregião de entrada 22 e a região de caixa de ventilador 24 são integralmenteformadas e cooperam para definir uma parede anular 26 delimitado um canalaxial 28. Em uma modalidade exemplificativa, um elemento de anel 30 édisposto dentro do canal axial 28 e é sustentado aqui através de umapluralidade de elementos radiais 34 se estendendo a partir do elemento de anel30 para a parede anular 26. O elemento de anel 30 é dimensionado parareceber pelo menos uma parte de um motor de turbina a gás através domesmo, como detalhado abaixo. Elementos radiais 30 podem ser configuradoscomo elementos de fluxo direto ou palhetas, como irá ser observado poraqueles versados na técnica. Em uma modalidade exemplificativa, a paredeanular 26, os elementos radiais 34 e o elemento de anel 30 são integralmenteformados ou unidos como parte da estrutura monolítica 12. Em umamodalidade exemplificativa, o corpo de rotação 18 é disposto e dimensionadopara circundar e envolver um conjunto de ventilador 38 de um conjunto demotor de turbina a gás 70 (Figura 5).

A estrutura monolítica 12 adicionalmente inclui uma parte deestrutura de suporte se estendendo axialmente 16 tendo uma seção frontal 40integral com a parte de nacele 14. Uma região de reforço de entrada 42 édisposta na seção frontal 40 e, geralmente, radialmente externa à pared eanular 26. A região de reforço de entrada proporciona um suporte estruturalpara frente de um local de fixação tradicional para uma torre. Em umamodalidade exemplificativa, a região de reforço de entrada se estendecircunferencialmente para cima em cerca de 180° em torno da parte de nacele14. A região de reforço de entrada pode, por exemplo, compreender umaespessura maior do que a restante da parte de nacele 14. Nas outrasmodalidades exemplificativas, a região de reforço de entrada podecompreender elementos estruturais e/ou de reforço, tal como estruturas emcolméia, como é conhecido na técnica. Outros meios de reforço de entradapodem ser contemplados por aqueles que são versados na técnica.

Em uma modalidade exemplificativa, a parte de estrutura desuporte 16 se estende para a popa do corpo de rotação 18 e inclui uma oumais superfícies aerodinâmicas. A parte de estrutura de suporte 16 tambéminclui uma seção de popa 44 definindo pelo menos uma região de instalação deaeronave 48. Quando montada em uma aeronave, a parte de nacele 14 e aestrutura de suporte 16 cooperam para formar uma primeira trajetória de carga,indicada pelas setas 50, para distribuir cargas estáticas e dinâmicastransmitidas entre o motor e o aeroplano. A estrutura monolítica pode sermontada sob uma asa de aeronave, como ilustrado nas Figuras 2 a 4, ou podeser fixada a qualquer outro ponto apropriado, por exemplo, no topo de umaasa, ou fuselagem, ou outro acessório da aeronave.

Com referência agora à Figura 5, um conjunto exemplificativo 10inclui um conjunto de motor de turbina a gás 70 montado em uma conexãosustentada com a estrutura monolítica 12. Em uma modalidade exemplificativa,um primeiro conjunto de instalação 72 monta o conjunto de motor de turbina agás 70 na estrutura monolítica 12 na seção de popa 44 da parte de estrutura desuporte 16 em um local de instalação de motor 76. O primeiro conjunto deinstalação 72 pode incluir um anel de turbina 74 e um suspensor de armaçãode popa 78, como é bem conhecido na técnica. Em uma modalidadeexemplificativa, o conjunto inclui uma interface não rígida 80 entre o conjuntode motor de turbina a gás 70 e o elemento de anel 30 da estrutura monolítica12. A interface não rígida isola de forma substancial o motor de turbina a gásde ser atuado por uma força de manobra de nacele aplicada que reagem aolongo do trajeto de carga 50, como anteriormente descrito. Em uma modalidadeexemplificativa, a interface não rígida permite movimento relativocircunferencial e axial entre a parte de nacele 14 da estrutura monolítica e oconjunto de motor de turbina a gás. A interface não rígida pode compreenderuma disposição de junta deslizante, um mancai esférico, uma disposição deligação, um gancho com mancais nas posições de 3 horas e de 9 horas, umdiafragma flexível, ou outra disposição que reduz a transmissão da força demanobra de nacele aplicada através do núcleo do motor.

Também ilustrado na Figura 5, em uma modalidadeexemplificativa, a estrutura monolítica 12 inclui um sistema de contenção 82 naparede anular 26 para eventos externos da lâmina do ventilador. A estruturamonolítica pode compreender no total ou em parte, material composto, talcomo fibra de carbono reforçada, como é conhecido na técnica. Em umamodalidade exemplificativa, o sistema de contenção é integralmente formadoao tempo de formação de outras partes da estrutura monolítica. Em uma outramodalidade exemplificativa, o sistema de contenção pode ser substancialmenteformado separado de outras partes da estrutura monolítica e, então,integralmente unido à mesma.Como ilustrado na Figura 6, em uma modalidade exemplificativa,o elemento de anel 30 da estrutura monolítica 12 é disposto e dimensionadopara receber pelo menos uma parte do motor de turbina a gás no mesmoincluindo uma entrada de compressor 84. Em uma modalidade exemplificativa,o conjunto de ventilador 38 pode ser desmontado e removido a partir dorestante do conjunto de motor de turbina a gás incluindo o núcleo do motor. Orestante do motor de turbina a gás é configurado e dimensionado para remoçãotraseira a partir da estrutura monolítica. Por exemplo, aqueles que sãoversados na técnica irão apreciar que várias fixações, parafusos e prendedoresde instalação podem ser desengatados para permitir o movimento para trás dorestante do motor de turbina a gás.

As Figuras 7 e 8 são direcionadas para uma modalidadealternativa do conjunto 10. Essa modalidade alternativa inclui um elemento desuporte se estendendo axialmente para baixo 90 posicionável de formaoperacional geralmente oposto a parte de estrutura de suporte 16. Em umamodalidade exemplificativa, o elemento de suporte inferior 90 se estende entrea parte de nacele 14 e o anel de turbina 74 do primeiro conjunto de instalação72. Em uma modalidade exemplificativa, o elemento de suporte inferior é umelemento estrutural capaz de prover pelo menos uma parte de uma trajetória decarga inferior, designada pela seta 92. A trajetória de carga inferior é capaz detransmitir forças estáticas e dinâmicas, incluindo pelo menos uma parte de umaforça de manobra de nacele aplicada, para a aeronave associada ao longo dotrajeto de carga inferior 92. O elemento de suporte inferior 90 pode ser umelemento unitário como ilustrado na Figura 7 ou, alternativamente, o elementode suporte inferior 90 pode ser parte de um conjunto de inversor de empuxo 60.

Aqueles versados na técnica irão apreciar que um conjunto deinversor de empuxo pode compreender um par de portas de caçamba. Évislumbrado que o elemento de suporte inferior 90 pode ser projetado como seconjugando com as paredes laterais de um conjunto inversor de empuxo. Emuma modalidade exemplificativa, pelo menos um conjunto de transferência decarga 94, tal como uma disposição de chaveta e fenda ou ligações tangenciais,é seletivamente engatável entre o motor de turbina a gás e o conjunto deinversor de empuxo. A face frontal 96 do elemento de suporte inferior 90 podeser engatável com a estrutura monolítica através de uma disposição de ranhuraem V ou lâmina em V 98. Em uma modalidade exemplificativa, o conjuntoinversor de empuxo 60 pode fazer interface com a estrutura monolítica em umapluralidade de localizações de fixação de ranhura em V ou lâmina em V 98,como é bem conhecido na técnica.

Com referência novamente à Figura 5, as disposições estruturaisdescritas aqui proporcionam a transmissão de levantamento de entrada decarga ou de forças de manobra de nacele aplicada diretamente na parte deestrutura de suporte 16, ao invés de através da carcaça do motor. Em umamodalidade exemplificativa, as cargas de empuxo do motor são portadasatravés de ligações de empuxo 100 fixadas no local de instalação do motor 76e no elemento de anel 30 da estrutura monolítica 12 com uma linha de açãoque intersecta a linha central do motor no plano do ventilador.

De acordo com uma modalidade exemplificativa, é provido ummétodo de montagem de um motor de aeronave para uma aeronaveassociada. Um método exemplificativo inclui prover uma estrutura monolíticaintegral, que inclui um corpo de rotação 18 em torno de uma linha central. Ocorpo de rotação 18 é dimensionado para circunscrever pelo menos umconjunto de ventilador 38 de um conjunto de motor de turbina a gás 70. Oconjunto de motor de turbina a gás 70 é montado na estrutura monolítica emum local de instalação de motor de popa 76. Em uma modalidadeexemplificativa, o local de instalação de motor é localizado na popa da parte denacele 14. O conjunto de motor de turbina a gás faz interface com a estruturamonolítica em uma interface não rígida 80. A estrutura monolítica 12 é fixadana aeronave associada em uma região de instalação de aeronave 48.

Como ilustrado na Figura 6, em uma modalidade exemplificativa,o conjunto de motor 70 é removido a partir da aeronave associada 13 pelaremoção do conjunto de ventilador 38, removendo o conjunto de motor a partirdo local de instalação de motor 76, e desengatando na interface não rígida 80.O restante do conjunto de motor pode assim ser colocado na direção para trása partir da estrutura monolítica 12, como indicado pela seta 104.

As modalidades exemplificativas descritas aqui reduzem a flexãoda infra estrutura causado pela reação das forças de manobra aplicadas aolongo do núcleo do motor a uma torre. A estrutura monolítica exemplificativaproporciona uma trajetória de fluxo externa ao núcleo do motor. Um reforçosuficiente da entrada e, em certas modalidades, uma estrutura de suporteinferior se estendendo axialmente reduz a ovalização da região de nacele,assim mantendo as folgas na ponta entre as lâminas de ventilador e a paredeanular para aperfeiçoar a eficiência do motor. Cada modalidade exemplificativadescrita aqui pode incluir certas características detalhadas nas descrições deoutras modalidades exemplificativas dentro do escopo da presente invenção.

Essa descrição composta usa modalidades exemplificativas paradescrever a invenção, incluindo o melhor modo, e também para capacitar umapessoa versada na técnica a fazer e usar a invenção. O escopo patenteável dainvenção é definido pelas reivindicações, e pode incluir outros exemplos queocorram àqueles versados na técnica. Tais outros exemplos são pretendidospara estarem dentro do escopo das reivindicações, se eles tiverem elementosestruturais que não difiram da linguagem literal das reivindicações, ou se elesincluírem elementos estruturais equivalentes com diferenças não substanciais apartir da linguagem literal das reivindicações.

Claims (10)

1. CONJUNTO, compreendendo:uma estrutura monolítica integral (12) incluindo:uma parte de nacele (14) geralmente compreendendo um corpode rotação (18) em torno de uma linha central axial (20) e incluindo uma regiãode entrada (22) e uma região de caixa de ventilador (24) cooperando paradefinir uma parede anular (26) delimitando um canal axial (28);um elemento de anel (30) disposto no canal axial (28);uma pluralidade de elementos radiais (34) se estendendo a partirdo elemento de anel (30) para a parede anular (26); euma parte de estrutura de suporte (16) geralmente se estendendoem uma direção axial, em que a parte de estrutura de suporte (16) inclui umaseção frontal (40) integral com a parte de nacele (14) e tendo uma região dereforço de entrada (42) radialmente externa a parede anular (26), e uma seçãode popa (44) incluindo pelo menos uma região de instalação de aeronave (48),em que a estrutura monolítica (12) é fixável a uma aeronave associada (13) naregião de instalação da aeronave (48);em que, quando montado na aeronave associada (13), a parte denacele (14) e a parte de estrutura de suporte (16) cooperam para formar umaprimeira trajetória de carga (50) operável para transmitir uma força de manobrade nacele aplicada diretamente à aeronave associada (13).

2. CONJUNTO, de acordo com a reivindicação 1,adicionalmente compreendendo:um motor de turbina a gás (70) seletivamente removível sendomontado na conexão de suporte com a estrutura monolítica (12) e tendo umalinha central de motor substancialmente coextensiva com a linha central daparte de nacele (14),em que pelo menos uma parte do motor de turbina a gás (70) seestende através do elemento de anel (30);um primeiro conjunto montado no motor de turbina a gás (70) daestrutura m onolítica (12) na seção de popa (44) da parte de estrutura desuporte (16); euma interface não rígida (80) entre o motor de turbina a gás (70) eo elemento de anel (30), em que, quando a força de manobra de naceleaplicada está presente, o motor de turbina a gás (70) é substancialmenteisolado de ser atuado pela força de manobra de nacele aplicada.

3. CONJUNTO, de acordo com a reivindicação 2, incluindoum elemento de suporte se estendendo axialmente para baixo (90) geralmenteoperacionalmente posicionável oposta a parte de estrutura de suporte (16) e seestendendo entre a parte de nacele (14) e o primeiro conjunto, em que oelemento de suporte se estendendo axialmente para baixo (90) prove pelomenos uma parte de uma trajetória de carga inferior (92) capaz de transmitirpelo menos uma parte da força de manobra de nacele aplicada à aeronaveassociada (13) ao longo da trajetória de carga inferior (92).

4. CONJUNTO, de acordo com a reivindicação 2,adicionalmente compreendendo:um conjunto inversor de empuxo (60) sendo montado em conexãode suporte com a estrutura monolítica (12).

5. CONJUNTO, de acordo com a reivindicação 2, em que omotor de turbina a gás (70) inclui um conjunto de ventilador (38) e um núcleode motor, em que o conjunto de ventilador (38) é capaz de ser desmontado,enquanto o núcleo de motor é montado na conexão de suporte na estruturamonolítica (12).

6. CONJUNTO, de acordo com a reivindicação 1, em que aestrutura monolítica (12) é formada de forma predominante a partir de materialcomposto incluindo epóxi reforçado com fibra.

7. CONJUNTO, de acordo com a reivindicação 1,adicionalmente compreendendo uma região de contenção de lâmina deventilador formando pelo menos uma parte da parede anular (26).

8. CONJUNTO, de acordo com a reivindicação 1, em que pelomenos um elemento radial (34) compreende uma paleta de direcionamento defluxo.

9. CONJUNTO, compreendendo:uma aeronave (13); euma estrutura monolítica integral (12) montada em uma conexãode suporte com a aeronave (13), em que a estrutura monolítica (12) inclui:uma parte de nacele (14) geralmente compreendendo um corpode rotação (18) em torno de uma linha central axial (20) e incluindo uma regiãode entrada (22) e uma região de caixa de ventilador (24) cooperando paradefinir uma parede anular (26) delimitando um canal axial (28), em que a regiãode caixa de ventilador (24) inclui um elemento de anel (30) disposto no canalaxial (28) e uma pluralidade de elementos radiais (34) se estendendo a partirdo elemento de anel (30) para a parede anular (26); euma parte de estrutura de suporte (16) geralmente se estendendoem uma direção axial, em que a parte de estrutura de suporte (16) inclui umaseção frontal (40) integral com a parte de nacele (14) e tendo uma região dereforço de entrada (42) radialmente externa a parede anular (26), e uma seçãode popa (44) incluindo pelo menos uma região de instalação de aeronave (48),em que a estrutura monolítica (12) é montada em uma conexão de suporte naaeronave (13) na região de instalação de aeronave (48);em que a parte de nacele (14) é dimensionável para pelo menosparcialmente circunscrever um conjunto de ventilador (38) de um motor deturbina a gás (70) sendo opcionalmente montado em conexão de suporte coma estrutura monolítica (12).

10. MÉTODO PARA A MONTAGEM DE UM MOTOR DEAERONAVE, a uma aeronave associada (13), o método incluindo:prover uma estrutura monolítica integral (12) incluindo um corpode rotação (18) em torno de uma linha central sendo dimensionada paracircunscrever pelo menos um conjunto de ventilador (38) de um motor deturbina a gás (70);fixar a estrutura monolítica (12) na aeronave associada (13);montar um motor de turbina a gás (70) na estrutura monolítica (12) na regiãode montagem de popa (48);fazer interface não rígida do motor de turbina de gás (70) com aestrutura monolítica (12) em uma interface não rígida (80) entre o motor deturbina a gás (70) e a estrutura monolítica (12).