ES2274501T3 - Sistema de montaje intercalado entre un motor de una aeronave y una estructura rigida de un mastil de colgamiento fijado bajo el plano de sustentacion de esta aeronave. - Google Patents

Abstract

Conjunto motor para aeronave, que comprende un motor (2), un mástil (6) de colgamiento del motor (2) fijado bajo un plano de sustentación (8) de la aeronave, comprendiendo el citado mástil (6) de colgamiento un sistema (1) de montaje interpuesto entre el citado motor (2) y una estructura (4) rígida de este mástil (6) de colgamiento, comprendiendo el sistema una grapa (16) delantera, una grapa (18) trasera, así como un dispositivo (20) de recuperación de los esfuerzos de empuje generados por el motor (2), que se caracteriza porque el citado dispositivo (20) de recuperación de los esfuerzos de empuje comprende una barra (28) de separación que dispone de un brazo (30) superior y de dos brazos (32) laterales inferiores, siendo los brazos laterales superior e inferior (30, 32) solidarios y provistos respectivamente de un extremo (30b) superior así como de dos extremos (32a) laterales inferiores de la barra (28) de separación, estando los dos extremos (32a) laterales inferiores colocados de formaque son atravesados por un plano horizontal que pasa por un eje (5) longitudinal del motor (2), estando asimismo el dispositivo (20) de recuperación de los esfuerzos de empuje dotado de dos herrajes (44) situados a uno y otro lado del motor (2), y comprendiendo, cada uno de ellos, un extremo (44a) delantero asimismo atravesado por el plano horizontal que pasa por el eje (5) longitudinal del motor (2) y solidarizado a una parte delantera de un cárter (22) central del motor, así como un extremo (44b) trasero conectado a uno de los dos extremos (32a) laterales inferiores de la barra (28) de separación, y porque la citada barra (28) de separación está asimismo conectada a la grapa (16) delantera del sistema de montaje por medio de al menos un eje (34) dotado de rótula, orientado según una dirección transversal (Y) de la aeronave, así como a la estructura (4) rígida del mástil (6) de colgamiento por medio de su extremo (30b) superior.

Description

Sistema de montaje intercalado entre un motor de una aeronave y una estructura rígida de un mástil de colgamiento fijado bajo el plano de sustentación de esta aeronave.

Campo técnico

La presente invención se refiere, de forma general, a un sistema de montaje intercalado entre un motor de una aeronave y una estructura rígida de un mástil de colgamiento fijado bajo el plano de sustentación de esta aeronave.

La invención se refiere igualmente a un mástil de colgamiento de un motor de aeronave dotado de tal sistema de montaje, pudiendo ser utilizados este sistema de montaje y el mástil, por otra parte, en cualquier tipo de aeronave.

Estado de la técnica anterior

Está previsto que un mástil de colgamiento de una aeronave constituya la interfaz de conexión entre un motor y el plano de sustentación de la aeronave. Éste permite transmitir a la estructura de la aeronave los esfuerzos generados por su motor asociado, y permite igualmente el direccionamiento del carburante, la electricidad, la hidráulica y el aire entre el motor y la aeronave.

Con el fin de asegurar la transmisión de los esfuerzos, el mástil incluye una estructura rígida, por ejemplo de tipo "cajón", es decir, formada por el ensamblaje de largueros superiores e inferiores unidos entre sí por medio de nervaduras transversales.

Por otra parte, el mástil está dotado de un sistema de montaje intercalado entre el motor y la estructura rígida del mástil, incluyendo este sistema globalmente al menos dos grapas, por lo general una grapa delantera y una grapa trasera.

Además, el sistema de montaje comprende un dispositivo de recuperación de los esfuerzos de empuje generados por el motor. En la técnica anterior, este dispositivo adopta típicamente la forma de dos bielas laterales conectadas por un lado a la parte delantera del cárter central del motor, y por otro lado a la grapa trasera.

De la misma manera, el mástil de colgamiento incluye igualmente un segundo sistema de montaje intercalado entre el mástil y el plano de sustentación de la aeronave, estando este segundo sistema compuesto habitualmente por dos o tres grapas.

Por último, el mástil está dotado de una estructura secundaria que asegura la separación y el mantenimiento de los sistemas, todo ello soportando los carenados aerodinámicos.

De manera conocida por el experto en la materia, los esfuerzos de empuje generados por el motor provocan normalmente una flexión longitudinal más o menos importante en este último, a saber una flexión resultante de un par que se deriva de los esfuerzos de empuje, y que se ejerce según un eje transversal de la aeronave. A este efecto, se ha observado asimismo que durante las fases de crucero de la aeronave, los esfuerzos de empuje constituyen la única causa de flexión longitudinal del motor.

Cuando se produce una flexión longitudinal de ese tipo, en particular durante las fases de crucero de la aeronave, se pueden presentar dos casos. En un primer caso, en el que no se ha adoptado ninguna precaución particular en lo que se refiere a la flexión observada, se encuentran inevitablemente rozamientos elevados por una parte entre las palas giratorias del inyector de aire y el cárter del inyector de aire, y por otra parte entre las palas giratorias del compresor y de la turbina y el cárter central del motor. La consecuencia principal de estos rozamientos reside entonces en una desgaste prematuro del motor, lo que es naturalmente nefasto para la duración de la vida de este último, así como para su comportamiento. En un segundo caso, en el que se han previsto juegos de funcionamiento adaptados de manera que no exista prácticamente nunca contacto provocado por la flexión longitudinal, el rendimiento del motor disminuye entonces considerablemente.

En vista de lo anterior, parece evidente que sea necesario prever un dispositivo de recuperación de los esfuerzos de empuje que limite mejor la flexión longitudinal del motor debida a estos mismos esfuerzos de empuje, con el fin de minimizar tanto como sea posible los rozamientos violentos, sin tener que sobredimensionar los juegos de funcionamiento mencionados en lo que antecede.

Ahora bien, se ha observado que ninguno de los dispositivos de recuperación de esfuerzos de la técnica anterior, tales como los divulgados en los documentos US-A-6 126 110 y US-A-4 458 863, permitiría limitar de forma totalmente satisfactoria la flexión longitudinal del motor resultante del par de eje transversal asociado a los esfuerzos de empuje, en particular durante las fases de crucero de la aeronave.

Exposición de la invención

La invención tiene así por objeto proponer un conjunto motor para aeronave que subsane al menos parcialmente los inconvenientes mencionados en lo que antecede en relación con las realizaciones de la técnica anterior.

Por otra parte, el objeto de la presente invención consiste en presentar un mástil de colgamiento de un motor de aeronave, dotado de tal sistema de montaje.

Para todo esto, la invención tiene por objeto un conjunto motor para aeronave tal como el que se define en la reivindicación 1.

Ventajosamente, el sistema de montaje según la invención presenta un dispositivo de recuperación de los esfuerzos de empuje que mejora considerablemente la recuperación de estos esfuerzos con respecto a lo observado en la técnica anterior con la solución convencional de bielas laterales, puesto que este dispositivo permite anular completamente el par de eje transversal aplicado al motor y asociado a los mismos esfuerzos de empuje.

Por consiguiente, durante las fases de crucero de la aeronave, la presencia de un dispositivo de recuperación de ese tipo implica que el motor no experimente ninguna flexión longitudinal. De esta manera, no se encuentra ningún desgaste prematuro a nivel de los elementos constitutivos del motor, y la duración de la vida así como el rendimiento de este último, no se ven debilitados.

La supresión de la flexión longitudinal del motor debida a los esfuerzos de empuje se obtiene en principio en virtud del hecho de que la recuperación de estos esfuerzos se efectúa a nivel del plano horizontal que pasa por el eje longitudinal del motor, siendo todo esto efectivamente muy ventajoso en la medida en que los esfuerzos de empuje son creados en el eje longitudinal de este motor.

La disposición propuesta es, en efecto, tal que los dos extremos inferiores laterales de la barra de separación se sitúan a nivel de este plano horizontal que pasa por el eje longitudinal del motor, con el fin de poder ser conectados a los herrajes situados asimismo a nivel de este mismo plano horizontal, y conectados a la parte delantera del cárter central del motor.

Además, los esfuerzos de empuje recuperados inicialmente en el plano horizontal que pasa por el eje longitudinal del motor, por medio de los herrajes y de los extremos inferiores laterales de la barra de separación, son transportados a continuación hacia arriba, a todo lo largo de esta barra de separación de tres brazos que trabaja en flexión. Los esfuerzos de empuje transportados por la barra de separación se reparten entonces en dos esfuerzos axiales de sentidos opuestos y orientados según la dirección longitudinal de la aeronave, siendo uno transmitido a la grapa delantera en la que se encuentra conectada la barra de separación, y siendo el otro transmitido a la estructura rígida del mástil en la que se encuentra conectado el extremo superior de esta misma barra de separación.

Por último, se debe indicar que el sistema de montaje es un sistema isostático, lo que facilita en gran medida su concepción.

La barra de separación está conectada a la grapa delantera por medio de al menos un eje con rótula, orientado según la dirección transversal de la aeronave. Por consiguiente, es sobre este eje donde se ejerce uno de los dos esfuerzos axiales de sentidos opuestos y orientados según la dirección longitudinal de la aeronave, antes de ser transmitido a la grapa delantera.

En ese caso, se puede prever entonces que cada eje atraviese un extremo de doble cabeza de un cuerpo de grapa delantera, así como un extremo inferior del brazo superior de la barra de separación.

Con preferencia, el extremo superior del brazo superior se ha conectado a la estructura rígida del mástil de colgamiento con la ayuda de una biela, estando esta biela orientada con preferencia sensiblemente según una dirección longitudinal de la aeronave, y cooperando un extremo trasero de la citada biela con una parte delantera de un larguero superior de la estructura rígida del mástil de colgamiento.

Además, el extremo superior del brazo superior puede estar conectado a un extremo delantero de la biela por medio de al menos un eje dotado de rótula, orientado según una dirección transversal de la aeronave. Así, es por ello que se ejerce sobre este eje el otro de los dos esfuerzos axiales de sentidos opuestos y orientados según la dirección longitudinal de la aeronave, antes de ser transmitido a la estructura rígida del mástil.

Para todo esto, se puede prever un herraje solidario con la parte delantera del larguero superior de la estructura rígida del mástil de colgamiento, estando este herraje conectado con preferencia al extremo trasero de la biela, siempre a través de al menos un eje orientado según esta misma dirección transversal de la aeronave.

Naturalmente, la biela mencionada anteriormente podría ser sustituida por un larguero que forme parte integral de la estructura rígida del mástil, sin apartarse del marco de la invención. Con una disposición de ese tipo, el extremo superior del brazo superior podría entonces ser conectado a un extremo delantero del larguero con la ayuda de una rótula integrada en este último.

Siempre de manera preferente, cada uno de los extremos traseros de los dos herrajes solidarios con la parte delantera del cárter central del motor se encuentra conectado a uno de los dos extremos inferiores laterales de la barra de separación con la ayuda de un balancín.

Otras ventajas y características de la invención se pondrán de manifiesto en la descripción detallada no limitativa que sigue.

Breve descripción de los dibujos

Esta descripción se va a realizar con referencia a la Figura única, que representa una vista en perspectiva de un sistema de montaje intercalado entre un motor de aeronave y una estructura rígida de un mástil de colgamiento fijado bajo el plano de sustentación de esta aeronave, según un modo de realización preferida de la presente invención.

Exposición detallada de modos de realización preferidos

Con referencia a la Figura única, se observa un sistema 1 de montaje según un modo de realización preferida de la presente invención, estando este sistema 1 de montaje intercalado entre un motor 2 de aeronave y una estructura 4 rígida de un mástil 6 de colgamiento fijado bajo un ala de una aeronave representada únicamente de forma esquemática por razones evidentes de claridad, y designada de forma general mediante la referencia numérica 8. Se aprecia que el sistema 1 de montaje representado en esta Figura única está adaptado para cooperar con un turbo-reactor 2, pero también podría, bien entendido, tratarse de un sistema concebido para suspender cualquier otro tipo de motor, tal como un turbo-propulsor, sin apartarse del marco de la invención.

En toda la descripción se va a realizar, por conveniencia, se denomina X a la dirección paralela al eje longitudinal 5 del motor 2, Y la dirección orientada transversalmente con relación a la aeronave, y Z la dirección vertical, siendo estas tres direcciones ortogonales entre sí.

Por otra parte, los términos "delantero" y "trasero" deben ser considerados con relación a la dirección de avance de la aeronave obtenida a continuación del empuje ejercido por los motores 2, estando esta dirección representada esquemáticamente mediante la flecha 7.

En la Figura única, se puede apreciar que solamente se ha representado una porción de la estructura 4 rígida del mástil 6 de colgamiento, acompañada evidentemente por el sistema 1 de montaje que forma parte integral de este mástil 6, siendo este último asimismo objeto de la presente invención.

Los demás elementos constitutivos de este mástil 6 que no se han representado, tales como los medios de colgamiento de la estructura 4 rígida bajo el plano de sustentación 8 de la aeronave, o incluso la estructura secundaria que asegura la separación y el mantenimiento de los sistemas, todo ello soportando los carenados aerodinámicos, son elementos convencionales idénticos o similares a los encontrados en la técnica anterior y conocidos por el experto en la materia. Por consiguiente, no se hará ninguna descripción detallada de los mismos.

De forma conocida, se ha indicado que la estructura 4 rígida se ha realizado globalmente mediante el ensamblaje de largueros 12 inferiores y 10 superiores, conectados entre sí por medio de una pluralidad de nervaduras transversales (no representadas). Además, una parte delantera de esta estructura 4 rígida está constituida por una pirámide 14, asimismo conocida por el experto en la materia y que adopta así la forma de una estructura portante de una base que se extiende hacia una cima que va hacia la parte delantera y que se aproxima al eje 5 longitudinal del motor 2.

En el modo de realización preferida de la presente invención que se ha representado en la Figura única, el sistema 1 de montaje incluye en primer lugar una grapa 16 delantera, una grapa 18 trasera, así como un dispositivo 20 de recuperación de los esfuerzos de empuje generados por el motor 2. A este efecto, se debe precisar que las dos grapas 16 y 18 citadas anteriormente son de tipo convencional y conocidas por el experto en la materia. Por consiguiente, serán descritas sólo de forma sucinta, a título indicativo y no limitativo.

En lo que se refiere a la grapa 16 delantera, ésta es, por una parte, solidaria con un extremo delantero de la pirámide 14 de la estructura 4 rígida, es decir, con su cima, y por otra parte, solidaria con la parte delantera de un cárter 22 central del motor 2. De manera más precisa, la grapa 16 delantera penetra en una porción del cárter 22 central que porta palas 24 fijas que unen un cárter 26 de inyector de aire del motor 2 con este mismo cárter 22 central.

Esta grapa 16 delantera comprende en general una rótula (no representada), denominada asimismo "monoball", que penetra en el interior del cárter 22 central de manera que puede asegurar la recuperación de los esfuerzos según la dirección vertical Z así como según la dirección transversal Y. Además, la grapa 16 delantera incluye un cuerpo 17 del que un extremo 17a trasero va a ser expuesto de forma más detallada en lo que sigue.

Además, la grapa 18 trasera es, por una parte, solidaria con la parte trasera del cárter 22 central, y por otra parte, solidaria con un larguero 12 inferior de la estructura 4 del mástil 6. La grapa 18 trasera convencional representada en la Figura única, está constituida en su conjunto por argollas y herrajes, y asegura la recuperación de los esfuerzos según las direcciones Y y Z, así como la recuperación del momento que se ejerce según la dirección X. La particularidad de la invención reside en el hecho de que el sistema 1 de montaje incluye un dispositivo 20 de recuperación de los esfuerzos de empuje, concebido para anular totalmente la flexión longitudinal del motor 2, resultante de un par de eje transversal asociado a estos esfuerzos de empuje. Así, durante las fases de crucero de la aeronave en las que la flexión longitudinal del motor 2 es debida, normalmente de manera exclusiva, a los esfuerzos de empuje, no se encuentra de este modo ninguna deformación longitudinal de este
motor 2.

En principio, se debe precisar que un plano XZ vertical que pasa por el eje 5 longitudinal del motor 2 constituye un plano de simetría para el dispositivo 20 de recuperación.

Según se ha podido percibir claramente en la Figura única, este dispositivo 20 comprende principalmente una barra 28 de separación que adopta en conjunto la forma de una horquilla, y que dispone de tres brazos 30, 32 solidarios unos con otros. Entre estos tres brazos, se halla en principio un brazo 30 superior orientado según la dirección vertical Z, perpendicularmente al eje 5 longitudinal del motor 2. Por consiguiente, este brazo 30 superior es recto, y está dispuesto en el plano vertical XZ que pasa por el eje 5 longitudinal, por encima del cárter 22 central.

Por otra parte, se hallan igualmente dos brazos 32 laterales inferiores, simétricos con respecto al plano vertical XZ que pasa por el eje 5 longitudinal del motor 2, y que son de forma curva con el fin de poder ser colocados correctamente alrededor del cárter 22 central. Además, estos brazos 32 inferiores se separan de un plano horizontal XY que pasa por el eje 5 longitudinal y que va hacia atrás, como es visible en la Figura única. De este modo, los dos brazos 32 inferiores se extienden hacia abajo al menos hasta el plano horizontal XY que pasa por el eje 5 longitudinal, y hacia arriba hasta el plano vertical XZ que pasa por este mismo eje. En este sentido, forman en conjunto un semi-anillo situado en un plano inclinado con relación a las direcciones longitudinal X y vertical Z, y no inclinado con relación a la dirección transversal Y.

A título de ejemplo indicativo, la barra 28 de separación puede ser realizada con la ayuda de dos piezas relacionadas cada una con la otra, y simétricas con relación al plano vertical XZ que pasa por el eje 5.

Para efectuar la unión entre la barra 28 de separación y la grapa 16 delantera, el cuerpo 17 de grapa delantera de esta última incluye un extremo 17a trasero de doble cabeza, en el que cada una de las cabezas (no referenciadas) se extiende según la dirección longitudinal X, y entre las que se encuentra situado el extremo 30a inferior del brazo 30 superior.

De esta manera, un eje 34 con rótula, o rótula, orientado según la dirección transversal Y, atraviesa las dos cabezas del extremo 17a trasero, así como el extremo 30a inferior que coopera con una rótula del eje 34, estando estos elementos 17a y 30a, bien entendido, provistos de orificios que permiten un montaje de este tipo.

Por otra parte, el brazo 30 superior comprende igualmente un extremo 30b superior en forma de doble cabeza en el que cada una de las cabezas (no referenciadas) se extiende según la dirección vertical Z, y entre las que se encuentra situado un extremo 36a delantero de una biela 36 que establece una unión con rótula entre la estructura 4 rígida y la barra 28 de separación. A título indicativo, se debe apreciar que este extremo 30b constituye igualmente el extremo superior de la barra 28 de separación.

De esta manera, un eje con rótula 38, o rótula, orientado según la dirección transversal Y, atraviesa las dos cabezas del extremo 30b superior, así como el extremo 36a delantero que coopera con una rótula del eje 38, estando estos elementos 30b y 36a, bien entendido, provistos también de orificios que permiten un montaje de ese tipo.

La biela 36 se extiende sensiblemente según la dirección longitudinal X hasta un extremo 36b trasero situado entre las dos cabezas (no referenciadas) de un herraje 40 de doble cabeza, solidario con la parte delantera del larguero 10 superior de la estructura 4 rígida. Aún más, un eje con rótula 42, orientado según la dirección transversal Y, atraviesa las dos cabezas del herraje 40 que se extiende según la dirección longitudinal X, así como el extremo 36b trasero de la biela 36.

Naturalmente, la biela 36 puede extenderse según una dirección distinta a la dirección X, y con preferencia se encuentra dispuesta paralelamente al larguero 10 superior.

Según se puede apreciar en la Figura única, el brazo 30 superior atraviesa la pirámide 14, lo que contribuye ventajosamente a obtener un sistema 1 de montaje de voluminosidad reducida.

En la presente, en lo que se refiere a los brazos 32 laterales inferiores, así como a sus elementos asociados que van a ser presentados en lo que sigue, se debe apreciar que solamente se va a describir completamente uno de estos dos brazos 32, en la medida en que ambos son idénticos y simétricos con relación al plano ficticio vertical XZ que pasa por el eje 5 longitudinal.

De este modo, cada brazo 32 comprende un extremo 32a inferior que se sitúa a nivel del plano ficticio horizontal XY que pasa por el eje 5 longitudinal, y que en otras palabras, está atravesado por este mismo plano con el fin de poder recuperar los esfuerzos de empuje en el entorno en que se crean. Siempre a título indicativo, se aprecia que este extremo 32a constituye igualmente un extremo inferior lateral de la barra 28 de separación.

Un herraje 44, con preferencia de doble cabeza, está asociado al brazo 32 y se extiende según la dirección longitudinal X. Este herraje 44 incluye un extremo 44a delantero atravesado por el plano horizontal XY que pasa por el eje 5, y que se encuentra solidarizado a la parte delantera del cárter 22 central. Además, incluye un extremo 44b trasero conectado al extremo 32a lateral inferior del brazo 32, estando este extremo 44b, por consiguiente, atravesado igualmente por el plano horizontal XY que pasa por el
eje 5.

En el modo de realización preferida descrito, para asegurar la unión entre el extremo 44b trasero del herraje 44 de doble cabeza y el extremo 32a lateral inferior del brazo 32, se utiliza un balancín 46, que se extiende según la dirección X en el plano horizontal XY que pasa por el eje 5. Por consiguiente, el balancín 46 está montado, por ejemplo, de forma articulada entre las dos cabezas (no referenciadas) del extremo 44b trasero del herraje 44, y está montado igualmente de forma articulada en el extremo 32a lateral inferior del brazo 32.

No obstante, si se prefiere la solución de balancín, se habrían podido utilizar igualmente argollas o cualquier otra solución análoga, sin apartarse del alcance de la invención.

Con una configuración de ese tipo, durante las fases de crucero de la aeronave y en función de los esfuerzos de empuje generados por el motor 2, los dos extremos 32a laterales inferiores experimentan sucesivamente dos esfuerzos axiales orientados hacia la parte delantera según la dirección X. Por otra parte, el extremo 30a inferior del brazo 30 superior está sometido a un esfuerzo axial orientado hacia atrás según la dirección X, mientras que el extremo 30b superior de este brazo superior 30 experimenta un esfuerzo axial orientado hacia la parte delantera según esta misma dirección. De este modo, estos esfuerzos axiales son tales que el momento de eje transversal asociado a los esfuerzos de empuje y aplicado al motor 2, es nulo, de modo que este último no se encuentra entonces sometido a ninguna flexión longitudinal.

Bien entendido, los expertos en la materia pueden introducir diversas modificaciones en el sistema 1 de montaje y en el mástil 6 de colgamiento que se acaban de describir únicamente a título de ejemplos no limitativos.

Claims (10)

1. Conjunto motor para aeronave, que comprende un motor (2), un mástil (6) de colgamiento del motor (2) fijado bajo un plano de sustentación (8) de la aeronave, comprendiendo el citado mástil (6) de colgamiento un sistema (1) de montaje interpuesto entre el citado motor (2) y una estructura (4) rígida de este mástil (6) de colgamiento, comprendiendo el sistema una grapa (16) delantera, una grapa (18) trasera, así como un dispositivo (20) de recuperación de los esfuerzos de empuje generados por el motor (2), que se caracteriza porque el citado dispositivo (20) de recuperación de los esfuerzos de empuje comprende una barra (28) de separación que dispone de un brazo (30) superior y de dos brazos (32) laterales inferiores, siendo los brazos laterales superior e inferior (30, 32) solidarios y provistos respectivamente de un extremo (30b) superior así como de dos extremos (32a) laterales inferiores de la barra (28) de separación, estando los dos extremos (32a) laterales inferiores colocados de forma que son atravesados por un plano horizontal que pasa por un eje (5) longitudinal del motor (2), estando asimismo el dispositivo (20) de recuperación de los esfuerzos de empuje dotado de dos herrajes (44) situados a uno y otro lado del motor (2), y comprendiendo, cada uno de ellos, un extremo (44a) delantero asimismo atravesado por el plano horizontal que pasa por el eje (5) longitudinal del motor (2) y solidarizado a una parte delantera de un cárter (22) central del motor, así como un extremo (44b) trasero conectado a uno de los dos extremos (32a) laterales inferiores de la barra (28) de separación, y porque la citada barra (28) de separación está asimismo conectada a la grapa (16) delantera del sistema de montaje por medio de al menos un eje (34) dotado de rótula, orientado según una dirección transversal (Y) de la aeronave, así como a la estructura (4) rígida del mástil (6) de colgamiento por medio de su extremo (30b)
superior.

2. Conjunto según la reivindicación 1, que se caracteriza porque cada eje (34) con rótula atraviesa un extremo (17a) de doble cabeza de un cuerpo de (17) de grapa delantera, así como un extremo (30a) inferior del brazo (30) superior de la citada barra (28) de separación.

3. Conjunto según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que se caracteriza porque el extremo (30b) superior del brazo (30) superior, está conectado a la estructura (4) rígida del mástil (6) de colgamiento con la ayuda de una biela (36).

4. Conjunto según la reivindicación 3, que se caracteriza porque la citada biela (36) está orientada sensiblemente según una dirección longitudinal (X) de la aeronave, y porque un extremo (36b) trasero de la citada biela (36) coopera con una parte delantera de un larguero (10) superior de la estructura (4) rígida del mástil (6) de colgamiento.

5. Conjunto según la reivindicación 4, que se caracteriza porque el extremo (30b) superior del brazo (30) superior está conectado a un extremo (36a) delantero de la citada biela (36) por medio de la menos un eje (38) con rótula orientado según la dirección transversal (Y) de la aeronave, y porque un herraje (40) solidario con la parte delantera del larguero (10) superior de la estructura (4) rígida del mástil (6) de colgamiento se encuentra conectado al extremo (36b) trasero de la citada biela (36) por medio de al menos un eje (42) con rótula orientado según esta misma dirección transversal (Y) de la aeronave.

6. Conjunto según la reivindicación 5, que se caracteriza porque el extremo (30b) superior del brazo (30) superior y el citado herraje (40), son de doble cabeza.

7. Conjunto según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que se caracteriza porque cada uno de los extremos (44b) traseros de los dos herrajes (44) solidarios con la parte delantera del cárter (22) central del motor (2), se ha conectado a uno de los dos extremos (32a) laterales inferiores de la citada barra (28) de separación, con la ayuda de un balancín (46).

8. Conjunto según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que se caracteriza porque el brazo (30) superior de la barra (28) de separación, es recto y está orientado según una dirección vertical (Z) de la aeronave, y porque los dos brazos (32) laterales inferiores forman juntos sensiblemente un semi-anillo.

9. Conjunto según una cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que se caracteriza porque el citado sistema incluye una grapa (16) delantera solidaria con la parte delantera del cárter (22) central del motor (2), y con un extremo delantero de una pirámide (14) que constituye una parte delantera de la estructura (4) rígida del mástil (6), y porque el citado sistema incluye igualmente una grapa (18) trasera solidaria con una parte trasera del cárter (22) central del motor (2) y de la estructura (4) rígida del mástil (6).

10. Conjunto según la reivindicación 9, que se caracteriza porque el brazo(30) superior de la barra (28) de separación está dispuesto de modo que atraviesa la pirámide (14) de la estructura (4) rígida del mástil (6).