JP2009542518A - 別々の２部品にマウントされる空力フェアリング接合部を備える航空機エンジン組立品 - Google Patents

Abstract

本発明は、エンジン及びエンジンマウント構造体（４）、前記エンジンを取り囲み吸気口（３２）及びファンカウルを有するナセルを備える航空機エンジン組立品に関し、このエンジン組立品は、ファンカウルを支持し、エンジンマウント構造体又はファンケース及びファンケースに結合される吸気口を備える構成要素に固定して搭載されるクレードル（４０）を備える。本発明によると、エンジン組立品はまた、前記クレードル（４０）に搭載させる第一搭載手段を備え、そして前記マウント構造体（４）及び前記構成要素の中からその他の部品を搭載させる第二搭載手段も備える空力フェアリング接合部（３３）を有する。

Description

本発明は概して航空機エンジン組立品に関し、該航空機エンジン組立品は、エンジン、エンジンマウント、及びエンジンを取り囲むナセルを備え、ナセルは吸気口及びファンカウルを備え、上述のエンジンマウントは場合によっては可動式ファンカウルを搭載する前空力構造体を含む。

またこのタイプのエンジンマウントは、パイロン、又はエンジンマウント構造体に対して「EMS」と呼ばれ、ターボジェットのようなエンジンを、航空機主翼下部、又は上部に取り付けることを可能にし、航空機胴体後部に同エンジンを取り付けることでさえ可能にする。

上述のマウント構造体は、エンジンと航空機主翼との間に連結接触面を形成するように効果的に設計されている。マウント構造体は、関連するエンジンによって生み出された力を機体に伝達することを可能にし、またエンジンと航空機との間に、燃料、電気、液圧、及び空気の供給経路を提供する。

負荷の伝達を確実にする為に、マウント構造体は、主要構造体と呼ばれるしばしば「箱」型である剛構造体を備え、例えばこの箱型の剛構造体は、上下部スパーと、横断リブを介して一体結合されるサイドパネルとの組立品によって形成される。

また、マウント構造体は、エンジンと剛構造体との間に位置付けられる搭載手段を備え、これら搭載手段は、２ヶ所のエンジン結合部と、エンジンによって生み出された推進力を伝達する推力荷重装置とを全体的に備える。従来技術において、この推力荷重装置は通常、最初にファンケース、又は中間ケースのようなエンジンケースに結合される推力リンクを両側に、そして二番目にセントラルケーシング又は排気ケースに取り付けられるエンジン結合部を後部に備える。

また、同様にマウント構造体は別シリーズの結合部を備え、この結合部は剛構造体と航空機主翼との間に位置付けられるマウントシステムを形成し、このシステムは通常、２ヶ所又は３ヶ所の結合部から成る。

さらにパイロンは複数の二次構造体を備え、特にこの二次構造体は供給ラインの分離及び支持を確実にし、さらに二次構造体は空力カウルを備え、これら構造体は概してこれら構造体と一体化したパネルやカウルの形状で存在する。当業者に既知とされる方法において、二次構造体は、エンジンによって生み出され、主翼方向へ伝わる力の伝達を確実にするという点で、剛構造体すなわち主要構造体とは異なる。

これら二次構造体の中には通常、パイロンから成る剛構造体の前部に位置付けられる前空力構造体が存在し、この前空力構造体は空力カウルのように振舞うだけでなく、異なる供給ライン（空気、電気、液圧、燃料）の架設、分離、及び運搬も可能にする。さらにこの前空力構造体は通常、エンジンに結合されるファンカウルを備え、さらに逆推力カウルは通常、パイロンから成る剛構造体によって担持される。

従来技術の解決策において、前空力構造体は通常、空力カウルを有するクレードルクラッドを備え、そしてクレードルクラッドはクレードルに固定して搭載される。それ故、空力カウルパネル又は空力カウル部品と呼ばれるクレードル空力カウルはクレードルを取り囲み、クレードルはファンカウルを構造的に支持するように振舞う。

上述のクレードルは通常、好適な搭載手段を使って剛構造体にマウントされる。しかしながら、エンジン組立品が、例えば離陸又は着陸時に直面するような強い応力を受けているときや、強い乱気流の中を飛行しているとき、及びより単純には、エンジントルク、エンジン推力、熱膨張の影響下にあるとき、エンジン構造体に前空力構造体から成るクレードルを固定することは、組立品全体のジオメトリー、より具体的にはナセルのジオメトリーに多くの変化を引き起こす。詳細には、ナセルの吸気口と、パイロンから成る剛構造体に結合されるクレードルに固定して備わるクレードル空力カウルとの間に、エンジン変形に伴う誤差が生じる可能性がある。

明白に観察される現象は抗力を引き起こし、抗力は航空機の全体的な性能に対して不利益となる。

また類似の現象として、空力カウルに固定して備わるクレードルがもはやパイロンから成る剛構造体に搭載されず、ナセルの吸気口に結合されるエンジンファンケースにのみ搭載されるということも生じている。上述の事例において、ファンケースに結合されるクレードル空力カウルと、具体的にはフィレットフェアリングと呼ばれるパイロンから成るその他空力カウルとの間に、誤差が生じる可能性がある。

それゆえ本発明の目的は、従来技術に関連する上述の不利益を打開する航空機エンジン組立品を提案することである。

このため本発明の主題は航空機エンジン組立品についてであり、航空機エンジン組立品は、エンジン、エンジンマウント構造体、及びエンジンを取り囲み、吸気口及びファンカウルを含むナセルを備え、組立品はファンカウルが可動式に搭載され、エンジンマウント構造体及び、エンジンファンケースとこのファンケースに取り付けられる吸気口とを備える構成要素の中から１つに固定して搭載されるクレードルを備る。また本発明によると、エンジン組立品は、クレードルに搭載される第一搭載手段を設けられるとともに、エンジンマウント構造体及び上述の構成要素の中から選択される、その他部品に搭載される第二搭載手段も設けられた、空力フェアリング接合部を備える。

それゆえ提案された構成とともに、上述の誤差による弊害を抑制することは概して可能であり、なぜなら、組立品に強烈な要求がなされるとき、これからは空力フェアリング接合部における特定の固定が、エンジン変形に対してより良い応答を可能にするからである。これは、従来技術の実施形態において直面していた、抗力損失を限定させることを有益に可能にする。

代表的な指摘の通り、もしパイロンから成る前空力構造体の一部を形成するために、クレードルがパイロンから成る剛構造体上に固定して搭載されるのなら、ナセルの吸気口と空力フェアリング接合部との間にある同一平面状の接合部は、空力フェアリング接合部を、エンジンファンケースと、それに固定されるナセル吸気口とを一体化させる構成要素に結合させる第二搭載手段を介して支持することができ、さらに、空力フェアリング接合部とパイロンから成るその他空力カウルとの間にある同一平面状の接合部は、この空力カウルを、好ましくは自身がパイロンから成る剛構造体に固定して結合されるクレードルに結合する第一搭載手段によって明らかに確実にされる。

さらなる実例として、それどころかクレードルをファンケース上に固定して搭載するとき、空力フェアリング接合部とパイロンから成るその他空力カウルとの間にある同一平面状の接合部は、空力フェアリング接合部をパイロンに結合させる第二搭載手段を介して支持されることができ、さらに、空力フェアリング接合部とクレードル空力カウルとの間にある同一平面状の接合部は、この空力フェアリング接合部を、自身がエンジンファンケースに固定して結合されるクレードルに結合する第一搭載手段によって明らかに確実にされる。

言葉を変えると、全構成における本発明に係る構成は、空力フェアリング接合部は、クレードルがパイロンから成る剛構造体に固定されるときに、その上流に配置される吸気口とクレードル空力カウルとの間、又は、このクレードルがファンケースに固定されるときに、空力フェアリング接合部の上流に配置される同じクレードル空力カウルとパイロンから成るフィレットフェアリングとの間のどちらかで、「往復台」のように振舞うのを可能にし、またこの特異性は、誤差の有効な限定を可能にし、抗力損失と同じ意味である。指摘の通り、上述の第一及び第二搭載手段は全くの特定な配置に過ぎず、これら搭載手段の設計方法に関わらず、この「往復台」現象を成立させることができる。それゆえこの現象は、十分に独立した第一及び第二搭載手段を形成する結合部設計方法となり、本発明の隠れた一般観念は、まずファンカウルから成るクレードルに第一搭載手段によって搭載させ、次に上述構成要素から成るマウント構造体の中の一部品を第二搭載手段によって搭載させる空力カウルを備える事によって効率的に誤差を限定し、これらその他部品は、ファンカウルから成る同じクレードルに固定して搭載される。

下記詳述の通り、二つの好適な実施形態が示される。本事例に対して、ファンカウルから成るクレードルは、パイロンに固定して搭載され、後部から前部へ向かって、パイロン、クレードル、空力カウル、及び吸気口を備える構成部品の順で部品が搭載される。別の事例では、クレードルは上述の構成部品に固定して結合され、後部から前部へ向かって、パイロン、空力カウル、クレードル、及び上述の構成部品の順で搭載される。

また、空力フェアリング接合部を備える第一及び第二搭載手段が、それぞれこの空力フェアリング接合部の前端及び後端近傍又はその逆に配置されるとき、有益な「往復台」現象はなおさら強められる。

本発明に係る上述の第一好適実施形態によると、クレードルはエンジンマウント構造体から成る剛構造体上に固定して搭載され、好ましくは上述の構成要素には固定されず、それからクレードルは、マウント構造体の前空力構造体の一体部品を形成する。また、空力フェアリング接合部を備える第二搭載手段は、吸気口に搭載される。

この事例において好ましくは、空力フェアリング接合部は、吸気口とクレードルを取り囲むクレードル空力カウルとの間に空力接合部を据え付ける。より詳細には、空力フェアリング接合部が、吸気口の空力突起とクレードル空力カウルとの間に位置付けられるように、設備が形成される。

それでもなお、吸気口が本発明の適用範囲から逸脱しない限り、クレードルを越えて前方に延在する単一空力カウルを形成するように、空力フェアリング接合部がクレードル空力カウルを一体化する構成において、設備を形成する事は明らかに可能である。言葉を変えると、パイロンから成るフィレットフェアリングに関する限りは、この単一空力カウルは吸気口から成る空力突起の後方へ延在する。

この第一実施形態において、第二搭載手段は、エンジンから縦方向、横方向、及び垂直方向に掛けられる力を伝達するように設計される結合部を備える。

本発明に係る第二好適実施形態によると、クレードルはファンケースに固定してマウントされ、好ましくはマウント構造体には固定されない。さらに、空力フェアリング接合部を備える第二搭載手段は、フィレットフェアリングと呼ばれるパイロンから成るフェアリングに搭載される。

この第二好適実施形態において、空力フェアリング接合部は、パイロンから成る上述のフェアリングとクレードルを取り囲むクレードル空力カウルとの間に空力接合部を据え付ける。

それでもなお、パイロンから成るフィレットフェアリングが本発明の適用範囲から逸脱しない限り、クレードルを越えて後方に延在する単一空力カウルを形成するように、空力フェアリング接合部がクレードル空力カウルを一体化する構成において、設備を形成する事は明らかに可能である。言葉を変えると、この事例において、パイロンから成るフィレットフェアリングに関する限りは、この単一空力カウルは吸気口の空力突起から縦方向へ延在する。

この第二実施形態において、第一搭載手段は、エンジンから縦方向、横方向、及び垂直方向に掛けられる力を伝達するように設計される結合部を備える。

このエンジン組立品において、ナセルは従来どおり、ファンカウルを有する同一平面状の吸気口を備え、好ましくは設備が、クレードルがファンカウルに対して構造的に支持する役割を担うように形成され、なぜなら組立品が好ましくは、少なくとも幾つかは同じクレードルに固定させる複数のファンカウルヒンジを備えるからである。

また好ましくは、エンジンマウント構造体は、複数のエンジン結合部を備え、エンジン結合部は、最初に剛構造体に固定され、次にエンジンファンケースに固定される前エンジン結合部を含む。

最後に、本発明のさらなる主題は、例えば上述されているように主翼又は航空機胴体後部に取り付けられる、少なくとも１つのエンジン組立品を備える航空機についてとなる。

本発明に係るその他の利点と特徴が、下記における詳細な説明に限定されないことは明白だろう。

図面の説明は、下記参考図と共に行われる。

本発明に係る第一好適実施形態による、航空機エンジン組立品の部分斜視図である。 図１に記載されるエンジン組立品の部分側面図である。 図１に記載されるエンジン組立品の詳細な部分斜視図であり、より詳細には、ナセルファンカウルに対するクレードルが図示されている。 エンジン組立品への搭載手段を有する空力フェアリング接合部の概略斜視図である。 図１に示されるエンジン組立品の一部を、二つの異なる角度で捉えた、詳細斜視図及び部分分解組立図である。 図１に示されるエンジン組立品の一部を、二つの異なる角度で捉えた、詳細斜視図及び部分分解組立図である。 図１と類似した図であり、本発明に係る第二好適実施形態における、エンジン組立品が図示されている。 図７に示されるエンジン組立品の一部を、二つの異なる角度で捉えた、詳細斜視図及び部分分解組立図である。 図７に示されるエンジン組立品の一部を、二つの異なる角度で捉えた、詳細斜視図及び部分分解組立図である。

まず図１及び２を参照すると、航空機エンジン組立品１が、本航空機主翼（図示されず）下部に装着されることを理解でき、本組立品１は、エンジンマウント構造体４及びエンジン６を備えている。例えばエンジンとは、本マウント構造体４から吊り下げられるターボジェットエンジンや、図１にはフロント部のみが示されるナセル３のことである。

下記残りの説明においては、慣例により、Ｘはマウント構造体４の縦方向を指定するのに使われ、ターボジェットエンジン６の縦方向に相当する。そして、この方向Ｘは、本ターボジェットエンジン６の縦軸５と平行に配置される。またＹはマウント構造体４に対して横方向を指定するのに使われ、ターボジェットエンジン６の横方向に相当し、Ｚは垂直方向又は高さを指定し、これら３方向Ｘ、Ｙ、Ｚはお互いに直角な配置となる。

また、「前部」及び「後部」という術語は、航空機の進行方向に対して用いられ、この進行方向はターボジェットエンジン６によって生み出される推進力の結果生じ、略図が矢印７で図示されている。

マウント構造体４は全体的に、エンジン６を搭載する支持手段として、主要構造体と呼ばれる剛構造体８を備え、これら搭載手段は、複数のエンジン結合部１０及び１２と、エンジン６により生み出される推進力を伝達する推力荷重装置１４とを有する。

実例として、マウント構造体４は、別シリーズの結合部（図示されず）を備えることが指摘され、この結合部は、剛構造体８に結合させ、そしてエンジン組立品１を航空機の主翼下部にマウントさせることを可能にする。

さらにマウント構造体４は、剛構造体８に結合される複数の二次構造体を備える。これら二次構造体は、供給ラインの分離及び支持を確実にし、さらに下記に記載される空力フェアリング部品を備える。

ターボジェットエンジン６は前方に、溝付きファンダクト２０の境界を定める大型ファンケース１８を備え、そして後方には、ターボジェットエンジンのコア部を覆う小型のセントラルケーシング２２を備える。ファンケース１８及びセントラルケーシング２２は、明確にお互いに固定されており、通常、中間ケーシングと呼ばれる接合部を備える。最後に、セントラルケーシング２２は排気ケース（図示されず）を通って後方へ延在すると特徴付けられる。

図１で明確に理解できるように、マウント構造体４のエンジン結合部１０及び１２は、合計で２ヶ所になるように設計され、そしてそれぞれ、前エンジン結合部、後エンジン結合部と呼ばれている。前エンジン結合部１０は、好ましくは、剛構造体８の前部と、放射端部と呼ばれるファンケース１８の上部との間に挿入される。この前エンジン結合部１０は当業者に既知とされる従来通りに設計され、例えば、Ｘ、Ｙ、Ｚの３方向に掛けられた力を伝達するように設計されている。

また、後エンジン結合部１２も、当業者に既知とされる従来通りに設計されており、Ｙ、Ｚ方向に掛けられた力を伝達するように出来るだけ設計されている。そして、剛構造体８のさらに後部とセントラルケーシング２２又は排気ケースとの間に挿入される。

エンジンによって生み出される推進力を伝達する推力荷重装置１４は、エンジン６の片側に各々配置される二つの従来型推力連結器具とすることができ、各推力連結器具の前端部は、ファンケース又は中間ケースの後部に搭載され、後端部は、エンジン結合部１２後方又は、その近傍にある剛構造体８に結合される。

本発明に係るこの好適な実施形態において、剛構造体８は箱形状であり、実質的にＸ方向前部から後部へ延在している。

図１に最も良く図示されている箱８は、ターボジェットエンジン用パイロンの通常設計法と同じようにして設計されたパイロンの形状をしており、詳細には、箱８はＹＺ平面に沿って配置される矩形をそれぞれ有する横断リブ９を備える。

より具体的な図２を参照すると、パイロン４から成る二次構造体は、前空力構造体２４と、後空力構造体２６と、前後空力構造体に対するフィレットフェアリング２８と、下後部パイロンフェアリング３０とを含む。

全体的にこれら二次構造体は、従来技術に見受けられ当業者に既知とされる、従来部品と同一又は同類である。より正確には、明瞭にする理由で図１にたった一つ示される前空力構造体２４は通常、主翼の前部に位置付けられ、それが装着される主要構造体８に対して僅かに吊り上げられる。前空力構造体２４は、ヒンジで動くファンカウル上部と主翼前縁との間で、空力形状機能を有する。この前空力構造体２４は、ファンカウル及び空力フェアリングの支持機能を有するだけでなく、供給ライン（空気、電気、液圧、燃料）の架設、分離、及び運搬を可能にする。

この構造体２４が真っ直ぐ後方へ延在し、剛構造体８の上部にマウントされるのが、「カルマン」フェアリングと呼ばれる、フィレットフェアリング２８である。次に、フィレットフェアリング２８は後空力構造体２６によって、さらに後方に延在させられ、後空力構造体２６は、液圧機器の大部分を備える。この構造体２６は、好ましくは、剛構造体８に対して完全に後方に配置され、それゆえ、航空機の主翼下部に装着される。

最後に、剛構造体８及び後空力構造体２６の下部に、下後部パイロンフェアリング３０が存在する。その本質的な機能は、エンジン排気管とパイロンとの間に、防火壁と空力的連続形状を形成することである。

さらに図１及び２を参照すると、ナセル３の一部がその前端部に、ファンケース１８の前部に装着される吸気口３２を備えることを理解でき、この吸気口３２は二つのファンカウル３４（斜視図なので、一つのみが可視化されている）によって直接後方へ延在しており、各ファンカウルは可動式で、上述の二次空力構造体に搭載される。図示されていないが、従来通り設計されたナセル３は、当業者に既知とされるその他部品を後方に備えることは理解され、例えばその他部品とは、剛構造体８に搭載される逆推力カウルなどである。

また吸気口３２はその上後方に、空力突起３１を備え、空力突起３１は、パイロンから成る前空力構造体２４の連続した前方に配置される。より正確に本図で理解でき、本発明に係る特定の特徴の一つとして下記詳述されるように、吸気口３２は突起３１と前空力構造体２４との間の空力フェアリング接合部３３の下に配置してある。上述の接合部品３１及び３３、２４の間に最良の空力的連続性を得ようとしていることは明らかであり、そしてこれら接合部品は、エンジン組立品１の上部で実質的にX方向に延在している。図１で理解できるように、同一平面状の部品３３及び２４は、それらが位置するファンカウル３４上部の範囲に対応する縦方向距離に亘って共に延在する。

図３を参照すると具体的に、前空力構造体２４に関して詳述されている。

前空力構造体２４は、本部品の構造的要素を形成するクレードル４０を備える。前空力構造体２４は、ファンケース１８上部に全体的に広がり、当業者に既知とされる従来通りの設計がなされている。すなわち、図３で明白に理解できるように、例えば実質的にＸ方向に延在するスパー組立品や、実質的に半円筒形状をした下向きの横断アーチで設計されている。同じ図において、パイロン４から成る剛構造体８の前部が、少なくとも最初のアーチを貫通してクレードル内に進入していることが理解できる。また、上述の前エンジン結合部１０が剛構造体８の前端部に搭載されるので、この事はこの前エンジン結合部１０が、クレードルのアーチによって範囲を定められる内部空間に部分的に配置されることを意味している。

剛構造体８にクレードル４０を確実に搭載させるため、剛構造体８は前部において片持ち梁とすることができ、後部搭載手段は好ましくは、剛構造体８の片側前部に構成される二つの後半結合部の形で備える。図３で理解できるように、略式図示されるこれら二つの半結合部４４ａ及び４４ｂは好ましくは、前エンジン結合部１０に対して後部に位置付けられる。また、これら二つの半結合部は、エンジンの縦軸５を貫通する垂直正中面Ｐを通って対照的に構成され、この平面Ｐは航空機の主翼下部に装着されるエンジン組立品に対して全体的に左右対称平面を形成している。実例として、クレードル４０がパイロン４とのみ装着され、それ故それから分離するのは不可能であり、そしてファンケース１８及びこのファンケースに固定して結合される吸気口３２を備えるような、設備が作成される。

好ましくはもっぱらクレードル４０に装着され組立品の他のどんな要素でもない空力カウル４６を備える従来のクラッドである、クレードル４０は、複数のヒンジ固定されるファンカウル３４を備える。これらヒンジ固定は好ましくは、クレードルの両側スパー及び正中面Ｐの片側にて構成される。それ故に、これら二つのスパー５０各々は、ナセルファンカウル３４の一つに結合される複数の固定ヒンジ４８を有し、各スパー５０に備わるこれら固定ヒンジ４８は、ファンカウルへの搭載手段の全て又は一部を形成する。図３に示される実施形態において、スパー５０に備わる固定ヒンジ４８（ここでは合計３つ記載されている）は、他の３つから連続して前方に位置する４番目の固定ヒンジ（図示されず）と関連がある。二つのファンカウル３４の各々にとって明らかに、クレードル４０を備える固定ヒンジ４８及び前方に位置付けられる固定ヒンジ４８は、ファンカウル３４の同一ヒンジ軸に沿って構成されるように設計されている。

図４を参照すると、空力フェアリング接合部３３が、その後端部でクレードル４０に、そして前端部で吸気口３２に、より正確には突起３１に結合されることを理解できる。

このため、フェアリング３３は第一搭載手段５２又はクレードル４０の前端部と連携する後方搭載手段、及び第二搭載手段５４又は吸気口３２と連携する前方搭載手段で装着される。

より正確に、第一搭載手段５２は、ＹＺ方向に掛かるがＸ方向には掛からない力を伝達するよう設計される結合部５６を基本的に備え、図４において矢印により略図記載される。第一搭載手段５２は、フェアリング３３の後端上中点に配置され、それ故、上述の平面Ｐと交差している。またその手段５２は、「アジャスタブル」と呼ばれる二つの付加的な半結合部５８ａ及び５８ｂを備えても良く、各々の半結合部はＺ方向に掛かる力の伝達のみを担うことができる。また、これら二つの半結合部５８ａ及び５８ｂは、エンジンの縦軸５を貫通した垂直正中面Ｐに対して対称に構成され、それぞれフェアリング３３後端部の両側端に備わる。

また第二搭載手段５４は、ＸＹＺ方向に掛かる力を伝達するように設計された結合部６０を基本的に備え、図４において矢印により略図記載される。第二搭載手段５４は、フェアリング３３の前端上中点に配置され、それ故、上述の平面Ｐと交差している。また、その手段５４は、一方が固定されもう一方が「アジャスタブル」と呼ばれる、二つの付加的な半結合部６２ａ及び６２ｂを備えても良く、各々の半結合部は、Ｚ方向に掛かる力の伝達のみを担うことができる。また、これら二つの半結合部６２ａ及び６２ｂは、エンジンの縦軸５を貫通した垂直正中面Ｐに対して対称に構成され、それぞれフェアリング３３前端部の両側端に備わる。

それゆえ、搭載手段５２及び５４は、３つがアジャスタブルである４種類の垂直結合部５８ａ、５８ｂ、６２ａ、６２ｂを備え、フェアリング３３をエンジン組立品１の上に容易に搭載させる。

図５及び図６は、上述の結合部に関する代表的な実施形態を異なる角度で図示している。例えば、結合部５６はフェアリング３３の後端からさらに後部Ｘ方向へ延在し、クレードル４０の最前部に位置するアーチによって備わるブラケット６６を貫通する、ピン６４の形状とすることができる。二つの半結合部５８ａ及び５８ｂは、フェアリング３３の後端部に下向きに面する垂直取り付け部６８ａ及び６８ｂと、クレードル４０の最前部に位置するアーチの両側端に上向きに面し、それぞれが取り付け部６８ａ及び６８ｂと面して配置される垂直取り付け部７０ａ及び７０ｂとを備えることで成り立っている。ボルトタイプによる組立手段が、二つずつの取り付け部を固定するように用意されるのは明白である。

また、結合部６０は突起３１と接近して、フェアリング３３の前端部からＸＺ平面に沿って下向きに延在し、吸気口３２の後端部に備わるＵ字金具７４の二つの先端の間に収容されるブラケット７２の形状とすることができる。ピン（図示されず）結合は、Ｕ字金具７４の二つの先端とブラケット７２との間をＸ方向に貫通する。

二つの半結合部６２ａ及び６２ｂは、フェアリング３３の前端部に下向きに配置される垂直取り付け部７６ａ及び７６ｂと、吸気口３２の後端部に、より詳細には突起３１の底部に、上向きに配置される垂直取り付け部７８ａ及び７８ｂとを備えることで成り立っている。これら垂直取り付け部７８ａ及び７８ｂは、それぞれ取り付け部７６ａ及び７６ｂに面して位置付けられ、そしてボルトタイプによる組立手段が二つずつの取り付け部を固定するように用意されるのは明白である。

それゆえ上述の結合部は、空力フェアリング連結部３３が、吸気口３２の空力突起３１とクレードル空力カウリング４６との間で、「往復台」として振舞うのを可能にし、それゆえ、これらの部品間での過大な誤差が生じるのを回避する。実例として、このフェアリング３３は空力機能のみを有し、このことはこの種の適用に関し当業者に既知とされるパネル又は類似物から製造され得ることを意味する。それにも関わらず、上述の結合部に対して支持する目的だけで補強材が取り付けられても良い。上述の事例において、フェアリング３３が補強材と一体化する点において、その補強材の役割は、例えばファンカウル３４を備える近接したクレードル４０によって交わるように、構造的な機能を請け負うものではなく、パネルとこれら補強材とは、任意に一体成型で製造され得る。

図７において、本発明に係る第二実施形態による、エンジン組立品の一部を参照することができ、この実施形態は、ファンカウルを支持するクレードルがもはやパイロンに固定して搭載されず、上述の構成要素、より詳細にはファンケースに搭載されるという点で基本的に第一実施形態と異なる。

この事例において、ファンカウルを備える前空力構造体に対してパイロンを搭載することがもはや好適な設備ではなく、同じ参照番号２４として図１で理解できるように、この構造体又は類似の空力構造体は、吸気口３２から成る突起３１の後方へ延在して配置される。

全体的にこの構造体２４は、ファンケースに固定して結合されるクレードル４０と、突起３１の空力的連続後方に位置し、クレードルを取り囲むクレードル空力カウル４６とを有効に備える。

この第二実施形態の具体的な特徴の１つは、空力構造体２４とパイロン４、より正確にはフィレットフェアリング２８との間に、空力フェアリング接合部３３が位置することである。上述の接合部品２４及び３３、２８の間における最良の空力的連続性を得ようとしていることは明らかであり、そしてこれら接合部品は、エンジン組立品１の上部で実質的にX方向に延在している。図７で理解できるように、同一平面状の部品２４及び３３は、それらが位置するファンカウル３４上部の範囲に対応する縦方向距離に亘って共に延在する。

第一実施形態におけるクレードルカウル４６とフィレットフェアリング２８との間の同一平面状の接合部と同じように、第二実施形態における突起３１とカウル４６との間の同一平面状の接合部は、これら二つの部品がエンジンファンケースに固定されるので、全く制約を伴わない。

空力フェアリング接合部３３は、好ましくは、図４にて参照される前上述の一組と同じように設計される。さらに、類似の搭載手段で取り付けられることができ、後方手段５２はフェアリング２８に連結する第二搭載手段を形成し、前部手段５４はクレードル４０に連結する第一搭載手段を形成する。

図８及び図９は、搭載手段５２及び５４を形成する異なる結合部に対する代表的な実施形態を図示している。それゆえ、結合部５６は、フェアリング３３の後端からさらにＸ方向後端へ延在し、フィレットフェアリング２８の最前部に位置するアーチによって備わるブラケット８２を貫通するピン８０の形状とすることができる。二つの半結合部５８ａ及び５８ｂは、フェアリング３３の後端に下向きに面した垂直取り付け面８４ａ及び８４ｂと、フィレットフェアリング２８最前部に位置するアーチの両端に上向きに面し、それぞれが取り付け面８４ａ及び８４ｂに面して位置付けられる取り付け面８６ａ及び８６ｂとを備えることで成り立っている。ボルトタイプによる組立手段が、二つずつの取り付け部を固定するように用意されるのは明白である。

また結合部６０は、フェアリング３３の前端部からＸＺ平面に沿って下向きに延在し、クレードル４０と一体化する空力構造体２４の後端部に備わるＵ字金具９０の二つの先端の間に収容されるブラケット８８の形状とすることができる。ピン（図示されず）結合は、Ｕ字金具９０の二つの先端とブラケット８８とをＸ方向に貫通する。

二つの半結合部６２ａ及び６２ｂは、フェアリング３３の前端部に下向きに配置される垂直取り付け部９２ａ及び９２ｂと、クレードル４０と一体化する空力構造体２４後端部に上向きに配置される垂直取り付け部９４ａ及び９４ｂとを備えることで成り立っている。これら垂直取り付け部９４ａ及び９４ｂが、それぞれ取り付け部９２ａ及び９２ｂに面して位置付けられ、そしてボルトタイプによる組立手段が二つずつの取り付け部を固定するように用意されるのは明白である。

それゆえ上述の結合部は、空力フェアリング連結部３３が、クレードル空力カウル４６とフィレットフェアリング２８の前部との間で、「往復台」として振舞うのを可能にし、これらの部品間での過大な誤差が生じるのを回避する。

ここに記載の実施形態のみに限定されないので、本発明に係る当業者は、明白に様々な修正をおこなうことができる。この点において、エンジン組立品１は主翼下部に搭載するように適合される構成として記載されているが、このエンジン組立品１は同主翼上部又は本航空機胴体後部に搭載するような異なる構成を有することができる。

Claims (10)

1. エンジン（６）と、
   エンジンマウント構造体（４）と、
   前記エンジン（６）を取り囲み、吸気口（３２）及びファンカウル（３４）を備えるナセル（３）と、を備える航空機エンジン組立品（１）であって、
   前記組立品は、前記ファンカウルが可動式に搭載され、前記エンジンマウント構造体（４）及び、前記エンジン（６）に対するファンケース（１８）と前記ファンケース（１８）に取り付けられる前記吸気口（３２）とを備える構成要素の中から選択された部品の１つに固定して搭載されるクレードル（４０）を備える航空機エンジン組立品（１）において、
   前記エンジン組立品（１）が、前記クレードル（４０）に搭載される第一搭載手段（５２，５４）を設けられるとともに、また前記エンジンマウント構造体（４）及び前記構成要素の中から、その他部品に搭載される第二搭載手段（５４，５２）も設けられた、空力フェアリング接合部（３３）を有することを特徴とする航空機エンジン組立品（１）。
2. 前記空力フェアリング接合部（３３）を備える前記第一及び第二搭載手段（５２、５４）が、それぞれこの空力フェアリング接合部の前端及び後端近傍又はその逆に配置されることを特徴とする、請求項１に記載のエンジン組立品（１）。
3. 前記クレードル（４０）が前記エンジンマウント構造体（４）の剛構造体（８）に固定して搭載され、前記クレードルが前記エンジンマウント構造体（４）の前空力構造体（２４）の一体部品を形成し、前記空力フェアリング接合部を備える前記第二搭載手段（５４）が前記吸気口（３２）に搭載されることを特徴とする、請求項１又は請求項２に記載のエンジン組立品（１）。
4. 前記空力フェアリング接合部（３３）が、前記吸気口（３２）と前記クレードル（４０）を取り囲むクレードル空力カウル（４６）との間に空力接合部を据え付けることを特徴とする、請求項３に記載のエンジン組立品（１）。
5. 前記空力フェアリング（３３）が、前記吸気口（３２）と前記クレードル空力カウル（４６）との間に位置付けられることを特徴とする、請求項４に記載のエンジン組立品（１）。
6. 前記第二搭載手段（５４）が、前記エンジン（６）から縦方向（Ｘ）及び横方向（Ｙ）、垂直方向（Ｚ）にかけられた負荷を伝達するように設計された結合部（６０）を備えることを特徴とする、請求項３〜５のいずれかに記載のエンジン組立品（１）。
7. 前記クレードル（４０）が前記ファンケース（１８）に固定して搭載され、前記空力フェアリング接合部（３３）を備える前記第二搭載手段（５２）が前記パイロン（４）から成るフィレットフェアリング（２８）に搭載されることを特徴とする、請求項１又は請求項２に記載のエンジン組立品（１）。
8. 前記空力フェアリング接合部（３３）が、前記フェアリング（２８）と前記クレードル（４０）を取り囲むクレードル空力カウル（４６）との間に、空力接合部を据え付けることを特徴とする、請求項７に記載のエンジン組立品（１）。
9. 前記第一搭載手段（５２）が、前記エンジン（６）から縦方向（Ｘ）及び横方向（Ｙ）、垂直方向（Ｚ）にかけられた負荷を伝達するように設計された結合部（６０）を備えることを特徴とする、請求項７又は請求項８に記載のエンジン組立品（１）。
10. 主翼又は、航空機胴体後部に取り付けられる、請求項１〜９のいずれかに記載のエンジン組立品（１）を少なくとも１つ備える航空機。

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