JP2012502846A - 少なくとも一つの連結ロッドで胴体に連結された胴体貫通式エンジン支持構造を備える飛行機の後部 - Google Patents

Abstract

本発明は、第１及び第２の開口部（１８，１８）を経て胴体を貫通するエンジン支持構造（１４）備える、飛行機（１）の後部に関する。この飛行機の後部は、前記支持構造（１４）を胴体（６）に結合する固定手段を備え、該固定手段は前記支持構造を前記第１の開口部（１８）を形成する第１のケーシング（５０）に結合する第１の固定手段及び前記支持構造を前記第２の開口部（１８）を形成する第２のケーシング（５０）に結合する第２の固定手段を備える。本発明によれば、前記固定手段は少なくとも一つの作動力回復連結ロッド（６６）も備え、前記連結ロッドの第１端部は前記支持構造（１４）に取付けられ、その反対端部は前記第１及び第２の開口部（１８，１８）から離れた点で前記胴体（６）に取付けられる。
【選択図】図３

Description

本発明は、一般的に、導体に取り付けられたエンジンを備える飛行機の後部に関する。

このような飛行機後部を構成するために、従来技術では、胴体と各エンジンとの間に取付マストを挿入することが提案されている。この構造では、マストは胴体に直接固定される。胴体への推進力の満足な伝達を達成するために、マスト、マストを支持する胴体部分及びそれらの間に挿入される固定手段に対して重要な寸法設定が必要とされる。これは飛行機の総合空力性能に不利益を与える抗力をもたらす。

別の解決方法は、胴体及び前記胴体により画成される内部空間を貫通するエンジン支持構造を設けることからなる。その貫通支持構造は２つの胴体開口部の通過レベルで胴体に複数のボルト又は類似の固定部材で結合される。

それでもなお、この解決方法は、上述の解決方法に対して、２つの開口部の各々において胴体に導入される作動力（effort）、特に支持構造の方向に向いた作動力の強さを僅かに減少させることができるが、依然として開口部のケーシングは極めて局部的に力を受けるままである。その結果、アセンブリ、特に開口部のケーシング及びその周囲の胴体部分を過大寸法（overdimension）にする必要が生じ、飛行機の全体的な質量に不利益をもたらす。

従って、本発明の目的は従来の実施例に関連する上述した欠点を少なくとも部分的に解決した飛行機の後部を提供することにある。

この目的のために、本発明は、
飛行機の内部空間を画定する胴体と、
少なくとも２つのエンジンと、
前記胴体に形成された、飛行機の垂直中央平面の両側に位置する、第１及び第２の開口部において前記胴体を貫通するエンジン支持構造であって、第１及び第２の対向端部を有し、前記第１及び第２の対向端部の各々は前記胴体から外部へ前記垂直中央平面の両側にそれぞれ突出し、前記エンジンの一つを支持する、エンジン支持構造と、
前記支持構造を前記胴体に結合する固定手段であって、前記支持構造を前記第１の開口部を形成する第１のケーシングに結合する第１の固定手段及び前記支持構造を前記第２の開口部を形成する第２のケーシングに結合する第２の固定手段を備える固定手段と、
を備える飛行機の後部に関する。

本発明によれば、前記固定手段は少なくとも一つの作動力回復連結ロッドも備え、前記ロッドの第１端部は前記支持構造に取付けられ、その反対端部は前記第１及び第２の開口部から離れた点で前記胴体に取付けられる。

このように、本発明により提案される独自設計によれば、胴体の開口部ケーシングを通過する力の強さを最小化することができ、胴体の開口部ケーシングを以前のものより小さくすることができる。実際、エンジンから到来し胴体へ向かう力の一部分はもはや胴体の開口部ケーシングを利用しないで本発明に特有の連結ロッドを通過し、その第１の目的は推進力を開口部から離れた胴体の点に案内するためである。従って、胴体の開口部ケーシング内への応力の集中がほぼ最小になる。

更に、エンジン支持構造内の応力が胴体開口部に集中するのを最小化するために、連結ロッドの第１端部も開口部から離れた点でエンジン支持構造に取り付けるのが好ましい。このように局部的応力が抑えられるこの構造は、多大な質量節約のために、より小さい寸法にできる。

前記作動力回復連結ロッドは、その長手方向に見て、飛行機の垂直方向に対して傾けるのが好ましい。これは、ある方向の力を少なくとも一つの成分が飛行機の横断方向に向かうように伝達することを可能にする。これらの横断方向の力は実際上、胴体開口部に収容される第１及び第２の固定手段で回復するのがもっとも難しいものであるため、前記連結ロッドの上述した向きは実際の問題に対応する。

好ましくは、２つの作動力回復連結ロッドを設け、飛行機の垂直中央平面に対して対称に配置する。達成される対称構造は、好ましくは飛行機の横断面に配置されるがこの面に対して傾けることもあり得る連結ロッドを通過する推進力の回復をある程度補償できる。更に、本発明の範囲を逸脱することなく３つ以上の作動力回復ロッドを設けることもできる。

前記支持構造はほぼＶ字形に形成し、前記２つの力回復連結ロッドは前記支持構造のＶ字形に対して上下逆さまのほぼＶ字形に形成するのが好ましい。

前記２つの連結ロッドの対向端は飛行機の前記垂直中央平面内に位置する胴体上のほぼ同じ点に取り付けるのが好ましい。これらの連結ロッドは本発明の範囲を超えて胴体上の２つの異なる点に取り付けてもよいこともちろんである。

各作動力回復連結ロッドはその端で関着式に取り付けのるが好ましい。

各作動力回復連結ロッドは前記支持構造の上部に取り付けるのが好ましいが、前記支持構造の下部に取り付けることもできる。

各作動力回復連結ロッドは、振動をフィルタリング／減衰するために、共振器を備えるのが好ましい。

少なくとも２つの作動力回復連結ロッドを前記支持構造又は胴体に関着された板に関着して設けるのが好ましい。この構成は各連結ロッドで伝達される作動力を平衡させることができる。

前記支持構造は前記胴体の第１及び第２開口部をそれぞれ通過する第１及び第２の半構造部からなり、前記第１及び第２の半構造部は、それらを前記内部空間内で分解することができるように組み立てるのが好ましい。

従って、この構成は、エンジンの支持構造の組み立て及び分解処理を極めて容易にすることができる。なぜなら、この組み立て／分解は可逆的に互いに組み立てられる２つの別個の半構造部から容易に行うことができるためである。このように、これらの２つの半構造部の各々は組み立て／分解中に互いに独立に操作することができ、組み立て／分解作業を容易にする。特に、支持構造の最初の組み立て中もその取替え中も、各支持半構造部を一つの胴体開口部に通す必要があるだけで、オペレータにとって著しく簡単であることを意味し、有利である。

更に、組み立て処理中に、各半構造部を対応する胴体開口部に挿入する前に、各半構造部の端にエンジンを取付け、その後他の半構造部に組み立てることができる。この組み立て方法は、単一支持構造に関連して以前から使用されている組み立て方法より更に簡単になる。なぜなら、後者の方法では、支持構造へのエンジンの組み立ては支持構造を胴体に設置した後でしかできないためである。

この最後の利点は、各エンジンを関連する支持半構造部に取り付けられたままにすれば、支持構造をエンジンから分解する処理中も観察されることもちろんである。

最後に、２つの半構造部を用いる実施例から得られる別の利点は、２つの半構造部を、前から見たとき、それらがＶ字を形成するように互いに傾けることができることにある。

それでもなお、胴体の２つの開口部を貫通する一体成形の貫通支持構造が本発明の範囲内で考えられる。

本発明の他の特徴及び利点は以下に記載する非限定的な詳細な説明において明らかなになる。

本発明の一好適実施例による飛行機の後部の概略斜視図を示す。 図１に示す飛行機の後部のより詳細な横断面図を示し、エンジンの支持構造を胴体に固定する手段は意図的に省略されている。 図１及び図２に示す後部の組み立て方法を示す。 エンジンの支持構造を胴体開口部を形成するケーシングに固定する第１及び第２の固定手段の第１の実施例が示されている、図２と同様の図であり、この図は図４の垂直線ＩＩＩ−ＩＩＩ上の断面図に対応する。 図３に示す構成の第１の代替実施例を示す。 図３に示す構成の第２の代替実施例を示す。 図３の垂直線ＩＶ−ＩＶ上の断面図を示す。 エンジンの支持構造の代替実施例を示す、図３と同様の図を示す。 前記第１及び第２の固定手段の第２の実施例を示す、図３と同様の図を示し、この図は図７の垂直線ＶＩ−ＶＩ上の断面図に対応する。 図６の垂直線ＶＩＩ−ＶＩＩ上の断面図を示す。 図６及び図７に示す第１の支持半構造部の斜視図である。 前記第１及び第２の固定手段の第３の実施例を示す、図６と同様の図を示し、この図は図１０の垂直線ＩＸ−ＩＸ上の断面図に対応する。 図９の垂直線Ｘ−Ｘ上の断面図を示す。 図９及び図１０に示す第１の固定手段に属するブロッキング素子の一つを示す断面図である。 図９及び図１０に示す第１の固定手段に属する副減衰部材の一つを示す断面図である。

本発明を添付図面に照らして説明する。
図１は本発明の一つの好適実施例に係る飛行機の後部１を示す。

以下の説明のすべてにおいて、便宜上、Ｘは飛行機の長手軸線２に平行な長手方向を指す。Ｙは飛行機の横断方向を指し、Ｚは垂直方向又は高さ方向を指し、これらの３つの方向Ｘ，Ｙ，Ｚは互いに直交する。

更に、「前」及び「後」はエンジンにより推力が与えられた後に生じる飛行機の前進方向を基準に考えるべきであり、この方向は矢印４で図式的に示されている。

全体としては、後部１は、長手軸線２を通る中心を有するほぼ円形、楕円形又は同様の断面形状を有し、飛行機８の内部空間を画定する胴体６を備える。

更に、後部１は、軸線２を通る垂直中央平面Ｐの両側に配置された少なくとも２つのエンジン１０を備える。好適実施例では、胴体６の各側に一つずつ２つのエンジン１０が設けられ、これらのエンジンは、無差別に、ターボジェット、ターボプロップ又は他のタイプのエンジンとすることができる。これらのエンジンの各々はＸ方向にほぼ平行な長手軸線１２を有する。

これらのエンジンを懸垂支持するために、支持構造１４が設けられ、好ましくは横断面内に配置され、この支持構造４は２つの胴体開口部を経て胴体を通過するとともに内部空間８を通過するという特異性を有する。この支持構造１４の平面Ｐから横方向に離間され胴体から外部に突出する部分は図１に示すように空力学的フェアリング（流線型の覆い）でカバーされる。

もっと詳しく言うと、図２を参照すれば、支持構造１４は胴体６に形成された第１及び第２の開口部１８を経て胴体６を通過する。これらの２つの開口部１８は垂直平面Ｐの両側に分配され、垂直平面Ｐに対して対称に配置され、この平面Ｐは実質的に飛行機の後部全体の対称面も構成する。

支持構造１４は、胴体から平面Ｐの各側にそれぞれ外部に突出し、それぞれ一つのエンジン１０を支持する第１及び第２の対向端部２０，２０を有する。

各端部２０は、翼の下にエンジンを懸垂支持するために、従来から既知の設計と同一又は類似の設計を有する剛性取付けマスト構造４に結合することができ、それによって飛行機の構造への推進力の伝達を達成することができる。

この好適実施例では、エンジンの支持構造１４は、胴体の第１及び第２の開口部１８，１８をそれぞれ通過する第１及び第２の半構造部２２，２２からなる。

更に、第１及び第２の半構造部は、内部空間８内で分解できるように互いに組み立てられる。この目的のために、第１の半構造部２２は第１の端部２０と対向する内端部２４を有し、第２の半構造部２２は第２の端部２０と対向する別の内端部２４を有し、よって両内端部２４，２４は互いに接触し、例えばボルト及び／又はせん断ピン（図示せず）を用いて、内部空間８内で分解できるように組み立てられる。

２つの半構造部２２，２２間の結合は平面Ｐで行われ、結合界面は平面Ｐ内に位置し、ボルト及び／又はピンは平面Ｐを通過する。一般に、この平面Ｐはエンジンの支持構造１４の対称平面を構成し、支持構造１４は、図２に示すように、正面から見るとほぼＶ字形である。

実は、図２の左側の第１の半構造部２２はＹ方向に対して平面Ｐから離れるにつれて上向きに傾斜され、同様に図２の右側の第２の半構造部２２もＹ方向に対して平面Ｐから離れるにつれて上向きに傾斜される。従って、第１の半構造部２２は横断面内で方向Ｙ及びＸに対して傾斜した第１の方向２８ａに沿って延在し、第２の半構造部２２も同じ横断面内で方向Ｙ及びＸに対して傾斜した第２の方向２８ｂに沿って延在する。

各半構造部２２，２２は、平面Ｐ内に配置されたそれぞれの内端２４、２４からエンジン１０の一つを支持するそれぞれの反対端２０，２０までほぼ直線的にそれぞれの関連方向２８ａ，２８ｂに延在する桁又は箱の形態を取る。

好適実施例では、支持構造１４により形成されるＶ字は上向きに開き、その頂点は長手軸線２の上方に位置する。Ｖ字の頂点の位置決め自由度並びにＶ字の角度値の設定自由度は様々な存在応力に対する最適な適応を可能にし、特に半構造部２２，２２の外側隔壁で受ける空気力学的破壊の最良の制限を可能にする。

実は、支持構造は、各半構造部に対して、前から見て、
・胴体の水平中央平面Ｐ’と、胴体の軸線２とエンジンの長手軸線１２を結ぶ線３２との間の鋭角（ｖ）が２５°より大きくなるように設計され、且つ
・前記半構造部の延在方向２８ａ，２８ｂと前記半構造部の通路における胴体の法線方向３４との間の鋭角（ｗ）が２０°より小さくなるように設計される。

角度（ｖ）のこの比較的有効な値は、エンジンを胴体に対して所望の高さに配置すること、例えばエンジン軸線１２を胴体の上端に近い水平面内に位置させることを可能にし、他方、胴体と各半構造部との間の間隔を平行移動する角度（ｗ）のこの比較的有効な値は追加の空気力学的フェアリングの存在を不要にすることを可能にする。

上述した設計は、支持構造１４の容易な組み立て及び分解を可能にする。実は、飛行機１の後部を組み立てる方法を示す図２ａを参照すると、この方法は、第１の半構造部２２を、その内端２４を前に向けて、この第１の半構造部が設置されたとき延在する第１の方向２８ａに対応する移動方向３６ａに第１の胴体開口部１８に通して移動させることにより設置する工程を含むことが示されている。

同時に又は次に、第２の半構造部２２を、その内端２４を前に向けて、この第２の半構造部が設置されたとき延在する第２の方向２８ｂａに対応する移動方向３６ｂに第１の胴体開口部１８に通して移動させることにより設置する工程を含む。

この組み立て方法を簡単化及び短時間化するために、これらの２つの工程の各々において、エンジン１０は外端２０（図２ａには示されていない）に予め設置することができる。

更に、内端２４、２４は、２つの半構造部の組み立て体専用の補強手段、例えばリブ又は同様の手段が取り付けられていても、それぞれの胴体開口部１８，１８を通るように寸法決定することができる。また、これらの補強手段は、内端２４、２４が開口部１８，１８を通過した後に、内端２４，２４に取付けることもできる。

一般に、中央開口平面において、開口部の高さと半構造部の高さとの比は１．３〜２とする。更に、この同じ平面において、Ｘ方向における開口部の深さと半構造部の深さとの比は１．１〜１．５とする。

次に、第１の半構造部２２の内端２４は、好ましくはＹ方向に向けられた前述の連結手段を用いて、前記第２の半構造部２２の内端２４に組み立てられる。

胴体とエンジンの支持構造との間に固定手段が設けられる。

第１の好適実施例が図３及び図４に示されている。

これらの手段は、最初に、第１の半構造部を第１の胴体開口部を形成する第１のケーシングに結合する第１の固定手段及び第２の半構造部を第２の胴体開口部を形成する第２のケーシングに結合する第２の固定手段を備える。第１及び第２の固定手段はほぼ同じ設計を有し、平面Ｐに対して対称であるので、第１の固定手段についてのみ以下に説明する。

最初に、（第２の開口部１８の設計と同一もしくは類似の設計を有する）第１の開口部１８は、内部胴体スキン４０ａの通路及び外部胴体スキン４０ｂの別の対向通路を用いて形成される点に注意されたい。これらの２つの通路はそれぞれ開口部１８の入口及び同じ開口部の出口を形成する。

開口部は前面が前胴体枠４２により画定され、後面が別の後胴体枠４２によって画定される。図４に示されるように、上述した２つの胴体枠間に位置する他の胴体枠４２は開口部１８を見せるために切除されている。更に、開口部の上面は、好ましくはＸ方向に胴体の厚さ全体に亘って延在し２つの前及び後胴体枠４２，４２を連結するする上部閉鎖横桟４４により画定される。同様に、開口部の下面は、好ましくはＸ方向に胴体の厚さ全体に亘って延在し２つの前及び後胴体枠４２，４２を連結するする下部閉鎖横桟４６により画定される。４つの要素４２，４２，４４，４６は相まって開口部１８を画成する第１のケーシング５０を形成する。

従って、図３のＩＶ−ＩＶ線で規定される垂直平面においても、半構造部２２に直角の平面であって開口の入口及び出口の中央を通る中央開口平面においても、ケーシング５０は上述した要素４２，４２，４４，４６により規定される４つの面４２’，４２’，４４’，４６’を用いる四辺形の形を成す。これらの同じ平面において、半構造部２２の４つの面も四辺形を形成し、半構造部と開口部の面は２つずつ対向する。その結果として、半構造部の前面５２’はケーシングの前面４２’と対向し、半構造部の後面５２’はケーシングの後面４２’と対向し、半構造部の上面５４’はケーシングの上面４４’と対向し、半構造部の下面５６’はケーシングの下面４６’と対向する。

第１の半構造部２２の組み立てに役立つ第１の固定手段は、第１に、半構造部２２の上面５４’をケーシングの上面４４’に係止することができる、半構造部２２の方向２８ａに対しほぼ直角にＹＺ平面内に配置された複数のボルト５３を含む。そして、列に配置された一個又は数個のボルトがＸ方向に離れた半構造部２２上の２つの異なる位置に設けられる。これは、平面ＹＺ内における方向２８ａに直角の方向に沿う作動力の回復（２つの矢印５８，６０で示される）を可能にする。換言すれば、これらのボルト５３は中央開口平面又はこの平面に平行な平面内において作動力を回復することを可能にする。

同様に、第１の固定手段は、半構造部２２の前面５２’をケーシングの前面４２’に係止することができる、半構造部２２の方向２８ａに対しほぼ直角にＸＺ平面内に配置された複数のボルト６１を含む。そして、好ましくは、ボルト６１は半構造部２２に設けられ、平面ＸＺ内にける方向２８ａに直角の方向に沿う作動力の回復（図４に矢印６２で示される）を可能にする。換言すれば、このボルト６１も中央開口平面又はこの平面に平行な平面内において作動力を回復することを可能にし、より好ましくは、ボルト６１が延在する方向Ｘにおける作動力を回復することを可能にする。

半構造部２２はケーシング５０に、その前面４２’ 及び上面４４’以外に別の方法で押圧することもできる。実際上、前記半構造部２２はケーシングの２つの取付け面に押圧するのが好ましく、一つの代替実施例では、特に下面４６'及び後面４２’に押圧することができる。

各ボルト５３，６１又はボルトの列はフレキシブルな固定手段を形成するように設けるのが好ましい。

これは、例えば、一つ又はいくつかの減衰部材、例えばエラストマ又はゴム類の弾性的に変形可能なポリマ材料からなる部材で達成され、これにより振動を減衰することができ、よって胴体をエンジンから振動に関して絶縁することができる。この減衰部材はここでは２つずつ組み立てられる面４２’、５２’及び４４’、５４’間で圧縮されるエラストマブロック６４の形にするのが好ましく、この圧縮は締め付け力により前記ブロックを貫通するボルト５３，６１に導入される引張力によって生じる。この解決方法は振動減衰特性のおかげで好適であるが、本発明の範囲を逸脱することなく、２つずつ組み立てられる面４２’、５２’及び４４’、５４’間を剛性直接接触にすることもできる。

図３は、第１及び第２の固定手段は本発明に特有の一つ又はいくつかの作動力回復連結ロッドの付与により完成することをより詳細に示す。これは全体的に、開口部ケーシング５０を通る作動力の強さを最小にすることを可能にし、胴体の開口部ケーシングを以前のものより小さくすることができる。

図示の実施例では、２つの連結ロッド６６が平面Ｐに対して対称に配置され、各連結ロッドは支持半構造部２２に示されている第１の端又は下端を有し、反対端又は上端は開口部１８から離して胴体に取り付けられる。

採用した対称構造のために、図３の左連結ロッド、即ち第１の固定手段を完成させる連結ロッドについてのみ説明する。

支持半構造部２２内の開口部１８に応力が集中するのを最小にするためには、第１連結ロッド端もこの支持構造に開口部から離して取り付け、好ましくは内部空間８内に取り付ける。この第１端は、例えば半構造部２２と一体の取付け部６８を用いて半構造部２２に関着するのが好ましい。

連結ロッドはそこから伸びて垂直中央平面Ｐに接近し、その反対端が胴体に、好ましくは図に示すようにその上部に取り付けられる。ここでも、この取付けは、内部空間内へ突出する取付け部７０又は胴体枠延長部を用いて、関着式にするのが好ましい。

好ましくは横断面内に配置され、それぞれの反対端が平面Ｐの同じ点で胴体に取り付けられている２つの作動力回復連結ロッドは、相まって支持構造１４のＶ字形に対して上下逆さまのＶ字形をほぼ形成する。

それでもなお、連結ロッドの位置及び向きは直面する必要性に応じて変更することができる。この点に関し、連結ロッドは図に示す支持構造の上方でなく下方に配置することもできる。

一般に、各作動力回復連結ロッドは、図３のようにＸ方向に見て、Ｚ方向に対して傾けるのが好ましい。これは、一方向に沿う作動力を、少なくともその一成分がＹ方向に向かうように伝達することを可能にし、これらの横方向作動力は胴体開口部１８に収容された第１の固定手段で回復させることが最も難しいものである。

図示の実施例では、各連結ロッド６６は、内部に向かうにつれて上昇するように、Ｙ及びＺ方向に対して実質的に傾けられている。従って、この場合これらの２つの連結ロッドの方向に及ぼされる作動力（図３の矢印７２で示されている）は固定手段により完全に回復される。それでもなお、特に一つの代替解決法では、本発明の範囲を逸脱することなく各連結ロッド６６をＹ方向に向けることができる。

図３に示すようないくつかの連結ロッド６６を支持構造１４と胴体６との間に設けることができ、それゆえそれらの数は１つ又は２つに限定されない。更に、一つ又はいくつかの連結ロッドは、胴体に伝達され得る振動を減衰／フィルタリングし得る減衰ジャッキ（図示せず）と置き換えることができる。

更に、連結ロッド６６により胴体に伝達され得る振動を減衰／フィルタリングする同じ目的のために、それらの少なくとも一つに共振器を設けることができ、その一例が図３ａに示されている。この図では、共振器は胴体６の取付け部７０に連結された連結ロッドの端を備える。垂直に伸びる共振器１５０は、その連結ロッド端に一端で連結されたビーター１５２を含み、その他端は質量１５４を支持する。連結ロッド６６により胴体に伝達され得る振動の減衰は、胴体の取付け部７０における連結ロッドのヒンジピン、即ち取付け部７０におけるビーターのヒンジピンを中心とする質量１５４の振動運動（図３ａに矢印１５６で図式的に示されている）により達成される。

更に、上述したように、連結ロッド６６の配置は直面する必要性及び制約に応じて適応化することができる。図３ｂでは、２つの連結ロッド６６の各々は、その外端（図示せず）が胴体、好ましくはその側部に固定、好ましくは関着され、その内端が支持構造、好ましくはその中央に関着された板１５８に固定、好ましくは関着される。そして、２つの連結ロッドの内端は板１５８の好ましくはＸ方向に向いたヒンジピン１６０の両側に連結されるため、各連結ロッド６６により導入される作動力を互いに平衡させることができる。更に、この板の追加は、２つの連結ロッドを用いる構成によりもたらされるクランク接続システム（hyperstatism）の程度を低減するならば、組み立てを大幅に容易にする。図３ｂは、２つの連結ロッド６６により形成されるＶ字は下向きに開き、全体が支持構造１４の下方に配置されることを示すが、これは限定ではない。

代案として、２つの連結ロッドの端を連結する板１５８は支持構造ではなく胴体に、例えば図３につき記載した胴体の取付け部７０で関着することができる。

図５は、上述した固定手段はそのまま維持し、エンジンの支持構造１４のみが異なる設計を有する実施例を示す。支持構造はもはや互いに固定された２つの半構造部からなるものとしないで、単一構造、好ましくは２つの開口部１８，１８を通過する直線横断構造にすることができる。このタイプの構造は選択した固定手段と無関係に使用することができる。特に、この単一構造は以下に記載する固定手段の他の好適実施例に適用することができる。

図６〜図８は、第１及び第２の固定手段は第２の実施例の形態をなし、作動力回復連結ロッド６６はそのままにした別の好適実施例を示す。

実際には、第１の固定手段は第２の固定手段と同一であるとともに対称であるため第１の固定手段についてのみ説明するが、本例では第１の固定手段は半構造部２２の後面５２'とケーシングの後面４２'との間にヒンジ型の連結部を備える。この目的のために、方向２８ａに平行な軸８０で対向面４２'、５２'とそれぞれ一体のヨーク８２と取付け部８４を連結し、逆の場合も同様にし得る。半構造部２２及びケーシングの他の面は、連結手段無しとするのが、２つずつ対向するものとするのが好ましい。

このような連結はＹＺ平面における方向２８ａに直角の方向の作動力の回復（矢印８６で示されている）並びにＸＺ平面における方向２８ａに直角の方向の作動力の回復（矢印８８で示されている）をもたらす。換言すれば、この軸８０による連結は、中央開口平面又はこの平面に平行な平面における互いに直交する２つの方向（好ましくは矢印８８で示されるＸ方向を含む）の作動力を回復させることを可能にする。

図９及び１０は、第１及び第２の固定手段の各々が第３の実施例の形態をなし、作動力回復連結ロッド６６はそのままにした更に別の実施例を示す。

第１及び第２の固定手段はほぼ同一の設計であり、平面Ｐに対して対称であるため、第１の固定手段につてのみ以下に説明する。

この第３の実施例では、第１の固定手段は、第１に、一方では第１のケーシング５０に当たり、他方では支持半構造部２２に当たって圧縮された状態で装着される支持構造の少なくとも一つのブロッキング素子を備える。この構成では、第１の固定手段は、少なくとも部分的に、圧縮状態で働き、従来のボルト類や同種の素子の場合のように引張状態で働かないブロッキング素子を用いて形成することができる。この構成によれば、これらのブロッキング素子はケーシング５０又は支持半構造部２２を通すことなく胴体開口部１８内に完全に配置することができるため、これらのブロッキング素子の設置が容易になる。

一般に、各ブロッキング素子９０，９２は半構造部の所定の面に力を及ぼすように圧縮された状態で装着され、この力は所定の面と対向する面を対向するケーシングの面と接触した状態又はしない状態に維持する。従って、図示の実施例では、ブロッキング素子９０，９２はそれぞれ２つの別個の方向に圧縮された状態に設けられ、中央開口平面内に取り付けられ、この構成は半構造部２２をケーシング５０に対して胴体開口部の中央平面のあらゆる方向に維持するのに十分である。

もっと正確に言えば、第１の固定手段は図９及び図１０に図式的に示されるブロッキング素子９０を備え、これらの素子は半構造部の上面５４'及びケーシング５０の上面４４’に当たり、圧縮された状態で装着される。従って、列に配置された一つ又は複数のこれらの素子９０が半構造部２２のＸ方向に離れた２つ以上の異なる位置に設けられる。これは、ＹＺ平面内における方向２８ａに直角方向の作動力の回復を可能にする。換言すれば、これらのブロッキング素子９０は中央開口平面又はこの平面に平行な平面内における作動力を回復することを可能にする。

同様に、第１の固定手段は図１０に図式的に示されるブロッキング素子９２を備え、これらの素子は半構造部の後面５２'及びケーシング５０の後面４２’に当たり、圧縮された状態で装着される。そして、列に配置された一つ又は複数のこれらの素子９２が半構造部２２のＺ方向に離れた２つ以上の異なる位置に設けられる。これは、ＸＺ平面内における方向２８ａに直角方向の作動力の回復を可能にする。換言すれば、これらのブロッキング素子９２も中央開口平面又はこの平面に平行な平面内における作動力を回復することを可能にし、より好ましくはＸ方向の作動力を回復する。

ここで、ブロッキング素子９０，９２は、前面５２’をケーシングの前面４２'に押し付けるため及び下面５６'をケーシングの下面４６'に押し付けるために、後面４２'及び上面４４'上に設置する。代案として、ブロッキング素子９０，９２はケーシングの後面４２'及び上面４４'上以外の他の面に設置することができる。実際上、この半構造部２２をケーシングの２つの付属の面に押し付けることが望まれ、一つの代替実施例では、ブロッキング素子を前面４２'及び下面４６’上に圧縮された状態で設置することにより構造半部２２を後面４２'及び上面４４'に押し付けることができる。

各ブロッキング素子９０，９２又は素子の列は、以下に記載するように、減衰部材を用いてフレキシブルな固定部を形成するように設けるのが好ましい。

更に、副減衰部材９４，９６は支持半構造部の他の２つの付属面４２’，４６’とケーシング５０との間に挿入される。これらの副減衰部材は、支持構造とケーシングの直接接触が考えられる場合でも、このような直接接触を生じないようにする。このような減衰部材及び副減衰部材が設けられない場合には、支持構造とケーシングとの間に所謂剛性組み立てが得られる。

それでもなお、図示の実施例の場合と同様に、各ブロッキング素子は減衰部材を介して前記支持構造及び／又はその関連ケーシングに当接させることができる。これにより、上述したように、第１及び第２の固定手段に対してある程度の柔軟性が有利に得られ、胴体の振動を低減することができる。換言すれば、好ましくは弾性的に変形可能なポリマ材料、例えばエラストマ又はゴム類からなる減衰部材は有利に振動を減衰でき、よって胴体をエンジンから防振することができる。ここでも、代わりに、ばね型の他の減衰部材を使用することができる。

図１１はこのような減衰部材を組み込むブロッキング素子９０，９２の各々の一つの可能な実施例を示す。

この図には、ブロッキング素子９０は面４４’，５４’に対しほぼ直角に向けられたロッド９８の形態の部材を備えることが示されている。半構造部の面５４'と協働するこのロッド９８の端部はその面上に設けられた筐体１００で支承される。第１の支持面１０１を形成するこの端部は、ベアリングの良好なメインテナンスのために、湾曲させ、筐体１００の形状と相補な形状にすることができる。横桟４４の上面４４’上に、例えばエラストマブロックの形態の減衰部材１０４を受け入れるハウジング１０２が設けられる。ハウジング１０２の底面は取り外し可能なナット１０６からなり、エラストマブロック１０４の取り替えを、図１１に示される素子１０４，１０６の各々を貫通するロッド９８を取り外す必要なしに行うことができる。

ロッド９８に圧縮作動力を与えるために、ロッド９８はエラストマブロック１０４と接触する、もっと正確に言えば、エラストマブロックのハウジング１０２の底面と接触する面とは反対側の面と接触する、別の支持面１０８を有する。この支持面１０８はロッド９８のねじ部１１２に螺合する締め付け部材１１０の上に設けることができる。これにより、支持構造及びケーシングでそれぞれ支えられる２つの支持面１０１，１０８間の間隔を両精する手段を有利に構成することができる。この機能は、開口部内におけるブロッキング素子９０の配置を容易にするのみならず、締め付け部材１０を締めることによりブロッキング素子に圧縮プレストレスを所望の値で与えることもできる。

更に、減衰部材１０４は限定された破壊行程Ｃに亘ってのみ圧縮できるようにし、これを超えると支持構造とケーシングが剛性接触して破壊が継続するのを防止することができる。この接触は、例えば支持面１０８をエラストマブロック１０４を受け入れるハウジング１０２の開口部を画定する表面１１４に当接させることにより得られる。

図１２は副減衰部材９４，９６を内蔵する各連結部の一つの可能な実施例を示す。

この図は、横桟４６の下面４６’上に、例えばエラストマブロックの形態の副減衰部材９４を受け入れるハウジング１２０が設けられることを示している。ハウジング１２０の底面は取り外し可能なナット１２２からなり、一体の軸１２４に対してナットを緩めることによりエラストマブロック９４の容易な取り替えが可能になる。

従って、ブロック９４はハウジング１２０の底面及び上面５６’の専用表面１２６で支持される。これにより、ブロック９４はこれらの２つの支持面間で圧縮される。

更に、副減衰部材９４は限定された破壊行程Ｃ’に亘ってのみ圧縮できるようにし、これを超えると支持構造とケーシングが剛性接触して破壊が継続するのを防止することができる。この接触は、例えば表面１２６をエラストマブロック９４を受け入れるハウジング１２０の開口部を画定する表面１２８に当接させることにより得られる。

その結果、ケーシング５０内への半構造部２２の組み立てを保証する第１の固定手段はもっぱら圧縮負荷状態にある素子であることが推測できる。

上述したように、第１及び第２の固定手段は作動力回復連結ロッド６６により完成される。

もっぱら非限定的実施例として記載されている本発明は当業者が種々の変更を加えることができることもちろんである。この点において、所定の実施例について記載した各特徴は他の実施例の全てに適用できる点に注意されたい。

Claims (10)

1. 飛行機の内部空間（８）を画定する胴体（６）と、
   少なくとも２つのエンジン（１０）と、
   前記胴体に形成された、飛行機の垂直中央平面（Ｐ）の両側に位置する第１及び第２の開口部（１８，１８）にて前記胴体を貫通するエンジン支持構造であって、第１及び第２の対向端部（２０，２０）を有し、前記第１及び第２の対向端部の各々が前記胴体から外部へ前記垂直中央平面の両側にそれぞれ突出し、前記エンジンの一つを支持するエンジン支持構造と、
   前記支持構造（１４）を前記胴体（６）に結合する固定手段であって、前記支持構造を前記第１の胴体開口部（１８）を形成する第１のケーシング（５０）に結合する第１の固定手段及び前記支持構造を前記第２の胴体開口部（１８）を形成する第２のケーシング（５０）に結合する第２の固定手段を備える固定手段と、
   を備える、飛行機の後部において、
   前記固定手段は少なくとも一つの作動力回復連結ロッド（６６）も備え、前記連結ロッドの第１端部は前記支持構造（１４）に取付けられ、その反対端部は前記第１及び第２の開口部（１８，１８）から離れた点で前記胴体（６）に取付けられている、
   ことを特徴とする飛行機の後部。
2. 前記作動力回復連結ロッド（６６）は、飛行機の長手方向（Ｘ）に見て、飛行機の垂直方向（Ｚ）に対して傾けられている、請求項１記載の飛行機の後部。
3. ２つの作動力回復連結ロッド（６６，６６）が設けられ、飛行機の垂直中央平面（Ｐ）に対して対称に配置されている、請求項１又は２記載の飛行機の後部。
4. 前記支持構造（１４）はほぼＶ字形をなし、前記２つの力回復連結ロッド（６６，６６）は相まって前記支持構造のＶ字形に対して上下逆さまのほぼＶ字形を形成する、請求項３記載の飛行機の後部。
5. 前記２つの連結ロッド（６６，６６）の対向端は飛行機の前記垂直中央平面（Ｐ）内に位置する前記胴体（６）上のほぼ同じ点に取り付けられる、請求項４記載の飛行機の後部。
6. 各作動力回復連結ロッド（６６）はその両端で関着されている、請求項１−５のいずれかに記載の飛行機の後部。
7. 各作動力回復連結ロッド（６６）は前記支持構造の上部に取り付けられている、請求項１−６記載いずれかに記載の飛行機の後部。
8. 少なくとも一つの作動力回復連結ロッド（６６）は共振器（１５０）を備えている、請求項１−７のいずれかに記載の飛行機の後部。
9. 少なくとも２つの作動力回復連結ロッド（６６）が前記支持構造（１４）又は胴体（６）に関着された板に関着されている、請求項１−８のいずれかに記載の飛行機の後部。
10. 前記支持構造（１４）は前記胴体の第１及び第２開口部（１８，１８）をそれぞれ通過する第１及び第２の半構造部（２２，２２）からなり、前記第１及び第２の半構造部は、それらを前記内部空間（８）内で分解することができるように組み立てられている、請求項１−９のいずれかに記載の飛行機の後部。

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