JP2012521928A - 胴体に揺動するように取り付けられたエンジン支持構造体を備える飛行機の後部 - Google Patents

Abstract

本発明は、中央垂直平面（Ｐ）の両側に対称に配置された２つの連結ロッド（６６）を含む飛行機の後部に関し、各連結ロッドは、エンジンの支持構造体に取り付けられた第１の端部及び前記胴体（６）に取り付けられた第２の端部を有し、この飛行機の後部は、それらの回転軸を中心とする連結ロッド（６６）の回転によって、胴体（６）に対して、支持構造体及びエンジンからなる組立体の制限された振幅の遥動運動が第１及び第２の胴体開口部（１８）を経て可能になるように設計される。

Description

本発明は、一般に、胴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エンジン取付け構造体を介挿することが提案されている。この構造では、取付け構造体は胴体に直接固定される。胴体にエンジン作動力を伝達するために、取付け構造体自体、取付け構造体を支持する胴体部分及びそれらの間に介挿される固定手段に関する寸法が重要になる。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体を設けることにある。この貫通支持構造体は、２つの胴体開口部を貫通する場所で胴体に多数のボルト又は類似の固定部材で結合される。

しかしながら、この解決方法は、上述の解決方法と比較して、２つの開口部の各々において胴体に導入される作動力、特に支持構造体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、開口部の枠は依然として強い局部的負荷を受ける。その結果、アセンブリ、特に開口部の枠及びその周囲の胴体部分を過大寸法にする必要が生じ、飛行機の全質量に不利益をもたらす。

更に、この解決方法は、振動の観点から、胴体をエンジン及び支持構造体からなる振動する組立体に対して絶縁するのを困難にする。従って、相当な振動が胴体に伝達される可能性があり、客室環境が飛行機の乗客に対して心地よくなくなるリスクがある。

従って、本発明の目的は、従来の実施形態と比較して、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。

この目的を達成するために、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配置された第１及び第２の開口部にて前記胴体を横断するエンジン支持構造体であって、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体と、
前記支持構造体を前記胴体に結合する固定手段と、
を備える飛行機の後部を提供する。

本発明によれば、前記固定手段は、飛行機の正面図で見て、前記垂直中央平面の両側に対称に配置された２つの作動力伝達連結ロッドを含み、各連結ロッドは、前記支持構造体に、飛行機の長手方向に平行な回転軸を中心に回転可能に取り付けられた第１の端部、及び前記胴体に、前記第１及び第２の開口部から少し離れた位置で、飛行機の長手方向に平行な回転軸を中心に回転可能に取り付けられた第２の端部を有し、
前記飛行機の後部は、前記回転軸を中心とする前記連結ロッドの回転によって、前記胴体に対して、前記支持構造体及び前記エンジンからなる組立体の制限された振幅の遥動運動が前記胴体の前記第１及び第２の開口部を経て可能になるように設計される。

従って、本発明の独創性は、本質的に、前記胴体に対する前記支持構造体及び前記エンジンからなる組立体の遥動運動が制限された振幅で許容されることにある。従って、飛行中、前記組立体の振動はこのような揺動運動をもたらし、この運動中これらの振動はエンジン支持構造体が横断する胴体開口部に選択的に直接伝達されないで、胴体に到達する前に作動力伝達連結ロッドを通過する。この連結ロッドの通過は振動の極めて有効なフィルタリング／減衰を可能にする。これは飛行機の乗客に向上した快適性をもたらす。

前記組立体が横断する胴体開口部に直接加重を与えない前記組立体の許容揺動運動の振幅の制限は、いくつかの要件により決定される。一つの好適例として、通常の飛行状態の下では、振動組立体は制限された振幅運動の２つの極端位置に決して到達することなく振動し、例えば乱気流時に見られる高い静加重が加えられるときにのみこれらの極端位置に到達するように構成される。後者の場合には、作動力が振動組立体により胴体開口部に直接伝達される。

更に、連結ロッドは作動力を飛行機の断面方向及び垂直方向に伝達する。これは、有利なことに、支持構造体により胴体開口部の枠に直接伝達される作動力の強度を最少もしくは完全に除去することを可能にし、これらの枠を従来のものより小寸法にすることができる。実は、通常の飛行状態の下では、好ましいことに、すべての垂直方向及び横断方向の作動力が本発明に特有の連結ロッドを通過し、これらの作動力が開口部から遠く離れた胴体の点に導かれる。従って、これらの胴体開口部の枠内への応力の集中がかなり小さくなる。

更に、エンジン支持構造体内の応力が胴体開口部に対して直角に集中するのを最小にするために、第１の連結ロッド端部もこの支持構造体に開口部から少し離れた位置で取り付けるように構成するのが好ましい。このようにすると、より小さい応力を受けるこの支持構造体は開口部に対して直角の寸法を小さくでき、無視し得ない質量節約をもたらす。

一好適実施形態によれば、前記作動力伝達連結ロッドは互いに平行であり、前記揺動運動は円形並進運動である。

別の好適実施形態によれば、前記作動力伝達連結ロッドは、前記飛行機の後部の正面図で見て、一つの収束点に収束するように互いに傾けられる。この支持構造体が前記揺動運動の極端位置で胴体の止め部材に到達する場合、この構成によれば作動力をより胴体の接線方向に近づけて胴体に導入することができ、揺動運動を許容しながら必要とされる構造補強手段を最小化することができる。

この実施形態においては、前記作動力伝達連結ロッドの各々は、飛行機の垂直方向に対して３０°未満の角度だけ傾けられる。この低い傾きにより円形並進運動に近い揺動運動が得られ、この場合には有利なことに連結ロッドの引張り及び圧縮加重が極めて小さくなり、よって振動の改善されたフィルタリングが得られる。

この構成では、前記組立体は回転運動に相当する運動を受け、この運動の回転中心は運動中移動し、この回転中心の変位は２つの連結ロッドの間で選ばれる収束角により与えられる。

収束点の位置も組立体の振子運動中に揺動する点に注意されたい。連結ロッドにより形成される振動子の固有の周波数の調整、必要な動作隙間の調整、垂直振動成分の振幅の制限、連結ロッド及びそれらの支持素子内の応力の制限、及びシステムの安定性の向上のための戻り作動力の最終的に調整を一度に行うために、連結ロッドの方向の収束を調整することができる。

前記作動力伝達連結ロッドは、前記支持構造体及び前記エンジンからなる前記組立体を胴体から懸垂支持するものとするのが好ましい。この場合、各作動力伝達連結ロッドは前記支持構造体の上方に取り付けられるが、逆の構成も考えられる。懸垂支持の場合には、揺動運動は胴体から連結ロッドにより懸垂支持された組立体のスイング運動に相当する。

前記揺動運動の振幅の制限は、飛行機の横断方向において、前記支持構造体及び前記エンジンからなる組立体の３０ｍｍ未満の運動のみが前記横断方向におけるその２つの極端位置の間で許容されるようにするのが好ましい。当然のことながら、上記から明らかなように、飛行機の横断面内で起こる前記揺動運動中、前記組立体は胴体に対して垂直方向にも同時に移動し得る。この場合には、横断方向の運動が垂直方向の運動より大きくなるように構成するのが好ましく、これらの横断及び垂直運動の比は２より大きく選択することができる。

第１の好適実施形態においては、前記揺動運動の振幅の制限は、前記支持構造体及び前記胴体に取り付けられた止め機構によって与えられる。この場合、前記振動組立体がその揺動運動の２つの極端位置の一つに到達しない間、前記止め機構は不活性のままであり、前記組立体がその揺動運動の２つの極端位置の一つに到達するとき、前記止め機構は活性になる。

上述したように、飛行機の後部は、好ましくは、前記制限された振幅の揺動運動の２つの極端位置の間における前記支持構造体及び前記エンジンからなる前記組立体のすべての位置において、作動力が前記組立体により前記胴体開口部に直接伝達されないように構成る。

第２の好適実施形態においては、前記組立体の揺動の振幅を制限する手段を備え、該手段は、前記振動組立体への連結手段と前記胴体への反対側の連結手段との間を所定の方向に延在する構造体の形をなし、前記構造体は前記所定の方向に弾性的に変形可能であり且つ所定の伸長／収縮レベル以上で前記所定の方向に増大した変形抵抗を示す。

この場合、好ましくは前記構造体の変形抵抗は前記構造体の伸長／収縮レベルが所定のレベルに到達しない間極めて低くなるように構成される。その結果、揺動の振幅を制限する前記構造体は殆ど不活性であるため、前記組立体は前記胴体開口部を介して全く自由に揺動できる。この揺動は、上述したように、振動の極めて有効なフィルタリング／減衰を可能にする。

逆に、前記構造体の伸長／収縮レベルが所定のレベルに到達するとき、その変形抵抗が好適に極めて大きくなる、即ち前記組立体の揺動運動を停止させるのに十分な大きさになる。よって、前記組立体の振幅が制限される。この場合は高い荷重、例えば乱気流時に見られる静荷重が加わる場合に相当する。

換言すれば、前記揺動の振幅を制限する構造体は、前記振動組立体が前記制限された振幅の揺動の２つの極端位置の一つに到達しない間不活性であり、それが２つの極端位置の一つに到達するとき活性になる。従って、この設計は、前記振動組立体が２つの極端位置の一つに到達する瞬時が、前記構造体の伸長／収縮レベルが所定のレベルに到達する瞬時、即ちその変形抵抗が揺動運動を停止するのに十分に高くなる瞬時と一致するようになされる。

最後に、この第２の実施形態においては、飛行機の後部は、前記支持構造体及び前記エンジンからなる前記組立体のすべての位置、即ち前記制限された振幅の揺動運動の２つの極端位置又はそれらの間の任意の中間位置において、前記組立体により前記胴体開口部に何の作動力も直接伝達されないように設計される点に注意されたい。

前記構造体は、弾性的に変形可能な連結ロッドを構成する構造体又は所定の伸長／収縮レベルがシリンダ内のピストンの行程停止に対応する簡単なジャッキを含むことができる。

前記支持構造体はほぼＶ字形にするのが好ましい。

前記支持構造体は前記胴体の第１及び第２開口部をそれぞれ横断する第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互いに結合される構成にするのが好ましい。

従って、この構成は、エンジン支持構造体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取り扱うことができ、組み立て／分解作業を容易にする。特に、支持構造体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、これはオペレータにとって著しく簡単であり、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、単一支持構造体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、支持構造体へのエンジンの組み立ては支持構造体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、支持構造体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つの半構造部としての構成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。

しかしながら、２つの胴体開口部を横断する単一部品として形成された横断支持構造は本発明の範囲に含まれるものと考えられる。

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形態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体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概略的に示す。 エンジンの支持構造体を胴体に固定する固定手段を部分的に示す図２に類似の図を示す。 振動組立体が制限された振幅で揺動運動しているときの様々な位置における振動組立体を概略的に示す。 本発明の別の好適実施形態による飛行機後部を示す図４に類似の図を示す。 本発明の更に別の好適実施形態による飛行機後部を示す図４に類似の図を示す。 振動組立体の揺動運動の振幅を制限する止め機構の模範例を示す図である。 図６の垂直線ＶＩＩ−ＶＩＩ上の断面図を示す。 支持構造体及びエンジンからなる組立体の揺動運動の振幅を制限する構造体の模範例を示す図３に類似の図である。 図９ａ及び９ｂは２つの異なる状態における図８の揺動運動の振幅を制限する構造体を詳細に示す図である。

本発明を添付図面につき説明する。
図１を参照すると、本発明の一好適実施形態による飛行機の後部１が示されている。

以下のすべての記載を通して、便宜上、飛行機の長手軸線２に平行な長手方向をＸという。更に、飛行機の横断方向はＹといい、垂直方向又は高さ方向をＺといい、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」はエンジンにより及ぼされる推力によって与えられ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、楕円形又は同類の形の断面を有し、飛行機８の内部空間を画定する胴体６を含む。

更に、後部１は、軸線２を通る垂直中央平面Ｐの両側に配置される少なくとも２つのエンジン１０を含む。この好適実施例では、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、等しくターボジェット、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、支持構造体１４が設けられ、好ましくは横断面内に配置され、この支持構造体は２つの胴体開口部を経て内部空間８及び胴体を横断する特徴を有する。この支持構造体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）で覆われる。

もっと詳しく言うと、図２を参照すれば、支持構造体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を横断する。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。

支持構造体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、従来周知のものと同一又は類似の設計の剛性エンジン取付け構造体４に結合することができ、これにより翼の下にエンジンを懸垂支持し、それによってエンジン作動力を飛行機の機体に伝達することができる。

この好適実施形態では、エンジンの支持構造体１４は、胴体の第１及び第２の開口部１８，１８をそれぞれ横断する第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結合される。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内で分解可能に結合することができる。

２つの半構造部２２，２２間の結合は好ましくは取付け界面を含む平面Ｐで行われ、従ってボルト及び／又はピンは平面Ｐを横断する。一般に、この平面Ｐはエンジンの支持構造体１４の対称平面を構成し、支持構造体１４は、図２に示すように、正面から見るとほぼＶ字形をなす。

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Ｚ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Ｚ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部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部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。

この好適実施形態では、支持構造体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の外側部分に存在する空気力学的外乱をできる限り制限することが可能になる。

実は、支持構造体は、各半構造部に対して、正面図で見て、
・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）のこの相対的に高い値は、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離間を反映する角度（ｗ）のこの相対的に低い値は追加の空気力学的フェアリングの使用を避けることを可能にする。

上述した設計は、支持構造体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概略的に示す図２ａを参照すると、この方法は、第１の半構造部２２を、その内端部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、その内端部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は外端部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、内端部２４、２４は、２つの半構造部の組立体に専用の補強手段、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、内端部２４、２４が開口部１８，１８を通過した後に、内端部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の内端部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の内端部２４に結合される。

胴体とエンジン支持構造体との間にも固定手段が設けられる。具体的には、これらの固定手段は胴体６を支持構造体１４とエンジン１０からなる連結組立体に連結し、２３で示すこの組立体は振動組立体という。第１の実施形態が図３及び図４に示されている。

これらの固定手段は、本発明に特有の２つの作動力伝達連結ロッド６６を含む。これは開口部枠５０を通過する作動力の強度を最小にすることができ、よって開口部枠５０を従来のものより小さい寸法にすることができる。特に、これらの連結ロッドは以下に詳細に説明されるように振動組立体２３により胴体に伝達される振動を大幅に低減することができる。

図示の実施形態では、飛行機の正面図で見て、平面Ｐに対して対称に配置された２つの同一の連結ロッド６６を含み、これらの２つの連結ロッドは飛行機の前部の同じ横断面内に配置するのが好ましい。

これらの連結ロッドの各々は支持半構造部２２に、方向Ｘに平行な回転軸６７を中心に回転可能に取り付けられた第１端部又は下端部を有する。各連結ロッドは胴体１８に、開口部１８から少し離れた位置で、同様に方向Ｘに平行な回転軸６９を中心に回転可能に取り付けられた、第１端部と反対の第２端部（上端部）も有する。

支持半構造部２２内の応力が開口部１８に直角に集中するのを最小にするために、連結ロッドの第１端部もこの支持構造体に開口部から少し離れた位置で取り付け、好ましくは内部空間８内に取り付ける。

各連結ロッドの第１端部はその半構造部２２に、例えばこの半構造部２２に連結されたブラケット６８を用いて回転可能に組み付けられ、同様に各連結ロッドの第２端部は胴体の上部に、例えばこの上部に連結されたブラケット７０を用いて回転可能に組み付けられる。

本例では、両連結ロッドは上方に伸びるにつれて垂直中央平面Ｐに近づき、支持構造体１４のＶ字形に対して逆のＶ字形をほぼ形成する。図３及び図４に示すように前から見た各連結ロッドの６６の傾きは、連結ロッドの長手軸線と垂直方向Ｚとの間の角度Ａ１が３０°未満になるようにする。図４に示されるように、組立体２３の中立休止位置では、連結ロッド６６の長手軸線は対称平面Ｐ内において連結ロッドから離れて位置する収束点Ｃに向かって収束する点に注意されたい。

連結ロッド６６は作動力を飛行機の横断方向及び垂直方向に伝達する。しかし、特に飛行中、振動組立体２３の自由揺動をそれらは胴体に対して制限された振幅で許容する。従って、組立体２３のこれらの振動は揺動運動をもたらし、揺動運動の間これらの振動はエンジン支持構造体が横断する胴体開口部に直接伝達されないで、胴体に達する前に連結ロッドを通過する。この連結ロッド６６を通る伝達により振動を極めて満足にフィルタリング／減衰させることができる。

図４において、上図は中立休止位置における組立体２３を示し、この位置は具体的に地上で飛行機が停止し、エンジンがターンオフされたときに相当する。この休止位位置では、連結ロッド及び組立体２３の平面Ｐに対する対称性は完全である。逆に、エンジンが動作すると同時に、組立体２３は振動し、この振動は組立体２３を図４の中図及び下図にそれぞれ示される２つの極端位置の間で自由に揺動せしめる。

その結果、胴体６に対する組立体２３の揺動運動が各回転軸６７，６９を中心とする連結ロッドの回転により許される。支持構造体を胴体開口部に貫通させる方法は、組立体２３のこの自由揺動を可能にすること当然である。

揺動運動の振幅の制限はいくつかの要件によって決定される。通常の飛行状態下では、振動組立体２３は図４に示す制限された振幅の運動の２つの極端位置に決して達することなく揺動し、例えば乱気流時に見られる静荷重などの高い荷重が加えられたときにのみこれらの位置に到達するように構成するのが好ましい。

これは、例えば２つの極端位置間のＹ方向の許容運動量“ｄ”は３０ｍｍ未満にするという事実に反映される。

連結ロッドの位置及び向きは、要件に応じて変更できる点に注意されたい。この点に関して、連結ロッドは振動組立体２３の懸垂支持部ととともに支持構造体１４の上方ではなく下方に配置することもできる。

別の好適実施形態は、図５ａに示されているように、例えば２つの連結ロッド６６を互いに平行にしたものである。本例では、胴体６と連結ロッド６６と組立体２３が変形可能な平行四辺形を構成するため、組立体２３の揺動運動は円形並進運動になる。

別の好適実施形態は、エンジン支持構造体１４を互いに連結される２つの半構造部としてではなく、好ましくは胴体を２つの開口部を通過して横断する直線的な単一の構造体として構成したものである。図５ｂに図式的に示されるこのタイプの構造は、連結ロッドに対してどのような位置が選択されても使用できる点に注意されたい。

更に、上記の好適実施形態の場合には、一対の対称連結ロッドしか提示されていない点に留意されたい。しかしながら、連結ロッドの数は２つより多くすることができ、例えば第１の対に対してＸ方向にシフトされ、同様に上記の揺動運動を許容するように配置された別の対の連結ロッドによって完成とすることもできる。

図６を参照すると、図４に示される揺動運動の振幅の制限を可能にする止め機構の模範例が示されている。

この止め機構７１は好ましくは開口部１８内に収容される。更に、好ましくは同様の止め機構が胴体の他の開口部１８内にも設置される。この止め機構は、開口部１８を画成する枠に連結された第１の止め部材７３を含み、この第１の止め部材は半構造部２２に連結された第２の止め部材７５と協働する。第１の止め部材７３は２つの対向側面で区切られた開口の形状を有し、その開口内に第２の突起状止め部材７５が収容される。止め部材７３，７５間の隙間が振動組立体の自由揺動を許容する。それゆえ、図６に示す組立体の中立位置において突起と止め部材７３の２つの側面との間のＹ方向の隙間が“ｄ／２”に等しくなるようにする構成することができる。振動組立体の遥動運動中に振動組立体の垂直方向の運動の要求を満たすために止め部材間には垂直方向に別の隙間７７が存在する。

従って、組立体の振動が許容レベルにとどまる間、止め機構７１は不活性のままであり、組立体は自由に揺動する。逆に、止め機構がこのレベルを超えて活性になり、止め部材７３，７５が互いに接触するとき、これらの止め部材を介して支持構造体１４から開口部１８を形成する枠への作動力の直接伝達がもたらされる。

図７につき説明すると、（他の胴体開口部の設計と同一もしくは類似の設計の）開口部１８は、内部胴体スキン４０ａの開口部及び外部胴体スキン４０ｂの別の対向開口部によって構成される点に注意されたい（図６参照）。これらの２つの開口部はそれぞれ開口部１８の入口及び同じ開口部の出口を形成する。

開口部は前側が前胴体枠４２により画定され、後側が別の後胴体枠４２によって画定される。図７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の枠５０を形成する。

従って、図６のＩＩＶ−ＩＩＶ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部の入口及び出口の中央を通る中央開口平面においても、枠５０は上述した要素４２，４２，４４，４６により画定される４つの面４２’，４２’，４４’，４６’のために四辺形の形を成す。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’は枠の前面４２’と対向し、半構造部の後面５２’は枠の後面４２’と対向し、半構造部の上面５４’は枠の上面４４’と対向し、半構造部の下面５６’は枠の下面４６’と対向する。

好ましくは、各開口部枠とエンジン支持構造体との間の唯一の存在は止め機構であるため、これらの面の間の離間は胴体開口部を経る振動組立体の自由揺動を可能にする。一つの代替例によれば、長手方向作動力の伝達手段を各胴体開口部内に組み込むことができる。このような場合には、これらの手段は当然のことながら横断面内の振動組立体の揺動運動を妨害しないように設計される。しかしながら、別の解決方法では、これらの長手方向作動力伝達手段は胴体開口部の外に設置することができる。

図８は別の好適実施形態を示し、この実施形態では、振動組立体の揺動を制限するために、止め機構７１を振動組立体２３への連結手段１０４と胴体６への対向連結手段１０６との間を所定の方向１０２に延在する構造体１００の形の手段と取り替える又は組み合わせた設計にする。図に示す例では、所定の方向１０２は横断方向であり、連結手段１０４，１０６はそれぞれの関連する要素にブラケット１０８，１１０により回転可能に連結される。図に示されるように、連結手段１０４のピボット連結のために使用されるブラケット１０８は２つの半構造部２２，２２間の結合部又はその近くに位置させるのが好ましい。

従って、構造体１００は、その方向１０２に弾性的に変形可能な連結ロッドの形をなし、ほぼ横断方向に延在する。

図９ａに示されるように、構造体１００は、連結手段１０４を支持する金属外部中空部分１１２及び連結手段１０６を支持する金属内部部分１１４を有し、逆にすることもできる。中空外部部分１１２及び内部部分１１４は同心配置にするのが好ましい。しかしながら、他の解決法、例えば板を用いる解決法、又は以下に記載する金属部分とエラストマ又はゴム材料からなる層との間の接着表面を例えばスロット形又は星形断面を用いて増大する解決法も考えられる。

内部部分１１４はエラストマ又はゴム材料からなる一つ以上の層１１６によって外部部分１１２に連結される。従って、この層１１６は連結する２つの部分１１２，１１４の間に介在し、接着によってこれらの部分の各々に付着された環状の層とすることができる。

更に、第１の金属せん断ピン１１８が外部部分１１２に、好ましくはそれを横断してしっかり固定される。更に、この第１のピン１１８は内部部分１１４を隙間１２０をもって横断する。図９ａに示される構成は、振動組立体が中立休止位置にある場合に対応し、この位置は特に地上で飛行機が停止し、エンジンがターンオフされたときに相当する。この位置では、構造体１００の所定の方向１０２において、隙間１２０の存在のためにピン１１８は内部部分１１４の開口１２２の両端からｄ／２の距離に位置する。

同様に、第２の金属せん断ピン１２４が内部部分１１４に、好ましくはそれを横断してしっかり固定される。更に、この第２のピン１２４は、図９ａに示されるように、外部部分１１２を隙間１２６をもって、好ましくは外部部分１１２の対向部分にて横断する。この場合にも、構造体１００の所定の方向１０２において、隙間１２６の存在のためにピン１２４は外部部分１１２の２つの開口１２８のそれぞれの両端からｄ／２の距離に位置する。

通常の飛行状態においては振動組立体が遥動する。構造体１００はこの遥動運動を妨げることなくこの運動に追従して所定の方向１０２に変形される。これは、２つの手段１０４，１０６間の作動力の伝達はエラストマ材料１１６の層にせん断応力を生じさせ、内部部分１１４を外部部分１１２に対して所定の方向１０２に相対運動させるために、構造体１００は低い又は無視し得る変形抵抗を有するのみであることで可能にされる。この相対運動中に、隙間１２０、１２６がピン１１８、１２４により部分的に使用される。

従って、通常の飛行状態においては、振動組立体が制限された振幅運動の２つの極端位置に決して到達することなく遥動するとともに、ピン１１８，１２４は、せん断応力を受けるエラストマ材料１１６の層の変形のために、それぞれの開口１２２、１２８内をそれらと接触して停止することなく移動する。

制限された振幅運動の極端位置には、例えば乱気流時に見られる高い静荷重が加えられるときにのみ到達する。これらの位置は、隙間１２０，１２６がピン１１８，１２４により完全に消費されたときに到達する。この場合には、作動力がせん断ピン１１８，１２４を通過して２つの金属部分１１２、１１４に引張り／圧縮応力を加えるため、構造体１００はかなり大きな変形抵抗を有する。

この構成では、変形抵抗が胴体開口部を経る振動組立体の更に大きな運動を防止するために十分に大きくなり、胴体開口部から離れた位置での構造体１００の連結のために胴体開口部は何の機械的応力も受けないままとなる。

図９ｂは、弾性的に変形可能な構造体１００が所定の伸長／収縮レベルに到達した場合の一つを示す。これは、所定の伸長レベルに到達した構造体１００の引張り応力の場合であり、所定の伸長レベルはピン１１８，１２４が関連する開口１２２，１２８内に支持されることにより得られる極めて高い変形抵抗の確立と一致する。この位置は図８に示される振動組立体２３の胴体６に対して左方向の運動を制限することを可能にする。

図に示されていないが、構造体１００は圧縮により振動組立体２３の胴体６に対する右方向の運動を制限することもできる。

この場合にも、組立体２３の２つの極端位置間の所定の運動“ｄ”は３０ｍｍ未満となるように構成される。

当業者であれば、もっぱら非限定的実施形態として上述した本発明に様々な変更を加えることができること当然である。

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）の両側に配置された第１及び第２の開口部（１８，１８）にて前記胴体を横断するエンジン支持構造体であって、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体と、
   前記支持構造体（１４）を前記胴体（６）に結合する固定手段と、
   を備える飛行機（１）の後部において、
   前記固定手段は、飛行機の正面図で見て、前記垂直中央平面（Ｐ）の両側に対称に配置された２つの作動力伝達連結ロッド（６６）を含み、各連結ロッドは、前記支持構造体（１４）に、飛行機の長手方向（Ｘ）に平行な回転軸（６７）を中心に回転可能に取り付けられた第１の端部、及び前記胴体（６）に、前記第１及び第２の開口部（１８）から少し離れた位置で、飛行機の長手方向（Ｘ）に平行な回転軸（６９）を中心に回転可能に取り付けられた第２の端部を有し、
   前記飛行機の後部は、前記回転軸（６７，６９）を中心とする前記連結ロッド（６６）の回転によって、前記胴体（６）に対して、前記支持構造体及び前記エンジンからなる組立体（２３）の制限された振幅の遥動運動が前記胴体の前記第１及び第２の開口部（１８）を経て可能になるように設計されている、
   ことを特徴とする飛行機の後部。
2. 前記作動力伝達連結ロッド（６６）は互いに平行であり、且つ前記揺動運動は円形並進運動である、ことを特徴とする請求項１記載の飛行機の後部。
3. 前記作動力伝達連結ロッド（６６）は、前記飛行機の後部の正面図で見て、一つの収束点（Ｃ）に収束するように互いに傾いている、ことを特徴とする請求項１記載の飛行機の後部。
4. 前記作動力伝達連結ロッド（６６）の各々は、前記飛行機の垂直方向（Ｚ）に対して３０°未満の角度だけ傾いている、ことを特徴とする請求項３記載の飛行機の後部。
5. 前記作動力伝達連結ロッド（６６）は、前記支持構造体及び前記エンジンからなる前記組立体を前記胴体（６）から懸垂支持する、ことを特徴とする請求項１−４のいずれかに記載の飛行機の後部。
6. 前記揺動運動の振幅の制限は、飛行機の横断方向（Ｙ）において、前記支持構造体及び前記エンジンからなる組立体（２３）の３０ｍｍ未満の運動（ｄ）のみが前記横断方向におけるその２つの極端位置の間で許容されるように構成されている、ことを特徴とする請求項１−５のいずれかに記載の飛行機の後部。
7. 前記揺動運動の振幅の制限は、前記支持構造体及び前記胴体に取り付けられた止め機構（７１）によって与えられる、ことを特徴とする請求項１−５のいずれかに記載の飛行機の後部。
8. 前記組立体の揺動の振幅を制限する手段を備え、該手段は、前記振動組立体（２３）への連結手段（１０４）と前記胴体（６）への反対側の連結手段（１０６）との間を所定の方向（１０２）に延在する構造体（１００）の形をなし、前記構造体（１００）は前記所定の方向に弾性的に変形可能であり且つ所定の伸長／収縮レベル以上で前記所定の方向に増大した変形抵抗を示す、ことを特徴とする請求項１−７のいずれかに記載の飛行機の後部。
9. 前記支持構造体及び前記エンジンからなる前記組立体（２３）の前記制限された振幅の揺動運動の２つの極端位置の間のいかなる位置においても、前記組立体により前記胴体開口部（１８）に何の作動力も直接伝達されないように設計されている、ことを特徴とする請求項１−８のいずれかに記載の飛行機の後部。
10. 前記支持構造体（１４）は前記胴体の第１及び第２開口部（１８，１８）をそれぞれ横断する第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互いに結合される、請求項１−９のいずれかに記載の飛行機の後部。

Images