JP2015515585A - ビームに構成要素を取り付けるための方法及びアセンブリ - Google Patents

Abstract

取付アセンブリ（５０）は、構成要素（４８）が、矩形の断面及び平坦な側面（６４）を有するビーム（３８）に取り付けられることを可能にする。取付アセンブリ（５０）は、複数のアダプタ部材（５２〜５８）及びストラップ（７０）を含む。アダプタ部材（５２〜５８）のそれぞれは、ビーム（３８）の平坦な側面（６４）の１つと係合する略平坦な内面（６０）及び実質的に湾曲した外面（６２）を有する。アダプタ部材（５２〜５８）の湾曲した外面（６２）へストラップ（７０）を引き寄せることによって、アダプタ部材（５２〜５８）は、ビーム（３８）に締着される。１つ以上の構成要素（４８）は、ストラップ（７０）の内側の位置でアダプタ部材（５２〜５８）のそれぞれに取り付けられてもよい。

Description

本開示は、ビームに、特に、平坦な側面を有し、航空機エンジン用の構造補強材として使用されるビームに、構成要素を取り付けるための方法及びアセンブリに関する。

場合により、乗物用途に使用される構造ビーム、ストラット、又は補強材にシステム構成要素を取り付けることが望まれる。例えば、航空機産業では、ビームは、航空機の翼においてエンジンを支持及び／又は固定するストラットとして使用され得る。他のシステム構成要素を伴うビームは、翼とエンジンとの間に延在するパイロンフェアリングによって囲まれてもよい。フェアリングは、空力抵抗を低減するために可能な限り細く設計される場合があることから、フェアリング内の利用可能な空間の体積が限られる場合があるため、ビーム及びシステム構成要素を比較的小さな幅のサイズに収まるようにまとめる必要がある。

従来、大型の民間航空機に使用されるエンジン用補強材ビームは、略円形の断面形状を採用していた。弁、管、油圧系、及び電気配線などのシステム構成要素は、ブラケットに取り付けられ、さらに、ブラケットは、ビームの周囲の円形のバンドクランプの外面に取り付けられていた。この従来の構成要素の取付配置が原因で、ビーム、構成要素、及びバンドクランプが積み重ねられるため、周囲のフェアリングは、これらを組み合せた幅全体を収容するように設計されなければならなかった。

最近は、空力抵抗を低減するために、一部の航空機用途のパイロンフェアリングの幅が縮小されてきており、このため、エンジン用補強材ビーム及びシステム構成要素を収容するために利用可能な内部空間が縮小されてきている。これらのより細いパイロンフェアリングに対応するために、エンジン用補強材ビームは、より細い幅のサイズを有するように再設計されてもよい。例えば、Ｈ字形状の断面を有するビームなどの、平坦な側面を伴う略矩形の断面を有するエンジン用補強材ビームが採用されてもよい。しかしながら、矩形の断面形状を有する補強材ビームにシステム構成要素を取り付ける際に困難に直面し得る。

したがって、平坦な側面を有するビーム（略矩形の断面形状を有するものを含む）に構成要素を取り付けるための方法及びアセンブリが必要とされる。さらに、略平坦な側面を有し、したがって、より細い幅のサイズを有するエンジン用補強材ビームを用いてエンジンパイロンフェアリングの幅を縮小することによって、航空宇宙用エンジンパイロンにおける空力抵抗を低減する方法が必要とされる。

開示されている実施形態は、Ｈ字形状の断面を有するビームを含む、略平坦な側面を有するビーム（略矩形の断面形状を有するものなど）に構成要素を取り付けるための方法及びアセンブリを提供する。取付アセンブリは、ビーム及びこれに取り付けられる構成要素の組合せの全体的な幅のサイズを低減しながら、油圧系、配管、弁、及び電気配線などのシステム構成要素の簡単な取付けを可能にする。この結果、平坦な側面を有するビームと組み合わせて、開示されている取付アセンブリを使用することによって、構成要素が航空機フェアリング内のより小さな空間内に取り付けられること、及び／又は、より多くの数のシステム構成要素がフェアリング内に取り付けられること、が可能になり得る。取付アセンブリは、複数のアダプタ部材であって、ビームの断面に合致するように構成され、アダプタ部材の周囲に巻き付けられるループ状のストラップによってビームに締着される複数のアダプタ部材を含む。アダプタ部材は、ループ状のストラップの下方に配置された締結具用の孔又は他の締結装置を含み、これにより、可能な限り補強材ビームに近い位置でのアダプタ部材への構成要素の直接的な取付けが可能になっている。一部の実施形態において、構成要素は、アダプタ部材に取り付けられる支持ブラケットに取り付けられてもよい。

開示されている一実施形態によれば、少なくとも１つの略平坦な側面を有するビームに構成要素を取り付けるためのアセンブリが提供される。取付アセンブリは、ビームの平坦な側面と係合する略平坦面を有する少なくとも１つの第１のアダプタ部材と、ビームの略平坦な側面に第１のアダプタ部材を締着するためのストラップと、を含む。第１のアダプタ部材は、ストラップの内側の位置で構成要素が取り付けられるように構成されている。アダプタ部材は、実質的に湾曲した外面を含む。ストラップは、引っ張られるとき、アダプタ部材の湾曲した外面に適合して当接する。ストラップは、アダプタ部材の外面の溝の凹所に配置されてもよい。取付アセンブリは、アダプタ部材に対してストラップを締め付けるための装置をさらに備えてもよい。アダプタ部材は、アダプタ部材に構成要素を締結するための締結具を受け入れるための少なくとも１つの開口部を含む。アダプタ部材の部分は、ビームの開いた内部まで延在してもよい。

開示されている別の実施形態によれば、略矩形の断面形状及び平坦な側面を有するビームに構成要素を取り付けるためのアセンブリが提供される。取付アセンブリは、複数のアダプタ部材であって、それぞれが、ビームの平坦な側面の１つと係合する略平坦な内面及び実質的に湾曲した外面を有する複数のアダプタ部材を含む。アダプタ部材の少なくとも１つは、少なくとも１つの構成要素が取り付けられるように構成されている。取付アセンブリは、アダプタ部材をビームに締着するためにアダプタ部材の実質的に湾曲した外面へ引き寄せられるストラップをさらに含む。アダプタ部材の少なくとも１つは、アダプタ部材において構成要素を支持するための構成要素支持ブラケットを含む。

さらに別の実施形態によれば、略平坦な側面を有するビームに構成要素を取り付ける方法が提供される。本方法は、ビームの平坦な側面にアダプタ部材を配置する工程と、アダプタ部材の周囲にストラップを巻き付ける工程と、を含む。本方法は、ストラップを引っ張ることによってアダプタ部材をビームに締着する工程と、ストラップの内側の位置でアダプタ部材の少なくとも１つに構成要素を取り付ける工程と、をさらに含む。本方法は、アダプタ部材の１つに構成要素支持ブラケットを取り付ける工程と、支持ブラケットに構成要素を取り付ける工程と、をさらに含む。

さらなる実施形態によれば、航空宇宙用エンジンパイロンにおける空力抵抗を低減する方法が提供される。本方法は、２つの略平坦な側面を有するビームを用いてパイロンに保持されるエンジンを固定する工程と、ビームの平坦な側面にアダプタ部材を配置する工程と、を含む。本方法は、アダプタ部材の周囲にストラップを巻き付ける工程と、アダプタ部材をビームに締着するためにストラップを使用する工程と、アダプタ部材の１つに少なくとも１つの構成要素を取り付ける工程と、をさらに含む。アダプタ部材に構成要素を取り付ける工程は、ストラップの内側の、アダプタ部材の位置でアダプタ部材に構成要素を締結することによって実行される。

航空機の側面図である。 図１に示されている航空機の翼にエンジンを取り付けるパイロンの側面図である。 図２に示されているエンジンパイロンの後部の斜視図であって、内部システム構成要素をより明瞭にするために示していない、斜視図である。 図３に示されているパイロンの一部を形成しているエンジン用補強材ビームの斜視図であり、ビームに取り付けられたシステム構成要素も示している。 図４の線５−５に沿う断面図である。 図５の線５Ａ−５Ａに沿う断面図である。 図５と同様の図であって、特徴をさらに明らかにするために分解されたアダプタ部材を示す、図である。 アダプタ部材の周囲に装着される前のバンドクランプの斜視図である。 開示されている取付アセンブリによってシステム構成要素が取り付けられているエンジン用補強材ビームの１つの側面図である。 図７の線８−８に沿う断面図である。 図７の線９−９に沿う断面図である。 図７に示されているエンジン用補強材ビームの斜視図である。 一連の取付アセンブリ及びシステム構成要素を示す斜視図であって、エンジン用補強材ビームを点線で示す、斜視図である。 電線が取り付けられている取付アセンブリの斜視図である。 図５と同様の図であって、一体的に形成されたブラケットを有するアダプタ部材の１つを示す、図である。 図１３の線１４−１４に沿う断面図である。 構成要素をビームに取り付ける方法のフロー図である。 航空宇宙用エンジンパイロンにおける空力抵抗を低減する方法のフロー図である。 航空機の生産及び保守点検方法のフロー図である。 航空機のブロック図である。

最初に図１を参照すると、航空機２０などの航空宇宙飛行体は、エンジンパイロン３０によって航空機２０の翼２６のそれぞれに取り付けられた１つ以上のエンジン２２を含む。図２に示されているように、エンジンパイロン３０のそれぞれは、前部フェアリング３２及び後部フェアリング３４をそれぞれ含む。前部フェアリング３２及び後部フェアリング３４は、空力抵抗を最小化するように設計され、構成されてもよい。フェアリング３２、３４で囲まれた一連の前部及び後部の傾斜したエンジン用補強材ビーム３８は、エンジン２２と翼２６との間で負荷を伝達するように機能する。

図３は、後部補強材ビーム３８と共に後部フェアリング３４を示している。後部フェアリング３４は、幅「Ｗ」を有し、その空力特性を最大化するためにその長手方向に沿って先細になっていてもよい。後部補強材ビーム３８は、その一端にＵ字形かぎ４６を含み、Ｕ字形かぎ４６は、Ｕ字形かぎピン４９によって、後部補強材ビーム３８を翼２６（図１及び図２）に取り付けるアタッチメント４０と連結されている。後部補強材ビーム３８の他端は、同様にＵ字形かぎ４４を含み、Ｕ字形かぎ４４は、Ｕ字形かぎピン（図示せず）によってエンジン２２に取り付けられている。同様に、前部補強材ビーム３８（図３では図示せず）は、ピン及びＵ字形かぎの連結部（図示せず）によって、エンジン２２と一対の翼アタッチメント４２との間に連結されている。

図４を参照すると、エンジンパイロン３０のそれぞれは、多数の内部システム構成要素４８を含む。システム構成要素４８は、エンジン２２の制御及び／又は監視に関係し得る油圧弁、取付具、ホース、管、及び電気配線を含んでもよいが、これらに限定されない。パイロン３０内にシステム構成要素４８を配置して支持するために、システム構成要素４８の少なくとも一部は、１つ以上の互いに離間された取付アセンブリ５０によって補強材ビーム３８に取り付けられてもよい。

次に図５、図５Ａ、及び図６に注意を向けると、これらは、取付アセンブリ５０の１つの詳細を示している。図４〜図６及び図７〜図１１に示されている実施形態では、取付アセンブリ５０が示されており、取付アセンブリ５０は、補強材ビーム３８の周囲に装着され、補強材ビーム３８は、略矩形の断面を有し、略平坦な外側面６４を有する一対のフランジ３８ａ、３８ｂを連結しているウェブ３８ｃを備える。フランジ３８ａ、３８ｂ、及びウェブ３８ｃは、開いた内部領域６６を有するＨ字形状の断面を形成している。開示されている取付アセンブリ５０は、１つ以上の平坦な外側面６４を含み得る他の断面形状を有するビームにシステム構成要素４８を取り付けるために用いられてもよい。本明細書で使用される場合、「ビーム」という用語は、負荷を支持又は伝達するために使用される様々な細長い構造部材（繋ぎ材(tie)、補強材、ストラット、リンク、及び他の同様の構造部材を含むが、これらに限定されない）を制限なく幅広く含むことを意図されている。この例では、補強材ビーム３８の断面の長手方向軸線６５は、後部フェアリング３４（図３）の幅「Ｗ」に対して略垂直な方向に延在する。

取付アセンブリ５０のそれぞれは、第１のアダプタ部材５２、第２のアダプタ部材５４、第３のアダプタ部材５６、及び第４のアダプタ部材５８を備え、これらは、周囲のループ状のストラップ７０によって補強材ビーム３８に締着されている。アダプタ部材５２〜５８のそれぞれは、ビーム３８の側面６４の１つと係合して実質的に密着する内面６０を含む。アダプタ部材５２〜５８のそれぞれは、実質的に湾曲した外面６２をさらに備え、実質的に湾曲した外面６２には、ストラップ７０を保持する凹所又は溝７６（図５Ａ）が設けられている。ストラップ７０は、可撓性金属などの任意の適切な材料を含んでもよく、アダプタ部材５２〜５８をビーム３８の側面６４に締着するバンドクランプとして機能してもよい。従来のねじアセンブリ７０を備えてもよい引張装置７２は、ストラップ７０を引っ張るために使用されてもよい。ストラップ７０を引っ張ることによって、ストラップ７０は、アダプタ部材５２〜５８に引き寄せられ、これにより、ストラップ７０は、アダプタ部材５２〜５８の湾曲した外面６２に適合して、ビーム３８に対してアダプタ部材５２〜５８をしっかりと保持する締付力を加える。アダプタ部材５２、５４は、ビーム３８の開いた内部領域６６まで延在する部分７４を含んでもよい。アダプタ部材５２〜５８の１つ以上は、取付貫通孔６８を含んでもよく、取付貫通孔６８は、システム構成要素４８又は後に述べられる支持ブラケット７８（図７〜図９参照）のいずれかをアダプタ部材５２〜５８に直接取り付けるために使用される締結具６７（図８及び図９参照）を受け入れるように構成されている。取付貫通孔６８が、ストラップ７０の下方（すなわち、内側）に配置されているため、システム構成要素４８は、補強材ビーム３８のより近くに取り付けることができ、このため、後部フェアリング３４（図２）内でシステム構成要素４８及び補強材ビーム３８をよりコンパクトにまとめることが可能になっている。

図６Ａは、アダプタ部材５２〜５８の周囲に装着され、締め付けられる前の、図５に示されているストラップ７０のさらなる詳細を示している。ストラップ７０は、実質的に同じ湾曲面において重なり合う端部７３ａを有する帯状のストラップ本体７３を含む。ストラップ本体７３に取り付けられた一対のループ７５は、トラニオン７７の周囲に巻き付けられている。引張装置７２は、トラニオン７７の間に取り付けられたＴボルト７９を備えてもよい。Ｔボルト７９を締め付けることによって、トラニオン７７は、互いに引き寄せられ、これにより、ストラップ本体７３を閉じる。ストラップ７０が、アダプタ部材５２〜５８の周囲に装着されるときに、Ｔボルト７９を締め付けることによって、ストラップ本体７３は、引っ張られてアダプタ部材５２〜５８に接触し、これによって、アダプタ部材５２〜５８は、ビーム３８にしっかりと締着される。

次に図７〜図１１を参照すると、取付アセンブリ５０は、所望のシステム構成要素４８をビーム３８に取り付けるのに適した互いに離間された位置でビーム３８の周囲に配置され、締着されてもよい。一実施形態では、システム構成要素４８は、アダプタ部材５２〜５８の１つ以上における取付貫通孔６８に通される締結具（図示せず）によってアダプタ部材５２〜５８に直接取り付けられてもよい。しかしながら、システム構成要素４８は、当該技術分野で周知の他の締結技術及び機構を用いてアダプタ部材５２〜５８に直接取り付けられてもよい。また、ワイヤ又は管などのシステム構成要素４８を取付貫通孔６８に通すことによって、これらをアダプタ部材５２〜５８に直接取り付けることが可能であってもよい。用途によっては、図１１に示されている構成要素４８ａなどの特定のシステム構成要素４８は、構成要素４８ａが、構成要素４８ａが取り付けられるアダプタ部材５２、５４の幅「ｗ」（図５）内に実質的に収まるように、アダプタ部材５２、５４のいずれかに取り付けられてもよく、この結果、ビーム３８及び取り付けられた構成要素４８ａは、後部フェアリング３４の幅「Ｗ」（図３）内で最小空間を占めるようになる。

システム構成要素４８をアダプタ部材５２〜５８に直接取り付ける代わりに、システム構成要素４８は、ブラケット７８に取り付けられ、さらに、このブラケット７８が、任意の適切な手段によって（取付貫通孔６８に通される締結具６７などによって）アダプタ部材５２〜５８に固定されてもよい。ガイド又は支持体８０（図１１）は、配管又は配線（図１１では図示せず）の案内及び／又は支持を行うために、アダプタ部材５２〜５４に直接取り付けられてもよいし、又は、アダプタ部材５３〜５４に取り付けられるブラケット７８に取り付けられてもよい。

ブラケット７８は、補強材ビーム３８に沿って長手方向に延在してもよく、また、互いに隣接する取付アセンブリ５０に取り付けられてもよい。例えば、図１１に示されているように、１つ以上のシステム構成要素４８ａを支持する取付ブラケット７８ａは、互いに隣接する取付アセンブリ５０のアダプタ部材５２又は５４のいずれかに取り付けられてもよい。

図１２は、アダプタ部材の１つ５８に取り付けられた電気配線支持ガイド８４を有する取付アセンブリ５０を示している。電気配線支持ガイド８４は、ブラケット７８と接続された電線８６の支持及び案内を行っている。ブラケット７８は、アダプタ部材５２に固定されており、システム構成要素４８を支持している。

図１３及び図１４は、代替的な実施形態を示しており、ここでは、１つのアダプタ部材５４が、外側に延在する一体的に形成された支持ブラケット５４ａを含み、支持ブラケット５４ａは、システム構成要素４８を支持ブラケット５４ａに取り付けるための締結具（図示せず）を受け入れるように構成された取付貫通孔６８を有する。

図１５は、先に説明した矩形のビーム３８などの、１つ以上の平坦な側面を有するビーム３８にシステム構成要素４８を取り付ける方法のステップ全体を示している。ステップ８８から開始し、アダプタ部材５２〜５８は、ビーム３８の平坦な側面６４に配置される。ステップ９０において、ストラップ７０は、アダプタ部材５２〜５８の周囲に巻き付けられ、ステップ９２において、アダプタ部材５２〜５８は、ストラップ７０を引っ張ることによってビーム３８に締着される。随意にステップ９４において、１つ以上の支持ブラケット７８は、アダプタ部材５２〜５４の１つ以上に取り付けられてもよく、ステップ９６において、システム構成要素４８は、アダプタ部材５２〜５４の１つ以上及び／又は支持ブラケット７８に取り付けられる。

図１６は、エンジンパイロン３０における空力抵抗を低減する方法のステップ全体を示している。ステップ９８から開始し、エンジン２２は、平坦な側面６４を有するビーム３８を用いて固定される。ステップ１００において、アダプタ部材５２〜５８は、ビーム３８の平坦な側面６４に配置される。ステップ１０２において、ストラップ７０が、アダプタ部材５２〜５８の周囲に巻き付けられ、ステップ１０４において、ストラップ７０が、アダプタ部材５２〜５８をビーム３８に締着するために使用される。ステップ１０６において、１つ以上のシステム構成要素４８は、ストラップ７０の内側の位置で、直接的に又はブラケット７８を用いて、アダプタ部材５２〜５８に取り付けられてもよい。

本開示の実施形態は、ビーム及び同様の構造にシステム構成要素を取り付けることが必要であるか、又は望ましい、特に運輸業における様々な可能な用途（例えば、航空宇宙用途、海洋用途、自動車用途、及び他の用途を含む）での使用を見出し得る。したがって、次に図１７及び図１８を参照し、本開示の実施形態は、図１７に示されているような、航空機の製造及び保守点検方法１０８並びに図１８に示されているような航空機１１０との関連で使用されてもよい。航空機用途における開示されている実施形態は、例えば、航空機１１０に使用されるビーム、補強材、リンク、及びストラットにシステム構成要素を取り付けることを制限なく含んでもよい。試作の期間に、例示的な方法１０８は、航空機１１０の仕様及び設計１１２並びに材料調達１１４を含んでもよい。生産の期間に、構成要素及び部分組立品の製造１１６並びに航空機１１０のシステム統合１１８が行われる。その後、航空機１１０は、就航１２２させるために認証及び搬送１２０を経てもよい。顧客によって就航されている間に、航空機１１０は、改良、再構成、及び改修などをさらに含んでもよい定期的な整備及び保守点検１２４を予定される。

方法１０８の工程のそれぞれは、システムインテグレータ、サードパーティー、及び／又は運営者（例えば、顧客）によって実行されてもよいし、又は行われてもよい。本発明の説明目的において、システムインテグレータは、任意の数の航空機の製造業者及び主システムの下請業者を制限なく含んでもよく、サードパーティーは、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給者を制限なく含んでもよく、運営者は、航空会社、リース会社、軍隊、及び保守点検業者などであってもよい。

図１８に示されているように、例示的な方法１０８によって生産される航空機１１０は、複数のシステム１２８を有する機体１２６及び内部１３０を含んでもよい。高レベルシステム１２８の例は、推進システム１３２、電気システム１３４、油圧システム１３６、及び環境システム１３８の１つ以上を含む。開示されている方法及び取付アセンブリ５０は、推進システム１３２の一部を形成するエンジンを機体１２６に取り付けるために使用されるエンジンパイロン３０内でシステム１２８の構成要素を補強材ビーム３８に取り付けるために用いられてもよい。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。航空宇宙の例が示されているが、本開示の原理は、海洋産業及び自動車産業などの他の産業に適用されてもよい。

本明細書で実施されているシステム及び方法は、生産及び保守点検方法１０８の複数の段階のうちの任意の１つ以上の期間に用いられてもよい。例えば、生産工程１１６に対応する構成要素又は部分組立品は、航空機１１０の就航中に生産される構成要素又は部分組立品と同様の方法で製作又は製造されてもよい。また、１つ以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組合せは、例えば、航空機１１０をかなり迅速に組み立てること又は航空機１１０のコストをかなり低減することによって、生産段階１１６及び１１８の期間に利用されてもよい。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組合せの１つ以上が、整備及び保守点検１２４を改善するために及び／又は操業費を低減するために、例えば航空機１１０の就航中に制限なく利用されてもよい。

様々な好適な実施形態の説明は、例示及び説明の目的で提示されてきたが、網羅的であること又は開示されている形態に実施形態を限定することを意図したものではない。多くの修正形態及び変形形態が、当業者には明らかであろう。

さらに、異なる好適な実施形態は、他の好適な実施形態と比較して異なる利点を有し得る。選択された実施形態又は複数の実施形態は、実施形態の原理、実際の適用を最も良く説明するために、及び、他の当業者が考慮される特定の使用に適するような様々な修正を有する様々な実施形態のために本開示を理解することを可能にするために、選択され、説明されている。

さらに、本開示は、以下の付記項に記載の実施形態を含む。

付記項１：平坦な側面（６４）を含む略矩形の断面を有するビーム（３８）に構成要素（４８）を取り付けるためのアセンブリ（５０）であって、
それぞれがビーム（３８）の平坦な側面（６４）の１つと係合する略平坦な内面（６０）及び実質的に湾曲した外面（６２）を有する複数のアダプタ部材（５２〜５８）であって、アダプタ部材（５２〜５８）の少なくとも１つが、少なくとも１つの構成要素（４８）が取り付けられるように構成されている複数のアダプタ部材（５２〜５８）と、
アダプタ部材（５２〜５８）をビーム（３８）に締着するためにアダプタ部材（５２〜５８）の実質的に湾曲した外面（６２）に引き寄せられるストラップ（７０）と、
を備えるアセンブリ。

付記項２：アダプタ部材（５２〜５８）の少なくとも１つが、少なくとも１つのアダプタ部材（５２〜５８）に構成要素（４８）を取り付けるように構成された締結具（６７）を受け入れるための少なくとも１つの取付貫通孔（６８）を含む、付記項１に記載のアセンブリ。

付記項３：取付貫通孔（６８）が、ストラップ（７０）の内側に配置される、付記項２に記載のアセンブリ。

付記項４：アダプタ部材（５２〜５８）の少なくとも１つが、アダプタ部材（５２〜５８）において構成要素（４８）を支持するための構成要素支持ブラケット（７８）を含む、付記項１に記載のアセンブリ。

付記項５：ビーム（３８）が、開いた内部領域（６６）を有し、少なくとも１つのアダプタ部材（５２〜５８）の部分（７４）が、ビーム（３８）の開いた内部領域（６６）まで延在する、付記項１に記載のアセンブリ。

付記項６：アダプタ部材（５２〜５８）のそれぞれが、湾曲した外面（６２）に溝（７６）を含み、
ストラップ（７０）が、溝（７６）内に配置されるストラップ本体（７３）を含む、付記項１に記載のアセンブリ。

付記項７：一対の互いに隣接するアダプタ部材（５２〜５８）に固定され、これらの間に延在する少なくとも１つの構成要素支持ブラケット（７８）をさらに備える、付記項１に記載のアセンブリ。

２０，１１０ 航空機、３０ パイロン，エンジンパイロン，航空宇宙用エンジンパイロン、３８ エンジン用補強材ビーム，補強材ビーム，ビーム、４８ 内部システム構成要素，システム構成要素，構成要素、５０ 取付アセンブリ、５２，５４，５６，５８ アダプタ部材、６０ 内面，平坦面、６２ 湾曲した外面、６４ 外側面，側面、６７ 締結具、６８ 取付貫通孔、７０ ストラップ、７２ 引張装置、７６ 凹所，溝、７８ 支持ブラケット，ブラケット，構成要素支持ブラケット

Claims (15)

1. 少なくとも１つの略平坦な側面（６４）を有するビーム（３８）に構成要素（４８）を取り付けるためのアセンブリ（５０）であって、
   前記ビーム（３８）の前記平坦な側面（６４）と係合する略平坦面（６０）を有し、かつ前記構成要素（４８）が取り付けられるように構成された少なくとも１つの第１のアダプタ部材（５２〜５８）と、
   前記ビーム（３８）の前記略平坦な側面（６４）に前記第１のアダプタ部材（５２〜５８）を締着するためのストラップ（７０）と、
   を備えるアセンブリ。
2. 前記アダプタ部材（５２〜５８）が、実質的に湾曲した外面（６２）を含み、
   前記ストラップ（７０）が、前記アダプタ部材（５２〜５８）の前記湾曲した外面（６２）に実質的に適合して当接する、請求項１に記載のアセンブリ。
3. 前記ストラップ（７０）が、前記アダプタ部材（５２〜５８）の前記外面（６２）の凹所（７６）に配置される、請求項２に記載のアセンブリ。
4. 前記アダプタ部材（５２〜５８）に対して前記ストラップ（７０）を締め付けるための装置（７２）をさらに備える、請求項１から３のいずれか一項に記載のアセンブリ。
5. それぞれが前記ビーム（３８）と係合する略平坦面（６０）及び実質的に湾曲した外面（６２）を有する第２のアダプタ部材、第３のアダプタ部材、及び第４のアダプタ部材（５２〜５８）をさらに備え、
   前記ストラップ（７０）が、前記第１のアダプタ部材、前記第２のアダプタ部材、前記第３のアダプタ部材、及び前記第４のアダプタ部材（５２〜５８）を前記ビーム（３８）に締着するために引っ張られる、請求項１から４のいずれか一項に記載のアセンブリ。
6. 前記アダプタ部材（５２〜５８）が、前記構成要素（４８）を当該アダプタ部材（５２〜５８）に締結するための締結具（６７）を受け入れるための少なくとも１つの取付貫通孔（６８）を前記ストラップ（７０）の下方に含む、請求項１から５のいずれか一項に記載のアセンブリ。
7. 前記第１のアダプタ部材（５２〜５８）から離間される第２のアダプタ部材（５２〜５８）であって、前記ビーム（３８）の前記平坦な側面（６４）と係合する略平坦面（６０）を有し、前記構成要素（４８）が取り付けられるように構成されている、第２のアダプタ部材（５２〜５８）と、
   前記ビーム（３８）の前記略平坦な側面（６４）に前記第２のアダプタ部材（５２〜５８）を締着するための第２のストラップ（７０）と、
   前記第１のアダプタ部材（５２〜５８）及び前記第２のアダプタ部材（５２〜５８）の間に延在し、かつ前記第１のアダプタ部材（５２〜５８）及び前記第２のアダプタ部材（５２〜５８）に固定される構成要素支持ブラケット（７８）と、
   をさらに備える、請求項１から６のいずれか一項に記載のアセンブリ。
8. 前記ビーム（３８）が、開いた内部領域（６６）を有し、前記アダプタ部材（５２〜５８）の部分（７４）が、前記ビーム（３８）の前記開いた内部領域（６６）まで延在する、請求項１から７のいずれか一項に記載のアセンブリ。
9. 前記アダプタ部材（５４）と一体に形成された支持ブラケット（５４ａ）であって、前記構成要素（４８）が取り付けられ得る支持ブラケット（５４ａ）をさらに備える、請求項１から８のいずれか一項に記載のアセンブリ。
10. 略平坦な側面（６４）を有するビーム（３８）に構成要素（４８）を取り付ける方法であって、
    前記ビーム（３８）の前記平坦な側面にアダプタ部材（５２〜５８）を配置するステップと、
    前記アダプタ部材（５２〜５８）の周囲にストラップ（７０）を巻き付けるステップと、
    前記ストラップ（７０）を引っ張ることによって前記アダプタ部材（５２〜５８）を前記ビーム（３８）に締着するステップと、
    前記アダプタ部材（５２〜５８）の１つに前記構成要素（４８）を取り付けるステップと、
    を含む方法。
11. 別の前記アダプタ部材（５２〜５８）に構成要素支持ブラケット（７８）を取り付けるステップと、
    前記構成要素支持ブラケット（７８）に前記構成要素（４８）を取り付けるステップと、
    をさらに含む、請求項１０に記載の方法。
12. ２つの互いに隣接する前記アダプタ部材（５２〜５８）の間に構成要素支持ブラケット（７８）を取り付けるステップと、
    前記構成要素支持ブラケット（７８）に前記構成要素（４８）を取り付けるステップと、
    をさらに含む、請求項１０又は１１に記載の方法。
13. 前記アダプタ部材（５２〜５８）の１つに前記構成要素（４８）を取り付けるステップが、前記ストラップ（７０）の内側の、前記１つのアダプタ部材（５２〜５８）の位置で、前記１つのアダプタ部材（５２〜５８）に前記構成要素（４８）を締結することによって実行される、請求項１０から１２のいずれか一項に記載の方法。
14. 航空宇宙用エンジンパイロン（３０）における空力抵抗を低減する方法であって、
    ２つの略平坦な側面（６４）を有するビーム（３８）を用いて前記パイロン（３０）によって保持されるエンジン（２２）を固定するステップと、
    前記ビーム（３８）の前記平坦な側面（６４）にアダプタ部材（５２〜５８）を配置するステップと、
    前記アダプタ部材（５２〜５８）の周囲にストラップ（７０）を巻き付けるステップと、
    前記アダプタ部材（５２〜５８）を前記ビーム（３８）に締着するために前記ストラップ（７０）を使用するステップと、
    前記アダプタ部材（５２〜５８）の１つに少なくとも１つの構成要素（４８）を取り付けるステップと、
    を含む方法。
15. 前記少なくとも１つの構成要素（４８）を取り付けるステップが、前記ストラップ（７０）の内側の位置で前記１つのアダプタ部材（５２〜５８）に前記構成要素（４８）を締結することによって実行される、請求項１４に記載の方法。

Images