JP5416113B2 - アタッチメントパイロン及びナセルの吸気口に搭載されたファンカウル支持クレードル - Google Patents

Description

本発明は、通常、エンジン、エンジンをフックするための装置、同様に、エンジンを囲み且つファンカウル及び吸気口を備えたナセル、を備えた航空機のためのエンジンユニットに関し、上述のフックするための装置は、剛性構造物、ファンカウルを連結したフロント空気力学的構造物を有する。

このタイプのフックするための装置は、アタッチメントパイロン又は「ＥＭＳ」（「エンジン搭載構造」）とも呼ばれ、全体的に、航空機の翼の下のエンジンのように、エンジンを吊り下げるか、又はこの同じ翼の上にこのエンジンを搭載するか、又は航空機の胴体の後ろ部分にこのエンジンを取り付けることを可能にする。

そのようなフックするための装置は、実際は、航空機のエンジンと翼の間の接続インターフェイスを備えるために、提供されている。それは、その関連したエンジンによって発生する負荷をこの航空機の構造物に伝達することを可能にし、燃料、電気及び油圧システム、そして、エンジンと航空機との間に空気の経路を設けることを可能にする。

負荷の伝達を確実にするために、フックするための装置は、主要構造、すなわち上部及び下部スパーと横断リブの仲介により一緒に接続される側部パネルとを組立てることにより形成される「ケーソン（ｃａｉｓｓｏｎ）」型とも呼ばれる剛性構造物を備える。

他方で、フックするための装置は、エンジンと剛性構造物との間に置かれるフック手段を備えており、これらの手段は全部で２つのエンジンファスナーと、エンジンにより発生した推進負荷を吸収するための装置を含んでいる。従来技術では、この吸収装置は、一方が、ファンケース又は仲介ケースのようなエンジンのケースに、他方が、エンジンの中央ケース又は排出ケースに固定された後ろ側エンジンファスナーに接続された２つの側部リンクロッドを通常備える。

同じように、フックするための装置は、さらに、航空機の翼と剛性構造物との間に置かれて搭載システムを構成する別のシリーズのファスナーを含み、このシステムは、通常２つ又は３つのファスナーから構成される。

さらに、パイロンは、空気力学的フェアリングの部材を支持する一方、特にシステムの分離及び維持をもたらす複数の補助構造物を備える。空気力学的フェアリングは通常、パネル又はフェアリングの形態をとって、これらの同じ構造物に組み込まれる。当業者に知られた方法で、補助構造物は、主要構造物とも呼ばれる剛性構造物と区別される。補助構造物はエンジンから来る負荷の伝達をもたらすことを意図せず、航空機の翼に向かって伝達されなければならないという事実によって区別される。

補助構造物の間には、アタッチメントパイロンの剛性構造物の前に位置するフロント空気力学的構造物があり、このフロント空気力学的構造物は、空気力学的フェアリング機能を有しているだけではなく、様々なシステム（空気、電気、油圧、燃料）の分離及び経路を設定することを可能にする。加えて、このフロント空気力学的構造物は、関連するエンジンのファンカウルを運ぶ一方、推進逆転カウルは通常アタッチメントパイロンの剛性構造物により運ばれる。

従来技術の解決法では、フロント空気力学的構造物は、通常、空気力学的フェアリングで覆われてこのフロント空気力学的構造物に固定的に搭載されるクレードルを備える。空気力学的フェアリングは、また空気力学的フェアリングのパネル又は部材とも呼ばれて、クレードルを覆い、そしてそれ自体はファンカウルの支持体の構造的役割を果たす。

上述のクレードルは、普通は好適なフック手段を使用した剛性構造物に搭載される。

しかしながら、エンジンユニットが、離陸及び着陸段階中、又は飛行中の強い乱流に遭遇するような、実質的にストレスを受ける場合には、フロント空気力学的構造物のクレードルを剛性構造物に固定することは、ユニット、さらに詳しくはナセルのユニットの全体的な形状の実質的な変形をもたらす。特に、ナセルの吸気口がエンジンの変形を伴って、アタッチメントパイロンの剛性構造物に固定された前記フロント空気力学的構造物に搭載されたファンカウルとの間で、非整合性が観察されることが起こる。このフロント空気力学的構造物それ自体は、同じナセル吸気口から分離することも可能である。

観察された現象は、明らかにドラッグを引き起こし、航空機の全性能を害する。

さらに、アタッチメントパイロンの剛性構造物にクレードルを接続することによるこの解決法は、前に向けて張出しを引き起こし、関係する質量によって実質的な機械的ストレスを誘発する。

加えて、固定的に空気力学的フェアリングを有するクレードルが、アタッチメントパイロンの剛性構造物に搭載されることは決してなく、独占的にエンジンのファンケースに搭載されて、ナセルの吸気口に固定される場合に、類似した現象に遭遇することが示される。そのような場合に、ファンケースに取り付けられたクレードル空気力学的フェアリングと、アタッチメントパイロンの他の空気力学的フェアリング、特に、接続フェアリングと呼ばれているもっと後ろにあるフェアリングとの間に非整合が観察されることが起こる。

加えて、クレードルがエンジンのファンケースに搭載されている場合には、これによりフロント空気力学的構造物の抵抗を示してファンブレード損失現象を通常引き起こす難点があり、その現象は、ファンケースに固定的に搭載されたフロント空気力学的構造物が、ファンケースと同じ加速／移動を受ける「ファン・ブレード・アウト」として知られている。これらの難点に対応するために、ファンケースに搭載されたクレードルでヴァン（ｖａｎ）衝撃抵抗試験を実施する必要があるかもしれないが、しかしこの種の試験は現在あまり使われていない。

他方、搭載のための技術的解決策に伴って、ファンブレード損失はフロント空気力学的構造物とナセルの吸気口との間のすくいあげの実質的な危険を起こしうる。実際に、ブレード損失の間に見られる衝撃に続いて、重大な移動が、ファンケースで数ミリ秒進行する。物理的にこのケースに繋がっている全ての部材それ自体も、同じ値だけ移動する。フロント空気力学的構造物のクレードル及び吸気口のような、そこに含まれている構造物は、これらの負荷／重大な移動を吸収しなければならず、かなりの空間が、吸気口及びクレードルの間、並びに／又は、吸気口及びファンカウルの間に作られやすいことをさらに留意されたい。これらの同じ空間は、もしそれらがバックアップして閉じなければ、その大きさが非常に早く増大することがあるので、フロント空気力学的構造物の損失と、ファンカウルの損失を引き起こす。

最後に、クレードルがエンジンのファンケースに未だ搭載されている場合には、通常、調節のためのシステムを備えたクレードルを提供する必要がある。その目的は、それらの仕様に沿って間隔及び不整合を適切にすることを確実にすることにある。このシステムは、コストが嵩み多くの空間を占めるという不利な点を有する。

従って、本発明の目的は、従来技術の実施に関し、上述した不利益を克服した航空機のためのエンジンユニットを提案することである。

これを行うために、本発明は、エンジン、エンジンをフックするための装置、及びエンジンを囲み吸気口とファンカウルを備えたナセルを含む航空機のためのエンジンユニットを対象とし、このフックするための装置は、剛性構造物、フロント空気力学的構造物を含み、フロント空気力学的構造物はクレードルを有し、ファンカウルは空気力学的フェアリングと優先的に連結され且つ覆われており、フロント空気力学的構造物のクレードルはフックするための装置の剛性構造物に搭載されたリアフック手段に備えられている。本発明によれば、フロント空気力学的構造物のクレードルは、さらに、吸気口に搭載されたフロントフック手段に備えられている。

結論としては、提案した配置はここに上述した不整合の有害な効果を押さえ込むことが可能である。ファンカウルをより好ましく保持するフロント空気力学的構造のクレードルの前部分が、ユニットの高いストレスの期間中エンジンの歪みによる吸気口の移動とよりよい同伴が可能であるからである。

そのように、ナセルの吸気口とファンカウルの間の同一面連結を保持することができ、従来技術を実施する際に遭遇するドラッグの損失を抑えることができる。この観点から、ドラッグの損失はまた、空気力学的フェアリングと他の空気力学的フェアリングのアタッチメントパイロンとの間の同一面連結の保持により減少され、リアフック手段の存在のおかげで、同じように、これらのドラッグの損失はまた、フロントフック手段の存在を通じて、空気力学的フェアリングと吸気口との間の同一面連結の保持により減少される。

加えて、この特別な配置は、ファンカウルを運ぶ構造のクレードルのために、従来技術にある前部分に向けての張り出しを有利に抑えることができる。クレードルはナセルの吸気口に搭載されているフロントフック手段を備えている。

他方、エンジンのファンケースにクレードルが直接搭載されないことがより好ましいので、すべての場合に、アタッチメントパイロン及び吸気口にそれぞれその前及び後端部が搭載される。結果として、ファンブレード損失現象に対して、フロント空気力学的構造の抵抗を示すという困難が存在することはない。実際に、ファンケースにより直面する重大な移動は、羽の損失に続いて、クレードルに実質的な移動を誘引することはないと考えられる。

さらに、ファンブレードの損失の場合ですら、クレードルと吸気口の間の前接合は、フロント空気力学的構造物とナセルの吸気口との間のすくいあげの危険を非常に減少し、無くなる場合があることを意味している。

最後に、クレードルと吸気口の間の前接合の存在のため、必要とされる空間が非常に減少し、一部が、パイロンとクレードルのフェアリングの間で、下流に、空気力学的により影響の少ない領域に、ずれる。結果的に、従来技術でみられるのに反して、調節のためのシステムを備えたクレードルを提供する必要がないという点で有利である。

より好ましくは、フロントフック手段は、エンジンの長手方向に向けて、この同じエンジンの横断方向に向けて、そしてエンジンの垂直方向に向けて及ぼされた負荷を吸収するような方法で設けられるフロントファスナーの形態を取る。さらに、後フック手段はより好ましくはフックするための装置の剛性構造物の前部分の両側に配置される２つのリア半ファスナーを備え、２つのリア半ファスナーのそれぞれは、エンジンの横断方向に向けて、そしてエンジンの垂直方向に向けて及ぼされた負荷を吸収するような方法で設けられ、それぞれは、エンジンの長手方向に向けて、フロント空気力学的構造物のクレードルの後ろ部分と、剛性構造物の前部分との間に限定された相対移動を許可する。

言い換えると、２つのリア半ファスナーのそれぞれは、横断及び垂直方向に及ぼされるが、長手方向には及ぼされない負荷を受け、それによってフロント空気力学的構造物の後部分及び剛性構造物の前部分の間の小さな相対移動をそのように吸収することができる。

そのように、フロント空気力学的構造物のフックの手段の組を構成するフロントファスナー及び２つのリア半ファスナーの組み合わせは、非常に有利な平衡搭載システムに近づけるフック手段を得ることができる。

情報目的のため、先のものでは、エンジンの横断及び垂直方向に、異なるファスナーを経由して、負荷の吸収が述べられていることに留意されたい。これは、特に、エンジンが航空機の翼の上に搭載されるか又は翼の下に吊り下げられることを意図するときに応用でき、そして、航空機の胴体の後ろ部分にエンジンを搭載する場合も可能である。

それにもかかわらず、この後者の場合において、ファスナーにより吸収された負荷は、上述したようにエンジンに対して横断方向及び垂直方向に決して向くことがないが、長手方向に直行するエンジンの第１方向、及び第１方向に直交するエンジンの第２方向にそれぞれ向けられており、これらの第１及び第２方向のそれぞれが、エンジンの垂直及び横断方向に関して傾いている。当然に、上述したエンジンの第１及び第２方向の傾きは、当業者に良く知られているように、エンジンユニットに採用された形状及び、胴体の後ろ部分に対するその配置による。

より詳しくは、２つのリア半ファスナーは、ユニットの中央平面に関して対称に配置され、エンジンの長手軸を通る。ここで再び、この平面を定める第２方向は、採用された構成によって与えられる。情報の目的のために提示される実施例の方法により、エンジンが航空機の翼の上に搭載又は翼の下に吊り下げられることが意図されているときは、第２の方向は通常エンジンの垂直方向である。

先に示した観点からは、従って、２つのリア半ファスナーはそれぞれ、エンジンの長手方向によるスライドジョイント及びボール接続ジョイントの組み合わせに対応して、より好ましくは、環状直線ジョイントの形態を取る。

このエンジンユニットにおいて、ナセルは通常ファンカウルに対して同一面上で、ファンカウルに関して前に位置している吸気口を備えており、空気力学的フェアリングは、上述のフロント及びリアフック手段を保持するクレードルに固定的に搭載されている。より好ましくは単にそのクレードルに固定された空気力学的フェアリングは、そのようにクレードルを覆い、ファンカウルを支持する構造的役割を満たす。ユニットはさらに優先的にファンカウルの複数の連結部を備え、少なくともそれらのうちの幾つかはこの同じクレードルに固定されていることによる。

この観点では、それは、例えば、クレードルは、それぞれのファンカウルに関連付けられた４つの連結部の３つを固定的に保持し、最後の一つはそしてアタッチメントパイロンに搭載される。代わりに、４つのカウル連結部のうちの唯１つをクレードルに搭載して提供することが可能であり、３つの他の連結部はパイロンに固定され、そしてこれはクレードルの質量を制限するのに最良であるので、吸気口によって負荷が吸収される。当然に、本発明の範囲を離れることなく、連結部の配置については、それらのうちの幾つかが浮遊して搭載されている、すなわち、エンジンユニットの右及び左ファンカウルを直接的に接続する他の解決策を考えることができる。

さらに優先的な方法においては、クレードルの後ろ部分が、フックするための装置の剛性構造物の前部分により貫通されているように、配置される。

さらに、フックするための装置は、より好ましくは、複数のエンジンファスナーを備え、それらのうちのフロントエンジンファスナーは、一方が剛性構造物に配置され、他方が、エンジンのファンケースに配置されている。そのような場合に、フロントエンジンファスナーが、エンジンの長手方向に、フロント空気力学的構造物のクレードルのフロント及びリアフック手段の間に位置して備えられることがより好ましい。

優先的に、クレードルはスパーと、スパーに堅固に接続された例えば輪のような横断構造的部材とを備え、それらのスパーと横構造部材とがそれぞれ空気力学的フェアリングに接触する。加えて、クレードルは、クレードルの前端横断構造的部材及び後端横断構造的部材のその２つの端部でそれぞれ連結され、エンジンの長手方向に及ぼされる負荷を吸収する少なくとも１つの負荷吸収リンクロッドを備える。

この構成において、リンクロッドそれ自体が、スパーと横断部材との組み合わせで構造的役割を満たし、前述の少なくとも１つのリンクロッドは、後ろ、すなわち、アタッチメントパイロンの方向、に向いたV開口を一緒に形成する２つのリンクロッドを含む。

上述したように、クレードルは、エンジンの直接的な機械的接合を欠くのがより好ましい。従ってエンジンユニットの残部のそのフック手段のみが前記フロント及びリアフック手段から優先的に構成される。

最後に、本発明はまた、ここで上述したような、翼又はこの航空機の胴体の後ろ部分に組み立てられる少なくとも１つのエンジンユニットを備える航空機を対象とする。

本発明の他の利点及び特質は、以下の非限定的な詳細な説明中に現れる。

この記載は、別添えの図面に対して与えられる。
この発明の好ましい実施例による航空機のためのエンジンユニットの部分斜視図である。 図１に示されるエンジンユニットの部分概略側面図である。 図１に示されるエンジンユニットの異なる角度から見た部分詳細斜視図である。 図１に示されるエンジンユニットの異なる角度から見た部分詳細斜視図である。 この発明の別の好ましい実施例によるエンジンユニットのためのファンカウルの支持のクレードルの部分斜視図である。 図５で示されるクレードルの頂面図である。 図５及び図６に示されるクレードル後部下部の斜視図である。

最初に図１及び図２を参照して、この航空機（図示しない）の翼の下に固定されることを意図した航空機のためのエンジンユニット１が示され、このユニット１は、フックするための装置４、この装置４の下に留められたジェットエンジンのようなエンジン６、及び前部分のみが図１に示されているナセル３を含んでいる。

以下の全ての記載において、慣例により、Ｘは装置４の長手方向を示し、それはジェットエンジン６の長手方向も同様であり、この方向Ｘはこのジェットエンジン６の長手軸５に平行である。他方、Ｙは装置４に対して横断方向を指し、ジェットエンジン６の横断方向も同様であり、そして、Ｚは垂直方向又は高さであり、これらの３つの方向Ｘ、Ｙ及びＺは互いに直交する。

他方、「前、フロント」及び「後、リア」という用語は、ジェットエンジン６により及ぼされる推進に続いて起こる航空機の前進方向に関連して考えられており、この方向は矢７により図示されている。

全体的に、フックするための装置４は、剛性構造物８を備え、主要構造物とも呼ばれており、エンジン６のフックする手段を動かし、これらのフックする手段は、複数のエンジンファスナー１０、１２、並びにエンジン６により生成される推進負荷１４を吸収するための装置を有する。

情報目的のために、フックするための装置４は、剛性構造物８に追加された別のシリーズのファスナー（示されていない）を備え、航空機の翼の下のこのユニット１の支持を確実にすることが可能になることに留意されたい。

加えて、フックするための装置４は、剛性構造物８に追加された複数の補助的な構造物を備える。これらの補助的な構造物は、システムの分離及び維持を確実にし、一方、空気力学的フェアリングの部材を支えることが、後述される。

ジェットエンジン６は、環状のファンチャネル２０を区切る大規模なファンケース１８を前部に有し、小規模の中央ケース２２を後ろに向けて備え、ジェットエンジンのコアを閉じることが示されている。ケース１８及び２２は、もちろん一緒に固定されて、通常、中間ケースとして示される接続部を有する。最後に、中央ケース２２は、いわゆる排出ケース（言及されていない）により後ろに向けて延長されることが示される。

図１で明らかに示されているように、装置４のエンジンファスナー１０、１２は、２つ備えられ、それぞれ、フロントエンジンファスナー及びリアエンジンファスナーとして示される。フロントエンジンファスナー１０は、優先的に、剛性構造物８の前部分と、半径方向端部分とも呼ばれる、ファンケース１８の上部分の間に置かれる。このフロントエンジンファスナー１０は、通常の方法で設けられ、例えば、３方向Ｘ、Ｙ及びＺに作り出される負荷を吸収するために備えられることが、当業者に知られている。

他方、リアエンジンファスナー１２は、通常の方法で製造され、方向Ｙ及びＺで作り出される負荷を吸収するために設計できることが当業者に知られており、剛性構造物８のより後ろの部分と、中央ケース２２又は排出ケースとの間に置かれている。

エンジンにより生成された推進負荷を吸収するための装置１４は、エンジン６の一側にそれぞれ配置された二重リンクロッドの通常の形式を有することができ、各リンクロッドの前端は、ファンケース又は中間ケースの後ろ部分に搭載され、そして後端がリアエンジンファスナー１２又はリアエンジンファスナー１２の近くの剛性構造物８に追加される。

この発明のこの好ましい実施形態において、剛性構造物８は、前から後ろに向けて、実質的に方向Ｘによって延在するケーソン（ｃａｉｓｓｏｎ）の形態を取る。

図１によく示されているようにケーソン８は、そしてジェットエンジンのアタッチメントパイロンのために通常観察されるそれと同様のデザインのパイロンの形態を取り、特に、平面ＹＺに向けられた矩形の形態をそれぞれとる横断リブ９を備えているということを意味している。

より詳しくは図２を参照して、パイロン４の補助的な構造物の間にあるのは、フロント空気力学的構造物２４、リア空気力学的構造物２６、フロント及びリア空気力学的構造物の接続フェアリング２８並びにリア下部空気力学的フェアリング３０である。

全体的に、これらの補助構造物は通常の部材であり、それは従来技術で示されているものと同一であるか類似しており、詳しく後述されるフロント空気力学的構造物２４を除いて当業者に知られている。

より正確には、フロント空気力学的構造物２４は明確にするために図１に１つのみ示されており、通常は、翼の前に配置され、そして僅かに固定されるべき主要構造物８に対して持ち上げられている。それは主要構造物８に連結されているファンカウルの上部分と翼の最先端の間で空気力学的形状機能を有している。このフロント空気力学的構造物２４はこのように、ファンカウルを支持し、空気力学的フェアリングの機能を有するだけでなく、様々なシステム（空気、電気、油圧、燃料）の設置、分離、ルーティングを可能にする。

直接的に、剛性構造物８上に搭載された、この構造物２４の後延長部には、「カルマン（ｋａｒｍａｎ）」とも呼ばれる接続フェアリング２８が配置されている。そして、さらに後ろに向けて、接続フェアリング２８は、リア空気力学的構造物２６によって延長されており、それは、油圧機器の主要部分を含んでいる。この構造２６はより好ましくは完全に剛性構造物８に対して後ろに位置しており、そこで航空機の翼の下に固定されている。

最後に、剛性構造物８及びリア空気力学的構造物２６の下に位置しているのは、「シールド」又は「アフトパイロンフェアリング」とも呼ばれるリア下部空気力学的フェアリング３０である。その主要な機能は、エンジンの出口とアタッチメントパイロンとの間に、耐火バリアを形成すること、及び空気力学的連続性を形成することである

ここで、図１に関してより詳しくは、ナセル３の部分は、その前端にファンケース１８の前部に固定される吸気口を備えることが示され、この吸気口３２は直接的に、それぞれが上述した補助空気力学的構造物２４に突出して搭載される２つのファンカウル３４（斜視図のため１つが可視的である）により、後方に向かって続いている。これは示されてはいないが、通常のデザインのナセル３は、後ろに向けて、例えば剛性構造物８に搭載される推進逆転カウルとして当業者に知られている他の部材を含む。

加えて、吸気口３２は、その上部リア部分に、パイロンのフロント空気力学的構造物２４の前延長部に位置する空気力学的突起３１を有する。当然、それは、実質的にエンジンユニットの上部を方向Ｘによって延長する前述した接続部材３１及び２４の間に、可能な最良の空気力学的連続性を得ることが模索されている。この観点では、本発明の範囲を離れることなく、突起なしの解決策を採用することができることに留意されたい。

図３及び図４を一緒に参照して、特に、この発明の特徴の１つを組み込んだフロント空気力学的構造物２４を詳述する。

フロント空気力学的構造物２４はこの部材の構造部分を構成するクレードル４０を有する。明らかに図３及び図４に見られるように、それは全体的にファンケース１８上に延在し、当業者に通常の方法として知られる方法で、すなわち、方向Ｘによって実質的に延在するスパー、及び下方に開口する輪状の種類の、例えば、実質的に半円柱状形態の、横断構造部材の組立によって、備えられる。

これらの同じ図面では、アタッチメントパイロン４の剛性構造物８の前部分が、少なくともこの同じクレードルの第１の輪を越えることによりこのクレードルの内部に貫通することを見ることができる。さらに、前述したフロントエンジンファスナー１０は、剛性構造物８の前端部に搭載され、これは、このフロントファスナー１０は部分的に、クレードルの輪によって区切られた内側空間の範囲内に位置していることを意味する。この観点では、図８及び図４において、ファンケース１８に追加されるように意図されるファスナー１０の下方部分は、明確性の理由によって示されていない。

エンジンユニット１にクレードル４０を搭載することをもたらすために、フロントフック手段とリアフック手段が、今から記載されるように備えられる。

フロントフック手段に関して、それは通常、クレードル４０の前端部に追加されるフロントファスナー４２の形態を取る。本発明の１つの特徴は、このフロントファスナー４２はクレードル４０に固定されるだけではなく、吸気口３２にも固定され、そしてより好ましくは、その空気力学的突起３１に固定される。それにもかかわらず、本発明の範囲を離れることなく、この突起３１は、構造２４の一部とすることができ、ファスナー４２によって吸気口に固定的に追加することができる。

より正確には、図３及び図４において単に概略的にのみ示されているフロントファスナー４２は、このように、突起３１及び最も前のクレードルの輪の上方半径方向端に搭載される。そのように、図３及び図４で矢として図示されているように、方向Ｘ、Ｙ及びＺのそれぞれと一致して作られる負荷を吸収するために、好ましくはデザインされる。情報目的のために、当業者に良く知られているようにこのエンジンファスナーはブラケット及び軸を使用して、通常設計することができる。特に、それは、その３方向に一致して作られる負荷を吸収することができるような方法で搭載されたボール接続の形態を取ることができる。他方、リアフック手段は、より好ましくは剛性構造物８の前部分の両側に配置された２つのリア半ファスナーの形態を取る。図３及び図４で示されているように、これらの２つの半ファスナー４４ａ、４４ｂは、より好ましくは、フロントエンジンファスナー１０に対して後部に位置する。従って、このように、フロントエンジンファスナーが、フロント空気力学的構造２４のフロントフック手段及びリアフック手段の間の方向Ｘに配置されるようにする。２つのリア半ファスナー４４ａ、４４ｂのそれぞれは、より好ましくは、方向Ｙ及びＺに及ぶが、方向Ｘには及ばない負荷を吸収するように設けられる。ここで再び、それらは、当業者に知られた通常の方法で、軸及びブラケットを使用して設けられる。情報の目的のために、各半ファスナーは、方向Ｙに延在し、その端部に、剛性構造物８に追加される逆のものを有するブラケットを含めることができ、軸によってクロスされるＵ字形金具は、前記Ｕ字形金具に収容されてクレードル４０に追加されるブラケットとも協働することを留意されたい。さらに、これらの２つのリア半ファスナー４４ａ、４４ｂのそれぞれは、次に、空気力学的構造２４の後ろ部分とパイロンの剛性構造物８の前部分との間の、Ｘ方向に限定された相対移動を許可するように設けられる。もし、フロントフック手段が、クレードル４０の最も前の輪に追加された場合には、図３及び図４で明らかに示されているように、２つのリア半ファスナー４４ａ、４４ｂは後部に最も遠いクレードル４０の輪に追加される。他方、これらの２つの半ファスナーは、エンジンの長手軸５を通る垂直中央平面によって対称的に配置され、この平面Pは全体的に、航空機の翼の下に追加されることが意図されているエンジンユニットにとって対称な平面を構成する。

さらに、２つのリア半ファスナー４４ａ、４４ｂのそれぞれは、上述のブラケットと半ファスナーの軸の間により好ましく配置されるボール接続ジョイントの組み合わせに対応した環状直線接続の形態、並びにエンジンの長手方向、すなわちこの同じ軸の方向のスライドジョイントの形態で実行されることができる。

空気力学的フェアリング４６によって通常覆われ、より好ましくは単にこの同じクレードル４０に一つだけ固定されるがユニットの他の部材には固定されないクレードル４０には、ファンカウル３４の複数の連結部が備えられ、これらの連結部はより好ましくはクレードルの２つの側部スパーの各々に配置され、平面Pのそれぞれの側に配置される。これらの２つのスパー５０のそれぞれはこのようにナセルのファンカウル３４の一つに接続される複数の連結部４８を運び、これらの連結部４８は、与えられたファンカウルのフックする手段の全て又は一部を構成することができる各スパー５０により運ばれる。図３及び図４に示される実施例において、与えられたスパー５０に備えられた連結部４８は、例えば３つ備えられ、他の３つの延長に位置する４番目の連結部４８に関連し、この４番目の連結部４８は効果的に空気力学的構造物２４のリアフック手段の後部の、剛性構造物８の前部分に、強固に追加される。当然に、２つのファンカウル３４のそれぞれのために、クレードル４０に備えられた複数の連結部４８並びに、剛性構造物８の後部の１つの連結部又は複数の連結部４８は、カウル３４の連結部の同じ軸で配置されるように備えられる。

代わりに、本発明の範囲を離れることなく、例えば、剛性構造物に３つの連結部４８並びにクレードルに単一のものを固定することが可能であり、又はさらにどのファスナーからも自由に、浮遊して搭載される、１又は数連結部を備えた別の構成を採用することさえ可能である。ここで、図５〜７を参照すると、クレードル４０は、この発明の別の好ましい実施形態を有することが可能であることが示される。そのように、ここで記載されるクレードル４０は、露出されたものと同一の機能を有することが理解される。

図５及び６において最良に示されているように、クレードル４０は一端からクレードルの長さの他端まで延在し、且つファンカウル（示されていない）の連結部の支持の機能を有する２つの側部スパー５０を有する。加えて、クレードル４０はさらに上から見て２つのスパー５０の間に位置し且つ一端からクレードルの長さの他端まで延在する２つの別のスパー５４を備える。加えて、これらの４つのスパー５０、５４はエンベッドタイプのジョイントにより、横断構造部材に堅固に搭載されていることに留意されたい。横断構造部材の間には、固体リブ５６の形態を取る前端横断構造部材があり、フロントファスナー４２、アタッチメントパイロンの剛性構造物の前部分の通過を許可するカットアウト５９を有する後端横断構造部材５８、及び下流に向けて開放されている輪タイプの中間構造部材６０を担うことを目的とする。

そのように、前述した部材の全て、すなわち、スパー５０、５４及び横断構造物部材５６、５８、６０は、空気力学的フェアリング４６（示されていない）のための支持の表面を構成する。空気力学フェアリングは効果的に、前述の構造部材のそれぞれに接触することを目的としている。

さらに、前部からクレードル４０の後部に向かったX方向によって負荷の満足な伝達を提供する目的で、空気力学的フェアリング支持構造に加えて、一端からクレードルの長さの他方にまで実質的により好ましく延在する負荷吸収リンクロッド６２が提供されている。それにもかかわらず、上述したように特にスパー５０がファンカウルを支持するために設けられている場合には、これらのリンクロッド６２は必要ではない。しかしながらスパー５０が、ファンカウルではなく、単にフェアリング４６を支持するための大きさである場合には、それらは有用にすることができる。フロント空気力学的構造物２４のクレードルが、これらのカウルを支持するための機能を有していない場合に、それはアタッチメントパイロンで突出されてケースが効果的に遭遇される。

より詳しくは、図６に関して、２つのリンクロッド６２は、それらのそれぞれの前端が言及された方法で、埋め込まれたブラケット６４の仲介によりフロント横断構造部材５６に接続されて、提供される。さらには、リンクロッド６２のそれぞれの後端部は、リア横断構造部材５８に固定されたブラケット６６に連結されている。図７で見られるように、それぞれのブラケット６６は実際にクレビスの形態を取ることができ、そこではリンクロッド６２の後端、方向Zにより好ましく位置して備えられた連結部が導入され、それはまたはリンクロッド６２の前端部の連結部の場合である。

再び図６を参照すると、方向Xに及ぼされた負荷を吸収するための２つのリンクロッド６２は、一緒に、後部に向けて開放するVを形成し、Vのチップはそのように埋め込まれた接続ブラケッケト６４に位置する。最後に、頂面図において、２つのリンクロッド６２は、前述の平面Pに関して対称的に配置され、そして２つのスパー５０の間、さらに優先的に２つの上部スパー５４の間に配置される。

図７において、リア半ファスナー４４aは詳細に説明される。上述したように、リア半ファスナーは、クレビス７２の２つのヘッドの間に収容されたブラケット７０を含み、これらの２つの部材７０、７２の間の接続は、方向Xに向いたスライドレール軸７４を使用して実行される。スライドレール軸７４は、ボール接続７６を担う。ボール接続７６の外側のリングはクレードル４０に固定されたブラケット７０の穴に、より詳しくは後端横断構造部材５８に固定的に収容されている。そのようにして、このデザインは、環状直線ジョイントの外で移動させることを示し、ここでは、ボール接続ジョイント７６及びＸ方向のスライドジョイント７４の組み合わせを伴う。この観点では、図３に示されるリア半ファスナー４４aに伴う差異は、クレビス７２からのヘッドの分離にあり、それは図３に示されているものよりも大きい。そのようにして、アタッチメントパイロンの主要構造に関するX方向へのクレードル４０の移動の制限は、図３で示される好ましい実施形態で現されるものよりも実質的ではない。当然に、軸７４はクレビス７２に固定的に且つ堅固に搭載され、所望のスライドジョイントは、この同じ軸７４のボール接続７６の下部リングのスライドにより得られる。

もちろん、当業者により、単に非限定例によって記載されている本発明に種々の修正をすることができる。この観点では、エンジンユニット１が航空機の翼の下に吊り下げられるように適合した構成で現されているとしても、このユニット１は、この翼の上、さらにはこの航空機の胴体の後部に搭載されることが可能なような異なる構成で現すことが可能であることに特に留意されたい。

１ エンジンユニット
３ ナセル
４ フックするための装置、パイロン
５ 長手軸
６ エンジン
７ 矢
８ 剛性構造物
１０ エンジンファスナー
１２ エンジンファスナー
１４ 推進負荷を吸収するための装置
１８ ファンケース
２２ 中央ケース
２４ フロント空気力学的構造物
２６ リア空気力学的構造物
２８ フロント及びリア空気力学的構造物の接続フェアリング
３０ リア下部空気力学的フェアリング
３１ 接続部材、空気力学的突起
３２ 吸気口
３４ カウル
４０ クレードル
４２ ファスナー
４４ａ リア半ファスナー
４４ｂ リア半ファスナー
４６ 空気力学的フェアリング
４８ 連結部
５０ スパー
５４ スパー
５６ 横断構造物部材
５８ 横断構造物部材
６０ 横断構造物部材
６２ リンクロッド
６４ ブラケット
７０ ブラケット
７２ クレビス
７４ スライドレール軸
７６ ボール接続

Claims (13)

1. 航空機のためのエンジンユニット（１）であって、
   エンジン（６）、エンジンをフックするための装置（４）、並びに、エンジン（６）を囲み且つファンカウル（３４）及び吸気口（３２）を備えたナセルを含み、
   前記フックするための装置（４）は、剛性構造物（８）とフロント空気力学的構造物（２４）を備え、
   フロント空気力学的構造物（２４）は、空気力学的フェアリング（４６）で覆われるクレードル（４０）を有し、
   前記クレードル（４０）は、フックするための装置（４）の剛性構造物（８）に搭載されたリアフック手段（４４ａ、４４ｂ）を備え、
   前記フロント空気力学的構造物（２４）の前記クレードル（４０）は、前記吸気口（３２）に搭載されたフロントフック手段（４２）を追加的に備え、
   前記吸気口（３２）が前記ファンカウル（３４）に対して同一面上にあり、且つ前記ファンカウルに対して前に位置しており、
   前記ファンカウルが前記クレードル（４０）の周りで連結され、前記クレードルが前記フロントフック手段及びリアフック手段（４２、４４ａ、４４ｂ）を保持することを特徴とする航空機のためのエンジンユニット。
2. フロントフック手段（４２）が、エンジン（６）の長手方向（Ｘ）により、この同じエンジンの横断方向（Ｙ）により、及びこの同じエンジンの垂直方向（Ｚ）によっても及ぼされる負荷を吸収するように設けられたフロントファスナーの形態をとることを特徴とする請求項１に記載の航空機のためのエンジンユニット（１）。
3. リアフック手段が、フックするための装置（４）の剛性構造物（８）の前部分のそれぞれの側に配置される２つのリア半ファスナー（４４ａ、４４ｂ）を備え、２つのリア半ファスナーのそれぞれが、エンジン（６）の横断方向（Ｙ）により、及びエンジン（６）の垂直方向（Ｚ）により及ぼされる負荷を吸収するように設けられ、それぞれを、前記フロント空気力学的構造物（２４）のクレードル（４０）の後部分と前記剛性構造物（８）の前部分の間で、エンジン（６）の長手方向（Ｘ）に、限定された相対移動を許可することを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機のためのエンジンユニット（１）。
4. 前記２つのリア半ファスナー（４４ａ、４４ｂ）が、ユニット（１）の中央平面（Ｐ）に関して対称的に配置され、エンジン（６）の長手軸（５）を通ることを特徴とする請求項３に記載の航空機のためのエンジンユニット（１）。
5. 前記２つのリア半ファスナー（４４ａ、４４ｂ）がそれぞれ環状直線ジョイントの形態を取ることを特徴とする請求項３又は４に記載の航空機のためのエンジンユニット（１）。
6. クレードル（４０）の後部分が、フックするための装置（４）の前記剛性構造物（８）の前部分により貫通されていることを特徴とする請求項１〜５のいずれか１つに記載のエンジンユニット（１）。
7. ファンカウル（４８）の複数の連結部を含んで、少なくともこれらの連結部の幾つかが前記クレードル（４０）に固定されていることを特徴とする請求項１〜６のいずれか１つに記載のエンジンユニット（１）。
8. 前記フックするための装置（４）が、追加的に複数のエンジンファスナーを備え、それらのうちのフロントエンジンファスナー（１０）は一方が剛性構造物（８）に、他方がエンジン（６）の前記ファンケース（１８）に固定されていることを特徴とする請求項１〜７のいずれか１つに記載のエンジンユニット（１）。
9. 前記フロントエンジンファスナー（１０）が、エンジン（６）の長手方向（Ｘ）で、フロント空気力学的構造物（２４）のクレードル（４０）の前記フロント及びリアフック手段の間に、位置することを特徴とする請求項８に記載のエンジンユニット（１）。
10. 前記クレードル（４０）が、スパー（５０、５４）及び前記スパーに堅固に接続された横断構造的部材（５６、５８、６０）を備え、前記スパーと横断構造的部材がそれぞれ前記空気力学的フェアリング（４６）と接触することと、
    前記クレードル（４０）が、さらにエンジンの長手方向（Ｘ）に及ぼされる負荷を吸収するための少なくとも１つのリンクロッド（６２）であって、クレードル（４０）の前端横断構造的部材（５６）及びクレードル（４０）の後端横断構造的部材（５８）のそれぞれにその２つの端部で連結されるものを備えることを特徴とする請求項１〜９のいずれか１つに記載のエンジンユニット（１）。
11. 前記少なくとも１つのリンクロッドが、後部に向けて一緒にＶ開口を形成する２つのリンクロッド（６２、６２）を含むことを特徴とする請求項１０に記載のエンジンユニット（１）。
12. 前記クレードル（４０）が前記エンジンと直接的な機械的接合を欠くことを特徴とする請求項１〜１１のいずれか１つに記載のエンジンユニット（１）。
13. 請求項１〜９のいずれか１つに記載の少なくとも１つのエンジンユニット（１）を備え、そのエンジンユニットが翼又は航空機の胴体の後ろ部分に組み立てられる航空機。

Images