JP6031094B2 - 航空機エンジンを搭載するためのシステムおよび方法 - Google Patents

Description

本発明は、一般に、航空機エンジンを航空機に搭載するためのシステムおよび方法に関する。より詳細には、この発明は、航空機運航中の空気力学および推力負荷の結果として航空機エンジンで起こり得る骨格撓みを減少させるようになっている搭載システムおよび方法に関する。

図１は、当該技術分野において知られるタイプの高バイパスターボファンエンジン１０を概略的に表わしている。エンジン１０は、ナセル１２と、コアエンジン（モジュール）１４とを含むものとして概略的に表わされる。コアエンジン１４の前方に位置付けられるファンアセンブリ１６が、ファンブレード１８の配列から前方へ突出するスピナーノーズ２０を含む。コアエンジン１４は、高圧コンプレッサ２２、燃焼器２４、高圧タービン２６、および、低圧タービン２８を含むものとして概略的に表わされる。ファンアセンブリ１６に入る空気の大部分は、更なるエンジン推力を発生させるためにエンジン１０の後方へバイパスされる。バイパスされた空気は、ナセル１２と内側コアカウル３６との間の環形状バイパスダクト３０を通過して、ファン出口ノズル３２を通じてダクト３０から出る。コアカウル３６は、バイパスダクト３０の径方向内側の境界を規定するとともに、コアエンジン１４から後方に延びる一次排気ノズル３８への後部コアカウル移行面を与える。ナセル１２は、バイパスダクト３０の径方向外側の境界を規定し、また、バイパスされたファン空気は、ファン出口ノズル３２を通じて排気される前に、ナセル１２とコアカウル３６とによって規定されるバイパスダクト流れ面同士の間を流れる。

ナセル１２は、一般に、ナセル１２の外側の境界を規定する３つの主要な要素、すなわち、ファンアセンブリ１６の上流側に位置付けられる入口アセンブリ１２Ａと、ファンブレード１８を取り囲むエンジンファンケース４２と接続するファンカウル１２Ｂと、ファンカウル１２Ｂの後部に位置される逆推力装置アセンブリ１２Ｃとから構成される。逆推力装置アセンブリ１２Ｃは、３つの主要な構成部品、すなわち、ナセル１２に装着される並進カウル３４Ａと、ナセル１２内に概略的に表わされる翼列３４Ｂと、翼列３４Ｂから径方向内側として図１に示される格納位置から回動可能に展開されるようになっているブロッカードア３４Ｃとを備える。ドア３４Ｃが完全に展開されると、各ブロッカードア３４Ｃの前端が回動されて内側コアカウル３６と係合し、したがって、コアエンジン１４の内側コアカウル３６も逆推力装置アセンブリ１２Ｃの一部となる。

エンジン１０は、航空機に設置されると、航空機の構造体、例えば航空機から外側に延びるパイロン（図示せず）によって支持される。翼に搭載されるエンジンの場合には、一般にパイロンが翼の真下で下方へと延びる。パイロンの構造的な構成部品は、コンプレッサ２２およびタービン２６，２８の回転構成部品を支持するコアエンジン１２のフレームに接続される。エンジンフレームは、一般に、コンプレッサ２２に隣接する前部フレームと、タービン２６，２８に隣接する後部フレームと、前部フレームと後部フレームとを接続するエンジンケーシングとを含む。エンジンケーシングは、しばしば、エンジン１０の骨格と称される。図１に表わされるタイプの航空機エンジンは、一般に、エンジン中心線４０に対して垂直な２つの平面内で航空機に搭載されて固定される。１つのマウントは、一般に、多くの場合にファンアセンブリ１６の直ぐ後方にある前部フレームに接続され、また、第２のマウントは、一般に、タービンセクション付近の後部フレームに接続される。

上昇中および特定の航空機操縦中、エンジン１０の中心線４０は、近づいてくる空気流の方向に対して傾けられ、その結果、ナセル１２が上向きの空気力学的負荷を受け得る。しばしば入口負荷と称されて図１にベクトルＦ_iにより表わされるこの空気力学的に誘発される負荷は、図１にベクトルＦ_tにより表わされる推力負荷に付加される。これらの負荷はエンジンケーシング（骨格）に曲げモーメントをもたらし、その結果、骨格がエンジン中心線４０を中心とするその同心位置から撓ませられる（曲がる）。中心線４０を中心とするエンジン骨格の同心度を維持することは、エンジン１０のコンプレッサ２２およびタービンセクション２６，２８内の翼端クリアランスを最小限に抑えるという観点からすれば重要であり、これは、エンジン燃料消費率（ＳＦＣ）および燃料燃焼を向上させるという有益な効果を有する。また、骨格の曲げを減らすことにより、周囲のエンジン構造体（ファンケース４２を含む）との翼端摩擦接触の発生が減り、それにより、稼働中の性能保持が促進される。オンウイング保守のための取り外しに長い時間を伴うエンジンにおいて、整備技師に対する保守サービスコストが減少する。

高バイパスターボファンエンジンにおける骨格撓みを減らすための手法は、エンジンフレームの補強を含んできた。しかしながら、そのような手法は一般に重量およびコストを増大させ、また、特に、入口負荷および推力負荷は、ナセルが更に大きくなって推力が更に高くなるにつれて増大するため、そのような手法が完全に効果的であるとは限らない場合がある。他の手法は、前部搭載面の焦点をエンジン中心線へ向けて移動させるとともに入口負荷ベクトル（Ｆ_i）の方へ進めるように前部搭載面を方向付けることを含んできた。しかしながら、この手法は、特に最大入口負荷に直面する飛行状態において、例えば航空機が離陸中に旋回するときに、骨格曲げを完全に排除しなかった。その結果、高バイパスターボファンエンジンにおける骨格撓みを減らすことができる手法の必要性が依然としてある。

米国特許第４４３７６２７号

本発明は、ターボ機関、特に航空機用の高バイパスターボファンエンジンにおける骨格撓みを減らすことができる搭載システムおよび方法を提供する。

本発明の第１の態様によれば、エンジンを航空機の支持構造体に搭載するためのシステムは、剛性構造体と、少なくとも第１および第２のリンクを有するリンク機構とを含み、前記リンクは、それぞれが剛性構造体に回動可能に接続されるとともに、エンジンの支持構造体に回動可能に接続されるようになっている。第１および第２のリンクは、エンジンの中心線からエンジンの入口の入口直径の１５％以下の距離にあって航空機が上昇操縦状態にあるときにエンジンが受ける入口負荷のベクトルの後方に位置付けられる位置にその焦点を規定するように構成される。焦点の位置により、エンジンの推力負荷のモーメントと入口負荷のモーメントとが互いに対抗し、それにより、上昇操縦中にエンジンの骨格曲げが減少される。

本発明の第２の態様によれば、エンジンを航空機の支持構造体に搭載する方法は、剛性構造体と、少なくとも第１および第２のリンクを有するリンク機構とを備えるシステムを利用し、前記リンクは、それぞれが剛性構造体に回動可能に接続されるとともに、エンジンの支持構造体に回動可能に接続されるようになっている。方法は、システムをエンジンと航空機の支持構造体とに結合することを含み、それにより、第１および第２のリンクが剛性構造体に回動可能に接続され、第１のリンクが航空機の支持構造体に回動可能に接続されて、第２のリンクがエンジンに回動可能に接続されるとともに、第１および第２のリンクが、エンジンの中心線の下方であって航空機が上昇操縦状態にあるときにエンジンが受ける入口負荷のベクトルの後方にある位置にその焦点を規定する。焦点の位置により、エンジンの推力負荷のモーメントと入口負荷のモーメントとが互いに対抗し、それにより、上昇操縦中にエンジンの骨格曲げが減少される。

本発明の技術的な効果は、高い推力レベルを発生させる大型ターボファンエンジンにおいても、搭載システムの焦点を、骨格曲げを無視できるレベルまで潜在的に減らすことができる入口負荷およびエンジン中心線に対する位置またはその近傍に位置決めできる能力である。また、搭載システムは、一般的に骨格曲げを減らすための従前の努力と関連付けられるコストまたは重量におけるかなりの不利益を回避しつつこの利点を達成できる。

この発明の他の態様および利点は、以下の詳細な説明からより良く理解されよう。

高バイパスターボファンエンジンの断面図を概略的に表わす。 航空機翼支持構造体にエンジンを搭載するための本発明の一実施形態に係るシステムを備える高バイパスターボファンエンジンの側面図である。 航空機翼支持構造体から分離された図２のエンジンおよび搭載システムの側面図である。 航空機翼支持構造体から分離された図２のエンジンおよび搭載システムの平面図である。 航空機翼支持構造体から分離された図２のエンジンおよび搭載システムの斜視図である。 航空機翼支持構造体に取り付けられるがエンジンから分離される図２の搭載システムを示す側面図である。 図６の搭載システムであるが、航空機翼支持構造体から更に分離されて示される搭載システムの側面図である。 図２のエンジンおよび搭載システムに課される負荷条件を表わす。 図２のエンジンおよび搭載システムに課される異なる負荷条件を表わす。 図２のエンジンおよび搭載システムに課される異なる負荷条件を表わす。 図２のエンジンおよび搭載システムに課される異なる負荷条件を表わす。 航空機翼支持構造体に対する図２のエンジンおよびその搭載システムの設置を概略的に表わす。 図２の搭載システムの前部セクションと関連付けられる選択された構造体を示す図を表わす。 図２の搭載システムの前部セクションと関連付けられる選択された構造体を示す図を表わす。 図２の搭載システムの前部セクションと関連付けられる選択された構造体を示す図を表わす。 図２の搭載システムの前部セクションと関連付けられる選択された構造体を示す図を表わす。 図２の搭載システムの前部セクションと関連付けられる選択された構造体を示す図を表わす。

図２〜図１７は、ガスタービンエンジンを航空機に搭載するためのシステム５０の様々な図を表わす。搭載システム５０は、図１に表わされるタイプの高バイパスガスターボファンエンジンに設置することができ、したがって、便宜上、エンジン１０およびその構成部品を特定するために図１で使用される同じ数字が、同じまたは機能的に等価な構成部品を特定するために図２〜図１７において使用される。以下で与えられるシステム５０の説明を容易にするために、用語“垂直”、“水平”、“横”、“前部”、“後部”、“上側”、“下側”、“上方”、“下方”等は、航空機に対するエンジン１０の設置および方向の観点に関連して使用される場合があり、したがって、これらの用語は、本発明の構成、設置、および、使用を示すとともに本発明の範囲を規定するのに役立つ相対的な用語である。しかしながら、図面に示されるエンジン１０とは著しく異なるエンジンにシステム５０を設置できること、または、航空機の他のポイント、例えば機体にシステムを設置できることは本発明の範囲内である。最後に、システム５０が航空機エンジン以外の用途での使用を見出し得ることも予測できる。

図２から明らかなように、搭載システム５０は一般にエンジン１０に設置されるパイロンとして構成され、エンジン１０は、ファンケース４２およびその後部ファンケース４２Ａを露出させるためにそのナセル１２の一部が除去された状態で表わされる。システム５０は前部セクション５２を含み、前部セクション５２は、図示の実施形態では、剛性構造体としての完全組込構造体５４と、エンジン１０のファンケース４２に構造的に結合される前部エンジンマウント５６とを備える。前部エンジンマウント５６は、一例として球面ジョイントを備えてもよい１つ以上のジョイント５７を含む。この例では、２つのジョイント５７が示されるが、更なるジョイントの使用も本発明の範囲内に入る。

システム５０は後部セクション５８を更に有し、後部セクション５８の構成部品は、航空機の翼（図示せず）と関連付けられる支持構造体４４に直接に結合されるようになっている後部エンジンマウント６０を含む。後部エンジンマウント６０は、本明細書中では搭載システム５０の構成部品であると見なされるが、システム５０の他のいずれの構成部品とも直接に結合されない（図７）。その代り、後部エンジンマウント６０は、例えば図２に示される態様で、コアエンジン１４の後部支持フレーム４６を航空機翼支持構造体４４に直接に結合するのが好ましい。前部エンジンマウント５６と同様に、後部エンジンマウント６０は（図５および図１７から容易に明らかなように）１つ以上の球面ジョイントを備えることができる。後部セクション５８は、その一部がエンジン１０を航空機翼支持構造体４４に接続する四節型リンク機構と見なされてもよい部材を更に含む。このリンク機構は、１つ以上の上側リンク６２と、少なくとも１つの下側リンク６４と、１つ以上の推力リンク６６とを含み、これらのリンクの全てが組込構造体５４を介して接続される。各上側リンク６２は、前部セクション５２の構造体５４から後方へ延びて前部セクション５２の構造体５４に強固に取り付けられるバー部材６８に回動可能に結合される。下側リンク６４は、同様に前部セクション５２の構造体５４に強固に取り付けられるシステム５０の下側セクション７２から後方へ延びるバー部材７０に回動可能に結合される。図５から容易に明らかなように、推力リンク６６の前端は、コアエンジン１４の前端付近で高圧コンプレッサ２２の前部フランジステーション６７に回動可能に接続され、一方、図２〜図７は、システム５０の下側セクション７２に回動可能に結合される推力リンク６６の後端を表わす。本発明の好ましい態様によれば、組込構造体５４は、リンク６２，６４，６６間のかなり強固な接続をもたらす。

リンク機構およびその構成部品の更なる詳細および観点は、図３〜図７を更に参照することにより理解できる。図３では、システム５０の下側セクション７２のより良い視野を与えるために航空機翼支持構造体４４が省かれる。図５では、上側および下側リンク６２，６４が接続されるバー部材６８，７０のより良い視野を与えるために上側および下側リンク６２，６４が除去される。また、図５は、システム５０内の他のエンジン構成部品、このケースでは随意的な予冷器ユニット７４を受け入れることができる能力も示す。図６および図７は、エンジン１０から分離される搭載システム５０を示し、図７は、航空機翼支持構造体４４が省かれたシステム５０を示す。

リンク機構は、さもなければ図１を参照して既に説明したタイプの推力負荷および入口負荷によって生じるコアエンジン１４内の骨格曲げ／撓みをかなり減らす接続をエンジン１０と航空機翼支持構造体４４（または、他の適した支持構造体）との間にもたらすことが好ましい。特に好ましい実施形態では、骨格曲げ／撓みが無視できるレベルまたは更にはゼロまで潜在的に減少されてもよい。

図２，３，８〜１１に表わされるように、上側リンク６２を通じて伝えられる力（または、同じ平面内の力）のベクトル、および、下側リンク６４および推力リンク６６を通じて伝えられる力（または複数の力）のベクトル（下側リンク６４および推力リンク６６は、この力をほぼ同じ平面内で伝えるために略一直線に合わせられるように示されている）は、焦点Ｐ_fで交わる。図２，３，８〜１１から明らかなように、焦点は、ファン入口アセンブリ１２Ａ付近でエンジン中心線４０よりも僅かに下方に位置付けられる。骨格曲げ／撓みを低い値またはゼロまで潜在的に減少させることができるシステム５０の能力は、図８〜図１１を参照することにより更に理解できる。図８は、エンジン１０（エンジン運転なし）の重量Ｗの結果としてのみ存在する相対的な力ベクトルを概略的に表わしており、エンジン１０の重心から距離Ｌ₁，Ｌ₂だけ軸方向に離間される前部および後部の反作用Ｒ_FおよびＲ_Aのそれぞれにより示されるように、リンク６２，６４と後部エンジンマウント６０との間でエンジン重量が共有されることを示している。図９は離陸中に存在する状態を概略的に表わしており、この離陸中に、リンク６２，６４および後部エンジンマウント６０がエンジン推力Ｆ_tによって生じる更なる力を受ける。

図１０には、入口負荷Ｆｉが、航空機が上昇している結果として更に存在するように示されており、この上昇中に、ナセル１２は、近づいてくる空気流の方向に対してエンジン１０の中心線４０が上方へ傾けられる結果として、上向きの空気力学的負荷を受ける。特に、図１０は、リンク６２，６４の焦点Ｐ_f周りの両方向の負荷モーメントを課すように、エンジン推力負荷Ｆ_tおよび入口負荷Ｆ_iにおけるベクトルを表わしており、その結果、それらのモーメントは、焦点に対するそれらの距離がＦ_t，Ｆ_iのそれらのそれぞれの大きさに適する場合に互いに打ち消し合うことができる。入口負荷Ｆ_iによりエンジン１０にもたらされる曲げモーメントが存在しない場合には、コアエンジン１４の骨格が曲げまたは撓みを受けない。特に、図１０に表わされる条件下で任意の力が後部エンジンマウント６０を介して印加されれば、曲げまたは撓みは比較的僅かである。その結果、コアエンジン１４の骨格の曲げおよび撓みをかなり減らすためには、エンジン中心線４０の下方にあって、エンジン推力負荷Ｆ_tおよび入口負荷Ｆ_iにおけるベクトルの交点の僅に後方にある焦点の位置が、本発明の好ましい態様である。しかしながら、焦点の位置が中心線４０にまたは更には中心線４０の上方にあり得ることも本発明の範囲内に入る。一般に、焦点がエンジン中心線４０から入口直径（入口アセンブリ１２Ａ内のファンケース４２の内径によって規定される）の１５％以下の距離に位置される場合に適した結果を得ることができると考えられる。また、焦点は、エンジン１０のファン入口アセンブリ１２Ａ内に位置されるように、エンジン推力負荷Ｆ_tと入口負荷Ｆ_iとの交点に近接して位置付けられるのが好ましい。しかしながら、適した結果は、図１０にも表わされるように、焦点が交点の後部で交点と高圧コンプレッサ前部フランジステーション６７との間の距離の７５％以下の距離に位置付けられる場合に達成できると考えられる。

最後に、図１１は巡航中に存在する状態を概略的に表わしており、この巡航中に、リンク６２，６４および後部エンジンマウント６０は、エンジン重量Ｗにより生じる力と、下側エンジン推力Ｆ_tとを受けるが、この場合、入口負荷は本質的に存在しない。図８〜図１１から明らかなように、搭載システム５０は、コアエンジン１４の後部支持フレーム４６を航空機翼支持構造体４４に結合する後部エンジンマウント６０の役割が、適切な状況下で、エンジン１０の重量の一部を支えること（例えば図８）、および、一般に飛行時に直面されるような突風荷重等の何らかの負担を吸収することに制限され得るように設計することができる。

以上から分かるように、エンジン中心線４０の下方にあって、エンジン推力負荷Ｆ_tおよび入口負荷Ｆ_iにおけるベクトルの交点の僅に後方にある焦点Ｐ_fの位置を、図に表わされるものとは異なるリンクおよび搭載位置の組み合わせおよび形態によって達成することができ、また、そのような他の組み合わせおよび形態は本発明の範囲内に入る。適した別の手段は、当該技術分野において知られるように、モーメントを導き出すために適用される数学的なベクトル解析を利用することによって容易に確かめることができる。

図１２は、搭載システム５０を備えるエンジン１０を航空機の翼の適切な支持構造体４４に搭載できるプロセスを表わしており、このプロセス中に、エンジン１０およびその搭載システム５０の全体が航空機の対応する取り付け構造体と位置合わせされる。上側リンク６２は、それらのそれぞれのバー部材６８と組み付けられるように表わされており、一方、下側リンク６４は、航空機の翼の適切な支持構造体（図示せず）と予め組み付けられており、また、後部エンジンマウント６０は、コアエンジン１４の後部支持フレーム４６と予め組み付けられている。その後、エンジン１０は、上側リンク６２の翼支持構造体４４に対する接続、下側リンク６４のバー部材７０に対する接続、および、後部エンジンマウント６０の翼支持構造体４４に対する接続を可能にするべく後方へ移動される。

最後に、図１３〜図１７は、搭載システム５０の前部セクション５２内の組込構造体５４に関連する更なる詳細を表わしている。図１３〜図１７に表わされる実施形態において、組込構造体５４は、ねじり剛性を高めるべく構成されるように示される一方で、搭載システム５０の空気力学的性能を高めるべく幅狭く先細るようにも示されている。図１３は搭載システム５０へ向けて前方向で見る図であり、この図から分かるように、組込構造体５４は、テーパ構造体７６と、上側リンク６２の前方に位置されるピラミッド形状の上側構造体７８とを有する。テーパ状のカウル構造体８０がテーパ構造体７６から下方へと延びており、それにより、空気力学的な外形を有する搭載システム５０の前部セクション５２が与えられる。図１４〜図１６から更に容易に分かるように、組込構造体５４のねじり剛性は内部ウェブ８２によって高められ、内部ウェブ８２は、構造体７６，７８のテーパ形状およびピラミッド形状と相まって、組込構造体５４のねじり剛性を高めることができる六角形断面を与える。図１３に見られるように、上側リンク６２は、リンク６２のねじり剛性を高めるＸ形状ウェブ８４と相互接続されるように表わされる。図１７には、前部セクション５２の一部と翼支持構造体４４の隣接部とが表わされており、翼支持構造体４４には、上側リンク６２を介して前部セクション５２が結合される（支持構造体４４に対する上側リンク６２の接続は示されていない）。図１７は、突起８６（好ましくは２つのうちの一方）を更に備えるように組込構造体５４を示しており、構造的冗長性を与えるとともに想定し得ない極端な負荷に対処するための手段を与えるためにしばしば航空機エンジン搭載システムが設けられてもよいように、突起８６には、待機フェイルセーフ機能を与えるべく翼支持構造体４４を結合することができる。

特定の実施形態に関して本発明を説明してきたが、当業者によって他の形態を採用できることは明らかである。例えば、搭載システム５０およびその構成部品の物理的な形態を図示の形態とは異ならせることができ、また、様々な材料およびプロセスを使用してシステム５０およびその構成部品を構成することができる。したがって、本発明の範囲は、以下の特許請求の範囲によってのみ限定されるべきである。

１０ エンジン
１２Ａ ファン入口アセンブリ
１４ コアエンジン
２２ 高圧コンプレッサ
４０ エンジン中心線
４２ ファンケース
４２Ａ 後部ファンケース
４４ 支持構造体
４６ 後部支持フレーム
５０ 搭載システム
５２ 前部セクション
５４ 組込構造体
５６ 前部エンジンマウント
５７ ジョイント
５８ 後部セクション
６０ 後部エンジンマウント
６２ 上側リンク
６４ 下側リンク
６６ 推力リンク
６７ 前部フランジステーション
６８ バー部材
７０ バー部材
７２ 下側セクション
７４ 予冷器ユニット
Ｆ_i 入口負荷
Ｆ_t エンジン推力負荷
Ｐ_f 焦点

Claims (20)

1. エンジンを航空機のエンジン支持構造体に搭載するためのシステムであって、前記エンジンがその入口に入口直径を有するターボ機関であり、前記システムが、剛性構造体と、少なくとも第１および第２のリンクを有するリンク機構とを備え、前記第１および第２のリンクは、それぞれが前記剛性構造体に回動可能に接続されるとともに、前記エンジン支持構造体に回動可能に接続されるようになっており、前記第１および第２のリンクは、前記エンジンの中心線から前記入口直径の１５％以下の距離にあって航空機が上昇操縦状態にあるときに前記エンジンが受ける入口負荷のベクトルの後方にある位置にその焦点を規定するように構成され、前記焦点の位置により、前記エンジンの推力負荷のモーメントと前記入口負荷のモーメントとが互いに対抗し、それにより、上昇操縦中に前記エンジンの骨格曲げが減少される、システム。
2. 前記焦点は、前記エンジンの中心線の下方であって、前記エンジンの前記入口および前記入口直径を規定する前記エンジンのファン入口アセンブリ内に位置される請求項１記載のシステム。
3. 前記第１のリンクは、前記第２のリンクの上方で前記剛性構造体に回動可能に結合されるとともに、航空機の前記エンジン支持構造体に回動可能に接続されるようになっている請求項１記載のシステム。
4. 前記第２のリンクが推力リンクであり、前記リンク機構が第３のリンクを更に備え、前記第３のリンクは、前記推力リンクと一直線に合わせられて、前記第１のリンクの下方で前記剛性構造体に回動可能に結合されるとともに、前記第１のリンクの下方で前記エンジン支持構造体に回動可能に接続されるようになっている請求項３記載のシステム。
5. 前記エンジンがターボファンエンジンであり、前記システムは、前記剛性構造体を前記ターボファンエンジンのファンケースに結合するための第１の結合手段を更に備える請求項１記載のシステム。
6. 前記第２のリンクを前記ターボファンエンジンのコアエンジンに結合するための第２の結合手段を更に備える請求項５記載のシステム。
7. 前記第２の結合手段は、前記コアエンジンを航空機の前記エンジン支持構造体に結合する、請求項６記載のシステム。
8. 前記第２の結合手段は、前記ターボファンエンジンの重量の一部を支える請求項７記載のシステム。
9. 前記第２の結合手段は、上昇操縦中に前記ターボファンエンジンの重量の前記一部よりも大きい負荷を受けない請求項８記載のシステム。
10. 前記剛性構造体が下向きに先細る外形を有する請求項１記載のシステム。
11. 前記剛性構造体は、前記剛性構造体の剛性を高めるように構成される六角形断面を有する請求項１記載のシステム。
12. 前記システムは、前記エンジンと航空機の前記エンジン支持構造体とに装着され、前記第１および第２のリンクの前記焦点は、前記エンジンの中心線の下方であって、航空機が上昇操縦状態にあるときに前記エンジンが受ける前記入口負荷のベクトルの後方に位置され、それにより、前記推力負荷および前記入口負荷のモーメントが互いに対抗する請求項１記載のシステム。
13. 航空機の前記エンジン支持構造体が航空機の翼に装着される請求項１２記載のシステム。
14. 前記エンジンは、ナセルとコアエンジンとを備えるターボファンエンジンであり、前記焦点が前記ナセルのファン入口に位置される請求項１３記載のシステム。
15. 前記第１のリンクは、前記第２のリンクの上方で前記剛性構造体に回動可能に結合されるとともに、前記第２のリンクの上方で航空機の前記エンジン支持構造体に回動可能に接続され、前記第２のリンクは、前記ターボファンエンジンの前記コアエンジンに結合される推力リンクであり、前記リンク機構が第３のリンクを更に備え、前記第３のリンクは、前記推力リンクと一直線に合わせられて、前記第１のリンクの下方で前記剛性構造体に回動可能に結合されるとともに、前記第１のリンクの下方で前記エンジン支持構造体に回動可能に接続される請求項１４記載のシステム。
16. 前記剛性構造体を前記ターボファンエンジンのファンケースに結合するための手段を更に備える請求項１４記載のシステム。
17. 前記コアエンジンを航空機の前記エンジン支持構造体に直接に結合するための手段を更に備える請求項１４記載のシステム。
18. エンジンを航空機のエンジン支持構造体に搭載する方法であって、前記エンジンがその入口に入口直径を有するターボ機関であり、前記方法は、剛性構造体と、少なくとも第１および第２のリンクを有するリンク機構とを備えるシステムを使用し、前記第１および第２のリンクは、それぞれが前記剛性構造体に回動可能に接続されるとともに、前記エンジン支持構造体に回動可能に接続されるようになっており、前記方法は、前記システムを前記エンジンと航空機の前記エンジン支持構造体とに結合することを含み、それにより、前記第１および第２のリンクが前記剛性構造体に回動可能に接続され、前記第１のリンクが航空機の前記エンジン支持構造体に回動可能に接続されて、前記第２のリンクが前記エンジンに回動可能に接続されるとともに、前記第１および第２のリンクが、前記エンジンの中心線から前記入口直径の１５％以下の距離にあって航空機が上昇操縦状態にあるときに前記エンジンが受ける入口負荷のベクトルの後方にある位置にその焦点を規定し、前記焦点の位置により、前記エンジンの推力負荷のモーメントと前記入口負荷のモーメントとが互いに対抗し、それにより、上昇操縦中に前記エンジンの骨格曲げが減少される、方法。
19. 前記第２のリンクと一直線に合わせられて、前記第１のリンクの下方で前記剛性構造体に回動可能に結合されるとともに、前記第１のリンクの下方で前記エンジン支持構造体に回動可能に接続される第３のリンクを設けることを更に含む、請求項１８記載の方法。
20. 前記エンジンがターボファンエンジンであり、前記方法は、
    前記剛性構造体を前記ターボファンエンジンのファンケースに結合し、
    前記第２のリンクを前記ターボファンエンジンのコアエンジンに結合し、
    前記コアエンジンを航空機の前記エンジン支持構造体に直接に結合する、
    ことを更に含む請求項１８記載の方法。