JP6954575B2 - 飛行機 - Google Patents

Description

本発明は、飛行機、飛行機訓練アセンブリ、および飛行機を組み立てる方法に関する。とりわけ、本発明は、モジュールジェット訓練飛行機、モジュールジェット訓練飛行機アセンブリ、およびジェット訓練飛行機を再構成する方法に関する。

本発明は飛行機、機体構造、およびそれらを製造する方法に関する。より具体的には、本発明は、機体の主要な「セーフティクリティカル」構造要素を変更して、副次的なセーフティクリティカル構造または非セーフティクリティカル構造内に異なる推力の新しいエンジンを収容するために、大掛かりな追加設計と認定の費用をかけることなく、異なる型のジェットエンジンを収容する能力を必要とする軍用ジェット機に関する。

現代の軍事用訓練飛行機用の要件は多様であり、当初は低速の飛行機で未来のパイロットを訓練する必要性から、その後、学生が経験を得るにつれて、より高速で操縦しやすい飛行機にまで広がっている。このことは、典型的には、様々な訓練段階で異なる飛行機、つまり、訓練の初期に１社のメーカーから低速でより御しやすい訓練飛行機を、その後、訓練の後期に異なるメーカーから高速でより機敏な訓練飛行機を購入しなければならないことを意味する。

低速の訓練飛行機は典型的には比較的直径が小さく、胴体の構造内に設置された低推力エンジンを備え、高速で機敏な訓練機は典型的には直径が大きく、胴体の構造内に設置された高推力のエンジンを備える。さらに、高速で機敏な訓練機は典型的には軽い戦闘の役割を果たすこともあり、より大きく強力なエンジンを胴体に設置することを必要とする。

訓練目的のために、オペレーターは、メーカーが飛行機の各タイプについて個々の開発費を埋め合わせすることを保証する費用を払いつつ、操縦訓練生を訓練するために低速と高速の両方のタイプを獲得しなければならない。

本明細書あるいは他の文献を参照するにせよ、従来に関連する少なくとも１つの問題を解消することを本発明の目的とする。

本発明の第１の態様によれば、飛行機が提供され、該飛行機は、
中心線を有する胴体本体であって、機首端部から尾部端部へと長手方向に延び、および飛行機の長手方向の程度に沿って力を伝達するための主支持構造物を含む、胴体本体；
少なくとも１つのエンジンを含む単一推進システム；
胴体本体から外部に推進システムを取り外し可能に吊るすための取り付け手段を備え、
推進システムは、胴体本体の外部に、および胴体本体の中心線に沿って、推進システムを取り付けるために、胴体から吊るすことが可能な空気力学的ハウジングを含む。

好ましくは、飛行機は、側方の外翼アセンブリを取り外し可能に固定するための中央の翼構造を含む。

好ましくは、空気力学的ハウジングは胴体本体よりも下に吊るすことが可能である。

好ましくは、胴体本体は、推進システムが位置するように配された凹部を含む。

好ましくは、凹部は、胴体本体の下側、かつ胴体本体の前部の背後に位置する。

好ましくは、空気力学的ハウジングは、副次的なセーフティクリティカル構造、または非セーフティクリティカル構造を含む。

好ましくは、空気力学的ハウジングは推進システムのための空気入口を画定する。

好ましくは、推進システムは１つ以上、より好ましくは２つの側方の空気入口を含み、側方の空気入口または各々の側方の空気入口は空気力学的ハウジングによって画定される。空気入口または各々の空気入口は副次的な構造によって提供されてもよい。

好ましくは、空気力学的ハウジングは、胴体本体の前部の後ろに位置するように配される前方部分を含み、胴体本体の（前部）は（空気力学的ハウジングの）前方部分を保護するように配され、したがって、（空気力学的ハウジングの）前方部分は、飛行機が飛行中に大気の影響に晒されないこともある。

好ましくは、前方部分は胴体本体に対して密閉される周辺部を含む。前方部分は胴体本体の外部の外面に係合および当接してもよい。好ましくは、前方部分は密閉用の周辺部を含む。密閉用の周辺部は連続的な密閉用の周辺部（あるいは不完全な密閉用の周辺部であることもある）を含んでもよい。

密閉用の周辺部はシール部材を含んでもよく、シール部材は弾力性のシールストリップを含んでもよい。

密閉用の周辺部は、使用時に、胴体本体の外板を密閉するために配されてもよい。密閉用の周辺部は、使用時に、胴体本体の外板の外表面を密閉するために配されてもよい。

主支持構造物は飛行機内の荷重を単独で伝達し、推進システムの外部の取り付けにより、荷重が推進システムのまわりに伝達されたり、および／または空気力学的ハウジングを通って伝達されたりすることを防ぐ。

好ましくは、胴体はサポートフレームを囲む外板を含み、これらが（飛行機の）主支持構造物を形成し、推進システムは、主構造の一部（あるいはその内側にも含まれ）ないように胴体の外板の外側に位置づけられる。好ましくは、推進システムは主支持構造物の（全く／完全に）外部である。

空気力学的ハウジングはナセルを含むこともある。ナセルは第１の部分と第２の部分を含んでもよい。ナセルは前部と後部（エンジンカバー）を含んでもよい。

好ましくは、空気力学的ハウジングは機尾に、あるいは胴体本体の前方部分の後ろに吊るされるように配される。好ましくは、空気力学的ハウジングは、胴体本体の中間部分よりも下に、好ましくは胴体本体の上方の中間部分よりも下に吊るされるように配される。好ましくは、空気力学的ハウジングは、胴体本体の後方部分の前の位置から吊るされるように配される。

好ましくは、空気力学的ハウジングの一部は胴体本体の外面を密閉し、それぞれの外面間の水平な交差を形成する。

好ましくは、空気力学的ハウジングの一部は胴体本体の外面を密閉し、胴体本体から空気力学的ハウジングまで延びる連続的な空気力学的外面を形成する。好ましくは、連続的な空気力学的外面は、成形された（輪郭形成された）表面を含む。好ましくは、胴体本体と空気力学的ハウジングとの間の交差は、胴体本体と空気力学的ハウジングとの間で滑らかな結合を作成するように輪郭形成され、および／または成形される。

好ましくは、空気力学的ハウジング（ナセル）は、推進システムのための空気入口を画定し、より好ましくは、推進システムのための第１の空気入口と第２の空気入口を画定する。第１の空気入口は第１の（左）側方の空気入口を含んでもよく、第２の空気入口は第２の（右）側方の空気入口を含んでもよい。

第１の空気入口と第２の空気入口は、推進システムのための分岐した空気入口を形成するために互いに近づくこともある。

空気入口あるいは各々の空気入口は、空気力学的ハウジングの外側／外部の進入領域から、空気力学的ハウジングの内側／内部に位置する送達領域まで延びるトンネルまたは導管部分を含むこともある。好ましくは、空気力学的ハウジングは導管部分と、導管部分を画定するすべての壁とを画定する。

推進システムは２つのエンジンを含むこともある。第１のエンジンと第２のエンジンは、好ましくは推進システムの単一の空気力学的ハウジング内に位置する。第１のエンジンと第２のエンジンは、並列配置で取り付けられてもよく、胴体本体よりも下で並んで吊るされてもよい。

推進システムは、単一の空気力学的ハウジング内に位置する複数のエンジンを含んでもよい。

好ましくは、取り付け手段は、取り付け装置（あるいは取り付け配置）を含む。

取り付け手段は第１の取り付けアセンブリと第２の取り付けアセンブリを含んでもよい。

好ましくは、１つの取り付けアセンブリだけが胴体本体から推進システムを単独で支持するために設けられ、一方で、第２の取り付けアセンブリは（過度の）側方への移動に対して推進システムを支えるようにするために設けられる。

好ましくは、取り付け手段は、前方の取り付けアセンブリと後方の取り付けアセンブリとを含む。

取り付け手段（前方と後方の取り付けアセンブリ）は飛行機の中心線に沿って位置付けられてもよい。好ましくは、前方の取り付けアセンブリは、飛行機の中心線に沿って後方の取り付けアセンブリから長手方向に間隔を置いて配される。

前方の取り付けアセンブリは、（前方の）取り付けブラケットアセンブリを含んでもよい。胴体本体は（前方の）取り付けブラケットを含んでもよく、空気力学的ハウジングは（前方の）取り付けブラケットを含んでもよく、前方の取り付けアセンブリは、２つの（前方の）取り付けブラケットを一緒に直接固定するために（前方の）取り付け要素（ピン部材）を含んでもよい。

好ましくは、前方の取り付けアセンブリは、推進システムと胴体本体との間の荷重を単独で伝達するように配される。好ましくは、前方の取り付けアセンブリは、胴体本体に推進システムの重量をすべて伝達する。好ましくは、前方の取り付けアセンブリは、推進システムと胴体本体との間の唯一の荷重伝達（支持）接続である。

後方の取り付けアセンブリは、（後方の）取り付けブラケットアセンブリを含んでもよい。後方の取り付けアセンブリはステー（ｓｔａｙ）またはブレース（ｂｒａｃｅ）を含んでもよい。好ましくは、後方の取り付けアセンブリは胴体本体に推進システムの荷重（重量）のあるいは荷重（重量）の任意のかなりの部分を伝達することができない。

好ましくは、後方の取り付けアセンブリは、胴体本体の中心線との推進システム（とりわけ、エンジンあるいは各々のエンジン）の位置合わせを維持するように配される。

ステーまたはブレースはブラケット配置によって胴体本体に接続されることもある。ステーまたはブレースは雄部材／雌部材配置によってエンジンまたは各エンジンに接続されることもあり、雄部材は推進システム（エンジン）の位置合わせを維持するために雌部材に係合しつつ、推進システムから胴体本体まで多くの荷重を伝達することはできない。

ステーまたはブレースは、単一の中央部位から延びる２つの脚部を含んでもよい。２つの脚部はエンジンの反対側に接続することもあれば、あるいは別々のエンジンに接続することもある。

胴体本体は（後方の）取り付けブラケット（ステー／ブレース）を含んでもよく、空気力学的ハウジングは（後方の）取り付けブラケット（ステー／ブレース）を含んでもよく、好ましくは、１対の（後方の）取り付けブラケット（ステー／ブレース）を含む。後方の取り付けアセンブリは、胴体本体の（後方の）取り付けブラケット（ステー／ブレース）と、空気力学的ハウジングの（後方の）取り付けブラケットまたは各々の（後方の）取り付けブラケットとの間を接続／固定するためにスペーサー部材またはリンク部材を含んでもよい。スペーサー要素（スペーサー部材）は、胴体本体と推進システム（エンジン）の後方部分との間の間隔距離を決定（あるいは画定）するための長手方向の長さを有することもある。複数のスペーサー要素（スペーサー部材）は、胴体本体と空気力学的ハウジングの後方部分との間の間隔距離を変えるために設けられることもある。

スペーサー要素（スペーサー部材）は、胴体本体の（後方の）取り付けブラケットに（ピンで）固定するための上方の取り付けブラケットを有することもある。スペーサー要素（スペーサー部材）は、推進システム（エンジン）に接続されるステーまたはブレースの１つあるいは２つの（後方の）取り付けブラケットに（それぞれのピンで）固定するための１つあるいは２つの下方の取り付けブラケットを有することもある。

推進システムの取り付けブラケットは、空気力学的ハウジング内に位置するエンジン上（あるいは両方のエンジン）上に設けられることもある。推進システムはエンジンあるいは各エンジンによって直接、胴体本体に固定される。好ましくは、空気力学的ハウジングは、胴体本体には直接固定されない。好ましくは、空気力学的ハウジングは、胴体本体に間接的に固定される。好ましくは、空気力学的ハウジングは、エンジンのまわりに固定される。好ましくは、空気力学的ハウジングは、エンジンによって（あるいはエンジンから）単独で支持される。

推進システムは、胴体本体よりも下の単一の点から吊るされ、推進システムの後方部分は、後方の取り付けアセンブリ（あるいは（後方の）位置合わせ保持アセンブリ）によって胴体本体の中心線内で一列になって維持される。

取り付け手段は、推進システムと胴体本体との間で荷重を伝達するための単一の結合点と、胴体本体に対する推進システムの（側方の）位置合わせを維持するように作用する、この荷重伝達点から長手方向に間隔をおいて配された単一の点とを提供することもある。

複数の推進システムは可能な代替的な推進システムを飛行機に提供するために設けられてもよい。第１の推進システムは第１のエンジンを備えてもよく、第２の推進システムは第１のエンジンよりも大きな力を有する第２のエンジンを備えてもよい。

飛行機訓練アセンブリは、複数の側方の外翼アセンブリを含んでもよく、これらは飛行機に代替的な翼を提供することもある。

好ましくは、飛行機はジェット機を含む。好ましくは、飛行機はジェット訓練飛行機を含む。

本発明の第２の態様によれば、飛行機訓練アセンブリが提供され、飛行機は、
中心線を有する胴体本体であって、機首端部から尾部端部へと長手方向に延び、および飛行機の長手方向の程度に沿って力を伝達するための主支持構造物を含む、胴体本体；
少なくとも１つのエンジンを含む第１の単一推進システム；少なくとも１つのエンジンを含む第２の単一推進システム；
胴体本体から外部に第１または第２の推進システムを取り外し可能に吊るすための取り付け手段を備え、
推進システムは、胴体本体の外部に、および胴体本体の中心線に沿って、推進システムを取り付けるために、胴体から吊るすことが可能な空気力学的ハウジングを含む。

飛行機訓練アセンブリは複数の単一推進システムを含んでもよい。

飛行機訓練アセンブリは、胴体本体に各々の推進システムを個々に取り付けるために複数の取り付け手段を含んでもよい。

好ましくは、飛行機訓練アセンブリは、側方の外翼アセンブリを取り外し可能に固定するための中央の翼構造を含む。

飛行機訓練アセンブリは複数の側方の外翼アセンブリを含んでもよく、これらは飛行機に代替的な翼を提供することもある。

本発明の第３の態様によれば、飛行機を再構成する方法が提供され、飛行機は、
中心線を有する胴体本体であって、機首端部から尾部端部へと長手方向に延び、および飛行機の長手方向の程度に沿って力を伝達するための主支持構造物を含む、胴体本体；
少なくとも１つのエンジンを含む第１の単一推進システム；
胴体本体から外部に推進システムを取り外し可能に吊るすための取り付け手段を備え、
推進システムは、胴体本体の外部に、および胴体本体の中心線に沿って、推進システムを取り付けるために、胴体から吊るすことが可能な空気力学的ハウジングを含み、上記方法は、胴体本体から第１の単一推進システムを取り外す工程と、胴体本体から第２の単一推進システムを吊るす工程を含む。

好ましくは、飛行機は、側方の外翼アセンブリを取り外し可能に固定するための中央の翼構造を含む。上記方法は、中央の翼構造から第１の対の側方の翼アセンブリを取り外す工程と、中央の翼構造に第２の対の側方の翼アセンブリを固定する工程とを含んでもよい。

本発明は添付の図面を参照してほんの一例として記載されている。
第１の構造の飛行機の好ましい実施形態の側面図である。 第１の構造の飛行機の好ましい実施形態の底面図である。 第２の構造の飛行機の好ましい実施形態の側面図である。 第２の構造の飛行機の好ましい実施形態の底面図である。 第２の構造の飛行機の好ましい実施形態の胴体本体と推進システムの等角図である。 第２の構造の飛行機の好ましい実施形態の胴体本体と推進システムの拡大等角図である。 第２の構造の飛行機の好ましい実施形態のエンジンの周りから空気力学的ハウジングを取り除いた、胴体本体と推進システムの切り取った部分の拡大等角図である。 飛行機の好ましい実施形態の推進システムの空気力学的ハウジングの等角図である。 第２の構造の飛行機の好ましい実施形態の胴体本体と推進システムの切り取った部分の拡大等角図である。 第２の構造の飛行機の好ましい実施形態のエンジンの周りから空気力学的ハウジングを取り除いた、胴体本体と推進システムの切り取った部分の拡大等角図である。 飛行機の好ましい実施形態の推進システムの空気力学的ハウジングの等角図である。 第２の構造の飛行機の好ましい実施形態のエンジンの周りから空気力学的ハウジングを取り除いた、胴体本体と推進システムの切り取った部分の側面図である。 飛行機の好ましい実施形態の推進システムの空気力学的ハウジングの側面図である。 第２の構造の飛行機の好ましい実施形態のエンジンの周りから空気力学的ハウジングを取り除いた、胴体本体と推進システムの切り取った部分の拡大等角図である。 飛行機の好ましい実施形態の推進システムの空気力学的ハウジングの等角図である。 第２の構造の飛行機の好ましい実施形態のエンジンの周りから空気力学的ハウジングを取り除いた、胴体本体と推進システムの切り取った部分の側面図である。 飛行機の好ましい実施形態の推進システムの空気力学的ハウジングの側面図である。 推進システム内のツインエンジンを備えた飛行機の別の実施形態の側面等角図である。 推進システム内にツインエンジンを備え、明瞭さのために空気力学的ハウジングの後部を切り取った飛行機の別の実施形態の側面等角図である。 推進システム内にツインエンジンを備え、明瞭さのために空気力学的ハウジングの後部を切り取った飛行機の別の実施形態の側面等角図を提供する図１９のＡの詳細な表示である。 コックピットの後ろの構造的な「くさび」を形成するための前部胴体のテーパーリングを示す。 前部胴体の「くさび」の詳細を示す。 前部胴体の「くさび」の外壁の湾曲を変えるための成形された層の追加を示す。 前部胴体、中央胴体、翼、後部胴体プラグ、および後部胴体の関係を示す。 胴体のこの部分の断面を変化させることなく後部胴体プラグをどのように拡張また短縮することができるかを示す。 独立したエンジンナセルを示す。 前部胴体のくさびとエンジンナセルの組み合わせを示す。 全体の胴体と設置されたエンジンナセルの組み合わせを示す。

本発明は、とりわけパイロットの訓練において有益な複数の取り扱いが異なる飛行機を提供するために再構成可能なモジュールジェット訓練飛行機を提供することを目的とする。例えば、本発明は、飛行機の操作能力、操縦性、および力を変えるために要素を変更可能な基部構造を提供する。飛行機は、パイロットが比較的基礎的な操作技術を学習することを可能にする、第１の基本構成を有してもよい。その後、高度な操作とより大きなパワー能力を備えた飛行機を提供するために、推進システムおよび／または翼構造を変更することができる。この適応により、パイロットへの不必要に気を引くものが減り、かつトレイナーとパイロットが単なる物理的なレイアウトよりも飛行機の操作／能力の変化に専念することを可能にするためにコックピットと計測器のレイアウトが維持されることもある。しかしながら、飛行機がますます高度なものになるように再構成されるにつれ、計測器とレイアウトも制御されたやり方で漸進的に変更させてもよい。

飛行機は専門家的な構造に高いレベルの操縦性、操作、および力／速度を提供するためにさらに再構成されてもよい。本発明の飛行機を容易に再構成する能力により、多くのレベルの飛行機を設定し、かつ個別および特定の変更を行い、選択されたパラメーターを非常に制御されたやり方で変更させることが可能となる。これにより、個々の目標を対象とすることができるパイロットの非常に特殊かつ専門的な訓練を提供される。

加えて、パイロットが特定の飛行機の操縦を学習するのを助けるために、特定の飛行機の操作、操縦性、および、力をエミュレートまたはシミュレートするように飛行機を構成することができる。さらに、飛行機の２つ以上の様々な構造群を有するオペレーターは、異なる構造の部品と内部システムの高い共通性の結果として、完全に異なる飛行機の各型がそれ自体の保守、予備部品、および訓練の支持が必要となる現在の群と比較して、保守、予備部品、および訓練の支持と認定にかかるコストの大幅な減少から利益を得る。

上に言及されるように、訓練飛行機については、様々な訓練飛行機間で進行する場合、通常は主要な段階の変化があり、利用可能な多くの完全に異なる飛行機に関して要件がある。現在、構造化可能な飛行機、とりわけ、その胴体の主構造、あるいは胴体の一部として具体化されたモジュール推進ユニットが、胴体の、またはその内部に収容される推進ユニットモジュールの主要な構造設計を再設計または再証明する必要なく、広範な潜在的に異なるエンジンのサイズを許容することができる飛行機は存在しない。

本発明は、軍用ジェット機の中心線上で推進ユニットを具体化する必要のある軍用ジェット機に、機の胴体構造の外側に位置するエンジンを備えさせることを含み、そうすることで、異なるエンジンの種類またはモデルを収容すべく飛行機を改良しなければならないとき、胴体あるいはモジュール推進ユニットの主要な構造的な再設計のコストを下げることができる。本発明は、胴体構造の完全に外側に位置しつつ、胴体の中心線上にもあるエンジンを含み、エンジンの推進線は胴体の中心を通って方向付けられ、かつ飛行機の重心に近い。これを達成することにより、主要なあるいは耐空に不可欠な構造としての胴体の高額な設計を、エンジンの設置とは独立して完成させることができる。

空気力学的な流線型を与え、かつ、その空気取り込み系を与えるためにエンジン（「ナセル」）を囲むことを必要とする結果として生じた構造は、胴体または標準的な推進ユニットの外側に移されているが、第２の、あるいは非耐空に不可欠な構造となり、ゆえに、様々なエンジンの種類やサイズで、少ないコストで、および、より迅速かつ廉価に設計可能であり、その一方で、エンジン自体と胴体との間の構造的な結合は、サービス利用に計画された最も重たいエンジン向けの大きさをしているラグ及びボルト構成などの標準的な設計のままである。

好ましい実施形態では、ナセルは、２つの部分、第一に、設置されたエンジンの正面へ空気を方向づける分岐したダクトである、空気取り入れ口としての役割を果たす前部と、第２に、エンジンを収容し、抗力を減らすために周囲に空気力学的表面を提供する後部とから構成される。胴体よりもむしろナセルの一部であるので、空気取り入れ部は主セーフティクリティカル胴体構造のデザインに影響を与えることなく再設計可能であり、したがって、迅速かつ低コストで開発され、ナセル内に収容された様々な種類のエンジンに最適に空気を送達する飛行機の新しい構造をもたらす。

本発明を使用して、とりわけ、様々な飛行訓練を包含する広範な推進要件を備えた飛行機の中心線上にエンジンを必要とするジェット訓練飛行機は、胴体構造または内部に収容されるエンジン支持推進ユニットを変更するために大掛かりな追加の設計と認定の費用を発生させることなく、様々な種類や大きさのエンジンに外部で取り付け可能な共通の胴体を有するように設計可能であり、さらに基礎訓練の役割と高等訓練の役割の両方の性能ニーズも満たし、および、より大きなエンジンタイプを軽戦闘的な役割のために改良することさえ可能となる。

本発明の好ましい実施形態がこれより詳細に記載される。

図１と図２に示されるように、飛行機（１）は、胴体本体（と飛行機）を二分する中心線を有する胴体本体を含む。中心線はそれによって胴体本体を２つの等しい対称的な半分に分割する。胴体本体は機首端部から尾部端部へ長手方向に延びる。胴体本体は、飛行機の長手方向の程度に沿った範囲を含む飛行機全体にわたって力を伝達するための主支持構造物を含む。飛行機内部では、主支持構造物と副支持構造物は様々な画定と要件を持った２つの異なる構造である。とりわけ、耐空性基準は、失敗すると飛行機を危険にさらすことになる構造として主構造を画定しており、副構造は失敗しても差し迫った危険を引き起こさない構造である。したがって、主構造と副構造の区別は明らかである。

本発明は、主支持構造物の外側で吊るされる取外し可能な推進システムを提供し、推進システムの交換は主支持構造物に干渉しない。これに応じて、各々の異なる推進システムが飛行機に吊るされるため、主支持構造物は再度認定される必要はない。これにより、推進システムを変更する際に主支持構造物に干渉しなければならない必要がないため、飛行機の再構成は簡素かつ廉価となる。推進システムは、副支持構造物である空気力学的ハウジングを含んでいる。

飛行機（１）は、少なくとも１つのエンジンを含む単一推進システムを含んでいる。いくつかの構造では、単一推進システム内に取り付けられた２つ以上のエンジンがあってもよい。これにより、主構造あるいは他の要素を変更することなく、飛行機の力を単発機の力を越えるように増大させることが可能となることもある。

飛行機は、側方の外翼アセンブリを取り外し可能に固定するための中央の翼構造をさらに含む。飛行機の特性を変更するために、これらの側方の外翼アセンブリは、主要な胴体本体に容易に再び固定され得る。飛行機は、側方の翼アセンブリあるいは推進システムだけ、または、両方の側方の翼アセンブリ、および推進システムを交換することで再構成され得る。明らかなように、主要な胴体本体、とりわけ、主支持構造物は再構成されず、これにより飛行機の再構成が非常に単純化し、訓練会社は様々な飛行特性を備えた多くの飛行機でパイロットの訓練サービスを手頃な価格で提供することができるようになる。

胴体本体は胴体本体から外部に推進システムを取り外し可能に吊るすための取り付け手段を備える。とりわけ、推進システムは胴体本体から吊るされ、胴体本体よりも下に垂れ下がり、具体的には、胴体本体（具体的には胴体本体の中央の部分）に設けられた下方の外表面の真下に吊るされる。推進システムも胴体本体の前部の後ろに位置するように配される。後に説明されるように、取り付け手段は、単一のアセンブリを介して単一の点で主構造／胴体本体に推進システムを単に固定するために単一の個別の荷重支持コネクターアセンブリを提供する。推進システムは胴体本体の中心線内での推進システム（エンジンあるいは各エンジン）の（側方の）位置合わせを維持するために位置合わせアセンブリをさらに含む。

推進システムは空気力学的本体または空気力学的ハウジングを含む。なぜなら、推進システムは、胴体本体とそれ自体が空気力学的である主構造とから外部に位置するからである。推進システムの空気力学的ハウジングは、副構造のナセルを含む。ナセルは、ナセルが適所にある胴体本体の外表面と同一平面にあるように、密閉面を提供する。とりわけ、ナセルは先端を有し、該先端は、胴体本体と当接するとともに胴体本体を密閉することで、推進システムに空気取り入れ面を供給するために延びる平らな面を提供する。ナセルと胴体本体は連続的な空気力学的表面を提供するように配される。これは、推進システムのための空気入口に進入領域の一部を供給することもある。

上に言及されるように、推進システムは、胴体本体の外部で、および胴体本体の中心線に沿って、推進システムを取り付けるために、胴体から吊るすことが可能な空気力学的ハウジングを含む。それに応じて、推進システムは、単一の中央エンジンを有するジェット機の特性をエミュレートするために中心線に沿って推進力を直接提供する。本発明はそれによって飛行機をエミュレートするか、あるいは通常、主構造内に取り付けられたエンジンを有する飛行機の飛行特性をシミュレートすることができる。 本発明は、主構造（と胴体本体）の下および外部に吊るすことが可能な取り外し可能な推進システムを有することによってこれを達成し、周辺部の密閉面を提供し、これにより、主構造（胴体本体）と推進システムの交換可能なナセル（副構造）との間で水平なインタフェースが形成される。密閉は空気力学的ハウジングの前方部分のまわりで有効に延び、この前方部分は使用時に（つまり、前方に飛行中）空気による影響を受けない。空気入口は、エンジンのための必要な空気を取り入れて運び、かつ正確に機能することができるように、この囲まれて保護された前方部分の外側に位置する。

本発明の胴体本体は、推進システムが取り付けられる（あるいは「差し込まれ」さえする）凹部を提供する。この凹部は、胴体本体の下側、および胴体本体の前方部分の後ろに位置する。推進システムあるいは少なくとも空気力学的ハウジングは有効にこの凹部を満たすことで、エンジンが主構造に含まれている場合に、従来のジェット訓練飛行機のように見えるか、シミュレートする。

図１と図２に示されるように、飛行機は、側面図と底面図で示された基本的なジェット訓練飛行機（１）と、最大で２人の乗組員のための座席を備えたコックピット（３）からなる前部胴体（２）、中央胴体（４）、中央翼構造（５）、主着陸装置を収納するためのスポンソン（６）、直線翼外翼構造（７）、垂直および水平尾翼表面（９）および、飛行機のジェットエンジンを収容するナセル（１０）を備えた後部胴体（８）を提供する第１の構造であってもよい。

図３と図４に示されるように、飛行機は、後退翼外翼構造（swept wing outer wing structure）（１２）と、基本的なジェット訓練機（１）よりも大きなエンジンを収容する目的で第１のナセル（１０）よりも大きな大きさのエンジンナセル（１３）とを例外として、基本的なジェット訓練機（１）と同じ要素を備えた高度なジェット訓練飛行機（１１）を提供する第２の構造であってもよい。

直線の外翼（７）と小型のナセル（１０）に収容される小型のエンジンとを使用する基本的なジェット訓練機構造（１）は、基本的な軍隊パイロット訓練のために簡素な性能を提供するが、後退翼外翼（１２）と大型のナセル（１３）に収容される大型のエンジンを使用する第２の構造（１１）は、高度な軍隊パイロット訓練のために高い性能を提供する。

２つの構造は、基本的なあるいは高度なジェット訓練機構造を形成するために、外翼（７）、（１２）と、その適切なエンジンを備えたナセル（１０）、（１３）だけが変わる必要があるようにするために、前部胴体部分（２）、中央胴体部分（４）、および後部胴体部分（８）を含む一般的な胴体本体と、一般的な着陸装置スポンソン（６）を備えた中央翼構造（５）とを保持する。

図５と図６を参照すると、高度な飛行訓練用の大きなエンジンナセル（１３）の場合に、一般的な胴体（１４）と中央翼構造（５）が、設置されたエンジンナセルの例と一緒に示されている。図６に示されるように、エンジンナセル（１３）は、一般的な胴体と中央の翼構造とは異なりかつ別々の独立した構造である。

エンジンナセル（１３）は、空気取り入れ口（１５）からなる前部と、エンジンカバー（１６）とその内部に収納されるエンジン（１７）からなる後部とから構成される。一般的な胴体（１４）と中央の翼構造（５）は、両方の飛行機構造（１）（１１）で固定され、かつ不変のままであり、別々のエンジンナセル（１０）（１３）の構造を必要とすることなく、飛行機の構造的な荷重をすべて収容する。

したがって、一般的な胴体と中央の翼構造は主（セーフティクリティカル）構造として設計されている。前部と後部からなるエンジンナセルは、大型のエンジンユニット（１３）あるいは小型のエンジンユニット（１０）のいずれかであるようなサイズと形状で異なることもあり、設計されていないか、飛行機の任意の重大な構造的な荷重を運ぶために設計または認定されておらず、したがって、第２の（非セーフティクリティカル）構造として設計されている。

図７と図８を参照すると、一般的な胴体（１４）と中央翼構造（５）の内部構造の右側半分は、飛行機のすべての構造的な荷重がどのようにしてエンジンナセル（１０）（１３）の構造とは別々に運ばれるかを説明する目的のために示されている。前部胴体（２）は、アルミニウム合金あるいは炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）のいずれか、あるいは両方の組み合わせから作り上げられた、一連の従来の外板、フレーム、およびストリンガーから構成される。前部胴体（２）内には、合金あるいはＣＦＲＰで作られた頑丈なフレーム（１８）があり、当該フレームは、前部胴体（２）からの主要なセーフティクリティカル構造の荷重を、中央の主要なキールビーム（１９）の下側へ接続する完全深さのウェブ（２１）に収束する外板とフレームから構成されたテーパー形状の構造的なボックス（２０）を介して、および、主要なキールビーム（１９）の前方端部に接続するように収束する２つの側方の翼桁（２２）を介して、中央の主要なキールビーム（１９）へ伝達する。

２つの側方の翼桁は、前部胴体からの荷重の一部が前方の中央翼ボックス（２３）を介して中央翼構造（２４）へ伝達されるようにするために前方の中央翼（２３）の一部も形成する。テーパー形状の構造的なボックス（２０）、２つの側方の翼桁（２２）、および主要なキールビーム（１９）は、アルミニウム合金またはＣＦＲＰまたは他の適切な材料のいずれかで作られてもよい。主要なキールビーム（１９）は後部胴体（８）の中心線に沿って機尾に続き、チタン、アルミニウム、あるいは同様の合金で作られた個別の取り付け具（２５）を介して大型のエンジン（１７）が下に取り付けられた片持ち梁を提供する。

個別の取り付け具は、一般的な胴体（１４）にエンジン（１７）を接続する唯一の主要なセーフティクリティカル部品である。主要なキールビーム（１９）は、後部胴体（２６）の従来の構造によって安定させられ、これは、アルミニウム合金またはＣＦＲＰ、あるいは両方の組み合わせのいずれかから作られた従来のフレーム、外板、およびストリンガーからなる。

図９を参照にすると、エンジンナセル（１０）（１３）の前部（１５）と後部（１６）の組み合わせは、一般的な胴体（１４）とは別々に示され、後部（１６）の左側の外板は例証目的のために削除されている。後部（１６）はエンジンのためのハウジングを提供し、飛行機に設置されると、エンジンナセルの後部の外表面（２８）を供給する、アルミニウム合金、一連の強化ポリマー、あるいはその両方の組み合わせのいずれかから作られた外板、フレーム、および下部構造（２７）の組み合わせで作られる。

後部（１６）は、エンジンの外部構造（３０）に接続するエンジンカバー内部の下部構造（２９）を介して飛行機に単に構造上取り付けられているに過ぎず、エンジン（１７）はそれ自体が個別の取り付け点（３１）を介して胴体に取り付けられる。前部（１５）は、飛行機に設置されると、エンジンに空気取り入れ口を提供する、アルミニウム合金、一連の強化されたポリマー、あるいは両方の組み合わせのいずれかから作られた外板、フレーム、および下部構造の組み合わせで作られている。前部（１５）はフレーム（３２）を介して後部（１６）へ取り付けられる。これは、前部（１５）と飛行機の残りとの間の構造的な取り付けに過ぎない。

前部（１５）は設置されると、テーパー形状の構造的なボックス（２０）のまわりに嵌まってその外表面を提供するが、それに構造上接続してはいない。反対に、テーパー形状の構造的なボックス（２０）のまわりに嵌まるとき、テーパー形状の構造的な本体（２０）の構造機能は前部（１５）に依存しない。従来の拡張可能な密閉は、前部（１５）と、テーパー形状の構造的なボックス（２０）および前方限界（３３）と上方限界（３４）との間で結果として生じるギャップを満たす。結果的に、ナセル（１０）（１３）はエンジン（１７）に構造上接続するだけで、エンジン（１７）は一般的な胴体（１４）に慣例通りに接続する。

図１０を参照すると、一般的な胴体（１４）、主要なキールビーム（１９）、および大型のエンジン（１７）の側面図が示されている。図１１は、図１０（主要な図面）を位置づけるのに役立つ小さな斜視図である。エンジン上、および主要なキールビーム（１９）の下側の両方の従来の取り付けラグ（３５）は連動し、ピンを介して一緒に保持されることで、主要なキールビーム（１９）へのエンジンのための取り付けを形成する。この取り付け具はエンジンの全重量を運ぶために設計され、胴体にエンジンを取り付けるのに必要とされるただ一つの取り付け具である。主要なキールビーム（１９）の後ろの短い支柱アセンブリ（３６）は、エンジンの後部の任意の側方運動に接続し、安定させるか、あるいは支持する。短い支柱アセンブリはエンジンの側方運動を制限することを要求されるだけであり、エンジンの任意の重量を運ぶ必要はない。

上に言及されるように、推進システムの取り付けは、主構造を意図した任意の荷重が推進システム（副構造）によって不注意に転換されるのを防ぐ。これは、エンジンの荷重と重量をすべて伝達し、かつ胴体本体の真下で推進システムを単独で吊るすように設計される単一の前方取り付けアセンブリを提供することにより達成される。後方の取り付けアセンブリは純粋に、胴体本体の中心線と推進システム（とエンジン）との（側方の）位置合わせを維持するために提供される。

前方の取り付けアセンブリは、推進システムに単一の荷重支持懸架点を与える。これは補足的な係合ブラケットを含む。後方の取り付けアセンブリは、位置合わせを維持するが、推進システムから胴体本体まで荷重／重量を伝達する能力を有していないステーまたはブレースを含む。ブレース／ステーは、エンジンの両方の外部の側部にまで横に及ぶ２つの脚部を含んでもよい。その後、ブレース／ステーは、エンジン上で提供される２つの雄部材（ラグ）を収容することができる２つの雌（カップ）タイプの取り付け器具を提供する。これらの取り付け器具はその間の移動を提供しつつ、推進システム／エンジンの全体的な位置合わせを維持することもある。

エンジンナセル（１６）の前部（１５）と後部（１６）の組み合わせが図１２と図１３に示され、大きなエンジン（１７）に適するような形状をしている。こうした部分は上に記載されているように飛行機に接続される。一般的な胴体（１４）の構造と中央翼構造（５）は変わらない。

図１４と図１５を参照すると、一般的な胴体（１４）、主要なキールビーム（１９）、および小型のエンジン（３７）の側面図が示されている。小型エンジン（３７）は、大きなエンジン（１７）とは明確に異なる。エンジン上と主要なキールビーム（１９）の下側の両方における従来の取り付けブラケット（３８）は連動し、ピンを介して一緒に保持されることで、主要なキールビーム（１９）に対するエンジンのための取り付け具を形成する。この取り付け具はエンジンの全重量を運ぶために設計され、胴体にエンジンを取り付けるのに必要とされるただ一つの取り付け具である。主要なキールビーム（１９）の後ろの長い支柱アセンブリ（３９）は、小型エンジン（３７）の後部の任意の並進運動に接続し、安定させるか、あるいは支持する。長い支柱アセンブリはエンジンの側方運動を制限することを要求されるだけであり、エンジンの任意の重量を運ぶ必要はない。小さなエンジンナセル（１０）の前部（４０）と後部（４１）の組み合わせは、大きなエンジンナセル（１３）の前部（１５）と後部（１６）とは形状と大きさにおいてわずかに異なり、小型エンジン（３７）に適するように設計されているとして図１６と図１７では示されている。一般的な胴体（１４）の構造と中央の翼構造（５）は変わらない。

図１８、図１９および図２０に示されたように、飛行機（７１）は１つを超えるエンジン（７２）、（７４）を含む推進システム（７０）を有し、この例において、推進システム（７０）は２つのエンジン（７２）、（７４）を含む。これらのエンジン（７２）、（７４）は、胴体本体（７６）の真下に平行に取り付けられる。両方のエンジン（７２）、（７４）は、単一の空気力学的ハウジング（７８）あるいはナセル内に取り付けられる。上記のように、飛行機（７１）は依然として、単一推進システム（７０）に取り付けられた中心線内に取り付けられている２つのエンジン（７２）、（７４）から本質的に同じくらい離れている。

以前に記載されたように、各々のエンジン（７２）、（７４）は前方位置と後方位置から取り付けられる。前方位置は単一の唯一の荷重支持取り付け具（８０）を提供する。後方位置は、各エンジン（７２）、（７４）の配向と位置合わせを維持するためにステーまたはブレース（８２）を提供する。ステーあるいはブレース（８２）は、それぞれのエンジン（７２）、（７４）の荷重を支持しないが、各エンジン（７２）、（７４）の方向安定性を維持する。

図１９と図２０に示されるように、前方の取り付けブラケットは、単一の支持ブラケット（８３）から分岐する、側方に延びる部材あるいは支柱（８１）を含む。飛行機（７１）の主構造によって提供される単一の点からエンジン（７２）、（７４）の荷重が支持されることを可能にするために、支柱（８１）は各端部に２つの取り付けブラケットを提供する。この単一点の荷重伝達により、推進システムに対して、あるいは推進システムを介して、いかなる機能的な飛行荷重が胴体本体（７６）から伝達されることを防ぐ。後部の取り付け点は単にエンジンのための方向安定性を提供するだけであり、こうした操作上の大きな力を伝達させることはできない。

後部の取り付け手段は、エンジン（７２）、（７４）に連結されるステー／ブレースあるいは２つのステー／ブレース（８４）、（８５）を提供する。この連結は、エンジンの位置合わせを確実に維持する雄部材と雌部材の形状であるが、エンジン（７２）、（７４）の重量／荷重を支持する能力を有していないこともある。どんな場合でも、エンジン（７２）、（７４）の重心は、荷重が前方の取り付けブラケット（８０）によって方向づけられるように配される。

上に言及されるように、本発明は、全く別々の直列形エンジンとナセルの設置を可能にするためのジェット訓練機の胴体の設計に関する。ここで、図２１−２８に関してさらなる実施形態が記載される。

本発明は、胴体または翼の再設計の必要なく、非常に広範なサイズのモジュールエンジンユニットを設置することを可能にするためにジェット訓練飛行機胴体構造の設計に関する。従来の訓練飛行機の胴体構造の後部はジェットエンジンの特定の種類とサイズの長さに沿って包囲および拡張するように典型的には設計されているが、胴体の中央の部分は、空気をエンジンに向けるために胴体の外側から胴体壁を通ってエンジンの全面に向かわなければならない管状の空気取り込みダクトを受け取るように設計される。この構造の利点は、エンジンが後部胴体の中心に残るということであり、したがって、エンジンの「推力線」が飛行機の重心の中心を通過することであり、これは、飛行機のパイロットがエンジンの推力設定を変更する際に飛行機に回転力が課されないことを意味する。しかしながら、このことは、（例えば、飛行機のパフォーマンスを改善するために）エンジンを大型または小型エンジンに交換する場合に、新しいエンジンと空気取り入れ口を収容するために周辺部の胴体を再設計することが必要となることを意味する。このことは、元々の胴体を設計するのに必要とされる以上の膨大な新しい設計と工学技術の負担を要求する。

これらの問題を克服するために、本発明は、前部胴体テーパーの下側半分が飛行機コックピットの後ろに垂直な「くさび」を形成するためにテーパー形状になっていると主張する。くさびの上面は飛行機の中央に取り付けられた翼の下側に付いている。飛行機の中央の胴体部分は、翼の上部にあり、その前面は前部胴体の上方半分に取り付けられ、その後面は、断面を変えることなく長めにも短めにも設計可能な、半分の深さの後部胴体の一定部分「プラグ」に取り付けられることで、その後面が、水平と垂直な尾翼を支える後部胴体部分に一緒に取り付けられているときに、適切な飛行機の安定性を提供するのに必要とされる胴体の長さを提供する。飛行機のエンジンは、個別の取り付け点によって中央の胴体部分の下側へ取り付けられ、胴体と翼構造の両方から構造上完全に独立したナセル構造に囲まれる。ナセル構造の外表面は流線型を与えて空力荷重に反応するためにエンジンの回りに巻き付き、その一方で、エンジン面の前方のナセルの内表面は空気をエンジンに向ける空気取り込みダクトの翼近くの表面を提供する。前部胴体の下側半分の垂直のくさびの外表面が、エンジンに空気を供給するために空気取り込みダクトの胴体近くの表面を形成するように、エンジンとナセルの組み合わせはエンジン取り付け点を介して胴体につなげられる。

前部胴体のくさびは、主要な飛行機構造として設計され、その完全性は飛行機の耐空性に必要不可欠となり、前部胴体からの荷重を、後方および上方にそれよりも上にある翼の主な構造まで伝達するために、構造的でテーパー形状の「ボックス」として機能する。くさびのテーパーリングは、空気取り込みダクトの胴体近くの壁として作用するその外壁の形状が、空気の流れを特定のエンジンの種類に最適化するように空気の流れを変える成形材料の層の追加により改良可能となるようなものである。

エンジンナセルは、その完全性が飛行機の耐空性に必要不可欠ではなくなるように第２の飛行機構造として設計される。その外表面は特にそれが収容するエンジン種類を収容するように成形される。エンジンへの空気取り込み口の翼近くの壁として機能するエンジン面の前方のその内表面は、特に、ナセルが設計されたエンジンへの空気の流れを最適化するために成形される。いったんエンジンが別のエンジン種類に交換されると、エンジン面の前方のナセルの内表面は、新しいエンジン種類への空気の流れが確実に最適化されるように再成形される。全体のナセル構造は飛行機の胴体と翼構造から完全に独立するように設計されており、このことは、エンジンの種類の変更とその後のナセルの設計に対する影響が胴体または翼構造の設計に影響を与えないことを意味している。

図２１では、前部胴体（１０３）の下側半分（１０２）の後部（１０１）は垂直のくさび（１０４）へテーパー形状になるように示されている。

図２２では、くさびは、前部胴体からの荷重を翼の構造要素へ伝達することができるように、構造的な外板（１１１）と内部構造（１１２）から構成される。くさびの前面（１１３）は、前部胴体の下側半分の断面図を映し、一方で、後面（１１４）は、可能な限り遠くの点までテーパー形状でありつつ、くさび「ボックス」の構造的強度を維持するのに必要な最小幅である。くさび「ボックス」内の内部部材（１１５）は、ボックスの必要な剛性と強度を提供する。

図２３では、成形された層（１２１）は、結合または固定を含む様々な手段によって、正面の胴体の「くさび」の外壁（１２２）に取り付けられる。こうした外壁を超えてエンジンへと流れる空気の流れがエンジンの所望の性能を達成するのに必要な程度まで改善されるように、くさびにいったん取り付けられた成形層は、くさびの外壁の空気力学的な外観を変える。成形層はくさび「ボックス」の正面からくさび「ボックス」の後方の点まで延びることで、くさび「ボックス」と成形層の組み合わせの外表面が、エンジン面の前の点に来て、ゆえに、くさびの両方の外面を超える空気の流れはエンジン面の前で最小限の擾乱に遭遇する。

図２４は、前部胴体の完全深さ（１３１）がどのようにして、前部胴体のくさび（１３３）と翼（１３４）と組み合わせて中央の胴体（１３２）の半分深さに変形するかを示している。この時点から、中央の胴体（１３２）は、後部胴体プラグ（１３５）へ、そこから後部胴体部分（１３６）へと続く。

図２５は、様々なエンジンと翼の組み合わせを使用することにより生じる飛行機の重心の変動に反応する多かれ少なかれ安定した力を与えるために、後部胴体の全長を変更すべく、単純に外板（１４２）、フレーム（１４３）の数、および補強ストリンガー（１４４）の長さを拡張することによって短くも長くもすることが可能な断面が一定の後部胴体プラグ（１４１）を示す。

図２６は、エンジン（１５２）と空気取り込みダクト（１５３）の外壁を囲む全く別のナセル（１５１）を示す。

図２７は、前部胴体の「くさび」（１６１）とエンジンナセル（１６２）の配置であって、くさびの外壁（１６３）が空気取り込みダクト（１６４）の胴体近くの表面を形成し、ナセルの内壁（１６５）が空気取り込みダクトの翼近くの表面を形成するような配置を示す。

図２８は、エンジンの推力線（１７３）が飛行機の重心（１７４）と「直列形」のままである一方で、ナセルが飛行機の構造に影響を与えていないことを実証するための、全体の胴体（１７１）とエンジンナセル（１７２）との組み合わせを示す。

本発明は、飛行機の前部胴体の下方部分のすぐ後部に個別の推進ユニットの設置を許可するために、飛行機の前部胴体の下方部分からの荷重を飛行機の後部胴体の上方部分へ伝達する構造的なアセンブリに関する。

構造的なアセンブリはくさびを含んでもよく、当該くさびは、くさびの後部に取り付けられたエンジンまたはエンジンの面に、空気を向けるために空気取り込みダクトの胴体近くの表面を提供する。

後部胴体の長さは断面が一定の胴体部分によって修正されてもよい。

くさびの外表面のテーパーリングは成形層の追加によって修正されてもよい。

エンジンに対する空気取り込みダクトの残りを形成するのに必要とされる補足的な表面は、別々のエンジンナセル構造によって提供されることもある。

飛行機のエンジンを収容するのに必要な別々のエンジンナセルは、飛行機の主要な構造に影響を与えないこともある。

前部胴体の下方部分の後部に置かれたエンジンは、個別の取り付け点によって飛行機の胴体に取り付けられてもよい。

全体として、本発明は、テーパー形状のボックスとして飛行機の翼の構造的なボックスに飛行機の前部胴体を接続し、一方で、全く別々のエンジンナセル構造の内表面によって完了する空気取り込みダクトの胴体近くの壁も提供する、ジェット訓練機の下方の胴体構造に関することもある。

Claims (12)

1. 飛行機（７１）であって、
   前記飛行機（７１）が、
   中心線を有する胴体本体（７６）であって、胴体本体（７６）が、機首端部から尾部端部へと長手方向に延び、および胴体本体（７６）が飛行機（７１）の長手方向に沿って力を伝達するためのセーフティクリティカル構造である主支持構造物を含み、前記胴体本体（７６）が、側方の外翼アセンブリ（７、１２）を取り外し可能に固定するための中央の翼構造（５）を含む、胴体本体（７６）と、
   少なくとも１つのエンジン（１７）を含む単一推進システム（７０）と、
   胴体本体（７６）から外部に推進システム（７０）を取り外し可能に吊るすための取り付け手段（２５）であって、前方の取り付けアセンブリ（３５）と後方の取り付けアセンブリ（３６）とを含む、取り付け手段（２５）を備え、
   推進システム（７０）は、胴体本体（７６）の外部に、および胴体本体（７６）の中心線に沿って、推進システム（７０）を取り付けるために、胴体本体（７６）から吊るすことが可能な空気力学的ハウジング（７８）を含み、
   胴体本体（７６）はサポートフレームを囲む外板を含み、これらは飛行機（７１）の主支持構造物を形成し、推進システム（７０）は、飛行機（７１）の主支持構造物の一部ではないか、あるいは前記主支持構造物の内部に収容されないように胴体本体（７６）の外板の外側に位置づけられ、
   主支持構造物は飛行機（７１）内の荷重を単独で伝達し、推進システム（７０）の外部の取り付けは、推進システム（７０）の重量のすべてを伝達し、かつ、胴体本体（７６）の真下で推進システム（７０）を単独で吊るす第１の取り付けアセンブリ（３５）を含み、前記外部の取り付けは、荷重が推進システム（７０）のまわりに伝達されたり、推進システム（７０）の空気力学的ハウジング（７８）を通って伝達されたりすることを防ぎ、ここで、後方の取り付けアセンブリ（３６）は胴体本体（７６）の中心線との推進システム（７０）の位置合わせを維持する、飛行機（７１）。
2. 推進システム（７０）の空気力学的ハウジング（７８）は、空気力学的な流線型を与えるように単独で作用するナセルを含み、および、非セーフティクリティカル構造である第２の構造を含み、ここで、空気力学的ハウジング（７８）は、推進システム（７０）のための２つの空気入口を画定し、推進システム（７０）は主支持構造物の外側で吊るされ、推進システム（７０）の交換は主支持構造物に干渉せず、ここで、推進システム（７０）は主支持構造物の下および外部に吊るされ、ならびに、密閉面を提供し、これにより、推進システム（７０）の主支持構造物とナセルとの間で水平なインタフェースが形成される、請求項１に記載の飛行機（７１）。
3. 推進システム（７０）は飛行機（７１）の主支持構造物の完全に外部である、請求項１または２に記載の飛行機（７１）。
4. 取り付け手段（２５）は前方の取り付けアセンブリ（３５）と後方の取り付けアセンブリ（３６）を含み、
   ２つの取り付けアセンブリ（３５）（３６）だけが胴体本体（７６）から推進システム（７０）を単独で支持するために設けられ、ここで、前方の取り付けアセンブリ（３５）は推進システム（７０）の全重量を支持し、後方の取り付けアセンブリ（３６）は推進システム（７０）の側方の移動に対する支えを与える、請求項１−３のいずれか１つに記載の飛行機（７１）。
5. 前方の取り付けアセンブリ（３５）と後方の取り付けアセンブリ（３６）は飛行機（７１）の中心線に沿って位置付けられ、前方の取り付けアセンブリ（３５）は、飛行機（７１）の中心線に沿って後方の取り付けアセンブリ（３６）から長手方向に間隔を置いて配される、請求項４に記載の飛行機（７１）。
6. 後方の取り付けアセンブリ（３６）は、胴体本体（７６）の後方の取り付けブラケット（８２）と、空気力学的ハウジング（７８）の後方の取り付けブラケット（３６）または各々の後方の取り付けブラケット（３６）との間を固定するためのスペーサー部材を含む、請求項５に記載の飛行機（７１）。
7. スペーサー部材は、胴体本体（７６）と推進システム（７０）の後方部分との間の間隔距離を決定するための長手方向の長さを有する、請求項６に記載の飛行機（７１）。
8. スペーサー部材は、胴体本体（７６）の後方の取り付けブラケット（８２）に固定するための上方の取り付けブラケットを有し、および、スペーサー部材は、推進システム（７０）の２つの後方の取り付けブラケットに固定するための２つの下方の取り付けブラケットを有する、請求項６または７のいずれか１つに記載の飛行機（７１）。
9. 前方の取り付けアセンブリ（３５）は、推進システム（７０）に単一の荷重支持懸架点を与える、請求項１−８のいずれか１つに記載の飛行機（７１）。
10. 後方の取り付けアセンブリ（３６）は、位置合わせを維持するステーまたはブレースを含む、請求項９に記載の飛行機（７１）。
11. 飛行機（７１）を再構成する方法であって、
    飛行機（７１）は、
    中心線を有する胴体本体（７６）であって、胴体本体（７６）が、機首端部から尾部端部へと長手方向に延び、および胴体本体（７６）が飛行機（７１）の長手方向に沿って力を伝達するための主支持構造物を含み、前記胴体本体（７６）が、側方の外翼アセンブリ（７、１２）を取り外し可能に固定するための中央の翼構造（５）を含む、胴体本体（７６）と、
    少なくとも１つのエンジン（１７）を含む第１の単一推進システム（７０）と、
    胴体本体（７６）から外部に推進システム（７０）を取り外し可能に吊るすための取り付け手段（２５）であって、前方の取り付けアセンブリ（３５）と後方の取り付けアセンブリ（３６）とを含む、取り付け手段（２５）を備え、
    ここで、
    推進システム（７０）は、胴体本体（７６）の外部に、および胴体本体（７６）の中心線に沿って、推進システム（７０）を取り付けるために、胴体本体（７６）から吊るすことが可能な空気力学的ハウジング（７８）を含み、
    胴体本体（７６）はサポートフレームを囲む外板を含み、これらは飛行機（７１）の主支持構造物を形成し、推進システム（７０）は、飛行機（７１）の主支持構造物の一部ではないか、あるいは前記主支持構造物の内部に収容されないように胴体本体（７６）の外板の外側に位置づけられ、
    主支持構造物は飛行機（７１）内の荷重を単独で伝達し、推進システム（７０）の外部の取り付けは、推進システム（７０）の重量のすべてを伝達し、かつ、胴体本体（７６）の真下で推進システム（７０）を単独で吊るす第１の取り付けアセンブリ（３５）を含み、前記外部の取り付けは、荷重が推進システム（７０）のまわりに伝達されたり、推進システム（７０）の空気力学的ハウジング（７８）を通って伝達されたりすることを防ぎ、ここで、後方の取り付けアセンブリ（３６）は胴体本体（７６）の中心線との推進システム（７０）の位置合わせを維持し、
    前記方法は、
    胴体本体（７６）から第１の単一推進システム（７０）を取り外す工程と、胴体本体（７６）から第２の単一推進システムを吊るす工程を含む、方法。
12. 前記方法は、前記主支持構造物に干渉することなく、推進システム（７０）を交換する工程と、推進システム（７０）を変更する際に前記主支持構造物に干渉せずに飛行機（７１）を再構成する工程とを含む、請求項１１に記載の方法。

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