JPH01131355A - タービンエンジン取付けブラケツト組立体 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野］ 本発明は航空機エンジン取付け台に関するものであり、
さらに詳しくいえば本発明は、タービンエンジンを航空
機の翼の下に支えるのに特に適したエンジン取付け台に
関するものである。

〔従来の技術〕

ある形式の航空機においては、タービンエンジンは、航
空機の翼からたれ下がったパイロンに取付けられている
。一般的にいえば、前部及び後部取付けブラケット組立
体及び補助構造物がスラスト反作用、トルク反作用、及
び様々な静的及び動的負荷条件のような様々なエンジン
取付け要件に適応する方法でエンジンをパイロンに接続
する。

これらの要求を満たすほかに、取付けブラケットは、高
温及び振動を含む厳しい動作条件に適応しなければなら
ない。

タービンエンジンを航空機翼に取付ける種々の構造物が
提案されてきた。そのような構造物の例は、米国特許第
３．２　Ｂ　Ｉｌｌ、１４０１１号、第３，７２７，８
６２号、第う、８５１，８８８号、第１１，０１５，２
１１６号、第１＋、０２２，０１８号、第１１．１１５
７．６２７号、第１．６２５，８２１号及び第４，６０
５，８２２号に見出すことができる。

前述の特許されたエンジン取付け構造物の中で米国特許
第１１．１）０３，８２２号は、タービンエンジンを航
空機の翼の下に固定する後部エンジン取付け台を開示し
ている。開示された取付け台は、その意図した目的には
満足に機能できるが、航空機客室をエンジンが発生する
騒音から隔離するのを助ける後部エンジン取付け台を必
要とする。従来この目的を達成し、しかも前述の取付け
要件及び遭遇する厳しい動作条件に適応する後部タービ
ンエンジン取付けブラケット組立体は市販されていなか
った。

本願の譲受人に交付された米国特許第５．２８　Ｂ）４
０１４号は、ヘリコプタ−用のタービンエンジン取付ケ
装置を開示している。この装置は、歯車箱に接続された
腕を対向端にもっているトルク軸とそのトルク軸を航空
機の胴体へ補助取付け金具を介して弾性的に接続するエ
ラストマ支承装置を備えている前部取付け台を備えてい
る。この特許された装置は、翼に取付けたタービンエン
ジンによって動力を与えられるある形式の航空機に関連
する前述の騒音問題を解決するのに適当でない。

〔発明が解決しようとする課迦］ 前述のことを考慮して１本発明の主な目的は。

航空機客室をエンジン騒音から隔離する新規な取付けブ
ラケット組立体を提供することである。

本発明のもう一つの目的は、様々な静的及び動的タービ
ンエンジンの運動及び荷重に対して反作用を生じ、しか
も同時に航空機客室をエンジンが発生する騒音から隔離
するのに特に適している改良した取付けブラケット組立
体を提供することである。

本発明のそのほかの目的は、タービンエンジンの後部端
を翼パイロンに元のやり方かまたは新しくしたやシ方の
いずれかで接続して航空機客室に伝えられるエンジンが
発生する騒音を最小にするのに特に適した独特な取付け
ブラケット組立体を提供することである。

〔腺題を解決するための手段〕

さらに詳しくいえば、本発明は、航空機の客室をタービ
ンエンジンの騒音から隔離するのに特に適した取付けブ
ラケット組立体を提供する。この取付けブラケット組立
体は、航空機翼バイロンによって担持されるのに適応し
た取付けベースとこの取付けベースに独特の積層エラス
トマ支承手段を用いて弾性的に接続されているエンジン
取付け金具とを備えている。このエンジン取付け金具は
。

取付けベースに沿って間隔をあけて平行に伸びるアーム
手段と前記アーム手段を相互接続し、それを積層エラス
トマ支承手段を介して片持ちばり式に取付けベースに取
付けるトルク軸手段を備えている。エラストマ支承手段
、トルク軸手段及び取付けベースは、トルク軸手段の旋
回軸に対してアーム手段の揺動運動の間所望の弾性ばね
係数を与えるように構成された共同作動偏心表面をもっ
ている。取付けベース手段によって担持された迫台状手
段がアーム手段の旋回運動とトルク軸手段の旋回軸に沿
った軸方向の運動を含むトルク軸手段のその他の運動を
制限する。以上に説明した取付けブラケット組立体は、
タービンエンジンの後部端と翼パイロンとの間に固着さ
れたとき、エンジンの騒音を著しく減衰させながら種々
の静的及び動的エンジン取付け要件を受入れる。

〔実施例〕

次に図面を参照すると、第１図は、仮想線で航空機の胴
体（図示なし）から横方向に伸びている航空機翼をバイ
ロン構造体Ｐが翼からたれ下がシ。

翼の前方に伸びてタービンエンジンＥｆ支えた状態で示
されている。エンジンＥは、翼パイロンＰに前部及び後
部エンジン取付け組立体によって固着されている。本発
明は後部エンジン取付け組立体Ａに関するものである。

第５図に最もよく見られるように従来の後部エンジン取
付け組立体は、バイロンＰに設けられた板１０とタービ
ンエンジン］１４−事実上取囲む連結組立体１１を備え
ている。連結組立体１１は、ノくイロン板１０にクレビ
スを水平に貫通するボルトによって１例えば米国特許第
４．６０５．８２２号に示されているような方法で、固
定されている垂直の耳金１１ａ、ｌｌｂをもっている。

前述の特許された後部エンジン取付け構造体は、熱によ
る膨張、収縮によるエンジンの縦寸法の変化に適応する
こと、エンジンのトルクに対して反作用を生ずること及
び垂直の静的及び動的荷重を支えることなどの意図した
目的には満足に働くことができるが、これらの要件を満
たすだけでなく。

エンジンの騒音が航空機の客室に伝わるのを制限する後
部エンジン取付けブラケット組立体が必要となっている
。既存の航空機にある騒音問題を解決するためには、航
空機の構造またはエンジン構造のどちらをも考えること
なく、翼パイロン板とエンジンとの間で容易に改装でき
るような取付けブラケット、組立体が必要である。

本発明は、前述の問題を解決する。この目的のために、
第２図に最もよく見られるように、本発明は、翼パイロ
ンＰとエンジンＥとの間に、取付ける改良された後部エ
ンジン取付けブラケット組立体１２を提供する。この取
付けブラケット組立体１２は、翼パイロン板１０に固定
されるように構成された取付けベース１３とエンジン連
結耳金されるように構成された取付け金具組立体Ｆ（第
５図）を備えている。あとで説明するように、取付け金
具組立体Ｆは、取付けベース１３に片持ちばり式に弾力
性のある形で取付けられている。

第２図及び第４図に示されているように、取付けベース
１５は、翼バイロン板１０の下側に一連の高強度取付け
ボルト１に１．１５．１８及び１９なよって取外し可能
に固定されているベース板１５ａを備え、取付けボルト
は、ベース板１５ａ全通して上の方と突き出て翼パイロ
ン板１０にある穴に受けられる。第２図及び第５図を参
照されたい。第４図に最もよく見られるように、ベース
板１３ａは、平面図でほぼ矩形であり、取付けボルト１
球、１５．１８及び１９が締められるとき、取付けベー
ス１３が翼パイロン板１０に対して同じ高さでしかも翼
パイロン板１０とエンジンＥとの間に事実上水平に伸び
るように平らなｊ側をもっている。シャビン１６．１７
がベース板１３ａから上方に突き出て翼バイロン板１０
にある間隔ｅ６けた垂直穴に係合し、エンジントルクに
逆らうとき、エンジンの連結装置１１によって翼パイロ
ンＰに加えられるせん断荷重に対して反作用を生ずる。

取付けボルト１４、１５，１８及び１９は、垂直荷重の
ような他の荷重に適応する。

エンジン連結耳金１１ａ、ｌｌｂ’ｉ取付けベース１３
に接続するために、取付け金具組立体Ｆは、この例１に
おいては、航空機の前方及び後方に間隔’１けた平行な
関係で水平に伸びる１対の平行なアーム２０．２１（第
４図）を備えているアーム手段を備えている。アーム２
０．２１は、それぞれ前方端に連結耳金１１ａ、ｌｌｂ
を貫通する取付けポル）２３ａ、２３ｂ（第５図）を受
けるクレビス２０ａ、２１ａをもっている。アーム２０
゜２１は、それらのクレビス２０ａ、２１ａから離れた
後端において航空機の胴体を横切る方向に二つのアーム
の間で水平に伸びる一体のトルク管または軸２２によっ
て固くつなぎ合わされている。

アーム２０．２１及びトルク軸２２は、大体Ｕ字形の平
面図形状を有するサブアセンブリを形成している。アー
ム２０，２１及びトルク軸２２は。

１５−５ステンレス鋼などの一体高強度金属合金から機
械加工されるのが好ましく、トルク軸２２は１．二つの
腕の間に軽量であるがなおねじりに強い接続部を与える
ように貫通穴を設けられている。

この接続は、アーム２０．２１がエンジントルクに対し
て反作用を生ずるときに起シ得るような軸Ａの周りの互
いに対する角度的変位を最小にしながらトルク軸の中心
軸Ａの周りに同時に旋回できるようにする。第４図及び
第５図において最もよく見られるように、各アーム２０
％２１は、それぞれ垂直の横方向貫通穴２０．２１ｆ！
：備え、それらの穴は、エンジン取付けブラケット組立
体１２を翼パイロン板１０に接続したりそれから外すこ
とができるようにする後部取付けポル１−１５．１に接
近できるようにしている。

アーム２０．２１を取付けベース１うに所望の弾性的片
持ちばり式取付けを行うために、取付け金具組立体は、
トルク軸２２を取付けベース１３に接続する積層エラス
トマ支承組立体２６を備えている。第４図に最もよく見
られるように、エラストマ支承組立体２６は、水平方向
に細長くかつアーム２０．２１の後端セそれらのアーム
の間のほぼ全間隔にわたってトルク軸２２に沿って伸び
ている。エラストマ支承組立体２６には、上側支承部材
２６ａ及び下側支承部材２６ｂｉ備え、これらの部材は
、トルク軸２２の長手軸Ａの直径方向に向かい合った側
に取付けられている。

各エラストマ支承部材１例えば上側部材２６ａ。

は積層構成のものであシ、角度の付いた金属シム２８及
び５０のような非弾性材料の成形された層と父互にそれ
らの層に接着された層２７．２９及び３１のような弾性
材料の一連の層を備えている。

最も内側の弾性層５１は、トルク軸２２に接着され、最
も外側の弾性層２７は、トルク軸２２の上に横たわり、
トルク管に沿ってそれと間隔をあけて平行に伸びる剛直
な細長い保持要素４０に接着されている。エラストマ支
承組立体２６の下側支承部材２６ｂは、上側支承部材と
同様の構成のものでちゃ、成形金属シム３３及び５うに
よって与えられる非弾性層によって分離されて、それら
に接着された一連のエラストマ層３２．５ヰ及び３６を
備えている。最も上側の層３６は、トルク軸２２に接着
され、最も下側の層３２は、保持要素ｌ＆０と構成が似
ておシ、トルク軸２２の下側に沿ってトルク軸と間隔を
離して平行に伸びる剛直な保持要素１１１に接着されて
いる。

第５図に最もよく見られるように、上側及び下側保持要
素４０及び１４１の両方が角度の付いた表面１４０ａ、
＋４０ｂ及びヰ１ａ、ｌ＋ｌｂｉそれぞれもっており、
それらの面は、先がつぼまってお夛、トルク軸２２の旋
回軸Ａに対して反対方向に外向きに面している二面角α
電、α糞ヲ形成している。

下側支承部材２６ｂの金属シム３３及び３５のような比
較的非弾性の金属シムは、浅いＶ字形の横断面を有し、
互いに対して及びトルク軸２２を下側保持要素ｉ１１と
の表面３６及び４１ａに対して事実上平行な関係で配置
されている。金属シム３う及び３５は、角度の付いた表
面１４１ａ、１Ｊｌｂの頂点とトルク軸２２の底との間
の領域において互いの方に向かってわずかに先細になっ
ているのが好ましい。金属シム５３及び３５は、角度の
付いた表面１１１ａ、１Ｌ１ｂに完全に沿って伸びてい
てもよいが、それらは角α雪の頂点のわずかに後で終っ
て、エラストマ支承部材２６ｂｉ与え、トルク軸の旋回
軸Ａの前方のこわい主要部分とこわさのよシ少ない領域
３８を与える旋回軸Ａの後部のわずかな部分とがほぼ完
全にエラストマ材料で構成されている。エラストマ支承
組立体２６のむくのエラストマ材料３８と５９は、エラ
ストマ支承組立体２６の積層部分と同じ大きさの圧縮荷
重を受けないので、金属シムがこれらの場所に存在する
必要は少ない。

上側金属シム２ｇ及び３０は、下側シムと同じ構成のも
のであるが、トルク軸旋回軸Ａに対して異なる形で配列
されている。第５図に最もよく見られるように、エラス
トマ支承組立体２６の下側部材２６ｂの金属シム５３及
びう５の主要部分は。

エラストマ支承組立体２６の上側部材２６ａの金属シム
２８及び３０の主要部分に対して直径方向に反対側にあ
る。直径方向に向き合ったシムの主要部分は、互いに事
実上平行に伸びてアーム２０゜２１の長手軸Ｂに対して
斜めに置かれている。金属シム及び各支承部材内で金属
シムと１置される表面１例えばトルク軸２２の下側にあ
る表面２２ａ、及びシム３５と３５に対峙する保持要素
４１の表面ｕｌａ、ヰ１ｂは、トルク軸２２の旋回軸Ａ
に対して非同心的すなわち偏心した関係で配置されてい
る。トルク軸２２の上側表面２２ｏは、同様に上側保持
要素４０の上にある表面２２ｃの相補的な並置された表
面１１０ａに対して同様に配置されている。このように
表面とシムをトルク軸旋回軸Ａの直径上向かい合った側
に対角線上にいくらか偏心させて配置する結果として、
アーム２０゜２１のトルク軸２２の旋回軸Ａの周フの左
回シ旋回運動は、下側支承部材２６ｂのエラストマ層５
２゜５１４及び３６と上側支承部材２６ａのエラストマ
層２７．２９及び３１を圧縮させて積層エラストマ支承
技術において周知の方法で加わった力に対して反作用で
生じる。

前述のアームの運動と結果として生ずるエラストマ層の
圧縮とをアーム２０．２１とベースＢとの間の若干の他
の運動を許しながら打消すために。

エラストマ支承組立体２６は、せん断ピボット接続によ
ってベースに固定される。この目的のために、支承保持
要素１４０及び１１１は、それぞれトルク軸旋回軸Ａに
対して直径方向に外向きに伸びる短い円筒形突出部ヰ４
及び１４５ｉ備えている。上側突出部ｌＩＩ＆は、ベー
ス１５（第２図）の板部分１３ａに設けられた円筒形大
鉢６の中に受けられ。

下側突出部＋４５は、トルク軸２２の下側に沿って伸び
るＵ字形キャップｌＩ８の甲に設けられた円筒形穴１４
７の中に受けられる。キャップキ８は、ベース板１３ａ
を下向きに貫通してトルク軸２２の前側及び後ｇＪＪ１
に沿って間隔をあけた関係でキャップｌ＆Ｂの中にねじ
込み式に受けられるボルトＩＩ９、５０（第２図）のよ
うな一連のボルトによってベース板１３に取外し可能に
接続されている。従って、エラストマ支承組立体２６の
上側部材２６ａと下側部材２６ｂの保持要素ｌＩＯ及び
４１の突出部１＆録及びｕ５は、アーム２０，２１のト
ルク軸２２の旋回軸Ａに対する下向き旋回運動によって
生ずるＷｌｈのエラストマ層の中の前述の圧縮ひずみの
反作用を受ける。なお突出部４Ｉ４．４５は、弾性層の
中にトルク軸旋回軸Ａに沿っての軸方向運動のようなト
ルク軸２２のその他の運動によって誘起されたせん断ひ
ずみの反作用を受ける。突出部ｌＩＩ＆及び１４５’ｉ
）ルク管２２に対して中心に置くことは、アーム２０．
２１がエンジンのトルクに逆らって互いに対して角度方
向に変位されるときのようなある条件のもとで、トルク
軸２２が垂直軸Ｃの周りにわずかに旋回できるようにす
る。

本発明は、アーム２０及び２１のトルク軸旋回軸Ａに対
する過大な変位を制限する手段を備えている。図示の実
施例において、上向き、すなわち右回シ、のアームの運
動（第２図）は、アーム２０及び２１の上に重なシ、過
大な変位を制限するためにアームのクレビス部分２０ａ
、２１ａに係合する取付けベース１５の板部分１３ａに
よって制限される。アーム２０．２１の旋回軸Ａの周り
の下向き変位、すなわち左回り運動（第２図）は、ベー
ス板１３ａの側面からたれ下がりアーム２０及び２１の
向き合った外側面に沿って、しかもトルク軸２２（第４
図）の向かい合った端に沿って平行な関係で縦に伸びる
。１対のフライジ１５ｂ。

１５ｏ（第６図）によって制限される。フランジ１５ｂ
、１５ｃの下側部分は、それぞれ、常時は。

アーム２０．２１の前方端において間隔をあけた関係で
クレビス２０ａ、２１ａの下にあるが、アーム２０．２
１の過大な下向き偏位を制限するようにクレビスに係合
する内曲がシの肩１３ｄ、Ｌ５ｅｆ備えている。第４図
に最もよく見られるような十分な隙間がベース板１３と
アーム２０゜２１とトルク軸２２との間に与えられて金
属対金属の接触なしにそれらがわずかに並進できるよう
にしているが、これらのわずかの量を超えるアーム２０
及び２１の過大な偏位を金属対金属の直接の接触を与え
る前述のベース構造によって確実に止めている。

取付けブラケット組立体１２が翼パイロン板１０とエン
ジン連結装置１１との間に第５図に示すようにして接続
される。とき、静的動作条件のもとでは、エンジンＥの
前部端の重量は、アームクレビス２０ａ’ｉ下向きに引
つ張シ、アーム２０．２１及びそれらに接続されたトル
ク軸２２に横向きのトルク軸の軸Ａの周シに旋回させる
。トルク軸２２が旋回するにつれて、それの偏心した斜
めの表面２２ａ、２２ｃは、支承保持要素Ｌ１１とｑ。

の相補並置表面１＋１ａ及び１４０ａとそれぞれ共同作
動してそれらの間の弾性層３２．１＋及び５６ならびに
２７．２つ、５１を圧縮し、エンジンの後部端の重量を
種々のエラストマ層内の圧縮ひずみによって事実土石じ
ている。重量の幾分かはまた下側エラストマ支承部材２
６ｂのその他の領域における圧縮によっても受けられて
いる。ある動的動作条件のもとでは、アーム２０．２１
及びトルク管２２のベース板１５に対する種々の運動は
、エラストマ層間の圧縮ひずみ１例えばエンジンＥが翼
パイロンＰに対して急激に上方に動くことによって生ず
るアーム２０．２１の上向き運動によって誘起されるよ
うなひずみの減少によって適応される。トルク軸に対し
て軸方向及び横方向などの他のアームの運動は１種々の
エラストマ層間のせん断ひずみによって適応される。結
果として。

アーム２０．２１及びトルク管２２にそれらの偏位の限
界点においてベース板１５と直接金属対金属の緩衝接触
によって加えられる拘束を除いて、アーム２０．２１は
、翼パイロンＰからエラストマ層料の若干の層によって
隔離される。これは。

そうでない場合に連結装置１１及びパイロンＰ？介して
航空機客室に伝えられるであろうエンジンの騒音を著し
く減衰する効果をもっている。

例としてそして制限としてではなく、取付けブラケット
組立体の静ばね係数が垂直方向（軸Ａに直交する）に少
なくとも約Ｉｔ　１１６０　Ｑ／ｃｒｎ（２５ρ００ｊ
ｂ／ｉｎ）及び横方向（軸Ａに沿って）に６６１０Ｉｆ
　／　ＣＩｒＬ　（３７，０００ｊｂ／ｉｎ　）である
ことが望まし１１とわかった。所望のばね係数を達成す
るために。

弾性層の各々のエラストマ材料は、硬化したとき約７α
５ないし約７０３即／ｃ＋ｌ（ＬＯＯＯないし１０．０
ＯＯｐｓｉ）の範囲内の実効圧縮弾性係数と約３５．２
ないし約７０．３　Ｋｌ　／　ｃＪ　（５００ないし１
．０ＯＯｐｓｔ）の範囲内のせん断連性係数を有する合
成ゴムから構成されているのが好ましい。

ブラケット組立体の温度がそれがエンジンに接近してい
るために１６Ｉ４℃（’Ｌ　Ｏ０Ｆ）Ｉｒ、超える可能
性があるのでエラストマ材料はまた、熱劣化に強くなけ
ればならない。エラストマ層は、この技術で周知の従来
のエラストマ支承製作技術に従って関連の金属表面に接
着される。このような技術のさらに詳細な検討について
は、米国ペンシルバニア州エリ−のロード・コーポレー
ション（Ｌｏｒｄｃｏｒｐｒａｔｉｏｎ）によって発行
された「高許容荷重積層品設計案内」というハンドブッ
クを赤黒されたい。

本発明によるブラケット組立体の好ましい形の例示は、
一定の縮尺で書かれており、基準点は。

トルク管２２の旋回軸Ａと１２．７ｃ＋＋ｔ（５インチ
）のアームクレビス２０ａと２１ａの中心間との間の水
平の中心と中心の距離である。図において、種々の金属
シム及び共同作動する角度の付いた表面は、それらの二
面角が互いから離れて、すなわちトルク軸２２の旋回軸
ＡＯ外の方に向けて面している状態で配置されている。

この構成は好ましいが、これらの表面は、それらの二面
角α凰、α冨がトルク軸旋回軸Ａの向かい合った側から
互いの方に向き合っている状態で配置できる。なお、前
に述べたように、ある用途では、エラストマ支承組立体
２６の上側及び下側部材が保持要素繕０及びヰ１の角度
の付いた表面の全距離にわたつ゛て伸びていてもよいし
、伸びていなくてもよいよシ多数またはより少数の金属
シムを持つことが望ましいことがある。

Ｃ発明の効果〕 前述のことに鑑み１本発明がタービンエンジンを航空機
胴体の外にある翼バイロンにタービンエンジンを固定す
るのに特に適している改良したエンジン取付ブラケット
組立体を提供することが明らかなはずである。このブラ
ケット組立体は、新しい航空機に取付けるだけでなく、
客室の騒音をさらに減らすことが望ましい既存の航空機
を迅速かつ容易に改装するように設計されている。これ
までに説明したような従来の設計の後部取付けブラケッ
ト組立体と比較すると、本発明の取付けブラケット組立
体は客室の騒音をかなりなしベルだけ下げることがわか
った。

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明を具体化する後部取付けブラケット組
立体によって航行機（仮想線で示されている）の翼の下
及び前方に付けられたタービンエンジンを実線で示して
いるいくらか略図的な側型面図。 第２図は、第１図に示された後部取付けブラケット取付
け９域の構成の細部″ｆ：ある程度示すために一部分切
取ってかつ断面にした拡大側面図、第５図は１本発明を
具体化し、エンジン支持構造体に接続されたのを示され
ている後部取付けブラケット組立体の第１図の後部また
は右向きに見た非常に拡大した部分断面図、 第４図は本発明の取付けブラケット組立体の平面図でア
シ、第２図において下向きに見ているが、ある構成の細
部を示すために部分的に切取って断面にしている図。 第５図は１本発明を具体化する取付けブラケットのサブ
アセンブリの部分的に切取って断面にした側面図、 第６図は、第２図の線６−６に沿ってとった横断面図で
ある。 １０−一翼バイロン板、１１−−エンジン連結装置、１
２−一取付けブラケット組立体、１３−一取付けベース
。 ２０．２１−−アーム、２２−−）ルク軸または管、２
６−−エラストマ支承組立体、１１０，１ｌｌ−一保持
要素。 手　　続　　補　　正　　書 昭和６５年１２月７日 特許庁長官　吉　１）文　毅　殿 （審査官　　　　　　　　　殿） １、事件の表示 昭和６３年　　特　　許　　願第１９８Ｌ５２号２　発
明←州０の名称、指走商品の６分タービンエンジン取付
ゆブラケット組立体３、補正する者 事件との関係　特許出願人 ４、代理人 ７、補正の対象　図面

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、タービンエンジンを有する航空機における振動を隔
   離するのに用いるものであつて、 航空機に固定するように構成されて前記タ ービンエンジンを担持する取付けベース手段と、 前記取付けベース手段と前記タービンエン ジンとの間に配置されて、前記取付けベース手段に沿つ
   て伸びるアーム手段と、前記アーム手段の一端において
   前記アーム手段の横方向に伸びるトルク軸手段とを有し
   、前記アーム手段が前記トルク軸手段から間隔をおいた
   場所で前記タービンエンジンに接続されるように構成さ
   れているエンジン取付け金具手段と、 前記トルク軸手段を前記取付けベース手段 に片持ちばり式に接続して前記トルク軸手段が前記アー
   ム手段の変位に応じて旋回軸の周りに旋回できるように
   する積層エラストマ支承手段と、 前記取付けベース手段によつて担持され、 前記アーム手段の前記トルク軸旋回軸の周りの少なくと
   も旋回運動を制限する迫台状手段と、 を備え、 前記積層エラストマ支承手段が前記トルク 軸手段と前記ベース手段とによつて担持され、前記アー
   ム手段が前記トルク軸の前記旋回軸に対する他の弾性的
   変位を可能にしながら、前記旋回軸の周りに旋回すると
   き、前記旋回軸の直径上対向する側で積層エラストマ支
   承手段を圧縮する表面手段を備えることを特徴とする、
   航空機客室に伝えられるエンジン騒音を減衰させる取付
   けブラケット組立体。 ２、前記表面手段は、各対が前記トルク軸旋回軸の直径
   上対向する側に沿つて伸びている複数対の並置表面を備
   え、前記積層エラストマ支承手段が各対の前記表面の間
   に接合された伸縮性の層と非伸縮性の層との複数の積層
   品を備えている請求項１に記載の取付けブラケット組立
   体。 ３、前記アーム手段が前記トルク軸手段に堅く接続され
   、前記トルク軸手段から平行に間隔をおいて伸びている
   １対のアームを備え、前記表面および積層品が前記アー
   ムの間に前記トルク軸手段の前記直径上対向する側に沿
   つて前記旋回軸に対して非同心的関係で伸びている請求
   項２に記載の取付けブラケット組立体。 ４、前記積層品および表面が前記トルク軸旋回軸に対し
   てともに対角線上に互いに向かい合つて前記アームの上
   方と下方に置かれている請求項３に記載の取付けブラケ
   ット組立体。 ５、前記各対の表面の一つが前記トルク軸手段の上に設
   けられ、前記各対の表面の他方が前記ベース手段によつ
   て担持されている請求項４に記載の取付けブラケット組
   立体。 ６、前記迫台状手段が前記取付けベース手段からたれ下
   がり、かつ前記取付け金具組立体の対向する側に沿つて
   間隔をあけて伸びている１対のフランジと、前記フラン
   ジに付いていて前記アームが前記取付けベース手段から
   離れて下方に変位するのを制限するように前記アームと
   係合できる内曲がり肩を備えている請求項５に記載の取
   付けブラケット組立体。 ７、航空機胴体の外部に翼によつて支えられるタービン
   エンジンを有する航空機と組合わせて、エンジンの後端
   を翼に取付けて騒音が胴体内部に伝えられるのを制限す
   るブラケット組立体であつて、 前記翼の下に配置された取付けアーム手段 と、 前記取付けアーム手段の一方の端部分を前 記エンジンに接続する手段と、 前記取付けアーム手段の横方向に前記一方 の端部分から遠くに伸びるトルク軸手段と、前記トルク
   軸手段を前記翼に前記アーム手 段が胴体に対して横方向の軸の周りに弾性的な旋回運動
   をできるように片持ちばり式に接続し、前記トルク軸手
   段に沿つてトルク軸手段の直径方向に対向する側に前記
   旋回軸と偏心的に伸びている弾性層と非弾性層の積層品
   を備え、前記積層品が前記アーム手段の前記旋回軸の周
   りの旋回変位を前記弾性層が前記トルク軸手段のその旋
   回軸に対するその他の運動に適応することができるよう
   にしながら、前記弾性層を圧縮的に歪ませることによつ
   て弾性的に拘束する積層エラストマ支承手段と、を備え
   、エンジンが翼にエンジン騒音の航空機胴体への伝達を
   最小にするようにして取付けられるブラケット組立体。 ８、前記アーム手段が航空機の前方と後方へ伸びており
   、前記積層品が前記トルク軸旋回軸に沿つて前記トルク
   軸の直径方向に対向する側で前記アーム手段に対して対
   角線上に伸びて前記アーム手段の旋回運動の間前記圧縮
   ひずみを加えている請求項７に記載のブラケット組立体
   。 ９、前記アーム手段が前記トルク軸手段から間隔をあけ
   て平行に伸びている１対のアームを備え、前記エラスト
   マ支承手段が前記アームの間に伸びるようになつている
   請求項８に記載のブラケット組立体。 １０、前記アームが事実上水平に伸びて前記トルク軸旋
   回軸が航空機胴体に対して横方向に伸びている請求項９
   に記載のブラケット組立体。 １１、タービンエンジンを翼によつて支えている航空機
   と組合わせて、前記エンジンを翼に取付けるブラケット
   組立体であつて、 翼の下に前後の方向に平行に縦に伸びる１ 対の取付けアームと、 前記取付けアームの第１の端部分を前記エ ンジンに接続する手段と、 航空機胴体に対して横方向に配置された長 手軸を有し、前記アームの第２の端部分で前記アームを
   かたく相互接続するトルク軸手段と、 前記トルク軸手段に沿つて伸びて、前記取 付けアームを前記翼に片持ちばり式に接続し、前記アー
   ムの前記トルク軸の軸の周りの旋回ふれに応じて、あら
   かじめ定めたばね係数を与え、かつ前記トルク軸手段に
   沿つて前記トルク軸の直径上対向する側に前記トルク軸
   と偏心関係に伸びる弾性層と非弾性層の交互の積層品と
   、前記積層品と共同作動でき前記旋回軸の直径方向に対
   向する側にある前記弾性層に前記トルク軸手段の他の並
   進運動に適応しながら、前記トルク軸手段のその旋回軸
   の周りの旋回運動に応じて弾性圧縮を行わせる相補表面
   手段とを備えた積層エラストマ支承手段と、 前記翼によつて支えられて前記アームの前 記旋回軸の周りの旋回運動と前記トルク軸のその旋回軸
   に対する運動との両方を制限する手段とを備え、エンジ
   ンが翼にエンジン騒音の航空機胴体への伝達を最小にす
   るようにして取付けられるブラケット組立体。 １２、前記非弾性積層品と前記相補表面が前記アームに
   対して前記旋回軸に沿つて対角線上に伸びている請求項
   １１に記載のブラケット組立体。 １３、前記表面手段が前記トルク軸旋回軸の各側におい
   て互いからそれ、前記非弾性積層品が同様に、前記表面
   手段の間に配置されている請求項１２に記載のブラケッ
   ト組立体。 １４、前記非弾性層が金属シムによつて与えられ、前記
   弾性層が前記金属シムと前記相補表面手段とに接着され
   たエラストマ材料によつて与えられる請求項１３に記載
   のブラケット組立体。 １５、前記ブラケット組立体が少なくとも約４４６０Ｋ
   ｇ／ｃｍの垂直ばね係数と約６６１０Ｋｇ／ｃｍの横ば
   ね係数を有する請求項１４に記載のブラケット組立体。 １６、前記エラストマ材料が硬化したとき約７０．３な
   いし約７０３Ｋｇ／ｃｍ＾２の範囲にある実効圧縮弾性
   係数と約３５．２ないし約７０．３Ｋｇ／ｃｍ＾２の範
   囲内のせん断弾性係数を有する合成ゴムを含んでいる請
   求項１５に記載のブラケット組立体。