JPH0830422B2

JPH0830422B2 - 重い構成部品を取付けまた取外す方法及び装置

Info

Publication number: JPH0830422B2
Application number: JP5506087A
Authority: JP
Inventors: ポールダブリューデュースラー; フランクビーマニング
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1991-09-25
Filing date: 1992-09-08
Publication date: 1996-03-27
Anticipated expiration: 2011-03-27
Also published as: US5249417A; DE69207773D1; EP0605546B1; DE69207773T2; EP0605546A1; JPH06510585A; WO1993006343A1

Description

【発明の詳細な説明】技術分野本発明は、重い構成部品（コンポーネント）例えば電
子エンジンコントローラを航空機エンジンに人為的に取
付けまた取外す方法及び装置に関する。本発明は、特に
航空機エンジンの分野に最適に適用できるけれども、重
い構成部品をベース構体に取付ける他の分野にも適用で
きるものである。

背景技術航空機の分野において使用されているガスタービンエ
ンジン動力装置は、典型的に、外側ケーシングを有する
エンジンと、エンジンのまわりに延びるナセルとを包含
する。ナセルはエンジンから間隔を置かれており、した
がって、外側ケーシングとナセルとの間にはナセルコン
パートメントが形成されている。

このようなエンジンの一例として、軸流ガスタービン
エンジンがある。軸流ガスタービンエンジンにおいて
は、作動媒体ガスのための主流れ通路は、エンジンを通
して軸方向に延びると共に外側ケーシングによって制限
されている。入来するガスは、エンジンの回転体の第１
列によって圧縮される。燃料がこのガスに加えられ、そ
の混合体が燃焼させられてガスにエネルギーを加える。
それから、熱いガスは上記回転体の他の列を通して膨張
させられる。エンジンの作動によって、エンジンはエン
ジンケーシングに熱を放射すると共に振動を伝える。

航空機エンジンは、その外側に取付けられる種々の構
成部品例えば電子エンジンコントローラ（EEC）及びフ
ルオーソリティー（Full Authority）デジタルエンジン
コントローラ（FADEC）を装備し、これらのEEC及びFADE
Cがエンジンの作動パラメータを維持し、制御信号をエ
ンジンの他の構成部品に送る。これらのEEC及びFADEC
は、衝撃、振動及び熱を受けやすい電子回路素子を包含
している。

これらのコントローラは、上記したナセルコンパート
メント内に配置されて、エンジンの外側ケーシングに設
けた支持構体に取付けられる。そして、振動絶縁装置
が、これらのコントローラを衝撃又は振動による破損か
ら保護している。上記の支持構体は、また、コントロー
ラをエンジンから常に間隔を置いて離し、コントローラ
の電子素子をエンジンから発生する熱から保護する。し
かしながら、この離す間隔はナセルコンパートメント内
で利用できる間隔によって限定される。

以上述べたエンジン構成部品には、メンテナンス及び
修理のために頻繁に取外しされて再び取付けられること
が要求される。この取付け及び取外しは、典型的に、１
人の整備士又は数人の整備士によって行われる。取外し
にあたっては、整備士はボルトを取外し、それから構成
部品をエンジンから離し、ナセルに設けられているカウ
リングドアを通して人為的に持ち上げる。そして、この
取外しの手順と逆の手順の作業が取付けに要求される。
この取付け及び取外しの容易さは、エンジン構成部品の
重さ及びエンジンに対してのエンジン構成部品の取付け
位置に依存する。エンジンの中心線よりも下に取付けら
れる重いエンジン構成部品にあっては、整備士が、この
エンジン構成部品を物理的に取外す間中のみならず、そ
の支持ボルトの取外し及び取付けの間中にも該エンジン
構成部品の重さを支えることが要求される。また、この
エンジン構成部品は、他の多数のエンジン構成部品に非
常に接近した位置にあり、かつナセルコンパートメント
内への侵入を最小にするように方向が決められている。
エンジン構成部品の取付け及び取外しが困難であると、
これによってエンジンの停止時間が長くなり、また取付
け及び取外し中にエンジン及びその構成部品が破損する
可能性が増大する。

エンジン構成部品の取付け及び取外しの作業、特に航
空機の分野におけるかかる作業にあっては、安全性もま
た重要な事項である。もし、取付け作業が完全でない場
合には、整備士に明白な警告を与える必要がある。理想
的には、取付け及び取外し作業は、取付け及び取外しの
ある段階の作業が不完全で行われる可能性を減少又は排
除し、エンジン構成部品及びエンジンが破損する可能性
を減少させることが好ましい。

重い電子エンジン構成部品を航空機エンジンに取付け
及び取外す改良された方法が、米国特許第5,031,396号
明細書（特許権者：マーゲンリィー（Margenlli）、名
称：ガスタービンエンジン用の前取付けリテーナ）に開
示されている。この米国特許は、重いエンジン構成部品
が複数のパッドを有し、かつエンジンケーシングがこれ
らパッドの数と一致する数の外側に取付けられたカップ
を有し、これらのカップがパッドと係合するような形状
とされている構成を開示している。そして、取付け作業
の最初の段階において、整備士がパッドとカップとを係
合することが要求される。カップは、それから、整備士
がボルトを取付けている間中、エンジン構成部品の重さ
を支えている。一方、取外しにあたっては、整備士がボ
ルトを取外している間中、カップはエンジン構成部品の
重さを支えている。

この従来の方法及び装置は、ボルトの取付け及び取外
しの間中整備士がエンジン構成部品の重さを支えること
をなくすという利点がある。しかしながら、カップとパ
ッドとを係合する前に、すべてのカップ及びパッドを整
列させねばならない。このため、整備士が２つの面、す
なわちカップによって限定される面とパッドによって限
定される面とを整列させることが要求される。取付けよ
うとするエンジン構成部品の方向決め、重さ及び大き
さ、またナセルコンパートメント内における他の構造物
への接近のために、上記したすべてのカップ及びパッド
を整列させることが、幾つかの事例において極端に困難
であることが生じている。

本発明は、このような従来技術の課題を解決するため
になされたもので、重い構成部品特に航空機エンジン構
成部品の取外し及び取付けに生じる困難を減少して、エ
ンジンの停止時間を短くし、かつ安全性を向上させるよ
うに改良した方法を開発したものである。

発明の開示本発明の目的は、重い構成部品をベース構体に取付け
また取外す改良された方法を提供することにある。

本発明の他の目的は、エンジン構成部品を航空機エン
ジンケーシングに取付けまた取外す改良された方法を提
供することにある。

本発明の更に他の目的は、エンジン構成部品のために
必要とされている締付け手段を設けることが忘れられな
いようにして、エンジン構成部品を航空機エンジンに取
付ける改良された方法を提供することを目的とする。

すなわち、本発明によれば、第１の要素を第２の要素
に対しての取付け状態と非取付け状態との間に相対的に
動かす方法は、第１の要素と第２の要素とを連結位置と
非連結位置との間に動かす段階と、第１の要素を第２の
要素に関して回転軸線のまわりに動かす段階と、締付け
手段を固定位置と非固定位置との間に動かす段階とを包
含する。

また、本発明によれば、取付け装置は締付け手段と連
結手段とを包含し、該連結手段は開口部を持つアーチ状
部分を有するフックと、このフックに回転可能に係合す
る手段とから成る。

本発明の特別の実施例によれば、エンジン構成部品を
航空機エンジンに対しての取付け状態と非取付け状態と
の間に、複数のボルトを使用して相対的に動かす方法で
あって、前記エンジン構成部品が一対のフックと複数の
ボルト穴とを有し、また前記エンジンが一対の取付けブ
ラケットを有し、かつこれらの各ブラケットが支持体
と、ピンを有するプレートと、ねじ切りソケットを有す
る振動絶縁装置とを包含するものにおいて、前記一対の
フックを一対のピンに係合する段階と、前記エンジン構
成部品を一対のピンの軸線まわりに動かす段階と、前記
ボルトをボルト穴及びねじ切りソケットに関して相対的
に動かす段階とを包含する。

本発明の第１の特徴は、一方の要素に設けられるフッ
クにある。第２の特徴は、他方の要素に設けられるピン
手段にあり、このピン手段は、ピンによって限定される
軸線のまわりにおいてエンジン構成部品がエンジンに関
して回転及び並進移動することを許す。第３の特徴は、
エンジン構成部品がフックの頂部から閉じているカウリ
ングドアの表面までの垂直距離によって限定される長さ
L₁よりも大きな垂直長さL₂を有することである。

本発明の利点は次の点にある。すなわち、整備士がエ
ンジン構成部品の重さを支えることなしに、エンジン構
成部品を航空機エンジンにボルトで締めることができる
ことである。また、本発明によれば、エンジン構成部品
をエンジンの中心線よりも下に取付ける間中における安
全な作業を提供する。すなわち、支持ボルトを取付ける
前に、エンジン構成部品はその重力によってピンから垂
直に吊れるように付勢される。エンジン構成部品の長さ
はフックの頂部から閉じているカウリングドアまでの距
離より大きいので、エンジン構成部品が航空機エンジン
のカウリングドアが閉じられるのを防止する。そして、
カウリングドアを閉じることができないということは、
整備士が支持ボルトをまだ取付けていないという明白な
警告を与える。

本発明の前述した目的、特徴及び利点は添付図面に例
示した模範的な実施例についての下記の詳細な説明を参
照することによって明らかになるであろう。

図面の簡単な説明図１は、本発明の一実施例を示し、カウリングドアが
開らかれかつエンジン構成部品が非取付け位置にある状
態の航空機エンジン動力装置を示す斜視図である。

図２は、取付けブラケットに係合しているフックを示
す図である。

図３は、フック及びボルト固定具を示す図である。

図４は、カウリングドアが開らかれ、航空機エンジン
構成部品が取付け位置と非取付け位置との間の中間位置
にある状態を示す図である。

図５は、航空機エンジン構成部品が取付けられている
状態を示す図である。

図６は、航空機エンジン構成部品に取付けられた振動
絶縁装置を具備する本発明の他の実施例を示す図であ
る。

発明の最良の実施例図１は、航空機動力装置８を示す。航空機動力装置８
は、外側ケーシング12を有する航空機エンジン10と、カ
ウリングドア16を有するナセル14とを包含する。外側ケ
ーシング12は、作動流体の内部流れのための及びエンジ
ン構成部品18を外部に取付ける構造支持体のための表面
境界を形成する。この外側ケーシング12は、一対の上側
取付けブラケット20と一対の下側取付けブラケット22と
によって構成されている支持装置を包含する。

ナセル14は外側ケーシング12から円周方向にずらされ
ており、このずらしによってナセルコンパートメント24
が限定されている。

エンジンの外側に取付けられる種々のエンジン構成部
品、例えば電子エンジンコントローラ（EEC）及びフル
オーソリティーデジタルエンジンコントローラ（FADE
C）を包含する制御装置が、このナセルコンパートメン
ト24内に設置される。カウリングドア16は、開らかれる
ことにより、ナセルコンパートメント24及びその中に取
付けられているエンジン構成部品に接近することを許
す。

エンジン構成部品18はボデー26を包含する。このボデ
ー26の内部には、エンジンの作動のために必要とされる
種々の電気−機械要素（図示せず）が設けられている。
エンジン構成部品18は、また、一対の上側ボルト固定具
28と、一対の下側ボルト固定具30とを包含する。一対の
上側ボルト固定具28は、それぞれ、フック32を有する。
ボルト固定具28,30の各々は、締付け手段例えば図１に
示されている固定ブルト36と係合するような形状とされ
たボルト穴34を有する。フック32は、２つの上側ボルト
固定具28の上方に形成され、これによりエンジン構成部
品18が上側取付けブラケット20により支持されたとき
に、エンジン構成部品18は実質的に垂直に吊される。

次に図２及び図３を参照するに、各上側取付けブラケ
ット（支持装置）20は、開口部40を有する支持体38と、
振動絶縁装置42と、ピン46を有するプレート44とから成
る。支持体38は、エンジンケーシング12に直接取付けら
れていると共に、エンジン10から離れるように延びて熱
放散のためのクリアランスを形成する。振動絶縁装置42
は、支持体38に弾性的に取付けられている。プレート44
は、この振動絶縁装置42に取付けられている。上側取付
けブラケット20から成る支持装置は、エンジン構成部品
18のための回転軸線48を有する。ピン46は、この回転軸
線48と長手方向に整列されて、回転軸線48のまわりに配
置されている。下側取付けブラケット22は、ピンを有し
ないことを除いては、以上述べた上側取付けブラケット
20と同一である。

振動絶縁装置42は、一対のコイルばね50と、最も外側
のばね保持カップ51と、２つの中央のばね保持カップ52
と、固定ボルト36を受け入れるような寸法とされた孔を
有する中央のスプール54と、最も内側のばね保持カップ
53と、ねじ切りソケット56とを包含する。ねじ切りソケ
ット56は、プレート44から最も遠く離れたスプール54の
内方端に設けられている。スプール54の外方端は、ねじ
切りされて、プレート44のねじ穴53に螺合され、これに
よりプレート44がスプール54に固定されている。スプー
ル54は、また、支持体38の開口部40内を長手方向に動く
ことができるようにして、この開口部40を貫通するよう
配置されている。各ばね50は、スプール54のまわりに配
置され、またその各一端に圧着されたばね保持カップ52
を有している。そして、この一対の中央のばね保持カッ
プ52はその一部分が支持体38の開口部40内に埋め込ま
れ、これにより中央ばね保持カップ52及びばね50がしっ
かりと固定されている。取付けた状態において、固定ボ
ルト36はスプール54内を貫通して、ねじ切りソケット56
に螺合する。

振動絶縁装置42は、航空機エンジン10からエンジン構
成部品18に伝達される振動エネルギーの量を減少する。
この振動エネルギーの減少量及び影響される振動数は、
使用するばねのばね定数に依存する。振動絶縁装置42
は、壊れやすい電気構成部品がエンジン10から生じる振
動エネルギーによって破損するのを防止する。

各フック32は、ステム部分60とアーチ状部分62とを有
するシンプルなオープンフックである。アーチ状部分62
の開口部は、フック32をピン46に係合することを可能と
する。アーチ状部分62は、その内側半径に沿って接触表
面66を有する。この接触表面66は、フック32とピン46と
の回転接触領域に相当する。すなわち、この接触表面66
は、フック32がピン46のまわりを回転すると共にピン46
の表面上を側方に横切って滑動することができるように
する。ステム部分60及びアーチ状部分62の寸法は、支持
しようとするエンジン構成部品18の重さに依存する。ま
た、アーチ状部分62の開口部の寸法は、ピン46をフック
32に係合するのに十分な大きさであって、かつ、フック
32をピン46から離すことなしにエンジン構成部品18をピ
ン46のまわりに回転させるのに十分な大きさでなければ
ならない。

ピン46及び支持体38は、エンジン構成部品18の重さの
一部分を支持するのに十分な寸法でなければならない。
各ピン46及び支持体38によって支持されるエンジン構成
部品18の重さの一部分は、フック32及びピン46の数及び
位置に依存する。

フック32とピン46とは、その相互作用によってエンジ
ン構成部品18と航空機エンジン10とを、これらが相対的
に動くことができるように連結する手段を構成する。エ
ンジン構成部品18は、取付けられるにあたって、回転軸
線48のまわりに回転させられて、ボルト固定具28,38が
取付けブラケット20,22に接近する位置にもたらされ
る。そして、この位置から、エンジン構成部品18がピン
46に沿って並進移動させられ、エンジン構成部品18のボ
ルト穴34が取付けブラケット20,21の孔及びねじ切りソ
ケット56と整列させられる。このようなエンジン構成部
品18の回転及び並進移動は、これによってエンジン構成
部品18を取外す前に該部品18を障害物のない位置に動か
すことができるので、整備士がエンジン構成部品18を取
外す作業を助ける。

図１に示されている航空機エンジン10の状態は、非作
動状態である。そして、エンジン構成部品18は非取り付
け状態であり、またカウリングドア16は開放状態であ
る。航空機エンジン10の作動状態のときには、図５に示
されるように、エンジン構成部品18は、ねじ切りソケッ
ト56に螺合した固定ボルト36によって取付けブラケット
20,22にしっかりと取付けられる。また、カウリングド
ア16は閉じた状態とされる。

エンジン構成部品18をエンジンケーシング12に取付け
る作業は、図４及び図５に示されるように、３つの簡単
な段階から成る。第１の段階は、図４に示されるよう
に、エンジン構成部品18を次の位置に、すなわちフック
32をピン46に係合してフック32及びピン46がエンジン構
成部品18の重さを支持し、またエンジン構成部品18をエ
ンジンの中心線より下に取付けるためにエンジン構成部
品18が垂直にぶら下がるような位置に、動かすことであ
る。この位置は、中間の位置である。第２の段階は、エ
ンジン構成部品18のボルト穴34をねじ切りソケット56に
整列するまで、エンジン構成部品18をピン46のまわりに
回転させると共に並進移動させることである。第３の、
すなわち最後の段階は、ボルト36をボルト固定具28,30
を通してねじ切りソケット56に螺入し、これによりエン
ジン構成部品18をエンジンケーシング12に固定すること
である。これにより、エンジン構成部品18は取付け状態
となる。そして、図５に示されるように、カウリングド
ア16が閉じられると、航空機エンジン10は作動状態とな
る。

要求はされないけれども、下側ボルト、すなわち回転
軸線48から最も遠いボルトは、上側ボルト、すなわち回
転軸線48に最も近いボルトに先んじて取り付けられるこ
とが、勧められる。後述するように、これによって、す
べてのボルトを取付けるときの際の時間的な遅れにより
生じる過負荷によって、上側ボルトが破損するのを防止
することができる。すなわち、エンジン構成部品18がエ
ンジン10に向って回転させられると、モーメントＭ（図
５に示されている）が回転軸線48のまわりにエンジン構
成部品18の重量によって生じる。ボルト36は、取付けら
れると、モーメント荷重及び重量荷重の両方に対する反
力を与える。下側ボルト、すなわち回転軸線48から最も
遠く、したがって長いモーメントアームを有する下側ボ
ルトには、上側ボルトよりも小さな、エンジン構成部品
18のモーメント力に対抗する強さが要求される。したが
って、もし下側ボルトが最初に取付けられる場合には、
ボルトに要求される強さ（及び重量）を減少させること
ができる。

また、次の点に注目すべきである。すなわち、エンジ
ンの中心線よりも下に取付けられるエンジン構成部品18
が図４に示される中間位置であるときに、エンジン構成
部品18の一部分がカウリングドア16の開き部分に入り込
んで干渉することである。この状態は、エンジン構成部
品18の垂直長さL₂が距離L₁すなわちフック32の頂部から
閉じている状態のカウリングドア16までの距離L₁（図５
参照）よりも大きいときに生じる。このエンジン構成部
品18をボルトで締付けないことにより生じる干渉によっ
て、エンジン構成部品18が正式に固定される前にカウリ
ングドア16が閉じられるのを防止することができる。カ
ウリングドア16が開いていることは、航空機エンジン10
が飛行のために準備されていないことを明白に警告し、
エンジン構成部品18が正式に取付けられる前にエンジン
10が作動される可能性を減少させる。

エンジン構成部品18を取外す手順は、本質的に、エン
ジン構成部品18を取付ける手順で用いた段階を逆の順番
で行う。すなわち、第１の段階は、ボルト36を取外すこ
とである。第２の段階は、フック32をピン46まわりに回
転及び並進移動させることによって、エンジン構成部品
18を中間位置に動かすことである。第３の段階は、フッ
ク32をピン46から解放することによって、エンジン構成
部品18をエンジン10の外へ動かすことである。取付けの
手順の場合と同じように、上側ボルトが最初に取外しさ
れることが勧められ、これにより、すべてのボルトを取
外すときの際の時間的遅れの間において、エンジン構成
部品18の荷重をフック32と下側ボルトとの間に分配させ
ることができる。

上側ボルトを取替えるために、フック32に幾つかの適
用をすることが可能である。本実施例では、フック32
は、エンジン構成部品の取付けの手順の間支持体を構成
しているばかりでなく、エンジン構成部品の荷重を下側
ボルトに分担させることによって、エンジン構成部品を
取付けた状態でも支持体を連結して構成している。本実
施例は、航空機以外の分野には適用し得るけれども、安
全面の理由から航空機に適用することが勧められる。

また、図１〜図５に例示された実施例は２つのフック
32を用いるように示されているけれども、単一のフック
を用いてでも本発明を実施することが可能なものであ
る。しかし、単一のフックを用いた場合には、次のよう
な欠点がある。すなわち、フックが単一の場合には、ボ
ルトを固定する前のエンジン構成部品の動きにおいて、
エンジン構成部品が自由に動きまわる度合が増すので、
すなわちエンジン構成部品がフック32の中心に位置する
垂直軸線70（図３参照）のまわりを回転できるようにな
るので、安定性が失われることである。このため、フッ
クが単一の場合には、整備士が人為的にエンジン構成部
品が垂直軸線70のまわりを回転するのを防止することが
要求される。この例は、しかしながら、エンジン構成部
品が三次元の曲率を有する表面に取付けられる場合には
適用することができる。この場合において、エンジン構
成部品の垂直軸線まわりの回転は、エンジン構成部品を
取付ブラケットに整列させるのを助ける。

本発明は、また、２つよりも多い数のフックを用いて
でも実施することができるものである。しかし、この例
には、フックとピンとを整列させる困難さが増すという
欠点がある。すなわち、各ピンがエンジン構成部品の回
転軸線と平行な長手方向軸線を有することは、好ましい
ものである。多数のフックを用いる構成においては、こ
れは、すべてのフックに係合する単一の長いピンを有す
ることによって達成される。同じラインに沿って、フッ
クの整列された接触表面を有することは好ましいもので
あり、その結果、フックと単一又は複数のピンとの係合
によって、各フックとピンとの係合のための接触点は回
転軸線と平行の軸線上にあることになる。より多くのフ
ックとピンとを使用することは、それらを整列させる困
難さがより多く増すものである。

更に、本発明の他の実施例によれば、図６に示される
ように、振動絶縁装置82はエンジン構成部品84に設けら
れる。この実施例において、振動絶縁装置82は、一対の
コイルばね86と二対のばね保持カップ88とを包含する。
これらのばね保持カップ88はスプール90のまわりに配置
された一対のばね86のそれぞれの両端に取付けられてい
る。スプール90は、フックプレート94に取付けられた一
方の端92と、１つのばね保持カップ88に取付けられた他
方の端とを有する。このスプール90は、エンジン構成部
品84のプラットホーム96を滑動可能に貫通するように設
けられている。ねじ切りソケット100及びピンプラット
ホーム102は、エンジンケーシングに取付けられている
支持体104に直接取付けられている。また、エンジンか
ら最も遠く離れた外方に配置されているばね保持カップ
88は、スプール90に固定されている。この実施例は、振
動絶縁装置を取付けブラケットに設けることができる場
合に適用するのに有益である。

なお、図１〜図６に例示した実施例では、フックはエ
ンジン構成部品に設けられ、またピンはエンジンケーシ
ングに設けられている。しかしながら、当業者にとって
は、これらフック及びピンの位置を逆に、すなわちピン
をエンジン構成部品に設け、またフックをエンジン構成
部品に設け、またフックをエンジンケースに設けること
ができることが明らかであろう。また、ピンは、円筒形
の形状として示されているけれども、フックを回転可能
に支持し、これによりエンジン構成部品とエンジンとの
間に相対的な回転及び並進移動を許す手段を構成する形
状であれば、他のどのような形状にすることができるも
のである。

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】航空機エンジン構成部品（18）を航空機エ
ンジン（10）に取付けまた取外す方法であって、航空機
エンジン構成部品（18）と航空機エンジン（10）とを第
１の位置で連結する連結手段が装備され、この連結手段
は航空機エンジン構成部品（18）が航空機エンジン（1
0）に関して回転軸線（48）まわりに相対的に回転する
ことを許容すると共に、回転軸線（48）のまわりで航空
機エンジン構成部品（18）と航空機エンジン（10）とが
相対的に並進移動することを許容し、また締付け手段が
第２の位置に装備され、この締付け手段は航空機エンジ
ン構成部品（18）を航空機エンジン（10）に固定するも
のにおいて：航空機エンジン構成部品（18）と航空機エンジン（10）
とを、航空機エンジン構成部品（18）が航空機エンジン
（10）に連結手段で連結される連結位置と、航空機エン
ジン構成部品（18）が航空機エンジン（10）に係合され
ない非連結位置との間に動かす段階と；航空機エンジン構成部品（18）と航空機エンジン（10）
とが係合されている状態で航空機エンジン構成部品（1
8）を航空機エンジン（10）に関して回転軸線まわりに
動かす段階と；締付け装置を第２の位置で係合位置と非係合位置との間
に相対的に動かす段階と；を包含することを特徴とする方法。
【請求項２】請求項１記載の方法において、前記航空機
エンジン構成部品（18）を航空機エンジン（10）に関し
て回転軸線（48）まわりに動かす段階は、航空機エンジ
ン構成部品（18）を航空機エンジン（10）に関して回転
軸線まわりに回転させる段階から成る、方法。
【請求項３】請求項２記載の方法において、前記連結手
段は、開口部を持つアーチ状部分（62）を有するフック
（32）と、このフック（32）にその開口部を通して係合
されるピン（46）とから成り、そして、前記航空機エン
ジン構成部品（18）と航空機エンジン（10）とを連結位
置と非連結位置との間に動かす段階が、更に、前記フッ
ク（32）とピン（46）とを係合位置と非係合位置との間
に動かす段階を包含してなる、方法。
【請求項４】請求項３記載の方法において、前記フック
（32）は航空機エンジン構成部品（18）に設けられ、ま
たピン（46）は航空機エンジン（10）に設けられてい
る、方法。
【請求項５】請求項４記載の方法において、前記締付け
手段は、航空機エンジン構成部品（18）を航空機エンジ
ン（10）に固定するために航空機エンジン構成部品（1
8）及び航空機エンジン（20）にそれぞれ係合する複数
のボルト（36）から成り、そして、前記締付け手段を係
合位置と非係合位置との間に動かす段階が、更に、回転
軸線（48）に最も近いボルト（36）を係合する前に、回
転軸線（48）から最も遠いボルト（36）を係合し、また
回転軸線（48）から最も遠いボルト（36）を取り外す前
に、回転軸線（48）に最も近いボルト（36）を取り外す
段階を包含してなる、方法。
【請求項６】請求項４記載の方法において、前記複数の
フック（32）は航空機エンジン構成部品（18）に設けら
れ、各フック（32）は回転軸線（48）に平行である長手
方向軸線に沿って整列されている接触表面を有し、そし
て、前記航空機エンジン構成部品（18）と航空機エンジ
ン（10）とを連結位置と非連結位置との間に動かす段階
が、複数のフック（32）とピン（46）とを係合位置と非
係合位置との間に動かす段階から成る、方法。
【請求項７】請求項５記載の方法において、前記航空機
エンジン（10）に振動絶縁装置（42）が設けられ、この
振動絶縁装置（42）は、航空機エンジン構成部品（18）
と航空機エンジン（10）との取付け状態で前記ボルト
（36）に係合すると共に、航空機エンジン構成部品（1
8）と航空機エンジン（10）との間の相対的な動きを許
容し、そして、前記締付手段を係合位置と非係合位置と
の間に動かす段階が、ボルト（36）と振動絶縁装置（4
2）とを係合し、また非係合とする段階を包含してな
る、方法。
【請求項８】請求項５記載の方法において、前記航空機
エンジン構成部品（18）に振動絶縁装置（42）が設けら
れ、この振動絶縁装置（42）は航空機エンジン構成部品
（18）と航空機エンジン（10）との取付け状態で前記ボ
ルト（36）に係合すると共に、航空機エンジン構成部品
（18）と航空機エンジン（10）との間の相対的な動きを
許容し、そして、前記締付け手段を係合位置と非係合位
置との間に動かす段階が、ボルト（36）と振動絶縁装置
（42）とを係合し、また非係合とする段階を包含してな
る、方法。
【請求項９】請求項２記載の方法において、前記航空機
エンジン構成部品（18）は制御装置であり、また前記連
結手段は、この制御装置に設けられて、開口部を持つア
ーチ状部分（62）を有するフック（32）と、航空機エン
ジン（10）に設けられて、前記フック（32）にその開口
部を通して係合されるピン（46）とから成り、そして、
前記制御装置と航空機エンジン（10）とを連結位置と非
連結位置との間に動かす段階が、更に、前記フック（3
2）とピン（46）とを係合位置と非係合位置との間に動
かす段階を包含してなる、方法。
【請求項１０】請求項４記載の方法において、前記航空
機エンジン構成部品（18）は航空機エンジン（10）の中
心線よりも下に取付けられ、締付け手段の非係合状態
で、航空機エンジン構成部品（18）が重力でもって付勢
されて回転軸線（48）のまわりを回転して航空機エンジ
ン（10）から離れることができ、また航空機エンジン
（10）はカウリングドア（16）を有するナセル（14）を
包含し、このカウリングドア（16）が閉じた位置である
状態でフック（32）の頂部からカクリングドア（16）ま
での垂直距離によって定められるL₁が、航空機エンジン
構成部品（18）の垂直長さL₂よりも小さくされている、
方法。
【請求項１１】航空機エンジン構成部品（18）を航空機
エンジン（10）に取付ける取付け装置において：航空機エンジン構成部品（18）を航空機エンジン（10）
に固定する締付け手段と；航空機エンジン構成部品（18）及び航空機エンジン（1
0）の一方に設けられたアーチ状部分（62）と；航空機エンジン構成部品（18）及び航空機エンジン（1
0）の他方に設けられて回転可能に支持する手段と；を包含し、この回転可能に支持する手段は前記アーチ状
部分（62）に係合して、航空機エンジン構成部品（18）
と航空機エンジン（10）とを連結すると共に係合した位
置での並進移動を許容し、そして、前記取付け装置が、
回転軸線（48）まわりの航空機エンジン構成部品（18）
と航空機エンジン（10）との間の相対的な回転を許容す
ると共に、回転軸線（48）に沿う航空機エンジン構成部
品（18）と航空機エンジン（10）との間の相対的な並進
移動を許容することを特徴とする、取付け装置。
【請求項１２】請求項11記載の取付け装置において、前
記アーチ状部分（62）は開口部を有するフック（32）か
ら成り、また前記回転可能に支持する手段は前記フック
（32）にその開口部を通して係合されるようにした、取
付け装置。
【請求項１３】請求項11記載の取付け装置において、前
記締付け手段は複数のねじ切りボルト（36）から成り、
航空機エンジン構成部品（18）及び航空機エンジン（1
0）はこれらボルト（36）で係合されるようにした、取
付け装置。
【請求項１４】請求項11記載の取付け装置において、前
記アーチ状部分（62）は複数のフック（32）から成り、
各フック（32）は他のフック（32）の接触表面と整列す
る接触表面を有し、その整列軸線は回転軸線（48）に平
行とされている、取付け装置。
【請求項１５】請求項12記載の取付け装置において、前
記フック（32）は航空機エンジン構成部品（18）に設け
られていると共に、前記回転可能に支持する手段は航空
機エンジン（10）に設けられている、取付け装置。
【請求項１６】請求項13記載の取付け装置において、更
に、前記航空機エンジン（10）に設けられて前記ボルト
（36）に係合するブラケット（20）を包含し、このブラ
ケット（20）は振動絶縁装置（42）を有し、そして前記
回転可能に支持する手段は前記ブラケット（20）に設け
られている、取付け装置。
【請求項１７】請求項13記載の取付け装置において、更
に、前記航空機エンジン構成部品（18）に設けられて前
記ボルト（36）に係合する振動絶縁装置（42）を包含し
てなる、取付け装置。
【請求項１８】請求項15記載の取付け装置において、前
記航空機エンジン構成部品（18）は制御装置である、取
付け装置。
【請求項１９】請求項11記載の取付け装置において、前
記アーチ状部分（62）は航空機エンジン構成部品（18）
に設けられ、また前記回転可能に支持する手段は航空機
エンジン（10）に設けられ、更に航空機エンジン（10）
はこの航空機エンジン（10）の外側に設けられてカウリ
ングドア（16）を有するナセル（14）を包含し、前記航
空機エンジン構成部品（18）は航空機エンジン（10）の
中心線よりも下に取付けられ、重力によって航空機エン
ジン構成部品（18）が航空機エンジン（10）から離れる
ように回転するよう付勢され、また前記カウリングドア
（16）が閉じた位置である状態でアーチ状部分（62）か
らカウリングドア（16）までの垂直距離によって定めら
れるL₁が、航空機エンジン構成部品（18）の垂直長さL₂
よりも小さくされている、取付け装置。
【請求項２０】請求項15記載の取付け装置において、更
に、前記航空機エンジン（10）の外側に設けられてカウ
リングドア（16）を有するナセル（14）を包含し、前記
航空機エンジン構成部品（18）は航空機エンジン（10）
の中心線よりも下に取付けられ、重力によって航空機エ
ンジン構成部品（18）が航空機エンジン（10）から離れ
るように回転するように付勢され、また前記カウリング
ドア（16）が閉じた位置である状態でフック（32）の頂
部からカウリングドア（16）までの垂直距離によって定
められるL₁が、航空機エンジン構成部品（18）の垂直長
さL₂よりも小さくされている、取付け装置。