JP2011513112A - ファンフレームから下方にずらしたエンジンの結合具を備える航空機エンジンアセンブリ - Google Patents

Abstract

本発明は、航空機のエンジンアセンブリに関し、該アセンブリは、取付支柱の剛性構造体にターボジェット（２）の結合手段を備えており、前記結合手段は、ファンフレームにかけられる推力荷重を吸収するために第１、第２および第３前方エンジン結合具（６ａ、６ｂ、６ｃ）を備え、第３結合具（８）は、ターボジェットの第１直径面（Ｐ１）を通過するように配置され、第１および第２結合具（６ａ、６ｂ）は、第１直径面（Ｐ１）の両側に配置される。本発明によれば、前記第１および第２前方エンジン結合具（６ａ、６ｂ）それぞれは、２つのアンカーポイント（６’ａ、６’ｂ）においてファンフレーム（１２）に配置され、第３結合具（８）に対して、第１直径面（Ｐ１）に直交するターボジェットの第２直径面（Ｐ２）の反対側に位置する。

Description

本発明は概して、ターボジェットと、ターボジェット及び剛構造体を備える取付支柱を覆うエンジン室と、取付支柱の剛構造体およびターボジェットの間に介入される複数のエンジン結合具と、を備えるタイプの航空機エンジンアセンブリに関する。

ＥＭＳ(Engine Mounting Structure)とも呼ばれる取付支柱は、飛行機の翼の下方にターボジェットを吊るす、または同翼の上にターボジェットを取り付ける、あるいは機体の船尾部にそれを配置することを可能にする。確かに取付支柱は、ターボジェットと航空機の既知の構成部品との間を連結するインターフェースを構成するように設計されている。取付支柱は、関連するターボジェットによって発生される荷重が航空機の構造体に伝達するとともに、燃料の補給、電子システム、油圧、そしてモーターおよび航空機の間の空調も可能にする。

一般的にエンジン室は、ターボジェットを覆い、開放位置においてターボジェットへのアクセスを可能にする複数のカウル装備し、これらカウルは、ファンカウル(fan cowls)および逆突きカウル(inverse thrust cowls)の名で知られている。

より正確には、従来技術のあるエンジンアセンブリでは、剛構造体を有し、かつ縦箱体を備える取付支柱と、強固に縦箱体に取り付けられ、かつ縦箱体の両側に配置された２つの横箱体と、が設けられ、支柱は、剛構造体にターボジェットを結合する手段をさらに備え、これらの手段は、ファンフレームに推力荷重を中継するために第１、第２および第３前方エンジン結合具を有する。モーターが、航空機の翼の下方に吊るされることを目的とする従来技術の実施形態を示めしている図１で図示するように、推力荷重を吸収する３つの前方エンジン結合具は、第３前方エンジン結合具（８）が、ここでターボジェットの垂直対称面であるターボジェットの直径面Ｐ１を通過するように配置され、また、支柱の２つの横箱体にそれぞれ配置されることを目的とする第１および第２エンジン結合具６ａ、６ｂは、第１直径面Ｐ１の両側に配置され、前記直径面に直交し、かつここではターボジェットの水平対称面と一致するターボジェットのもう１つの直径面Ｐ２と交差する。ファンフレーム上の第１および第２エンジン結合具のアンカーポイントがファンフレーム上の正反対にあるこの特定配置は、これら２つの結合具による推力荷重の達路を優先させるように保持され、第３結合具によって伝わる荷重は０でないにしてもかなり弱まっていることを記載する。これは、エンジンの軸に対して正反対にあるこれら２つの結合具によって構成される推力荷重の吸収する優先面のずれの発生を防止することを可能にし、したがって、ターボジェットの横断軸に沿ってそれ自体に働いて、エンジン筐体を変形させやすく、損傷を与えるといわれるトルクの導入を強力に制限する。

一般的にターボジェットは、ファンフレーム１２と、ファンフレームの半径方向内向きに位置し、好ましくは半径方向に配向された複数の構造アーム１７によってファンフレームに接合された中間ケーシング２１と、中間ケーシング２１を後方に延長した「コア」ケーシングとも呼ばれる中央ケーシング１６と、を備える。最後に、中央ケーシングは、タービン排気ケースとも呼ばれる最大寸法である後端１９まで延在することを記載する。

３つのエンジン結合具６ａ、６ｂ、８は、ファンフレーム１２に、より優先的に、前記ファンフレームの後方末梢端に堅く結合されており、したがって、ターボジェットによる軸推力があると、構造アーム１７と同様にこのケーシング１２は応力を受ける。そのような応力下において、ファンフレームは、周方向において直接に連続した２つの構造アーム間に位置するケーシングの部品へすら、前後荷重とも呼ばれる推力荷重を完全に伝達することができる。

しかしながら、推力荷重を吸収する優先面Ｐ２よりも、構造アームは大きな張力を受けており、それは構造アームを曲げてしまい、エンジンに損傷を与えることを記載してきた。確かに図２ａに図示するように、推力荷重の大部分を吸収するエンジン結合具６ａ、６ｂを含む直径面Ｐ２において、構造アーム１７は曲がりやすい傾向を有し、その半径方向の外側端は後方に強く押される。このアーム１７の後方への屈曲は、ファンフレーム１２の変形の始まりであり、それは、面２におけるエンジン軸５に対する末梢的な前方端２３の分離によって示されるように「開く(open up)」傾向を有する。この「開き」を平衡させるために、前方末梢端部２３は、直径直交面Ｐ１へ「閉じる(close up)」または「絞る(squeeze)」傾向を有しており、今後これは、第１および第２エンジン結合具６ａ、６ｂを通過する長軸を伴うケーシングの「楕円化(ovalizing)」と報告する。

そのため、上述のファンフレームの変形は、ファンブレードの端とそのケーシングの間に大きな遊びを生じさせ、この遊びがエンジンの総合性能に損傷を与えると考えられている。

上述のように、推力荷重は、面Ｐ２における第１および第２エンジン結合具を優先的に通過し、したがって、第３エンジン結合具は、０でないにしてもかなり弱いレベルで応力を受ける。しかしながら、この第３エンジン結合具は、稼働中にあらゆるエンジンの変位をブロックする。このブロックのために、面Ｐ１における支柱に対するケーシングの変形が、この第３結合具周辺のエンジンアセンブリの回転を通して現れる。

上述の場合、図２ｂで示すように、結合具８の回転は、ターボジェットの後部を下向きに旋回する傾向を有する。図２ａでもそうであるように、変形のレベルは、明瞭にするために意図的に誇張されている。

より一般的には、ターボジェットによって被る変形、したがって中央ケーシングの変形は、第３エンジン結合具がある位置の反対方向に、前記ターボジェットの後端部の分離を引き起こす。

これにより、中央ケーシングの変位は、支柱および／またはエンジン室の後部への中央ケーシングの一体化に関して問題であると証明できることを記載する。

したがって、本発明の範囲は、従来技術の実施形態と比較して少なくとも部分的に上述したこれらの問題を解決する航空機のエンジンアセンブリを提案することである。

これを実現するために、本発明は、
−ファンフレーム、前記ファンフレームの半径方向内向きに位置し、好ましくは半径方向に配向された複数の構造アームによってファンフレームに連結された中間ケーシング、および前記中間ケーシングを後方延長した中央ケーシング、を備えるターボジェットと、
−縦箱体、および前記縦箱体の両側に配置されて一体化された２つの横箱体、を備える剛構造体を有する取付支柱であって、該支柱は、剛構造体上に前記ターボジェットの取付手段を備え、前記取付手段は、前記ファンフレームにもたらされる推力荷重を吸収するために第１、第２および第３前方エンジン結合具を備え、前記第３前方エンジン結合具が前記ターボジェットの第１直径面を通過するように配置され、前記第１および第２前方エンジン結合具は、この前記第１直径面（Ｐ１）の両側に配置されるように２つの前記横箱体上にそれぞれ位置する取付支柱と、を備える航空機のエンジンアセンブリを本目的のために有する。

本発明によると、前記第１および第２前方エンジン結合具は、２箇所において前記ファンフレームに配置され、前記第３前方エンジン結合具（８）に対して前記ターボジェットの前記第１直径面に直交する第２直径面の反対側に位置する。

本発明の独創性は、従来採用されたそれらの直径上の位置に対して第１および第２エンジン結合具を移動することにあり、その移動は前記第３エンジン結合具から遠ざかるように行われている。そのような構成でターボジェットの軸推力があると、エンジン軸に対する動きが見られ、推力荷重を吸収する面が第１および第２エンジン結合具を含んでいく。そのため、採用した移動によって、上述の従来案ではそうではなかったように、吸収面の優先性が減少し、３つの特定のエンジン結合具を通してより均一に推力荷重が分配されるようになった。言い換えると、直径面と交差する第３エンジン結合具は、より大きい推力荷重を吸収するのでより応力を受ける。これは、第２直径面内及び近傍に位置する構造アームにおける応力を低減させる有利な結果になり、より一般的には、中間ケーシングを包囲する構造アーム全てにおける応力が略均一になる。結果として、ファンフレームは、その周囲においてより均一に応力を受けるものになり、それは、第１および第２エンジン結合具を正反対に有する従来技術で起こった「楕円化」の影響を強力に制限する。これは、ファンをより高効率に、よってターボジェットをより高い全体的効率にすることにつながる。

また、ファンフレームおよび構造アームの変形の減少は、同様に支柱に対するファンフレームの鉛直変位の減少を誘導する。このことは、中央ケーシングの変位を制限する結果となり、その中央ケーシングは、支柱および／またはエンジン室の後部により良好に一体化できる。

もちろん、第２直径面の下方の第１および第２エンジン結合具の位置は、関連するエンジンアセンブリの設計にしたがって調整することができ、したがって、この位置決めは、関連する航空機にしたがって展開することができる。

好ましくは、推力荷重を吸収するための前記第１および第２前方エンジン結合具は、ターボジェットの前後方向に平行するターボジェットの前後軸と、前後方向に直交する前記ターボジェットの第１方向と、によって定義される第１直径面に対して対称的に位置する。

常に優先的に、ターボジェットの前後軸に沿った正面図において、ターボジェットの前後軸を中心とする、第３および第１エンジン結合具のアンカーポイントの間の角度は、９０°より真に大きく１２０°以下であるべきで、より優先的には９０°より大きく、１１０°より小さい、さらには９０°より大きく１００°より小さくあるべきであり、ターボジェットの前後軸を中心とする、第３および第２エンジン結合具のアンカーポイントの間の角度は、２４０°以上で２７０°より真に小さくあるべきで、またより優先的には２５０°より大きく、２７０°より小さい、さらには２６０°より大きく、２７０°より小さくあるべきである。もっとも優先的な間隔が、非常に満足できる案を得ることを可能にし、第１および第２結合具の移植は全く問題がなく、ターボジェットから満足のいく性能を引き出す。

好ましくは、前記第１および第２前方エンジン結合具は、それぞれ前後方向およびターボジェットの前記第１方向における荷重を吸収するように設計されており、前記第３前方エンジン結合具は、前後方向およびターボジェットの前記第１方向および前後方向に直交する第２方向に沿って働く荷重を吸収するために設計されている。

単なる情報として、航空機の翼の上に取り付ける、または前記翼の下方に吊り下げることを目的としたターボジェットの場合において、相互に直交しかつ前後方向に直交する第１および第２方向は、それぞれ優先的にターボジェットの垂直および横断方向であることを記載する。一方、航空機胴体の船尾部の上にエンジンアセンブリを取り付ける構成の場合、第１および第２方向は、ターボジェットの垂直および横断方向に対して傾斜していることがある。

この構成において、前記取付手段は、平衡吸収システムを形成するターボジェットのファンフレームに結合された特定の前方結合具によって独自に構成される。より一般的には、追加的なエンジン結合具が、平衡吸収を形成するように支柱の剛構造体および中央ケーシングの間に設けられるような場合においても、ファンフレームに結合される最適の取付手段は、前記第１、第２および第３結合具であることを取り決めている。

好ましくは、上述のように、ターボジェットの前記第１方向は、同垂直方向に一致し、ターボジェットの前記第２方向は同横断方向に一致する。

好ましくは、２つの横箱体それぞれの箱体の外側を囲む外板は、エンジン室の外側の空気力学的表面の一部を構成する。言い換えると、これは、エンジン室の外側の空気力学的表面が、ターボジェットからくる荷重を吸収しやすい機能外板によって構成されることを予想していることに立ち返る。加えて、優先的に横箱体上に取り付けられた１つまたは複数のエンジン室カウルの供給において、前述の構成要素を活用して、ターボジェットの既知の部品近辺の外板を有利に形成することが可能である。

別の好適な実施形態では、当該エンジンアセンブリは、さらに、中央ケーシングの周囲に荷重を伝達するための環状構造体を備え、前記結合手段を介して中央ケーシングに機械的に連結され、せん断面を形成する補強構造体は、前記第１および第２前方エンジン結合具それぞれに関連し、
− 環状構造体のレベルの第１アンカーポイント、
− ファンフレームのレベルの第２アンカーポイント、および、
− 構造アームまたは中間ケーシングのレベルの第３アンカーポイント、に堅く結合され、前記構造体は、仮想面に沿って位置し、好ましくは半径方向であり、前記ターボジェットの前後軸に平行もしくは前記面を通過し、かつ前記ファンフレーム上の前記前方エンジン結合具のアンカーポイントを通過する。

最初に、飛行中に応力を受けるこれらの補強構造体の存在は、ターボジェットを２つの特定の仮想面において支持することを可能にし、それは、中央ケーシングおよび中間ケーシングの屈曲を制限することを含む。エンジンアセンブリの総合性能が改善される。

また、この補強構造体の追加は、アームが従来、最も応力を受けるところの２つの前記仮想面内および近傍の構造アームの支持を創出する。結果として、ファンフレームは、これらのアームに堅く連結され、このことが前述の楕円化影響をさらに制限する。これは、より良好なファン効率に、したがってより良好なターボジェットの全体的効率につながる。

好ましくは、前記第３アンカーポイントは、前記中間ケーシングおよび構造アームの間の連結点のレベルに位置し、本発明の要旨から逸脱することなく、これらの構成部品のいずれかに配置されてもよい。

好ましくは、それぞれの補強構造体はソリッドな、または質量を軽減するために孔の開いた一般的な三角形状を呈する。その際、三角形状は、飛行する航空機の構成に適しているように思われる。

さらに好ましくは、前記第３前方エンジン結合具は、せん断面を形成する補強構造体に関連し、
− 環状構造体のレベルの第１アンカーポイント、
− ファンフレームのレベルの第２アンカーポイント、および、
− 構造アームまたは中間ケーシングのレベルの第３アンカーポイント、で堅く連結され、構造体は、仮想面に沿って位置しており、好ましくは、略放射状であり、前記ターボジェットの前後軸に平行であり、またはそれを通過し、かつファンフレーム上の前記第３前方エンジン結合具のアンカーポイントを通過している。

この構成では、好ましくは前記第１直径面に一致すると考えられる仮想面において、中央ケーシングはさらに支持され、この面にかせられる慣性力により良好に対抗できる。

さらに好ましくは、前記補強構造体は、前記支柱とのいかなる直接的な機械的連結なしに、前記支柱における追加荷重の導入を回避できる。そのため、前述の結合手段は、補強構造体の存在に関わらず平衡を維持することができる。単なる情報として、同様の理由で、前記補強構造体は、関係するエンジンアセンブリのエンジン室にいかなる直接的な機械的結合なしで構成されてもよい。

さらに、本発明は、中央ケーシングを包囲し、複数の連結支柱を備える結合手段を介して中央ケーシングに機械的に連結される、荷重を伝達するための環状構造体を備えてもよく、前記環状構造体は、例えば上述の補強構造体のような環状構造体の外側に配置された複数の構造体にさらに連結されており、これらの構造体は、中央ケーシングの周上に離間して配置された複数の荷重導入ポイントおいて環状構造体の半径方向に応力を与える。

そのような場合、少なくとも１つの連結支柱が、各荷重導入ポイントに関連し、前記支柱は、ターボジェットの前後軸に沿った正面図において、中央ケーシングに対して接線方向に配置されており、この中央ケーシングに結合される内側端と、前記環状構造体に連結される外側端と、を有し、前記ターボジェットの前後軸と、同様に前記荷重導入ポイントとを通過する仮想面によって交差される。

あるいは、構造体は半径方向でなくてもよく、より一般的には略平面で、好ましくはターボジェットの前後軸に平行であるが、それぞれの残りは、常に前記荷重導入ポイントおよび関連する支柱の外側端を通過する仮想面に含まれる。

それぞれの構成は、正面図において、同一の仮想面内に各荷重導入ポイント及び連結支柱の外側端を配置することの利点を有しており、したがってこの仮想面は、好ましくは半径方向であり、環状構造体に導入された半径方向の荷重は、関係している荷重の導入ポイントに関連する外側の構造体によってこの仮想面内にかけられる。その結果、前記半径方向の荷重は、支柱の圧縮荷重または牽引荷重と、同時に膜荷重(membrane load)とも呼ばれる環状構造体における必然的に略接線方向の荷重と、の双方によって吸収される。このため、環状構造体の各荷重導入ポイントのレベルにおいて、この荷重は、略接線方向の荷重による外側構造体の機械的応力に対応する傾向があり、外側構造体の変形を強力に制限するとともに、特に「楕円化」を防いでいる。

さらに連結支柱は、それらが結合される中央ケーシングに対して接線方向に配置され、このケーシングの変形も強力に制限される。

したがってこの構成によって、全体的に環状構造体および中央ケーシングの間のさらに最適化された機械的結合が設けられることが予想され、環状構造体に連結された外側構造体を介して伝達する荷重を十分に吸収することが保証される。

好ましくは、前記連結支柱は、それらの外側端から全て同じ周方向に延在する。この構成では、リングと、ケーシングまたは支柱と、の間の温度差膨張がある場合、リングは、前記ケーシングと同軸に位置したまま、有利に中央ケーシングを回転させることができる。

好ましくは、前記連結支柱は、ターボジェットの同一の横断面上に実質的に配置される。

さらに好ましくは、中央ケーシングを包囲する環状構造体に対する中央ケーシングの温度膨張を最適に受け入れるために、前記支柱はボールジョイントで結合された内側および外側端を有する。

好ましくは、前述のように、外側構造体は前記補強構造体によって構成される。そのため、前記第１、第２および第３前方エンジン結合具は、それぞれせん断面を形成する補強構造体に関連し、
− 前記環状構造体における荷重導入ポイントを形成する第１アンカーポイントにおける環状構造体のレベルでと、
−第２アンカーポイントにおけるファンフレームのレベルでと、および、
−第３アンカーポイントにおける構造アームまたは中間ケーシングのレベルと、で堅く連結され、したがって前記補強構造体は、前記荷重導入ポイントおよびファンフレームの前記前方エンジン結合具のアンカーポイントを通過する前記仮想ラジアル面に沿って延在している。

せん断面を形成する補強構造体は、荷重導入ポイントを介して補強構造体が結合される環状構造体の上述した変形がないようにするための役割を完全に果たすことを記載する。

本発明の別の主題は、この航空機の翼または船体の後部において組み立てられる上述のようなエンジンアセンブリを少なくとも１つ備えるする航空機に係る。

本発明の他の利点および特徴は、限定することなく下記の詳細な説明において記される。

この説明は添付する図面に関して与えられるものである。
記述の従来技術に関する航空機エンジンアセンブリを示す図である。 記述の従来技術に関する航空機エンジンアセンブリを示す図である。 記述の従来技術に関する航空機エンジンアセンブリを示す図である。 本発明の好適な実施形態による航空機エンジンアセンブリの側面図である。 図３に示すアセンブリの斜視図であり、エンジン結合具がより明瞭に見られるように、取付支柱の剛構造体およびエンジン室が取り除かれている。 図４に示すアセンブリに対応する概略正面図であり、エンジン結合具の詳細な位置決めを示している。 好適な実施形態における取付支柱の部分拡大図である。 図６の横断面Ｐ’に沿った断面図である。 本発明の好適な実施形態における航空機エンジンアセンブリに属する航空機エンジンアセンブリの斜視図である。 取付支柱の剛構造体を交差する図８の横断面Ｐ’に沿った断面図である。 ターボジェットが、ファンフレームを中央ケーシングに連結して補強構造体を一体化する別の好適な実施形態における横断面図であり、またこの図は、図１１のＸ−Ｘ線での断面図と一致する。※図１１にＸ−Ｘの符号なく、ＸＩＩ−ＸＩＩの間違いと思われる。 図１０のＸＩ−ＸＩ線での断面図である。 図１０のＸＩＩ−ＸＩＩ線での断面図である。 荷重を伝達するための環状構造およびターボジェットの中央ケーシングの間に設置される取付手段の概略的な横断面図である。 取付手段が別の実施形態における図１３と同様の図である。 荷重導入ポイントのレベルにおける環状構造体上の荷重の分配を示す、図１３の概略的な部分拡大図である。 図１３のＸＶ−ＸＶ線での断面図と一致する別の好適な実施形態を示す図である。

図３を参照すると、本発明の好適な実施形態における航空機エンジンアセンブリ１が見られ、このアセンブリ１は航空機の翼（図示せず）の下方に結合されることを目的としている。

国際的に、エンジンアセンブリ１は、統合推力システム(integrated propulsion system)とも呼ばれ、ターボジェット２と、エンジン室３（明瞭にするために破線で示す）と、支柱へのターボジェットの結合手段を装備する取付支柱４と、から成る。前記手段は、取付支柱の剛構造体１０に堅く結合された複数のエンジン結合具６ａ、６ｂ、８で構成される（結合具６ｂは、この図３における結合具６ａによって隠されている）。単なる情報として、アセンブリ１は、航空機の翼の下方のアセンブリ１のサスペンションを保証するための別の取付部系（図示せず）を備えることを記載する。

下記の全ての説明において、慣例により、支柱４の前後方向をＸと呼び、ターボジェット２の前後方向とも同一であり、前記Ｘ方向は、ターボジェット２の前後軸５に平行している。一方、支柱４に対して横に向いた方向をＹと呼び、ターボジェット２の横断方向と同じであり、Ｚは垂直方向または高さであって、これらの３次元Ｘ、ＹおよびＺは相互に直交する。

一方、「前方」および「後方」という用語は、ターボジェット２による推力の作動の後に達成される航空機の前方への移動に対して考慮されるものとし、この方向は矢印７で概略的に示されている。

図３に見ることができるように、エンジン結合具６ａ、６ｂ、８および取付支柱４の剛構造体１０だけが示されている。他の示めされていない前記支柱４の構成要素、例えば、航空機の翼下の剛構造体１０の結合手段、または繰り返しになるがシステムの分離および保持を保証する補助的な構造などは、従来技術において直面する同一または類似した標準的な構成要素であって、当業者には既知である。したがって前記構成要素の詳細説明は省略する。

一方、ターボジェット２は、図１に示すものと同一または類似した構造を破棄し、すなわち、前方に環状ファン溝１４を区切る大型のファンフレーム１２と、中間ケーシング２１と、出口ガイド羽根(outlet guide vanes)としても知られる構造アーム１７（図３では図示せず）と、後端部１９を有する中央ケーシング１６と、を備える。

前述および後述のように、ここでは優先的に、高バイパス比を有するターボジェットに関する。

図３で見ることができるように、第１前方エンジン結合具６ａおよび第２前方エンジン結合具６ｂの双方は、面Ｐ１に対して対称的にファンフレーム１２に結合されることを目的とし、面Ｐ１は、軸５およびＺ方向によって定義される第１直径面と呼ばれ、この垂直面Ｐ１は、同じくファンフレーム１２に結合された第３前方エンジン結合具８と交差しており、３つの結合具は全て、軸５に直交する面によって優先的に交差される。

ここで図４を参照すると、図示される第１結合具６ａおよび第２結合具６ｂは、ターボジェットの第１直径面Ｐ１に対して確かに対照的に配置されており、そして双方は、優先的にファンフレーム１２の周辺環状部に、より正確には、この周辺環状部の後方に配置されているのを見ることができる。さらに正確に言えば、それらは、第１直径面に直交し、したがって水平な、ターボジェットの第２直径面と呼ばれる面Ｐ２の下方に配置される。したがって、ケーシング１２上におけるこれらの結合具６ａ、６ｂの２つの結合ポイント６’ａおよび６’ｂは、図５に示すような軸５に沿った正面図において、第２面Ｐ２が、これら２つのポイント６’ａおよび６’ｂと、同じケーシング上におけるエンジン結合具８の結合ポイント８’と、の間に位置するように位置する。

軸５に沿った見方を示すこの図において、この水平軸５を中心とする、第3および第1エンジン結合具のアンカーポイント８’および６’aの間の角度Ａ１は、９０°より真に大きく、好ましくは９０°より大きく１１０°より小さい。同様に、前記長軸５を中心とする、第3および第２エンジン結合具のアンカーポイント８’および６’ｂの間の角度Ａ２は、２７０°より真に小さく、好ましくは２５０°より大きく、２７０°より小さい。

上記のように、結合具６a、６ｂのこの配置は、よりエンジン結合具８に応力を加えることを可能にし、したがって、従来技術の実施形態で見られるファンフレームの「楕円化」の寄生効果を制限する。さらに、前記配置は、ターボジェットで出力し、同第３結合具８と交差する推力荷重に起因するＹ方向に平行な軸トルクを、無効／平衡にすることを可能にする。

単なる情報として、エンジン結合具６ａ、６ｂ、８は、例えば接続金具とピンとを一体化する方式のような従来方式で造られ、前記アンカー／結合ポイント６’ａ、６’ｂ、８’は、前記結合具の構造体およびファンフレームの構造体の間の接触箇所に対応していることを記載する。

図４の矢印によって概略的に示すように、第１および第２前方エンジン結合具６ａ、６ｂは、Ｙ方向に沿って働く荷重ではく、Ｘ方向およびＺ方向に沿ってターボジェット２によって発生される荷重を吸収するように設計される。

このように、互いに離間した２つの結合具６ａ、６ｂは連帯して、Ｘ方向に沿って働くモーメントの吸収およびＺ方向に沿って働くモーメントの吸収を保証する。続いて図４を参照すると、ファンフレーム１２の最も高い部分、したがって環状周辺部の最も高い部分に位置する第３前方結合具８は、Ｚ方向沿って働く荷重ではなく、Ｘ方向に沿ってかつＹ方向に沿ってターボジェット２によって発生される荷重が吸収されるように設計されていることが分かる。
このように前記第３結合具は、結合具６ａ、６ｂと連帯して、Ｙ方向に沿って働くモーメントの吸収を保証する。

この限定するわけではない構成の利点は、バイパス流量が、これらの結合具によって乱されることが全くないように、全てのエンジン結合具がファンフレーム上に結合された点にあり、したがってエンジンの総合性能における著しい増進を導く。さらに、３つの結合具はともに、平衡吸収システムを形成する。

ここで図６を参照すると、取付支柱４の剛構造体１０の実施形態例を示す。初めに、主構造とも呼ばれるこの剛構造体１０は、好ましくは前記直径面Ｐ１に対して、つまりターボジェット２の軸５およびＺ方向によって定義される垂直面に対して、対称になるよう設計される。単なる情報として、これは、エンジンが翼に吊るされる、または、取り付けられる一般的な場合であって、エンジンが胴体の後部で組み立てられる場合は必ずしもそうではない。いかにも、図８および図９を参照に詳述される後者の場合、剛構造体１０は、胴体の後部に対するその向きによって決まる別の対称面を有することができ、例えば対称面は、水平または水平面に対して傾斜している、あるいは、いかなる対称面も有さなくてもよい。すなわち、中央ケーシングと呼ばれる縦ケーシングの一側または他側に結合または配置される後術する２つの横ケーシングが、同じ周囲長を有さないとき、この状態が見られる。

そのため、剛構造体１０は、中央縦ケーシングと呼ばれ、またトルク箱体とも呼ばれる縦ケーシング２２を備え、この縦ケーシングは、このケーシングと同じ方向に平行なＸ方向において、構造体１０の一端から他端まで延在する。単なる情報として、箱体２２は、平行面ＸＺにおいてＸ方向に沿って延在する２つのけた(spars）または横パネル３０を組み立てることよって形成され、平行面ＹＺにおいて配向された横リブ２５を介して２つのけた間で連結される。さらに、上けた３５および下けた３６は、箱体２２を閉鎖するためにも設けられる。

２つの横箱体２４ａ、２４ｂは剛構造体１０を完成させる。中央箱体２２は前記構造体１０の上部の面に位置し、２つの箱体２４ａ、２４ｂが、前記トルク箱体の一側および他側からＹ方向に沿って突出してから底に向かうように中央トルク箱体２２と一体化する。単なる情報として、箱体２２、２４ａ、２４ｂは、本発明の範囲から逸脱することなく独自のかつ特有の箱体を形成するように作られてもよいことを記載する。

好ましくは、中央箱体２２の前方の両側に一体的に結合された前記横箱体は、それぞれ箱体を閉鎖するための下外板とも呼ばれる箱体を閉鎖する内側外板２６ａ、２６ｂを有しており、ターボジェットに向いて配向され、仮想面３２の一部を区切っており、仮想面３２は、図６に見られるように、円断面と、中央箱体２２およびX方向に平行な前後軸３４と、を有する略円筒状である。

言い換えると、２つの前記外板２６ａ、２６ｂは、それぞれこの仮想面３２の周囲に接触して配置されうる適切な曲率からなる少なくとも一部分を有する。前記外板２６ａ、２６ｂが、環状バイパス空気路（図示せず）の半径方向外側境界の一部になることが利点であることが予想され、この閉鎖外板に、内側、外側関係なく防音コーティングを施すことが考えられること分かっている。あるいは、本発明の範囲を逸脱することなく、２つの横箱体が、完全にファンフレーム上に位置するように配置されることも可能である。

単なる情報として、好ましくは、軸３４は、ターボファン２の前後軸５と同化することを明記する。

さらに、ここで、横箱体２４ｂに同一および対称的な横箱体２４ａは、外側箱体閉鎖外板４４ａを備え、横箱体２４ｂもまた外側箱体閉鎖外板４４ｂを備える。

外側閉鎖外板４４ａ、４４ｂは上外板とも呼ばれ、それぞれが好ましくはエンジン室の外側の空気力学的表面の一部を構成し、少なくとも支柱の一部が、エンジン室の一体部品であるという有益な結果を有する。

図７は、ある程度横箱体２４ａ、２４ｂを交差する横断面Ｐ’での断面図を示す。

この図では、箱体２６ａ、２６ｂの２つの内側閉鎖外板は、それらの外側表面の一部で、円断面を有する略円筒形である仮想面３２の一部を区切っていることが分かる。ファン環状溝１４におけるバイパスエアーの乱流を最小にするため、仮想円筒面３２の直径は、好ましくはファンフレーム１２の環状部の外側円柱面の直径と略等しいことを記載する。もちろんこの特異性は、外板２６ａ、２６ｂが、バイパスエアー環状溝の半径方向外側境界の一部になると予想することを目標とする特異性と一致する。

さらに、図７でわかるように、中央箱体２２の構成部品は、仮想面３２に区切られる空間３８の内側へ大きく突出せず、それらはバイパス空気の流れを著しく乱しもしない。すなわちこれは、横けた３０が、仮想面３２および外面１８の直径に対して非常に小さいＺ方向における高さを有するという事実によって説明される。

図６および図７をともに参照すると、外板２６ａ、４４ａは前方閉鎖フレーム２８ａおよび後方閉鎖フレーム４６ａを介して相互に結合されており、したがって、これらのフレーム２８ａ、４６ａは横向きに配向されており、かつ箱体２４ａの前方および後方にそれぞれ位置する。さらに、面Ｐ２の下方に位置する閉鎖プレート４８ａは、箱体２４の下部を閉鎖し、したがってフレーム２８ａ、４６ａおよび外板２６ａ、４４ａの下端を連結する。

もちろん、横箱体２４ｂは、構成部品２６ｂ、４４ｂ、２８ｂ、４６ｂおよび４８ｂを備え、それぞれが箱体２４ａの構成部品２６ｂ、４４ｂ、２８ｂ、４６ｂおよび４８ｂと同一であり、これら２つの箱体は、例えばエンジン室カウルを、好ましくは関着方式によって運搬しやすくなっている。

２つの外板２６ａおよび２６ｂは、好ましくは、双方で一部品と考えられ、面ＸＹに沿って配向された交差プレート５０を介して前記外板の上部の面においてそれらが連結され、中央箱体２２の下けた３６と接触するように位置する。また同様に、２つの前方閉鎖フレーム２８ａ、２８ｂが双方で一部品と考えられ、面ＹＺに沿って配向される箱体２２の前方閉鎖フレーム３１を介して前記フレームの上部の面においてそれらが連結されることを予想することができる。そのため、一部品で作られたフレーム２８ａ、２８ｂ、３１は、この構成においては必然的に同一面ＹＺに配置され、支柱４の剛構造体１０の前方端を構成する。

そのため、前記エンジン結合具は、図７に示されるように、フレーム２８ａ、２８ｂおよび３１を一体化し、ちょうど正面図における剛構造体のアセンブリのような例えば一般的なＵ字型を有する一部品で作られた横部品上に容易に結合可能であることから、取付支柱４の剛構造体１０は、前方エンジン結合具６ａ、６ｂ、８を支持することに非常によく適合している。

横箱体がＵ字型ではなく半円筒体のタルを形成し、そして箱体の下方に付加的な構成部品が設けられる、第２直径面Ｐ２の下方の第１および第２エンジン結合具に取って代わる代替案が考えられてもよい。ターボジェットを下から上に移動して支柱に設置する場合において、この構成は特に興味深い。

単なる情報として、説明した剛構造体１０を構成する全ての構成部品には、金スチール、アルミ、チタンなどの金属素材を使うか、繰り返しになるが、好ましくはカーボンなどの合成材料を使って加工される。

主にアセンブリを胴体の後部に結合する場合において、横箱体２４ａ、２４ｂが全く異なる外周を有することができれば、本発明の請求の範囲を逸脱することなく、この胴体の後部に結合する場合に、前記中央箱体の前方以外の中央箱体２２の他の位置において横箱体を中央箱体２２に結合できることを明記することを思い出されたい。

このために、ここで図８および図９を参照すると、本発明の別の好ましい実施形態によるエンジンアセンブリに属する取付支柱の剛構造体１０が見られ、その特殊性は、航空機の胴体８０の船尾部に配置されることになっていることにある。

前述の剛構造体に同一または類似する構成部品に対応する符号によって証明されるように、この剛構造体１０は前述の実施形態において説明されたものと略同一の設計を有する。

主な違いは、胴体８０の船尾部に結合することに起因して、前記剛構造体１０の傾きにおいて存在し、ここで２つの横箱体２４ａ、２４ｂがともに略円筒状の包み／囲いを形成する部分が、もはや直径の上半分の周囲に位置せず、前記ターボジェット（図示せず）の直径の略横半分の周囲に配置されることであることがわかる。

より正確には、剛構造体１０は、もはや垂直ではなく、好ましくは、ターボジェット２の前後軸５およびＸ方向に直交する第１方向Ｚ’によって定義される直径面Ｐ１に対して対称的であるように設計されており、この第１方向Ｚ’は、ターボジェットの垂直および横方向それぞれに一致する前記ＺおよびＹ方向に対して傾斜する。好ましくは、前記面Ｐ１は、胴体８０から離間するように移動するときは、例えば水平に対して、つまり任意のＸＹ面に対して約１０°〜６０°からなる角度によって立ち上がるようであってよい。

図８で示すように、第１前方エンジン結合具６ａおよび第２前方エンジン結合具６ｂの双方は、面Ｐ１に対して対称的な形でファンフレームに結合されることを目的としている。そのとき、第１および第２前方エンジン結合具６ａ、６ｂは、Ｐ１に直交する直径面Ｐ２を超えて、結合具８の反対に配置されることが予想される。ここで再び、直径面Ｐ２は、２つの結合具６ａ、６ｂおよびエンジン結合具８と間に位置するという事実によって、このことは要約されている。

ここで、面Ｐ２は、水平軸５と、方向Ｘおよび第１方向Ｚ’に直交する第２方向Ｙ’と、によって定義され、したがって面Ｐ２は、ＸおよびＹ方向に対して傾斜する。

図８に矢印によって図示するように、第１および第２前方エンジン結合具６ａ、６ｂそれぞれは、ターボジェット２によって発生されるＸ方向に沿った、かつＺ’方向に沿った荷重を吸収するように設計されているが、Ｙ’方向に沿って働く荷重には同様ではない。

このように、２つの結合具６ａ、６ｂは、互いから非常に離間しており、連帯して、方向Ｘに沿って働くモーメントを吸収することと、方向Ｚ’に沿って働くモーメントを吸収することと、を保証している。

引き続き図８を参照すると、図示される第３前方エンジン結合具８が見られ、これは、ファンフレームの周辺環状部に、また好ましくは前記周辺環状部の後部に結合されることを目的とする。この第３前方エンジン結合具８を考慮すると、仮想では前述の面Ｐ１に交差し、それは、Ｚ’方向に沿って働く荷重ではなく、Ｘ方向に沿ってかつＹ’方向に沿ってターボジェット２によって発生される荷重を単独で吸収することができるような方式で設計される。

このように、前記第３結合具８は、２つの他の結合具６ａ、６ｂと連帯して第２方向Ｙ’に沿って働くモーメントの吸収を保証する。

最後に、たとえそれが示されていなくても、好ましくはそれは、剛構造体１０、および特に横箱体２４ａ、２４ｂに取り付けられた１つ以上のエンジン室カウルを有することが予想されることを記載する。

図１０および図１２では、ターボジェットが、さらに、ファンフレームを中央箱体に連結する補強構造体を一体化する、本発明の別の好適な実施形態が示されている。図では、ターボジェット２が、翼の下に吊るされる場合に採用されるような位置において示されている。とはいえ、ターボジェットの任意の位置決め、特に、図８および図９に示すような、胴体の船尾部にターボジェットを移動する場合に、既述の実施形態を想定することができる。

先ず、軸５を中心に中央箱体１６を包囲し、リムまたはリングとも呼ばれる、荷重を伝達するための環状構造体６０が設けられる。中央箱体１６から半径方向に離間するこのリング６０は、例えば、後に詳述される支柱型の取付手段６２を介して中央箱体１６に機械的に連結する。このリング６０は、好ましくは中央箱体１６の後部に、例えば燃焼室の下流に、より好ましくは内燃タービンケーシングのレベルで固定された構成部品に対向して、理想的には高圧タービンケーシングの端部に位置する。より好ましい支持のために、同リングは、トランスミッションシャフトベアリングの真正面に優先的に位置する。

先ず、第１および第２エンジン結合具６ａ、６ｂと関連するせん断面を形成する補強構造体が設けられる。

そのため、第１エンジン結合具６ａを考慮して、せん断面を形成する補強構造体６４ａは、軸５を通過するとともに、前記結合具６ａのアンカーポイント６’ａを通過する仮想半径方向面６６ａに配置される。

図１１においてより見やすいように、構造体６４ａは好ましくは略三角形の平面形状を呈し、質量を低減するため有孔であってもよい。三角体は、リング６０のレベルの第１アンカーポイント６８ａ、ファンフレーム１２のレベルの同一の仮想面６６ａに位置するポイント６’ａに近接する第２アンカーポイント７０ａ、および、構造アーム１７と中間ケーシング２１とが交差点レベルの第３アンカーポイント７２ａ、において堅く結合される。そのため、せん断面を形成する三角構造体６４ａは、仮想面６６ａに配置された構造アーム１７に沿って平行なベースを有し、結合具６ａの直径面Ｐ２の下方への移動のため、ここで仮想面６６ａはＹおよびＺ方向に対して傾斜している。

三角補強構造体が内接する仮想面６６ａは、ここでは半径方向であり、すなわちそれは、仮想面が前後軸５を通過することを意味する。とはいえ、仮想面は、他にすなわち、前後軸とは一体ならずに前後軸５に平行に配置されるかもしれない。すなわち、これは、構造アームが、それら自体は半径方向ではなく、これらの軸が前後軸５を遮断しないように横断面において傾斜している場合である。そのような構成においても、三角構造体６４ａが、仮想面６６ａに位置する構造アーム１７に沿って平行なベースを有するように配置されることが優先される。言い換えると、好ましくは三角構造体６４ａは、構造アーム１７の後方延長部分に存在し、したがって前記アームおよび構造体６４ａは、同一の仮想面６６ａに位置することが予想される。この特異性は、下記のほかの補強構造体それぞれにも同様に適用可能であることを記載する。

同様に、同一または同類の設計が、第２結合具６ｂに採用される。その結果として、図において、仮想半径方向面６６ｂに配置されたせん断面を形成する補強構造体６４ｂに関する構成部品に付せられた符号は、補強構造対６４ａに関する同じ構成部品に使用された文字「ａ」の代わりに文字「ｂ」が付せられる。

そのため、構造体６４ａ、６４ｂは、直径面Ｐ１に対して対称的であることがわかり、また第３補強構造体６４ｃが存在する別の仮想半径方向面６６ｃに対応し、第３エンジン結合具８に結合されたせん断面を形成している。

またここでは、図において、仮想半径方向面６６ｃに配置されたせん断面を形成する補強構造体６４ｃに関する構成部品に付せられた符号は、補強構造対６４ａに関する同一構成部品に使用された文字「ａ」の代わりに文字「ｃ」が付せられる。

好ましくは略同一である３つの構造体６４ａ、６４ｂ、６４ｃは、全体的に中央ケーシング１６の支持を可能にし、そのため、仮想面６６ａ、６６ｂ、６６ｃ内に働く慢性負担についても、屈曲を制限しており、仮想面６６ｃは垂直面に一致している。さらに、それらによって仮想面内およびそれに近い構造アーム１７の変形を制限することができ、ファンフレーム１２の「楕円化」影響の制限を有利にもたらす。

好ましくは、構造体６４ａ、６４ｂ、６４ｃぞれぞれは、ターボジェットのバイパス流量の空気を分割する役割を担うことができる、すなわち、これらの分割は、全てが空気力学的表面を構成しながら、システム通路の一体化および／または吸音処理の提供の主要機能を有している。

最後に、平衡荷重の平衡吸収を保護するために、補強構造体は、前記支柱およびエンジン室との直接的な機械的結合を欠く。

ここで図１３および図１４を参照すると、荷重の伝達のための環状構造体６０と中央ケーシング１６との間に配置された取付手段６２の好適な実施形態を示している。

先ず、上記アンカーポイント６８ａ、６８ｂ、６８ｃそれぞれは、リング６０において荷重導入ポイントを形成しており、これらのポイントは、リング６０の周囲に離間して配置されていることを記載する。さらに、これらのポイント６８ａ、６８ｂ、６８ｃに関連する前記補強構造体の半径方向の配向を優先するため、リングに応力を掛けている荷重も半径方向に配向される、すなわち、同リングの中心である軸５と交差する方向に通過する。とはいえ、本発明の要旨から逸脱することなく、補強構造体は半径方向以外に配向されてもよい。

これら３つのポイント６８ａ、６８ｂ、６８ｃそれぞれは、少なくとも１つの連結支柱６２に関連しており、図１３のように軸５に沿って正面を見たとき、各けたは中央ケーシング１６に対して接線方向に配置される。より正確には、支柱６２は、すべて実質的にターボジェットの同一の横断面上に優先的に配置される。

好ましくは、上方のポイント６８ｃおよび下方のポイント６８ａ、６８ｂポイントそれぞれから１つの支柱６２が延出することが予想される。

各支柱６２には、中央ケーシング１６上にボールジョイントで結合される内側端６２ａと、リング６０上にボールジョイントで結合される外側端６２ｂと、が設けられる。より正確には、この外側端６２ｂは、正面図において軸５および考慮される荷重の導入ポイント６８ａ、６８ｂ、６８ｃを通過する仮想半径方向面６６ａ、６６ｂ、６６ｃによって交差されるように配置される。単なる情報として、この結果、既知のエンジン結合具、ファンフレーム上の結合具のアンカーポイント、ファンフレームに関連する補強構造体のアンカーポイント、補強構造体それ自体、リング上の補強構造体におけるアンカーポイントを形成するリングへの荷重導入ポイント、および関連する支柱の外側端は、全て同一の仮想半径方向面に配置されることになり、そのため、ケーシング１２および１６に連結する構造アームの１つもまた優先的に同一の仮想半径方向面に位置する。

支柱６２の両端のボールジョイント結合具は、中央ケーシングを包囲する環状構造体６０に対する中央ケーシングの熱膨張の最適な管理を、半径方向および前後方向同時に可能にする。確かに上述のように配置されたボールジョイントを有する支柱は、中央ケーシングが拡張する際に、損傷を与える応力を引き起こすことなく、これら２方向の中央ケーシングの変形に容易に追従できる。

また、図１３に示すように、３つの支柱６２ｂそれぞれは、外側端から同じ周方向、例えば示されるような時計方向に延在する。この構成では、リング６０とケーシング１６または支柱との間の熱差膨張の場合に、リング６０は、前記ケーシングとの同軸を維持したまま中央ケーシング１６を回転させることができる。

特に図１４をさらに参照すると、荷重導入ポイントのレベルで作動する荷重の分配が詳述されており、２つの他のポイント６８ｂ、６８ｃについても原理は類似するものである。

荷重導入ポイントのレベルでは、関連する補強構造体６４ａからくる荷重７６は、特に対応する仮想半径方向面６６ａにおいて略半径方向にかかる。半径方向荷重７６は、支柱６２における圧縮または収縮荷重７８よって、かつ必然的にリング６０における略接線方向の荷重８０によって吸収され、前記荷重は膜荷重とも呼ばれる。このため、これは、リングの３つの荷重導入ポイントそれぞれのレベルにおいて、楕円化のリスクを強力に制限する略接線方向の荷重によって補強構造体の機械的な応力に対応する傾向を有する。

他の実施例を示めす図１３ａを参照すると、図１３参照の前記３つの支柱６２に加えて、思慮深く配置された第４支柱６２が設けられている。

確かに、均等に荷重を分配するために、荷重導入ポイント６８ａ、６８ｂ、６８ｃそれぞれからから延出する３つの支柱に、リング６０をケーシング１６に連結する第４支柱６２が関連付けられ、この第４支柱は、第３エンジン結合具に結合された支柱に対して対称的に、軸５によって構成される軸を中心に対称的に配置さる。そのため、外側端６２ｂも、正面図において前後軸５および関連する荷重導入ポイント６８ｃを通過する仮想半径方向面６６ｃによって交差されるように配置される。

また、図１３ａに示すように、３つの支柱それぞれは、外側端６２ｂから同じ周方向、例えば示めされるような時計周り方向に延在する。ここでも、リング６０とケーシング１６または支柱の間との熱差膨張の場合には、リング６０は、前記ケーシングとの同軸を維持したまま中央ケーシング１６を回転させることができる。

別の実施形態を示す図１５では、前記の方法で配置された支柱６２は、ここでもリング６０に連結されており、荷重導入ポイント６８ａ、６８ｂ、６８ｃに連結されているだけでなく、環状バイパスエアー溝８８の半径方向内側境界の構造体８６（ＩＦＳ、Inlet Fan Structure）にも保持されている。単なる情報として、この構造体８６は環状バイパス空気路の外側ラジアル境界の構造体９０（ＯＦＳ、Outlet fan Structure）に対して半径方向内向きに配置され、それ自体は取付支柱の横箱体の内側外板の後方延長部分に位置する。

そのような場合、上記のように、内部構造体８０に沿って送り込まれる補強構造体６４ａ、６４ｂ、６４ｃは、ターボのバイパス流量空気を分割するという付加的な役割を担うことを確かに予想することができる。

図１３および図１５には、ターボジェットが翼の下方に吊り下げられるときに採用されるような位置におけるターボジェット２が示される。とはいえ再び繰り返すが、特定の前記取付手段６２を、ターボジェットの任意の位置決め、すなわち図８および図９に示すようにその胴体の船尾部に移動する場合を想定することができる。

もちろん、実施例は限定することなく、説明してきた航空機エンジンアセンブリ１の様々な変更が当業者には独自に可能である。この点で、図１０〜図１２および図１３〜図１５にそれぞれ示される２つの随意的な仕様を組み合わせて説明してきたが、本発明の要旨から逸脱することなく、それらを単独でも予想できることを記載する。

１ エンジンアセンブリ
２ ターボジェット、ターボファン
４ 取付支柱、支柱
５ 前後軸
６ａ 第１前方エンジン結合具
６ｂ 第２前方エンジン結合具
８ 第３前方エンジン結合具
６′ａ アンカーポイント、結合ポイント
６′ｂ アンカーポイント、結合ポイント
８′ アンカーポイント
１０ 剛構造体
１２ ファンフレーム
１６ 中央ケーシング、ケーシング、中央箱体
１７ 構造アーム
２１ 中間ケーシング
２２ 縦箱体、（中央）縦ケーシング、（中央）トルク箱体
２４ａ 横箱体
２４ｂ 横箱体
６０ 環状構造体
６２ 取付手段、（取付）支柱、（連結）支柱、結合手段
６２ａ 内側端
６２ｂ 外側端
６４ａ 補強構造体
６４ｂ 補強構造体
６４ｃ 補強構造体
６６ａ 仮想（半径方向）面
６６ｂ 仮想（半径方向）面
６８ａ 第１アンカーポイント、荷重導入ポイント
６８ｂ 第１アンカーポイント、荷重導入ポイント
６８ｃ 第１アンカーポイント、荷重導入ポイント
７０ａ 第２アンカーポイント
７０ｂ 第２アンカーポイント
７２ａ 第３アンカーポイント
７２ｂ 第３アンカーポイント
Ｐ１ 第１直径面
Ｐ２ 第２直径面
Ｘ 前後方向
Ｙ 横断方向
Ｚ 垂直方向

Claims (9)

1. − ファンフレーム（１２）、前記ファンフレームの内側、半径方向に位置しる中間ケーシング（２１）であって複数の構造アーム（１７）によって前記ファンフレームに連結された中間ケーシング（２１）、および、前記中間ケーシングを後方に延長する中央ケーシング（１６）、を備えるターボジェット（２）と、
   − 縦箱体（２２）、および前記縦箱体（２２）の両側に配置されて一体化する２つの横箱体（２４ａ、２４ｂ）、を備える剛構造体（１０）を有する取付支柱（４）と、を備える航空機エンジンアセンブリ（２）であって、
   前記支柱は、前記剛構造体（１０）上に前記ターボジェット（２）の取付手段を備え、
   前記取付手段は、前記ファンフレームにかけられる推力荷重を吸収するために第１、第２および第３前方エンジン結合具（６ａ、６ｂ、８）を備えるとともに、前記ターボジェットの第１直径面（Ｐ１）を前記第３前方エンジン結合具（８）が通過するように配置され、
   前記第１および第２前方エンジン結合具（６ａ、６ｂ）は、２つの前記横箱体（２４ａ、２４ｂ）にそれぞれ設置され、この前記第１直径面（Ｐ１）の両側に配置されており、
   前記第１および第２前方エンジン結合具（６ａ、６ｂ）は、２つのアンカーポイント（６’ａ、６’ｂ）において前記ファンフレーム（１２）に配置され、前記第３前方エンジン結合具（８）に対して前記ターボジェットの前記第１直径面（Ｐ１）に直交する第２直径面（Ｐ２）の反対側に位置すること特徴とする航空機エンジンアセンブリ（１）。
2. 前記推力荷重を吸収するための前記第１および第２前方エンジン結合具（６ａ、６ｂ）は、その前後方向（Ｘ）に平行である前記ターボジェットの前後軸（５）と、前記前後方向（Ｘ）に直交する前記ターボジェットの前記第１方向（Ｚ、Ｚ’）と、によって定義される前記第１直径面（Ｐ１）に対して対称的に位置することを特徴とする請求項１に記載の航空機エンジンエンジンアセンブリ（１）。
3. 前記ターボジェットの前記前後軸（５）に沿った正面図において、前記ターボジェット（５）の前記第３および第１エンジン結合具のアンカーポイント（８’、６’ａ）間の前記前後軸を中心とする角度（Ａ１）は、９０°より真に大きく１２０°以下であり、好ましくは９０°より大きく１１０°より小さい角度からなり、
   また、前記ターボジェットの前記第３及び第２エンジン結合具（８’、６’ｂ）のアンカーポイント間の前記前後軸を中心とする角度（Ａ２）は、２４０°以上で２７０°より真に小さく、好ましくは２５０°より大きく２７０°より小さい角度からなることを特徴とする請求項２に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
4. 前記第１および第２前方エンジン結合具（６ａ、６ｂ）は、それぞれ前後方向（Ｘ）に沿ってかつ前記ターボジェット（２）の前記第１方向（Ｚ、Ｚ’）に沿って働く荷重を吸収するように設計されており、
   前記第３前方エンジン結合具（８）は、前記ターボジェット（２）の前後方向（Ｘ）に沿ってかつ前記第１方向（Ｚ、Ｚ’）および前後方向（Ｘ）に直交する第２方向（Ｙ、Ｙ’）に沿って働く荷重を吸収するために設計されていることを特徴とする請求項２または３のいずれか一項に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
5. 前記ターボジェット（２）の前記第１方向は、前記ターボジェット（２）の垂直方向（Ｚ）と一致し、
   前記ターボジェット（２）の前記第２方向は、前記ターボジェット（２）の横断方向（Ｙ）と一致することを特徴とする請求項４に記載の航空機エンジンアセンブリ。
6. 前記取付手段は、独自に、前記第１、第２および第３前方エンジン結合具（６ａ、６ｂ、８）によって構成されることを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
7. 当該エンジンアセンブリは、前記中央ケーシング(１６)の周囲に荷重を伝達するための環状構造体（６０）であって前記取付手段（６２）を介して前記中央ケーシングに機械的に連結される環状構造体（６０）をさらに備え、
   前記第１および第２前方エンジン結合具（６ａ、６ｂ）それぞれは、せん断面を形成する補強構造体（６４ａ、６４ｂ）と関連し、
   − 環状構造体（６０）のレベルの第１アンカーポイント（６８ａ、６８ｂ）、
   − ファンフレーム（１２）のレベルの第２アンカーポイント（７０ａ、７０ｂ）、および、
   − 構造アーム（１７）または中間ケーシング（２１）のレベルの第３アンカーポイント（７２ａ、７２ｂ）、において堅く結合され、
   前記補強構造体（６４ａ、６４ｂ）は、仮想面（６６ａ、６６ｂ）であって、前記仮想面（６６ａ、６６ｂ）は前記ターボジェットの前後軸（５）に平行また前記面を通過するのと同様に、前記ファンフレーム（１２）上の前記前方エンジン結合具（６ａ、６ｂ）のアンカーポイント（６’ａ、６’ｂ）を通過する前記仮想面（６６ａ、６６ｂ）に沿って位置することを特徴とする請求項１から６のいずれか一項に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
8. 当該アセンブリは、前記中央ケーシング（１６）を包囲し、荷重を吸収するための前記環状構造体（６０）を備え、前記環状構造体は、複数の取付支柱を備える前記取付手段（６２）を介して前記中央ケーシング（１６）に機械的に連結され、
   さらに、前記環状構造体は、前記環状構造体の外側に配置された複数の前記補強構造体（６４ａ、６４ｂ、６４ｃ）に結合され、
   そして前記環状構造体（６０）の周囲に離間して配置された複数の荷重導入ポイント（６８ａ、６８ｂ、６８ｃ）それぞれにおいて半径方向に応力を与え、
   少なくとも一つの連結支柱（６２）が、荷重導入ポイント（６８ａ、６８ｂ、６８ｃ）それぞれに関連しており、
   前記支柱は、前記ターボジェットの前記前後軸（５）に沿った正面図において、中央ケーシング（１６）に対して接線方向に配置され、
   前記ターボジェットの前記前後軸（５）および前記荷重導入ポイント（６８ａ、６８ｂ、６８ｃ）を通過する仮想半径方向面（６６ａ、６６ｂ、６６ｃ）によって交差される、前記中央ケーシング（１６）に結合される内側端（６２ａ）と、前記環状構造体（６０）に結合される外側端（６２ｂ）と、を有することを特徴とする請求項１から７のいずれか一項に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
9. 請求項１から９のいずれか一項に記載の少なくとも１つのエンジンアセンブリ（１）を備え、それが前記航空機の翼または胴体の船尾部において組み立てられることを特徴とする航空機。

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