JP5479892B2 - ２つの別個の構成要素に取り付けられた、ファンカウルを支持するクレードルを備えている航空機エンジンアセンブリ - Google Patents

Description

本発明は一般的に、エンジンと、エンジンマウントと、エンジンを囲み、且つファンカウルが設けられるナセルと、を備え、上記のエンジンマウントは、剛構造部と、ファンカウルが移動可能に取り付けられた前方空力構造部と、を備える航空機エンジンアセンブリに関する。

エンジン取付構造部のための取付パイロン又は＜＜ＥＭＳ＞＞と称される、この種の装置は、ガスタービンエンジンなどのエンジンが航空機の翼の下に取り付けられることを可能にし、又は航空機の翼の上に、又は航空機の導体の船尾部分にさえ、このエンジンの取り付けを可能にする。

前記エンジン取付構造部は、エンジンと航空機の翼との間の接続境界面を形成するように、効果的に設けられる。エンジン取付構造部は、関連するエンジンによって発生される負荷がこの航空機のフレームに伝達されることを可能にし、エンジンと航空機との間の燃料供給ライン、電気供給ライン、油圧供給ライン、給気ラインのための経路を提供する。

負荷の伝達を確実にするために、エンジン取付構造部は、多くの場合、＜＜ボックス＞＞タイプの主構造部と称される、すなわち、横断方向のリブを介して互いに結合される上部パネルと、下部パネルと、側部パネルとのアセンブリによって形成される、剛構造部を備える。

また、取付構造部には、エンジンと剛構造部との間に位置付けられた取付手段が設けられており、それらの手段は、２つのエンジン取付部と、エンジンによって発生された推力を伝達するための推力負荷装置（ｔｈｒｕｓｔ ｌｏａｄ ｄｅｖｉｃｅ）と、を全体的に備えている。先行技術において、この推力負荷装置は、通常、ファンケース又は中間ケースなどのエンジンケースに第１に接続され、且つ中央ケース又はその排気ケースに固着された船尾エンジン取付部に第２に接続された２つの側部スラストリンクを備えている。

同様に、取付構造部はまた、剛構造部と航空機の翼との間に位置付けられたアセンブリシステムを形成する他の一連の取付部を備え、このシステムは通常、２つ又は３つの取付部からなる。

また、パイロンには、特に供給システムの分離及び支持を確実にし、同時に空力カウルを形成する部分を保持する複数の従構造部が設けられ、それらの部分は通常、それらの同一の構造部に組み込まれたパネル又はカウルの形態である。当業者に周知な方法において、従構造部は、主構造部とも称される剛構造部と異なり、すなわち、従構造部は、航空機の翼に向けて伝達されるべきである、エンジンによって発生された負荷を伝達するように意図されない。

従構造部の間に、取付パイロンの剛構造部の前方に位置付けられた前方空力構造部があり、この前方空力構造部は、空力カウルの機能を有するだけではなくまた、異なる供給システム（空気、電気、油圧、燃料）の設置、分離、及び運搬をも可能にする。また、この前方空力構造部は、関連するエンジンのファンカウルを保持する一方、逆推力カウル（ｔｈｒｕｓｔ ｒｅｖｅｒｓｅｒ ｃｏｗｌｓ）は通常、取付パイロンの剛構造部によって保持される。

先行技術の解決法において、前方空力構造部は一般的に、空力カウルによって囲まれたクレードル（ｃｒａｄｌｅ）を含み、空力カウルは、クレードルに固定して取り付けられる。空力カウルパネル又は空力カウル構成要素とも称される空力カウルは、それ故に、クレードルを覆い、クレードルは、ファンカウルのための構造的な支持として作用する。

上記のクレードルは通常、適切な取付手段によって剛構造部に取り付けられる。しかしながら、エンジンアセンブリは、離陸フェーズ及び着陸フェーズ中に、又は、強い乱気流内を飛行する場合に遭遇されるような主応力（ｍａｊｏｒ ｓｔｒｅｓｓ）に晒される場合、剛構造部に前方空力構造部のクレードルを固着することは、アセンブリの全体的な幾何学形状の実質的な変更、より具体的には、ナセルの全体的な幾何学形状の実質的な変更に導く。特に、エンジンの変形に伴うミスアライメントは、ナセルの吸気口と取付パイロンの剛構造部に固着された前記前方空力構造部に取り付けられるファンカウルとの間に認めることができ、この前方空力構造部は、それ故に、できる限り同一のナセルの吸気口から離隔される。

明白に観察された現象は、航空機の全体的な性能レベルに不利益である、抵抗（ｄｒａｇ）を引き起こす。

さらに、空力カウルを固定して保持するクレードルが、取付パイロンの剛構造部に取り付けられることはないが、エンジンのファンケースに単に取り付けられ、ナセルの吸気口に結合される場合に、類似の現象が同様に遭遇されることは、指摘される。前記ケースにおいて、ファンケースに結合されたクレードルの空力カウルが、もはや取付パイロンの他の空力カウルと同一の高さで載置しない、特にフィレットフェアリングと称されるフェアリングと同一の高さで載置しないことは、認められる場合がある。

欧州特許第０ ４５３ ３６０ Ａ１号明細書 米国特許第４ ４５８ ８６３ Ａ号明細書 米国特許第６ １３１ ８５０ Ａ号明細書

本発明の目的は、それ故に、先行技術の実施形態に関する上記の欠点を克服する航空機エンジンアセンブリを提案することである。

この目的のために、本発明の主題は、エンジンと、エンジン取付構造部と、エンジンを囲み、且つファンカウルが設けられたナセルと、を備えている航空機エンジンアセンブリであって、このエンジン取付構造部は、剛構造部と、前方空力構造部と、を備え、この前方空力構造部は、ファンカウルが移動可能に取り付けられ、且つ空力カウルによって囲まれるクレードルを有し、前方空力構造部のクレードルは、エンジン取付構造部の剛構造部に取り付けられた船尾取付手段を備えている航空機エンジンアセンブリである。本発明によれば、前方空力構造部のクレードルは、エンジンのファンケースに取り付けられた前方取付手段を追加して備えている。

それ故に、強い要求がアセンブリにある場合に、ファンカウルを保持する前方空力構造部のクレードルの前方部分が今後、エンジンの良好な付随的な変形を可能にするので、提案された配置とともに、上記のミスアライメントの有害な効果を制限することを大きく可能にする。それ故に、ナセルの吸気口とファンカウルとの間の同じ高さの接合部は、維持されることができ、先行技術の実施形態で遭遇される、抵抗損失（ｄｒａｇ ｌｏｓｓｅｓ）の制限を可能にする。この態様において、抵抗損失はまた、船尾取付手段の存在を通じて、空力カウルと取付パイロンの他の空力フェアリングとの間の同じ高さの接合部を維持することによって低減され、それらの抵抗損失は、前方取付手段の存在を通じて、空力フェアリングと吸気口との間の同じ高さの接合部を維持することによって、同様に低減される。

さらに、有利には、この特定の配置とともに、このクレードルがエンジンのファンケースに取り付けられた前方取付手段を備えるので、ファンカウルを保持する構造的なクレードルと以前に遭遇される前方片持ちばり（ｆｏｒｗａｒｄ ｃａｎｔｉｌｅｖｅｒ）を制限することは、可能である。

好ましくは、前方取付手段は、エンジンの長手方向、この同一のエンジンの横断方向、及びこのエンジンの垂直方向に作用される負荷を伝達するように設計された前方取付部の形態である。

また、船尾取付手段は、好ましくは、取付構造部の剛構造部の前方部分の両側に配置された２つの船尾準取付部を備え、その２つの船尾準取付部のそれぞれは、エンジンの横断方向及びエンジンの垂直方向に作用される負荷を伝達するように設計され、２つの船尾準取付部のそれぞれは、前方空力構造部のクレードルの船尾部分と剛構造部の前方部分との間で、エンジンの長手方向におけるそれぞれに相対的な移動を制限することを可能にする。

言い換えると、２つの船尾準取付部のそれぞれは、横断方向及び垂直方向に作用された負荷を伝達するが、長手方向に作用された負荷を伝達せず、前方空力構造部の船尾部分と剛構造部の前方部分との間で、長手方向における僅かな相対的な移動は、それ故に、吸収されることができる。

それ故に、前方取付部及び２つの船尾準取付部の組み合わせは、前方空力構造部のための取付手段を形成し、取付手段が、いかに有利に平衡の取付システムに強く近接することを得られることを可能にする。

表示の目的で、上記の説明において、異なる取付部によってエンジンの横断方向及び垂直方向に作用される負荷の伝達に言及されることに留意されるべきである。エンジンが、航空機の翼の上方に取り付けられるように意図される場合に、及び追加的に、航空機の胴体の船尾部分に取り付けるエンジンの場合に、これは、特に使用する。それにもかかわらず、この後者のケースにおいて、取付部によって伝達される負荷が、上記のように、エンジンに対して横断方向及び垂直方向にもはや向けられていないが、負荷は、長手方向に対して直交のエンジンの第１の方向に、且つ第１の方向及び長手方向に対して直交のエンジンの第２の方向に、向けられ、それらの第１の方向及び第２の方向のそれぞれは、エンジンの垂直方向及び横断方向に対して所定の角度で載置していることを可能にする。明らかに、上記の、エンジンの第１の方向及び第２の方向の角度は、エンジンアセンブリのために追従される幾何学形状、及び当業者によく知られているような、胴体の船尾部分に対してその位置に依存する。

好ましくは、２つの船尾準取付部は、エンジンの長手方向の軸を貫通して、アセンブリの中間面に対して対称的に配置される。ここで再び、この平面を規定する第２の方向が使用された構成に対して付与されることに留意されるべきである。例示の目的で、エンジンが航空機の翼の上方又は下方に取り付けられるように意図される場合、第２の方向は一般的に、エンジンの垂直方向である。

このエンジンアセンブリにおいて、ナセルは、従来、ファンカウルと同じ高さで載置し、且つそれらのカウルに対して前方に位置づけられる吸気口を備え、好ましくは、空力カウルが上記の前方取付手段及び船尾取付手段を保持するクレードルに固定して取り付けられるようになっている。好ましくは、エンジンアセンブリが多数のファンカウルのヒンジ金具を備え、少なくともいくつかのファンカウルのヒンジ金具が、この同一のクレードルに固着されるので、そのクレードルに単に取り付けられる空力カウルは、それ故に、ファンカウルのための構造的な支持として作用されるこのクレードルを覆う。

また、好ましくは、取付構造部の剛構造部の前方部分がクレードルの船尾部分を貫通するようになっている。

また、好ましくは、取付構造部は、剛構造部に第１に取り付けられ、且つエンジンのファンケースに第２に取り付けられた前方エンジン取付部を含んでいる複数のエンジン取付部を備えている。このケースにおいて、好ましくは、前方エンジン取付部が、前方空力構造部のクレードルの前方取付手段と船尾取付手段との間で、エンジンの長手方向に位置付けられるようになっている。

本発明のさらなる主題は、上記のような少なくとも１つのエンジンアセンブリを備えている航空機であって、エンジンアセンブリが、航空機の胴体の翼又は船尾部分に組み立てられる航空機である。

本発明の他の利点及び特性は、以下に付与された、制限されていない詳細な説明で明らかになるであろう。

本発明の説明は、添付された図面を参照してなされる。

本発明の１つ好ましい実施形態による航空機エンジンアセンブリの部分斜視図である。 図１に図示されたエンジンアセンブリの部分的な概略側面図である。 図１に示されたエンジンアセンブリの異なる角度から見た部分的な詳細斜視図である。 図１に示されたエンジンアセンブリの異なる角度から見た部分的な詳細斜視図である。

第１に図１及び図２を参照して、航空機エンジンアセンブリ１は、この航空機（図示せず）の翼の下に取り付けられることを意図されることを理解することができ、このアセンブリ１は、取付構造部４と、この取付構造部４の下に取り付けられたターボジェットエンジンなどのエンジン６と、前方部分のみが図１に示されるナセル３と、を備えている。

この説明の残りの部分において、Ｘは、ターボジェットエンジン６の長手方向に相当する取付構造部４の長手方向を示すように使用され、
この方向Ｘは、このターボジェットエンジン６の長手方向の軸５に平行に載置される。Ｙは、取付構造部４に対して略横断方向に向けられ、且つターボジェットエンジン６の横断方向に匹敵する方向を示すように使用され、Ｚは、垂直方向又は高さ方向を示し、それらの３つの方向Ｘ、Ｙ、及びＺは、互いに直交して載置している。

さらに、＜＜前方＞＞及び＜＜船尾＞＞の用語は、ターボジェットエンジン６によって作用される推力の後に航空機の移動方向に対して考慮されるべきであり、この方向は、矢印７によって概略的に図示される。

全体的に、取付構造部４は、主構造部との称され、且つエンジン６のための取付手段を保持する剛構造部８を備え、それらの取付手段は、複数のエンジン取付部１０、１２と、エンジン６によって発生する推力負荷を伝達するための推力負荷装置１４と、を有する。

表示の目的で、取付構造部４が、剛構造部８に結合され、且つ航空機の翼の下にアセンブリ１を取り付けるように使用された他の一連の取付部（図示せず）を備えることに留意される。

また、取付構造部４は、剛構造部８に結合した複数の従構造部を備える。供給システムの分離及び支持を確実にする一方、空力カウル部を保持することを確実にするそれらの従構造部は、以下に記載されている。

ターボジェットエンジン６は、環状のファンダクト２０の範囲を定める大型ファンケース１８を前方に有し、このターボジェットエンジンのコアを囲んでいる中央ケース２２を船尾方向に備えている。ケース１８及びケース２２は、明らかに互いに固着され、中間ケースと一般的に称される接合部を有する。最終的に、中央ケース２２は、いわゆる排気ケース（参照符合なし）を介して船尾方向に延在される。

図１に明らかに見られるように、取付構造部４のエンジン取付部１０、１２は、合計で２つになるように設計され、前方エンジン取付部及び船尾エンジン取付部とそれぞれ称される。前方エンジン取付部１０は、好ましくは、剛構造部８の前方部分と、半径方向の端部分と称される、ファンケース１８の上方部分との間に位置付けられる。この前方エンジン取付部１０は、当業者に周知である従来の設計であり、例えば、３つの方向Ｘ，Ｙ，Ｚに作用される負荷を伝達するように設計される。

船尾エンジン取付部１２はまた、従来の設計であり、当業者に周知であり、できる限り、方向Ｙ及び方向Ｚに作用される負荷を伝達するように設計され、剛構造部８のより船尾方向の船尾部分と中央ケース２２又は排気ケースとの間に挿入される。

エンジンによって発生される負荷を伝達する推力負荷装置１４は、２つの側部スラストリンクを有する従来の設計である場合があり、その場合、２つの側部スラストリンクのそれぞれは、エンジン６の一側面に配置され、各スラストリンクの前方端部は、ファンケース又は中間ケースの船尾部分に取り付けられ、船尾端部は、この取付部の近傍において、船尾エンジン取付部１２又は剛構造部８に結合される。

本発明のこの好ましい実施形態において、剛構造部８は、方向Ｘにおける前方向から略船尾方向へ延在しているボックスの形態である。

図１に最もよく図示されるように、ボックス８は、ターボジェット取付パイロンのために通常遭遇されるパイロンに類似の設計のパイロンの形態であり、特に、ボックス８には、横断方向のリブ９が設けられ、リブ９のそれぞれは、平面ＹＺに沿って向けられた矩形状の形態であると考えられるパイロンの形態である。

図２をより具体的に参照して、パイロン４の従構造部は、前方空力構造部２４と、船尾空力構造部２６と、前方空力構造部及び船尾空力構造部を接続しているフィレットフェアリング２８と、下部船尾パイロンフェアリング３０と、を含む。

全体的に、それらの従構造部は、以下に詳細に記載されるであろう前方空力構造部２４の例外と共に、先行技術で見られる、及び当業者に周知である従構造部と同一、又は類似の従来の部分である。

より正確には、明白のために図１に示された構造のみである前方空力構造部２４は、翼の前部分で通常位置付けられ、前方空力構造部２４が取り付けられた主構造部８に対して僅かに上昇される。前方空力構造部２４は、それらにヒンジを介して接続されたファンカウルの上部分と翼の前縁との間の空力的な外形機能を有する。それ故に、この前方空力構造部２４は、ファンカウル及び空力カウルのための支持構造部として作用するだけではなく、異なる供給システム（空気、電気、油圧系統、燃料ライン）の設置、分離、及び運搬も可能にする。

剛構造部８の上方に取り付けられ、この前方空力構造部２４の直接的な船尾方向への連続体において、この連続体は、＜＜カルマンフェアリング（ｋａｒｍａｎ ｆａｉｒｉｎｇ）＞＞と称されるフィレットフェアリング２８である。次に、船尾方向において、カルマンフェアリング２８は依然として、ほとんどの油圧機器を含む船尾空力構造部２６によって延在される。好ましくは、この船尾空力構造部２６は、剛構造部８に対して完全に位置付けられ、それ故に航空機の翼に取り付けられる。

最終的に、剛構造部８及び船尾空力構造部２６の下に、下部船尾パイロンフェアリング３０が存在する。その必須な機能は、防火シールドの形成であり、エンジン排気と取付パイロンとの間の空力的な連続性の形成である。

図１を特に参照して、ナセル３の一部分は、その前方端部で、ファンケース１８の前部分に取り付けられた吸気口３２を有することが理解される。この吸気口３２は、２つのファンカウル３４（これが斜視図であるので、１つのみが可視できる）によって後方に直接的に続いており、各ヒンジが上記の従構造部の空力構造部２４に取り付けられる。図示されていないけれども、従来の設計のナセル３が、剛構造部８に取り付けられた逆推力カウル（ｔｈｒｕｓｔ ｒｅｖｅｒｓｅｒ ｃｏｗｌ）などの、当業者に周知である他の船尾構成要素を備えることは、明らかである。

図３及び図４を現在参照して、特に、本発明の特定の態様の１つを組み込む前方空力構造部２４を詳細に記載する。

前方空力構造部２４は、この構成要素の構造的部分を形成するクレードル４０を有する。クレードル４０は、ファンケース１８の上方に全体的に延在し、当業者に周知である従来の設計であり、すわなち、方向Ｘに沿って略延在しているスパーと、図３及び図４に明白に見られるような、例えば略円筒形状の、横断方向の下側に開口するアーチとのアセンブリから構成する。これらの同一の図において、取付パイロン４の剛構造部８の前方部分が、この同一のクレードルの第１のアーチの少なくとも下側を通るようにこのクレードルの内側に入ることが理解されることができる。また、上記の前方エンジン取付部１０が剛構造部８の前方端部に取り付けられるので、これは、この前方エンジン取付部１０がクレードルのアーチによって範囲を定められた内部空間内に部分的に配置されることを意味する。この態様において、図３及び図４における、ファンケース１８に結合されるように意図される取付部１０の下部分が明白の理由のために示されていないことに留意されるべきである。

エンジンアセンブリ１においてクレードル４０の組み立てを確実にするために、前方取付手段は、船尾取付手段と同様に設けられ、以下に詳細に記載する。

前方取付手段に関して、クレードル４０の前方端部に結合される、全体的に前方取付部４２の形態である。本発明の特定の態様の１つは、前方取付部４２がクレードル４０に固着されるだけではなく、エンジンのファンケース１８にも固着されるとの事実に存在する。より正確には、前方取付手段は、ファンケース１８の上半端部に取り付けられ、好ましくは、図３及び図４における矢印によって概略的に示されるように、エンジンの方向Ｘ、Ｙ、及びＺのそれぞれに作用される負荷を伝達するために設計される。
表示の目的で、このエンジン取付部は、通常、当業者に周知であるようなブラケット及びピンを考慮して設計されることができる。
図に示される例において、取付部は、全体的に、Ｖ字の頂点が上方に向けられる状態で、上向きのＶ字のブラケットの形態であり、クレビス（ｃｌｅｖｉｓ）を画定し、ピンがクレビスを通じてエンジンの方向Ｘに向けて貫通し、クレードル４０に結合された他のＶ字形状のブラケットとの接続を確実にし、クレードル４０のＶ字の頂点は、下向きに面し、それ故に上記の第１のＶ字のブラケットの頂点と協働する。

また、船尾取付手段は、好ましくは、剛構造部８の前方部分の両側に配置された２つの船尾準取付部の形態である。図３及び図４に見られるように、それら２つの準取付部４４ａ、４４ｂは、好ましくは、前方エンジン取付部１０に対して船尾方向に位置付けられ、それによって、この取付部は、それ故に、前方空力構造部２４の前方取付手段と船尾取付手段との間で方向Ｘに載置する。２つの準取付部４４ａ、４４ｂのそれぞれは、好ましくは、方向Ｙ及び方向Ｚに作用される負荷を伝達するように設計されるが、方向Ｘに作用される負荷を伝達するように設計されていない。ここで再び繰り返すが、それらは、当業者に周知である従来の設計であり、ピン及びブラケットを使用する。表示の目的で、各準取付部が、方向Ｙに延在するブラケットを備え、剛構造部８に結合された端部に対向するその端部で、クレビスを備え、該クレビスを通じて、ピンは、前記クレビス内に収容され、且つクレードル４０に結合されたブラケットと協働して貫通する。また、それら２つの準取付部４４ａ、４４ｂのそれぞれは、それ故に、空力構造部２４の船尾部分とパイロンの剛構造部８の前方部分との間の方向Ｘにおける移動に対して制限されることを可能にするように設計される。前方取付手段がクレードル４０の最も前方に載置しているアーチに追加される場合、２つの船尾準取付部４４ａ、４４ｂは、図３及び図４に明白に見られることができるように、クレードル４０の最も船尾方向に載置しているアーチに結合されることが示される。また、それら２つの準取付部は、エンジンの長手方向の軸５を貫通する中間垂直面Ｐを介して対称的に配置され、この中間垂直面Ｐは、全体的に、航空機の翼の下に取り付けられるように意図されたエンジンアセンブリのための対称面を形成する。

クレードル４０は、慣習的に、好ましくは、この同一のクレードル４０に単に取り付けられ、且つアセンブリの任意の他の部分に取り付けられていない空力カウル４６によって囲まれ、クレードル４０には、ファンカウル３４のための複数のヒンジ金具が設けられており、それらのヒンジ金具は、好ましくは、平面Ｐの両側に配置されたクレードルの２つの側部スパーのそれぞれに配置される。それ故に、それらの２つのスパー５０のそれぞれは、ナセルのファンカウル３４の１つに接続された複数のヒンジ金具４８を保持し、各スパー５０に保持されたそれらのヒンジ金具４８は、できる限り、付与されたファンカウルのための取付手段の全て又は一部を形成する。図３及び図４に示された例において、付与されたスパー５０に設けられ、合計で３個であるヒンジ金具４８は、３つの他のヒンジ金具の船尾方向に連続して配置された４番目のヒンジ金具４８に関連される。この４番目のヒンジ金具４８は、剛構造部８の前方部分に固着され、及び前方空力構造部２４の船尾取付手段の後方部分に固着される。明らかに、２つのファンカウル３４のそれぞれのために、クレードル上に設けられたヒンジ金具４８、及び剛構造部８上に後方に向けて位置付けられたヒンジ金具４８は、カウル３４の１つの同一のヒンジ軸にそって配置されるように設計される。

明らかに、様々な変更は、当業者によって、制限されていない例などに記載された本発明になされることができる。この態様において、特に、エンジンアセンブリ１が航空機に翼下取付のために適合される構成で存在される一方、このアセンブリ１が、たとえ、この航空機の胴体の船尾部分上でも、同一の翼の上方に取り付けられるための異なる構成を有することもできることが、示されることができる。

１ 航空機エンジンアセンブリ
３ ナセル
４ 取付構造部
５ 長手方向の軸
６ エンジン
７ 矢印
８ 剛構造部
９ リブ
１０ 前方エンジン取付部
１２ 船尾エンジン取付部
１４ 推力負荷装置
１８ファンケース
２０ ファンダクト
２２ 中央ケース
２４ 前方空力構造部
２６ 船尾空力構造部
２８ フィレットフェアリング
３０ 下部船尾パイロンフェアリング
３２ 吸気口
３４ ファンカウル
４０ クレードル
４２ 前方取付部
４４ａ、４４ｂ 船尾準取付部
４６ 空力カウル
４８ ヒンジ金具
５０ スパー

Claims (11)

1. エンジン（６）と、エンジン取付構造部（４）と、前記エンジン（６）を囲み、且つファンカウル（３４）が設けられたナセルと、を備えている航空機エンジンアセンブリ（１）であって、
   前記エンジン取付構造部（４）は、剛構造部（８）と、前方空力構造部（２４）と、を備え、前記前方空力構造部（２４）は、クレードル（４０）を有し、
   前記ファンカウルが前記クレードル（４０）に取り付けられたヒンジを介して接続され、前記クレードル（４０）は空力カウル（４６）で覆われ、前記クレードル（４０）は、前記エンジン取付構造部（４）の前記剛構造部（８）に取り付けられた船尾取付手段（４４ａ，４４ｂ）を備える航空機エンジンアセンブリ（１）において、
   前記前方空力構造部（２４）の前記クレードル（４０）は、前記エンジン（６）のファンケース（１８）に取り付けられた前方取付手段（４２）を備え、前記ファンケース上のクレードルの前方取付手段（４２）は、前記クレードルの前端部に配置されていることを特徴とする航空機エンジンアセンブリ（１）。
2. 前記前方取付手段（４２）は、前記エンジン（６）の長手方向（Ｘ）、この同一のエンジンの横断方向（Ｙ）、及び前記エンジンの垂直方向（Ｚ）に作用される負荷を伝達するように設計された前方取付部の形態であることを特徴とする請求項１に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
3. 前記船尾取付手段は、前記エンジン取付構造部（４）の前記剛構造部（８）の前方部分の両側に配置された２つの船尾準取付部（４４ａ、４４ｂ）を備え、
   前記２つの船尾準取付部のそれぞれは、前記エンジン（６）に対して横断方向（Ｙ）及び、前記エンジン（６）に対して垂直方向に作用される負荷を伝達するように設計され、
   前記２つの船尾準取付部のそれぞれは、前記前方空力構造部（２４）の前記クレードルの船尾部分と前記剛構造部（８）の前方部分との間の前記エンジン（６）の長手方向（Ｘ）における相対的に制限された移動を可能にすることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
4. 前記船尾準取付部（４４ａ、４４ｂ）は、前記エンジン（６）の長手方向軸（５）を貫通する、前記アセンブリ（１）の中間面（Ｐ）に対して対称的に配置されることを特徴とする請求項３に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
5. 前記ナセル（３）は、前記ファンカウル（３４）と同じ高さで載置し、それらのカウルに対して前方に位置付けられた吸気口（３２）を備えていることを特徴とする請求項１〜請求項４のいずれか一項に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
6. 前記空力カウル（４６）は、前記前方取付手段及び前記船尾取付手段（４２，４４ａ，４４ｂ）を保持する前記クレードル（４０）に固定して取り付けられることを特徴とする請求項１〜請求項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. 前記エンジン取付構造部（４）の前記剛構造部（８）の前方部分は、前記クレードル（４０）の船尾部分内に入ることを特徴とする請求項１〜請求項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. 前記航空機エンジンアセンブリは、複数のファンカウルのヒンジ金具（４８）を備え、少なくともいくつかのヒンジ金具は、前記クレードル（４０）に固定されていることを特徴とする請求項１〜請求項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. 前記エンジン取付構造部（４）はまた、複数のエンジン取付部を備え該複数のエンジン取付部の間に、前方エンジン取付部（１０）が前記剛構造部（８）に第１に取り付けられ、且つ前記エンジン（６）の前記ファンケース（１８）に第２に取り付けられていることを特徴とする請求項１〜請求項８のいずれか一項に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
10. 前記前方エンジン取付部（１０）は、前記前方空力構造部（２４）の前記クレードル（４０）の前記前方取付手段と前記船尾取付手段との間で、前記エンジン（６）の長手方向に位置付けられていることを特徴とする請求項９に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
11. 請求項１〜請求項１０のいずれか一項に記載の少なくとも１つの航空機エンジンアセンブリ（１）を備えている航空機であって、
    前記航空機エンジンアセンブリ（１）が、航空機の胴体の翼又は船尾部分に組み立てられることを特徴とする航空機。

Images