(57)【要約】  本発明はエンジンマウントの剛体構造に航空機のエンジンを組み付ける方法に関するものであり、その方法は、エンジン取り付け部品に関して取り付けボディを固定し、取り付けボディは前方に向けられた剛体構造の接触面に対して配置されるようになっており、この剛体構造に、第１の一次開口部と第２の一次開口部とを貫通する少なくとも１つのシェアピン（６８）を通して固定する、剛体構造（１０）に固定するステップを含み、そのボディ（４６）の固定ステップは、−第２の開口部に対向して第１の開口部を配置するための、エンジンマウントに対してエンジンを仮位置決めする作業と、−２つの開口部を貫通して凸状のセンタリングヘッドと適合されたピンを挿入し、このピンがシェアピンを形成する作業とを含んでいる。
2009509826.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機のエンジンのためのエンジンマウント（４）の剛体構造（１０）に航空機のエンジン（２）を組み付けるための方法において、
エンジンケースに事前に組み付けられたエンジン取り付け部品（６）に関して取り付けボディを固定し、該取り付けボディは前方に向けられた前記剛体構造の接触面（７２）に対して配置されるようになっており、前記剛体構造（１０）に、前記取り付けボディに形成された第１の一次開口部（５６）と、前記剛体構造（１０）に形成された第２の一次開口部（５８）と、のそれぞれを貫通する少なくとも１つのシェアピン（６８）を通して固定する、前記剛体構造（１０）に固定するステップを具備し、該固定ステップは前記剛体構造（１０）に前記取り付けボディ（４６）を固定するステップであって、
−前記第２の一次開口部（５８）に対向して前記第１の一次開口部（５６）を配置する目的で、前記エンジンマウント（４）に対して前記エンジン（２）を仮位置決めする作業と、
−対向して面した２つの前記一次開口部（５６，５８）を通って、凸状のセンタリングヘッド（８２）と適合されたピン（８０）を挿入し、前記ピン（８０）は前記凸状のセンタリングヘッド（８２）と適合されて、２つの前記一次開口部（５６，５８）内に収容され、前記シェアピン（６８）を形成する作業と、の連続した作業を具備していることを特徴とする組み付け方法。
【請求項２】
前記凸状のセンタリングヘッド（８２）と適合されたピン（８０）を挿入する作業は、前記取り付けボディ（４６）と前記剛体構造（１０）との間で所望される前記シェアピン（６８）の数と同じ回数だけ繰り返されることを特徴とする、請求項１に記載の組み付け方法。
【請求項３】
前記仮位置決めする作業は、
−前記エンジン（２）を前記エンジンマウント（４）に接近させて、前記取り付けボディ（４６）に形成された第１の二次開口部（６０）と、前記剛体構造（１０）に形成された第２の二次開口部（６２）と、のそれぞれを貫通する第１のサポートピン（７６ａ）を挿入する作業と、前記取り付けボディ（４６）に形成された第１の二次開口部（６０）と、前記剛体構造（１０）に形成された第２の二次開口部（６２）と、のそれぞれを貫通する第２のサポートピン（７６ｂ）を挿入する作業であって、２つのそれぞれの前記サポートピン（７６ａ，７６ｂ）は関連付けられた前記第１および第２の開口部の径よりも小さい径とされている前記サポートピンを挿入する作業と、
−前記取り付けボディ（４６）に形成された２つの二次開口部（６０）のそれぞれの上部が関連付けられた前記サポートピン（７６ａ，７６ｂ）に対して支持されるようになるまで、エンジンを下降させる作業と、から成ることを特徴とする、請求項１または２に記載の組み付け方法。
【請求項４】
前記凸状のセンタリングヘッド（８２）と適合されたピン（８０）をそれぞれ挿入した後、前記サポートピン（７６ａ，７６ｂ）は前記二次開口部（６０，６２）から除去されることを特徴とする、請求項３に記載の組み付け方法。
【請求項５】
前記サポートピン（７６ａ，７６ｂ）が除去された後、２つのフェイルセーフピン（７０）が前記二次開口部（６０，６２）を貫通して挿入されることを特徴とする、請求項４に記載の組み付け方法。
【請求項６】
前記仮位置決め作業は、前記取り付けボディ（４６）が前記剛体構造（１０）の接触面（７２）に対して前方になるように実施され、
前記凸状のセンタリングヘッド（８２）と適合されたピン（８０）を挿入する作業は、該凸状のセンタリングヘッドと適合されたピンが、最初に、関連付けられた前記第１の一次開口部（５６）に挿入され、その後、関連付けられた第２の一次開口部（５８）に挿入されるように実施されることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一項に記載の組み付け方法。
【請求項７】
それぞれの第２の二次開口部は前部において斜角を備えていることを特徴とする、請求項６に記載の組み付け方法。
【請求項８】
前記取り付けボディ（４６）を前記剛体構造（１０）に固定するためのステップは、前記取り付けボディと前記剛体構造との間にテンションボルト（５２）を所定の位置に配置する作業も具備していることを特徴とする、請求項１〜７のいずれか一項に記載の組み付け方法。
【請求項９】
前記取り付けボディ（４６）を前記剛体構造（１０）に固定するためのステップは、後部エンジン取り付け部品（８）の固定に関して、または前記前部エンジン取り付け部品（６）の固定に関して実施されることを特徴とする、請求項１〜８のいずれか一項に記載の組み付け方法。
【請求項１０】
前記取り付けボディ（４６）を前記剛体構造（１０）に固定するためのステップは、前記前部エンジン取り付け部品（６）の固定に関して実施され、ボックス形状の前記剛体構造（１０）の前記接触面（７２）は、該ボックスの前記前部閉鎖リブ（３６）の前面（３８）によって画定されていることを特徴とする、請求項１〜９のいずれか一項に記載の組み付け方法。
【請求項１１】
前記接触面（７２）は、前記エンジンマウントの横方向（Ｙ）および垂直方向（Ｚ）によって定義された平面に沿ってほぼ向けられるようにデザインされていることを特徴とする、請求項１０に記載の組み付け方法。
【請求項１２】
それぞれの前記凸状のセンタリングヘッド（８２）と適合されたピン（８０）は、前記エンジンマウントの長手方向（Ｘ）に沿って、関連付けられた一次開口部（５６，５８）に挿入されることを目的とされていることを特徴とする、請求項１〜１１のいずれか一項に記載の組み付け方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に、航空機のエンジンを、このエンジンを固定するために使用されるパイロンの剛体構造に組み付けるための方法であり、この方法はエンジン組み付け構造に関する≪ＥＭＳ≫として知られている。この方法は、例えば航空機の翼の下にターボジェットエンジンを懸架することを可能にする方法であり、またはこの同じ翼の上に、このターボジェットエンジンを組み付けることを可能にする方法である。
【０００２】
目安として、本発明は例えばターボジェットエンジン、またはターボプロペラエンジンを備えた任意のタイプの航空機に関して適用されることがわかる。
【背景技術】
【０００３】
前記エンジンマウントは効果的にデザインされており、ターボジェットのようなエンジンと航空機の翼との間の接続インターフェイスを形成している。それは、関係付けられたターボジェットエンジンによって発生された負荷を機体に伝達し、燃料ライン、電装システム、油圧システム、およびエンジンと航空機との間の空気のための経路も提供している。
【０００４】
負荷の伝達を確実にするために、エンジンマウントはしばしば≪ボックス≫タイプの剛体構造、すなわち上部および下部スパーと２つのサイドパネルとを縦リブを介して一緒にアセンブリすることによって形成された剛体構造を具備している。このボックスは前部閉鎖リブおよび後部閉鎖リブによって、個々に前部と後部において閉鎖されている。
【０００５】
また、そのエンジンマウントには、ターボジェットエンジンとエンジンマウントの剛体構造との間に挿入されたエンジン組み付けシステムが設けられ、このシステムは全体的に、少なくとも２つのエンジン取り付け部品、一般的に前部取り付け部品と後部取り付け部品とを具備している。
【０００６】
さらに、その組み付けシステムは、ターボジェットエンジンによって発生された推進力を伝達するためのスラストマウント装置を具備している。先行技術において、この装置は２つのサイドリンク形状であり、例えば第１にターボジェットエンジンのファンケースの後部に接続され、第２にエンジンケースに固定された後部エンジン取り付け部品に接続されている。
【０００７】
それに類似して、エンジンマウントは、このエンジンマウントの剛体構造と航空機の翼との間に挿入された第２の組み付けシステムも具備しており、この第２のシステムは通常は２つまたは３つの取り付け部品から成る。
【０００８】
最後にエンジンマウントには二次構造が設けられており、異なったシステムを分離し且つ支持している一方で、航空力学的カウリングを担持している。
【０００９】
先行技術による実施形態において、エンジン組み付けシステムは、エンジンのファンケースに固定して組み付けられるようにされていることからファン取り付け部品と称される前部取り付け部品を具備しており、その部品は剛体構造の水平接触面に対して配置される水平接触面を備えた取り付けボディを具備し、これらの接触面は固定面とも称される。水平固定界面は、エンジンマウントの長手方向と横方向とで定義された面に沿って延在しているこれら２つの面によって形成されており、エンジンが航空機の翼の下に懸架される場合に、ボックスの下部スパーの外面に全体的に配置される。前部エンジン取り付け部品に関する取り付けボディは、ボックスの下部スパーに全体的に固定され、その下に配置される。
【００１０】
それに類似して、後部取り付け部品も通常は取り付けボディを具備し、そのボディは剛体構造の水平接触面に対して配置される水平接触面を備えている。
【００１１】
前記配置を備えることで、剛体構造にエンジンを取り付ける方法は、接触面が互いに対向して配置されるまでエンジンを垂直上方に持ち上げることによって、一般的に実施され、その後固定部材が取り付けボディと剛体構造との間に組みつけられる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
しかしながら、工程のこの方法は、ある組みつけの困難性に通じており、水平接触面が設けられた取り付けボディのアセンブリを固定する目的の固定部材を運搬することに関して、アクセスのしやすさの点で明らかである。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
本発明の目的は、エンジンマウントの剛体構造に航空機のエンジンを組み付けるための方法であり、先行技術の実施形態の上述の欠点を克服するものである。
【００１４】
そのために、本発明の目的は、その結果、航空機のエンジンのためのエンジンマウントの剛体構造に航空機のエンジンを組み付けるための方法において、この方法は、エンジンケースに事前に組み付けられたエンジン取り付け部品に関して取り付けボディを固定し、この取り付けボディは前方に向けられた剛体構造の接触面に対して配置されるようになっており、剛体構造に、取り付けボディに形成された第１の一次開口部と、剛体構造に形成された第２の一次開口部と、のそれぞれを貫通する少なくとも１つのシェアピンを通して固定する、剛体構造に固定するステップを具備している。その固定ステップは剛体構造に取り付けボディを固定するステップであって以下の連続した作業を具備している。
−前記第２の一次開口部に対向して第１の一次開口部を配置する目的で、エンジンマウントに対してエンジンを仮位置決めする作業、および
−対向して面した２つの一次開口部を通って、凸状のセンタリングヘッドと適合されたピンを挿入し、そのピンは凸状のセンタリングヘッドと適合されて、２つの前記一次開口部内に収容され、前記シェアピンを形成する作業、である。
【００１５】
したがって、本発明の目的は、前方に向けられた接触面を備えた剛体構造を使用するという明確な特徴を備えており、先行技術で遭遇した実施形態とは異なっている。先行技術では、剛体構造に設けられ、且つエンジン取り付け部品に関する取り付けボディを受容することを目的とした接触面は、水平且つ下向きに向けられている。
【００１６】
結果として、例えばほぼ垂直に、すなわちエンジンマウントの横方向と垂直方向とで定義された平面内に向けられ、または垂直方向に対してわずかに角度を有する一方で横方向には好適に平行なままである、この接触面の特別な配置によって、剛体構造に取り付けボディのアセンブリを固定する目的である固定部材を操作するためのアクセスしやすさの改良を、前部エンジン取り付け部品を固定していても、後部エンジン取り付け部品を固定していても、いずれにしても有利に得られている。これら両方の場合において、取り付けボディはその結果、前部取り付けボディまたは後部取り付けボディのそれぞれである。
【００１７】
例として、前部取り付けボディの取り付け部品の固定に関して、突起が、ボックス形状とされた剛体構造の前部閉鎖リブの前面に、このボディを有利に固定させることが可能である。剛体構造全体は固定界面に対して後方に向けて配置され、オペレータはこの界面の前方の自由空間の利得を得る。その空間は異なった部品の運搬を大いに促進し、取り付けボディの固定を達成するために使用される。
【００１８】
エンジンの仮位置決め作業が実施され、２つの一次開口部は仮にセンタリングされる。すなわち、それらの開口部は、これらの同一の一次開口部内にピンを挿入する作業を開始する前に大まかに整列され、それは後にエンジンマウントに向けられたエンジンの負荷を確実に伝達するシェアピンを形成することを目的としている。
【００１９】
次に、このピンの挿入作業は一次開口部にピンを挿入して実行される。このピンには凸状のセンタリングヘッドが設けられ、その機能は、これら２つの開口部が完全に整列されるためにこのピンが必要であると証明される場合に、ピンが挿入される間に、２つの一次開口を部の間で大まかな整列を徐々に矯正していくことである。
【００２０】
明らかに、剛体構造に対するエンジンの仮位置決めは、十分に精密に行われ、凸状のヘッドを備えたピンは第１の一次開口部に入り、その後第２の一次開口部に連続的に入ることが可能であり、またはその逆が可能であり、整列を向上するように修正し、エンジンに関連付けられた実質的な垂直方向の負荷であるにもかかわらず、エンジンと剛体構造との間の相対移動として変換することを記しておく。
【００２１】
最終的に、目安として、一旦ピンの挿入作業が完了すると、その後このピンは２つの一次開口部内に恒久的に残存することを目的とされており、取り付けボディと剛体構造との間でシェアピンを形成する。したがって、本発明の１つの特別な特徴は、凸状のセンタリングヘッドは好適にオリーブ形状であってもよく、完全な整列が達成されるまで、一次開口部の段階的な整列を確実にするために組みつけの間初期的に使用され、その後エンジンが操作されているときに、剛体構造に向かって負荷を移送するためのシェアピンの一部を形成するために使用される。
【００２２】
好適にいくつかのシェアピンが取り付けボディと剛体構造との間に設けられている場合に、凸状のセンタリングヘッドが備えられたピンを挿入する作業は、所望されるシェアピンの数と同じ回数だけ繰り返される。その場合において、初期的なエンジン仮位置決め作業は、全ての第１の一次開口部が個々に関連付けられた第２の一次開口部に対向するように実施されることを好適に提供される。
【００２３】
好適には、この仮位置決めは以下の作業から成る。
−エンジンをエンジンマウントに接近させて、取り付けボディに形成された第１の二次開口部と、剛体構造に形成された第２の二次開口部と、のそれぞれを貫通する第１のサポートピンを挿入する作業と、取り付けボディに形成された第１の二次開口部と、剛体構造に形成された第２の二次開口部と、のそれぞれを貫通する第２のサポートピンを挿入する作業であって、２つのそれぞれのサポートピンは関連付けられた第１および第２の開口部の径よりも小さい径とされているサポートピンを挿入する作業と、
−取り付けボディに形成された２つの二次開口部のそれぞれの上部とそれに関連付けられたサポートピンとの間で支持が得られるまでエンジンを下降させる作業と、である。
【００２４】
したがって、インデックスサポートとも称されるこれらのサポートピンの配置は、エンジンマウントに対して最終的な位置よりもわずかに下にエンジンを保持することを確実にしており、この位置は一次開口部内に凸状のヘッドを備えたセンタリングピンをその後に挿入することに関して十分に適切である。
【００２５】
好適にそれぞれの凸状のセンタリングヘッドを備えたピンが所定の位置に配置された後、これらのサポートピンは、好適な注出器を使用して二次開口部から除去される。好適に、有利に、上述の二次開口部がその後フェイルセーフシェアピンを受容する目的である場合、サポートピンのこの除去は、これらの同一の二次開口部を貫通する２つのフェイルセーフシェアピンを挿入することに続いているということを記しておく。
【００２６】
再度好適に、仮位置決め作業は、取り付けボディが剛体構造の接触面に対して前方に配置されるように実施され、凸状のセンタリングヘッドを備えたピンを挿入する作業は、このピンが最初に関連付けられた第１の一次開口部（５６）に挿入され、その後、関連付けられた第２の一次開口部に挿入されるように実施される。この場合において、凸状のセンタリングヘッドを第２の一次開口部内に挿入することを促進するために、それぞれの第２の一次開口部はその前部において斜角を備えている。
【００２７】
好適に、取り付けボディを剛体構造に固定するためのステップは、取り付けボディと剛体構造との間にテンションボルトを所定の位置に配置する作業も具備している。
【００２８】
さらに、上述のように、突起が形成されてもよく、取り付けボディを剛体構造に固定するための上述のステップは、後部エンジン取り付け部品の固定に関して、または前部エンジン取り付け部品の固定に関して実施される。明らかに、本発明の方法は２つの固定ステップを含んでおり、それらはまさに記載されたようなステップであって、１つは前部エンジン取り付け部品を固定する目的のステップと、もう１つは後部エンジン取り付け部品を固定するためのステップとである。
【００２９】
この固定ステップがエンジン取り付け部品の固定に関して実施された場合、突起は、ボックス形状とされた剛体構造の接触面がそのボックスの前部閉鎖リブの前面によって確定されるようにしている。
【００３０】
この場合、接触面はエンジンマウントの横方向および垂直方向によって定義された平面に沿ってほぼ向けられるように好適にデザインされているが、代替的に垂直方向に対して角度を有して配置され、その一方ですでに示されたように、前方に向けられたままでもよく、その角度は垂直面、すなわち上述の面に対してできる限り２５°に到達する。また、それぞれの凸状のセンタリングヘッドを備えたピンは、エンジンマウントの長手方向に沿って、関連付けられた一次開口部内に挿入される目的とされている。一般的に、上述のピンによって形成されたシェアピンは剛体構造の接触面に直交して配置されることが好適に保証されており、これによって、前部取り付け部品に関連した場合において、前部閉鎖リブに好適に直行している。
【００３１】
本発明の他の利点および特徴は、以下に与えられた限定的でない実施例、詳細な記載においてより明らかにされるだろう。
【００３２】
この記載は、添付の図を参照するとともに行われる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３３】
図１を参照すると、航空機エンジンアセンブリ１は、この航空機の翼３の下に取り付けられるようにされていることが見られ、このアセンブリ１にはエンジンマウント４が設けられており、そのエンジンは、図５ａ〜５ｈを参照して以下に詳細に記載されている本発明の好適な一実施形態による組み付け方法を実施することで、エンジンマウントの剛体構造に組みつけられていることが図示されている。
【００３４】
全体的に、エンジンアセンブリ１は、ターボジェットエンジン２のようなエンジンとエンジンマウント４とを具備し、このマウントには剛体構造１０と、複数のエンジン取り付け部品６，８およびターボジェットエンジン２によって発生した負荷を伝達するスラストマウント装置９から成るエンジン組み付けシステム１１とが設けられ、組み付けシステム１１はしたがってエンジンと上述の剛体構造１０との間に挿入されている。目安として、アセンブリは積荷室（この図では省略）に囲まれるようになっており、エンジンマウント４は航空機の翼の下のこのアセンブリ１に懸架して使用される別のシリーズの取り付け部品（図示略）を具備しているということを記しておく。
【００３５】
記載の残余部分において、慣例により、Ｘはエンジンマウント４の長手方向を指定し、その方向はターボジェット２の長手方向にも等しく、この方向Ｘはこのターボジェットエンジン２の中心線５と平行である。また、Ｙはエンジンマウント４に対して横向きの方向を指定するようにされており、その方向はターボジェットエンジン２の横方向にも等しい。Ｚは垂直または高さ方向であり、これら３つの方向Ｘ，ＹおよびＺは互いに直交している。
【００３６】
また、≪前方≫および≪後方≫との語句は、ターボジェットエンジン２によって負荷される推進力に起因して航空機が進行する方向に関して考慮されており、この方向は矢印７によって図示されている。
【００３７】
図１において、スラストマウント装置９、エンジン取り付け部品６，８およびエンジンマウント４の剛体構造１０のみが図示されており、これらは一次構造と称されている。エンジンマウント４の図示されていない他の構成部材は、航空機の翼の下の剛体構造１０を懸架するための手段、または異なったシステムを分離し且つ支持し、その一方で航空力学的カウリングを担持している二次構造のようなものであるが、それらの部材は先行技術に見られる慣例的な部材と同一、または類似した部材であり、当業者には周知である。したがって、そこに詳細には記載されていない。
【００３８】
ターボジェットエンジン２は環状の大径のファンダクト１４を画定しているファンケース１２を前方に備えており、ターボジェットエンジンの中心を包含した、より小径の中心ケース１６を後方に具備している。最終的に、中心ケース１６は、ケース１６よりも大きいサイズの排気ケース１７によって後方に延伸されている。ケース１２，１６および１７は互いに明確に固定されている。
【００３９】
図１に見られるように、複数のエンジン取り付け部は前部エンジン取り付け部品６と後部エンジン取り付け部品８とから成る。スラストマウント装置９は２つのサイドリンク形状であり、例えば（側面図であるために１つのみが示されているが）それらのリンクは第１にファンケース１２の後部に接続され、第２にイーブナーバー（evener bar）に接続されており、イーブナーバー自身は後部エンジン取り付け部品８に組みつけられている。
【００４０】
前部エンジン取り付け部品６はファンケース１２に固定され、ターボジェットエンジン２によってＹおよびＺ方向に沿って発生される負荷を伝達することが可能であるようにデザインされている。目安として、この前部エンジン取り付け部品６は、ファンケース１２の周囲の端部内に好適に入っている。
【００４１】
後部エンジン取り付け部品８は、排気ケース１７とエンジンマウントの剛体構造１０との間に全体的に挿入されている。その部品は、ターボジェットエンジン２によってＹおよびＺ方向に発生された負荷を伝達することが可能なように慣例的なデザインとされているが、Ｘ方向にかけられた負荷は伝達しない。
【００４２】
このように、平衡型の組み付けシステム１１を伴って、図２に概略的に示されているように、Ｘ方向においてかけられる負荷の移送は装置９を通して得られ、Ｙ方向においてかけられる負荷の移送は前部取り付け部品６および後部取り付け部品８を通して達成され、Ｚ方向においてかけられる負荷の移送も取り付け部品６および８を通して一緒に達成される。さらに、Ｘ方向においてかけられるモーメントの移送は前部取り付け部品６を通して垂直に行われ、Ｙ方向においてかけられるモーメントの移送は後部取り付け部品８と同時に前部取り付け部品６を通して垂直に行われ、Ｚ方向においてかけられるモーメントの移送も取り付け部品６および８を通して垂直に行われる。
【００４３】
さらに図１を参照すると、構造１０はＸ方向に延在したボックス形状であることがわかり、このボックスはトルクボックスとも称される。そのボックスは慣例的な上部スパー２６ならびに下部スパー２８、および２つのサイドパネル３０（図１では１つのみが見えている）で形成され、双方のサイドパネルはＸ方向に且つほぼＸＺ平面に沿って延在している。このボックスの内部には、縦リブ３２がＹＺ平面に沿って、且つ長手方向に間隔を空けて配置されており、ボックスの合成を補強している。目安として、部材２６，２８および３０はそれぞれ単一の部品、または結合セクションのアセンブリによって製造されてよく、状況に応じて互いにわずかに傾けて配置されてもよい。さらに、上述の縦リブの間には、ボックスを閉鎖している前部閉鎖リブ３６と、およびボックスを閉鎖している後部閉鎖リブ３７とが存在し、これらのリブはボックスの両端に配置されて、したがって全体的にＹＺ平面に沿って配置されている。
【００４４】
エンジン２が翼３の下に懸架されるケースを示した再度図１を参照すると、剛体構造１０の前部閉鎖リブ３６のために設備が形成されて、前部エンジン取り付け部品６の取り付けボディのためのフロントベアリングとして作用する。より正確には、リブ３６は全体的にＹＺ平面に沿って配置された前面３８または外面を備えているが、可能な限り複雑な幾何学形状であり、特に突起を形成することを目的としており、この同じ取り付けボディはこの突起に対して配置される。
【００４５】
好適には、この前面３８の一部分は前部接触面（図示略）、または前部固定面（参照符号略）を形成しており、その面は後部接触面（図示略）、または後部固定面に対して配置され且つ接触され、後部接触面は前部取り付け部品６の取り付けボディに属しており、以下の組み付け方法の記載に見られるようになっている。
【００４６】
したがって、取り付けボディのこの特別な配置を伴って、前部閉鎖リブ３６と前部取り付け部品６のこの同じ取り付けボディとの間で部分的な重なりを得ることが可能であり、Ｚ方向において、前部エンジン取り付けアセンブリを備えた構造１０を全体的に小型化することが可能であり、これによってエンジン積荷室の上のエンジンマウントによって形成された突起を減少させ、この取り付け部品６の上で航空力学的な障害を減少させている。
【００４７】
エンジンマウント４の前部のより詳細な図を与えている図３を参照すると、方向Ｘに平行な垂直中立面Ｐはこの同一のエンジンマウントに関して対称面を形成しており、したがって、前部エンジン取り付け部品６はＹＺ平面に沿って縦方向に向けられたブラケット形状の取り付けボディ４６を具備しており、剛体構造１０に固定されて、閉鎖リブ３６の前面３８に対向して配置されている。
【００４８】
このアセンブリを固定するために、取り付け部品６は複数のテンションボルト５２（１つのみが図示されている）を具備してもよく、これらのテンションボルトはＸ方向に沿って向けられて、ボディ４６とリブ３６とを貫通して形成された開口部５４を通過する。
【００４９】
また、取り付け部品６は付加的に２つのシェアピン（図３には図示されていない）を具備し、そのピンはアクティブシェアピンとも称され、面Ｐに関して対称に配置されている。これらのピンも好適にＸ方向に沿って向けられている。それぞれのシェアピンはボディ４６に形成された第１の一次開口部５６と、リブ３６に形成された第２の一次開口部５８とを貫通するようにされており、Ｘ方向において開口部５６とともに配置されている。
【００５０】
取り付けボディ４６の２つの側端部において、前部エンジン取り付け部品６は２つのクレビスを備え、２つのシャックル／リンク５０がそのクレビスにおいて回動し、それぞれが前部取り付け部品の班取り付け部品を部分的に形成し、負荷はその取り付け部を介して移送し、Ｚ方向に沿って負荷される。当業者には周知であるように、これらのシャックル５０も、前部取り付け部品６に属したクレビスの他端においてか移動可能であり、エンジンケース２上に固定して取り付けられている。
【００５１】
上述のデザインを伴って、この取り付け部品はＹおよびＺ方向に沿ってかけられた負荷の伝達を確実にするために完全に適応されており、Ｘ方向に沿ってかけられたモーメントの伝達も確実にするために適応されているということが理解される。
【００５２】
この点において、それぞれの上述の一次開口部５６，５８の２つのグループは、ボディ４６およびリブ３６に個々に設けられた二次開口部６０，６２と関係付けられており、それぞれの二次開口部のグループはフェイルセーフシェアピン（図示略）を収容するためにデザインされている。第１の二次開口部６０と第２の二次開口部６２においてそれぞれフェイルセーフシェアピンを組み付けることは、半径方向クリアランスを残し、標準状態においてそこを介して負荷が伝達されず、関係付けられた主シェアピンが破損した場合には、このピンは新たな負荷の伝達経路を提供することが可能となる。
【００５３】
周知の態様である代替的な一実施形態は、２つのシェアピンがフェイルセーフ機能を統合するようにデザインされることを提供することから成り、その機能はピンと二次開口部６０，６２とを仮位置決め操作に使用する制限を与えているということを記しておく。
【００５４】
再度目安として、このフェイルセーフ機能も取り付けボディ４６とエンジンケースとの間に連結器によって固定されており、ボディ４６のした中央部６６においてクリアランスを持って、フェイルセーフピン６４を介して組みつけられているということを記しておく。
【００５５】
ボックスの前部閉鎖リブ３６を示した図４をここで参照すると、このリブの前面３８は全体的にＹＺ面に沿って向けられた面を備えているが、前方に突出した突起を好適に備えている。リブ３６も４つのフィン６９を備え、そのフィンはスパー２６，２８および２つのサイドパネル３０に固定するために使用されるようになっている。
【００５６】
上述の突起はリブ３６の部分に好適に配置され、リブは開口部５４，５８，６２を画定してボルト５２、シェアピン６８およびフェイルセーフピン７０を収容している。また、これらの特記の最前部において、前面３８は前部接触面７２を画定し、前部接触面７２は取り付けボディ４６の後部接触面に対向して配置され且つ接触するようにされている。図４においてクロスハッチングされたこの接触面７２または固定面は、好適にほぼＹＺ面に沿って向けられており、これによって上述の開口部５４，５８，６２の領域に全体的に配置されている。
【００５７】
明らかに、図３において参照符号≪７４≫で示されたボディの後部接触面または固定面が、面７２の形状に合致する形状を備え、したがって面７２のように、ほぼ同じＹＺ平面に沿って好適に向けられているということは喜ばしいことである。
【００５８】
ここで図５ａ〜５ｈを参照すると、本発明の好適な一実施形態に従って、エンジン２をエンジンマウント４に組付ける方法が記載されており、より具体的には、前部取り付け部品６の取り付けボディ４６をボックス１０の前部閉鎖リブ３６に固定するための固定ステップが記載されている。
【００５９】
この固定ステップを実施するに先駆けて、エンジン２が取り付けボディ４６を担持し、特にファンケース上で回動するシャックル／リンク５０を介しているということを、図５は示している。さらに、エンジンは垂直または直立位置と称される位置にあり、その位置では、取り付けボディ４６は上方に配置され、一方でエンジンマウント４はエンジン２上の任意の位置に配置されている。
【００６０】
エンジン２を慣例的な持ち上げ手段を使用して移動する工程の前に、ボディ４６はエンジンに対して所定の位置にブロックされることが可能な工具とともに適合され、これによって２つの関係付けられたシャックル／リンク５０に関してこのボディ４６が回動することを防止している。このように、その後の仮位置決め作業は、ボディ４６とエンジン２との間の任意の相対移動によって有利に妨害されることがない。
【００６１】
エンジンマウント４に対するエンジン２の仮位置決めは、その後開始され、その目的は２つの第１の一次開口部５６を関係付けられた第２の一次開口部５８に向かい合わせて配置することである。エンジン２のこの仮位置決めは、一次開口部の間の大まかな整列を得るために実行され、好適にはエンジン２を持ち上げることによって、エンジンマウント４に対する最終的な位置のわずかに上の位置に配置するように実行される。したがって、図５ｂに見られるように、第１の一次開口部５６は、リブ３６に形成された第２の一次開口部５８に対してわずかに上方にあり、それに類似して第１の二次開口部６０は、同じリブに形成された第２の二次開口部６２に対してわずかに上方にオフセットされている。
【００６２】
次に、エンジン２の仮位置決めは、第１のサポートピン７６ａを、二次開口部６０，６２の第１のグループを通して挿入することによって、および第２のサポートピン７６ｂを、二次開口部６０，６２の第２のグループを通して挿入することによって継続される。
【００６３】
明らかに、２つのサポートピン７６ａ、７６ｂはインデックスピンとも称され、そのピンは二次開口部６０，６２の径よりも小さい径とされており、これらの径の間の割合は作業クリアランスを確定し、可能であればその範囲は０．６〜０．９である。この特異性は、ほぼ同一の径の多様な開口部間の垂直方向のオフセットが存在するにもかかわらず、ピン７６ａ，７６ｂの挿入が妨害されずに実施されることを可能にすることを明らかに提供している。一旦これらのピン７６ａ，７６ｂが好適には手動で且つ摩擦なしに二次開口部に挿入されると、その後それらのピンは、図５ｃに示されているように、関係付けられた第２の二次開口部６２と接触することなく、関係付けられた第１の二次開口部６０に下部に重力の下で配置される。
【００６４】
したがって、作業は、まだ持ち上げ手段を使用しているが、それぞれの２つの二次開口部６０の上部が関係付けられたサポートピン７６ａ，７６ｂに対して支持されるまでエンジン２を下げることから成る。図５ｄに示されているこの位置において、２つのサポートピン７６ａ，７６ｂは、関係付けられた第２の二次開口部６２の下部にある。単独でエンジンの仮位置決めすることが可能なこのシェアピン７６ａ，７６ｂが、エンジンマウントに対して維持され、したがってこの仮位置決めは、エンジン２がエンジンマウント４に対して最終的な位置のわずかに下に配置されるようになり、それは図５ｄに明確に示されている。次に、仮位置決めは、例えばクランプ型のような適切な工具を使用して、接触面７２と７４と（図５参照）を接触させることによって完成される。
【００６５】
したがって、一旦この操作が完了すると、エンジンは、エンジンマウント４に対して仮位置にエンジンを保持するために、持ち上げ手段と協働する必要がないということが理解される。
【００６６】
従って、新たな作業が開始され、２つのピン８０を一次開口部の第１のグループと、一次開口部の第２のグループとにそれぞれ挿入する。
【００６７】
図５ｅに見られるように、それぞれのピン８０はセンタリングヘッド８２の凸部、好適に歯オリーブ形状に適合され、例えばピン８０のボディにねじまたは圧入によって組みつけられる。このピンは最初にボディ４６の第１の一次開口部５６を通して挿入され、次に上方にわずかにオフセットした第２の一次開口部５８を通して挿入される。したがって、ピン８０は第２の開口部５８を通して挿入されるとき、ヘッド８２は、この同一の開口部内のピン８０の挿入を促進するために設けられたその前部傾斜部８４と徐々に協働する。明らかに、開口部５８内でのピン８０のセンタリングヘッド８２の挿入は、それらの間で完全な整列が達成されるまで、同じ径の２つの開口部５６，６８緩やかに整列させることとなる。目安として、開口部５６，６８径が、その中に挿入されたピン８０の径とクリアランスなしに同一であることを記しておく。
【００６８】
ピン８０の挿入後、ピンは２つの関係付けられた開口部５６，５８内に収容され、図５に見られるように、有利にシェアピン６８を形成する。
【００６９】
図５を参照すると、同一のピン挿入作業は一次開口部の第２のグループに関して実施され、第２のシェアピン６８の位置決めを達成している。一旦２つのシェアピンが個々の一次開口部に挿入されると、同時にまたは連続して、持ち上げられたエンジン２は開口部５６，５８を整列した後に持ち上げられ、エンジンマウント４に対して最終的な位置に配置される。
【００７０】
この最終的な位置において、二次開口部６０，６２も一組で完全に整列されている。
【００７１】
これらのサポートピン７６ａ，７６ｂはその後除去され、図５に示されているように、二次開口部は自由になり、その後、これらの同一の二次開口部６０，６２に２つのフェイルセーフシェアピン７０を所定の位置に配置する作業が可能になる。
【００７２】
その後、取り付けボディを固定するステップは、同じくX方向に沿って向けられた所定の位置に上述のテンションボルトを配置する作業によって続行される。
【００７３】
本発明の方法において、類似の固定ステップが後部取り付け部品８に関しても実行され、一方でスラストリンクの組み付けは当業者には周知の慣例的な方法によって実行されることが可能である。
【００７４】
明らかに、多様な改良が、単に限定的でない実施例を記載しただけの組み付け方法に、当業者によって行われるだろう。この点について、この方法は航空機の翼の下にエンジンを懸架することに関して記載されており、この同じ翼の上にこのエンジンを組付けて固定する方法に適用されることも可能であるということを示している。
【図面の簡単な説明】
【００７５】
【図１】エンジンマウントを具備した航空機エンジンアセンブリの概略的な部分側面図を示しており、このアセンブリは、本発明の好適な一実施形態による組み付け方法を適用した場合に、エンジンがエンジンマウントの剛体構造に組みつけられる構造であることを示した図である。
【図２】図１で示されたエンジンマウントに適合されたエンジン組む付けシステムによって確実にされた、負荷伝達部の概略的な斜視図を示している。
【図３】図１で示されたエンジンマウントの前部の詳細な斜視図を示している。
【図４】図３で示されたエンジンマウントに属するボックスの、前部閉鎖リブ斜視図を示している。
【図５ａ】前記組み付け方法における固定ステップの異なった作業の概略図を示しており、このステップはエンジンマウントの剛体構造にエンジンを取り付けるための取り付けボディを固定することから成る。
【図５ｂ】前記組み付け方法における固定ステップの異なった作業の概略図を示しており、このステップはエンジンマウントの剛体構造にエンジンを取り付けるための取り付けボディを固定することから成る。
【図５ｃ】前記組み付け方法における固定ステップの異なった作業の概略図を示しており、このステップはエンジンマウントの剛体構造にエンジンを取り付けるための取り付けボディを固定することから成る。
【図５ｄ】前記組み付け方法における固定ステップの異なった作業の概略図を示しており、このステップはエンジンマウントの剛体構造にエンジンを取り付けるための取り付けボディを固定することから成る。
【図５ｅ】前記組み付け方法における固定ステップの異なった作業の概略図を示しており、このステップはエンジンマウントの剛体構造にエンジンを取り付けるための取り付けボディを固定することから成る。
【図５ｆ】前記組み付け方法における固定ステップの異なった作業の概略図を示しており、このステップはエンジンマウントの剛体構造にエンジンを取り付けるための取り付けボディを固定することから成る。
【図５ｇ】前記組み付け方法における固定ステップの異なった作業の概略図を示しており、このステップはエンジンマウントの剛体構造にエンジンを取り付けるための取り付けボディを固定することから成る。
【図５ｈ】前記組み付け方法における固定ステップの異なった作業の概略図を示しており、このステップはエンジンマウントの剛体構造にエンジンを取り付けるための取り付けボディを固定することから成る。
【符号の説明】
【００７６】
１          航空機エンジンアセンブリ
２          ターボジェットエンジン
４          エンジンマウント
６          前部エンジン取り付け部品
８          後部エンジン取り付け部品
１０        剛体構造
２６        上部スパー
２８        下部スパー
３０        サイドパネル
３６        前部閉鎖リブ
３７        後部閉鎖リブ
４６        取り付けボディ
５６        第１の一次開口部
５８        第２の一次開口部
６０        第１の二次開口部
６２        第２の二次開口部
６８        シェアピン
７０        フェイルセーフピン
７２        接触面
７６ａ      第１のサポートピン
７６ｂ      第２のサポートピン
８０        ピン
８２        センタリングヘッド
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５ａ】
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【図５ｂ】
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【図５ｃ】
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【図５ｄ】
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【図５ｅ】
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【図５ｆ】
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【図５ｇ】
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【図５ｈ】
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【国際調査報告】
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