(57)【要約】  本発明は、高剛性な構造体と該高剛性な構造体にエンジンを取り付けるための取付手段とを備えた、航空機エンジンのための取付構造体に関する。取付手段は推力負荷装置（１４）を含み、該推力負荷装置は、それぞれが機械式接続部（４４）を介して推力負荷装置（１４）のイーブンバー（２８）に取り付けられた後端部（２６ｂ）を有している２つの側方スラストリンク（２６）を備えている。本発明においては、各機械式接続部（４４）は、イーブンバーに設けられた突起（４８）によって形成され、後端部（２６ｂ）に形成されたオリフィス（５０）を貫通している。突起（４８）は、取付構造体に対して略横方向に延在するように配置されている。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
高剛性な構造体（８）と該高剛性な構造体（８）に航空機エンジン（６）を取り付けるための取付手段とを備えた、前記航空機エンジン（６）のための取付構造体（４）であって、前記取付手段は、前記航空機エンジン（６）によって発生される推力を伝達するために推力負荷装置（１４）を備えており、前記推力負荷装置（１４）は、それぞれが機械式接続部（４４）を介して前記推力負荷装置（１４）のイーブンバー（２８）に取り付けられた後端部（２６ｂ）を有している２つの側方スラストリンク（２６）を備えている前記取付構造体において、
前記機械式接続部（４４）それぞれが、前記イーブンバー（２８）に設けられ、関連する前記側方スラストリンク（２６）の前記後端部（２６ｂ）に形成されたオリフィス（５０）を貫通する突起（４８）から成り、前記突起（４８）が、前記取付構造体に対して略横方向に延在するように配置されていることを特徴とする取付構造体（４）。
【請求項２】
前記突起（４８）それぞれが、自身の中心軸線（６４）が前記取付構造体の横方向（Ｙ）に一致する回転錐の形態において、立体角（６２）で延在する軸線（６０）に沿って延在しており、
前記立体角の値が、２π（１−ｃｏｓ（１５°））［ｓｒ］以下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（６）のための取付構造体（４）。
【請求項３】
上面図において、前記突起（４８）それぞれが、前記取付構造体の横方向（Ｙ）に対して１５°以下の角度（６６）を形成する軸線（６０）に沿って延在していることを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機エンジン（６）のための取付構造体（４）。
【請求項４】
正面図において、前記突起（４８）それぞれが、前記取付構造体の横方向（Ｙ）に対して１５°以下の角度（６８）を形成する軸線（６０）に沿って延在していることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載の航空機エンジン（６）のための取付構造体（４）。
【請求項５】
前記機械式接続部それぞれにおいて、前記突起（４８）は、前記突起が貫通する前記側方スラストリンク（２６）の軸線に対して直角に延在していることを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載の航空機エンジン（６）のための取付構造体（４）。
【請求項６】
前記機械式接続部（４４）それぞれにおいて、前記側方スラストリンクの前記後端部（２６ｂ）に形成された前記オリフィス（５０）には、ボールジョイント（５２）が設けられており、前記イーブンバー（２８）に形成された前記突起（４８）が、前記ボールジョイントを貫通してい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航空機エンジン（６）のための取付構造体（４）。
【請求項７】
前記イーブンバー（２８）は、前記高剛性な構造体（８）に接続している接続ブラケット（３８）を貫通しているヒンジピン（３２）を中心として回動し、前記推力負荷装置（１４）は、前記ヒンジピン（３２）が自身の中央部分を貫通する馬蹄状の当接ブラケット（７０）を備えており、馬蹄状の前記当接ブラケット（７０）は、前記高剛性な構造体（８）に固定状態で係止され、且つ、前記イーブンバー（２８）に対して後方に設けられた当接面（７４）を有し、これにより両回転方向において、前記イーブンバー（２８）の前記ヒンジピン（３２）を中心とする回動が防止されることを特徴とする請求項１〜６のいずれか一項に記載の航空機エンジン（６）のための取付構造体（４）。
【請求項８】
前記航空機エンジン（６）の前記取付手段は、前方エンジン取付部（１０）と前記高剛性な構造体に取り付けられた後方エンジン取付部（１２）とを備えており、前記前方エンジン取付部（１０）は、前記取付構造体（４）における横方向（Ｙ）及び垂直方向（Ｚ）に作用する荷重を伝達するように構成されており、前記後方エンジン取付部（１２）は、前記取付構造体（４）の横方向（Ｙ）及び垂直方向（Ｚ）に作用する荷重を伝達し、且つ、前記取付構造体の長手方向（Ｘ）に作用するモーメントを伝達するように構成され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航空機エンジン（６）のための取付構造体（４）。
【請求項９】
２つの前記側方スラストリンク（２６）は、それぞれ前記取付構造体の垂直方向及び長手方向を含む中立面（２４）の両側に配置されてい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航空機エンジン（６）のための取付構造体（４）。
【請求項１０】
航空機エンジン（６）と該航空機エンジン（６）のための取付構造体（４）とを備えているエンジン組立体（１）において、
取付構造体が、請求項１〜９のいずれか一項に記載の取付構造体であることを特徴とするエンジン組立体（１）。
【請求項１１】
少なくとも１つの請求項１０に記載のエンジン組立体を備えている航空機において、
前記エンジン組立体が、前記航空機の主翼又は後方胴体部分に組み付けられていることを特徴とする航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の主翼と航空機のエンジンとの間に位置決めされるようになっている航空機のエンジンマウント、及び該航空機のエンジンマウントを備えたエンジン組立体に関する。
【０００２】
本発明は、ターボジェットエンジン又はターボプロップエンジンを備えた任意のタイプの航空機に利用可能とされる。
【０００３】
このようなタイプのエンジンマウントは、エンジン取付構造体（Engine Mounting Structure）、すなわち“ＥＭＳ”と呼称され、一般に航空機の主翼の下方にエンジンを取り付け、該主翼の上方にエンジンを取り付け、又は航空機の胴体の後方部分にエンジンを位置決めするために利用される。
【背景技術】
【０００４】
前記取付構造体は、ガスタービンエンジンと航空機の主翼との間に接続インターフェースを形成するように構成されている。関連するガスタービンエンジンによって発生する負荷は、前記取付構造体によって当該航空機のフレームに伝達される。前記取付構造体には、エンジンと航空機との間を接続する燃料系路のための経路、電気システム、液圧システム、及び空冷システム（air system）が設けられている。
【０００５】
取付構造体は、負荷の伝達を確実にするために、一次構造と呼称される、一般に“箱状”タイプの高剛性な構造体を備えている。すなわち、この高剛性な構造体は、上方スパー、下方スパー、及び横方向リブを介して共に結合される側面パネルから成る組立体によって形成されている。
【０００６】
さらに、当該装置は、ガスタービンエンジンと高剛性な構造体との間に配置された取付手段を備えている。この取付手段は、一般に２つのエンジン取付部と、ガスタービンエンジンによって発生される推力負荷を伝達するための推力伝達装置とを備えている。
【０００７】
従来技術においては、この推力伝達装置は、例えば２つの側方リンクを備えている。この側方リンクは、最初にガスタービンエンジンのケースに結合され、次に取付構造体の高剛性な構造体に取り付けられた状態で自身が回動するイーブンバーに結合される。
【０００８】
同様に、取付構造体は、高剛性な構造体と航空機の主翼との間に配置された取付システムを形成する他の一連の取付部も備えている。この取付システムは、一般に２つ又は３つの取付部から構成されている。
【０００９】
最後に、パイロンは、航空機システムを確実に隔離し且つ該航空機システムを支持する一方、空気力学的なエンジンカバーが設けられた二次構造を備えている。
【００１０】
上述のように、従来技術において提案された解決策は、推力負荷伝達装置が、側方スラストリンク及びイーブンバーを貫通するヒンジピンを介して、各側方スラストリンクに関連するイーブンバーの側端部で回動する後端部を有している２つの側方スラストリンクを内蔵することである。
【００１１】
一般に、このヒンジピンは、略垂直に、且つイーブンバーが取付構造体の高剛性な構造体に固定された接続ブラケットに回動可能に取り付けられたピンに対して平行に、延在しているので、イーブンバーは良好なバランスを得ることができる。
【００１２】
推力負荷装置がエンジンと高剛性な構造体との間に組み付けられた場合には、イーブンバーに取り付けられたスラストリンクを接続解除／再接続することはできない。それにもかかわらず、例えば後にエンジンを取り外す場合には、このような操作が実施可能であることが望ましい。従って、高剛性な構造体に設けられたイーブンバーのヒンジピンを取り外す／取り付けることによって、スラストリンクを備えたイーブンバー全体を接続解除／再接続することが必要とされる。
【００１３】
しかしながら、このような要求を実行するためには、アクセスしにくく密集した領域に大きな工具を配置しなければならなかった。イーブンバーのヒンジピンの下端部は、工具と協働し、対面するガスタービンエンジンのケース近傍に効果的に配置可能になっている。
【００１４】
その上、この工具の準備及び取り扱いには、エンジン組立体を劣化させるという危険性が伴い、組立時間という観点から不利な操作の困難性に類似している。工具がガスタービンエンジンのケースと上述のヒンジピンを中心として回動可能に取り付けられたイーブンバーの下面との間に位置決めされた場合に、特にこれら欠点が生じる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１５】
【特許文献１】欧州特許出願公開第０８０５１０８号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１６】
従って、本発明の目的は、従来技術に基づく実施例に関連する上述の欠点を克服した取付構造体、及びその取付構造体を備えたエンジン組立体を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１７】
この目的を達成するために、本発明は、高剛性な構造体と該高剛性な構造体に航空機エンジンを取り付けるための取付手段とを備えた、航空機エンジンのための取付構造体であって、取付手段は、航空機エンジンによって発生される推力を伝達するために推力負荷装置を備えており、推力負荷装置は、それぞれが機械式接続部を介して推力負荷装置のイーブンバーに取り付けられた後端部を有している２つの側方スラストリンクを備えている取付構造体を対象とする。本発明においては、機械式接続部それぞれが、イーブンバーに設けられ、関連する側方スラストリンクの後端部に形成されたオリフィスを貫通する突起から成り、突起が、取付構造体に対して略横方向に延在するように配置されている。
【００１８】
従って、本発明に特有の構成では、各突起が当該装置に対して略横方向又は該横方向に対して所定の角度で僅かに傾斜して延在しているので、当該装置は、例えばエンジンを取り外す／再取り付けするために、側方スラストリンクそれぞれの後端部を容易に接続解除／再取付可能である。これにより、このような作業が実施された場合にイーブンバー組立体を取り外す／再取り付けする必要がなくなるので、優位である。
【００１９】
側方スラストリンクそれぞれを取り付ける／取り外すために必要な工具を準備及び操作しても、エンジン組立体のほとんど密集していない領域に向かって突起の自由端が位置付けられている限りにおいては、エンジン組立体を劣化させる危険性が実質的に発生しない。この点において、結論として、必要とされる工具のための空間は従来技術で必要とされる空間よりも小さい点において優位であり、これにより側方スラストリンクの後端部を備えたイーブンバー組立体を確実に取り外す／再取り付けすることができる。
【００２０】
さらに、上述の構成がもたらす容易な取り付けによって、組立時間が削減可能となる。最初に前端部を介してエンジンに接続された側方スラストリンクを単に略横方向に移動させ、その後に側方スラストリンクの後端部を容易に関連する突起とインターロックさせることができるので、最適な取付作業が実現される。
【００２１】
各突起は、好ましくは、自身の中心軸線が取り付け構造体の横方向に一致する回転錐の形態で、その値が２π（１−ｃｏｓ（１５°））［ｓｒ］以下である立体角を形成する軸線に沿って延在するように設けられている。この特徴は、上述の突起を略横方向に延在させるという考えを表わしている。上記値は、その母線が角度１５°で中心軸線から離隔している回転錐の形態を形成する立体角を表わしている。
【００２２】
この考えを表わすために、各突起は、好ましくは上面図から見て、取り付け構造体の横方向と１５°以下の角度を形成する軸線に沿って延在しているか、又は正面図から見て、前記横方向と１５°以下の角度を形成する軸線に沿って延在しているように設けられている。
【００２３】
好ましくは、各機械式接続部については、スラストリンクの後端部に形成されたオリフィスは、イーブンバーに設けられた突起が貫通するボールジョイントを備えている。
【００２４】
好ましくは、イーブンバーは、高剛性な構造体に接続するためにブラケットを貫通するヒンジピンを中心として回動する。推力負荷装置は、その中心部分がヒンジピンと交差し、且つ高剛性な構造体に固定状態で結合されるようになっている馬蹄状の当接ブラケットを備えている。この馬蹄状の当接ブラケットは、イーブンバーに対して後方に配置された当接面を有しており、これによりイーブンバーがヒンジピンを中心として両方向に回転することが防止される。
【００２５】
好ましくは、エンジン取り付け手段は、前方エンジン取付部と高剛性な構造体に固定された後方エンジン取付部とを備えている。前方エンジン取付部は、装置の横方向に沿って作用する荷重を伝達するように構成されており、後方エンジン取付部は、装置の横方向及び垂直方向に沿って作用する荷重を伝達し、且つ、装置の長手方向に沿って作用するモーメントを確実に伝達するように構成されている。
【００２６】
一般に、２つの側部スラストリンクは、垂直方向及び長手方向に形成される取付構造体の中立面の両側に配置されていることが望ましい。
【００２７】
本発明のさらなる対象は、例えばガスタービンエンジンのようなエンジンと該エンジンのための上述の取付構造体とを備えているエンジン組立体である。
【００２８】
最後に、本発明は、当該航空機の主翼及び後方の胴体部分に組み付けられた少なくとも１つの上記のエンジン組立体を備えている航空機にも関する。
【００２９】
本発明の他の利点及び特徴は、詳細且つ非限定的な以下の説明から明らかになる。
【００３０】
本明細書は、添付図面を参照することによって理解される。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】本発明の好ましい実施例における取付構造体を備えている航空機エンジン組立体の側面図である。
【図２】図１に表わす取付構造体に設けられた推力負荷装置の部分的な分解斜視図である。
【図３】図２に表わす推力負荷装置の組立図である。
【図４ａ】図１〜図３に表わす推力負荷装置のイーブンバーに設けられた突起の略横方向の向きを表わす。
【図４ｂ】図１〜図３に表わす推力負荷装置のイーブンバーに設けられた突起の略横方向の向きを表わす。
【図４ｃ】図１〜図３に表わす推力負荷装置のイーブンバーに設けられた突起の略横方向の向きを表わす。
【図５】図１に表わす推力負荷装置の取付手段の相違する構成要素によって構成された推力負荷装置の概略的な斜視図である。
【図６ａ】２つのスラストリンクそれぞれの後端部をイーブンバーの関連する突起に取り付ける段階を表わす。
【図６ｂ】２つのスラストリンクそれぞれの後端部をイーブンバーの関連する突起に取り付ける段階を表わす。
【図６ｃ】２つのスラストリンクそれぞれの後端部をイーブンバーの関連する突起に取り付ける段階を表わす。
【図６ｄ】２つのスラストリンクそれぞれの後端部をイーブンバーの関連する突起に取り付ける段階を表わす。
【図６ｅ】２つのスラストリンクそれぞれの後端部をイーブンバーの関連する突起に取り付ける段階を表わす。
【発明を実施するための形態】
【００３２】
図１には、航空機のエンジン組立体１が表わされており、説明を明確にするために単に破線で示された前記航空機の主翼２の下方に固定されるようになっている。エンジン組立体１は、本発明の好ましい実施例における取付構造体４と、エンジン６、例えば該取付構造体４の下方に取り付けられたターボジェットエンジンとを備えている。
【００３３】
一般に、取付構造体４は、エンジン６を取り付ける手段が設けられた高剛性な構造体８を備えている。当該取付手段は、複数のエンジン取付部１０，１２と、エンジン６が生み出す推力荷重を伝達する推力負荷装置１４（thrust load device）とを有している。
【００３４】
例えば、エンジン組立体１が、ナセル（図示しない）によって囲まれるようになっており、取付構造体４が、エンジン組立体１を航空機の主翼２の下方に取り付けるために他の一連の取付部１６を備えていることに留意すべきである。
【００３５】
本明細書の以下においては、Ｘ方向は、ガスタービンエンジン６及び推力負荷装置１４の長手方向と共通する取付構造体４の長手方向を規定しており、ターボジェットエンジン６の長手軸線５に対して平行とされる。Ｙ方向は、取付構造体４に対する横方向を規定するために用いられており、ターボジェットエンジン６及び推力負荷装置１４の横方向と共通している。Ｚ方向は、垂直方向又は高さを規定している。これら３つのＸＹＺ方向は互いに対して垂直である。
【００３６】
また、“前（forward）”及び“後（aft）”は、ターボジェットエンジン６の推進力による航空機の移動方向に対して規定されている。この航空機の移動方向は、概略的に矢印７によって表わされる。
【００３７】
図１は、取付構造体４の２つのエンジン取付部１０，１２、一連の取付部１６、推力負荷装置１４、及び高剛性な構造体８を表わす。取付構造体４の他の構成要素、例えばシステムを確実に隔離し且つ支持する一方、空力的なエンジンカバー（cowling）が設けられた二次構造は、先行技術であって当業者に知られている従来的な要素と同一又は類似するので、図示しない。従って、本明細書では詳述しない。
【００３８】
また、図示のように、ターボジェットエンジン６は、環状のファンダクト２０を形成している大きなファンケース１８を前方に備えており、このターボジェットエンジンの中核部を囲んでいる小さな中央ケーシング２２を後方に備えている。ファンケース１８及び中央ケーシング２２が互いに固定されていることは明白である。
【００３９】
図１に表わすように、取付構造体４のエンジン取付部１０，１２は、合計２つから成り、それぞれ前方エンジン取付部及び後方エンジン取付部と呼称されている。
【００４０】
本発明の好ましい実施例では、高剛性な構造体８は、概略的にＸ方向に沿って後方から前方に延在している箱状体の形態とされる。
【００４１】
この箱状体は、特にパイロンが上方スパー１５と、下方スパー１７と、及び（側面図である図１では、一方の側方スパー／パネルしか視認できないが）２つの側方スパー／パネル１９とから成る組立体として形成されている点において、ターボジェットエンジンのための一般的な取付パイロンに類する構成のパイロンの形態である。上方スパー１５と下方スパー１７と側方スパー１９とは、広義の矩形状の形態をした横方向リブ２１を介して共に接続されている。従って、横方向リブ２１は平面ＹＺに沿って延在しており、上方スパー１５及び下方スパー１７は概略的にＸＹ平面に沿って延在しており、側方パネル１９はＸＺ平面に沿って延在している。
【００４２】
当該好ましい実施例では、第一に取付手段は、ピラミッド（pyramid）と呼称される高剛性な構造体８の前端部とファンケース１８の上側部分との間に配置された前方エンジン取付部１０を備えている。それにも関わらず、中央ケーシングと当業者に知られているファンケースとの間で接続ケースに固定されるように前方エンジン取付部１０を設けることもできる。従来設計であって当業者にとって既知の前方エンジン取付部１０は、高剛性な構造体８の第１の点Ｐ１に取り付けられている。この高剛性な構造体は一次構造（primary structure）とも呼称されている。
【００４３】
また、従来設計であって当業者にとって既知の後方エンジン取付部１２は、高剛性な構造体８と中央ケーシング２２との間に配置されており、第１の点Ｐ１に対して相対的に後方に配置された、高剛性な構造体８の第２の点Ｐ２に取り付けられている。
【００４４】
当該好ましい実施例では、推力負荷装置１４は、第１の点Ｐ１と第２の点Ｐ２との間に配置された、高剛性の構造体８の第３の点Ｐ３に取り付けられている。
【００４５】
推力負荷装置１４は、一般に２つの側方スラストリンク２６を有している（図１には、１つの側方スラストリンクのみを示す）。各側方スラストリンクには、例えばガスタービンエンジン６の水平中立面上又はその近傍でファンケース１８に結合された前端部２６ａが形成されている。
【００４６】
この推力負荷装置１４の後方部分については、図２及び図３を参照して説明する。
【００４７】
図２及び図３に表わすように、２つの側方スラストリンク２６は、取付構造体の垂直方向及び長手方向を含む中立面２４の両側に配置されている。この中立面は、ガスタービンエンジンの垂直中立面に一致している。以下に説明するように、スラストリンクそれぞれがイーブンバー２８に接続された後方端部２６ｂを有している。
【００４８】
イーブンバー２８は、好ましくは二重ピン式（dual pin type）のヒンジピン３２に結合されている。このヒンジピンは、垂直方向及び長手方向を含む中立面２４が該ヒンジピンを貫通するように配置されている。従って、イーブンバーのヒンジピンは、イーブンバー内に形成されたオリフィス３４を貫通し、自身の両側部がイーブンバー２８の両側部に配置されたクレビス（clevis）をさらに貫通する。このクレビス３６は、高剛性な構造体に接続される接続ブラケット３８に形成されている。
【００４９】
より正確には、イーブンバー２８は、いわゆるフェイルセーフ機能を確実に発揮させるために、図２に表わす２つの積み重ねられたブラケット２８ａ，２８ｂから成ることが好ましい。従って、上述のオリフィス３４は、ブラケット２８ａ，２８ｂそれぞれに設けられた２つのオリフィス３４ａ，３４ｂによって一体に形成されている。
【００５０】
接続ブラケット３８は、好ましくは自身と接触している下方スパー１７の下に固定状態で取り付けられている１つの後端部を有している。例えば締結式（bolt type）を利用した組立手段（図示しない）は、箱状体の内側に収容された補強ブラケット４０と協働している。この点において、この補強ブラケット４０には、箱状体の下方スパー１７の２つのフィン（図示しない）にそれぞれ取り付けられるようになっている２つの側壁４２が形成されている。従って、その下方の側壁は、下方スパー１７の内面の形状に適合している。従って、補強ブラケット４０は、高剛性な構造体の全高に亘って延在していないという相違点はあるが、箱状体の横方向リブに類似している。
【００５１】
機械式接続部４４は、各スラストリンク２６の後端部２６ｂを確実に組み立てるために、推力荷重を正常に伝達させる接続を確立するように設けられている。当該機械式接続部は、イーブンバー２８の関連する側端部に設けられた突起４８から成る。この突起４８は、以下に説明するように、推力負荷装置１４に対して略横方向に、すなわちＹ方向に対して僅かに傾斜している場合であっても略Ｙ方向に延在している態様を有している。この点において、突起は、貫通する側方スラストリンク２６の軸線に対して完全に直角に延在するように設けられている。
【００５２】
ここで、イーブンバー２８を形成するために利用されるブラケットは重ね合わせることができるので、２つの突起４８それぞれは、ブラケット２８ａ，２８ｂそれぞれに設けられ且つ対面する表面に沿って接触する半シリンダー状部分によって、完全に形成されている。各突起４８には、効果的且つ完全に円状部分が設けられており、図２及び図３に表わすように固定手段（図示しない）を受容するために小さな部分の延長部分が形成されている場合がある。
【００５３】
突起４８は、関連するスラストリンク２６の後端部２６ｂに設けられたオリフィス５０に挿通される。このオリフィスの軸線は、上述の突起４８の軸線と略同軸である。また、ボールジョイント５２は、オリフィス５０と突起４８との間に設けられている。この突起は、ボールジョイントの内輪を貫通しており、ボールジョイントの外輪は、固定状態でオリフィス５０内に収容されている。
【００５４】
図４ａ〜図４ｃを参照すると、各突起４８は、これら突起が常に略横方向に向き続けていることを目的とするので、Ｙ方向に沿って向いている場合に限られず、代替的にＹ方向に対して所定角度で僅かに傾斜して延在している場合もある。これによりエンジン組立体１を劣化させる危険性が無く、関連する機械式接続部４４を取り付ける際の簡便性を維持することができる。さらに、突起は、突起が貫通するスラストリンク２６の軸線に対して直角方向に向いていることが望ましい。
【００５５】
従って、図４ａに表わすように、各突起４８は、立体角６２の値が２π（１−ｃｏｓ（１５°））［ｓｒ］以下となるように、自身の中心軸線６４がＹ方向に一致する回転錐（a cone of revolution）の形態で、立体角６２で延在する軸線６０に沿って延在しているように設けられている。
【００５６】
また、上面図である図４ｂを参照すると、各突起４８は、横方向であるＹ方向に対して１５°以下の角度６６を形成する軸線６０に沿って延在している。同様に、前面図である図４ｃを参照すると、各突起４８は、横方向であるＹ方向に対して１５°以下の角度６８を形成する軸線６０に沿って延在している。
【００５７】
図４ａ〜図４ｃに表わすように、各突起４８が、推力負荷装置の中央から僅かに後方に離間するように延在していることが望ましく、任意には、前記推力負荷装置の中央から僅かに上方に離間するように延在している場合がある。
【００５８】
図２及び図３を参照すると、推力負荷装置１４は、馬蹄状の当接ブラケット７０も備えている。この当接ブラケットは、ヒンジピン３２が貫通するクレビス７２の前方中央部分に配置されている。より正確には、クレビス７２の２つの側壁は、イーブンバー２８の両側に配置されており、特にそれぞれイーブンバー２８と接続ブラケット３８のクレビス３６の２つの側壁のうち一方の側壁との間に挿入されている。
【００５９】
馬蹄状の当接ブラケット７０は、好ましくは中立面２４が当接ブラケットを対称に貫通するように配置されており、略後方に向いている２つの自由端を備えている。この自由端は、それぞれ接続ブラケット３８に類した状態で、すなわち下方スパー１７の外形に適合することによって箱状体に固定されており、補強ブラケット４０と協働する従来の組立手段（図示しない）を介して箱状体に組み付けられている。
【００６０】
さらに、当接ブラケット７０は、イーブンバー２８に対して後方に位置し、より正確には上述のクレビス７２の底部に形成された当接面を有している。この当接ブラケットは、イーブンバーがヒンジピン３２を中心として両方向において回転することを防止するように構成されている。
【００６１】
当接面７４は、図２を表わすように、垂直中立面２４に関して対称的に配置された２つの独立した表面から成る場合がある。この当接面は、例えばスラストリンク２６のうち一方のスラストリンクの破断、又は２つの機械式接続部４４のうち一方の機械式接続部の破断のように、推力負荷装置１４が故障した場合に、この当接面７４によってイーブンバー２８の回転が停止される。正常運転下では、イーブンバー２８が前記当接面から離間しているので、当接面７４が機能しないことは明白である。
【００６２】
従って、上述のタイプの故障が発生した場合には、その故障後においては、イーブンバー２８は、単一のスラストリンク２６を介して接続されているに過ぎず、ヒンジピンの両端のうち一端が近傍に配置された当接面７４に接触するまで、ヒンジピン３２を中心として回転する。従って、このイーブンバーがヒンジピン３２を中心として最大角度で回転するように当接面７４を決定することができる。この最大角度は、両回転方向において等しいことが望ましく、少なくとも所定時間の間、スラスト負荷伝達機能が推力負荷装置１４によって確実に発揮されるように決定されることは明白である。
【００６３】
前記配置と共に図５に概略的に表わすように、第１の点Ｐ１に取り付けられた前方エンジン取付部１０は、主に垂直方向Ｚ及び横方向Ｙに作用する荷重を伝達するように構成されているが、長手方向Ｘに作用する荷重を伝達するようには適合していない。
【００６４】
後方エンジン取付部１２は、主に横方向Ｙに作用する荷重を伝達するように構成されており、２つの半取付部（図示しない）が主に垂直方向Ｚに作用する荷重を伝達可能な、２つの“半取付（semi-attachment）”式と呼称される既知のタイプから成ることが望ましい。付加的には、後方エンジン取付部は、Ｘ方向に作用するモーメントを確実に伝達可能とされる。
【００６５】
最後に、推力負荷装置１４は、主に長手方向Ｘに作用する荷重を伝達可能とされる。
【００６６】
このようにして、長手方向Ｘに沿って作用する荷重は、推力負荷装置のみによって伝達される。横方向Ｙに作用する荷重は、前方エンジン取付部１０及び後方エンジン取付部１２の両方によって伝達される。垂直方向Ｚに作用する荷重は、前方エンジン取付部１０と後方エンジン取付部１２の２つの半取付部との両方によって伝達される。
【００６７】
また、Ｘ方向に作用するモーメントは、後方エンジン取付部１２の２つの半取付部のみによって確実に伝達される。一方、Ｙ方向及びＺ方向に作用するモーメントは、これら２つのエンジン取付部１０，１２の両方によって確実に伝達される。
【００６８】
図６ａ〜図６ｅは、推力負荷装置体１４の組立方法についての相違する連続的なステップを表わす。これら図面は下面図である。
【００６９】
図６ａは、方法の特徴のうち１つの特徴が、スラストリンクの後端部それぞれを関連する突起に取り付ける前に、イーブンバー２８が接続ブラケット３８を介して高剛性な構造体８に既に固定されていることであることを表わす。第１のスラストリンク２６の後端部２６ｂを、例えば図６ｂに表わすような関連する突起４８に係合開始する前に、エンジンがパイロンの高剛性な構造体８に対して適切に位置決めされることは明白である。
【００７０】
上述のように、スラストリンク２６の後端部２６ｂは、その関連する突起の近傍に配置されたスラストリンクを単に略横方向に移動させることによって係合される。また、スラストリンク２６の前端部２６ａがエンジンに既に取り付けられているので、前記スラストリンクをその前端部２６ａを中心として近似的に僅かに回転させることによって、図６ｃに表わすように後端部２６ｂが突起４８に完全に係合する。
【００７１】
次に、例えば図６ｄ及び図６ｅに表わすように他方のスラストリンク２６のために同一の操作が実施されるので、２つのスラストリンク２６は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、同時に取付可能であることは言うまでもない。
【００７２】
当業者が、非限定的な実施例として説明した取付構造体４及びエンジン取付部１についても様々な改良をすることができることは言うまでもない。この点において、エンジン組立体１が航空機の主翼の下方に取り付けられるように適合した構成とすることができる一方、エンジン組立体１は、主翼の上方、航空機の胴体の後方部分にでさえ取付可能な構成とすることができる。
【符号の説明】
【００７３】
１  エンジン組立体
２  主翼
４  取付構造体
５長手軸線
６  エンジン
７  矢印
８  高剛性な構造体
１０  エンジン取付部
１２  エンジン取付部
１４  推力負荷装置
１５  上方スパー
１６  取付部
１７  下方スパー
１８  ファンケース
１９  側方スパー／パネル
２０  中央ケーシング
２１  横方向リブ
２２  小さな中央ケーシング
２４  中立面
２６  側方スラストリンク
２６ａ  前端部
２６ｂ  後端部
２８  イーブンバー
２８ａ  ブラケット
２８ｂ  ブラケット
３２  ヒンジピン
３４  オリフィス
３４ａ  オリフィス
３４ｂ  オリフィス
３６  オリフィス
３８  接続ブラケット
４０  補強ブラケット
４２  側壁
４４  機械式接続部
４８  突起
５０  オリフィス
５２  ボールジョイント
６０  軸線
６２  立体角
６４  中心軸線
７０  当接ブラケット
７２  クレビス
７４  当接面
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４ａ】
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【図４ｂ】
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【図４ｃ】
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【図５】
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【図６ａ】
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【図６ｂ】
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【図６ｃ】
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【図６ｄ】
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【図６ｅ】
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【国際調査報告】
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