(57)【要約】      （修正有）【課題】金属加工により作製された実質的に同一のジェットエンジン支持構造体を提供する。【解決手段】ジェットエンジン支持構造体は、ジェットエンジンに機能的に取り付けられるよう構成された内寄り支持フィッティング１４と、ジェットエンジンに機能的に取り付けられるよう構成された外寄り支持フィッティング１６と、内寄り支持フィッティング及び航空機翼の下側外表面に取り付けられるよう構成された内寄り縦通材１８と、外寄り支持フィッティング及び翼の下側外表面に取り付けられるよう構成された外寄り縦通材２２と、内寄り縦通材及び外寄り縦通材に取り付けられるよう構成されているとともに、ジェットエンジンに機能的に取り付けられるよう構成されたドラグ斜材フィッティング２４と、を含む。縦通材１８、２２は、既に翼構造に含まれている留め具を用いて翼の下側表面に取り付けられるよう構成されている。【選択図】図２５
2018086999.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機翼に取り付けられるよう構成されているとともに、ジェットエンジンに機能的に取り付けられるよう構成された内寄り支持フィッティングと、
前記航空機翼に取り付けられるよう構成されているとともに、前記ジェットエンジンに機能的に取り付けられるよう構成された外寄り支持フィッティングと、
前記航空機翼に取り付けられるよう構成されているとともに、前記内寄り支持フィッティングに取り付けられるよう構成された内寄り縦通材と、
前記航空機翼に取り付けられるよう構成されているとともに、前記外寄り支持フィッティングに取り付けられるよう構成された外寄り縦通材と、を含み、
前記内寄り支持フィッティング及び前記内寄り縦通材は、前記航空機翼の内部の第１リブに取り付けられるよう構成されており、
前記外寄り支持フィッティング及び前記外寄り縦通材は、前記航空機翼の内部の第２リブに取り付けられるよう構成されている、
ジェットエンジン支持構造体。
【請求項２】
前記内寄り支持フィッティング及び前記内寄り縦通材は、前記航空機翼の翼下側パネルを前記第１リブに固定するために既に含まれている留め具を用いて前記第１リブに取り付けられるよう構成されている、
請求項１に記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項３】
前記外寄り支持フィッティング及び前記外寄り縦通材は、前記航空機翼の前記翼下側パネルを前記第２リブに固定するために既に含まれている留め具を用いて前記第２リブに取り付けられるよう構成されている、
請求項２に記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項４】
前記内寄り支持フィッティングは、前記内寄り支持フィッティングを二等分する垂直面の両側で対称な外表面形状を有する、
請求項１〜３のいずれかに記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項５】
前記外寄り支持フィッティングは、前記外寄り支持フィッティングを二等分する垂直面の両側で対称な外表面形状を有する、
請求項４に記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項６】
前記内寄り縦通材は、前記第１リブの長さに沿って前記第１リブに取り付けられるよう構成されているとともに、前記ジェットエンジンの駆動により生じる負荷を前記第１リブの前記長さに沿って分散させるよう構成されており、
前記外寄り縦通材は、前記第２リブの長さに沿って前記第２リブに取り付けられるよう構成されているとともに、前記ジェットエンジンの駆動により生じる負荷を前記第２リブの前記長さに沿って分散させるよう構成されている、
請求項１〜５のいずれかに記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項７】
前記内寄り支持フィッティングは、前記航空機翼内の燃料セルの外部にある前記航空機翼内の翼桁に取り付けられるよう構成されており、
前記外寄り支持フィッティングは、前記航空機翼内の燃料セルの外部にある前記航空機翼内の前記翼桁に取り付けられるよう構成されている、
請求項１〜６のいずれかに記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項８】
前記航空機翼内の前記翼桁は、前記航空機翼内における最前方の翼桁である、
請求項７に記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項９】
前記内寄り縦通材は、前記航空機翼の外板である翼下側パネルに取り付けられるよう構成されているとともに、前記ジェットエンジンの駆動により生じる負荷を前記航空機翼の前記翼下側パネルに分散させるよう構成されており、
前記外寄り縦通材は、前記航空機翼の前記翼下側パネルに取り付けられるよう構成されているとともに、前記ジェットエンジンの駆動により生じる負荷を前記航空機翼の前記翼下側パネルに分散させるよう構成されている、
請求項１〜８のいずれかに記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項１０】
前記内寄り縦通材及び前記外寄り縦通材に取り付けられるよう構成されているとともに、前記ジェットエンジンに機能的に取り付けられるよう構成されたドラグ斜材フィッティングをさらに含む、
請求項１〜９のいずれかに記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項１１】
互いに所定の角度をなす前側部分及び後側部分を一体的に含む内寄り支持フィッティングであって、前記前側部分は、航空機翼内の燃料セルの外部にある前記航空機翼の翼桁に取り付けられるよう構成されており、前記後側部分は、前記航空機翼の外板である翼下側パネルに取り付けられるよう構成されている内寄り支持フィッティングと、
互いに所定の角度をなす前側部分及び後側部分を一体的に含む外寄り支持フィッティングであって、前記外寄り支持フィッティングの前記前側部分は、前記航空機翼内の前記燃料セルの外部にある前記航空機翼の前記翼桁に取り付けられるよう構成されており、前記外寄り支持フィッティングの前記後側部分は、前記航空機翼の前記翼下側パネルに取り付けられるよう構成されている外寄り支持フィッティングと、
前端から反対側の後端までの長さにて、Ｔ字型断面形状を有する内寄り縦通材であって、前記Ｔ字型の断面形状は、前記内寄り縦通材の前記長さに沿って延びる中央ウェブと、前記ウェブの両側から外方に突出し、前記内寄り縦通材の前記長さに沿って延びるフランジと、によって形成されており、前記フランジは、前記航空機翼内の第１リブに取り付けられるよう構成されている内寄り縦通材と、
前端から反対側の後端までの長さにて、Ｔ字型断面形状を有する外寄り縦通材であって、前記Ｔ字型の断面形状は、前記外寄り縦通材の前記長さに沿って延びる中央ウェブと、前記ウェブの両側から外方に突出し、前記外寄り縦通材の前記長さに沿って延びるフランジと、によって形成されており、前記フランジは、前記航空機翼内の第１リブに取り付けられるよう構成されている外寄り縦通材と、を含む、
ジェットエンジン支持構造体。
【請求項１２】
前記内寄り縦通材の前記フランジは、前記翼下側パネルを前記第１リブに固定するために既に含まれている留め具を用いて前記第１リブに取り付けられるよう構成されている、
請求項１１に記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項１３】
前記外寄り縦通材の前記フランジは、前記翼下側パネルを前記第２リブに固定するために既に含まれている留め具を用いて前記第２リブに取り付けられるよう構成されている、
請求項１２に記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項１４】
前記内寄り支持フィッティングは、前記内寄り支持フィッティングを二等分する垂直面の両側で対称な外表面形状を有する、
請求項１１〜１３のいずれかに記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項１５】
前記外寄り支持フィッティングは、前記外寄り支持フィッティングを二等分する垂直面の両側で対称な外表面形状を有する、
請求項１４に記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項１６】
前記内寄り縦通材は、前記第１リブの長に沿って前記第１リブに取り付けられるよう構成されているとともに、前記ジェットエンジンの駆動により生じる負荷を前記第１リブの前記長さに沿って分散させるよう構成されており、
前記外寄り縦通材は、前記第２リブの長さに沿って前記第２リブに取り付けられるよう構成されているとともに、前記ジェットエンジンの駆動により生じる負荷を前記第２リブの前記長さに沿って分散させるよう構成されている、
請求項１５に記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項１７】
前記内寄り支持フィッティングの前記前側部分は、前記航空機翼内における最前方の翼桁に取り付けられるよう構成されており、
前記外寄り支持フィッティングの前記前側部分は、前記航空機翼内における前記最前方翼桁に取り付けられるよう構成されている、
請求項１１〜１６のいずれかに記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項１８】
前記内寄り縦通材の前記フランジは、前記航空機翼内の前記第１リブに取り付けられるよう構成されているとともに、前記ジェットエンジンの駆動により生じる負荷を前記第１リブの長さに沿って分散させるよう構成されており、
前記外寄り縦通材の前記フランジは、前記航空機翼内の前記第２リブに取り付けられるよう構成されているとともに、前記ジェットエンジンの駆動により生じる負荷を前記第２リブの長さに沿って分散させるよう構成されている、
請求項１１〜１７のいずれかに記載のジェットエンジン支持構造体。
【請求項１９】
ジェットエンジンを航空機翼に取り付ける方法であって、
内寄り支持フィッティングを前記航空機翼に取り付けること、及び、前記内寄り支持フィッティングを前記ジェットエンジンに機能的に取り付けることを含み、前記内寄り支持フィッティングは、前記内寄り支持フィッティングを二等分する面の両側で対称な外表面形状を有するものであり、前記方法は、さらに、
外寄り支持フィッティングを前記航空機翼に取り付けること、及び、前記外寄り支持フィッティングを前記ジェットエンジンに機能的に取り付けることを含み、前記外寄り支持フィッティングは、前記外寄り支持フィッティングを二等分する面の両側で対称な外表面形状を有するものである、方法。
【請求項２０】
前記内寄り支持フィッティングを前記航空機翼内の第１リブに取り付けることと、
前記外寄り支持フィッティングを前記航空機翼内の第２リブに取り付けることと、をさらに含む、
請求項１９に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、ジェットエンジンの支持構造体に関する。より具体的には、本開示は、金属加工により作製された実質的に同一のジェットエンジン支持構造体に関する。このような支持構造体は、製造コストを低減することができる。支持構造体は、ストラット支持フィッティング（strut support fitting）及び翼下縦通材（underwing longeron）を一体的に含んでおり、これらは、ジェットエンジンを翼に機能的に取り付けるために利用され、航空機左側すなわちポート・サイドの翼、又は、航空機右側すなわちスターボード・サイドの翼のうちのいずれに取り付ける場合でも利用可能である。縦通材は、既に翼構造に含まれている留め具を利用して航空機翼下側に取り付けられるよう構成されているので、留め具を新たに追加する必要がない。
【背景技術】
【０００２】
ジェットエンジン支持フィッティングは、ストラット支持フィッティング又はナセル支持フィッティングとも呼ばれ、航空機エンジンの規制増加や大型化に伴ってその大きさや複雑さが増加している。ジェットエンジン支持構造体は、ジェットエンジンを航空機翼に数年間安全に支持するように設計されている。
【発明の概要】
【０００３】
本開示のジェットエンジン支持構造体は、基本的に、内寄り支持フィッティング、外寄り支持フィッティング、内寄り縦通材、外寄り縦通材及びドラグ斜材フィッティングから構成される。これらのコンポーネントは、ジェットエンジンを航空機翼に機能的に取り付けるために用いられる。これらコンポーネントは、ジェットエンジンを航空機左側すなわちポート・サイドの翼に機能的に取り付ける場合にも、航空機右側すなわちスターボード・サイドの翼に機能的に取り付ける場合にも、同じものを用いることができる。
【０００４】
内寄り支持フィッティングは、金属を加工して作製されるので、加工コストを低減することができる。内寄り支持フィッティングは、互いに所定の角度を成す前側部分及び後側部分を一体的に含む。内寄り支持フィッティングの前側部分は、ジェットエンジンに機能的に取り付けられるよう構成されている。内寄り支持フィッティングは、内寄り支持フィッティングを二等分する垂直面の両側で対称な外表面形状を有する。よって、内寄り支持フィッティングは、航空機の両側の航空機翼のいずれに対しても利用可能である。内寄り支持フィッティングの前側部分は、航空機翼内における最前方の翼桁に取り付けられるよう構成されている。内寄り支持フィッティングの後側部分は、航空機翼の下側外表面に取り付けられるよう構成されている。つまり、内寄り支持フィッティングは、燃料セルを収容するために利用されることが多い航空機翼内部のウイングボックスに進入しない。
【０００５】
外寄り支持フィッティングも、金属を加工して作製されるので、加工コストを低減することができる。外寄り支持フィッティングは、互いに所定の角度を成す前側部分及び後側部分を一体的に含む。外寄り支持フィッティングの前側部分は、ジェットエンジンに機能的に取り付けられるよう構成されている。外寄り支持フィッティングは、外寄り支持フィッティングを二等分する垂直面の両側で対称な外表面形状を有する。よって、外寄り支持フィッティングは、航空機の両側の航空機翼のいずれに対しても利用可能である。外寄り支持フィッティングの前側部分は、航空機翼内における最前方の翼桁に取り付けられるよう構成されている。外寄り支持フィッティングの後側部分は、航空機翼の下側外表面に取り付けられるよう構成されている。つまり、外寄り支持フィッティングは、燃料セルを収容するために利用されることが多い航空機翼内部のウイングボックスに進入しない。
【０００６】
内寄り縦通材は、前端から反対側の後端に延びる長さにて、Ｔ字型断面形状を有する。このＴ字型断面形状は、内寄り縦通材の長さに沿って延びる中央ウェブと、このウェブの両側から外方に突出するように内寄り縦通材の長さに沿って延びるフランジと、によって形成されている。このフランジは、航空機翼の下側外表面に取り付けられるよう構成された上面を有する。航空機翼の下側パネルを航空機翼内の第１リブに固定するのに留め具が用いられているが、これらの留め具をフランジに貫通させ、翼パネルに貫通させ、航空機翼内の第１リブに到達させて、内寄り縦通材を翼に取り付ける。内寄り縦通材の前端は分割されており、縦溝穴が縦通材前端の内側に形成されている。縦溝穴は、内寄り支持フィッティングの後側部分を受け入れ可能な寸法に設定されている。内寄り支持フィッティングを内寄り縦通材に取り付けるには、内寄り縦通材の前端及び内寄り支持フィッティングの後側部分に留め具を挿通させる。
【０００７】
外寄り縦通材は、前端から反対側の後端に延びる長さにて、Ｔ字型断面形状を有する。このＴ字型断面形状は、外寄り縦通材の長さに沿って延びる中央ウェブと、このウェブの両側から外方に突出するように外寄り縦通材の長さに沿って延びるフランジと、によって形成されている。このフランジは、航空機翼の下側外表面に取り付けられるよう構成された上面を有する。航空機翼の下側パネルを航空機翼内の第２リブに固定するのに留め具が用いられているが、これらの留め具をフランジに貫通させ、翼パネルに貫通させ、航空機翼内の第２リブに到達させて、外寄り縦通材を翼に取り付ける。外寄り縦通材の前端は分割されており、縦溝穴が縦通材前端の内側に形成されている。縦溝穴は、外寄り支持フィッティングの後側部分を受け入れ可能な寸法に設定されている。外寄り支持フィッティングを外寄り縦通材に取り付けるには、外寄り縦通材の前端及び外寄り支持フィッティングの後側部分に留め具を挿通させる。
【０００８】
重要な特徴として、内寄り縦通材及び外寄り縦通材は、既に翼の構成に用いられている留め具を用いて航空機翼の下面に取り付けられる。よって、新たに留め具を追加する必要がない。また、内寄り支持フィッティング及び外寄り支持フィッティングは、航空機翼の最前方翼桁を横切るように取り付けられ、また、内寄り縦通材及び外寄り縦通材は、翼下側パネルの下面に沿って取り付けられる。このように取り付けられたこれら部材によって、支持構造体が支持するジェットエンジンからその駆動に伴って発生する負荷が翼に分散される。
【０００９】
ドラグ斜材フィッティングは、内寄り縦通材の後端及び外寄り縦通材の後端に取り付けられるよう構成されている。また、ドラグ斜材フィッティングは、ジェットエンジンにも機能的に取り付けられるよう構成されている。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
ジェットエンジン支持構造体のさらなる特徴は、下記の詳細な説明及び添付図面に記載されている。
【００１１】
【図１】ジェットエンジンの側面、航空機翼の断面、並びに、ジェットエンジンを航空機翼に機能的に取り付けるために用いられる内寄り支持フィッティング及びドラグ斜材の側面を示す図である。
【図２】内寄り支持フィッティング、内寄り縦通材及びドラグ斜材フィッティングの側面、並びに、航空機翼の断面を示す図である。
【図３】図２に示す内寄り縦通材及び航空機翼の一部分の断面を、図２のＡ−Ａ面に沿って示す図である。
【図４】図２に示す内寄り支持フィッティングを、航空機翼から取り外した状態で反対側から示す側面図である。
【図５】内寄り支持フィッティングを示す上面図である。
【図６】内寄り支持フィッティングを示す底面図である。
【図７】内寄り支持フィッティングを示す正面図である。
【図８】内寄り支持フィッティングを示す背面図である。
【図９】外寄り支持フィッティング、外寄り縦通材及びドラグ斜材フィッティングの側面、並びに、航空機翼の断面を示す図である。
【図１０】外寄り支持フィッティングを、航空機翼から取り外した状態で示す側面図である。
【図１１】外寄り支持フィッティングを示す上面図である。
【図１２】外寄り支持フィッティングを示す底面図である。
【図１３】外寄り支持フィッティングを示す正面図である。
【図１４】外寄り支持フィッティングを示す背面図である。
【図１５】内寄り縦通材を示す側面図である。
【図１６】内寄り縦通材を示す上面図である。
【図１７】内寄り縦通材を示す底面図である。
【図１８】内寄り縦通材を示す正面図である。
【図１９】内寄り縦通材を示す背面図である。
【図２０】ドラグ斜材フィッティングを示す側面図である。
【図２１】ドラグ斜材フィッティングを示す上面図である。
【図２２】ドラグ斜材フィッティングを示す底面図である。
【図２３】ドラグ斜材フィッティングを示す正面図である。
【図２４】ドラグ斜材フィッティングを示す背面図である。
【図２５】内寄り支持フィッティング、外寄り支持フィッティング、内寄り縦通材、外寄り縦通材及びドラグ斜材フィッティングを、航空機翼の翼下側パネルにおける相対位置で示す底面図である。
【図２６】内寄り支持フィッティング、外寄り支持フィッティング、内寄り縦通材、外寄り縦通材及びドラグ斜材フィッティングを、航空機翼の翼下側パネルに取り付ける際に利用する専用の治具を示す斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
本開示のジェットエンジン支持構造体は、航空機翼の下側パネル外表面に取り付けられた縦通材及びドラグ斜材フィッティング（drag brace fitting）を支持フィッティングと一体化したものである。一体化された支持フィッティング及び縦通材及びドラグ斜材フィッティングを用いれば、航空機翼の構成に既に含まれている留め具以外の新たな留め具を追加することなく、ジェットエンジン支持構造体を航空機翼に取り付けることができる。加えて、一体化された支持フィッティング、縦通材及びドラグ斜材フィッティングは、翼周りに取り付けられてジェットエンジンを翼に機能的に固定及び支持し、また、ジェットエンジンの駆動により生じる負荷を翼に分散させる。
【００１３】
添付図面、特に、図２５を参照すると、ジェットエンジン支持構造体１２は、基本的に、内寄り（inboard）支持フィッティング１４、外寄り（outboard）支持フィッティング１６、内寄り縦通材１８、外寄り縦通材２２及びドラグ斜材フィッティング２４から構成される。ジェットエンジン支持構造体１２の各構成部品は、チタンなどの金属、あるいは、これと均等な別の材料から成る。
【００１４】
図２及び図４〜図８は、内寄り支持フィッティング１４を示す。内寄り支持フィッティング１４は、互いに所定の角度を成す前側部分２６及び後側部分２８を含む。前側部分２６及び後側部分２８は、チタンなどの金属の板から加工された一体物である。内寄り支持フィッティング１４を金属板から加工することで、従来のように金属を型鍛造して作製される支持フィッティングに比べて、内寄り支持フィッティング１４の製造コストを大幅に低減することができる。内寄り支持フィッティング１４の前側部分２６及び後側部分２８の外表面形状は、図５及び図６に示すように、内寄り支持フィッティング１４を二等分する中心垂直面３２の両側で対称である。このように内寄り支持フィッティング１４が対称な構成をしているので、内寄り支持フィッティング１４は、ジェットエンジンを航空機の左側であるポート・サイドに機能的に取り付ける場合にも、右側であるスターボード・サイドに機能的に取り付ける場合にも利用可能である。
【００１５】
内寄り支持フィッティング１４の前側部分２６は、互いに逆向きの後表面３４及び前表面３６を有する。前側部分２６は、また、第１側面３８、及び、これとは逆向きの第２側面４０を有する。前側部分２６の後表面３４は、内寄り支持フィッティング１４が航空機の翼に取り付けられた状態では、翼の最前方の翼桁（forward most spar）４２の前表面を横切るように上方に延びる。このような内寄りフィッティング１４と翼桁４２の位置関係は、図２に示されている。図２には、テンションフィッティング（tension fitting）４４が示されており、これは、内寄り支持フィッティング１４の前側部分２６を航空機翼４８の内部リブ（interior rib）４６の前縁に対して航空機翼の最前方翼桁４２を介して固定する部材である。このように、内寄り支持フィッティング１４は、航空機翼内部の中央空洞部分に留め具を進入させることなく航空機翼４８に取り付けることができる。このような空間は、最前方翼桁４２より後方であって、航空機翼内部のリブとリブの間にあり、航空機の燃料セル（fuel cell）の収容に利用されることが多い。
【００１６】
内寄りフィッティングの後表面３４と前表面３６との間には、内寄り支持フィッティングの前側部分を貫通する少なくとも１つの留め具穴５２が設けられている。留め具穴５２は、図１に示す航空機に見られるように、内寄りフィッティング１４をジェットエンジン５４に機能的に固定する留め具が挿入されるよう構成されている。加えて、内寄り支持フィッティング１４の前側部分を貫通する別の留め具穴５６もさらに設けられている。これらの留め具穴５６は、後述するように、内寄り支持フィッティング１４を内寄り縦通材１８に取り付けるために用いられる。
【００１７】
内寄り支持フィッティング１４の後側部分２８は、互いに逆向きの上面６２及び底面６４を有する。内寄りフィッティング１４の後側部分２８は、互いに逆向きの第１側面６６及び第２側面６８も有する。これらは、内寄りフィッティング１４の前側部分２６の第１側面３８及び第２側面４０からそれぞれ連続する面である。内寄りフィッティング１４の後側部分２８の上面６２は、内寄りフィッティング１４が後述する態様で翼下側パネル４８に取り付けられた状態では、航空機の翼下側パネル４８の下側外表面７２に沿って延びる。内寄りフィッティング１４の前側部分２６の近傍であって、内寄りフィッティング１４の後側部分２８の上面６２と底面６４との間の位置には、この後側部分を貫通する留め具穴７６が設けられている。留め具穴７６は、図１に示す航空機に見られるように、内寄りフィッティング１４をジェットエンジン５４に機能的に取り付ける留め具を受け入れるよう構成されている。加えて、内寄りフィッティング１４の後側部分２８を貫通する別の留め具穴７８もさらに設けられている。これらの留め具穴７８は、後述するように、内寄りフィッティング１４を内寄り縦通材１８に取り付けるために用いられる。
【００１８】
図９〜図１４は、外寄り支持フィッティング１６を示す。外寄り支持フィッティング１６は、内寄り支持フィッティング１４と類似の構成を有する。外寄り支持フィッティング１６は、互いに所定の角度を成す前側部分８２及び後側部分８４を含む。外寄り支持フィッティング１６の前側部分８２及び後側部分８４は、チタンなどの金属の板から加工された一体物である。内寄り支持フィッティング１４と同様に、外寄り支持フィッティング１６を金属板から加工することで、金属を型鍛造して作製される支持フィッティングに比べて、支持フィッティングの製造コストを大幅に低減することができる。外寄り支持フィッティング１６の前側部分８２及び後側部分８４の外表面形状も、図１１及び図１２に示すように、外寄り支持フィッティング１６を二等分する中心垂直面８６の両側で対称である。このように外寄り支持フィッティング１６の外表面形状が、垂直面８６の両側で対称な構成をしているので、外寄り支持フィッティング１６は、ジェットエンジンを航空機の左側であるポート・サイド機能的に取り付ける場合にも、右側であるスターボード・サイドに機能的に取り付ける場合にも利用可能である。
【００１９】
外寄り支持フィッティング１６の前側部分８２は、互いに逆向きの後表面９２及び前表面９４を有する。前側部分８２は、また、第１側面９６、及び、これとは逆向きの第２側面９８を有する。前側部分８２の後表面９２は、外寄り支持フィッティング１６が航空機翼に取り付けられた状態では、翼の最前方翼桁４２の前表面を横切るように上方に延びる。このような外寄り支持フィッティング１６と翼桁４２位置関係は、図９に示されている。内寄り支持フィッティング１４と同様に、外寄り支持フィッティング１６は、航空機の燃料セルの収容に利用されることが多い翼の空洞部分に留め具を進入させることなしに、航空機翼４８に取り付けることができる。
【００２０】
外寄りフィッティングの後表面９２と前表面９４との間には、外寄り支持フィッティング１６の前側部分８２を貫通する少なくとも１つの留め具穴１０２が設けられている。留め具穴１０２は、図１に示すように、外寄りフィッティング１６をジェットエンジン５４に機能的に固定する留め具を受け入れるよう構成されている。加えて、外寄り支持フィッティング１６の前側部分８２を貫通する別の留め具穴１０４もさらに設けられている。これらの留め具穴１０４は、後述するように、外寄り支持フィッティング１６を航空機の翼４８に取り付けるために用いられる。
【００２１】
外寄り支持フィッティング１６の後側部分８４は、互いに逆向きの上面１０６及び底面１０８を有する。外寄り支持フィッティング１６の後側部分８４は、互いに逆向きの第１側面１１２及び第２側面１１４も有する。これらは、外寄りフィッティング１６の前側部分８２の第１側面９６及び第２側面９８からそれぞれ連続する面である。外寄りフィッティング１６の後側部分８４の上面１０６は、外寄りフィッティング１６が後述する態様で翼下側パネル４８に取り付けられた状態では、航空機の翼下側パネル４８の下側外表面７２に沿って延びる。外寄りフィッティング１６の前側部分８２の近傍であって、外寄りフィッティング１６の後側部分８４の上面１０６と底面１０８との間の位置には、この後側部分を貫通する留め具穴１１６が設けられている。留め具穴１１６は、外寄りフィッティング１６を航空機のジェットエンジン５４に機能的に取り付ける留め具を受け入れるよう構成されている。加えて、外寄りフィッティング１６の後側部分８４を貫通する別の留め具穴１１８もさらに設けられている。これらの留め具穴１１８は、後述するように、外寄りフィッティング１６を外寄り縦通材２２に取り付けるために用いられる。
【００２２】
図１５〜図１９は、内寄り縦通材１８を示す図である。内寄り縦通材１８は、縦通材の前端１２２から縦通材の後端１２４までの長手方向長さを有する。内寄り縦通材１８は、内寄り縦通材の長さにわたって、実質的にＴ字型の断面形状を有する。内寄り縦通材１８のＴ字型断面形状は、垂直ウェブ１２６及びこのウェブ１２６頂部のフランジ１２８により構成される。フランジ１２８及びウェブ１２６は、縦通材１８の長さに沿って延びている。フランジ１２８は、内寄り縦通材１８のウェブ１２６頂部の両側から外方に突出する。図１６及び図１７に示すように、内寄り縦通材１８はその長さにわたって、内寄り縦通材１８を長手方向に二等分する中心垂直面１３０の両側で対称である。フランジ１２８は、上面１３２を有し、これは、内寄り縦通材１８が航空機翼に取り付けられた状態では、航空機翼下側パネル４８の下側外表面７２に当接するよう構成されている。
【００２３】
図３を参照すると、内寄り縦通材１８を航空機翼に取り付けるには、翼下側パネル４８を翼の内部リブ（internal rib）１３６に固定するのに用いられている留め具１３４を、内寄り縦通材１８のフランジ１２８においてウェブ１２６を挟んだ両側に長さ方向に間隔をあけて配列された留め具穴に挿入し、翼下側パネル４８の下側外表面７２を貫通させ、航空機翼の内部リブ１３６の下側フランジに到達させる。つまり、翼下側パネル４８を翼の第２内部リブ１３６に固定している留め具１３４を利用して、内寄り縦通材１８を翼に取り付けることができる。よって、内寄り縦通材１８を航空機翼に取り付けるために別の留め具を新たに追加する必要はない。加えて、留め具１３４で内寄り縦通材１８を翼の第２内部リブ１３６に固定していることにより、内寄り縦通材１８に機能的に取り付けられたジェットエンジンの駆動により生じる負荷が留め具を介して第２内部リブ１３６及び翼下側パネル４８の長さに沿って分散される。
【００２４】
内寄り縦通材１８は、前端１２２に繋がる前側部分１３８が分割されており、これにより前側部分１３８におけるウェブ１２６の内側及びフランジ１２８の内側に溝穴１４２が形成されている。溝穴１４２は、内寄り支持フィッティング１４の後側部分２８の頂部を受け入れ可能な寸法に設定されている。内寄り縦通材１８の前側部分１３８に、ウェブ１２６を貫通する複数の留め具穴１４４が設けられている。内寄り縦通材１８の留め具穴１４４は、内寄り支持フィッティング１４の後側部分２８に設けられた留め具穴７８と整合するように配置されている。内寄り縦通材１８と内寄りフィッティング１４とを接続して一体化するには、内寄り縦通材１８の前側部分１３８の留め具穴１４４と、これに整合する内寄り支持フィッティング１４の後側部分２８の留め具穴７８とに、複数の留め具（図示せず）を挿入する。つまり、内寄り支持フィッティング１４は、内寄り縦通材１８によって航空機翼の下側パネル４８に固定される。
【００２５】
内寄り縦通材１８には、ウェブ１２６の両面からフランジ１２８の下面に延びる一対のガセット（gusset）１４６が設けられている。ガセットは、内寄り縦通材の分割前側部分１３８の後方に位置し、留め具で内寄りフィッティング１４に結合される前側部分１３８の近傍で内寄り縦通材１８を補強している。
【００２６】
外寄り縦通材２２は、内寄り縦通材１８と同様の構成を有する。ただし、一般的な航空機翼の角度構成と、外寄り縦通材２２が内寄り縦通材１８より翼端寄りに配置されることにより、外寄り縦通材２２の長さは、内寄り縦通材１８より短い。この様子は、図２５に示されている。外寄り縦通材２２は、縦通材の前端１５２から縦通材の後端１５４までの長手方向長さを有する。外寄り縦通材２２は、外寄り縦通材の長さにわたって、実質的にＴ字型の断面形状を有する。外寄り縦通材２２のＴ字型断面形状は、垂直ウェブ１５６及びこのウェブ１５６の頂部のフランジ１５８により構成されている。フランジ１５８及びウェブ１５６は、外寄り縦通材２２の長さに沿って延びている。フランジ１５８は、外寄り縦通材２２のウェブ１５６頂部の両側から外方に突出する。図２５に示すように、外寄り縦通材はその長さにわたって外寄り支持フィッティング１６を長手方向に沿って二等分する中心垂直面１６０の両側で対称である。フランジ１５８は、上面１６２を有し、これは、外寄り縦通材２２が航空機翼に取り付けられた状態では、航空機翼下側パネル４８の下側外表面に当接するよう構成されている。
【００２７】
外寄り縦通材２２を航空機翼に取り付けるには、図３に示したのと同様に、外寄り縦通材２２のフランジ１５８においてウェブ１５６挟んだ両側に設けられた留め具穴に、図３に示したのと同じ態様で留め具を挿入し、翼下側パネル４８の下側外表面７２を貫通させ、航空機翼の第２内部リブ１６６（図９及び図２６参照）の下側フランジに到達させる。つまり、翼下側パネル４８（図２及び図３）を翼の第２内部リブ１６６に固定している留め具を利用して、外寄り縦通材２２を翼に取り付けることができる。よって、外寄り縦通材２２を航空機翼に取り付けるために別の留め具を新たに追加する必要はない。加えて、留め具で外寄り縦通材２２を翼の第２内部リブ１６６に固定していることにより、外寄り縦通材２２機能的に取り付けられたジェットエンジンの駆動により生じる負荷が留め具を介して第２内部リブ１６６及び翼下側パネル４８の長さに沿って分散される。
【００２８】
外寄り縦通材２２は、前端１５２に繋がる前側部分１６８が分割されており、これにより前側部分１６８におけるウェブ１５６の内側及びフランジ１５８の内側に溝穴１７２が形成されている。溝穴１７２は、外寄り支持フィッティング１６の後側部分８４の頂部を受け入れ可能な寸法に設定されている。外寄り縦通材２２の前側部分１６８に、ウェブ１５６を貫通する複数の留め具穴１７４（図９）が設けられている。外寄り縦通材２２の留め具穴１７４は、外寄り支持フィッティング１６の後側部分８４を貫通する留め具穴１１８（図１０）に整合するように配置されている。外寄り縦通材２２と外寄り支持フィッティング１６とを接続して一体化するには、外寄り縦通材２２の前側部分１６８の留め具穴１７４と、これに整合する外寄り支持フィッティング１６の後側部分８４の留め具穴１１８とに、複数の留め具（図示せず）を挿入する。つまり、外寄り支持フィッティング１６は、外寄り縦通材２２によって航空機翼の下側パネル４８に固定される。
【００２９】
外寄り縦通材２２には、ウェブ１５６の両面からフランジ１５８の下面に延びる一対のガセット１７６が設けられている。ガセットは、分割された外寄り縦通材２２前側部分１６８の後方に位置し、外寄り支持フィッティング１６に留め具で結合される前側部分１６８の近傍で外寄り縦通材２２を補強している。
【００３０】
ドラグ斜材フィッティング２４は、航空機のジェットエンジン５４の後方部分を、内寄り縦通材１８及び外寄り縦通材２２の後方部分に機能的に取り付ける。図２０〜図２４を参照すると、ドラグ斜材フィッティング２４は、中央部分が三角形を成す構成を有する。この三角形は、長尺矩形のベースレール１８２が三角形の底辺を構成し、同じく長尺矩形の内寄りサイドレール１８４及び外寄りサイドレール１８６が三角形の頂部の及びその両片を構成することで形成される。三角形の頂部には、互いに離間した状態で外方に突出する一対のフランジ１８８が設けられている。両フランジには、ドラグ斜材フィッティング２４を航空機のジェットエンジン５４に取り付けるために構成された留め具穴１９２が軸方向に整列して設けられている。ドラグ斜材フィッティング２４のベースレール１８２の両端からは、内寄りレッグ１９４と外寄りレッグ１９６が外方に延出する。ベースレール１８２の長さ寸法は、内寄りレッグ１９４及び外寄りレッグ１９６が、それぞれ内寄り縦通材１８及び外寄り縦通材２２の後方部分に対向するように設定されている。内寄りレッグ１９４及び外寄りレッグ１９６は、ドラグ斜材フィッティング２４を内寄り縦通材１８及び外寄り縦通材２２に取り付ける際は、対応する縦通材に留め具で結合される。
【００３１】
内寄りフィッティング１４、外寄りフィッティング１６、内寄り縦通材１８、外寄り縦通材２２及びドラグ斜材フィッティング２４を航空機翼４８に取り付ける際には、図２６に示す専用の治具１９８が用いられる。治具１９８を用いることにより、内寄りフィッティング１４、外寄りフィッティング１６、内寄り縦通材１８、外寄り縦通材２２及びドラグ斜材フィッティング２４を、翼４８の下側外表面７２に正確に位置決めすることができる。
【００３２】
本明細書に記載したジェットエンジン支持構造体１２の構成及びその使用方法について、本発明の範囲から逸脱することなく種々の改変及び変更を行うことができる。上述の、あるいは、添付図面に示した内容は、いずれも説明のために提示したものであり、限定として解釈されるべきではない。したがって、本開示の範囲は、上述の例示的な実施形態のいずれによっても限定されるものではなく、添付の請求の範囲及びその均等範囲によってのみ定義されるべきものである。
【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５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【図２５】
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【図２６】
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【外国語明細書】
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