(57)【要約】  本発明は、エンジンとエンジン取り付け構造の間に配置される航空機用エンジンマラントに関し、前記マラントは、２つのアーム(36a,36b)を設けられたフォーク(36)を備える第１の取り付けデバイス(34)に連結されたシャックル(20)と、シャックル(20)および２つのアームを貫通する心棒(44)とを備える。前記２つのアームは、それぞれが開口(48a,48b)を有し、その開口は、それぞれが、心棒を受けるための第１のリング(50)および第２のリング(60)を設けられる。本発明によれば、第１のリングは、心棒の第１の端部(44a)用の当接部を形成する底部(54)を有し、第１の取り付けデバイスは、前記心棒の第２の端部(44b)と協働して、平行移動する心棒(64)を制止する手段も備える。
2008544907.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン(２)と、このエンジン用のＥＭＳ(４)との間に介在させられるよう構成され、２つのアーム(３６ａ,３６ｂ)を設けられた端部フィッティング(３６)を備える第１の取り付けデバイス(３４)に連結されたクレビス(２０)と、前記クレビス(２０)および前記２つのアーム(３６ａ,３６ｂ)を貫通するピン(４４)とを備え、前記アームのそれぞれに、前記ピンをそれぞれが保持する第１のリング(５０)および第２のリング(６０)を装備されたオリフィス(４８ａ,４８ｂ)が形成される航空機エンジン取り付け部品(６)において、前記第１のリング(５０)には、前記ピン(４４)の第１の端部(４４ａ)に関する制止部として働く底部(５４)が設けられ、かつ、前記第１の取り付けデバイス(３４)はさらに、平行移動する前記ピンをこのピンの第２の端部(４４ｂ)と協働して制止する手段(６４)を備えることを特徴とする航空機エンジン取り付け部品(６)。
【請求項２】
前記ピンの平行移動の制止手段(６４)が、前記第２のリング(６０)に装着されていることを特徴とする請求項１に記載のエンジン取り付け部品(６)。
【請求項３】
前記ピンの平行移動の制止手段(６４)が、前記第２のリング(６０)にねじ込まれたナット(６６)および取り付けナット(６８)を備えることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のエンジン取り付け部品(６)。
【請求項４】
前記ピンの平行移動の制止手段(６４)が、前記ナット(６６)および前記第２の端部(４４ｂ)に接触して位置する、少なくとも１つのばね座金も備えることを特徴とする請求項３に記載のエンジン取り付け部品(６)。
【請求項５】
前記ナット(６６)が、前記第２のリング(６０)に形成されたショルダ(７０)に接触して位置することを特徴とする請求項４に記載のエンジン取り付け部品(６)。
【請求項６】
前記ピンの平行移動の制止手段(６４)が、前記第２のリング(６０)を横断して貫通する安全ロッド(７４)をさらに備えることを特徴とする請求項５に記載のエンジン取り付け部品(６)。
【請求項７】
ボールジョイント(５６)が、前記ピン(４４)と前記クレビス(２０)との間に挿入されることを特徴とする請求項１から請求項６のいずれか一項に記載のエンジン取り付け部品(６)。
【請求項８】
前記クレビス(２０)が三角形状であることを特徴とする請求項１から請求項７のいずれか一項に記載のエンジン取り付け部品(６)。
【請求項９】
前記三角形状クレビス(２０)が、前記第１の取り付けデバイス(３４)と同一の第２の取り付けデバイス(３５)にも連結され、前記２つの取り付けデバイスが前記三角形状クレビス(２０)の２つの頂点(３０,３２)の近傍に配置されることを特徴とする請求項８に記載のエンジン取り付け部品(６)。
【請求項１０】
エンジン取り付け部品(６)が、前記エンジン(２)の横方向(Ｙ)および垂直方向(Ｚ)に沿って加えられた力に抗するようにそれぞれが設計された２つの取り付け部品半体を形成することを特徴とする請求項９に記載のエンジン取り付け部品(６)。
【請求項１１】
エンジン取り付け部品(６)が、前記三角形状クレビス(２０)の第３の頂点(２２)の近傍に第３の取り付けデバイス(２７)を備え、前記第３の取り付けデバイス(２７)が前記ＥＭＳ(４)に堅固に固定されるよう設計されることを特徴とする請求項１０に記載のエンジン取り付け部品(６)。
【請求項１２】
エンジン(２)、ＥＭＳ(４)、および前記ＥＭＳ(４)と前記エンジン(２)との間に介在させられた複数のエンジン取り付け部品(６,８,９)を備える航空機用のアセンブリ(１)であって、前記複数のエンジン取り付け部品が、請求項１から請求項１１のいずれか一項に記載の少なくとも１つのエンジン取り付け部品(６)を具備してなることを特徴とするアセンブリ(１)。
【請求項１３】
請求項１から請求項１１のいずれか一項に記載の前方取り付け部品(６)を備えることを特徴とする請求項１２に記載のアセンブリ(１)。
【請求項１４】
前記クレビス(２０)が前記エンジン(２)の横方向(Ｙ)に平行であり、前記エンジン(２)のファンケーシング(１２)からの距離が後ろ方向に増加するように傾けられることを特徴とする請求項１３に記載のアセンブリ(１)。
【請求項１５】
前記第１の２つの取り付けデバイス(３４,３５)のそれぞれの前記端部フィッティング(３６)が、このエンジンの前後方向軸線(５)を通過する垂直平面(Ｐ)について対称に、前記エンジン(２)に対して堅固に固定されることを特徴とする請求項１４に記載のアセンブリ(１)。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は一般に、エンジンと、エンジンを航空機の翼の下に懸架し、またはこのエンジンをこの翼の上に取り付けるのに使用される「ＥＭＳ(エンジン取り付け構造体)」との間に介在させられるよう設計された航空機用エンジン取り付け部品に関する。
【０００２】
本発明はまた、エンジン、ＥＭＳ、およびこのＥＭＳとエンジンとの間に介在させられた複数のエンジン取り付け部品を備える航空機エンジンアセンブリにも関し、このアセンブリは、任意のタイプの航空機、たとえばターボジェットやターボプロップなど、翼から懸架されたターボシャフトエンジンを備えるタイプのものに使用可能である。
【背景技術】
【０００３】
既存の航空機では、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)は、複雑な取り付けデバイス(ＥＭＳとも呼ばれる)によって、同じＥＭＳに固定された複数のエンジン取り付け部品を介して翼の下に懸架される。
【０００４】
そのようなＥＭＳは、関連するエンジンによって生成された力をこの航空機の構造体に伝達するように設計され、燃料、電気および液圧システムならびに空気をエンジンと航空機の間で移送するのにも使用される。
【０００５】
ＥＭＳは、多くの場合「箱」型の、言い換えれば、横方向のリブを介して互いに連結された上方および下方のスパー、ならびに側方パネルのアセンブリによって形成された剛構造体を備える。
【０００６】
したがって、ＥＭＳおよびエンジンを備えるエンジンアセンブリには、エンジンと強固なＥＭＳ構造体との間に介在させられた複数のエンジン取り付け部品が設けられ、この複数の取り付け部品は、全体的に、おそらく２つの取り付け部品半体を形成する前方の取り付け部品、後方の取り付け部品、およびエンジンによって生成されたスラストに抗するためのデバイスからなる。たとえば、従来技術では、このデバイスは最初にエンジンのファンケーシングの後方部分に連結され、次にエンジンの中心ケーシングに固定された後方の取り付け部品に連結される２つの側方ロッドの形である。
【０００７】
参考までに、ＥＭＳは、このＥＭＳの剛構造体と航空機の翼との間に介在させられる装着システムとも関連付けられ、このシステムは、一般に２つまたは３つの取り付け部品からなることに留意されたい。
【０００８】
エンジン取り付け部品、特に前方取り付け部品および後方取り付け部品を形成するのに使用される通常の方法は、２つのアームを有する端部フィッティングを備える取り付けデバイスに連結されたクレビス、クレビスおよび２つのアームを貫通するピン、およびたとえばエンジンのファンケーシングに固定できる端部フィッティングの２つのアームに形成された２つの対応するオリフィスに配置されたピンを保持する２つのリングを用いることである。
【０００９】
上述のピンを端部フィッティング内に保持するために、そのピンの両端の上に固定する手段が設けられる。
【００１０】
この技術的な解決策は、エンジン取り付け部品の分野でかなり広まっているが、特にそのようなエンジンアセンブリに関してコンパクト性が高まっていく傾向があるので、ピンの端部にアクセスすることがますます困難になっているという大きな欠点を有する。この欠点があるため、これらの取り付け部品を装着することが必然的に困難になり、それがコストと時間の点で不利なものになる。たとえば、前方取り付け部品の場合に特にこの問題が生じる可能性があり、その場合、エンジンのファンケーシングの存在によりクレビスを通過するピンの前端部にアクセスすることが大幅に制限される可能性があり、それはそのファンケーシングがピンのこの端部に非常に接近して配置されるので、こうしたピンを固定するのに必要な工具を操作することが特に不可能になるからである。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
したがって、本発明の目的は、従来技術による実施形態での上述の問題を克服するエンジン取り付け部品、および少なくとも１つのそのような取り付け部品を備える航空機のエンジンアセンブリを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
これを達成するため、本発明の目的は、エンジンとこのエンジン用のＥＭＳとの間に介在させられるように設計された航空機エンジン取り付け部品であり、その取り付け部品は、２つのアームを設けられた端部フィッティングを備える第１の取り付けデバイスに連結されたクレビスと、クレビスおよび２つのアームを貫通するピンとを備え、アームのそれぞれに、ピンをそれぞれが保持する第１のリングおよび第２のリングを装備されたオリフィスが形成される。本発明によれば、第１のリングには、ピンの第１の端部に関する制止部として働く底部が設けられ、第１の取り付けデバイスは、平行移動するピンをこのピンの第２の端部と協働して制止する手段も備える。
【００１３】
したがって、本発明は、ピンの２つの端部のうちの１つに対して特別な取り付け手段をもはや設ける必要がないという技術的な解決策をもたらすことができ、それはこのピンが、そうすることによって、平行移動するピンを制止するように設計されたリングの底部に支持されるからである。このようにして、このエンジン取り付け部品を、アクセスしにくい高密度に占有された環境に統合し、この領域にアクセスする問題を憂慮することなく、エンジンアセンブリに、よりいっそうコンパクト化されたそのような取り付け部品を設けられるようにすることが有利に可能になることが理解できる。
【００１４】
前方のエンジン取り付け部品または後方のエンジン取り付け部品の一部分として中立に設計できるこの独創的に設計された取り付け部品では、ピンの平行移動の制止手段が第２のリングに装着でき、この第２のリングにねじ込まれるナットおよび取り付けナットを備えることが必要であることが好ましい可能性がある。
【００１５】
この構成では、第１の取り付けデバイスの一体になった部分を形成するピンの平行移動の制止手段は、ナットおよびピンの第２の端部に接触して位置する少なくとも１つのばね座金を備えることもできる。この配置では、第２のリングに形成されたショルダに接触して位置することが好ましいナットは、ピンの第２の端部に直接的に接触せず、それによってリングの耐久性を低下させるおそれがある過度の締付けの問題を有利に回避することが理解できる。この特定の設計は、それに関連付けられたショルダに接触して位置するナットを最大限に締め付けるための定められた軸方向の締付け力を得ることができ、この力はこれらのリングに設けられたショルダの寸法と適合性があるように自然に選択され、明らかにこれらのリングのショルダ部にシェアが生じないようにする目的で、リングの対応する端部の取り付けアームにリングを保持するのに使用される。
【００１６】
好ましくは、平行移動の制止手段は、第２のリングを横断して貫通する安全ロッドも備え、このロッドは、ナット／取り付けナットアセンブリが緩み／機能しないようなことがあれば、平行移動するピンを保持することができるように、この第２のリングの自由端部に配置される。参考までに、この安全ロッドは、「フェイルセーフ」ロッドとも呼ばれることに留意されたい。
【００１７】
同様に、好ましくはボールジョイントがピンとクレビスとの間に介在させられる。しかし、本発明の枠組から外れることなくこのボールジョイントを省略し、したがって、クレビスと端部フィッティングとの間に従来的な端部フィッティング／テノン型の連結を得ることもできる。
【００１８】
好ましくは、クレビスは三角形状であり、二重のクレビスであることができる。この場合、この三角形状クレビスが第１の取り付けデバイスと同一の第２の取り付けデバイスにも連結されることが可能であり、これらの２つの取り付けデバイスが三角形状クレビスの２つの頂点の近傍に配置される。
【００１９】
したがって、三角形状クレビスが２つの頂点を有し、そのそれぞれがピンに連結され、その一端が閉じられたリングに収容されて得られる構成は、それぞれがエンジンの横方向および垂直方向に沿って加えられる力に抗するように設計される２つの取り付け部品半体をエンジン取り付け部品が形成できるようにするために非常に適切である。
【００２０】
これを達成するために、このエンジン取り付け部品は、三角形状クレビスの第３の頂点の近傍に第３の取り付けデバイスを備えることができ、次いで、この第３の取り付けデバイスはＥＭＳに強固に固定されるように設計され、最初の２つはエンジンに強固に固定されるように設計される。
【００２１】
本発明の別の目的は、エンジン、ＥＭＳ、およびこのＥＭＳとエンジンとの間に介在させられた複数のエンジン取り付け部品を備える航空機に関するアセンブリである。本発明によれば、複数のエンジン取り付け部品は、上述のような本発明による、少なくとも１つのエンジン取り付け部品、および好ましくは上述のような前方のエンジン取り付け部品を備える。明らかに、アセンブリは、本発明の枠組から外れることなく、上述のように設計された後方のエンジン取り付け部品を備えることもできる。
【００２２】
好ましくは、クレビスは、エンジンの横方向に平行であり、エンジンのファンケーシングからの距離が後ろ方向に増加するように傾けられる。この特定の構成は、これらの２つの要素の間の衝突を回避するために、エンジンのファンケーシングとクレビスの頂点との間、より全体的には前方の取り付け部品の上方部分に比較的大きな前後方向の空間を定めるように選択される。それを使用してこの前方の取り付け部品が強固に固定されるファンケーシングの上方部分は、飛行の様々な段階の間に、特にエンジンの前後方向の撓みのために後方に移動することがよく知られている。参考までに、力学的なエンジンの移動の別の結果として、ファンケーシングが前方の取り付け部品の近くに移動し、それによってこの取り付け部品と衝突する危険が増加することに留意されたい。
【００２３】
したがって、クレビスの傾いた配置は、衝突の危険を有利に低下させるが、この装置を支持するＥＭＳとファンケーシングとの間の前後方向の間隔を増加させるおそれがあり、クレビスの傾きは、明らかにこれまで続くコンパクト性の追求に反する可能性があることを理解しなければならない。それにもかかわらず、クレビスの傾きに関連する前後方向の間隔の増加は、大部分、それぞれの閉じられたリングのところの取り付けデバイスの存在によって補償することができ、連結ピンの前端部とファンケーシングとの間のアクセスをもはや必要としない。
【００２４】
言い換えれば、この好ましい構成は、ケーシングの上方部分と、この同じ取り付け部品の下方部分よりもさらに後ろに配置される前方の取り付け部品の上方部分との間のいかなる衝突の危険も生じさせずに、ファンケーシングが前方の取り付け部品の下方部分に大幅に近づいて移動できることを意味する。
【００２５】
最後に、最初の２つの取り付けデバイスのそれぞれの端部フィッティングが、エンジンの前後方向軸線を通過する垂直平面について対称に、エンジンに堅固に固定されることが好ましい。
【００２６】
本発明のその他の利点および特徴は、以下の非限定的説明から明らかとなるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２７】
以下、図面を参照して本発明について説明する。
【００２８】
図１は、(概略的にのみ示され、参照番号３が付された)航空機の翼の下に取り付けられるように設計された航空機エンジンアセンブリ１を示し、このアセンブリ１は、本発明の好ましい実施形態の形になっている。
【００２９】
全体的に、エンジンアセンブリ１は、ターボジェット２などのエンジン、ＥＭＳ４、およびＥＭＳ４の剛構造体１０とターボジェット２との間に介在させられた複数のエンジン取り付け部品６,８,９からなる。参考までに、アセンブリ１は、ポッド(図示していない)によって囲まれるように設計され、ＥＭＳ４は、このアセンブリ１を航空機の翼の下に懸架するために別の一連の取り付け部品(図示していない)を備えていることに留意されたい。
【００３０】
慣習に従い、以下の説明の全てにおいて、Ｘは、ターボジェット２の前後方向と同じであると見なすことができるＥＭＳ４の前後方向であり、この方向Ｘは、このターボジェット２の前後方向軸線５に平行である。さらに、Ｙは、ＥＭＳ４を横断する方向であり、ターボジェット２と同じであると見なすこともでき、Ｚは垂直方向または高さであり、これらの３つの方向Ｘ,Ｙ,Ｚは互いに直交する。
【００３１】
さらに、用語「前方」および「後方」は、ターボジェット２によって加えられるスラストの影響の下で航空機の動きの方向と関連付けて解釈されるべきであり、この方向は、矢印７によって概略的に示される。
【００３２】
図１は、ＥＭＳ４の剛構造体１０と共にエンジン取り付け部品６,８,９を概略的に示す。航空機の翼の下の剛構造体１０、または空力的なフェアリングを支持しながらシステムの隔離および支持を制御する第２の構造体の取り付けの手段などの図示されないＥＭＳ４のその他の構成部品は、従来あるものと同一または同様の、または当業者には周知の従来要素である。したがって、それらの詳細な説明は省略する。
【００３３】
さらに、力を伝達するＥＭＳ４の剛構造体１０は、横方向のリブを介して互いに連結されたスパーおよび側方パネルのアセンブリによって形成された「箱」形であることが好ましいので、同じく周知の設計のものである。フィッティング１５の形態の一方の端部が、剛構造体１０の前方部分に確認することができ、その上にエンジン取り付け部品６が固定される。
【００３４】
さらに、ターボジェット２は、前端部に大きな寸法のケーシング１２が設けられ、環状のファンダクト１４の範囲を定め、後端部の付近には、このターボジェットの中心部を収容する小さな中心ケーシング１６を備える。最後に、中心ケーシング１６が、ケーシング１６よりも大きな排気ケーシング１７によって後方に向かって延長されている。明らかにケーシング１２,１６および１７は互いに固定されている。
【００３５】
図１で理解できるように、複数のエンジン取り付け部品が、実際には２つの前方の取り付け部品半体を形成する前方のエンジン取り付け部品６、後方のエンジン取り付け部品８、およびターボシャフトエンジン２によって生成されたスラスト力に抗するためのデバイスを形成する取り付け部品９からなる。図１に概略的に示されるように、たとえば、このデバイス９は、２つの側方のコネクティングロッド(側面図であるので図で１つのみ見ることができる)の形にすることができ、まずはファンケーシング１２に連結され、次いで後方の取り付け部品８に連結される。
【００３６】
この後方のエンジン取り付け部品８は、従来はターボジェット２によって生成された、Ｙ方向およびＺ方向に沿った力であり、したがってＸ方向に沿って加えられたものではない力のみに抗することができるように設計された。それは、排気ケーシング１７とＥＭＳの剛構造体１０の下方のスパーとの間に挿入される。
【００３７】
一方、前方のエンジン取り付け部品６は、フィッティング１５およびファンケーシング１２に強固に固定され、本発明の特別な特徴のうちの１つを形成し、図２から図４を参照してより詳細に説明する。参考までに、この前方の取り付け部品６は、固定されたファンブレードがそこに取り付けられるファンケーシングの内側の部分に穿通し、中心ケーシングの前端部に近いことが好ましい。それは、軸５およびＺ方向によって画定される平面Ｐについて対称に配置された２つの取り付け部品半体を形成するように設計され、この取り付け部品６の設計は、それがＹ方向およびＺ方向に沿ってターボジェット２によって生成された力に抗することができるがＸ方向に沿った力には抗することができないようになっている。
【００３８】
このようにして、Ｘ方向に沿って加えられた力には取り付け部品９を使用して抗し、Ｙ方向に沿った力には前方の取り付け部品６および後方の取り付け部品８が抗し、Ｚ方向に沿った力には取り付け部品６および８が共同で抗する。
【００３９】
さらに、ＹおよびＺ方向についてのモーメントには、それぞれ２つの取り付け部品６および８が垂直方向および横方向に抗し、Ｘ方向についてのモーメントには、２つの取り付け部品半体を備えるタイプの設計を使用することもできる後方の取り付け部品８が単独で抗することができる。
【００４０】
図２および図３を共に参照すると、取り付け部品６は、上部の頂点２２によって対称に平面Ｐを通過する、好ましくは２重のクレビスである三角形状のクレビス２０を備えることが理解できる。
【００４１】
貫通オリフィス２４がこのクレビスの頂点２２に設けられ、ＥＭＳフィッティング１５に強固に固定された連結ピン２６をそこに嵌入する。好ましくは、ボールジョイント(図示しない)がピン２６を保持するためにオリフィス２４に収容される。したがって、ボールジョイントおよび連結ピン２６は、共同でＥＭＳ剛構造体の上にクレビス２０の取り付けデバイス２７を形成する。
【００４２】
図２でよりよく理解できるように、クレビス２０は全体的にＹ方向に平行な平面に配置され、ファンケーシング１２からの距離が後ろ方向に向かって増加するように傾けられる。その結果、ピン２６の中心線と一致するオリフィス２４の中心線２８は、その高さが前方向に増加するようにＸＺ平面でＸ方向からわずかに傾けられる。
【００４３】
このクレビス２０の傾きの別の結果は、その上方部分およびしたがってその頂点２２が、クレビス２０の他の２つの頂点３０,３２を含むこの三角形状のクレビス２０の下方部分よりもファンケーシング１２から遠くになることである。
【００４４】
ファンケーシング１２に近いこれらの２つの下方の頂点３０,３２のそれぞれは、第１の取り付けデバイス３４、および同一の設計を有する第２の取り付けデバイス３５と協働する貫通オリフィス(見ることができない)を設けられ、これらのデバイスは、それぞれファンケーシング１２に強固に固定された端部フィッティングを備える(第１の取り付けデバイス３４の端部フィッティング３６のみを図２で見ることができる)。明らかに、２つのクレビスが、平面Ｐについて対称に配置され、ファンを固定されたブレードがその上に取り付けられるファンケーシングの内側の部分の上に強固に固定されたこの構成では、頂点３０,３２に関連付けられた２つの貫通オリフィスの中心線４０は、中心線２８と平行であり、したがって同様にＸＺ平面でＸ方向からわずかに傾けられ、それによってそれらの高さが前方向に増加する。
【００４５】
参考までに、クレビス２０は、ファンケーシングに装着された安全取り付けシステム４２を装備された第４の取り付け点も設けられることに留意されたい。「フェイルセーフ」取り付け点とも呼ばれるこの第４の取り付け点は、頂点３０,３２の他の２つの取り付け点のうちの１つに故障がある場合にのみＥＭＳの剛構造体に力を伝達する。
【００４６】
それぞれ第１および第２の取り付け点３４,３５を組み込むこれらの２つの下方の取り付け点の特定の対称の配置は、上述の２つのエンジン取り付け部品半体を得ることも可能にすることを理解すべきである。
【００４７】
次に、図４を参照して、第１の取り付けデバイス３４、言い換えれば、頂点３０の取り付けデバイスを組み込む下方の取り付け点を説明する。他の下方の取り付け点は実質的に同一であるので、これ以上詳細には説明しない。
【００４８】
全体的に、取り付けデバイス３４は、めす端部フィッティングと呼ばれ前方アーム３６ａおよび後方アーム３６ｂから形成される端部フィッティング３６を備え、前方アーム３６ａおよび後方アーム３６ｂの間に、クレビス２０の下方の頂点３０、およびこのクレビス２０と２つのアーム３６ａ,３６ｂを貫通する、いわゆる連結ピン４４がある。この点で、中心線４０に沿って配置された連結ピン４４は、必ずしもアーム３６ａ,３６ｂを一方の側面から他方の側面に貫通しないが、少なくとも部分的にこれらのアームのそれぞれの中に穿通する。
【００４９】
前方のアーム３６ａは、中心線４０の方向に沿って貫通オリフィス４８ａを設けられ、その中に第１のリング５０が配置される。このリングは、アーム３６ａの内側の表面に接触して位置し、前方に平行移動するアーム３６を制止するショルダ５２を備える。本発明の別の特別な特徴は、そこにピン４４が嵌入するこのリング５０が、その前端部に配置された閉鎖端部５４を設けられることである。
【００５０】
したがって、第１の取り付けデバイス３４に属するリング５０の閉鎖壁５４は、端部４４ａと中心線４０に垂直に向けられた閉鎖壁５４との間の直接的な接触に関して好ましく追求がなされる程度まで、ピン４４の第１の端部または前端部４４ａに関する制止部を形成する。
【００５１】
連結ピン４４の中央の部分は、同様に第１の取り付けデバイス３４に属するボールジョイント５６を通過するように配置され、三角形状のクレビス２０の頂点３０に形成された貫通オリフィス５８の内側に配置されることが好ましい。
【００５２】
第１の取り付けデバイス３４は、後方のアーム３６ｂの貫通オリフィス４８ｂに収容された第２のリング６０も備え、このオリフィス４８ｂは、中心線４０の方向に沿って向けられる。リング６０は、アーム３６ｂの内側の表面に接触して位置し、後方に平行移動するアーム３６ｂを制止するショルダ６２も備える。その結果、２つのリング５０,６０のそれぞれは、それらを２つのアーム３６ａ,３６ｂの間に画成された空間から対応するオリフィスに挿入することによって端部フィッティング３６に嵌着する。
【００５３】
持ち上げられた位置では、連結ピン４４はリング６０に穿通し、その中でその第２の端部または後端部４４ｂが、同様にデバイス３４に属する平行移動の制止手段６４によって後ろ方向で保持される。
【００５４】
より詳細には、平行移動の制止手段６４は、中心線４０に中心を合わせ、この第２のリングの自由端部から第２のリング６０の内側にねじ込まれたナット６６およびロックナット６８を備え、ナット６６は、このリング６０の内側にショルダ７０に接触して位置する。しかし取り付け部品は、リング５０,６０の耐久性を低下させるおそれのあるこの端部４４ｂとナット６６との間の接触を防止するために、ピン４４の後端部４４ｂがショルダ７０から前方にあるように設計される。したがって、平行移動の制止手段６４は、１つまたはいくつかのばね座金７２も設けられ、最初にナット６６に接触し、次に連結ピン４４の第２の端部４４ｂに接触する。この配置では、ピン４４の軸方向の締付け力、およびリング５０,６０の応力は最大限に制御される。
【００５５】
最後に、平行移動の制止手段６４は、好ましくは正反対に第２のリングを横断して貫通する安全ロッド７４も備え、この「フェイルセーフ」型のロッド７４は、ロックナット６８から後方に、この第２のリング６０の自由後端部に配置されることに留意されたい。必然的に、平行移動の制止手段６４に何らかの故障があれば、ロッド７４は、後方のリング６０から外れるナット６６、ロックナット６８およびピン４４が抜け出るのを防止する。
【００５６】
明らかに、当業者は、限定的でない例として上述のエンジン取り付け部品および航空機エンジンアセンブリに様々な変更を行うことができる。たとえば、この点で、前方のエンジン取り付け部品は、三角形状を有する代わりに２つの両端部を備える従来形状のクレビスを備えることができることに留意されたい。このような場合、２つの端部のうちの１つに上述したもののような閉鎖された取り付けリングを装備できる。
【００５７】
さらに、本発明の別の実施形態を表す図５で理解できるように、本発明は連結ロッド９の後端部が、本体でなく後方のエンジン取り付け部品８から前方に、および前方のエンジン取り付け部品６から後ろ方向に、好ましくは常に剛構造体１０の下方のスパーに装着されたスプレッダに蝶番式に取り付けられる構成にも適用できる。
【図面の簡単な説明】
【００５８】
【図１】本発明の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的概略側面図である。
【図２】図１に示されるアセンブリの前方のエンジン取り付け部品の拡大詳細側面図である。
【図３】図２に示される前方のエンジン取り付け部品の一部分の斜視図である。
【図４】図２および図３に示される前方のエンジン取り付け部品の一部分の断面図である。
【図５】本発明の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的斜視図である(エンジンは図示していない)。
【符号の説明】
【００５９】
１  航空機エンジンアセンブリ
２  エンジン
３  翼
４  ＥＭＳ
６,８,９  エンジン取り付け部品
１０  剛構造体
１２  ケーシング
１４  ファンダクト
１５  フィッティング
１６  中心ケーシング
１７  排気ケーシング
２０  クレビス
２２  頂点
２４  オリフィス
２６  連結ピン
２７  取り付けデバイス
３０,３２  頂点
３４  第１の取り付けデバイス
３５  第２の取り付けデバイス
３６  端部フィッティング
３６ａ  前方アーム
３６ｂ  後方アーム
４２  安全取り付けシステム
４４  連結ピン
４４ａ  端部
４４ｂ  第２の端部
４８ａ,４８ｂ  貫通オリフィス
５０  第１のリング
５２  ショルダ
５４  閉鎖端部
５６  ボールジョイント
５８  貫通オリフィス
６０  第２のリング
６２  ショルダ
６４  制止手段
６６  ナット
６８  ロックナット
７０  ショルダ
７２  ばね座金
７４  安全ロッド
【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５】
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【国際調査報告】
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