(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機（１００）のエンジン（１０２）の支持構造体（１０８）に連結されるように構成されたフレーム（１２４）、
前記フレーム（１２４）に連結され、且つ前記エンジン（１０２）のファンケース（１１６）に連結されるように構成された第一のリンクシステム（１２６）、及び
前記フレーム（１２４）に連結され、且つ前記エンジン（１０２）のエンジンコアケース（１１８）に連結されるように構成された第二のリンクシステム（１２８）を備え、
前記フレーム（１２４）は、
前記支持構造体（１０８）及び前記第二のリンクシステム（１２８）に連結されるように構成された第一の端部（１３２）であって、前記第一の端部（１３２）は、前記支持構造体（１０８）の端部の下面に連結されるように構成されている、第一の端部（１３２）と、
前記第一のリンクシステム（１２６）に連結されるように構成された第二の端部（１３４）と、を有し、
前記フレーム（１２４）の高さは、前記支持構造体（１０８）の高さより小さい、装置。
【請求項２】
前記第一のリンクシステム（１２６）を前記ファンケース（１１６）に連結するように構成されたブラケット（６１０）をさらに備える、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記第二のリンクシステム（１２８）を前記フレーム（１２４）に連結するように構成されたバー（７００）をさらに備える、請求項１または２に記載の装置。
【請求項４】
前記第二のリンクシステム（１２８）を前記エンジンコアケース（１１８）に連結するように構成された任意の数のブラケットをさらに備える、請求項１乃至３のいずれか一項に記載の装置。
【請求項５】
前記第一のリンクシステム（１２６）は、
任意の数のリンク（６００）を備え、前記任意の数のリンクは、固定リンク（６０４）、及び浮動リンク（６０６）をさらに備える、請求項１乃至４のいずれか一項に記載の装置。
【請求項６】
前記フレーム（１２４）は、
第一のコネクタセクション（１００２）、
第二のコネクタセクション（１００４）、及び
前記第一のコネクタセクション（１００２）から前記第二のコネクタセクション（１００４）に延びる任意の数の細長部材（５０９）を有する、請求項１乃至５のいずれか一項に記載の装置。
【請求項７】
前記フレーム（１２４）、前記第一のリンクシステム（１２６）、及び前記第二のリンクシステム（１２８）は、チタン、鋼、及び合金鋼の一つから選択された任意の数の材料からなる、請求項１乃至６のいずれか一項に記載の装置。
【請求項８】
前記支持構造体（１０８）は、エンジンパイロン（１１４）とする、請求項１乃至７のいずれか一項に記載の装置。
【請求項９】
前記第一のリンクシステム（１２６）は、前記ファンケース（１１６）の中央を通って延びる軸（３０５）に実質的に垂直である方向（５１４）に荷重を支持するように構成される、請求項１乃至８のいずれか一項に記載の装置。
【請求項１０】
前記荷重は側面荷重（１４０）とする、請求項９に記載の装置。
【請求項１１】
前記荷重は第一の荷重とし、前記方向（５１４）は第一の方向（５１４）とし、且つ前記第二のリンクシステム（１２８）は前記ファンケース（１１６）の中央を通って延びる前記軸（３０５）に実質的に垂直である第二の方向（５１６）に第二の荷重を支持するように構成される、請求項９に記載の装置。
【請求項１２】
前記第二の荷重は鉛直荷重（１４２）とする、請求項１１に記載の装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明の開示は、概して航空機に関するものであり、具体的には航空機のパーツを連結することに関する。さらに具体的には、本発明の開示は、エンジンを航空機に連結するための方法及び装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機に推進力を提供するエンジンは、航空機の翼に取り付けられる。航空機の翼に取り付けられるエンジンは、ターボファンの形態をとることができる。具体的には、ターボファンは、高バイパスターボファンとすることができる。
【０００３】
これらのエンジンは、航空機の翼の下にエンジンを搭載する搭載システムを介して、航空機の翼に連結される。これらのエンジンを翼に対してより高く搭載することが望ましい。これらのエンジンを翼に近接して搭載するときには、エンジンパイロンが使用される。エンジンパイロンは、翼及びエンジンの両方に連結される強固な支持構造体及びこの支持構造体を覆うために使用されるフェアリングを備える。
【０００４】
一般的に、支持構造体は、前方搭載システム及び後方搭載システムを使用してエンジンに連結される。後方搭載システムは、支持構造体をエンジンのエンジンコアケースに連結するために使用される。後方搭載システムは、側面荷重、鉛直荷重、及びスラスト荷重を支えるように構成される。
【０００５】
後方搭載システムは、支持構造体をエンジンのファンケースに連結するために使用される。前方搭載システムは、側面荷重及び鉛直荷重を支えるように構成される。いくつかの現在利用できる前方搭載システムの中には、前方搭載システムがファンケースの上部に連結されるものもある。この種の前方搭載システムの中には、支持構造体がエンジンのファンケース上の要求よりも高いところに搭載されるものもある。その結果、エンジンは、要求されるよりもはるかに翼から離れたところに搭載される。
【０００６】
さらに、これらの種類の前方搭載システムを使用して支持構造体がファンケース上に搭載されるときには、支持構造体を覆うために使用されるフェアリングの構造は、所望のものよりも大きくなる。このフェアリングの大きな構成により、所望の空気力学的流れを下回る結果となることがある。たとえば、フェアリングの高さが所望のものよりも高くなり、空力性能のレベルを低下させる。この結果、航空機の燃料効率が低下するかもしれない。
【０００７】
したがって、上述した問題の少なくとも一部と、起こりうる他の問題とを考慮する方法と装置を有することが好ましい。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００８】
一つの実施形態では、装置は、フレーム、フレームに連結された第一のリンクシステム、及びフレームに連結された第二のリンクシステムを備える。フレームは、航空機のエンジンの支持構造体に連結されるように構成される。第一のリンクシステムは、エンジンのファンケースに連結されるように構成される。第二のリンクシステムは、エンジンのエンジンコアケースに連結されるように構成される。
【０００９】
別の実施形態では、エンジンを作動させる方法が提示される。フレーム、フレーム及びエンジンのファンケースに連結された第一のリンクシステム、フレーム及びエンジンのエンジンコアケースに連結された第二のリンクシステムを備える搭載システムにより、航空機の翼に連結されたエンジンが作動する。任意の数の側面荷重は、第一のリンクシステムを使用して支えることができる。第二の任意の数の荷重は、第二のリンクシステムを使用して支えることができる。
【００１０】
さらに別の実施形態では、航空機エンジン搭載システムは、フレーム、フレームに連結された第一のリンクシステム、フレームに連結された第二のリンクシステム、ブラケット、バー、及び任意の数のブラケットを備えることができる。フレームは、航空機のエンジンのエンジンパイロン内の支持構造体に連結されるように構成される。フレームは、航空機のエンジンのための支持構造体に連結されるように構成された第一の端部、及び第一のリンクシステムに連結されるように構成された第二の端部を有する。フレームは、フレームの第一の端部に第一のコネクタセクション、フレームの第二の端部に第二のコネクタセクション、及び第一のコネクタセクションから第二のコネクタセクションに延びる任意の数の細長部材を有することができる。第一のリンクシステムは、エンジンのファンケースに連結されるように構成される。第一のリンクシステムは、固定リンク及び浮動リンクを備えることができる。第一のリンクシステムは、航空機を通ってピッチ軸に実質的に平行である第一の方向に任意の数の側面荷重を支えるようにさらに構成することができる。第二のリンクシステムは、エンジンのエンジンコアケースに連結されるように構成される。第二のリンクシステムは、航空機を通ってヨー軸に実質的に平行である第二の方向に任意の数の鉛直荷重を支えるようにさらに構成される。ブラケットは、第一のリンクシステムをファンケースに連結するように構成される。バーは、第二のリンクシステムをフレームに連結するように構成される。任意の数のブラケットは、第二のリンクシステムをエンジンコアケースに連結するように構成される。フレーム、第一のリンクシステム、及び第二のリンクシステムは、チタン、鋼及び合金鋼の一つから選択された任意の数の材料からなる。
【００１１】
さらに別の実施形態では、エンジンを作動させる方法が提示される。フレーム、フレーム及びエンジンのファンケースに連結された第一のリンクシステム、フレーム及びエンジンのエンジンコアケースに連結された第二のリンクシステムを備える前方搭載システムにより、航空機の翼のパイロンに連結されたエンジンが作動する。フレームは、航空機エンジンの支持構造体に連結されるように構成された第一の端部、及び前記第一のリンクシステムに連結されるように構成された第二の端部を有する。フレームは、第一の端部に第一のコネクタセクション、第二の端部に第二のコネクタセクション、及び第一のコネクタセクションから第二のコネクタセクションに延びる任意の数の細長部材を有する。任意の数の側面荷重は、第一のリンクシステムを使用して支えられる。ブラケットは、第一のリンクシステムをファンケースに連結する。任意の数の鉛直荷重は、第二のリンクシステムを使用して支えられる。任意の数のブラケットは、第二のリンクシステムをエンジンコアケースに連結するように構成される。
【００１２】
本発明のさらに別の態様によれば、航空機のエンジンの支持構造体に連結されるように構成されたフレーム、フレームに連結され且つエンジンのファンケースに連結されるように構成された第一のリンクシステム、及びフレームに連結され且つエンジンのエンジンコアケースに連結されるように構成された第二のリンクシステムを備える装置が提供される。有利には、フレームは、航空機のエンジンの前記支持構造体に連結されるように構成された第一の端部、及び第一のリンクシステムに連結されるように構成された第二の端部を有する。有利には、装置は、第一のリンクシステムをファンケースに連結するように構成されたブラケットをさらに備える。有利には、装置は、第二のリンクシステムをフレームに連結するように構成されたバーをさらに備える。有利には、装置は、第二のリンクシステムをエンジンコアケースに連結するように構成された任意の数のブラケットをさらに備える。有利には、第一のリンクシステムは、任意の数のリンクを備える。好適には、任意の数のリンクは、固定リンク及び浮動リンクを備える。有利には、フレームは、第一のコネクタセクション、第二のコネクタセクション、及び第一のコネクタセクションから第二のコネクタセクションに延びる任意の数の細長部材を有する。有利には、フレーム、第一のリンクシステム、及び第二のリンクシステムは、チタン、鋼及び合金鋼の一つから選択された任意の数の材料からなる。有利には、フレーム、第一のリンクシステム、及び第二のリンクシステムは、支持構造体をエンジンに連結するための前方搭載システムを形成する。有利には、第一のリンクシステムは、ファンケースの中央を通って延びる軸に実質的に垂直である方向に任意の数の側面荷重を支えるように構成される。好適には、任意の数の側面荷重の一つは、航空機を通ってピッチ軸に実質的に平行である方向にある。有利には、第二のリンクシステムは、ファンケースの中央を通って延びる軸に実質的に垂直である方向に任意の数の鉛直荷重を支えるように構成される。好適には、任意の数の鉛直荷重の一つは、航空機を通ってヨー軸に実質的に平行である方向にある。
【００１３】
本発明のさらに別の態様によれば、エンジンを作動させる方法は、フレーム、フレーム及びエンジンのファンケースに連結された第一のリンクシステム、並びにフレーム及びエンジンのエンジンコアケースに連結された第二のリンクシステムを備える搭載システムにより航空機の翼に連結されたエンジンを作動させること、第一のリンクシステムを使用して任意の数の側面荷重を支えること、及び第二のリンクシステムを使用して任意の数の鉛直荷重を支えることを含む。有利には、第一のリンクシステムを使用して任意の数の側面荷重を支えるステップは、第一のリンクシステム及びフレームを使用して任意の数の側面荷重を支えることを含み、フレームはエンジンの支持構造体に連結されるように構成された第一の端部、及び第一のリンクシステムに連結されるように構成された第二の端部を有する。有利には、第一のリンクシステムを使用して任意の数の側面荷重を支えるステップは、第一のリンクシステム及びフレームを使用して任意の数の側面荷重を支えることを含み、ブラケットは第一のリンクシステムをファンケースに連結するように構成される。有利には、第二のリンクシステムを使用して任意の数の鉛直荷重を支えるステップは、第二のリンクシステムを使用して任意の数の鉛直荷重を支えることを含み、バーは第二のリンクシステムをフレームに連結するように構成される。有利には、第二のリンクシステムを使用して任意の数の鉛直荷重を支えるステップは、第二のリンクシステムを使用して任意の数の鉛直荷重を支えることを含み、任意の数のブラケットは第二のリンクシステムをエンジンコアケースに連結するように構成される。有利には、第一のリンクシステムは、固定リンク及び浮動リンクを備える。有利には、フレームは、第一のコネクタセクション、第二のコネクタセクション、及び第一のコネクタセクションから第二のコネクタセクションに延びる任意の数の細長部材を有する。有利には、方法は、第二のリンクシステムを使用して任意の数のスラスト荷重を支えることをさらに含む。有利には、搭載システムは、エンジンパイロンをエンジンに連結するように構成された前方搭載システムとする。有利には、方法は、所望の構成を有するフェアリングを使用してエンジンの作動中に通風を減らすことをさらに含み、フェアリングは、搭載システムによりエンジンに連結された搭載システム及び支持構造体を覆うように構成される。
【００１４】
本発明のさらに別の態様によれば、航空機のエンジンのためのエンジンパイロンの支持構造体に連結されるように構成されたフレームであって、航空機のエンジンの支持構造体に連結されるように構成された第一の端部及び第一のリンクシステムに連結されるように構成された第二の端部を有し、且つその第一の端部に第一のコネクタセクション、その第二の端部に第二のコネクタセクション、及び第一のコネクタセクションから第二のコネクタセクションに延びる任意の数の細長部材を有することを特徴とするフレーム、フレームに連結され且つエンジンのファンケースに連結されるように構成された第一のリンクシステムであって、固定リンク及び浮動リンクを備え、且つ航空機を通ってピッチ軸に実質的に平行である第一の方向に任意の数の側面荷重を支えるように構成されることを特徴とする第一のリンクシステム、フレームに連結され且つエンジンのエンジンコアケースに連結されるように構成された第二のリンクシステムであって、航空機を通ってヨー軸に実質的に平行である第二の方向に任意の数の鉛直荷重を支えるように構成されることを特徴とする第二のリンクシステム、第一のリンクシステムをファンケースに連結させるように構成されたブラケット、第二のリンクシステムをフレームに連結するように構成されたバー、及び第二のリンクシステムをエンジンコアケースに連結するように構成された任意の数のブラケットであって、フレーム、第一のリンクシステム、及び第二のリンクシステムは、チタン、鋼、及び合金鋼の一つから選択された任意の数の材料からなることを特徴とする任意の数のブラケットを備える航空機エンジン搭載システムが提供される。
【００１５】
本発明のさらに別の態様によれば、エンジンを作動させる方法であって、フレーム、フレーム及びエンジンのファンケースに連結された第一のリンクシステム、及びフレーム及びエンジンのエンジンコアケースに連結された第二のリンクシステムを備える前方搭載システムにより航空機の翼のエンジンパイロンに連結されたエンジンを作動させることであって、フレームはエンジンの支持構造体に連結されるように構成された第一の端部及び第一のリンクシステムに連結されるように構成された第二の端部を有し、且つフレームは第一の端部に第一のコネクタセクション、第二の端部に第二のコネクタセクション、及び第一のコネクタセクションから第二のコネクタセクションに延びる任意の数の細長部材を有することを特徴とすること、ブラケットが第一のリンクシステムをファンケースに連結する第一のリンクシステムを使用して任意の数の側面荷重を支えること、及び任意の数のブラケットが第二のリンクシステムをエンジンコアケースに連結するように構成された第二のリンクシステムを使用して任意の数の鉛直荷重を支えることを含む方法が提供される。
【００１６】
上述のフィーチャ、機能、及び利点は、本発明で開示される種々の実施形態において単独で達成することができるか、又は他の実施形態において組み合わせることができ、これらの実施形態のさらなる詳細は、後述の説明及び図面を参照して理解することができる。
【００１７】
実施形態の特徴と考えられる新規のフィーチャは、添付の特許請求の範囲に明記される。しかしながら、実施形態、好適な使用モード、さらにはその目的及び特徴は、添付図面とともに本発明の好適な実施形態の以下の詳細な説明を参照することにより最もよく理解されるだろう。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】一つの実施形態による航空機のブロック図である。
【図２】一つの実施形態による航空機の図である。
【図３】一つの実施形態によるエンジンを翼に搭載するためのエンジン搭載システムの部分露出側面図である。
【図４】一つの実施形態によるエンジンを翼に連結するためのエンジン搭載システムの等角図である。
【図５】一つの実施形態による荷重ベクトルを示すエンジンを翼に連結するためのエンジン搭載システムの等角図である。
【図６】一つの実施形態による搭載構造体及びファンケースに連結された前方搭載システムの一部をより詳細に示す図である。
【図７】一つの実施形態による前方搭載システムの別の図である。
【図８】一つの実施形態によるブラケットの図である。
【図９】一つの実施形態による第一のリンクシステムのリンクの図である。
【図１０】一つの実施形態によるフレームの図である。
【図１１】一つの実施形態によるフレームの別の図である。
【図１２】一つの実施形態によるバーの図である。
【図１３】一つの実施形態による第二のリンクシステムのリンクの図である。
【図１４】一つの実施形態によるブラケットの図である。
【図１５】一つの実施形態によるエンジンを作動させるためのプロセスのフローチャートである。
【図１６】一つの実施形態による航空機の製造及び保守方法を示す図である。
【図１７】一つの実施形態が実施される航空機の図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
異なる実施形態は、一又は複数の異なる検討事項を認識し考慮する。いくつかの現在使用できる前方搭載システムを使用して支持構造体がファンケースに連結されるときには、エンジンパイロンの支持構造体の構成がエンジンパイロンのフェアリングに好ましくない構成をもたらすこともあることを、異なる実施形態は認識し考慮する。
【００２０】
特に、前方搭載システムが支持構造体の前方端部をエンジンのファンケースの上部に連結するために使用されるときには、支持構造体は所望のものよりも長く且つ高くなりうるということを、異なる実施形態は認識し考慮する。支持構造体の長さ及び高さが増加するにつれ、支持構造体を覆うために使用されるフェアリングのサイズも好ましくない方法で増加する。大きいフェアリングよりも小さいフェアリングの方が、抗力を縮小することができる。抗力の縮小により、航空機の空力性能を増加させることができる。
【００２１】
支持構造体の前方端部はファンケースの代わりにエンジンコアケースに連結されてもよいということを、異なる実施形態は認識し考慮する。この種の連結により、エンジンパイロンがファンケースに連結されるときによりもフェアリングを小さくすることができる。
【００２２】
しかしながら、前置冷却器があるときには、支持構造体の前方端部をエンジンコアケースに連結させることは好ましくないことを、異なる実施形態は認識し考慮する。支持構造体の前方端部がエンジンコアケースに連結されるときには、支持構造体は、エンジンコアケースの方に曲げられる又は湾曲される。支持構造体のこの形状は、前置冷却器に十分な空間を提供しない。ゆえに、支持構造体が所望の形状及びサイズを有するような方法で、エンジンパイロンの支持構造体の前方端部をエンジンのファンケースに連結するように構成される前方搭載システムを有することが望ましいということを、異なる実施形態は認識し考慮する。
【００２３】
ゆえに、一又は複数の実施形態は、エンジンを航空機に連結させる方法及び装置を提供する。一つの実施形態では、航空機システムは、フレーム、第一のリンクシステム、及び第二のリンクシステムを備える。フレームは、航空機のエンジンの支持構造体に関連付けられた第一の端部、及び航空機のエンジンのファンケースに関連付けら得たリンクシステムに連結されるように構成される第二の端部を有する。第二のリンクシステムは、フレームに関連付けられた第一の端部、及びエンジンのエンジンコアケースと連結されるように構成された第二の端部を有する。
【００２４】
図１を参照すると、一つの実施形態による航空機のブロック図が示される。この実施例では、航空機１００はエンジン１０２を備える。エンジン１０２は、任意の数の異なる種類のエンジンを使用して実施される。エンジン１０２は、たとえば、限定はしないが、ロータリーエンジン、ラジアルエンジン、ターボプロップ、ターボジェット、ターボファン、高バイパスターボファン、低バイパスターボファン、超高バイパスターボファン、及び航空機１００とともに使用するのに適する他の種類のエンジンの一つから選択することができる。
【００２５】
これらの実施例では、エンジン１０２は、筐体１２０を有する。筐体１２０は、「ナセル」とも呼ばれる。図示されたように、エンジン１０２は、エンジン１０２の筐体１２０内に配置されたファンケース１１６及びエンジンコアケース１１８を有する。
【００２６】
これらの実施例では、エンジン１０２は、エンジン搭載システム１０６を使用して航空機１００で翼１０４に連結される。図示されたように、エンジン搭載システム１０６は、エンジンパイロン１１４、前方搭載システム１１０、及び後方搭載システム１１２を備える。前方搭載システム１１０及び後方搭載システム１１２は、エンジン１０２をエンジンパイロン１１４に連結し、それらが翼１０４に連結される。
【００２７】
ここで使用されるように、翼１０４などの第二のコンポーネント「に連結された」、エンジンパイロン１１４などの第一のコンポーネントは、第一のコンポーネントが第二のコンポーネントに直接的に又は間接的に連結されることを意味する。要するに、付加的なコンポーネントが第一のコンポーネントと第二のコンポーネントとの間にあってもよい。一又は複数の付加的なコンポーネントがその二つのコンポーネントの間にあるときには、第一のコンポーネントは第二のコンポーネントに間接的に連結されると考えられる。第一のコンポーネントが第二のコンポーネントに直接連結されるときには、その二つのコンポーネントの間には付加的なコンポーネントは存在しない。
【００２８】
さらに、第一のコンポーネントは、任意の数の異なる方法で第二のコンポーネントに連結される。たとえば、限定はしないが、任意の数の留め具、粘着剤、またはコンポーネントを互いに連結するために適する他の機構を使用して、第一のコンポーネントが第二のコンポーネントに連結される。
【００２９】
これらの実施例では、エンジンパイロン１１４は、支持構造体１０８及びフェアリング１０９を備える。支持構造体１０８は、第一の端部１１５及び第二の端部１１７を有する。第一の端部１１５は支持構造体１０８の前方端部とし、第二の端部１１７は支持構造体１０８の第二の端部とする。支持構造体１０８の第二の端部１１７は、翼１０４に連結される。前方搭載システム１１０及び後方搭載システム１１２は、エンジン１０２及び支持構造体１０８の種々の部分と連結される。
【００３０】
図示されたように、後方搭載システム１１２は、支持構造体１０８の部分１１９をエンジン１０２のエンジンコアケース１１８に連結するように構成される。支持構造体１０８の部分１１９は、支持構造体１０８の第一の端部１１５の後部に配置される。支持構造体１０８の部分１１９が支持構造体１０８の第二の端部１１７とされる場合もある。
【００３１】
これらの実施形態では、前方搭載システム１１０は、フレーム１２４、第一のリンクシステム１２６、第二のリンクシステム１２８、及び、場合によっては、他の適するコンポーネントを備える。フレーム１２４、第一のリンクシステム１２６、及び第二のリンクシステム１２８は、チタン、鋼、合金鋼、及び他の適する材料の少なくとも一つから選択された任意の数の材料からなる。
【００３２】
フレーム１２４は、第一の端部１３２及び第二の端部１３４を有する。これらの実施例では、フレーム１２４の第一の端部１３２は、支持構造体１０８の第一の端部１１５に連結される。場合によっては、フレーム１２４の第一の端部１３２は、支持構造体１０８の第一の端部１１５に最も近い支持構造体１０８の場所に連結される。第一のリンクシステム１２６は、フレーム１２４の第二の端部１３４及びファンケース１１６に連結される。
【００３３】
第二のリンクシステム１２８は、フレーム１２４及びエンジンコアケース１１８に連結される。一つの実施例では、第二のリンクシステム１２８は、フレーム１２４の第一の端部１３２に連結される。具体的には、第二のリンクシステム１２８の第一の端部１３６がエンジンコアケース１１８に連結される一方で、第二のリンクシステム１２８の第二の端部１３８がフレーム１２４の第一の端部に連結される。
【００３４】
これらの実施例では、前方搭載システム１１０及び後方搭載システム１１２は、荷重１４０を支えるように構成される。荷重１４０は、エンジン１０２に連結されている支持構造体１０８から生じる荷重を含む。これらの実施例では、荷重１４０を支えることを、荷重に「対処する（ｒｅａｃｔｉｎｇ）」とも言う。
【００３５】
前方搭載システム１１０及び後方搭載システム１１２は、荷重１４０を支える。荷重１４０は、任意の数の側面荷重１４１、任意の数の鉛直荷重１４２、及び任意の数のスラスト荷重１４４を含む。ここで使用されるように、「任意の数の」は、一又は複数のアイテムを意味する。たとえば、任意の数の側面荷重１４１は、一又は複数の側面荷重とする。
【００３６】
ここで使用されるように、任意の数の側面荷重１４１の一つのような「側面荷重」は、航空機１００を通ってピッチ軸１４６に実質的に平行である方向の荷重とする。要するに、側面荷重は、航空機１００の機内又は航空機１００から離れた機外のどちらかの方向の荷重とする。
【００３７】
さらに、ここで使用されるように、任意の数の鉛直荷重１４２の一つのような「鉛直荷重」は、航空機１００を通ってヨー軸１４８に実質的に平行である方向の荷重とする。要するに、鉛直荷重は、航空機１００に対して上又は下のどちらかの方向の荷重とする。
【００３８】
ここで使用されるように、任意の数のスラスト荷重１４４の一つのような「スラスト荷重」は、航空機１００を通ってロール軸１５０に実質的に平行である方向の荷重とする。要するに、スラスト荷重は、航空機１００の前方端部又は航空機１００の後方端部のどちらかの方向の荷重とする。
【００３９】
後方搭載システム１１２は、任意の数の側面荷重１４１、任意の数の鉛直荷重１４２、及び任意の数のスラスト荷重１４４を支えるように構成される。前方搭載システム１１０の第一のリンクシステム１２６は、任意の数の側面荷重１４１を支えるように構成される。前方搭載システム１１０の第二のリンクシステム１２８は、任意の数の鉛直荷重１４２を支えるように構成される。場合によっては、第二のリンクシステム１２８は、任意の数のスラスト荷重１４４を支えるようにも構成される。
【００４０】
さらに、エンジン１０２のファンケース１１６を支持構造体１０８の第一の端部１１５に連結する前方搭載システム１１０及びエンジン１０２のエンジンコアケース１１８を支持構造体１０８の部分１１９に連結する後方搭載システム１１２が一体となって、前方搭載システム１１０及び後方搭載システム１１２は、任意の数のトルク荷重１５２を支えることもできる。ここで使用されるように、「トルク荷重」とは、ピッチ軸１４６、ヨー軸１４８、またはロール軸１５０の一つの周囲の方向の荷重とする。
【００４１】
このように、エンジン搭載システム１０６は、エンジン１０２の移動を低下させる及び／又は防止するように構成される。より具体的には、エンジン搭載システム１０６は、エンジン搭載システム１０６を使用してエンジン１０２が翼１０４に搭載されるときに、６自由度に対するエンジン１０２の移動を抑制することができる。６自由度は、ピッチ軸１４６、ヨー軸１４８、及びロール軸１５０に沿った方向へのエンジン１０２の移動、及びピッチ軸１４６、ヨー軸１４８、及びロール軸１５０周囲でのエンジン１０２の回転を含む。
【００４２】
これらの実施例では、一つの実施形態による支持構造体１０８の長さ１２２及び高さ１２３が縮小するように、前方搭載システム１１０が構成される。たとえば、限定はしないが、これらの例において任意の数の側面荷重１４１を支えるためだけに構成されることにより、ファンケース１１６に連結された第一のリンクシステム１２６は、任意の数の側面荷重１４１及び任意の数の鉛直荷重１４２の両方を支えるように構成されたリンクシステムよりも、サイズを小さくすることができる。
【００４３】
具体的には、第一のリンクシステム１２６は、任意の数の側面荷重１４１及び任意の数の鉛直荷重１４２の両方を支えるように構成されたリンクシステムに比べ、ファンケース１１６上に縮小された高さを有することができる。このように、支持構造体１０８の高さ１２３は縮小することができる。さらに、ファンケース１１６上の指示構造体１０８の高さが縮小される方法で、フレーム１２４は、第一のリンクシステム１２６を支持構造体１０８に連結することができる。
【００４４】
さらに、ファンケース１１６の代わりに支持構造体１０８をエンジンコアケース１１８に連結するために第二のリンクシステム１２８を使用することにより、支持構造体１０８の長さ１２２を縮小することができる。具体的には、支持構造体１０８は、ファンケース１１６まで延びなくてもよい長さ１２２を有することができる。さらに、十分な空間が前置冷却器に存在する形で、第二のリンクシステム１２８は、支持構造体１０８をエンジンコアケース１１８に連結することができる。
【００４５】
第一のリンクシステム１２６及び第二のリンクシステム１２８を使用した荷重１４０の分散で、フレーム１２４は、フェアリング１０９が支持構造体１０８、前方搭載システム１１０、後方搭載システム１１２、及び他の適するコンポーネントの少なくとも一つを覆うような構成１６０を有することができる。構成１６０は、たとえば、限定はしないが、形状、サイズ、任意の数の寸法、及び／又はフレーム１２４に適する他のパラメーターを含むことができる。
【００４６】
前方搭載システム１１０及び後方搭載システム１１２並びにフレーム１２４の構成１６０を使用することにより可能となる支持構造体１０８の長さ１２２及び高さ１２３の縮小で、フェアリング１０９は所望の構成１６４を有することができる。たとえば、限定はしないが、所望の構成１６４は、形状、サイズ任意の数の寸法、空力性能、及び／又はフェアリング１０９に適する他のパラメーターを含むことができる。これらの実施例では、フェアリング１０９の所望の構成１６４は、フェアリング１０９が所望の抗力減少を可能とする一方で、エンジン１０２が翼１０４に近接して搭載可能となる構成とする。
【００４７】
図１のエンジン搭載システム１０６を伴う航空機１００の図は、実施形態を実施する方法に物理的又はアーキテクチャ的限定示唆することを意図していない。図示されたコンポーネントに加えて又は代えて、他のコンポーネントが使用されてもよい。幾つかのコンポーネントは、不要とされてもよい。また、幾つかの機能コンポーネントを示すためにブロックが提示される実施形態で実施されるときには、一又は複数のこれらのブロックは、結合されてもよく、分割されてもよく、又は種々のブロックに結合及び分割されてもよい。
【００４８】
たとえば、エンジン搭載システム１０６などの搭載システムを使用して搭載されるエンジン１０２に付け加えて、一又は複数の付加的なエンジンが航空機１００にあってもよい。さらに別の実施例では、留め具、又はフレーム１２４、第一のリンクシステム１２６、第二のリンクシステム１２８、及び航空機１００に適する他のコンポーネントのような付加的なコンポーネントを連結するための他の連結機構など、付加的なコンポーネントがあってもよい。
【００４９】
ここで図２を参照すると、実施形態による航空機が示される。この実施例では、航空機２００は、図１にブロック図の形式で示された航空機１００についての一つの実施例とする。
【００５０】
図示されたように、航空機２００は、胴体２０６に取り付けられた翼２０２及び翼２０４を備える。また、航空機２００は、翼２０２に取り付けられたエンジン２０８、及び翼２０４に取り付けられたエンジン２１０を備える。図示されたように、機体２０６は、尾部２１２を含む。水平スタビライザー２１４、水平スタビライザー２１６、及び垂直スタビライザー２１８は、機体２０６の尾部２１２に取り付けられる。
【００５１】
これらの実施例では、エンジン２０８は、エンジン搭載システム２２０を使用して翼２０２に取り付けられる。エンジン２１０は、エンジン搭載システム２２２を使用して翼２０４に取り付けられる。エンジン搭載システム２２０及びエンジン搭載システム２２２は、図１のエンジン搭載システム１０６についての一つの実施例とする。
【００５２】
図示されたように、エンジン搭載システム２２０は、エンジンパイロン２２４を備え、エンジン搭載システム２２２はエンジンパイロン２２６を備える。エンジンパイロン２２４及びエンジンパイロン２２６は、図１のエンジンパイロン１１４についての一つの実施例とする。エンジン２０８及びエンジン２１０が翼２０２及び翼２０４とそれぞれ近接して取り付け可能となる縮小されたサイズをエンジンパイロン２２４及びエンジンパイロン２２６それぞれが有するように、エンジン搭載システム２２０及びエンジン搭載システム２２２は構成される。
【００５３】
ここで図３から図１４を参照すると、一つの実施形態による図２のエンジン搭載システム２２２及びエンジン搭載システム２２２の種々のコンポーネントの詳細な図が示される。さらに、エンジン搭載システム２２２の種々の図が、これらの図に示される。
【００５４】
ここで図３を参照すると、一つの実施形態によるエンジン２１０を翼２０４に搭載するためのエンジン搭載システム２２２の部分露出側面図が示される。図示されるように、エンジン２１０のための筐体３００が透視で示される。
【００５５】
この図において、ファンケース３０２及びエンジンコアケース３０４は、筐体３００内に見られる。図示されたように、ファンケース３０２及びエンジンコアケース３０４は、軸３０５に対して整列される。要するに、軸３０５がこれらのコンポーネントの各々の中央を通って延びるように、ファンケース３０２及びエンジンコアケース３０４は配置される。このように、ファンケース３０２及びエンジンコアケース３０４は、互いに対して実質的に同心円をなしている。
【００５６】
エンジン搭載システム２２２は、ファンケース３０２及びエンジンコアケース３０４の両方に連結される。これらの実施例では、エンジン搭載システム２２２は、エンジンパイロン２２６、前方搭載システム３１０、及び後方搭載システム３１２を備えることができる。先程述べられたように、エンジンパイロン２２６は、図１のエンジンパイロン１１４についての一つの実施例とする。前方搭載システム３１０は、図１の前方搭載システム１１０についての一つの実施例とする。後方搭載システム３１２は、図１の後方搭載システム１１２についての一つの実施例とする。
【００５７】
エンジンパイロン２２６は、支持構造体３０６及びフェアリング３０８を有する。支持構造体３０６は、図１の支持構造体１０８の一つの実施例とする。支持構造体３０６は、第一の端部３１４及び第二の端部３１６を有する。第一の端部３１４は、翼２０４に連結される。フェアリング３０８は、図１のフェアリング１０９の一つの実施例とする。
【００５８】
これらの実施例では、前方搭載システム３１０は、支持構造体３０６の第二の端部３１６又は支持構造体３０６の第二の端部３１６に最も近い支持構造体３０６上の場所に連結される。前方搭載システム３１０は、支持構造体３０６の第一の端部３１４によりも支持構造体３０６の第二の端部３１６に近接して支持構造体３０６に連結される。後方搭載システム３１２は、支持構造体３０６の第二の端部３１６によりも支持構造体３０６の第一の端部３１４に近接して連結される。
【００５９】
前方搭載システム３１０は、フレーム３１８、第一のリンクシステム３２０、及び第二のリンクシステム３２２を備える。フレーム３１８、第一のリンクシステム３２０、及び第二のリンクシステム３２２は、それぞれ、図１のフレーム１２４、第一のリンクシステム１２６、及び第二のリンクシステム１２８の実施例とする。
【００６０】
これらの実施形態では、フレーム３１８は、第一の端部３２４及び第二の端部３２６を有する。第一の端部３２４は、支持構造体３０６に連結される。第二の端部３２６は、第一のリンクシステム３２０に連結される。また、第一の端部３２４は、第二のリンクシステム３２２に連結される。
【００６１】
これらの実施例では、この前方搭載システム３１０の構成により、ファンケース３０２に対する支持構造体３０６の長さ３３２、支持構造体３０６の高さ又はその両方が、支持構造体３３４に比べて縮小されており、それが透視で示される。これらの実施例では、支持構造体３３４は、支持構造体３３４をエンジンコアケース３０４にではなくファンケース３０２にだけ連結するために異なる種類の前方搭載システム（図示せず）が使用されるときに使用される支持構造体の例とする。支持構造体３３４は長さ３３６を有しており、これは長さ３３２よりも長い。さらに、支持構造体３０６の高さ３３３は、支持構造体３３４の高さ３３７よりも短い。
【００６２】
この実施例では、支持構造体３３４は、筐体３００の表面３３８上を延びる。見て分かるように、この実施例では、支持構造体３３４はフェアリング３０８上を延びる。
【００６３】
ゆえに、異なる前方搭載システム（図示せず）を備える支持構造体３３４が前方搭載システム３１０を備える支持構造体３０６の代わりに使用されれば、フェアリング３０８は高さを増加させなければならず、好ましくない構成（図示せず）を有することになりうる。この好ましくない構成では、図２の航空機２００に所望の空力性能を提供することができない。
【００６４】
支持構造体３０６が前方搭載システム３１０とともに使用されるときには、支持構造体３０６は、筐体３００の表面３３８上を延びることはない。その結果、支持構造体３０６及び前方搭載システム３１０を使用すると、フェアリング３０８の構成３３９がより好ましくなる。たとえば、限定はしないが、フェアリング３０８は、前方搭載システム３１０を備えない支持構造体３３４の使用に比べて、小さいサイズ、より空気力学的な構成、又はその両方を有することができる。
【００６５】
この実施例で理解されるように、フレーム３１８の使用により、支持構造体３０６は、支持構造体３０６の長さ３３６よりも小さい長さ３３２を有することが可能になる。長さ３３２により、支持構造体３０６はエンジン２１０の筐体３００の上面３３８を延びることはない。これらの実施例において、フレーム３１８は高さ３４０及び長さ３４１を有する。高さ３４０の縮小について、支持構造体３０６の高さ３４２と比較して、この実施例で述べる。
【００６６】
ここで図４を参照すると、一つの実施形態による、エンジンを翼に連結させるためのエンジン搭載システムの等角図が示される。この例では、ファンケース３０２のフロント端部４００の図が、フレーム３１８に連結された第一のリンクシステム３２０とともに示される。
【００６７】
ここで図５を参照すると、一つの実施形態による、荷重ベクトルを示す翼にエンジンを連結させるためのエンジン搭載システムの等角図が示される。この図では、荷重５００が示される。荷重５００は、図１における荷重１４４の例である。
【００６８】
この例では、荷重５００は、鉛直荷重５０６、スラスト荷重５０８、側面荷重５０２、側面荷重５０４、鉛直荷重５１０、及び鉛直荷重５１２を含む。鉛直荷重５０６は、エンジン２１０の重量により生成される。スラスト荷重５０８は、エンジン２１０の作動に応じて発生する。
【００６９】
側面荷重５０２及び側面荷重５０４は、これらの実施例では反発荷重（ｒｅａｃｔｉｏｎ  ｌｏａｄｓ）とする。図示されたように、側面荷重５０２及び側面荷重５０４は、少なくとも第一のリンクシステム３２０又はフレーム３１８により支えられる。これらの荷重は、第一のリンクシステム３２０及びフレーム３１８により支持構造体３０６に移動する。これらの実施例では、フレーム３１８の任意の数の細長部材５０９は、鉛直荷重５１０及び鉛直荷重５１２ではなく、側面荷重５０２及び側面荷重５０４を支える。
【００７０】
この実施例では、鉛直荷重５１０及び鉛直荷重５１２は、第二のリンクシステム３２２及びフレーム３１８により支えられる。鉛直荷重５１０及び鉛直荷重５１２は、任意の数の細長部材５０９によってではなく、フレーム３１８の第一の端部３２４で支えられる。鉛直荷重５１０及び鉛直荷重５１２は、これらの実施例では支持構造体３０６に移動する。もちろん、前方搭載システム３１０、後方搭載システム３１２、又はそれらの組み合わせにより支えられ移動する他の荷重があってもよい。
【００７１】
この実施例では、フレーム３１８の高さ３４０は、支持構造体３０６の高さ３４２よりも小さくすることができる、というのは、鉛直荷重５１０及び鉛直荷重５１２ではなく側面荷重５０２及び側面荷重５０４だけを支えるために第一のリンクシステム３２０及びフレーム３１８が使用されるからである。
【００７２】
この実施例では、鉛直荷重５１０及び鉛直荷重５１２は、第二のリンクシステム３２２により支持される。フレーム３１８、第一のリンクシステム３２０、及び第二のリンクシステム３２２の間で支えられる種類の荷重を分散することにより、フレーム３１８の高さ３４０は、支持構造体３０６の高さ３４２に比べて縮小できる。支持構造体３０６は、この実施例では、側面荷重５０２及び側面荷重５０４、並びに鉛直荷重５１０及び鉛直荷重５１２を支える。
【００７３】
この実施例では、側面荷重５０２及び側面荷重５０４は、軸５１４に実質的に平行な方向の荷重とする。軸５１４は、ファンケース３０２及びエンジンコアケース３０４の中央を通って延びる軸３０５に実質的に垂直である。これらの実施例では、鉛直荷重５１０及び鉛直荷重５１２は、軸５１６に実質的に平行な方向にある。軸５１６は、軸３０５に実質的に垂直であり、且つ軸５１４に実質的に垂直である。
【００７４】
ここで図６を参照すると、一つの実施形態による、搭載構造体及びファンケースに連結された前方搭載システムの一部分がより詳細に示される。この具体的な例では、フレーム３１８の第二の端部３２６は、第一のリンクシステム３２０の任意の数のリンク６００に連結される。この図で示されるように、任意の数のリンク６００は、リンク６０１及び６０２を含む。
【００７５】
この実施例では、リンク６０１は固定リンク６０４とし、一方でリンク６０２は浮動リンク６０６とする。図示されるように、固定リンク６０４は、留め具６０８によりフレーム３１８の第二の端部３２６に連結される。
【００７６】
固定リンク６０４は、留め具６１２によりブラケット６１０に連結される。浮動リンク６０６は、留め具６１４によりフレーム３１８の第二の端部３２６に連結される。また、浮動リンク６０６は、留め具６１６によりブラケット６１０に連結される。
【００７７】
これらの実施例において、留め具６１６は、留め具６１２よりも小さなサイズを有する。留め具６１６に小さなサイズを使用することにより、浮動リンク６０６は移動可能になる。特に、浮動リンク６０６は、留め具６１６を使用してフレーム３１８の第二の端部３２６に緩く連結されるので、浮動リンク６０６のこの部分は、通常運転中には荷重を支えない。この連結が浮動リンク６０６及びフレーム３１８のためのバックアップ連結として機能するように、留め具６１６は、緩い連結を提供するために使用される。
【００７８】
また、第二のリンクシステム３３０は、任意の数のリンク６１７を含む。任意の数のリンク６１７は、これらの実施例ではリンク６１８及びリンク６２０を含む。リンク６１８は、フレーム３１８（連結は図示されず）及びエンジンコアケース３０４に連結される。
【００７９】
エンジンコアケース３０４への連結は、ブラケット６２２への連結を介して間接的に行われる。特に、固定リンク６１８は、留め具６２８によりブラケット６２６に連結される。図示されたように、リンク６２０もまた、ブラケット６２２を介して間接的にエンジンコアケース３０４に連結される。特に、リンク６２０は、これらの実施例では、留め具６２４を介してブラケット６２２に連結される。
【００８０】
ここで図７を参照すると、一つの実施形態による、前方搭載システム３１０の別の例が示される。この実施例では、リンク６１８及び６２０は、フレーム３１８の第一の端部３２４に連結される。この連結は、バー７００を介する間接的な連結とする。この実施例では、リンク６１８は、留め具７０２を介してバー７００に連結される。リンク６２０は、留め具７０４を使用してバー７００に連結される。バー７００は、留め具７０６を使用してフレーム３１８の第一の端部３２４に連結される。
【００８１】
ここで図８を参照すると、一つの実施形態によるブラケットが示される。この実施例では、ブラケット６１０は、ファンケース３０２（図示せず）の表面に実質的に適合するように構成された湾曲形状８００を有する。
【００８２】
この実施例では、ブラケット６１０は、任意の数の異なる方法でファンケース３０２に連結される。たとえば、限定はしないが、ブラケット６１０は、粘着剤、溶接、留め具、及び他の適する機構を使用してファンケース３０２に連結される。いくつかの実施例では、ブラケット６１０は、ファンケース３０２のパーツとして形成されてもよい。
【００８３】
これらの実施例では、ブラケット６１０は、クレビス８０１を有する。クレビス８０１は、図６の固定リンク６０４に連結されるように構成される。この実施例では、クレビス８０１は、フランジ８０２及びフランジ８０４を有する。フランジ８０２は穴８０６を有し、フランジ８０４は穴８０８を有する。
【００８４】
さらに、また、ブラケット６１０は、図６の浮動リンク６０６に連結されるように構成されたクレビス８０９を有する。図示されたように、クレビス８０９は、フランジ８１０及びフランジ８１２を有する。これらのフランジは、浮動リンク６０６を受けるように構成される。具体的には、フランジ８１０は穴８１４を有し、フランジ８１２は穴８１６を有する。穴８１４及び穴８１６は、図６の留め具６１４を受けるように構成される。
【００８５】
次に図９を参照すると、一つの実施形態による、第一のリンクシステムのリンクが示される。この実施例では、固定リンク６０４のより詳細な図が示される。
【００８６】
この実施例では、固定リンク６０４は、第一の端部９０１及び第二の端部９０２を有する細長部材９００とする。第一端部９０１のコネクタ９０３は、図３のフレーム３１８の第二の端部３２６に連結されるように構成される。第二の端部９０２のコネクタ９０４は、図８のブラケット６１０でフランジ８０２及びフランジ８０４に連結されるように構成される。
【００８７】
この実施例では、コネクタ９０３は穴９０５を有し、コネクタ９０４は穴９０６を含む。図示されたように、穴９０５は方向９０８に方向付けられ、穴９０６は方向９１０に方向付けられる。これらの実施例では、方向９０８は、方向９１０に対して実質的におよそ９０度とする。この例では示されていないが、浮動リンク６０６は、図９に示されるように、固定リンク６０４と類似の構成を有する。
【００８８】
ここで図１０を参照すると、一つの実施形態によるフレームが示される。一つの実施形態による上側１０００からのフレーム３１８の図が示される。この実施例では、フレーム３１８の第一端部３２４は、図３の支持構造体３０６に連結されるように構成される。
【００８９】
図示されるように、フレーム３１８は、コネクタセクション１００２、コネクタセクション１００４、及び任意の数の細長部材５０９からなる。また、コネクタセクション１００４は、「クレビス」とされてもよい。任意の数の細長部材５０９は、コネクタセクション１００２からコネクタセクション１００４まで延びる。この実施例では、任意の数の細長部材５０９は、部材１００６、部材１００８、及び部材１０１０を含む。
【００９０】
任意の数の細長部材５０９にある任意の数の部材は、フレーム３１８の任意の数の細長部材５０９内での所望の余剰量により変化する。たとえば、三つの部材を有する代わりに、任意の数の細長部材５０９は、一つの部材、二つの部材、五つの部材、又は別の適する数の部材を含むことができる。
【００９１】
コネクタセクション１００２は、図３の支持構造体３０６の第二の端部３１６に連結されるように構成される。これらの実施例では、留め具（図示されず）は、第一の端部３２４のコネクタセクション１００２を支持構造体３０６の第二の端部３１６に連結することができる。留め具は、コネクタセクション１００２の穴１０１１、１０１２、１０１４、１０１６、１０１８、及び１０２０に差し込まれる。
【００９２】
図示されたように、コネクタセクション１００４は、フランジ１０２１、フランジ１０２２、フランジ１０２３、及びフランジ１０２４を含む。これらの実施例では、穴１０２６がフランジ１０２１に配置され、穴１０２８がフランジ１０２２に配置される。これらの穴は、コネクタセクション１００４を図６の固定リンク６０４に連結するための留め具６０８を受ける。
【００９３】
図示されたように、穴１０３０はフランジ１０２３に配置され、穴（図示せず）はフランジ１０２４に配置される。これらの穴は、コネクタセクション１００４を図６の浮動リンク６０６に連結するための留め具６１４を受ける。
【００９４】
ここで図１１を参照すると、一つの実施形態によるフレームの別の図が示される。この実施例では、フレーム３１８の底側１１００がこの図に表わされる。
【００９５】
図示されたように、コネクタセクション１００２は、フランジ１１０２、フランジ１１０４、フランジ１１０６、及びフランジ１１０８を含む。これらの実施例では、フランジ１１０２の穴１１１０及びフランジ１１０４の穴１１１２は、図７のバー７００を受ける。図示されたように、フランジ１１０６及びフランジ１１０８は、所定の位置でバー７００を保持するための留め具を受けるように構成される。具体的には、留め具は、フランジ１１０６の穴１１１４及びフランジ１１０８の穴１１１６で受けられる。
【００９６】
ここで図１２を参照すると、一つの実施形態によるバーが示される。この図示された例では、バー７００は端部１２０２及び端部１２０４を有する。端部１２０２は、図１１のフランジ１１０２の穴１１１０で受けられるように構成される。端部１２０４は、図１１のフランジ１１０４の穴１１１２で受けられるように構成される。穴１２０６は、フレーム３１８のフランジ１１０６の穴１１１４及びフランジ１１０８の穴１１１６と整列されて、バー７００を図１１のフレーム３１８に連結するための留め具を受ける。
【００９７】
バー７００の穴１２０８は、図６のリンク６１８をバー７００に連結するために使用される。バー７００の穴１２１０は、図６のリンク６２０をバー７００に連結するために使用される。実施例において、バー７００により、リンク６１８及びリンク６２０の両方で荷重を共有することが可能になる。
【００９８】
次に図１３を参照すると、一つの実施形態による第二のリンクシステムのリンクが示される。この図では、リンク６２０は湾曲形状１３００を有する。リンク６２０は、端部１３０２にコネクタ１３０１を含む。具体的には、コネクタ１３０１は、フランジ１３０３及びフランジ１３０４を含む。また、リンク６２０は、端部１３０６にコネクタ１３０７を含む。コネクタ１３０７は、フランジ１３０８及びフランジ１３１０を含む。
【００９９】
図示されるように、フランジ１３０８は穴１３１４を含み、フランジ１３１０は穴（図示せず）を含む。これらの穴は、図６のリンク６２０をブラケット６２２に連結するための留め具６２４を受ける。
【０１００】
この実施例では、フランジ１３０３は穴１３１６を含み、フランジ１３０４は穴１３１８を含む。穴１３１６及び穴１３１８は、リンク６２０を図７のバー７００に連結するための留め具７０４を受ける。図示されていないが、リンク６１８は、図１３に示されるようなリンク６２０に類似した構成を有することができる。
【０１０１】
ここで図１４を参照すると、一つの実施形態によるブラケットが示される。この実施例では、ブラケット６２６は、実質的に平面のセクション１４００及びフランジ１４０２を含む。穴１４０４は、フランジ１４０２内にあってもよい。穴１４０４は、図１３のフランジ１３０８の穴１３１４及びフランジ１３１０の穴（図示せず）と整列され、リンク６１８をブラケット６２６に連結するための留め具７０２を受ける。これらの実施例では、穴１４０６、穴１４０８、及び穴１４１０は、ブラケット６２６を図３のエンジンコアケース３０４に連結するための留め具６２８を受ける。別の実施例では、ブラケット６２６は、溶接されてもよく、又、エンジンコアケース３０４のパーツとして形成されてもよい。
【０１０２】
図２から図１４に示される種々のコンポーネントを、図１のコンポーネントと組み合わせるか、図１のコンポーネントとともに使用するか、又はそれら２つの場合を組み合わせることができる。また、図２から図１４のコンポーネントの幾つかは、図１のブロック図に示されたコンポーネントをどのように物理的構造体として実施できるかを示す実施例である。
【０１０３】
ここで図１５を参照すると、一つの実施形態によるエンジンを作動させるプロセスのフローチャートが示される。図１５に示されたプロセスは、図１の航空機１００で実施される。
【０１０４】
プロセスは、前方搭載システム１１０のような搭載システムにより翼１０４に連結されたエンジン１０２を作動させることにより開始する（工程１５００）。前方搭載システム１１０は、フレーム１２４、第一のリンクシステム１２６、及び第二のリンクシステム１２８を備える。第一のリンクシステム１２６は、フレーム１２４及びファンケース１１６に連結される。第二のリンクシステム１２８は、フレーム１２４及びエンジンコアケース１１８に連結される。
【０１０５】
任意の数の側面荷重１４１は、前方搭載システム１１０の第一のリンクシステム１２６により支えられる（工程１５０２）。任意の数の側面荷重１４１は、ピッチ軸１４６に実質的に平行な方向に一又は複数の荷重を含む。任意の数の鉛直荷重１４２は、前方搭載システム１１０の第二のリンクシステム１２８により支えられ（工程１５０４）、工程はその後終了する。任意の数の鉛直荷重１４２は、ヨー軸１４８に実質的に平行な方向に一又は複数の荷重を含む。
【０１０６】
異なる図示した実施形態でのフローチャート及びブロック図は、実施形態で実施可能な装置及び方法の構造、機能、及び作業を示している。その際、フローチャート又はブロック図の各ブロックは、作業又はステップのモジュール、セグメント、機能及び／又は部分を表わしている。
【０１０７】
実施形態のいくつかの代替的な実施において、ブロックに記載された機能又は機能群は、図の中に記載の順序を逸脱して現れることがある。例えば、場合によっては、連続して示されている二つのブロックがほぼ同時に実行されること、又は時には含まれる機能によってはブロックが逆順に実施されることもありうる。また、フローチャート又はブロック図に描かれているブロックに加えて他のブロックが追加されることもありうる。
【０１０８】
本発明の実施形態は、図１６に示される航空機の製造及び保守方法１６００、及び図１７に示す航空機１７００の観点から説明することができる。まず図１６に注目すると、一つの実施形態による航空機の製造及び保守の方法が示される。製造前の段階では、航空機の製造及び保守方法１６００は、図１７の航空機１７００の仕様及び設計１６０２、及び材料調達１６０４を含む。
【０１０９】
製造段階では、コンポーネント及びサブアセンブリの製造１６０６と、航空機１７００のシステム統合１６０８とが行われる。その後、航空機１７００を運航１６１２に供するために、認可及び納品１６１０が行われる。顧客により運航１６１２される間に、航空機１７００は、定期的な整備及び保守１６１４（改造、再構成、改修、及びその他の整備又は保守を含む）を受ける。
【０１１０】
航空機の製造及び保守方法１６００の各プロセスは、システムインテグレーター、第三者、及び／又はオペレータによって実施又は実行される。これらの実施例では、オペレータは顧客であってもよい。本明細書の目的のために、システムインテグレーターは、限定しないが、任意の数の航空機製造者、及び主要システムの下請業者を含むことができ、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含むことができ、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであってもよい。
【０１１１】
次に図１７を参照すると、実施形態で実施される航空機が示される。この実施例では、航空機１７００は、図１６の航空機の製造及び保守方法１６００によって製造されたものであり、複数のシステム１７０４及び内装１７０６を備える機体１７０２を含む。
【０１１２】
システム１７０４の例は、推進システム１７０８、電気システム１７１０、油圧システム１７１２、及び環境システム１７１４の一又は複数を含む。推進システム１７０８は、機体１７０２の翼１７１８に連結されるエンジン１７１６を含む。任意の数の他のシステムが含まれてもよい。航空宇宙産業の例が示されたが、種々の実施形態は、自動車産業などの他の産業に適用することができる。
【０１１３】
ここで実施される装置及び方法は、図１６の航空機の製造及び保守方法１６００のうちの少なくとも一つの段階で採用される。
【０１１４】
一つの実施例では、図１６のコンポーネント及びサブアセンブリ製造１６０６で製造されるエンジン搭載システム１０６のコンポーネント又はサブアセンブリは、航空機１７００が図１６の運航中１６１２である間に、製造されるコンポーネント又はサブアセンブリに類似の方法で、組み立てられ又は製造される。
【０１１５】
この実施例では、エンジン搭載システム１０６の一又は複数の装置の実施形態、方法の実施形態、又はそれらの組み合わせが、コンポーネント及びアセンブリ製造１６０６中に製造される。エンジン搭載システム１０６は、推進システム１７０８のエンジン１７１６を機体１７０２の翼１７１８に搭載するために使用される。
【０１１６】
エンジン搭載システム１０６の前方搭載システム１１０は、システム統合１６０８中にエンジン１０２を翼１０４に連結するために使用される。さらに、前方搭載システム１１０は、運航１６１２中に荷重１４４内の荷重を支えるために使用される。また、前方搭載システム１１０は、航空機１７００に付加され、フェアリングの所望の構成が整備及び保守１６１４中に使用される。この変更は、所定の整備及び保守１６１４の一部として又は航空機１７００の改修及び再構成として実行される。
【０１１７】
ゆえに、一又は複数の実施形態により、フェアリング１０９が所望の構成１６４を有する方法で、エンジン搭載システム１０６が構成される。これらの実施例では、前方搭載システム１１０は、フェアリング１０９の所望の構成が可能となるような方法で支持構造体１０８の長さ１２２を縮小するように構成される。特に、支持構造体１０８の長さ１２２が増加する場合よりも空気力学的であるフェアリング１０９の形状及びサイズが提供される。
【０１１８】
フレーム１２４、第一のリンクシステム１２６、及び第二のリンクシステム１２８の使用により、フェアリング１０９の所望の構成１６４が可能になる。これらのコンポーネントは、ファンケース１１６とエンジンコアケース１１８との間で前方搭載システム１１０により支えられる荷重１４４を分散することができる。荷重１４４の分散により、フレーム１２４は、フェアリング１０９の所望の構成１６４を可能にする方法で、フレーム１２４の高さ又は外形を縮小できる構成１６０を有することができる。これらの実施例では、フレーム１２４及び第一のリンクシステム１２６は、側面荷重１４０を支える。第二のリンクシステム１２８及びフレーム１２４は、鉛直荷重１４２を支える。
【０１１９】
さらに、フレーム１２４は、第一のリンクシステム１２６及び第二のリンクシステム１２８に共通の取り付け場所を提供する。フレーム１２４により、エンジンの取り付け及び／又は取り外しは容易になる。
【０１２０】
上述した種々の実施形態の説明は、例示及び説明を目的とするものであり、包括的であること、又はこれらの実施形態を開示された形態に限定することを意図していない。当業者には、多数の修正例及び変形例が明らかであろう。さらに、異なる実施形態は、他の実施形態と比較して異なる特徴を提供することができる。選択された一又は複数の実施形態は、実施形態の原理、実際の用途を最もよく説明するため、及び他の当業者に対し、様々な実施形態の開示内容と、考慮される特定の用途に適した様々な修正との理解を促すために選択され且つ記述されている。
【符号の説明】
【０１２１】
２００    航空機
２０２、２０４    翼
２０６    機体
２０８、２１０    エンジン
２１２    尾部
２１４、２１６    水平スタビライザー
２１８    垂直スタビライザー
２２０、２２２    エンジン搭載システム
２２４、２２６    エンジンパイロン
３００    筐体
３０２    ファンケース
３０４    エンジンコアケース
３０５    軸
３０６    支持構造体
３０８    フェアリング
３１０    前方搭載システム
３１２    後方搭載システム
３１４    第一の端部
３１６    第二の端部
３１８    フレーム
３２０    第一のリンクシステム
３２２    第二のリンクシステム
３２４    第一の端部
３２６    第二の端部
３３２    長さ
３３３    高さ
３３４    支持構造体
３３６    長さ
３３７    高さ
３３８    表面
３３９    構成
３４０    高さ
３４１    長さ
３４２    高さ
４００    フロント端部
５００    荷重
５０２、５０４    側面荷重
５０６    鉛直荷重
５０８    スラスト荷重
５０９    細長部材
５１０、５１２    鉛直荷重
５１４    軸
６００    任意の数のリンク
６０１、６０２    リンク
６０４    固定リンク
６０６    浮動リンク
６０８    留め具
６１０    ブラケット
６１２、６１６    留め具
６１７    任意の数のリンク
６１８、６２０    リンク
６２２    ブラケット
６２４    留め具
６２６    ブラケット
７００    バー
７０２、７０４、７０６    留め具
８００    湾曲形状
８０１    クレビス
８０２、８０４    フランジ
８０６、８０８    穴
８０９    クレビス
８１０、８１２    フランジ
８１４、８１６    穴
９００    細長部材
９０１    第一の端部
９０２    第二の端部
９０３、９０４    コネクタ
９０５、９０６    穴
９０８、９１０    方向
１０００    上側
１００２、１００４    コネクタセクション
１００６、１００８、１０１０    部材
１０１１、１０１２、１０１４、１０１６、１０１８、１０２０    穴
１０２１、１０２２、１０２３、１０２４    フランジ
１０３０    穴
１１００    底側
１１０２、１１０４、１１０６、１１０８  フランジ
１１１０、１１１２、１１１４、１１１６    穴
１２０２、１２０４    端部
１２０６、１２０８、１２１０    穴
１３００    湾曲形状
１３０１    コネクタ
１３０２    端部
１３０３、１３０４    フランジ
１３０６    端部
１３０７    コネクタ
１３０８、１３１０    フランジ
１３１４、１３１６、１３１８    穴
１４００    セクション
１４０２    フランジ
１４０４、１４０６、１４０８、１４１０    穴
【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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