(57)【要約】  本発明は、ターボジェット（２）と、ターボジェット取付パイロン（４）と、前記ターボジェット取付パイロン（４）上に取り付けられ、且つ前記ターボジェット（２）を囲んでいるナセル（３）と、を備えている航空機エンジンアセンブリ（１）に関する。本願発明によれば、ナセルは、ターボジェットの断面の周りで単一部材のエンベロープを形成している少なくとも１つの移動可能なナセル部分（４０）を備え、この移動可能なナセル部分（４０）は、ターボジェット取付パイロン上にスライドするように拘束されずに取り付けられ、それによって、移動可能なナセル部分（４０）は、前方位置から船尾方向に移動されることができ、その逆方向にも移動されることができる。
2010529346.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボジェット（２）と、ターボジェット取付パイロン（４）と、前記ターボジェット取付パイロン（４）上に取付られ、且つ前記ターボジェット（２）を囲んでいるナセル（３）と、を備えている航空機エンジンアセンブリ（１）であって、
前記ナセルは、前記ターボジェットの断面の周りで単一部材のエンベロープを形成している少なくとも１つの移動可能なナセル部分（４０）を備え、
前記移動可能なナセル部分（４０）は、前記ターボジェット取付パイロン上にスライドするように拘束されずに取り付けられ、それによって、前記移動可能なナセル部分（４０）は、前方位置から船尾方向に移動されることができ、その逆方向にも移動されることができる航空機エンジンアセンブリ（１）において、
前記移動可能なナセル部分（４０）は、環状２次的流れチャンネル（２４）の内側範囲の制限を提供している環状壁（５０）と、前記環状２次的流れチャンネルの外側範囲の制限を提供している環状壁（４６）と、を有することを特徴とする航空機エンジンアセンブリ（１）。
【請求項２】
前記環状２次的流れチャンネル（２４）の内側範囲の制限を提供している前記環状壁（５０）と前記環状２次的流れチャンネルの外側範囲の制限を提供している環状壁（４６）とはそれぞれ、音響防止裏付け（８０）とともに備えられることを特徴とする請求項１に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
【請求項３】
前記音響防止裏付け（８０）のそれぞれは、その関連している環状壁（４６、５０）の周りに連続的に形成されることを特徴とする請求項２に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
【請求項４】
前記ナセルはまた、前記ターボジェットの断面の周りに単一部材のエンベロープを形成している固定されたナセル部分（３０）を備え、
前記固定されたナセル部分（３０）は、前記ターボジェット（２）上に固定されており、前記固定されたナセル部分（３０）は、前記移動可能なナセル部分（４０）のための内側半径方向支持部を形成す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アセンブリ（１）。
【請求項５】
ターボジェットファンケース（１２）の船尾端部（１８）は、前記移動可能なナセル部分（４０）のために内側半径方向支持部を形成す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アセンブリ（１）。
【請求項６】
前記内側半径方向支持部は、環状支持部であることを特徴とする請求項４及び５に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
【請求項７】
前記固定されたナセル部分（３０）は、ターボジェット装置に対する１つ又は複数のアクセスドアを備えることを特徴とする請求項４と組み合わされた請求項１〜６のいずれか一項に記載の航空機エンジンアセンブリ（１）。
【請求項８】
前記ターボジェット取付パイロン（４）に相対的な前記移動可能なナセル部分（４０）のスライドは、それらの２つの構成要素のうちの１つの構成要素上に設けられたスライド（６２）を使用して行われ、前記スライド（６２）は、前記航空機エンジンアセンブリの略長手方向方向（Ｘ）に沿って配置された非常に僅かに湾曲されたライン（６８）を追従す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アセンブリ（１）。
【請求項９】
前記ファンケース（１２）によって支持され、且つ前記ファンケースから船尾方向に支持されたスラストレシーバシステム（９０）を備え、
前記移動可能なナセル部分（４０）が通常の飛行位置にある場合に、前記スラストレシーバシステム（９０）は、前記移動可能なナセル部分（４０）内に収容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航空機エンジンアセンブリ（１）。
【請求項１０】
請求項１〜９のいずれか一項に記載の少なくとも１つの航空機エンジンアセンブリ（１）を備え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】
本願発明は、一般的に、ターボジェットと、取付パイロンと、取付パイロン上に取り付けられ、且つターボジェットを囲んでいるナセルと、を含んでいる種類の航空機エンジンアセンブリに関する。
【０００２】
この種類の取付パイロンはまた、「ＥＭＳ」（エンジン取付構造）と称され、例えば、航空機の翼の下に吊り下げられたターボジェットに使用されることができ、又はこの翼の上にこのターボジェットを取り付けるために、又は胴体の船尾部分上にターボジェットを取り付けるために、使用されることができる。
【背景技術】
【０００３】
そのようなエンジンアセンブリのための取付パイロンは、ターボジェット型のエンジンとこのアセンブリとともに備えられた航空機の翼との間の接続インターフェスを形成するために、周知な方法で設計される。取付パイロンは、この航空機の構造に対するその関連したエンジンによって発生した力を伝達し、エンジンと航空機との間の燃料システム、電気システム、水圧システム、及びエアシステムの経路を可能にする。
【０００４】
力を伝達するために、パイロンは、例えば、剛構造、例えば、「ボックス」型の構造、言い換えれば、スパー及び横断方向のリブを通じて互いに接続された側部パネルのアセンブリによって形成された構造を備える。
【０００５】
取付システムは、エンジンとパイロンの剛構造との間に設置され、このシステムは、複数のエンジン取付部を全体的に備え、エンジンファンケースに固定された前方取付部と、この同一のエンジンの中央ケースに固定された船尾取付部と、を有するように通常分配される。
【０００６】
取付システムはまた、エンジンによって発生した推進力に抵抗するためのシステムを備える。先行技術において、例えば、この装置は、エンジンファンケースの船尾部分に第１に接続され、且つパイロンの剛構造、例えば船尾取付部上に取り付けられた取付部に第２に接続される２つの側部ロッドの形態とされる。
【０００７】
詳細には、取付パイロンが、このパイロンと航空機の翼との間に配置された第２の取付システムと関連され、この第２の取付システムは、通常２つの取付部又は３つの取付部から構成されることは、明記される。
【０００８】
最後に、パイロンには、システムを分離し、且つ維持する一方、空気力学フェアリングを支持するために二次的な構造が設けられる。
【０００９】
それらの空気力学フェアリングは、エンジンアセンブリナセルとともに略連続的なアセンブリを形成し、このナセルは、ターボジェットの周りに設けられているパイロンに固定される。
【００１０】
当業者に周知な方法において、ナセルは、通常、連結式のＣ字状のカバーを備え、該カバーはパイロンの主構造／剛構造に固定される。それらのカバーは通常、エンジンスラスト反転システムを支持する。カバーは、メンテナンス操作のためにエンジン本体へのアクセスを可能にするために開口されることができ、それによって、エンジンは、垂直方向に取り除かれることができる。
【００１１】
２つのＣ字状のカバーは、圧縮ロッド又はバンパーとともにヒンジロックシステムを備えることによって、剛性化され、それらのバンパーは、一対をなしてカバーと対向している端部の間でヒンジ及びロックで全体的に配置される。剛性がときどき、エンジンアセンブリの横断方向に沿って作用される伸張力を伝達するために、オフセットアクチュエータ又はロックによる全ての圧縮ロッド又は複数の圧縮ロッドを置換することによって、僅かに増加されることができることに留意する。
【００１２】
この設計が非常に一般的に使用されるけれども、ナセルの剛性の欠如、及びナセルが音響学的に最適に処理されないとの事実を含んでいる複数の不利点を有する。
【００１３】
ターボジェットの変形を減衰させるためのナセルの構造的な可能性は、ヒンジ、ロック、圧縮ロッド、及び他のオフセットアクチュエータ又はロックなどの閉鎖構成要素で、力の集中によって本質的に制限される。それ故に、ナセルは、ターボジェットの変形に満足に抵抗することができない。その剛性が制限される場合に、特に、長手方向の曲げの可変可能な大きさ、すなわち、航空機の横断方向に関して作用されたトルクによる曲げの可変可能な大きさに抵抗することができない。
【００１４】
そのような長手方向の曲げが起こる場合に、特に航空機の離陸中及び着陸中に長手方向の曲げが起こる場合に、高い摩擦は、コンプレッサの回転ブレードとタービンとエンジンの中央ケースとの間で起こる場合がある。予定通りの大きな間隙は、この摩擦を防止するためにブレードとケースとの間で設けられなければならないが、これは、航空機の全体的な性能に対して不利となる。
【００１５】
同様に、上述された長手方向の曲げ現象、及びそれ故に、回転ブレードの摩擦現象が、存在しているターボジェットの増加し続けている希釈率（dilution ratio）のための研究がファンの直径をターボジェットコアの直径より大きくさせることに、設計者を不可避的に導くとの事実によって、非常に強調されることに留意される。
【００１６】
遭遇された摩擦の主な結果は、航空機の全体の性能を低減することであり、早期にエンジンを摩耗させることであり、それによって、エンジンのリフトに対して必然的に有害になる。
【００１７】
同様に、他のエンジンの曲げ現象が突風によって起こる場合があり、コンプレッサの回転ブレードとタービンとエンジン中央ケースとの間で摩擦を引き起こす場合があり、例えば、垂直方向又は水平方向に作用される場合があることに留意される。
【００１８】
２つのＣ字状のカバーのみは、ターボジェットの周りに不連続なエンベロープを形成し、観察された処理の不連続による高い性能の音響的な防音を付与しない一方、エンジンファンの下流側にノイズを低減するための必要性は、ますます切迫した関心事である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１９】
【特許文献１】米国特許第４  ２２８  ６５１  Ａ号明細書
【特許文献２】米国特許第４  ３７３  ３２８  Ａ号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００２０】
それ故に、本願発明の目的は、先行技術による実施形態に関連した上述の不利点を少なくとも部分的に修正する航空機エンジンアセンブリを提案することであり、且つ少なくとも１つのそのようなアセンブリを有する航空機を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００２１】
これを達成するために、本願発明の目的は、ターボジェットと、ターボジェット取付パイロンと、該ターボジェット取付パイロン上に取り付けられ、且つ前記ターボジェットを囲んでいるナセルと、を備えている航空機エンジンアセンブリであって、前記ナセルは、前記ターボジェットの断面の周りで単一部材のエンベロープを形成している少なくとも１つの移動可能なナセル部分を備え、前記移動可能なナセル部分は、前記ターボジェット取付パイロン上にスライドするように拘束されずに取り付けられ、それによって、前記移動可能なナセル部分は、船尾方向に移動されることができ、また前方方向に移動されることができる。さらに、前記移動可能なナセル部分は、環状２次的流れチャンネルの内側範囲の制限を提供している環状壁と、前記環状２次的流れチャンネルの外側範囲の制限を提供している環状壁と、を有する。
【００２２】
言い換えれば、本願発明は、ターボジェットの断面の周りで３６０°を覆っている連続的なエンベロープを形成している移動可能なナセル部分を開示し、この移動可能なナセル部分は、例えば、メンテナンス操作中に、ターボジェット装置へのアクセスを可能にするために、ターボジェット取付パイロンに相対的にスライドすることによって変位可能であることを開示する。
【００２３】
移動可能なナセル部分の特別の形態は、移動可能なナセル部分が、先行技術で遭遇された２つの連結式のC字状カバーのアセンブリによって抵抗され得る力より高い力に抵抗することを可能にすることを含んでいる、様々な利点を有する。それ故に、本願発明は、移動可能なナセル部分の高い剛性がそれらの変形を制限することに起因するので、ターボジェットの変形の問題に対する本当の解決方法を提供する。
【００２４】
その結果として、これは、ターボジェットの曲げを低減し、それ故に、コンプレッサ及びタービンの回転ブレードとエンジンの中央ファンケースとの間の潜在的な摩擦における有意な低減を発生させる。特に、曲げにおける低減は、回転ブレードとファンケースとの間のより小さな基準間隙を適用することを可能にさせ、有利には、航空機の全体的な性能及び効率の損失に対する有意な制限におけるゲインを生じる。
【００２５】
さらに、ターボジェットの断面の周りで３６０°を覆っているこの移動可能なナセル部分の連続的な性質は、有利には、ナセルのフープ方向の周りで任意の材料の不連続性がもはや存在しないので、過去に２つのC字状のカバーのアセンブリとともに可能になる防音より良好な防音を生じる。特に、移動可能なナセル部分の壁（又は複数の壁）には、３６０°の周りで連続的に又は略連続的に延在する音響裏付けが設けられる場合があり、さらにナセルから逃れているノイズの低減を改善する。
【００２６】
それ故に、移動可能なナセル部分はまた、先行技術による周知なナセルの質量より少ない質量のために、そのダイナミックスの単純性による、特に、圧縮ロッド又はヒンジなどの複数の固定要素の排除によるメンテナンスを容易にすることができる。この態様において、適合されたスライド機構は、先行技術で起こる、航空機の翼に連結されたカバーを開口することに対する拘束問題に対する完璧な解決方法を提供する。
【００２７】
より詳細には、本願発明の一の用途は、全てのエンジン取付部がファンケース上に配置され、特に、干渉なしで移動可能なナセル部分をスライドすることを容易にさせて、エンジンの全体船尾部分を開放する場合を含む。言い換えれば、そのような場合において、ターボジェットによって発生した力は、全てのエンジン取付部を通じてファンケース上に全体的に抵抗され、それによって、このターボジェットの中央ケースが１つ又は複数の船尾取付部によって取付重量に直接的に接続されない。エンジン取付部のこの特別な配置はまた、この曲げがターボジェットによって発生した推進力及び航空機の様々な飛行フェーズ中に遭遇される場合がある突風などの空気力学的な付加によるかどうかに関係なく、中央ファンケースで遭遇された曲げの有意な低減を引き起こす。
【００２８】
ファンケース上にエンジン取付部を提供することは、それらの間の大きな空間を生成することを可能にする。この大きな空間は、付与された軸に関するモーメントを生成することに耐えうる必要がある力が、中央ケース上に配置されたエンジン取付部が互いに近接するとの解決方法のために、従来の力より自然に小さくなるので、それらのエンジンの設計を非常に単純化するとの利点を有する。
【００２９】
好ましくは、複数のエンジン取付部は、ターボジェットの長手方向軸及びターボジェットを通じて垂直方向によって、画定された平面に関してそれらを対称的に形成するために配置される第１のエンジン取付部及び第２のエンジン取付部と、この同一の平面が貫通する第３のエンジン取付部と、をなる。
【００３０】
この構成において、第１のエンジン取付部、第２のエンジン取付部、及び第３のエンジン取付部がファンケースの周囲の環状部分上に固定され、それらのエンジン取付部が、それらのエンジン取付部が互いから有利に非常に遠くにある位置を占有することができることを意味する。
【００３１】
好ましくは、前記環状２次的流れチャンネルの内側範囲の制限を提供している前記環状壁と、前記環状２次的流れチャンネルの外側範囲の制限を提供している環状壁とはそれぞれ、音響防止裏付けとともに備えられる。
【００３２】
移動可能なナセル部分を通じる２次的な流れのためのノイズ低減は、任意の不連続性なしで、全体的に関係した環状壁の周りに、すなわち３６０°に亘って連続的な各音響防止裏付けを形成することによって、さらに改善されることができる。
【００３３】
好ましくは、前記ナセルはまた、ターボジェットの断面の周りに単一部材のエンベロープを形成している固定されたナセル部分を備え、固定されたナセル部分は、ターボジェット上に固定され、例えば、ターボジェットの介在ケース上に構築される。さらに、固定されたナセル部分は、移動可能なナセル部分のための内側半径方向支持部を形成する。
【００３４】
それ故に、エンジンに直接的に取り付けられた固定されたナセル部分上に静止することによって、力の抵抗のためにターボジェットの変形を制限するためにその機能で作用する移動可能なナセル部分の効率は、非常に増加される。
【００３５】
ターボジェットのファンケースの船尾端部がこのナセル部分のための内側半径方向支持部として作用される場合に、さらに増加される。
【００３６】
この場合において、ナセル部分がターボジェットの変形に抵抗するので、移動可能なナセル部分が垂直方向の圧力及び横断方向の圧力によって、本質的に負荷されるように、例えば、円錐発生ラインによって形成された内側半径方向の支持部が環状支持部とされる場合があることは、可能である。
【００３７】
その結果として、移動可能なナセル部分が閉鎖される場合に、好ましくは、２つの環状支持部が生成され、ファンケースの船尾のフランジ上に一の環状支持部と、移動可能なナセル部分の内側に、固定されたナセル部分上に他の環状支持部とが、生成される。それらの支持部は、要求される剛性及び許容範囲に依存して、多少の剛性を有するように、設計される場合がある。
【００３８】
さらに、２つのボルトは、ターボジェットの２つの側端部上に、すなわち、航空機の飛行フェーズ中に、ファンケースに対して相対的に長手方向に移動するために、拘束されずに一部を遮断するために、ターボジェットの対称性の水平面上の３時の位置及び９時の位置で配置されることができる。それらの位置の利点は、それらが対称的であることであり、特に非常に容易に見られ、グラウンドからアクセス可能である。
【００３９】
好ましくは、前記固定されたナセル部分は、ナセル部分と称される環状空間内に伝統的に設けられたターボジェット装置への１つ又は複数のアクセスドアを備える。
【００４０】
より好ましくは、移動可能なナセル部分の一部は、それらの２つの構成要素のうちの１つ上に設けられたスライドのために、取付パイロンに相対的にスライドすることができ、前記スライドは、エンジンアセンブリの略長手方向に沿って配置される非常に僅かに湾曲したラインを追従する。
【００４１】
より具体的には、スライドが、存在する構成要素の分離を容易にするように、且つパイロンの形状及びエンジンアセンブリの他の構成要素の形状に適合するように、最適化されて、好ましくは水平線に隣接して、曲線を画定することを示される。それにもかかわらず、スライドが、本願発明のフレームワークの外側に移動することなく、水平線又は略水平線ではない任意の他の形態とされる場合がある。
【００４２】
最終的に、前記移動可能なナセル部分は、前記移動可能なナセル部分が、船尾方向において通常の飛行位置から、前記移動可能なナセル部分がターボジェット装置へのアクセスを可能にするメンテナンス位置に移動されることができるように、設計される。ターボジェットがスラストレシーバシステムを備えられる場合に、スラストレシーバシステムは、ファンケースから船尾に向けてエンジンのファンケースによって支持されることができる。ＬＲＵ（列線交換ユニット）を備えているシステムがまた、ファンケースの船尾側に設置されて使用されることができるけれども、スラストレシーバシステムが、周知な「ペトル」タイプのシステム又は「ワニ口クリップ」タイプのシステムとされることができる。そのような場合において、スラストレシーバシステムは、ペトル又は同一の装置を展開するために必要な値によってスライドに沿って移動可能なナセル部分を押し出すことによって操作するために形成され、次いでスラストレシーバシステムは、ファンケース上に直接的に圧力を伝達することを可能にする状態になる。
【００４３】
移動可能なナセル部分を移動することが、主な流れを含んでいる、エンジンから船尾方向への流れを強く阻害することができることに留意されるべきであり、その結果として、航空機のブレーキ効率を改善することに非常に有益であるスラストのドラッグ及び損失を発生させる。
【００４４】
それ故に、ファンケースの船尾側にファンケースによって支持されたスラストレシーバシステムを提供し、動可能なナセル部分が通常の飛行位置にある場合に、スラストレシーバシステムが、移動可能なナセル部分内に収容されることは、一般的に好まれる。
【００４５】
本願発明の他の目的は、ちょうど提供されたアセンブリのような、少なくとも１つのエンジンアセンブリを備えている航空機である。
【００４６】
本願発明の他の利点及び特性は、以下に付与された限定されていない説明な説明で明らかになるであろう。
【００４７】
この説明は、添付した図面を参照してなされるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００４８】
【図１】この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側面図である。
【図２】取付パイロン及びナセルがエンジン取付部の位置をより詳細に示すように取り除かれた状態で、図１に示された航空機エンジンアセンブリの概略的な斜視図である。
【図３】移動可能なナセル部分が実線でその前方位置において示され、鎖線でその船尾位置において示される、ナセルの船尾部分の詳細を示している、図１に示される概略図と類似の概略図を示す。
【図３ａ】移動可能なナセル部分がその前方位置とその船尾位置との間の中間位置で示される状態で、図３に示される概略図と類似の概略図である。
【図３ｂ】図３ａにおけるラインＩＩＩｂ−ＩＩＩｂに沿って切り取られた断面図である。
【図４】図３におけるラインＩＶ−ＩＶに沿って切り取れた断面図である。
【図５】スラストレシーバシステムを組み込んでいる、前述の図面に示されたナセルの船尾部分の上面図である。
【発明を実施するための形態】
【００４９】
図１は、本願発明の好ましい実施形態による航空機のためのエンジンアセンブリ１を示し、このエンジンアセンブリ１は、航空機の翼（図示せず）の下に固定されるように設計される。
【００５０】
全体的に、エンジンアセンブリ１は、ターボジェット２と、鎖線で図式的に示されたナセル（nacelle）３と、取付パイロン４と、取付パイロン４の下にターボジェット２を固定している複数のエンジン取付部６ａ、６ｂ、８（エンジン取付部６ｂは、図１において、エンジン取付部６ａによって隠されている）と、を備える。取付パイロン４が、航空機の翼の下に、このエンジンアセンブリ１を吊るされるために使用された他の一連の取付部（図示せず）を備えていることをより詳細に留意する。
【００５１】
以下の説明において、慣習によって、Ｘは、ターボジェット２の長手方向軸５に対して平行な方向であり、同様に、エンジンアセンブリの長手方向及び取付パイロンの長手方向に対応する。Ｙは、同一のターボジェット２の横断方向であり、同様に、エンジンアセンブリの横断方向及び取付パイロンの横断方向に対応する。そして、Ｚは、垂直方向又は高さ方向である。それら３つの方向は、互いに直交する。
【００５２】
「前方」及び「船尾」との用語はまた、ターボジェット２によって作用された推進力によって引き起こされた航空機の移動方向に関連して考慮されるべきであり、この方向は、矢印７によって図式的に示される。
【００５３】
図１は、取付パイロン４の剛構造１０のみが示されることを示す。二次的な構造などの取付パイロン４の他の構成要素は、示されていないが、システムを分離し、適所で構成要素を保持する一方、空気力学的なフェアリングを支持し、それらは、先行技術で見受けられる要素又は当業者に対して周知である要素と同一な従来の要素または類似な従来の要素である。その結果として、詳細な説明には、それらを付与しないであろう。
【００５４】
さらに、ターボジェット２には、環状ファンダクト１３の範囲を定めている前方端部で、大径ファンケース１２が設けられ、このターボジェットのコアを覆っている船尾端部に向けて小径中央ケース１６を備える。中央ケース１６の前方環状端部１６ａは、固定ブレード１７を支持し、固定ブレード１７は、半径方向に延在し、それらの端部を通じてファンケース１２に同一の中央ケースを接続する。参考のために、この前方環状端部１６ａはまた、ターボ機械の中間ケースと称される。
【００５５】
最後に、中央ケース１６は、排出ケース１９に沿って、船尾方向に延在し、上述したケースは、明らかに、互いに固定される。上記の説明から理解され得るように、好ましくは、高い希釈率（dilution ratio）を有するターボジェットである
【００５６】
図１に理解され得るように、好ましい実施形態において、３つのエンジン取付部６ａ、６ｂ、８が好ましくは存在し、上記のファンケース１２に全て固定される。
【００５７】
図２は、図式的に示された第１のエンジン取付部６ａ及び第２のエンジン取付部６ｂが、長手方向軸５及びＺ方向によって画定された第１の垂直平面Ｐに関して対称的に配置されることを示す。
【００５８】
より具体的には、第１のエンジン取付部６ａ及び第２のエンジン取付部６ｂの両方は、ファンケース１２の周囲の環状部分１８上に固定され、好ましくは、図式的に示されるように、この環状部分１８の後部に固定される。
【００５９】
周囲の環状部分１８に図式的に反対側に存在するように第１のエンジン取付部６ａ及び第２のエンジン取付部６ｂのために配置されることができ、ファンケース１２の外側円筒表面３８を有し、それによって長手方向軸５及びＹ方向によって画定された第２の平面Ｐ’がそれらのエンジン取付部６ａ、６ｂを貫通する。
【００６０】
図２における矢印によって図式的に示されるように、第１のエンジン取付部６ａ及び第２のエンジン取付部６ｂのそれぞれは、Ｙ方向に沿って作用された力ではなく、Ｘ方向に沿って、且つＺ方向に沿ってターボジェット２によって発生した力に抵抗することができるように、設計される。
【００６１】
この方法において、２つのエンジン取付部６ａ及び６ｂは、互いから大きい距離で配置され、Ｘ方向に沿って作用されたモーメント及びＺ方向に沿って作用されたモーメントに共同で抵抗する。
【００６２】
図２にはまた、図式的に示された第３のエンジン取付部８がまた、ファンケース１２の周囲の環状部分１８上に固定される、好ましくは、周囲の環状部分１８の船尾端部上に固定されることが示される。
【００６３】
詳細には、エンジン取付部６ａ、６ｂ、８が、エンジンの構造部分（図示せず）を通じて、ファンケース１２の周囲の環状部分１８に固定される、好ましくは、周囲の環状部分１８の船尾部分上に効果的に配置されることに留意する。それにもかかわらず、エンジンが、その構造部分が周囲の環状部分１８の前方端部に向けてさらに配置されるように使用されることができることはまた、可能であり、それによって、エンジン取付部６ａ、６ｂ、８が、エンジンの前方端部に向けて、ファンケース１２の周囲の環状部分１８上に常時さらに固定されるであろう。
【００６４】
第３のエンジン取付部８は、ファンケース１２の最も高い部分上に配置され、それ故に、周囲の環状部分１８の最も高い部分上に配置され、その結果として、上述した第１の垂直平面Ｐは、第３のエンジン取付部８を通じて横断する。
【００６５】
図２における矢印によって図式的に示されるように、第３のエンジン取付部８は、第３のエンジン取付部８が、Ｚ方向に沿って作用した力ではなく、Ｘ方向及びＹ方向に沿って発生した力に抵抗することができるように、設計される。
【００６６】
それ故に、この第３のエンジン取付部８及び２つのエンジン取付部６ａ，６ｂは、Ｙ方向に沿って作用したモーメントに共同で抵抗する。
【００６７】
エンジン取付部６ａ、６ｂ、８が図１及び図２に図式的に示される場合に、それらのエンジン取付部６ａ、６ｂ、及び８が、例えば、シャックル（shackle）及び取付具のアセンブリのために使用される、当業者に周知な任意の形状で形成されることができることは、理解されることに留意される。
【００６８】
ちょうど記載されたこの構成に関連した主な利点は、エンジン取付部６ａ、６ｂ、８に対して相対的な中央ケース１６の完全な自由度が、様々な飛行状況中にこのケースの曲げをかなり減少するという事実にあり、それ故に、コンプレッサとこの中央ケース１６と接触しているタービンブレードとの間における摩擦による磨耗を著しく低減する。さらに、以下に記載されるように、この構成は、ターボジェットの船尾部分が任意のエンジン取付部を有していない構成が、ナセルの一部のスライド移動を開始することを可能にする。
【００６９】
ナセル３のみが鎖線で図式的に示される図１をもう一度参照して、第１の垂直平面Ｐに関して対照的であるように設計されたパイロンの剛構造１０が、剛構造１０の一端部から、この方向に平行なＸ方向における他端部へ延在する中央トーションボックス２０を備える。参考のために、この中央トーションボックス２０は、ＸＺ平面に平行なＸ方向に沿って延在し得る２つの横向きスパーのアセンブリによって形成される場合があり、平行なＹＺ平面に沿って方向付けられた複数の横断リブを通じて互いに接続される場合がある。
【００７０】
さらに、２つの横向き構造２２は、中央トーションボックス２０から前方に配置され、２つの横向き構造２２の各側に配置され（図面が側面図を示すので、１つのみが可視できる）、それらの底端部でそれぞれ固定具６ａ，６ｂを実施するように設計される。参考のために、それらの２つの横向き構造２２は、本願発明のフレームワークの外側に出ることなく、中央トーションボックス２０上で、前方端部で横方向に拡張ボックスの形態とされる場合がある。
【００７１】
さらに、図示されていないけれども、共同で取られた２つの横向き構造２２は、中央トーションボックス２０に対して平行な円形断面及び長手方向軸とともに、架空の略円筒表面の一部の範囲を定めることができる。言い換えると、横向き構造２２の湾曲は、それらの全体の長さに亘って、架空表面の周りに位置付けられ、且つ架空表面と接触することができるように、好ましくは適合される。それ故に、一般的に、剛構造１０は、ターボジェット２の中央ケース１６の周りに、ターボジェット２の中央ケース１６から所定の距離で位置付けられることができる円形断面とともに、略円筒形のエンベロープ／カーゴの一部を形成する。
【００７２】
架空の円筒表面の直径は、好ましくは、ファンケース１２の環状部分１８の外側円筒表面３８の直径と略同一であり、それによって、環状ファンダクト１３から逃れる２次的流れに対する可能な外乱を最小化し、図１における参照符号２４で示される環状２次的流れチャンネル内に入る。
【００７３】
ターボジェット２を囲んでいるナセル３は、吸気口２６を有している前方部分を備え、慣習的に設計されたこの前方端部は、ファンケース１２の船尾端部１８まで延在している。前述した船尾端部１８から始まるナセルの船尾部分は、この発明に特有であり、次に以下の図面を参照して記載されるであろう。
【００７４】
図３から図４を参照して、ファンケース１２の船尾部分１８から延在しているナセル３の船尾部分が、ターボジェットの断面の周り全てで、中央ファンケース１６の周りでより正確に、単一部材のエンベロープを形成している固定された環状ナセル部分３０を初めに備える。この固定された環状ナセル部分３０は、中間ケース１６ａ内に組み込まれ、中央ケース１６の外形に追従して、船尾方向に向けて環状方法で延在し、中央ケース１６とともに、ナセルの構成要素として通常言及される環状空間３２を画定し、その中央ケース１６内に複数の装置(図示されない)が配置される。さらに、その外側でナセル構成要素３２の範囲を半径方向に定めている固定された環状ナセル部分３０は、例えば、ヒンジで設置される、ターボジェット装置への１つ又は複数のアクセスドア（図示せず）を備える。
【００７５】
固定された環状ナセル部分３０の船尾部分は、中央ケース１６上に支持されたリング３４によって支持され、例えば、ターボジェットの熱膨張を克服するこのリング３４は、複数のリング及び該複数のリングを接続する半径方向のロッドからなる。
【００７６】
固定された環状ナセル部分３０はまた、外側に向けて環状２次的流れチャンネル２４の前方部分の範囲を半径方向に限定し、船尾方向において、環状ファンダクト１３を延在している。
【００７７】
本願発明の特別な特徴のうちの１つは、移動可能なナセル部分１４の存在であり、該移動可能なナセル部分１４は、図３において、通常の飛行位置を実線で示し、そのメンテナンス位置を鎖線で示す。
【００７８】
その通常の飛行位置において、移動可能なナセル部分４０は、大体ファンケース１２の船尾端部１８からナセルの船尾端部まで延在し、且つ固定された環状ナセル部分３０の周りでエンベロープを形成する。より正確に、移動可能なナセル部分４０は、ターボジェットの断面全体の周りに単一部材のエンベロープを形成し、それ故に、この断面は、中間ケース１６ａ又はファンケース１２の船尾端部１８から開始され、排出ケース１９の所まで延在する。後で詳細に記載されるように、移動可能なナセル部分４０の一部は、剛構造１０上にスライドするように拘束されずに取り付けられ、前方位置から船尾方向へ移動されることができる、及びその逆に船尾位置から前方方向へ移動されることができることは、明白である。
【００７９】
移動可能なナセル部分４０は、初めに、外側空気力学的ナセル表面４４によって外側の範囲を定められ、且つ環状２次的流れチャンネルの外部範囲を提供する環状壁４６によって内側の範囲を定めされた外側環状エンベロープ４２を始めに有する。前方端部に向けて、外側空気力学的ナセル表面４４及び環状壁４６は、半径方向に互いに分離され、外側空気力学的ナセル表面４４及び環状壁４６が移動可能なナセル部分４０の船尾部分で示されるように、接触状態になるまで、互いに次第に近接する状態になるように船尾方向に延在する。図４は、エンベロープ４０には、剛構造１０を収容するためにその上端部に長手方向凹部４８が設けられることを示す。
【００８０】
さらに、通常の飛行位置において長手方向軸５上で中心に配置された移動可能なナセル部分４０は、環状２次的流れチャンネルの内側表面の範囲を定めている環状壁５０を備え、それ故に、環状壁４６から半径方向内側に配置される。２つの環状壁４６、５０は、リム５２によって互いに堅固に接続され、該リム５２は、例えば、互いからの円周の間隔で複数の半径方向アームの形態とされる場合があり、２次的な流れが過大に制限された空気力学的な外乱を発生することなく、それらの間で通過することができるように配置される。それ故に、環状壁４６及び環状壁５０を接続している空気力学的に形成された半径方向アーム５２は、リング３４の平面に近接する、又はリング３４の平面と一致する、横断平面ＹＺにおいて配置され、それによって、エンジンマス（engine masses）によって発生した慣性力がその源で捕獲されることができ、それらの慣性力が、例えば、この同一のＹＺ平面において配置された一対のスピゴット（図示されていない）を通じて、剛パイロン構造の各側に、移動可能なナセル部分４０からパイロン内に直接的に戻っている。
【００８１】
図３、図３ａ、及び図３ｂをより明確に参照して、移動可能なナセル部分４０の長手方向の剛性はまた、ブランチを形成している長手方向の半径方向壁の存在によって強化され、それらの外長手方向の半径方向壁が参照符号５４及び５５で示されている。例えば、長手方向の半径方向壁５４及び５５は、固定された環状ナセル部分３０に対して相対的な上端部及び下端部に配置され、すなわち、６時及び１２時として言及された位置に配置される。それらは、ＸＺ平面からなり、ドラッグを最小化するために十分狭くなる。さらに、エンベロープ４０によって支持された長手方向の半径方向壁５４は、それらの後縁が一致した状態、又はナセルの外側後方端から前方に保たれるように配置される。
【００８２】
それらの長手方向の半径方向壁５４及び５５は、一対で完全に一致しており、それ故に、それぞれ、移動可能なエンベロープ４０及び固定された環状ナセル部分３０によって運ばれる。それらの長手方向の半径方向壁には、飛行位置にある場合に、それらの長手方向の半径方向壁が一対で一致されるように、相補的に形成された対向している縁部が設けられる。図３ｂは、環状壁４６が、互いからの僅かな円周の分離で、６時の位置でその上部半径方向の部分で、２つの長手方向の半径方向壁５４を運ぶことができ、それら２つの長手方向の半径方向壁５４がそれぞれ、それらを対向し、固定された環状ナセル部分３０から始まっている状態で協働するように設計されることを示す。
【００８３】
長手方向の半径方向壁５４及び５５に類似の配置は、図３における側面図に見られるように、１２時の位置で、固定された環状ナセル部分３０の下部半径方向端部で設けられることができる。
【００８４】
それ故に、移動可能なナセル部分４０がその通常の飛行位置にある場合に、環状２次的流れチャンネル２４は、ファンケースの端部壁１８から始まりナセルの船尾端部までの外側で、外側の環状壁４６によってのみ、半径方向の範囲を定められる一方、環状２次的流れチャンネル２４は、内側壁５０によって、すなわち、この同一の部分を有する空気力学的連続性によって、追従された固定された環状ナセル部分３０によって、ファンケースの端部壁１８から開始している内側における半径方向の範囲を定められる。
【００８５】
この態様において、環状壁５０の前方端部は、固定された環状ナセル部分３０の船尾端部上に支持され、該固定された環状ナセル部分３０は、それ故に、移動可能なナセル部分４０のための内側の環状半径方向の支持部を形成する。２つの構成要素の間で生成された環状接触は、支持リング３４に隣接し、その曲げを制限するために、ナセルに向けてターボジェットからの横方向の力及び垂直方向の力のより良好な伝達を達成する。それ故に、力は、大体同一のＹＺ横断平面において、中央ケース１６、リング３４、固定された環状ナセル部分３０、上記の環状接触、リムを形成している半径方向アーム５２、及びパイロンの剛構造上に追加されたスピゴットを連続的に貫通する。
【００８６】
同一の方法において、環状壁４６の前方端部は、ファンケースの環状端部１８上に支持され、それ故に、前方にシフトされた移動可能なナセル部分４０のための他の環状支持フランジを形成している。再度、ファンケース上に支持しているので、垂直方向の圧力及び横方向の圧力を抵抗することによって、ターボジェットの変形を制限するために、その機能において移動可能なナセル部分４０の効率は、非常に多く増加される。この位置において、上述された長手方向の半径方向壁５４及び５５が、図３に示されるように、それらの対応する縁部を通じて、一対で接触状態であるとの事実によって、さらにもっと増加される。
【００８７】
その結果として、移動可能なナセル部分４０が以下に記載されるように、移動可能なナセル部分を変位することによって、移動可能なナセル部分をスライドさせることによって近接される場合に、２つの環状支持部は、必要とされる剛性及び許容誤差に依存して多かれ少なかれ堅くなるように設計されることができるように、生成される。リニア支持部はまた、一対で、互いに対向する上述された長手方向の半径方向壁５４及び５５の長手方向縁部の間で生成される。
【００８８】
さらに、２つのボルト６０、例えば、ターボジェットの横向き端部に配置された、すなわちＰ’平面における３時の位置に且つＰ平面に関して対称的に配置された２つのボルト６０は、極めて可視すること及び地面から容易にアクセス可能であることの利点を有し、それによって、その通常の飛行位置で移動可能なナセル部分４０を遮断する、言い換えるとファンケース１２及びパイロン４と長手方向で一致して移動可能なナセル部分４０を遮断することを提供する。示されたように、ボルト６０（図面が側面図であるので、１つのボルトのみが示されている）は、本発明のフレームワークの外側に移動することなく、剛構造の２つの側部ボックス２２の下部端部に固定されて配置されることができる。
【００８９】
その結果として、移動可能なナセル部分４０は、３つの方向Ｘ、Ｙ、及びＺにおいて保持され、移動可能なナセル部分４０が通常の飛行位置に向けて変位されるにつれて、ファンケース１２又は剛構造１０で形成された対応するオリフィス内に自動的に貫通することができる移動可能なナセル４０上に長手方向のピンを取り付ける可能性を示す。
【００９０】
この変位は、スライド６２によって達成される。このスライド６２は、取付パイロンの剛構造上に設けられ、主構造と称され、このスライド６２、例えば、レールの形態であるスライド６２は、本願発明のフレームワークの外側に移動することなく、反対側の解決方法が予想される場合があるけれども、図４に示されるように移動可能なナセル部分４０によって運ばれるパッド６４と協働する。
【００９１】
スライド６２は、次いで外側壁４６の上部分に形成された長手方向凹部６６内に配置され、この外側壁４６によって運ばれたパッド６４を収容し、このスライド６２は、図３における参照符号６８の、非常に僅かに湾曲したラインに追従して略Ｘ方向に沿って方向付けされる。より一般的に、スライド６２は、水平線に近接して直線／曲線６８を画定するが、存在する構成要素の分離を容易にするように、且つパイロンの形状及びエンジンアセンブリの他の構成要素の形状に適合するように、最適化される。実際に、長手方向軸５に向けて方向付けされた適合された僅かに湾曲した形状は、船尾方向において、移動可能なナセル部分が鎖線で示されたそのメンテナンス位置に移動させる場合に、長手方向軸５からの移動可能なナセル部分４０のオフセットを引き起こし、その移動可能なナセル部分４０は、この長手方向軸５から下向きに移動される。そのメンテナンス位置において、移動可能な単一部材のナセル部分４０は、ナセル部分４０が撤退される（withdrawn）場合に、アクセス可能になるアクセスドアを通じてターボジェット装置へのアクセスを可能にするために十分に、船尾方向において移動される。この態様において、例えば、移動可能なナセル部分４０の前方端部が、図３に示されるように固定された環状ナセル部分３０の船尾端部に近接する状態になるまで、移動可能なナセル部分４０が明らかに移動するように、配置される。さらに、移動可能なナセル部分４０が船尾方向において移動される場合に、好ましくは、通常の飛行位置まで戻るように、前方方向において移動されると同じ方向において自動的に移動される場合に、移動可能なナセル部分４０は、長手方向凹部４８において、剛構造の長手方向のスライドによって、パイロンに対して相対的に移動する。さらに、移動可能なナセル部分４０の移動は、上述されるように、船尾のエンジン取付部の欠如によって、明らかに促進される。
【００９２】
この図面は、移動可能なナセル部分４０が、任意の不連続性なしで、約３６０°のターボジェットの断面を囲んでいる単一部材のエンベロープを形成することを明らかに示す。より正確には、環状２次的流れチャンネル２４の範囲を定めている同心壁４６及び同心壁５０のそれぞれは、任意の不連続性なしで、約３６０°のターボプロップ（turboprop）の付与された断面を囲んでいる単一部材のエンベロープを形成する。
【００９３】
３６０°の同心壁４６及び同心壁５０のそれぞれの連続的な性質は、ナセルの船尾部分における２次的流れによって生成されるノイズを非常に低減し、このノイズは、それらの環状壁４６及び５０のそれぞれの周りで連続的に形成される音響防止裏張り８０の追加によってさらに減衰される。特に、凹部６６がその端部上に形成される同心壁４６上に配置された音響防止裏張り８０は、図４に明白に示されるように、それが、他の同心壁に対して同心壁４６を作り上げる略Ｃ字形状の構成要素のうちの一の構成要素から通じるように、凹部６６のＵ字形状のプロファイルに追従する。
【００９４】
図５は、スラストレシーバシステム９０を組み込んでいるナセルの船尾部分を示す。下部半図は、通常の飛行位置において、移動可能なナセル部分４０とともに引き込まれた構成においてシステムを示しており、上部半図は、例えば、ターボジェット装置へのアクセスを可能にするメンテナンス位置に対応する、船尾端部に向けてその位置における移動可能なナセル部分４０とともに展開された構成においてシステムを示している。
【００９５】
図５に見られ得るように、スラストレシーバシステム９０は、好ましくは、その船尾端部で、ファンケース１２の上述した環状部分１８によって運ばれる。ペトル（petal）システム又は「ワニ口クリップ（crocodile clip）」システムの周知の種類は、使用されることができるけれども、ファンケースから船尾に設置される、ＬＲＵ（列線交換ユニット）を備えているシステムを埋め込んでいることを予測することはまた、可能であるであろう。
【００９６】
この場合において、このスラストレシーバシステム９０は、ペトルシステムのために必要な値、又は展開するために同等である値によるスライドに沿って、移動可能なナセル部分４０を押し出すことによって、上部半図で示されるように、環状２次的流れチャンネル２４で展開することによって、機能するために形成され、次いで、ファンケース上に直接的に圧力を伝達することを可能にする状態になり、それ故に、矢印９２によって示されたガス流の方向を反転させる。より正確には、環状２次的流れチャンネル２４内で展開されるペトル又はワニ口クリップは、船尾方向においてもはや伝播することができない空気を逸脱させることができるが、次いで、航空機の移動方向に対して反対側の方向において、強い構成要素とともに、ペトルとの接触を通じてナセルの外側に押しつけられる。
【００９７】
一方、移動可能なナセル部分４０がその通常の飛行位置にある場合に、ペトル又は「ワニ口クリップ」のそれぞれは、下部半図で示されるように、外側環状エンベロープ４２を形成している環状壁４４と環状壁４６との間に収容される。それ故に、スラストレシーバシステム９０は、環状２次的流れチャンネル２４内に貫通しないので、２次的な流れに対する任意の外乱を生成しない。さらに、その移植は、音響防止裏付け８０における任意の不連続性を生成しない。さらに、ペトル又は「ワニ口クリップ」は、上述の長手方向の半径方向壁５４及び５５が配置される空間と同一の環状空間２４において移動する。しかしながら、長手方向の半径方向壁５４及び５５に対して相対的なペトル又はワニ口クリップの円周の位置は、それらの間の機械的な干渉がないように適合される。
【００９８】
当然ながら、ペトル又は「ワニ口クリップ」のための展開制御及び移動可能なナセル部分４０の変位制御は、それらの構成要素の間の任意の機械的な干渉を発生させないように、配列され、それらの制御は、移動可能なナセル部分４０の移動を可能にする、又は防止するボルト６０を制御するために明らかに追加している。
【００９９】
明らかに、当業者は、制限されていない例示のように記載される航空機のエンジンアセンブリ１に対する様々な改良をなされることができる。特に、エンジンアセンブリ１が航空機の翼の下に吊るされることができる構成で存在されるけれども、このアセンブリ１はまた、翼の上方又は胴体の船尾部分、好ましくは横向きに配置されることができる異なる構成とされる場合がある。
【符号の説明】
【０１００】
１  エンジンアセンブリ
２  ターボジェット
３  ナセル
４  取付パイロン
５  長手方向軸
６ａ  エンジン取付部
６ｂ  エンジン取付部
７  矢印
８  エンジン取付部
１０  剛構造
１２  ファンケース
１３  環状ファンダクト
１６  中央ケース
１６ａ  前方環状端部
１７  固定ブレード
１８  周囲の環状部分（船尾端部）
１９  排出ケース
２０  中央トーションボックス
２２  横向き構造（側部ボックス）
２４  環状２次的流れチャンネル
２６  吸気口
３０  環状ナセル部分
３２  環状空間
３４  リング
３８  外側円筒表面
４０  移動可能なナセル部分（エンベロープ）
４２  外側環状エンベロープ
４４  外側空気力学的ナセル表面
４６  環状壁（同心壁）
４８  長手方向凹部
５０  環状壁（同心壁）
５２  リム（半径方向アーム）
５４  長手方向の半径方向壁
５５  長手方向の半径方向壁
６０  ボルト
６２  スライド
６４  パッド
６６  長手方向凹部
６８  湾曲したライン
９０  スラストレシーバシステム
８０  音響防止裏付け
９２  矢印
Ｘ  長手方向軸５に対して平行な方向
Ｙ  ターボジェット２の横断方向
Ｚ  垂直方向
Ｐ  第１の垂直平面
Ｐ'  第２の平面
【図１】
2010529346.tif 000003
【図２】
2010529346.tif 000004
【図３】
2010529346.tif 000005
【図３ａ】
2010529346.tif 000006
【図３ｂ】
2010529346.tif 000007
【図４】
2010529346.tif 000008
【図５】
2010529346.tif 000009
【国際調査報告】
2010529346.tif 000010
2010529346.tif 000011
2010529346.tif 000012
2010529346.tif 000013
2010529346.tif 000014
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