(57)【要約】      （修正有）【課題】エンジンのコア排気ノズルゾーンにおける支柱の排気シールドの必要性をなくし、かつ、支柱の後端のフェアリングによる抗力及びそれに付随する燃費を減少させる、ジェットエンジン装着支柱を提供する。【解決手段】航空機の翼にジェットエンジン１０を装着するための支柱は、複数のエンジンマウント３１２、３１６と、翼から支持された空間フレームトラス６００であって、前部及び後部を備え、前部６０２は、エンジンマウント３１２、３１６に連結され、かつエンジンマウント３１２、３１６を支持し、後部６０４は、前部６０２の後端から上後方に延在する、空間フレームトラス６００とを含む。エンジン１０のコア排気ゾーンから支柱の後端を取り除くことによって、支柱の重量及び抗力の実質的な減少、及びそれに対応する、関連する航空機の燃費消費率の向上が、実現しうる。【選択図】図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の翼（１２）にジェットエンジン（１０）を装着するための支柱（１４）であって、
複数のエンジンマウント（３１２、３１６）と、
前記翼（１２）から支持された空間フレームトラス（６００）であって、前部（６０２）及び後部（６０４）を備え、前記前部（６０２）は、前記エンジンマウント（３１２、３１６）に連結され、かつ前記エンジンマウント（３１２、３１６）を支持し、前記後部（６０４）は、前記前部（６０２）の後端から上後方に延在する、空間フレームトラス（６００）とを備える、支柱（１４）。
【請求項２】
前記後部（６０４）の、前記エンジン（１０）のコア排気ゾーンの中に配置される部分がないように、前記後部（６０４）は前記前部（６０２）の前記後端から上後方に延在する、請求項１に記載の支柱（１４）。
【請求項３】
前記後部（６０４）は、前記エンジン（１０）のコア出口平面（２１）と実質的に同一平面上にある前記トラス（６００）の横断平面から、上後方に延在する、請求項１又は２に記載の支柱（１４）。
【請求項４】
前記エンジン（１０）がターボファンエンジンを含む、請求項１から３のいずれか一項に記載の前記支柱（１４）を備える航空機。
【請求項５】
前記トラス（６００）の前記後部（６０４）は、
後端を有する下側フレーム（６５０）と、
後端を有する上側フレーム（６５２）と、
前記後部（６０４）の後端に配置され、かつ、前記下側フレーム（６５０）の前記後端を前記上側フレーム（６５２）の前記後端に連結させる、Ｕ字型の後部フレーム（６５４）とを備える、請求項１から４のいずれか一項に記載の支柱（１４）。
【請求項６】
前記上側フレーム（６５２）は、
長方形のフレーム（６５６）であって、前記フレームの角で端と端とが連結された４つの弦材（６５８）を備える、長方形のフレーム（６５６）と、
前記長方形のフレーム（６５６）の上面上に配置され、前記フレームの対角間に延在するＸ型のパターンを画定する、上側外板（６６０）と、
前記外板の上面上に配置され、かつ、前記フレームの対角間に延在する十字形を形成する、一対の補剛材（６６２）とを備える、請求項５に記載の支柱（１４）。
【請求項７】
前記上側フレームの前端は、前記前部（６０２）の上側のフレームの後端に連結され、前記下側フレームの前端は、前記前部（６０２）の下側のフレームの後端に連結される、請求項５又は６に記載の支柱（１４）。
【請求項８】
前記前部（６０２）の前端と後端との間に割り振られた複数の横断フレーム（３１８）を更に備える、請求項７に記載の支柱（１４）。
【請求項９】
前記複数のエンジンマウント（３１２、３１６）は、
前記前部（６０２）の前端に配置された第１バルクヘッド（３１０）からつり下げられた前部エンジンマウント（３１２）と、
前記第１バルクヘッド（３１０）と前記前部（６０２）の前記後端との間に配置された第２バルクヘッド（３１４）からつり下げられた、後部エンジンマウント（３１６）とを備える、請求項１から８のいずれか一項に記載の支柱（１４）。
【請求項１０】
前記エンジン（１０）は整流ナセルによって囲まれており、前記ナセルと前記翼（１２）の下面との間に前記支柱（１４）を覆って配置された整流フェアリングを更に備える、請求項１から９のいずれか一項に記載の支柱（１４）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この出願は、空力性能及び燃費性能を向上させる、ジェットエンジンを装着するパイロン又は支柱（ｓｔｒｕｔ）の設計に関する。
【背景技術】
【０００２】
今日の民間ジェット旅客機の大部分は、高バイパスターボファンジェットエンジンによって動いている。これらのエンジンの排気は、２つの同心円状の「ゾーン」、すなわち、外側の、比較的高流量で低速かつ低温の「ファン排気」ゾーンと、内側の、比較的低流量で高速かつ高温の「コア排気」ゾーンとに分かれる。
【０００３】
各エンジンの装着パイロンは、航空機の翼にエンジンを連結するものであり、典型的には、整流外板又は「フェアリング（ｆａｉｒｉｎｇ）」の中に包まれた、構造成分又は「支柱」を備える。この装着パイロンは、典型的には、少なくとも部分的に、関連するエンジンの「ホットゾーン」、すなわちコア排気の中にあるが、これにより、支柱の熱劣化を防止するために、支柱のこの領域を覆う熱シールドの存在が必要になる。更に、コア排気領域における対気速度は超音速であることから、結果としてもたらされる、このゾーン内の支柱にかかる寄生抗力は、比較的激しいものになる。抗力の増大と併せて、高温のコア排気ガスから翼を断熱するために必要な熱シールド、並びに支柱の後部フェアリングの伸長の両方に関連付けられた、付加質量もある。
【０００４】
したがって、ジェットエンジン装着支柱を設計するための産業分野においては、コア排気ノズルゾーンにおける支柱の排気シールドの必要性をなくし、かつ、支柱の後部フェアリングに関連付けられた抗力、及びそれに付随する燃費を減少させるという、ずっと気づかれてはいたが未だ満たされていないニーズが存在する。
【発明の概要】
【０００５】
本開示の実施形態により、エンジンのコア排気ノズルゾーンにおける支柱の排気シールドの必要性をなくし、かつ、支柱の後端のフェアリングに関連付けられた抗力及びそれに付随する燃費を減少させる、新規のジェットエンジン装着支柱が提供される。
【０００６】
例示的な一実施形態では、航空機の翼にジェットエンジンを装着するための支柱は、複数のエンジンマウントと、翼から支持され、かつ前部及び後部を備える、空間フレームトラスとを備える。前部は、エンジンマウントを通じて、エンジンに連結され、かつエンジンを支持し、後部は、前部の後端から上後方に延在する。
【０００７】
別の例示的な実施形態では、航空機の翼にエンジンを装着するための方法は、空間フレームトラスを翼から支持することと、複数のエンジンマウントにエンジンを連結することとを含み、トラスは、前部及び後部を備え、前部は、前部からつり下げられた複数のエンジンマウントを有し、後部は、前部の後端から上後方に延在する。
【０００８】
更に別の例示的な実施形態では、航空機は、胴体部と、胴体部に連結された翼と、翼から支持されたエンジン装着支柱と、支柱から支持されたジェットエンジンとを備え、支柱の後部の、エンジンのコア排気ゾーンの中に配置される部分がない。
【０００９】
本発明の範囲は、参照によりこのセクションに援用される特許請求の範囲によって規定される。当業者は、本開示の性能強化型のジェットエンジン装着支柱、及びそれを設計し、使用するための方法のより深い理解、ならびに、かかる支柱及び方法の上述の利点及び追加の利点についての認識を、それらの一又は複数の例示的な実施形態の下記の詳細説明を考慮することによって、得ることになろう。この明細書において付随する図面の様々な図を参照するが、それらについては下記で簡単に説明する。図中では、図に示す要素に類似した要素を特定するために、類似の参照番号を使用する。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】従来型のジェットエンジン装着支柱によって航空機の翼に装着されたターボファンジェットエンジンの左側部分立面図である。
【図２】本開示によるジェットエンジン装着支柱の例示的な一実施形態によって翼に装着された、図１のターボファンジェットエンジンの左側部分立面図である。
【図３】図３Ａは、翼に図１のターボファンエンジンを装着するために使用されるタイプの従来型のジェットエンジン装着支柱の空間フレームトラスの、左側立面図である。この図では、エンジンは、エンジンの重心（ＣＧ）を通って作用する複数の剛性リンクに置き換えられており、支柱の内部の空間フレームトラス構造を明らかにするために、支柱の空力フェアリング及び熱シールドを省略した。図３Ｂは、図３Ａの従来型のエンジン装着支柱のトラスの後端部の、上方左側からの部分詳細斜視図である。
【図４】本開示により再設計される前の、従来型のエンジン装着支柱のトラスの別の左側立面図である。
【図５】本開示により再設計された後の、エンジン装着支柱のトラスの例示的な一実施形態の左側立面図である。
【図６】例示的な再設計された支柱トラスの上方左側からの部分斜視図であり、かかる支柱トラスの複数の再構成された後端装着リンクを示す。
【図７】本開示により再設計されたトラスの後端部の例示的な一実施形態の、上方左側からの斜視図である。
【図８】例示的な再設計されたトラスの上方左側からの斜視図である。
【図９】例示的な再設計されたトラスの左側立面図である。
【図１０】例示的な再設計されたトラスの後端部の、上方左側からの斜視図である。
【図１１】図１１Ａから図１１Ｅは、本開示によるトラスの再設計された後端部の構造成分の例示的な実施形態の部分斜視図である。
【図１２】航空機の翼の前縁及び下面に連結して示されている、例示的なエンジン装着支柱の左側の部分的な立面図であり、断面図でもある。
【図１３】航空機の胴体部に取り付けられた翼に連結して示されている、例示的なエンジン装着支柱の下方左側からの部分的な斜視図であり、断面図でもある。
【図１４】例示的なエンジン装着支柱の右側の部分的な立面図であり、断面図でもある。
【図１５】例示的なエンジン装着支柱の上方左側からの部分斜視図である。
【図１６】例示的なエンジン装着支柱の右側からの別の部分斜視図である。
【図１７】例示的なエンジン装着支柱の別の左側部分立面図である。
【図１８】例示的なエンジン装着支柱の左側からの別の部分斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
一部の民間ジェット航空機においては、航空機の翼にエンジンを連結する、各エンジンのエンジン支柱の後端は、関連するエンジンの「ホットゾーン」、すなわちコア排気の中にあるが、これにより、排気熱による支柱の容認不可な劣化を防止するために、この領域内の支柱を覆う熱シールドの設置が必要になる。更に、コア排気領域における対気速度は超音速であることから、結果としてもたらされる、後部支柱フェアリングへの抗力の影響は、比較的激しいものになる。抗力と併せて、高温のコア排気ガスから支柱及び翼を断熱するために、熱シールド、より具体的には支柱の後部フェアリングの熱シールドに関連付けられた、付加質量もある。本開示が提供する最新の設計空間では、コア排気ノズルゾーンにおける排気シールドの必要性がなくなる。加えて、新たな支柱設計は、後部支柱フェアリングに関連付けられた抗力及び燃料使用量を減少させる。
【００１２】
したがって、この発明の重要目的は、エンジン支柱の空力構造物、すなわち支柱フェアリング及び熱シールドを、関連するジェットエンジンのホットゾーン又はコア排気から取り除くことである。この目的を達成するために、支柱構造物を再設計して、その変化を利用可能な空間の中に収める。
【００１３】
支柱の最適化された後端は、支柱の空力的及び構造的な要件によって画定された空間内に収まる。一実施形態では、新たな設計は、支柱の前方から後部エンジンマウントの直後の場所までのベースライン構造設計を保持することと、上後方に延在する「トルクボックス」構造物を備えるよう、後部支柱装着リンクを再設計すると共に、そのリンク以外の、関連する翼構造物に支柱を連結するリンクを適切に改変することとを、含みうる。
【００１４】
図１は、従来技術に合致するジェットエンジン装着パイロン又は支柱１４によって航空機の関連する翼１２に装着されたターボファンジェットエンジン１０の、左側部分立面図である。このジェットエンジンは、高バイパスターボファンエンジンなどのターボファンエンジンを含んでよく、整流（ｓｔｒｅａｍｌｉｎｉｎｇ）のためにナセル１６の中に封入されうる。上述のように、これらのエンジンの排気は、２つの同心円状のゾーン、すなわち、外側の、比較的高流量であるが比較的低速かつ低温の「ファン排気」ゾーン１８と、内側の、比較的低流量であるが比較的高速かつ高温の「コア排気」ゾーン２０とに分かれ、コア排気ゾーン２０は、「コア出口平面」２１から後部へと垂直に延在する。
【００１５】
支柱１４の後端部は、関連するエンジン１０の「ホットゾーン」、すなわちコア排気２０の中にあることから、支柱１４の熱劣化を防止するために、支柱１４の露出した領域を覆う熱シールドを提供することが必要である。加えて、この領域における排気ガススピードは超音速であることから、結果としてもたらされる、このゾーン内の支柱１４にかかる寄生抗力は、実質的に、支柱１４のこの領域以外のどこよりも大きくなる。更に、抗力の増大と併せて、高温のコア排気ガスから支柱１４及び翼１２を断熱するために必要な熱シールド、並びに、支柱１４の後部フェアリングの伸長の両方に関連付けられた、付加質量もある。ゆえに、支柱１４の全体的な長さが短縮されれば、詳細には、支柱１４の後端がコア排気ゾーン２０から取り除かれれば、熱シールドはなくなってよく、支柱フェアリングの全体的な長さが減少しうる。このことは、支柱１４の重量及び抗力の実質的な減少、並びに、それに対応する、関連する航空機の燃費消費率の向上をもたらす。
【００１６】
図２は、本開示によるジェットエンジン装着支柱２２の例示的な一実施形態によって航空機の翼１２に装着された、図１のターボファンジェットエンジン１０の左側部分立面図である。詳細には、図２に示しているように、支柱２２の交差斜線領域によって示されている部分２４であって、エンジン１０のホットゾーン２０の中に配置されていることを図１で既に示した一部分を含む部分２４はなくなっており、それにより、重量、費用、抗力、及びＳＦＣにおける上述の性能及び利点が実現する。より詳細に後述するように、上記の目標の達成へのアプローチは、エンジン装着支柱２２の構造及び空力上の必要性を解析し、それらの要件によって画定される空間の中に収まるように、エンジン装着支柱２２の内部構造を再設計することで、始まりうる。
【００１７】
図３Ａは、航空機の翼１２に図１のターボファンエンジン１０を装着するために使用される、従来型の支柱１４の内部構造、すなわち、従来型のジェットエンジン装着支柱１４の「空間フレーム」又は三次元（３Ｄ）「トルクボックス」又はトラス３００の、左側立面図である。この図では、図示目的で、エンジン１０は複数の剛性の「リンク」に置き換えられており、これらのリンクを通じて、エンジン１０の重心（ＣＧ）３０２を通って作用するエンジン荷重が、トラス３００による反作用を受けて航空機の翼構造物に至る。またこの図では、トラス３００の内部構造を明らかにするために、支柱１４の整流空力フェアリング及び熱シールドを省略した。図３Ｂは、図３Ａのトラス３００の後端部の、上方左側からの部分詳細斜視図である。上記の図で視認できるように、トラス３００は、４つのＬ字型角部材３０４であって、その上側の対と下側の対とが、一対のウェブ３０６（図３Ｂ参照）のそれぞれのウェブに水平になるように１つに連結される、４つのＬ字型角部材３０４を備える、細長い箱状構造物を備える。図３Ａ及び図３Ｂでは、トラス３００の内部構成要素を明らかにするために、角部材３０４の上側の対と下側の対とを垂直に互いに連結させる、一対の対向側部ウェブ３０８（図７参照）を省略した。
【００１８】
図３Ａに示しているように、前部エンジン装着バルクヘッド３１０は、３Ｄトラス３００の前端に配置され、前部エンジン装着バルクヘッド３１０からつり下げられた前部エンジンマウント３１２を有する。エンジン１０の上側前端が、前部エンジンマウント３１２に連結し、かつ前部エンジンマウント３１２によって支持される。同様に、後部エンジンマウントバルクヘッド３１４は、前部エンジンマウントバルクヘッド３１０の後方に配置され、かつ、後部エンジンマウントバルクヘッド３１４からつり下げられた後部エンジンマウント３１６を有する。エンジン１０の上側後端は、後部エンジンマウント３１６に連結され、かつ後部エンジンマウント３１６によって支持される。前部エンジンマウント３１０は、エンジン１０の２つの主要取付部のうちの一方である。それは、垂直方向及び横方向（側方）の荷重を、４つのテンションボルト及び単一のシャーピン（ｓｈｅａｒ  ｐｉｎ）を介して、トラス３００のトルクボックスに伝える。後部エンジンマウント３１６は、エンジン１０の２つの主要取付部のうちの他方である。それは、機首尾方向及び側方の剪断荷重を単一のシャーピンで受けるよう、設計される。エンジン１０の下向き荷重及びロールモーメントは、複数のテンションボルトにおいて反作用を受ける。
【００１９】
図３Ａ及び図３Ｂに示しているこの特定の例示的な実施形態では、第１の複数の、すなわち３つの、長手方向に離間している、長方形の横断フレーム（ｔｒａｎｓｖｅｒｓｅ  ｆｒａｍｅ）３１８（本書ではそれぞれフレーム１、フレーム２、フレーム３と称されている）が、前部エンジン装着バルクヘッドと後部エンジン装着バルクヘッド３１０と３１４の中間に置かれ、第２の複数の、すなわち２つの、長手方向に離間している横断フレーム３２０（本書ではそれぞれフレーム４、フレーム５と称されている）が、後部エンジンマウントバルクヘッド３１６とトラス３００の後端との間に配置される。利用されるフレーム３１８及び３２０の数は、当面の特定の用途に応じて変動可能であり、支柱１４の外形を維持するため、及び、水平スパーウェブ及び垂直スパーウェブ３０６及び３０８における切り欠き部を形作るために使用される。これらのフレームは、外板及びウェブパネルに曲げ荷重経路を提供する。フレーム３１８及び３２０のいくつかは、「コアサービス（ｃｏｒｅ  ｓｅｒｖｉｃｅ）」断接部又はエンジン１０の逆推力装置のヒンジへの支持も、提供しうる。フレームのいくつかは、油圧ライン及び燃料ラインのシステムのために支柱１４の中に配置される、いわゆる「ウェットベイ（ｗｅｔ  ｂａｙ）」を防ぐバリアも提供してよく、追加的又は代替的には、トラス３００の加圧され密封された柱間部を区切るバルクヘッドとしての役割を果たしうる。
【００２０】
図３Ａ及び図３Ｂで視認できるように、従来型のトラス３００には、トラス３００、ひいてはそれからつり下げられたエンジン１０を、航空機の翼１２の構造物に連結させるための、複数の部品（ｆｉｔｔｉｎｇ）が設けられる。これらの部品は、後部エンジンバルクヘッド３１６の上側の若干後方の、トラス３００の中央に配置されたＲ１部品と、トラス３００の後端の下部中央に配置されたＲ２部品と、トラス３００の後端上側の左角と右角にそれぞれ配置された、一対の離間した部品Ｒ３及びＲ４と、トラス３００の後端の下側の両角にそれぞれ配置され、かつ、約４５度の選択された夾角で互いから離れるように角度が付けられた、一対の離間した部品Ｒ７及びＲ８とを含む。上述のように、取付部品Ｒ１〜Ｒ８の数と場所は、用途に応じて変動可能である。加えて、これらの部品は単純なラグタイプ部品として図示されているが、ボールソケット型部品などの他の既知の種類の部品も、前者のかわりに、又は前者に加えて使用されうる。
【００２１】
対応する「リンク」、すなわち剛性の細長いロッド又はビーム状構造物は、張力、圧縮力、ねじれ、及び横方向の曲がりに耐えること、及び、その両端に配置された適切な接続部品を有することが可能であり、各部品を、翼１２の構造物の表面上又は中に配置された関連する補完部品に連結させるために使用される。図３Ａ及び図３Ｂの特定の例示的な実施形態では、トラス３００を翼構造物に連結させるリンクは、Ｒ１部品に連結されたＲ１リンク３２２と、Ｒ２部品に連結されたＲ２リンク３２４と、Ｒ３及びＲ４の部品にそれぞれ連結されたＲ３及びＲ４のリンク３２６及び３２８と、Ｒ７及びＲ８の部品にそれぞれ連結されたＲ７及びＲ８のリンク３３０及び３３２とを含む。
【００２２】
Ｒ１部品は、２つのエンジンマウント３１２及び３１６から翼１２にかかるエンジン荷重に反作用する、４つの主要な荷重経路のうちの１つである。Ｒ１部品は、Ｒ１リンク３２２によって翼１２に接続され、その前端に二股の部品（図示せず）を含む。この二股の部品は、Ｒ１部品と二股の部品を共に通って延在するヒューズピン３３４を介して、Ｒ１部品のラグとの二重シャージョイントを提供する。Ｒ２部品は、翼１２への４つの主要な荷重経路のうちの別の１つである。Ｒ２部品は、斜めのＲ２ブレース又はリンク３２４によって翼１２に接続され、エンジン推力を翼１２へと伝えるための主要な荷重経路である。Ｒ３及びＲ４の部品は、翼１２へのトラス３００の４つの主要な取付点のうちの残りの２つである。Ｒ３及びＲ４の部品は、Ｒ３及びＲ４のリンク３２６及び３２８を通じて、翼１２の中央スパー構造物にトラス３００を連結する。Ｒ３及びＲ４の部品は、横方向の、並びに、ヨー、ロール、及びピッチにおける荷重に、反作用する。全ての側方荷重は、副次的なＲ７及びＲ８のラグと、それらに関連するＲ７及びＲ８のリンク３３０及び３３２によって支えられる。
【００２３】
所望の目的を達成するよう、トラス３００の「最良の」又は最適化された再設計を提供するために、支柱１４の前部から、２つの最後部の横断フレーム３２０のうちの第１のものまで、すなわち、後部エンジンマウント３１６の直後にあるフレーム４までは、トラス３００の既存設計を維持し、かつ、上後方に延在する「トルクボックス」構造物を備えるよう、Ｒ２部品及びＲ２リンク３２４を再設計すると共に、改変された支柱を既存の翼装着構造物に連結させる、Ｒ２以外の部品Ｒ１、Ｒ３、Ｒ４、Ｒ７、及びＲ８、並びに対応するリンク３２２、３２６、３２８、３３０、及び３３２を適切に改変する、設計アプローチがとられる。
【００２４】
図４は、前述の手順により後端が再設計される前の、図３Ａと類似した、従来型のエンジン装着支柱１４のトラス３００の左側立面図である。図５は、本開示により再設計された後の、図２のエンジン装着支柱２２のトラス６００の例示的な一実施形態の左側立面図である。図４及び図５で視認できるように、再設計された支柱２２の再設計された空間フレームトラス６００は、前部６０２と、前部６０２に連結され、かつ前部６０２から上後方に延在する後部６０４とを備える。
【００２５】
上述のように、前部６０２は、その前端から第４の横断フレーム３２１までは従来型トラス３００と実質的に同一であり、再設計された支柱フェアリングがトラス６００に取り付けられている時に、支柱２２の後部の、図１に示しているようなエンジン１０のコア排気ゾーン２０の中に配置される部分がないように、後部６０４は前部６０２の後端から上後方に延在する。詳細には、後部６０４は、エンジン１０のコア出口平面２１と実質的に同一平面上にあるトラス６００の横断平面から、上後方に延在する。
【００２６】
ゆえに、例示的な再設計されたトラス６００では、前部エンジン装着バルクヘッド３１０、前部エンジンマウント３１２、後部エンジンマウントバルクヘッド３１４、後部エンジンマウント３１６、第１の複数の、連続的な、長方形の横断フレーム３１８、及び、２つの連続的な横断フレーム３２０のうちの第１のもの３２１、すなわち、第４の横断フレーム３２１は、従来型のトラス３００におけるものと実質的に同じままであり、その結果、少なくとも、再設計されたトラス６００へのエンジン１０の装着は、実質的に同じままとなる。
【００２７】
上述のように、翼１２の既存の構造物への再設計されたトラス６００の装着は、トラス６００と翼構造物との間に延在する部品及びリンクの改変を伴う。図６は、例示的な再設計されたトラス６００の上方左側からの部分斜視図であり、トラス６００の再構成された後端装着リンクを示している。図５及び図６で視認できるように、Ｒ１部品及び関連するリンク３３２は、再設計の影響を受けないままである。Ｒ２部品及び関連するリンク３２４は、短縮されたＲ２又は斜めのリンク６２４によって置き換えられる。Ｒ３及びＲ４の部品にそれぞれ関連付けられたリンク３２６及び３２８は、横断フレーム３２１の直上でトラス６００の前部６０２の後端に連結する、一対の細長いリンク６２６及び６２８によって置き換えられ、リンク６２６及び６２８は、再設計前にはＲ７及びＲ８の部品とリンク３３０及び３３２（新たな設計ではなくなっている）によって負担されていた側方荷重を、取り除く役割を果たす。
【００２８】
図７は、再設計されたトラス６００の後端部６０４の、上方左側からの斜視図である。図７で視認できるように、新たなトラス６００の後部６０４は、斜めに配向された格子状構造及び後端を有する、下側の、おおよそ長方形のフレーム６５０と、同じく斜めに配向された格子状構物及び後端を有する、おおよそ長方形の上側フレーム６５２と、トラス６００の後部６０４の後端に配置され、下側フレーム６５０の後端を上側フレーム６５２の後端に連結させる、おおよそＵ字型の後部フレーム６５４とを備える。図７に示しているこの特定の例示的な実施形態では、下側フレーム６５０の横幅は、上側フレーム６５２の幅よりも狭く、下側フレーム６５０の両側部は、下側フレームの後端に向かって次第に狭まっていくのに対して、上側フレーム６５２の両側部は、互いにおおよそ平行なままである。
【００２９】
図８から図１０はそれぞれ、例示的な再設計されたトラス６００の上方左側からの斜視図、左側立面図、及び、後端部６０４の上方左側からの斜視図である。図１１Ａから図１１Ｅは、本開示による、再設計されたトラス６００の再設計された後端部６０４の構造成分の、例示的な実施形態の様々な斜視図である。
【００３０】
図１１Ｃから図１１Ｄで視認できるように、多数の実現可能な実施形態のうちの１つにおいては、上側フレーム６５２は、フレーム６５６の角で端と端とが連結された４つの弦材（ｃｈｏｒｄ）６５８を備える、下側の、おおよそ長方形のフレーム６５６と、フレーム６５６の対角間に延在するＸ型のパターンを画定し、かつ、フレーム６５６の上面上に配置される上側外板６６０と、一対の補剛材（ｓｔｉｆｆｅｎｅｒ）６６２であって、各々がＴ字型の断面を有してよく、外板６６０の上面上に配置され、かつ、フレーム６５６の対角間に延在する十字形を形成する、一対の補剛材６６２とを備えうる。
【００３１】
図１２は、図２の例示的なエンジン装着支柱２２の左側の部分的な立面図であり、断面図でもある。この図では、整流フェアリングは、再設計されたトラス６００を明らかにするために省略されており、航空機の翼１２の既存の取付部品６６４に連結されて示されている。
【００３２】
図１３は、関連する航空機６６８の胴体部６６６に連結されている翼１２に装着されて示されている、例示的なエンジン装着支柱２２のトラス３００の、下方左側からの部分的な斜視図であり、断面図でもある。図１４は、新規のエンジン装着支柱２２の例示的なトラス６００の、右側の部分的な立面図であり、断面図でもある。
【００３３】
図１５は、例示的なエンジン装着支柱２２のトラス６００の上方左側からの部分斜視図である。図１６は、例示的なエンジン装着支柱２２のトラス６００の、右側からの別の部分斜視図である。図１７は、例示的なエンジン装着支柱２２のトラス６００の、別の左側部分立面図である。図１８は、例示的なエンジン装着支柱２２のトラスの、左側からの別の部分斜視図である。
【００３４】
例示的な再設計されたトラス６００は、それが鋼合金成分を含むと仮定すると、トラス６００の後端部６０４が製造される様態によるが、従来型のトラス３００よりも若干（例えば約９ｌｂｓ）重いだけの合計重量を有する。例えば、上側フレーム６５２が、例えば、図１１Ｃから図１１Ｄに関連して上述した個々の部分の溶接体としてではなく、例えば機械加工することによって、単一体として製造されるならば、このことにより、再設計されたトラス６００の合計重量は、従来型のトラス３００の重量よりも約２５ｌｂｓ軽くなりうる。
【００３５】
更に、本開示は、下記の条項による実施形態を含む。
【００３６】
条項１．航空機の翼にジェットエンジンを装着するための支柱であって、
複数のエンジンマウントと、
翼から支持された空間フレームトラスであって、前部及び後部を備え、前部は、エンジンマウントに連結され、かつエンジンマウントを支持し、後部は、前部の後端から上後方に延在する、空間フレームトラスとを備える、支柱。
【００３７】
条項２．後部の、エンジンのコア排気ゾーンの中に配置される部分がないように、後部は前部の後端から上後方に延在する、条項１に記載の支柱。
【００３８】
条項３．後部は、エンジンのコア出口平面と実質的に同一平面上にあるトラスの横断平面から、上後方に延在する、条項１に記載の支柱。
【００３９】
条項４．エンジンがターボファンエンジンを含む、条項１に記載の支柱を備える航空機。
【００４０】
条項５．トラスの後部は、
後端を有する下側フレームと、
後端を有する上側フレームと、
後部の後端に配置され、かつ、下側フレームの後端を上側フレームの後端に連結させる、Ｕ字型の後部フレームとを備える、条項１に記載の支柱。
【００４１】
条項６．上側フレームは、
長方形のフレームであって、このフレームの角で端と端とが連結された４つの弦材を備える、長方形のフレームと、
長方形のフレームの上面上に配置され、このフレームの対角間に延在するＸ型のパターンを画定する、上側外板と、
外板の上面上に配置され、かつ、フレームの対角間に延在する十字形を形成する、一対の補剛材とを備える、条項５に記載の支柱。
【００４２】
条項７．上側フレームの前端は、前部の上側のフレームの後端に連結され、下側フレームの前端は、前部の下側のフレームの後端に連結される、条項５に記載の支柱。
【００４３】
条項８．前部の前端と後端との間に割り振られた複数の横断フレームを更に備える、条項７に記載の支柱。
【００４４】
条項９．複数のエンジンマウントは、
前部の前端に配置された第１バルクヘッドからつり下げられた前部エンジンマウントと、
第１バルクヘッドと前部の後端との間に配置された第２バルクヘッドからつり下げられた後部エンジンマウントとを備える、条項１に記載の支柱。
【００４５】
条項１０．エンジンは整流ナセルによって囲まれており、ナセルと翼の下面との間に支柱を覆って配置された整流フェアリングを更に備える、条項１に記載の支柱。
【００４６】
条項１１．航空機の翼にエンジンを装着するための方法であって、
空間フレームトラスを翼から支持することであって、トラスは、前部及び後部を備え、前部は、前部からつり下げられた複数のエンジンマウントを有し、後部は、前部の後端から上後方に延在する、支持することと、
エンジンマウントにエンジンを連結することとを含む、方法。
【００４７】
条項１２．エンジンはジェットエンジンを含み、支持することは、後部の、エンジンのコア排気ゾーンの中に配置される部分がないように、トラスを構成することを含む、条項１１に記載の方法。
【００４８】
条項１３．エンジンはターボファンエンジンを含み、支持することは、後部の少なくとも一部がエンジンのファン排気ゾーンの中に配置されるように、トラスを構成することを含む、条項１２に記載の方法。
【００４９】
条項１４．支持することは、第１リンクによって翼に前部を連結させることと、第２、第３、及び第４のリンクによって翼に後部を連結させることとを含む、条項１１に記載の方法。
【００５０】
条項１５．第２リンクは、エンジンンの推力を翼へと伝えるための主要な荷重経路を含む、条項１４に記載の方法。
【００５１】
条項１６．
胴体部と、
胴体部に連結された翼と、
翼から支持されたエンジン装着支柱であって、この支柱の横断平面から上後方に延在する後部を有する、エンジン装着支柱と、
支柱から支持されたジェットエンジンとを備える、航空機であって、
支柱の後部の、エンジンのコア排気ゾーンの中に配置される部分がない、航空機。
【００５２】
条項１７．支柱の後部は、エンジンのコア出口平面と実質的に同一平面上にある、条項１６に記載の航空機。
【００５３】
条項１８．ジェットエンジンは、ターボジェットエンジン、低バイパスターボファンエンジン、又は高バイパスターボファンエンジンを含む、条項１６に記載の航空機。
【００５４】
条項１９．翼に支柱の前部を連結させる第１リンクと、翼に支柱の後部を連結させる第２、第３、及び第４のリンクとを更に備える、条項１６に記載の航空機。
【００５５】
条項２０．
エンジンを囲んでいる整流ナセルと、
ナセルと翼の下面との間に支柱を覆って配置された整流フェアリングとを更に備える、条項１６に記載の航空機。
【００５６】
実際のところ、当業者はもう認識しているであろうが、当面の特定の用途に応じて、本開示のジェットエンジン装着支柱の材料、装置、構成、及び設計方法における、及びそれらに対する、多数の改変、代替、及び変形が、本開示の本質及び範囲から逸脱することなく行われうる。これに鑑み、本書で図示及び説明されている特定の実施形態は、実施形態の一部の例として示されているに過ぎないことから、本発明の範囲は、かかる特定の実施形態の範囲に限定されるべきではなく、むしろ、以下に付随する特許請求の範囲、及びその機能的均等物の範囲と完全に同等となる。
【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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【外国語明細書】
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