(57)【要約】【課題】延長具の外周に沿って連続的または中断を有する環状の溝が、１つの同じ環状の部品において製造されているために、カバーを受け入れる溝の部分に損傷が生じた場合は、全体を交換しなければならなくなる。しかも、環状の溝にカバーからかかる応力は、通常偏り、局所的な摩耗領域が生じる。このような問題を改善するような航空機用ジェットエンジンの中間ケーシングの延長具を提供する。【解決手段】航空機用ジェットエンジンの中間ケーシングの延長具（３０）であって、中間ケーシングの外殻から下流端に向かって突き出すように意図されており、ナセルカバーを受け入れるように意図された半径方向外側に向かって開いている環状の溝（６６）を形成する接続用の環状の下流端（６４）を備える延長具に関する。本発明によれば、接続用の環状の下流端（６４）が、複数の角度セクタ（７６ａ、７６ｂ）を用いて製造される。【選択図】図７
2009150385.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機用ジェットエンジンの中間ケーシング（２１）の外殻（２３）から下流端に向かって突き出すように意図されており、ナセルカバー（３８）を受け入れるように意図された半径方向外側に向かって開いている環状の溝（６６）を形成する接続用の環状の下流端（６４）を備える延長具（３０）であって、
前記接続用の環状の下流端（６４）が、複数の角度セクタ（７６ａ、７６ｂ）を用いて製造されていることを特徴とする、延長具。
【請求項２】
角度セクタ（７６ａ、７６ｂ）の数が、３以上であることを特徴とする、請求項１に記載の延長具。
【請求項３】
前記接続用の環状の下流端（６４）を形成する前記角度セクタ（７６ａ、７６ｂ）へと固定される接合シェル（７４）をさらに備え、
該シェルが、前記角度セクタの上流に位置し、中間ケーシングの外殻（２３）の下流端を延長するように意図されていることを特徴とする、請求項１または２に記載の延長具。
【請求項４】
前記接合シェル（７４）が、前記接続用の環状の下流端を形成する角度セクタ（７６ａ、７６ｂ）が取り付けられる単一の部品にて製造されていることを特徴とする、請求項３に記載の延長具。
【請求項５】
前記接続用の環状の下流端を形成する角度セクタ（７６ａ、７６ｂ）が、ねじ留めによって前記接合シェル（７４）に取り付けられていることを特徴とする、請求項４に記載の延長具。
【請求項６】
前記接合シェル（７４）が、複数の角度セクタ（８６）によって製造されており、それぞれの角度セクタ（８６）が、前記接続用の環状の下流端（６４）を形成する前記角度セクタ（７６ａ、７６ｂ）のうちの１つと一緒に単一の部品にて製造されていることを特徴とする、請求項３に記載の延長具。
【請求項７】
前記接続用の環状の下流端を形成する前記角度セクタ（７６ａ、７６ｂ）が、前記周方向において交互に第１の材料および第２の材料から製造されていることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載の延長具。
【請求項８】
請求項１から７のいずれか一項に記載の延長具（３０）を外殻（２３）の下流端に具備している中間ケーシング（２１）を備える、航空機用ジェットエンジン（２）。
【請求項９】
請求項８に記載のジェットエンジン（２）、ならびに前記半径方向外側に向かって開いている環状の溝（６６）と協働するナセルカバー（３８）を備えるナセル（３２）を備える、航空機用の推進アセンブリ（１）。
【請求項１０】
前記ジェットエンジンのための取り付け支柱（４）をさらに備え、
前記取り付け支柱（４）が、剛構造（１１）と、前記ジェットエンジンを前記剛構造（１１）へ取り付ける手段とを備え、
前記ナセルカバー（３８）が、前記剛構造（１１）へと関節接続されていることを特徴とする、請求項９に記載の推進アセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、広くには、ジェットエンジン、ジェットエンジンを囲むナセル、および剛構造とジェットエンジンを剛構造へと取り付ける手段とを備える取り付け支柱を備える形式の航空機用の推進アセンブリに関する。
【０００２】
さらに詳しくは、本発明は、そのようなアセンブリのジェットエンジンの中間ケーシングの延長具であって、中間ケーシングとナセルの逆推力装置カバーとの間の境界を生み出すように意図された延長具に関する。
【背景技術】
【０００３】
取り付け支柱は、ＥＭＳ（Ｅｎｇｉｎｅ  Ｍｏｕｎｔｉｎｇ  Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ（エンジン取り付け構造）という英語の略称）またはパイロンあるいはエンジンパイロンとも称されるが、航空機の翼の下方にジェットエンジンを吊り下げることを可能にし、あるいはこのジェットエンジンをこの同じ翼の上方または機体の後部に取り付けることを可能にする。実際、取り付け支柱は、ジェットエンジンと航空機の所与の構造部分との間に、接続部分を形成するために設けられる。取り付け支柱は、航空機に組み合わせられたジェットエンジンによって生成される力をこの航空機の構造へと伝達できるようにするとともに、エンジンおよび航空機の間の燃料、電気、および油圧系統、ならびに空気の循環を可能にする。
【０００４】
ナセルに関する限り、慣行では、ジェットエンジンを囲むいくつかのカバーであって、開放位置にあるときにジェットエンジンへのアクセスが可能であるカバーを備える。これらのカバーは、ファンカバーおよび逆推力装置カバーという用語によって知られており、後者は、取り付け支柱の主構造に関節接続されている。
【０００５】
ジェットエンジンは、いわゆる中間ケーシングによって後方に向かって延長されたファンケーシングを備え、中間ケーシングが、外殻ならびに前部横プレートおよび後部横プレートを備え、前部横プレートおよび後部横プレートは、平行であって、上記外殻に対して半径方向内側に配置されている。さらに、この中間ケーシングが、角度方向に分布して前部および後部プレートの間を放射状に外殻まで延びる構造アームを備える。
【０００６】
この同じ中間ケーシングの外殻が、延長具によって下流へと延長され、この延長具が、半径方向外側に向かって開いている環状の溝を形成する接続用の環状の下流端を備え、この環状の溝が、ナセルカバー、より正確には、これらの同じカバー（通常は、逆推力装置カバー）によって保持された相補的な形状のリブを受け入れる）ように意図されている。このようにして、リブと相補的な溝との間の協働によって、離陸、飛行、および着陸の段階においてナセルからジェットエンジンへと空気力学的な力、特には軸方向の力、さらに詳しくはナセルカバーを備える逆推力システムの作動時の軸方向の反推力を、伝達することができる。
【０００７】
さらに、溝へのリブの単純な進入が、支柱に関節接続された逆推力装置カバーの容易かつ迅速な開放を提供し、この開放は、例えば駐機中の航空機の保守作業の実施のために行われる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】欧州特許出願公開第１５５３２６２号明細書
【特許文献２】国際公開第２００５／１１０８４５号パンフレット
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
この技術的解決策に関する１つの欠点は、延長具の外周に沿って連続的または中断を有する環状の溝が、同じ環状の部品において製造され、カバーを受け入れる溝の部分に損傷が生じた場合に、全体を交換しなければならない点にある。この欠点は、特には環状の溝に通常はカバーによる応力が偏って加えられ、きわめて局所的な摩耗領域を生じさせることが明らかになっているため、きわめて不利である。
【００１０】
したがって、本発明の目的は、従来技術の設計に関係する上述の問題を、少なくとも部分的に改善することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
上記の課題を達成するため、本発明の目的は、航空機用ジェットエンジンの中間ケーシングの延長具であって、この中間ケーシングの外殻から下流に突き出すように意図されており、ナセルカバーを受け入れるように意図された半径方向外側に向かって開いている環状の溝を形成する接続用の環状の下流端を備える延長具に関する。本発明によれば、上記接続用の環状の下流端が、複数の角度セクタを用いて製造される。
【００１２】
結果として、受け入れ溝の一部分を交換すべき場合に、もはや延長具の全体を交換する必要がなく、該当する１つまたは複数の角度セクタを交換するだけでよい。このように、ナセルカバーを受け入れる溝を部分に分けることで、好都合なことに、延長具について実行される保守作業の時間を短くすることができ、さらには材料の節約も達成される。
【００１３】
さらに、好都合なことに、角度セクタを、各セクタに加わると予想される応力のレベルに応じて、設計および／または材料の点で互いに相違させることができる。あくまでも例として、該当のナセルカバー、すなわち好ましくは逆推力装置カバーに、ラム式の制御手段によって駆動される逆推力システムが装備されている場合、環状の溝のうちでこれらの制御手段に対向して位置する部位に、通常は最も応力が加わる。したがって、この大きな応力が加わる部位に対応する１つまたは複数の角度セクタを製造するために、これらの角度セクタが摩耗によりよく耐えるように適切な材料および／または設計を採用することができる。
【００１４】
好ましくは、接続用の環状の下流端を構成する角度セクタの数が、３以上であり、さらにより好ましくは、６から１２の間である。
【００１５】
好ましくは、延長具が、上記接続用の環状の下流端を形成する上記角度セクタへと固定される接合シェルをさらに備え、このシェルが、上記角度セクタの上流に位置し、中間ケーシングの外殻の下流端を延長するように意図されている。
【００１６】
第１の実施形態によれば、上記接合シェルが、上記接続用の環状の下流端を形成する角度セクタが好ましくはねじ留めによって取り付けられる単一の部品として製造されている。
【００１７】
第２の実施形態によれば、上記接合シェルが、複数の角度セクタによって製造されており、それぞれの角度セクタが、上記接続用の環状の下流端を形成する上記角度セクタのうちの１つと一緒に単一の部品にて製造されている。この場合、接合シェルの角度セクタは、これらの角度セクタによって再構成されるリングに必要な剛性を得るために、好ましくは長手方向のフランジ式の軸方向の接続によって一体に接続される。
【００１８】
さらに選択的に、上記接続用の環状の下流端を形成する上記角度セクタは、上記周方向において交互に第１の材料および第２の材料で製造される。この特質により、上述のとおり、直面する応力のレベルに従ってセクタを構成することを実際に可能になる。したがって、第２の材料で製造されるセクタは、第２のセクタと称されるが、例えば鋼またはチタニウムの使用によって高い耐摩耗性を提供するように意図されたセクタであってよい。第１の材料で製造される残りのセクタは、第１のセクタと称されるが、それに関する限りナセルカバーによる応力のレベルがより低いため、より低い耐摩耗性を呈するように意図される。すなわち、アルミニウム合金など、より軽量な材料の使用が想定される。
【００１９】
しかしながら、第１および第２のセクタの間の厳密な調整に従う必要が必ずしもないこと、および本発明を３つ以上の異なる材料の使用へと拡張できることを、示しておく。さらに、やはり延長具の軽量化という理由で、最も応力の小さいセクタが、例えば穿孔を有するなどによって他のセクタとは異なる設計を採用してもよい。
【００２０】
本発明の別の目的は、上述のような延長具を外殻の下流端に具備している中間ケーシングを備える航空機用ジェットエンジンである。
【００２１】
最後に、本発明の別の目的は、上述のようなジェットエンジン、ならびに上記半径方向外側に向かって開いている環状の溝と協働するナセルカバーを備えるナセルを備える航空機用の推進アセンブリである。好ましくは、このアセンブリが、上記ジェットエンジンのための取り付け支柱をさらに備え、この取り付け支柱が、剛構造と、この剛構造へと上記ジェットエンジンを取り付ける手段とを備え、上記ナセルカバーが、上記剛構造へと関節接続されている。
【００２２】
本発明の他の利点および特徴は、以下の詳細な説明から明らかになるであろう。ただし、本発明がこれらに限定されるわけではない。
【００２３】
この説明は、添付の図面に関して行われる。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】本発明による航空機用の推進アセンブリの概略の側面図を示しており、分かり易くするためにナセルは取り除かれている。
【図２】図１に示したアセンブリ断面について、図１の線ＩＩ−ＩＩに沿って得た一部分の詳細図を示している。
【図３】図２に示したナセルに属する逆推力装置カバーの一部分の斜視図を示している。
【図４】図３に示したカバーを装備するように意図された逆推力システムの斜視図を示している。
【図５】逆推力システムの概略図を示しており、動作した状態の逆推力システムが示されている。
【図６】図２に示した断面図の一部分の拡大断面図を示しており、中間ケーシング延長具とナセルカバーのうちの１つとの間の協働を示している。
【図７】図２に示した延長具であって、本発明の好ましい実施形態による延長具の斜視図を示している。
【図８ａ】図７の線ＶＩＩＩ−ＶＩＩＩに沿って得た断面図を示している。
【図８ｂ】図８ａに示した図と同様の図を示しているが、延長具が別のやり方で製造されている。
【図９】本発明の別の好ましい実施形態による中間ケーシング延長具を形成するためのセクタの斜視図を示している。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
図１を参照すると、本発明の好ましい実施形態による航空機用の推進アセンブリ１を見て取ることができ、このアセンブリ１は、航空機の翼（図示せず）の下方に取り付けられるように意図されている。
【００２６】
全体として、一体型推進システムとも称される推進アセンブリ１が、ジェットエンジン２、ナセル（この図には示されていない）、および取り付け支柱４で構成されている。取り付け支柱４が、ジェットエンジンをこの支柱へと取り付ける手段１０を備え、これらの手段が、好ましくは、前部エンジン取り付け具６ａ、後部エンジン取り付け具６ｂ、および推力を吸収するための装置で構成されており、推力を吸収するための装置は、２つのカプラ８（図１においては、一方が他方によって隠されている）の形態をとっている。参考までに、アセンブリ１が、このアセンブリ１を航空機の翼の下方に吊り下げるために、もう１組の取り付け具（図示せず）を備えることに注意すべきである。
【００２７】
以下の説明の全体において、慣例どおり、アセンブリ１の長手方向（ジェットエンジン２の長手方向に一致させることも可能である）がＸと称され、この方向Ｘは、このジェットエンジン２の長手軸５に平行である。さらに、推進アセンブリ１に対して横方向に向けられた方向（ジェットエンジン２の横方向に一致してもよい）がＹと称され、Ｚが垂直方向または高さであって、これら３つの方向Ｘ、Ｙ、およびＺが互いに直角である。
【００２８】
さらに、用語「前」および「後」は、ジェットエンジン２によって推力が加えられた後に見られる、矢印７によって概略的に示される航空機の方向を基準にして考えられる。同様のやり方で、用語「上流」および「下流」は、ジェットエンジン内の流れの主たる流れの方向（方向７と反対の方向）を基準にして考えられる。
【００２９】
図１において、エンジン取り付け具６ａ、６ｂ、推力吸収カプラ８、および取り付け支柱４の剛構造１１のみが図示されていることを、見て取ることができる。剛構造１１を航空機の翼の下方に取り付ける手段や、空気力学的フェアリングを支持しつつシステムの分離および保持をもたらす二次構造など、この支柱４の図示されていない残りの構成要素は、従来技術において見られるものと同一または同様であって、当業者にとって公知である従来どおりの要素である。したがって、これらについての詳しい説明は行わない。
【００３０】
さらに、ジェットエンジン２は、おおむね従来どおりの設計を有し、すなわち前部のファンケーシング１２を、中間ケーシング２１によって後方へと延長して備える。
【００３１】
中間ケーシング２１は、ファンケーシングの後部の空気力学的延長部に位置する外殻２３と、この外殻２３に対して半径方向内側に配置された横プレート２５、２７とを備え、さらに中間ケーシング２１は、或る角度にて分布してプレート２５、２７の間を外殻２３まで放射状に延び、外殻２３に接している構造アーム１７を備える。
【００３２】
さらに、ジェットエンジンは、後方の横プレート２７へと接続され、この横プレート２７から中間ケーシング２１を後方へと延長する中央ケーシング１６（コアケーシングとも称される）を備える。中央ケーシングがより大きなサイズの後端１９（噴出ケーシングとも称される）まで延びていることに、注意すべきである。最後に、中間ケーシングの外殻２３は、本発明の対象でもある環状の延長具３０によって、後方に向かって延ばされており、延長具３０の主目的は、外殻２３と下流端に向かって直接的に隣接しているナセルカバーとの間の接続を確立することにある。延長具３０を、以下で詳しく示す。
【００３３】
前部エンジン取り付け具６ａが、剛構造１１（一次構造とも称される）の前端とファンケーシング１２または中間ケーシング２１の外殻２３との間に介装されている。
【００３４】
後部取り付け具６ｂに関しては、剛構造１１と中央ケーシング１６の後端１９との間に介装されている。２つの前部エンジン取り付け具６ａ、６ｂを、垂直方向かつ長手方向に向けられ、軸５を通過する中央面Ｐが通過している。この同じ平面Ｐが、各側に推力を吸収するカプラ８をそれぞれ位置させ、２つのカプラ８に対して対称である平面を構成している。それぞれのカプラ８は、後部エンジン取り付け具６ｂの本体に関節接続された後端と、横プレート２７に接続された前端とを有する。
【００３５】
ここで、推進アセンブリ１のナセル３２を示しているさらに詳しい図２を参照すると、ナセル３２が、空気導入口３４、ファンカバー３６、逆推力装置カバー３８、および固定の後部カウリング４０を、これら要素を前方から後方へと隣接配置して構成された連続的な空気力学的外表面を形成していることに注目すべきである。
【００３６】
逆推力装置カバー３８は、通常は２つであって、支柱の剛構造へと関節接続され、外側の環状の外板４４および内側の環状の外板４６によって、環状の二次流路４２を公知のやり方で画定している。
【００３７】
図３および図４に示されているように、それぞれの逆推力装置カバー３８は、後部カバーまたはコアカバーとも称されるもので、半円筒の全体形状を有し、上端４８が支柱の剛構造に関節接続されるように意図され、下端５０が、従来からの手段によって他方のカバー３８の下端に固定されるように意図されている。さらに、逆推力装置カバー３８は、逆推力システム（ここでは、図４に示した枢動ドア５４を備えるシステムの形態をとっている）を取り付けるためのハウジング５２を中央に有する。したがって、このシステム５４は、全体として、開口５２に形成されてドア５４の受け穴５８にそれぞれ収容されるように意図された対向する２つのピン５６によって定められる軸を中心にして枢動できるドアを形成している。さらに、ラムなどといった制御手段が、展張したラム６０がドア５４を逆推力の状態に保持している図５に示されているとおり、ドア５４を回転させることができる。この状態において、二次流路４２を流れる空気は、下流端へと向かうこの流路が傾斜したドア５４によって閉じられているがために、カバー３８から抽出されるように強いられ、このナセルの外への空気の抽出が、このドア５４の傾きゆえに、矢印６２によって示されているとおり実質的に逆流にて生じる。例えば、ラム６０が、ハウジング５２のフレームへと接続された前端と、ドアそのものへと接続された後端とを有する。
【００３８】
図６では、カバー３８が延長具３０と協働することが分かるように図示されている。この協働は、延長具３０が接続用の環状の下流端６４を有していて、この下流端６４が、半径方向外側に向かって開いた環状の溝６６を形成しており、カバー３８がカバー３８の外側の環状の外板４４の上流端に保持している相補的な形状を有するリブ６８を受け入れられるためである。
【００３９】
環状の溝６６は、好ましくはＶ字形の断面を有し、ここに半径方向内側に向かって突出し、同じくＶ字形の断面を有するリブ６８が収容される。リブ６８と相補的な溝６６との間の協働により、逆推力装置カバー３８からジェットエンジンへと空気力学的な力、特には軸方向の力、さらに詳しくは図５の場合のようにドア６８が展張されたときにラム６０を通過する軸方向の反推力を、伝達することができる。
【００４０】
図７が、延長具３０を半径方向外側の端部として含む装置（逆推力装置キットとも称される）を示している。この装置は、半径方向の内側に向かって、ジェットエンジンの軸５に中心を有するように意図されたリング７０を備え、その目的は、逆推力装置カバー３８の内側の環状の外板４６との機械的な接合を確立することにある。同心リング７０および環状の延長具３０は、放射状に配置された構造アーム７２によって剛に接続されており、構造アーム７２は、例えば４つ設けられ、約９０°で互いから離れている。
【００４１】
外側の環状の外板４４との機械的な接合を確立するように意図された延長具３０に関しては、延長具３０が、一部品からなる接合シェル７４を有し、環状のカラー７５の形態である接合シェル７４の前端が、この装置を中間ケーシングの外殻２３の下流端にねじによって固定できるようにしている。本発明の特質の１つは、３６０°にわたって１部品として広がっている接合シェル７４が、共同して接続用の環状の下流端６４を形成する複数の角度セクタ７６ａ、７６ｂを前方に向かって保持している点にある。このようにして、角度セクタ７６ａ、７６ｂが、協働して軸５の周囲を３６０°にわたって実質的に連続な様相で延びる構造を形成する一方で、延長具の外周に沿って、それに限っては連続していても、あるいは中断していてもよい環状の溝６６を定めている。一般的には、この溝６６は、２つの逆推力装置カバーと協働するように意図される場合には、これらのカバーが関節接続されている取り付け支柱の剛構造の通過、およびこれらの同じカバーの下端においてのみ中断される。結果として、溝６６は、通常は、好ましくは時計の６時および１２時の位置に設定されて正反対に対向する２つの中断を有する。
【００４２】
そのままで構造アーム７２を中間ケーシングの構造アーム１７のいくつかを後方に向かって延ばしつつ中間ケーシングへと取り付けることができる図７の装置において、２種類の角度セクタが周方向において交互に配置される。すなわち、アルミニウム合金などの第１の軽量な材料から製造される第１の角度セクタ７６ａが、逆推力装置カバーによって伝達される力のレベルが比較的低い位置において、接合シェル７４へと取り付けられる。第１の角度セクタ７６ａは、より摩耗に耐える鋼またはチタニウムなどの第２の材料から製造され、逆推力装置カバーによって伝達される力のレベルがより大きい位置において接合シェル７４へと取り付けられる第２の角度セクタ７６ｂと交互である。特には、そのような第２の角度セクタ７６ｂが、逆推力システムが上述のような「ドア」式であっても、あるいはいわゆる「グリル」式などの当業者にとって公知の別の設計であっても、長手／軸方向において逆推力システムの制御ラム６０に合わせて位置している。
【００４３】
交互に配置され、摩耗の場合に容易に交換することができるこれらの角度セクタ７６ａ、７６ｂの数は、直面する要件に従って選択され、例えば図示の好ましい実施形態のように１０個である。
【００４４】
さらに、第１の角度セクタ７６ａを、例えば穿孔を有するなど、第２のセクタ７６ｂの設計とは異なる設計によってさらに軽量化することができる。この点に関し、選択肢として、第１および第２のセクタ７６ａ、７６ｂを同じ材料から製造し、設計によってのみ相違させることも可能であり、あるいは実質的に同一の設計であってもよいことに、注意すべきである。いずれの場合も、角度の広がりは、セクタごとにさまざまであってよく、選択は直面する要件に従って行われる。
【００４５】
周方向において隣接しているセクタを容易に交換できるという特徴は、それらセクタが、図８ａに示されているように実質的に半径方向に向けられたねじ７８によって、接合シェル７４の下流端にねじで組み付けられているという点に起因する。この構成においては、ねじ７８にそれぞれ協働するナット８０が、この目的のために接合シェル７４の下流端に設けられた貫通穴８２に収容される。接合シェル７４は、カラー７５を使用して中間ケーシングへとねじによって取り付けられ、あるいは中間ケーシングの外殻２３とともに１部品にて製造される。
【００４６】
代案として、角度セクタ７６ａ、７６ｂとシェル７４との間のねじ接合を、半径方向外側に向かって延びる２つの固定フランジを設けることによって、図８ｂに示されるように長手方向に向けられたねじ７８によって達成してもよい。
【００４７】
図９は、本発明の別の好ましい実施形態を示しており、接合シェルが１部品にて製造されているのではなく、環状の溝を形成する接続用の環状の下流端６４と同様に、セクタ分けされたやり方で製造されている。これは、接合シェルが複数のシェル角度セクタ８６（そのうちの１つが図９に示されている）によって形成され、これらのセクタ８６が周方向において隣接しているためである。好ましくは、各セクタ８６が、中間ケーシングの外殻への取り付けのために自身の固有のカラー７５を保持しており、上述のセクタ７６ａ、７６ｂのうちの１つと一緒に単一の部品にて製造されている。したがって、単一の部品が、参照符号９０によって示されている延長具セクタを形成するために、好ましくは同じ角度の広がりの上流側のカラーセクタ８６および下流側の溝セクタ７６ａ、７６ｂを備える。
【００４８】
当然ながら、当業者であれば、あくまで本発明を限定するものではない例として上述した航空機用の推進アセンブリ１に対して、さまざまな変更を加えることが可能である。
【符号の説明】
【００４９】
１  推進アセンブリ
２  ジェットエンジン
４  取り付け支柱
５  長手軸
６ａ  前部エンジン取り付け具
６ｂ  後部エンジン取り付け具
７  前後方向
８  カプラ
１０  取り付け手段
１１  剛構造
１２  ファンケーシング
１６  中央ケーシング
１７  構造アーム
１９  （中央ケーシングの）後端
２１  中間ケーシング
２３  外殻
２５、２７  横プレート
３０  延長具
３２  ナセル
３４  空気導入口
３６  ファンカバー
３８  逆推力装置カバー、ナセルカバー
４０  後部カウリング
４２  二次流路
４４  外側の環状の外板
４６  内側の環状の外板
４８  （逆推力装置カバーの）上端
５０  （逆推力装置カバーの）下端
５２  開口、ハウジング
５４  ドア
５６  ピン
５８  受け穴
６０  ラム
６２  矢印（逆流）
６４  接続用の環状の下流端
６６  環状の溝
６８  リブ
７０  リング
７２  構造アーム
７４  接合シェル
７５  カラー
７６ａ、７６ｂ、８６  角度セクタ
７８  ねじ
８０  ナット
８２  貫通穴
９０  延長具セクタ
【図１】
2009150385.tif 000003
【図２】
2009150385.tif 000004
【図３】
2009150385.tif 000005
【図４】
2009150385.tif 000006
【図５】
2009150385.tif 000007
【図６】
2009150385.tif 000008
【図７】
2009150385.tif 000009
【図８ａ】
2009150385.tif 000010
【図８ｂ】
2009150385.tif 000011
【図９】
2009150385.tif 000012
【外国語明細書】
2009150385.tif 000013
2009150385.tif 000014
2009150385.tif 000015
2009150385.tif 000016
2009150385.tif 000017
2009150385.tif 000018
2009150385.tif 000019
2009150385.tif 000020
2009150385.tif 000021
2009150385.tif 000022
2009150385.tif 000023
2009150385.tif 000024
2009150385.tif 000025
2009150385.tif 000026
2009150385.tif 000027
2009150385.tif 000028
2009150385.tif 000029
2009150385.tif 000030
2009150385.tif 000031
2009150385.tif 000032
2009150385.tif 000033
2009150385.tif 000034
2009150385.tif 000035
2009150385.tif 000036
2009150385.tif 000037