【課題】ガスタービンエンジンの組立方法及び装置を提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジン１３の組立方法は、半径方向外側面から延びる複数の取付けブッシング１１２、１１４を備える軸対称構造体をガスタービンエンジン内に連結する工程と、ガスタービンエンジン内に軸対称構造体を固定しやすくするために、第１の個数の固定されたピン２００を各取付けブッシング内に少なくとも部分的に挿入する工程と、ガスタービンエンジン中心線軸３４に対して軸方向及び接線方向の両方に浮動するピンの各々が動きやすいように、第２の個数の浮動ピン２１０を各取付けブッシング内に少なくとも部分的に挿入する工程とを含む。 （もっと読む）

【課題】ガスタービンエンジンの組立方法および組立装置を提供すること。
【解決手段】ガスタービンエンジン（１３）の組立方法であって、軸対称構造を前記ガスタービンエンジン内に結合する、前記軸対称構造は該軸対称構造の半径方向外面から延在する少なくとも１つの取付ブシュ（３）を含むステップと、突端加工面を有するピン（１１０）を少なくとも部分的に前記取付ブシュ内に挿入し、前記ピンによって前記軸対称構造を軸方向ならびに接線方向に支持するステップと、前記ピンをリテーニングアセンブリ（１４０）を使用して前記ガスタービンエンジンに固定するステップとを含むガスタービンエンジン（１３）の組立方法。 （もっと読む）

本発明は、ターボジェットエンジンの推力による応力を相殺するのに適した航空機の固定支柱（３）へのターボジェットエンジン（１）の前部の締結装置（１００）に関しており、該装置は、上部金具（１０１）および下部金具（１０２）を有することを特徴とし、ターボジェットエンジンの推力を固定支柱に伝えるものであって、推力による応力で発生する復元力ベクトル（Ｖ）は、上部金具を下部金具に連結する一次固定点（１０３、１０８）を通るベクトル（ｖ１、ｖ’１）の交点（Ｃ１）が下部金具をターボジェットエンジンに連結する二次固定点（１０９、１１０、１１１）を通る二次ベクトル（ｖ２、ｖ’２）の交点（Ｃ２）へ移動した結果として生ずるものであり、そしてそれがターボジェットエンジンの軸（Ａ）に沿って広がる。 （もっと読む）

【課題】セラミック燃焼器ライナを金属製取付け部に結合するボルト締め構造を提供すること。
【解決手段】ガスタービン燃焼器は、フロースリーブ（１４）内でほぼ同心に配置されたほぼ円筒形の燃焼器ライナ（１６）を備える。この燃焼器ライナは、セラミックマトリックス複合材料でできており、この燃焼器ライナの前方端には、周方向に配置された複数のボルト穴（４９）が設けられる。内部金属リング（２０）は、燃焼器ライナの前方端の外面の周りに配置される。内部金属リング（２０）は、周方向に離間して配置された第２の複数のボルト穴（４６）を備え、複数のボルト（３６）が第１および第２の複数のボルト穴を通って延び、回り止めナット（５０）によって固定される。外部金属リング（２２）は、内部金属リング（２０）から径方向外向きに離間して配置される。前記外部金属リング（２２）は、周方向に離間して配置され、かつ内部リングと外部リングの間を延びる複数の突っ張り部（５２）を備える。 （もっと読む）

本発明はねじピッチｐ１を備えた主ねじ（１０６）が設けられ、且つ ナットのスクリュー軸（１０８）に沿って配置されたナット（１０４）を具備したナットシステム（１００）に関する。本発明によれば、ナットシステムはナットとともに自転するように連結されたねじデバイス（１１６）も具備し、このねじデバイスは主ねじから分離されて主ねじ（１０６）にねじ込まれない第２ねじ（１２２）を具備し、第２ねじは前記ナットのスクリュー軸に沿って配置され、且つ前記ねじピッチｐ１と異なったねじピッチｐ２を備えている。本発明のアプリケーションは航空機のエンジンによって発生した推進力に対抗するための装置を備えている。
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本発明は、横方向のリブ（２３）を介して結合された２つの側面パネルから成る組立体によって形成された中央のトーションボックス（２２）、及び中央のトーションボックス（２２）の前方部分に固定され且つ両側に配置された２つの側方のトーションボックス（２４ａ）を備えている航空機用ターボジェットエンジンのためのエンジンマウントに関する。本発明においては、中央のトーションボックス（２２）を形成する横方向のリブ（２３）のうち一方のリブが横方向のリブ（２３）と一体に形成され、且つ中央のトーションボックス（２２）から外方に２つの側面パネルから突出している２つの側方延長部（５２ａ）を備え、２つの側方延長部（５２ａ）それぞれは、２つの側方のトーションボックスそれぞれのフレーム（４６ａ）に固定された状態で取り付けられている。
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本発明は、航空機の翼体とエンジンとの間に設けられるように構成された、エンジンの懸架装置に関する。この懸架装置は、高剛性な構造部分（８）と懸架手段によって高剛性な構造部分（８）に固定された状態で取り付けられた前方空力構造部分（２４）とを備えている。前方空力構造部分は、エンジンのファンケーシングを備え、高剛性な構造部分と翼体との間に設けられるように構成されている。本発明では、懸架手段は、少なくとも１つの長さ調整可能な接続ロッド（３２）を備えている。接続ロッドの一端は高剛性な構造部分（８）に取り付けられ、他端は前方の空力構造部分に取り付けられている。
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本発明は、航空機のためのエンジンアセンブリ（１）に関するものであって、エンジンと、エンジン懸架パイロン（４）と、を具備し、熱交換器システムを具備し、第２導出口が、後方側エンジン懸架部材よりも後方側において、構造ブロックとエンジンとの間に配置されている。さらに、熱交換器システムの第２導出口（１１２ａ）は、構造ブロック（３４）とエンジン（２）との間において、熱交換器（１１４）に対して連結されかつ構造ブロック（３４）を貫通している第２導出パイプ（１２４）上に設けられている。
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【課題】吸気部分（１２）、エンジン部分（１４）及び排気部分（１６）を含むガスタービンエンジン（１０）を格納する方法を提供する。
【手段】本方法は、ガスタービンエンジンのエンジン部分の少なくとも一部分を第１のモジュール（３８）の内部に収容するステップと、ガスタービンエンジンの吸気部分及びガスタービンエンジンの排気部分の１つの少なくとも一部分を第１のモジュールから分離した第２のモジュール（４２）の内部に収容するステップと、第２のモジュールを第１のモジュールに着脱可能に結合するステップとを含む。 （もっと読む）

本発明は、エンジン(2)とエンジン取り付け構造体(4)とを具備してなる航空機用のエンジンアセンブリに関し、構造体は、ボックスを含む剛構造体(10)と、エンジンと剛構造体との間に介在させられた取り付けシステム(11)とを具備してなり、取り付けシステムは特に後部アタッチメント(8)を具備してなり、アセンブリはさらに、好ましくは通風式であってかつ熱バリアを形成すると共に構造体ボックスとエンジンとの間で延在するダクト(60)を具備してなる構造体ボックスの熱保護のためのシステム(58)を備えている。本発明は、ダクトが後部エンジンアタッチメントを越えて後方へと延在していることを特徴とする。
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