JP5411277B2 - 航空機の内部空間内で互いに取り付けられた、エンジンを支持するための二つの準構造体を備えた航空機の後方部分 - Google Patents

Description

本発明は、概して、その胴体に取り付けられたエンジンを備えた、航空機の後方部分に関する。

そうした航空機後方部分を製造するために、従来においては、胴体と各エンジンとの間に取り付けマストを介在させることが提案されている。この形態では、マストは胴体に直に固定される。胴体に向かって推力の良好な伝達を可能とするために、マスト、それを支持する胴体の一部分、ならびにこれら要素間に介在させられた取り付け手段は、極めて大きな寸法を有する必要がある。これは抵抗をもたらし、航空機の全体的空力性能を低下させる。

他の解決策は、胴体およびそれによって画定される航空機の内部空間を貫通するエンジン用支持構造体を設けることである。二つの胴体開口を通るその通路のレベルにおいて、複数のボルトあるいは類似の取り付け部材を用いて、貫通構造体が胴体に対して接合される。

この解決策は、上記解決策に対して、二つの開口のそれぞれにおいて胴体内に導入される力、特に支持構造体の方向に沿って方向付けられた力の強さを僅かに低減することを可能にするが、それは、無視できない欠点を抱えている。実際、その組み立ておよび分解は、主として、エンジンを支持するための同一の支持構造体を胴体の二つの対向する開口を通過させる必要性に起因して、実施するのが困難である。

したがって、本発明は、従来の形態に関する上記欠点を少なくとも部分的に解消する航空機の後方部分を提供することを目的とする。

このために、本発明は、航空機の後方部分であって、
・航空機の内部空間を画定する胴体と、
・少なくとも二つのエンジンと、
・それ自体に形成されると共に航空機の垂直中央面の両側に配置された第１および第２の開口において胴体を貫通する、エンジン用の支持構造体であって、第１および第２の対向する端部を有するエンジン用の支持構造体と、を具備してなり、
支持構造体の第１および第２の対向する端部のそれぞれは、垂直中央面の各側で、それぞれ、胴体から外側に突出しており、かつ、エンジンの一方を支持している航空機の後方部分に関する。

本発明によれば、上記支持構造体は、胴体の上記第１および第２の開口を経てそれぞれ延在する第１および第２の半構造体からなり、この第１および第２の半構造体は、それらが上記内部空間内で分離可能であるように互いに結合される。

したがって、本発明によって提案される斬新な設計によって、エンジンの支持構造体の組み立ておよび分解作業を著しく容易なものとすることができる。なぜなら、それは、いまや、可逆的に互いに結合される、二つの別個の半構造体から形成されるからである。これら二つの半構造体のそれぞれは、したがって、組み立て／分解の間、他方とは別個に取り扱うことができ、オペレータにとって作業が容易なものとなる。特に、各支持半構造体は単一の胴体開口を通過するだけでよく、これは、有利なことに、支持構造体の初期組み立ての際およびその交換の際に、オペレータにとって顕著な簡素化をもたらす。

さらに、組み付け作業の間、各半構造体は、続いて他方の半構造体に結合されるべく、その対応する胴体開口内に挿入される前に、その端部に、そのエンジンを備えることができる。これによって、単一構造体解決策と共に利用されていた従来のものに比べて、組み立て方法がさらに簡素化される。というのは、従来方法では、当該構造体へのエンジンの組み付けは、胴体へ当該構造体を配置した後でしか行えなかったからである。

当然ながら、この利点はまた、各エンジンがその関連する支持半構造体に取り付けられたままで配置できると仮定すれば、エンジンから支持構造体を分離させる作業の間にも認められる。

最後に、以下で詳しく説明するように、二つの半構造体における実施形態に由来する他の利点は、前方から見たとき、それらを互いに傾けることが可能である点に見出される。

好ましくは、上記第１の半構造体は上記第１の端部と対向する内側端部を有し、上記第２の半構造体は上記第２の端部と対向する内側端部を有し、これら二つの内側端部は、上記垂直中央面と交差する連結手段によって、上記内部空間内で分離できるように互いに結合される。この形態では、二つの支持半構造体は、好ましくは、それらが当接する垂直中央面に対して対称に配置される。だが、二つの半構造体は、本発明の範囲を逸脱することなく、その他の面において結合されてもよい。

好ましくは、上記連結手段は、ボルトおよび／または剪断ピンである。

好ましくは、上記第１および第２の半構造体は、前方から見たとき、実質的にＶ字形をなすように、実質的に互いに傾斜した第１および第２の方向に沿ってそれぞれ延在する。この場合、Ｖの字の先端は、航空機の前後方向軸線上に存在していてもよく、あるいは存在していなくてもよい。本発明のある好ましい実施形態では、Ｖの字は、その先端が下方を向くように方向付けられ、かつ、航空機の前後方向軸線上に配置される。

概して、上記Ｖの字は上記垂直中央面を対称面として有することが好ましい。

さらに、上記支持構造体は、前方から見たとき、各半構造体に関して、
・胴体の水平中央面と、胴体の前後方向中心軸線とエンジンの前後方向軸線とをつなぐラインとの間の鋭角(ｖ)は２５°よりも大きく、かつ、
・半構造体が延在する方向と、半構造体の通路において胴体に対して垂直な方向との間の鋭角(ｗ)は２０°よりも小さいように設計されることが好ましい。

この形態は、Ｖの字の先端の位置決めの自由度ならびにＶの字の角度の値を設定する自由度をもたらすので、実際、角度(ｖ)が設定された場合、満足できる、すなわち過度に大きな空力的阻害を生じないほどに低い値を備えた角度(ｗ)を得るために、Ｖの字の二つの上記パラメータを適合させることができる。参考までに、水平に配置された単一の支持構造体を備えた従来の解決策では、角度(ｖ)が胴体の高さによって制限されていただけでなく、角度(ｗ)は角度(ｖ)が大きなものであるために、より大きなものとなっていた。これは、胴体と支持構造体との間の近接性を反映している過度に大きな角度(ｗ)は、空気力的阻害を最小限に抑えることに特化した空力フェアリングを、それらの間に設置することにつながる点で制限的である。したがって、空力的阻害がもはや重大ではないことを考えると、上記Ｖの字形態によって、有利なことには、角度(ｗ)を低減することで、この付加的フェアリングの存在を排除することが可能となる。概して、空力的基準を用いて角度(ｗ)を最適化することが、特に、「カルマン」タイプの空力フェアリングの存在に関連する不利益を回避することが可能となる。

好ましくは、上記第１の半構造体は、第１の取り付け手段を介して上記第１の胴体開口を形成する第１のケーシングに対して連結され、かつ、上記第２の半構造体は、第２の取り付け手段を介して上記第２の胴体開口を形成する第２のケーシングに対して連結される。

好ましくは、上記第１および第２の取り付け手段はそれぞれ少なくとも一つのフレキシブルファスナーを具備してなる。たとえば、エラストマーあるいはラバータイプなどの弾性変形可能なポリマー素材からなる部材などの減衰部材を、一つあるいは複数用いて形成された、このタイプのファスナーは、有利なことには、振動を減衰させることができ、したがって、振動の観点から、エンジンから胴体を切り離すのに関与することが可能である。さらに、加えられる力が低いレベルであり、かつ、エンジンからの距離に起因して周囲温度が低いことによって、そうした減衰部材の配置に好都合な二つの基準が設定される。最後に、そうした減衰部材の存在によって、組み立て作業中、アセンブリの冗長性に固有の潜在的な誤差の問題を排除することが可能となる(そうした冗長性が付与される場合)。

これに代えて、スプリングタイプのその他の減衰部材を使用することができる。

好ましくは、上記第１および第２の半構造体はそれぞれ、概ね、ビームの形態を呈する。

胴体にエンジン用の支持構造体を取り付けるための手段は、上記第１および第２の取り付け手段だけではなく、好ましくは、少なくとも一つの力リカバリー連結ロッドを具備するが、その第１の端部が上記支持構造体に取り付けられ、かつ、その逆側端部は、第１および第２の開口から離れて胴体に取り付けられる。

したがって、これによって、有利なことには、胴体開口ケーシングを通る力の強さを最小限に抑えることが可能となり、それを、従来のものよりも小さな寸法とすることができる。実際、エンジンからの、そして胴体に向かって方向付けられた力の一部は、もはや、胴体の開口ケーシングを使用せずに、上記連結ロッドを通過し、その第１の目的は、したがって、開口から離間した胴体のポイントに推力を導くことである。胴体の開口ケーシング内での応力の集中は、こうして、実質的に最小限に抑えられる。

さらに、胴体開口における、エンジンの支持構造体内での応力の集中を最小限に抑えるために、好ましくは、第１の連結ロッド端部はまた、開口から離れて、支持構造体上に設けられる。局所的応力が軽減された構造体は、したがって、無視できない質量削減のために、より小さな寸法を有することができる。

好ましくは、上記力リカバリー連結ロッドは、その前後方向に沿って見たとき、航空機の垂直方向に対して傾斜している。これによって、航空機の左右方向にその少なくとも一つの成分が向けられた方向に力を伝達することが可能となる。これら左右方向の力は、実際、胴体開口内に収容された第１および第２の取り付け手段を用いてリカバーするのが最も困難であり、したがって、上記連結ロッドの上記方向は、実際の放出に対応する。

好ましくは、二つの力リカバリー連結ロッドが、この上記垂直中央面に対して対称に配置された状態で設けられる。実現された対称性は、有利なことには、連結ロッドを通る推力のリカバリーに関して、ある程度の補償を実現し、これは、好ましくは、航空機の横断面内に配置されるが、そうした面に対して選択的に傾けることができる。さらに、それを二つ以上、本発明の範囲を逸脱することなく、備えることができる。

好ましくは、上記支持構造体は実質的にＶ字形をなし、かつ、上記二つの力リカバリー連結ロッドは、共同で、実質的に、上記支持構造体のそれに対して逆向きＶ字をなす。

好ましくは、二つの連結ロッドの上記両端部は実質的に胴体上の同じポイントに取り付けられるが、このポイントは航空機の上記垂直中央面に含まれる。当然ながら、それらは、本発明の範囲を逸脱することなく、胴体の二つの別個のポイントに取り付けられてもよい。

好ましくは、各力リカバリー連結ロッドは、その端部において連結された状態で取り付けられる。

好ましくは、各力リカバリー連結ロッドは、上記支持構造体上に取り付けられるが、逆の状況も考えられる。

さらに、第１の取り付け手段が、一方で上記第１のケーシングに、そして他方で上記支持構造体に当接した状態での圧縮荷重下にある、上記支持構造体用の少なくとも一つのブロック要素を具備することが、そして第２の取り付け手段が、一方で上記第２のケーシングに、そして他方で上記支持構造体に当接した状態での圧縮荷重下にある、上記支持構造体用の少なくとも一つのブロック要素を具備することが可能である。

この形態においては、第１および第２の取り付け手段は、ボルト型あるいは類似の型の、従来の既存の要素における場合のように、圧縮の際に機能し、引っ張りの際には機能しないブロック要素を用いて少なくとも部分的に形成される。

これは、有利なことには、これらブロック要素の配置を容易なものとする。なぜなら、ブロック要素は、ケーシングあるいはエンジンを支持するための支持構造体を貫通することを要さずに、胴体開口内に完全に配置できるからである。さらに、これらブロック要素は質量およびコストの低減が図れ、とりわけ、疲労応力に対して、ほとんどあるいは全く影響されず、これによって従来の取り付け手段のそれに比べて、より長い耐用期間を保証する。

好ましくは、上記第１および第２の取り付け手段のそれぞれは、たとえば実質的に互いに直交するそれぞれ二つの別個の方向における圧縮荷重のもと、上記支持構造体の少なくとも二つのブロック要素を具備してなる。

概して、圧縮荷重下の各ブロック要素は、この構造体の所与の面に力を加え、これが、この所与の面と対向する面を、それと対向するケーシングの面上に当接させる。したがって、各開口に関して、二つの別個の方向に沿った圧縮荷重下のブロック要素が、それぞれ中央開口面内に設けられる場合、これは、胴体開口の中央面の全ての方向において、開口ケーシングに対して構造体を維持するのに十分なものである。

ケーシングと支持構造体の上記対向面との間の支持様態は直接接触を伴っても、あるいは伴っていなくてもよく、減衰手段を、たとえば、これら二つの要素間に介在させることができる。

実際、好ましくは、各ブロック要素は、減衰部材を介して、上記支持構造体上に、かつ／またはその関連するケーシング上で支持される。これによって、有利なことには、上述したように、胴体の振動を低減する、第１および第２の取り付け手段に関するある程度の柔軟性を得ることが可能となる。すなわち、好ましくはたとえばエラストマーあるいはラバータイプの弾性変形可能なポリマー素材からなる減衰部材によって、有利なことには、振動を減衰させることが、したがって、振動の観点から、エンジンから胴体を切り離すのに関与することが可能となる。繰り返すが、これに代えて、スプリングタイプのその他の減衰部材を使用することもできる。

好ましくは、各ブロック要素は、それぞれ支持構造体に、そして関係するケーシングにそれぞれ当接するその二つの受け面間の間隔を調整するための手段を有する。この機能によって、開口内での、これらブロック要素の配置を容易にすることだけでなく、所望の値の圧縮プレストレスをそれに対して加えることが可能となる。

好ましくは、各ブロック要素は、二つの対向する受け面を支持する圧縮ロッドの形態を呈する。

好ましくは、上記第１および第２の取り付け手段のそれぞれは、上記支持構造体の他方の面と上記関連する二次ケーシングとの間に介在させられた少なくとも一つの二次減衰部材だけでなく、上記支持構造体の少なくとも二つの面に当接するブロック要素を具備してなる。好ましくは、各二次減衰部材は、ブロック要素を備えるよう意図された、上記減衰部材および／またはそれと共に同一あるいは類似の特性を有する。

さらに好ましくは、上記支持構造体および上記第１および第２のケーシングはそれぞれ、関連する中央開口面に沿った断面内で実質的に四角形を形成する四つの面を有し、上記第１および第２の取り付け手段のそれぞれは、上記支持構造体の他の二つの取り付け面と上記関連するケーシングとの間に介在させられた二次減衰部材だけでなく、上記支持構造体の二つの取り付け面に当接するブロック要素を具備してなる。

二次減衰部材は、たとえそうした直接接触が予期されても、本発明の範囲を逸脱することなく、支持構造体とケーシングとが直接接触しないようにする。そうした減衰部材および二次減衰部材が設けられない場合、いわゆる剛体アセンブリが支持構造体とケーシングとの間に実現される。

さらに、減衰部材および二次減衰部材が設けられる好ましい反対の場合、好ましくは、これら部材のいくつかあるいはそれぞれは、限定された圧縮移動距離にわたってのみ圧縮可能であり、これを超えると、構造体とケーシングとの間の剛体接触が圧縮の継続を阻止するようになされる。

本発明はまた、上述したような航空機の後方部分を組み立てるための方法に関し、これは、以下のステップ、すなわち
・胴体の第１の開口をそれが貫通するようにそれを移動させることによって、移動の方向に関して前方に向かってその内側端部が配置された状態で、第１の半構造体を配置するステップと、
・第２の胴体開口をそれが貫通するようにそれを移動させることによって、移動の方向に関して前方に向かってその内側端部が配置された状態で、第２の半構造体を配置するステップと、
・第２の半構造体の内側端部に第１の半構造体の内側端部を結合するステップとを具備する。

本発明のその他の特徴および利点は、以下の非限定的な詳細な説明から明らかとなる。

以下、図面を参照して、本発明について説明する。

本発明のある好ましい実施形態に基づく、航空機の後方部分の概略斜視図である。 図１に示す航空機の後方部分の詳細横断面図であり、胴体にエンジンの支持構造体を取り付けるための手段は意図的に省略されている。 先の図に示す後方部分のための組み立て方法を示す図である。 図２と類似の図であるが、胴体開口を形成するケーシング上にエンジンの支持構造体を取り付けるための第１および第２の取り付け手段が示されており、第１および第２の取り付け手段は第１実施形態の様態を呈しており、この図はまた図４の垂直線III‐IIIに沿って取った断面に対応している。 図３の垂直線IV‐IVに沿った断面図である。 図３と類似の図であるが、胴体にエンジンを支持する支持構造体を取り付けるための取り付け手段は、少なくとも一つの力リカバリー連結ロッドによって実現されている。 図５に示す形態の第１の代替例を示す図である。 図５に示す形態の第２の代替例を示す図である。 図３と類似の図であり、第１および第２の取り付け手段は第２実施形態の様態を呈しており、この図はまた図７の垂直線VI‐VIに沿った断面図に対応している。 図６の垂直線VII‐VIIに沿った断面図である。 図６および図７に示す第１の支持半構造体の斜視図である。 図６と類似の図であり、第１および第２の取り付け手段は第３実施形態の様態を呈しており、この図はまた図１０の垂直線IX‐IXに沿って取った断面図に対応している。 図９の垂直線X‐Xに沿った断面図である。 図９および図１０に示す第１の取り付け手段に属するブロック要素の一つを示す断面図である。 図９および図１０に示す第１の取り付け手段に属する二次減衰部材の一つを示す断面図である。 図３と類似の図であり、第１および第２の取り付け手段は第４実施形態の様態を呈している。 図１３に示す第１の支持半構造体の斜視図である。

図１は、本発明のある好ましい実施形態の様態を呈する航空機の後方部分１を示している。

以下の説明においては、慣例により、Ｘは航空機の前後方向を意味し、これは、航空機の前後方向軸線２と平行である。Ｙは航空機と交差する方向を意味し、そしてＺは垂直方向すなわち高さを意味し、これら三つの方向Ｘ,Ｙ,Ｚは互いに直交する。

さらに、「前方」および「後方」との用語は、スラストがエンジンによって加えられた結果として生じる航空機の前方移動の方向に関連して解釈されるべきであり、この方向は矢印４によって大まかに示されている。

概して、後方部分１は胴体６を具備してなるが、これは、実質的に円形、楕円形あるいは類似の断面を備え、中心を前後方向軸線２が通っており、そして航空機の内部空間８を画定している。

さらに、それは、軸線２を通る垂直中央面Ｐの両側に配置された少なくとも二つのエンジン１０を具備してなる。好ましい実施形態では、胴体６の各側に一つずつ、二つのエンジン１０が設けられるが、これらエンジンは、ターボジェットエンジン、ターボプロップ、あるいはその他のタイプのものであってもよい。そのそれぞれは、方向Ｘと実質的に平行な前後方向軸線１２を有する。

これらのエンジンの確実な懸架状態を実現するために、支持構造体１４が設けられ、好ましくは横断面内に配置され、そしてそれは、その二つの開口において胴体だけでなく内部空間８を貫通するという特徴を有する。平面Ｐから離れるように横方向に離間させられ、かつ、胴体から外側に突出する、この構造体１４の一部分は、図１に示すように、空力フェアリング１６によって覆われる。

さらに正確には、図２を参照すると、支持構造体１４が、それ自身に形成された第１および第２の開口(いずれも１８で示す)において胴体６を貫通している。これら二つの開口１８は、垂直中央面Ｐの両側に設けられ、かつ、この平面Ｐ(これはまた実質的に航空機の後方部分全体にとっての対称面を形成する)に関して対称に配置される。

支持構造体１４は第１および第２の対向する端部(いずれも２０で示す)を有し、それぞれが、平面Ｐの各側で個々に胴体から外側に突出しており、そしてエンジン１０の一方を支持している。

各端部２０は、したがって、たとえば、翼の下でエンジンを懸架するための従来公知のものと同一であるかあるいはそれに類似した構造を用いて、剛体取り付けマスト４構造体に対して連結でき、こうして航空機の構造体に向かう推力の伝達を保証する。

本発明の特徴の一つは、エンジンの支持構造体１４の設計に見出される。実際、当該構造体は、第１および第２の半構造体(いずれも２２で示す)から形成され、それぞれ、胴体の第１および第２の開口１８,１８を個々に貫通している。

さらに、それらは、内部空間８内で分離可能であるように互いに結合されている。このために、第１の半構造体２２は、第１の端部２０と逆側に内側端部２４を有し、そして第２の半構造体２２は、第２の端部２０と逆側に他の内側端部２４を有し、二つの内側端部２４,２４はしたがって当接状態であり、そして、たとえばボルトおよび／または剪断ピン(図示せず)を用いて、内部空間８内で分離可能であるように互いに結合されている。

好ましくは、二つの半構造体２２,２２間の接合は、取り付け境界面が置かれる平面Ｐにおいてなされ、ボルトおよび／またはピンはそれゆえ平面Ｐと交差する。概して、この平面Ｐは、エンジンの支持構造体１４に関する対称面を形成するが、これは、図２に示すように前方から見たとき、実質的にＶ字形である。

実際、図２の左側であると見なされる、第１の半構造体２２は、平面Ｐから離れるように移行する上端に向かって行く方向Ｙに対して傾斜しており、同様に、図２において右側であると見なされる、第２の半構造体２２もまた、平面Ｐから離れるように移行する上端に向かって行く方向Ｙに対して傾斜している。第１の半構造体２２は、したがって、横断平面内で方向ＹおよびＺに対して傾斜した第１の方向２８ａに沿って延在し、一方、第２の半構造体２２は、同じ横断平面内で方向ＹおよびＺに対してやはり傾斜した第２の方向２８ｂに沿って延在している。

各半構造体２２,２２は、平面Ｐ内に配置されたその内側端部２４から、エンジン１０の一つを支持するその対向端部２０,２０まで、その関連する方向２８ａ,２８ｂに実質的に直線的に延在するビームあるいはボックスの形態を呈する。

好ましい実施形態では、構造体１４によって形成されたＶの字は上方に開口し、そしてその先端は前後方向軸線２の上に配置される。Ｖの字の先端の位置決めの自由度ならびにＶの字の角度の値を設定する自由度は、存在するさまざまな応力に最も良好に適合することを可能にし、そして特に、半構造体２２,２２の外側パーティションにおいて生じる空力的阻害を最も良好に制限することを可能とする。

実際、支持構造体は、前方から見たとき、各半構造体に関して、
・胴体の水平中央面Ｐ'と、胴体の軸線２とエンジンの前後方向軸線１２とをつなぐライン３２との間の鋭角(ｖ)は２５°よりも大きく、かつ、
・それに沿って半構造体が延在する方向２８ａ,２８ｂと、上記半構造体の通路において胴体に対して垂直な方向３４との間の鋭角(ｗ)は２０°よりも小さいように設計される。

角度(ｖ)のこの相対的に大きな値によって、たとえばエンジン軸線１２が胴体の上側端部に近接して水平面内に配置された状態で、胴体に対して所望の高さにエンジンを配置することが可能となり、一方、(胴体と各半構造体との間の間隔をトランスレートする)角度(ｗ)の相対的に小さな値によって、付加的空力フェアリングの存在を排除することが可能となる。

上記の設計によって、支持構造体１４の容易な結合(組み立て)および分離(分解)が可能になる。実際、航空機１の後方部分を組み立てるための方法を示す図２ａを参照すると、当該方法は、内側端部２４が、たとえば上記第１の半構造体が設置されたときに延在する第１の方向２８ａに対応する、移動の方向３６ａに関して前方に向かって配置されるように、それを第１の胴体開口１８を通過させることを目的とした、その移動によって、第１の半構造体２２を配置するためのステップを含むことが分かる。

同時に、あるいは、引き続いて、その内側端部２４が、たとえばこの第２の半構造体が設置されたときに延在する第２の方向２８ｂに対応する、移動の方向３６ｂに関して前方に向かって配置されるように、それを第２の胴体開口１８を通過させることを目的とした、その移動によって、第２の半構造体２２を配置するためのステップが実施される。

これら二つのステップのそれぞれの間に、組み立て方法を簡素化しかつ短縮するために、エンジン１０を外側端部２０(図２ａには示していない)に既に組み付けておくことができる。

さらに、内側端部２４,２４は、好ましくはリブあるいは類似の手段などの二つの半構造体のアセンブリ専用のその補強手段を備えながらでさえ、そのそれぞれの胴体開口１８,１８を貫通する寸法とされる。これに代えて、これら補強手段は、それらが開口１８,１８を通過した後でのみ、内側端部２４,２４に設けることができる。

概して、中央開口面において、開口の高さと半構造体の高さとの比は、１.３ないし２とされる。さらに、この同一面において、開口の深さと半構造体の深さとの比は、方向Ｘにおいて、１.１ないし１.５である。

続いて、第１の半構造体２２の内側端部２４は、上記連結手段を用いて、第２の半構造体２２の内側端部に組み付けられるが、それは好ましくは方向Ｙに沿って配置される。

取り付け手段は、胴体とエンジンの支持構造体との間に設けられる。

第１の好ましい実施形態を図３および図４に示す。

これらの手段は、第１の半構造体を、第１の胴体開口を形成する第１のケーシングに対して連結する第１の取り付け手段と、第２の半構造体を、第２の胴体開口を形成する第２のケーシングに対して連結する第２の取り付け手段とを具備してなる。第１および第２の取り付け手段は、実質的に同じ構造を有し、かつ、平面Ｐに関して対称であるので、第１の手段についてのみ以下で説明する。

まず、第２の開口１８のそれと同一であるかあるいはそれに類似した構造を備えた第１の開口は、内側胴体スキン４０ａの通路および外側胴体スキン４０ｂにおけるもう一方の対向する通路を用いて形成されている。これら二つの通路は、それぞれ、開口１８の入口および同じ開口の出口を形成している。

開口は、前方胴体フレーム４２によって前方に向かって、そして他の後方胴体フレーム４２によって後方に向かって画定される。図４に示すように、二つの上述したものの間に配置された他の胴体フレーム４２は、開口１８を露出させるためにカットできる。さらに、開口は、上側閉鎖交差部材４４によって上向きに画定されるが、これは、好ましくは、胴体の全厚みにわたって方向Ｘに延在しており、かつ、それは二つの前方および後方胴体フレーム４２,４２をつないでいる。同様に、開口１８は、下側閉鎖交差部材４６によって下向きに画定されるが、これは、好ましくは、胴体の全厚みにわたって方向Ｘに延在しており、かつ、それは二つの前方および後方胴体フレーム４２,４２をつないでいる。四つの要素４２,４２,４４,４６は協働で、開口１８を画定する第１のケーシング５０を形成している。

したがって、半構造体２２に対して直交すると共にその入口および出口の間の実質的にその中央で開口を通過する平面に関連付けることができる、図３の線IV‐IVによって規定される垂直面においては、中央開口面におけるのと同様、ケーシング５０は、上記要素４２,４２,４４,４６によってそれぞれ形成された、その四つの面４２',４２',４４',４６'を用いて四角形の形態を呈する。これら同じ面において、半構造体２２の四つの面はまた四角形を形成するが、半構造体の面と開口とは二つずつ対向する。この結果、半構造体の前面５２'はケーシングの前面４２'と対向し、半構造体の後面５２'はケーシングの後面４２'と対向し、半構造体の上面５４'はケーシングの上面４４'と対向し、そして半構造体の下面５６'はケーシングの下面４６'と対向する。

第１の取り付け手段(第１のケーシング５０への第１の半構造体２２の結合を保証する)は、まず、半構造体２２の方向２８ａと実質的に直交すると共に平面ＹＺ内に配置された複数のボルト５３を含み、これは、上面５４'がケーシングの上面４４'に掛止されることを可能とする。したがって、一列に配置された一つあるいは複数のボルトは、方向Ｘに沿って離間して、半構造体２２の二つの異なる位置に設けられる。これによって、二つの矢印５８,６０によって示すように、平面ＹＺ内で、方向２８ａに対して直交する方向に沿った力のリカバリーを保証することが可能になる。すなわち、これらのボルト５３によって、中央開口面内であるいはそれと平行な面内で力をリカバーすることが可能となる。

同様に、第１の取り付け手段は、前面５２'がケーシングの前面４２'に掛止されることを可能とする、半構造体２２の方向２８ａと実質的に直交すると共に一つ以上の平面ＸＺ内に配置された一つあるいは複数のボルト６１を含む。したがって、好ましくは、ボルト６１が半構造体２２上に設けられ、図４に矢印６２で示すように、平面ＸＺ内で、方向２８ａと直交する方向に沿って力のリカバリーを保証することを可能とする。すなわち、このボルト６１はまた、中央開口面内で、あるいはそれと平行な面内で力をリカバーすることを、さらに好ましくはボルト６１が延在する方向Ｘの力をリカバーすることを可能とする。

これに代えて、半構造体２２を、他の方法で、その前面４２'および上面４４'にではなく、ケーシングに対して押し付けることが可能である。実際、好ましくは、ケーシングの二つの取り付け面に上記半構造体２２を押し付けることが求められるが、これは、したがって、とりわけある代替例によれば、下面４６'および後面４２'であってもよい。

好ましくは、各ボルト５３,６１、すなわちボルトの列が、フレキシブルなファスナーを形成するために設けられる。

これは、たとえば、一つあるいは複数の減衰部材、たとえばたとえばエラストマーあるいはラバータイプの、弾性変形可能なポリマー素材からなる部材などを用いてなされ、振動を減衰させることを可能とし、したがって、振動の観点から、エンジンから胴体を切り離すのに関与する。この減衰部材は、ここでは、好ましくは、二つずつ組み合わされた面４２',５２'および４４',５４'間で圧縮されたエラストマーブロック６４の形態を呈し、圧縮は、締め付け力によって、当該ブロックを通るボルト５３,６１に導入される引っ張り力に由来する。この解決策は、それが獲得する振動減衰特性のために好ましいが、本発明の範囲を逸脱することなく、これに代えて、二つずつ組み合わされた面４２',５２'および４４',５４'間の剛体的かつ直接的な接触も考えられる。

図５は、同じ第１および第２の取り付け手段が使用されている点で、図３および図４を参照して説明したものと類似の好ましい実施形態を示している。だが、胴体６に半構造体２２を取り付けるための手段は、一つあるいは複数の力リカバリー連結ロッドの存在によって実現されている。これによって、全体として、開口ケーシング５０を通過する力の大きさを最小限に抑えることが可能となり、それを、既存のものに比べて、より小さい寸法とすることが可能となる。

図示する実施形態においては、二つの連結ロッド６６が、平面Ｐに関して対称に配置された状態で設けられており、支持半構造体２２に見られる第１の端部(すなわち下側端部)と、その逆側端部(すなわち上側端部)を有する、これら連結ロッドのそれぞれは、開口１８から離れて胴体上に設けられている。

左右対称であるので、図５において右側の連結ロッド６６(すなわち第１の取り付け手段を構成しているもの)についてのみ説明する。

開口１８における、支持半構造体２２内での応力の集中を最小限に抑えるために、好ましくは、第１の連結ロッドの端部もまた開口から離れて、好ましくはそれゆえ内部空間８内で、この支持構造体に設けられる。この第１の端部８は、好ましくは、それと共に一体の取り付け部材６８を用いて、半構造体２２上に連結状態で設けられる。

それは、垂直中央面Ｐに接近しながら延在するが、ここで、その逆側端部は、胴体に、好ましくは図示するようにその上側部分に設けられる。繰り返すが、連結は、好ましくは、取り付け具７０すなわち内側空間に向かって突出する胴体フレーム延在部を用いた、関節式のものである。

二つの力リカバリー連結ロッド(これは、好ましくは、横断面内に配置され、かつ、その両端は、実質的に平面Ｐの同じポイントにおいて胴体に取り付けられる)は、協同で、支持構造体１４のそれに対して逆向きのＶの字形を実質的に形成する。

だが、連結ロッドのポジションおよび向きは、必要に応じて変更可能である。これに関して、連結ロッドは、図示するようにその上方ではなく、構造体１４の下方に配置できる。

概して、好ましくは、各力リカバリー連結ロッド６６は、図５におけるように方向Ｘに沿って見たとき、方向Ｚに対して傾斜している。これによって、少なくとも一つの成分が方向Ｙに沿って向けられた方向に沿って力を伝達することが可能となるが、これら左右方向の力は、実際、胴体開口１８内に収容された第１の取り付け手段を用いてリカバーするのが最も困難である。

図示する実施形態では、各連結ロッド６は、内側に向かって進むにつれて上昇するように、方向ＹおよびＺに対して実質的に傾斜させられている。図５の二つの矢印７２によって示される、これら二つの連結ロッド方向に加えられている力は、したがって、取り付け手段によって完全にリカバーすることができる。だが、ある代替解決策では、とりわけ、本発明の範囲を逸脱することなく、方向Ｙに沿って各連結ロッド６６が配置される。

図５に示すものと同様の複数の連結ロッド６６を、支持構造体１４と胴体６との間に設けることができ、したがって、その数は一つまたは二つに限定されない。さらに、その一つまたは複数は、それぞれ、胴体に対して伝達され得る振動を減衰／濾過することができる減衰ジャッキ(図示せず)で置き換えることができる。

やはり、連結ロッド６６によって胴体に対して伝達され得る振動を減衰／濾過する同じ目的で、その少なくとも一つにレゾネータを設けることが可能である(その例を図５ａに示す)。この図では、レゾネータは、胴体６の取り付け具７０に対して連結された連結ロッドの端部を備える。垂直に延在するレゾネータ１５０は、その端部の一つによって上記連結ロッド端部に対して連結されたビーター１５２を含む。連結ロッドによって胴体に伝達される振動の減衰は、胴体の取り付け具７０上の連結ロッドのヒンジピンを、すなわち取り付け具７０上のビーターのヒンジピンを中心とする、図５ａの矢印１５６で大まかに示すような質量１５４の揺動によってなされる。

さらに、上述したように、連結ロッド６６の配置は、直面する必要性および制約に応じて変更可能である。図５ｂにおいては、二つの連結ロッド６６はそれぞれ、胴体に、好ましくは、その側方部分に、固定された、好ましくは連結された外側端部(図示せず)と、好ましくはその中央で、それ自体支持構造体１４に連結された、プレート１５８に固定(連結)された内側端部とを有する。したがって、二つの連結ロッド６６の内側端部は、好ましくは方向Ｘに向けられた、プレートのヒンジピン１６０の両側に連結されているので、連結ロッド６６のそれぞれによって導入される力を、こうしてバランスさせることができる。さらに、それが二つの連結ロッドを備えた構造によってもたらされる余剰の度合いを排除することを考えれば、このようにプレートを追加したことで、組み立てが著しく簡素化される。これは限定ではないが、図５ｂは、二つの連結ロッド６６によって形成されたＶの字が下方に開いており、かつ、全体として支持構造体１４の下方に配置された形態を示している。

これに代えて、二つの連結ロッド端部を連結するプレート１５８を、支持構造体ではなく、胴体に、たとえば図５に関して説明した胴体取り付け部材７０に連結することができる。

図６ないし図８は、他の好ましい実施形態を示しているが、ここで、第１および第２の取り付け手段のそれぞれは第２実施形態の様態を呈し、力リカバリー連結ロッド６６が、ここでも用いられている。

実際、第１の取り付け手段(これらは同じものでありかつ第２の取り付け手段と対称であるので、これについてのみ説明する)は、半構造体２２の後方面５２'とケーシングの後方面４２'との間にヒンジ型接続部を備える。このために、方向２８ａと平行な軸８０が、ヨーク８２と、対向面４２',５２'とそれぞれ一体の取り付け部材８４とを、あるいは逆に連結している。好ましくは、半構造体２２の他方の面とケーシング５０とは依然として連結手段を備えておらず、しかしながら依然として対をなして対向している。

実現された連結は、矢印８６によって示すように、平面ＹＺ内で、方向２８ａと直交する方向に沿った力のリカバリー、ならびに矢印８８によって示すように、平面ＸＺ内で、方向２８ａと直交する方向に沿った力のリカバリーを保証する。すなわち、軸８０を用いたこの連結によって、好ましくは矢印８８によって示すような方向Ｘを含む、互いに直交する二つの方向に沿って、中央開口面内のあるいはそれと平行な面内の力をリカバーすることが可能となる。

図９および図１０は、他の好ましい実施形態を示しているが、ここで、第１および第２の取り付け手段のそれぞれは第３実施形態の様態を呈し、力リカバリー連結ロッド６６が、ここでも用いられている。

第１および第２の取り付け手段は、実質的に同じ構造を有し、かつ、平面Ｐに関して対称であるので、以下、第１の手段についてのみ説明する。

第３実施形態では、第１の取り付け手段は、まず、一方では第１のケーシングに、そして他方では支持半構造体に当接した状態での圧縮荷重下にある、支持構造体の少なくとも一つのブロック要素を具備してなる。この形態では、第１の取り付け手段は、ボルト型あるいは類似の型の、従来の既存の要素における場合のように、圧縮の際に機能し、引っ張りの際には機能しないブロック要素を用いて少なくとも部分的に形成される。これは、これらブロック要素の配置を容易なものとする。なぜなら、ブロック要素は、ケーシング５０あるいは支持半構造体２２を貫通することを要さずに、胴体開口１８内に完全に配置できるからである。

概して、参照数字９０,９２が付された各ブロック要素は、構造体の所与の面に力を加えるために、圧縮荷重下にあるが、これは、この所与の面と逆側の面を、それと反対のケーシングの面に対して接触を伴ってあるいはそれを伴わずに載置させる。したがって、図示する実施形態では、ブロック要素９０,９２は、それぞれ二つの別個の方向の圧縮荷重を受けて設けられ、中央開口面内に収まるが、これは、胴体開口の中央面の全ての方向においてケーシング５０に対して半構造体２２を維持するのに十分なものである。

さらに正確に言うと、第１の取り付け手段は、図９および図１０に大まかに示すブロック要素９０を具備してなり、圧縮荷重下にあるこれらの要素９０は、半構造体の上面５４'に、そしてケーシングの上面４４'に当接している。一列に配置されたこれらの要素９０の一つ以上が、方向Ｘにおいて離間して、半構造体２２の二つ以上の異なる位置に設けられる。これによって、平面ＹＺ内で、方向２８ａと直交する方向における力のリカバリーを保証することが可能となる。すなわち、これらブロック要素９０によって、中央開口面内であるいはそれと平行な面内で、力をリカバーすることが可能となる。

同様に、第１の取り付け手段は、図１０に大まかに示すブロック要素９２を具備してなり、圧縮荷重下にあるこれらの要素９２は、半構造体の後面５２'と、ケーシングの後４２'との間に存在している。したがって、一列に配置されたこれらの要素９２の一つ以上が、方向Ｚにおいて離間して、半構造体２２の二つ以上の異なる位置に設けられる。これによって、平面ＸＺ内で、方向２８ａと直交する方向における力のリカバリーを保証することが可能となる。すなわち、これらブロック要素９２によって、やはり、中央開口面内であるいはそれと平行な面内で力をリカバーすることが、さらに好ましくは、方向Ｘにおける力をリカバーすることが可能となる。

ここで、ブロック要素９０,９２は、前面５２'をケーシングの前面４２'に対して押し付けるために、そして下面５６'をケーシングの下面４６'に対して押し付けるために、後面４２'および上面４４'上に配置される。これに代えて、ブロック要素９０,９２をケーシングの後面４２'および上面４４'以外に配置することも可能である。実際、好ましくは、ケーシングの二つの取り付け面に、この半構造体２２を押し付けることが求められるが、これは、したがって、いくつかのうちの一つの代替例に基づいて、前面４２'および下面４６'上に圧縮荷重下にあるブロック要素を配置することによって、後面４２'および上面４４'となることができる。

各ブロック要素９０,９２、すなわち要素の列は、好ましくは、以下で詳しく説明するように、減衰部材を用いて、フレキシブルな取り付け機構を形成するよう設けられている。

さらに、二次減衰部材９４,９６が、支持半構造体の他の二つの取り付け面４２',４６'と、ケーシング５０との間に介在させられている。二次減衰部材は、たとえそうした直接接触が予期されても、支持構造体とケーシングとが直接接触しないようにする。そうした減衰部材および二次減衰部材が設けられない場合、いわゆる剛体アセンブリが支持構造体とケーシングとの間に実現される。

だが、図示する実施形態ではそうであるように、各ブロック要素は、上記支持構造体および／またはその関連するケーシングに、減衰部材を介して、当接している。これによって、有利なことには、上述したように、胴体の振動を低減する、第１および第２の取り付け手段に関するある程度の柔軟性を得ることが可能となる。すなわち、好ましくはたとえばエラストマーあるいはラバータイプの弾性変形可能なポリマー素材からなる減衰部材によって、有利なことには、振動を減衰させることが、したがって、振動の観点から、エンジンから胴体を切り離すのに関与することが可能となる。繰り返すが、これに代えて、スプリングタイプのその他の減衰部材を使用することもできる。

図１１は、そうした減衰要素を含む、ブロック要素９０,９２のそれぞれに関する、一つの可能な実施形態を示している。

この図は、ブロック要素９０が、それが連結している面４４',５４'に対して実質的に直交するように配置されたロッド９８の形態の部材を具備してなることを示している。半構造体の面５４'と協働する、このロッド９８の端部は、この面上に設けられたハウジング１００内で支持されている。第１の受け面１０１を形成しているこの端部は、湾曲していてもよく、そして、支持の良好な維持のために、ハウジング１００のそれに対して相補的な形状を有していてもよい。交差部材４４の上面４４'上には、たとえば、エラストマーブロックの形態の、減衰部材１０４を収容するハウジング１０２が設けられる。ハウジング１０２の底面は、(図１１に示すように要素１０４,１０６のそれぞれを貫通する)ロッド９８を取り外すことを要さずに、エラストマーブロック１０４の交換を可能にする取り外し可能なナット１０６によって形成されている。

ロッドに圧縮力を加えるために、それは、エラストマーブロック１０４と、さらに正確にはハウジング１０２の底に載っている面と逆側のブロックの面と接触する、他の受け面１０８を有する。第１の受け面１０１と逆側の、この受け面１０８は、ロッド９８のネジ付き部分１１２に螺着配置された締め付け部材１１０上に設けることができる。これによって、有利なことには、それぞれ支持構造体およびケーシングに当接する、二つの受け面１０１,１０８間の間隔を調整するための手段を構成することが可能となる。この機能によって、開口内での、ブロック要素９０の配置を容易にすることだけでなく、締め付け部材１１０をねじ込みながら、所望の値の圧縮プレストレスをそれに対して加えることが可能となる。

さらに、好ましくは、二次減衰部材１０４は限定された圧縮移動距離Ｃにわたってのみ圧縮可能であり、これを超えると、構造体とケーシングとの間の剛体接触が圧縮の継続を阻止するようになされる。この接触は、たとえば、表面１０８を、エラストマーブロック１０４を収容するハウジング１０２の開口を画定する表面１１４に当接させることによって実現される。

図１２は、二次減衰部材９４,９６を含む接続部のそれぞれに関する一つの可能性のある実施形態を示している。

この図は、交差部材４６の下面４６'上に、たとえばエラストマーブロックの形態の二次減衰部材９４を収容するハウジング１２０が設けられていることを示している。ハウジング１２０の底面は取り外し可能なナット１２２からなるが、これは、軸１２４がそれと一体であるために、たとえばナットを緩めることによって、エラストマーブロック９４の容易な交換を可能とする。

ブロック９４は、したがって、面５６'の専用表面１２６上だけでなく、ハウジング１２０の底面において支持されている。それは、こうして、これら二つの支持面間で圧縮される。

さらに、好ましくは、二次減衰部材９４は限定された圧縮移動距離Ｃ'にわたってのみ圧縮可能であり、これを超えると、構造体とケーシングとの間の剛体接触が圧縮の継続を阻止するようになされる。この接触は、たとえば、表面１２６を、エラストマーブロック９４を収容するハウジング１２０の開口を画定する表面１２８に当接させることによって実現される。

この結果、ケーシング５０内での半構造体２２の組み付けを確実なものとする第１の取り付け手段が専ら圧縮荷重下にある要素であると推測できる。

上記のとおり、第１および第２の取り付け手段は、力リカバリー連結ロッド６６によって実現されている。

図１３および図１４は、他の好ましい実施形態を示しているが、ここで、第１および第２の取り付け手段のそれぞれは第４実施形態の様態を呈し、力リカバリー連結ロッドは、もはや、ここでは用いられておらず、「トリム」システムと呼ばれる、エンジンの入射角を変更するためのシステムによって置き換えられている。

第１の取り付け手段は、第２の取り付け手段と同様、ここでは、図６ないし図８を参照して説明したものと同一のあるいはそれに類似のヒンジ型連結機構から構成されており、その軸８０および取り付け具８４のみを示すが、後者は、もちろん、ケーシングと一体のヨークと協働するよう意図されている。一つの相違は、それでも、軸８０の配置に見出されるが、それはもはや、中央開口面に対して直交する方向２８ａに沿って配置されておらず、それは、ここでは、第２の取り付け手段の軸８０と同一の軸に沿って、横方向に配置されている。

このヒンジによって、それぞれ、矢印１３０,１３２によって示すような、方向Ｚに沿った、そして方向Ｘに沿った力のリカバリーを保証することが可能となる。ヨークと、このヨークに収容された取り付け具との協働による、方向Ｙに沿った力のリカバリーも考えられる。

さらに、上記ヒンジによって、特定された必要性に従って、二つの軸８０の横断軸線を中心として、エンジンの支持構造体１４全体を回動させることが、したがって航空機のエンジンの入射角を制御することが可能となる。

このために、調整システム１３４が、好ましくは胴体の上側部分および構造体１４の中央部分に取り付けられた状態で、胴体と支持構造体とを連結している。当該システムは、実際、方向Ｚに沿った二つの要素１４,６間の間隔を変更することを可能とする。この間隔が増大するか減少するかに依存して、それは、軸８０の横断軸線に沿った、構造体１４の回動を引き起こし、エンジンの前部を上方にあるいは下方に、あるいは逆に傾ける。調整システム１３４が軸８０に関して前方に配置された、図示する実施形態では、この間隔を増大させることでエンジンの前部は下方に傾き、一方、この間隔を減少させることによってエンジンの前部は上方に傾く。

もちろん、当業者であれば、単に非限定的実施例として説明したに過ぎない本発明に対して、さまざまな変更を施すことができる。これに関して、所与の実施形態に関して説明した各特徴は予見されるその他の実施形態の全てに対して適用できることに留意されたい。

１ 後方部分
６ 胴体
８ 内部空間
１０ エンジン
１４ 支持構造体
１６ 空力フェアリング
１８ 開口
２０ 外側端部
２２ 半構造体
２４ 内側端部
４０ａ 内側胴体スキン
４０ｂ 外側胴体スキン
４２ 前方胴体フレーム
４２ 後方胴体フレーム
４４ 上側閉鎖交差部材
４６ 下側閉鎖交差部材
５０ ケーシング
５３ ボルト
６１ ボルト
６４ エラストマーブロック
６６ 連結ロッド
６８ 取り付け部材
７０ 取り付け具
１５０ レゾネータ
１５２ ビーター
１５４ 質量
１５８ プレート
１６０ ヒンジピン

Claims (10)

1. 航空機の後方部分(１)であって、
   前記航空機の内部空間(８)を画定する胴体(６)と、
   少なくとも二つのエンジン(１０)と、
   前記エンジン用の支持構造体(１４)であって、前記胴体に形成されると共に前記航空機の垂直中央面(Ｐ)の両側に配置された第１および第２の開口(１８,１８)において前記胴体を貫通し、第１および第２の対向端部(２０,２０)を有する支持構造体(１４)と、を具備し、
   前記支持構造体の前記第１および第２の対向端部のそれぞれは、前記垂直中央面の両側でそれぞれ前記胴体から外側に突出しており、かつ、前記エンジンの一方を支持しており、
   前記支持構造体(１４)は、前記胴体の前記第１および第２の開口(１８,１８)を貫通してそれぞれ延在する第１および第２の半構造体(２２,２２)から形成されており、前記第１および第２の半構造体は、それらが前記内部空間(８)内で分離可能であるように互いに結合されていることを特徴とする航空機の後方部分(１)。
2. 前記第１の半構造体(２２)は前記第１の端部(２０)と逆側の内側端部(２４)を有し、前記第２の半構造体(２２)は前記第２の端部(２０)と逆側の内側端部(２４)を有し、かつ、前記二つの内側端部(２４,２４)は、前記垂直中央面(Ｐ)と交わる連結手段を介して、それらが前記内部空間(８)内で分離可能であるように互いに結合されていることを特徴とする請求項１に記載の航空機の後方部分。
3. 前記連結手段は、ボルトおよび／または剪断ピンであることを特徴とする請求項２に記載の航空機の後方部分。
4. 前記第１および第２の半構造体(２２,２２)は、前方から見たとき、実質的にＶ字形をなすように、実質的に、互いに対して傾いた第１および第２の方向(２８ａ,２８ｂ)に沿って、それぞれ延在していることを特徴とする請求項１ないし請求項３のいずれか１項に記載の航空機の後方部分。
5. 前記Ｖ字形は、前記垂直中央面(Ｐ)を対称面として有することを特徴とする請求項４に記載の航空機の後方部分。
6. 前記支持構造体(１４)は、前方から見たとき、各半構造体に関して、
   ・前記胴体の水平中央面(Ｐ')と、前記胴体の前後方向中心軸線(２)と前記エンジンの前記前後方向軸線(１２)とをつなぐライン(３２)との間の鋭角(ｖ)は２５°よりも大きく、かつ、
   ・前記半構造体が延在する前記方向(２８ａ,２８ｂ)と、前記半構造体(２２)の通路において前記胴体に対して垂直な方向(３４)との間の鋭角(ｗ)は２０°よりも小さいように設計されていることを特徴とする請求項１ないし請求項５のいずれか１項に記載の航空機の後方部分。
7. 前記第１の半構造体(２２)は、第１の取り付け手段を介して前記第１の胴体開口(１８)を形成する第１のケーシング(５０)に対して連結され、かつ、前記第２の半構造体(２２)は、第２の取り付け手段を介して前記第２の胴体開口(１８)を形成する第２のケーシング(５０)に対して連結されていることを特徴とする請求項１ないし請求項６のいずれか１項に記載の航空機の後方部分。
8. 前記第１および第２の取り付け手段はそれぞれ少なくとも一つのフレキシブルなファスナーを具備してなることを特徴とする請求項７に記載の航空機の後方部分。
9. 前記第１および第２の半構造体はそれぞれ、概して、ビームの形態を呈することを特徴とする請求項１ないし請求項８のいずれか１項に記載の航空機の後方部分。
10. 請求項１ないし請求項９のいずれか１項に記載の航空機の後方部分を組み立てるための方法であって、
    ・前記胴体の前記第１の開口をそれが貫通するようにそれを移動させることによって、移動の方向に関して前方に向かってその内側端部が配置された状態で、前記第１の半構造体を配置するステップと、
    ・前記第２の胴体開口をそれが貫通するようにそれを移動させることによって、移動の方向に関して前方に向かってその内側端部が配置された状態で、前記第２の半構造体を配置するステップと、
    ・前記第２の半構造体の前記内側端部に前記第１の半構造体の前記内側端部を結合するステップと、
    を具備することを特徴とする方法。

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