JPH06510585A - 重い構成部品を取付けまた取外す方法及び装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 重い構成部品を取付けまた取外す方法及び装置技術分野 本発明は、重い構成部品（コンポーネント）例えば電子エンジンコントローラを 航空機エンジンに人為的に取付けまた取外す方法及び装置に関する。本発明は、 特に航空機エンジンの分野に最適に適用できるけれども、重い構成部品をベース 構体に取付ける他の分野にも適用できるものである。

背景技術 航空機の分野において使用されているガスタービンエンジン動力装置は、典型的 に、外側ケーシングを有するエンジンと、エンジンのまわりに延びるナセルとを 包含する。ナセルはエンジンから間隔を置かれており、したがって、外側ケーシ ングとナセルとの間にはこのようなエンジンの一例として、軸流ガスタービンエ ンジンがある。軸流ガスタービンエンジンにおいては、作動媒体ガスのための主 流れ通路は、エンジンを通して軸方向に延びると共に外側ケーシングによって制 限されている。入来するガスは、エンジンの回転体の第１列によって圧縮される 。燃料がこのガスに加えられ、その混合体が燃焼させられてガスにエネルギ−を 加える。それから、熱いガスは上記回転体の他の列を通して膨張させられる。エ ンジンの作動によって、エンジンはエンジンケーシングに熱を放射すると共に振 動を伝える。

航空機エンジンは、その外側に取付けられる種々の構成部品例えば電子エンジン コントローラ（ＥＥＣ）及びフルオー゛ハチイー（Ｆｕｌｌ　Ａｕｔｈｏｒｉｔ ｙ）デジタルエンジンコントローラ（ＦＡＤＥＣ）を装備し、これらのＥＥＣ及 びＦＡＤＥＣがエンジンの作動パラメータを維持し、制御信号をエンジンの他の 構成部品に送る。これらのＥＥＣ及びＦＡＤＥＣは、衝撃、振動及び熱を受けや すい電子回路素子を包含している。

これらのコントローラは、上記したナセルコンパートメント内に配置されて、エ ンジンの外側ケーシングに設けた支持構体に取付けられる。そして、振動絶縁装 置が、これらのコントローラを衝撃又は振動による破損から保護している。上記 の支持構体は、また、コントローラをエンジンから常に間隔を置いて離し、コン トローラの電子素子をエンジンから発生する熱から保護する。しかしながら、こ の離す間隔はナセルコンパートメント内で利用できる間隔によって限定される。

以上述べたエンジン構成部品には、メンテナンス及び修理のために頻繁に取外し されて再び取付けられることが要求される。この取付は及び取外しは、典型的に 、１人の整備士又は数人の整備士によって行われる。

取外しにあたっては、整備士はボルトを取外し、それから構成部品をエンジンか ら離し、ナセルに設けられているカウリングドアを通して人為的に持ち上げる。

そして、この取外しの手順と逆の手順の作業が取付けに要求される。この取付は 及び取外しの容易さは、エンジン構成部品の重さ及びエンジンに対してのエンジ ン構成部品の取付は位置に依存する。エンジンの中心線よりも下に取付けられる 重いエンジン構成部品にあっては、整備士が、このエンジン構成部品を物理的に 取外す間中のみならず、その支持ボルトの取外し及び取付けの間中にも該エンジ ン構成部品の重さを支えることが要求される。また、このエンジン構成部品は、 他の多数のエンジン構成部品に非常に接近した位置にあり、かつナセルコンパー トメント内への侵入を最小にするように方向が決められている。エンジン構成部 品の取付は及び取外しが困難であると、これによってエンジンの停止時間が長く なり、また取付は及び取外し中にエンジン及びその構成部品が破損する可能性が 増大する。

エンジン構成部品の取付は及び取外しの作業、特に航空機の分野におけるかかる 作業にあっては、安全性もまた重要な事項である。もし、取付は作業が完全でな い場合には、整備士に明白な警告を与える必要がある。理想的には、取付は及び 取外し作業は、取付は及び取外しのある段階の作業が不完全で行われる可能性を 減少又は排除し、エンジン構成部品及びエンジンが破損する可能性を減少させる ことが好ましい。

重い電子エンジン構成部品を航空機エンジンに取付は及び取外す改良された方法 が、米国特許第５，０３１．３９６号明細書（特許権者：マーゲンリイー（Ｍａ ｒｇｅｎｌ　］　ｉ）　、名称ニガスタービンエンジン用の前取付はリテーナ） に開示されている。この米国特許は、重いエンジン構成部品が複数のパッドを有 し、かつエンジンケーシングがこれらパッドの数と一致する数の外側に取付けら れたカップを有し、これらのカップがパッドと係合するような形状とされている 構成を開示している。そして、取付は作業の最初の段階において、整備士がパッ ドとカップとを係合することが要求される。カップは、それから、整備士がボル トを取付けている間中、エンジン構成部品の重さを支えている。一方、取外しに あたっては、整備士がボルトを取外している間中、カップはエンジン構成部品の 重さを支えている。

この従来の方法及び装置は、ボルトの取付は及び取外しの間中整備士がエンジン 構成部品の重さを支えることをなくすという利点がある。しかしながら、カップ とパッドとを係合する前に、すべてのカップ及びパッドを整列させねばならない 。このため、整備士が２つの面、すなわちカップによって限定される面とパッド によって限定される面とを整列させることが要求される。取付けようとするエン ジン構成部品の方向決め、重さ及び大きさ、またナセルコンパートメント内にお ける他の構造物への接近のために、上記したすべてのカップ及びパッドを整列さ せることが、幾つかの事例において極端に困難であることが生じている。

本発明は、このような従来技術の課題を解決するためになされたもので、重い構 成部品特に航空機エンジン構成部品の取外し及び取付けに生じる困難を減少して 、エンジンの停止時間を短（し、かつ安全性を向上させるように改良した方法を 開発したものである。

発明の開示 本発明の目的は、重い構成部品をベース構体に取付けまた取外す改良された方法 を提供することにある。

本発明の他の目的は、エンジン構成部品を航空機エンジンケーシングに取付けま た取外す改良された方法を提供することにある。

本発明の更に他の目的は、エンジン構成部品のために必要とされている締付は手 段を設けることが忘れられないようにして、エンジン構成部品を航空機エンジン に取付ける改良された方法を提供することを目的とする。

すなわち、本発明によれば、第１の要素を第２の要素に対しての取付は状態と非 取付は状態との間に相対的に動かす方法は、第１の要素と第２の要素とを連結位 置と非連結位置との間に動かす段階と、第１の要素を第２の要素に関して回転軸 線のまわりに動かす段階と、締付は手段を固定位置と非固定位置との間に動かす 段階とを包含する。

また、本発明によれば、取付は装置は締付は手段と連結手段とを包含し、該連結 手段は開口部を持つアーチ状部分を有するフックと、このフックに回転可能に係 合する手段とから成る。

本発明の特別の実施例によれば、エンジン構成部品を航空機エンジンに対しての 取付は状態と非取付は状態との間に、複数のボルトを使用して相対的に動かす方 法であって、前記エンジン構成部品が一対のフックと複数のボルト穴とを有し、 また前記エンジンが一対の取付はブラケットを有し、かつこれらの各ブラケット が支持体と、ビンを有するプレートと、ねじ切りソケットを有する振動絶縁装置 とを包含するものにおいて、前記一対のフックを一対のビンに係合する段階と、 前記エンジン構成部品を一対のビンの軸線まわりに動かす段階と、前記ボルトを ボルト穴及びねじ切りソケットに関して相対的に動かす段階とを包含する。

本発明の第１の特徴は、一方の要素に設けられるフックにある。第２の特徴は、 他方の要素に設けられるビン手段にあり、このピン手段は、ピンによって限定さ れる軸線のまわりにおいてエンジン構成部品がエンジンに関して回転及び並進移 動することを許す。第３の特徴は、エンジン構成部品がフックの頂部から閉じて いるカウリングドアの表面までの垂直距離によって限定される長さＬｌよりも大 きな垂直長さＬ２を有することである。

本発明の利点は次の点にある。すなわち、整備士がエンジン構成部品の重さを支 えることなしに、エンジン構成部品を航空機エンジンにボルトで締めることがで きることである。また、本発明によれば、エンジン構成部品をエンジンの中心線 よりも下に取付ける間中における安全な作業を提供する。すなわち、支持ボルト を取付ける前に、エンジン構成部品はその重力によってピンから垂直に吊れるよ うに付勢される。エンジン構成部品の長さはフックの頂部から閉じているカウリ ングドアまでの距離より大きいので、エンジン構成部品が航空機エンジンのカウ リングドアが閉じられるのを防止する。そして、カウリングドアを閉じることが できないということは、整備士が支持ボルトをまだ取付けていないという明白な 警告を与える。

本発明の前述した目的、特徴及び利点は添付図面に例示した模範的な実施例につ いての下記の詳細な説明を参照することによって明らかになるであろう。

図面の簡単な説明 図１は、本発明の一実施例を示し、カウリングドアが開らかれかつエンジン構成 部品が非取付は位置にある状態の航空機エンジン動力装置を示す斜視図である。

図２は、取付はブラケットに係合しているフックを示す図である。

図３は、フック及びボルト固定具を示す図である。

図４は、カウリングドアが開らかれ、航空機エンジン構成部品が取付は位置と非 取付は位置との間の中間位置にある状態を示す図である。

図５は、航空機エンジン構成部品が取付けられている状態を示す図である。

図６は、航空機エンジン構成部品に取付けられた振動絶縁装置を具備する本発明 の他の実施例を示す図である。

発明の最良の実施例 図１は、航空機動力装置８を示す。航空機動力装置８は、外側ケーシング１２を 有する航空機エンジン１０と、カウリングドア１６を有するナセル１４とを包含 する。外側ケーシング１２は、作動流体の内部流れのための及びエンジン構成部 品１８を外部に取付ける構造支持体のための表面境界を形成する。この外側ケー シング１２は、一対の上側取付はブラケット２０と一対の下側取付はブラケット ２２とによって構成されている支持装置を包含する。

ナセル１４は外側ケーシング１２から円周方向にずらされており、このずらしに よってナセルコンパートメント２４が限定されている。

エンジンの外側に取付けられる種々のエンジン構成部品、例えば電子エンジンコ ントローラ（ＥＥＣ）及びフルオーソリティーデジタルエンジンコントローラ（ ＦＡＤＥＣ）を包含する制御装置が、このナセルコンパートメント２４内に設置 される。カウリングドア１６は、開らかれることにより、ナセルコンパートメン ト２４及びその中に取付けられているエンジン構成部品に接近することを許す。

エンジン構成部品１８はポデー２６を包含する。このボデー２６の内部には、エ ンジンの作動のために必要とされる種々の電気−機械要素（図示せず）が設けら れている。エンジン構成部品１８は、また、一対の上側ボルト固定具２８と、一 対の下側ボルト固定具３０とを包含する。一対の上側ボルト固定具２８は、それ ぞれ、フック３２を有する。ボルト固定具２８，３０の各々は、締付は手段例え ば図１に示されている固定ボルト３６と係合するような形状とされたボルト穴３ ４を有する。フック３２は、２つの上側ボルト固定具２８の上方に形成され、こ れによりエンジン構成部品１８が上側取付はブラケット２０により支持されたと きに、エンジン構成部品１８は実質的に垂直に吊される。

次に図２及び図３を参照するに、各上側取付はブラケット（支持装置）２０は、 開口部４０を有する支持体３８と、振動絶縁装置４２と、ピン４６を有するプレ ート４４とから成る。支持体３８は、エンジンケ−ンング１２に直接取付けられ ていると共に、エンジン１０から離れるように延びて熱放散のためのクリアラン スを形成する。振動絶縁装置４２は、支持体３８に弾性的に取付けられている。

プレート４４は、この振動絶縁装置４２に取付けられている。上側取付はブラケ ット２０から成る支持装置は、エンジン構成部品１８のための回転軸線４８を有 する。ピン４６は、この回転軸線４８と長手方向に整列されて、回転軸線４８の まわりに配置されている。下側取付はブラケット２２は、ピンを有しないことを 除いては、以上述べた上側取付はブラケット２０と同一である。

振動絶縁装置４２は、一対のコイルばね５０と、最も外側のばね保持カップ５１ と、２つの中央のばね保持カップ５２と、固定ボルト３６を受け入れるような寸 法とされた孔を有する中央のスプール５４と、最も内側のばね保持カップ５３と 、ねじ切りソケット５６とを包含する。ねじ切りソケット５６は、プレート４４ から最も遠く離れたスプール５４の内方端に設けられている。スプール５４の外 方端は、ねじ切りされて、プレート４４のねじ穴５３に螺合され、これによりプ レート４４がスプール５４に固定されている。スプール５４は、また、支持体３ ８の開口部４０内を長手方向に動くことができるようにして、この開口部４０を 貫通するよう配置されている。各ばね５０は、スプール５４のまわりに配置され 、またその各一端に圧着されたばね保持カップ５２を有している。そして、この 一対の中央のばね保持カップ５２はその一部分が支持体３８の開口部４０内に埋 め込まれ、これにより中央ばね保持カップ５２及びばね５０がしっかりと固定さ れている。取付けた状態において、固定ボルト３６はスプール５４内を貫通して 、ねじ切りソケット５６に螺合する。

振動絶縁製！４２は、航空機エンジン１０からエンジン構成部品１８に伝達され る振動エネルギーの量を減少する。この振動エネルギーの減少量及び影響される 振動数は、使用するばねのばね定数に依存する。振動絶縁装置４２は、壊れやす い電気構成部品がエンジン１０から生じる振動エネルギーによって破損するのを 防止する。

各フック３２は、ステム部分６０とアーチ状部分６２とを有するシンプルなオー ブンフックである。アーチ状部分６２の開口部は、フック３２をピン４６に係合 することを可能とする。アーチ状部分６２は、その内側半径に沿って接触表面６ ６を有する。この接触表面６６は、フック３２とピン４６との回転接触領域に相 当する。すなわち、この接触表面６６は、フック３２がピン４６のまわりを回転 すると共にピン４６の表面上を側方に横切って滑動することができるようにする 。ステム部分６０及びアーチ状部分６２０寸法は、支持しようとするエンジン構 成部品１８の重さに依存する。また、アーチ状部分６２の開口部の寸法は、ピン ４６をフック３２に係合するのに十分な大きさであって、かつ、フック３２をピ ン４６から離すことなしにエンジン構成部品１８をピン４６のまわりに回転させ るのに十分な大きさでなければならない。

ピン４６及び支持体３８は、エンジン構成部品１８の重さの一部分を支持するの に十分な寸法でなければならない。各ピン４６及び支持体３８によって支持され るエンジン構成部品１８の重さの一部分は、フック３２及びピン４６の数及び位 置に依存する。

フック３２とピン４６とは、その相互作用によってエンジン構成部品１８と航空 機エンジン１０とを、これらが相対的に動くことができるように連結する手段を 構成する。エンジン構成部品１８は、取付けられるにあたって、回転軸線４８の まわりに回転させられて、ボルト固定具２８．３８が取付はブラケット２０．２ ２に接近する位置にもたらされる。そして、この位置から、エンジン構成部品１ ８がピン４６に沿って並進移動させられ、エンジン構成部品１８のボルト穴３４ が取付はブラケッ１−２０．２１の孔及びねじ切りソケット５６と整列させられ る。このようなエンジン構成部品１８の回転及び並進移動は、これによってエン ジン構成部品１８を取外す前に該部品１８を障害物のない位置に動かすことがで きるので、整備士がエンジン構成部品１８を取外す作業を助ける。

図１に示されている航空機エンジン１０の状態は、非作動状態である。そして、 エンジン構成部品１８は非取り付は状態であり、またカウリングドア１６は開放 状態である。航空機エンジン１０の作動状態のときには、図５に示されるように 、エンジン構成部品１８は、ねじ切りソケット５６に螺合した固定ボルト３６に よって取付はブラケット２０．２２にしっかりと取付けられる。また、カウリン グドア１６は閉じた状態とされる。

エンジン構成部品１８をエンジンケーシング１２に取付ける作業は、図４及び図 ５に示されるように、３つの簡単な段階から成る。第１の段階は、図４に示され るように、エンジン構成部品１８を次の位置に、すなわちフック３２をピン４６ に係合してフック３２及びピン４６がエンジン構成部品１８の重さを支持し、ま たエンジン構成部品１８をエンジンの中心線より下に取付けるためにエンジン構 成部品１８が垂直にぶら下がるような位置に、動かすことである。この位置は、 中間の位置である。第２の段階は、エンジン構成部品１８のボルト穴３４をねじ 切りソケット５６に整列するまで、エンジン構成部品１８をピン４６のまわりに 回転させると共に並進移動させることである。第３の、すなわち最後の段階は、 ボルト３６をボルト固定具２８．３０を通してねじ切りソケット５６に螺入し、 これによりエンジン構成部品１８をエンジンケーシング１２に固定することであ る。これにより、エンジン構成部品１８は取付は状態となる。そして、図５に示 されるように、カウリングドア１６が閉じられると、航空機エンジン１０は作動 状態となる。

要求はされないけれども、下側ボルト、すなわち回転軸線４８から最も遠いボル トは、上側ボルト、すなわち回転軸線４８に最も近いボルトに先んじて取り付け られることが、勧められる。後述するように、これによって、すべてのボルトを 取付けるときの際の時間的な遅れにより生じる過負荷によって、上側ボルトが破 損するのを防止することができる。すなわち、エンジン構成部品１８がエンジン １０に向って回転させられると、モーメントＭ（図５に示されている）が回転軸 線４８のまわりにエンジン構成部品１８の重量によって生じる。ボルト３６は、 取付けられると、モーメント荷重及び重量荷重の両方に対する反力を与える。

下側ボルト、すなわち回転軸線４８から最も遠く、したがって長いモーメントア ームを有する下側ボルトには、上側ボルトよりも小さな、エンジン構成部品１８ のモーメント力に対抗する強さが要求される。したがって、もし下側ボルトが最 初に取付けられる場合には、ボルトに要求される強さく及び重量）を減少させる ことができる。

また、次の点に注目すべきである。すなわち、エンジンの中心線よりも下に取付 けられるエンジン構成部品１８が図４に示される中間位置であるときに、エンジ ン構成部品１８の一部分がカウリングドア１６の開き部分に入り込んで干渉する ことである。この状態は、エンジン構成部品１８の垂直長さＬ２が距離Ｌ１すな わちフック３２の頂部から閉じている状態のカウリングドア１６までの距離Ｌ１ 　（図５参照）よりも大きいときに生じる。このエンジン構成部品１８をボルト で締付けないことにより生じる干渉によって、エンジン構成部品１８が正式に固 定される前にカウリングドア１６が閉じられるのを防止することができる。カウ リングドア１６が開いていることは、航空機エンジン１０が飛行のために準備さ れていないことを明白に警告し、エンジン構成部品１８が正式に取付けられる前 にエンジン１０が作動される可能性を減少させる。

エンジン構成部品１８を取外す手順は、本質的に、エンジン構成部品１８を取付 ける手順で用いた段階を逆の順番で行う。すなわち、第１の段階は、ボルト３６ を取外すことである。第２の段階は、フック３２をピン４６まわりに回転及び並 進移動させることによって、エンジン構成部品１８を中間位置に動かすことであ る。第３の段階は、フック３２をピン４６から解放することによって、エンジン 構成部品１８をエンジン１０の外へ動かすことである。取付けの手順の場合と同 じように、上側ボルトが最初に取外しされることが勧められ、これにより、すべ てのボルトを取外すときの際の時間的遅れの間において、エンジン構成部品１８ の荷重をフック３２と下側ボルトとの間に分配させることができる。

上側ボルトを取替えるために、フック３２に幾つかの適用をすることが可能であ る。本実施例では、フック３２は、エンジン構成部品の取付けの手順の間支持体 を構成しているばかりでなく、エンジン構成部品の荷重を下側ボルトに分担させ ることによって、エンジン構成部品を取付けた状態でも支持体を連結して構成し ている。本実施例は、航空機以外の分野には適用し得るけれども、安全面の理由 から航空機に適用することが勧められる。

また、図１〜図５に例示された実施例は２つのフック３２を用いるように示され ているけれども、単一のフックを用いてでも本発明を実施することが可能なもの である。しかし、単一のフックを用いた場合には、次のような欠点がある。すな わち、フックが単一の場合には、ボルトを固定する前のエンジン構成部品の動き において、エンジン構成部品が自由に動きまわる度合が増すので、すなわちエン ジン構成部品がフック３２の中心に位置する垂直軸線７０（図３参照）のまわり を回転できるようになるので、安定性が失われることである。このため、フック が単一の場合には、整備士が人為的にエンジン構成部品が垂直軸線７０のまわり を回転するのを防止することが要求される。この例は、しかしながら、エンジン 構成部品が三次元の曲率を有する表面に取付けられる場合には適用することがで きる。この場合において、エンジン構成部品の垂直軸線まわりの回転は、エンジ ン構成部品を取付ブラケットに整列させるのを助ける。

本発明は、また、２つよりも多い数のフックを用いてでも実施することができる ものである。しかし、この例には、フックとピンとを整列させる困難さが増すと いう欠点がある。すなわち、各ピンがエンジン構成部品の回転軸線と平行な長手 方向軸線を有することは、好ましいものである。多数のフックを用いる構成にお いては、これは、すべてのフックに係合する単一の長いピンを有することによっ て達成される。同じラインに沿って、フックの整列された接触表面を有すること は好ましいものであり、その結果、フックと単−又は複数のピンとの係合によっ て、各フックとピンとの係合のための接触点は回転軸線と平行の軸線上にあるこ とになる。より多くのフックとピンとを使用することは、それらを整列させる困 難さがより多く増すものである。

更に、本発明の他の実施例によれば、図６に示されるように、振動絶縁装置８２ はエンジン構成部品８４に設けられる。この実施例において、振動絶縁装置８２ は、一対のコイルはね８６と二対のばね保持カップ８８とを包含する。これらの ばね保持カップ８８はスプール９０のまわりに配置された一対のばね８６のそれ ぞれの両端に取付けられている。スプール９０は、フックプレート９４に取付け られた一方の端９２と、１つのばね保持カップ８８に取付けられた他方の端とを 有する。このスプール９０は、エンジン構成部品８４のプラットホーム９６を滑 動可能に貫通するように設けられている。ねじ切りソケット１００及びピンプラ ットホーム１０２は、エンジンケーシングに取付けられている支持体１０４に直 接取付けられている。また、エンジンから最も遠く離れた外方に配置されている ばね保持カップ８８は、スプール９０に固定されている。この実施例は、振動絶 縁装置を取付はブラケットに設けることができる場合に適用するのに有益である 。

なお、図１〜図６に例示した実施例では、フックはエンジン構成部品に設けられ 、またピンはエンジンケーシングに設けられている。しかしながら、当業者にと っては、これらフック及びピンの位置を逆に、すなわちピンをエンジン構成部品 に設け、またフックをエンジン構成部品に設け、またフックをエンジンケースに 設けることができることが明らかであろう。また、ピンは、円筒形の形状として 示されているけれども、フックを回転可能に支持し、これによりエンジン構成部 品とエンジンとの間に相対的な回転及び並進移動を許す手段を構成する形状であ れば、他のどのような形状にすることができるものである。

以上添付図面を参照して本発明の好適な実施例について詳述してきたけれども、 本発明はこの特定の実施例に決して限定されるものではなく、当業者であれば、 本発明の精神及び範囲を逸脱することな（、種々の変形、省略及び追加が上記実 施例に対して行うことができることを理解されよう。

補正書の写しく翻訳文）提出書 （特許法第１８４条の８） 平成６年３月２５内し １、特許出願の表示 ＰｃＴ’／ｌＪｓ　９２１０７５′７４２、発明の名称 重い構成部品を取付けまた取外す方法及び装置３、特許出願人 名　称　ユナイテッド　チクノロシーズ　コーポレイション４、代理人 〒１００東京都千代田区有楽町−丁目８番１号日比谷パークビルヂング５１９号 （電話３２１３−０６８６）状にすることができるものである。

請求の範囲 ■　航空機エンジン構成部品（１８）を航空機エンジン（１０）に取付けまた取 外す方法であって、航空機エンジン構成部品（１８）と航空機エンジン（１０） とを第１の位置で連結する連結手段が装備され、この連結手段は航空機エンジン 構成部品（１８）が航空機エンジン（１０）に関して回転軸線（４８）まわりに 相対的に回転することを許容すると共に、回転軸線（４８）のまわりで航空機エ ンジン構成部品（１８）と航空機エンジン（１０）とが相対的に並進移動するこ とを許容し、また締付は手段が第２の位置に装備され、この締付は手段は航空機 エンジン構成部品（１８）を航空機エンジン（１０）に固定するものにおいて： 航空機エンジン構成部品（１８）と航空機エンジン（１０）とを、航空機エンジ ン構成部品（１８）が航空機エンジン（１０）に連結手段で連結される連結位置 と、航空機エンジン構成部品（１８）が航空機エンジン（１０）に係合されない 非連結位置との間に動かす段階と； 航空機エンジン構成部品（１８）と航空機エンジン（１０）とが係合されている 状態で航空機エンジン構成部品（１８）を航空機エンジン（１０）に関して回転 軸線まわりに動かす段階と： 締付は装置を第２の位置で係合位置と非係合位置との間に相対的に動かす段階と ； を包含することを特徴とする方法。

２　請求項１記載の方法において、前記航空機エンジン構成部品（１８）を航空 機エンジン（１０）に関して回転軸線（４８）まわりに動かす段階は、航空機エ ンジン構成部品（１８）を航空機エンジン（１０）に関して回転軸線まわりに回 転させる段階から成る、方法。

３　請求項２記載の方法において、前記連結手段は、開口部を持つアーチ状部分 （６２）を有するフック（３２）と、このフック（３２）にその開口部を通して 係合されるビン（４６）とから成り、そして、前記航空機エンジン構成部品（１ ８）と航空機エンジン（１０）とを連結位置と非連結位置との間に動かす段階が 、更に、前記フック（３２）とピン（４６）とを係合位置と非係合位置との間に 動かす段階を包含してなる、方法。

４　請求項３記載の方法において、前記フック（３２）は航空機エンジン構成部 品（１８）に設けられ、またピン（４６）は航空機エンジン（１０）に設けられ ている、方法。

５　請求項４記載の方法において、前記締付は手段は、航空機エンジン構成部品 （１８）を航空機エンジン（１０）に固定するために航空機エンジン構成部品（ １８）及び航空機エンジン（２０）にそれぞれ係合する複数のボルト（３６）か ら成り、そして、前記締付は手段を係合位置と非係合位置との間に動かす段階が 、更に、回転軸線（４８）に最も近いボルト（３６）を係合する前に、回転軸線 （４８）から最も遠いボルト（３６）を係合し、また回転軸線（４８）から最も 遠いボルト（３６）を取り外す前に、回転軸線（４８）に最も近いボルト（３６ ）を取り外す段階を包含してなる、方法。

６　請求項４記載の方法において、前記複数のフック（３２）は航空機エンジン 構成部品（１８）に設けられ、各フック（３２）は回転軸線（４８）に平行であ る長手方向軸線に沿って整列されている接触表面を有し、そして、前記航空機エ ンジン構成部品（１８）と航空機エンジン（１０）とを連結位置と非連結位置と の間に動かす段階が、複数のフック（３２）とピン（４６）とを係合位置と非係 合位置との間に動かす段階から成る、方法。

７　請求項５記載の方法において、前記航空機エンジン（１０）に振動絶縁装置 （４２）が設けられ、この振動絶縁装置（４２）は、航空機エンジン構成部品（ １８）と航空機エンジン（１０）との取付は状態で前記ボルト（３６）に係合す ると共に、航空機エンジン構成部品（１８）と航空機エンジン（１ｏ）との間の 相対的な動きを許容し、そして、前記締付手段を係合位置と非係合位置との間に 動かす段階が、ボルト（３６）と振動絶縁装置（４２）とを係合し、また非係合 とする段階を包含してなる、方法。

８　請求項５記載の方法において、前記航空機エンジン構成部品（１８）に振動 絶縁装置（４２）が設けられ、この振動絶縁装置（４２）は航空機エンジン構成 部品（１８）と航空機エンジン（１０）との取付は状態で前記ボルト（３６）に 係合すると共に、航空機エンジン構成部品（１８）と航空機エンジン（１０）と の間の相対的な動きを許容し、そして、前記締付は手段を係合位置と非係合位置 との間に動かす段階が、ボルト（３６）と振動絶縁装置（４２）とを係合し、ま た非係合とする段階を包含してなる、方法。

９　請求項２記載の方法において、前記航空機エンジン構成部品（１８）は制御 装置であり、また前記連結手段は、この制御装置に設けられて、開口部を持つア ーチ状部分（６２）を有するフック（３２）と、航空機エンジン（１０）に設け られて、前記フック（３２）にその開口部を通して係合されるビン（４６）とか ら成り、そして、前記制御装置と航空機エンジン（１０）とを連結位置と非連結 位置との間に動かす段階が、更に、前記フック（３２）とビン（４６）とを係合 位置と非係合位置との間に動かす段階を包含してなる、方法。

１０　請求項４記載の方法において、前記航空機エンジン構成部品（１８）は航 空機エンジン（１０）の中心線よりも下に取付けられ、締付は手段の非係合状態 で、航空機エンジン構成部品（１８）が重力でもって付勢されて回転軸線（４８ ）のまわりを回転して航空機エンジン（１０）から離れることができ、また航空 機エンジン（１０）はカウリングドア（１６）を有するナセル（１４）を包含し 、このカウリングドア（１６）が閉じた位置である状態でフック（３２）の頂部 からカウリングドア（１６）までの垂直距離によって定められるＬｌが、航空機 エンジン構成部品（１８）の垂直長さＬ２よりも小さくされている、方法。

１１　航空機エンジン構成部品（１８）を航空機エンジン（１０）に取付ける取 付は装置において：航空機エンジン構成部品（１８）を航空機エンジン（１０） に固定する締付は手段と： 航空機エンジン構成部品（１８）及び航空機エンジン（１０）の一方に設けられ たアーチ状部分（６２）と： 航空機エンジン構成部品（１８）及び航空機エンジン（１０）の他方に設けられ て回転可能に支持する手段と： を包含し、この回転可能に支持する手段は前記アーチ状部分（６２）に係合して 、航空機エンジン構成部品（１８）と航空機エンジン（１０）とを連結すると共 に係合した位置での並進移動を許容し、そして、前記取付は装置が、回転軸線（ ４８）まわりの航空機エンジン構成部品（１８）と航空機エンジン（１０）との 間の相対的な回転を許容すると共に、回転軸線（４８）に沿う航空機エンジン構 成部品（１８）と航空機エンジン（１０）との間の相対的な並進移動を許容する ことを特徴とする、取付は装置。

】２　請求項１１記載の取付は装置において、前記アーチ状部分（６２）は開口 部を有するフック（３２）から成り、また前記回転可能に支持する手段は前記フ ック（３２）にその開口部を通して係合されるようにした、取付は装置。

１３　請求項１１記載の取付は装置において、前記締付は手段は複数のねじ切り ボルト（３６）から成り、航空機エンジン構成部品（１８）及び航空機エンジン （１０）はこれらボルト（３６）で係合されるようにした、取付は装置。

１４　請求項１１記載の取付は装置において、前記アーチ状部分（６２）は複数 のフック（３２）から成り、各フック（３２）は他のフック（３２）の接触表面 と整列する接触表面を有し、その整列軸線は回転軸線（４８）に平行とされてい る、取付は装置。

１５　請求項１２記載の取付は装置において、前記フック（３２）は航空機エン ジン構成部品（１８）に設けられていると共に、前記回転可能に支持する手段は 航空機エンジン（１０）に設けられている、取付は装置。

１６　請求項１３記載の取付は装置において、更に、前記航空機エンジン（１０ ）に設けられて前記ボルト（３６）に係合するブラケット（２０）を包含し、こ のブラケット（２０）は振動絶縁装置（４２）を有し、そして前記回転可能に支 持する手段は前記ブラケット（２０）に設けられている、取付は装置。

１７　請求項１３記載の取付は装置において、更に、前記航空機エンジン構成部 品（１８）に設けられて前記ボルト（３６）に係合する振動絶縁装置（４２）を 包含してなる、取付は装置。

１８　請求項１５記載の取付は装置において、前記航空機エンジン構成部品（１ ８）は制御装置である、取付は装置。

１９　制御装置１１記載の取付は装置において、前記アーチ状部分（６２）は航 空機エンジン構成部品（１８）に設けられ、また前記回転可能に支持する手段は 航空機エンジン（１０）に設けられ、更に航空機エンジン（１０）はこの航空機 エンジン（１０）の外側に設けられてカウリングドア（１６）を有するナセル（ １４）を包含し、前記航空機エンジン構成部品（１８）は航空機エンジン（１０ ）の中心線よりも下に取付けられ、重力によって航空機エンジン構成部品（１８ ）が航空機エンジン（１０）から離れるように回転するよう付勢され、また前記 カウリングドア（１６）が閉じた位置である状態でアーチ状部分（６２）からカ ウリングドア（１６）までの垂直距離によって定められるＬｌが、航空機エンジ ン構成部品（１８）の垂直長さし２よりも小さくされている、取付は装置。

２０　請求項１５記載の取付は装置において、更に、前記航空機エンジン（１０ ）の外側に設けられてカウリングドア（１６）を有するナセル（１４）を包含し 、前記航空機エンジン構成部品（１８）は航空機エンジン（１０）の中心線より も下に取付けられ、重力によって航空機エンジン構成部品（１８）が航空機エン ジン（１０）から離れるように回転するように付勢され、また前記カウリングド ア（１６）が閉じた位置である状態でフック（３２）の頂部からカウリングドア （１６）までの垂直距離によって定められるし１が、航空機エンジン構成部品（ １８）の垂直長さＬ２よりも小さくされている、取付は装置。

手続補正書　（審査請求と同時） 、、、ワ。年４月２０−

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １　第１の要素と第２の要素とを取付け状態と非取付け状態との間に相対的に動 かす方法であって、第１の要素と第２の要素とを第１の位置で連結する連結手段 が装備され、この連結手段は第１の要素が第２の要素に関して回転軸線まわりに 相対的に回転することを許容すると共に回転軸線のまわりで第１の要素と第２の 要素とが並進係合することを許容し、また締付け手段が第２の位置に装備され、 この締付け手段は第１の要素を第２の要素に固定するものにおいて；第１の要素 と第２の要素とを、第１の要素が第２の要素に連結手段で連結される連結位置と 、第１の要素が第２の要素に係合されない非連結位置との間に動かす段階と； 第１の要素と第２の要素とが係合されている状態で第１の要素を第２の要素に関 して回転軸線まわりに動かす段階と； 締付け装置を第２の位置で係合位置と非係合位置との間に相対的に動かす段階と ； を包含する方法。 ２　請求項１記載の方法において、前記第１の要素を第２の要素に関して回転軸 線まわりに動かす段階は、第１の要素を第２の要素に関して回転軸線まわりに回 転させる段階から成る、方法。 ３　請求項２記載の方法において、前記連結手段は、第１及び第２の一方の要素 に設けられて、開口部を持つアーチ状部分を有するフックと、第１及び第２の他 方の要素に設けられて、前記フックにその開口部を通して係合されるピンとから 成り、そして、前記第１の要素と第２の要素とを連結位置と非連結位置との間に 動かす段階が、更に、前記フックとピンとを係合位置と非係合位置との間に動か す段階を包含してなる、方法。 ４　請求項２記載の方法において、前記第１の要素は航空機エンジン構成部品で あると共に、前記第２の要素は航空機エンジンであり、また前記連結手段は、航 空機エンジン構成部品に設けられて、開口部を持つアーチ状部分を有するフック と、航空機エンジンに設けられて、前記フックにその開口部を通して係合される ピンとから成り、そして、前記航空機エンジン構成部品と航空機エンジンとを連 結位置と非連結位置との間に動かす段階か、更に、前記フックとピンとを係合位 置と非係合位置との間に動かす段階を包含してなる、方法。 ５　請求項４記載の方法において、前記締付け手段は、航空機エンジン構成部品 を航空機エンジンに固定するために航空機エンジン構成部品及び航空機エンジン にそれぞれ係合する複数のボルトから成り、そして、これらボルトを係合位置と 非係合位置との間に動かす段階が、更に、回転軸線に最も近いボルトを係合する 前に、回転軸線から最も遠いボルトを係合し、また回転軸線から最も遠いボルト を取り外す前に、回転軸線に最も近いボルトを取り外す段階を包含してなる、方 法。 ６　請求項４記載の方法において、前記複数のフックは航空機エンジン構成部品 に設けられ、各フックは回転軸線に平行である長手方向軸線に沿って整列されて いる接触表面を有し、そして、前記航空機エンジン構成部品と航空機エンジンと を連結位置と非連結位置との間に動かす段階が、複数のフックとピンとを係合位 置と非係合位置との間に動かす段階から成る、方法。 ７　請求項５記載の方法において、前記航空機エンジンに振動絶縁装置が設けら れ、この振動絶縁装置は、航空機エンジン構成部品と航空機エンジンとの取付け 状態で前記ボルトに係合すると共に、航空機エンジン構成部品と航空機エンジン との間の相対的な動きを許容し、そして、前記ボルトを係合位置と非係合位置と の間に動かす段階が、ボルトと振動絶縁装置とを係合し、また非係合とする段階 を包含してなる、方法。 ８　請求項５記載の方法において、前記航空機エンジン構成部品に振動絶縁装置 が設けられ、この振動絶縁装置は航空機エンジン構成部品と航空機エンジンとの 取付け状態で前記締付け手段に係合すると共に、航空機エンジン構成部品と航空 機エンジンとの間の相対的な動きを許容し、そして、前記ボルトを係合位置と非 係合位置との間に動かす段階が、ボルトと振動絶縁装置とを係合し、また非係合 とする段階を包含してなる、方法。 ９　請求項２記載の方法において、前記第１の要素は制御装置であると共に、前 記第２の要素は航空機エンジンであり、また前記連結手段は、前記制御装置に設 けられて、開口部を持つアーチ状部分を有するフックと、航空機エンジンに設け られて、前記フックにその開口部を通して係合されるピンとから成り、そして、 前記制御装置と航空機エンジンとを連結位置と非連結位置との間に動かす段階が 、更に、前記フックとピンとを係合位置と非係合位置との間に動かす段階を包含 してなる、方法。 １０　請求項４記載の方法において、前記航空機エンジン構成部品は航空機エン ジンの中心線よりも下に取付けられ、締付け手段の非係合状態で、航空機エンジ ン構成部品が重力でもって付勢されて回転軸線のまわりを回転して航空機エンジ ンから離れることができ、また航空機エンジンはカウリングドアを有するナセル を包含し、このカウリングドアが閉じた位置である状態でフックの頂部からカウ リングドアまでの垂直距離によって定められるＬ１が、航空機エンジン構成部品 の垂直長さＬ２よりも小さくされている、方法。 １１　第１の要素を第２の要素に取付ける取付け装置において： 第１の要素を第２の要素に固定する締付け手段と；第１及び第２の一方の要素に 設けられたアーチ状部分と； 第１及び第２の他方の要素に設けられて回転可能に支持する手段と； を包含し、この回転可能に支持する手段は前記アーチ状部分に係合して、第１の 要素と第２の要素とを連結すると共に係合した位置での並進移動を許容し、そし て、前記取付け装置が、回転軸線まわりの第１の要素と第２の要素との間の相対 的な回転を許容すると共に、回転軸線に沿う第１の要素と第２の要素との間の相 対的な並進移動を許容することを特徴とする、取付け装置。 １２　請求項１１記載の取付け装置において、前記アーチ状部分は開口部を有す るフックから成り、また前記回転可能に支持する手段は前記フックにその開口部 を通して係合されるようにした、取付け装置。 １３　請求項１１記載の取付け装置において、前記締付け手段は複数のねじ切り ボルトから成り、第１の要素及び第２の要素はこれらボルトで係合されるように した、取付け装置。 １４　請求項１１記載の取付け装置において、前記アーチ状部分は複数のフック から成り、各フックは他のフックの接触表面と整列する接触表面を有し、その整 列軸線は回転軸線に平行とされている、取付け装置。 １５　請求項１２記載の取付け装置において、前記第１の要素は航空機エンジン 構成部品であると共に、前記第２の要素は航空機エンジンであり、前記フックは 航空機エンジン構成部品に設けられていると共に、前記回転可能に支持する手段 は航空機エンジンに設けられている、取付け装置。 １６　請求項１５記載の取付け装置において、更に、前記航空機エンジンに設け られて前記ボルトに係合するブラケットを包含し、このブラケットは振動絶縁装 置を有し、そして前記回転可能に支持する手段は前記ブラケットに設けられてい る、取付け装置。 １７　請求項１５記載の取付け装置において、更に、前記航空機エンジン構成部 品に設けられて前記ボルトに係合する振動絶縁装置を包含してなる、取付け装置 。 １８　請求項１５記載の取付け装置において、前記航空機エンジン構成部品は制 御装置である、取付け装置。 １９　制御装置１１記載の取付け装置において、前記第１の要素は航空機エンジ ン構成部品であって、この航空機エンジン構成部品に前記アーチ状部分が設けら れ、また前記第２の要素は航空機エンジンであって、この航空機エンジンに前記 回転可能に支持する手段が設けられ、更に航空機エンジンはこの航空機エンジン の外側に設けられてカウリングドアを有するナセルを包含し、前記航空機エンジ ン構成部品は航空機エンジンの中心線よりも下に取付けられ、重力によって航空 機エンジン構成部品が航空機エンジンから離れるように回転するよう付勢され、 また前記カウリングドアが閉じた位置である状態でアーチ状部分からカウリング ドアまでの重直距離によって定められるＬ１が、航空機エンジン構成部品の垂直 長さＬ２よりも小さくされている、取付け装置。 ２０　請求項１５記載の取付け装置において、更に、前記航空機エンジンの外側 に設けられてカウリングドアを有するナセルを包含し、前記航空機エンジン構成 部品は航空機エンジンの中心線よりも下に取付けられ、重力によって航空機エン ジン構成部品が航空機エンジンから離れるように回転するように付勢され、また 前記カウリングドアが閉じた位置である状態でフックの頂部からカウリングドア までの垂直距離によって定められるＬ１が、航空機エンジン構成部品の垂直長さ Ｌ２よりも小さくされている、取付け装置。