JPH07508698A - 航空機の推進動力ユニット - 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】 航空機の推進動カニニット 本発明は、航空機の推進動カニニットに関し、限定的ではないが、特に、ダクト 付ファンタービン（ターボファン）エンジンと、該エンジンを収容するナセルと から構成される動カニニットに関する。

ターボファンエンジンにおけるナセルの機能は、一般的に２つの面を有する。

第１に、ナセルは、高空落下や突風等を含む種々の飛行条件の変化に対して、フ ァンに乱れを最小にした吸込空気流を供給しなければならない。第２に、ナセル の外形形状は、空気力学上の抵抗を最小にするようにすべきであるが、このナセ ルの外形形状は、例えば、付属部品であるギアボックスのような主要エンジン構 成要素によって制約を受ける。

外形形状について考察すると、全外形抵抗をなす外板摩擦要素は、外部表面の不 連続性によって直接影響される。円滑で連続した外部表面をめることが理想であ るが、この理想は、従来提案されているナセルでは、外板にある種々の分断部分 を設けるという妥協をせざるを得ない。この分断部分は、ナセルに収容された設 備に出入するために必要とされるドアやパネルによって当然束ずるものである。

典型的な従来技術に係るナセルか、第１図に示されており、この図は、ターボフ ァン動カニニットを装備した翼下のパイロン（ＰＹＬＯＮ　）の概略斜視図であ る。

ナセルの主要構成要素は、吸込カウル１１、ファンカウルドア１２、推力逆転ユ ニットＩ３およびノズル１４からなる。吸込カウル１１は、単一ユニットであり 、前縁突板構造体（ｌｅａｄｉｎｇ　ｅｄｇｅ　ｌ１ｐｓｋｉｎ　５ｔｒｕｃｔ ｕｒｅ）　］　５、外側主板■６、エンジン音を減するための空気吸込吸音筒１ ７並びに種々の内部固定部材および隔壁を含む。吸込カウル１１は、通常、吸音 筒１７の後方においてフランジを介してエンジンファンケースの前部フランジに 取り付けられる。ファンカウルドア１２は、通常、パイロン１８に蝶番によって 結合されており、下部中心線において互いに締結される。推力逆転ユニット１３ は、種々の形状を取り得るが、一般的にパイロン１８に装着される。ノズル１４ は、適用される排気原理、すなわち、混合しまたは独立したファン流排気とコア 排気に応じて、種々の方法で取り付けられる。推力逆転装置とノズルがとる形状 は、以下の記述から明らかになるように、本発明に係る推進動カニニットから得 られる効果に殆ど影響を与えることがない。

空気力学上の調査が行われ、図１に示すような従来のナセル構造体において、吸 込カウルとファンカウルドアの隙間部分がナセルの抵抗の原因となることが判明 した。

ファンカウルドアの他に、吸込カウル１１内に収納された設備に対して出入する ために、種々の他の検査用ドアと着脱自在なパネル（図示せず）が図１に示すナ セルの吸込カウル１１の外側主板１６に設けられている。主たる外側カウル板と 前記検査用ドアや着脱自在なパネルの間に現存する接合部分は、ナセルの外側表 面の空気力学上の効率をさらに一層減少してしまう。

本発明の目的は、従来、ナセルに備えられていた出入用のパネルやドアを使用す ることなく、ナセル内に収納されている設備に出入することができる航空機の推 進動カニニットを提供することにある。

本発明は、エンジンと該エンジンを収容するナセル構造体とからなり、前記ナセ ル構造体が、前方ナセル部および後方ナセル部を有し、該前方ナセル部の後方端 部が、この前方ナセル部の操作位置で該後方ナセル部の前方端部に接合し、前記 前方ナセル部の前方端部が、前記エンジンに吸込空気を供給するために該エンジ ンの上流にある吸気筒に至る吸込開口部を有した航空機の推進動カニニットにお いて、該ユニットが支持手段を備えることを特徴とする航空機の推進動カニニッ トを提供する。この支持手段は、前方ナセル部が該支持手段に沿って操作位置か ら前方位置に移動することを許容する間、該前方ナセル部を支持する。前方ナセ ル部が、支持手段により操作位置の前方に支持されることにより、操作位置の前 方ナセル部により出入困難であった動カニニットの構成要素に出入することがで きる。

本発明の好適な実施例では、前方ナセル部が、それを覆う連続した、または実質 上連続した低抵抗外側表面を有している。

「連続した、または実質上連続したＪとは、前方ナセル部の外側表面に割込みや 分断部分がないこと、またはこの割込みや分断部分の存在が、飛行時のエンジン の実用性の目的のために必要とされる少数の出入パネルから生起するものに限定 されることを意味している。

本発明の好適な実施例によれば、以下に説明するように、支持手段が、前方ナセ ル部をその操作位置からその前方位置に移動動作させるように設けられている。

本発明の第１の側面によれば、以下に説明するように、エンジンがターボファン エンジンであり、このターボファンエンジンがファンケースに囲繞されたダクト 付ファン設備を有している。このファンケースは、操作位置の前方ナセル部によ り出入することが困難であり、該前方ナセル部が支持手段によって前方位置に移 動することによって前記ファンケースに出入することができる。

従って、本発明は、図１に示すような従来のナセルのファンカウルドアを備える 必要がなく、ナセルの下部中心線に位置しファンカウルドア間の長手方向に延在 する外板分断部分と同様に、吸込カウルとファンカウルドアの間の周回する前方 外板分断部分を除去することにより、空気力学上の抵抗が減少する。

本発明の第２の側面によれば、吸気筒がエンジンの前方端部に取着され、前方ナ セル部がその前方端部に突板構造体によって形成された前縁形状を有し、この突 板構造体が後方に延在する外側および内側突板縁部を有する。前方ナセル部は、 さらに外側突板縁部から後方に延在する外側主板を備え、前方ナセル部の操作位 置で内側突板縁部が吸気筒の前方端部に隣接し、一方、前方ナセル部の前方位置 には前記吸気筒の前方に、後方に延在する外側主板の内側表面を露呈させるとと もに、その部位およびそれに装着された構成要素に出入するための空間が設けら れる。

従って、前方ナセル部の内側で構成要素に出入するための検査用ドアや着脱自在 なパネルの必要性かなくなり、ナセル構造体の空気力学上の効果が、それによっ て向上する。

本発明の好ましい実施例では、以下に説明するように、本発明の第１および第２ の側面か、共にターボファン推進動カニニットに具体化されている。

本発明の好適な実施例では、以下に説明するように、前方ナセル部の後方端部が 、ファンケースの下流側の位置で終端する。エンジンが、ファン設備の後方に推 力逆転ユニットを含む場合には、前方ナセル部の後方端部が、その操作位置にお いて、前記推力逆転ユニットの前方領域で終端する。

本発明の実施例では、以下に説明するように、その操作位置における前方ナセル 部の前縁形状を構成する内側突板縁部が、後方に延在して吸気筒の前方端部に当 接し、位置決め手段が、吸気筒の前方端部に当接関係にある内側突板縁部を位置 決めすべく離脱自在に備えられている。加えて、前方ナセル部の後方端部は、操 作位置に移動した時に、後方ナセル部の前方端部に当接し、取着手段は、操作位 置でこの後方端部を固定すべく備えられている。

本発明の実施例では、以下に説明するように、支持手段が複数のガイド組立体を 有し、各々のガイド組立体が第１および第２の相関するガイド部材を構成する。

各ガイド組立体を構成する一方のガイド部材は、後方ナセル部に関連して固定さ れ、他方のガイド部材は、前方ナセル部に関連して担持されかつ固定されている 。

これらのガイド部材は、互いに係合することにより、前方ナセル部が操作位置か ら前方位置に移動する際に前記前方ナセル部を支持するとともに、前方位置で該 前方ナセル部を支持する。

本発明の実施例では、以下に説明するように、各ガイド組立体の第１のガイド部 材は、ユニットの長手方向に延在する長尺なトラック要素であり、第２のガイド 部材は、該トラック要素と連動してそれに沿って移動するガイド要素である。

１以上のガイド組立体の各ガイド要素は、長尺形状を有し、それに沿って移動動 作するためにトラック要素内で係合する。

本発明の実施例では、以下に説明するように、少なくとも１のガイド組立体には 、ランク・ピニオン駆動組立体が設けられており、この組立体を構成するピニオ ンの回転がトラック要素内でのガイド要素の移動動作を伝達する。

本発明の実施例では、以下に説明するように、２のガイド組立体が、ユニットを 支持する支持構造体内で一定の間隔を有した位置に配置されている。他のガイド 組立体が、吸気筒の左側に支持されて配置され、その他のガイド組立体が、この 吸気筒の右側に支持されて配置される。

本発明の一実施例を添付の図面を参照して以下に詳細に説明する。

図１は、従来提案されたナセル構造体を含むターボファン動カニニットを装備し た典型的なパイロンの概略斜視図であり、図２は、本発明に係るナセル構造体を 含むターボファン動カニニットを装備した翼下パイロンの概略斜視図であり、 図３Ａは、図２に示されるナセル構造体において、その操作位置で該構造体の前 方ナセル部を示した概略一部所面図であり、図３Ｂは、図２に示されるナセル構 造体において、前方ナセル部が前方位置にあって該構造体内の構成要素や設備に 出入し得る状態を示した概略一部所面図であり、 図４Ａは、図２に示されるナセル構造体の前方ナセル部の前方端部を、動カニニ ットの吸気筒の前方端部に関連して位置決めする位置決め機構の一部断面図であ り、 図４Ｂは、図４Ａに対応し、前方ナセル部の前方端部が、位置決め機構によって 動カニニットの吸気筒の前方端部に連結された状態の一部断面図であり、図５は 、図２に示されるナセル構造体の前方端部の移動動作のために設けられたガイド 組立体を示す図２の動カニニットの概略分解斜視図であり、図６は、図５に示さ れるガイド組立体の１つの等角視図であり、図７は、図２に示されるナセル構造 体の前方ナセル部の前方端部を固定するための締結機構の概略分解斜視図である 。

図２を参照して説明すると、動カニニット１９が、航空機に装着された翼下にパ イロン１８１を介して支持されており、この動カニニット１９は、推進力を提供 する。動カニニット１９は、ナセル構造体２０に囲繞されたターボファンエンジ ン（図示せず）を備え、このナセル構造体２０は、前方ナセル部２１、推力逆転 部（または推力逆転ユニット）１３１およびノズル部１４１を含む。前方ナセル 部２１は、前縁２２を含み、この前縁２２は、後方に延在する外側および内側突 板縁２３．２４と外側主板２５とを有する突板構造体によって形成される。この 外側主板２５は、外側突板縁２３から後方に延在し、推力逆転ユニｙト１３１の 前方端部との結合部で終端する。

図３Ａには、図２に示す動カニニット１９の下部前方部分の一部鉛直断面が示さ れている。この図３Ａには、外側および内側突板縁２３．２４によって形成され た前縁２２を有した前方ナセル部２１、前方隔壁２６および外側主板２５が示さ れている。また、図３Ａには、ナセル構造体内に収容されたターボファンエンジ ンのファン設備のためのファンケース２７の一部断面と、このファンケース２７ の前方端部に装着された吸音筒２８の一部断面とが示されている。

前方ナセル部２１は、その操作位置が図３Ａに示されており、この操作位置では 、外側主板２５の後方端部が推力逆転ユニッＨ３１の前方端部に係合し、後方に 延在する内側突板縁２４が吸込吸音筒２８の前方端部に係合している。図３Ａに 示す操作位置て、前方ナセル部２１を有するナセル構造体の内部および外部形状 は、図２から理解され、また、図１に示す従来のナセル構造体に表された形状に 対応している。しかしながら、ナセル外側形状において、外側主板２５が、この 外側主板２５の後方端部と推力逆転ユニット１３１の前方端部の結合部で生ずる 最初の分断部分に至るまで後方に連続して延在していることが認められるであろ う。

ナセル部２１の外側主板２５の内側表面に担持されたファンケース２７および設 備に出入するために、前縁２２内において、本発明によれば、前方ナセル部２１ は、このファンケース２７および吸音筒２８を含む動カニニット１９の他の部分 に対して前方に移動可能であり、その前方位置が図３Ｂに示されている。図３Ｂ から諒解される通り、ファンケース２７が、外側主板２５および前縁２２の内側 と同様に、その構成要素やこれらに担持される設備に出入し得るように露呈され ている。

図３Ａおよび図３Ｂを参照して詳細に説明したように、前方ナセル部２１を前方 に移動させるように配置したので、構成要素や設備に出入することができる。

従来のナセル構造体においては、この構成要素や設備に出入するためには、ナセ ル構造体の外側形状に抵抗を誘発する分断部分が形成された他の検査用パネルお よびドアと同様なファンカウルドアが必要であった。

図２および図３Ａに示すように、前方ナセル部２１が操作位置に移動される時、 吸音筒２８の前方端部に関連して、この前方ナセル部２１を適当な位置に設定す ることが重要であることが了解されるであろう。この目的のため、複数の位置決 めピン組立体が配設され、この位置決めピン組立体は、前縁２２の外周に沿って 一定間隔を有して配置されており、その詳細が図４Ａおよび図４Ｂを参照して以 下に説明される。

図４Ａに示されるように、前方ナセル部２１の前縁２２の内側突板縁２４は、隔 壁２６によって担持され、後方に延在する周回するフランジ２９を越えて後方に 延在する。エンドプレート３１の周回する伸長部３０が、内側突板縁２４の端部 とフランジ２９の間にあってかつこれらに介装される。前記エンドプレート３１ は、放射状に延在する環状の面部３２を有し、この環状面部３２には、一定の間 隔ずつ離間して複数の位置決めピン３３が配設される。吸気筒２８の前方端部は 、前方に延在する周回する縁部３４を含み、この縁部３４に別のエンドプレート ３Ｇのフランジ部３５が固定される。前記エンドプレート３６は、放射状に指向 する環状面部３７を有し、この環状面部３７は、該環状面部３２に担持されたピ ン３３の数および配置に対応するように離間して形成された開口３８を有する。

前方ナセル部２１が、図４Ａに示す位置から図４Ｂに示すような操作位置に移動 することにより、ピン３３が開口３８に嵌合する。加えて、環状面部３７の内側 端部には、図示するように、シールリング３９が設けられている。

図５を参照して、図２に示された動カニニット１９の一部が実線で示されており 、これは、吸音筒２８、ファンケース２７、推力逆転ユニット１３１およびノズ ル１４１を備え、この動カニニット１９がパイロン１８１に支持されている。

前方ナセル部２１は、一点鎖線で示されるとともに、該前方ナセル部は、通常見 ることができない構成要素を表すために、その前方出入位置よりかなり前方の位 置に示されている。

図５に示す動カニニット１９は、４組のガイド組立体を備え、各ガイド組立体は 、トラック要素とこのトラック要素内に摺動自在に係合するガイド要素とを含む 。２組のカイト組立体は、トランク要素４０．４１とカイト要素４２．４３とか ら構成される。図示するように、トラック要素４０．４１は、パイロン構造体＋ ８１内に固定されかつこのパイロン構造体１８１の一体的部分を構成し、一方、 これらに対応するガイド要素４２．４３は、エンドサポート４４．４５および４ ６．４７によって前方ナセル部２１の内側に固定される。

他の２組のガイド組立体は、左側トラック要素４８と右側トラック要素４９とを 備え、これらがガイドブロック５０．５１に係合する。ガイドブロック５０．５ １は、前方ナセル部２１の内部の左側面および右側面に固着された支持体５２． ５３に担持されている。図示するように、左側および右側トラック要素４８．４ ９は、最後端部でファンケース２７およびエンジンリング１２７に固定され、前 方端部て吸音筒２８に装着されている。

図６を参照すると、図５に示すようにパイロン構造体１８１に装着された上側ガ イド組立体の左側の１組が、一部分として図６に示される。諒解されるように、 トラック要素４０は、Ｃ形断面であり、長尺なガイド要素４２に係合する。ガイ ド要素４２は、ガイドバーとしての形状を有しており、トラック要素４０に摺動 自在に係合する。前方ナセル部２１の内部に固着された最後端ブラケット（エン ドサポート）４５が図示される一方、ガイド要素４２の遠方端に支持された前方 ブラケット（エンドサポート）４４は図示されていない。トラック要素４０は、 一点鎖線で示すラック５４を担持し、このラック５４がピニオン５５（同様に一 点鎖線で示す）に係合する。ピニオン５５は、ブラケット４５に設けられてラッ ク５４に噛合するとともに、モータや手動駆動のような可撓性駆動部５６によっ て回転駆動される。

図６に示すガイド組立体の位置において、ガイド要素４２は、図３Ｂに示すよう に、前方位置において保持された前方ナセル部２１と共に十分に伸ばされている 。前方ナセル部２１を図３Ａに示す操作位置に戻すために、駆動力がピニオン５ ５に伝えられると、このピニオン５５は、ラック５４に沿って移動する。ガイド 要素４２が後方ブラケット４５と前方ブラケット（図示せず）に固定されている ため、このガイド要素４２と前方ナセル部２１がピニオン５５に伴って移動する 。

前方ナセル部２１が、このようにその操作位置に戻ると、この前方ナセル部２１ の前縁２２において隔壁２６によって担持された位置決めピン３３が、吸音筒２ ８の前端に備えられた開口３８に嵌合する。

図６に示すように、ガイド要素４２がトラック要素４０の前方端部から離脱する ことを防止するために、機械的ストッパ５７が設けられている。前方ナセル部２ １を動カニニット１９から完全に取り外したい場合には、機械的ストッパ５７が 解放され、これによりナセルが前方に自由に移動するとともに、ユニット１９か ら自由に取り外される。

前方ナセル部２１を、その操作位置で固定する必要があり、このため、種々の公 知の締結装置の何れか１つが使用されることは了解されるであろう。前方ナセル 部２１を操作位置に（この位置で推力逆転ユニット１３１の前方端部に当接して いる）保持するために使用可能な締結機構の簡単な構成は、概略的に図７に示さ れている。図７は、分解等角視図であって、締結機構の構成部品が示されており 、以下に簡単に説明する。

図７に示すように、前方ブラケット５８は、前方ナセル部２１に設けられた荷重 軸受部にその後部で取着されるとともに前方ブラケット５８には、支持アーム５ ９が形成され、この支持アーム５９は、係止ピン６０の一端を支持するとともに 、この係止ピン６０の他端はブラケット５８に固着される。別のブラケット６１ は、前方に延在しカリ平行に離間したアーム６２．６３を有し、殆どの範囲で推 力逆転ユニット１３１の荷重軸受部にしっかりと固定される。アーム６２．６３ は、シャフト６４を支持し、この／ヤフト６４がラッチ要素６５を担持する。

前記ランチ要素６５は、シャフト６４にピン止めされるとともに、ブラケット６ １のアーム６２．６３間に介装される。図示するように、ラッチ要素６５は、前 方に延在するかぎ状端部６６を備えている。また、シャフト６４にピン止めされ た手動操作レバー６７が、ラッチ要素６５の係脱を行うべくこのシャフト６４を 回転させるために設けられる。その配置構成では、前方ナセル部２１の操作位置 （この位置では、推力逆転ユニソ［３１と当接する関係に向かって移動する）に 向かう最終動作の間、かぎ状端部６６がブラケット５８の係止ピン６０を乗り越 え、次いで、レバー６７の手段によって、図７に示すように、反時計方向に回転 される。これにより、かぎ状端部６６の端部が、ピン６０の後ろ側に配置される 。締結機構は、レバー６７が時計方向に回転されることにより解除される。図７ に示されるような複数の締結機構が、推力逆転ユニット１３１の前方端部を周回 して離間した位置に配置される。

本発明は、一般的にナセルの空気力学に対して利点を提供するものであるが、そ の概念は、外板分断部分の除去が根本的な重要性を有する場合、層流ナセルに対 して特別な適応を見出すであろう。このようなナセルは、自然層流制御と複合層 流制御、すなわち、修正された外形形状と境界層吸気との組み合わせを含む。

本発明の別の利点は、前方ナセル部２１が前方に移動してエンジンシステムを装 備したファンケースと付属品を装備した吸気筒の両方を露呈させることによる広 い範囲にわたる出入ができることである。前方ナセル部２１の前方への移動によ り得られる有意義な改良によって得られた出入は、従来のナセルに比し、複合層 流制御ナセルにより、典型的なナセルの外板下方に収容される流量制御システム への出入を容易にする。このようなシステムは、流れの間仕切り、配管、ポンプ および制御機器を含む。

飛行時のエンジンの実用性の目的のため、少数の出入パネルが要求されることに 注意すべきである。その意図は、これらの侵入が制限されており、その結果、適 用される場合には、これらはシステム設計に関してエンジンデザインの制約内で てきるだけ後方に配置されるからである。

フロントページの続き （７２）発明者　ブレアー、アラン　ジョンイギリス国、シーオー、ダウン　ビ ーティー１８０エイチテイー　ホリウッド　マリノオールド　キー　コート　６ エイ

Claims (19)

【特許請求の範囲】
1. １．エンジンと、該エンジンを収容するナセル構造体とからなり、前記ナセル構 造体が、前方ナセル部および後方ナセル部を有し、該前方ナセル部の後方端部が 、この前方ナセル部の操作位置で該後方ナセル部の前方端部に接合し、前記前方 ナセル部の前方端部が、前記エンジンに吸込空気を供給するために該エンジンの 上流にある吸気筒に至る吸込開口部を有した航空機の推進動力ユニットにおいて 、 前記ユニットは、支持手段を備え、この支持手段は、前方ナセル部が該支持手段 に沿つて操作位置から前方位置に移動することを許容する間、該前方ナセル部を 支持し、操作位置の前方ナセル部により出入困難であつた動力ユニットの構成要 素に出入するために、該別方位置で該前方ナセル部を操作位置の前方に支持する ことを特徴とする航空機の推進動力ユニット。
2. ２．請求項１記載の推進動力ユニットにおいて、前記前方ナセル部が、連続した 、または実質上連続した低抵抗外側表面を有する航空機の推進動力ユニット。
3. ３．請求項１または２記載の推進動力ユニットにおいて、前記支持手段が、前方 ナセル部をその操作位置からその前方位置に移動動作させるように備えられてい る航空機の推進動力ユニット。
4. ４．請求項１乃至３のいずれかに記載の推進動力ユニットにおいて、前記エンジ ンがターボファンエンジンであり、このターボファンエンジンが操作位置の前方 ナセル部により出入困難なファンケースに囲繞されたダクト付ファン設備を有し 、該前方ナセル部が支持手段に沿つて前方位置に移動することによつて前記ファ ンケースに出入することが可能なように構成した航空機の推進動力ユニット。
5. ５．請求項４記載の推進動力ユニットにおいて、前記吸気筒がファンケースの前 方端部に固定され、前方ナセル部がその前方端部において突板構造体によつて形 成された前縁形状を有し、この突板構造体が後方に延在する外側および内側突板 縁部を有し、前方ナセル部が、さらに外側突板縁部から後方に延在する外側主板 を備え、前方ナセル部の操作位置で内側突板縁部が吸気筒の前方端部に接合する 一方、前方ナセル部の前方位置で前記吸気筒の前方に、後方に延在する外側主板 の内側表面を露呈させるとともに、その部位およびそれに装着された構成要素に 出入するための空間が設けられる航空機の推進助力ユニット。
6. ６．請求項１乃至３のいずれかに記載の推進動力ユニットにおいて、前記吸気筒 がエンジンの別方構成要素に取着され、前方ナセル部がその前方端部に突板構造 体によつて形成された前縁形状を有し、該突板構造体が後方に延在する外側およ び内側突板縁部を有し、前方ナセル部が、さらに外側突板縁部から後方に延在す る外側主根を備え、前方ナセル部の操作位置で内側突板縁部が吸気筒の前方端部 に隣接する一方、前方ナセル部の前方位置で前記吸気筒の前方に、後方に延在す る外側主板の内側表面を露呈させるとともに、その部位およびそれに装着された 構成要素に出入するための空間が設けられる航空機の推進動力ユニット。
7. ７．請求項６に記載の推進動力ユニットにおいて、前記エンジンがターボファン エンジンであり、このターボファンエンジンが、操作位置の前方ナセル部により 出入困難なファンケースに囲繞されたダクト付ファン設備を有するとともに、該 前方ナセル部が支持手段に沿つて前方位置に移動することによつて前記ファンケ ースに出入することが可能なように構成した航空機の推進動力ユニット。
8. ８．請求項４、５または６記載のいずれかに記載の推進動力ユニットにおいて前 記前方ナセル部の後方端部がファンケースの下流側の位置で終端する航空機の推 進動力ユニット。
9. ９．請求項５、７または８記載のいずれかに記載の推進動力ユニットにおいて前 記前方ナセル部の操作位置で、該前方ナセル部の前縁形状の内側突板縁部が後方 に延在して吸気筒の前方端部に当接関係にあり、位置決め手段が、吸気筒の前方 端部に当接関係にある内側突板縁部を位置決めすべく解除自在に備えられる航空 機の推進動力ユニット。
10. １０．請求項５、７、８または９記載のいずれかに記載の推進動力ユニットにお いて、前記前方ナセル部の後方端部は、操作位置に移動した時に後方ナセル部の 前方端部に当接し、取肴手段が、操作位置でこの後方端部を取着すべく備えられ る航空機の推進動力ユニット。
11. １１．請求項１乃至１０のいずれかに記載の推進動力ユニットにおいて、前記支 持手段が、１以上のガイド組立体を有し、各々のガイド組立体が第１および第２ の相関するガイド部材を含み、一方のガイド部材が後方ナセル部に関連して固定 され、他方のガイド部材が前方ナセル部に関連して支持されかつ固定され、各ガ イド組立体のこれらのガイド部材が互いに連動することにより、前方ナセル部が 操作位置から前方位置に移動する際にこの前方ナセル部を支持するとともに、前 方位置で該前方ナセル部を支持する航空機の推進動力ユニット。
12. １２．請求項１１記載の推進動力ユニットにおいて、複数のガイド組立体を備え 、前記ガイド組立体の第１のガイド部材が、ユニットの長手方向に延在する複数 の長尺なトラック要素からなり、第２のガイド部材が、該トラック要素と連動し て移動する複数のガイド要素からなる航空機の推進動力ユニット。
13. １３．請求項１２記載の推進動力ユニツトにおいて、１以上のガイド組立体の各 ガイド要素が、長尺形状を有し、移動するためにトラック要素内に係合する航空 機の推進動力ユニット。
14. １４．請求項１２または１３に記載の推進動力ユニットにおいて、少なくとも１ のガイド組立体が、ラック・ピニオン駆動組立体を備え、この組立体のピニオン の回転がトラック要素内でのガイド要素の移動動作として伝達される航空機の推 進動力ユニット。
15. １５．請求項１２、１３または１４のいずれかに記載の推進動力ユニットにおい て、２のガイド組立体が、ユニットを支持する支持構造体内で一定の間隔を有し た位置に配置される航空機の推進動力ユニット。
16. １６．請求項１５記載の推進動力ユニットにおいて、航空機に装着された翼下に おいて、前記支持構造体がパイロン部材に設けられた翼を含む航空機の推進動力 ユニット。
17. １７．請求項１２乃至１６のいずれかに記載の推進動力ユニットにおいて、複数 のガイド組立体の１つが、吸気筒の左側に支持されて配置され、他のガイド組立 体が、この吸気筒の右側に支持されて配置される航空機の推進動力ユニット。
18. １８．請求項４、５または７のいずれか、または請求項８乃至１７のいずれかに 記載の推進動力ユニットにおいて、前記エンジンが、ファン構造体の後方に位置 する推力逆転ユニットを備え、前方ナセル部の操作位置で該前方ナセル部の後方 端部が前記推力逆転ユニットの前方側で終端する航空機の推進動力ユニット。
19. １９．添付の図２乃至図７を参照して説明された航空機の推進動力ユニット。