JP2004352233A - 航空機エンジン用前部締結装置 - Google Patents

Abstract

【課題】組立中の間違いの危険性が最小限に抑えられた、エンジンを航空機構造体に取り付ける装置を提供する。
【解決手段】本発明は、パイロンへの剛性締結手段を装着した上側ブレース１２、１２’と、第１の接続ロッド１６および第２の接続ロッド１８とを含み、接続ロッドの各々が、一方で、第１のボールジョイント接続部１６１、１８１；１６１’、１８１’によってエンジンに接続され、他方で、第２のボールジョイント接続部１６５、１８５；１６５’、１８５’によって上側ブレース１２、１２’に接続されている、アタッチメント装置、特に、ターボエンジン１を航空機パイロンに取り付ける前部アタッチメント装置に関する。この装置は、各接続ロッド１６、１８が第３の非常時用のリンク１６７、１８７；１７６’、１８７’を含むことを特徴とする。
【選択図】 図２

Description

本発明は、航空機構造体への推進エンジンのサスペンションに関する。本発明は、特に、部品の一つが突発的に破損した場合にサスペンションを保持する手段を含む、サスペンションまたは締結装置に関する。

推進エンジンは、航空機の種々の場所に搭載することが可能であり、例えば、航空機構造体と一体的なパイロンから吊される。推進エンジンは、取り付け手段によって、主翼の下に吊され、胴体に締め付けられ、または尾翼に搭載される。これらの取り付け手段の目的は、エンジンと航空機構造体との間で機械的荷重を確実に伝達することである。考慮すべき荷重は、３つの主方向に向けられる。それらは、特に、エンジンの重量と、エンジンの推力と、横方向の空気力学的荷重とである。伝達されるべき荷重には、エンジンの軸周りの回転トルクも含まれる。その他に、これらの手段は、特に、熱膨張または熱収縮に起因した寸法の変動のために、飛行の多様な段階中にエンジンが受ける変形を吸収しなければならない。

例えば、ファン型のターボエンジンの場合、懸架モードは、前部サスペンションまたはアタッチメントと、後部サスペンションまたはアタッチメントとを用いて、エンジンを、航空機の主翼構造体と一体的なパイロンに締め付けることからなる。この前部サスペンションは、特に、ファンの外側ケーシングに締め付けられ、後部サスペンションは、１次フラックスの排気ケーシングに締め付けられる。

従来の構造によれば、前部アタッチメントは、エンジンと航空機との間で垂直方向及び接線方向の荷重が確実に伝達されるように構成される。後部アタッチメントは、同じ方向へ機械的荷重を伝え、並びに、ターボエンジンの軸周りのエンジントルク及びスラストの伝達を可能にさせるように構成される。スラストは、前側が縦軸の両側でファンケーシングのベースに取り付けられ、後側がエンジンの後部サスペンションによって取り付けられた、二つのスラスト回復バーを介して伝達される。

本発明は、エンジンと航空機のパイロンとの間で、垂直方向と横方向の荷重を伝達するため構成されたアタッチメントに関係する。本発明は、上記の前部アタッチメント構造である。

このようなタイプのアタッチメントは、航空機パイロンと一体化したいわゆる上側ブレースと、エンジンケーシングと一体化したいわゆる下側ブレースと、前記部品と協働する接続ロッドの組とを含む。それらのレイアウトによって、接続ロッドは、それらの軸に沿って牽引荷重および圧縮荷重の伝達できるようにすべきである。

アタッチメント装置は、さらに、何れかの部品が故障した場合に、エンジンが航空機から外れることを防止するための安全手段を一体化する。例えば、特に、アタッチメント装置の部品が破損していない状態であるときに、エンジンの正常動作状態で作動しないままである要素により構成された手段が知られている。いずれかの部品が破損した場合、安全手段は作動状態になる。これらの安全手段は、アタッチメント装置内の故障した部品の代わりの役目を果たす。

例えば、米国特許第６３３０９９５号明細書に記載されているような、上側ブレースと下側ブレースの両方の間に、第１の接続ロッドおよび第２の接続ロッドを含むアタッチメント装置が知られている。第１の接続ロッドは、ボールジョイント接続部を用いてエンジンのラグに取り付けられ、２個の別個のリンクを用いて上側ブレースに取り付けられ、一方のリンクはボールジョイントに装着され、もう一方のリンクは軸方向である。第２の接続ロッドは、ボールジョイント接続部によってエンジンのラグに結合され、正常動作中の単一のボールジョイント接続部によって上側ブレースに結合される。第２の接続部が設けられるが、接続ピンはバックラッシュのあるその対応部に取り付けられる。正常動作中に、したがって、この第２の接続部は作動しないままである。装置は、両方のブレースの間に第３の接続ロッドを含み、第３の接続ロッドも、接続ピンとそれぞれのハウジングとの間にバックラッシュが存在することによって、スタンバイ状態を保つ。正常動作中、第１の接続ロッドの両方の接続ポイントが上側ブレースと一体となるので、荷重は第１の接続ロッドによって伝達される。第２の接続ロッドは、その組立体が単一ジョイントと一体となるので、引張荷重および収縮荷重を伝達する。

第２の接続ロッドが破損した場合、両方のブレースは、第３の接続ロッドの初期バックラッシュを取り除くため、第１の接続ロッドの周りで互いに旋回する。第３の接続ロッドは、作動状態になり、第２の接続ロッドと入れ替わる。第１の接続ロッドが破損した場合、第２の接続ロッドのバックラッシュは、第２の接続ロッドの第３のリンクのバックラッシュと共に取り除かれる。それからまた、サスペンションは、その性能が変化することなく、その機能をさらに実行する。

第１および第２の接続ロッドは、ブーメランの形であり、ある程度の対称性をもつことがわかる。しかし、それらは互換性がない。なぜならば、第２の接続ロッドの軸の一つは、バックラッシュ付きで取り付けられるが、３軸が最初に作動状態にあるからである。

このタイプの構成は、特定の機械加工部品を必要とする。各接続ロッドは、サスペンション内に固有の位置がある。したがって、アタッチメント装置を形成する部品と同数の基準が存在する。これは、製造と管理の最適な省力化を意味しない。

その上、両方の主接続ロッドは、形状がある程度一致している。組立中に、技術者は、非常に厳密な作業モードに従い、細心の注意をもって取りかからなければならない。ある部品を別の部品の代わりに間違って組み付ける危険性は無視できない。
米国特許第６３３０９９５号明細書

出願人は、組立中の間違いの危険性が最小限に抑えられた、エンジンを航空機構造体に取り付ける装置を提供することを目的として定めた。

出願人は、また、互換性のある部品を含む装置の実現を目的とする。したがって、少数の異なる部品を用いて組立を実行することが可能である。間違いの危険性が低減されるだけでなく、部品の製造、保守、および在庫管理のコストが低減される。

本発明は、ターボエンジンを航空機パイロンに取り付ける装置によって上記目的を達成する。この装置は、パイロンへの剛性締結手段を装着した上側ブレースと、第１および第２の接続ロッドとを含み、接続ロッドの各々が、一方で、第１のボールジョイント接続部によってエンジンに接続され、他方で、第２のボールジョイント接続部によってブレースに接続される装置であって、各接続ロッドが、第３の非常時用のリンクを含むことを特徴とする。

詳細には、両方の非常時用のリンクのうちの少なくとも一方は、そのハウジングにバックラッシュのある状態で備え付けられたピボットピンを含むボールジョイント接続部として設けられる。特に、各非常時用のリンクは、そのハウジングにバックラッシュのある状態で備え付けられた縦方向ピボットピンを含むボールジョイント接続部であり、両方のバックラッシュは一致する。

第１の実施形態によれば、第３の非常時用の接続部は、接続ロッドを上側ブレースへ連結する。

別の実施形態によれば、第３の非常時用の接続部は、接続ロッドをエンジンへ連結する。

好ましくは、第１および第２の接続ロッドは同じである。特に、接続ロッドは湾曲した形状であり、３本のリンクは互いにある角度をなしている。

本発明は、添付図面と共に以下の説明を読むことによってより理解されるであろう。

図１は、図示されていない航空機パイロンへのアタッチメント手段が装着されている、ターボリアクター１の後部４分の３を示す。現在非常に普及しているこの懸架モードによれば、エンジンは、エンジンの前部に、ファンの外側ケーシングに固定されたアタッチメント装置１０を含む。エンジンは、後部に、１次フラックスの排気ケーシングに固定されるアタッチメント手段４０をさらに含む。スラスト伝達は、一端がファンのベースに取り付けられ、他端が後部アタッチメント４０に取り付けられた、２個の接続ロッド５０によって確実に行われる。

本発明は、図２、図３、および図５について以下に説明する前部アタッチメント１０に関係する。アタッチメント１０は、上側ブレース１２と、下側ブレース１４と、下側ブレースを上側ブレースに連結する２個のボールジョイント接続ロッド１６および１８とを含む。

上側ブレースは、ビーム１２０により形成され、ビーム１２０は、ブレースを航空機のパイロンと確実に一体化させるボルトを通すための４個のハウジングを備えている。このビームは、２個の２重のヨーク１２１および１２３のそれぞれによって、エンジンの軸に対して横方向へ、両側に延長される。

下側ブレース１４は、周辺方向で、その形状がファンケーシングへ溶接またはリベット留めするために適合し、上側ブレースのヨークと対向する二つのヨーク１４１および１４３を含む。

両方のブレースは、図３の分解図からわかるように、ボールジョイントを形成するリンクを用いて、両方の接続ロッド１６および１８によって一体的に接続される。

例えば、接続ロッド１６は、ピン１６２を含む第１のリンク１６１、好ましくは、ボールジョイント接続部を介してヨーク１４１に接続される。ボールジョイント接続部は、この分野において良く知られている。例えば、ボールジョイントは、球状表面を備えたソケット１６３に取り付けられたピン１６２を含み、ソケットはそれ自体が、接続ロッドのハウジングに保持される。ピン１６２は、ヨーク１４１のラグに設けられた対応したハウジング内に回転自在に取り付けられる。

ボールジョイント接続部は、ピン１６２の周りと、それと直交する両方の方向周りに同時に回転させることができる。ボールジョイント接続部は、ピン１６２を介して牽引荷重と圧縮荷重だけを伝達する特性がある。

接続ロッド１６は、第２のリンクを介して、また好ましくは、ボールジョイント接続部１６４を介して、ヨーク１２１に接続され、ボールジョイント接続部１６４は、上述のボールジョイント接続部と同様に、ピン１６５と球状ソケット１６６とを含む。ピン１６５は、ヨーク１２１に設けられたハウジングに回転自在に取り付けられる。

本発明によれば、接続ロッド１６は、非常時用の第３のリンク１６７を介してヨーク１２１に接続される。この表現は、正常動作中に作動していないことを保つ接続部であることを表し、第３のリンクは荷重を伝達しない。第３のリンクは、アタッチメントの規定の部品が破損した場合、作動状態になり、荷重を伝達する。図５により正確に示されているように、例えば、接続ロッド１６とヨーク１２１を通過するピン１６８の窪みによって、このようなリンクが設けられる。ピン１６８は、接続ロッド１６のハウジングに径方向のバックラッシュＥ１で取り付けられる。

図３または図５に示されているように、接続ロッド１６は矩形状ではなく、ブーメランの形状と類似した形状をもつ。３つの連結手段は一直線状にはない。

接続ロッド１８は、接続ロッド１６と同様に、第１のボールジョイント接続部１８１と、ヨーク１４３に対するピン１８２とを含む。接続ロッド１８は、第２のボールジョイント接続部１８４およびピン１８５によって、ヨーク１２３に連結される。接続ロッド１８は、ヨーク１２３に対する非常時用の接続部１８７をさらに含む。このリンクは、好ましくは、ヨーク１２１の場合と同様に、ヨークおよび接続ロッドで揃えられたハウジングに、規定の径方向バックラッシュＥ２で取り付けられたピン１８８の窪みによって設けられる。

有利には、バックラッシュＥ１とＥ２は同じである。その上、アタッチメントを形成する構造と手段の対称性のために、両方の接続ロッドは、好ましくは互換性がある。

次に、ここまで説明した装置の動作モードを説明する。

正常動作時、エンジンの軸に対して垂直な面上にある荷重、すなわち、垂直および／または横方向成分を有する荷重は、下側ブレースと、第１および第２の連結手段と、上側ブレースとを介してエンジンからパイロンへ伝達される。両方の非常時用リンクは作動していない。

例えば、接続ロッド１６が破損した場合、第３の接続部１８７の径方向バックラッシュが消滅するまで、接続ロッド１８の周りの両方のブレースの間にトグルが存在する。この変位は、上側ブレースのビーム、ヨーク１４１のラグ、またはボールジョイント接続部のような接続ロッド１６を通る荷重の経路に存在する別の部品が故障した場合にも発生する。

両方のブレースの間の接続は剛性になる。この接続によって、垂直方向荷重および／または横方向荷重の両方が確実に伝達される。

図４は第２の実施形態を示している。この実施形態は、第３の接続部が逆である点で第１の実施形態と異なる。対応した手段に対する同じ参照符号には、プライム記号（’）が付加されている。両方のブレース１２’および１４’は、それぞれのピン１６８’および１８８’を備えた第３の接続部１６７’および１８７’が、下側ブレース１４’に設けられるように、変更されている。したがって、ヨーク１４１’および１４３’は、第１の接続部１６１’および１８１’用のハウジングと、第３の接続部用のハウジングとを含む。ヨーク１２１’および１２３’は、第２の接続部を受け入れるように配置される。上側ブレースのヨークを下側ブレースへ接続する接続ロッドは、第１の実施形態の場合と同じ形状をしている。それらは、ただ逆にされているだけである。第３の接続部をエンジンに設置することにより、ヨーク１２１’および１２３’のサイズを縮小し、アタッチメント装置の構造をより小型化し、その空間要件を削減することが可能である。

エンジンの航空機パイロンへのアセンブリの概要図である。 本発明によるエンジンアセンブリ装置の斜視図である。 図２の装置の分解図である。 本発明の第２の実施形態の斜視図である。 異なるボールジョイント接続部を備えた接続ロッドの正面図である。

符号の説明

１ ターボリアクター
１０ アタッチメント装置
１２、１２’、１４’ 上側ブレース
１６、１８ ボールジョイント接続ロッド
１９、５０ 接続ロッド
４０ アタッチメント手段
１２０ ビーム
１２１、１２１’、１２３、１２３’、 １４１、１４１’、１４３、１４３’、１４６ ヨーク
１６１、１６７ リンク
１６１’、１６７’、１８１’、１８７、１８７’ 接続部
１６２、１６５、１６８、１６８’、１８２、１８８、１８８’ ピン
１６３ ソケット
１６４、１６５、１６５’１８１、１８４、１８５、１８５’ ボールジョイント接続部
１６６ 球状ソケット
Ｅ１、Ｅ２ バックラッシュ

Claims (8)

1. パイロンへの剛性締結手段を装着した上側ブレース（１２、１２’）と、第１の接続ロッド（１６）および第２の接続ロッド（１８）とを含み、接続ロッドの各々が、一方で、第１のボールジョイント接続部（１６１、１８１；１６１’、１８１’）によってエンジンに接続され、他方で、第２のボールジョイント接続部（１６５、１８５；１６５’、１８５’）によってブレース（１２、１２’）に接続されている、ターボエンジン（１）を航空機パイロンに取り付ける装置であって、
   各接続ロッド（１６、１８）が、第３の非常時用のリンク（１６７、１８７；１７６’、１８７’）を含むことを特徴とする、装置。
2. 両方の非常時用の接続部（１６７、１８７；１６７’、１８７’）のうちの少なくとも一方は、ハウジング内にバックラッシュのある状態で備え付けられたピボットピン（１６８、１８８）を含む、ボールジョイント接続部として設けられている、請求項１に記載の装置。
3. 各非常時用のリンクが、ハウジングにバックラッシュのある状態で備え付けられたピボットピン（１６８、１８８；１６８’、１８８’）を含むボールジョイント接続部であり、両方のバックラッシュが同一である、請求項２に記載の装置。
4. 第３の非常時用の接続部（１６７、１８７）が、接続ロッドを上側ブレース（１２）に連結する、請求項１から３のいずれか一項に記載の装置。
5. 第３の非常時用の接続部（１６７’、１８７’）が、対応するロッドをエンジンに連結する、請求項１から３のいずれか一項に記載の装置。
6. 第１および第２の接続ロッド（１６、１８）が同じである、請求項１から５のいずれか一項に記載の装置。
7. 接続ロッドは湾曲した形状であり、３本のリンクは互いにある角度をなしている、請求項１から６のいずれか一項に記載の装置。
8. 前部アタッチメントと後部アタッチメントと接続スラストロッドとを含む、アセンブリシステムにおける前部アタッチメントを形成する、請求項１から７のいずれか一項に記載の装置。

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