JP2005320971A - 航空機の構造体に対するサスペンション手段を備えた航空機のエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】前方サスペンションの部材の一つが破損された場合、フェールセーフシステムが、スラスト力を引き受け続ける航空機エンジンを提供する。
【解決手段】本発明は、エンジンカウリングと航空機の構造体との間の力引き受け手段と、フェールセーフ手段とを備えた、航空機の構造体に対するサスペンション手段を含む航空機用エンジンに関する。このエンジンは、前記フェールセーフ手段が、２個の突出部３１、３２を備えた安全カバーと、２個の突出部の間に配置されるストリップまたは他のあらゆる等価手段とからなるアセンブリを含み、カバーおよびストリップの一方が、エンジンカウリングの一部材に結合され、他方が前記構造体に結合され、エンジンの軸に垂直な待機安全軸３５が、双方を通り、２個の突出部３１、３２およびストリップが、エンジンの軸に平行であることを特徴とする。
【選択図】 図２

Description

本発明は、航空機のエンジン、特にターボジェットエンジンのサスペンション（ｓｕｓｐｅｎｓｉｏｎ）に関する。

エンジンは、上流側から下流側に通り抜ける空気の経路に、入口スリーブ（ｍａｎｃｈｅ ｄ’ｅｎｔｒｅｅ）と、ファンの羽根の固定カウリングと、中間カウリングと、排気カウリングと、排気ノズルまたは排気コーンとを含む。

胴体に取り付ける場合、エンジンは、一般に、前方サスペンションと後方サスペンションとにより航空機に連結される。前方サスペンションは、エンジンの中間カウリングに固定され、後方サスペンションは、一連のリンクロッド（ｓｅｒｉｅ ｄｅ ｂｉｅｌｌｅｔｔｅ）により排気カウリングに接続されるサスペンションリング（ａｎｎｅａｕ ｄｅ ｓｕｓｐｅｎｓｉｏｎ）に固定される。

エンジンは、スラストリバーサと中間カウリングとの間で、反転（ｒｅｖｅｒｓｅ）スラストを引き受ける（ｒｅｐｒｅｎｄｒｅ）役割を同様に果たす、冷却流ダクトまたは「ｏｕｔｅｒ ｆａｎ ｄｕｃｔ（外側ファンダクト）」を含む。その場合、外側カウリングは構造化されている。本発明は、特に、外側ファンダクトを備えたエンジンと、これらのエンジンの前方および後方のサスペンションとに関する。本発明は、また、前方サスペンション、特にそのスラスト引き受け手段のフェールセーフ（ｆａｉｌ ｓａｆｅ）に関する。

前方サスペンションによって、エンジンはビームに結合され、ビーム自体が、航空機の骨組（ａｒｍａｔｕｒｅ）の一部材、一般にはパイロンに固定される。中間カウリングは、たとえば、ビームのそれぞれ上端および下端の二端と中間部分との３箇所で、３個の力（ｅｆｆｏｒｔ）引き受け部材を介して、前方サスペンションのビームに固定される。ビームの端部材はリンクロッドであり、中間部分の部材は、「ｓｐｉｇｏｔ」と呼ばれる中央のコック（ｇｒｏｉｎ）またはピンである。

胴体の後方に横に連結されるエンジンの前方サスペンションは、４つの度合い（ｄｅｇｒｅ）、すなわち垂直軸Ｚと、横軸Ｙと、スラスト軸Ｘとの３つの並進度と、スラスト軸Ｘを中心とする回転度とに従って力を引き受ける。

これらの力引き受け部材は、端によってエンジンカウリングに固定される一方で、カバーによってビームに固定されるリンクロッドを含み、リンクロッドは、その長手方向でのみ力を引き受ける。

前方サスペンションと全く同様に、後方サスペンションのリンクロッドは、それらの端によってリングに固定される一方で、カバーによってサスペンションビームに固定され、カバーが、それらの長手方向の力を引き受ける。胴体に横に連結されるエンジンの後方サスペンションは、垂直軸Ｚと横軸Ｙとに従って力を引き受ける。

正常な動作の場合、正方向の（ｄｉｒｅｃｔｅ）スラスト力は、前方サスペンションにより引き受けられ、逆方向のスラスト力は、まず、後方から前方に、外側ファンダクトによって、次いで中間カウリングと前方サスペンションとによって伝えられ、最終的に航空機のパイロンに到達する。

前方サスペンションの部材の一つが破損された場合、フェールセーフ（ｆａｉｌｅ ｓａｆｅ）システムが、スラスト力を引き受け続けることが望ましい。同様に、後方サスペンションで一部材が破損された場合、フェールセーフシステムが、破損された部材に関連する度合いに応じて力を引き受け続けることが望ましい。

本発明の特徴によれば、エンジンカウリングと航空機の構造体との間の力引き受け手段と、フェールセーフ手段とを備えた航空機のサスペンション手段を含む、ターボジェットエンジン型の航空機用エンジンは、前記フェールセーフ手段が、２個の突出部（ｏｒｅｉｌｌｅ）を備えた安全カバーと、２個の突出部の間に配置されるストリップ（ｌａｎｇｕｅｔｔｅ）または他のあらゆる等価手段とからなるアセンブリを含み、カバーおよびストリップの一方が、エンジンカウリングの一部材に結合され、他方が前記構造体に結合され、エンジンの軸に垂直な待機（ａｔｔｅｎｔｅ）安全軸が、双方を通り、カバーの２個の突出部およびストリップが、エンジンの軸に平行であることを特徴とする。

好適には、前記軸が、間隔（ｊｅｕ）を伴ってストリップに取り付けられている。

本発明によれば、軸ｘに沿った力の経路、すなわちスラストの経路が失われた場合、待機軸を介して力を引き受ける。

別の特徴によれば、ストリップは、カバーの２個の突出部の間に間隔を伴って取り付けられている。

別の特徴によれば、本発明は、特に、構造的な外側カウリング（外側ファンダクト）を備える航空機のエンジンに関し、中間カウリングと前方サスペンションとによって、また、スラストを引き受ける外側カウリングにより中間カウリングに接続されるサスペンションリングと後方サスペンションとによって、航空機の胴体に固定されるように構成されており、サスペンションは、力引き受け手段と、力引き受け手段が破損された場合に、力を連続して引き受けるように配置されたフェールセーフ手段とを含む。エンジンは、前方サスペンションのスラスト引き受け手段が破損された場合、後方サスペンションが、スラストを引き受ける外側カウリングを介してスラスト力を引き受けることを特徴とする。

従って、出願人は、前方サスペンションのスラスト引き受け手段が破損された場合に、前方サスペンションのスラスト力を引き受けるために、本発明を提案するものである。

本発明は、スラストリバーサの反転力を伝えるために、後方から前方へだけではなく、前方サスペンションから後方サスペンションに、すなわち前方から後方に、外側ファンダクトによって敢えて力を伝えさせるようにしたことを特徴とする。

好適には、本発明によるエンジンの後方サスペンションが、胴体にサスペンションリングを固定するビームを含み、ほぼエンジンの軸方向の面に延びる２個の突出部を備えた安全カバーと、垂直方向に延びて、間隔を伴って中央ストリップを通過する安全軸とからなるアセンブリを含み、一方がサスペンションビームに、他方がサスペンションリングに結合される。

好適には、カバーおよび軸が、サスペンションリングに結合され、ビームに結合される中間ストリップが、サスペンションリングのカバーの２個の突出部の間に延びる。

フェールセーフの動作時に、前方サスペンションのスラスト引き受け手段が破損された場合、間隔がなくなり、後方サスペンションによりスラストが引き受けられ、スラスト力は、中間カウリングから、外側ファンダクト、サスペンションリング、安全カバーの突出部、軸、および後方サスペンションビームに伝わった後、パイロンに達する。

本発明は、また、中間手段として、前記の特徴を備えた発明としての、本発明によるエンジンのための後方サスペンションに関する。

本発明の利点は多い。すなわち、製造が簡単で軽量であり、力の主要経路を観察しやすく、後方サスペンションの従来の力引き受け部材（リンクロッド）の一つが破損された場合に、安全機能を確保することができる。これによってさらに質量および外形寸法が低減される。

本発明は、添付図面を参照して、エンジンとその後方サスペンションとの好適な実施形態の以下の説明により、いっそう理解されるであろう。

以下に説明する前方サスペンション１および後方サスペンション５は、航空機の胴体への固定用、大抵は、胴体の後部への固定用であり、ターボジェットエンジン２は、特に、前方サスペンション１が固定される中間カウリング３と、後方サスペンション５が固定されるサスペンションリング４とを含み、サスペンションリングは、一連のリンクロッド６により排気カウリング（図示せず）に結合される。サスペンションリング４は、また、「外側ファンダクト」と呼ばれて（正方向または反転）スラストを引き受ける構造的な外側カウリング７により、中間カウリング３に結合される。

中間カウリングに結合される湾曲（ａｒｃｅａｕ）金具３’には、ジェットエンジンを前方に固定するために、上部の凹型カバー（ｃｈａｐｅ）８と下部の凹型カバー９とが嵌め込まれる。２個のカバーの間で、中間エリアと呼ばれるエリアに、中間カバーは、径方向に突出したプラットフォームを有し、このプラットフォームが、前方サスペンション１の力引き受けおよびフェールセーフ部材を受容する。

前方サスペンション１は、全体が細長い台形でわずかに湾曲した形状のビーム（ｐｏｕｔｒｅ）１２を含み、このビームが、中間部分または中央部分の両側に延びた２個のアーム１３、１４を有し、前記アームは、航空機の胴体構造のパイロン（図示せず）への固定用の、側面方向に突出したプレート１６により、台形の小さい方の底辺に続いている。

パイロンへのサスペンションビーム１２の固定は、プレート１６を用いて、このプレートに対して直交するようにプレートの四隅に延びるせん断ピン（ｐｉｏｎ ｄｅ ｃｉｓａｉｌｌｅｍｅｎｔ）とねじとを介して行われる。

サスペンションビームのアーム１３、１４の２個の自由端は、カバー内に軸回転するように取り付けられる２個の力引き受けリンクロッドにより、中間カウリング３の金具３’の２個のカバー８、９に結合され、また、同じくカバーの形状をとるビームのアーム端に結合される。

前方サスペンションの力を引き受けるフェールセーフ中間部材は、そのプラットフォームで、トグル継手（ｒｏｔｕｌｅ）を介して、サスペンション１のビームの力を引き受けるコック（ｇｒｏｉｎ）、旋回軸（ｔｏｕｒｉｌｌｏｎ）、ピン（ｂｒｏｃｈｅ）、または栓（ｓｐｉｇｏｔ）（図示せず）を受容する。

後方サスペンション５に関しては、これは、ほぼ前方サスペンション１と同様である。

サスペンションリング４に結合される湾曲金具４’には、力引き受けリンクロッド２３、２４を受容する、上部と下部の２個の筒形部材（ｂｅｒｃｅａｕ）２１、２２が設けられ、前記リンクロッドは、第一の端によって前記筒形部材に軸回転式に取り付けられ、第二の端によって、カバー形状に設けられた後方サスペンションビーム２７の２個のアーム２５、２６の端に軸回転式に取り付けられる。

後方サスペンションビーム２７は、ほぼ台形であって、中央部分２８の両側に延びる２個のアーム２５、２６を有し、航空機の胴体構造をパイロンに固定するプレート２９により台形の小さい方の底辺に続いている。

次に、前方サスペンション１のスラストを引き受けるための、後方サスペンション５のフェールセーフ部材について説明する。

径方向の２個のプレート３１、３２は、ほぼエンジンの軸面で、すなわちスラスト軸３３を含む面で、金具４’の外に横方向に突出して延び、安全カバー３４の２個の突出部を形成する。安全のための突出部は、外側の自由部分に、垂直方向に延びる軸３５を受容する横穴３６を含む。

ストリップ３７は、プレート２９と反対側でビーム２７の中央部分に懸架される。軸３５は、突出部３１、３２を介して嵌め込まれる。ストリップは、カバー３４の２個の突出部３１、３２の間に取り付けられ、軸３５は、安全のための間隔を伴ってストリップ３７の穴を介して延びる。

当然のことながら、上記の配置のいずれかを逆にすることもできる。従って、力を引き受けるリンクロッドの端を、カバーの形にしてもよい。フェールセーフカバー３４は、サスペンションリングの金具に結合するのではなく、ビームに結合することもできる。その場合、ストリップ３７が、サスペンションリングの金具に結合されることになる。

前方サスペンション１のスラスト引き受け部材が破損された場合の、フェールセーフ動作時に、軸３５とストリップ３７の穴との間の隙間をまずなくしてから、後方サスペンション５によりスラストを引き受け、スラスト力は、中間カウリングウリング３から、外側ファンダクト７、サスペンションリング４およびその金具４’、後方サスペンションの軸３５およびビーム２７に伝わった後、パイロンに到達する。

サスペンションと、サスペンションに必要な航空機の胴体に懸架されるエンジンの部材とを示す斜視図である。 後方サスペンションのビームの正面図である。 後方サスペンションのビームと、このビームに懸架されるエンジンのサスペンションリングとを示す斜視図である。

符号の説明

１ 前方サスペンション
２ 航空機のエンジン
３ 中間カウリング
３’、４’ 湾曲金具
４ サスペンションリング
５ 後方サスペンション
７ 外側カウリング
８ 上部凹形カバー
９ 下部凹形カバー
１３、１４、２５、２６ アーム
１６、２９ プレート
２１、２２ 筒形部材
２３、２４ リンクロッド
２７ サスペンションビーム
３１、３２ 突出部
３３ スラスト軸
３４ 安全カバー
３５ 軸
３６ 通過穴
３７ 中間ストリップ

Claims (8)

1. エンジンカウリングと航空機の構造体との間の力引き受け手段と、フェールセーフ手段とを備えた、航空機の構造体に対するサスペンション手段を含む航空機用エンジンであって、前記フェールセーフ手段が、２個の突出部（３１、３２）を備えた安全カバーと、前記２個の突出部の間に配置されるストリップまたは他のあらゆる等価手段とからなるアセンブリを含み、カバーおよびストリップの一方が、エンジンカウリングの一部材に結合され、他方が前記構造体に結合され、エンジンの軸に垂直な待機安全軸（３５）が、双方を通り、２個の突出部（３１、３２）およびストリップが、エンジンの軸に平行であることを特徴とする、エンジン。
2. 前記軸（３５）が、間隔を伴ってストリップに取り付けられている、請求項１に記載のエンジン。
3. 中間カウリング（３）と前方サスペンション（１）とによって、また、外側カウリング（７）により中間カウリング（３）に接続されるサスペンションリング（４）と、後方サスペンション（５）とによって、航空機の構造体に固定されるように構成された、外側カウリング（７）を備える構造的な冷気流ダクトを持つ航空機用エンジンであって、サスペンション（１、５）が、力引き受け手段と、力引き受け手段が破損された場合に力を連続して引き受けるフェールセーフ手段とを含み、前方サスペンション（１）のスラスト引き受け手段が破損された場合、後方サスペンション（５）が、外側カウリング（７）を介してスラスト力を引き受けるように構成されることを特徴とする、エンジン。
4. 後方サスペンション（５）が、航空機の構造体にサスペンションリング（４）を固定するビーム（２７）を含み、請求項１または２に記載の安全カバー（３４）からなるアセンブリを含み、前記カバー（３４）の２個の突出部（３１、３２）およびストリップは、一方がサスペンションビーム（２７）に結合され、他方がサスペンションリング（４）に結合される、請求項３に記載のエンジン。
5. カバー（３４）および待機軸（３５）が、サスペンションリング（４）に結合され、中間ストリップ（３７）がビーム（２７）に結合される、請求項４に記載のエンジン。
6. 前方サスペンション（１）のスラスト引き受け手段が破損された場合、間隔がなくなって、後方サスペンション（５）によりスラストが引き受けられ、スラスト力が、中間カウリング（３）から、外側ファンダクト（７）、サスペンションリング（４）、安全カバー（３４）の突出部（３１、３２）、軸（３５）、および後方サスペンションビーム（５）に伝わる、請求項３から５のいずれか一項に記載のエンジン。
7. 前方サスペンション（１）のスラスト引き受け手段が破損された場合、スラスト力を引き受ける外側カウリング（７）を介して、スラスト力を引き受けるように構成されていることを特徴とする、請求項４に記載の航空機用エンジン（２）のための後方サスペンション（５）。
8. カバー（３４）および軸（３５）が、サスペンションリング（４）に結合され、中間ストリップ（３７）が、ビーム（２７）に結合される、請求項５または６に記載のエンジンのための後方サスペンション。

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