JP2009509844A - エンジン及び該エンジンのためのサスペンションパイロンを備えた航空機用エンジンアセンブリ - Google Patents

Abstract

本発明は、エンジン及びエンジンサスペンションパイロン（４）を備えている航空機用エンジンアセンブリ（１）であって、前記アセンブリは熱交換システム（１０４）を備えており、前記熱交換システム（１０４）が第２の排出口（１１２a）を有し、排出口（１１２a）がボックスとエンジンとの間に配置され、エンジンサスペンション（８）から機尾に配置されている航空機用エンジンアセンブリ（１）に関係する。さらに、熱交換システム（１０４）の熱交換部（１１４）が機尾空力フェアリング（６６）の内側に少なくとも部分的に配置され、この機尾空力フェアリング（６６）が前記機尾エンジンサスペンション（８）から機尾に全体的に配置されている。

Description

この発明は一般的に、航空機の翼とエンジンとの間に挿入されるように設計されたエンジンサスペンションの分野に関し、より具体的には、そのようなサスペンションパイロンを備えるエンジンアセンブリに関する。

本発明は、例えば、ターボジェットエンジン又はターボプロップエンジンを備える任意の航空機の種類に使用されることができる。

この種類のサスペンションパイロンはＥＭＳ（エンジン取り付け構造）と称され、例えば、航空機の翼の下にターボジェットエンジンを吊り下げるように、又はこの翼の上方にこのターボジェットエンジンを適合するように、使用されることができる。

そのようなサスペンションパイロンは、ターボジェットエンジンのようなエンジンと航空機の翼との間の取り付けインターフェースを形成するように設計される。このサスペンションパイロンは、サスペンションパイロンの関連されたターボジェットエンジンによって発生した力をこの航空機の構造に伝達し、サスペンションパイロンはまた、エンジンと航空機との間の、燃料供給装置、電気システム、水圧システム、及び空気システムの経路を可能にする。

パイロンは、同様に一次構造と称される、頻繁に“ボックス”タイプの剛構造部を備えている。言い換えると、剛構造部は、力を伝達するように、横方向のリブを通じて互いに接続された上部スパー及び下部スパー及び２つの横向きのパネルの組立体から形成される。

パイロンもまた、ターボジェットエンジンとパイロンの剛構造部との間に挿入された取り付けシステムが設けられ、このシステムは少なくとも２つのエンジンサスペンションを全体的に備え、一般的に一の前方サスペンション及び一の機尾サスペンションを全体的に備える。

さらに、取り付けシステムは、エンジンによって発生された推進力に耐えるための装置を備える。先行技術において、この装置は、例えば、２つの横向きに接続しているロッドの形態であり、これらのロッドが第一にターボジェットエンジンのファンケースの機尾部分に接続され、第２にエンジンケースに取り付けられた機尾エンジンサスペンションに接続される。

同様に、サスペンションパイロンもまた、第２の取り付けシステムを備え、この第２の取り付けシステムがこのパイロンの剛構造部と航空機の翼との間に挿入され、従来２つ又は３つのサスペンションから成る。

最終的に、パイロンには、システムを離隔し、且つ保持する一方、空力フェアリングを支持するための二次構造部が設けられ、このフェアリングにおいて、後方の機尾空力フェアリングが通常機尾方向に向けて翼の後端から突出する。

さらに、エンジンアセンブリには、同様に熱交換システムが設けられる。この熱交換システムが従来のタイプである場合に、すなわち空気／空気タイプの熱交換システムである場合に、エンジンアセンブリが、熱交換部を備え、高温空気入口、低温空気入口、航空機の翼要素に接続される第１の排出口、及び機尾エンジンサスペンションの上流側にパイロンの剛構造部の上方に開口する第２の排出口はこの熱交換部に接続される。第２の排出口のこの特定の配置は、複数の不利点を有し、例として、剛構造部の上方に第２の排出口をもたらすためにパイロンの剛構造部を垂直方向に貫通する排出管を備えることが必要であり、剛構造部が明らかに安全性の問題を生み出し、配置の困難さが剛構造部を形成するボックスに対する不十分なアクセスに関係している。

さらに、そのような配置と共に、比較的高温の空気は、航空機の翼に近接した第２の排出口から排出され、翼で空気力学的流れを著しく妨げ得る。それ故に、航空機の性能がそれらの外乱によって低減され得る。

先行技術もまた、特許文献１に記載の任意の種類のエンジンアセンブリを含み、特許文献１には、第２の熱交換部の排出口がエンジンケースと低温空気流の内部フェアリングとの間に開口し、圧縮ユニットに近接している。それにもかかわらず、熱交換部に連通しているエンジンの前方端部に隣接した第２の排出口の特定の配置によって、低温空気入口がこの第２の排出口からの流体出力の使用を最適化することを不可能にする。さらに、第二環状ダクトにおける熱交換部の存在が大量の空間を占有する。
欧州特許出願０ ７４３ ４３４号明細書

それ故に、本発明の目的は、先行技術による実施形態に関連した上述された欠点を少なくとも部分的に克服する航空機用エンジンアセンブリを提案することであり、且つ少なくとも１つの該エンジンアセンブリを有する航空機を提供することである。

本発明は、これを達成する。すなわち、その提案は、エンジン及びエンジンサスペンションパイロンを備えている航空機用エンジンアセンブリであって、このパイロンは、第一に、一次構造と称され、且つ下部スパーなどの下部構造要素が設けられたボックスを備えている剛構造部と、第二に、エンジンと剛構造部との間に挿入された取り付けシステムと、を備えており、この取り付けシステムが特に機尾エンジンサスペンションを含んでおり、アセンブリには、熱交換部を備えている熱交換システムが設けられ、高温空気入口、低温空気入口、例えば、熱交換器が空気／空気のタイプの場合に航空機の翼要素に接続された第１の排出口、及び少なくとも１つの第２の排出口は、熱交換部に接続されているエンジンアセンブリである。第１の排出口は、高温流体入口に連通し、前記少なくとも１つの第２の排出口は低温流体入口に連通する。本発明によれば、熱交換システムからの第２の排出口のそれぞれは、ボックスとエンジンとの間に配置され、それ故に、好ましくは、エンジンが航空機の翼の下に吊り下げられる場合に下部スパー型の下部構造要素の下方に配置され、第２の排出口のそれぞれが機尾エンジンサスペンションから機尾に配置される。さらに、熱交換システム内の熱交換部は、サスペンションパイロンの機尾空力フェアリングの内側に少なくとも部分的に配置され、この機尾空力フェアリングは機尾エンジンサスペンションから機尾に全体的に配置される。

従って、本発明によるこの配置は、有利には、第２の空気排出口がこのボックスの下部構造要素の下方にあるために、エンジンが翼の下に吊り下げられるように設計される場合に熱交換部のためのケースでもあるので、パイロンの剛構造部のボックスを貫通する第２の排出管を必要としない。結果的に、エンジンアセンブリの安全性及び熱交換システムの組立の容易性は、改善される。さらに、本発明に特有である第２の排出口位置は、有利には、この排出口からの空気出力がもはや翼で流れを乱すことはないことを暗示する。それ故に、航空機の性能は、先行技術による実施形態で経験された性能と比較して、改善されることができる。

それ故に、圧力がこのエンジンサスペンションの上流側の圧力よりも十分高くなるレベルで、第２の排出口が機尾エンジンサスペンションを超えて開口していることが同様に理解されるべきである。結果的に、異なる圧力が低温空気入口と熱交換システムからの第２の排出口との間で得られ、それによって、この異なる圧力が、この第２の排出口で生じる強力な吸引力のために、以前に経験した異なる圧力より著しく高くなり、熱交換システムを通過する空気流を著しく増加させ、それ故にエンジン性能を増加させる。

さらに、第２の排出口が機尾エンジンサスペンションから機尾に配置されていることを考慮して、エンジンジェット内でこの排出口を開口させることが容易になり、同様に、追加の推進力発生装置としての第２の排出口から採取された空気を使用することが容易になる。

さらに、上述したように、熱交換システム内の熱交換部は、サスペンションパイロンの機尾空力フェアリングの内側に少なくとも部分的に配置される。それ故に、追加の推進力発生装置としての第２の排出口から採取された空気を使用することが可能になる該構成において、ボックスの前方端部とエンジンとの間の寸法が低減される利点があり、それによってこのエンジンの通風（ventilation）に対する外乱を低減し、エンジンコア部分に通常隣接しているこの空間におけるアクセスを改善する。

さらに、二次流れは、もはやこの空間での熱交換部の存在によって妨げることはなく、エンジン性能を増加させる。

さらに、熱交換部がもはや機尾エンジンサスペンションの上流側に配置されていない場合において、低温空気入口が有利には先行技術よりもさらに機尾方向に向けて配置され、例えば上記のフェアリングの前方部分で配置され、それ故に圧力がより高いポイントに配置される。これは、低温空気気がより高い圧力で熱交換システムに流入することが可能になり、それによってこのシステムの性能が改善される。

好ましくは、熱交換システムからの第２の排出口は、サスペンションパイロンの機尾空力フェアリングの内側に開口する。この場合において、空気を採取するためにこのフェアリングから機尾を開口している空気排出口を設けることが可能であり、この開口部はできる限り制御可能な移動構造部に結合されており、その制御可能な移動構造部に依存して、前記フェアリングの空力形状を調整することができる。移動構造部が好ましくは、開口部を横切って配置されるような該配置と共に、移動構造部の制御は、それ故に、このフェアリング上に設けられた開口部からの空気出力の吸気を減少する／増加することでき、このフェアリングがベースドラック（base drag）を生み出すように設計された１つ又は複数のオフセットを形成している構成であり、又は、少なくとも可能なドラッグを引き起こすように、オフセットを有さない実際的な連続的な空力形状を形成している構成である。

代替方法として、熱交換システムのからの第２の排出口が機尾空力フェアリングの内側に開口する場合、通常、機尾空力フェアリングには、２つの横向きのパネルを備えている制御可能な移動構造部が設けられ、２つの横向きのパネルが２つの対応するフェアリングの横向きの外皮上にそれらの前方端部で接合され、次いで、パネルのそれぞれがフェアリングのその関係した横向きの外皮内で形成された開口部を閉じる／開放するように設計されることは可能である。

パイロンは、好ましくは以下のように製造され、サスペンションパイロンの剛構造部もまた、ボックスとエンジンとの間のボックス上に固定されて設置された構造ブロックを備え、好ましくは、エンジンが航空機の翼の下に吊り下げられるように設計された場合にボックスの下部構造要素の下に部分的に、次いで、下部構造ブロックと称されるこの構造ブロックが機尾エンジンサスペンションのための取り付けインターフェースを有している。

それ故に、限定するわけではないが、エンジンが航空機の翼の下に吊り下げられるように設計された場合において、この配置は、下部構造ブロックのために、ボックスから下方向に機尾エンジンサスペンションをオフセットすることを全体的に可能にさせ、それ故に、剛構造部の一体部分を形成し、且つステム（stem）又はシュー（shoe）に相当している。このブロックの追加は先行技術による実施形態で使用されておらず、先行技術では、もっぱらボックスからなる剛構造部が多くの利点を有し、このボックスがパイロンから吊り下げられたエンジンからさらに離隔して移動されることを含んでいる。結果的に、ボックスに適用された温度状態は、実施形態で通常見られた状態より過酷ではなく、この実施形態では、機尾エンジンサスペンションの取り付けインターフェースが下部スパー型の下部構造要素上に直接的に配置されている。それ故に、温度状態におけるこの低減は、樹脂を含浸させたグラスファイバー及び／又はカーボンファイバーなどの複合材料などの、剛性を有するボックスの製造のために熱に対する感度が低い（less sensitive to heat）材料の使用を考慮することを可能にさせる。そのような場合において、有利には、全体のサスペンションパイロンのために節約している非常に巨大な質量である。

さらに、エンジンアセンブリは、機尾エンジンサスペンションからの力を移動する必要によって本質的に必要とされる、ボックスの設計から構造ブロックの設計を分離する手段を設け、主としてエンジンが支持する翼インターフェースに応じて寸法決めされる。この特別な特徴点は、ブロックの幅がボックスの幅よりも小さくなることができ、それ故に空力的な性能の観点から考慮可能な利点を提供することを暗示し、細いブロックが第二の流域内に配置され、且つもはや幅広のボックスの下部分ではないことが付与される。機尾エンジンサスペンションでの空力的な外乱は、従って以前に生じた外乱より非常に小さくなっている。

さらに、この機能がこのボックス上に固定されて追加された下部構造ブロックによって全体的に設けられることができるので、ボックスの幾何学形状がもはやエンジンケースに近接して移動する必要性によって影響されないことは、明確に理解されるべきである。結果的に、このボックスの幾何学形状は、特に剛構造部の一の端部から剛構造部の他の端部までの平坦な下部ボックス面を設けることによって、その製造と共に著しく簡素化されることができる。ボックスの下部分が有利には、もはやエンジンケースに向けて近接して移動するように排他的に設計された大きい幅のオフセットを必要としないので、その結果、その質量は低減され、特に最適化される。

最終的に、ブロックはボックスから下方向に突出し、且つ剛構造部の短い長手方向の長さに亘ってのみ延在し、それによって、ブロックはこの下部構造ブロックを通じてダクト又は類似の要素を貫通することを容易にさせることに留意されるべきである。それ故に、パイロン装置のために設けられたこの可能性は、剛構造部の機尾部分へのアクセスを容易にする。先行技術では、ボックスを貫通するように要求され、ボックスまでのアクセスが比較的難しい。

同様に、好ましくは、熱交換システムからの第１の排出口は、熱交換部に接続された第１の排出管上に設けられ、剛構造部のボックスを貫通する。この配置は、熱交換部が空気／空気タイプの熱交換部であり、且つ第１の排出口が航空機の翼要素に接続されるように設計される場合に非常に適切である。それにもかかわらず、本発明もまた、熱交換システムを通過し、且つ第１の排出口から排出された流体が、翼及び／又は胴体というよりは、エンジン、エンジンパッド、又は剛性を有するパイロン構造による使用を意図される別の場合を含むことに留意されるべきである。

この点に関して、流体／空気タイプの熱交換システムは、流体が、前記高温流体入口及び前記第１の排出口を通過し、空気、オイル、及び燃料からなるグループの中から選択されていることにも留意されるべきである。

好ましくは、熱交換システムへの高温流体入口は、熱交換部に接続された高温流体ダクト上に設けられており、且つ剛構造部の構造ブロックを貫通しており、それによって、好ましくは、この高温流体入口がエンジンのコア部分上に固定され、すなわちエンジンの中央ケースに固定されている。明らかに、熱交換部を通過する流体が空気というよりは燃料又はオイルである場合において、この高温流体入口の接続は、エンジンのコア部分以外の配置とされ得る。

最後に、第２の排出口のそれぞれが、エンジンの排気ノズルに隣接して、又は排気ノズルの下流側に、ボックスとエンジンとの間に配置される場合は、好ましい。

本発明の他の目的は、上述されたようなエンジンアセンブリを少なくとも１つ備える航空機である。

他の利点及び本発明の特性は、限定されることはいないが、以下の詳細な説明を読むことによって明らかになる。

この説明は、添付された図面を参照して行われる。

図１は、この航空機の翼３の下に固定されるように設計された航空機用エンジンアセンブリ１を示し、このアセンブリ１は、本発明の好ましい実施形態の形態でサスペンションパイロン４と共に設けられている。

一般的に、エンジンアセンブリ１はターボジェットエンジン２及びサスペンションパイロン４を備えており、特にサスペンションパイロンには剛構造部１０及び取り付けシステム１１が設けており、この取り付けシステム１１は、複数のエンジンサスペンション６，８、及びターボジェットエンジン２によって発生された推進力に耐える装置９を備えており、それ故に取り付けシステム１１はエンジンと上記の剛構造部１０との間に挿入される。参考までに、アセンブリ１がパッド（この図に示されていない）によって囲まれていることに留意されるべきであり、サスペンションパイロン４が別の一連のサスペンション（図示せず）を備え、それによって航空機の翼の下にこのアセンブリ１のサスペンションを確実にすることに留意されるべきである。

以下の説明の至る所に、慣例によって、Ｘは、ターボジェットエンジン２の長手方向と同一方向であると考慮されるパイロン４の長手方向に言及し、このＸ方向はこのターボジェットエンジン２の長手方向の軸５に対して平行である。さらに、パイロン４に対する横方向は、Ｙ方向と呼ばれ、ターボジェットエンジン２の横方向と同一であると考慮される。さらに、Ｚは、垂直方向又は高さ方向である。これら３つのＸ方向、Ｙ方向、及びＺ方向は互いに直交する。

さらに、《前方》及び《機尾》という用語は、ターボジェットエンジン２によって作用される推進力の結果として生じる航空機の移動方向に対して考慮されるべきであり、この方向は矢印７によって図式的に示される。

図１において、推進力抵抗装置９、エンジンサスペンション６，８、及びサスペンションパイロン４の剛構造部１０のみが示されることがわかる。このパイロン４の他の構成要素は、図示しておらず、航空機の翼の下の剛構造部１０のサスペンション手段、又は、システムの分離及び保持を制御する一方、空力フェアリングを支持する第二構造などは、先行技術内で遭遇されたそれらと同一の又は類似の従来の構成要素であり、又は当業者に周知の従来の構成要素である。その結果として、それらの詳細な説明は、本発明に関係された特別な特徴点を有することができる下方の機尾空力フェアリングを除いて、提供されない。

ターボジェットエンジン２には、環状のファンダクト１４の範囲を定める前方端部に巨大寸法のファンケース１２が設けられ、機尾に向けて小さい中央ケース１６を備え、中央ケース１６がこのターボジェットエンジンのコアを含んでいる。最終的に、中央ケース１６は、中央ケース１６より大きい排気ケース１７まで機尾方向に向けて延在している。明らかに、ケース１２，１６，１７は互いに固定される。

図１に示されるように、複数のエンジンサスペンションは前方のエンジンサスペンション６と機尾エンジンサスペンション８から構成され、できる限り２つの半体のサスペンションを形成することは先行技術として知られている。推進力抵抗装置９は、例えば、（側面図であるため図面では１つのみ可視可能である）２つの横向きのロッドの形態であり、第１にファンケース１２の機尾部分に接続し、第２に剛構造部１０上に設けられたスプレッダービーム（spreader beam）２０に接続される。

前方のエンジンサスペンション６は、剛構造部１０の結合部分１５に固定され、且つファンケース１２に固定され、慣習的に設計され、それによって、Ｙ方向及びＺ方向に沿ってターボジェットエンジン２によって発生された力のみに抵抗することができ、それ故にＸ方向に沿って作用された力には抵抗することができない。参考までに、この前方のサスペンション６は、好ましくはファンケース１２の円周の端部に貫通する。

機尾サスペンション８は、排気ケース１７とパイロンの剛構造部１０との間に全体的に挿入することがある。上述されたように、エンジンサスペンションは、Ｙ軸及びＺ軸に沿ってターボジェットエンジン２によって発生された力に抵抗することができ、且つＸ方向に沿って作用された力に抵抗できないように好ましくは設計される。

結果として、この静的に限定された取り付けシステム１１において、Ｘ方向に沿って作用された力が装置９によって耐えられ、Ｙ方向及びＺ方向に沿って作用された力が前方サスペンション６及び機尾サスペンション８によって共同で耐えられる。

同様に、Ｘ方向に関して作用されたモーメントは、サスペンション８によって垂直方向に耐えられ、Ｙ方向に関して作用されたモーメントは、機尾サスペンション８によって垂直方向に耐えられ、及びＺ方向に関して作用されたモーメントはサスペンション６と協働でサスペンション８によって横方向に耐えられる。

依然として図１を参照して、剛構造部１０が第１にボックス２４を有し、このボックス２４はＸ方向に沿ってこの構造１０の一の端部から他の端部に延在し、それ故に、剛構造部のメインボックスと称されるトーションボックス（torsion box）を形成することが理解され得る。ボックス２４は上部スパー２６（upper spar）及び下部スパー２８（lower spar）、（図１にのみその１つが可視される）２つの横向きのパネル３０によって慣習的に形成され、上部スパー及び下部スパー、並びに横向きのパネルがＸ方向に沿って及びＸＺ面内に実質的に延在する。このボックス内の横方向のリブ３２は、ＹＺ面に沿って配置され、及びボックス２４の剛性を強化する長手方向の空間に配置される。参考までに、構成要素２６、２８、及び３０のそれぞれが単一部材から製造され、又は隣接した部分の組立体によって製造され、できるだけ互いに対して僅かに傾斜される場合があることに留意すべきである。

好ましくは、図１に明白に示されるように、下部スパー２８は、その全体の長さに亘って平坦であり、この平面はＸＹ面に対して略平行とされ、又はこの平面に対して僅かに傾斜される。

エンジンが翼の下に吊り下げられる場合、ボックス２４の下のその位置のために、下部構造ブロック３４と呼ばれる構造ブロック３４は、下部スパー２８の外部表面上に固定される。それにもかかわらず、記載されるのではなくエンジン２が翼３の上方に設置されるこの発明によって含まれる場合において、ついで、構造ブロックがボックスの上部スパー２６上に固定されることに留意すべきである。

ブロック３４は、機尾サスペンション８の取り付けインターフェース３６を有し、それ故に、このインターフェース３６は、下部スパー２８が配置された平面より下方に配置され、好ましくはＸＹ面に沿って方向づけられる。以後に記載されるように、取り付けインターフェース３６が機尾エンジンサスペンション８の取り付け部分と共に協働するように設計されることに留意されたい。

結果として、Ｙ方向に沿ったブロック３４の幅がブロック２４の幅より小さくなる、この解決方法は、ボックス２４の下の下方向にサスペンション８をオフセットすることが可能とされ、それ故に、ボックスからエンジン２をさらに移動することが可能とされる。

ボックス２４に作用された熱応力は、従って比較的小さくなり、それによって、ボックスを複合材料又は任意の別の感熱性の材料から製造することが可能になり、結果として全体のパイロン４の質量を節約することができる。他方では、ブロック３４は、エンジン２に対する近接のためにそれらの熱応力により多く晒されるので、ブロック３４は金属材料から製造され、好ましくはチタニウムから製造される。

直ちに図２を参照すると、図は、下部スパー２８の下に固定された構造ブロック３４が２つの側部４０を有することを全体的に示し、各側部は、この下部スパー２８の平面で方向づけられた上部において取り付けリブ４２を備え、それによって、この下部スパーに接触した状態となり、ボックス２４上にブロック３４を取り付けることを示している。この点において、この取り付けは、複数の引張ボルト及び複数のシヤーピン（shear pin）（図示せず）を使用して製造され、これらのボルト及びシヤーピンはリブ４２を貫通する軸４４に沿って下部スパー２８に垂直に配置される。それらの取り付け手段は、有利には、ブロック３４と下部スパー２８との間の熱伝導率を低減し、この熱伝導は、できる限り、それら２つの要素２４，３４の間に絶縁リング又はワッシャーを挿入することによって、さらにいっそう低減することができる。

さらに、ブロック３４もまた、２つの側部４０の間に配置された１つ又は複数個の横方向のリブ４６を備え、好ましくは、リブ４６はＹＺ平面に沿って方向づけられる。

取り付けインターフェース３６は、２つの側部４０の下部分５０によって形成され、好ましくはフレームの形態で、できる限りリブ４６の一つと組み合わせて形成される。従って、この取り付けインターフェース３６は、側部４０の２つの下部分５０によって形成され、及び議論されているリブ４６の下部分によって形成され、それによって、この取り付けインターフェース３６はＹ方向に沿って延在している水平方向の溝を全体的に形成し、機尾エンジンサスペンペンション８の取り付け胴部３８は好ましくはボルトによって、取り付けインターフェース上に固定される。

この取り付け胴部３８は、周知の種類であり、この胴部はボックスの下部スパー２８上に直接設けられた実施形態においてすでに使用されているものと実質的に同一の設計である。従って、これはクレビス５２を形成し、（図示せず）シャックルがこのクレビス上に接合された、そのシャックルもまたエンジンに固定された結合部と接合されるように設計される。

さらに、スプレッダービーム２０の取り付け結合部５４もまた、２つの側部４０の間に配置され、好ましくは取り付け胴部３８から前方に配置される。この結合部５４は、ついで、スプレッダービーム２０の回動部５６を有し、２つの推進力抵抗ロッド９と共にロッドの２つの端部で接合される。

最終的に、このボックス３４が剛性を有する第二ボックスの形態とされることができ、側部４０に固定された前方閉鎖プレート及び機尾閉鎖プレート（図示せず）を含むことができ、前方端部及び機尾端部でこのボックスを閉鎖することができる。

図３ａ及び図３ｂは、アセンブリ１もまた熱交換システム１０４を備えていることを示し、この熱交換システム１０４は、全体的に低温空気入口及び高温空気入口１０８からなる熱交換システム１０４を備え、低温空気入口１０６はボックス２４の下に配置され、好ましくは機尾サスペンション８の機尾方向側に配置され、以下に記載されるように機尾方向の空力フェアリング６６で配置される。高温空気入口１０８は、エンジン２の中央ケースに直接的に接続される。高温空気入口１０８は高温空気ダクト１１２の前方端部に設けられており、機尾サスペンション８及び構造ブロック３４の下流側のボックス２４とエンジン２との間に配置された熱交換部１１４にその他の端部を通じて接続される。熱交換部１１４が当業者に周知な任意の設計方法を使用することができることに留意されたい。

さらに、熱交換システム１０４は、翼に接続されるように設計された第１の排出口１１６を備え、それによって除氷機能、又は機内空気調整機能などを備える。この排出口１１６は、第１の排出管１２０の端部に配置され、その他の端部は熱交換部１１４に接続される。翼を結合可能にするために、この管１２０はボックス２４を貫通するように配置され、好ましくは、図３ａ及び図３ｂに見られるように垂直に配置される。

最終的に、熱交換システム１０４は、第２の排出口１２２を備え、第１の排出口が高温空気入口に連通し、この第２の排出口が低温空気入口に連通することを理解されたい。

本発明の特別な特徴点のうちの１つは、第２の排出口１２２がサスペンション８の機尾側であり、エンジンが航空機の翼の下に吊り下げられる場合にボックス２４の下部スパー２８の下であるという事実のためである。これを達成するために、上述したように、熱交換部１１４はフェアリング６６の内部に少なくとも部分的に配置されるように構成され、それ故に、ブロック３４及び機尾サスペンション８の下流側上に配置される。この点において、図３ａは、パイロン４上に設置されるこの空力フェアリングを示し、この空力フェアリングは機尾空力フェアリング又は下方向の機尾空力フェアリング、又は遮蔽された又は機尾パイロンフェアリング（Aft Pylon Ｆairing）として、より具体的に周知である。好ましくはボックス２４の下に配置された、このフェアリング６６は、サスペンション８から機尾全体であり、通常翼３の後縁に向かって機尾方向に突出する。それ故に、フェアリングは、パイロンの剛構造部の一部を形成せず、ブロック３４から機尾方向において、ボックス２４の下に固定されて設置された支持結合部（図示せず）によってそれに接続される。

図３ａ及び図３ｂは、高温空気ダクト１１２が高温空気入口１０８を支持し、この高温空気入口１０８がエンジン２の中央ケース１６上に接続され、高温空気ダクト１１２が下流方向に向けてブロック３４を貫通し、それによってフェアリング６６において少なくとも部分的に収容された熱交換部１１４に到達し、好ましくは、このフェアリングの上流部分で到達することを示す。高温空気ダクト１１２が、高温空気入口１０８から下流方向で、同様にエンジン２上に追加された追加の高温空気入口１０８ｂを支持できることが特徴づけられる。

さらに、低温空気入口１０６及び第２の排気口１２２は、好ましくは、図３ａ及び図３ｂによく見られ得るように、機尾サスペンション８からの機尾方向において、熱交換部１１４の各側部上に横向きに配置される。

結果的に、第２の排出口１２２は、ケース６６の内部で少なくとも部分的に開口する。それ故に、この第２の排出口１２２から採取された空気が推進力を発生するように有利に使用されるので、その結果、上記の構成は、このフェアリング上に空気排出口を有する。

図４ａ及び図４ｂは、空力フェアリング６６の機尾部分を製造する第１の方法を示し、この方法はその機尾部分内で空気排出開口部８６と共に設けられる。

この実施形態において、開口部８６が制御可能な移動構造部８８に結合され、移動構造部の位置に応じて、フェアリング６６の空力的な形状を調整することができることが理解される。この移動構造部８８は、好ましくはオーギブ（ogive）又は類似な形状の形態であり、移動構造部が展開された空力的な位置を称される機尾位置を生じる場合、図４ａに最もよく見られるように、フェアリング６６の横向きの外皮９０ａ，９０ｂの空力的な延在部内に存在するように開口部８６から突出する。この移動構造部８８は、好ましくはＸ方向に略平行である方向９２に沿って並進方向に制御可能であり、例えば、移動構造部を作動し、且つ移動構造部に接続された手段９６を通じて制御可能であり、それによってこの移動構造部８８は、オフセットを有しない略連続的な空力的な形状のフェアリング６６を得ることを可能にさせ、それによって低い抵抗力を発生させる。参考までに、この空力的な位置は、好ましくは、航空機の高速フェーズ中に適合される。

図４ｂは、引き込まれた吸気位置と称される前方位置における移動構造部８８を示し、この移動構造部８８がより大きい断面を有する開口部８６から略全体的に引き込まれ、特に、フェアリング６６の横向きの外皮９０ａ，９０ｂの空力的な延在部がもはや維持されないことを暗示することを示す。一方で、オフセット又は空力的な割れ目９８ａ，９８ｂは２つの外皮９０ａ，９０ｂのそれぞれの機尾端部で出現し、それらの外皮９０ａ，９０ｂの外側表面に亘って空気流によって生じたベースドラック（base drag）を発生させる。次いで、それらのベースドラックは、開口部８６から空気出力の吸気を増加し、結果的に保護システム５８の効率を増加する。

結果的に、この吸気位置は、好ましくは航空機の低速フェーズ中に適合される。低速状態では、オフセット９８ａ，９８ｂによって生じたドラックが過酷ではなく、それらによって生み出された吸気は異なる圧力を増加し、その圧力はそれらのオフセットの存在なしで、低速の航空機速度によって低くなる。

図５は、空力フェアリング６６の機尾部分を製造する第２の方法を示し、同様にその機尾端部部分において空気排出開口部８６を設ける。

この実施形態において、開口部８６が移動構造部８８に結合され、この移動構造部８８がもはやオーギブの形態ではなく、好ましくは、Ｙ軸方向に平行な軸１０２に沿ってそれらの機尾端部に互いに対して接合された２つのパネル１００ａ，１００ｂであり、それらのパネル１００ａ，１００ｂが開口部８６から永久的に突出していることが理解される。

空力的な展開された位置と呼ばれる、実線で示された延在位置において、２つのパネル１００ａ，１００ｂはフェアリング６６の外皮９０ａ，９０ｂの機尾端部上に支持された前方端部を有し、それらの外皮の空力的な延在部（aerodynamic extension）に実質的に沿っている。それ故に、この移動構造部８８は、軸１０２に関する回転において制御可能であり、例えば、軸１０２に接続された作動手段９６を通じて制御可能であり、それによりオフセットを有さない略連続的な形状のフェアリング６６を得るように使用され、低いドラックを発生させる。

図６における破線で示された引き込まれた吸気位置と称される収縮された位置において、パネル１００ａ，１００ｂの２つの前方端部が回動することによって互いに近接した状態にさせ、２つの前方端部が外皮９０ａ，９０ｂの対応する機尾端部から非常に離れているが、特に開口部８６がより大きい断面を有することを暗示し、フェアリング６６のそれらの横向きの外皮９０ａ及び９０ｂの空力的な延在部が確実にさせることが理解され得る。反対に、オフセット又は空力的な割れ目９８ａ，９８ｂがそれらの２つの外皮９０ａ，９０ｂのそれぞれの機尾端部の間に現れ、その関連したパネル１００ａ，１００ｂがさらに後退し、それによってそれらの外皮９０ａ，９０ｂの外側表面に亘って空気流によって引き起こされたベースドラッグを発生させる。

１つの利点は、２つの代替案の使用に関係し、利点が移動構造部８８の位置に依存して可変の断面開口部８６を採用され得ることである。フェアリング開口部の断面積を変化させることによる第２の排出口からの空気排出量の可能な調整によって、それによって熱交換システム上の上流側に以前は配置されていた、この目的のために設けられていたバルブを排除することができる。

直ちに図６ａ及び図６ｂを参照して、図面は、空力フェアリング６６から空気を採取する第３の方法を示し、この方法はフェアリング６６がその機尾端部分に出力開口部を設けることなく、フェアリング６６の各側部上に、且つこのフェアリングの横向きの外皮９０ａ，９０ｂ上に配置された２つの開口部１０５ａ，１０５ｂを設けることである。参考までに、それらの開口部１０５ａ，１０５ｂは、Ｘ方向に沿って考慮されたフェアリング６６の中央部分に配置されることができ、又は中央部分に近接して配置されることができる。

この実施形態において、移動構造部８８が、２つの横向きのパネル／フラップ１０１ａ，１０１ｂの形態で全体的に配置され、各パネルがフェアリグ６６の横向きの外皮９０ａ，９０ｂ上のその前方端部で接続され、好ましくはＺ方向に平行に軸１０３ａ，１０３ｂに沿って接続される。

空力的な位置と称される実線で示された折り畳まれた位置において、２つのパネル１０１ａ，１０１ｂがフェアリング６６の外皮９０ａ，９０ｂに接触して支持する機尾端部を有し、それによってその外皮の空力的な延在部に略沿って配置される。この移動構造部８３は、それによって、例えば移動構造部に接続された作動手段（図示せず）によって、回転において制御可能であり、低いドラッグを発生させるオフセットを有さずに略連続的な空力形状のフェアリング６６を与えることができる。それ故に、この折り畳まれた位置において、横向きのパネル１０１ａ，１０１ｂのそれぞれは、その関連された開口部１０５ａ，１０５ｂに近接し、開口部１０５ａ，１０５ｂはフェアリングの接続された横向きの外皮９０ａ，９０ｂで形成されている。

図６ｂにおいて破線で表示された空気排出位置と呼ばれる展開された位置において、パネル１０１ａ，１０１ｂの２つの機尾端部が軸１０３ａ，１０３ｂに沿って回動することによって展開され、外皮９０ａ，９０ｂから離隔してそれぞれ移動され、特にフェアリング６６のそれらの横向きの外皮９０ａ及び９０ｂの空力的な延在部がもはや確実ではないが、特に、フェアリング６６に配置された空気が横向きのパネル１０１ａ，１０１ｂの外皮９０ａ，９０ｂの間に生み出された自由空間を通じて流出することができることを暗示することが理解される。パネル／横向きのフラップ１０１ａ，１０１ｂの間の分離は、それ故に、上述された開口部１０５ａ，１０５ｂを開放し、それらが展開された場合に有利な吸気効果を自然と引き起こす。

このパネル／横向きのフラップ１０１ａ，１０１ｂの解決方法は、図６ａに図式的に示されるように、接続可能に２つの排出口１２２ａ及び１２２ｂを使用するように記載された場合に、特に選択される。

１つの適合されたシステム（図示せず）は、排出口１２２ａを通じて又は排出口１２２ｂを通じてのどちらか一方、又は同時にそれらの両方を通じて、空気の排気を選択するように使用され得る。この点に関して、排出口１２２ａが好ましくは故障の場合に、及び高速流（低速な航空機速度）の場合に使用されるのに対して、排出口１２２ｂは、好ましくは巡航又は低速流（高速な航空機速度）の場合に使用されることに留意すべきである。

明らかに、様々な改良が航空機用エンジンアセンブリ１に当業者によって成される場合があり、エンジンアセンブリ１が、例示としてではなく単に記載される。この点に関して、パイロン４が、エンジンアセンブリ１が航空機の翼の下に吊り下げられるように、適合された構成で描写され、このパイロン４もまた異なる構成で描写され、それによってそれがこの翼の上に取り付けられることができる。

さらに、本発明で使用された熱交換システムが本願の技術的範囲の外側に逸脱することなく空気／空気、すなわち燃料／空気、オイル／空気の任意の種類とされる場合がある。

ボックスの熱交換システムが明確性の理由のために故意に省略された、本発明の好ましい実施形態による航空機のためのエンジンアセンブリの側面図である。 図１に示されたエンジンアセンブリのサスペンションパイロンの剛構造部に属している下部構造ブロックの拡大斜視図である。 より明確に熱交換システムを示しており、図１及び図２に示されたエンジンアセンブリの部分側面図である。 より明確に熱交換システムを示しており、図１及び図２に示されたエンジンアセンブリの部分斜視図である。 フェアリングからの排出口で吸気を減少する／増加することを可能にする制御可能な移動構造部をより明確に示している、図３ａに示されたエンジンアセンブリに属しているサスペンションパイロンの空力的な機尾フェアリングの機尾部分の上面図である。 フェアリングからの排出口で吸気を減少する／増加することを可能にする制御可能な移動構造部をより明確に示している、図３ａに示されたエンジンアセンブリに属しているサスペンションパイロンの空力的な機尾フェアリングの機尾部分の上面図である。 図４ａ及び図４ｂに示される図に類似しており、代替形態に示される制御可能な移動構造部を示す図である 他の代替実施形態における制御可能な移動構造部を備える空力フェアリングを有する、図３ａに示されたエンジンアセンブリの機尾部分を示す図である。 図６ａに示されたラインＩＶ−ＩＶに沿って取られた断面図である。

符号の説明

１ エンジンアセンブリ
２ ターボジェットエンジン
４ サスペンションパイロン
５ 軸
６ エンジンサスペンション
７ 矢印
８ エンジンサスペンション
９ 推進力抵抗装置
１０ 剛構造部
１１ 取り付けシステム
１２ ファンケース
１４ ファンダクト
１５ 結合部分
１６ 中央ケース
１７ 排気ケース
２０ スプレッダービーム
２４ ボックス
２６ 上部スパー
２８ 下部スパー
３０ パネル
３２ 横方向のリブ
３４ 下部構造ブロック
３６ 取り付けインターフェース
３８ 取り付け胴部
４０ 側部
４２ 取り付けリブ
４４ 軸
４６ 横方向のリブ
５０ 下部分
５２ クレビス
５４ 取り付け結合部
５６ 回動部
６６ 空力フェアリング
７０ エンジン排気ノズル
８６ 空気排出開口部
８８ 移動構造部
９０ａ 外皮
９０ｂ 外皮
９２ 軸
９６ 作動手段
９８ａ 空力的な割れ目
９８ｂ 空力的な割れ目
１００ａ パネル
１００ｂ パネル
１０１ａ パネル
１０１ｂ パネル
１０３ａ 軸
１０３ｂ 軸
１０４ 熱交換システム
１０５ａ 開口部
１０５ｂ 開口部 １０８ 高温空気入口
１１２ 高温空気ダクト
１１４ 熱交換部
１１６ 第1の排出口
１２０ 第1の排出管
１２２ 第2の排出口

Claims (12)

1. エンジン（２）及びエンジンサスペンションパイロン（４）を備えている航空機用エンジンアセンブリ（１）であって、
   前記パイロンは、第一に、ボックス（２４）を備えている剛構造部（１０）と、第二に、前記エンジン（２）と前記剛構造部（１０）との間に挿入された取り付けシステム（１１）と、を備え、
   この取り付けシステム（１１）が特に機尾エンジンサスペンション（８）を含み、
   前記アセンブリには、熱交換部（１１４）を備えている熱交換システム（１０４）が設けられ、高温流体入口（１０８）、低温流体入口（１０６）、前記高温流体入口（１０８）に連通している第１の排出口（１１６）、及び前記低温流体入口（１０６）に連通している少なくとも１つの第２の排出口（１２２）は前記熱交換部（１１４）に接続されており、
   前記熱交換システム（１０４）からの各前記第２の排出口（１２２）のそれぞれが前記ボックス（２４）と前記エンジン（２）との間に配置されているエンジンアセンブリにおいて、
   前記第２の排出口（１２２）のそれぞれが前記機尾エンジンサスペンション（８）から機尾に配置され、
   前記熱交換システム（１０４）内の前記熱交換部（１１４）が前記サスペンションパイロン（４）の機尾空力フェアリング（６６）の内側に少なくとも部分的に配置され、
   前記機尾空力フェアリング（６６）が前記機尾エンジンサスペンション（８）から機尾に全体的に配置されていることを特徴とするエンジンアセンブリ（１）。
2. 前記第２の排出口（１２２）が前記サスペンションパイロン（４）の前記機尾空力フェアリング（６６）の内側に開口することを特徴とする請求項１に記載のエンジンアセンブリ（１）。
3. 前記機尾空力フェアリング（６６）が、制御可能な移動構造部（８８）が設けられた空気排出開口部（８６）を備え、前記移動構造部の位置に依存して、前記フェアリング（６６）の空力形状を調整することができることを特徴とする請求項２に記載のエンジンアセンブリ（１）。
4. 前記移動構造部（８８）が好ましくは、前記空気排出開口部（８６）を横切って配置されることを特徴とする請求項３に記載のエンジンアセンブリ（１）。
5. 前記機尾空力フェアリング（６６）には、制御可能な移動構造部（８８）が設けられ、前記制御可能な移動構造部（８８）が２つの横向きのパネル（１０１ａ，１０１ｂ）を備え、
   前記横向きのパネル（１０１ａ，１０１ｂ）が前記フェアリング（６６）の２つの対応する横向きの外皮（９０ａ，９０ｂ）上にそれらの前端部で接合され、
   前記パネル（１０１ａ，１０１ｂ）のそれぞれが前記フェアリング（６６）のその関連した横向きの外皮（９０ａ，９０ｂ）内に形成された開口部（１０５ａ，１０５ｂ）を閉じる／開放するように設計されていることを特徴とする請求項２に記載のエンジンアセンブリ（１）。
6. 前記サスペンションパイロン（４）の前記剛構造部（１０）もまた、前記ボックスと前記エンジン（２）との間の前記ボックス（２４）上に固定されて設置された構造ブロック（３４）を備え、この構造ブロック（３４）が前記機尾エンジンサスペンション（８）のための取り付けインターフェース（３６）を有していることを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載のエンジンアセンブリ（１）。
7. 前記熱交換システム（１０４）からの前記第１の排出口（１１６）が、前記熱交換部（１１４）に接続され、且つ前記剛構造部（１０）の前記ボックス（２４）を貫通している第１の排出管（１２０）上に設けられていることを特徴とする請求項１〜６のいずれか一項に記載のエンジンアセンブリ（１）。
8. 前記第１の排出口（１１６）が前記航空機の翼要素（３）に接続されるように設計されていることを特徴とする請求項７に記載のエンジンアセンブリ（１）。
9. 前記熱交換システム（１０４）内の前記高温流体入口（１０８）が、前記熱交換部（１１４）に接続され、且つ前記剛構造部（１０）の前記構造ブロック（３４）を貫通している高温空気ダクト（１１２）上に設けられていることを特徴とする請求項６と組み合わせられた請求項１〜８のいずれか一項に記載のエンジンアセンブリ（１）。
10. 前記熱交換システム（１０４）が流体／空気タイプであり、前記流体が前記高温流体入口（１０８）及び前記第１の排出口（１１６）を通過し、かつ、空気、オイル、及び燃料からなるグループの中から選択されていることを特徴とする請求項１〜９のいずれか一項に記載のエンジンアセンブリ（１）。
11. 前記第２の排出口（１２２）のそれぞれが、エンジン排気ノズル（７０）に隣接して、又は前記排気ノズル（７０）の下流側に、前記ボックス（２４）と前記エンジン（２）との間に配置されていることを特徴とする請求項１〜１０のいずれか一項に記載のエンジンアセンブリ（１）。
12. 請求項１〜１１のいずれか一項に記載のエンジンアセンブリ（１）を少なくとも１つ備えていることを特徴する航空機。

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