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
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Abstract
Description
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)
- 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)。 - 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)。
- 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)。
- 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)。
- 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)。 - 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)。
- 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)。
- 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)。
- 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)。
- 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)。
- 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)。
- 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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