JP2014522338A - 航空機エンジンを搭載するためのシステムおよび方法 - Google Patents
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Abstract
【選択図】図2
Description
12A ファン入口アセンブリ
14 コアエンジン
22 高圧コンプレッサ
40 エンジン中心線
42 ファンケース
42A 後部ファンケース
44 支持構造体
46 後部支持フレーム
50 搭載システム
52 前部セクション
54 組込構造体
56 前部エンジンマウント
57 ジョイント
58 後部セクション
60 後部エンジンマウント
62 上側リンク
64 下側リンク
66 推力リンク
67 前部フランジステーション
68 バー部材
70 バー部材
72 下側セクション
74 予冷器ユニット
Fi 入口負荷
Ft エンジン推力負荷
Pf 焦点
Claims (20)
- エンジンを航空機のエンジン支持構造体に搭載するためのシステムであって、前記エンジンがその入口に入口直径を有するターボ機関であり、前記システムが、剛性構造体と、少なくとも第1および第2のリンクを有するリンク機構とを備え、前記リンクは、それぞれが前記剛性構造体に回動可能に接続されるとともに、前記エンジン支持構造体に回動可能に接続されるようになっており、前記第1および第2のリンクは、前記エンジンの中心線から前記入口直径の15%以下の距離にあって航空機が上昇操縦状態にあるときに前記エンジンが受ける入口負荷のベクトルの後方にある位置にその焦点を規定するように構成され、前記焦点の位置により、前記エンジンの推力負荷のモーメントと前記入口負荷のモーメントとが互いに対抗し、それにより、上昇操縦中に前記エンジンの骨格曲げが減少される、システム。
- 前記焦点は、前記エンジンの中心線の下方であって、前記エンジンの前記入口および前記入口直径を規定する前記エンジンのファン入口アセンブリ内に位置される請求項1記載のシステム。
- 前記第1のリンクは、前記第2のリンクの上方で前記剛性構造体に回動可能に結合されるとともに、航空機の前記エンジン支持構造体に回動可能に接続されるようになっている請求項1記載のシステム。
- 前記第2のリンクが推力リンクであり、前記リンク機構が第3のリンクを更に備え、前記第3のリンクは、前記推力リンクと一直線に合わせられて、前記第1のリンクの下方で前記剛性構造体に回動可能に結合されるとともに、前記第1のリンクの下方で前記エンジン支持構造体に回動可能に接続されるようになっている請求項3記載のシステム。
- 前記エンジンがターボファンエンジンであり、前記システムは、前記剛性構造体を前記ターボファンエンジンのファンケースに結合するための手段を更に備える請求項1記載のシステム。
- 前記第2のリンクを前記ターボファンエンジンのコアエンジンに結合するための手段を更に備える請求項5記載のシステム。
- 前記コアエンジンを航空機の前記エンジン支持構造体に結合するための手段を更に備える請求項5記載のシステム。
- 結合するための前記手段は、前記ターボファンエンジンの重量の一部を支える請求項7記載のシステム。
- 結合するための前記手段は、上昇操縦中に前記ターボファンエンジンの重量の前記一部よりも大きい負荷を受けない請求項8記載のシステム。
- 前記剛性構造体が下向きに先細る外形を有する請求項1記載のシステム。
- 前記剛性構造体は、前記剛性構造体の剛性を高めるように構成される六角形断面を有する請求項1記載のシステム。
- 前記システムは、前記エンジンと航空機の前記エンジン支持構造体とに装着され、前記第1および第2のリンクの前記焦点は、前記エンジンの中心線の下方であって、航空機が上昇操縦状態にあるときに前記エンジンが受ける前記入口負荷のベクトルの後方に位置され、それにより、前記推力負荷および前記入口負荷のモーメントが互いに対抗する請求項1記載のシステム。
- 航空機の前記エンジン支持構造体が航空機の翼に装着される請求項12記載のシステム。
- 前記エンジンは、ナセルとコアエンジンとを備えるターボファンエンジンであり、前記焦点が前記ナセルのファン入口に位置される請求項13記載のシステム。
- 前記第1のリンクは、前記第2のリンクの上方で前記剛性構造体に回動可能に結合されるとともに、前記第2のリンクの上方で航空機の前記エンジン支持構造体に回動可能に接続され、前記第2のリンクは、前記ターボファンエンジンの前記コアエンジンに結合される推力リンクであり、前記リンク機構が第3のリンクを更に備え、前記第3のリンクは、前記推力リンクと一直線に合わせられて、前記第1のリンクの下方で前記剛性構造体に回動可能に結合されるとともに、前記第1のリンクの下方で前記エンジン支持構造体に回動可能に接続される請求項14記載のシステム。
- 前記剛性構造体を前記ターボファンエンジンのファンケースに結合するための手段を更に備える請求項14記載のシステム。
- 前記コアエンジンを航空機の前記エンジン支持構造体に直接に結合するための手段を更に備える請求項14記載のシステム。
- エンジンを航空機のエンジン支持構造体に搭載する方法であって、前記エンジンがその入口に入口直径を有するターボ機関であり、前記方法は、剛性構造体と、少なくとも第1および第2のリンクを有するリンク機構とを備えるシステムを使用し、前記リンクは、それぞれが前記剛性構造体に回動可能に接続されるとともに、前記エンジン支持構造体に回動可能に接続されるようになっており、前記方法は、前記システムを前記エンジンと航空機の前記エンジン支持構造体とに結合することを含み、それにより、前記第1および第2のリンクが前記剛性構造体に回動可能に接続され、前記第1のリンクが航空機の前記エンジン支持構造体に回動可能に接続されて、前記第2のリンクが前記エンジンに回動可能に接続されるとともに、前記第1および第2のリンクが、前記エンジンの中心線から前記入口直径の15%以下の距離にあって航空機が上昇操縦状態にあるときに前記エンジンが受ける入口負荷のベクトルの後方にある位置にその焦点を規定し、前記焦点の位置により、前記エンジンの推力負荷のモーメントと前記入口負荷のモーメントとが互いに対抗し、それにより、上昇操縦中に前記エンジンの骨格曲げが減少される、方法。
- 前記第2のリンクと一直線に合わせられて、前記第1のリンクの下方で前記剛性構造体に回動可能に結合されるとともに、前記第1のリンクの下方で前記エンジン支持構造体に回動可能に接続される第3のリンクを設けることを更に含む、請求項18記載の方法。
- 前記エンジンがターボファンエンジンであり、前記方法は、
前記剛性構造体を前記ターボファンエンジンのファンケースに結合し、
前記第2のリンクを前記ターボファンエンジンのコアエンジンに結合し、
前記コアエンジンを航空機の前記エンジン支持構造体に直接に結合する、
ことを更に含む請求項18記載の方法。
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