JP2620466B2 - ターボジェットエンジンの後部懸吊構造体 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、飛行機に担持された支
柱にターボジェットエンジンを前部懸吊構造体と協働し
て懸吊する後部懸吊構造体に関する。

【０００２】

【従来の技術】飛行機の翼の下にターボジェットエンジ
ンを連結する作業は、ターボジェットエンジンと飛行機
の機体との間で応力を機械的に伝達するように設計され
た支柱を介して実施される。ターボジェットエンジンは
この支柱に、前部懸吊と後部懸吊とを画定する二つの箇
所で懸吊される。スラストの伝達は、ターボジェットエ
ンジンの両側に配置された傾斜状スラスト中継バーを介
して行われる。

【０００３】後部懸吊構造体は通常、ターボジェットエ
ンジンの排気ケーシングの上部と一体的に形成された少
なくとも三つの外側連結用耳部又はヨークを含む。これ
らの耳部は、排気ケーシングを三つの懸吊リンクの下端
部に固定するのに使用される。前記懸吊リンクの上端部
は、ターボジェットエンジンを支持するための支柱の下
に直接固定されたほぼ円弧状の懸吊構造体に取り付けら
れる。

【０００４】円弧状後部懸吊構造体は通常、各リンクが
水平懸吊ピンを介して連結される単一部材形取付具を含
む。この取付具は、該取付具を貫通する二つの水平懸吊
ピンと係合するねじによって前記支柱の下に固定され
る。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】仏国特許第２５９９７
０８号は、ターボジェットエンジンを後部懸吊構造体の
取付具に懸吊しているリンクの一つが事故で破損した場
合を想定し、このような破損が、エンジン全体の離脱
か、又は少なくとも、ターボジェットエンジンの両側に
配置された傾斜状スラスト中継バーの破損を生起し得る
と指摘している。この問題を解決するために、通常使用
される三つの懸吊リンクに、安全リンクと称する第４の
リンクを付け加えることが提案された。この安全リンク
は、三つの懸吊リンクのうち一つが破損した場合にだけ
機械的支持機能を発揮する。

【０００６】仏国特許出願８６０８３３６号は、支柱の
下に固定された取付具にターボジェットエンジンを連結
するための三つの懸吊リンクの一つが破損した場合に生
じる問題を十分に解決する方法を提案しているが、一般
的に使用されている単一部材形取付具の破損によってタ
ーボジェットエンジンの後部懸吊に障害が生じるという
事故には触れていない。しかしながら、このような破損
の確率が懸吊リンクの破損の確率より更に小さいとして
も、このような破損がエンジンの完全な離脱につながる
危険は、リンクが破損した場合よりも大きいと思われ
る。

【０００７】本発明の目的は、飛行時に万が一、取付具
において破損が生じても、エンジンの懸吊を保証して安
全な飛行を続けることができると共に、機構構造が単純
で設置空間の小さい、ターボジェットエンジンの後部懸
吊構造体を提供することにある。

【０００８】

【課題を解決するための手段】本発明によれば、前述の
目的は、飛行機に担持された支柱にターボジェットエン
ジンを前部懸吊構造体と協働して懸吊する後部懸吊構造
体であって、互いに重ね合わされるように構成された少
なくとも二つの取付部材と、取付部材を支柱の下に取り
付けるべく夫々が少なくとも二つの取付部材を貫通する
と共に支柱に結合された少なくとも二つの第１の懸吊ピ
ンと、各一端がターボジェットエンジンの排気ケーシン
グに連結された少なくとも三つの懸吊リンクと、取付部
材を懸吊リンクに連結すべく夫々が少なくとも二つの取
付部材と懸吊リンクの他端とを貫通する少なくとも三つ
の第２の懸吊ピンとを備えており、少なくとも二つの取
付部材の夫々が、ケーシング及び支柱間に発生する全ス
ラストを単独で伝達することができるように寸法決めさ
れている後部懸吊構造体によって達成される。

【０００９】

【作用】本発明の後部懸吊構造体によれば、ターボジェ
ットエンジンを飛行機の支柱に取り付けるための取付具
が、互いに重ね合わされた少なくとも二つの取付部材か
ら構成されており、これらの取付部材の夫々が、ケーシ
ング及び支柱間に発生する全スラストを単独で伝達する
ことができるように寸法決めされているが故に、万が
一、飛行機の離陸時、飛行中あるいは着陸時に取付部材
の一つが破損したとしても、他の取付部材が前述の全ス
ラストを伝達するのに十分な機械的強度を有しているた
めにエンジンの懸吊が確実に保証され、エンジンが不完
全な姿勢のまま宙づりになったり、脱落したりすること
なく安全な飛行を続けることが可能となり、飛行機にお
ける飛行前の点検あるいは定期検査時にこの破損異常を
発見して修理することができる。加えて、少数の部品を
組み合わせた単純な構造機構であると共に飛行機本体の
支柱及びエンジンのケーシング間の限られた空間内に無
理なく配置することができ、新型飛行機への適用が容易
であると共に、既存飛行機の改造用としても使用でき
る。

【００１０】本発明による後部懸吊構造体の好ましい特
徴によれば、少なくとも二つの取付部材が結合手段によ
って互いに結合されているのがよい。

【００１１】本発明による後部懸吊構造体の他の好まし
い特徴によれば、結合手段は、夫々が少なくとも二つの
取付部材を貫通する複数のボルトであるのがよい。

【００１２】本発明による後部懸吊構造体の更に他の好
ましい特徴によれば、少なくとも二つの取付部材が断面
逆Ｕ字形の内側部材と内側部材を収容する断面逆Ｕ字形
の外側部材とからなり、懸吊リンクの各他端が内側部材
内に受容されると共に、第２の懸吊ピンが夫々懸吊リン
クの両側で内側及び外側部材の両方を貫通しているのが
よい。

【００１３】

【実施例】以下、本発明を図面に示す好ましい実施例を
用いて詳述する。

【００１４】図１は、飛行機の翼１２（前方の一部分だ
けを図示）の下にターボジェットエンジン１０を懸吊し
た状態を示している。この懸吊は、翼１２の前縁の下で
前方に突出している支柱１４を介して実施される。

【００１５】ターボジェットエンジン１０は、必要に応
じてターボジェットエンジンの取外しを可能にする前部
懸吊構造体１６及び後部懸吊構造体１８によって支柱１
４に懸吊されている。ターボジェットエンジン１０と支
柱１４との間の接続は、スラスト中継バー２０によって
補完される。このスラスト中継バーはターボジェットエ
ンジンの両側に配置されており、ターボジェットエンジ
ンによって発生するスラストがこれらのバー２０を通
り、支柱１４から飛行機の翼１２へと伝達される。

【００１６】ターボジェットエンジン１０の前部懸吊構
造体１６は通常、支柱１４の前部に連結された懸吊リン
ク（図示せず）を含んでおり、これらのリンクの下端部
はターボジェットエンジンのケーシング２２に固定され
ている。

【００１７】本発明の目的である後部懸吊構造体１８
は、図２に詳細に示すように、ほぼ円弧状の懸吊構造体
である取付具２４を含んでいる。この取付具２４はター
ボジェットエンジン１０の長手方向軸に対してほぼ直角
をなす平面上に配置されており、排気ケーシング２６の
上方で該エンジンの上部と重なり合っている。取付具２
４は、この取付具を貫通する第１の懸吊ピンとしての水
平懸吊ピン３０と係合するねじ２８によって支柱１４の
下に固定されている。

【００１８】排気ケーシング２６は三つの懸吊リンク３
２によって取付具２４に懸吊される。場合によっては、
仏国特許出願第８６０８３３６号の教示に従い、安全リ
ンクを付け加えてもよい。

【００１９】より詳細には、各懸吊リンク３２の上端部
は、取付具と対応リンクとを同時に貫通する第２の懸吊
ピンとしての水平懸吊ピン３４によって取付具２４に接
続されている。排気ケーシング２６をリンク３２の下端
部に懸吊する作業も、リンク３２と、排気ケーシング２
６の外側で該排気ケーシングと一体的に形成された耳部
もしくはヨーク３８（図３）とを同時に貫通する水平ピ
ン３６を介して実施される。

【００２０】ターボジェットエンジンを取り付けるとき
は、三つの耳部又はヨーク３８の一つがターボジェット
エンジンの長手方向軸を通る鉛直面上に位置し、残りの
二つが前記面を挟んで対称をなすような位置に配置され
る。

【００２１】ここで、図３から図５を参照しながら、本
発明の懸吊構造体をより詳細に説明する。

【００２２】本発明では、懸吊構造体を構成する取付具
２４が二つの取付部材としての部材３９及び４０で形成
される。これらの部材は、互いに独立して、排気ケーシ
ング２６と支柱１４との間で伝達される応力を完全に中
継するような構造及び寸法を有する。

【００２３】より詳細には、この取付具は、逆Ｕ字形の
断面を有するほぼ円弧状の内側部材３９と、やはり逆Ｕ
字形の断面を有するほぼ円弧状の外側部材４０とを含ん
でいる。内側部材３９は外側部材４０と重なり合い、外
側部材４０が内側部材にまたがっている。

【００２４】ここで留意すべきこととして、二つの部材
３９及び４０の各々が独立して応力を確実に中継できる
ように、取付具を支柱１４の下に固定する各懸吊ピン３
０は取付具の内側部材３９と外側部材４０とを同時に貫
通している。同様にして、懸吊リンク３２を取付具に懸
吊する各懸吊ピン３４も、取付具の内側部材３９と外側
部材４０とを同時に貫通している。

【００２５】特に図４及び図５に示すように、取付具２
４はターボジェットエンジンの長手方向軸と直角の中央
面を挟んで対称的な形状を有する。そのため、各懸吊ピ
ン３４は対応リンク３２を中央部で貫通すると共に、こ
の中央部の両側で部材３９及び４０の側方面を貫通す
る。このような構造にすると、取付具の二つの部材３９
及び４０のいずれか一方が破損のために応力を中継しな
くなっても、リンク３２と取付具との間の応力伝達をで
きるだけ良い条件で実現することができる。

【００２６】同様にして、各懸吊ピン３０も取付具の各
部材３９及び４０の側方面を貫通している。前記中央面
の両側には、鉛直軸を有する二つのネジ２８が該中央面
を挟んで対称をなすように配置されており、取付具２４
を支柱１４に懸吊するために、各部材３９及び４０に設
けられた穴と係合している。

【００２７】特に図３及び図４に示すように、本発明の
懸吊構造体の取付具の内側部材３９及び外側部材４０は
更に、取付具の全長にわたって分配された複数のボルト
４２によって互いに接続されている。これらのボルト
は、ピン３０及び３４と平行に、すなわちターボジェッ
トエンジンの長手方向軸と平行に、二つの部材３９及び
４０の各々を貫通している。

【００２８】勿論、本発明は以上説明してきた実施例に
は限定されず、様々な変形が可能である。例えば前述の
ように、本発明の懸吊構造体は、三つの懸吊リンクが正
常の場合には通常機能しない第４のリンク、すなわち安
全リンクによってターボジェットエンジンに接続できる
ように改造することもできる。

【００２９】

【発明の効果】以上述べてきたように、本発明の後部懸
吊構造体によれば、万が一、飛行機の離陸時、飛行中あ
るいは着陸時に取付部材の一つが破損したとしても、他
の取付部材が前述の全スラストを伝達するのに十分な機
械的強度を有しているためにエンジンの懸吊が確実に保
証され、エンジンが不完全な姿勢のまま宙づりになった
り、脱落したりすることなく安全な飛行を続けることが
可能となり、飛行機における飛行前の点検あるいは定期
検査時にこの破損異常を発見して修理することができ
る。加えて、少数の部品を組み合わせた単純な構造機構
であると共に飛行機本体の支柱及びエンジンのケーシン
グ間の限られた空間内に無理なく配置することができ、
新型飛行機への適用が容易であると共に、既存飛行機の
改造用としても使用できる。

【図面の簡単な説明】

【図１】飛行機の翼の下へのターボジェットエンジンの
懸吊を簡単に示す部分縦側方断面図である。

【図２】ターボジェットエンジンの後部懸吊構造体を拡
大して示す、図１の線ＩＩ−ＩＩに沿った横断面図であ
る。

【図３】後部懸吊構造体を更に拡大して示す図２と類似
の説明図である。

【図４】図３に示した構造を上から見た説明図である。

【図５】前記構造の側面図である。

【符号の説明】

１０ ターボジェットエンジン １４ 支柱 １６ 前部懸吊構造体 １８ 後部懸吊構造体 ２０ スラスト中継バー ２４ 取付具 ３０、３４ 水平懸吊ピ

Claims (4)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 飛行機に担持された支柱（１４）にター
   ボジェットエンジン（１０）を前部懸吊構造体（１６）
   と協働して懸吊する後部懸吊構造体（１８）であって、 互いに重ね合わされるように構成された少なくとも二つ
   の取付部材（２４）と、 前記取付部材を前記支柱の下に取り付けるべく夫々が前
   記少なくとも二つの取付部材を貫通すると共に前記支柱
   に結合された少なくとも二つの第１の懸吊ピン（３０）
   と、 各一端が前記ターボジェットエンジンの排気ケーシング
   （２６）に連結された少なくとも三つの懸吊リンク（３
   ２）と、 前記取付部材を前記懸吊リンクに連結すべく夫々が前記
   少なくとも二つの取付部材と前記懸吊リンクの他端とを
   貫通する少なくとも三つの第２の懸吊ピン（３４）とを
   備えており、 前記少なくとも二つの取付部材の夫々が、前記ケーシン
   グ及び前記支柱間に発生する全スラストを単独で伝達す
   ることができるように寸法決めされている後部懸吊構造
   体。
2. 【請求項２】 前記少なくとも二つの取付部材が結合手
   段によって互いに結合されている請求項１に記載の後部
   懸吊構造体。
3. 【請求項３】 前記結合手段は、夫々が前記少なくとも
   二つの取付部材を貫通する複数のボルト（４２）である
   請求項２に記載の後部懸吊構造体。
4. 【請求項４】 前記少なくとも二つの取付部材が断面逆
   Ｕ字形の内側部材（３９）と該内側部材を収容する断面
   逆Ｕ字形の外側部材（４０）とからなり、前記懸吊リン
   クの各他端が前記内側部材内に受容されると共に、前記
   第２の懸吊ピンが夫々前記懸吊リンクの両側で前記内側
   及び外側部材の両方を貫通している請求項１から３のい
   ずれか一項に記載の後部懸吊構造体。