JP4498694B2 - 単一のスラストリンクを有する航空機エンジンマウント - Google Patents
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Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的に航空機エンジンに関し、より具体的には、エンジンを航空機に支持するためのマウントに関する。
【0002】
【従来の技術】
航空機エンジンは、主翼、機体又は尾翼などの様々な位置において航空機に取付けることができる。エンジンは、一般的にその前端部及び後端部の両方において、様々な荷重を航空機に伝えるための対応する前部及び後部マウントによって取付けられる。荷重には、一般的にエンジンの重量自体のような垂直荷重、エンジンにより発生されるスラストによる軸方向荷重、ウィンドバフェティングによる荷重のような横荷重、及びエンジンの回転作動によるロール荷重又はモーメントが含まれる。マウントはまた、支持パイロンに対するエンジンの軸方向及び半径方向の両方向の熱膨張及び熱収縮も吸収しなければならない。
【0003】
1つの例示的な取付けシステムは、円周方向に間隔を置いて配置された1対のリンクを有する前部マウントを含む。各リンクは、一端で航空機に結合され、他端でエンジンのケーシングに結合される。リンクは、面内荷重、すなわちエンジン中心軸線に対して垂直方向に延びる単一の垂直な軸平面内の荷重を、該リンクの引張り及び圧縮によってエンジンから航空機に伝える。従って、マウントは、垂直荷重と横又は水平荷重とを吸収することができる。
【0004】
この例示的な取付けシステムは更に、円周方向に間隔を置いて配置された1対のリンクを有する後部マウントを含む。これらのリンクの各々もまた、一端で航空機に結合され、他端でエンジンケーシングに結合される。後部マウントは更に、エンジンにより発生されるスラストに反力を与えるための1対のスラストリンクを含む。各スラストリンクは、一端で航空機に結合され、他端でエンジンケーシングに結合される。2つの端部は、リンクが圧縮又は引張りによりエンジンスラストに反力を与えるように、エンジンに対して軸方向に間隔を置いて配置される。このシステムは、2つのスラストリンクを使用して、スラスト荷重経路のフェールセーフ保護を与える。つまり、2つのスラストリンクの1方の荷重経路が損傷した場合、他方のスラストリンクが全スラスト荷重を受ける。このシステムは満足できる状態で作動するが、該システムは、2つのスラストリンク、2つのスラスヨーク、スラスト釣合いホイフルツリー、付加ラグ継手、及び関連の金具を必要とする。このことにより、多数の部品、高いコスト、及び重量の増加という不利益を有する比較的複雑な取付けシステムとなる。
【特許文献1】
米国特許第6330985号
【0005】
【発明が解決しようとする課題】
従って、2つのスラストリンクを用いることなくスラスト荷重経路のフェールセーフ保護を与えることができる航空機エンジンマウントを有することは、望ましいことである。
【0006】
【課題を解決するための手段】
上述の必要性は、航空機エンジンマウントを提供する本発明により満たされ、このマウントは、所定の間隔を置いて配置された第1及び第2のフランジを有する取付けフレームを含む。第1及び第2のフランジの各々は、その中にボルト孔が形成されている。単一のスラストリンクが、一端で取付けフレームに接続され、他端でエンジンに接続されて、エンジンに対する主軸方向荷重経路として働く。エンジンケーシングに形成されたラグが、第1及び第2のフランジの間に配置され、第1及び第2のフランジの間の間隔よりも小さい厚さを有する。該ラグはまた、その中にボルト孔が形成されている。ボルトが、第1及び第2のフランジとラグとのボルト孔を貫通して延びて、ラグを第1及び第2のフランジに接続する。ラグのボルト孔は、直径がボルトより大きくなっていて、ラグがボルトに沿って軸方向に摺動することができるようにする。第1及び第2のフランジ、ラグ、並びにボルトは、単一のスラストリンクが故障したとき、軸方向荷重に反力を与えるための待機フェールセーフ装置を構成する。
【0007】
本発明及び従来技術に優るその利点は、付属の図面を参照して以下の詳細な説明及び添付の特許請求の範囲を読むことで明らかになるであろう。
【0008】
本発明と見なされる主題は、本明細書の冒頭部分に具体的に指摘されまた明確に請求されている。しかしながら、本発明は、付属の図面の図と関連してなされた以下の説明を参照することによって最も良く理解することができる。
【0009】
【発明の実施の形態】
図面において様々な図を通して同一の参照符号が同じ要素を表しているが、その図面を参照すると、図1は、航空機主翼14の下方に取付けられた、長手方向又は軸方向中心軸線12を有する例示的なターボファン式ガスタービンエンジン10を概略的に示す。主翼14はパイロン16を含み、エンジン10は、前部マウント18と該前部マウント18から軸方向下流方向に間隔を置いて配置された後部マウント20とを含む取付けシステムによってパイロン16に取付けられる。エンジン10は、上部取付け方式で取付けられるように図示されているが、これは図解目的のためだけである。以下の説明から、本発明は側部取付け方式及び底部取付け方式を含むあらゆるエンジン取付け方式に使用される取付けシステム構成部品に対して同様に適用可能であることが理解されるであろう。従って、本発明は、主翼取付け式エンジンに限定されるのではなく、機体及び尾翼取付け式エンジンにも用いることができる。更に、本発明は、ターボファン式エンジンに限定されるのではなく、ターボシャフト式及びターボプロップ式エンジンのような他のエンジンの形式にも用いることができる。
【0010】
図2は、ガスタービンエンジン10をより詳細に示す。当該技術で公知であるように、エンジン10は、軸方向の流れ関係において順に配列された、ファンセクション22、圧縮機セクション24、燃焼器セクション26、及びタービンセクション28を含む。圧縮機セクション24、燃焼器セクション26及びタービンセクション28は、普通、一まとめにしてコアエンジンと呼ばれている。エンジン10に流入する空気の1部は、ファンセクション22及び圧縮機セクション24を通って流れて、各セクションにおいて加圧される。圧縮機セクション24を流出する加圧された空気は、燃焼器セクション26に流入し、そこで燃料と混合され燃焼されて、高エネルギーガス流を形成する。この高エネルギーガス流は、タービンセクション28で膨張する。タービンセクション28における高エネルギーガス流の膨張により取り出されたエネルギーは、ファンセクション22及び圧縮機セクション24を駆動するのに用いられる。エンジン10に流入する空気流の残りの部分は、ファンセクション22を通って流れるが、コアエンジンを迂回して、エンジンスラストの大部分を生成する。
【0011】
ファンセクション22は、ロータディスク32から半径方向外向きに延びる複数のファンブレード30(図2に1つ示す)を含む。ロータディスク32は、固定前フレーム34(ファンフレームとしても知られている)に回転自在に支持される。前フレーム34は、ファンセクション12を囲む環状のファンケーシング36を含む。コアエンジンケーシング38が、コアエンジンを囲む。
【0012】
図2及び図3で最も良く分かるるように、前部マウント18は、ボルトのような通常の手段によりパイロン16に固定結合された取付けフレーム40を含む。第1の三角クレビス42が、前方取付けフレーム40の一端に枢動可能に結合され、第2の三角クレビス44が、前方取付けフレーム40の他端に枢動可能に結合される。第1の三角クレビス42は、第1の位置でファンケーシング36に固定結合され、また第2の三角クレビス44は、第1の位置から円周方向に間隔を置いた第2の位置でファンケーシング36に固定結合される。
【0013】
図2及び図4で最も良く分かるように、後部マウント20は、ボルトのような通常の手段によりパイロン16に同様に固定結合された取付けフレーム46を含む。後方取付けフレーム46は、パイロン界接面部分52から下向きに延びる軸方向に間隔を置いて配置された第1及び第2のフランジ48及び50を含む。この2つのフランジ48及び50は、並んで配列されてクレビスを形成する。2つのリンク54が、エンジン10を後方取付けフレーム46に結合するために用いられる。具体的には、各リンク54は、一端で後方取付けフレーム46に(フランジ48と50の間で)結合され、他端でコアエンジンケーシング38に結合される。この2つのリンク54は、垂直方向平面すなわち軸平面内でコアエンジンケーシング38に対する接線から互いに対向する方向に各々が傾斜している。このように、リンク54は、エンジン中心軸線12に対してほぼ対称的にコアエンジンケーシング38に跨る。従って、エンジンの垂直、横方向、及びロール荷重は、リンク54を通して反力が与えられる。
【0014】
後部マウント20は更に、エンジン10により発生されるスラストに反力を与えるための単一のスラストリンク56を含む。スラストリンク56は、一端で後方取付けフレーム46上の前方に延びるフランジ58に結合され、他端でスラストヨーク60を介して前フレーム34に結合される。スラストヨーク60は、スラストリンク56の一端に取付けるための中央フランジ62とボルトのような通常の手段により前フレーム34に固定結合される2つの取付けパッド64とを含む。後部マウント20はまた、待機フェールセーフ装置66(図2)を含む。待機フェールセーフ装置66は、正常時には軸方向荷重を支持しないが、主軸方向荷重経路であるスラストリンク56が故障したとき、軸方向荷重に反力を与えるためにのみ設けられる。
【0015】
次に図5及び図6を参照すると、待機フェールセーフ装置66は、コアエンジンケーシング38の外面上に形成され、半径方向外向きに延びる単一のラグ68を含む。ラグ68は、フランジ48及び50の間に配置され、かつフランジ48及び50の中央部と円周方向に整列されて2つのリンク54の間で中心に位置するようになっている。各フランジ48及び50は、その中にボルト孔が形成されており、またラグ68は、その中にフランジのボルト孔と整列されたボルト孔70が形成されている。ボルト72が、フランジ及びラグのボルト孔70を貫通して延びてラグ68をフランジ48及び50に接続する。ボルト72は、該ボルト上にねじ込まれたナット74により保持される。ナット及びボルトの構成は、一般的に後方取付けフレーム46に対してラグ68を固定するが、ボルト孔70は、ラグ68がボルト72に沿って軸方向(前方又は後方)に摺動できるようにするために、ボルト72の外径よりもわずかに大きくなっている。
【0016】
ラグ68は、第1のフランジ48に面する前面76と第2のフランジ50に面する後面78とを有する。ランド部80が、前面76上及び後面78上の両方に形成される。図6で最も良く分かるように、ランド部80は、ボルト孔70に隣接して設置されているが、このランド部80は、後で明らかになる理由からラグ68上のこの位置に限定されるものではない。ランド部80の高さは、該ランド部80におけるラグ68の所定の全体厚さが2つのフランジ48及び50の間の間隔よりも小さくなるようになっている。このことが、主スラスト荷重経路(即ち単一のスラストリンク56)が機能しているとき、待機フェールセーフ装置66に不測の軸方向荷重即ちスラスト荷重が加わるのを防止する、各フランジ48及び50と対応するランド部80との間の公称軸方向間隙をもたらす。エンジン運転中にスラストリンク56が故障した場合、エンジン10は、ラグ68が前側フランジ48と接触して前側の軸方向間隙が塞がれるまで前方に移動することになる。従って、前方向スラスト荷重は、エンジンラグ68から前側フランジ48にそして航空機のパイロン16に伝えられる。逆向きのエンジンスラストが用いられる着陸時には、エンジン10は、ラグ68が後側フランジ50と接触して後側の軸方向間隙が塞がれるまで後方に移動することになる。従って、逆向き方向スラスト荷重は、エンジンラグ68から後側フランジ50にそして航空機のパイロン16に伝えられる。
【0017】
ラグ68は、エンジンスラストにより生じることになる軸方向荷重に耐えるように設計される。この目的のために、ラグ68は、その末端よりもその基部のほうが厚くなるように先細に(図5で最も良く分かる)されている。ラグ68により厚い先細にされた基部を設けることで、その曲げに対する抗力が増大する。2つのフランジ48及び50の内側コーナは、面取りされて、ラグ68の先細にされた部分とフランジ48及び50との間に隙間を形成する。このことが、ラグ68とフランジ48、50のどちらかとの間の接触がランド部80においてのみ生じることを保証する。従って、ランド部80を用いることで、特定の取付けシステムの設計者がその半径方向長さに沿ってラグ68がフランジ48、50のどちらかと接触することになる場所を正確に知ることができるようになる。このことは、設計者が、任意のスラスト荷重においてラグ68が受けることになる曲げ応力又はモーメントアームを確実に計算することを可能にする。従って、ラグ68を、予測されるスラスト荷重に耐えるのに充分な強度を有するように設計することができる。
【0018】
以上は、1つのスラストリンクのみを有していながら、スラスト荷重経路のフェールセーフ保護を与える航空機エンジンの取付けを説明してきた。本取付けシステムは、全体部品数及び複雑さを減らし、その結果、大きな重量軽減とコスト削減をもたらす。
【0019】
本発明の別の利点は、取付けシステムを設計し分析するためのエンジニアリング時間及びコストを削減することである。本発明の特定の実施形態を説明したが、それらの実施形態に対する様々な変更を、添付の特許請求の範囲に記載する本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱することなくなし得ることは、当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図1】 航空機エンジンの取付けシステムの概略側面図。
【図2】 図1の取付けシステムをより詳細に示す軸方向断面図。
【図3】 図1の取付けシステムによる前部マウントの斜視図。
【図4】 図1の取付けシステムによる後部マウントの斜視図。
【図5】 後部マウントによる待機フェールセーフ装置を詳細に示す軸方向拡大断面図。
【図6】 待機フェールセーフ装置によるエンジンラグの前方から後方に見た図。
【符号の説明】
10 ターボファン式ガスタービンエンジン
18 前部マウント
20 後部マウント
22 ファンセクション
24 圧縮機セクション
26 燃焼器セクション
28 タービンセクション
34 前フレーム
36 ファンケーシング
38 コアエンジンケーシング
40 前方取付けフレーム
44 第2の三角形のクレビス
46 後方取付けフレーム
56 スラストリンク
60 スラストヨーク
66 待機フェールセーフ装置
Claims (6)
- エンジンケーシング(38)を有する航空機エンジン(10)を航空機に取付けるためのマウント(20)であって、
間隔を置いて配置された第1及び第2のフランジ(48、50)を有する取付けフレーム(46)と、
前記エンジンケーシング(38)上に形成され、前記第1及び第2のフランジ(48、50)の間に配置されかつ該第1及び第2のフランジ(48、50)の間の前記間隔よりも小さい厚さを有するラグ(68)と、
ボルト(72)と
を含み、
前記ボルト(72)は、該ボルト(72)に沿って該ラグ(68)が軸方向に摺動することができるように、該ラグ(68)を前記第1及び第2のフランジ(48、50)に接続し、
前記ラグ(68)は、該ラグの第1の表面(76)及び第2の表面(78)に形成されたランド部(80)を有し、前記第1の表面(76)は前記第1のフランジ(48)に面し、前記第2の表面(78)は前記第2のフランジ(50)に面する
ことを特徴とするマウント(20)。 - 一端で該取付けフレーム(46)に接続され、他端で前記エンジン(10)に接続された、単一のスラストリンク(56)を含む
ことを特徴とする請求項1に記載のマウント(20)。 - 前記ボルト(72)が、前記ラグ(68)に形成されかつ直径が該ボルト(72)より大きいボルト孔(70)を貫通して延びていることを特徴とする、請求項1又は2に記載のマウント(20)。
- 前記ランド部(80)は、前記ボルト孔(70)に隣接して設けられていることを特徴とする請求項1乃至3のいずれか1項に記載のマウント(20)。
- 前記ラグは、該ラグの基部が厚くなるよう先細にされていることを特徴とする請求項1乃至4のいずれか1項に記載のマウント(20)。
- 前記ラグ(68)と前記1及び第2のフランジ(48、50)との接触が、前記ランド部(80)のみで生じることを特徴とする請求項1乃至4のいずれか1項に記載のマウント(20)。
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