JP4699462B2 - 航空機用エンジンアセンブリ - Google Patents

Description

本発明は、概して、ジェットエンジン、取り付けストラット、ならびにこの取り付けストラットとジェットエンジンとの間に介在させた複数のエンジンマウントを具備してなるタイプの航空機用エンジンアセンブリに関する。

公知の様式で、(ターボジェット型の)エンジンと上記アセンブリを備えた航空機の翼との間の連絡インターフェースを構成するために、上記エンジンアセンブリの取り付けストラットが設けられている。これは、関連するエンジンによって生じる応力を航空機の構造体に伝達することを可能とし、しかもエンジンと航空機との間の燃料、電気システム、油圧および空気に関する配管を可能とする。

応力の伝達を確実なものとするために、上記ストラットはたとえば「枠体(ボックス)」型の、すなわちクロスリブを介在させることによって互いに接合された桁材および側面パネルのアセンブリから形成された剛構造体からなる。

エンジンと上記ストラットの剛構造体との間には取り付けシステムが介在させられるが、このシステムは全体として複数のエンジンマウントを具備してなり、このマウントは、通常、エンジンのファンケーシングと一体となった前部マウント(マウント群)と、エンジンの噴射ケーシングと一体となった後部マウント(マウント群)とに区分される。

さらに、取り付けシステムは、エンジンによって生じるスラスト応力を受けるための機構を具備してなる。従来、この機構は、たとえば、一方ではエンジンのファンケーシングの後部に対して、他方では上記ストラットの剛構造体に組み付けられたマウント、たとえば後部マウントに対して取り付けられた二つの横方向連結ロッドの形態をとる。

参考までに、取り付けストラットは、当該ストラットと航空機の翼との間に介在させられた第２の取り付けシステムと関係付けられており、この第２のシステムは、通常、二つまたは三つのマウントからなることを指摘しておく。

最後に、上記ストラットは、システムの隔離ならびに支持を確実なものとすると同時に空力フェアリングを支持する補助構造体を備える。

当業者には公知であるように、スラスト応力を受けるための機構が存在するにもかかわらず、エンジンによって生じるこのスラスト応力は、通常、多かれ少なかれその重大な前後方向(長さ方向)の撓みに、すなわち航空機の横方向(左右方向)に沿って加わるトルクに起因する撓みにつながる。

特に航空機が巡航しているとき、この種の前後方向の撓みが生じると、回転するコンプレッサーおよびタービンブレードとエンジンの噴射ケーシングとの間に激しい摩擦が生じる。

さらに、上述した前後方向の撓み現象、したがって回転するブレードの摩擦現象は、現行のジェットエンジンに関して、一層高いバイパス比のために設計者は不可避的にジェットエンジン(ターボジェット)のコアの直径に比べてファンの直径を増大させるという事実によって著しく悪化するということが指摘される。

この直面する摩擦による主たる帰結はエンジンの早期磨耗であり、これは当然ながら、その性能だけでなく、エンジンの寿命にも不利な影響を及ぼす。

さらに、回転するコンプレッサーおよびタービンブレードとエンジンの噴射ケーシングとの間の摩擦につながる可能性のある、エンジンの撓みに関する他の現象が、たとえば垂直方向または水平方向に作用する突風によって生じ得ることを指摘する必要がある。

本発明の目的は、それゆえ、従来技術に関連する上記問題点を少なくとも部分的に克服する航空機用アセンブリを提案し、しかもこうしたアセンブリを少なくとも一つ有する航空機を提供することである。

この目的を達成するため、本発明の対象は請求項１に記載の航空機用エンジンアセンブリである。

本発明によるエンジンアセンブリでは、ジェットエンジン(ターボジェット)によって生じる応力はエンジンマウントの全てによって専らファンケーシングで受けることになり、この結果、従来形態のように、ジェットエンジンの噴射ケーシングを、一つ以上の後部マウントによって、取り付けストラットに対して直接連結する必要がもはやなくなる。

ゆえに、エンジンマウントの独特の上記配置によって、撓みがジェットエンジンによって生じるスラスト応力によるものであろうと、あるいは航空機のさまざまな飛行局面で遭遇するかもしれない突風によるものであろうと、噴射ケーシングのレベルで直面するこの撓みが著しく低減される。

上述したとおり撓みが低減するので、回転するコンプレッサーおよびタービンブレードとエンジンの噴射ケーシングとの間の摩擦が著しく低減され、この結果、当該ブレードの磨耗による効率ロスが著しく改善される。

エンジンマウントをファンケーシング上に設けたという事実によって、それらを互いにかなりの程度離間させることができる。その間隔を大きくすることには、上記エンジンマウントの構造を著しく簡素化できるという利点がある。これは、所与の軸線に沿ったモーメントに関して、それが受ける必要のある応力は、従来の一般的な解決策(ここでは噴射ケーシングに配置されるエンジンマウントを互いに遠く離間させることができない)に見出されるものと比べて当然ながら低減されるという事実に起因する。

最後に、エンジンマウントおよび取り付けストラットは、有利なことには、ジェットエンジンの高温部から離間させて配置でき、これによって、当該構成要素に作用するであろう熱の影響を著しく低減できることを指摘しておく。

好ましくは、複数のエンジンマウントは、ジェットエンジンの前後方向軸線およびジェットエンジンの垂直方向によって規定される平面に関して対称配置された第１のエンジンマウントおよび第２のエンジンマウントと、当該平面と交差する第３のエンジンマウントとから構成される。

この形態では、第１、第２および第３のエンジンマウントがファンケーシングの環状周縁部に対して取り付けられ、これによって、それらが、有利なことには互いに極めて離間した位置をとることが可能となる構成とすることができる。

選択的に、第１および第２のエンジンマウントは、ジェットエンジンの前後方向軸線ならびに同ジェットエンジンの横方向(左右方向)によって規定される面と交差する。

やはり選択的様式では、第１および第２のエンジンマウントはそれぞれジェットエンジンの前後方向に沿ってかつジェットエンジンの垂直方向に沿って作用する応力を受けるよう構成され、かつ第３のエンジンマウントはジェットエンジンの前後方向に沿ってかつジェットエンジンの横方向に沿って作用する応力を受けるよう構成される。

好ましい様式では、エンジンアセンブリの取り付けストラットは、円形断面の実質的に円筒形の仮想面の一部を協同で画定するよう配置された複数のクレードルを備えた剛構造体を具備してなる。

ゆえに、設けられたクレードルそれぞれは、円形断面の実質的に円筒形の上記仮想面の周囲でそれが延在することを可能とする湾曲を有する。したがって、それらは協同で、有利なことには従来の一般的な解決策(ここでは取り付けストラットは、ジェットエンジンの噴射ケーシングに極めて近接して配置された、寸法の大きな中央枠体の形態を有していた)と比較して、ジェットエンジンのターボファンの環状ダクトから流出するバイパスエアの乱れに関して、ほとんど制約のない剛構造体のアセンブリを形成する。

実際、上記仮想面の直径をファンケーシングの円筒形外面の直径と実質的に等しくすることは可能であり、これによって必然的に、上記複数のクレードルによって形成された剛アセンブリは、実質的に、ファンケーシングの外面と同じライン内に、さらに大まかに言うと当該ケーシングの環状周縁部と同じライン内に配置される。当然のことながら、複数のクレードルを、円形断面でかつファンケーシングの直径に近似した直径の実質的に円筒形包絡面の一部分にたとえることができる、まさにこの場合には、上記複数のクレードルによって生じるバイパスエアの乱れは極めて僅かであるか、事実上、存在しない。

これによって、有利なことには、抵抗、ジェットエンジン出力、そして燃料消費に関する改善が可能となる。

参考までに、上記複数のクレードルは、概して、円形断面の実質的に円筒形包絡面の一部分にたとえることができるが、それは好ましくは半円形断面の実質的に円筒形包絡面の一部分の形態をとることに留意されたい(異なるクレードル間に配された空き空間によって「部分」の概念は明白に存在する)。当然ながら、この好ましい形態は、取り付けストラットの剛構造体へのジェットエンジンの容易な組み付けを確実なものとすることに完全に適合したものとなっている。

好ましくは、複数のクレードルは、上記仮想面の前後方向軸線上に実質的に中心が置かれた、少なくとも一つの環部分形状(環の一部分からなる形状)クレードルを具備してなり、この前後方向軸線はジェットエンジンの前後方向(長さ方向)軸線と並行であり、しかも選択的にジェットエンジンの前後方向軸線と一つになる。実例として言うと、こうした環部分形状クレードルに、上記エンジンマウントの全てを取り付けることができる。

さらに、取り付けストラットの剛構造体は、中央ねじれ枠体としても公知の中央枠体を具備してなることができ、これは、上記仮想面の前後方向軸線と平行に延在し、かつ個々の環部分形状クレードルと一体となっている。明らかに、上記クレードルによって付与される機械的強度によって、上記枠体を従来のそれよりも、主に厚みに関して小さな寸法とすることができる。これによって必然的に、上記中央枠体はまた、ターボファンの環状ダクトから流出するバイパスエアに極めて僅かな乱れしか引き起こさない。さらに、上記枠体とジェットエンジンの噴射ケーシングとの間には、もはや後部エンジンマウントが介在させられないという事実によって、したがって従来技術におけるように、上記枠体を上記ケーシングに可能な限り近接させて配置する必要がないという事実によって、中央枠体の厚みを小さなものとすることができることにもまた留意されたい。

好ましくは、複数のクレードルはさらに、上記中央枠体の両側にそれぞれ配置された、スラスト応力を受けるための二つの側方クレードルを具備してなり、この二つの側方クレードルのそれぞれは、一方では各環部分形状クレードルと、そして他方では中央枠体と一体となっている。

ジェットエンジンによって生じるスラスト応力は、有利なことには、取り付けストラットの剛構造体の一体部分を形成している構成要素によって受けることができる。ゆえに、従来公知の解決策のように、横方向連結ロッド型のスラスト応力を受けるための付加的機構を設ける必要はもはやない。

この点に関して、依然として上記スラスト応力を受けるために、複数のクレードルはさらに中央枠体の両側にそれぞれ配置されたスラスト応力を受けるための二つの補助側方クレードルを具備してなり、この二つの補助側方クレードルのそれぞれは、一方では少なくとも一つの環部分形状クレードルと、そして他方では中央枠体と一体化される構成とすることもできる。

さらに、複数のクレードルはまた、スラスト応力を受けるための側方クレードル用の二つの支持クレードルを具備してなることができ、この二つの支持クレードルはそれぞれ上記中央枠体の両側に配置され、かつそれぞれ一方では二つの上記側方クレードルの一つと、そして他方では上記中央枠体と一体となっている。有利なことには、この支持クレードルは、引張りに関して機能するよう配置され、そしてスラスト応力を受けるための側方クレードルの曲がりを阻止することを可能とする。

本発明のさらなる目的は、いま説明したようなエンジンアセンブリを少なくとも一つ具備してなる航空機である。

本発明の他の利点ならびに特徴は、以下の非限定的な説明から明らかとなるであろう。

添付図面を参照して説明する。

図１を参照すると、本発明の好ましい実施形態による航空機用エンジンアセンブリ１が示されているが、このアセンブリ１は航空機(図示せず)の翼の真下に取り付けられることになる。

全体的に見て、エンジンアセンブリ１は、ジェットエンジン(ターボジェット)２、取り付けストラット４、ならびにこのストラット４の下方にジェットエンジン２を確実に取り付けるための複数のエンジンマウント６ａ,６ｂ,８を具備してなる(図１ではマウント６ｂはマウント６ａによって隠れている)。参考までに、アセンブリ１はナセル(図示せず)内に収容されることになり、しかも取り付けストラット４は、航空機の翼の下にこのアセンブリ１を確実に吊り下げることができるようにする他の一連のマウント(図示せず)を具備していることに注意されたい。

以下の説明を通して、慣例に従い、Ｘはジェットエンジン２の前後方向軸線５と平行な方向を、Ｙはジェットエンジン２を横切る方向を、そしてＺは垂直すなわち高さ方向を意味すると考える(これら三つの方向は互いに直交する)。

他方、「前」および「後」との用語は、ジェットエンジン２によって加えられるスラストの結果として航空機が前進する方向と関連付けて解釈すべきであり、この方向は矢印７によって概略的に示す。

図１においては、取り付けストラット４の剛構造体１０のみが示されていることがわかるであろう。上記ストラット４の図示していないその他の構成要素(たとえばシステムの隔離ならびに支持を確実なものとすると同時に空力フェアリングを支持する補助構造体)は、従来技術に見出されるものと同一または類似の一般的な構成要素であって当業者には公知である。したがって本明細書では詳しく説明しない。

他方、ジェットエンジン２は、その前部に、ターボファン環状ダクト１４を画定している直径の大きなファンケーシング１２を有し、しかも後部付近には、ジェットエンジンのコアを取り囲む直径の小さな噴射ケーシング１６を具備する。ケーシング１２および１６は明らかに互いに一体である。

図１から分かるように、本発明の特徴は、エンジンマウント６ａ,６ｂ,８(好ましくはこの三つが設けられる)が全て上記ファンケーシング１２に対して取り付けられているという事実にある。

実際、ここで図２を参照すると、概略的に示す第１のマウント６ａおよび第２のマウント６ｂは、前後方向軸線５およびＺ方向によって既定される第１の平面(図示せず)に関して対称配置されていることが分かる。

さらに正確に言うと、概略的に示すように、マウント６ａ,６ｂはいずれも、ファンケーシング１２の環状周縁部１８に対して、そして好ましくは当該部分１８の後部に取り付けられる。

その場合、第１および第２のマウント６ａ,６ｂは、当該マウント６ａ,６ｂのそれぞれがそれゆえ前後方向軸線５およびＹ方向によって規定される第２の平面と交差するよう、ファンケーシング１２の円筒形外面３８を有する環状周縁部１８と直径方向に沿って向き合う構成とすることができる。

図２の矢印で概略的に示すように、第１および第２のエンジンマウント６ａ,６ｂのそれぞれは、Ｘ方向に沿ってかつＺ方向に沿ってジェットエンジン２によって生じる応力を受けることができるよう、しかしながらＹ方向に沿って作用する応力は受けないよう構成されている。

このようにして、互いに広く離間した二つのマウント６ａ,６ｂは、Ｘ方向に沿って作用するモーメントと、Ｚ方向に沿って作用するモーメントとを協同で確実に受ける。

やはり図２を参照すると、概略的に示すエンジンマウント８がまた、ファンケーシング１２の環状周縁部１８に対して、やはり好ましくは当該部分１８の後部に取り付けられていることが分かる。

参考までに、マウント６ａ,６ｂ,８はエンジンの構造部品(図示せず)を介して、ケーシング１２の環状周縁部１８に取り付けられているが、それは実際上、好ましくは環状周縁部１８の後部に配置されていることを強調する。にもかかわらず、構造部品が配置されるエンジンを環状周縁部１８上でさらに前方に置くことも可能であり、これは、マウント６ａ,６ｂ,８がまた、やはりファンケーシング１２の環状周縁部１８上で、エンジンのさらに前方側に取り付けられることを意味する。

第３のマウント８に関して、これは、ファンケーシング１２の最上部に、したがって環状周縁部１８の最上部に配置されており、その結果、上述した第１の平面と仮想的に交差する。

図２の矢印で概略的に示すように、第３のエンジンマウント８は、Ｘ方向に沿ってかつＹ方向に沿ってジェットエンジン２によって生じる応力を受けることができるよう、しかしながらＺ方向に沿って作用する応力は受けないよう構成されている。

このようにして上記第３のマウント８は、Ｙ方向に沿って作用するモーメントを、二つのマウント６ａ,６ｂと協働で確実に受ける。

エンジンマウント６ａ,６ｂ,８を図１および図２では概略的に示しているとしても、これらマウントは、たとえばシャックルおよびブラケットのアセンブリに関係するもののような、当業者には公知のいかなる形式にて形成されてもよいことに留意されたい。

上述したように、いま説明した構造に関連する主要な利点は、エンジンマウント６ａ,６ｂ,８に関する噴射ケーシング１６の完全な自由が、航空機のさまざまな飛行状況の間の当該ケーシングの撓みを、かなりの程度低減させ、そしてこれによって、噴射ケーシング１６と擦れ合うコンプレッサーおよびタービンブレードによって引き起こされる磨耗が格段に低減される、という事実にある。

ここで図３を参照すると、エンジンアセンブリ１の取り付けストラット４を、より正確にはその剛構造体１０の詳細を認識できる。

まず、剛構造体１０は、上記第１の平面に関して、すなわちジェットエンジン２の前後方向軸線５とＺ方向とで規定される垂直平面に関して、対称性を有するよう構成されている点を指摘する。

剛構造体１０は中央枠体２０を有するが、この枠体２０は、構造体１０の一端から他端へとＸ方向に、この方向と平行に延在している。参考までに言うと、枠体２０は、平行なＸＺ平面内でＸ方向に沿って延在すると共にその一部に関して平行なＹＺ平面内に配置されたクロスリブ２４を介して互いに接合された二つの側方桁材２２のアセンブリから形成できる。

複数のクレードル３０が剛構造体１０を完全なものとするために設けられているが、この剛構造体１０の中央枠体２０は、この構造体１０の上部の高さに配置されており、クレードルのそれぞれは、中央ねじれ枠体２０と一体となっており、しかもＹ方向に沿って、その両側において突出している。

複数のクレードル３０の特徴は、図３に示すように、それが、円形断面の実質的に円筒形の仮想面３２の一部、ならびに中央枠体２０と平行な前後方向軸線３４を画定していることである。すなわち、複数のクレードル３０を構成するクレードル２６,２８はそれぞれ、その全長にわたって、仮想面３２の周りであってかつそれと接触状態で配置できるような適当な曲率を有する。したがって、概して、複数のクレードル３０は、ジェットエンジン２の噴射ケーシング１６の周りであってかつそれから離れて配置できる、円形断面の実質的に円筒形の包絡面／かごの一部を形成する。

複数のクレードル３０のなかでも、まず、仮想面３２の前後方向軸線３４上に実質的に中心が置かれた環部分形状クレードル２６のさらなる存在に気付くが、この仮想面は、好ましくはジェットエンジン(ターボプロップエンジン)２の前後方向軸線５と同じである。

クレードル２６はそれゆえＸ方向に沿って間隔が置かれかつ平行なＹＺ平面内に配置されている。さらにそれらは、その中央で、そのそれぞれを横切る中央枠体２０と一体となっている。さらに詳しく言うと、各環部分形状クレードル２６は二つの側方桁材２２を横切り、しかもたとえば溶接あるいは機械的組み立てによって、この二つの桁材に対して堅固に取り付けられている。

参考までに言うと、クレードル２６はそれぞれ一体部材として形成されてもよく、あるいは、たとえば、互いに堅固に拘束された二つの同一の部材から形成されてさえよい。

図３に示す実施形態では、クレードル２６の数は四つであり、しかも構造体１０の後部に行くほど長さが減少する。実際、構造体１０の最前部に配置されかつ中央枠体２０の前端部と一体となったクレードル２６は、結果的にその二つの端部が実質的に前後方向軸線３４を通って延びるＸＹ平面の高さに配置されたクレードル形状を有することに留意されたい(当該平面は上記第２の平面と同一である)。第２のクレードル２６はその一部に関して、クレードルのそれよりも僅かに短い長さを有し、たとえばＸ方向で見て枠体２０の中央部分のレベルに配置された最終クレードル２６まで同様である。

環部分形状クレードル２６と交差する中央枠体２０の前部はクロスリブ２４の組み込みを必ずしも必要としないが、これは、二つの側方桁材２２がクレードル２６の上部によって互いに接合されているからであることに留意されたい。

複数のクレードル３０はさらに、スラスト応力を受けるための二つの側方クレードル２８を具備してなる(斜視図であるため図３ではその一つだけを示す)。クレードル２８は、ジェットエンジン２の前後方向の撓みを、さらに正確にはそのファンケーシング１２の撓みを制限するという明確な目的のために、航空機のさまざまな飛行局面においてジェットエンジン２によって生じるスラスト応力を受けることができるよう効果的に配置されている。

クレードル２８は中央枠体２０のそれぞれの側に配置されており、しかもクレードル２６に対して堅固に接合された前部および中央枠体２０に対して堅固に結合された後部を有する。さらに詳しく言うと、二つのクレードル２８のそれぞれは、最も前方のクレードル２６の二つの端部のうちの一方と一体となった前端部を有し、しかも後方であってかつ上方に延在すると同時に他のクレードル２６のそれぞれの二つの端部のうちの一方に対して堅固に結合されている。その後、その後端部は、枠体２０の中央部の高さで、関連するクレードル２８と同じ側に配置された側方桁材２２と一つになっている。クレードル２８の後端部と、関連する側方桁材２２との間に形成された機械的結合部(この結合部はたとえば溶接または機械的組み付けによって得られる)を強化するために補強材３６を付加してもよいことに留意されたい。

図４ａは二つの最前部クレードル２６間に位置する横断面Ｐ１に沿って取った断面図であり、そして図４ｂは最後部クレードル２６の後方ではあるがクレードル２８と中央枠体２０との間の接合部の前に位置する横断面Ｐ２に沿って取った断面図である。

これらの図においては、実際上、複数のクレードル３０は円形断面の実質的に円筒形の仮想面３２の一部を画定しており、しかも複数のクレードル３０は確かに、やはり図４ｃに関して説明するように、前後方向軸線３４上に中心が置かれた半円形断面の実質的に円筒形の包絡面／かごの一部分を構成していることが分かる。

ターボファン環状ダクト１４から流出するバイパスエアの乱れを可能な限り最小限に抑えるために、仮想円筒面３２の直径は好ましくは、ファンケーシング１２の環状部分１８の円筒形外面３８の直径と実質的に等しいことに留意されたい。さらに、図４ａおよび図４ｂから分かるように、側方桁材２２は、やはりそれがバイパスエアの流れを著しく乱さないよう、仮想面３２によって画定される空間３５内に極めて小さな距離だけ突出している。これは、特に、桁材２２が仮想面３２および外面３８の直径に比べて極めて小さなＺ方向に沿った高さを有するという事実によって説明される。さらに、空間３５の内部に入り込んでいるのは桁材２２の下側部分のみであり、他の部分は複数のクレードル３０の上に位置している。

複数のクレードル３０の好ましい形状を概略的に説明するために、図４ｃは、それぞれが、前後方向軸線３４上に中心が置かれかつ仮想面３２の上側半分を取り囲む、半円形断面の実質的に円筒形の包絡面／かご４０の一部のみを形成していることを示している。ゆえに、この図４ｃでは、線影を付けて示す部分４２は、完全な半円筒４０を形成するための、複数のクレードル３０の欠けている部分に対応する。さらに、この図によってまた、複数のクレードル３０が実質的にファンケーシング１２の環状周縁部１８の後方に向う延長部を形成しているという事実を理解することが可能となる。

図５を参照すると、上記マウントは最前部クレードル２６に対して容易に取り付けることができるので、取り付けストラット４の剛構造体１０は、エンジンマウント６ａ,６ｂ,８を支持するのに適した完全なものであることが分かるであろう。実際、第１および第２のマウント６ａ,６ｂは、半環状の最前部クレードル２６の二つの端部に対してそれぞれ取り付けられており、一方、第３のマウント８は、中央枠体２０の二つの側方桁材２２間に配置された、当該クレードル２６の上部と一体となっている。さらに、任意選択で中央枠体２０が上面および底面付近にそれぞれ当該枠体２０を閉塞する上側水平桁材および下側水平桁材(分かりやすくするため図示していない)を有する場合、第３のマウント８は中央枠体２０のこの二つの水平桁材間に配置される。

実例として、いま説明した剛構造体１０を構成している全ての構成要素は、たとえば、スチール、アルミニウム、チタニウムのような金属素材を用いて、あるいは複合素材(好ましくはカーボン)を用いてさえ形成することができる。さらに、複数のクレードル３０のクレードルのそれぞれは、シート状金属材からなる湾曲帯材の形をとることができる。

図６および図７はそれぞれ、図３を参照して先に説明した剛構造体１０の第１および第２の実施形態を示す。ゆえに、全ての図に関して、同じ参照数字が付された構成要素は、同一または類似の構成要素を意味する。

まず、第１の代替例を示す図６を参照すると、複数のクレードル１３０は先に説明した複数のクレードル３０に対して変更されているが、このものは、円形断面の実質的に円筒形の仮想面３２の一部を画定し、しかも好ましくは前後方向軸線３４上に中心が置かれた、半円形断面の実質的に円筒形の包絡面／かごの一部を構成するよう依然として形成されていることに留意されたい。

複数のクレードル３０に対する二つの変更点が存在する。というのは、剛構造体１０の最後部に配置された環部分形状のクレードル２６が除去されており、その一方で、クレードル２８の役割と類似の役割を果たすよう設計された、スラスト応力を受けるための二つの補助側方クレードル１４２が付加されているからである。

クレードル１４２は中央枠体２０の両側に配置されており、しかも最前クレードル２６の二つの端部の一方に堅固に結合された前端部を有し、形成された機械的結合部は、たとえばこの前部クレードル２６とクレードル２８との間の取り付け具の直上に配置されている。さらに、スラスト応力を受けるための補助側方クレードル１４２は、その後端部が、枠体２０の中央部の高さで、クレードル１４２と同じ側に配置された側方桁材２２と一つになるよう取り付けられるまで、下方であってかつ上方に延在している。繰り返すが、補強材１４４を、クレードル１４２の後端部と、関係する側方桁材２２との間に形成された機械的結合部を補強するために付加することが可能であり、たとえば、この結合部は、溶接によってあるいは機械的組み立てによって形成される。

さらに、スラスト応力を受けるための補助側方クレードル１４２は、他の二つの環部分形状(環の一部分をなす形状)クレードル２６と、必ずしもこれらのクレードルに対して一体化されることなく交差していてもよいことに留意されたい。

第２の代替例を示す図７を参照すると、複数のクレードル２３０はいま説明した複数のクレードル１３０から変更されているが、このものは、円形断面の実質的に円筒形の仮想面３２の一部を画定ししかも好ましくは前後方向軸線３４上に中心が置かれた、半円形断面の実質的に円筒形の包絡面／かごの一部を構成するよう依然として形成されていることに留意されたい。

複数のクレードル１３０に対する二つの変更点が存在する。というのは、環部分形状(環の一部分をなす形状)前側クレードル２６のみはそのままであるが、さらに、スラスト応力を受けるクレードル２８のための二つの支持クレードル２４６が付加されているからである。

支持クレードル２４６は中央枠体２０の両側に配置されており、しかも枠体２０の前部に対して堅固に結合された前端部を有する。さらに支持クレードル２４６は、その後端部が、クレードル２８の実質的に中央部の高さで、クレードル２４６と同じ側に配置されたスラスト応力を受けるクレードル２８に取り付けられるまで後方であってかつ下方に延在している。

こうした構造によって、引っ張りに関して作用する支持クレードル２４６は、スラスト応力を受けるクレードル２８が、航空機のさまざまな飛行段階の間に撓むのを阻止し、したがって剛構造体１０の同じ側の二つのクレードル２８およびクレードル１４２が著しく離間するのを阻止する。

剛構造体１０の両側において、側方から見たとき、クレードル１４２および２４６は概ねＸ形構造となっていることに留意されたい。さらに支持クレードル２４６は、スラスト応力を受ける側方補助クレードル１４２と、必ずしもこのクレードルと一体化されることなく交差していてもよい。

図７から分かるように、二つのクレードル２４６の二つの前方端部を、たとえば溶接または機械的組み立てによって、それらがやはりそれぞれ接合される二つの側方桁材２２同士の間で、互いに一体化することも可能である。当然ながら、本発明の範囲から逸脱することなく、二つのクレードル２４６を、単一部材として形成されかつ中央枠体２０の両側において延在する単一の支持クレードルによって置き換えることも考えられるであろう。

最後に、図３、図６および図７から明らかであるように、ストラット４の第１および第２の実施形態の中央枠体２０はまた、たとえば、クロスリブ２４の配置ならびにその数に関して、いくつかの小変更を施すことができる。

図８ａないし図８ｃには、いま説明した、すなわち第２の実施形態の剛構造体１０に対してジェットエンジン(ターボジェット)２を組み付けるための作業のそれぞれ異なる連続したステップを示す。

まず、図８ａに矢印で示すように、ジェットエンジン２をその前端部が下方に僅かに傾いた状態とし、たとえば一般的なリフトトラック(図示せず)を用いて、しっかりと保持された剛構造体１０に向ってジェットエンジン２を上方に移動させる。

ジェットエンジン２を十分に上昇させ、それが、仮想面(この図では示していない)３２によって規定される空間３５内に入り込んだならば、前側クレードル２６の端部とファンケーシング１２の環状周縁部１８との間でマウント６ａ,６ｂをそれぞれ適所に配置する。

続いては図８ｂに矢印で概略的に示すように、ジェットエンジン２を、そのファンケーシング１２を上昇させることができるよう、第１および第２のマウント６ａ,６ｂを中心として回動させる。図８ｃには、その一部に関して、第３のエンジンマウント８を適所に配置できるよう、環状周縁部１８が前側クレードル２６に十分に接近した瞬間にジェットエンジン２の回動を停止させた状態を示す。

ここで図９を参照すると、本発明の他の好ましい実施形態による航空機用エンジンアセンブリ１が、極めて部分的にかつ簡素化された様式で示されているが、当該アセンブリ１は、いま説明したものと実質的に同一である。

先とは異なるこの好ましい実施形態の特徴は、最前部環部分形状クレードル２６(図９には取り付けストラット４の残りの部分は示していない)が、ファンケーシング１２の環状周縁部１８の後部に形成された溝７７内に配置されると共にこの溝７７と協働する突出部７５を有している、という事実にある。

溝７７(たとえばＶ形溝)は、好ましくは、反スラスト機構の取り付けを確実なものとするために環状周縁部１８に普通に形成された溝と一致する。この溝は、通常、半球形であって、マウント６ａの位置(図示せず)とマウント６ｂの位置(図示せず)との間でケーシング１２の上側部分全体に延在している。

ゆえに、エンジンがそうした反スラスト機構を備えていない場合、最前部のクレードル２６の突出部７５(これは好ましくは上記クレードルの長さ全体にわたって延在しており、しかも選択的にＶ形断面を有する)は、それによって簡単に溝７７内に嵌め込むことができる。

このようにして、突出部７５と溝７７との協同作用によって、余剰的に、Ｘ方向に沿って作用する応力を確実に受けることが可能となる。この結果、マウント６ａ,６ｂ,８は、有利なことには、もはやＸ方向に沿って作用する応力を確実に受け持つ必要がなくなる。

そうした構造では、エンジンアセンブリを取り付ける際、まず、別個のマウント６ａ,６ｂ,８を組み付ける前に、環部分形状クレードル２６の突出部７５を、ファンケーシング１２の環状周縁部１８に配置された溝７７内に位置させることが必要であることをさらに指摘しておく。

明らかに、当業者であれば、単に非限定的実施例として、いま説明した航空機用エンジンアセンブリ１に対して、さまざまな変更を施すことができる。この点に関して、特に、エンジンアセンブリ１として航空機の翼の下に吊り下げるのに適した形態を示したが、このアセンブリ１は、翼の上に搭載できるような別の形態とすることも可能であることは明らかである。

本発明の好ましい実施形態による、航空機用エンジンアセンブリの側面図である。 図１に示すアセンブリの概略斜視図であり、エンジンマウントがよりはっきりと分かるように取り付けストラットは取り外した状態である。 図１のエンジンアセンブリの取り付けストラットの拡大斜視図である。 図３の断面Ｐ１に沿って取った横断面図である。 図３の断面Ｐ２に沿って取った横断面図である。 図３の取り付けストラットを部分的に構成するために設けられた複数のクレードルの形状を説明するための斜視図である。 図３と類似の図であり、取り付けストラットに対して固定されたエンジンマウントが概略的に示されている。 図３と類似の図であり、取り付けストラットは第１の代替形態である。 図３と類似の図であり、取り付けストラットは第２の代替形態である。 図７に示す取り付けストラットへのジェットエンジン組み付け作業における一連の工程を示す図である。 図７に示す取り付けストラットへのジェットエンジン組み付け作業における一連の工程を示す図である。 図７に示す取り付けストラットへのジェットエンジン組み付け作業における一連の工程を示す図である。 本発明の他の好ましい実施形態による、航空機用エンジンアセンブリの一部側面図である。

符号の説明

１ 航空機用エンジンアセンブリ
２ ジェットエンジン
４ 取り付けストラット
５ 前後方向軸線
６ａ,６ｂ,８ エンジンマウント
１０ 剛構造体
１２ ファンケーシング
１４ ターボファン環状ダクト
１６ 噴射ケーシング
１８ 環状周縁部
２０ 中央枠体
２２ 側方桁材
２４ クロスリブ
２６,２８,３０ クレードル
３２ 仮想面
３４ 前後方向軸線
３５ 空間
３６ 補強材
３８ 円筒形外面
４０ 包絡面／かご
７５ 突出部
７７ 溝
１３０ クレードル
１４２ 補助側方クレードル
１４４ 補強材
２３０ クレードル
２４６ 支持クレードル

Claims (17)

1. 航空機用のエンジンアセンブリ(１)であって、
   ファンケーシング(１２)を有するジェットエンジン(２)と、
   取り付けストラット(４)と、
   前記取り付けストラット(４)と前記ジェットエンジン(２)との間に介在させられた複数のエンジンマウント(６ａ,６ｂ,８)と、を具備してなり、
   前記ストラット(４)への前記ジェットエンジン(２)の取り付けは専ら前記複数のエンジンマウント(６ａ,６ｂ,８)を用いてなされており、
   前記エンジンマウント(６ａ,６ｂ,８)のそれぞれは、前記ジェットエンジン(２)の前記ファンケーシング(１２)に対して直接取り付けられていることを特徴とする航空機用エンジンアセンブリ(１)。
2. 前記複数のエンジンマウント(６ａ,６ｂ,８)は、
   前記ジェットエンジン(２)の前後方向軸線(５)と前記ジェットエンジンの垂直方向(Ｚ)とによって規定される平面に関して対称に配置された第１のエンジンマウント(６ａ)および第２のエンジンマウント(６ｂ)と、
   前記平面と交差する第３のエンジンマウント(８)と、からなることを特徴とする請求項１に記載の航空機用アセンブリ(１)。
3. 前記第１、第２および第３のエンジンマウント(６ａ,６ｂ,８)は、前記ファンケーシング(１２)の環状周縁部(１８)に対して取り付けられていることを特徴とする請求項２に記載の航空機用アセンブリ(１)。
4. 前記第１および第２のエンジンマウント(６ａ,６ｂ)は、前記ジェットエンジン(２)の前記前後方向軸線(５)と前記ジェットエンジンの横方向(Ｙ)とによって規定される平面と交差するようになっていることを特徴とする請求項２または請求項３に記載の航空機用アセンブリ(１)。
5. 前記第１および第２のエンジンマウント(６ａ,６ｂ)はそれぞれ、前記ジェットエンジン(２)の前後方向(Ｘ)に沿って、かつ前記ジェットエンジンの垂直方向(Ｚ)に沿って作用する応力を受けるよう構成されていることを特徴とする請求項２ないし請求項４のいずれか１項に記載の航空機用アセンブリ(１)。
6. 前記第３のエンジンマウント(８)は、前記ジェットエンジン(２)の前後方向(Ｘ)に沿って、かつ前記ジェットエンジンの横方向(Ｙ)に沿って作用する応力を受けるよう構成されていることを特徴とする請求項２ないし請求項５のいずれか１項に記載の航空機用アセンブリ(１)。
7. 前記取り付けストラット(４)は、円形断面の実質的に円筒形の仮想面(３２)の一部を協同で画定するよう配置された複数のクレードル(３０,１３０,２３０)を備える剛構造体(１０)を具備してなることを特徴とする請求項１ないし請求項６のいずれか１項に記載の航空機用アセンブリ(１)。
8. 前記複数のクレードル(３０,１３０,２３０)は、前記仮想面(３２)の前後方向軸線(３４)上に実質的に中心が置かれた、少なくとも一つの環部分形状のクレードル(２６)を具備してなり、前記前後方向軸線(３４)は前記ジェットエンジン(２)の前後方向(Ｘ)と平行であることを特徴とする請求項７に記載の航空機用アセンブリ(１)。
9. 前記取り付けストラット(４)の前記剛構造体(１０)は、前記仮想面(３２)の前記前後方向軸線(３４)と平行に延在する中央枠体(２０)を具備してなると共に、各環部分形状のクレードル(２６)と一体となっていることを特徴とする請求項８に記載の航空機用アセンブリ(１)。
10. 前記複数のクレードル(３０,１３０,２３０)は、前記中央枠体(２０)の両側にそれぞれ配置された、スラスト応力を受けるための二つの側方クレードル(２８)をさらに具備してなり、前記二つの側方クレードル(２８)のそれぞれは、一方で、各環部分形状のクレードル(２６)と、他方で、前記中央枠体(２０)と一体となっていることを特徴とする請求項９に記載の航空機用アセンブリ(１)。
11. 前記複数のクレードル(１３０,２３０)は、前記中央枠体(２０)の両側にそれぞれ配置された、スラスト応力を受けるための二つの補助側方クレードル(１４２)をさらに具備してなり、前記二つの補助側方クレードル(１４２)のそれぞれは、一方で、少なくとも一つの環部分形状のクレードル(２６)と、他方で、前記中央枠体(２０)と一体となっていることを特徴とする請求項１０に記載の航空機用アセンブリ(１)。
12. 前記複数のクレードル(２３０)は、スラスト応力を受けるための側方クレードル(２８)用の二つの支持クレードル(２４６)をさらに具備してなり、前記二つの支持クレードル(２４６)は、前記中央枠体(２０)の両側にそれぞれ配置されてなると共に、そのそれぞれは、一方で、前記二つの側方クレードル(２６)の一つと、他方で、前記中央枠体(２０)と一体となっていることを特徴とする請求項１０または請求項１１に記載の航空機用アセンブリ(１)。
13. スラスト応力を受けるための前記二つの側方クレードル(２８)のそれぞれは、環部分形状のクレードル(２６)のそれぞれの一端と一体となっていることを特徴とする請求項１０ないし請求項１２のいずれか１項に記載の航空機用アセンブリ(１)。
14. 少なくとも一つの環部分形状のクレードル(２６)は半環状であることを特徴とする請求項８ないし請求項１３のいずれか１項に記載の航空機用アセンブリ(１)。
15. 前記仮想面(３２)の直径は、前記ジェットエンジン(２)の前記ファンケーシング(１２)の円筒形外面(３８)の直径と実質的に等しいことを特徴とする請求項７ないし請求項１４のいずれか１項に記載の航空機用アセンブリ(１)。
16. 前記複数のクレードル(３０,１３０,２３０)は、半円形断面の実質的に円筒形の包絡面(４０)の一部分の形状を有することを特徴とする請求項７ないし請求項１５のいずれか１項に記載の航空機用アセンブリ(１)。
17. 請求項１ないし請求項１６のいずれか１項に記載の、少なくとも一つのエンジンアセンブリ(１)を具備してなることを特徴とする航空機。

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