JP4823230B2 - エンジンの支柱を航空機の翼へと固定するための方法 - Google Patents

エンジンの支柱を航空機の翼へと固定するための方法 Download PDF

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Description

本発明は、航空機のエンジンを支える支柱を当該航空機の翼構造の対応する翼へと固定するためのシステムに関する。
ジェットエンジンなどといった翼のエンジンが、翼構造とエンジンとの間の接続の接点の機能を果たす構造支柱によって航空機の翼へと接続されていることは、知られている。すなわち、支柱を翼へと接続するために適切な固定システムが設けられる一方で、もう１つの固定システムが、本発明のシステムとは無関係ではあるが、エンジンを支柱へと接続するために使用されている。
例えば、翼にエンジンを装備する輸送用または他の航空機において、支柱は、とくには長手方向の部材およびリブによって製造され、これらの部材およびリブが、種々の断面(一般的には、矩形である)の細長い構成を有する剛な箱体を形成すべく一体に接合されている。
支柱を翼へと固定するためのシステムは、一般的には、前記支柱の上部の実質的に後ろ半分と翼の下面の対応する部位との間に位置し、前部の取り付け具、後部の取り付け具、および中間の取り付け具で構成されており、これら取り付け具の配置および設計は、航空機の３つの軸(横揺れ(縦)軸：Ｘ、縦揺れ(横)軸：Ｙ、および偏揺れ(上下)軸：Ｚ)に沿って生じると考えられる力およびモーメントに効率的に耐えるように、決定および検証されている。
とくには、固定システムの前部および後部の取り付け具は、支柱の上面から発する下部連結具、これに対応して翼の下面から発する上部連結具、ならびに前記対応する連結具同士を、前部取り付け具の場合には航空機の縦ゆれ軸に沿って向いており、後部取り付け具の場合には縦軸に沿って向いている接続ピンによって接続する接続リンクで構成されている。中間の取り付け具に関しては、翼の下面から発して、支柱の上面に設けられた自在軸受けに係合するねじ棒または軸を有することができ、ねじ棒／自在軸受けアセンブリが、実質的に航空機の上下軸に沿って配置されている。このように、支柱を翼に対して取り付ける作業が、固定システムによって決定されており、前記取り付け具の配置のために、支柱と翼との間に或る大きさの空間を必要とする。
さらに、航空機の製造者が、新型の航空機の開発コストの削減を追求していることは知られている。したがって、探求されている手段の１つは、例えば、４発ジェットなどの長距離(long-haul)の航空機および双発ジェットなどの中距離離(medium-haul)の航空機の両者に取り付けることができるエンジンなど、いくつかの異なる航空機へと装備するために１つの同じエンジンを使用することからなる。しかしながら、これを行うことは、寸法の問題が関係することから、不可能とはいえないまでも、現時点においてはほとんど考えられない。具体的には、大きな積載能力の航空機に備えられるエンジンは、(とくにファンの位置において)直径の寸法が大であり、この直径は、いかなる場合でも中程度の積載能力の航空機に備えられる比較的低出力のエンジンの直径よりも明らかに大きく、結果として、仮に大きなエンジンがより低出力のエンジンの代わりに中距離航空機の支柱へと取り付けられたならば、それら大きなエンジンの下部が地面に近付きすぎることになり、これが大きなエンジンの設置を妨げると考えられる。
本発明の目的は、これらの欠点を克服することにあり、エンジンの支柱を航空機の翼へと固定するためのシステムであって、支柱を地面から隔てている距離を大きくすることができ、したがって支柱の構造を変更することなく大出力および中出力のエンジンの両者を取り付けることができる設計のシステムに関する。
この目的のため、航空機のエンジンの支柱を当該航空機の翼構造の対応する翼へと固定するためのシステムであって、前記支柱を前記翼へと接続する前部取り付け具、後部取り付け具、および中間の取り付け具を、それぞれ前記航空機の横軸、縦軸、および上下軸に実質的に沿って配置して有しており、前記後部取り付け具は、前記支柱に固定された下部連結具と、前記翼に固定された上部連結具と、平行な接続ピンによって前記下部および上部連結具を接続する少なくとも１つのリンクとを有している一個の取り付け具として構成されている形式のシステムであって、本発明によれば、前記後部取り付け具の前記下部連結具が、前記支柱の後端面に実質的に類似する寸法を有するとともに、前記支柱の延長として前記支柱の後端面に固定して配置されており、この下部連結具が、最大でも前記支柱の上面と実質的に同一面にまでしか達していないことを特徴とする。
このように、本発明のおかげで、後部の下部連結具がもはや支柱の上面から突き出していないため、この上面を、可能な限り翼の下面へと近付けることができ、支柱を地面から隔てている距離が大きくなるがために、結果として、寸法がより大きいエンジンを支柱の下方に取り付けることができる。例えば、所定出力のエンジンをはじめに装備している航空機が、支柱を翼構造へと固定するためのシステムのおかげで、より大きな出力のエンジンを、それらのエンジンは寸法がより大きいにもかかわらず、受け入れることができる。運用費用に関する利点は明白である。さらには、はるかに小型な支柱／翼の接続がもたらされ、これは、機械的および空気力学的の両面で有益な要因である。
同様に、支柱を可能な限り翼へと近付けることで、旧世代のエンジンを装備している或る航空機のエンジンを、より新しい大型ファンのエンジンに載せ替えることが可能である。
前記下部連結具が、支柱の後端面を広がって完全に覆い、支柱の一体の一部を形成することに注目できる。
好ましい実施の形態によれば、後部取り付け具の前記下部連結具が、一連の部品からなる構成部品であり、支柱の前記後部の横方向の面へと固定され、前記航空機の縦軸と平行な前記接続ピンによって前記リンクを受け止めるように意図されたクレビスの形状を有している。
一つの変形実施例の形態においては、前記下部連結具を、実質的に同一である２つの構成部品で構成でき、それらが横に並べて配置され、前記縦軸と平行であって周囲に前記リンクが取り付けられる前記接続ピンを支える。
さらに、前記下部連結具が、支柱の前記後面を定めることができ、すなわち支柱の構造の一体の一部を構成することができる。
後部取り付け具の前記上部連結具に関しては、やはりＵ字形の一連の部品からなる構成部品であって、その基部が前記翼の下面に固定されている。
安全上の理由で、前記後部取り付け具は、互いに重ね合わせられ、前記下部連結具および前記上部連結具を前記接続ピンによって接続する２つの同一なリンクを有している。
好都合には、前記リンクが、底辺が２つの平行なピンによって下部連結具に連結される少なくとも二等辺の三角形の板の形状を有しており、前記底辺の向かい側の頂点が、他の２つのピンと平行なただ１つのピンによって上部連結具に連結されている。
ひとつの変形例においては、前記三角形のリンクの底辺を、２つの平行なピンによって上部連結具に連結でき、前記底辺の向かい側の頂点が、他の２つのピンと平行なただ１つのピンによって下部連結具に連結される。このようにして、この配置構成は、支柱の箱体の幅を低減して、推進システムの空気力学的性能を向上させることができる。
好ましくは、前記後部取り付け具の接続ピンのそれぞれが二重化され、内側に内側ピンが同心に配置される中空の外側ピンを有しており、各接続部のこれら２つのピンが、リンクを対応する連結具へと接続する。
しかしながら、前記下部連結具が２つの同一な構成部品で構成される場合には、下部連結具の前記接続ピンが、前記構成部品からそれぞれ突き出し、前記構成部品が横に並べて配置されたときに前記接続ピンを形成する２つの長手方向の半割ピンで構成される。
さらに、やはり安全上の理由で、前記上部連結具の各側に、補強ブラケットが該連結具に重ね合わせて設けられている。
添付の図面の図が、どのように本発明を実施できるのかについて、明確な理解をもたらすであろう。これらの図において、同一の参照符号は、同種の構成要素を指し示している。
図１および２に示されている支柱１が、航空機の翼２とエンジン３との間の接続具を提供している。構造的には、この分野において一般的に使用されている任意の適切な手段によって一体に接合され、航空機の長手方向の縦軸(横揺れ軸)Ｘ(図２の目印を参照)に実質的に平行なおおむね平行六面体の形状の剛な細長い箱体を形成している長手方向の部材、プレート、リブ、などで構成(参照番号１Ａ)されている。当然ながら、翼２とエンジン３との間に空気力学的な連続性をもたらすために、覆い１Ｂが支柱１を囲んでいる。
図１に示されているように、支柱のおおむね後ろ半分１Ｃが、翼２の下方に位置しており、対応する後部上面１Ｄが、固定システム４によって翼の下面２Ａへと固定されている。支柱の前半分１Ｅに関しては、同様に固定システム５を使用してエンジン３を支えているが、固定システム５は、本発明の固定システムとは異なっており、支柱の前部下面１Ｆとエンジン３の該当の構造部位との間の接続を可能にする取り付け点５Ａによって象徴的に表されている。
支柱１を翼２へと取り付けるための固定システム４は、従来どおり、前部取り付け具６、ただ１つの後部取り付け具７、および中間の取り付け具８で構成されている。
簡単に述べると、前部取り付け具６は、支柱の上面１Ｄの実質的に中央に位置しており、実際には２つであって、すなわち箱体から発して箱体の上面から突き出している連結具１０(図１および２)と翼の下面から発する連結具１１(図１)とをそれぞれのピン１４を中心として重ね合わせられた平たいリンク１２によって一体的に接続してなる整列した同一な２組で構成されている。これらのピンは、支柱１の細長い箱体に対して横方向に延びており、すなわち航空機の横軸(縦揺れ軸)Ｙに実質的に平行に延びている。中間の取り付け具８については、支柱の対称の長手方向の中心面において前部取り付け具６の後方に位置しており、翼の下面へと固定されて翼の下面から突き出し、対応して支柱の上面１Ｄに設けられた自在軸受け１６に係合しているねじ棒または軸１５で構成されている。このねじ棒／自在軸受けからなる取り付け具は、航空機の上下軸(偏揺れ軸)Ｚに沿ってほぼ垂直に配置されている。
後部取り付け具７に関しては、支柱へと取り付けられた下部連結具１７、重ね合わせられた２つの同一な平たいリンク１９、および翼の下面に固定された上部連結具１８を有している。平行な接続ピン２０が、リンク１９の端部をそれぞれの連結具１７、１８へと接続し、実質的に航空機の横揺れ軸Ｘに沿って延びている。このように取り付け具６、７、および８を軸Ｘ、Ｙ、およびＺに沿って配置することで、三次元において生じる力およびモーメントに耐えることができ、最適な支柱／翼の接続を提供できるようになる。
本発明によれば、支柱１の後部取り付け具７の下部連結具１７が、支柱の後部の横方向の面１Ｇに、この面の連続として位置しており、結果として、とくに図１および２に示されているとおり、連結具１７が支柱の上面１Ｄを超えて突き出していない。
図１〜４に示したこの典型的な実施の形態においては、下部連結具１７が、クレビス２１に類似するＵ字形の断面を有する一片の構造部品であり、その側面２２、２３のうちの一方２２が、支柱の一番後ろの横構造リブ１Ａ１において支柱の後部に取り付けられ、リンクが前記クレビスの側面の間に係合している。さらに具体的には、剛なプレートに相当するクレビスの側面２２が、支柱の前記リブの後側の横方向の面１Ｇと実質的に同様の大きさを有しており、結果として連結具が支柱を、支柱の横方向の面に内接したまま好都合に延長している。
当然ながら、連結具１７は、それ自身は公知である任意の適切な手段によって、前記支柱の最後の構造リブ１Ａ１に固定されている。
同様に、上部連結具１８もやはり、Ｕ字形の断面のクレビス２４に相当する一片の構造部品であり、その基部２５が、任意の適切な手段によって翼の下面２Ａの構造体へと固定に取り付けられている。
図３および４に示されているように、２つの同一な接続リンク１９が、二等辺または正三角形の形状を有しており、この例においては、重ね合わせられたリンクを下部連結具１７へと接続する２つの接続ピン２０、およびこれらのリンクを上部連結具１８へと接続する１つの接続ピン２０を備えている。このように、整列した２つの貫通孔２６からなる平行な２つの組が、重ね合わせられたリンク１９の基部に設けられる一方で、孔２６と平行な整列した２つの貫通孔２７からなるただ１つの組が、三角形のリンクの反対側の頂点に形成されている。これらのリンクが、下部連結具１７および上部連結具１８のＵ字形のクレビス２１および２４に係合しており、それぞれリンクに形成された貫通孔２６、下部クレビス２１の側面２２、２３に設けられた対応する穴２８、および最後のリブ１Ａ１に設けられた穴３３を通過する２つの接続ピン２０、ならびに貫通孔２７および上部クレビス２４の側面３０に設けられた対応する穴２９を通過する接続ピン２０によって、これらと結合している。
さらに、図３からは、接続ピン２０が二重であり、すなわち接続ピン２０のそれぞれが、２つのリンク１９を重ね合わせた構成と同様にとくには安全上の理由で、一方が他方の内側に配置されているそれぞれ内側および外側の同心筒状ピン２０Ａ、２０Ｂによって定められていることに注目できる。同様に、２つの補強ブラケット３１が、上部連結具１８の各側にそれぞれ設けられ、リンクをＵ字形のクレビスへと接続するために使用されている対応する接続ピン２０に取り付けられるとともに、前記クレビスの基部２５に広げている外側の部位３２に固定されている。
さらに、ピン２０の位置が軸方向について固定されていることを、見て取ることができる。この目的のため、ピンは、一端において、一方では互いに当接するとともに、他方では支柱の横方向のリブ１Ａ１の内表面に当接している外側の環状の段部３４Ａおよび３４Ｂを終端としており、ピンの他端には、一方では内側および外側のピン２０Ａおよび２０Ｂがお互いに対して平行移動することがないようにするとともに、他方では外側のピン２０Ｂが下部連結具１７に対して平行移動することがないようにするため、固定ナット３５が設けられている。このような組立体の結果として、ピン２０が、下部連結具の支柱への固定に寄与している。
さらには、２つの連結具のそれぞれ、すなわち下部連結具および上部連結具に、お互いに対する或る程度の自由度を持たせることができるよう、回転ジョイント３６が、それぞれの孔２６、２７によって外側のピン２０Ｂと重ね合わせられたリンク１９との間に取り付けられている。
本発明の利点は、とくに図５に関して明らかである。
この図の左側は、現行の固定システム６の後部取り付け具７’を概略的に示しており、支柱１’の後部かつ上部の長手方向の部材１Ａ’を翼の下面２Ａ’へと接続している。このように、後部取り付け具の下部連結具１７’が、支柱の長手方向の部材の上面１Ｄ’に取り付けられている。
対照的に、図５の右側の部分に示されている本発明によれば、システムの下部連結具１７が、長手方向の部材の上面１Ｄの位置よりも下方において、支柱の一番最後のリブ１Ａ１の後ろ側の横方向の面すなわち背後１Ｇに取り付けられており、これにより、接続ピン２０の間の中心−中心の間隔が同一である(さらに、リンクも同じ)ならば、支柱１を距離Ｄだけ翼２へと近付けることが可能になり、支柱と地面との間において利用できる距離が大きくなり、結果として、実質的に同一の固定システム４から出発して、より大きな直径寸法を有するより強力なエンジンを翼の下方に取り付けることができるようになる。
さらに図１は、一点鎖線ＴＭによって、既存の固定システムを備える現行の支柱１’の位置を示している。このように、後部取り付け具７を支柱１の端部に配置することによって、この支柱を翼構造へとより近付けて距離Ｄを獲得することが可能になる旨を、見て取ることができる。
図６および７に示した後部取り付け具７の変形例の実施の形態においては、下部連結具１７が、２つの同一な板状の部品１７Ａ、１７Ｂで構成されており、部品１７Ａ、１７Ｂが、フェイルセーフのために横並びで配置される連結具半分を定めている。この変形例においては、これらの連結具半分１７Ａ、１７Ｂが支柱に一体化され、支柱の最後の横方向のリブを構成する。
これら２つの連結具半分から直角かつ図３の後方に、半円形断面を有する長手方向の半割ピン２０Ｃ、２０Ｄが突き出しており、これら２つの連結具半分が取り付けられたとき、上述の接続ピンと同一の機能を有する円形断面の中実なピン２０を定める。ピン２０は、図示の変形例の場合のように、連結具半分の一部を構成することができ、あるいは図３におけるピンの折付けと同様のやり方で、連結具半分１７Ａ、１７Ｂへと取り付けることができる。このように、この変形例においては、重ね合わせられた２つの三角形のリンク１９が、(上述の実施の形態において設けられている２つのピンの代わりに)連結具半分の前記ピン２０によって下部連結具１７へと接続され、(ただ１つではなく)２つのピン２０によって上部連結具へと接続されている。このように、後部取り付け具７が、２つのピンによって翼構造の下面に接続され、１つのピンによってエンジンを支えている支柱へと接続される。
さらに、リング３７が、連結具半分１７Ａ、１７Ｂとリンク１９との間で２つの半割ピン２０Ｃ、２０Ｄの周囲に配置されており、同様に半割ピンの周に取り付けられる自在軸受け３６を、ピン２０に沿った奥行きに関して支持および調節可能にしていることを、とくに図６から見て取ることができる。
当然ながら、取り付け具７の上部連結具１８および上部連結具１８へと自在軸受けおよびナットで取り付けられるピン(この変形例においては２つ)は、上述の実施の形態と同一の設計である。
図６および７に示したような後部取り付け具の変形例の実施の形態は、上述と同じ利点をもたらしており、とくには後部取り付け具の下部連結具１７が支柱の端部に配置されているおかげで、支柱１を翼２へとより近付けることができるという利点を提供している。
本発明による固定システムによって該当の翼へと接続された航空機のエンジンの支柱の概略の長手方向の平面図である。 前記固定システムの関連の連結具を備えている前記支柱について、全体的構造を示す概略の斜視図である。 図１に示した固定システムの後部取り付け具の部分断面の拡大側面図である。 前記後部取り付け具の後方からの斜視図である。 本発明による後部取り付け具の設計によって得られる高さの獲得量を、公知の後部取り付け具との比較によって示している。 それぞれ前記後部取り付け具の変形例の実施の形態の側面図である。 それぞれ前記後部取り付け具の変形例の実施の形態の後面図である。

Claims (11)

  1. 航空機のエンジンの支柱を当該航空機の翼構造の対応する翼へと固定するため、前記支柱(１)を前記翼(２)へと接続する前部取り付け具(６)、後部取り付け具(７)、および中間の取り付け具(８)を、それぞれ前記航空機の横軸、縦軸、および上下軸に実質的に沿って配置して有しており、前記後部取り付け具(７)が、前記支柱に固定された下部連結具(１７)と、前記翼に固定された上部連結具(１８)と、平行な接続ピン(２０)によって前記下部および上部連結具を接続する少なくとも１つのリンク(１９)とを有している一個の取り付け具として構成されている形式のシステムであって、前記後部取り付け具(７)の前記下部連結具(１７)が、前記支柱の後端面(１Ｇ)に実質的に類似する寸法を有するとともに、前記支柱の延長としてこの後部の横方向の面(１Ｇ)に固定して配置されており、該下部連結具(１７)が、最大でも前記支柱の上面と実質的に同一面にまでしか達していないことを特徴とするシステム。
  2. 後部取り付け具の前記下部連結具(１７)が、支柱の前記後部の横方向の面(１Ｇ)へと固定され、前記航空機の縦軸と平行な前記接続ピン(２０)によって前記リンク(１９)を受け止めるように意図されたクレビス(２１)の形状を有している一部品からなる構成部品であることを特徴とする請求項１に記載のシステム。
  3. 前記下部連結具(１７)が、実質的に同一である２つの構成部品(１７Ａ、１７Ｂ)で構成され、該構成部品(１７Ａ、１７Ｂ)が、横に並べて配置され、前記縦軸と平行であって周囲に前記リンク(１９)が取り付けられる前記接続ピン(２０)を支えていることを特徴とする請求項１に記載のシステム。
  4. 前記下部連結具(１７)が、前記支柱(１)の後端面を定めていることを特徴とする請求項２または３に記載のシステム。
  5. 後部取り付け具の前記上部連結具(１８)が、Ｕ字形の一部品からなる構成部品(２４)であり、該構成部品(２４)の基部(２５)が前記翼の下面(２Ａ)に固定されていることを特徴とする請求項１〜４のいずれか１項に記載のシステム。
  6. 前記後部取り付け具(７)が、互いに重ね合わせられ、前記下部連結具(１７)および前記上部連結具(１８)を前記接続ピン(２０)によって接続する２つの同一なリンク(１９)を有していることを特徴とする請求項１〜５のいずれか１項に記載のシステム。
  7. 前記リンク(１９)が、底辺が２つの平行なピン(２０)によって前記下部連結具(１７)に連結される少なくとも二等辺の三角形の板の形状を有しており、前記底辺の向かい側の頂点が、前記２つのピンと平行なただ１つのピン(２０)によって上部連結具(１８)に連結されていることを特徴とする請求項１〜６のいずれか１項に記載のシステム。
  8. 前記リンク(１９)が、底辺が２つの平行なピン(２０)によって前記上部連結具(１８)に連結される少なくとも二等辺の三角形の板の形状を有しており、前記底辺の向かい側の頂点が、前記２つのピンと平行なただ１つのピン(２０)によって下部連結具(１７)に連結されていることを特徴とする請求項１〜６のいずれか１項に記載のシステム。
  9. 前記後部取り付け具(７)の接続ピン(２０)のそれぞれが二重化され、内側に内側ピン(２０Ａ)が同心に配置される中空の外側ピン(２０Ｂ)を有しており、各接続部の２つのピン(２０Ａ、２０Ｂ)が、リンク(１９)を対応する連結具(１７、１８)へと接続していることを特徴とする請求項１〜８のいずれか１項に記載のシステム。
  10. 下部連結具(１７)の前記接続ピン(２０)が、前記構成部品からそれぞれ突き出し、前記構成部品が横に並べて配置されたときに前記接続ピン(２０)を形成する２つの長手方向の半割ピン(２０Ｃ、２０Ｄ)で構成されていることを特徴とする請求項３に記載のシステム。
  11. 前記上部連結具(１８)の各側に、補強ブラケット(３１)が該上部連結具に重ね合わせて設けられていることを特徴とする請求項１〜１０のいずれか１項に記載のシステム。
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