JP5009283B2 - 航空機のエンジン取り付け構造体 - Google Patents

航空機のエンジン取り付け構造体 Download PDF

Info

Publication number
JP5009283B2
JP5009283B2 JP2008518817A JP2008518817A JP5009283B2 JP 5009283 B2 JP5009283 B2 JP 5009283B2 JP 2008518817 A JP2008518817 A JP 2008518817A JP 2008518817 A JP2008518817 A JP 2008518817A JP 5009283 B2 JP5009283 B2 JP 5009283B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
attachment
pylon
lateral
pin
engine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP2008518817A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2008544905A (ja
Inventor
ステファン・コンブ
ローラン・ラフォン
Original Assignee
エアバス オペレーションズ （エスアーエス）
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by エアバス オペレーションズ （エスアーエス） filed Critical エアバス オペレーションズ （エスアーエス）
Publication of JP2008544905A publication Critical patent/JP2008544905A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP5009283B2 publication Critical patent/JP5009283B2/ja
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/406—Suspension arrangements specially adapted for supporting thrust loads, e.g. thrust links
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Vehicle Interior And Exterior Ornaments, Soundproofing, And Insulation (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Vibration Prevention Devices (AREA)
  • Arrangement Or Mounting Of Propulsion Units For Vehicles (AREA)

Description

本発明は、概して、ターボジェット等、航空機のエンジンアタッチメントパイロンに関する。このタイプのアタッチメントパイロンはＥＭＳ(エンジン取り付け構造体)とも称され、複数のエンジンアタッチメントを介して、ターボジェットを航空機翼下に懸架し、あるいはそのターボジェットを同じ翼の上に取り付けるのに使用することが可能とされる。
そのようなアタッチメントパイロンは、ターボジェット等のエンジンと航空機翼の間にアタッチメントインタフェースを形成するために設計される。アタッチメントパイロンは、その関係するターボジェットによって発生された力をその航空機の構造体に伝達し、またエンジンと航空機との間の燃料送給、電気、油圧系統およびエアシステムを利用可能にする。
力を伝達するため、パイロンは、多くが箱形とされ、言い換えれば上下桁材および、横リブを介して相互に連結された２つの横パネルのアセンブリによって形成される剛構造体を備える。
パイロンにはまた、ターボジェットとパイロンの剛構造体との間に挿通される取り付けシステムが設けられ、このシステムは概ね少なくとも２つのエンジンアタッチメント、通常少なくとも１つの前方アタッチメントおよび少なくとも１つの後方アタッチメントを備える。
さらにまた、このアセンブリシステムは、ターボジェットによって発生された推力に抵抗する装置を備える。従来技術においては、その装置は、例えば、第１にターボジェットファンケーシングの後部に連結され、第２にそのターボジェットのケーシングに固定された後方アタッチメントに連結された２つの横方向コネクティングロッドとされる。
同様に、アタッチメントパイロンは、このパイロンの剛構造体と航空機翼の間に挿通される第２の取り付けシステムも備え、その第２システムは一般的に２つもしくは３つのアタッチメントからなる。
最後に、パイロンには諸系統を所定位置に分離かつ保持し、同時に空力フェアリングを支持するための二次構造体が設けられる。
上述のように、従来技術による旧来のアタッチメントパイロンには、通常は箱形の下部桁材に強固に固定される後方アタッチメントが設けられる。この特別の特徴は、後方アタッチメントを取り付けるには箱形内部へのアクセスが必要とされることを意味する。しかし、パイロン内部へのアクセスは極めて限定されることが多く、そのために組み立てに不可避的に困難を来たし、コストおよび時間的に不利とされる。
したがって、本発明の目的は、航空機エンジンアタッチメントパイロンを提案することによって、従来技術による実施形態に関して上述した欠点を少なくとも部分的に克服し、またそのようなパイロンを少なくとも１基備える航空機を提示することにある。
これを達成するため、本発明の目的とするのは航空機エンジンアタッチメントパイロンであって、箱形とされるこのパイロンは、上部桁材、下部桁材、２つの横パネルおよび該桁およびパネルを結合する横リブのアセンブリによって形成され、同パイロンはまた、後方アタッチメント構造体を取り付けられた後方エンジンアタッチメントを備える。本発明によれば、後方エンジンアタッチメントには２つの横ブラケットが設けられ、各ブラケットは前記横パネルの内側面に接する前後方向部分であって、該横パネルが該前後方向部分に関係しかつ前記内側面に取り付け固定される前後方向部分と、前記後方アタッチメント構造体のアタッチメントインタフェースを備える横方向部分であって、該横方向部分は前記関係する横パネルに形成された凹部を貫通するように構成される横方向部分とを備える。
このように、上記提案の本発明は、後方アタッチメント構造体のアタッチメントインタフェースがしたがって前記箱形部の外側に位置することにより、アタッチメントパイロンに取り付けられる後方エンジンアタッチメントを容易に組み立てることが可能とされる。横ブラケットの前後方向部分はその関係する凹部を閉じるのが好ましいところを、この解決策においては、横方向部分を横パネルから外側向きに突出させ、その目的のために設けられた凹部を貫通させる。このようにこの格別の構成によって、アタッチメントインタフェースは、箱形部至近にいる、および例えばこのアタッチメントインタフェースにボルトを嵌めたいオペレータにとって直接かつ容易にアクセス可能とされる。
下部桁材には、２つの窪みから成る狭窄部が設けられ、該窪みに後方エンジンアタッチメントの２つの横ブラケットが納められることが好ましい。したがって、言い換えれば、下部桁材を後方エンジンアタッチメント部分で横方向沿いに湾曲させることにより、この後方アタッチメントの横ブラケットの前後方向部分の厚さを相殺する。該窪みは、２つの横ブラケットの存在を併せ、結果、２つの側面がおおよそ真直な形状を有する箱形となり、またそれによってそれらのブラケットにおけるポッドの空力的形状の最適化が可能とされる。
さらにまた、この特別の特徴によってアタッチメントパイロンの総質量の節減が創生され、すなわちそれは狭窄部によって下部桁材下の後方アタッチメント構造体の幅、および後方エンジンアタッチメントで箱形の幅が減少するからであることに留意されたい。
横パネルのそれぞれの凹部は下向きに開いているのが好ましい。さらにまた、下部桁材は２つの横パネルに設置固定された２つの横フランジを備えるのが好ましく、それによって後方アタッチメントの２つの横ブラケットのそれぞれの前後方向部分は２つの横フランジの１つと２つの横パネルの１つの間に挿入可能とされることに留意されたい。それに関しては、前後方向部分と前述した最後の２つの要素の間の接触も必要とされることに留意されたい。
また、後方アタッチメントの２つの横ブラケットのそれぞれの横方向部分は、後方アタッチメント構造体のアタッチメントインタフェースを画定するアタッチメントプレートと、アタッチメントプレートおよび前後方向部分に固定された補強リブとを備えることが好ましい。そのような場合には、補強リブは、パイロンの横方向および垂直方向によって画定される平行な面沿いに方向付けされることが好ましいであろう。
後方アタッチメントの２つの横ブラケットのそれぞれのアタッチメントインタフェースは、パイロンの横方向および前後方向によって画定される面の方向に方向付けされた平面とされることが好ましい。
後方アタッチメントの２つの横ブラケットのそれぞれは、一体部品として製作されるのが好ましく、かつチタン製とすることが好ましい。
後方アタッチメントは、それぞれがパイロンの垂直方向沿いに加えられた力に抵抗可能な、２つのアタッチメント半体を画定するように設計されるのが好ましいことに留意されたい。
この後方アタッチメントがパイロンの横方向沿いに加えられた力に対しても耐えることが必要とされる場合には、後方エンジンアタッチメントはまた、パイロンの横方向沿いに加えられた力に抵抗可能な第１の剪断ピンを備え、該第１の剪断ピンは、下部桁材を貫通しかつ後方アタッチメント構造体に納められる下端部を設けられ、その下端部にはリーマ仕上げ部が設けられ、これを第１のピンが貫通し、同ピンは後方アタッチメント構造体をも貫通することが可能とされるであろう。
したがって、この構成によって、後方アタッチメントがパイロンの横方向沿いに加えられた力に耐えることが可能とされるのみならず、リーマ仕上げ部と後方アタッチメント構造体を貫通するピンの間の協働によって、２つの横ブラケットの一方が損傷／破断した場合には、パイロンの垂直方向沿いに加えられた力にも耐えることが可能とされる。その結果、この巧妙な解決策によって、後方アタッチメント構造体の設計の複雑さを著しく増すことなく、垂直方向沿いの力を伝達するためのフェールセーフ機能が与えられる。特に、この部分はさらに一体部品として、好ましくはチタンから製作が可能とされ、それによって質量およびコスト節減を生じる利点がある。
第二に、静定アタッチメントシステムを得るため、機能的クリアランスをピンと剪断ピンリーマ仕上げ部との間に設け、それによって垂直方向沿いの力に、２つの横ブラケットの一方に損傷／破断が生じた場合に限り、このピンを通過させることが可能とされる。
後方エンジンアタッチメントはまた、第１の剪断ピンに破損が生じた場合に限り、パイロンの横方向沿いに加えられた力に抵抗可能な第２の剪断ピンを備えることが好ましく、第２の剪断ピンは、下部桁材を貫通しかつ後方エンジンアタッチメント構造体に納められる下端部を設けられ、その下端部にはリーマ仕上げ部が設けられ、これを第２のピンが貫通し、該ピンは後方アタッチメント構造体をも貫通する。したがって、この第２の剪断ピンは、横方向沿いに加えられた力を伝達するフェールセーフ機能を果たすものと理解すべきであり、それは同ピンは後方アタッチメント構造体のハウジングにクリアランスのある状態で取り付けられるのが好ましいことを意味する。さらにまた、第２のピンはリーマ仕上げ部と協働するとともに垂直方向沿いに加えられた力を伝達する第２のフェールセーフ機能を与え、ひいてはそれによって後方アタッチメントの２つの横ブラケットのそれぞれに明確な安全系を存在させる利点がある。それを達成するため、２つの剪断ピンは２つの横ブラケットの至近に置くことが好ましい。
２つの横ブラケットに関係する２つのいわゆるフェールセーフ機能は、後方エンジンアタッチメントが、下部桁材を貫通しかつ後方アタッチメント構造体に納められる下端部を設けられた第１の補助ピンをも備え、その下端部にリーマ仕上げ部が設けられ、これを第１のピンが貫通し、後方エンジンアタッチメントはまた、下部桁材を貫通しかつ後方アタッチメント構造体に納められる下端部を設けられた第２の補助ピンを備え、その下端部にリーマ仕上げ部が設けられ、これを第２のピンが貫通することが保証されることによってさらに向上することが可能とされる。
第１および第２のピンは、パイロンの前後方向沿いに方向付けされるのが好ましい。さらにまた、第１および第２の剪断ピン、および前記第１および第２の補助ピンは、それぞれパイロンの同じ横リブを貫通する上端部を有する。
本発明の別の目的は、以上に説明したようなアタッチメントパイロンを少なくとも１つ備える航空機である。
本発明の他の利点および特徴は、以下の詳細な説明から明らかとなるであろう。但し以下の説明は本発明を制限するものではない。
以下、図面を参照して説明する。
図１に関し、この図は航空機(図示せず)の翼３の下に固定するように設計された航空機エンジンアセンブリ１を示し、このアセンブリ１には、本発明の好適な一実施形態によれば、アタッチメントパイロン４が設けられる。
概して、エンジンアセンブリ１は、ターポジェット２等のエンジンおよびアタッチメントパイロン４を備え、アタッチメントパイロンには、特に、複数のエンジンアタッチメント６,８,９が設けられ、かつこれらのアタッチメントが固定される剛構造体１０を備える。ちなみに、アセンブリ１はポッド(図示せず)に囲繞されるように設計されること、およびアタッチメントパイロン４は別の一連のアタッチメント(図示せず)を備え、それによってこのアセンブリ１が航空機翼下に確実に懸架されることに留意されたい。
以下の説明を通じて、慣例に従い、Ｘはパイロン４の前後方向を指し、これはターボジェット２の前後方向と同じと見なされ、この方向Ｘはターボジェット２の前後方向軸線５に平行とされる。さらに、パイロン４に対して横の方向はＹと称され、ターボジェット２の横方向と同じと見なされてよく、かつＺは垂直方向または高さであり、これら３つのＸ、ＹおよびＺ方向は相互に直交する。
さらに、用語「前」および「後」は、ターボジェット２によって加えられる推力の結果として生起する航空機の移動方向についていうものと見なされたく、その方向を模式的に矢印７により示す。
図１には、エンジンアタッチメント６,８,９およびアタッチメントパイロン４の剛構造体１０のみ示すことが分かる。このパイロン４の図示しない他の構成要素、例えば、剛構造体１０の航空機翼下のアタッチメント手段、あるいは諸系統の分離および保守と同時に空力フェアリングを支持するための二次構造体等は、従来技術で見られかつ当業者の知るものと同一もしくは同様の旧来の要素である。したがって、それらについては詳細な説明を省く。
剛構造体１０は旧来の箱形とされ、共にＸ方向沿いおよびほぼＸＹ面もしくはＸＹ面から僅かに傾斜して延在する上部桁材１８および下部桁材２０から、かつ共にＸ方向沿いおよびほぼＸＹ面に延在する２つの横パネル２２(図１では１つのみ見える)によって形成される。その箱形の内部にＹＺ面沿いおよび前後方向間隔で配置された横リブ２４が剛構造体１０の剛性を補強する。ちなみに、要素１８,２０,２２は一体製作もしくは隣接区分同士の組み立てによって製作可能とされることに留意されたい。
次に、ターボジェット２には前部に環状ファンダクト１４を画定する大型のファンケーシング１２が設けられ、後部端近辺にこのターボジェットのコアを包囲するより小さい中央ケーシング１６が設けられる。なお、中央ケーシング１６から後部方向にケーシング１６より大きい噴出ケーシング１７が伸長する。明らかに、ケーシング１２,１６および１７は相互に強固に固定される。
図１で分かるように、前記複数のエンジンアタッチメントは、前方エンジンアタッチメント６、実際には２つのアタッチメント半体を形成する後方エンジンアタッチメント８、およびターボジェット２によって創生される推力に抵抗する装置を形成するアタッチメント９からなる。図１に模式的に示すように、この装置９は、例えば、第１にファンケーシング１２の後方部分に、第２に後方アタッチメント８に嵌合されたスプレッダビームに連結された２つの横方向連接棒(側面図のため、一方のみ見える)とすることが可能とされる。また、それらの連接棒の後方端は、後部アタッチメントから前方でスプレッダビームに連結も可能とされることに留意されたい。
剛構造体１０の角錐１５およびファンケーシング１２に固定された前方エンジンアタッチメント６は、旧来はターボジェット２によりＹおよびＺ方向沿いに創生された力にのみ抵抗可能とし、したがってＸ方向沿いに加えられた力には無策に設計されていた。ちなみに、この前方アタッチメント６は、ファンの固定ブレードが取り付けられかつ中央ケーシングの前方端に至近のファンケーシング内部に貫入するのが好ましい。
後方エンジンアタッチメント８は、本発明の特別の特徴とされ、図２から図５を参照してより詳細に説明する。概ね同アタッチメントは噴出ケーシング１７とパイロンの剛構造体１０との間に挿入される。同アタッチメントは、軸５およびＺ方向により画定される平面Ｐを中心に対称に配置された２つのアタッチメント半体を形成し、それらのアタッチメント半体のそれぞれがターボジェット２によってＺ方向沿いに創生された力に対し抵抗可能とし、ＸおよびＹ方向沿いに加えられた力には無抵抗に設計されるのが好ましい。さらに、この後方アタッチメントはターボジェット２により、中心部を伴うＹ方向沿いに創生された力に対し抵抗することも可能とされた。
かくして、図１ａで模式的に分かるように、Ｘ方向沿いに加えられた力はアタッチメント９による抵抗を受け、Ｙ方向沿いに加えられた力は前方アタッチメント６および後方アタッチメントの中心部による抵抗を受け、かつＺ方向沿いに加えられた力は前方アタッチメント６および２つの後方アタッチメント半体の協働による抵抗を受ける。
また、Ｘ方向まわりに加えられたモーメントはアタッチメント８の２つのアタッチメント半体により垂直方向の抵抗を受け、Ｙ方向まわりに加えられたモーメントはアタッチメント８の２つのアタッチメント半体とアタッチメント６の協働により垂直方向の抵抗を受け、Ｚ方向まわりに加えられたモーメントはアタッチメント８の中心部を介しアタッチメント６の協働により横方向の抵抗を受ける。
図２は後方エンジンアタッチメント８を示し、その要素の中には、明解にするためにあえて割愛したものもある。まず、アタッチメント８の２つの後方アタッチメント半体を形成する部分について説明するが、同アタッチメント半体は、それぞれＺ方向沿いに加えられる力に対してのみ抵抗し、上述の平面Ｐを中心に対称に配置される。
したがって、２つの後方アタッチメント半体は同一であるため、以下、右側のアタッチメント半体についてのみ説明する。概して、このアタッチメント半体は、前後方向部分２８および横方向部分３０からなり、かつ好ましくはＹおよびＺ方向沿いに対称方向付けされた平面を有する横ブラケット２６を備える。したがって、前後方向部分２８はＸ方向沿いに、おおよそＸＺ面内に延在し、下部桁材２０の横フランジ３４に接する内側面３２を備える。ちなみに、当業者は、このフランジ３４もおおよそＸＺ面沿いに方向付けされ、それによって横パネル２２の下部桁材２０への、リベット締めおよび／またはフィッシュプレーティング(fish-plating)による組み立てが可能とされることを知っている。
横方向部分３０は、後方アタッチメント構造体(この図２には示さず)のためのアタッチメントインタフェース３８を画定するアタッチメントプレート３６を備え、このインタフェース３８は、ＸＹ面に方向付けされた平面とされる。第二に、横方向部分３０はアタッチメントプレート３６の上面に固定された補強リブ４０および前後方向部分２８の外側面４２を備え、それらのリブ４０は、平行なＹＺ面沿いに方向付けされる。インタフェース３８は、図２で分かるように、下部桁材２０の下面に横方向沿いにおおよそ連続可能とされるのが好ましいであろう。
次いで、より具体的に図３および図４に関し、本発明の特別の特徴は、前後方向部分２８の外側面４２が、これに関係する横パネル２２の内側面４４に接するという事実にあることが分かる。したがって、前後方向部分２８は横パネル２２と下部桁材２０のフランジ３４との間に捕捉され、これらの３つの直接重畳要素は相互に、好ましくはフィッシュプレーティング(fish-plating)によって組み立てられる。
横方向部分３０をパネル２２から横方向外向きに突出可能とするため、このパネルには下向きに開く凹部４８が設けられ、同凹部を横方向部分が貫通する。したがって、この構成においては、アタッチメントプレート３６の少なくとも一部が、図３で明らかに分かるように、パネル２２を越えてＹ方向に位置する。図４は、凹部４８の切開部が形成され、それによってリブ４０の貫通を可能とし、同リブはしたがってまた、この凹部４８を貫通してパネル２２から横方向外向きに突出する。
再度、図３に関して、下部桁材２０にはＹ方向沿いに狭窄部５０が設けられ、この狭窄部５０は、２つの後方アタッチメント半体の２つの横ブラケット２６が嵌合する２つの窪み５２によって形成される。したがって、前後方向部分２８の内側面３２は下部桁材のフランジ３４によって画定される窪み５２に接し、そのためこのフランジ部分には箱形内部寄りの僅かな湾曲が設けられる。
窪み５２の幾何学的形状は、同窪み内に収容される前後方向部分２８の有する外側面４２が桁材２０のフランジの正しい部分の外面とおおよそ連続し、それによってパネル２２のＸＺ面沿いにおおよそ方向付けされた翼支持面が形成されるように求められる。
次に、より具体的に図４に関し、一体にかつチタンから製作されるのが好ましい各横ブラケット２６は、したがって、下部桁材２０の下横方向に配置される後方アタッチメント構造体５４に固定される。したがって、この構造体５４は、また平面Ｐを対称面として含み、アタッチメントインタフェース３８に接し、かつアタッチメントプレート３６およびこの構造体５４の上部を貫通する垂直ボルト５６を介して該インタフェースに固定される。
次いで、構造体５４は、右側の後方アタッチメント半体の不可欠の部分を形成する二又部材５８を備え、これに末端取り付け具６０がＸ方向沿いに方向付けされたピン６２を介して関着される。図４で分かるように、末端取り付け具もしくはロッド６０は垂直から傾斜し、それによって上向き方向の平面Ｐにより近くなる。
なお、同じくＸ方向沿いに方向付けされた第２のピン６４も末端取り付け具６０の下端に設けられ、それによって、この末端取り付け具はターボジェットケーシング２に強固に固定されたブラケット／二又部材(図示せず)に関着される。以上により、したがって、各後方アタッチメント半体は関着された末端取り付け具６０、二又部材５８およびブラケット２６を備え、２つのアタッチメント半体の２つの二又部材５８も同じ後方アタッチメント構造体５４内に結合され、一体部品から製作されるのが好ましいことが理解される。
以上の説明は、後方アタッチメント８が２つのアタッチメント半体を形成し、各半体はＺ方向沿いに加えられた力に対し抵抗可能とされることを示す。本発明においては、後方アタッチメント８をＹ方向沿いに加えられた力にも抵抗可能とすることを企図している。
図２、図３および図５を併せて参照し、その企図を達成するため、後方エンジンアタッチメント８は、Ｚ方向に方向付けされた第１の剪断ピン６６も備える構成とされ、このピン６６はＹ方向沿いに加えられた力に抵抗するように、かつさらに特別に、それらの力を後方アタッチメント構造体５４とアタッチメントパイロンの剛構造体１０との間に通過可能とするように設計される。
ピン６６は、フレーム形式の横リブ２４の１つに位置する上端６８(図５でのみ見える)を備え、この端部６８はまた、このフレームの内部に突出位置を占め、容易にアクセス可能とされる。ピン６６は次いで下向きに伸長し、順次関係するリブ２４の下部および下部桁材２０を貫通する。同ピンは、次いで箱形の桁材２０から下向きに突出する下端７０を備え、後方アタッチメント構造体５４のオリフィス７２内に納められる。したがって、この端部７０の表面とオリフィス７２との間の接触がＹ方向沿いの力に対し抵抗する。ちなみに、オリフィス７２は、剪断ピン６６の形状におおよそ相補的な概ね楕円形状を有し、アタッチメント構造体５４の上部のめくら穴とされることに留意されたい。
仮に、上述説明のこの実施形態が、横方向の力に対する抵抗に関して既に判明した従来技術に多少とも類似していたとしても、本発明の特別の特徴の１つは、第１のピン７４が設けられ、順次、構造体５４の前方部分、ピン６６の下端７０に形成されたリーマ仕上げ部７６、および構造体５４の中央部を貫通するという事実にある。
ピン７４が、Ｘ方向沿いに方向付けされるのが好ましいピン形ピンとされるこの格別の構成により、リーマ仕上げ部７６とピン７４との間の協働の結果として、２つの横ブラケット２６の１つ、およびとりわけ右側の後方アタッチメント半体に取り付けられたブラケットが、第１のピン６６とこの右側アタッチメント半体との間が近いことから、破損／破断した場合に、Ｚ方向沿いに加えられた力に対する抵抗手段が与えられる。これは、Ｚ方向沿いの力を伝達するための、いわゆるフェールセーフ機能を構造体５４の設計の複雑さを著しく増すことなく達成可能とするので有利とされる。さらに、ピン７４とリーマ仕上げ部７６との間にクリアランスが設けられ、それによって、右側の後方アタッチメントが破損／破断した場合でも、力伝達経路(force path)は機能し得ることに留意されたい。
右側のアタッチメント半体に関わるこのフェールセーフ機能を補強するため、後方エンジンアタッチメント８はまた、剪断ピン６６とピンＸ方向沿い、およびしたがって好ましくはＸ方向沿いに整合された第１の補助ピン７８を備える。明らかに、ピン７４の方向は異なるであろうが、本発明の枠組みから外れることなく、ＸＹ面に留まることが好ましい。
このピン７８の設計は、上述のピン６６の設計と同様とされる。したがって、ピン７８は、同様に前述の横リブ２４に位置する上端８０(図５でのみ見える)を備え、この端部８０は、このリブによって形成されたフレームの内部に突出位置を占め、容易にアクセス可能とされる。ピン７８は次いで下向きに伸長し、順次関係するリブ２４の下部および下部桁材２０を貫通する。同ピンは、次いで箱形の桁材２０から下向きに突出する下端８２を備え、後方アタッチメント構造体５４のオリフィス８６内に納められる。好ましくは、かつエンジンアタッチメントシステムを静的に確定的とし、第１の補助ピン７８のＹ方向沿いに加えられた力に対する抵抗を防ぐために常に、同ピンは端部表面８２とオリフィス８６の表面との間にクリアランスを設けるように準備することが可能とされよう。ここでもやはり、オリフィス８６は、補助ピン７８の形状におおよそ相補的な概ね楕円形状を有し、アタッチメント構造体５４の上部のめくら穴とされることに留意されたい。
図５で分かるように、後方アタッチメント８は、構造体５４の中央部から突出するピン７４が次いで、順次、ピン７８の下端部８２に形成されたリーマ仕上げ部８４および構造体５４の後方部分を貫通した後、同部分を外部に開くように設計される。ここでもやはり、ピン７４とリーマ仕上げ部８４との間にクリアランスが設けられ、それによって、要素７４および８２からなる力伝達経路(force path)は、右側の後方アタッチメントの損傷／破断後も機能し得ることが保証されることに留意されたい。
後方アタッチメント８は、以上に説明したものと同様の取り付け部で、左側のアタッチメント半体に関係する取り付け部を含み、それによって特に、通常はこの左側のアタッチメント半体によって果たされる、Ｚ方向沿いの力を伝達するフェールセーフ機能を設ける。ピン６６および７８と同一の、第２の剪断ピン８８および第２の補助ピン９０がそれぞれ同様に設けられ、これらの第２のピン８８,９０には構造体５４に納められる下端部９２,９４が設けられ、この両ピンを第２のピン９６がリーマ仕上げ部９８,１００で貫通する。したがって、左側のアタッチメント半体に関係するピン／ピンアセンブリは、右側のアタッチメント半体に関係するピン／ピンアセンブリの平面Ｐを中心に対称とされ、これら２つのアセンブリ間の唯一の相異は、第２の剪断ピン８８とこれに関係する、後方アタッチメント構造体に形成されたオリフィス(図示せず)との間に必要なクリアランスであることを理解されたい。やはり、この場合にも、そのクリアランスは、第１の剪断ピン６６に損傷が生じた場合には第２の剪断ピン８８のみがＹ方向沿いの力を伝達するフェールセーフ機能を果たすように選択される。
非限定的な例として、以上に説明したにすぎない航空機用ターボジェット２のアタッチメントパイロン４に関して、当業者によってさまざまな変更がなされることは明らかである。それに関しては、このパイロン４は航空機翼下に懸架されるように適合した構成で示したのであるが、このパイロン４は、翼の上に取り付け可能な別の構成もあり得ることを強調しておく。
本発明の１つの好適な実施形態によるアタッチメントパイロンを備える、航空機エンジンアセンブリの一部を模式的に示す側面図である。 図１に示すアセンブリのエンジンアタッチメントのそれぞれの、力に対する抵抗を模式的に示す図である。 図１に示すパイロンの後方アタッチメントの一部斜視図である。 図２に示す部分の底面図である。 図２に無い後方エンジンアタッチメントの要素を加えた、同図と同様の図である。 図３のＶ‐Ｖ線での断面図である。
符号の説明
１ エンジンアセンブリ
２ ターボジェット
３ 翼
４ アタッチメントパイロン
６,８,９ エンジンアタッチメント
１０ 剛構造体
１８ 上部桁材
２０ 下部桁材
２２ 横パネル
２４ 横リブ
２６ 横ブラケット
２８ 前後方向部分
３０ 横方向部分
３２ 内側面
３４ 横フランジ
３６ アタッチメントプレート
３８ アタッチメントインタフェース
４０ 補強リブ
４２ 外側面
４４ 内側面
４８ 凹部
５０ 狭窄部
５２ 窪み
５４ 後方アタッチメント構造体
６２ ピン
６４ 第２のピン
６６ 第１の剪断ピン
６８ 上端
７０ 下端
７２ オリフィス
７４ 第１のピン
７６ リーマ仕上げ部
７８ 補助ピン
８０ 上端
８２ 下端
８４ リーマ仕上げ部
８６ オリフィス
８８ 第２の剪断ピン
９０ 第２の補助ピン
９２,９４ 下端
９６ 第２のピン
９８,１００ リーマ仕上げ部

Claims (17)

  1. 航空機用のエンジン(２)のアタッチメントパイロン(４)であって、箱形の前記パイロンは、上部桁材(１８)、下部桁材(２０)、２つの横パネル(２２)および前記桁材およびパネル(１８,２０,２２)を結合する横リブ(２４)のアセンブリによって形成され、さらに、後方アタッチメント構造体(５４)を取り付けられた後方エンジンアタッチメント(８)を備えるアタッチメントパイロンにおいて、前記後方エンジンアタッチメント(８)には２つの横ブラケット(２６)が設けられ、各ブラケットは前記横パネル(２２)の内側面(４４)に接する前後方向部分(２８)であって、該横パネルが該前後方向部分に関係しかつ前記内側面(４４)に取り付け固定される前後方向部分と、前記後方アタッチメント構造体(５４)のアタッチメントインタフェース(３８)を備える横方向部分(３０)であって、前記横方向部分(３０)は前記関係する横パネル(２２)に形成された凹部(４８)を貫通するように構成される横方向部分と、を備えることを特徴とするアタッチメントパイロン(４)。
  2. 前記下部桁材(２０)には、２つの窪み(５２)からなる狭窄部(５０)が設けられ、該窪みに前記後方エンジンアタッチメント(８)の前記２つの横ブラケット(２６)が納められることを特徴とする請求項１に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  3. 前記横パネル(２２)のそれぞれの前記凹部(４８)は下向きに開いていることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  4. 前記下部桁材(２０)は前記２つの横パネル(２２)に設置固定された２つの横フランジ(３４)を備えることと、前記後方エンジンアタッチメントの前記２つの横ブラケット(２６)のそれぞれの前記前後方向部分(２８)は前記２つの横フランジ(３４)の１つと前記２つの横パネル(２２)の１つとの間に挿入されることとを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  5. 前記後方エンジンアタッチメントの前記２つの横ブラケット(２６)のそれぞれの前記横方向部分(３０)は、前記後方アタッチメント構造体(５４)の前記アタッチメントインタフェース(３８)を画定するアタッチメントプレート(３６)と、前記アタッチメントプレート(３６)および前記前後方向部分(２８)に固定された補強リブ(４０)とを備えることを特徴とする請求項１から請求項４のいずれか一項に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  6. 前記補強リブ(４０)は、前記パイロンの横方向(Ｙ)および垂直方向(Ｚ)によって画定される平行な平面に沿って方向付けされることを特徴とする請求項５に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  7. 前記後方エンジンアタッチメントの前記２つの横ブラケット(２６)のそれぞれの前記アタッチメントインタフェース(３８)は、前記パイロンの横方向(Ｙ)および前後方向(Ｘ)によって画定される平面の方向に方向付けされた平面とされることを特徴とする請求項１から請求項６のいずれか一項に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  8. 前記後方エンジンアタッチメントの前記２つの横ブラケット(２６)のそれぞれは、一体部品として製作されることを特徴とする請求項１から請求項７のいずれか一項に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  9. 前記後方エンジンアタッチメントの前記２つの横ブラケット(２６)のそれぞれは、チタンから製作されることを特徴とする請求項１から請求項８のいずれか一項に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  10. 前記後方エンジンアタッチメント(８)は、それぞれが前記パイロンの垂直方向(Ｚ)に沿って加えられた力に抵抗可能な、２つのアタッチメント半体を画定するように設計されることを特徴とする請求項１から請求項９のいずれか一項に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  11. 前記後方エンジンアタッチメント(８)はまた、前記パイロンの横方向(Ｙ)に沿って加えられた力に抵抗可能な第１の剪断ピン(６６)を備え、前記第１の剪断ピン(６６)は、前記下部桁材(２０)を貫通しかつ前記後方アタッチメント構造体(５４)に納められる下端部(７０)を設けられ、その下端部(７０)にはリーマ仕上げ部(７６)が設けられ、これを第１のピン(７４)が貫通し、該ピンは前記後方アタッチメント構造体(５４)をも貫通することを特徴とする請求項１から請求項１０のいずれか一項に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  12. 前記後方エンジンアタッチメント(８)はまた、前記第１の剪断ピン(６６)に破損が生じた場合に限り、前記パイロンの横方向(Ｙ)に沿って加えられた力に抵抗可能な第２の剪断ピン(８８)を備え、前記第２の剪断ピン(８８)は、前記下部桁材(２０)を貫通しかつ前記後方アタッチメント構造体(５４)に納められる下端部(９２)を設けられ、その下端部(９２)にはリーマ仕上げ部(９８)が設けられ、これを第２のピン(９６)が貫通し、該ピンは前記後方アタッチメント構造体(５４)をも貫通することを特徴とする請求項１１に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  13. 前記後方エンジンアタッチメント(８)はまた、前記下部桁材(２０)を貫通しかつ前記後方アタッチメント構造体(５４)に納められる下端部(８２)を設けられた第１の補助ピン(７８)を備え、その下端部(８２)にはリーマ仕上げ部(８４)が設けられ、これを前記第１のピンが貫通することを特徴とする請求項１２に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  14. 前記後方エンジンアタッチメント(８)はまた、前記下部桁材(２０)を貫通しかつ前記後方アタッチメント構造体(５４)に納められる下端部(９４)を設けられた第２の補助ピン(９０)を備え、その下端部(９４)にはリーマ仕上げ部(１００)が設けられ、これを前記第２のピン(９６)が貫通することを特徴とする請求項１３に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  15. 前記第１および第２のピン(７４,９６)は、前記パイロンの前後方向(Ｘ)に沿って方向付けされることを特徴とする請求項１４に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  16. 前記第１および第２の剪断ピン(６６,８８)および前記第１および第２の補助ピン(７８,９０)は、それぞれ前記パイロンの同じ横リブ(２４)を貫通する上端部(６８,８０)を有することを特徴とする請求項１５に記載のアタッチメントパイロン(４)。
  17. 請求項１から請求項１６のいずれか一項に記載の少なくとも１つのアタッチメントパイロン(４)を備えることを特徴とする航空機。
JP2008518817A 2005-06-29 2006-06-27 航空機のエンジン取り付け構造体 Expired - Fee Related JP5009283B2 (ja)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR05/51819 2005-06-29
FR0551819A FR2887851B1 (fr) 2005-06-29 2005-06-29 Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
PCT/EP2006/063598 WO2007000456A1 (fr) 2005-06-29 2006-06-27 Mat d'accrochage de moteur pour aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2008544905A JP2008544905A (ja) 2008-12-11
JP5009283B2 true JP5009283B2 (ja) 2012-08-22

Family

ID=35837385

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2008518817A Expired - Fee Related JP5009283B2 (ja) 2005-06-29 2006-06-27 航空機のエンジン取り付け構造体

Country Status (11)

Country Link
US (1) US7950604B2 (ja)
EP (1) EP1896327B1 (ja)
JP (1) JP5009283B2 (ja)
CN (1) CN100506644C (ja)
AT (1) ATE420817T1 (ja)
BR (1) BRPI0608597B1 (ja)
CA (1) CA2613189C (ja)
DE (1) DE602006004872D1 (ja)
FR (1) FR2887851B1 (ja)
RU (1) RU2389657C2 (ja)
WO (1) WO2007000456A1 (ja)

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2887852B1 (fr) * 2005-06-29 2007-08-17 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
FR2915176B1 (fr) 2007-04-20 2009-07-10 Airbus France Sa Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une attache moteur arriere pourvue d'un ecrou a barillet
FR2915175B1 (fr) * 2007-04-20 2009-07-17 Airbus France Sa Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une poutre d'attache moteur arriere deportee du caisson
FR2918644B1 (fr) * 2007-07-09 2009-10-23 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'un palonnier articule en quatre points.
FR2920138B1 (fr) * 2007-08-24 2010-03-12 Airbus France Dispositif d'accrochage de moteur d'aeronef comportant un dispositif de reprise des efforts de poussee a encombrement reduit
FR2924684B1 (fr) * 2007-12-07 2010-01-01 Snecma Suspension d'un turboreacteur a un aeronef
FR2952672B1 (fr) * 2009-11-17 2011-12-09 Snecma Montage d'un boitier d'accessoires sur un carter intermediaire pour compartiment de soufflante de turboreacteur
FR2958267B1 (fr) 2010-04-02 2012-03-23 Airbus Operations Sas Systeme d'axe pour ensemble de liaison d'un mat-reacteur sous une voilure d'aeronef
FR2965549B1 (fr) 2010-10-01 2013-07-05 Airbus Operations Sas Dispositif de reprise de poussee a bielles pour mat d'accrochage d'un moteur d'aeronef, integrant trois rotules alignees
FR2972709B1 (fr) 2011-03-18 2013-05-03 Airbus Operations Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
FR2973345B1 (fr) * 2011-03-29 2013-04-05 Airbus Dispositif de pose et de depose d'un pre-refroidisseur d'un moteur d'aeronef
US8567745B2 (en) * 2011-12-15 2013-10-29 United Technologies Corporation Apparatuses and systems with vertically and longitudinally offset mounting flanges
FR2986778B1 (fr) * 2012-02-13 2015-02-06 Airbus Operations Sas Dispositif et procede d'assemblage d'un moteur d'aeronef a un mat d'aeronef
US8979020B2 (en) * 2013-06-07 2015-03-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Mounting system for mounting engine nacelle components and associated method
WO2015010315A1 (en) 2013-07-26 2015-01-29 Mra Systems, Inc. Aircraft engine pylon
FR3014972B1 (fr) * 2013-12-12 2016-04-22 Airbus Operations Sas Assemblage comprenant un axe d'articulation supporte par une chape et immobilise en translation par un dispositif de blocage integrant un double systeme d'anti-rotation
FR3014840B1 (fr) 2013-12-17 2017-10-13 Airbus Operations Sas Ensemble pour aeronef comprenant un corps d'attache moteur equipe d'au moins une ferrure de support de manille penetrant dans le caisson du mat d'accrochage
FR3014841B1 (fr) * 2013-12-17 2017-12-08 Airbus Operations Sas Ensemble pour aeronef comprenant un corps d'attache moteur en partie realise d'une seule piece avec une nervure interieure de rigidification d'un caisson de mat d'accrochage
FR3015431B1 (fr) 2013-12-19 2017-12-15 Airbus Operations Sas Structure primaire de mat d'accrochage renforcee.
FR3015433B1 (fr) 2013-12-23 2016-02-12 Airbus Operations Sas Ensemble pour aeronef comprenant un mat d'accrochage integre a la nacelle et agence en partie arriere du fuselage
EP3242834B1 (en) * 2015-01-07 2018-11-28 LORD Corporation Aircraft engine mount
CN106697290A (zh) * 2015-08-20 2017-05-24 洛阳力海电子科技有限公司 一种喷洒农药水的固定翼无人机
US20180237120A1 (en) * 2017-02-22 2018-08-23 General Electric Company Aircraft with Under Wing Direct Drive Low Pressure Turbine
FR3069848B1 (fr) * 2017-08-02 2019-08-30 Airbus Structure primaire allegee pour mat d'accrochage de moteur d'aeronef
FR3092821A1 (fr) * 2019-02-18 2020-08-21 Airbus Operations Ensemble pour aeronef comprenant un mat d’accrochage, une aile et deux systemes de fixation fixant le mat d’accrochage a l’aile

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4725019A (en) * 1986-08-11 1988-02-16 The Boeing Company Aircraft engine mount with vertical vibration isolation
US5320307A (en) * 1992-03-25 1994-06-14 General Electric Company Aircraft engine thrust mount
FR2770486B1 (fr) * 1997-11-06 2000-01-28 Aerospatiale Dispositif d'accrochage d'un moteur sur un aeronef
FR2774358B1 (fr) * 1998-02-04 2000-04-21 Aerospatiale Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef
US6189830B1 (en) * 1999-02-26 2001-02-20 The Boeing Company Tuned engine mounting system for jet aircraft
FR2825976B1 (fr) * 2001-06-13 2003-09-05 Eads Airbus Sa Dispositif de reprise d'efforts generes par un moteur d'aeronef
FR2830516B1 (fr) * 2001-10-04 2004-01-02 Snecma Moteurs Suspension de turboreacteur
FR2862944B1 (fr) * 2003-12-01 2006-02-24 Airbus France Dispositif d'accrochage d'un turbopropulseur sous une voilure d'aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
FR2887851A1 (fr) 2007-01-05
US7950604B2 (en) 2011-05-31
DE602006004872D1 (de) 2009-03-05
RU2389657C2 (ru) 2010-05-20
CN100506644C (zh) 2009-07-01
BRPI0608597B1 (pt) 2018-09-25
FR2887851B1 (fr) 2007-08-17
EP1896327A1 (fr) 2008-03-12
EP1896327B1 (fr) 2009-01-14
CA2613189C (fr) 2013-10-01
RU2008103184A (ru) 2009-08-10
CA2613189A1 (fr) 2007-01-04
JP2008544905A (ja) 2008-12-11
US20080197262A1 (en) 2008-08-21
CN101163623A (zh) 2008-04-16
ATE420817T1 (de) 2009-01-15
WO2007000456A1 (fr) 2007-01-04
BRPI0608597A2 (pt) 2010-12-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5009283B2 (ja) 航空機のエンジン取り付け構造体
JP5009284B2 (ja) 航空機用エンジンマウント構造体
JP4676982B2 (ja) 航空機用エンジンユニット
JP5193864B2 (ja) 翼部材とサスペンションパイロンとを含んだ航空機のためのアセンブリ
US9889943B2 (en) Assembly for an aircraft, comprising an engine attachment body equipped with at least one shackle support fitting that passes into the box section of the attachment pylon
JP2009509842A (ja) 一体式フレームワーク型エンジン取り付け用構造体
US8256708B2 (en) Device for attaching an aircraft engine comprising a thrust force take-up device with a compact design
US8251311B2 (en) Attachment pylon for aircraft having a rear engine attachment beam offset from the caisson
JP5373783B2 (ja) ４点連接したスプレッダビームを備えた航空機エンジン取り付けパイロン
US9862497B2 (en) Assembly for an aircraft, comprising an engine attachment body partially produced in one piece with an internal stiffening rib of an attachment pylon box section
US8789790B2 (en) Aircraft engine attachment pylon
JP5319684B2 (ja) 航空機エンジン取付デバイスのための下側後部空力整形板
US8474750B2 (en) Engine attachment pylon comprising means of fastening spars and panels located outside the inner space in the box
JP5213713B2 (ja) エンジンとそれを固定するためのデバイスとを具備してなる航空機用エンジンアセンブリ
US20180305032A1 (en) Engine assembly for an aircraft, comprising a front engine mount incorporated with the box of the mounting pylon
US20070069068A1 (en) Engine suspension pylon for aircraft
US11414173B2 (en) Aircraft wing unit comprising two wings attached to one another
JP2008532846A (ja) 取り付けストラットと航空機のエンジンとの間に介在させられる搭載システムのエンジンファスナー
US11084597B2 (en) Assembly for aircraft, comprising a primary attachment-pylon structure fixed to a wing box by fasteners partially embedded in the primary structure
JP2008509319A (ja) 航空機用エンジンアセンブリ
US20200262571A1 (en) Aircraft assembly comprising a mounting pylon, a wing and two fixing systems fixing the mounting pylon to the wing
JP5215157B2 (ja) 改善された設計の航空機用ジェットエンジンの中間ケーシング
CN110712758B (zh) 安装吊挂架及包括其的飞行器
US20190233129A1 (en) Assembly for aircraft comprising a primary mounting pylon structure fixed to an airfoil box using a bolted link

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20090619

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20110823

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20111020

A711 Notification of change in applicant

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A712

Effective date: 20120112

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20120501

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20120530

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 5009283

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20150608

Year of fee payment: 3

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees