JP5009284B2

JP5009284B2 - 航空機用エンジンマウント構造体

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Publication number: JP5009284B2
Application number: JP2008518818A
Authority: JP
Inventors: ステファン・コンブ; ローラン・ラフォン; ステファン・ルヴェール
Original assignee: エアバスオペレーションズ（エスアーエス）
Priority date: 2005-06-29
Filing date: 2006-06-27
Publication date: 2012-08-22
Anticipated expiration: 2026-06-27
Also published as: EP1896325A1; CA2613191C; RU2008103183A; FR2887852B1; CA2613191A1; US7891604B2; WO2007000457A1; CN101163624A; US20080197233A1; CN100506645C; RU2406658C2; JP2008544906A; FR2887852A1; EP1896325B1; BRPI0608598A2

Description

本発明は、一般に、ターボジェットなどの航空機用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、航空機の翼の下にターボジェットを吊り下げるのに、または、複数のエンジンアタッチメントを介してこのターボジェットを同じ翼の上方に取り付けるのに使用することができるＥＭＳ(エンジンマウント構造体)とも呼ばれる。

そのようなアタッチメントパイロンは、ターボジェットなどのエンジンと航空機の翼との間のアタッチメントインタフェースを形成するように設計される。それは、関連するターボジェットによって生成された力を、この航空機の構造体に伝達し、それは、エンジンと航空機の翼との間の燃料、電気、油圧、空気システムのルーティングも可能にする。

力を伝達するために、パイロンは、しばしば「箱」型の、言い換えれば、上部および下部桁材と、複数の横リブを介して互いに連結された２つの側部パネルとのアセンブリによって形成された剛構造体を含む。

パイロンは、ターボジェットとパイロンの剛構造体との間に挿入されたマウントシステムも備え、このシステムは、全体として、通常、少なくとも１つの前方アタッチメントと少なくとも１つの後部アタッチメントの少なくとも２つのエンジンアタッチメントを含む。

さらに、アセンブリシステムはターボジェットによって生成された推力に抵抗するための装置を含む。従来の技術では、例えば、この装置は、第一には、ターボジェットファンケーシングの後方部分に連結され、第二には、このターボジェットのケーシングに固定された後部アタッチメントに連結された２つの側部連結ロッドの形状である。

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、航空機の翼との間に挿入された第２のマウントシステムも含み、この第２のシステムは、通常、２つまたは３つのアタッチメントからなる。

最後に、パイロンは、空力フェアリングを支持しながら、システムを分離しかつ所定位置にて保持するための二次構造体を備える。

上述のように、従来の技術による従来のアタッチメントパイロンは、通常、後部アタッチメント構造体を介して、箱体の下部桁材に堅固に固定される後部アタッチメントを備えている。通常、この後部アタッチメントは、垂直に向けられ、かつ下部桁材を貫通する剪断ピンを介して、パイロンの横方向に沿って加えられた力に抵抗するように設計され、このピンの下端は後部アタッチメント構造体に収納される。通常、この後部アタッチメントは、各々がパイロンの垂直方向に沿って加えられた力に抵抗することができる２つのアタッチメント半体を形成するようにも設計される。

エンジンアタッチメントに適用可能な安全要求は、与えられたエンジンアタッチメントに破壊が起こった場合に、第２の力の経路を提供するための「フェールセーフ」機能を提供することを必要とする。破壊がエンジンアタッチメントに起こったときにだけ機能するようにこれらの第２の力の経路は作られ、したがって、エンジンアタッチメントシステムは静定のままにできることに注意されたい。

垂直力への抵抗に関して「フェールセーフ」機能を実現するために、従来の技術において提案されたさまざまな解決策はすべて、このエンジンアタッチメント、より詳細には、後部アタッチメント構造体のアタッチメントの設計を大いに複雑にする。これは、後部アタッチメントの全体質量に関して、時間に関して、またこのアタッチメントの組み立ての容易さに関して制約をもたらす。

したがって、本発明の目的は、従来の技術による実施形態に関する上で述べられた欠点を少なくとも部分的に克服する航空機エンジンアタッチメントパイロンを提案し、また少なくとも１つのそのようなパイロンを持つ航空機を提示することである。

これを達成するために、本発明の対象は、航空機エンジンアタッチメントパイロンであって、箱型であるこのパイロンは、上部桁材、下部桁材、２つの側部パネル、および桁材とパネルとを連結する横リブのアセンブリによって形成され、パイロンがまた、後部アタッチメント構造体に取り付けられる後部エンジンアタッチメントと、パイロンに対して横方向に沿って加えられた力に抵抗することができる第１の剪断ピンとを含み、この第１の剪断ピンが下部桁材を貫通しかつ後部アタッチメント構造体内に収納される下端を備えるアタッチメントパイロンである。本発明によれば、下端が、前記後部アタッチメント構造体も貫通する第１のピンがその中を貫通するリーミング(貫通孔)を備える。

したがって、本発明による、この装置は、後部アタッチメントが、パイロンの横方向に沿って加えられた力に抵抗する可能性を提供するだけでなく、垂直力に抵抗するように設計されたこの後部アタッチメントの部分、たとえば側部ブラケットに破損／破壊があった場合に、リーミングと後部アタッチメント構造体を貫通するピンとの間の協働作用によって、後部アタッチメントが、パイロンの垂直方向に沿って加えられた力に抵抗する可能性も提供する。したがって、この優れた解決策は、後部アタッチメント構造体の設計の複雑さを大きく増加させることなく、垂直方向に沿った力の伝達のためのいわゆる「フェールセーフ」機能を提供する。特に、この部品を、好ましくは、質量およびコストに関して有利に節約をもたらすチタンから、一体部品として製造することができる。

第二に、静定エンジンアタッチメントシステムを得るために、一定量のクリアランスをピンと剪断ピンリーミングとの間に与えることができ、したがって、破損／破壊が２つの側部ブラケットの１つに生じるときだけ、垂直方向に沿った力がこのピンを通過する。

好ましくは、後部エンジンアタッチメントは、第１の剪断ピンに破壊が起こったときにだけ、パイロンの横方向に沿って加えられた力に抵抗することができる第２の剪断ピンも含み、この第２の剪断ピンは、下部桁材を貫通し、後部アタッチメント構造体に収納される下端を備え、この下端は、第２のピンが貫通するリーミング(貫通孔)を備え、第２のピンは後部アタッチメント構造体も貫通する。したがって、この第２の剪断ピンは、横方向に沿って加えられた力を伝達するために「フェールセーフ」機能を実現することを理解すべきであり、このことは、ピンが、好ましくは、後部エンジンアタッチメント構造体内のハウジング内にクリアランスを持って取り付けられることを意味する。さらに、垂直方向に沿って加えられた力を伝達するための第２の「フェールセーフ」機能を提供しながら、第２のピンは、リーミングと協働し、それが、実際には、垂直力に抵抗できる各アタッチメント半体を持った２つのアタッチメント半体の設計であるとき、このことは、後部アタッチメントの２つの後部アタッチメント半体の各々のための明らかな安全システムの存在へと有利につながる。「２つのアタッチメント半体」の概念は、アタッチメントを一体部品として製造できるが、しかしそれは２つの同一の好ましい力の経路、１つはパイロンの左側で１つは右側に持つという意味で理解すべきであることに注意されたい。

これを達成するために、２つの側部ブラケットの近くに２つの剪断ピンを配置することが好ましい。

２つの後部アタッチメント半体の各々に関連する、２つのいわゆる「フェールセーフ」機能を、後部エンジンアタッチメントが、下部桁材を貫通しかつ後部アタッチメント構造体内に収納される下端を備えた第１の付属ピンも含み、この下端はその中を第１のピンが貫通するリーミングを備え、ならびに、このアタッチメントが、下部桁材を貫通しかつ後部アタッチメント構造体内に収納される下端を備えた第２の付属ピンも含み、この下端はその中を第２のピンが貫通するリーミングを備えることを確実なものとすることによって、さらに改良することができる。したがって、この場合、付属ピンは横方向の力に抵抗する役割を果たさない。

好ましくは、第１および第２のピンはパイロンの前後方向に沿って向けられる。さらに、第１および第２の剪断ピンならびに第１および第２の付属ピンの各々は、パイロン上の同じ横リブを貫通する上端を持つ。

また好ましいことには、後部アタッチメントが、それぞれが、それに関連する側部パネルの内面に接触し、この同じ内面に固定されて取り付けられる前後方向部分を含む２つの側部ブラケットを備え、横部分が後部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含み、この横部分が関連した側部パネル上に形成されたリセスを貫通するように配置されることが可能であろう。

したがって、後部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箱体の外側にあることを考えれば、この特定の特徴は、アタッチメントパイロンに取り付けられる後部エンジンアタッチメントの組み立てを容易にする。側部ブラケットの前後方向部分が、好ましくは関連するリセスを塞ぐ、この解決策では、横部分が、この目的のために設けられたリセスを貫通して、側部パネルから外側に向けて突出することが理解される。この特定の構成はアタッチメントインタフェースを、箱体の近くにいて、たとえば、このアタッチメントインタフェースにボルトを取り付けようとする作業員にとって容易にかつ直接アクセスできるようにする。上で述べた２つの側部ブラケットは、それぞれがパイロンの垂直方向に沿って加えられた力に抵抗することができる２つの後部アタッチメント半体の画定に関与することに注意されたい。

好ましくは、下部桁材は、後部エンジンアタッチメントの２つの側部ブラケットが収納される２つのインデントからなる狭窄部を備える。したがって、言い換えれば、この後部エンジンアタッチメントの側部ブラケットの前後方向部分の厚さを補うために、下部桁材は、後部エンジンアタッチメントのところで横方向に沿って曲げられている。２つの側部ブラケットの存在と組み合わされて、インデントは、これらのブラケットのところで、ポッドの空気力学的形状の最適化も確立する２つの側面がほぼ真っ直ぐな形状を持つ箱体をもたらす。

さらに、狭窄部は下部桁材の下の後部アタッチメントの幅および後部エンジンアタッチメントでの箱体の幅を低減させるので、この特定の特徴は、アタッチメントパイロンの全質量に関して節約を生み出すことに注意されたい。

本発明の別の対象は、上述のような少なくとも１つのアタッチメントパイロンを備える航空機である。

本発明の他の利点および特徴は、以下に示された詳細な非限定的な説明から明らかとなるであろう。

以下、図面を参照して本発明について説明する。

図１に関して、同図は、この航空機(図示せず)の翼３の下に取り付けられ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、本発明の１つの好ましい実施形態によるこのアセンブリ１は、アタッチメントパイロン４を備える。

全体として、エンジンアセンブリ１は、ターボジェット２などのエンジンと、アタッチメントパイロン４とを含み、アタッチメントパイロンは、特に、複数のエンジンアタッチメント６,８および９と、これらのアタッチメントがそれに固定される剛構造体１０とを備える。参考までに、アセンブリ１は、ポッド(図示せず)によって囲まれるように設計され、かつアタッチメントパイロン４が、航空機の翼の下の、このアセンブリ１の吊り下げを確実なものとするために、別の一連のアタッチメント(図示せず)を含むことに注意されたい。

以下の説明にわたって、慣例に従い、ターボジェット２の前後方向と同じであるとも考えられるＸはパイロン４の前後方向を指し、この方向Ｘはターボジェット２の前後方向軸線５と平行である。さらに、パイロン４に対して横方向はＹと呼ばれ、ターボジェット２の横方向と同じであると考えることができ、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方向は互いに直交する。

さらに、用語「前」および「後」は、ターボジェット２によって加えられた推力の結果として起こる航空機の移動の方向に関連付けて解釈すべきであり、この方向は図で矢印７によって示される。

図１では、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だけが示されていることが分かる。航空機の翼の下への剛構造体１０の取り付け手段、または、空力フェアリングを支持しながら、システムを分離し保持するための二次構造体などの示されていない、このパイロン４の他の構成要素は、従来技術に見られるものと同じかまたはそれに類似した通常の要素であり、当該分野の技術者には公知である。したがって、それらの詳しい説明は行わない。

剛構造体１０は、両方ともＸ方向に沿ってかつほぼＸＹ平面内または幾分ＸＹ平面から傾斜して延びる上部桁材１８および下部桁材２０から、ならびに、両方がＸ方向に沿ってかつほぼＸＺ平面内で延びる２つの側部パネル２２(図１では１つだけが見える)によって形成される従来の箱形状である。ＹＺ平面に沿って、前後方向に間隔を置いて配置された、この箱体内部の横リブ２４は、剛構造体１０の剛性を補強する。参考までに、要素１８,２０,２２の各々を一体部品またはおそらく互いに対してわずかに傾斜させて作ることができる隣接するセクションのアセンブリによって作ることができることに注意されたい。

第二に、ターボジェット２は、環状ファンダクト１４の境界を定め、かつこのターボジェットのコアを囲む、より小さい中心ケーシング１６を後端の近くに備える大きなファンケーシング１２を前方に備える。最後に、中心ケーシング１６は、このケーシング１６より大きい噴射ケーシング１７によって後部方向に延ばされる。明らかに、ケーシング１２,１６および１７は互いに堅固に固定される。

図１から見ることができるように、複数のエンジンアタッチメントは、前部エンジンアタッチメント６と、実際は２つの後部アタッチメント半体を形成する後部エンジンアタッチメント８と、ターボエンジン２によって生成された推力に抵抗するための装置を形成するアタッチメント９とからなる。図１に示されるように、たとえば、この装置９は、第一に、ファンケーシング１２の後方部分に連結され、かつ第二には後部アタッチメント８上に取り付けられるスプレッダビームに連結された２つの側部連結ロッド(側面図であるので、１つだけを見ることができる)の形状である。これらの連結ロッドの後端を、後部アタッチメントから前方のスプレッダビームに交互に連結することができることにも注意されたい。

剛構造体１０のピラミッド１５およびファンケーシング１２に固定された前部エンジンアタッチメント６は、従来は、それが、ＹおよびＺ方向に沿ってターボジェット２によって生成された力だけに抵抗できるように設計され、したがってＸ方向に沿って加えられた力には抵抗できない。参考までに、この前部アタッチメント６は、好ましくは、ファンの固定されたブレードがその上に取り付けられかつ中心ケーシングの前端に隣接するファンケーシングの内部に貫入している。

後部エンジンアタッチメント８は、本発明の特別の特徴であり、図２から図５に関連付けてより詳細に説明する。それは、噴射ケーシング１７とパイロンの剛構造体１０との間に全体的に介在させられる。それは、好ましくは、軸線５とＺ方向とによって画定される平面Ｐに関して対称的に配置された２つのアタッチメント半体を形成するように設計され、これらのアタッチメント半体の各々は、Ｚ方向に沿ってターボジェット２によって生成された力に抵抗できるように設計されるが、ＸおよびＹ方向に沿って加えられた力には抵抗できるように設計されていない。さらに本発明では、この後部アタッチメントは、中心部分と協働で、Ｙ方向に沿ってターボジェット２によって生成された力にも抵抗できる。

このようにして、図１ａに見ることができるように、Ｘ方向に沿って加えられた力は、アタッチメント９によって抵抗され、Ｙ方向に沿って加えられた力は、前部アタッチメント６と後部アタッチメントの中央部分とによって抵抗され、Ｚ方向に沿って加えられた力は、前部アタッチメント６と２つの後部アタッチメント半体とによって協働で抵抗される。

また、Ｘ方向に関して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って垂直に抵抗され、Ｙ方向に関して加えられたモーメントは、アタッチメント６と一緒に、アタッチメント８の２つのアタッチメント半体によって垂直に抵抗され、Ｚ方向に関して加えられたモーメントは、アタッチメント６と一緒に、アタッチメント８の中央部分によって横方向に抵抗される。

図２は、明瞭にするという明らかな理由で、いくつかの要素が故意に省かれた後部エンジンアタッチメント８を示す。まず、各々がＺ方向に沿って加えられた力だけに抵抗しかつ上述の平面Ｐに関して対称的に配置された２つの後部アタッチメント半体を形成するアタッチメント８の部分を説明する。

２つの後部アタッチメント半体は同一であり、したがって右側のアタッチメント半体だけを以下では説明する。概して、このアタッチメント半体は、前後方向部分２８と横部分３０とからなる側部ブラケット２６を含み、好ましくは、ＹおよびＺ方向に沿って向けられた対称面を持つ。したがって、前後方向部分２８は、ほぼＸＺ平面内で、Ｘ方向に沿って延び、下部桁材２０の側部フランジ３４に接触する内面３２を持つ。参考までに、当該分野の技術者にとっては、このフランジ３４も、たとえば、リベット留めおよび／またはフィッシュプレーティング(fish-plating)によって、この桁材２０上の側部パネル２２の組み立てを可能にするように、ほぼＸＺ平面に沿って向けられることは周知である。

横部分３０は、後部アタッチメント構造体(この図２には図示せず)用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を含み、このインタフェース３８は、ＸＹ平面に向けられた平板表面の形状である。第二に、それはアタッチメントプレート３６の上面と、前後方向部分２８の外面４２とに固定された補強リブ４０を含み、これらのリブ４０は、平行なＹＺ平面に沿って向けられる。好ましくは、インタフェース３８が桁材２０の下面のほぼ側部の連続に沿うはずであり、その下面上に、図２に見ることができるように、側部抗推力ロッドに関連するスプレッダビームを取り付けるためにブラケット３９を追加することが可能であろう。

次に、より詳細に図３および図４に関連して、本発明の特別の特徴の１つが、前後方向部分２８の外面４２が、それに関連する側部パネル２２の内面４４に接触することであることを見ることができる。したがって、前後方向部分２８は、側部パネル２２と、下部桁材２０のフランジ３４との間に閉じ込められ、これら３つの直接重ね合わされた要素は、好ましくはフィッシュプレーティングによって互いに組み立てられる。

横部分３０がパネル２２から側方外向きに突出することを可能にするために、このパネルは、下向きに開き、かつそれを横部分が貫通するリセス４８を備える。したがって、この構成では、図３で明瞭に見ることができるように、アタッチメントプレート３６の少なくとも一部はパネル２２を越えてＹ方向に配置される。図４は、リブ４０が貫通を可能とするように、リセス４８の切欠きが形成され、したがってリブ４０がこのリセス４８も貫通してパネル２２から側方外向きに突出することを示す。

もう一度、図３を参照して、下部桁材２０がＹ方向に沿って狭窄部５０を備え、この狭窄部５０が、２つの後部アタッチメント半体の２つの側部ブラケット２６が嵌合するインデント５２によって形成されることを見ることができる。したがって、前後方向部分２８の内面３２は、下部桁材のフランジ３４によって画定されたインデント５２に接触し、したがってこのフランジ部分は、箱体の内部に向かってわずかの湾曲を備える。

インデント５２の幾何学的形状は、その中に収納される前後方向部分２８が、桁材２０のフランジの右の部分の外面とほぼ連続した外面４２を持つように決められ、したがって、これらの２つの外面によって、パネル２２のためのほぼ平坦な支持表面を形成する。

次に、より詳細に図４を参照して、好ましくは一体部品としてチタンから作られる各側部ブラケット２６は、したがって、下部桁材２０の下に横に配置される後部アタッチメント構造体５４に固定される。したがって、対称面として平面Ｐも含むこの本体５４は、アタッチメントインタフェース３８に接触し、それに、アタッチメントプレート３６およびこの本体５４の上部を貫通する垂直ボルト５６を介して固定される。

それから、本体５４は、Ｘ方向に沿って向けられピン６２を介してエンドフィッティング６０がその上に関節式に連結された、右の後部アタッチメント半体と一体部分を形成するＵリンク(クレビス)５８を含む。図４から見ることができるように、エンドフィッティングまたはロッド６０は垂線から傾斜しており、したがって、それは、上向き方向で平面Ｐにより近くなる。参考までに、これもＸ方向に沿って向けられる第２のピン６４も、エンドフィッティング６０の下端に提供され、したがってこのエンドフィッティング６０を、ターボジェトケーシング２に堅固に固定されたブラケット／クレビス(図示せず)上に関節式に連結する。したがって、各後部アタッチメント半体が関節式エンドフィッティング６０と、クレビス５８とブラケット２６とを含み、２つのアタッチメント半体の２つのクレビス５８も、好ましくは、チタン製の単一部品から作られた同じ後部アタッチメント構造体５４の内部に連結されることが理解できる。

上の説明は、後部アタッチメント８が、各々がＺ方向に沿って加えられた力に抵抗することができる２つのアタッチメント半体を形成することを示す。本発明では、後部アタッチメント８がＹ方向に沿って加えられた力にも抵抗することができることが計画される。

図２、図３および図５と一緒に関連して、これを達成するために、後部エンジンアタッチメント８がＺ方向に沿って向けられた第１の剪断ピン６６も含むように配置され、このピン６６は、Ｙ方向に沿って加えられた力に抵抗し、より詳細には、これらの横方向の力を後部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との間に通すことを可能にするように設計される。

ピン６６は、フレームの形状で横リブ２４の１つに配置された上端６８(図５だけで見ることができる)を含み、この端部６８は、このフレームの内部で突出した位置も占めて、それに容易にアクセスできるようにする。それから、ピン６６は、関係する横リブ２４の下部および下部桁材２０を次々と貫通して下向きに延ばされる。それから、それは箱体の桁材２０から下に突出する下端７０を含み、これも垂直に配置された後部アタッチメント構造体５４のオリフィス７２に収納される。したがって、この端部７０の平面とオリフィス７２の平面との間の接触が、Ｙ方向に沿った力に抵抗する。参考までに、オリフィス７２は、全体として、剪断ピン６６の形状にほぼ相補的である楕円形状であり、アタッチメント構造体５４の上部部分の止り穴の形状であることに注意されたい。

今説明されたこの実施形態が、横方向の力の抵抗に対して、従来技術において既に見られる実施形態に多かれ少なかれ似ているとしても、本発明の特別の特徴の１つは、第１のピン７４が、本体５４の前部部分、ピン６６の下端７０に形成されたリーミング７６、および同じ本体５４の中央部分を次々と貫通するように提供されることにある。

ピン７４が、好ましくはＸ方向に沿って向けられたピン形状のピンであるこの特定の配置において、リーミング７６と、ピン７４との間の協働が、２つの側部ブラケット２６の１つ、第１のピン６６と、この右のアタッチメント半体との間の近接度のために、特に、右の後部アタッチメント半体に取り付けられるブラケットの破損／破壊の場合に、結果として、Ｚ方向に沿って加えられた力に抵抗する手段を提供する。これは、本体５４の設計の複雑さを大幅に増やすことなしに、Ｚ方向に沿った力の伝達のために、有利に、いわゆる「フェールセーフ」機能を可能にする。さらに、右の後部アタッチメント半体の破損／破壊がある場合にだけ、力の経路が機能するように、ピン７４とリーミング７６との間にクリアランスが設けられていることに注意されたい。

右の後部アタッチメント半体に関する、この「フェールセーフ」機能を強化するために、後部エンジンアタッチメント８は、ピン７４の方向に沿って、したがって好ましくはＸ方向に、剪断ピン６６と一直線にそろえた第１の付属ピン７８も含む。本発明のフレームワークから逸脱することなしに、好ましくは、ＸＹ平面内に留まりながら、明らかに、ピン７４の方向は異なっていてもよい。

このピン７８の設計は、上述のピン６６の設計に似ている。したがって、それは、上述の横リブ２４にも配置された上端８０(図５だけで見ることができる)を含み、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で突出した位置を占めて、それに容易にアクセスできるようにする。それから、ピン７８は、関係する横リブ２４の下部および下部桁材２０を連続して貫通して下向きに延ばされる。それから、それは箱体の桁材２０から下向きに突出する下端８２を含み、後部アタッチメント構造体５４のオリフィス８６に収納される。好ましくは、また常に、エンジンアタッチメントシステムを静定にし、かつ第１の付属ピン７８がＹ方向に沿って加えられた力に抵抗するのを防止するために、端面８２とオリフィス８６の平面との間にクリアランスを設けることができる。この場合もまた、オリフィス８６は、全体として、付属ピン７８の形状にほぼ相補的である楕円形状であり、アタッチメント構造体５４の上方部分に形成された止り穴の形状であることに注意されたい。

図５で見ることができるように、ピン７４が本体５４の中央部分から突出する後部アタッチメント８は、それがその外側に開くまで、ピン７８の下端８２に形成されるリーミング８４、および同じ本体５４の後方部分を次々と貫通するように設計される。この場合もまた、右の後部アタッチメント半体の破損／破壊に続く場合にだけ、要素７４と８２とからなる垂直な力の経路が機能することを保証するために、クリアランスがピン７４とリーミング８４との間に提供されることに注意されたい。

後部アタッチメント８は、上で説明されたものに似ているが、特に、通常、この左の後部アタッチメント半体によって行われるＺ方向に沿って力を伝達するための「フェールセーフ」機能を提供するために、左の後部アタッチメント半体に関連するマウントを含む。それぞれ、ピン６６および７８と同一である第２の剪断ピン８８および第２の付属ピン９０も提供され、これらの第２のピン８８,９０は本体５４に収納される下端９２,９４を備え、第２のピン９６はリーミング９８と１００のところで、その本体５４を貫通する。したがって、左の後部アタッチメント半体に関連するピン／ピンのアセンブリは、右の後部アタッチメント半体に関連するピン／ピンのアセンブリと平面Ｐに関して対称であり、これら２つのアセンブリの唯一の違いは、第２の剪断ピン８８と、後部アタッチメント構造体に形成された、それに関連するオリフィス(図示せず)との間の必要なクリアランスであることを理解すべきである。また、この場合も、このクリアランスは、第２の剪断ピン６６に破壊が起こった場合にだけ、第２のピン８８が、横の力を伝達するための「フェールセーフ」機能を実現するように選択される。

非限定的な例として説明された航空機用のターボジェット２のアタッチメントパイロン４にさまざまな変更を加えることが、当該分野の技術者によってできるであろう。この点に関し、航空機の翼の下にそれを吊り下げるのに適合した構成についてパイロン４を説明してきたが、このパイロン４は、翼の上に取り付けられるような別の構成とすることも可能であることに留意されたい。

本発明の１つの実施形態によるアタッチメントパイロンを含む航空機エンジンアセンブリの部分側面図である。図１に示されたアセンブリのエンジンアタッチメントのそれぞれによる力の抵抗を示す図である。図１に示されたパイロンの後部エンジンアタッチメントの部分の斜視図である。図２に示された部分の底面図である。後部エンジンアタッチメントの欠けている複数の要素が追加された、図２に示されたものに似た図である。図３の線Ｖ‐Ｖに沿って取った断面図である。

符号の説明

１航空機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
１２ファンケーシング
１４環状ファンダクト
１５ピラミッド
１６中心ケーシング
１７噴射ケーシング
１８上部桁材
２０下部桁材
２２側部パネル
２４横リブ
２６側部ブラケット
２８前後方向部分
３０横部分
３２内面
３４側部フランジ
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
３９ブラケット
４０補強リブ
４２外面
４４内面
４８リセス
５０狭窄部
５２インデント
５４後部アタッチメント構造体
５６垂直ボルト
５８Ｕリンク
６０エンドフィッティング
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リーミング
７８第１の付属ピン
８０上端
８２下端
８４リーミング
８６オリフィス
８８第２の剪断ピン
９０第２の付属ピン
９２,９４下端
９６第２のピン
９８,１００リーミング

Claims

航空機用エンジン(２)のアタッチメントパイロン(４)において、箱型の前記パイロンが、上部桁材(１８)、下部桁材(２０)、２つの側部パネル(２２)、および前記桁材とパネル(１８,２０,２２)とを連結する横リブ(２４)のアセンブリによって形成され、前記パイロンがまた、後部アタッチメント構造体(５４)と、前記パイロンに対して横方向(Ｙ)に沿って加えられた力に抵抗することができる第１の剪断ピン(６６)と、を備えた後部エンジンアタッチメント(８)を含み、前記第１の剪断ピン(６６)が前記下部桁材(２０)を貫通しかつ前記後部アタッチメント構造体(５４)内に収納される下端(７０)を備えるアタッチメントパイロン(４)であって、前記下端(７０)が、前記後部アタッチメント構造体(５４)も貫通する第１のピン(７４)がその中を貫通するリーミング(７６)を備え、前記第１のピン(７４)が前記パイロンの前後方向(Ｘ)に沿って向けられることを特徴とするアタッチメントパイロン(４)。
前記後部エンジンアタッチメント(８)が、前記第１の剪断ピン(６６)に破損が起こった場合にだけ、前記パイロンの前記横方向(Ｙ)に沿って加えられた力に抵抗することができる第２の剪断ピン(８８)も含み、前記第２の剪断ピン(８８)が前記下部桁材(２０)を貫通しかつ前記後部アタッチメント構造体(５４)内に収納される下端(９２)を備え、この下端(９２)が、前記後部アタッチメント構造体(５４)も貫通する第２のピン(９６)が貫通するリーミング(９８)を備え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)。
前記後部エンジンアタッチメント(８)が、前記下部桁材(２０)を貫通し、かつ前記後部アタッチメント構造体(５４)内に収納される下端(８２)を備える第１の付属ピン(７８)も含み、この下端(８２)が、前記第１のピンが貫通するリーミング(８４)を備えることを特徴とする請求項２に記載のアタッチメントパイロン(４)。
前記後部エンジンアタッチメント(８)が、前記下部桁材(２０)を貫通しかつ前記後部アタッチメント構造体(５４)内に収納される下端(９４)を備える第２の付属ピン(９０)も含み、この下端(９４)が、前記第２のピン(９６)が貫通するリーミング(１００)を備えることを特徴とする請求項３に記載のアタッチメントパイロン(４)。
前記第２のピン(９６)が、前記パイロンの前後方向(Ｘ)に沿って向けられることを特徴とする請求項４に記載のアタッチメントパイロン(４)。
前記第１および第２の剪断ピン(６６,８８)ならびに前記第１および第２の付属ピン(７８,９０)各々が、前記パイロンの前記同じ横リブ(２４)を貫通する上端(６８,８０)を持つ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)。
前記後部エンジンアタッチメント(８)が、それぞれが、それに関連する前記側部パネル(２２)の内面(４４)に接触し、この同じ内面(４４)に固定されて取り付けられる前後方向部分(２８)を含む２つの側部ブラケット(２６)も備え、横部分(３０)が前記後部アタッチメント構造体(５４)内にアタッチメントインタフェース(３８)を含み、前記横部分(３０)が前記関連した側部パネル(２２)上に形成されたリセス(４８)を貫通するように配置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)。
前記下部桁材(２０)が、前記後部エンジンアタッチメント(８)の前記２つの側部ブラケット(２６)がその中に収納される２つのインデント(５２)からなる狭窄部(５０)を備えることを特徴とする請求項７に記載のアタッチメントパイロン(４)。
前記後部エンジンアタッチメント(８)が、各々が、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できる２つのアタッチメント半体を画定するように特に設計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)。
請求項１から請求項９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)を含むことを特徴とする航空機。