JP5666317B2 - ターボジェットエンジンの中央ケーシングを包囲する環状荷重伝達構造体を備える航空機エンジンアセンブリ - Google Patents

Description

本発明は概して、ターボジェットエンジンと、ターボジェットエンジンを包囲するエンジン室と、剛構造体と、取付パイロンの剛構造体とターボジェットエンジンとの間に配置される複数のエンジンマウントとを備える取付パイロンと、を備えるタイプの航空機エンジンアセンブリに関する。

ＥＭＳ(Engine Mounting Structure)とも呼ばれる取付パイロンは、航空機の翼の下方にターボジェットを吊るす、または航空機の翼の上にターボジェットを取り付ける、あるいは機体の船尾部にそれを設置することを可能にする。確かにそれは、ターボジェットエンジンと航空機の既知の構造部分との間を結合するインターフェースを構成するように設けられている。それは関連するターボジェットエンジンによって発生する力を航空機の構造体に伝達するとともに、燃料の補給、電子システム、油圧、そしてモーターおよび航空機の間の空調システムも可能にする。

一般的にエンジン室は、ターボジェットエンジンを包囲し、開放位置においてこのターボジェットエンジンへのアクセスを可能にする複数のカウルを装備し、これらカウルは、ファンカウル(fan cowls)および逆推力装置カウル(thrust reverser cowls)の名で知られている。

より正確には、従来技術の所定エンジンアセンブリには、縦箱体と、縦箱体に固定されかつ縦箱体の両側に配置される横箱体と、からなる剛構造体を有する取付パイロンが設けられ、パイロンはまた、剛構造体へのターボジェットエンジンの取付手段を備え、これらの手段は、ファンケーシングに推力を伝達するために、第１、第２および第３エンジンマウントを備える。エンジンが航空機の翼の下方に吊るされるように構成された従来技術の実施形態を示す図１に図示されているように、推力を伝達する３つの前方エンジンマウントは、第３前方エンジンマウント８がターボジェットエンジンの、ここでは、ターボジェットエンジンの垂直対称面である直径面Ｐ１を通過するように配置され、第１および第２エンジンマウント６ａ、６ｂはそれぞれ、パイロンの２つの横箱体に結合されるようにそれぞれ構成され、２つの横箱体は、直径面Ｐ１の両側に配置され、かつ一般的にターボジェットエンジンの別の直径面Ｐ２を通じて延在し、直径面Ｐ２は前記直径面Ｐ１に直交し、かつここではターボジェットエンジンの水平対称面に一致する。

また、従来よりターボジェットエンジンは、ファンケーシング１２と、ファンケーシングの半径方向内向きに位置し、かつ好ましくは半径方向に配向された複数の構造アーム１７によってファンケーシングに結合される中間ケーシング２１と、後方に向けて中間ケーシング２１を延長した「コア」ケーシングとも呼ばれる中央ケーシング１６と、を備える。最後に、中央ケーシングは、タービン排気ケースとも呼ばれるより大きな寸法の後端部１９まで延在することを記載しなければいけない。

図２に示すように、エンジンアセンブリは、中央ケーシング１６を包囲し、かつ一般的に複数のコネクティングロッドを備える取付手段６２の中継によって中央ケーシングに機械的結合される環状荷重伝達構造体６０を備える。また、矢印７６によって図示するように、環状構造体６０は、中央ケーシングの外側に配置された複数の構造体（図示せず）に結合され、一般的に環状構造体の周上に分配された複数の荷重適用ポイントそれぞれにおいて、例えば半径方向に環状構造体に作用する。

したがって環状構造体は、中央ケーシングと外側構造体との間で力を伝達することを可能にし、それにより、外側構造体は、例えば、環状バイパスエアダクトの半径方向外側境界構造体（英語で「ＯＦＳ」、Outlet Fan Structure）および／または環状バイパスエアダクトの半径方向内側境界構造体（英語で「ＩＦＳ」、Inlet Fan Structure）になりうる。

しかし、従来技術の解決策における前記コネクティングロッドの配置は最適化されておらず、力の受容は、環状構造体および／または中央ケーシングの変形を引き起こし、それは当然好ましいことではない。

したがって、本発明の目的は、従来技術の実施形態に対する前記課題を少なくとも部分的に解決する航空機エンジンアセンブリを提案することである。

そうするために、本発明の目的は、
−ファンケーシングと、ファンケーシングに対して半径方向内向きに位置し、好ましくは半径方向に配向された複数の構造アームによってファンケーシングに結合される中間ケーシング２１と、前記中間ケーシングに沿って後方に延在する中央ケーシング１６と、を備えるターボジェットエンジンと、
−中央ケーシング１６を包囲し、複数のコネクティングロッドを備える取付手段の中継によって中央ケーシングに機械的に結合される環状荷重伝達構造体と、を備える航空機エンジンアセンブリであり、前記環状構造体は、該環状構造体の外側に配置される複数の略平面状構造体に結合されており、平面状構造体は、この、かつ一般的に環状構造体の周上に分配された複数の荷重適用ポイントにおいて環状構造体を付勢している。

本発明によると、少なくとも１つのコネクティングロッドは、各荷重適用ポイントに関連し、前記コネクティングロッドは、ターボジェットエンジンの前後軸に沿って正面から見たときに中央ケーシングに対して接線方向に位置しており、かつこの中央ケーシングに結合される内側端と前記環状構造体に結合される外側端とを有しており、前記環状構造体が配置されかつ前記荷重適用ポイントを通じて延在する仮想面を通じて延在している。

また本発明は、正面から見て、同一の仮想面に各荷重適用ポイント及びコネクティングロッドの外側端を配置することの利点を有しており、仮想面は、好ましく半径方向で、関係する荷重適用ポイントに関連する同面上の外側構造体によって環状構造体に導入される荷重が配置される。その結果、略半径方向のまたはそうでない前記荷重は、コネクティングロッドの圧縮または引張応力によって、かつ膜応力とも呼ばれる環状構造体における必然的に略接線応力によって連帯して吸収される。結果、環状構造体の荷重適用ポイントそれぞれの周辺において、環状構造体は、略接線分力である外側構造体の機械的な付勢に反応する傾向があり、その変形を強力に制限し、特にそれが離隔するのを防いでいる。

また、コネクティングロッドは、それらが結合されるもの上で中央ケーシングに対して接線方向に配置されており、このケーシングの変形もまた非常に制限される。

よって本発明は、環状構造体および中央ケーシングの間のより良好に最適化された機械的結合を提供し、満足のいく方法で、環状構造体に結合された外側構造体を通過する荷重を吸収することを可能にする。

好ましくは前述のように、前記構造体は、略接線方向に配置され、かつ略接線方向に前記環状構造体を付勢する。よって各仮想面は、半径方向であり、ターボジェットエンジンの長軸を通じて延在する。より一般的に好ましくは、各構造体は、ターボジェットの前後軸に略平行する、または同軸を含む仮想面において延在する。

好ましくは、前記コネクティングロッドは、ターボジェットエンジンの略同一の横断面に配置される。

また好ましくは、中央ケーシングを包囲する環状構造体に対する中央ケーシングの熱膨張に最良に備えるために、前記コネクティングロッドは、ボールジョイントで取り付けられる内側および外側端を有する。

好ましくは、全ての前記コネクティングロッドは、それらの外側端から同一の周方向に延在する。この構成では、リングと、ケーシングまたはコネクティングロッドと、の間の熱膨張差の場合、リングは、中央ケーシングに対して同軸に位置し続けながら、中央ケーシングを有利に回転させることができる。

好ましくは、エンジンアセンブリはまた、剛構造体への前記ターボジェットエンジンの取付手段を有する取付パイロンを備えており、前記取付手段は、ファンケーシングに推力を伝達する第１、第２および第３前方エンジンマウントを備え、前記第３前方エンジンマウントは、ターボジェットエンジンの第１直径面を通じて延在するように配置され、前記第１および第２前方エンジンマウントは、この第１直径面の両側に配置されており、前記第１、第２および第３前方エンジンマウントそれぞれは、前記構造体の１つによって形成されるせん断面を形成する補強構造体に関連し、
− 環状構造体周辺の、前記環状構造体における前記荷重適用ポイントを形成する第１アンカーポイント、
− ファンケーシング周辺の第２アンカーポイント、および、
− 構造アームまたは中間ケーシング周辺の第３アンカーポイント、において堅く結合され、前記補強構造体は、前記荷重適用ポイントおよびファンケーシング上の前記前方エンジンマウントのアンカーポイントを通じて延在する前記仮想面に沿って延在する。

飛行中に付勢されるこれらの補強構造体を有することは、これらの面の慣性付勢の場合でさえ、３つの前記仮想面においてターボジェットエンジンに剛性を与え、それは、中央ケーシングおよび中間ケーシングの屈曲の制限を含む。結果、エンジンアセンブリの総合性能は改善される。

また、補強構造体の追加は、一般的にアームが最も付勢されるところの第１および第２エンジンマウントに関連する２つの仮想面内またはその付近に、剛性を与えられた構造アームを提供する。これは、構造アームの変形の減少を有利にもたらす。結果、ファンケーシングの、構造アームの面において開く傾向は減少し、それは、正反対に位置する第１および第２エンジンマウントに生じる好ましくない離隔影響を強力に制限する。これは、ファンのより良好な性能につながり、よってターボジェットエンジンのより良好な総合性能につながる。

また、せん断面を形成する補強構造体は、荷重適用ポイントによってそれらが結合された環状構造体の前記変形がないように、それらの役割を完全に果たす。

また好ましくは、前記補強構造体は、前記パイロンとの直接的な機械的結合が除かれており、それは、パイロンに付加的な力を加えることを回避することを可能にする。結果、前記取付手段は、補強構造体の存在にも関わらず平衡状態を維持できる。例として、同じ理由で、前記補強構造体は、関連するエンジンアセンブリのエンジン室との直接的な機械的接触が除かれるように造られる。

好ましくは、前記第１および第２前方エンジンマウントは、前記第３エンジンマウントに対して、第１直径面に直交するターボジェットエンジンの第２直径面の反対側に位置する２箇所それぞれでファンケーシングに結合されている。あるいは、本発明の要旨から逸脱することなく、第１および第２前方エンジンマウントは、この第２直径面内に位置する２箇所それぞれでファンケーシングに結合されてもよい。

好ましくは、推力を吸収する前記第１および第２前方フロントエンジンマウントは、ターボジェットエンジンの前後方向に平行なターボジェットエンジンの前後軸と、前後方向に直行する前記ターボジェットエンジンの第１方向と、よって定義される前記第１直径面に対して対称的に位置する。

また好ましくは、第１および第２前方エンジンマウントは、ターボジェットエンジンの前後軸に沿って、また第１方向に沿って働く力を吸収するようにそれぞれ設計されており、前記第３前方エンジンマウントは、ターボジェットエンジンの前後軸に沿って、また前記第１方向および前後軸に直交する第２方向に沿って働く力を吸収するように設計されている。

例として、ターボジェットエンジンが航空機の翼上または翼の下方に吊るされて取り付けられるように構成されている場合、互いに直交しかつ前後軸に直交する第１および第２方向は、好ましくはそれぞれがターボジェットエンジンの垂直および横断方向である。一方、それは、航空機胴体の船尾部にエンジンアセンブリを取り付ける状況における場合であってもよいが、第１および第２方向は、ターボジェットエンジンの垂直および横断方向に対して傾いてもよい。

この構成において、前記取付手段は、ターボジェットエンジンのファンケーシングに固定され、かつ平衡荷重伝達システムを形成する前記前方マウントによってのみ構成される。より一般的には、パイロンの剛構造体と中央ケーシングとの間に付加的なエンジンマウントが設けられる他の場合でも、ファンケーシングに固定された取付手段だけが、平衡荷重伝達システムを形成するための、前記第１、第２および第３エンジンマウントになりえる。

好ましくは、前術のように、ターボジェットエンジンの前記第１方向は、ターボジェットエンジンの垂直方向に一致し、ターボジェットエンジンの前記第２方向は、ターボジェットエンジンの横断方向に一致する。

本発明のもう１つの課題は、翼または航空機胴体の船尾部に取り付けられる少なくとも１つの前述のようなエンジンアセンブリを備える航空機に関する。

本発明の他の利点および特徴は、限定することなく、以下の詳細な説明から明らかになるだろう。

この説明は、以下の添付図から行われる。

既述した従来技術に関連する航空機エンジンアセンブリを示す。 既述した従来技術に関連する航空機エンジンアセンブリを示す。 本発明の好適な実施形態における航空機エンジンアセンブリの側面図である。 図３に示すアセンブリの斜視図であり、エンジンマウントをより明瞭に示すように補強構造体およびエンジン室は取り除かれている。 図４に示すアセンブリに対応する概略正面図であり、エンジンマウントの詳細な位置決めを示している。 好適な実施形態における取付パイロンの部分拡大図である。 図６の横断面Ｐ’に沿った断面図である。 本発明の別の好適な実施形態における航空機エンジンアセンブリの取付パイロンの斜視図である。 取付パイロンの剛構造体を交差する図８の横断面Ｐ’に沿った断面図である。 ファンケーシングを中央ケーシングに結合する補強構造体を示す横断面図であり、またこの図は、図１１のＸ−Ｘ線での断面図と一致する。 図１０のＸＩ−ＸＩ線での断面図である。 図１０のＸＩＩ−ＸＩＩ線での断面図である。 応力を伝達する環状構造体とターボジェットエンジンの中央ケーシングとの間に延在する取付手段を概略的に示す横断面図である。 図１３と同様の図であり、取付手段は別の実施形態の形をなしている。 図１３に示すものの部分拡大図であり、環状構造体上の荷重適用ポイントの領域での応力分布を概略的に示している。 図１３のＸＶ−ＸＶ線での断面図と一致する別の好適な実施形態を示す。

図３は、本発明の好適な実施形態における航空機エンジンアセンブリ１を示しており、アセンブリ１は、航空機の翼（図示せず）の下方に固定されるように構成されている。

一般的に、エンジンアセンブリ１は、総合推力システム(integrated propulsion system)とも呼ばれ、ターボジェット２と、エンジン室３（明瞭にするために破線で示す）と、取付パイロン４へのターボジェットエンジンの取付手段を備える取付パイロン４と、から成り、好ましくは、これら取付手段は、取付パイロンの剛構造体１０に堅く結合された複数のエンジンマウント６ａ、６ｂ、８から構成される（この図３では、マウント６ｂはマウント６ａに隠れている）。例として、アセンブリ１は、航空機の翼の下方においてアセンブリ１のサスペンションを設けるための別のマウント系（図示せず）を備えることを記載する。

下記の説明を通して、慣例により、Ｘはパイロン４の前後方向を示すとともに、ターボジェット２の前後方向と同一であるとも見なされ、方向Ｘは、ターボジェット２の前後軸５に平行である。また、パイロン４に対する横断方向をＹ方向と呼び、ターボジェットエンジン２の横断方向と同一であるとも見なされ、Ｚは、垂直方向または高さであって、Ｘ、ＹおよびＺの３つの方向は互いに直交する。

また、「前方」及び「船尾」という用語は、ターボジェットエンジン２によってかけられる推力の結果として生じる航空機の動作の方向に対するものであると見なされるべきであり、この方向は矢印７によって概略的に示されている。

図３では、エンジンマウント６ａ、６ｂ、８と、取付パイロン４の剛構造体１０と、だけが示されているのがわかる。航空機の翼の下方の剛構造体１０の取付手段または空気力学的なフェアリング(fairing)を支持しながら、分離および保持システムを制御する二次構造などのような、パイロン４の他の構成部材（図示せず）は、従来技術において直面しているのと同一または類似した従来の構成部品であり、当業者には既知である。よって前記構成要素の詳細説明は省略する。

また、ターボジェットエンジン２は、図１に示すものと同一または類似するデザインを有しており、すなわち、前方に、環状ファンダクト１４を画定する大きな外形寸法のファンケーシング１２と、中間ケーシング２１と、排気口ガイド羽根(outlet guide vanes)とも呼ばれる構造アーム１７（図３には示されない）と、後方端部１９を有する中央ケーシング１６と、を備える。

上述したことから、それが高バイパス比を有するターボジェットエンジンに優先的に関することが明白である。

図３からわかるように、第１前方エンジンマウント６ａおよび第２前方エンジンマウント６ｂの両方は、面Ｐ１に対して対称的にファンケーシング１２上に貼着されるように構成されており、すなわち、第１直径面は、軸５および方向Ｚによって定義され、垂直面Ｐ１は、やはりファンケーシング１２に固定される第３前方エンジンマウント８を通じて延在し、好ましくは、３つのマウントは、全て軸５に直交する面を通じて延在する。

図４を参照すると、図示された第１マウント６ａおよび第２マウント６ｂは、ターボジェットエンジンの第１直径面Ｐ１に対して効果的に対称的に配置されており、好ましくは、これら両方が、ファンケーシング１２の周囲の環状部に、より正確にはこの環状部の後方に配置されていることがわかる。この好適な実施形態では、それらは、面Ｐ２、すなわち、ターボジェットエンジンの第２直径面の下方に配置されており、第２直径面は第１直径面に直行し、よって水平である。したがって、ケーシング１２上のマウント６ａ、６ｂの２つの結合ポイント６’ａおよび６’ｂは、図５におけるような軸５方向における正面図おいては、第２面Ｐ２が、一方でこれら２つのポイント６’ａおよび６’ｂと、他方でこの同じケーシング上のエンジンマウント８の結合ポイント８’と、の間に配置されるように位置する。

軸５に沿って見るこの図では、第３および第１エンジンマウントのアンカーポイント８’と６’ａとの間の、前後軸５を中心とする角度Ａ１は、９０°より真に大きく、好ましくは、９０°より大きく、１１０°より小さい。同様に、第３および第２エンジンマウントのアンカーポイント８’と６’ｂとの間の、前後軸５を中心とする角度Ａ２は、２７０°より真に小さく、好ましくは、２５０°より大きく、２７０°より小さい。

マウント６ａ、６ｂのこの構成によって、より強くエンジンマウント８を付勢することができ、したがって、面Ｐ２に配置される第１および第２エンジンマウントを備える従来技術の実施形態で直面するファンケーシングの不利な隔離影響を制限することが可能になる。さらに、ターボジェットエンジンで出力され、この同じ第３マウント８を通過する軸方向応力をもたらすＹ方向に平行な軸トルクを、無効／平衡にすることが可能となる。この構成は好ましいが、本発明は、エンジンマウント６ａ、６ｂ、８の他の構成にも適応する。

例として、エンジンマウント６ａ、６ｂ、８は、例えば接続金具と軸とを一体としたタイプとして従来通りに造られ、前記アンカー／結合ポイント６’ａ、６’ｂ、８’は、これらマウントの構造体とファンケーシングの構造体との間の接触箇所に対応していることを記載する。

図４の矢印によって図示するように、第１および第２前方エンジンマウント６ａ、６ｂは、Ｙ方向に沿って働く力ではなく、Ｘ方向に沿ってまたＺ方向に沿ってターボジェットエンジン２によって発生した力を伝達できるように設計されている。

このように、互いに離間した２つのマウント６ａ、６ｂは、Ｘ方向に沿って働く推進力の伝達およびＺ方向に沿って働く推進力の伝達を連帯して保障する。続いて図４を参照すると、ファンケーシング１２の最も高い部分、したがって周辺環状部の最も高い部分に位置する第３前方マウント８は、Ｚ方向に沿って働く力ではなく、Ｘ方向に沿ってまたＹ方向に沿ってターボジェットエンジン２によって発生した力を伝達できるように設計されていることが分かる。このように前記第３マウント８は、マウント６ａ、６ｂとともに、Ｙ方向に沿って働く推進力の伝達を連帯して保障する。

この限定しているわけではない構成の利点は、全てのエンジンマウントがファンケーシング上に取り付けられ、よってバイパス空気がこれらマウントによって全く影響されず、したがってエンジンの総合性能における著しい増進を導くという点にある。さらに、３つのマウントは、ともに平衡荷重伝達システムを形成する。

ここで図６を参照すると、取付パイロン４の剛構造体１０の実施形態例が示されている。初めに、主構造体とも呼ばれるこの剛構造体１０は、好ましくは、上述の直径面Ｐ１に対して、つまりターボジェットエンジン２の軸５および方向Ｚによって定義される垂直面に対して、対称的になるよう設計される。例として、これは一般的に、エンジンが吊るされる、または翼の上に取り付けられる場合であって、エンジンが胴体の船尾部に取り付けられる場合は必ずしもそうではない。確かに、図８および図９を参照に詳述される船尾部に取り付けられる場合、剛構造体１０は、胴体の船尾部に対するその向きによって決まる別の対称面を有することができ、例えば、その対称面は、略水平であるか、水平に対して傾むいている面であるか、あるいは、いかなる対称面も有さなくてもよい。これは、特に、中央箱体と呼ばれる縦箱体の両側に添着されかつ配置される、後術される２つの横箱体が、同じ周囲長を有さないときに起こる。

そのため、剛構造体１０は、縦中央箱体と呼ばれ、またねじり箱体(torsion caisson)とも呼ばれる縦箱体２２を備え、該縦箱体は、この同じ方向に平行する方向Ｘにおいて、構造体１０の一端から他端まで延在する。例として、箱体２２は、２つのけた(spars）または横パネル３０を組み立てることで形成可能であり、これら２つのけたは、平行面ＸＺにおいて方向Ｘに沿って延在し、平行面ＹＺに配向された横リブ２５によって互いに結合される。さらに、上けた３５および下けた３６は、箱体２２を閉鎖するために設けられる。

２つの横箱体２４ａ、２４ｂは剛構造体１０を完成させ、剛構造体１０の中央箱体２２は、同構造体１０の上部の領域に位置し、２つの箱体２４ａ、２４ｂは、中央ねじり箱体２２に添着されて、方向Ｙに沿って後部の両側を越えて下方に突出している。例として、箱体２２、２４ａ、２４ｂは、本発明の要旨から逸脱することなく、唯一、独自の箱体を形成するように造られるかもしれないことを記載する。

好ましくは、中央箱体２２の前方の両側に添えられるように結合されたこれらの横箱体は、下外板とも呼ばれる箱体を閉鎖する内側外板２６ａ、２６ｂをそれぞれ有しており、該外板は、ターボジェットエンジンに向いて配向されかつ連帯して、円断面と、図６に示すように中央箱体２２および方向Ｘに平行な前後軸３４と、を有する仮想上の略円筒状面３２の一部の境界を画定している。

言い換えると、これらの２つの外板２６ａ、２６ｂには、この仮想表面３２の周囲でそれと接触できるよう構成された曲率を有する少なくとも一部分がそれぞれ設けられる。これらの内側または外側面どちらにでも防音層を備えることも可能であることが分かっており、前記外板２６ａ、２６ｂは、空気バイパスの環状ダクト（図示せず）の半径方向外側境界の一部になるように有利に設けられる。または、本発明の要旨を逸脱することなく、ファンフレーム上全体になるよう２つの横箱体を設けることも可能である。

例として、好ましくは、軸３４は、ターボジェットエンジン２の前後軸５と一致することを明記する。

さらに、ここでは横箱体２４ｂに同一であり対称的な横箱体２４ａは、箱体を閉鎖する外側外板４４ａを備え、横箱体２４ａも、箱体を閉鎖する外側外板４４ｂを備える。

外側閉鎖外板４４ａ、４４ｂは、上外板とも呼ばれ、好ましくは、それぞれが、エンジン室の外側の空気力学的表面の所定部を構成しており、少なくともパイロンの一部が、エンジン室の一体部品であることを有利に暗示している。

図７は、いかなる方法における、横箱体２４ａ、２４ｂを通じて延在する横断面Ｐ’での断面図を示す。

この図では、箱体を閉鎖する２つの内側外板２６ａ、２６ｂは、それらの外側表面の一部で、円断面を有する略円筒状仮想面３２の一部を画定することが実際にわかる。環状ファンダクト１４から漏れる空気バイパスの乱流を可能な限り最小にするため、円筒状の仮想面３２の直径は、好ましくは、ファンフレーム１２の環状部の円筒状の外側面の直径と略等しいことを記載する。必然的に、この特異性は、バイパス空気のこの環状ダクトの半径方向外側境界の一部になるように外板２６ａ、２６ｂを設けることを目的にする考えと同じに傾向に傾く。

一方、図７に見られるように、中央箱体２２の構成部品は、仮想面３２に境界を画定されている空間３８の内側に非常に僅かな距離しか突出せずに、それらはバイパス空気流に著しく影響しない。特にこれは、横けた３０の方向Ｚに沿った高さは、仮想面３２および外側面１８の直径に対して非常に小さいという事実によって説明される。

図６および図７を参照すると、外板２６ａ、４４ａは前方閉鎖フレーム２８ａおよび後方閉鎖フレーム４６ａによって互いに結合されており、フレーム２８ａ、４６ａは横向きに配向され、箱体２４ａの前方および後方にそれぞれ位置する。さらに、面Ｐ２の下方に位置する閉鎖プレート４８ａは、箱体２４の下部を閉鎖し、したがって、フレーム２８ａ、４６ａおよび外板２６ａ、４４ａの下端を結合する。

当然、横箱体２４ｂは、構成部品２６ｂ、４４ｂ、２８ｂ、４６ｂおよび４８ｂを具備し、それぞれが箱体２４ａの構成部品２６ｂ、４４ｂ、２８ｂ、４６ｂおよび４８ｂと同一であり、これら２つの箱体は、例えばエンジン室カウルを、好ましくは関着方式によって運搬しやすくしている。

好ましくは、２つの外板２６ａ、２６ｂは、一部品で作られており、面ＸＹに沿って配向された交差プレート５０によってそれらの上部の領域において互いにが結合されて、中央箱体２２の下けた３６と接触するように位置する。同様に、２つの前方閉鎖フレーム２８ａ、２８ｂは、一部品で作られるように形成され、箱体２２の前方閉鎖フレーム３１によってそれらの上部の領域において互いに結合されており、フレーム３１は面ＹＺに沿って配向されている。したがってその結果、この構成では、一部品で作られたフレーム２８ａ、２８ｂ、３１は、同一の面ＹＺに配置され、パイロン４の剛構造体１０の前端を構成する。

したがって、取付パイロン４の剛構造体１０は、前方エンジンマウント６ａ、６ｂ、８を完全に支持するように構成され、図７に示すように、フレーム２８ａ、２８ｂおよび３１を統合して一部品で作られた横構成部品上に容易にエンジンマントを固定することができ、例えば、剛構造体全体を正面から見ると一般的なＵ字型を呈している。

横箱体がＵ字型ではなく半円筒状のタルを形成し、そのため、第２直径面Ｐ２の下方の第１および第２エンジンマウントをずらすためにこれらの箱体の下方に捕捉的な構成部品が設けられるという代替案を想定できる。ターボジェットエンジンを下から垂直動作でパイロンの上に取り付けるとき、この構成は特に興味深い。

例として、説明してきた剛構造体１０を構成する全ての構成部品は、鉄、アルミ、チタンなどの金属材料、または、好ましくはカーボン製などの合成材料によって作られる。

主にアセンブリを胴体の船尾部に結合する場合において、横箱体２４ａ、２４ｂは実際に異なる外周を有することができれば、本発明の要旨から逸脱することなく、この後部の場合に、後部の前方部以外の他の箇所においてこれらの箱体を中央箱体２２に固定してもよいことを明記することを思い出されたい。

この点に関し、ここで図８および図９を参照すると、本発明の別の好適な実施形態によるエンジンアセンブリの取付パイロンの剛構造体１０の特殊性は、航空機の胴体８０の船尾部に適用されるように構成されていることにある。

剛構造体１０は、それらの前述のものの同一または類似した構成部品に対応する複数の参照図に見られるように、前術の実施形態にて説明されたものと略同様に設計される。

胴体８０の船尾部に固定することからもたらされる主な違いは、剛構造体１０の角度にあり、ここで、２つの横箱体２４ａ、２４ｂが略円筒状の包み／囲いの部分を共に形成する場合、それらは、周囲の上半分周辺には位置せず、この同ターボジェットエンジン（図示せず）の周囲の略横半分周辺に配置される。

より正確には、剛構造体１０は、好ましくは、直径面Ｐ１に対する対称性を有するように設計され、直径面Ｐ１はもう垂直ではなく、ターボジェットエンジン２の前後軸５および方向Ｘに直交する第１方向Ｚ’に定義され、第１方向Ｚ’は、ターボジェットエンジンの垂直および横断方向にそれぞれ一致する前記方向ＺおよびＹに対して傾いている。好ましくは、面Ｐ１は、胴体８０から離隔しながら、それが所定の角度に立ち上がるようになりえ、例えばその角度は、水平位置に対して、つまり任意の面ＸＹに対して１０°〜６０°である。

第１前方エンジンマウント６ａおよび第２エンジンマウント６ｂの両方は、図８に示すように先に定義した面Ｐ１に対して対照的にファンケーシングに固定されるように構成されている。そのため、第１および第２前方エンジンマウント６ａおよび６ｂは、マウント８に向かってＰ１に直交する直径面Ｐ２の反対側に配置されるように設けられる。ここで繰り返すが、これは、直径面Ｐ２は、一方の２つのマウント６ａ、６ｂと、他方のエンジンマウント８と、の間に位置するという事実によって要約される。

ここで、面Ｐ２は、前後軸５と方向Ｘおよび第１方向Ｚ’に直交する第２方向Ｙ’とによって定義され、面Ｐ２もまた方向ＺおよびＹに対して傾いている。

図８の矢印によって概略的に示すように、第１および第２前方エンジンマウント６ａ、６ｂのそれぞれ１つは、方向Ｘに沿っておよび第１方向Ｚ’に沿ってターボジェットエンジン２によって生じる力を吸収することができるように設計されているが、方向Ｙ’に沿って働く力ではない。

このように、２つのマウント６ａ、６ｂは、互いから大きく離間しており、連帯して方向Ｘに沿って働く推進力の伝達と方向Ｚ’に沿って働く推進力の伝達とを保障する。

引き続き図８を参照すると、概略的に示される第３前方エンジンマウント８も、ファンケーシング（図示せず）の周辺環状部に、また、好ましくはこの部分の後部に固定されるように構成されている。前記仮想面Ｐ１を通じて延在する第３前方マウント８は、方向Ｘに沿っておよび方向Ｙ’に沿ってターボジェットエンジン２によって生じる力だけを吸収できるように設計されており、したがって方向Ｚ’に沿って働く力ではない。

このように、第３マウント８は、２つの他のマウント６ａ、６ｂと連帯して、第２方向Ｙ’に沿って働く推進力の伝達を保障する。

最後に、示されていなくても、好ましくは、それは、剛構造体１０、特に横箱体２４ａ、２４ｂに取り付けられる１つ以上のエンジン室カウルを有してなることを記載する。

図１０〜図１２において、ターボジェットエンジンは、ファンケーシングを中央ケーシングに結合する剛構造体をさらに結合する。図では、ターボジェットエンジン２は、翼の下方に吊るされたときに適合するような位置において示されている。しかしながら、説明される実施形態は、ターボジェットエンジンの任意の位置、特に、図８および図９に示されるようなそれが胴体の船尾部に適用されるときについて考慮されうる。

先ず、中央ケーシング１６を包囲して、軸５を中心とするリムまたはリングとも呼ばれる環状荷重伝達構造体６０が設けられる。中央ケーシング１６から半径方向に離間したリング６０は、以後示されるようなロッド型の取付手段６２の中継よって中央ケーシングに機械的に結合されている。好ましくは、リング６０は中央ケーシングの後方に位置し、例えば、燃焼箱体の下流に、より好ましくは、構造体の固定された構成部品に面する内燃タービンケーシングの領域に、理想的には、高圧タービンケーシングの端に位置する。より良好な支持のため、好ましくは、それは、ターボジェットエンジンのシャフトベアリングに垂直に位置する。

先ず、第１および第２エンジンマウント６ａ、６ｂそれぞれに関連し、せん断面を形成する補強構造体が設けられる。

そのため、第１エンジンマウント６ａに関連し、せん断面を形成する補強構造体６４ａは、軸５を通過しかつマウント６ａのアンカーポイント６’ａも通過する半径方向の仮想面６６ａに配置される。

図１１に示すように、好ましくは、構造体６４ａは、略三角形の平面形状を呈しており、質量低減のために有孔であってもよい。三角形体は、リング６０の周辺において、ファンケーシング１２周辺における第１アンカーポイント６８ａ、同仮想面６６ａに位置するポイント６’ａ付近の第２アンカーポイント７０ａ、および構造アーム１７と中間ケーシング２１の交差点周辺の第３アンカーポイント７２ａで堅く結合されている。したがって、せん断面を形成する三角構造体６４ａは、仮想面６６ａに配置される構造アーム１７に沿って延在する平行なベースを有し、仮想面６６ａは、直径面Ｐ２の下方へのマウント６ａのオフセットのせいで、方向ＹおよびＺに対して傾いている。

三角補強構造体６４ａを含む仮想面６６ａは半径方向であり、それが前後軸を通過することを意味する。しかしながら、それは異なって、すなわち、前後軸５を含むことなく、それに平行に配置されてもよい。これは特に、構造アームがそれら自体半径方向ではなく、むしろそれらの軸が長軸５に交差しないように横断面において傾いている場合である。そのような構成でも、好ましくは、三角構造体６４ａは、仮想面６６ａに配置される構造アーム１７に沿って延在する平行ベースを有し続ける。言い換えると、好ましくは、三角構造体６４ａは、構造アームの１つの後方に延長して位置しており、そのため、このアームおよび構造体６４ａは、同じ仮想面６６ａに位置する。この特異性は、後術の他の補強構造体それぞれにも応用可能であることを記載しなければならない。

同様に、同様または同類の構造が、第２マウントに採用される。したがって、図において、半径方向の仮想面６６ｂ内のせん断面を形成する補強構造体６４ｂに関する構成部品に関する符号は、補強構造対６４ａに関する同じ構成部品に使用された文字「ａ」の代わりに文字「ｂ」が付されている。

したがって、構造体６４ａ、６４ｂ面Ｐ１に対しして対照的になる結果となり、面Ｐ１は、別の仮想面６６ｃであって第３エンジンマウント８に接合される、せん断面を形成する第３補強構造体６４ｃが位置する仮想面６６ｃに一致する。これにより、エンジンマウント６ａ、６ｂが、その下方ではなく面Ｐ２内に位置する従来の場合において、よって、２つの半径方向の仮想面６４ａ、６４ｂは面Ｐ２に含まれるだろうことを記載しなければならない。

またここで、図では、半径方向の仮想面６６ｃ内に配置されるせん断面を形成する補強構造体６４ｃに関する構成部品に付いている符号は、補強構造対６４ａに関する同じ構成部品に使用された文字「ａ」の代わりに文字「ｃ」が付されている。

好ましくは、略同一である３つの構造体６４ａ、６４ｂ、６４ｃは、仮想面６６ａ、６６ｂ、６６ｃ内で働く慣性力の場合でさえ 全体で中央ケーシング１６に剛性を与え、そのため、屈曲を制限し、ここで仮想面６６ｃは垂直面に一致する。また、それらは、これらの仮想面において、かつその付近において、構造アーム１７の変形を制限し、かつファンケーシング１２の隔離影響を有利に制限する。

好ましくは、構造体６４ａ、６４ｂ、６４ｃは、ターボジェットエンジンのバイパス空気の空気分岐の役割をそれぞれ果たすことができ、これら分岐の主要機能は、システム経路を一体化することおよび／または空気力学的表面を構成しながら吸音処理を提供することである。

最後に、平衡加重伝達を維持するために、補強構造体は、前記パイロンとの、またエンジン室との直接的な機械的接続が除かれている。

図１３および図１４は、本発明の特徴性の１つを示しており、それは、環状荷重伝達構造体６０と中央ケーシングとの間に適用される取付手段６２の構造にある。

先ず、前記アンカーポイント６８ａ、６８ｂ、６８ｃそれぞれは、リング６０内に荷重適用ポイントを形成し、これらのポイントは、リング６０に沿って周囲に分散していることを記載しなければならない。また、これらのポイント６８ａ、６８ｂ、６８ｃに関連する前記補強構造体の好適な半径方向の配向のために、リング６０に付勢している力もまた半径方向に配向され、すなわち、同リングが中心にしている軸５を通じる方向に延在している。しかしながら、補強構造体は、本発明の要旨から逸脱することなく、半径方向と異なって配向されてもいいことを覚えているべきである。

これらのアンカーポイント６８ａ、６８ｂ、６８ｃそれぞれは、少なくとも１つのコネクティングロッド６２に関連し、各ロッドは、図１３に示すように軸５に沿って正面から見て、中央ケーシング１６に対して接線方向に配置されている。より正確には、好ましくは、すべてのロッド６２は、ターボジェットエンジンの略同一の横断面内に配置される。

好ましくは、特有のロッド６２は、６８ｃの上方および６８ａ、６８ｃの下方の箇所から延在する。

ロッド６２のそれぞれには、中央ケーシング１６にボール接続で結合される内側端６２ａ、およびリング６０にボール接続で結合される外側端６２ｂが設けられる。より特徴的には、外側端６２ｂは、正面図において半径方向の仮想面６６ａ、６６ｂ、６６ｃに通過されるように配置され、各仮想面は、前後軸５および関連する荷重適用ポイント６８ａ、６８ｂ、６８ｃを通過する。例として、一般的に、所定エンジンマウントでは、ファンケーシング上のマウントのアンカーポイント、ファンケーシング上の関連する補強構造体のアンカーポイント、補強構造体自体、このリング上の補強構造体のアンカーポイントを形成するリング内の荷重適用ポイント、および、関連ロッドの外側端は、全て同一の仮想半径方向面に配置され、好ましくは、ケーシング１２および１６に結合している構造アームの１つも、この仮想面内に位置する。

ロッド６２の端部を固定するボール接続の局面は、半径方向にかつ前後方向において、それを包囲する環状構造体６０に対する中央ケーシングの熱膨張をより良好に対処することを可能にする。確かに、前述のように位置するボール接続されたロッドは、中央ケーシングの膨張時、否定制約を招くことなく、これら２つの方向における中央ケーシングの変形に容易に対応することができる。

また、図１３に示すように、３つのロッドそれぞれは、その外側端６２ｂから同一の周囲方向、例えば、示されるように時計方向に延在する。この構成では、リング６０とケーシング１６またはロッド６２との間の温度差膨張の場合に、リング６０は、中央ケーシング１６と同軸を維持しつつ中央ケーシング１６の周りで回転することができる。

図１４を参照するとより特異的に、荷重適用ポイント６８ａ周辺における力分布が詳述されており、その原理は、２つの他のポイント６８ｂ、６８ｃに似通っている。

荷重適用ポイント６８ａ周辺において、関連する補強構造体６４ａからの力７６は、略半径方方向に、より特徴的には、対応する仮想半径方向面６６ａ内に配置されている。半径方向力７６は、一方でロッド６２の圧縮または牽引力によって、他方でリング６０内の必然的に略接線方向の力８０によって吸収され、この力８０は膜力とも呼ばれる。結果、リングのこれらの荷重適用ポイントそれぞれの周辺において、リングは、略接線分力による補強構造体の機械的な付勢に対応しようとし、離隔リスクを強力に制限している。

図１３ａは他の実施携帯を示しており、図１３を参照に前述された３つのロッド６２に加えて、思慮深く位置する第４ロッド６２が設けられている。

確かに、力分布を均質にするために、第４ロッド６２は、対応する荷重適用ポイント６８ａ、６８ｂ、６８ｃから延在してリング６０をケーシング１６に結合する３つのロッド６２に関連し、この第４ロッドは、軸５からなる中心を有する中心対称によって、第３エンジンマウントに接合されるロッド対して対称的に配置されている。したがって、その外側端６２ａも、正面図において、前後軸５および関連する荷重適用ポイント６８ｃを通じて延在する仮想半径方向面６６ｃを通じて延在するように配置されている。

また、図１３ａに示すように、４つのロッドは、その外側端６２ｂから同一の周囲方向に、例えば、示されているように時計方向に延在する。ここで再び、リング６０とケーシング１６またはロッド６２との間の温度差膨張の場合に、リング６０は、中央ケーシング１６と同軸を維持しつつ中央ケーシング１６を回転させることができる。実際には、第１および第２エンジンマウントが面Ｐ２内に配置される場合、そのため、ケーシング１６に接線方向である４つのロッド６２は、前後軸５によって構成される中心を有する中心対称性に沿って配置される。

図１５に別の実施形態を示しており、ロッド６２は、前述の方法で配置されたリング６０に結合されており、リング６０は、荷重適用ポイント６８ａ、６８ｂ、６８ｃに接合されているだけでなく、空気バイパス環状ダクト８８の半径方向内側境界の構造体８６「ＩＦＳ」(Inlet Fan Structure)にも保持される。例として、構造体８６は、空気バイパス環状ダクトの半径方向外側境界の構造体９０「ＯＦＳ」(Outlet Fan Structure)に対して内向きに半径方向に配置されており、それ自体は、取付パイロンの横箱体の内側外板の後方に延長して位置する。

そのような場合、前述のように、内側構造体８０に沿って延在する補強構造体６４ａ、６４ｂ、６４ｃが、ターボジェットエンジンの空気バイパス内の空気分岐という付加的役割を果たすように効果的に設けられる。

図１３〜図１５では、ターボジェットエンジン２が、翼の下方に吊るされるときに対応したものとする位置において示されている。しかしながら、ここで繰り返すが、前述の取付手段６２の特定の構成は、ターボジェットエンジンの任意の位置、特に、図８および図９に示すように、それが胴体の船尾部に適用されるときに対して考慮されうる。

当然ながら、限定することのない実施例によってのみ、説明されてきた航空機のエンジンアセンブリ１に対して様々な変形が、当業者によって実施可能である。このため、図３〜図９および図１０〜図１２に示す２つの補足的な特異例が組み合わせて説明されてきたが、それらは、本発明の要旨から逸脱することなく、それぞれ単独で提供されてもよい。

１ 航空機エンジンアセンブリ
２ ターボジェットエンジン
４ （取付）パイロン
５ 前後軸
６ａ 第１前方エンジンマウント
６ｂ 第２前方エンジンマウント
８ 第３前方エンジンマウント
６′ａ アンカーポイント、結合ポイント
６′ｂ アンカーポイント、結合ポイント
８′ アンカーポイント
１０ 剛構造体
１２ ファンフレーム
１６ 中央ケーシング、ケーシング、中央ボックス
１７ 構造アーム
２１ 中間ケーシング
２２ 縦箱体、中央箱体
２４ａ 横箱体
２４ｂ 横箱体
６０ 環状（荷重伝達）構造体
６２ 取付手段、コネクティングロッド
６２ａ 内側端
６２ｂ 外側端
６４ａ 補強構造体、外側構造体、構造体、平面状構造体
６４ｂ 補強構造体、外側構造体、構造体、平面状構造体
６４ｃ 補強構造体、外側構造体、構造体、平面状構造体
６６ａ 仮想（半径方向）面
６６ｂ 仮想（半径方向）面
６６ｃ 仮想（半径方向）面
６８ａ 第１アンカーポイント 荷重適用ポイント
６８ｂ 第１アンカーポイント 荷重適用ポイント
６８ｃ 第１アンカーポイント 荷重適用ポイント
７０ａ 第２アンカーポイント
７０ｂ 第２アンカーポイント
７２ａ 第３アンカーポイント
７２ｂ 第３アンカーポイント
Ｐ１ 第１直径面
Ｐ２ 第２直径面
Ｘ 前後方向
Ｙ 横断方向
Ｚ 垂直方向

Claims (7)

1. − ファンケーシング（１２）と、前記ファンケーシングに対して半径方向内向きに位置し、複数の構造アーム（１７）によってファンケーシングに結合される中間ケーシング（２１）と、前記中間ケーシングに沿って後方に延在する中央ケーシング（１６）と、を備えるターボジェットエンジン（２）と、
   − 前記中央ケーシング（１６）を包囲し、複数のコネクティングロッドを備える取付手段（６２）の中継によって前記中央ケーシングに機械的に結合される環状荷重伝達構造体（６０）であって、前記環状構造体は、複数の略平面状構造体（６４ａ、６４ｂ、６４ｃ）にさらに結合され、前記略平面状構造体が前記中央ケーシングに対して外側に配置されるとともに前記環状構造体の周囲に配置されている複数の荷重適用ポイント（６８ａ、６８ｂ、６８ｃ）において前記環状構造体を付勢する、環状荷重伝達構造体（６０）と、
   を備えており、
   少なくとも１つの前記コネクティングロッド（６２）は、前記荷重適用ポイント（６８ａ、６８ｂ、６８ｃ）のそれぞれに関連しており、
   前記コネクティングロッドは、前記ターボジェットエンジンの前後軸（５）に沿う正面から見たときに、前記中央ケーシング（１６）に対して略接線方向に位置しているとともに、前記中央ケーシングに接続される内側端（６２ａ）と、前記環状構造体（６０）に結合される外側端（６２ｂ）と、を有し、よって前記前後軸（５）及び関連する前記荷重適用ポイント（６８ａ、６８ｂ、６８ｃ）を通過する仮想面（６６ａ、６６ｂ、６６ｃ）を通過して延在しており、
   前記略平面状構造体（６４ａ、６４ｂ、６４ｃ）は、前記仮想面（６６ａ、６６ｂ、６６ｃ）内に位置するとともに、前記荷重適用ポイント（６８ａ、６８ｂ、６８ｃ）を通じて延在することを特徴とする航空機エンジンアセンブリ（１）。
2. 前記略平面状構造体（６４ａ、６４ｂ、６４ｃ）は、略半径方向に配置され、前記環状構造体（６０）を略半径方向に付勢することを特徴とする請求項１に記載の航空機エンジンアセンブリ。
3. 前記コネクティングロッド（６２）は、前記ターボジェットエンジンの略同一の横断面上に配置されることを特徴とする請求項１または２に記載の航空機エンジンアセンブリ。
4. 前記コネクティングロッド（６２）は、ボールジョイントとして取り付けられた内側および外側端（６２ａ、６２ｂ）を有することを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載の航空機エンジンアセンブリ。
5. 前記コネクティングロッド（６２）は、前記コネクティングロッドの前記外側端（６２ｂ）から全て同一の周方向に延在することを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載の航空機エンジンアセンブリ。
6. 剛構造体（１０）と前記剛構造体（１０）への前記ターボジェットエンジン（２）の取付手段とを有する取付パイロン（４）を備え、
   前記取付手段は、ファンケーシングへ推力を伝達するための第１、第２、および第３前方エンジンマウント（６ａ、６ｂ、８）を備えるとともに、
   前記第３前方エンジンマウント（８）が、前記ターボジェットエンジンの第１直径面（Ｐ１）を通じて延在するように配置され、
   前記第１および第２前方エンジンマウント（６ａ、６ｂ）は、前記第１直径面（Ｐ１）の両側に配置され、
   前記第１、第２および第３前方エンジンマウント（６ａ、６ｂ、８）のそれぞれは、せん断面を形成する略平面状構造体に関連し、前記略平面状構造体（６４ａ、６４ｂ、６４ｃ）のうちの１つによって形成されているとともに、
   − 前記環状構造体（６０）周辺にあり、前記環状構造体における前記荷重適用ポイント（６８ａ、６８ｂ、６８ｃ）を形成する第１アンカーポイントと、
   − 前記ファンケーシング周辺の第２アンカーポイントと、
   − 前記構造アーム（１７）と前記中間ケーシング（２１）との交差点の周辺にある第３アンカーポイントと、
   に堅く結合され、
   前記略平面状構造体（６４ａ、６４ｂ、６４ｃ）は、前記荷重適用ポイントおよび前記ファンケーシング（１２）上の前記前方エンジンマウント（６ａ、６ｂ、８）のアンカーポイント（６’ａ、６’ｂ、８’）を通じて延在する前記仮想面に沿って延在することを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載の航空機エンジンアセンブリ。
7. 翼または航空機胴体の船尾部に取り付けられる、少なくとも１つの請求項１〜６のいずれか一項に記載のエンジンアセンブリ（１）を備えることを特徴とする航空機。

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