JP6114043B2 - 航空機のパイロン、及び、航空機 - Google Patents

Description

本発明は、航空機のパイロンに関する。

航空機のエンジンは、パイロン・ストラットと称される構造部材を備えたパイロンを介して、翼に取り付けられている（例えば、特許文献１）。
図４に示すように、パイロン５００を構成するパイロン・ストラット１１０は、翼１００の下面に、飛行方向の前方に向けて延びるように設けられている。エンジン２００は、パイロン・ストラット１１０の下面に、前部のファン部２００ａが前部エンジンマウント３００により取り付けられ、後部のコア部２００ｂが後部エンジンマウント４００により取り付けられている。

上述のように、パイロン５００は、エンジン２００と翼１００とを連結するものであるため、安全性確保のため、パイロン・ストラット１１０の翼１００との間の取り付け構造には冗長性を持たせている。すなわち、パイロン・ストラット１１０は、取り付け位置１１１を基準点として翼１００とピン接合されている。また、パイロン・ストラット１１０は、第１リンク１１３及び第２リンク１１５により、翼１００とピン接合されている。第１リンク１１３は、取り付け位置１１３ａにおいてパイロン・ストラット１１０と、取り付け位置１１３ｂにおいて翼１００とピン接合される。また、第２リンク１１５は、取り付け位置１１５ａにおいてパイロン・ストラット１１０と、取り付け位置１１５ｂにおいて翼１００とピン接合される。
このように、従来のパイロン５００は、パイロン・ストラット１１０が取り付け位置１１１におけるピン接合および２つのリンク（第１リンク，第２リンク）を用いて翼１００に連結されることにより、冗長性が確保されている。
なお、図４では、理解を容易にするために、翼１００が第１リンク１１３等と直接結合されているように示しているが、通常は、金具（フィッティング）を介して接合される。

特開２０１１−１１６１８６号公報

上述のように、パイロン・ストラット１１０は、翼１００に対する支持形態は片持ち梁となり、取り付け位置１１１におけるピン結合と第１リンク１１３とにより拘束される。すなわち、パイロン・ストラット１１０の拘束に寄与しておらず、且つ、基準点である取り付け位置１１１より遠い第２リンク１１５の取り付け位置１１５ｂ（または１１５ａ）には組立公差が集積し、翼１００に対する第２リンク１１５の取付けが容易に行えない場合がある。この場合、パイロン・ストラット１１０に力を加えて意図的に弾性変形させて（以下、プリロードという）、集積した組立公差による位置ずれを吸収する。

プリロードによりパイロン・ストラット１１０に付与される荷重は、パイロン・ストラット１１０の剛性、寸法によって定められるが、このプリロード荷重が過大になることがある。このとき、プリロードのために必要な治具は剛性の高い高価なものとなり、プリロード作業も大きな労力を要する。

本発明は、このような課題に基づいてなされたもので、パイロンの冗長性を確保しながら、プリロードを行なうことなく翼に取り付けることができる航空機のパイロンを提供することを目的とする。

本発明は、パイロン・ストラットと翼の接合を、取り付け基準の他は、１つのリンクだけに制限する。しかしこれでは、必要な冗長性が確保できない。そこで本発明は、リンクによる接合構造に冗長性を持たせることを提案するものである。
すなわち本発明の航空機のパイロンは、航空機用エンジンを支持するパイロン・ストラットと、パイロン・ストラットと航空機の主翼とを連結するピン接合機構と、パイロン・ストラットと航空機の主翼との間に架設されるリンク部材とを備え、リンク部材が、複数の独立したリンク要素の集合で構成される。複数の独立したリンク要素は、各々の一部分が互いに突き合わせられて、互いに隣接して取り付けられる。加えて、複数の独立したリンク要素は、パイロン・ストラットに別々に取り付けられる。
なお、本発明において、ピン接合機構の位置が、パイロン・ストラットを取り付ける基準位置にすることができる。

ここで、本発明において、独立した、とは、リンク要素として独立していることをいう。したがって、例えば、リンク要素として独立している２本の形鋼を締結具（ボルト、ナット）で締結したような場合でも、本発明の複数の独立したリンク要素の集合に包含される。
このことは、本発明のリンク部材が少なくとも２つの形態を含んでいることを意味している。一つ目の形態は、複数のリンク要素が締結されずに個別にパイロン・ストラットと主翼の間に架設される場合である。そして、二つ目の形態は、複数のリンク要素を締結する場合である。
後者の形態は、複数のリンク要素が締結により一体化されているので、各々を個別に架設するのに比べて、パイロン・ストラットと翼の間に架設する作業の負担が小さい。また、仮に一つのリンク要素が損傷して破断したとしても、他のリンク要素に締結されているので、架設位置から脱落する危険性がない。

本発明におけるリンク部材は、パイロン・ストラットとの接合箇所、及び、主翼に対して、それぞれリンク要素ごとにピン接合により連結されていることが好ましい。接合部分についても、冗長性を持たせるためである。

本発明のパイロンにおいて、ピン接合機構と主翼の連結、及び、リンク部材と主翼の連結は、主翼に属する共通のフィッティングに対して行なわれることが好ましい。公差の集積をより小さくできるのに加えて、フィッティングを翼に取り付ける負担を軽減できる。

本発明のパイロンにおいて、リンク部材の主翼との連結位置が、ピン接合機構の主翼の連結位置よりも上方に設けられていることが好ましい。
この配置により、パイロンの後方のスペースが広くなり、組み立て、保守などの各種作業が容易になる。

本発明は、上記構成のパイロンを備える航空機において、リンク部材を、複数の独立したリンク要素の集合で構成することができる。複数の独立したリンク要素は、各々の一部分が互いに突き合わせられて、互いに隣接して取り付けられる。加えて、複数の独立したリンク要素は、パイロン・ストラットに別々に取り付けられる。

本発明のパイロンによると、パイロン・ストラットと翼の接合を、取り付け基準の他は、１つのリンクだけに制限できるので、２つのリンクを用いるのに比べて、公差の集積を小さくできる。しかも、１つのリンクだけであれば、取り付け基準の近くに取り付け位置を設けることが容易である。一方で、本発明のパイロンは、複数の独立したリンク要素の集合でリンク部材を構成することで、取り付け構造に冗長性を持たせることができる。

本発明の実施形態に係るパイロンと翼の取り付け構造を示す概略図である。 本発明の実施形態に係るパイロンと翼の取り付け構造の詳細を示す概略図である。 本実施形態における接合部分の詳細を示す図である。 従来のパイロンと翼の取り付け構造を示す概略図である。

以下、添付図面を参照しながら、本発明に係るパイロンの好適な実施形態について説明する。なお、以下の説明における前・後は、航空機の飛行方向を基準にして特定されるものとする。

図１に示すように、本実施形態のパイロン５０は、ターボファン式のエンジン２０を支持して、航空機の翼１０に取り付けられている。
パイロン５０は、パイロン・ストラット１１，リンク部材１５および連結締結具Ｐ１を含んで構成されている。パイロン・ストラット１１は、翼１０の下面に、飛行方向の前方Ｘ（図１）に向けて延びるように設けられている。パイロン・ストラット１１は、前後方向に直交する断面における形状が台形で、後方から前方に行くに従い、その断面積が漸次縮小している。

エンジン２０は、飛行方向の前方Ｘに設けられるファン部２０ａと、ファン部２０ａの後方に設けられるエンジンコア部２０ｂと、を備えている。ファン部２０ａは、断面円形のシュラウド２１内にファンを内蔵している。また、エンジンコア部２０ｂは、ファン部２０ａよりも小径な円筒状のハウジング２２内に収容されているとともに、ファンを駆動するための機構を備えている。

エンジン２０は、パイロン・ストラット１１の下面に、ファン部２０ａが前部エンジンマウント３０により取り付けられ、エンジンコア部２０ｂが後部エンジンマウント４０により取り付けられている。
そして、エンジン２０およびパイロン・ストラット１１は、パイロンフェアリング（図示せず）およびナセル２３内に収容されている。

前部エンジンマウント３０は、ボルト等の結合手段により、上面３０ａがパイロン・ストラット１１の下面に固定され、下面３０ｂがエンジン２０のファン部２０ａのシュラウド２１に固定されている。

後部エンジンマウント４０は、エンジン２０側に固定されたエンジン側マウント部材４１と、パイロン・ストラット１１側に固定されたストラット側マウント部材４２とから形成されている。
ここで、エンジン側マウント部材４１は、ボルト等の結合手段により、その下面４１ａがエンジン２０のエンジンコア部２０ｂのハウジング２２の上面に固定されている。
また、エンジン側マウント部材４１の上部には、補強ロッド４５の一端４５ａが連結されている。この補強ロッド４５は、他端４５ｂが、エンジン２０のエンジンコア部２０ｂとファン部２０ａとの連結部近傍に連結されている。これにより、補強ロッド４５は、エンジン２０の前部側の支持を補強する。

さて、パイロン・ストラット１１は、取り付け位置Ｒ１を取り付け基準点として、連結締結具Ｐ１（ピン接合機構）により翼１０とピン接合されている。なお、取り付け位置Ｒ１、それに対応する連結締結具Ｐ１は、パイロン・ストラット１１の幅方向の両側に設けられることもある。取り付け位置Ｒ２，Ｒ３についても同様である。また、パイロン・ストラット１１は、取り付け位置Ｒ２，Ｒ３において、リンク部材１５により、翼１０とピン接合されている。こうしてパイロン・ストラット１１は翼１０に支持されている。

より具体的な接合構造を図２、図３に示す。
図２，図３（ａ）に示すように、取り付け位置Ｒ１においては、パイロン・ストラット１１側の連結片１１ａと、翼１０のフィッティング１８側の連結片１８ａとを連結締結具Ｐ１によりピン接合している。

また、図２，図３（ｂ），（ｃ）に示すように、取り付け位置Ｒ２においては、パイロン・ストラット１１側の連結片１１ｂと、リンク部材１５の連結片１５ｃとを連結締結具Ｐ２により接合している。
図３（ｂ）（ｃ）に示すように、リンク部材１５は、２つの溝形鋼１５ａ，１５ｂおよびその両端に設けられた連結片１５ｃからなる。２つの溝形鋼１５ａ，１５ｂは、ウェブ同士で背中合わせに突き合わせられ、ボルト、ナット等の締結具（図示せず）により一体化されている。連結片１５ｃには、２つの凹部１５ｃ１，１５ｃ２が設けられている。
また、連結片１１ｂには、２つの連結突起１１ｂ１，１１ｂ２が設けられている。そして、この連結突起１１ｂ１，１１ｂ２は、各々、凹部１５ｃ１，１５ｃ２に入り込んだ状態で、連結締結具Ｐ２により、連結片１１ｂと連結片１５ｃとが接合される。この連結締結具Ｐ２は、溝形鋼１５ａと溝形鋼１５ｂの各々に対応してリンク要素ごとに設けられている。
なお、連結片１１ｂに凹部を設け、リンク部材１５に連結突起を設けてもよい。

取り付け位置Ｒ３におけるフィッティング１８とリンク部材１５の接合構造も、以上で説明したパイロン・ストラット１１とリンク部材１５の接合構造と基本的には同様であり、フィッティング１８の連結片１８ｂとリンク部材１５を連結締結具Ｐ３によりピン結合している。

本実施形態は、取り付け位置が、取り付け位置Ｒ１、取り付け位置Ｒ２、及び取り付け位置Ｒ３の３箇所であるが、取り付けの取り付け位置Ｒ１に対して、リンク部材１５に関する取り付け位置Ｒ２，Ｒ３が近い。図４に示した従来の取り付け構造の場合、基準点となる取り付け位置１１１（取り付け位置Ｒ１に対応）に対して取り付け位置１１５ａ，１１５ｂが存在し、特に取り付け位置１１５ｂは取り付け位置１１１から遠い。したがって、本実施形態によると、図４の従来の取り付け構造に比べると、公差の集積を小さくできるので、パイロン・ストラット１１を取り付ける際にプリロードを付与する必要がない。本実施形態では、フィッティング１８に、取り付け位置Ｒ１（従来の取り付け位置１１１に対応）及び取り付け位置Ｒ３（従来の取り付け位置１１３ｂに対応）の２つの取り付け位置が存在しており、このことが、取り付け位置Ｒ１に対して、取り付け位置Ｒ２，Ｒ３が近いことを示す一つの根拠になる。

また、従来の構造が備えていた第２リンク１１５（図４）、さらには、第２リンク１１５と翼１００の間に介在していたフィッティングが不要になるので、航空機の軽量化、部品点数削減によるコストダウンが可能になる。また、これらの部材が不要になるのに加えて、取り付け位置Ｒ３が取り付け位置Ｒ１よりも上方にあり、リンク部材１５が連結片１１ａよりも上方に配置されるために、スペースが新たに確保されることになり、パイロン５０の後部のフェアリングの内部等の艤装品への艤装性の向上がもたらされる。

一方、パイロン・ストラット１１と翼１０の取り付け構造における冗長性は、リンク部材１５の構造により担保している。
つまり、リンク部材１５を２つのリンク要素（溝形鋼１５ａ，１５ｂ）から構成しているので、仮に、一方のリンク要素が損傷したとしても、健全な他方のリンク要素によりパイロン・ストラット１１と翼１０の取り付け状態を担保できる。リンク部材１５と同様の形態のリンク部材は、Ｈ形鋼を用いれば作製できるが、単体としてのＨ形鋼では冗長性を担保できない。さらに、２つのリンク要素は、各々独立した連結締結具Ｐ２（図３（ｂ））によりパイロン・ストラット１１と接合されている。したがって、仮に、締結具の一方が損傷したとしても、健全な他方の締結具によりパイロン・ストラット１１と翼１０の取り付け状態を担保できる。
本実施形態の取り付け構造は、以上の通り、フェイルセーフ設計構造を採用しているため、従来の第２リンク１１５を省略しても、冗長性を確保できる。

以上本発明を実施形態に基づいて説明したが、本発明は上記形態に限定されない。
例えば、リンク部材１５は溝形鋼１５ａ，１５ｂを締結して構成されているが、締結することなく個別にパイロン・ストラット１１と翼１０の間に架設することもできる。ただし、本実施形態のリンク部材１５のように締結して一体化することにより、パイロン・ストラット１１と翼１０の間に架設する作業の負担が小さい。例えば、リンク部材１５が一体化されていると、連結締結具Ｐ２を挿入するための貫通孔を溝形鋼１５ａ，１５ｂに同時に形成できるので、溝形鋼１５ａ，１５ｂに個別に貫通孔を形成すると生じる貫通孔の公差が発生せず、組立公差が集積しにくい。さらに、一方の溝形鋼１５ａが損傷して破断したとしても、他方の溝形鋼１５ｂに締結されているので、架設位置から脱落する危険性がない。
また、本実施形態によると、取り付け位置Ｒ１におけるピン接合と、リンク部材１５による翼１０側とのピン接合が、翼に属する共通のフィッティング１８に対して行なわれているが、別々のフィッティングに行なわれることを許容する。ただし、共通のフィッティングに接合する方が、公差の集積をより小さくできるのに加えて、フィッティングを翼に取り付ける負担を軽減できるので好ましい。
さらに、本実施形態は、溝型鋼でリンク部材構成する例を示したが、リンク部材を構成する部材は溝型鋼に限らず、他の形態、例えばＨ形鋼、あるいは、山形鋼を組み合わせてリンク部材にすることもできる。また、炭素繊維複合材等、鋼材以外の素材も適用可能である。
これ以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施の形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。

１０ 翼
１１ パイロン・ストラット
１１ａ，１１ｂ，１５ｃ，１８ａ，１８ｂ 連結片
１１ｂ１，１１ｂ２ 連結突起
１５ａ，１５ｂ 溝形鋼
１５ｃ１，１５ｃ２ 受容凹部
２０ａ ファン部
２０ｂ エンジンコア部
２１ シュラウド
２２ ハウジング
２３ エンジンナセル
３０ 前部エンジンマウント
３０ａ 上面
３０ｂ 下面
４０ 後部エンジンマウント
４１ エンジン側マウント部材
４１ａ 下面
４２ ストラット側マウント部材
５０ パイロン
１１０ パイロン・ストラット
１１３ 第１リンク
１１３ａ，１１３ｂ 取り付け位置
１１５ 第２リンク
１１５ａ，１１５ｂ 取り付け位置
Ｐ１，Ｐ２，Ｐ３ 連結締結具
Ｒ１，Ｒ２，Ｒ３ 取り付け位置

Claims (7)

1. 航空機用エンジンを支持するパイロン・ストラットと、
   前記パイロン・ストラットと前記航空機の主翼とを連結するピン接合機構と、
   前記パイロン・ストラットと前記航空機の主翼との間に架設されるリンク部材とを備え、
   前記リンク部材は、
   複数の独立したリンク要素の集合で構成され、
   複数の前記独立したリンク要素は、
   各々の一部分が互いに突き合わせられて、互いに隣接して取り付けられ、及び、
   複数の前記独立したリンク要素は、
   前記パイロン・ストラットに別々に取り付けられる、
   ことを特徴とする航空機のパイロン。
2. 前記リンク部材は、
   複数の前記リンク要素が締結されている、
   ことを特徴とする請求項１に記載の航空機のパイロン。
3. 前記リンク部材は、
   前記パイロン・ストラット、及び、前記主翼に対して、
   それぞれ前記リンク要素ごとにピン接合により連結されている、
   ことを特徴とする請求項１または２に記載の航空機のパイロン。
4. 前記ピン接合機構と前記主翼の連結、及び、前記リンク部材と前記主翼の連結は、
   前記主翼に属する共通のフィッティングに対して行なわれる、
   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のパイロン。
5. 前記リンク部材は、前記ピン接合機構の上方に設けられている、
   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のパイロン。
6. 前記ピン接合機構の位置が、前記パイロン・ストラットを取り付ける基準位置である、
   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のパイロン。
7. パイロンを備える航空機であって、
   前記パイロンは、エンジンを支持するパイロン・ストラットと、
   前記パイロン・ストラットと前記航空機の主翼とを連結するピン接合機構と、
   前記パイロン・ストラットと前記航空機の主翼との間に架設されるリンク部材と、を備え、
   前記リンク部材が、
   前記リンク部材は、
   複数の独立したリンク要素の集合で構成され、
   複数の前記独立したリンク要素は、
   各々の一部分が互いに突き合わせられて、互いに隣接して取り付けられ、及び、
   複数の前記独立したリンク要素は、
   前記パイロン・ストラットに別々に取り付けられる、
   ことを特徴とする航空機。

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