JP6758189B2 - エンジンパイロン構造 - Google Patents

Description

現代の航空機は、航空機の翼にエンジンを取り付ける取り付け構造を含むことができる。典型的な取り付け構造は、エンジンの荷重を翼に伝えるスペースフレームをもたらす、相互接続された複数のトラスを含む。このような取り付け構造設計は、エンジン荷重に対する耐久性、構造の質量およびエンジンローターのアンコンテインドフェイラー時における構造の構造的保全性を考慮に入れている。

米国特許出願公開第２０１１／１２７３７１号明細書

一態様において、本発明の実施形態は、航空機エンジンを翼に取り付けるためのパイロン構造に関する。パイロン構造はトルクボックスを備える。トルクボックスは、後方部分にウイングマウント、前方部分に第１のエンジンマウントおよび後方部分に第２のエンジンマウントを有する。

図面の説明は以下の通りである。

本発明の一実施形態に従って仮想線で示すエンジン、パイロン構造および翼を含む航空機の一部の斜視図である。 本発明の一実施形態による、カバーフェアリングを分解して示す図１のパイロン構造の斜視図である。 本発明の実施形態による、応力外皮およびその他の構成要素を取り外した図１のパイロン構造の斜視図である。

図１は、本発明の実施形態による、エンジン１を航空機の翼５に取り付けるためのパイロン構造１０を示す。パイロン構造１０は、翼桁９および翼小骨７等の翼５の一部に、エンジン１を固定するように構成されてもよい。ナセルはエンジン１およびパイロン構造１０の少なくとも一部を取り囲んでいるため、明確にするために取り外されている。また、明確にするため、翼５を仮想線で示す。

エンジン１は、プロペラ３を有するターボプロップエンジンであり、航空機の翼５に連結されて推進力を与えてもよい。１つのエンジン１のみが翼５に取り付けられて示されているが、いかなる数のエンジン１を翼５に取り付けてもよいことに留意されたい。ターボプロップエンジンを有する民間航空機が示されているが、本発明の実施形態は、あらゆるタイプの航空機、たとえば、限定されるものではないが、固定翼航空機，回転翼航空機および軍用航空機に使用してもよく、また、あらゆるタイプのエンジン、たとえば、限定されるものではないが、ターボシャフトエンジン、ターボジェットエンジン、ターボファンエンジン、およびレシプロエンジンに使用され得ることが企図される。

パイロン構造１０はトルクボックス１２を備え、トルクボックス１２はウイングマウント１４によって翼に取り付けられている。第１および第２のエンジンマウント１６、１８は、コネクティングロッド２４およびスラストリンク２６と共に、エンジン１をトルクボックス１２に取り付ける。パイロン構造１０は、エンジン重量、スラストおよびトルクを含むがそれに限定されないエンジン荷重に反作用し、航空機の翼５への荷重に関する荷重経路を作り出す。以下の説明から明らかになるように、荷重は、エンジンマウント１６、１８、トルクボックス１２、コネクティングロッド２４およびスラストリンク２６を介して、翼５の前桁９および小骨７へ伝達される。パイロン構造１０は、馬力（ＨＰ）を５，０００ＨＰの範囲で有するエンジン１によって発生する荷重に反作用するように構成されているが、本発明の実施形態は、あらゆる馬力または定格スラストを有するエンジンからの荷重に反作用するように使用され得ることが企図される。

トルクボックス１２は、第１のエンジンマウント１６とウイングマウント１４との間に長手方向軸に沿って延出する。長手方向軸は、第１のエンジンマウント１６から第２のエンジンマウント１８まで、トルクボックス１２の中心を通って延出するものとして定義される。第１のエンジンマウントは、トルクボックス１２の前方部分に設けられており、前方は、翼５からのプロペラ３の方向として定義される。第２のエンジンマウント１８は、トルクボックス１２の後方部分に設けられており、後方は、プロペラ３からの翼５の方向として定義される。

トルクボックス１２は、実質的にエンジン１の上に配置されるように、エンジン１に取り付けることができる。第１のエンジンマウント１６は、プロペラ３の後方の、エンジン１の前方部分で、エンジン１に取り付けられ、そこで、第１のエンジンマウント１６と嵌合するように構成された前方取り付け支持部８が配置される。第２のエンジンマウント１８は、エンジン１の後方部分でエンジン１に取り付けられ、そこで、第２のエンジンマウント１８と嵌合するように構成された後方取り付け支持体（図示せず）が配置される。

ウイングマウント１４は、翼５の桁９と嵌合するように構成されたトルクボックス１２の後方部分に設けられる。ウイングマウント１４は、複数のブラケット１４ａ，１４ｂ，１４ｃ，１４ｄ（図２および図３に示す）を含むことができる。ウイングマウント１４は、パイロン構造１０の構成要素を移動させる荷重として作用して、エンジン１からの荷重を翼５の桁９へ導く。第１および第２のエンジンマウント１６、１８からトルクボックス１２を通して導かれた荷重は、ウイングマウント１４を通って翼５の桁９へ伝わってもよい。ウイングマウント１４は、一次荷重経路として作用して、エンジン荷重を桁９へと導く。

コネクティングロッド２４は、第２のエンジンマウント１８から第１のエンジンマウント１６後方のトルクボックス１２の一部へ、長手方向および下方向の両方に延出する。スラストリンク２６は、第２のエンジンマウント１８から翼５へ、長手方向および上方向の両方に延出する。トルクボックス１２を通って導かれた荷重は、コネクティングロッド２４、第２のエンジンマウント１８およびスラストリンク２６を通って翼５の小骨７へ伝わってもよい。コネクティングロッド２４およびスラストリンク２６は、二次荷重経路として作用して、荷重の一部を小骨７へ導き、桁９へ伝達される荷重を軽減する。

トルクボックス１２は、骨格フレーム２０と、骨格フレーム２０に取り付けられた応力外皮２２とを備える。図２は、トルクボックス１２の応力外皮２２をより明確に示す。応力外皮２２は、上面外板２２ａと、下面外板２２ｂと、側面外板２２ｃ，２２ｄおよび後方外板２２ｅとを備え（図３に最もよく示されている）、応力外皮２２は骨格フレーム２０の外側部分を覆ってもよい。

第１および第２のエンジンマウント１６、１８は、ヨークを備えてもよい。ヨークは、エンジン１の部分に対応して前方エンジン支持部８（図１に示す）に取り付けられるように構成される。第１のエンジンマウントは、トルクボックス１２の前方部分に設けられてもよい。第１のエンジンマウント１６とトルクボックス１２との間に延出するガセット３６は、第１のエンジンマウント１６からトルクボックス１２への接触面を三角化することによって、エンジン荷重をトルクボックス１２に伝達することを助け、これによりその荷重伝達特性を向上させるように提供されてもよい。第２のエンジンマウント１８は、複数のブラケット１９等を備えて後方エンジン支持部（図示せず）に取り付けられてもよい。第２のエンジンマウント１８は、側面外板２２ｃ、２２ｄの一部を包含するトルクボックス１２の後方部分に取り付けられる。

図３は、骨格フレーム２０をより明確に示すために、上面、下面および側面外板２２を取り外したパイロン構造１０を示す。骨格フレーム２０は、トルクボックス１２の長手方向軸に沿って間隔をあけて配置された、ウェブ形状をした複数の成形部材３０を備える。成形部材３０は、トルクボックス１２の長手方向軸から半径方向にオフセットしてトルクボックス１２の対向する側にある、第１および第２のエンジンマウント１６、１８の間に配置された、少なくとも２つの縦通材２８に接続されている。縦通材２８は、軽量化のために縦通材２８に形成された平面性の空隙４６を有してもよい。後方外板２２ｅは、ウイングマウント１４間のトルクボックス１２後方部分で縦通材２８間を接続し、後方外板２２ｅに剛性を付加するモノリシックグリッド構造２３を備えてもよい。

再び図２を参照すると、応力外皮２２は骨格フレーム２０に取り付けられ、応力外皮２２は骨格フレーム２０の部材間に張力をもたらす。さらに、応力外皮２２は、骨格フレーム２０の一部と一体化して、または別個の部品として形成されてもよい。外皮２２および骨格フレーム２０の組み合わせは箱形ビーム構造を形成し、トラスフレームを用いる従来のパイロン構造に比べて、エンジンから反作用するトルクに対して実質的により耐性がある。

上面外板２２ａは、トルクボックス１２によって画定されたエンジン制御区画へのアクセスを可能にするように構成された、少なくとも１つの開口３２を含んでもよく、そこでエンジン制御装置３４が取り付けられてもよい。トルクボックス内には、たとえば、限定されるものではないが、電気配線および燃料系統等、他の構成要素が取り付けられ得ることが企図される。断熱層３８は、下面外板２２ｂの下に配置され、そこに取り付けられてもよい。複数のヒンジ４０は、トルクボックス１２に取り付けられてもよく、トルクボックス１２にフェアリング４４を回動可能に取り付けるようにヒンジライン４２を画定する。フェアリング４４は、ヒンジライン４２に沿ってヒンジ４０に回動可能に取り付けられ、開口３２へのアクセスを選択的に可能にするかまたは妨げると同時に、航空力学的特性を与える。

上記実施形態は、実施形態によってエンジン荷重を航空機の翼に導く構造的に効率的（低重量）な荷重経路が可能になる等、様々な利点を提供する。トルクボックス１２の箱形ビーム構造は、エンジンから反作用するトルクに対するより大きな耐性を提供する。トルクボックス１２は、翼の前縁にも取り付けられ、エンジンの出力軸からプロペラの回転軸までのオフセットを簡素化する。ターボプロップ航空機では、効率の目的のため、プロペラの回転軸を翼の前縁部分に沿って配置することが望ましく、それがエンジン出力（駆動軸等）とプロペラ駆動軸との間にオフセットをもたらす。オフセットは通常、エンジン出力とプロペラ駆動軸とを接続する何らかのタイプの駆動機構によって埋められる。従来のパイロン構造は翼の下側に取り付けられ、エンジン出力とプロペラ駆動軸との間の距離をさらに増加させる。本発明のトルクボックス１２は、翼の前縁に取り付けられ、エンジン出力とプロペラ駆動軸との間の距離を増加させない。

骨格フレーム２０の成形部材３０と縦通材２８との間の応力外皮２２内に形成されたトルクボックス１２の固有の区画は、エンジン制御装置３４等の部品にエンジン１から離れた取り付け位置を提供し、それが部品に加えられるエンジンの熱を減少させ、それによって部品の寿命が延長されると共に、専用の部品取り付け位置の必要性が排除され、それによって軽量化される。一体化したヒンジライン４２を備えるトルクボックス１２の開口によって、そこに取り付けられた部品への効率的なアクセスが可能となり、それによってメンテナンス時間が短縮され、ヒンジビームの必要性が排除され、軽量化される。トルクボックス１２の最後方部分に設けられたウイングマウント１４は、トルクボックス１２を桁９の前に取り付けることを可能にし、エンジン１を翼５のより近くに取り付けることを可能にし、プロペラの航空力学を向上する。スラストリンク２６を介して翼５の小骨７への二次荷重経路を設けることによって、桁９にかかる荷重を軽減し、それによって軽量化されたより小さい桁を可能にする。さらに、トルクボックス１２をエンジン１の上に配置し、エンジン１を囲む限界荷重支持構造（トルクボックス１２）を最小にすることによって、ローターバースト事象の発生時における不具合の可能性を低減すると共に、エンジン１のより広い部分にオープンアクセスを提供し、メンテナンス時間を短縮する。

すでに記載されていない範囲で、様々な実施形態の異なる特徴および構造を互いに組み合わせて用いることができる。１つの特徴を実施形態のすべてにおいて示しているわけではないということは、それができないと解釈されるものではなく、説明を簡潔にするためにそのようにしているのである。したがって、新規な実施形態が明白に記載されているか否かを問わず、新規な実施形態を形成するように、異なる実施形態の様々な特徴を要望通りに混合し適合させることができる。本明細書に記載されている特徴のすべての組み合わせまたは置換は、この開示によって包括される。

この明細書は、本発明を開示するために実施例を用いており、最良の形態を含んでいる。また、いかなる当業者も本発明を実施することができるように実施例を用いており、任意のデバイスまたはシステムを製作し使用し、任意の組み込まれた方法を実行することを含んでいる。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が想到するその他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、特許請求の範囲の文言との差がない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言との実質的な差がない等価の構造要素を含む場合、特許請求の範囲内にある。

１ エンジン
３ プロペラ
５ 翼
７ 翼小骨
８ 前方取り付け支持部（前方エンジン支持部）
９ 桁
１０ パイロン構造
１２ トルクボックス
１４ ウイングマウント
１４ａ，１４ｂ，１４ｃ，１４ｄ，１９ ブラケット
１６ 第１のエンジンマウント
１８ 第２のエンジンマウント
２０ 骨格フレーム
２２ 外皮
２２ａ 上面外板
２２ｂ 下面外板
２２ｃ，２２ｄ 側面外板
２２ｅ 後方外板
２３ モノリシックグリッド構造
２４ コネクティングロッド
２６ スラストリンク
２８ 縦通材
３０ 成形部材
３２ 開口
３４ エンジン制御装置
３６ ガセット
３８ 断熱層
４０ ヒンジ
４２ ヒンジライン
４４ フェアリング
４６ 空隙

Claims (14)

1. 航空機エンジン（１）を翼に取り付けるための、トルクボックス（１２）を備えるパイロン構造（１０）であって、
   前記トルクボックス（１２）の後方部分に設けられた前桁マウントを有するウイングマウント（１４）と、
   前記トルクボックス（１２）の前方部分に設けられた第１のエンジンマウント（１６）と、
   前記トルクボックス（１２）の後方部分に設けられた第２のエンジンマウント（１８）と、
   前記第１のエンジンマウント（１６）の後方部分で前記第２のエンジンマウント（１８）から前記トルクボックス（１２）へと延びるコネクティングロッド（２４）と、
   前記第２のエンジンマウント（１８）から前記翼へと延びるスラストリンク（２６）と、
   を備え、
   一次負荷経路が、前記トルクボックス（１２）を通って前記第１及び第２のエンジンマウント（１６、１８）から方向付けられた負荷により画定され、
   前記第１及び第２のエンジンマウント（１６、１８）から前記トルクボックス（１２）を通って導かれる一次負荷が、前記ウイングマウント（１４）を通って前記前桁マウント内に入り、
   二次負荷経路が、前記コネクティングロッド（２４）を通って前記第２のエンジンマウント（１８）及び前記スラストリンク（２６）へと伝わり前記翼の翼小骨内に入る、前記トルクボックス（１２）を通って導かれる負荷により画定される、パイロン構造（１０）。
2. 前記トルクボックス（１２）は、骨格フレーム（２０）に取り付けられた応力外皮（２２）を有する前記骨格フレーム（２０）を備える、請求項１に記載のパイロン構造（１０）。
3. 前記骨格フレーム（２０）は複数の成形部材（３０）を備える、請求項２に記載のパイロン構造（１０）。
4. 前記トルクボックス（１２）は長手方向軸を有し、前記成形部材（３０）の少なくともいくつかは長手方向軸に沿って間隔をあけて配置される、請求項３に記載のパイロン構造（１０）。
5. 前記骨格フレーム（２０）は、複数の縦通材（２８）によって接続された複数の成形部材（３０）を備える、請求項３に記載のパイロン構造（１０）。
6. 前記トルクボックス（１２）は長手方向軸を有し、前記縦通材（２８）の少なくともいくつかは前記長手方向軸から半径方向にオフセットする、請求項５に記載のパイロン構造（１０）。
7. 前記第１のエンジンマウント（１６）は、前記トルクボックス（１２）の前方端部に取り付けられた第１のヨークを備える、請求項１乃至６のいずれかに記載のパイロン構造（１０）。
8. 前記第１のエンジンマウント（１６）は、前記第１のヨークから前記トルクボックス（１２）に延出するガセット（３６）をさらに備える、請求項７に記載のパイロン構造（１０）。
9. 前記第２のエンジンマウント（１８）は、第２のヨークを備える、請求項７に記載のパイロン構造（１０）。
10. 少なくとも１つの前記スラストリンク（２６）が前記ウイングマウント（１４）の後方の前記第２のヨークから延出する、請求項９に記載のパイロン構造（１０）。
11. 前記前桁マウントは、前記後方部分に取り付けられた複数のブラケット（１４ａ，１４ｂ，１４ｃ，１４ｄ，１９）を備える、請求項１乃至１０のいずれかに記載のパイロン構造（１０）。
12. 前記トルクボックス（１２）は、エンジン制御区画を画定し、かつ前記エンジン制御区画へのアクセスを提供する開口を有する、請求項１乃至１１のいずれかに記載のパイロン構造（１０）。
13. 前記エンジン制御区画への開口を覆うフェアリングをさらに備える、請求項１２に記載のパイロン構造（１０）。
14. 前記トルクボックス（１２）に沿って設けられたヒンジラインをさらに備える、請求項１乃至１３のいずれかに記載のパイロン構造（１０）。