JPH01229799A - 航空機にダクテッドファン・ガスタービンエンジンを塔載する方法 - Google Patents

航空機にダクテッドファン・ガスタービンエンジンを塔載する方法

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JPH01229799A
JPH01229799A JP1022468A JP2246889A JPH01229799A JP H01229799 A JPH01229799 A JP H01229799A JP 1022468 A JP1022468 A JP 1022468A JP 2246889 A JP2246889 A JP 2246889A JP H01229799 A JPH01229799 A JP H01229799A
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JP
Japan
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gas turbine
aircraft
ducted fan
turbine engine
pylon
Prior art date
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Pending
Application number
JP1022468A
Other languages
English (en)
Inventor
Arnold Charles Newton
アーノルド・チャールズ・ニュートン
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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Publication date
Application filed by Rolls Royce PLC filed Critical Rolls Royce PLC
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Pending legal-status Critical Current

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    • 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
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
    • 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

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Vibration Prevention Devices (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はダクテッドファン・ガスタービンエンジンの主
要ケーシング構造部間の相対的振動性運動を減するよう
な態様でエンジンを航空機に搭載する方法に関する。
本明細書で言う相対的振動性運動の大部分は関連する航
空機の飛行中にケーシング椙造部の回りの周囲空気流に
よって及ぼされる荷重により生じる。
本発明によれば、航空機にダクテッドファン・ガスター
ビンエンジンを搭載する方法は、ダクテッドファン・ガ
スタービンエンジンのコア・ガスジェネレータをバイロ
ンの一端に強固に固定する段階と、ダシテッドファン・
ガスタービンエンジンのファン段を囲むカウルの下流端
の面をバイロン両端の中間位置にて、一対の隔置された
連結棒を介して、バイロンに強固に連結する段階と、弾
力性振動吸収装置を介してバイロン航空機の桁構造に連
結する段階と、を含む。
以下に添付図面を参照しつつ、実施例により本発明を説
明する。
第１図を参照すると、航空機主翼１０がその下側の位置
からダクテッドファン・ガスタービンエンジン１２を支
持する。この支持は破線で示すバイロン１４による。
バイロン１４に一対のラグ１６が形成され、そのそれぞ
れに、一対の連結棒１８．２０の各連結棒の一端が結合
される。連結棒１８．２０の他端は、１段のファン出口
案内翼２４（第２図）のためのシュラウドを与える円環
形箱構造２２の下流面に結合される。出口案内翼２４の
半径方向内方端（図示せず）はケーシング２６内のコア
・ガスジェネレータ２５に固定される１円環形箱構造２
２に結合される連結棒１８．２０の端は他方の端よりも
広く隔置されることに注目すべきである。さらに連結棒
１８．２０とバイロン１４との結合は金属同志である。
結合部に弾力性装置を欠くことは、振動による相対的運
動の除去を確実にする。
連結棒１８．２０の各々は、任意の公知の適当な種類の
長さの調整装置２８を有し、それにより、連結棒の各端
をバイロン１４と箱構造２２・に連結した陵、それらに
常に張力がかがるように連結棒の長さを調整することが
できる。
つぎに第２図を参照する。バイロン１４はその連結棒結
合ラグ１６の前方かつ半径方向内方に延在し、その上流
端３０にフランジ３２が形成され、フランジ３２はコア
・ガスジェネレータの圧＆’［ケーシング３６にあるフ
ランジ部分３４にボルト止めされる。このボルト結合も
強固であって、振動を吸収するための弾力性装置が無い
。バイロン１４と連結棒１８．２０とダクテッドファン
・ガスタービンエンジン１２とから成る組立体は効果と
しては単体の装置であって、相互の部品の間の相対運動
が起り得る結合を有しないことになる。
バイロン１４とダクテッドファン・ガスタービンエンジ
ン１２の組立体は主翼内の主桁３８゜４０を介して航空
機に結合される。
つぎに第３図を参照する。本例においてエンジンを原位
置に保つのに用いられる装置は、バイロン１４のフラン
ジ４４を主桁３８，４０のフランジ３つに締め付けるボ
ルト４２から成る。振動吸収構造を使用することのでき
る個所はこのバイロン１４と主桁３８．４０の結合部で
ある。
振動吸収構造は、例えば、ゴム・ブシュまたは圧縮ワイ
ヤー・ブシュを含むことができ、両者とも結合された組
立体の結合部における振動吸収材として公知である。ゴ
ム・ブシュ４６は接着された金属スリーブ４８；　５０
を有することができる。
代替実施例（図示せず）において、主桁３８゜４０とバ
イロン１４は協働するフランジ（図示せず）を有し、こ
れらを通してボルト４２が水平に挿入され、弾性ブシュ
がその中に同様な態様（図示せず）で、つまりその軸線
を水平にして取付けられることができる。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明を取入れた態様で、ダクテッドファン・
ガスタービンエンジンを支持する航空機主翼の略式平面
図、 第２図は第１図の矢印２の方向に見た、略式部分断面図
、 第３図は本発明の一実施例によるバイロン・航空機構造
結合部の拡大断面図である。 １０・・・・・主翼 １２・・・・・エンジン １４・・・・・バイロン １８．２０・・連結棒 ２５・・・・・コア・ガスジェネレータ（外４名）

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １、ダクテッドファン・ガスタービンエンジンのコア・
    ガスジェネレータをバイロンの一端に強固に固定する段
    階と、ダクテッドファン・ガスタービンエンジンのファ
    ン段を囲むカウルの下流端の面を前記バイロン両端の中
    間位置にて、一対の隔置された連結棒を介して前記バイ
    ロンに強固に連結する段階と、弾力性振動吸収装置を介
    して前記バイロンを航空機の桁構造に連結する段階と、
    を含む、航空機にダクテッドファン・ガスタービンエン
    ジンを搭載する方法。 ２、前記のカウルの下流端の面に連結される方の前記一
    対の連結棒の端がその他方の端よりも広く隔置される、
    請求項１記載の、航空機にダクテッドファン・ガスター
    ビンエンジンを搭載する方法。 ３、前記バイロンを前記桁構造に連結する段階が前記バ
    イロンと前記桁構造の間にゴム・ブシュを締付ける段階
    を合む、請求項２に記載の、航空機にダクテッドファン
    ・ガスタービンエンジンを搭載する方法。
JP1022468A 1988-03-08 1989-01-31 航空機にダクテッドファン・ガスタービンエンジンを塔載する方法 Pending JPH01229799A (ja)

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JPH01229799A true JPH01229799A (ja) 1989-09-13

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DE3902325A1 (de) 1989-09-21
FR2628388B1 (fr) 1991-10-18
GB2215290B (en) 1991-09-04
GB2215290A (en) 1989-09-20
GB8805527D0 (en) 1988-04-07

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