JPH0687495A - 耐破損エンジンマウント - Google Patents

耐破損エンジンマウント

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JPH0687495A
JPH0687495A JP2405393A JP40539390A JPH0687495A JP H0687495 A JPH0687495 A JP H0687495A JP 2405393 A JP2405393 A JP 2405393A JP 40539390 A JP40539390 A JP 40539390A JP H0687495 A JPH0687495 A JP H0687495A
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JP
Japan
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engine
link
pin
flange
torque
Prior art date
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Pending
Application number
JP2405393A
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English (en)
Inventor
Kenneth R Langley
ケネス、リチャード、ラングレー
Derek Herbert Charles Fox
デレック、ハーバート、チャールズ、フォックス
John M Treby
ジョン、マイケル、トレビー
Malcolm Short
マルコーム、ショート
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Rolls Royce PLC
Original Assignee
Rolls Royce PLC
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Publication date
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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
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    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
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  • Mechanical Engineering (AREA)
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  • Vibration Prevention Devices (AREA)

Abstract

(57)【要約】 〔目的〕 本発明の目的は、支持部材の破損の際、エン
ジンの軸線に平行でエンジンの重心を通る垂直平面に関
して同じ側にある部材によってエンジンの重量が支持さ
れるため大きな偶力を生じてしまうという問題点を部材
自体を丈夫なものにすることによって対処していた従来
のエンジンマウントの、重量増加や温度分布の不均等に
よる亀裂等の問題点を解決した新規な耐破損エンジンマ
ウントを提供することである。 〔構成〕 エンジンの第１箇所２３Ａを支持構造の第２
箇所に連結するように配置された第３リンク２３を有
し、この第３リンクは、他の連結部２１、２２のうちの
一つが破損しない場合には荷重を全く支持しないように
構成された第３の箇所への連結部２３Ｅを有し、他の連
結部のうちの一つが破損した場合、第３リンクによって
連結された三つの箇所が、エンジンの軸線に平行でエン
ジンの重心を通る垂直平面の両側に一つづつ位置し且つ
一つがこの垂直平面上に位置するように配置される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、耐破損エンジンマウン
トに関し、更に詳細には、航空機のガスタービンエンジ
ンを航空機の構造に固定するためのマウントに関する。
【０００２】
【従来の技術】航空機のガスタービンエンジンを図１に
概略に示すようにマウントする、即ち取付けるのが有用
であるということはわかっていた。ガスタービンエンジ
ン１は、航空機の構造部材２から吊り下げられている。
エンジン１に沿った軸線方向のこの位置では、荷重支持
構造として内部に形成されている。この荷重支持構造
は、複数のスポーク５で外リング４と関連した内環状部
材３から成る。エンジンのシャフト６は内環状部材３の
内側で回転する。外リング４は多角形であり、複数の真
っ直ぐな面６で構成され、これらの面の各々は、二つの
隣接したスポーク５の外端を連結する。これは、エンジ
ン１の非回転部品を直接支持することができ且つエンジ
ン１の回転部品を保持するベアリングを支持できる剛性
の骨組みを形成する。
【０００３】エンジン１を航空機に保持するため、この
剛性の骨組みを三つのリンク７、８、及び９で航空機の
構造部材に取付ける。これらのリンクの各々は、スポー
ク５及び二つの真っ直ぐな面６が出会う箇所でエンジン
１に固定されている。リンク７及び８は、エンジン１の
軸線に平行でエンジン１の重心を通る垂直面１０に沿っ
て作用するエンジンの重量による垂直荷重を支持し、リ
ンク９はエンジン１に航空機に対して作用するトルクを
支持する。明らかに、リンク７、８、及び９のうちの一
つが破損した場合には、残りの二つのリンクはエンジン
１を航空機の構造部材２に対してしっかりと保持するこ
とができなくなる。
【０００４】図１の構造に基づく耐破損エンジンマウン
トを図２に詳細に示す。リンク７、８、及び９の各々
は、スポーク５と二つの真っ直ぐな面６との間の連結箇
所に形成されたフランジ７Ａ、８Ａ、及び９Ａでピン７
Ｂ、８Ｂ、及び９Ｂによって夫々エンジン１に固定され
る。ピン７Ｂ、８Ｂ、及び９Ｂはフランジ７Ａ、８Ａ、
及び９Ａ、及びリンク７、８、及び９の整合する穴を貫
通する。更に、リンク７、８、及び９は航空機の構造部
材２にピン７Ｃ、８Ｃ、及び９Ｃによって夫々固定さ
れ、これらのピン７Ｃ、８Ｃ、及び９Ｃはフランジ１２
及びリンク７、８、及び９の整合する穴を貫通する。フ
ランジ１２は、航空機の構造部材２に固定されている。
【０００５】フランジ１２の整合穴、及びフランジ７Ａ
と９Ａとの間の真っ直ぐな面６Ａに形成されたフランジ
１３Ａの過大径穴１３Ｃを貫通するピン１３Ｂが航空機
とエンジン１との間にフェイルセーフ連結部を形成す
る。通常、ピン１３Ｂは過大径穴１３Ｃの側部と接触せ
ず、荷重を全く支持していない。リンク７、又は関連し
たピン７Ｂ及び７Ｃが破損すると、エンジン１はピン１
３Ｂが過大径穴１３Ｃの縁部と接触するまで落下し、次
いで、リンク８及びピン１３Ｂがエンジンの重量を支持
する。この際、トルクはリンク９によって支持し続けら
れる。同様に、リンク８、又はピン８Ｂ及び８Ｃが破損
すると、リンク７及びピン１３Ｂがエンジンの重量を支
持する。リンク９、又は関連したピン９Ｂ及び９Ｃが破
損すると、エンジン１はピン１３Ｂが穴１３Ｃの縁部と
接触するまで回転し、この際、トルクはピン１３Ｂによ
って支持され、リンク７及び８がエンジンの重量を支持
し続ける。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】このシステムに付随す
る一つの問題点は、リンク８又はピン８Ｂ及び８Ｃが破
損した場合、垂直平面１０の同じ側のリンク７及びピン
１３Ｂがエンジン１の重量を支持するということであ
る。その結果、エンジン１の重量が大きな偶力を生じ、
真っ直ぐな面６Ａは、曲がらないでこの偶力を支持する
ため、厚くしなければならない。このように厚くする
と、マウントの重量が増加してしまう。これは航空機に
は明らかに望ましくないことである。更に、増大した厚
みのため真っ直ぐな面６Ａ内での温度分布が不均等にな
り、そのため、クラック即ち亀裂を生ぜしめ、エンジン
の寿命を短くする熱疲労を生じる。本発明は、これらの
問題点を少なくとも部分的に解決する耐破損エンジンマ
ウントを提供しようとするものである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は、エンジンを支
持構造に取付けるための耐破損エンジンマウントにおい
て、第１リンク及び第２リンクを有し、これらのリンク
の各々は、エンジン上の一つの箇所を支持構造上の一つ
の箇所に連結するように構成され、更に前記エンジンの
第１箇所を前記支持構造の第２箇所に連結するように配
置された第３リンクを有し、この第３リンクは、他の連
結部のうちの一つが破損しない場合には荷重を全く支持
しないように構成された第３の箇所への連結部を更に有
し、第１連結部又は第２連結部が破損した場合、第３リ
ンクによって連結された三つの箇所が、エンジンの軸線
に平行でエンジンの重心を通る垂直平面の両側に一つづ
つ位置し且つ一つがこの垂直平面上に位置するように配
置される、耐破損エンジンマウントを提供する。本発明
を具体化したエンジンマウントを、添付図面を参照して
以下に例として詳細に説明する。これらの図面では、同
じ部品には同じ参照番号が附してある。
【０００８】
【実施例】図３を参照すると、航空機のガスタービンエ
ンジン１は、複数のスポーク５と真っ直ぐな面と６から
成る剛性の骨組みを有する。エンジン１は、航空機の構
造部材２に取付けられたフランジ２０と三つのリンク部
材２１、２２、及び２３でリンクされている。三つのフ
ランジ２１Ａ、２２Ａ、及び２３Ａがスポーク５と真っ
直ぐな面６との接合部に形成されている。リンク部材２
１は、フランジ２１Ａ及びリンク部材２１の大きさの合
った穴を貫通するピン２１Ｂでフランジ２１Ａに連結さ
れ、リンク部材２１及びフランジ２０の大きさの合った
穴を貫通するピン２１Ｃでフランジ２０に連結されてい
る。同様にリンク部材２２は、ピン２２Ｂ及び２２Ｃで
フランジ２２Ａ及び２０に連結されている。これらのピ
ンは、リンク部材２１及びフランジ２２Ａ及び２０の夫
々の大きさの合った穴を貫通する。
【０００９】部材２１及び２２が形成するリンク、及び
これらのリンクと関連したピン２１Ｂ、２２Ｂ、２１
Ｃ、及び２２Ｃがエンジン１の重量を支持する。リンク
部材２３は、フランジ２３Ａ及びリンク部材２３の大き
さの合った穴を貫通するピン２３Ｂでフランジ２３Ａに
連結され、フランジ２０及びリンク部材２３の大きさの
合った固定穴を貫通するピン２３Ｃでフランジ２０に連
結されている。更に、リンク部材２３は、フランジ２０
の大きさの合った穴及びリンク部材２３の過大径穴２３
Ｅを貫通するピン２３Ｄによってフェイルセーフ連結部
を形成する。ピン２３Ｃ及び２３Ｄは垂直平面１０の両
側に等間隔に間隔を隔てられている。二組みのトルク受
け２４Ａ、２４Ｂ及び２５Ａ、２５Ｂがフランジ２０及
び２３Ａの向き合った面に取付けられている。トルク受
け２４Ａ及び２５Ａはフランジ２０に取付けられ、トル
ク受け２４Ｂ及び２５Ｂはフランジ２３Ａに取付けられ
ている。
【００１０】リンク部材２３が形成するリンク、及びそ
の関連したピン２３Ｂ及び２３Ｃがエンジン１に作用す
るトルクを支持する。リンク部材２１及び２２、又はこ
れらのリンクと関連したピン２１Ｂ、２１Ｃ、２２Ｂ、
及び２２Ｃが破損すると、エンジン１はピン２３Ｄが過
大径穴２３Ｅの縁部と接触するまで落下し、その後、エ
ンジン１の重量をリンク部材２１及び２２が形成するリ
ンクのうちの残った一方及び三つのピン２３Ｂ、２３
Ｃ、及び２３Ｄによってリンク部材２３で支持し、この
際、リンク部材２３はエンジン１に作用するトルクを支
持し続ける。リンク部材２３、及びピン２３Ｂ、２３
Ｃ、及び２３Ｄによるフランジ２０及び２３Ａへのリン
ク部材２３の取付けがエンジン１の重心を通る垂直平面
１０を中心として対称であるため、エンジン１の重量に
よって望ましからぬ偶力が生じることがない。
【００１１】ピン２３Ｃが破損した場合、或いはリンク
部材２３がピン２３Ｂと２３Ｃとの間で破損した場合、
エンジン１はピン２３Ｄが過大径穴２３Ｅの縁部と接触
するまで回転し、接触したところでピン２３Ｂ及び２３
Ｄ及びこれらのピン間のリンク部材２３がトルクを支持
する。ピン２３Ｂが破損した場合、エンジン１は二組み
のトルク受け２４Ａ、２４Ｂ、及び２５Ａ、２５Ｂのう
ちの一方が接触するまで回転し、接触したところでトル
クはその方向に応じて、対を成したトルク受け２４Ａ、
２４Ｂ、及び２５Ａ、２５Ｂのうちの一方によって支持
される。いずれの場合でも、リンク部材２１及び２２が
形成するリンクがエンジンの重量を支持する。
【００１２】他の種類のマウントを図４に示す。このマ
ウントは、ピン２１Ｂ及び２２Ｂでフランジ２１Ａ及び
２２Ａに夫々取付けられ、ピン２１Ｃ及び２２Ｃでフラ
ンジ２０に夫々取付けられたリンク部材２１及び２２を
有する点で、図３に示すマウントと類似している。リン
ク部材２１及び２２が形成するリンクは、エンジン１の
重量を支持する。図３のリンク部材２３は、リンク部材
２６に代えてある。リンク部材２６は、フランジ２０及
びリンク部材２６の大きさの合った穴を貫通するピン２
６Ａによってフランジ２０に取付けられている。
【００１３】二つのフランジ２６Ｂ及び２６Ｃが真っ直
ぐな面６と垂直平面１０の両側に等間隔に間隔を隔てら
れた二つのスポーク５との接合部に形成されている。リ
ンク部材２６は、フランジ２６Ｂ及びリンク部材２６の
大きさの合った穴を貫通するピン２６Ｄでフランジ２６
Ｂに固定されている。ピン２６Ｅは、リンク部材２６の
大きさの合った穴及びフランジ２６Ｃの過大径穴２６Ｆ
を貫通する。二組みのトルク受け２７Ａ、２７Ｂ及び２
８Ａ、２８Ｂがフランジ２０、２６Ｂ及び２６Ｃの向き
合った面上に夫々配置されている。トルク受け２７Ａ及
び２８Ａはフランジ２０上に配置され、トルク受け２７
Ｂはフランジ２６Ｂ上に配置され、トルク受け２８Ｂは
フランジ２６Ｃ上に配置されている。
【００１４】リンク部材２６が形成するリンクはエンジ
ン１の作用するトルクを支持する。リンク部材２１及び
２２が形成するリンクのうちの一方が破損した場合、或
いはこれらのリンクと関連したピン２１Ｂ、２１Ｃ、２
２Ｂ、及び２２Ｃが破損した場合、エンジン１はピン２
６Ｅが過大径穴２６Ｆの縁部と接触するまで落下し、そ
の後、リンク部材２１及び２２が形成するリンクのうち
の残った一方及び三つのピン２６Ａ、２６Ｄ、及び２６
Ｅによってリンク部材２６がエンジン１の重量を支持
し、この際、リンク部材２６はエンジン１に作用するト
ルクを支持し続ける。リンク部材２６、及びピン２６
Ａ、２６Ｄ、及び２６Ｅによるフランジ２０、２６Ｂ及
び２６Ｃへのリンク部材２６の取付けがエンジン１の重
心を通る垂直平面１０を中心として対称であるため、エ
ンジン１の重量によって望ましからぬ偶力が生じること
がない。
【００１５】ピン２６Ｄが破損した場合、或いはリンク
部材２６がピン２６Ａと２６Ｄとの間で破損した場合、
エンジン１はピン２６Ｅが過大径穴２６Ｆの縁部と接触
するまで回転し、接触したところでピン２６Ａ及び２６
Ｆ及びこれらのピン間のリンク部材２６がトルクを支持
する。ピン２６Ａが破損した場合、エンジン１は二組み
のトルク受け２７Ａ、２７Ｂ、及び２８Ａ、２８Ｂのう
ちの一方が接触するまで回転し、接触したところでトル
クはその方向に応じて前記対を成したトルク受け２７
Ａ、２７Ｂ、及び２８Ａ、２８Ｂのうちの一方によって
支持される。いずれの場合でも、リンク部材２１及び２
２が形成するリンクがエンジンの重量を支持する。
【００１６】概括的に述べると、図３に示すマウントは
スポーク５のうちの一本が垂直平面１０内にある場合に
好ましいのに対し、図４に示すマウントは垂直平面１０
内にスポーク５が全くない場合に好ましい。これは、マ
ウントをこのように選択することによってフランジ２３
Ａ、２６Ｂ、及び２６Ｃをスポーク５の端部に形成で
き、そのためリンク２１、２２、２３、及び２６、スポ
ーク５間の相互区分、及び真っ直ぐな面６の間で荷重を
直接伝達できるからである。
【００１７】しかしながら、他の構成もまた可能であ
り、或る環境では有利である。図５は、図３に示すエン
ジンマウントとほぼ類似したエンジンマウントを図示す
る。図５に示すエンジンマウントは、垂直平面１０内に
スポーク５が配置されておらず、二つのスポーク５間の
骨組みの一つの平らな面６上にフランジ２３Ａが形成さ
れている点で図３に示すエンジンマウントと相違してい
る。図６は、図４に示すエンジンマウントとほぼ類似し
たエンジンマウントを図示する。図６に示すエンジンマ
ウントは、垂直平面１０内にスポーク５のうちの一本が
配置され、垂直平面１０内のスポーク５の両側の骨組み
の平らな面６上にフランジ２６Ｂ及び２６Ｃが形成され
ている点で図４に示すエンジンマウントと相違してい
る。
【００１８】上述の構成において、図示の重量−トルク
マウントとは別体の推力マウントを使用してエンジンを
航空機に対して軸線方向に固定した場合には、エンジン
及び航空機の構造は、エンジンと航空機の構造との熱膨
張の相違のため、重量−トルクマウントのところで互い
に軸線方向に移動する。図３を参照されたい。フランジ
２０と２３Ａとが相対的に軸線方向に移動するとリンク
２３がピン２３Ｂ及び２３Ｃに対して回動するというこ
とがわかる。この回動はピン２３Ｄに隣接したリンク２
３の端部をフランジ２０及び２３Ａの相対的移動量の倍
だけフランジ２０に対して移動させる。リンク２３及び
フランジ２０のこの大きな相対移動は望ましいものでは
ない。というのは、リンク２３の移動を許容するのにピ
ン２３Ｄが充分長くなければならず、更にリンク２３が
移動するための空間をエンジン１に隣接して備えなけれ
ばならないからである。
【００１９】図７を参照すると、図３に示すマウントの
改良態様が図示してあり、この態様は上記問題点を軽減
するように変形してある。この改良マウントは、ピン２
３Ｃが平面１０から遠ざけてあり、リンク２３が非対称
なリンク２９に代えられていることを除けば図３に示す
エンジンマウントとほぼ同様のものである。フランジ２
０と２３Ａとの相対的移動が行われるとき、リンク２９
はピン２３Ｂ及び２３Ｃを中心に回動し、ピン２３Ｄに
隣接したリンク２９の端部は、この回動により、フラン
ジ２０に対して移動する。しかしながら、ピン２３Ｂと
ピン２３Ｄとの間の距離がピン２３Ｂと２３Ｃとの間の
距離よりも小さいため、この移動は図３の構成よりも小
さい。
【００２０】同様に、非対称なリンクを図５に示すマウ
ントのリンク部材２３、又は図４及び図６に示すマウン
トのリンク部材２６に代えてもよい。図５に示すマウン
トでは、ピン２３Ｃは、平面１０からピン２３Ｄよりも
遠くに配置されている。図３及び図５に示すマウントで
は、ピン２６Ｄは平面１０からピン２６Ｅよりも遠くに
配置されている。フランジ２０は、エンジン１を支持す
るために航空機の構造部材２に取付けられている。フラ
ンジ２０は、形状が複雑であるため構造部材には一般に
不便であるが、所望であれば、リンク部材２１、２２、
２３、及び２６を構造部材２に直接取付けてもよい。
【００２１】フランジ２１Ａ、２２Ａ、２３Ａ、２６
Ｄ、及び２６Ｅを真っ直ぐな面６及びスポーク５に取付
けてもよく、又はこれらのフランジを真っ直ぐな面６及
びスポーク５と一体に形成してもよい。リンク部材をフ
ランジに取付けるのにピンを使用することは便利である
が、任意の他の固定方法を使用してもよい。
【図面の簡単な説明】
【図１】航空機のガスタービンエンジンを航空機の構造
に取付けるための従来の技術によるエンジンマウントを
示す概略正面図。
【図２】図１の構造に基づいた、従来の技術による耐破
損エンジンマウントを詳細に示す図。
【図３】本発明を使用した第１のエンジンマウントを示
した図。
【図４】本発明を使用した第２のエンジンマウントを示
した図。
【図５】本発明を使用した第３のエンジンマウントを示
した図。
【図６】本発明を使用した第４のエンジンマウントを示
した図。
【図７】本発明を使用した第５のエンジンマウントを示
した図。
【符号の説明】 １ ガスタービンエンジン ２ 構造部材 ５ スポーク ６ 真っ直ぐな面 １０ 垂直平面 ２０ フランジ ２１、２２、２３ リンク部材 ２１Ａ、２２Ａ、２３Ａ フランジ ２１Ｂ、２１Ｃ、２２Ｂ、２２Ｃ、２３Ｂ、２３Ｃ、２
３Ｄ ピン ２３Ｅ 過大径穴 ２４Ａ、２４Ｂ、２５Ａ、２５Ｂ トルク受け
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 デレック、ハーバート、チャールズ、フォ ックス イギリス国ブリストル、パッチウェイ、ボ ートン、クローズ、21 (72)発明者 ジョン、マイケル、トレビー イギリス国ブリストル、ロワー、オルモン ズベリー、ロワー、コート、ロード、６ (72)発明者 マルコーム、ショート イギリス国ブリストル、ブリスリントン、 グレナーム、ロード、11

Claims (4)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】エンジンを支持構造に取付けるための耐破
    損エンジンマウントにおいて、第１リンク及び第２リン
    クを有し、これらのリンクの各々は、エンジン上の一つ
    の箇所を支持構造上の一つの箇所に連結するように構成
    され、更に前記エンジンの第１箇所を前記支持構造の第
    ２箇所に連結するように配置された第３リンクを有し、
    この第３リンクは、他の連結部のうちの一つが破損しな
    い場合には荷重を全く支持しないように構成された第３
    の箇所への連結部を更に有し、第１連結部又は第２連結
    部が破損した場合、第３リンクによって連結された三つ
    の箇所が、エンジンの軸線に平行でエンジンの重心を通
    る垂直平面の両側に一つづつ位置し且つ一つがこの垂直
    平面上に位置するように配置される、耐破損エンジンマ
    ウント。
  2. 【請求項２】前記第３リンクによって連結された前記三
    つの箇所が前記垂直平面に関して対称である、請求項１
    に記載の耐破損エンジンマウント。
  3. 【請求項３】前記第３箇所が前記エンジン上にある、請
    求項１又は２に記載の耐破損エンジンマウント。
  4. 【請求項４】前記第３箇所が前記支持構造上にある、請
    求項１又は２に記載の耐破損エンジンマウント。
JP2405393A 1989-12-05 1990-12-05 耐破損エンジンマウント Pending JPH0687495A (ja)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB898927464A GB8927464D0 (en) 1989-12-05 1989-12-05 Failure tolerant engine mounting
GB8927464.1 1990-01-12
GB909000742A GB9000742D0 (en) 1989-12-05 1990-01-12 Failure tolerant engine mounting
GB9000742.8 1990-01-12

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JPH0687495A true JPH0687495A (ja) 1994-03-29

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ID=26296313

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Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2405393A Pending JPH0687495A (ja) 1989-12-05 1990-12-05 耐破損エンジンマウント

Country Status (4)

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US (1) US5078342A (ja)
EP (1) EP0431800B1 (ja)
JP (1) JPH0687495A (ja)
DE (1) DE69012071T2 (ja)

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