JPS5950560B2 - 推力発生機関を航空機に取付ける装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は機関を航空機の構造物に取付ける装置の改良
に関する。

航空機業界では、航空機の機関は、大幅な変更又は設計
のやり直しをせずに、種々の航空機に容易に適応し得る
ことが一般に望ましい。

多くの場合、成る種類の航空機用に設計された航空機用
機関を別の種類の航空機に取付けると、機関の構造要素
に付加的な応力並びに撓みが生ずることがある。

この付加的な応力並びに撓みは、典型的には初めはそれ
自身の排気ノズルを支持するように設計された機関を、
排気ノズルが航空機構造の一体の一部分として構成され
ている航空機に取付ける場合に起る。

一般に排気ノズルを持っている航空機用機関は、航空機
に一体に取付けられた排気ノズルと共に使われる航空機
用機関より、正味の反作用推力が小さい。

前者の場合、正味の反作用推力が小さいのは、反作用推
力と反対向きの付加的なノズル荷重が機関に直接的に伝
達される為である。

後者の場合、ノズル荷重が航空機に伝達され、その為機
関に対する正味の反作用推力はノズル荷重に等しい分だ
け大きくなる。

航空機に装着されたノズル装置では、機関に作用する、
大きさが一層大きい反作用推力を受けるのは機関の主推
力受けであるが、これは機関の推力の中心からずれてい
るのが普通であり、この結果機関に対し、付加的な曲げ
モーメン１−並びにそれに伴う曲げ応力及び撓みが加わ
る。

排気ノズルを持つ機関では、この場合、ノズル荷重が機
関の周囲に沿って一様に伝達され、こうして機関に対す
る正味の反作用推力荷重を減少するので、この様な付加
的な曲げ応力並びに撓みは起らないのが普通である。

前述の付加的な曲げ応力並びに撓みは、場合によっては
、出力設定値が高い時、機関の圧縮機並びにタービンの
回転部分とその夫々の固定要素との間で擦れ合いを招く
ことがある。

この結果、出力設定値が低い時は、動作すき間が過大に
なり、それに伴って機関の効率が低下する。

勿論、上に述べた付加的な曲げ応力並びに撓みの有害な
影響は、機関の耐荷重要素の厚さを厚くするか、又はこ
れらの要素を一層丈夫な材料で作ることによって減少さ
せることが出来る。

然し、こう云う方式は、設計変更を最小限に抑え、それ
と共に重量並びに費用を最小にすると云う条件で、容易
に適応し得るエンジンを求めると云う全体的な目的にそ
ぐわない。

補助の頑状な多重受台を使えば、前述の撓みがなくせる
が、この様な方式では、動作状態での機関の熱膨張が出
来なくなると共に、機関と受台との間の界面の許容公差
を厳密に制御する必要がある。

更に、前に述べた反作用推力荷重の増加に伴う曲げ応力
並びに撓みだけを除くのが望ましい。

一般に、航空機用機関は、機関が推力を発生している時
、機関又はその部品とその周囲の航空機の構造物との間
に限られた範囲の相対的な移動が出来るように装着され
ている。

この相対的な移動が出来るようにする為、機関自体は特
定の形で撓んで、許容し得る限られた応力並びに撓みが
起るように設計されている。

前述の付加的な応力並びに撓みを除くだけでなく、機関
と航空機との間の相対的な移動も出来なくするような補
助の頑丈な固定受台を使うと、機関と航空機の間の通常
の合作が変わり、機関が撓めなくなるように拘束される
と共に、最初の設計にそぐわないような内部荷重が機関
に生ずる。

この為、補助の固定受台は前述の問題に対する満足な解
決策とはならない。

従って、この発明の目的は、航空機用機関を確実に且つ
能率よく航空機に取付ける改良された装置を提供するこ
とである。

この発明の別の目的は、航空機用機関の取付は装置とし
て、航空機用機関の構造要素に付加的な曲げ応力並びに
撓みが生じないような形で、機関を種々の航空機に結合
することが出来るようにする取付は装置を提供すること
である。

この発明の別の目的は、機関の大幅の変更又は設計仕置
しを必要とせずに、低廉な様式で機関を種々の航空機に
結合することが出来るようにする改良された取付は装置
を提供することである。

上記の目的並びに以下の説明から明らかになるその他の
目的が、この発明では、機関ケーシングが該機関の少な
くとも若干の推力発生要素を封入し且つ支持している様
な推力発生機関を航空機に取付ける装置として、ケーシ
ングを航空機に接続して、機関が航空機に対して回転運
動、垂直方向、軸方向及び横方向の運動をしないように
保持する手段を含む取付は装置を改良することによって
達成される。

この改良は、力発生手段を機関ケーシングに接続して、
可変の力を機関ケーシングに加え、機関を航空機に対し
て予定の位置に保持するものである。

この力が、機関によって発生される推力の変化に従って
変えられる。

この発明の１実施例では、機関の推力に比例する信号を
力発土手段に供給する手段が設けられる。

この信号の変化に応答して、前述の力が力発生手段によ
って変えられる。

力発生手段は流体圧力応答手段で構成することが出来、
信号は機関の圧縮機の吐出圧力であってよい。

更に詳しく云うと、流体圧力応答手段はピストンと、該
ピストンに固定されたピストン棒と、該ビスＩ・ンを受
入れるようにした室を持つハウジングとで構成すること
が出来る。

ハウジングがピストン棒を通す開口を持ち、このピスト
ン棒が開口を通抜けると共に機関ケーシング□又は航空
機のいづれかに接続される。

ハウジングが機関ケーシング又は航空機の他方に接続さ
れる。

流体圧力応答手段は、圧縮機の吐出圧力を前記室に導入
する手段をも含む。

第１図について説明すると、航空機用ターボファン機関
２０がパイロン２４によって航空機の翼２２に固定され
ている。

ターボファン機関２０は一般的に周知の形式のコア・エ
ンジン２１を有する。

これは流れに対して直列に、圧縮機と、燃焼器と、圧縮
機を駆動する第１のタービン手段と、圧縮機より先の所
で機関の上流側の端に設けらられたファン２６に接続さ
れる第２のタービン手段と、前述の機関の要素を封入し
且つ支持する機関ケーシング２３と、ファン２６を取巻
くファン・ケーシング３６とを有する。

機関ケーシング２３は次々に多数の部分を接続して構成
することが出来るが、こ・では一体の構造と考えている
。

更に機関２０が入口カウリング２８、ファン・カウリン
グ３０及びファン・ノズル３２を持っており、その各々
が軸方向並びに円周方向に伸びてコア・エンジン２１を
取巻き、大体環状の流路３４の半径方向外側の境界を限
定している。

この環状流路の中に加圧空気を通し、航空機の推進推力
を発生する。

ファン・カウリング３０が、円周方向の継手３１及び３
３に沿って、ファン・ケーシング３６に取付けられ且つ
それによって支持されている。

ファン・ケーシング３６をコア・エンジン２１に固定す
る為、支柱３８が堅固に固定されている。

入口カウリング２８及びノズル３２も、夫々円周方向に
伸びる継手３１及び３３に沿って、ファン・ケーシング
３６によって支持されている。

コア・エンジン２１が軸方向並びに円周方向に伸びる整
形部４０によって囲まれており、これがコア・エンジン
２１の周りに空気力学的な流線型の輪郭を構成する。

整形部４０がコア・ケーシング２３を取囲み、図に示し
ていない手段により、継手４１の所でコア・エンジン２
１に取付けられ、第１図に見られる様に、環状流路３４
の半径方向内側の境界を構成する。

機関２０は普通の方法でパイロン２４に取付けられる。

この場合、機関ケーシング２３が、いづれもパイロン２
４から伸びている前側の推力受は柱４２及び後側受は柱
４４に堅固に固定される。

普通、柱４２は、４２ａで示す機関との接続部で、機関
２０に対する垂直方向、横方向並びに軸方向の荷重を吸
収するように設計され、柱４４は垂直方向、横方向の荷
重並びに回転荷重を吸収するように設計される、柱４２
及び４４が、いづれも機関２０の軸方向中心線Ｙ−Ｙか
らずれた点で機関ケーシング２３を取付ける。

動作状態では、機関２０のファン２６が加圧空気を後向
きに推進させる。

加圧空気が後向きに推進すると、それに等しい反対向き
の反作用力が、加圧空気の質量並びに速度に比例して、
ファン２６に、従ってコア・エンジン２１に前向きに加
わる。

この反作用力が推力受は柱４２と機関ケーシング２３と
の間の接続部４２ａで吸収される。

加圧空気が環状流路３４を流れる時、流路３４のノズル
効果の為、並びにそれより程度は弱いが、流れる加圧空
気に伴って粘性によって誘起される抗力の為、ノズル３
２及び整形部４０に後向きの力を加える。

ノズル３２及び整形部４０がいづれもコア・エンジン２
１に固定され且つそれを取巻いているから、この力が、
機関２０の軸方向中心線から等間隔にあって、この中心
線を取巻く点で、コア・エンジン２１に伝達される。

この為、働く力は機関２０の中心線と同軸である。

容易に判る様に、圧縮空気によって加えられる後向きに
作用する力は、機関２０に対して前向きに作用する反作
用推力とは反対向きである。

この為、推力受は接続部４２ａで吸収される正味の反作
用推力は大きさが小さくなる。

次に第２図について説明すると、コア・エンジンは第１
図に示すものと同一である。

然し、コア・エンジンを取巻く要素が、これから説明す
る様に航空機に取付けられている為、コア・エンジンが
受ける反作用推力を重は、第１図の場合の荷重とは異な
る。

簡単め′為、第２図に示すコア・工ンジンに用いる参照
数字は、第１図の場合と同じにする。

図示のターボファン機関４３がコア・エンジン２１と、
入口カウリング４８と、コア・エンジン２１を取巻き且
つ封入する軸方向並びに円周方向に伸びるナセル５０と
で構成される。

第１図の普通の装置について前に述べた様に、コア・エ
ンジン２１が機関ケーシング２３及びファン・ケーシン
グ３６を含む。

ナセル５０が４９の所で航空機に直接的に取付けられ、
図示の場合は、航空機の翼５２の一体の一部分として示
しである。

入口カウリング４８がファン・ケーシング３６に堅固に
固定される。

コア・エンジン２１が、第１図の柱４２及び４４につい
て述べたのと同じ様に、前側の推力受は柱５１及び後側
の推力受は柱５３によって、ナセル５０に接続される。

ナセル５０は、ファン・ケーシング３６を取囲む前側部
分５４と、コア・エンジン２１の他の部分を取囲む後側
部分５５とを持ち、第１図のノズル３２に対応している
。

後側部分５５が、コア・エンジン２１を取囲む軸方向並
びに円周方向に伸びる面５６と、やはりコア・エンジン
２１を取囲む軸方向並びに円周方向に伸びる整形部５８
とを含み、この整形部５８が面５６から半径方向に隔た
っていて、大体環状の流路６０を構成し、この中に加圧
空気を通して航空機に対する推進推力を発生する。

整形部５８が、円周方向に相隔たって軸方向並びに半径
方向に伸びる複数個のウェブ５９により、後側部分５５
によって支持されている。

加圧空気が環状の流路６０の中を流れると、流路６０の
ノズル効果の為、並びにそれより程度は弱いが、加圧空
気の流れに伴って粘性によって発生される抗力の為、ナ
セル５０に対し後向きの力が働く。

然し、第２図に示す実施例では、第１図に示す方式の場
合にコア・エンジン２１に伝達されたのと異なり、この
後向きに作用する力が航空機の翼５２に伝達される。

この為、今の場合、この力がコア・エンジン２１に働く
反作用推力から差し引かれず、その結果、推力受は柱５
１の所で一層大きな力が吸収される。

反作用推力が、機関４２の軸方向中心線から離れた、機
関ケーシング２３と推力受は柱５１との間の接続部５１
ａで吸収されるので、増大した反作用推力荷重により曲
げモーメントが増加し、これが機関ケーシング２３に付
加的な望ましくない曲げ応力並びに曲げの撓みを誘起す
る。

第１図に示した普通の取付は方式でも曲げモーメントが
存在するが、第２図の接続部５１ａに働く反作用推力が
一層大きいので、この曲げモーメントが過大になる。

この発明は、前述の過大な曲げモーメントを許容し得る
レベルまで下げる改良された取付は装置を対象とする。

この発明では、複数個の力発生用支柱６２をコア・エン
ジン２１とナセル５０との間に接続し、第１図の従来の
装置に於てノズル３２によって生ずる力に相当する後向
きの荷重をコア・エンジン２１に対して誘起する。

力発生用支柱６２の１端をナセル構造５０に接続した場
合を示しであるが、この接続は航空機の翼５２と一体の
他の部分と、コア・エンジン２１自体の頑丈な部分との
間に対して行ってもよい。

第２図には１個の力発生用支柱６２しか示してないが、
また多くの場合、１個の支柱６２だけでこの発明の目的
を達成するのに十分であるが、コア・エンジン２１の周
囲に沿って隔たる複数個の支柱６２を設けることもこの
発明の範囲内に属する。

４個の支柱６２を用い、その内の２個を機関の水平中心
線Ａ−Ａに沿って、時計の３時及び９時の位置に設け、
他の２個を水平中心線Ａ−Ａの下方で、第３図に示す様
に時計の４時及び８時の位置に設けるのが最も有利であ
ることが判った。

第４図は第２図に示した力発生用支柱６２の拡大図であ
る。

この実施例では、支柱６２が流体圧力応答装置であって
、ハウジング６４を持ち、その室６６がピストン６８を
受入れるようになっている。

ハウジング６４の中心に開ロア０が設けれ、これがピス
トン６８に固定されたピストン棒７２を通す。

ハウジング６４に普通の手段によって端蓋７４を固定す
る。

導管７８がハウジング６４の開口８０を介して室６６と
連通し、支柱６２によって発生される力のレベルを制御
する為、室６６に流体圧力信号を供給する。

導管７８の他端が、圧力源に接続されるが、その目的は
後で説明する。

端蓋７４が突出する取付はボス８２を持ち、これがナセ
ル５０に固着された取付はフランジ８４に固定されるよ
うになっている。

ピストン棒７２に取付はボス８６が設けられ、これがフ
ァン・ケーシング３６に固着された取付はフランジ８８
に固定されるようになっている。

こうして、力発生用支柱６２がナセル５０とファン・ケ
ーシング３６との間に固定され、これから説明する様に
、コア・エンジン２１を後向きに偏圧する可変の力を発
生し、こうして曲げモーメントを許容し得るレベルに下
げる。

支柱６２の室６６が導管７８を介して、圧力信号を発生
する流体圧力源（図に示してない）と連通する。

こうすることにより、支柱６２によって発生される力の
大きさを制御し且つ決定する。

具体的に云うと、導管７８がコア・エンジン２１の圧縮
機の出口と連通し、圧縮機の吐出圧力を持つ加圧空気を
室６６に送出す。

この加圧空気がピストン６８の左側の面（第４図で見て
）に作用し、これがピストン棒７２によって、コア・エ
ンジン２１のファン・ケーシング３６、従ってコア・エ
ンジン２１に加えられる。

ピストン６８によってファン・ケーシング３６に加えら
れる力は、コア・エンジン２１に対して前向きに作用す
る反作用推力と反対向きであり、この為、推力受は柱５
１と機関ケーシング２３との接続部５１ａで吸収される
正味の反作用推力荷重が減少する。

更に、支柱６２によって発生された力がファン・ケーシ
ング３６並びにそれに伴ってコア・エンジン２１を、機
関に対して通常の許容し得る曲げ応力並びに撓みしか加
わらないような予定の位置に保つ。

勿論、この予定の位置は、支柱６２によって発生される
力の大きさに伴って変化する。

上に述べた様に正味の反作用推力荷重を減少すると共に
コア・エンジンを予定の位置に保持することにより、コ
ア・エンジン２１に望ましくない付加的な曲げモーメン
ト並びにそれに伴う曲げ応力及び撓みが発生することが
防止される。

この為、機関の圧縮機及びタービンの回転部分と夫々の
固定要素との間の干渉が避けられる。

支柱６２は、それらが協調して作用する時、ノズル３２
を機関２１に取付けることによって得られるのと略同じ
荷重がコア・エンジン２１に加わるように設計すること
が出来る。

この発明は、付加的な曲げモーメントを除くのに役立つ
が、支柱６２が固定の堅固な受台ではないので、推力を
発生する動作中に、機関が撓み、航空機に対して機関が
普通の様に相対的な移動が出来るようにする。

更に、支柱６２によって発生される力がハウジング６４
に対するピストン６８の相対的な位置に無関係であるか
ら、発生される力はファン・ケーシング３６とナセル５
０との間の動きに無関係である。

この為、支柱６２は、他の場合に前述の悪影響を招く過
度の応力並びに撓みを除くと同時に、機関とナセルとの
間の通常の許容し得る動きが出来るようにすると共に、
機関の許容し得る撓みが起り得るようにする。

コア・エンジン２１の圧縮機によって発生される圧力の
大きさは、コア・エンジン２１によって発生される推力
のレベルに比例する。

この為、支柱６２によって発生される力が圧縮機の圧力
に関係するから、これは発生される推力に従って且つそ
れに比例して可変である。

この為、機関の推力が増加して、コア・エンジンに対す
る反作用推力が増加すると、支柱６２によって発生され
る力が増加して、反作用推力の増加分を打消す。

この為、推力受は柱５１によって吸収される正味の反作
用推力荷重が、コア・エンジン２１のあらゆる出力設定
状態で許容し得るレベルに保たれ、過度に大きい曲げモ
ーメント並びにそれに伴う曲げ応力及び撓みがなくなる
。

以上好ましい実施例について説明した場合は、圧縮機の
吐出圧力を用いて、支柱６２によって発生される力の大
きさを制御し且つ設定するものであるが、この発明では
、この他の信号並びに力発生器を用いてもよい。

例えば、支柱６２と同様な支柱を利用して、電気的、機
械的又はその他の圧力応答性手段によって力を発生して
もよく、信号は電気又は機械的な信号であってもよい。

支柱が流体圧力に応答するものであるが、燃料圧力又は
コア・エンジン２１の他の段から抽出した圧力の様なそ
の他の圧力信号を利用してもよい。

【図面の簡単な説明】

第１図は従来の方法に従って航空機に取付けられた機関
を示す図、第２図はこの発明に従って取付けられた機関
を示す図、第３図はこの発明の好ましい１形式による改
良された取付は装置を示す略図、第４図は第２図に示し
た取付は装置の一部分の拡大断面図である。 主な符号の説明、２０：機関、２３：エンジン・ケーシ
ング、３６：ファン・ケーシング、３８：支柱、５０：
ナセル、５１．５３：推力受は柱、５２：翼、６２：支
柱。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 機関のケーシングが該機関の少なくとも若干の推力
   発生要素を封入し且つ支持していて、該ケーシングを航
   空機に接続して機関が航空機に対して回動運動並びに軸
   方向、垂直方向及び横方向の運動をしないように保持す
   る手段を持つ、推力発生機関を航空機に取付ける装置に
   於て、力発生手段をケーシングに作動的に接続して、機
   関を航空機に対して予定の位置に保持する為にケーシン
   グに対して可変の力を加えるようにしたことを特徴とす
   る装置。 ２、特許請求の範囲１に記載した装置に於て、力発生手
   段によって加えられる可変の力が機関によって発生され
   る推力の変化に従って可変である装置。 ３ 特許請求の範囲１に記載した装置に於て、機関によ
   って発生される推力レベルに比例した信号を力発生手段
   に加える手段を有し、前記力発生手段が該信号を受取っ
   て、該信号の変化に応答して可変の力を変えるようにし
   た装置。 ４ 特許請求の範囲１に記載した装置に於て、機関の発
   生された推力が第１のレベルにある時には前記可変の力
   が第１の予定の大きさを持ち、機関の発生された推力が
   第２のレベルにある時には前記可変の力が第２の予定の
   大きさを持つ装置。 ５ 特許請求の範囲１に記載した装置に於て、力発生手
   段が流体圧力応答手段を含む装置。 ６ 特許請求の範囲５に記載した装置に於て、圧力応答
   手段が、機関によって発生された推力の大きさを表わす
   流体圧力に応答する装置。 ７ 特許請求の範囲６に記載した装置に於て、流体圧力
   が機関の圧縮機の吐出圧力である装置。 ８ 特許請求の範囲７に記載した装置に於て、圧力応答
   手段が、ピストンと、該ピストンに固定されたピストン
   棒と、前記ピストンを受入れるようにした室を持つハウ
   ジングとで構成され、ピストン棒がハウジングから伸び
   ていて機関ケーシング又は航空機の内の一方に固定され
   、ハウジングが機関ケーシング又は航空機の内の他方に
   固定され、更に、前記圧力応答手段が、圧縮機の吐出圧
   力を前記室に送込む手段を有する装置。