JPS6210879B2 - - Google Patents

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JPS6210879B2
JPS6210879B2 JP54004020A JP402079A JPS6210879B2 JP S6210879 B2 JPS6210879 B2 JP S6210879B2 JP 54004020 A JP54004020 A JP 54004020A JP 402079 A JP402079 A JP 402079A JP S6210879 B2 JPS6210879 B2 JP S6210879B2
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JP
Japan
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engine
wing
support structure
ball joint
support
Prior art date
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JP54004020A
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JPS54153499A (en
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Maafui Patoritsuku
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Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
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Publication of JPS6210879B2 publication Critical patent/JPS6210879B2/ja
Granted legal-status Critical Current

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plant of jet type

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は翼に取付けられる飛行機エンジンの取
付装置に関する。
ある種の飛行機の設計において、飛行機の１つ
または複数のエンジンが飛行機の翼の前縁部に取
付けられている。このようなエンジンを取付ける
ための標準的手段は、エンジンを翼の前部翼げた
から片持梁で支えることであり、前部翼げたから
前方に延在するエンジンを正しく支持するために
十分な強度を有するように前部翼げたを設計する
ことが必要である。
このような例は「上面吹出し」を利用する
STOL式飛行機（すなわち短距離離着陸飛行機」
に見い出される。このSTOL機において、ジエツ
トエンジンからの排気は翼の上面の上を流れるよ
うになつている。この上面吹出を最大限に利用す
るために、エンジンの出口ノズルをより前方（例
えば翼の前縁部から約20％の地点）に配置しなけ
ればならない。これによつてエンジンの重心が前
部翼げたのかなり前方に位置して、高いモーメン
トが前部翼げたおよび翼の他の構造部分に伝達さ
れるようになる。エンジンを翼から支持すること
に関し考慮しなければならない他の要素は翼が長
さ方向に沿つて胴体に対し撓むように翼を設計す
ることである。従つてエンジン取付装置は翼の撓
みを妨害してはならないし、また翼の撓みによつ
て飛行機のいかなる部材にも余分な荷重をかけて
はいけない。これらの問題が本発明が解決しよう
とするところのものである。
本発明によれば、胴体、翼および前記胴体に隣
接して配置された少くとも１つのエンジンを有
し、該エンジンは前記翼の前縁部から前方に延在
して取付けられている飛行機におけるエンジンの
取付装置であつて、エンジンのカバーと、該カバ
ー内にあつて前記エンジンを支持するためのほぼ
円筒形の支持構造体と、垂直支持リンクとを有
し、前記支持構造体は前記エンジンのほぼ長さ方
向に沿つて延在していて、前記翼の前縁部に近接
した後端部において該翼上の２つの横方向に間隔
を置いたヒンジマウントに、水平横方向に延びる
回転軸線の回りに限定された回動を行ない得ると
ともに、垂直方向に延びる軸線の回りに水平横方
向にも限定された回動を行ない得るように、ボー
ルジヨイント部材を介して連結された２つの横方
向に間隔を置いた取付アームを有し、前記垂直支
持リンクはほぼ垂直方向に延びていて、前記取付
アームよりも前方の位置において前記支持構造体
に取付けられた支持ブラケツト及び前記胴体に取
付けられた支持ブラケツトにそれぞれ端部がボー
ルジヨイント部材を介して連結されていて、前記
エンジンをほぼ垂直方向に支持していることを特
徴とする飛行機エンジンの取付装置が提供され
る。
本発明はかような構成を備えて、エンジンを翼
と胴体とで支持しているにもかかわらず、翼が長
さ方向に沿つて胴体に対して撓むことが、何ら妨
害されずに、行えるようになつており、また翼の
撓みによつて飛行機のいかなる部材にも過度の荷
重がかからないようになつているという効果を奏
する。
また、本発明によれば、前記した飛行機エンジ
ンの取付装置において、前記取付アームはそれぞ
れ一対の耳部を有し、前記ヒンジマウントはそれ
ぞれ前記一対の耳部の間に延びていて前記一対の
耳部の間に配置されている前記ボールジヨイント
部材に連結されており、更に、２つの前記取付ア
ームのうちの前記胴体に近い方の取付アームと、
２つの前記ヒンジマウントの間の前記翼とにそれ
ぞれ端部がボールジヨイント部材を介して連結さ
れていて前記支持構造体および前記翼の間の横方
向の移動に抵抗するようにされた横支持リンクを
備えた飛行機エンジンの取付装置が提供される。
以下、図面に従つて、本発明の実施例について
説明する。
第１図において、胴体１２、翼１４および一対
のエンジン１６を有する飛行機１０が示される。
エンジン１６は胴体１２の両側に近接した位置に
おいて、翼１４の前縁部から前方に延在するよう
に取付けられている。各エンジン１６はコアエン
ジン１８およびフアンセクシヨン２０を有する。
各エンジン１６はエンジン１６の実質的全長にわ
たつて延在するエンジンのカバー（即ち、カウ
ル）２２を有する。このカバー２２の前および中
部はエンジンの入口およびバイパスダクトを形成
しており、後部は、コアエンジン１８からの排気
ガスと、フアンセクシヨン２０からの空気とが混
合して、複合ジエツト排気を形成するような混合
領域を形成する。複合ジエツト排気は２４におい
てエンジンの後端部から排出され翼上面２６の上
を通過する。
各エンジン１６はほぼ円筒形でカバー２２内に
配置された支持構造体２８によつて支持されてい
る。この支持構造体２８は、その後端部におい
て、２つの後方に延在する取付アーム３０を有す
る。２つの取付アーム３０は互いに横方向に離れ
ていて、エンジン１６の大体中間の高さにおいて
エンジン１６の両側に配置されるようになつてい
る。支持構造体２８の前端部はフアンセクシヨン
２０の位置まで延在すると共に適当な装置によつ
てフアンセクシヨン２０に連結される。コアエン
ジン１８およびフアンセクシヨン２０はこれらに
よつて形成される荷重のすべてが支持構造体２８
に直接伝えられ、次に支持構造体２８が飛行機に
これらの荷重を伝えるように支持構造体２８に取
付けられる。コアエンジン１８およびフアンセク
シヨン２０を支持構造体２８に取付ける手段は、
説明していないが、これは本発明の一部分を形成
するものではない。
支持構造体２８は２つの後部のヒンジマウント
３２、前部の垂直支持リンク３４、および後部の
横支持リンク３６によつて飛行機に連結されてい
る。
２つの後部のヒンジマウント３２は翼１４の前
部翼げた３７の前面に連結される。各ヒンジマウ
ント３２には横方向に整合した開口３８が形成さ
れている。開口３８は球面に成形され内部にボー
ルジヨイント部材４０を受け入れるようになつて
いる。次に各ボールジヨイント部材４０には円筒
貫通開口４２が形成され、横方向に整合するヒン
ジピン４４を受入れるようになつている。各ヒン
ジピン４４の両端部は支持構造体２８の各取付ア
ーム３０の後端部における一対の耳部４６に固定
される。従つて、エンジン１６の支持構造体２８
がヒンジ連結されて、２つのヒンジマウント３２
のヒンジピン４４と一致する水平横方向の軸線の
回りに運動するようになつていることが理解され
る。
耳部４６の各対は、その組合うボールジヨイン
ト部材４０およびヒンジマウント３２から若干外
側に間隔に置いて配置され、各取付アーム３０お
よびそれに組合うヒンジマウント３２の間に若干
の横方向の移動が可能となつている。また各ボー
ルジヨイント部材４０によつて、各取付アーム３
０およびこれに組合うヒンジマウント３２の間で
いかなる回転軸線の回りにでも限定された相対回
転ができるようになつている。従つて、いずれか
一方のエンジン１６の２つのヒンジマウント３２
の間に翼に撓が起つた場合に、２つの取付アーム
３０およびこれらに組合うヒンジマウント３２の
間の相対的横方向の運動および回転運動が可能で
あつて、前述した翼の撓みを制限しないようにな
つている。
前述の横支持リンク３６は第１の端部４８によ
つて、第１のブラケツト５０に連結される。第１
のブラケツト５０は外側のヒンジマウント３２の
若干内側の位置において前部翼げた３７に取付け
られる。横支持リンク３６は第２のブラケツト５
４に第２の端部５２で連結される。次に第２のブ
ラケツト５４はヒンジピン４４の若干前方で組合
う取付アーム３０の内側に固定される。第１の端
部４８は前部翼げた３７の長手方向の軸線に対し
いかなる軸線の回りにも回転するようにボールジ
ヨイント部材に取付けられ、第２の端部５２は同
様に、いかなる軸線の回りにも回転するようにボ
ールジヨイント部材によつて組合うブラケツト５
４に取付けられる。従つて、横支持リンク３６は
支持構造体２８の後端部の横方向の運動に抵抗す
るが、一方、ヒンジマウント３２の位置におい
て、支持構造体２８および前部翼げた３７の間の
若干の相対回転を可能ならしめている。
前部の垂直支持リンク３４は第６図に最も良く
示されており、下端部５６において、飛行機の胴
体１２に固定された支持ブラケツト５８に取付け
られている。垂直支持リンク３４の上端部６０は
支持構造体２８の前部の内側に連結された支持ブ
ラケツト６２に連結されている。垂直支持リンク
３４の上端部６０および下端部５６はボールジヨ
イント部材によつてそれぞれ支持ブラケツト６２
および５８に連結され、垂直支持リンク３４の長
手方向に対しいかなる軸線のまわりにも回転する
ようになつている。従つて、垂直支持リンク３４
の上端部６０及び下端部５６において垂直支持リ
ンク３４が胴体１２および支持構造体２８に対し
回転して、垂直支持リンク３４が、これらの間の
運動を規制せず翼１４が撓んでいる間、支持構造
体２８が翼１４に対し相対的に運動できるように
なつている。従つて、垂直支持リンク３４に作用
する荷重は長さ方向に沿つた実質的に軸線方向荷
重である。垂直支持リンク３４は垂直から若干傾
いているが、実質的には垂直方向に整合してい
る。
以下、本発明の機能的特性を説明する。エンジ
ン１６の重心は長手方向の軸線上で２つのヒンジ
マウント３２および垂直支持リンク３４の間の大
体真中の位置にあるが故に、エンジン１６の重量
は基本的に垂直支持リンク３４および外側のヒン
ジマウント３２によつて支持される。内側のヒン
ジマウント３２は、安定性を与え、エンジン１６
が垂直支持リンク３４から外側のヒンジマウント
３２まで延びる線の回りに相対回転することを防
ぐ役目をしている。横支持リンク３６は一つの位
置（すなわちブラケツト５４）において内側の取
付アーム３０に連結し、一つの位置（すなわちブ
ラケツト５０）において前部翼げた３７に連結し
ているので、支持構造体２８が前部翼げた３７に
対し横方向に動くことを制限するが、一方、取付
アーム３０およびこれらのヒンジマウント３２の
間の限定された横方向運動および回転運動を可能
にするようになつている。エンジン１６の前部に
作用する横方向の荷重は２つのヒンジマウント３
２において抵抗される。
さて、飛行機１０が実質的な推進力を形成する
ように作動するエンジンによつて飛行しているも
のと仮定しよう。各エンジン１６の推進力は支持
構造体２８に作用され、次に支持構造体２８は力
をヒンジマウント３２を介して前部翼げた３７に
作用させる。支持構造体２８の熱膨張はヒンジマ
ウント３２の両側の一対の耳部４６の間隙によつ
て許容される。飛行中、翼１４が上方または下方
に撓むような場合、支持構造体２８の前部の垂直
方向の位置が垂直支持リンク３４によつて胴体に
固定されているが故に、支持構造体２８の後端部
は、ヒンジマウント３２の位置において前部翼げ
た３７に対して幾分か相対回転を行なう。
支持構造体２８の２つのヒンジマウント３２の
間で前部翼げた３７の長さ方向に沿つて撓みが存
在するが故に、これらのヒンジマウント３２のま
わりの回転は均一でない。しかしながら、前に指
摘したように、ボールジヨイント部材４０、耳部
４６およびヒンジマウント３２の間の公差の故に
若干の横方向運動および回転が可能とされ、２つ
のヒンジマウント３２の間で前部翼げた３７が撓
むことが可能となるようになつている。垂直支持
リンク３４がその上端部６０及び下端部５６の両
方において枢支されているが故に、垂直支持リン
ク３４は胴体１２および支持構造体２８の間にそ
の軸線方向の荷重のみを作用させる。支持構造体
２８が実質的に剛体でほぼ円筒形をしていること
により、垂直支持リンク３４によつて作用される
中心をずれた垂直方向の力は支持構造体２８に許
容限度を越えるねじれ力を作用させることはな
い。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明によつて取付けられた２つのエ
ンジンを有する飛行機の一部の頂面図。第２図は
第１図に示す飛行機のエンジンの一つの部分的に
断面で示した側面図。第３図は第１図の線３―３
に沿つた拡大断面図。第４図は第１図の線４―４
に沿つた拡大断面図。第５図は第２図の線５―５
に沿つた拡大断面図。第６図は垂直支持リンクの
構成を示す第１図の線６―６に沿つた拡大断面
図。 １０……飛行機、１２……胴体、１４……翼、
１６……エンジン、１８……コアエンジン、２０
……フアンセクシヨン、２２……カバー、２８…
…支持構造体、３０……取付アーム、３２……ヒ
ンジマウント、３４……垂直支持リンク、３６…
…横支持リンク、３７……スパー、４０……ボー
ルジヨイント部材、４６……耳部、５８，６２…
…支持ブラケツト。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ 胴体１２、翼１４および前記胴体１２に隣接
    して配置された少くとも１つのエンジン１６を有
    し、該エンジン１６は前記翼１４の前縁部から前
    方に延在して取付けられている飛行機１０におけ
    るエンジンの取付装置であつて、エンジンのカバ
    ー２２と、該カバー２２内にあつて前記エンジン
    １６を支持するためのほぼ円筒形の支持構造体２
    ８と、垂直支持リンク３４とを有し、前記支持構
    造体２８には前記エンジン１６のほぼ長さ方向に
    沿つて延在していて、前記翼１４の前縁部に近接
    した後端部において該翼１４上の２つの横方向に
    間隔を置いたヒンジマウント３２，３２に、水平
    横方向に延びる回転軸線の回りに限定された回動
    を行ない得ることともに、垂直方向に延びる軸線
    の回りに水平横方向にも限定された回動を行ない
    得るように、ボールジヨイント部材４０，４０を
    介して連結された２つの横方向に間隔を置いた取
    付アーム３０，３０を有し、前記垂直支持リンク
    ３４はほぼ垂直方向に延びていて、前記取付アー
    ム３０，３０よりも前方の位置において前記支持
    構造体２８に取付けられた支持ブラケツト６２及
    び前記胴体１２に取付けられた支持ブラケツト５
    ８にそれぞれ端部６０，５６がボールジヨイント
    部材を介して連結されていて、前記エンジン１６
    をほぼ垂直方向に支持していることを特徴とする
    飛行機エンジンの取付装置。 ２ 胴体１２、翼１４および前記胴体１２に隣接
    して配置された少くとも１つのエンジン１６を有
    し、該エンジン１６は前記翼１４の前縁部から前
    方に延在して取付けられている飛行機１０におけ
    るエンジンの取付装置であつて、エンジンのカバ
    ー２２と、該カバー２２内にあつて前記エンジン
    １６を支持するためのほぼ円筒形の支持構造体２
    ８と、垂直支持リンク３４とを有し、前記支持構
    造体２８は前記エンジン１６のほぼ長さ方向に沿
    つて延在していて、前記翼１４の前縁部に近接し
    た後端部において該翼１４上の２つの横方向に間
    隔を置いたヒンジマウント３２，３２に、水平横
    方向に延びる回転軸線の回りに限定された回動を
    行ない得るとともに、垂直方向に延びる軸線の回
    りに水平横方向にも限定された回動を行ない得る
    ように、ボールジヨイント部材４０，４０を介し
    て連結された２つの横方向に間隔を置いた取付ア
    ーム３０，３０を有し、前記垂直支持リンク３４
    はほぼ垂直方向に延びていて、前記取付アーム３
    ０，３０よりも前方の位置において前記支持構造
    体２８に取付けられた支持ブラケツト６２及び前
    記胴体１２に取付けられた支持ブラケツト５８に
    それぞれ端部６０，５６がボールジヨイント部材
    を介して連結されていて、前記エンジン１６をほ
    ぼ垂直方向に支持しており、前記取付アーム３
    ０，３０はそれぞれ一対の耳部４６，４６を有
    し、前記ヒンジマウント３２，３２はそれぞれ前
    記一対の耳部４６，４６の間に延びていて前記一
    対の耳部４６，４６の間に配置されている前記ボ
    ールジヨイント部材４０，４０に連結されてお
    り、更に、２つの前記取付アームのうちの前記胴
    体１２に近い方の取付アーム３０と、２つの前記
    ヒンジマウント３２，３２の間の前記翼１４とに
    それぞれ端部５２，４８がボールジヨイント部材
    を介して連結されていて前記支持構造体２８およ
    び前記翼１４の間の横方向の移動に抵抗するよう
    にされた横支持リンク３６を備えたことを特徴と
    する飛行機エンジンの取付装置。
JP402079A 1978-05-22 1979-01-19 Mounting device of aircraft engine Granted JPS54153499A (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US05/908,074 US4213585A (en) 1978-05-22 1978-05-22 Mounting system for a wing mounted aircraft engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS54153499A JPS54153499A (en) 1979-12-03
JPS6210879B2 true JPS6210879B2 (ja) 1987-03-09

Family

ID=25425126

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP402079A Granted JPS54153499A (en) 1978-05-22 1979-01-19 Mounting device of aircraft engine

Country Status (6)

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US (1) US4213585A (ja)
JP (1) JPS54153499A (ja)
DE (1) DE2902046A1 (ja)
FR (1) FR2426610A1 (ja)
GB (1) GB2021497B (ja)
IT (1) IT1114371B (ja)

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Also Published As

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