JPS63195099A - 航空機とパワープラントの組合せ - Google Patents
航空機とパワープラントの組合せInfo
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- JPS63195099A JPS63195099A JP63010551A JP1055188A JPS63195099A JP S63195099 A JPS63195099 A JP S63195099A JP 63010551 A JP63010551 A JP 63010551A JP 1055188 A JP1055188 A JP 1055188A JP S63195099 A JPS63195099 A JP S63195099A
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- JP
- Japan
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- aircraft
- combination
- power plant
- cowl
- connecting rod
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- Pending
Links
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 7
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
- WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N pyrogallol Chemical compound OC1=CC=CC(O)=C1O WQGWDDDVZFFDIG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C7/00—Structures or fairings not otherwise provided for
- B64C7/02—Nacelles
-
- 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
- B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
- B64D29/02—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings associated with wings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Apparatus For Radiation Diagnosis (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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は航空機への流体流パワープラントの取付けに関
する。
する。
パイロンを介して流体流パワープラントを航空機主翼の
下側に結合することは公認された慣行である。さらに、
パイロンをパワープラントの縦軸線に整合するパワープ
ラントの上死点に配置することは公知の慣行である。
下側に結合することは公認された慣行である。さらに、
パイロンをパワープラントの縦軸線に整合するパワープ
ラントの上死点に配置することは公知の慣行である。
上記の仕方でそのようなパワープラントが取付けられる
、はとんど全ての航空機はまた共通の主翼平面形を有す
る、つまり主翼は後退翼である。
、はとんど全ての航空機はまた共通の主翼平面形を有す
る、つまり主翼は後退翼である。
この設計は多くの利点を有するが、しかしまた欠点も有
し、それは空気流が主翼の前縁から方向を変えて、完全
に翼弦方向に流れずに航空機胴体から遠ざかって翼幅方
向に広がる傾向のあることである。主翼下面とパワープ
ラント・カウルの上面との間の狭い空間に、パイロンの
内方側に対して空気のたまりが生ずる。内方側とは、航
空機胴体に近い方のパイロ／の側面の意味である。局部
的な流速の増加が生じ、これはその区域に衝撃波を発生
する性質のものである。
し、それは空気流が主翼の前縁から方向を変えて、完全
に翼弦方向に流れずに航空機胴体から遠ざかって翼幅方
向に広がる傾向のあることである。主翼下面とパワープ
ラント・カウルの上面との間の狭い空間に、パイロンの
内方側に対して空気のたまりが生ずる。内方側とは、航
空機胴体に近い方のパイロ／の側面の意味である。局部
的な流速の増加が生じ、これはその区域に衝撃波を発生
する性質のものである。
本発明は航空機と流体流ノ９ワープラントの改良された
組合せを与えることを目的とする。
組合せを与えることを目的とする。
本発明によれば、組合せは航空機と、該航空機の主翼構
造の下側に連接装置を介して結合される流体流パワープ
ラントと、を含み、パワープラントの縦方向中心線の片
側、それも、航空機胴体に対して内方の片側のみに連接
棒の結合点を与えることと、航空機胴体に対して内方に
あって主翼下面に対し少なくともほぼ直角な平面の中に
ある壁を含んで前記連接棒を包む空力形状の箱構造を与
えることと、をこの改良が含む。
造の下側に連接装置を介して結合される流体流パワープ
ラントと、を含み、パワープラントの縦方向中心線の片
側、それも、航空機胴体に対して内方の片側のみに連接
棒の結合点を与えることと、航空機胴体に対して内方に
あって主翼下面に対し少なくともほぼ直角な平面の中に
ある壁を含んで前記連接棒を包む空力形状の箱構造を与
えることと、をこの改良が含む。
以下に添付図面を参照しつつ、本発明の詳細な説明する
。
。
第１図を参照すると、ダクテット”ファン・ガスタービ
ンエンジン１０が航空機の主翼１２から支持される。こ
の支持は以下のように行われる。１対の連接棒１４．１
６がダクテッドファン・ガスタービンエンジン１０の重
量を支えてトルク負荷に耐える。各連接棒１４，１６の
一端はファンカウル１８の一部を形成する局部補強構造
にピン止めされ、他端は主Ｒ１２の主前桁２０にピン止
めされる。ピン結合は当業者にとって公知であるので、
中心記号として略式に示されるに過ぎない。
ンエンジン１０が航空機の主翼１２から支持される。こ
の支持は以下のように行われる。１対の連接棒１４．１
６がダクテッドファン・ガスタービンエンジン１０の重
量を支えてトルク負荷に耐える。各連接棒１４，１６の
一端はファンカウル１８の一部を形成する局部補強構造
にピン止めされ、他端は主Ｒ１２の主前桁２０にピン止
めされる。ピン結合は当業者にとって公知であるので、
中心記号として略式に示されるに過ぎない。
いま１本の長い連接棒２２の一端はファンカウル１８の
一部を形成する前記構造にピン止めされ、他端は主翼１
２の主後桁２４にピン止めされる。
一部を形成する前記構造にピン止めされ、他端は主翼１
２の主後桁２４にピン止めされる。
連接棒２２を表わす術語は「ト１ラッグ・リンク」で、
その機能はエンジン１０の推力荷重を引張り荷重、つま
シ「ドラッグ（引張シ）」の形で主桁２４に伝達し１．
このト９ラッグが関連航空機の前進運動金生ずる。連接
棒２２の結合部も公知であるから略示しである。
その機能はエンジン１０の推力荷重を引張り荷重、つま
シ「ドラッグ（引張シ）」の形で主桁２４に伝達し１．
このト９ラッグが関連航空機の前進運動金生ずる。連接
棒２２の結合部も公知であるから略示しである。
さらに、冗長の連接棒２６が主前桁２０とカウル１８の
補強構造との間に設けられて、それらを連結する。その
目的は、連接棒２２が破損した場合に、通常は連接棒２
２によシ伝達される荷重を少なくとも一時的に伝達する
ことである。
補強構造との間に設けられて、それらを連結する。その
目的は、連接棒２２が破損した場合に、通常は連接棒２
２によシ伝達される荷重を少なくとも一時的に伝達する
ことである。
板金箱構造２８が連接棒を包み、空力形状の箱を与え、
航空機の飛行中、その箱の回りに最少の乱れをもって大
気が流れる。箱構造２８はカウル１８の空気取入口３０
の前縁近くの位置まで前方に延在する。連接棒１４．１
６．２２．２６は全て、第１図で見てエンジン１０の中
心線を含む垂直平面の背後にずれているので、この延在
部は破線で示される。これは第１図ないし第４図に、よ
シ明らかに示される。箱構造２８は連接棒を包囲してい
るので、当然、箱構造２８も連接棒同様に心がずれてい
る。
航空機の飛行中、その箱の回りに最少の乱れをもって大
気が流れる。箱構造２８はカウル１８の空気取入口３０
の前縁近くの位置まで前方に延在する。連接棒１４．１
６．２２．２６は全て、第１図で見てエンジン１０の中
心線を含む垂直平面の背後にずれているので、この延在
部は破線で示される。これは第１図ないし第４図に、よ
シ明らかに示される。箱構造２８は連接棒を包囲してい
るので、当然、箱構造２８も連接棒同様に心がずれてい
る。
本発明の効果にとって、このずれは航空機胴体３２に対
して内方のエンジン１０の側であることが重要である（
第３図および第４図）。従って、主翼２１の前縁に達し
てその下側を流れる前記大気は矢印３４（第２図）が示
すように、翼弦の方に進まずに翼端に向って曲り始め、
箱構造２８の内方側はその空気流を止めてカウル１８と
主翼１２の下側との間にためる。よりて心のずれた取付
けは、衝撃波を伴う局部的な流速の大きな増大を発生し
た、従来容認されている極く好ましくない事柄を軽減す
る。
して内方のエンジン１０の側であることが重要である（
第３図および第４図）。従って、主翼２１の前縁に達し
てその下側を流れる前記大気は矢印３４（第２図）が示
すように、翼弦の方に進まずに翼端に向って曲り始め、
箱構造２８の内方側はその空気流を止めてカウル１８と
主翼１２の下側との間にためる。よりて心のずれた取付
けは、衝撃波を伴う局部的な流速の大きな増大を発生し
た、従来容認されている極く好ましくない事柄を軽減す
る。
後退翼の航空機、つまシ、主翼が後方に傾斜して翼端が
翼付根よりも後方にある航空機は常に横方向に曲る空気
流特性を示す。よりて、本発明はこのような航空機に利
用すれば大きな効果を挙げる。
翼付根よりも後方にある航空機は常に横方向に曲る空気
流特性を示す。よりて、本発明はこのような航空機に利
用すれば大きな効果を挙げる。
箱構造２８は、外方側壁３５（第１図ないし第４図）、
内方側壁３６（第２図ないし第４図）、および下方壁３
８（第１図ないし第４図）を有し、下方壁３８はファン
ノズル４０の外周から、ファンノズル４０と箱構造２８
の下流端との中間まで、延在する推進流体の膨張表面を
形成する。
内方側壁３６（第２図ないし第４図）、および下方壁３
８（第１図ないし第４図）を有し、下方壁３８はファン
ノズル４０の外周から、ファンノズル４０と箱構造２８
の下流端との中間まで、延在する推進流体の膨張表面を
形成する。
本例において、推進流体はダクテッドファン・ガスター
ビンエンジン１０のダクテッドファンに作用された空気
である。本発明はダクテッｒファ／・ガスタービンエン
ジンに限定されない。燃焼、生成物の排出のみによシ推
進力を与える種類のガスタービンエンジンも本発明の取
付けによって関連航空機の主翼に結合されることができ
る。
ビンエンジン１０のダクテッドファンに作用された空気
である。本発明はダクテッｒファ／・ガスタービンエン
ジンに限定されない。燃焼、生成物の排出のみによシ推
進力を与える種類のガスタービンエンジンも本発明の取
付けによって関連航空機の主翼に結合されることができ
る。
つぎに第３図を参照すると、ダクテッピファンのカウル
１８は２重壁構造で、連接棒１４．１６．２２．２６の
端部が結合される２重壁の部分は残りの部分よりも補強
されている。ガスタービンエンジンを上記のように用い
て取付ける場合は、ガスタービンエンジンのカウルも、
相当する位置を補強される。
１８は２重壁構造で、連接棒１４．１６．２２．２６の
端部が結合される２重壁の部分は残りの部分よりも補強
されている。ガスタービンエンジンを上記のように用い
て取付ける場合は、ガスタービンエンジンのカウルも、
相当する位置を補強される。
ダクテッドファンを駆動するコアガスジェネレータはフ
ァンカウル１８から支柱４４．４４αによシケーリング
４２の中に支持される。カウル１８の補強部の近辺にあ
る支柱４４ａと、コアガスジェネレータ４２を包み、支
柱４４αの内方端がコアガスジェネレータ本体との結合
部（図示せず）１．で延びる時に貫通するケーシング４
２０部分と、は何れも、カウル１８の補強部および連接
棒１４．１６．２２．２６を介してそれぞれの主桁２０
．２４まで作動荷重が伝達されることができるように、
適切に補強される。
ァンカウル１８から支柱４４．４４αによシケーリング
４２の中に支持される。カウル１８の補強部の近辺にあ
る支柱４４ａと、コアガスジェネレータ４２を包み、支
柱４４αの内方端がコアガスジェネレータ本体との結合
部（図示せず）１．で延びる時に貫通するケーシング４
２０部分と、は何れも、カウル１８の補強部および連接
棒１４．１６．２２．２６を介してそれぞれの主桁２０
．２４まで作動荷重が伝達されることができるように、
適切に補強される。
コアガスジェネレータからファンカウルまで半径方向に
延在する連結支柱によって、ダクテッドファン・ガスタ
ービンエンジンを航空機主翼主桁から、エンジンの上死
点口シで支持することは公知である。この公知の配置は
、通常、主翼の後部主桁からファンダクトヲ横切ってコ
アガスジェネレータに結合するように延在するドラッグ
リンクを用いる必要を除く。従って、ドラッグリンクを
蔽うためにファンダクトを横切って空力フェアリングを
延在させる必要はない。よって流れ効率の損失は無くな
る。
延在する連結支柱によって、ダクテッドファン・ガスタ
ービンエンジンを航空機主翼主桁から、エンジンの上死
点口シで支持することは公知である。この公知の配置は
、通常、主翼の後部主桁からファンダクトヲ横切ってコ
アガスジェネレータに結合するように延在するドラッグ
リンクを用いる必要を除く。従って、ドラッグリンクを
蔽うためにファンダクトを横切って空力フェアリングを
延在させる必要はない。よって流れ効率の損失は無くな
る。
本発明はドラッグリンク２２を用いる。しかし、そのカ
ウル１８との結合部もファンダクトを横切って空力箱構
造２８を延在させる必要を避けている。よって、本発明
は、カウル１８と主翼１２の下面の間の流れの状態に起
因する損失を無くするだけでなく、公知の取付は装置に
より得られる利点を保つことも可能にしていることが判
る。
ウル１８との結合部もファンダクトを横切って空力箱構
造２８を延在させる必要を避けている。よって、本発明
は、カウル１８と主翼１２の下面の間の流れの状態に起
因する損失を無くするだけでなく、公知の取付は装置に
より得られる利点を保つことも可能にしていることが判
る。
本発明の連接機構を組込んだ工ンジ／の手間、りまシ、
本発明の利益を得るために、航空機胴体の両側でなく片
側だけにしか主翼に取付けること―ができないようなエ
ンジンの構造は、カウル１８の両側および航空機の各側
のそれぞれの主翼桁に、鏡像の連接点を与えることによ
って避けることができる。しかし、通常は箱構造２８に
よって蔽われるであろうカウル１８の部分を蔽うのに、
適切な曲率の、予備の遮蔽板を用意しなければならない
であろう。また予備の箱構造２８も用意しなければなら
ないであろう。
本発明の利益を得るために、航空機胴体の両側でなく片
側だけにしか主翼に取付けること―ができないようなエ
ンジンの構造は、カウル１８の両側および航空機の各側
のそれぞれの主翼桁に、鏡像の連接点を与えることによ
って避けることができる。しかし、通常は箱構造２８に
よって蔽われるであろうカウル１８の部分を蔽うのに、
適切な曲率の、予備の遮蔽板を用意しなければならない
であろう。また予備の箱構造２８も用意しなければなら
ないであろう。
第１図は第２図の１−１線にそう部分断面図、第２図は
第１図の矢印２の方向に見た図、第３１図は第１図の矢
印３の方向に見た図、第４図は第３図のほぼ矢印４の方
向に見た絵画的部分図である。 １０・・・ガスタービンエンジン １２・・・主翼 １４．１６．２２．２６・・・連接棒 ２４・・・主桁 ２８・・・箱構造
第１図の矢印２の方向に見た図、第３１図は第１図の矢
印３の方向に見た図、第４図は第３図のほぼ矢印４の方
向に見た絵画的部分図である。 １０・・・ガスタービンエンジン １２・・・主翼 １４．１６．２２．２６・・・連接棒 ２４・・・主桁 ２８・・・箱構造
Claims (4)
- （１）航空機と、該航空機の主翼構造の下側に連接装置
を介して連結される流体流パワープラントの組合せであ
って、前記パワープラントの縦方向中心線の片側、それ
も航空機胴体に対して内方にある片側だけの連接棒連結
点と、前記連結棒を囲む空力形状の箱と、を設け、前記
箱構造は、前記航空機胴体に対して内方にあって主翼下
面に少なくとも実質的に直角な平面内にある壁、を含ん
でいる組合せ。 - （２）前記内方の壁は前記パワープラントを囲むカウル
の外面にほぼ正接する、特許請求の範囲第（１）項に記
載の組合せ。 - （３）前記パワータービンはダクテッドファン・ガスタ
ービンエンジンである、特許請求の範囲第（１）項に記
載の組合せ。 - （４）前記カウルはファンダクトの外壁を画成する、特
許請求の範囲第（３）項に記載の組合せ。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/011,215 US4801058A (en) | 1987-02-05 | 1987-02-05 | Aircraft and powerplant combinations |
| US11215 | 1987-02-05 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63195099A true JPS63195099A (ja) | 1988-08-12 |
Family
ID=21749360
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63010551A Pending JPS63195099A (ja) | 1987-02-05 | 1988-01-20 | 航空機とパワープラントの組合せ |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4801058A (ja) |
| JP (1) | JPS63195099A (ja) |
| DE (1) | DE3800512A1 (ja) |
| FR (1) | FR2610592B1 (ja) |
| GB (1) | GB2200878B (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH01202598A (ja) * | 1987-10-28 | 1989-08-15 | Soc Natl Etud Constr Mot Aviat <Snecma> | ターボジェットエンジンを飛行機翼の下側に懸架するためのナセル |
| JP2009514725A (ja) * | 2005-11-08 | 2009-04-09 | エアバス フランス | 局所的な幾何学的変形部によって翼構造への圧力を調節する中央フェアリング部を備える航空機 |
| JP2009173271A (ja) * | 2008-01-23 | 2009-08-06 | Snecma | 推進システムの航空機構造要素への連結 |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB8928038D0 (en) * | 1989-12-12 | 1990-02-14 | British Aerospace | Aircraft wing pylon extensions for minimised aerodymanic penalties |
| JP2606289Y2 (ja) * | 1993-06-07 | 2000-10-10 | 富士重工業株式会社 | 航空機のナセル装置 |
| US5443230A (en) * | 1993-12-21 | 1995-08-22 | United Technologies Corporation | Aircraft wing/nacelle combination |
| JP3714722B2 (ja) * | 1996-05-09 | 2005-11-09 | 本田技研工業株式会社 | 剥離抑制装置 |
| US5934607A (en) * | 1997-01-21 | 1999-08-10 | Lockheed Martin Corporation | Shock suppression supersonic aircraft |
| US7216922B2 (en) * | 2005-06-29 | 2007-05-15 | The Boeing Company | Fairing panel retainer apparatus |
| FR2935353B1 (fr) | 2008-09-03 | 2010-09-10 | Airbus France | Mat pour la suspension d'un turbomoteur sous une aile d'aeronef |
| US8720815B2 (en) | 2010-04-27 | 2014-05-13 | Rolls-Royce Corporation | Aircraft propulsion system |
| US8740139B1 (en) | 2012-04-23 | 2014-06-03 | The Boeing Company | Leading edge snag for exposed propeller engine installation |
| US9211955B1 (en) * | 2012-12-10 | 2015-12-15 | The Boeing Company | Methods and apparatus for supporting engines and nacelles relative to aircraft wings |
| GB201809822D0 (en) | 2018-06-15 | 2018-08-01 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine |
| US20220136440A1 (en) | 2020-10-30 | 2022-05-05 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine mounted above wing and with camber |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3031157A (en) * | 1958-11-05 | 1962-04-24 | Billie J Varden | Controllable mount for aircraft power plant |
| GB1069781A (en) * | 1963-02-14 | 1967-05-24 | British Aircraft Corp Ltd | Improvements in aeroplanes having ducted fan,by-pass or other jet propulsion engines |
| US3229933A (en) * | 1964-06-05 | 1966-01-18 | Gen Electric | Cruise fan powerplant |
| GB1599730A (en) * | 1978-05-30 | 1981-10-07 | Greenmeadow Engs Ltd | Attachment of masses to aircraft and spacecraft |
-
1987
- 1987-02-05 US US07/011,215 patent/US4801058A/en not_active Expired - Lifetime
- 1987-12-21 GB GB8729684A patent/GB2200878B/en not_active Expired - Fee Related
-
1988
- 1988-01-11 DE DE3800512A patent/DE3800512A1/de not_active Withdrawn
- 1988-01-20 JP JP63010551A patent/JPS63195099A/ja active Pending
- 1988-01-25 FR FR8800776A patent/FR2610592B1/fr not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH01202598A (ja) * | 1987-10-28 | 1989-08-15 | Soc Natl Etud Constr Mot Aviat <Snecma> | ターボジェットエンジンを飛行機翼の下側に懸架するためのナセル |
| JP2009514725A (ja) * | 2005-11-08 | 2009-04-09 | エアバス フランス | 局所的な幾何学的変形部によって翼構造への圧力を調節する中央フェアリング部を備える航空機 |
| JP2009173271A (ja) * | 2008-01-23 | 2009-08-06 | Snecma | 推進システムの航空機構造要素への連結 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2610592B1 (fr) | 1993-12-24 |
| GB2200878B (en) | 1990-09-19 |
| DE3800512A1 (de) | 1988-08-18 |
| GB2200878A (en) | 1988-08-17 |
| GB8729684D0 (en) | 1988-02-03 |
| FR2610592A1 (fr) | 1988-08-12 |
| US4801058A (en) | 1989-01-31 |
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