エンジンとそれを固定するためのデバイスとを具備してなる航空機用エンジンアセンブリ
本発明は航空機用のエンジンアセンブリ(１)に関し、当該アセンブリはエンジン(６)とこのエンジンを固定するためのデバイス(４)とを具備してなり、この固定デバイスは、航空機の翼システムとエンジンとの間に配置されるよう設計されており、しかも剛構造体(８)と、この剛構造体にエンジンを固定するための手段とを具備してなり、固定手段は第１のファスナー(１０)と第２のファスナー(１２)とから構成されている。本発明は、第１のファスナーがそれぞれエンジンのファンケーシング(１８)に対して取り付けられた二つの側方ファスナー半体(１０ａ)を具備してなり、かつ第２のファスナーがエンジンの中心ケーシング(２２)の前部に対して取り付けられていることを特徴とする。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の翼とエンジンとの間に配置されることになる、航空機用エンジンの取り付けのためのパイロンの分野に関するものであり、さらに詳しくはこのパイロンデバイスを具備してなるエンジンアセンブリに関するものである。
【０００２】
本発明は、ターボジェットエンジンあるいはターボプロップエンジン、あるいはその他いかなるタイプのエンジンを備えた、いかなるタイプの航空機においても使用可能である。
【０００３】
エンジンマウント構造体を略して「ＥＭＳ」とも呼ばれる、このタイプの取り付けパイロンは、航空機の翼の下にターボジェットエンジンを吊り下げるのに、あるいは当該ターボジェットエンジンを当該翼の上にマウントするのに使用できる。
【背景技術】
【０００４】
航空機用のエンジンマウント(取り付け)デバイスは、エンジンと航空機の翼との間の接続インタフェースを形成するよう設計される。それは、関係するエンジンによって生じる荷重を機体に伝達することを可能とし、しかもエンジンと航空機との間に、燃料ライン、電気、油圧および空気用の経路を提供する。
【０００５】
荷重の伝達を確実なものとするために、エンジンマウントは、たとえばボックス型の、すなわち横方向リブによって互いに接合された上側および下側桁材からなるアセンブリから形成された剛構造体を具備してなる。
【０００６】
同様に、エンジンマウントは、エンジンとエンジンマウントの剛構造体との間に配置されたマウント手段を備えるが、これらの手段は全体として二つのアセンブリを、概して前部アタッチメントおよび後部アタッチメントを具備してなる。
【０００７】
さらに、ある取り付け手段は、ターボジェットエンジンによって生じるスラスト荷重を伝達するスラストマウントデバイスを具備してなる。従来、このデバイスは、通常は、第一に中心エンジンケーシングの前部に対してあるいは中心エンジンケーシングの後部に対して、そして第二にマウントアセンブリの剛構造体に対して連結された二つのサイドリンクの形態である。
【０００８】
同様に、エンジンマウントはまた、エンジンマウントと航空機の翼との間に介在させられた取り付けシステムを具備してなるが、当該システムは概して二つまたは三つのアタッチメントから構成される。
【０００９】
最後に、エンジンマウントは、異なるシステムを分離しかつ支持すると共に空力カウリングを保持する二次構造体を備える。
【００１０】
当業者には公知の様式で、エンジンによって生じるスラスト荷重は、たいていは、多かれ少なかれ、エンジンの前後方向の撓みを引き起こす。すなわち、撓みは、スラスト荷重によってもたらされかつ航空機の前後方向軸線に沿って作用するトルクに起因する。この点に関して、航空機の巡航状況下では、スラスト荷重は、エンジンの前後方向の撓みの唯一の原因であることにも留意されたい。
【００１１】
特に航空機の巡航時に上記前後方向の撓みが生じる場合には二つの問題を伴う。第１の問題に関して、観察される撓みに関して予防措置が取られておらず、第一には回転するファンブレードとファンケーシングとの間に、そして第二には回転するコンプレッサーおよびタービンブレードと中心エンジンケーシングとの間に不可避的に大きな摩擦が生じている。そうした摩擦の最も重大な帰結は、エンジンの早期損耗であり、これは明らかにその耐用年数およびその性能レベルにとって有害である。第２の問題に関して、運転クリアランスが前後方向の撓みによって事実上接触が決して生じないようなものとされると、エンジン出力の著しい低下が引き起こされる。
【００１２】
上記の事実に鑑みて、上記運転クリアランスを必要以上に大きくすることなく、可能な限り制限摩擦を最小限に抑えるために、スラスト荷重に起因するエンジンの前後方向の撓みを最も良好に抑制する取り付け手段を提供する必要があることは明らかである。
【００１３】
だが、従来型の取り付け手段では、特に航空機の巡航時のスラスト荷重に関連する左右方向軸(横軸)トルクに起因するエンジンの前後方向の撓みを、全く申し分のないほどには抑制できないことが判明している。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
したがって本発明の目的は、従来形態に関連する上記欠点を(少なくとも部分的に)克服する航空機用エンジンアセンブリを提案することである。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
この目的に関して、本発明の対象事項はエンジンおよびエンジンマウントを具備してなる航空機用エンジンアセンブリであり、エンジンマウントは航空機の翼とエンジンとの間に介在させられるようになっており、しかも剛構造体およびエンジンをこの剛構造体にマウントするための手段を具備してなり、このマウント手段は第１のアタッチメントおよび第２のアタッチメントからなる。本発明によれば、第１のアタッチメントは、それぞれエンジンのファンケーシングに対して取り付けられた二つのサイドアタッチメント半体からなり、しかも第２のアタッチメントは当該エンジンの中心ケーシングの前部に対して取り付けられる。
【００１６】
すなわち、本発明のエンジンアセンブリにおいては、意図されたエンジンアタッチメントの全ては、エンジンのファンケーシングまたは中心エンジンケーシングの前部のいずれかに取り付けられる。ゆえに、エンジンによって生じる荷重の伝達が第２のエンジンアタッチメントによって中心ケーシングの前部だけで保証できる本発明に特有の、この形態に関しては、当該エンジンの中心ケーシングの後方中央部分は、従来形態に場合のように、一つ以上の後部エンジンアタッチメントによってエンジンマウントに対してもはや結合されていないことを理解されたい。同様に、本発明はそれゆえ、エンジンの排気ケーシングにおいてはエンジンアタッチメントを供しないが、これは、ファンケーシングの後方に配置されたエンジンの部分全体は、事実上、有利なことには取り付け手段を備えたリンクが存在しないことを意味する。
【００１７】
明らかに、それを用いてエンジンからの荷重をエンジンと剛構造体との間で伝達できる機械式リンクは単に上記取り付け手段からなり、それ自体単に第１のアタッチメントの上記二つのサイドアタッチメントおよび上記第２のアタッチメントからなることに留意されたい。こういうわけで、中心エンジンケーシングの前部に対して取り付けられた上記第２のエンジンアタッチメントに対して後方に位置するエンジンの部分全体には、剛構造体への取り付けのためのエンジンアタッチメントが存在しない。
【００１８】
その結果、エンジンアタッチメントのこの独特の配置によって、中心ケーシングがこうむる撓みは、この撓みがエンジンによって生じるスラスト荷重によるものであろうと、航空機のさまざまな飛行段階で遭遇するであろう突風によるものであろうと、著しく低減される。
【００１９】
それゆえ、上述したように撓みが低減するので、回転するコンプレッサーおよびタービンのブレードと中央エンジンケーシングとの間の摩擦が著しく軽減され、したがって、これらブレードの早期損耗に起因する出力ロスが大幅に低減される。
【００２０】
参考までに言うと、一つのエンジンアタッチメントをファンケーシング上に、そして一つのエンジンアタッチメントを中心エンジンケーシングの前部に設けることによって、それらを互いに十分に離間させて配置することが可能となることに留意されたい。そうした離間の利点は、所与の軸線に沿ったモーメントに関連する、それが伝達することになる荷重は、一般的な従来技術の解決策に関して確認される荷重と比べて当然ながら低減されるという事実に起因して、上記エンジンアタッチメントの構造を簡素化できることである(もっぱら中心ケーシング上に配置されたエンジンアタッチメント同士は、それほど遠く離れて配置することができない)。
【００２１】
最後に、エンジンアタッチメントおよびエンジンマウントは有利なことにエンジンの高温部から離れた位置に配置でき、これによって当該構成要素に加えられるであろう熱の影響が著しく低減される。
【００２２】
好ましくは、第２のエンジンアタッチメントはエンジンの前後方向に沿って作用する負荷を伝達するよう構成され、そして第１のエンジンアタッチメントの二つのアタッチメント半体はそれぞれエンジンの前後方向に沿ってかつエンジンの垂直方向沿って作用する荷重を伝達するよう構成される。
【００２３】
さらに、これに代えて、二つのエンジンアタッチメントの一方がまた、それがエンジンの左右方向に沿って作用する荷重を伝達するよう構成されてもよい。
【００２４】
好ましくは、第２のエンジンアタッチメントは、中心ケーシングを上記ファンケーシングに対して連結する固定ブレードを支持する中心ケーシングの前部の一部に対して取り付けられる。この場合、事実上、ファンケーシングの後方に配置されたエンジンの部分全体は、有利なことには取り付け手段を備えたリンクを持たず、したがって前後方向の撓みを受けずに自由に動作できる。
【００２５】
にもかかわらず、第２のエンジンアタッチメントは中心エンジンケーシング上でさらに後方に配置できるが、依然としてその前部に、すなわち高圧コンプレッサーの前部に存在することに留意されたい。
【００２６】
好ましくは、第１のアタッチメントは、エンジンに対して固定されたエンジンブレードおよび剛構造体に対して固定されたエンジンマウント部を具備してなり、これらエンジンおよびエンジンマウント部は互いに固定されかつそれぞれ互いに当接する二つの接触面を有し、これら二つの接触面はエンジンの左右方向および垂直方向によって規定される平面に沿って配置される。
【００２７】
第２のアタッチメントが、エンジンに対して固定されたエンジンブレードおよび剛構造体に対して固定されたエンジンマウント部を具備してなるようにすることもでき、エンジン部およびエンジンマウント部は互いに固定され、しかもそれぞれ互いに当接する二つの接触面を有し、これら二つの接触面は、エンジンの前後方向および垂直方向によって規定される平面に沿って配置される。
【００２８】
だが、一つの好ましい解決策は、エンジンに対して取り付けられたエンジン部ならびに剛構造体に対して固定されたエンジンマウント部を備えた第２のアタッチメントを提供することであり、このエンジンおよびエンジンマウント部は互いに固定され、かつそれぞれ互いに当接する二つの接触面を有し、これら二つの接触面は、だが、エンジンの左右方向および垂直方向によって規定される平面に沿って配置される。
【００２９】
上記の場合、二つのエンジンアタッチメントは有利なことには剛構造体上でのエンジンの軸方向の位置決めが可能となるように構成され、搭載中になされる相対的な軸方向の移動は続いて、エンジンに対して垂直方向および左右方向の両方に配置された、さまざまな接触面間の当接によって停止させられる。
【００３０】
別の解決策は、スラスト荷重を伝達するための二つのサイドリンクを具備してなる第２のアタッチメントを提供することであり、これらのリンクは剛構造体に連結された後方端部を有する。それゆえ、一般的なスラストマウントデバイスの形態に第２のエンジンアタッチメントを設計することによって、剛構造体の前部の構造は、それがもっぱら第１のアタッチメントを支持する限り、簡素化できる。この形態においては、後部アタッチメントは、たとえば、従来形態によく見られるように、スラストリンクの後端部を支持する整流バーによって剛構造体の下側中心部分に対して連結される。
【００３１】
最後に、マウントシステムは平衡システムであることが有利であり、これは、その設計を著しく容易なものとすることに留意されたい。
【００３２】
本発明の上記以外の利点および特徴は、以下の非限定的説明から明らかとなるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３３】
以下、図面を参照して本発明について説明する。
【００３４】
本発明のさまざまな好ましい実施形態を示す各図において、同じ参照数字が付された構成要素は同一または類似の要素である。
【００３５】
図１に関して、航空機の翼(図示せず)の下に吊り下げられるよう意図されたエンジンアセンブリ１を認識できるが、当該アセンブリ１は、マウントデバイス４およびこのデバイス４の下方にマウントされたターボジェットエンジンのようなエンジン６を具備してなる、本発明の第１の好ましい実施形態の様式である。
【００３６】
概して、マウントデバイス４は、エンジン６をマウントするための手段を支持する剛構造体８を具備してなるが、このマウント手段は二つのエンジンアタッチメント１０,１２からなる。
【００３７】
参考までに、アセンブリ１はナセル(図示せず)によって取り囲まれるよう意図されており、しかもマウントデバイス４は、航空機の翼の下方で、このアセンブリ１を吊り下げるのに使用される他の一連のアタッチメント１６を具備してなることに留意されたい。
【００３８】
以下の説明では、慣例により、Ｘは、ターボジェットエンジン６の前後方向と比較可能なマウントデバイス４の前後方向(長手方向)を指し示すのに用いるが、このＸ方向はターボジェットエンジン６の前後方向中心線と平行である。同様に、Ｙはマウントデバイス４と交差する方向を指し示すが、これはまたターボジェットエンジン６の左右方向(横方向)と比較可能であり、そしてＺは鉛直方向すなわち高さを指し示し、これら三つの方向は互いに直交している。
【００３９】
さらに、「前方」および「後方」との用語は、ターボジェットエンジン６によって加えられるスラストによって生じる航空機の飛行方向と関連付けて解釈すべきであり、この方向は矢印７によって概略的に示す。
【００４０】
図１においては、二つのエンジンアタッチメント１０,１２、ならびにマウントデバイス４の一連のアタッチメント１６および剛構造体８を認識できる。当該デバイス４のその他の構成要素(図示せず)、たとえば別のシステムの分離および支持を確実なものとすると共に空力的カウリングを支持する二次的構造体は、従来技術に見出されかつ当業者にはよく知られたものと同一あるいは類似の既存の構成要素である。ゆえに、その詳しい説明は省略する。
【００４１】
さらに、ターボジェットエンジン６は、その前部において、環状ファンダクト２０を形成するサイズの大きなファンケーシング１８を有し、しかも後方に向かって、ターボジェットエンジンのコアを取り囲む、より小さなサイズの中心ケーシング２２を具備してなることに留意されたい。最後に、ターボジェットエンジン６の後端には、後方に向かって、中心ケーシング２２よりもサイズの大きな排気ケーシング２３が存在している。明らかに、ケーシング１８,２２および２３は互いに固定されている。これに関連して、中心ケーシング２２は、前方に配置され、かつより大きな直径を有する部分２５を具備してなるが、この部分２５は、中心ケーシング２２をファンケーシング１８に対して結合する固定ブレード２７を支持している。
【００４２】
図１から分かるように、マウントデバイス４のエンジンアタッチメント１０,１２の数は二つであり、それぞれ、第１のエンジンアタッチメントおよび第２のエンジンアタッチメントと、あるいは後に説明する、それらの相対的配置状態のために上側アタッチメントおよび下側アタッチメントと呼ばれる。
【００４３】
第１のエンジンアタッチメント１０は、剛構造体８の前端部(分かりやすくするために図示せず)とファンケーシング１８の上側環状部分との間に介在させられている。
【００４４】
さらに詳しく言うと、第１のエンジンアタッチメント１０は二つのサイドアタッチメント半体１０ａからなり、これら二つのアタッチメント半体１０ａのそれぞれは、図１に大まかに示すように、Ｘ方向に沿ってかつＺ方向に沿って作用する荷重を伝達できるように構成されている。明らかに、これら二つのアタッチメント半体１０ａは、エンジン６の前後方向中心線を通る垂直面(図示せず)に関して対称配置されている。
【００４５】
概して言うと、上記垂直面は、そのマウント手段を備えたマウントデバイス４全体にとっての対称面を形成している。
【００４６】
同様に、第２のアタッチメント１２は、剛構造体８の前端部と中心ケーシング２２の部分２５との間に、すなわちこの中心ケーシング２２の前端部に配置されている。
【００４７】
したがって第１のアタッチメント１０の下方に配置されるこの第２のアタッチメント１２は、Ｘ方向に沿って作用する荷重およびＹ方向に沿って作用する負荷を伝達できるように構成される。
【００４８】
上記均衡構造によって、概ね図１から分かるように、前後後方Ｘに沿って作用する荷重は第１および第２のアタッチメント１０,１２によって協働で伝達され、左右方向Ｙに沿って作用する荷重はもっぱら第２のアタッチメント１２によって伝達され、そして垂直方向Ｚに沿って作用する荷重は第１のアタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａによって協働で伝達される。
【００４９】
同様に、Ｘ方向に沿って作用するモーメントの伝達は、もっぱらアタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａによって保証され、一方、Ｙ方向に沿って作用するモーメントの伝達は上記二つのエンジンアタッチメント１０,１２によって協働で保証される。さらに、Ｚ方向に沿って作用するモーメントの伝達もまた、もっぱら第１のアタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａによって保証される。
【００５０】
図２は、図１に示す第１の好ましい実施形態を具現化するための第１の代替例の形態のエンジンアセンブリ１を示す。
【００５１】
この第１の代替実施形態においては、二つのアセンブリ半体１０ａを含む第１のアタッチメント１０は垂直インタフェースを有する。つまり、それはそれぞれエンジン６および剛構造体８に対して取り付けられた二つの部分を具備してなり、しかも図３を参照してさらに詳しく説明するように、それらはＹＺ平面に沿って当接状態となっている。他方、第２のアタッチメント１２は水平インタフェースを有する。つまり、それはそれぞれエンジン６および剛構造体８に対して取り付けられた二つの部分を具備してなり、しかも図４を参照してさらに詳しく説明するように、ＸＹ平面に沿って当接状態となっている。
【００５２】
それゆえ第１のアタッチメント１０すなわち上側アタッチメントを示す図３を参照すると、エンジン６と剛構造体８との間の最終的な取り付け前には、このアタッチメント１０は、エンジン６に対して取り付けられたエンジン部２８と、剛構造体８に対して取り付けられたエンジンマウント部３０とを具備してなり、これらの部分２８,３０のそれぞれは、二つのアタッチメント半体１０ａを画定するために、対称平面として前後方向中心線を通る垂直平面を有していることが分かる。
【００５３】
エンジン部２８は、左右方向に配置されかつファンケーシング１８の上側端部に対して取り付けられた中央ブラケット３２を具備してなり、この中央ブラケット３２は、ＹＺ平面に沿ってかつ後方に面するよう配置された接触面３４を含んでいる。
【００５４】
さらに、この中央ブラケット３２の両側には、Ｙ方向に沿って配置されたピン３６が設けられ(図３においては一つのピンしか認識できないが、これは図３が拡大斜視図であるからである)、各ピン３６は、それに関連するアタッチメント半体１０ａの一部を形成すると共に、好ましくは三角形状であるサイドブラケット３８と協働する。
【００５５】
ＸＺ平面に沿って配置された上記サイドブラケット３８は、それゆえ、上記ピン３６を中心として旋回可能に支持された一つの頂点を有し、一方、その二つの他の頂点はやはりＸＺ平面に沿って配置されかつファンケーシング１８の周方向輪郭に追従するフレーム４２を備えた単一部品として形成された二次サイドブラケット４０に対してピンを用いて取り付けられている。このフレーム４２はたとえばＬ形断面を有し、そしてファンケーシング１８に取り付けられた別なフレーム４４(これも二つの構成要素４２,４４間の二重面接触を確実なものとするためにＬ形断面有する)に固定的に取り付けられている。
【００５６】
エンジンマウント部３０に関して、これは、ＹＺ平面に沿ってかつ前方に配置された接触面４７を含む中央プレート４６を備える。この中央プレート４６は剛構造体８の前部の両側に配置された二つのサイドサポート４８に当接している。
【００５７】
図３において一点鎖線５０,５２,５４で大まかに示すように、エンジンおよびエンジンマウント３８,３０は、Ｘ方向に沿って配置された、たとえばボルトおよびピン(図示せず)によって、互いに固定されるようになっている。この目的のために、接触面３４および４７は予め互いに当接させられ、続いて、各アタッチメント半体１０ａのボルトおよびピンは、中央ブラケット３２、中央プレート４６およびサイドサポート４８を続けて通過するよう配置される(これらの構成要素は、この目的のために孔が設けられている)。
【００５８】
図３には左側のアタッチメント半体１０ａだけしか示されていないが、右側のものも同様の構造を有することに留意されたい。さらに、中央ブラケット３２および中央プレート４６は、上側アタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａに共通であるとみなされる構成要素であることを理解されたい。
【００５９】
この上側アタッチメント１０を支持するために、剛構造体８は、一般的な形態の、すなわち実質的にＸ方向に沿って後部から前部へと延在すると共に、横方向リブによって互いに接合された上側および下側桁材からなるアセンブリによって形成されたメインボックス５６を具備してなる。したがって、アタッチメント１０のエンジンマウント部３０が取り付けられるのは上記ボックス５６の前側端部である。
【００６０】
同様に、剛構造体８は下方に突出する部分５８を具備してなり、当該部分５８はボックス５６の前方端部の真下に取り付けられている。
【００６１】
図４を参照してさらに詳しく説明するように、突出部５８は、本質的に、第２のアタッチメント１２の取り付けを確実なものとするために設けられている。
【００６２】
それゆえ、第２のアタッチメント１２すなわち下側アタッチメントを示す図４を参照すると、エンジン６と剛構造体８との間の最終取り付け前には、当該アタッチメント１２は、エンジン６に対して、さらに詳しくは中心ケーシングの前部の部分２５に対して取り付けられたエンジン部６２と、剛構造体８に対して、さらに詳しくは突出部５８に対して取り付けられたエンジンマウント部６０を具備してなり、これらの部分６０,６２のそれぞれは、対称面として、前後方向中心線５を通る垂直面を有していることが分かる。
【００６３】
エンジン部６２は前後方向であってかつ水平方向に配置された中央プレート６４を具備してなり、かつＸＹ平面に沿って上向きに配置された接触面６６を含んでいる。エンジン部６２はまた部分２５の上側部分に対して取り付けられた二つのサポートブラケット６８を具備してなり、そして両者の間に中央プレート６４の前端部が挿入されている。この目的のために、二つのサポートブラケット６８はまたＸＹ平面に沿って配置されており、下側にあるブラケットは任意選択で前後方向の補強リブ(図示せず)を備える。実質的に垂直に配置されたピン６１によって、二つのサポートブラケット６８と中央プレート６４とが連結状態となっている。
【００６４】
エンジンマウント部６０に関して、これは実質的に、ＸＹ平面に沿ってかつ下方に配置された接触面６７を含む中央プレート７０を備えるが、この中央プレート７０は剛構造体８の突出部５８の下端部を形成している。
【００６５】
図４に概ね一点鎖線７２,７４で示すように、エンジンおよびエンジンマウント部６０,６２は、たとえばＸ方向に沿って配置されたボルト(図示せず)を介して互いに固定されるようになっている。この目的のために、接触面６６および６７は予め互いに当接させられ、続いてボルトが中央プレート７０および６４を連続的に貫通するように配置される(これらのプレートはそれゆえ、この目的のために孔を備える)。
【００６６】
図５には、図１に示す第１の好ましい実施形態を具現化するための第２の代替例の形態のエンジンアセンブリ１を示す。
【００６７】
この第２の代替例にあっては、二つのアタッチメント半体１０ａを含む第１のアタッチメント１０は、図２および図３に示すアタッチメント１０のそれと同じ構造を有する。それゆえ、その詳細な説明は省略する。
【００６８】
その一方で、この第２の代替例の第２のアタッチメント１２は、図６を参照してさらに詳しく説明するように、それが垂直インタフェースと一体化しているという、すなわちそれがエンジン６および剛構造体８に対してそれぞれ取り付けられかつＹＺ平面に沿って当接状態にある二つの部品を具備してなるという特殊性を有する。
【００６９】
エンジン６と剛構造体８との間の最終取り付け前の状態で第２のアタッチメント１２すなわち下側アタッチメントを示す図６からは、当該アタッチメント１２がエンジン６に対して取り付けられたエンジン部７６と、剛構造体８に対して取り付けられたエンジンマウント部７８とを具備してなり、これら部分７６,７８のそれぞれは、対称面として、前後方向中心線５を通る垂直面を有していることが分かる。
【００７０】
エンジン部７６は上側中央ブラケット８０と下側中央ブラケット８２とを具備してなるが、これらブラケット８０,８２は当接状態にあり、しかもそれぞれＬ形断面および略Ｔ形断面を有している。それらは、その重ね合わされた後部がＸＺ平面に沿って存在するように配置されており、この結果、最も後方に位置するブラケット８２の後部はＹＺ平面に沿ってかつ後方を向くように配置された接触面８４を形成している。
【００７１】
これら二つの中央ブラケット８０,８２の前方側当接部は、部分２５の上側部分に取り付けられた二つのサポートブラケット８６同士の間に挿入されており、これら二つのブラケット８６は、上述した前方部分と同じ様式で、ＸＹ平面に沿って配置されている。参考までに、サポートブラケット８６とブラケット８０,８２の前部との間の連結状態は、好ましくは、ピン、たとえばこれらの構成要素の全てをＺ方向に貫通する二重ピンを用いて実現される。
【００７２】
エンジンマウント部７８に関して、これは、ＹＺ平面に沿って配置された中央プレート９０と、それぞれＸＺ平面に沿って配置された二つの側壁９２とを備えた中央ブラケット８８を備える。
【００７３】
上記中央ブラケット８８は、そのプレート９０によって、ＹＺ平面に沿ってかつ前方に向かって配置された接触面９４を形成している。
【００７４】
さらに、上記ブラケット８８は、それが取り付けられる剛構造体８の前端部の下方に全体的に配置されるが、中央プレート９０は、それにもかからず、それが、特に図３に示される前部アタッチメント１０の中央プレート４６と一つになるまで上向きに延在できることに留意されたい。他方で、このブラケット８８の側壁９２は、好ましくは、図６から明らかであるように、剛構造体８の側壁(参照数字なし)から連続して設けられる。
【００７５】
同様に、スラスト荷重伝達の可能性を向上させるために、側壁９２と平行に一つ以上の前後方向補強リブ(破線で一つだけを示す)を付加することができる。
【００７６】
図６において一点鎖線９６,９８によって大まかに示すように、エンジンおよびエンジンマウント部品７６,７８は、たとえばＸ方向に沿って配置されたボルトおよびピン(図示せず)を用いて互いに固定されるようになっている。この目的のために、接触面８４,９４は予め互いに当接させられ、続いてボルトおよびピンが、この目的のために孔が設けられた中央ブラケット８０,８２および中央プレート９０の一つを続けて通過するように配置される。
【００７７】
参考までに言うと、図６に１００で示しかつ上側中央ブラケット８０に形成された孔は、それがＹ方向に沿って作用する荷重を伝達できるように、前後方向に配置されるピンを受けるためのものである。これは、上述したように、この第２のアタッチメント１２はＸおよびＹ方向に沿って作用する荷重を伝達するよう意図されているからである。
【００７８】
この第２の代替例は剛構造体８の前部を簡素化できるという利点を有するが、この部分にはもはや、図２に示す第１の代替例のように突出部を一体化する必要はない。剛構造体はそれゆえ図２に示すものと同一あるいは類似の一般的なボックス５６の形態である。
【００７９】
さらに、マウント手段を形成する二つのアタッチメント１０,１２はいずれも、剛構造体８上でのエンジン６の軸方向の位置決めを有利に可能とする垂直および左右方向(横方向)インタフェースを有するが、搭載中に実施される相対的な軸方向の移動は、したがって、ＹＺ平面に沿って配置されたさまざまな面３４,４７,８４,９４同士の当接によって制限される。
【００８０】
図７は、図１に示す第１の好ましい実施形態を具現化するための第３の代替例の形態のエンジンアセンブリ１を示す。
【００８１】
この第３の代替例においては、第２のアセンブリ(図７は斜視図であるから認識できない)は図２および図４に示すアタッチメント１２と同一の構造であるか、あるいは図５および図６に示すアタッチメント１２と同一の構造である。それゆえ、詳しい説明は省略する。
【００８２】
その一方で、上記第３の代替例の第１のアタッチメント１０は、それぞれＸおよびＺ方向に沿って作用する荷重を伝達できる二つのアタッチメント半体１０ａを備えたタイプではあるが、第１および第２の代替例に関して上述したものとは異なっている。
【００８３】
エンジン６と剛構造体８との間に配置された第１のアタッチメント１０すなわち上側アタッチメントを示す図８を参照すると、このアタッチメント１０は、対称平面として、前後方向中心線５を通る垂直面を提供し、この特殊性は特に二つのアタッチメント半体１０ａを画定するために付与されていることが分かる。
【００８４】
上記アタッチメント１０はまず、左右方向に配置されかつ剛構造体８の前端部に対して取り付けられた中央ブラケット１０２を具備してなるが、その構造は第２の代替例に関して説明したものと同一であってもあるいはそれに類似していてもよい。
【００８５】
ブラケット１０２はそれゆえ二つのアタッチメント半体１０ａの画定に関与している。なぜなら、この中央ブラケット１０２の二つの側方端部はそれぞれ左側アタッチメント半体および右側アタッチメント半体に属しているからである。
【００８６】
第一に、二つのアタッチメント半体１０ａは同一であるから、以下では左側のものだけを説明する。
【００８７】
したがって、図８からわかるように、中央ブラケット１０２の側方端部は、前後方向軸線１０４に沿ってその上で回動可能とされかつＹＺ平面内に存在するシャックル１０６を支持するが、このシャックル１０６は、それがエンジン６の中心線５を通る垂直面に向かって上方に延在するよう、ある角度で存在している。シャックル１０６の別の端部は、ファンケーシング１８の上側部分に対して取り付けられたブラケット(図示せず)上で前後方向軸線１０８に沿って回動可能となっている。それゆえ、シャックル１０６の特定の位置決めおよび取り付けによって、関係するアタッチメント半体１０ａはＺ方向に沿って作用する荷重を伝達することが可能となっている。
【００８８】
さらに、中央ブラケット１０２の側方端部はまた、左右方向軸線１１０に沿って回動可能とされたリンク１１２を支持するが、このリンク１１２は、それがエンジン６の後部に向かってわずかに上方に延在するよう、ＸＺ平面内に僅かに傾斜した状態で存在する。リンク１１２の前部は、ファンケーシング１８の上側部分に対して取り付けられたブラケット(図示せず)上で左右方向軸線１１４に沿って回動可能となっている。それゆえ、リンク１１２の特定の位置決めおよび取り付けによって、関係するアタッチメント半体はＸ方向に作用する荷重を伝達することが可能となっている。
【００８９】
ここで図９を参照すると、航空機の翼(図示せず)の下に吊り下げられることになる、航空機用エンジンアセンブリ１を認識できるが、このアセンブリ１は、マウントデバイス４およびこのマウントデバイス４の下方に取り付けられたターボジェットエンジンのようなエンジン６を具備してなる本発明の第２の好ましい実施形態の様式である。
【００９０】
このエンジンアセンブリ１は、図１に示すものと実質的に同一であるが、Ｙ方向に沿って作用する荷重はもはや第２のエンジンアタッチメント１２によって伝達されず、第１のエンジンアタッチメント１０の中央部分１０ｂによって伝達される点でのみ相違する(これは既に存在する二つのアタッチメント半体１０ａに付加される)。
【００９１】
この結果、上記平衡構造によって、図９に大まかに示すように、前後方向Ｘに沿って作用する荷重は第１および第２のアタッチメント１０,１２によって協働で伝達され、左右方向Ｙに沿って作用する荷重はエンジンアタッチメント１０の中央部分１０ｂによってのみ伝達され、そして垂直方向に沿って作用する荷重は第１のアタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａによって協働で伝達される。
【００９２】
同様に、Ｘ方向に沿って作用するモーメントの伝達はアタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａによってのみ保証され、一方、Ｙ方向に沿って作用するモーメントの伝達は上記二つのエンジンアタッチメント１０,１２によって協働で保証される。さらに、Ｚ方向に沿って作用するモーメントの伝達はまた第１のアタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａによってのみ保証される。
【００９３】
図１０は、図９に示す第２の好ましい実施形態を具現化するための第１の代替例の形態のエンジンアセンブリ１を示す。
【００９４】
この第１の代替例においては、二つのアセンブリ半体１０ａを含む第１のアタッチメント１０は図８に示すアタッチメント１０の構造と類似の構造を有する。それゆえ、以下では、図１１を参照して、付加的構成要素についてのみ説明する。
【００９５】
それぞれＸおよびＺに沿って作用する荷重を伝達する二つのアタッチメント半体１０ａに加えて、前部アタッチメント１０は、実際上、ＹＺ平面内に存在しかつ中央ブラケット１０２上の前後方向軸線１２２に沿って回動可能とされたシャックル１２０の形態の中央部１０ｂを含むが、このシャックルは二つのアタッチメント半体１０ａの二つのシャックル１０６同士の間に配置されている。
【００９６】
それゆえ、図１１から分かるように、ブラケット１０２の中央部分はシャックル１２０を回動可能な様式で支持するが、このシャックルは、同方向に沿って作用する荷重を伝達するために、実質的にエンジン６のＹ方向に沿って配置されている。最後に、シャックル１２０の他端は、ファンケーシング１８の上側部分に取り付けられたブラケット(図示せず)に、前後方向軸線１２４に沿って回動可能に支持されている。
【００９７】
やはり図１０を参照すると、この第１の代替例の第２のアタッチメント１２は、やはり中心ケーシング２２の前部に対して、たとえば同中心ケーシング２２をファンケーシング１８に対して結合する固定ブレードを支持する部分(認識できない)に対して取り付けられた側方リンクを備えた一般的なスラストマウントデバイスの形態であるという特殊性を有することに留意されたい。
【００９８】
実際上、この第１の代替例における第２のアタッチメント１２は、エンジン６の前後方向軸線５を通る垂直面の両側に配置された二つのサイドスラストリンク１２８を具備してなる。各リンク１２８はそれゆえ、中心ケーシング２２の前部に取り付けられたブラケット(認識できない)上に回動可能に支持された前端部と、当業者にはよく知られたタイプの整流バー１３０上に回動可能に支持された後端部とを具備しており、したがってアタッチメント１２の一体部分を形成している。
【００９９】
上記整流バー１３０は、剛構造体８の下側部分に対して、たとえば中心ケーシング２２の後部の真上に、あるいは排気ケーシング２３の真上に取り付けられている。
【０１００】
上記第１の代替例は剛構造体８の前部が簡素化されるという利点を有するが、これはアタッチメント１０を支持すればよく、もはやアタッチメント１２を支持しない。この剛構造体８はそれゆえ、当業者にはよく知られた簡素な一般的なボックスの形態であってもよい。
【０１０１】
図１２には、図９に示す第２の好ましい実施形態を具現化するための第２の代替例の携帯のエンジンアセンブリを示す。
【０１０２】
この第２の実施形態においては、第１のアタッチメント１０は、Ｙ方向に作用する荷重の伝達を保証するために設けられているという付加的な独特の態様を備えること以外は、図３に示すアタッチメント１０の構造と同一の構造を有する。それゆえ、この第１のアタッチメント１０についての詳しい説明は省略する。
【０１０３】
同様に、第２のアタッチメント１２は、二つのサイドリンク１２８を備えた一般的なスラストマウントデバイスの形態であるという意味で、図１０に示すアタッチメント１２の構造と同一の構造を有する。それゆえ、この第２のアタッチメント１２の詳しい説明は省略する。
【０１０４】
最後に、それぞれ図２および図５に示す第１の好ましい実施形態の二つの第１の代替例は、それらが、第１のアタッチメント１０によってＹ方向に沿って作用する荷重の伝達を保証し、かつ第２のアタッチメント１２によってＸ方向に作用する荷重の伝達をもっぱら保証することができるよう設計されており、この結果、これら二つの代替例はまた、本発明の第２の好ましい実施形態を具現化するのに適していることに留意されたい。特に、図５および図６に示す第２の代替例の場合には、アタッチメント１２はもはや、孔１００を貫通する前後方向のピンを備える必要はない。なぜなら、この場合に、Ｙ方向に沿って作用する荷重の伝達はアタッチメント１０によって実現されるが、図３を参照して詳しく説明したその構成は、そうした伝達を完全に保証できるからである。
【０１０５】
当業者であれば、明らかに、単に非限定的な例として説明してきた航空機用のエンジンアセンブリ１に対して、さまざまな変更を施すことが可能である。
【図面の簡単な説明】
【０１０６】
【図１】本発明の第１実施形態に基づく、航空機用エンジンアセンブリの部分的な概略斜視図である。
【図２】本発明の第１の好ましい実施形態を具現化するための第１の代替例の形態の航空機用エンジンアセンブリの斜視図である。
【図３】図２のエンジンアセンブリに見られる第１のアタッチメントの拡大斜視図である。
【図４】図２のエンジンアセンブリに見られる第２のアタッチメントの拡大斜視図である。
【図５】本発明の第１の好ましい実施形態を具現化するための第２の代替例の形態の航空機用エンジンアセンブリの斜視図である。
【図６】図５のエンジンアセンブリに見られる第２のアタッチメントの拡大斜視図である。
【図７】本発明の第１の好ましい実施形態を具現化するための第３の代替例の形態の航空機用エンジンアセンブリの斜視図である。
【図８】図７のエンジンアセンブリに見られる第１のアタッチメントの部分的な斜視図である。
【図９】本発明の第２の好ましい実施形態に基づく、航空機用エンジンアセンブリの部分的な概略斜視図である。
【図１０】本発明の第２の好ましい実施形態を具現化するための第１の代替例の形態の航空機用エンジンアセンブリの斜視図である。
【図１１】図１０のエンジンアセンブリに見られる第１のアタッチメントの拡大斜視図である。
【図１２】本発明の第２の好ましい実施形態を具現化するための第２の代替例の形態の航空機用エンジンアセンブリの斜視図である。
【符号の説明】
【０１０７】
１ エンジンアセンブリ
４ マウントデバイス
６ エンジン
８ 剛構造体
１０,１２ エンジンアタッチメント
１０ａ サイドアタッチメント半体
１６ アタッチメント
１８ ファンケーシング
２０ 環状ファンダクト
２２ 中心ケーシング
２３ 排気ケーシング
２５ 大直径部分
２７ 固定ブレード
２８ エンジン部
３０ エンジンマウント部
３２ 中央ブラケット
３４ 接触面
３６ ピン
３８ サイドブラケット
４０ 二次サイドブラケット
４２,４４ フレーム
４６ 中央プレート
４７ 接触面
４８ サイドサポート
５６ メインボックス
５８ 突出部
６０ エンジンマウント部
６１ ピン
６２ エンジン部
６４ 中央プレート
６６,６７ 接触面
６８ サポートブラケット
７０ 中央プレート
７６ エンジン部
７８ エンジンマウント部
８０ 上側中央ブラケット
８２ 下側中央ブラケット
８４ 接触面
８６ サポートブラケット
８８ 中央ブラケット
９０ 中央プレート
９２ 側壁
９４ 接触面
１００ 孔
１０２ 中央ブラケット
１０６ シャックル
１１２ リンク
１２０ シャックル
１２８ サイドスラストリンク
１３０ 整流バー
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の翼とエンジンとの間に配置されることになる、航空機用エンジンの取り付けのためのパイロンの分野に関するものであり、さらに詳しくはこのパイロンデバイスを具備してなるエンジンアセンブリに関するものである。
【０００２】
本発明は、ターボジェットエンジンあるいはターボプロップエンジン、あるいはその他いかなるタイプのエンジンを備えた、いかなるタイプの航空機においても使用可能である。
【０００３】
エンジンマウント構造体を略して「ＥＭＳ」とも呼ばれる、このタイプの取り付けパイロンは、航空機の翼の下にターボジェットエンジンを吊り下げるのに、あるいは当該ターボジェットエンジンを当該翼の上にマウントするのに使用できる。
【背景技術】
【０００４】
航空機用のエンジンマウント(取り付け)デバイスは、エンジンと航空機の翼との間の接続インタフェースを形成するよう設計される。それは、関係するエンジンによって生じる荷重を機体に伝達することを可能とし、しかもエンジンと航空機との間に、燃料ライン、電気、油圧および空気用の経路を提供する。
【０００５】
荷重の伝達を確実なものとするために、エンジンマウントは、たとえばボックス型の、すなわち横方向リブによって互いに接合された上側および下側桁材からなるアセンブリから形成された剛構造体を具備してなる。
【０００６】
同様に、エンジンマウントは、エンジンとエンジンマウントの剛構造体との間に配置されたマウント手段を備えるが、これらの手段は全体として二つのアセンブリを、概して前部アタッチメントおよび後部アタッチメントを具備してなる。
【０００７】
さらに、ある取り付け手段は、ターボジェットエンジンによって生じるスラスト荷重を伝達するスラストマウントデバイスを具備してなる。従来、このデバイスは、通常は、第一に中心エンジンケーシングの前部に対してあるいは中心エンジンケーシングの後部に対して、そして第二にマウントアセンブリの剛構造体に対して連結された二つのサイドリンクの形態である。
【０００８】
同様に、エンジンマウントはまた、エンジンマウントと航空機の翼との間に介在させられた取り付けシステムを具備してなるが、当該システムは概して二つまたは三つのアタッチメントから構成される。
【０００９】
最後に、エンジンマウントは、異なるシステムを分離しかつ支持すると共に空力カウリングを保持する二次構造体を備える。
【００１０】
当業者には公知の様式で、エンジンによって生じるスラスト荷重は、たいていは、多かれ少なかれ、エンジンの前後方向の撓みを引き起こす。すなわち、撓みは、スラスト荷重によってもたらされかつ航空機の前後方向軸線に沿って作用するトルクに起因する。この点に関して、航空機の巡航状況下では、スラスト荷重は、エンジンの前後方向の撓みの唯一の原因であることにも留意されたい。
【００１１】
特に航空機の巡航時に上記前後方向の撓みが生じる場合には二つの問題を伴う。第１の問題に関して、観察される撓みに関して予防措置が取られておらず、第一には回転するファンブレードとファンケーシングとの間に、そして第二には回転するコンプレッサーおよびタービンブレードと中心エンジンケーシングとの間に不可避的に大きな摩擦が生じている。そうした摩擦の最も重大な帰結は、エンジンの早期損耗であり、これは明らかにその耐用年数およびその性能レベルにとって有害である。第２の問題に関して、運転クリアランスが前後方向の撓みによって事実上接触が決して生じないようなものとされると、エンジン出力の著しい低下が引き起こされる。
【００１２】
上記の事実に鑑みて、上記運転クリアランスを必要以上に大きくすることなく、可能な限り制限摩擦を最小限に抑えるために、スラスト荷重に起因するエンジンの前後方向の撓みを最も良好に抑制する取り付け手段を提供する必要があることは明らかである。
【００１３】
だが、従来型の取り付け手段では、特に航空機の巡航時のスラスト荷重に関連する左右方向軸(横軸)トルクに起因するエンジンの前後方向の撓みを、全く申し分のないほどには抑制できないことが判明している。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
したがって本発明の目的は、従来形態に関連する上記欠点を(少なくとも部分的に)克服する航空機用エンジンアセンブリを提案することである。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
この目的に関して、本発明の対象事項はエンジンおよびエンジンマウントを具備してなる航空機用エンジンアセンブリであり、エンジンマウントは航空機の翼とエンジンとの間に介在させられるようになっており、しかも剛構造体およびエンジンをこの剛構造体にマウントするための手段を具備してなり、このマウント手段は第１のアタッチメントおよび第２のアタッチメントからなる。本発明によれば、第１のアタッチメントは、それぞれエンジンのファンケーシングに対して取り付けられた二つのサイドアタッチメント半体からなり、しかも第２のアタッチメントは当該エンジンの中心ケーシングの前部に対して取り付けられる。
【００１６】
すなわち、本発明のエンジンアセンブリにおいては、意図されたエンジンアタッチメントの全ては、エンジンのファンケーシングまたは中心エンジンケーシングの前部のいずれかに取り付けられる。ゆえに、エンジンによって生じる荷重の伝達が第２のエンジンアタッチメントによって中心ケーシングの前部だけで保証できる本発明に特有の、この形態に関しては、当該エンジンの中心ケーシングの後方中央部分は、従来形態に場合のように、一つ以上の後部エンジンアタッチメントによってエンジンマウントに対してもはや結合されていないことを理解されたい。同様に、本発明はそれゆえ、エンジンの排気ケーシングにおいてはエンジンアタッチメントを供しないが、これは、ファンケーシングの後方に配置されたエンジンの部分全体は、事実上、有利なことには取り付け手段を備えたリンクが存在しないことを意味する。
【００１７】
明らかに、それを用いてエンジンからの荷重をエンジンと剛構造体との間で伝達できる機械式リンクは単に上記取り付け手段からなり、それ自体単に第１のアタッチメントの上記二つのサイドアタッチメントおよび上記第２のアタッチメントからなることに留意されたい。こういうわけで、中心エンジンケーシングの前部に対して取り付けられた上記第２のエンジンアタッチメントに対して後方に位置するエンジンの部分全体には、剛構造体への取り付けのためのエンジンアタッチメントが存在しない。
【００１８】
その結果、エンジンアタッチメントのこの独特の配置によって、中心ケーシングがこうむる撓みは、この撓みがエンジンによって生じるスラスト荷重によるものであろうと、航空機のさまざまな飛行段階で遭遇するであろう突風によるものであろうと、著しく低減される。
【００１９】
それゆえ、上述したように撓みが低減するので、回転するコンプレッサーおよびタービンのブレードと中央エンジンケーシングとの間の摩擦が著しく軽減され、したがって、これらブレードの早期損耗に起因する出力ロスが大幅に低減される。
【００２０】
参考までに言うと、一つのエンジンアタッチメントをファンケーシング上に、そして一つのエンジンアタッチメントを中心エンジンケーシングの前部に設けることによって、それらを互いに十分に離間させて配置することが可能となることに留意されたい。そうした離間の利点は、所与の軸線に沿ったモーメントに関連する、それが伝達することになる荷重は、一般的な従来技術の解決策に関して確認される荷重と比べて当然ながら低減されるという事実に起因して、上記エンジンアタッチメントの構造を簡素化できることである(もっぱら中心ケーシング上に配置されたエンジンアタッチメント同士は、それほど遠く離れて配置することができない)。
【００２１】
最後に、エンジンアタッチメントおよびエンジンマウントは有利なことにエンジンの高温部から離れた位置に配置でき、これによって当該構成要素に加えられるであろう熱の影響が著しく低減される。
【００２２】
好ましくは、第２のエンジンアタッチメントはエンジンの前後方向に沿って作用する負荷を伝達するよう構成され、そして第１のエンジンアタッチメントの二つのアタッチメント半体はそれぞれエンジンの前後方向に沿ってかつエンジンの垂直方向沿って作用する荷重を伝達するよう構成される。
【００２３】
さらに、これに代えて、二つのエンジンアタッチメントの一方がまた、それがエンジンの左右方向に沿って作用する荷重を伝達するよう構成されてもよい。
【００２４】
好ましくは、第２のエンジンアタッチメントは、中心ケーシングを上記ファンケーシングに対して連結する固定ブレードを支持する中心ケーシングの前部の一部に対して取り付けられる。この場合、事実上、ファンケーシングの後方に配置されたエンジンの部分全体は、有利なことには取り付け手段を備えたリンクを持たず、したがって前後方向の撓みを受けずに自由に動作できる。
【００２５】
にもかかわらず、第２のエンジンアタッチメントは中心エンジンケーシング上でさらに後方に配置できるが、依然としてその前部に、すなわち高圧コンプレッサーの前部に存在することに留意されたい。
【００２６】
好ましくは、第１のアタッチメントは、エンジンに対して固定されたエンジンブレードおよび剛構造体に対して固定されたエンジンマウント部を具備してなり、これらエンジンおよびエンジンマウント部は互いに固定されかつそれぞれ互いに当接する二つの接触面を有し、これら二つの接触面はエンジンの左右方向および垂直方向によって規定される平面に沿って配置される。
【００２７】
第２のアタッチメントが、エンジンに対して固定されたエンジンブレードおよび剛構造体に対して固定されたエンジンマウント部を具備してなるようにすることもでき、エンジン部およびエンジンマウント部は互いに固定され、しかもそれぞれ互いに当接する二つの接触面を有し、これら二つの接触面は、エンジンの前後方向および垂直方向によって規定される平面に沿って配置される。
【００２８】
だが、一つの好ましい解決策は、エンジンに対して取り付けられたエンジン部ならびに剛構造体に対して固定されたエンジンマウント部を備えた第２のアタッチメントを提供することであり、このエンジンおよびエンジンマウント部は互いに固定され、かつそれぞれ互いに当接する二つの接触面を有し、これら二つの接触面は、だが、エンジンの左右方向および垂直方向によって規定される平面に沿って配置される。
【００２９】
上記の場合、二つのエンジンアタッチメントは有利なことには剛構造体上でのエンジンの軸方向の位置決めが可能となるように構成され、搭載中になされる相対的な軸方向の移動は続いて、エンジンに対して垂直方向および左右方向の両方に配置された、さまざまな接触面間の当接によって停止させられる。
【００３０】
別の解決策は、スラスト荷重を伝達するための二つのサイドリンクを具備してなる第２のアタッチメントを提供することであり、これらのリンクは剛構造体に連結された後方端部を有する。それゆえ、一般的なスラストマウントデバイスの形態に第２のエンジンアタッチメントを設計することによって、剛構造体の前部の構造は、それがもっぱら第１のアタッチメントを支持する限り、簡素化できる。この形態においては、後部アタッチメントは、たとえば、従来形態によく見られるように、スラストリンクの後端部を支持する整流バーによって剛構造体の下側中心部分に対して連結される。
【００３１】
最後に、マウントシステムは平衡システムであることが有利であり、これは、その設計を著しく容易なものとすることに留意されたい。
【００３２】
本発明の上記以外の利点および特徴は、以下の非限定的説明から明らかとなるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３３】
以下、図面を参照して本発明について説明する。
【００３４】
本発明のさまざまな好ましい実施形態を示す各図において、同じ参照数字が付された構成要素は同一または類似の要素である。
【００３５】
図１に関して、航空機の翼(図示せず)の下に吊り下げられるよう意図されたエンジンアセンブリ１を認識できるが、当該アセンブリ１は、マウントデバイス４およびこのデバイス４の下方にマウントされたターボジェットエンジンのようなエンジン６を具備してなる、本発明の第１の好ましい実施形態の様式である。
【００３６】
概して、マウントデバイス４は、エンジン６をマウントするための手段を支持する剛構造体８を具備してなるが、このマウント手段は二つのエンジンアタッチメント１０,１２からなる。
【００３７】
参考までに、アセンブリ１はナセル(図示せず)によって取り囲まれるよう意図されており、しかもマウントデバイス４は、航空機の翼の下方で、このアセンブリ１を吊り下げるのに使用される他の一連のアタッチメント１６を具備してなることに留意されたい。
【００３８】
以下の説明では、慣例により、Ｘは、ターボジェットエンジン６の前後方向と比較可能なマウントデバイス４の前後方向(長手方向)を指し示すのに用いるが、このＸ方向はターボジェットエンジン６の前後方向中心線と平行である。同様に、Ｙはマウントデバイス４と交差する方向を指し示すが、これはまたターボジェットエンジン６の左右方向(横方向)と比較可能であり、そしてＺは鉛直方向すなわち高さを指し示し、これら三つの方向は互いに直交している。
【００３９】
さらに、「前方」および「後方」との用語は、ターボジェットエンジン６によって加えられるスラストによって生じる航空機の飛行方向と関連付けて解釈すべきであり、この方向は矢印７によって概略的に示す。
【００４０】
図１においては、二つのエンジンアタッチメント１０,１２、ならびにマウントデバイス４の一連のアタッチメント１６および剛構造体８を認識できる。当該デバイス４のその他の構成要素(図示せず)、たとえば別のシステムの分離および支持を確実なものとすると共に空力的カウリングを支持する二次的構造体は、従来技術に見出されかつ当業者にはよく知られたものと同一あるいは類似の既存の構成要素である。ゆえに、その詳しい説明は省略する。
【００４１】
さらに、ターボジェットエンジン６は、その前部において、環状ファンダクト２０を形成するサイズの大きなファンケーシング１８を有し、しかも後方に向かって、ターボジェットエンジンのコアを取り囲む、より小さなサイズの中心ケーシング２２を具備してなることに留意されたい。最後に、ターボジェットエンジン６の後端には、後方に向かって、中心ケーシング２２よりもサイズの大きな排気ケーシング２３が存在している。明らかに、ケーシング１８,２２および２３は互いに固定されている。これに関連して、中心ケーシング２２は、前方に配置され、かつより大きな直径を有する部分２５を具備してなるが、この部分２５は、中心ケーシング２２をファンケーシング１８に対して結合する固定ブレード２７を支持している。
【００４２】
図１から分かるように、マウントデバイス４のエンジンアタッチメント１０,１２の数は二つであり、それぞれ、第１のエンジンアタッチメントおよび第２のエンジンアタッチメントと、あるいは後に説明する、それらの相対的配置状態のために上側アタッチメントおよび下側アタッチメントと呼ばれる。
【００４３】
第１のエンジンアタッチメント１０は、剛構造体８の前端部(分かりやすくするために図示せず)とファンケーシング１８の上側環状部分との間に介在させられている。
【００４４】
さらに詳しく言うと、第１のエンジンアタッチメント１０は二つのサイドアタッチメント半体１０ａからなり、これら二つのアタッチメント半体１０ａのそれぞれは、図１に大まかに示すように、Ｘ方向に沿ってかつＺ方向に沿って作用する荷重を伝達できるように構成されている。明らかに、これら二つのアタッチメント半体１０ａは、エンジン６の前後方向中心線を通る垂直面(図示せず)に関して対称配置されている。
【００４５】
概して言うと、上記垂直面は、そのマウント手段を備えたマウントデバイス４全体にとっての対称面を形成している。
【００４６】
同様に、第２のアタッチメント１２は、剛構造体８の前端部と中心ケーシング２２の部分２５との間に、すなわちこの中心ケーシング２２の前端部に配置されている。
【００４７】
したがって第１のアタッチメント１０の下方に配置されるこの第２のアタッチメント１２は、Ｘ方向に沿って作用する荷重およびＹ方向に沿って作用する負荷を伝達できるように構成される。
【００４８】
上記均衡構造によって、概ね図１から分かるように、前後後方Ｘに沿って作用する荷重は第１および第２のアタッチメント１０,１２によって協働で伝達され、左右方向Ｙに沿って作用する荷重はもっぱら第２のアタッチメント１２によって伝達され、そして垂直方向Ｚに沿って作用する荷重は第１のアタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａによって協働で伝達される。
【００４９】
同様に、Ｘ方向に沿って作用するモーメントの伝達は、もっぱらアタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａによって保証され、一方、Ｙ方向に沿って作用するモーメントの伝達は上記二つのエンジンアタッチメント１０,１２によって協働で保証される。さらに、Ｚ方向に沿って作用するモーメントの伝達もまた、もっぱら第１のアタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａによって保証される。
【００５０】
図２は、図１に示す第１の好ましい実施形態を具現化するための第１の代替例の形態のエンジンアセンブリ１を示す。
【００５１】
この第１の代替実施形態においては、二つのアセンブリ半体１０ａを含む第１のアタッチメント１０は垂直インタフェースを有する。つまり、それはそれぞれエンジン６および剛構造体８に対して取り付けられた二つの部分を具備してなり、しかも図３を参照してさらに詳しく説明するように、それらはＹＺ平面に沿って当接状態となっている。他方、第２のアタッチメント１２は水平インタフェースを有する。つまり、それはそれぞれエンジン６および剛構造体８に対して取り付けられた二つの部分を具備してなり、しかも図４を参照してさらに詳しく説明するように、ＸＹ平面に沿って当接状態となっている。
【００５２】
それゆえ第１のアタッチメント１０すなわち上側アタッチメントを示す図３を参照すると、エンジン６と剛構造体８との間の最終的な取り付け前には、このアタッチメント１０は、エンジン６に対して取り付けられたエンジン部２８と、剛構造体８に対して取り付けられたエンジンマウント部３０とを具備してなり、これらの部分２８,３０のそれぞれは、二つのアタッチメント半体１０ａを画定するために、対称平面として前後方向中心線を通る垂直平面を有していることが分かる。
【００５３】
エンジン部２８は、左右方向に配置されかつファンケーシング１８の上側端部に対して取り付けられた中央ブラケット３２を具備してなり、この中央ブラケット３２は、ＹＺ平面に沿ってかつ後方に面するよう配置された接触面３４を含んでいる。
【００５４】
さらに、この中央ブラケット３２の両側には、Ｙ方向に沿って配置されたピン３６が設けられ(図３においては一つのピンしか認識できないが、これは図３が拡大斜視図であるからである)、各ピン３６は、それに関連するアタッチメント半体１０ａの一部を形成すると共に、好ましくは三角形状であるサイドブラケット３８と協働する。
【００５５】
ＸＺ平面に沿って配置された上記サイドブラケット３８は、それゆえ、上記ピン３６を中心として旋回可能に支持された一つの頂点を有し、一方、その二つの他の頂点はやはりＸＺ平面に沿って配置されかつファンケーシング１８の周方向輪郭に追従するフレーム４２を備えた単一部品として形成された二次サイドブラケット４０に対してピンを用いて取り付けられている。このフレーム４２はたとえばＬ形断面を有し、そしてファンケーシング１８に取り付けられた別なフレーム４４(これも二つの構成要素４２,４４間の二重面接触を確実なものとするためにＬ形断面有する)に固定的に取り付けられている。
【００５６】
エンジンマウント部３０に関して、これは、ＹＺ平面に沿ってかつ前方に配置された接触面４７を含む中央プレート４６を備える。この中央プレート４６は剛構造体８の前部の両側に配置された二つのサイドサポート４８に当接している。
【００５７】
図３において一点鎖線５０,５２,５４で大まかに示すように、エンジンおよびエンジンマウント３８,３０は、Ｘ方向に沿って配置された、たとえばボルトおよびピン(図示せず)によって、互いに固定されるようになっている。この目的のために、接触面３４および４７は予め互いに当接させられ、続いて、各アタッチメント半体１０ａのボルトおよびピンは、中央ブラケット３２、中央プレート４６およびサイドサポート４８を続けて通過するよう配置される(これらの構成要素は、この目的のために孔が設けられている)。
【００５８】
図３には左側のアタッチメント半体１０ａだけしか示されていないが、右側のものも同様の構造を有することに留意されたい。さらに、中央ブラケット３２および中央プレート４６は、上側アタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａに共通であるとみなされる構成要素であることを理解されたい。
【００５９】
この上側アタッチメント１０を支持するために、剛構造体８は、一般的な形態の、すなわち実質的にＸ方向に沿って後部から前部へと延在すると共に、横方向リブによって互いに接合された上側および下側桁材からなるアセンブリによって形成されたメインボックス５６を具備してなる。したがって、アタッチメント１０のエンジンマウント部３０が取り付けられるのは上記ボックス５６の前側端部である。
【００６０】
同様に、剛構造体８は下方に突出する部分５８を具備してなり、当該部分５８はボックス５６の前方端部の真下に取り付けられている。
【００６１】
図４を参照してさらに詳しく説明するように、突出部５８は、本質的に、第２のアタッチメント１２の取り付けを確実なものとするために設けられている。
【００６２】
それゆえ、第２のアタッチメント１２すなわち下側アタッチメントを示す図４を参照すると、エンジン６と剛構造体８との間の最終取り付け前には、当該アタッチメント１２は、エンジン６に対して、さらに詳しくは中心ケーシングの前部の部分２５に対して取り付けられたエンジン部６２と、剛構造体８に対して、さらに詳しくは突出部５８に対して取り付けられたエンジンマウント部６０を具備してなり、これらの部分６０,６２のそれぞれは、対称面として、前後方向中心線５を通る垂直面を有していることが分かる。
【００６３】
エンジン部６２は前後方向であってかつ水平方向に配置された中央プレート６４を具備してなり、かつＸＹ平面に沿って上向きに配置された接触面６６を含んでいる。エンジン部６２はまた部分２５の上側部分に対して取り付けられた二つのサポートブラケット６８を具備してなり、そして両者の間に中央プレート６４の前端部が挿入されている。この目的のために、二つのサポートブラケット６８はまたＸＹ平面に沿って配置されており、下側にあるブラケットは任意選択で前後方向の補強リブ(図示せず)を備える。実質的に垂直に配置されたピン６１によって、二つのサポートブラケット６８と中央プレート６４とが連結状態となっている。
【００６４】
エンジンマウント部６０に関して、これは実質的に、ＸＹ平面に沿ってかつ下方に配置された接触面６７を含む中央プレート７０を備えるが、この中央プレート７０は剛構造体８の突出部５８の下端部を形成している。
【００６５】
図４に概ね一点鎖線７２,７４で示すように、エンジンおよびエンジンマウント部６０,６２は、たとえばＸ方向に沿って配置されたボルト(図示せず)を介して互いに固定されるようになっている。この目的のために、接触面６６および６７は予め互いに当接させられ、続いてボルトが中央プレート７０および６４を連続的に貫通するように配置される(これらのプレートはそれゆえ、この目的のために孔を備える)。
【００６６】
図５には、図１に示す第１の好ましい実施形態を具現化するための第２の代替例の形態のエンジンアセンブリ１を示す。
【００６７】
この第２の代替例にあっては、二つのアタッチメント半体１０ａを含む第１のアタッチメント１０は、図２および図３に示すアタッチメント１０のそれと同じ構造を有する。それゆえ、その詳細な説明は省略する。
【００６８】
その一方で、この第２の代替例の第２のアタッチメント１２は、図６を参照してさらに詳しく説明するように、それが垂直インタフェースと一体化しているという、すなわちそれがエンジン６および剛構造体８に対してそれぞれ取り付けられかつＹＺ平面に沿って当接状態にある二つの部品を具備してなるという特殊性を有する。
【００６９】
エンジン６と剛構造体８との間の最終取り付け前の状態で第２のアタッチメント１２すなわち下側アタッチメントを示す図６からは、当該アタッチメント１２がエンジン６に対して取り付けられたエンジン部７６と、剛構造体８に対して取り付けられたエンジンマウント部７８とを具備してなり、これら部分７６,７８のそれぞれは、対称面として、前後方向中心線５を通る垂直面を有していることが分かる。
【００７０】
エンジン部７６は上側中央ブラケット８０と下側中央ブラケット８２とを具備してなるが、これらブラケット８０,８２は当接状態にあり、しかもそれぞれＬ形断面および略Ｔ形断面を有している。それらは、その重ね合わされた後部がＸＺ平面に沿って存在するように配置されており、この結果、最も後方に位置するブラケット８２の後部はＹＺ平面に沿ってかつ後方を向くように配置された接触面８４を形成している。
【００７１】
これら二つの中央ブラケット８０,８２の前方側当接部は、部分２５の上側部分に取り付けられた二つのサポートブラケット８６同士の間に挿入されており、これら二つのブラケット８６は、上述した前方部分と同じ様式で、ＸＹ平面に沿って配置されている。参考までに、サポートブラケット８６とブラケット８０,８２の前部との間の連結状態は、好ましくは、ピン、たとえばこれらの構成要素の全てをＺ方向に貫通する二重ピンを用いて実現される。
【００７２】
エンジンマウント部７８に関して、これは、ＹＺ平面に沿って配置された中央プレート９０と、それぞれＸＺ平面に沿って配置された二つの側壁９２とを備えた中央ブラケット８８を備える。
【００７３】
上記中央ブラケット８８は、そのプレート９０によって、ＹＺ平面に沿ってかつ前方に向かって配置された接触面９４を形成している。
【００７４】
さらに、上記ブラケット８８は、それが取り付けられる剛構造体８の前端部の下方に全体的に配置されるが、中央プレート９０は、それにもかからず、それが、特に図３に示される前部アタッチメント１０の中央プレート４６と一つになるまで上向きに延在できることに留意されたい。他方で、このブラケット８８の側壁９２は、好ましくは、図６から明らかであるように、剛構造体８の側壁(参照数字なし)から連続して設けられる。
【００７５】
同様に、スラスト荷重伝達の可能性を向上させるために、側壁９２と平行に一つ以上の前後方向補強リブ(破線で一つだけを示す)を付加することができる。
【００７６】
図６において一点鎖線９６,９８によって大まかに示すように、エンジンおよびエンジンマウント部品７６,７８は、たとえばＸ方向に沿って配置されたボルトおよびピン(図示せず)を用いて互いに固定されるようになっている。この目的のために、接触面８４,９４は予め互いに当接させられ、続いてボルトおよびピンが、この目的のために孔が設けられた中央ブラケット８０,８２および中央プレート９０の一つを続けて通過するように配置される。
【００７７】
参考までに言うと、図６に１００で示しかつ上側中央ブラケット８０に形成された孔は、それがＹ方向に沿って作用する荷重を伝達できるように、前後方向に配置されるピンを受けるためのものである。これは、上述したように、この第２のアタッチメント１２はＸおよびＹ方向に沿って作用する荷重を伝達するよう意図されているからである。
【００７８】
この第２の代替例は剛構造体８の前部を簡素化できるという利点を有するが、この部分にはもはや、図２に示す第１の代替例のように突出部を一体化する必要はない。剛構造体はそれゆえ図２に示すものと同一あるいは類似の一般的なボックス５６の形態である。
【００７９】
さらに、マウント手段を形成する二つのアタッチメント１０,１２はいずれも、剛構造体８上でのエンジン６の軸方向の位置決めを有利に可能とする垂直および左右方向(横方向)インタフェースを有するが、搭載中に実施される相対的な軸方向の移動は、したがって、ＹＺ平面に沿って配置されたさまざまな面３４,４７,８４,９４同士の当接によって制限される。
【００８０】
図７は、図１に示す第１の好ましい実施形態を具現化するための第３の代替例の形態のエンジンアセンブリ１を示す。
【００８１】
この第３の代替例においては、第２のアセンブリ(図７は斜視図であるから認識できない)は図２および図４に示すアタッチメント１２と同一の構造であるか、あるいは図５および図６に示すアタッチメント１２と同一の構造である。それゆえ、詳しい説明は省略する。
【００８２】
その一方で、上記第３の代替例の第１のアタッチメント１０は、それぞれＸおよびＺ方向に沿って作用する荷重を伝達できる二つのアタッチメント半体１０ａを備えたタイプではあるが、第１および第２の代替例に関して上述したものとは異なっている。
【００８３】
エンジン６と剛構造体８との間に配置された第１のアタッチメント１０すなわち上側アタッチメントを示す図８を参照すると、このアタッチメント１０は、対称平面として、前後方向中心線５を通る垂直面を提供し、この特殊性は特に二つのアタッチメント半体１０ａを画定するために付与されていることが分かる。
【００８４】
上記アタッチメント１０はまず、左右方向に配置されかつ剛構造体８の前端部に対して取り付けられた中央ブラケット１０２を具備してなるが、その構造は第２の代替例に関して説明したものと同一であってもあるいはそれに類似していてもよい。
【００８５】
ブラケット１０２はそれゆえ二つのアタッチメント半体１０ａの画定に関与している。なぜなら、この中央ブラケット１０２の二つの側方端部はそれぞれ左側アタッチメント半体および右側アタッチメント半体に属しているからである。
【００８６】
第一に、二つのアタッチメント半体１０ａは同一であるから、以下では左側のものだけを説明する。
【００８７】
したがって、図８からわかるように、中央ブラケット１０２の側方端部は、前後方向軸線１０４に沿ってその上で回動可能とされかつＹＺ平面内に存在するシャックル１０６を支持するが、このシャックル１０６は、それがエンジン６の中心線５を通る垂直面に向かって上方に延在するよう、ある角度で存在している。シャックル１０６の別の端部は、ファンケーシング１８の上側部分に対して取り付けられたブラケット(図示せず)上で前後方向軸線１０８に沿って回動可能となっている。それゆえ、シャックル１０６の特定の位置決めおよび取り付けによって、関係するアタッチメント半体１０ａはＺ方向に沿って作用する荷重を伝達することが可能となっている。
【００８８】
さらに、中央ブラケット１０２の側方端部はまた、左右方向軸線１１０に沿って回動可能とされたリンク１１２を支持するが、このリンク１１２は、それがエンジン６の後部に向かってわずかに上方に延在するよう、ＸＺ平面内に僅かに傾斜した状態で存在する。リンク１１２の前部は、ファンケーシング１８の上側部分に対して取り付けられたブラケット(図示せず)上で左右方向軸線１１４に沿って回動可能となっている。それゆえ、リンク１１２の特定の位置決めおよび取り付けによって、関係するアタッチメント半体はＸ方向に作用する荷重を伝達することが可能となっている。
【００８９】
ここで図９を参照すると、航空機の翼(図示せず)の下に吊り下げられることになる、航空機用エンジンアセンブリ１を認識できるが、このアセンブリ１は、マウントデバイス４およびこのマウントデバイス４の下方に取り付けられたターボジェットエンジンのようなエンジン６を具備してなる本発明の第２の好ましい実施形態の様式である。
【００９０】
このエンジンアセンブリ１は、図１に示すものと実質的に同一であるが、Ｙ方向に沿って作用する荷重はもはや第２のエンジンアタッチメント１２によって伝達されず、第１のエンジンアタッチメント１０の中央部分１０ｂによって伝達される点でのみ相違する(これは既に存在する二つのアタッチメント半体１０ａに付加される)。
【００９１】
この結果、上記平衡構造によって、図９に大まかに示すように、前後方向Ｘに沿って作用する荷重は第１および第２のアタッチメント１０,１２によって協働で伝達され、左右方向Ｙに沿って作用する荷重はエンジンアタッチメント１０の中央部分１０ｂによってのみ伝達され、そして垂直方向に沿って作用する荷重は第１のアタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａによって協働で伝達される。
【００９２】
同様に、Ｘ方向に沿って作用するモーメントの伝達はアタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａによってのみ保証され、一方、Ｙ方向に沿って作用するモーメントの伝達は上記二つのエンジンアタッチメント１０,１２によって協働で保証される。さらに、Ｚ方向に沿って作用するモーメントの伝達はまた第１のアタッチメント１０の二つのアタッチメント半体１０ａによってのみ保証される。
【００９３】
図１０は、図９に示す第２の好ましい実施形態を具現化するための第１の代替例の形態のエンジンアセンブリ１を示す。
【００９４】
この第１の代替例においては、二つのアセンブリ半体１０ａを含む第１のアタッチメント１０は図８に示すアタッチメント１０の構造と類似の構造を有する。それゆえ、以下では、図１１を参照して、付加的構成要素についてのみ説明する。
【００９５】
それぞれＸおよびＺに沿って作用する荷重を伝達する二つのアタッチメント半体１０ａに加えて、前部アタッチメント１０は、実際上、ＹＺ平面内に存在しかつ中央ブラケット１０２上の前後方向軸線１２２に沿って回動可能とされたシャックル１２０の形態の中央部１０ｂを含むが、このシャックルは二つのアタッチメント半体１０ａの二つのシャックル１０６同士の間に配置されている。
【００９６】
それゆえ、図１１から分かるように、ブラケット１０２の中央部分はシャックル１２０を回動可能な様式で支持するが、このシャックルは、同方向に沿って作用する荷重を伝達するために、実質的にエンジン６のＹ方向に沿って配置されている。最後に、シャックル１２０の他端は、ファンケーシング１８の上側部分に取り付けられたブラケット(図示せず)に、前後方向軸線１２４に沿って回動可能に支持されている。
【００９７】
やはり図１０を参照すると、この第１の代替例の第２のアタッチメント１２は、やはり中心ケーシング２２の前部に対して、たとえば同中心ケーシング２２をファンケーシング１８に対して結合する固定ブレードを支持する部分(認識できない)に対して取り付けられた側方リンクを備えた一般的なスラストマウントデバイスの形態であるという特殊性を有することに留意されたい。
【００９８】
実際上、この第１の代替例における第２のアタッチメント１２は、エンジン６の前後方向軸線５を通る垂直面の両側に配置された二つのサイドスラストリンク１２８を具備してなる。各リンク１２８はそれゆえ、中心ケーシング２２の前部に取り付けられたブラケット(認識できない)上に回動可能に支持された前端部と、当業者にはよく知られたタイプの整流バー１３０上に回動可能に支持された後端部とを具備しており、したがってアタッチメント１２の一体部分を形成している。
【００９９】
上記整流バー１３０は、剛構造体８の下側部分に対して、たとえば中心ケーシング２２の後部の真上に、あるいは排気ケーシング２３の真上に取り付けられている。
【０１００】
上記第１の代替例は剛構造体８の前部が簡素化されるという利点を有するが、これはアタッチメント１０を支持すればよく、もはやアタッチメント１２を支持しない。この剛構造体８はそれゆえ、当業者にはよく知られた簡素な一般的なボックスの形態であってもよい。
【０１０１】
図１２には、図９に示す第２の好ましい実施形態を具現化するための第２の代替例の携帯のエンジンアセンブリを示す。
【０１０２】
この第２の実施形態においては、第１のアタッチメント１０は、Ｙ方向に作用する荷重の伝達を保証するために設けられているという付加的な独特の態様を備えること以外は、図３に示すアタッチメント１０の構造と同一の構造を有する。それゆえ、この第１のアタッチメント１０についての詳しい説明は省略する。
【０１０３】
同様に、第２のアタッチメント１２は、二つのサイドリンク１２８を備えた一般的なスラストマウントデバイスの形態であるという意味で、図１０に示すアタッチメント１２の構造と同一の構造を有する。それゆえ、この第２のアタッチメント１２の詳しい説明は省略する。
【０１０４】
最後に、それぞれ図２および図５に示す第１の好ましい実施形態の二つの第１の代替例は、それらが、第１のアタッチメント１０によってＹ方向に沿って作用する荷重の伝達を保証し、かつ第２のアタッチメント１２によってＸ方向に作用する荷重の伝達をもっぱら保証することができるよう設計されており、この結果、これら二つの代替例はまた、本発明の第２の好ましい実施形態を具現化するのに適していることに留意されたい。特に、図５および図６に示す第２の代替例の場合には、アタッチメント１２はもはや、孔１００を貫通する前後方向のピンを備える必要はない。なぜなら、この場合に、Ｙ方向に沿って作用する荷重の伝達はアタッチメント１０によって実現されるが、図３を参照して詳しく説明したその構成は、そうした伝達を完全に保証できるからである。
【０１０５】
当業者であれば、明らかに、単に非限定的な例として説明してきた航空機用のエンジンアセンブリ１に対して、さまざまな変更を施すことが可能である。
【図面の簡単な説明】
【０１０６】
【図１】本発明の第１実施形態に基づく、航空機用エンジンアセンブリの部分的な概略斜視図である。
【図２】本発明の第１の好ましい実施形態を具現化するための第１の代替例の形態の航空機用エンジンアセンブリの斜視図である。
【図３】図２のエンジンアセンブリに見られる第１のアタッチメントの拡大斜視図である。
【図４】図２のエンジンアセンブリに見られる第２のアタッチメントの拡大斜視図である。
【図５】本発明の第１の好ましい実施形態を具現化するための第２の代替例の形態の航空機用エンジンアセンブリの斜視図である。
【図６】図５のエンジンアセンブリに見られる第２のアタッチメントの拡大斜視図である。
【図７】本発明の第１の好ましい実施形態を具現化するための第３の代替例の形態の航空機用エンジンアセンブリの斜視図である。
【図８】図７のエンジンアセンブリに見られる第１のアタッチメントの部分的な斜視図である。
【図９】本発明の第２の好ましい実施形態に基づく、航空機用エンジンアセンブリの部分的な概略斜視図である。
【図１０】本発明の第２の好ましい実施形態を具現化するための第１の代替例の形態の航空機用エンジンアセンブリの斜視図である。
【図１１】図１０のエンジンアセンブリに見られる第１のアタッチメントの拡大斜視図である。
【図１２】本発明の第２の好ましい実施形態を具現化するための第２の代替例の形態の航空機用エンジンアセンブリの斜視図である。
【符号の説明】
【０１０７】
１ エンジンアセンブリ
４ マウントデバイス
６ エンジン
８ 剛構造体
１０,１２ エンジンアタッチメント
１０ａ サイドアタッチメント半体
１６ アタッチメント
１８ ファンケーシング
２０ 環状ファンダクト
２２ 中心ケーシング
２３ 排気ケーシング
２５ 大直径部分
２７ 固定ブレード
２８ エンジン部
３０ エンジンマウント部
３２ 中央ブラケット
３４ 接触面
３６ ピン
３８ サイドブラケット
４０ 二次サイドブラケット
４２,４４ フレーム
４６ 中央プレート
４７ 接触面
４８ サイドサポート
５６ メインボックス
５８ 突出部
６０ エンジンマウント部
６１ ピン
６２ エンジン部
６４ 中央プレート
６６,６７ 接触面
６８ サポートブラケット
７０ 中央プレート
７６ エンジン部
７８ エンジンマウント部
８０ 上側中央ブラケット
８２ 下側中央ブラケット
８４ 接触面
８６ サポートブラケット
８８ 中央ブラケット
９０ 中央プレート
９２ 側壁
９４ 接触面
１００ 孔
１０２ 中央ブラケット
１０６ シャックル
１１２ リンク
１２０ シャックル
１２８ サイドスラストリンク
１３０ 整流バー
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン(６)と、このエンジン(６)用のマウントデバイス(４)とを具備してなる航空機用エンジンアセンブリ(１)であって、
前記エンジンマウントデバイス(４)は、前記航空機の翼(２)と前記エンジン(６)との間に配置されるよう構成されており、かつ前記エンジンマウントデバイス(４)は、剛構造体(８)と、この剛構造体(８)に前記エンジン(６)をマウントするための手段と、を具備してなり、前記マウント手段は第１のアタッチメント(１０)と第２のアタッチメント(１２)とから構成されており、
前記第１のアタッチメント(１０)は二つの側方アタッチメント半体(１０ａ)からなり、この二つの側方アタッチメント半体(１０ａ)はそれぞれ前記エンジン(６)のファンケーシング(１８)に対して取り付けられており、かつ、前記第２のアタッチメント(１２)は前記エンジン(６)の中心ケーシング(２２)の前部に対して取り付けられていることを特徴とする航空機用エンジンアセンブリ(１)。
【請求項２】
前記第２のエンジンアタッチメント(１２)は前記エンジン(６)の前後方向(Ｘ)に沿って作用する負荷を伝達するよう構成されており、かつ、前記第１のエンジンアタッチメント(１０)の二つのアタッチメント半体(１０ａ)はそれぞれ、前記エンジン(６)の前後方向(Ｘ)および前記エンジンの垂直方向(Ｚ)に沿って作用する負荷を伝達するよう構成されていることを特徴とする請求項１に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項３】
前記第２のエンジンアタッチメント(１２)はさらに、前記エンジン(６)の左右方向(Ｙ)に沿って作用する負荷を伝達するよう構成されていることを特徴とする請求項２に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項４】
前記第１のエンジンアタッチメント(１０)はさらに、前記エンジン(６)の左右方向(Ｙ)に沿って作用する負荷を伝達するよう構成されていることを特徴とする請求項２に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項５】
前記第２のアタッチメント(１２)は前記中心ケーシング(２２)の前記前部の一部分(２５)に対して取り付けられ、この部分(２５)は、前記中心ケーシング(２２)を前記ファンケーシング(１８)に対して結合する固定羽根(２７)を支持していることを特徴とする請求項１ないし請求項４のいずれか１項に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項６】
前記第１のアタッチメント(１０)は、前記エンジン(６)に対して取り付けられたエンジン部(２８)と、前記剛構造体(８)に対して取り付けられたエンジンマウント部(３０)と、を具備してなり、前記エンジンおよびエンジンマウント部(２８,３０)は互いに固定されておりかつそれぞれ互いに当接する二つの接触面(３４,４７)を有し、これら二つの接触面(３４,４７)は、前記エンジン(６)の左右方向(Ｙ)および垂直方向(Ｚ)によって画定される平面に沿って配置されていることを特徴とする請求項１ないし請求項５のいずれか１項に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項７】
前記第２のアタッチメント(１２)は、前記エンジン(６)に対して取り付けられたエンジン部(６２)と、前記剛構造体(８)に対して取り付けられたエンジンマウント部(６０)と、を具備してなり、前記エンジンおよびエンジンマウント部(６２,６０)は互いに固定されておりかつそれぞれ互いに当接する二つの接触面(６６,６７)を有し、これら二つの接触面(６６,６７)は、前記エンジン(６)の前後方向(Ｘ)および垂直方向(Ｚ)によって画定される平面に沿って配置されていることを特徴とする請求項６に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項８】
前記第２のアタッチメント(１２)は、前記エンジン(６)に対して取り付けられたエンジン部(７６)と、前記剛構造体(８)に対して取り付けられたエンジンマウント部(７８)と、を具備してなり、前記エンジンおよびエンジンマウント部(７６,７８)は互いに固定されておりかつそれぞれ互いに当接する二つの接触面(８４,９４)を有し、これら二つの接触面(８４,９４)は、前記エンジン(６)の左右方向(Ｙ)および垂直方向(Ｚ)によって画定される平面に沿って配置されていることを特徴とする請求項６に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項９】
前記第２のアタッチメント(１２)は二つのスラストリンク(１２８)を具備してなり、前記リンク(１２８)は、前記剛構造体(８)に対して連結された後端部を具備してなることを特徴とする請求項４を引用した場合の請求項６に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項１０】
前記マウント手段は均衡システムを形成していることを特徴とする請求項１ないし請求項９のいずれか１項に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項１】
エンジン(６)と、このエンジン(６)用のマウントデバイス(４)とを具備してなる航空機用エンジンアセンブリ(１)であって、
前記エンジンマウントデバイス(４)は、前記航空機の翼(２)と前記エンジン(６)との間に配置されるよう構成されており、かつ前記エンジンマウントデバイス(４)は、剛構造体(８)と、この剛構造体(８)に前記エンジン(６)をマウントするための手段と、を具備してなり、前記マウント手段は第１のアタッチメント(１０)と第２のアタッチメント(１２)とから構成されており、
前記第１のアタッチメント(１０)は二つの側方アタッチメント半体(１０ａ)からなり、この二つの側方アタッチメント半体(１０ａ)はそれぞれ前記エンジン(６)のファンケーシング(１８)に対して取り付けられており、かつ、前記第２のアタッチメント(１２)は前記エンジン(６)の中心ケーシング(２２)の前部に対して取り付けられていることを特徴とする航空機用エンジンアセンブリ(１)。
【請求項２】
前記第２のエンジンアタッチメント(１２)は前記エンジン(６)の前後方向(Ｘ)に沿って作用する負荷を伝達するよう構成されており、かつ、前記第１のエンジンアタッチメント(１０)の二つのアタッチメント半体(１０ａ)はそれぞれ、前記エンジン(６)の前後方向(Ｘ)および前記エンジンの垂直方向(Ｚ)に沿って作用する負荷を伝達するよう構成されていることを特徴とする請求項１に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項３】
前記第２のエンジンアタッチメント(１２)はさらに、前記エンジン(６)の左右方向(Ｙ)に沿って作用する負荷を伝達するよう構成されていることを特徴とする請求項２に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項４】
前記第１のエンジンアタッチメント(１０)はさらに、前記エンジン(６)の左右方向(Ｙ)に沿って作用する負荷を伝達するよう構成されていることを特徴とする請求項２に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項５】
前記第２のアタッチメント(１２)は前記中心ケーシング(２２)の前記前部の一部分(２５)に対して取り付けられ、この部分(２５)は、前記中心ケーシング(２２)を前記ファンケーシング(１８)に対して結合する固定羽根(２７)を支持していることを特徴とする請求項１ないし請求項４のいずれか１項に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項６】
前記第１のアタッチメント(１０)は、前記エンジン(６)に対して取り付けられたエンジン部(２８)と、前記剛構造体(８)に対して取り付けられたエンジンマウント部(３０)と、を具備してなり、前記エンジンおよびエンジンマウント部(２８,３０)は互いに固定されておりかつそれぞれ互いに当接する二つの接触面(３４,４７)を有し、これら二つの接触面(３４,４７)は、前記エンジン(６)の左右方向(Ｙ)および垂直方向(Ｚ)によって画定される平面に沿って配置されていることを特徴とする請求項１ないし請求項５のいずれか１項に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項７】
前記第２のアタッチメント(１２)は、前記エンジン(６)に対して取り付けられたエンジン部(６２)と、前記剛構造体(８)に対して取り付けられたエンジンマウント部(６０)と、を具備してなり、前記エンジンおよびエンジンマウント部(６２,６０)は互いに固定されておりかつそれぞれ互いに当接する二つの接触面(６６,６７)を有し、これら二つの接触面(６６,６７)は、前記エンジン(６)の前後方向(Ｘ)および垂直方向(Ｚ)によって画定される平面に沿って配置されていることを特徴とする請求項６に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項８】
前記第２のアタッチメント(１２)は、前記エンジン(６)に対して取り付けられたエンジン部(７６)と、前記剛構造体(８)に対して取り付けられたエンジンマウント部(７８)と、を具備してなり、前記エンジンおよびエンジンマウント部(７６,７８)は互いに固定されておりかつそれぞれ互いに当接する二つの接触面(８４,９４)を有し、これら二つの接触面(８４,９４)は、前記エンジン(６)の左右方向(Ｙ)および垂直方向(Ｚ)によって画定される平面に沿って配置されていることを特徴とする請求項６に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項９】
前記第２のアタッチメント(１２)は二つのスラストリンク(１２８)を具備してなり、前記リンク(１２８)は、前記剛構造体(８)に対して連結された後端部を具備してなることを特徴とする請求項４を引用した場合の請求項６に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項１０】
前記マウント手段は均衡システムを形成していることを特徴とする請求項１ないし請求項９のいずれか１項に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
【公表番号】特表２００９−５０９８２７（Ｐ２００９−５０９８２７Ａ）
【公表日】平成２１年３月１２日（２００９．３．１２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００８−５３１７１４（Ｐ２００８−５３１７１４）
【出願日】平成１８年９月２２日（２００６．９．２２）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２００６／０６６６３５
【国際公開番号】ＷＯ２００７／０３３９９４
【国際公開日】平成１９年３月２９日（２００７．３．２９）
【出願人】（５０１４４６２２８）エアバス・フランス (93)
【公表日】平成２１年３月１２日（２００９．３．１２）
【国際特許分類】
【出願日】平成１８年９月２２日（２００６．９．２２）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２００６／０６６６３５
【国際公開番号】ＷＯ２００７／０３３９９４
【国際公開日】平成１９年３月２９日（２００７．３．２９）
【出願人】（５０１４４６２２８）エアバス・フランス (93)
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