推進システムの航空機構造要素への連結
【課題】ファンおよびナセルの径を増大させ、一方ではターボジェット本体の横断方向寸法を低減できる航空推進システムを提供すること。
【解決手段】航空機推進システム（１１０）は、二次流が流れる流路を画定するナセルにより囲まれたバイパスターボジェットエンジンと、エンジンを航空機の翼（１３２）に連結するための連結手段とを備え、さらにエンジンの長手方向軸（１３５）に実質的に平行なパイロン（１３４）と、パイロンからエンジンを懸架する懸架手段とを備え、パイロンは、エンジンの長手方向軸を含む鉛直面（１５０）およびナセルの上部から角度的にオフセットされ、二次流の流れ経路の外側に位置する。
【解決手段】航空機推進システム（１１０）は、二次流が流れる流路を画定するナセルにより囲まれたバイパスターボジェットエンジンと、エンジンを航空機の翼（１３２）に連結するための連結手段とを備え、さらにエンジンの長手方向軸（１３５）に実質的に平行なパイロン（１３４）と、パイロンからエンジンを懸架する懸架手段とを備え、パイロンは、エンジンの長手方向軸を含む鉛直面（１５０）およびナセルの上部から角度的にオフセットされ、二次流の流れ経路の外側に位置する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用の推進システムに関する。推進システムは、二次（バイパス）空気流の流路を画定するナセル内部に装着されるバイパスターボジェットエンジンと、エンジンを航空機の翼などの航空機の構造要素に連結するための連結手段とを備える。
【背景技術】
【０００２】
推進システムは、動作の種々の段階でエンジンにより生成された力を翼に移動する手段により航空機の翼に連結される。
【０００３】
推進システムを連結するための連結手段は、通常、パイロンとして知られている非常に堅牢で重量のある部品を備え、この部品は航空機のターボジェットエンジンと翼との間に配置される。パイロンは、エンジンの長手方向軸を含む鉛直面で実質的に延在し、エンジンと航空機との間で伝達される力の全てを通すエンジン懸架手段を含む。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
ターボジェットエンジンの騒音公害や燃費を低減するために、製造業者はこのようなエンジンのバイパス比を増加させる、すなわち一次流の流量に対する二次流の流量の割合を増加させる傾向にある。このために、１つの解決策は、ファンおよびナセルの径を増大させ、一方ではターボジェット本体の横断方向寸法を低減することにある。
【０００５】
それでもやはり、ファンおよびナセルの径を増大させると、推進システムの横断方向のサイズを増大させてしまう。確実に航空機の十分な地上高を保つために、推進システムは航空機の翼により接近して移動される必要がある。このことにより、推進システムと翼との間に位置するパイロンに利用できる空間を低減することができる。パイロンが占める空間は、十分に剛性があり頑丈な構造物を収容する必要があるので、比較的大きい。典型的には、パイロンは、チタン製であり、比較的重い。パイロンは、通常、ターボジェットファンの下流側に配置され、少なくとも部分的に二次流の流路まで延在し、このことにより上記二次流の流れを妨げる。二次流の流路を通るパイロンの一部は、流線型のプロファイルになるように、また妨害する乱流の量およびパイロンから下流側の抗力を制限するようにフェアリングされる必要がある。
【０００６】
本発明の特定の目的は、これらの問題を解決する、簡単で効果的で安価な解決策を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
このために、本発明は、二次流が流れる流路を画定するナセルにより囲まれるバイパスターボジェットエンジンと、エンジンを航空機の構造物要素の下、特に航空機の翼の下で連結するための連結手段とを備え、連結手段は、二次流の流路外側で径方向に位置しエンジンの長手方向軸に実質的に並行な面にあるパイロンと、パイロンからエンジンを懸架するための手段とを備えており、パイロンの面はエンジンの長手方向軸を含む鉛直面から角度的にオフセットである、航空機推進システムを提供する。システムにおいて、パイロンからエンジンを懸架するための手段は、エンジンのケーシングの上部にあるヒンジ手段にパイロンを連結する、２つの平行で実質的に水平な横断方向梁を備えることを特徴とする。
【０００８】
本発明では、エンジンの連結手段は、推進システムと航空機の翼との間に位置する空間を開放するようにエンジンの片側に対してオフセットである１つのパイロンを備える。一例として、パイロンは、エンジンの長手方向軸周りに３０°から６０°の範囲の角度、例えば約４５°の角度でオフセットされ、この角度はエンジンの長手方向軸に垂直な面で測定される。
【０００９】
パイロンが位置する側面空間は、推進システムと航空機の構造要素との間に位置する容積より大きい容積の空間である。このことにより、上記側面空間内でパイロンを着脱するのが容易になる。パイロンがエンジンの片側に対してオフセットされているという事実も、推進システムと翼との間の空気の流れにおいて乱流を制限することにつながる。推進システムは、十分な地上高を有するように、航空機の翼により接近して移動されてもよい。パイロンは、二次流の外側に位置し、そのため、上記二次流の流れを妨げない。したがって、ターボジェットの性能を改善する。また、パイロンはターボジェットの高温の構造物から離間され、その結果、動作時に、先行技術よりも低い温度に曝されることになる。ひいては、複合材料などの軽量で堅牢な材料でパイロンを製造することができる。この構成を支持する別の理由は、航空機の飛行を音速に近い速度にするために、パイロンは内側にオフセットされているので翼の湾曲がパイロンをより短くし、これによりパイロンの重量が低減されるということに結び付けられる。結局、パイロンから下流側の妨害抗力の低減は、推進システムにより引き起こされる騒音公害を制限することにつながる。
【００１０】
本発明の特徴によれば、エンジンを懸架するための手段は、エンジンのケーシングの上部にあるヒンジ手段にパイロンを連結する２つの平行で実質的に水平な横断方向梁を備える。
【００１１】
エンジン懸架梁は、エンジン側に位置するパイロンから実質的に長手方向鉛直面まで延在する。梁の両端部は、エンジンケーシングの上部にあるリンクヒンジ手段により連結される。リンクヒンジ手段は、推進システムの重心と共に、好ましくは長手方向鉛直面の近くにある。このことにより、エンジンが取り外される、および／または設置されるメンテナンス操作または検査操作の間にエンジンが傾いてしまうリスクを抑えることができる。
【００１２】
パイロンは、ヒンジ手段によりエンジンの中間ケーシングの上部に連結される上流側横断方向梁と、ヒンジ手段によりエンジンの排気ケーシングの上部に連結される下流側横断方向梁を担持し得る。
【００１３】
一例として、上流側横断方向梁を中間ケーシングの上部にヒンジ連結する手段は、梁の自由端部に連結される第１のリンクと、梁の中間部に連結される第２のリンクと、梁の中間部とパイロンとの間の梁に連結される第３のリンクとの３つのリンクを備える。リンクは、有利には、ボールソケット継手を介して上流側梁および中間ケーシングにヒンジ連結される。
【００１４】
上流側横断方向梁を中間ケーシングに連結するリンクヒンジ手段は、有利には、エンジンの軸に対して横断方向および鉛直方向に働く力を吸収し、またエンジンの軸周りに働くトルクを吸収するように設計されている。
【００１５】
一例として、下流側横断方向梁は下流側横断方向梁の自由端部でＶ字型の形状で２つのリンクに連結され、２つのリンクは排気ケーシングにヒンジ連結される。これらのリンクは、二次流の流路を通り、二次流における乱流およびヘッドロスを制限するために、少なくとも部分的にフェアリングされる。これらのリンクは、ボールソケット継手を介して下流側横断方向梁および排気ケーシングにヒンジ連結される。
【００１６】
下流側横断方向梁と排気ケーシングとの間のリンクヒンジ手段は、有利には、エンジンの軸に対して横断方向および鉛直方向に働く力を吸収するように設計されている。
【００１７】
パイロンはさらに、エンジンからの推力を吸収する剛性傾斜アーム支持手段を含んでもよい。アームは、パイロンからエンジンに向かって延在し、その自由端部でクロスバーに連結される。クロスバーは、その両端部がリンクを介して中間ケーシングに連結される。
【００１８】
一例として、これら２つのリンクと中間ケーシングとの間の連結点は、エンジンの長手方向軸周りに約９０°から１８０°の角度で互いに離間している。この角度は、エンジンの長手方向軸に対して垂直な面で測定される。これらの連結点は、好ましくはエンジンの長手方向軸とパイロンとを含む傾斜面に対して互いに対称である。支持アームは、この面の実質的に径方向に延在してもよい。
【００１９】
有利には、支持アームは、流体搬送パイプや電気ケーブルなどの設備を通すための流線形ダクトの一部を形成する。支持アームは、二次流の流路を通って延在し、少なくとも部分的に流線形の形状を呈してもよい。
【００２０】
非限定的な例として示され添付図面を参照した以下の説明を読めば、本発明はより理解され、また本発明の他の特徴や利点が明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】先行技術の航空機推進システムの概略側面図である。
【図２】本発明の航空機推進システムの概略背面図である。
【図３】下流側からおよび片側から見た、ナセルが部分的に切り取られた状態の図２の推進システムの概略斜視図である。
【図４】下流側からおよび片側から見た、ナセルが完全に切り取られた状態の図２の推進システムの別の概略斜視図である。
【図５】図４の一部の拡大図である。
【図６】下流側からおよび片側から見た、図２の推進システムのエンジンの上流側懸架手段の概略斜視図である。
【図７】下流側からおよび片側から見た、図２の推進システムのエンジンの下流側懸架手段の概略斜視図である。
【図８】下流側からおよび片側から見た、図２の推進システムのエンジンからの推力を吸収するための手段の概略斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
図１に概略的に示される航空機推進システム１０は、ホイールがファンケーシング１８内部で回転駆動される前部ファン１６を有するバイパスターボジェット１４を内部に装着した略円筒形のナセル１２を備える。ファンケーシング１８は、その下流側端部で中間ケーシング１９の環状円筒状外壁に連結される。ケーシング１８、１９は、ナセル１２を担持する。
【００２３】
ファンから下流側では、ファン１６により吸入された空気流２０は、初めに、上流側から下流側に向かって圧縮機、燃焼チャンバ、タービンを備えるターボジェット１４を通過する一次流２２と、次に、ターボジェット本体１４とナセル１２との間を流れ、推力の大部分を送出する二次流２４とに分流され、さらに推力はタービンから排出された燃焼ガスにより送出される。
【００２４】
二次流２４の流路は、ナセル１２の内壁２６より外側で、ターボジェット本体を囲み、中間ケーシング１９のハブ（図示せず）からタービンからの出口に位置する排気ケーシング３０まで延在する円筒状シェル２８より内側に画定される。
【００２５】
本発明の実施において、推進システム１０は、通常、ターボジェットの長手方向軸３５を含む鉛直面に実質的に延在して、ターボジェット本体１４と航空機の翼３２との間にある空間４６を占めるパイロン３４により翼３２の下に連結される。この長手方向鉛直面は、図１の断面に相当する。
【００２６】
パイロン３４は、チタンなどの剛性材料製である。パイロンは上流側端部に、ターボジェット１４を懸架するための懸架手段３６、３８を含み、この懸架手段を介してエンジンと航空機との間で伝達される全ての力が通り、パイロンの下流側端部は、締結手段４０、４２により航空機の翼３２に連結される。
【００２７】
上述したように、ターボジェットのバイパス比、すなわち一次流２２の流量に対する二次流２４の流量の割合を増大させると、ファンケーシング１８およびナセル１２の径が大きくなる。確実に航空機が十分な地上高４４を保持するように、ターボジェットのエンジンは翼３２により接近して移動される。このことにより、エンジンと翼との間にある空間４６の量を低減し、同様に、エンジンを取り付けるためのパイロン３４に割り当てられる上記空間の一部を増大することになる。
【００２８】
図示された例では、パイロン３４の上流側端部は、二次流２４の流路まで延在し、パイロン３４と中間ケーシング１９のハブとの間に延在する上流側懸架手段３６と、パイロンと排気ケーシング３０との間に延在する下流側懸架手段３８とを介してターボジェット１４に締結されている。
【００２９】
二次流２４の流路を通るパイロン３４の上流側端部は、二次流の流れを過剰に妨げないようにフェアリングされなければならない。それでも、パイロン３４は、この二次流において大きな乱流やヘッドロスを引き起こし、ターボジェットの性能を低下させる。さらに、ターボジェット１４と航空機の翼３２との間にある狭い空間４６を通過する空気は、パイロン３４の周りを流れる必要がある。このことにより、航空機の翼３２の下で大きな抗力を発生させてしまう。
【００３０】
本発明は、ターボジェットの軸３５周りの長手方向鉛直面に対して角度的にオフセットされ、二次流の流路の外側に上記流れを妨げるのを避けるように位置するパイロンにより、先行技術のこれらの問題を少なくとも一部解決するものであり、ひいてはターボジェットの性能を改善し、動作時にターボジェットが発する騒音のレベルを低減するものである。
【００３１】
図２から図８に示された例では、図１に関して上述した要素は、その符号に１００を足した符号で示されている。
【００３２】
パイロン１３４は、軸１３５周りに３０°から６０°の範囲、例えば長手方向鉛直面１５０およびナセルの上部から離れる約４５°に等しい角度αでオフセットされる。この角度は、軸１３５に垂直な面で測定される。パイロンは、航空機の翼１３２の下で適切な手段１４０、１４２により締結され、航空機の胴体１５２の方に向かって配置される。
【００３３】
パイロン１３４は、ナセル１１２の内壁１２６の外側、あるいはナセル１１２の全く外側に配置され、二次流１２４の空気に曝されない。したがって、パイロンは、熱抵抗が小さく、先行技術のパイロンで使用される材料よりも軽量である材料製とすることができる。一例として、パイロン１３４は、複合材料製である。
【００３４】
パイロンは、ターボジェット１１４が上流側および下流側懸架手段により取り付けられる上流側横断方向梁１５４と下流側横断方向梁１５６とを有する。
【００３５】
上流側横断方向梁１５４と下流側横断方向梁１５６とは、実質的に平行であり、実質的に水平面で航空機の胴体１５２から遠いパイロン１３４の側面部から長手方向鉛直面１５０に位置するこれら横断方向梁の自由端部に向かって延在する。
【００３６】
上流側横断方向梁１５４の自由端部は、第１のリンク１５８の一端部にヒンジ連結され、第１のリンクの他端部は、エンジンの中間ケーシング１１９の環状円筒状外壁の上部に担持されるフォーク１６０のピンにヒンジ連結される。梁１５４はさらに、その中央部で第２のリンク１６２の端部にヒンジ連結され、第２のリンクの他端部は、中間ケーシング１１９の外壁に担持されるフォーク１６４のピンでヒンジ連結される。梁１５４の中央部とパイロン１３４との間に位置する梁１５４の中間部は、第３のリンク１６３により、中間ケーシング１１９の外壁に担持されるフォーク１６４に連結される。
【００３７】
図示された例では、リンク１５８、１６２、１６３は短く、共通の横断方向の面内に位置するが、互いに異なる方向に配向される。リンク１５８、１６２、１６３は、好ましくは梁１５４およびフォーク１６０、１６４の両側にボールソケット継手を介してヒンジ連結される。
【００３８】
パイロン１３４は、上流側横断方向梁１５４を介してエンジンの中間ケーシング１１９の外壁に連結されるが、先行技術のパイロン３４は、中間ケーシングのハブに連結される。
【００３９】
長手方向軸ＯＸはエンジンの長手方向軸１３５に平行で下流側を指し、鉛直軸ＯＹは鉛直に上流側を指し、横断方向軸ＯＺはエンジンの側部の一方への方向（すなわち、航空機の胴体への方向）を水平に指し、軸ＯＸ、ＯＹ、ＯＺは互いに垂直である直交基準系ＯＸＹＺが定義されている。
【００４０】
横断方向梁１５４と、リンク１５８、１６２、１６３と、これらのヒンジ手段は、横断方向ＯＺ、鉛直方向ＯＹの力を吸収し、エンジンの軸周りのトルクを吸収するように設計されている。
【００４１】
下流側横断方向梁１５６の自由端部は、Ｖ字型で２つのリンク１６８、１６８’の両端部に連結される連結部１６６にヒンジ連結される。連結部１６６は略三角形であり、下流側横断方向梁１５６は、好ましくはボールソケット継手を使用して、連結部にその頂点で連結される。２つのリンクのうちの１つ１６８は、その一端部で連結部１６６の第２の頂点にピボット継手などを介して連結され、他方のリンク１６８’は、その一端部で連結部１６６の第３の頂点に固定して連結される。
【００４２】
リンク１６８、１６８’の他端部はそれぞれ、エンジンの排気ケーシング１３０に担持される各フォーク１７２のピンにヒンジ連結される各ラグ１７０を有する。梁１５６と連結部１６６との間の連結、およびリンク１６８と排気ケーシング１３０との間の継手は、ボールソケット継手である。
【００４３】
リンク１６８、１６８’は、共通の横断方向の面内にあり、逆Ｖ字型を形成するように、互いに対して傾斜している。
【００４４】
これらのリンク１６８、１６８’は、二次流１２４の流路を通り、二次流において乱流やヘッドロスを制限するために、流線形の形状にされる。図示された例では、リンク１６８、１６８’の下流側部分１７４は、下流側を指す縁部を有する隆線形である。
【００４５】
梁１５６、連結部１６６、リンク１６８、１６８’、これらのヒンジ手段または連結手段は、横断方向ＯＺ、鉛直方向ＯＹの力を吸収するように設計される。
【００４６】
上述したことからわかるように、上流側横断方向梁１５４および下流側横断方向梁１５６の自由端部は、長手方向鉛直面１５０に位置する（図２）。上流側横断方向梁１５４の自由端部を中間ケーシング１１９のフォーク１６０に連結するリンク１５８は、この鉛直面１５０に延在する。排気ケーシング１３０を下流側横断方向梁１５６に連結するリンク１６８、１６８’は鉛直面１５０に対して互いに対称であり、排気ケーシング上のこれらの締結ポイント（フォーク１７２）は、同様にこの鉛直面に対して対称である。エンジンの重心は、長手方向鉛直面１５０にある。したがって、ターボジェット１１４が取り外されている、および／または設置されている間、エンジンの片方または他方に対する傾斜がかなり制限され、そのために、メンテナンス操作を行う操作者が怪我をするリスク、または推進システムの部品を損傷するリスクがほとんどない。
【００４７】
パイロン１３４はまた、エンジンの推力を吸収する手段を支持する剛性アーム１７８を備える。支持アーム１７８は、パイロン１３４の中央部からターボジェットの本体１１４の方に向かって、排気ケーシング１３０からわずかに上流側で、エンジンの軸に対して横断方向に、実質的に径方向に延在する。
【００４８】
アーム１７８は、その自由端部でクロスバー１８０の中央部にヒンジ連結される。クロスバーは、その両端部がそれぞれのリンク１８２の一端部にヒンジ連結される。リンク１８２は上流側に延在し、それらの他端部は適切な手段を介して中間ケーシング１１９のハブにヒンジ連結される。
【００４９】
リンク１８２および中間ケーシング１１９のハブ上のこれらのリンクの連結ポイントは、エンジンの長手方向軸１３５とパイロン１３４とを含む面に対して対称である。これらの連結ポイントは、エンジンの長手方向軸１３５周りに約９０°から１８０°の角度で互いに離間する。この角度は、軸１３５に垂直な面で測定される。
【００５０】
支持アーム１７８は、電気ケーブルや流体搬送パイプ（オイル、燃料などを搬送するためのパイプ）などの設備を通すためのダクト（図示せず）の一部を形成する。このダクトは、二次流の流路を通り、上記二次流の乱流を制限するために流線形の形状でフェアリングされる。クロスバー１８０およびリンク１８２は、エンジンの本体を囲む円筒状エンベロープ（図１の符号２８）内部で径方向に配置され、このため、これらは二次流に曝されない。
【符号の説明】
【００５１】
１０、１１０ 航空機推進システム
１２、１１２ ナセル
１４ バイパスターボジェット
１６ 前部ファン
１８ ファンケーシング
１９、１１９ 中間ケーシング
２０ 空気流
２２、１２２ 一次流
２４、１２４ 二次流
２６、１２６ 内壁
２８ 円筒状シェル、円筒状エンベロープ
３０、１３０ 排気ケーシング
３２、１３２ 翼
３４、１３４ パイロン
３５、１３５ 長手方向軸
３６、３８ 懸架手段
４０、４２、１４０、１４２ 締結手段
４４ 地上高
４６ 空間
１１４ ターボジェット
１５０ 長手方向鉛直面
１５２ 胴体
１５４ 上流側横断方向梁
１５６ 下流側横断方向梁
１５８ 第１のリンク
１６０、１６４、１７２ フォーク
１６２ 第２のリンク
１６３ 第３のリンク
１６６ 連結部
１６８、１６８’、１８２ リンク
１７０ ラグ
１７４ 下流側部分
１７８ 剛性アーム
１８０ クロスバー
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用の推進システムに関する。推進システムは、二次（バイパス）空気流の流路を画定するナセル内部に装着されるバイパスターボジェットエンジンと、エンジンを航空機の翼などの航空機の構造要素に連結するための連結手段とを備える。
【背景技術】
【０００２】
推進システムは、動作の種々の段階でエンジンにより生成された力を翼に移動する手段により航空機の翼に連結される。
【０００３】
推進システムを連結するための連結手段は、通常、パイロンとして知られている非常に堅牢で重量のある部品を備え、この部品は航空機のターボジェットエンジンと翼との間に配置される。パイロンは、エンジンの長手方向軸を含む鉛直面で実質的に延在し、エンジンと航空機との間で伝達される力の全てを通すエンジン懸架手段を含む。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
ターボジェットエンジンの騒音公害や燃費を低減するために、製造業者はこのようなエンジンのバイパス比を増加させる、すなわち一次流の流量に対する二次流の流量の割合を増加させる傾向にある。このために、１つの解決策は、ファンおよびナセルの径を増大させ、一方ではターボジェット本体の横断方向寸法を低減することにある。
【０００５】
それでもやはり、ファンおよびナセルの径を増大させると、推進システムの横断方向のサイズを増大させてしまう。確実に航空機の十分な地上高を保つために、推進システムは航空機の翼により接近して移動される必要がある。このことにより、推進システムと翼との間に位置するパイロンに利用できる空間を低減することができる。パイロンが占める空間は、十分に剛性があり頑丈な構造物を収容する必要があるので、比較的大きい。典型的には、パイロンは、チタン製であり、比較的重い。パイロンは、通常、ターボジェットファンの下流側に配置され、少なくとも部分的に二次流の流路まで延在し、このことにより上記二次流の流れを妨げる。二次流の流路を通るパイロンの一部は、流線型のプロファイルになるように、また妨害する乱流の量およびパイロンから下流側の抗力を制限するようにフェアリングされる必要がある。
【０００６】
本発明の特定の目的は、これらの問題を解決する、簡単で効果的で安価な解決策を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
このために、本発明は、二次流が流れる流路を画定するナセルにより囲まれるバイパスターボジェットエンジンと、エンジンを航空機の構造物要素の下、特に航空機の翼の下で連結するための連結手段とを備え、連結手段は、二次流の流路外側で径方向に位置しエンジンの長手方向軸に実質的に並行な面にあるパイロンと、パイロンからエンジンを懸架するための手段とを備えており、パイロンの面はエンジンの長手方向軸を含む鉛直面から角度的にオフセットである、航空機推進システムを提供する。システムにおいて、パイロンからエンジンを懸架するための手段は、エンジンのケーシングの上部にあるヒンジ手段にパイロンを連結する、２つの平行で実質的に水平な横断方向梁を備えることを特徴とする。
【０００８】
本発明では、エンジンの連結手段は、推進システムと航空機の翼との間に位置する空間を開放するようにエンジンの片側に対してオフセットである１つのパイロンを備える。一例として、パイロンは、エンジンの長手方向軸周りに３０°から６０°の範囲の角度、例えば約４５°の角度でオフセットされ、この角度はエンジンの長手方向軸に垂直な面で測定される。
【０００９】
パイロンが位置する側面空間は、推進システムと航空機の構造要素との間に位置する容積より大きい容積の空間である。このことにより、上記側面空間内でパイロンを着脱するのが容易になる。パイロンがエンジンの片側に対してオフセットされているという事実も、推進システムと翼との間の空気の流れにおいて乱流を制限することにつながる。推進システムは、十分な地上高を有するように、航空機の翼により接近して移動されてもよい。パイロンは、二次流の外側に位置し、そのため、上記二次流の流れを妨げない。したがって、ターボジェットの性能を改善する。また、パイロンはターボジェットの高温の構造物から離間され、その結果、動作時に、先行技術よりも低い温度に曝されることになる。ひいては、複合材料などの軽量で堅牢な材料でパイロンを製造することができる。この構成を支持する別の理由は、航空機の飛行を音速に近い速度にするために、パイロンは内側にオフセットされているので翼の湾曲がパイロンをより短くし、これによりパイロンの重量が低減されるということに結び付けられる。結局、パイロンから下流側の妨害抗力の低減は、推進システムにより引き起こされる騒音公害を制限することにつながる。
【００１０】
本発明の特徴によれば、エンジンを懸架するための手段は、エンジンのケーシングの上部にあるヒンジ手段にパイロンを連結する２つの平行で実質的に水平な横断方向梁を備える。
【００１１】
エンジン懸架梁は、エンジン側に位置するパイロンから実質的に長手方向鉛直面まで延在する。梁の両端部は、エンジンケーシングの上部にあるリンクヒンジ手段により連結される。リンクヒンジ手段は、推進システムの重心と共に、好ましくは長手方向鉛直面の近くにある。このことにより、エンジンが取り外される、および／または設置されるメンテナンス操作または検査操作の間にエンジンが傾いてしまうリスクを抑えることができる。
【００１２】
パイロンは、ヒンジ手段によりエンジンの中間ケーシングの上部に連結される上流側横断方向梁と、ヒンジ手段によりエンジンの排気ケーシングの上部に連結される下流側横断方向梁を担持し得る。
【００１３】
一例として、上流側横断方向梁を中間ケーシングの上部にヒンジ連結する手段は、梁の自由端部に連結される第１のリンクと、梁の中間部に連結される第２のリンクと、梁の中間部とパイロンとの間の梁に連結される第３のリンクとの３つのリンクを備える。リンクは、有利には、ボールソケット継手を介して上流側梁および中間ケーシングにヒンジ連結される。
【００１４】
上流側横断方向梁を中間ケーシングに連結するリンクヒンジ手段は、有利には、エンジンの軸に対して横断方向および鉛直方向に働く力を吸収し、またエンジンの軸周りに働くトルクを吸収するように設計されている。
【００１５】
一例として、下流側横断方向梁は下流側横断方向梁の自由端部でＶ字型の形状で２つのリンクに連結され、２つのリンクは排気ケーシングにヒンジ連結される。これらのリンクは、二次流の流路を通り、二次流における乱流およびヘッドロスを制限するために、少なくとも部分的にフェアリングされる。これらのリンクは、ボールソケット継手を介して下流側横断方向梁および排気ケーシングにヒンジ連結される。
【００１６】
下流側横断方向梁と排気ケーシングとの間のリンクヒンジ手段は、有利には、エンジンの軸に対して横断方向および鉛直方向に働く力を吸収するように設計されている。
【００１７】
パイロンはさらに、エンジンからの推力を吸収する剛性傾斜アーム支持手段を含んでもよい。アームは、パイロンからエンジンに向かって延在し、その自由端部でクロスバーに連結される。クロスバーは、その両端部がリンクを介して中間ケーシングに連結される。
【００１８】
一例として、これら２つのリンクと中間ケーシングとの間の連結点は、エンジンの長手方向軸周りに約９０°から１８０°の角度で互いに離間している。この角度は、エンジンの長手方向軸に対して垂直な面で測定される。これらの連結点は、好ましくはエンジンの長手方向軸とパイロンとを含む傾斜面に対して互いに対称である。支持アームは、この面の実質的に径方向に延在してもよい。
【００１９】
有利には、支持アームは、流体搬送パイプや電気ケーブルなどの設備を通すための流線形ダクトの一部を形成する。支持アームは、二次流の流路を通って延在し、少なくとも部分的に流線形の形状を呈してもよい。
【００２０】
非限定的な例として示され添付図面を参照した以下の説明を読めば、本発明はより理解され、また本発明の他の特徴や利点が明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００２１】
【図１】先行技術の航空機推進システムの概略側面図である。
【図２】本発明の航空機推進システムの概略背面図である。
【図３】下流側からおよび片側から見た、ナセルが部分的に切り取られた状態の図２の推進システムの概略斜視図である。
【図４】下流側からおよび片側から見た、ナセルが完全に切り取られた状態の図２の推進システムの別の概略斜視図である。
【図５】図４の一部の拡大図である。
【図６】下流側からおよび片側から見た、図２の推進システムのエンジンの上流側懸架手段の概略斜視図である。
【図７】下流側からおよび片側から見た、図２の推進システムのエンジンの下流側懸架手段の概略斜視図である。
【図８】下流側からおよび片側から見た、図２の推進システムのエンジンからの推力を吸収するための手段の概略斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２２】
図１に概略的に示される航空機推進システム１０は、ホイールがファンケーシング１８内部で回転駆動される前部ファン１６を有するバイパスターボジェット１４を内部に装着した略円筒形のナセル１２を備える。ファンケーシング１８は、その下流側端部で中間ケーシング１９の環状円筒状外壁に連結される。ケーシング１８、１９は、ナセル１２を担持する。
【００２３】
ファンから下流側では、ファン１６により吸入された空気流２０は、初めに、上流側から下流側に向かって圧縮機、燃焼チャンバ、タービンを備えるターボジェット１４を通過する一次流２２と、次に、ターボジェット本体１４とナセル１２との間を流れ、推力の大部分を送出する二次流２４とに分流され、さらに推力はタービンから排出された燃焼ガスにより送出される。
【００２４】
二次流２４の流路は、ナセル１２の内壁２６より外側で、ターボジェット本体を囲み、中間ケーシング１９のハブ（図示せず）からタービンからの出口に位置する排気ケーシング３０まで延在する円筒状シェル２８より内側に画定される。
【００２５】
本発明の実施において、推進システム１０は、通常、ターボジェットの長手方向軸３５を含む鉛直面に実質的に延在して、ターボジェット本体１４と航空機の翼３２との間にある空間４６を占めるパイロン３４により翼３２の下に連結される。この長手方向鉛直面は、図１の断面に相当する。
【００２６】
パイロン３４は、チタンなどの剛性材料製である。パイロンは上流側端部に、ターボジェット１４を懸架するための懸架手段３６、３８を含み、この懸架手段を介してエンジンと航空機との間で伝達される全ての力が通り、パイロンの下流側端部は、締結手段４０、４２により航空機の翼３２に連結される。
【００２７】
上述したように、ターボジェットのバイパス比、すなわち一次流２２の流量に対する二次流２４の流量の割合を増大させると、ファンケーシング１８およびナセル１２の径が大きくなる。確実に航空機が十分な地上高４４を保持するように、ターボジェットのエンジンは翼３２により接近して移動される。このことにより、エンジンと翼との間にある空間４６の量を低減し、同様に、エンジンを取り付けるためのパイロン３４に割り当てられる上記空間の一部を増大することになる。
【００２８】
図示された例では、パイロン３４の上流側端部は、二次流２４の流路まで延在し、パイロン３４と中間ケーシング１９のハブとの間に延在する上流側懸架手段３６と、パイロンと排気ケーシング３０との間に延在する下流側懸架手段３８とを介してターボジェット１４に締結されている。
【００２９】
二次流２４の流路を通るパイロン３４の上流側端部は、二次流の流れを過剰に妨げないようにフェアリングされなければならない。それでも、パイロン３４は、この二次流において大きな乱流やヘッドロスを引き起こし、ターボジェットの性能を低下させる。さらに、ターボジェット１４と航空機の翼３２との間にある狭い空間４６を通過する空気は、パイロン３４の周りを流れる必要がある。このことにより、航空機の翼３２の下で大きな抗力を発生させてしまう。
【００３０】
本発明は、ターボジェットの軸３５周りの長手方向鉛直面に対して角度的にオフセットされ、二次流の流路の外側に上記流れを妨げるのを避けるように位置するパイロンにより、先行技術のこれらの問題を少なくとも一部解決するものであり、ひいてはターボジェットの性能を改善し、動作時にターボジェットが発する騒音のレベルを低減するものである。
【００３１】
図２から図８に示された例では、図１に関して上述した要素は、その符号に１００を足した符号で示されている。
【００３２】
パイロン１３４は、軸１３５周りに３０°から６０°の範囲、例えば長手方向鉛直面１５０およびナセルの上部から離れる約４５°に等しい角度αでオフセットされる。この角度は、軸１３５に垂直な面で測定される。パイロンは、航空機の翼１３２の下で適切な手段１４０、１４２により締結され、航空機の胴体１５２の方に向かって配置される。
【００３３】
パイロン１３４は、ナセル１１２の内壁１２６の外側、あるいはナセル１１２の全く外側に配置され、二次流１２４の空気に曝されない。したがって、パイロンは、熱抵抗が小さく、先行技術のパイロンで使用される材料よりも軽量である材料製とすることができる。一例として、パイロン１３４は、複合材料製である。
【００３４】
パイロンは、ターボジェット１１４が上流側および下流側懸架手段により取り付けられる上流側横断方向梁１５４と下流側横断方向梁１５６とを有する。
【００３５】
上流側横断方向梁１５４と下流側横断方向梁１５６とは、実質的に平行であり、実質的に水平面で航空機の胴体１５２から遠いパイロン１３４の側面部から長手方向鉛直面１５０に位置するこれら横断方向梁の自由端部に向かって延在する。
【００３６】
上流側横断方向梁１５４の自由端部は、第１のリンク１５８の一端部にヒンジ連結され、第１のリンクの他端部は、エンジンの中間ケーシング１１９の環状円筒状外壁の上部に担持されるフォーク１６０のピンにヒンジ連結される。梁１５４はさらに、その中央部で第２のリンク１６２の端部にヒンジ連結され、第２のリンクの他端部は、中間ケーシング１１９の外壁に担持されるフォーク１６４のピンでヒンジ連結される。梁１５４の中央部とパイロン１３４との間に位置する梁１５４の中間部は、第３のリンク１６３により、中間ケーシング１１９の外壁に担持されるフォーク１６４に連結される。
【００３７】
図示された例では、リンク１５８、１６２、１６３は短く、共通の横断方向の面内に位置するが、互いに異なる方向に配向される。リンク１５８、１６２、１６３は、好ましくは梁１５４およびフォーク１６０、１６４の両側にボールソケット継手を介してヒンジ連結される。
【００３８】
パイロン１３４は、上流側横断方向梁１５４を介してエンジンの中間ケーシング１１９の外壁に連結されるが、先行技術のパイロン３４は、中間ケーシングのハブに連結される。
【００３９】
長手方向軸ＯＸはエンジンの長手方向軸１３５に平行で下流側を指し、鉛直軸ＯＹは鉛直に上流側を指し、横断方向軸ＯＺはエンジンの側部の一方への方向（すなわち、航空機の胴体への方向）を水平に指し、軸ＯＸ、ＯＹ、ＯＺは互いに垂直である直交基準系ＯＸＹＺが定義されている。
【００４０】
横断方向梁１５４と、リンク１５８、１６２、１６３と、これらのヒンジ手段は、横断方向ＯＺ、鉛直方向ＯＹの力を吸収し、エンジンの軸周りのトルクを吸収するように設計されている。
【００４１】
下流側横断方向梁１５６の自由端部は、Ｖ字型で２つのリンク１６８、１６８’の両端部に連結される連結部１６６にヒンジ連結される。連結部１６６は略三角形であり、下流側横断方向梁１５６は、好ましくはボールソケット継手を使用して、連結部にその頂点で連結される。２つのリンクのうちの１つ１６８は、その一端部で連結部１６６の第２の頂点にピボット継手などを介して連結され、他方のリンク１６８’は、その一端部で連結部１６６の第３の頂点に固定して連結される。
【００４２】
リンク１６８、１６８’の他端部はそれぞれ、エンジンの排気ケーシング１３０に担持される各フォーク１７２のピンにヒンジ連結される各ラグ１７０を有する。梁１５６と連結部１６６との間の連結、およびリンク１６８と排気ケーシング１３０との間の継手は、ボールソケット継手である。
【００４３】
リンク１６８、１６８’は、共通の横断方向の面内にあり、逆Ｖ字型を形成するように、互いに対して傾斜している。
【００４４】
これらのリンク１６８、１６８’は、二次流１２４の流路を通り、二次流において乱流やヘッドロスを制限するために、流線形の形状にされる。図示された例では、リンク１６８、１６８’の下流側部分１７４は、下流側を指す縁部を有する隆線形である。
【００４５】
梁１５６、連結部１６６、リンク１６８、１６８’、これらのヒンジ手段または連結手段は、横断方向ＯＺ、鉛直方向ＯＹの力を吸収するように設計される。
【００４６】
上述したことからわかるように、上流側横断方向梁１５４および下流側横断方向梁１５６の自由端部は、長手方向鉛直面１５０に位置する（図２）。上流側横断方向梁１５４の自由端部を中間ケーシング１１９のフォーク１６０に連結するリンク１５８は、この鉛直面１５０に延在する。排気ケーシング１３０を下流側横断方向梁１５６に連結するリンク１６８、１６８’は鉛直面１５０に対して互いに対称であり、排気ケーシング上のこれらの締結ポイント（フォーク１７２）は、同様にこの鉛直面に対して対称である。エンジンの重心は、長手方向鉛直面１５０にある。したがって、ターボジェット１１４が取り外されている、および／または設置されている間、エンジンの片方または他方に対する傾斜がかなり制限され、そのために、メンテナンス操作を行う操作者が怪我をするリスク、または推進システムの部品を損傷するリスクがほとんどない。
【００４７】
パイロン１３４はまた、エンジンの推力を吸収する手段を支持する剛性アーム１７８を備える。支持アーム１７８は、パイロン１３４の中央部からターボジェットの本体１１４の方に向かって、排気ケーシング１３０からわずかに上流側で、エンジンの軸に対して横断方向に、実質的に径方向に延在する。
【００４８】
アーム１７８は、その自由端部でクロスバー１８０の中央部にヒンジ連結される。クロスバーは、その両端部がそれぞれのリンク１８２の一端部にヒンジ連結される。リンク１８２は上流側に延在し、それらの他端部は適切な手段を介して中間ケーシング１１９のハブにヒンジ連結される。
【００４９】
リンク１８２および中間ケーシング１１９のハブ上のこれらのリンクの連結ポイントは、エンジンの長手方向軸１３５とパイロン１３４とを含む面に対して対称である。これらの連結ポイントは、エンジンの長手方向軸１３５周りに約９０°から１８０°の角度で互いに離間する。この角度は、軸１３５に垂直な面で測定される。
【００５０】
支持アーム１７８は、電気ケーブルや流体搬送パイプ（オイル、燃料などを搬送するためのパイプ）などの設備を通すためのダクト（図示せず）の一部を形成する。このダクトは、二次流の流路を通り、上記二次流の乱流を制限するために流線形の形状でフェアリングされる。クロスバー１８０およびリンク１８２は、エンジンの本体を囲む円筒状エンベロープ（図１の符号２８）内部で径方向に配置され、このため、これらは二次流に曝されない。
【符号の説明】
【００５１】
１０、１１０ 航空機推進システム
１２、１１２ ナセル
１４ バイパスターボジェット
１６ 前部ファン
１８ ファンケーシング
１９、１１９ 中間ケーシング
２０ 空気流
２２、１２２ 一次流
２４、１２４ 二次流
２６、１２６ 内壁
２８ 円筒状シェル、円筒状エンベロープ
３０、１３０ 排気ケーシング
３２、１３２ 翼
３４、１３４ パイロン
３５、１３５ 長手方向軸
３６、３８ 懸架手段
４０、４２、１４０、１４２ 締結手段
４４ 地上高
４６ 空間
１１４ ターボジェット
１５０ 長手方向鉛直面
１５２ 胴体
１５４ 上流側横断方向梁
１５６ 下流側横断方向梁
１５８ 第１のリンク
１６０、１６４、１７２ フォーク
１６２ 第２のリンク
１６３ 第３のリンク
１６６ 連結部
１６８、１６８’、１８２ リンク
１７０ ラグ
１７４ 下流側部分
１７８ 剛性アーム
１８０ クロスバー
【特許請求の範囲】
【請求項１】
二次流が流れる流路を画定するナセルにより囲まれたバイパスターボジェットエンジンと、
航空機の構造要素の下、特に航空機の翼の下でエンジンを連結するための連結手段とを備え、該連結手段が、二次流の流路の外側で径方向に位置し、エンジンの長手方向軸に実質的に平行な面にあるパイロンと、パイロンからエンジンを懸架するための手段とを備えており、
パイロンの面が、エンジンの長手方向軸を含む鉛直面から角度的にオフセットされる、航空機推進システムであって、
パイロンからエンジンを懸架するための手段が、エンジンのケーシングの上部のヒンジ手段にパイロンを連結する２つの平行な実質的に水平な横断方向梁を備えることを特徴とする、推進システム。
【請求項２】
パイロンが、エンジンの長手方向軸周りに、長手方向鉛直面およびナセルの上部から離れる約３０°から６０°の角度でオフセットされることを特徴とする、請求項１に記載の推進システム。
【請求項３】
パイロンが、エンジンの中間ケーシングの上部にヒンジ手段により連結される上流側横断方向梁と、エンジンの排気ケーシングの上部にヒンジ手段により連結される下流側横断方向梁とを担持することを特徴とする、請求項１に記載の推進システム。
【請求項４】
中間ケーシングの上部に連結される上流側横断方向梁のヒンジ手段が、梁の自由端部に連結される第１のリンクと、梁の中間部に連結される第２のリンクと、その中間部とパイロンとの間の梁に連結される第３のリンクとの３つのリンクを備えることを特徴とする、請求項３に記載の推進システム。
【請求項５】
下流側横断方向梁が、排気ケーシングの上部にヒンジ連結される２つのリンクに、下流側横断方向梁の自由端部でＶ字型の形状で連結されることを特徴とする、請求項３に記載の推進システム。
【請求項６】
リンクが、二次流を通す流路を通り、少なくとも部分的にフェアリングされることを特徴とする、請求項５に記載の推進システム。
【請求項７】
少なくともいくつかのリンクが、ボールソケット継手を介して横断方向梁およびケーシングにヒンジ連結されることを特徴とする、請求項４に記載の推進システム。
【請求項８】
パイロンが、エンジンの推力を吸収する手段を支持する剛性傾斜アームを備え、アームが、パイロンからエンジンの方向へ延在し、アームの自由端部で、２つのリンクを介して中間ケーシングに連結される両端部を有するクロスバーに連結されることを特徴とする、請求項１に記載の推進システム。
【請求項９】
支持アームが、エンジンの長手方向軸に対して実質的に径方向に延在することを特徴とする、請求項８に記載の推進システム。
【請求項１０】
２つのリンクと中間ケーシングとの間の連結ポイントが、エンジンの長手方向軸周りに、約９０°から１８０°の角度で互いに離間することを特徴とする、請求項８に記載の推進システム。
【請求項１１】
２つのリンクの連結ポイントが、エンジンの長手方向軸とパイロンとを含む傾斜面に対して互いに対称であることを特徴とする、請求項１０に記載の推進システム。
【請求項１２】
支持アームが、流体搬送パイプおよび電気ケーブルなどの設備を通すための流線形ダクトの一部を形成することを特徴とする、請求項８に記載の推進システム。
【請求項１】
二次流が流れる流路を画定するナセルにより囲まれたバイパスターボジェットエンジンと、
航空機の構造要素の下、特に航空機の翼の下でエンジンを連結するための連結手段とを備え、該連結手段が、二次流の流路の外側で径方向に位置し、エンジンの長手方向軸に実質的に平行な面にあるパイロンと、パイロンからエンジンを懸架するための手段とを備えており、
パイロンの面が、エンジンの長手方向軸を含む鉛直面から角度的にオフセットされる、航空機推進システムであって、
パイロンからエンジンを懸架するための手段が、エンジンのケーシングの上部のヒンジ手段にパイロンを連結する２つの平行な実質的に水平な横断方向梁を備えることを特徴とする、推進システム。
【請求項２】
パイロンが、エンジンの長手方向軸周りに、長手方向鉛直面およびナセルの上部から離れる約３０°から６０°の角度でオフセットされることを特徴とする、請求項１に記載の推進システム。
【請求項３】
パイロンが、エンジンの中間ケーシングの上部にヒンジ手段により連結される上流側横断方向梁と、エンジンの排気ケーシングの上部にヒンジ手段により連結される下流側横断方向梁とを担持することを特徴とする、請求項１に記載の推進システム。
【請求項４】
中間ケーシングの上部に連結される上流側横断方向梁のヒンジ手段が、梁の自由端部に連結される第１のリンクと、梁の中間部に連結される第２のリンクと、その中間部とパイロンとの間の梁に連結される第３のリンクとの３つのリンクを備えることを特徴とする、請求項３に記載の推進システム。
【請求項５】
下流側横断方向梁が、排気ケーシングの上部にヒンジ連結される２つのリンクに、下流側横断方向梁の自由端部でＶ字型の形状で連結されることを特徴とする、請求項３に記載の推進システム。
【請求項６】
リンクが、二次流を通す流路を通り、少なくとも部分的にフェアリングされることを特徴とする、請求項５に記載の推進システム。
【請求項７】
少なくともいくつかのリンクが、ボールソケット継手を介して横断方向梁およびケーシングにヒンジ連結されることを特徴とする、請求項４に記載の推進システム。
【請求項８】
パイロンが、エンジンの推力を吸収する手段を支持する剛性傾斜アームを備え、アームが、パイロンからエンジンの方向へ延在し、アームの自由端部で、２つのリンクを介して中間ケーシングに連結される両端部を有するクロスバーに連結されることを特徴とする、請求項１に記載の推進システム。
【請求項９】
支持アームが、エンジンの長手方向軸に対して実質的に径方向に延在することを特徴とする、請求項８に記載の推進システム。
【請求項１０】
２つのリンクと中間ケーシングとの間の連結ポイントが、エンジンの長手方向軸周りに、約９０°から１８０°の角度で互いに離間することを特徴とする、請求項８に記載の推進システム。
【請求項１１】
２つのリンクの連結ポイントが、エンジンの長手方向軸とパイロンとを含む傾斜面に対して互いに対称であることを特徴とする、請求項１０に記載の推進システム。
【請求項１２】
支持アームが、流体搬送パイプおよび電気ケーブルなどの設備を通すための流線形ダクトの一部を形成することを特徴とする、請求項８に記載の推進システム。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【公開番号】特開２００９−１７３２７１（Ｐ２００９−１７３２７１Ａ）
【公開日】平成２１年８月６日（２００９．８．６）
【国際特許分類】
【外国語出願】
【出願番号】特願２００９−４２８１（Ｐ２００９−４２８１）
【出願日】平成２１年１月１３日（２００９．１．１３）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
【公開日】平成２１年８月６日（２００９．８．６）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００９−４２８１（Ｐ２００９−４２８１）
【出願日】平成２１年１月１３日（２００９．１．１３）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
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