航空機のエンジンマウント、航空機
【課題】高バイパス比のエンジンにおいても、エンジンのマウントを小型化し、エンジンナセル内のスペースの有効利用を図ることのできる航空機のエンジンマウント、航空機を提供することを目的とする。
【解決手段】エンジン２０の後部のエンジンコア部２０ｂを、エンジン２０側に固定されたエンジン側マウント部材４１と、パイロンストラット１１側に固定されたストラット側マウント部材４２とからなる後部エンジンマウント４０により支持するようにした。後部エンジンマウント４０を、エンジン側マウント部材４１とストラット側マウント部材４２とに分割することにより、ファン部２０ａの外径と、エンジンコア部２０ｂの外径とが大きく異なる高バイパス比のエンジン２０においても、エンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材４２の上下方向の長さを抑える。
【解決手段】エンジン２０の後部のエンジンコア部２０ｂを、エンジン２０側に固定されたエンジン側マウント部材４１と、パイロンストラット１１側に固定されたストラット側マウント部材４２とからなる後部エンジンマウント４０により支持するようにした。後部エンジンマウント４０を、エンジン側マウント部材４１とストラット側マウント部材４２とに分割することにより、ファン部２０ａの外径と、エンジンコア部２０ｂの外径とが大きく異なる高バイパス比のエンジン２０においても、エンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材４２の上下方向の長さを抑える。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ターボファン式のエンジンを備える航空機のエンジンマウント、航空機に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機のターボファン式のエンジンは、翼に対し、パイロンストラットと称される構造部材を介して取り付けられている（例えば、非特許文献１のfig13.4.3参照。）。
【０００３】
図４に示すように、パイロンストラット１は、翼２の下面に、飛行方向前方に向けて延びるように設けられている。エンジン４は、パイロンストラット１の下面に、前部のファン部４ａが前部エンジンマウント５により取り付けられ、後部のコア部４ｂが後部エンジンマウント６により取り付けられている。
【０００４】
エンジン４側とパイロンストラット１側との間には、様々な方向の力が作用する。例えば、エンジン４の推力と、逆噴射時における力とにより、前後方向の力が作用する。また、着陸時には、上下方向の力が作用する。この上下方向の力としては、例えばハードランディング（上下方向に衝撃を伴うような着陸）時や、胴体着陸時の衝撃等もあり得る。また、エンジン４の作動時には、ファンの回転による回転方向のトルクも作用する。このため、前部エンジンマウント５、後部エンジンマウント６は、これらの力に対して十分な強度を有する必要がある。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００５】
【非特許文献１】Micheal C. Y. Niu著 「Airframe structual design second edition」 Hong Kong Conmilit Press LTD p.482-p.483
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
さて、近年、コア部４ｂの径に対し、ファン部４ａの径が大きい、高バイパス比のエンジン４が開発されている。このような高バイパス比のエンジン４においては、エンジン４の後部において、コア部４ｂとパイロンストラット１との間隔が増大する。これに伴い、後部エンジンマウント６が長大化（高さが大きくなる）することになる。
【０００７】
しかし、後部エンジンマウント６が長大化すると、エンジン４側とパイロンストラット１側との間に作用する力のモーメントが大きくなってしまう。その結果、後部エンジンマウント６の強度を確保するには、後部エンジンマウント６を太くする等しなければならず、重量増につながるという問題がある。
また、前部エンジンマウント５や後部エンジンマウント６は、エンジン４の外殻を形成するナセル７内に設けられているが、このナセル７内において、特にエンジン４のコア部４ｂ上方には、様々な機器類が収容されている。後部エンジンマウント６が長大化すると、これらの機器の収容スペースが小さくなることになり、スペースの有効利用という観点でも改善の余地がある。
本発明は、このような技術的課題に基づいてなされたもので、高バイパス比のエンジンにおいても、エンジンのマウントを小型化し、エンジンナセル内のスペースの有効利用を図ることのできる航空機のエンジンマウント、航空機を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
かかる目的のもと、本発明の航空機のエンジンマウントは、航空機のエンジンを、前記航空機の翼に固定されたパイロンストラットに吊り下げるエンジンマウントであって、エンジンの前部に設けられたファン部とパイロンストラットとを連結する前部エンジンマウントと、エンジンの後部に設けられ、ファン部よりも小さな外径を有したエンジンコア部とパイロンストラットとを連結する後部エンジンマウントと、を備え、少なくとも後部エンジンマウントが、エンジンコア部側に設けられたエンジン側マウント部材と、パイロンストラット側に設けられたパイロン側マウント部材とを連結することで構成されていることを特徴とする。
このように、少なくとも後部エンジンマウントを、エンジン側マウント部材とパイロン側マウント部材とから構成することで、これらを一体としたものを用いる場合に比較し、エンジン側マウント部材、パイロン側マウント部材をそれぞれ短くすることができる。これにより、エンジンと翼との相対変位によってエンジン側マウント部材とパイロン側マウント部材のそれぞれに作用する力のモーメントを小さくすることができる。
【０００９】
また、パイロン側マウント部材は、パイロンストラットを挟むように設けられた一対のプレート状のメインマウント部材と、一対のメインマウント部材の間に挟み込まれ、一対のメインマウント部材同士を結ぶ方向におけるメインマウント部材の支持強度を補強する補強マウント部材と、を備えることもできる。
また、これらメインマウント部材と補強マウント部材とを一体化したようなパイロン側マウント部材を用いることもできる。
【００１０】
エンジン側マウント部材の上端部に一端が連結され、エンジンコア部とファン部との境界部近傍に他端が連結された補強ロッドをさらに備えることもできる。この場合、エンジン側マウント部材の高さが低く抑えられるため、補強ロッドも低く設置できる。これにより、エンジンコア部とパイロンストラットとの間に機器類を設置した場合、補強ロッドがこれらの機器類のメンテナンスの邪魔になりにくく、整備性を向上させることができる。
【００１１】
本発明は、上記したようなエンジンマウントによりエンジンが翼に支持されていることを特徴とする航空機とすることもできる。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、少なくとも後部エンジンマウントを、エンジン側マウント部材とパイロン側マウント部材とから構成することで、これらを一体としたものを用いる場合に比較し、エンジン側マウント部材、パイロン側マウント部材をそれぞれ短くすることができる。これにより、エンジンと翼との相対変位によってエンジン側マウント部材とパイロン側マウント部材に作用する力のモーメントを小さくすることができる。したがって、高バイパス比のエンジンにおいても、エンジンマウントを小型化することが可能となり、エンジンナセル内のスペースの有効利用を図ることが可能となる。
【００１３】
また、パイロンストラットを挟むように設けられた一対のプレート状のメインマウント部材により、プレート面に沿った方向に対応した機体の前後方向、上下方向への支持強度を主に確保しつつ、一対のメインマウント部材の間に挟み込まれた補強マウント部材により、一対のメインマウント部材同士を結ぶ方向、つまりプレートの厚さ方向におけるメインマウント部材の支持強度を補強することで、あらゆる方向に対するエンジンの支持強度を確保することができる。
【００１４】
さらに、エンジン側マウント部材の高さが低く抑えられるため、補強ロッドも低く設置できる。これにより、エンジンコア部とパイロンストラットとの間に機器類を設置した場合、補強ロッドがこれらの機器類のメンテナンスの邪魔になりにくく、整備性を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】本実施の形態における航空機のエンジンマウントを適用した翼へのエンジン取付構造を示すための図である。
【図２】第一の実施形態におけるストラット側マウント部材を示す図であり、（ａ）は斜め下方から見た斜視図、（ｂ）はパイロンストラットの軸線に直交する面における断面図である。
【図３】第二の実施形態におけるストラット側マウント部材を示す図であり、（ａ）は斜め下方から見た斜視図、（ｂ）はパイロンストラットの軸線に直交する面における断面図である。
【図４】従来の航空機のエンジンマウントを適用した翼へのエンジン取付構造を示すための図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
以下、添付図面に示す実施の形態に基づいてこの発明を詳細に説明する。
図１は、本実施の形態における航空機のエンジンマウントを適用した翼へのエンジン取付構造を説明するための図である。
図１に示すように、航空機の翼１０に、ターボファン式のエンジン２０が、パイロンストラット１１を介して取り付けられている。
パイロンストラット１１は、翼１０の下面に、飛行方向前方に向けて延びるように設けられている。パイロンストラット１１は、例えば前後方向に直交する断面における形状が例えば台形で、後方から前方に行くに従いその断面積が漸次縮小している。
【００１７】
ターボファン式のエンジン２０は、飛行方向前方が、断面円形のシュラウド２１内にファンが内蔵されたファン部２０ａとされ、ファン部２０ａの後方に、ファン部２０ａよりも小径な円筒状のハウジング２２内に収容されたエンジンコア部２０ｂが設けられている。エンジンコア部２０ｂは、ファンを駆動するための機構を備えている。
【００１８】
このようなエンジン２０は、パイロンストラット１１の下面に、ファン部２０ａが前部エンジンマウント３０により取り付けられ、エンジンコア部２０ｂが後部エンジンマウント４０により取り付けられている。
そして、エンジン２０およびパイロンストラット１１は、筒状のエンジンナセル２３内に収容されている。
【００１９】
前部エンジンマウント３０は、ボルト等の結合手段により、上面３０ａがパイロンストラット１１の下面に固定され、下面３０ｂがエンジン２０のファン部２０ａのシュラウド２１に固定されている。
【００２０】
後部エンジンマウント４０は、エンジン２０側に固定されたエンジン側マウント部材４１と、パイロンストラット１１側に固定されたストラット側マウント部材４２とから形成されている。
ここで、エンジン側マウント部材４１は、ボルト等の結合手段により、その下面４１ａがエンジン２０のエンジンコア部２０ｂのハウジング２２の上面に固定されている。
また、エンジン側マウント部材４１の上部には、補強ロッド４５の一端４５ａが連結されている。この補強ロッド４５は、他端４５ｂが、エンジン２０のエンジンコア部２０ｂとファン部２０ａとの連結部近傍に連結されている。これにより、補強ロッド４５は、エンジン２０の前部側の支持を補強する。
【００２１】
一方、図２に示すように、ストラット側マウント部材４２は、一対のメインサポート部材（メインマウント部材）４３、４３と、バックアップサポート部材（補強マウント部材）４４、４４とから構成されている。
メインサポート部材４３、４３は、パイロンストラット１１を挟んでその両側に対向して設けられている。メインサポート部材４３、４３は、その上部４３ａ、４３ａがパイロンストラット１１の両側面１１ａ、１１ａに、図示しないボルト等によって固定されている。このメインサポート部材４３、４３の下部４３ｂ、４３ｂは、上部４３ａ、４３ａから鉛直下方に向けて延び、パイロンストラット１１よりも下方に突出するよう設けられている。
このメインサポート部材４３、４３は、プレート状で、左右方向の厚さよりも、前後方向に大きな所定幅を有している。
【００２２】
バックアップサポート部材４４、４４は、パイロンストラット１１から下方に突出したメインサポート部材４３、４３の下部４３ｂ、４３ｂの間に設けられている。
各バックアップサポート部材４４は、ウェブ４４ａの両端に、それぞれ直交するフランジ４４ｂ、４４ｃが一体に設けられたＨ型状とされている。そして、フランジ４４ｂをメインサポート部材４３の下部４３ｂに対向させ、フランジ４４ｃを、もう一方のバックアップサポート部材４４のフランジ４４ｃに対向させ、これらをボルト等の結合手段で連結している。
【００２３】
このようなストラット側マウント部材４２は、メインサポート部材４３、４３の下面と、バックアップサポート部材４４、４４の下面が、連続する平面からなる取付面４２ａを形成するよう設けられている。そして、ストラット側マウント部材４２の取付面４２ａと、エンジン側マウント部材４１とが突き合わされ、これらがボルト等の結合手段により互いに結合されている。
ここで、ストラット側マウント部材４２とエンジン側マウント部材４１とは、パイロンストラット１１の下面とエンジン２０のエンジンコア部２０ｂの上面との中間部において互いに結合されるようになっている。
【００２４】
上述したような構成によれば、エンジン２０の後部のエンジンコア部２０ｂが、エンジン２０側に固定されたエンジン側マウント部材４１と、パイロンストラット１１側に固定されたストラット側マウント部材４２とからなる後部エンジンマウント４０により支持されている。このように、後部エンジンマウント４０を、エンジン側マウント部材４１とストラット側マウント部材４２とに分割することにより、ファン部２０ａの外径と、エンジンコア部２０ｂの外径とが大きく異なる高バイパス比のエンジン２０においても、一本の後部エンジンマウント６（図４参照）で支持する場合に比較し、エンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材４２の上下方向の長さを抑えることができる。これにより、エンジン２０の作動時、航空機の飛行時等におけるエンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材４２に作用するモーメントを小さくすることができる。その結果、エンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材４２を長大化する必要が無く、エンジンナセル２３内の空間の有効利用を図ることが可能となり、さらに、軽量化、およびそれによる低コスト化を図ることができる。
【００２５】
また、補強ロッド４５は、エンジン側マウント部材４１の上部に一端４５ａが連結されている。上記のようにしてエンジン側マウント部材４１の高さを抑えることができるので、補強ロッド４５も低く抑えることができる。これにより、エンジン２０のエンジンコア部２０ｂとパイロンストラット１１との間の空間に設置される機器類の整備性を向上させることができる。
【００２６】
さらに、本実施形態の後部エンジンマウント４０においては、ストラット側マウント部材４２が、一対のメインサポート部材４３、４３により、前後方向、上下方向、左右方向の力を主に担いつつ、これらメインサポート部材４３、４３間に設けられたバックアップサポート部材４４、４４により、特に左右方向の力に対する支持強度を補強することができる。これにより、ストラット側マウント部材４２において、あらゆる方向に対する支持強度を高めることができる。その結果、必要十分な所要の支持強度を確保しつつ、ストラット側マウント部材４２を小型化、軽量化することも可能である。
【００２７】
［第二の実施形態］
次に、本発明に係る航空機のエンジンマウントの第二の実施形態について説明する。なお、以下に説明する航空機のエンジンマウントは、基本的な構成は上記第一の実施形態で示したものと同様であるので、以下においてはその相違点を中心に説明し、上記第一の実施形態と共通する構成については、同符号を付してその説明を省略する。
図１に示すように、エンジン２０は、パイロンストラット１１の下面に、ファン部２０ａが前部エンジンマウント３０により取り付けられ、エンジンコア部２０ｂが後部エンジンマウント５０により取り付けられている。
【００２８】
後部エンジンマウント５０は、エンジン２０側に固定されたエンジン側マウント部材４１と、パイロンストラット１１側に固定されたストラット側マウント部材５２とから形成されている。
【００２９】
図３に示すように、ストラット側マウント部材５２は、上記第一の実施形態におけるメインサポート部材４３、４３と、バックアップサポート部材４４、４４とを一体化したような、ブロック状をなしている。ストラット側マウント部材５２は、上下方向に所定の厚さを有しており、パイロンストラット１１の下面にボルト等の結合手段により固定されている。
このようなストラット側マウント部材５２は、ＦＥＭ解析等により、十分な強度、安全性を保証できる形状、寸法、材質に形成されている。
【００３０】
上述したような構成によれば、エンジン２０の後部のエンジンコア部２０ｂが、エンジン２０側に固定されたエンジン側マウント部材４１と、パイロンストラット１１側に固定されたストラット側マウント部材５２とからなる後部エンジンマウント５０により支持されている。このように、後部エンジンマウント５０を、エンジン側マウント部材４１とストラット側マウント部材５２とに分割することにより、ファン部２０ａの外径と、エンジンコア部２０ｂの外径とが大きく異なる高バイパス比のエンジン２０においても、一本の後部エンジンマウント６（図４参照）で支持する場合に比較し、エンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材５２の上下方向の長さを抑えることができる。これにより、エンジン２０の作動時、航空機の飛行時等におけるエンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材５２に作用するモーメントを小さくすることができる。その結果、エンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材５２を長大化する必要が無く、軽量化、およびそれによる低コスト化を図ることができる。
【００３１】
さらに、本実施形態の後部エンジンマウント５０においては、ストラット側マウント部材５２が、上記第一の実施形態で示したメインサポート部材４３、４３とバックアップサポート部材４４、４４を一体化したような構成を有している。これにより、ストラット側マウント部材５２において、あらゆる方向に対する支持強度を高めつつ、部品点数を削減してその組み付けの手間・コストを抑えることができる。
【００３２】
なお、上記実施の形態では、各部材の組み付けにボルト等の結合手段を用いるとしたが、その結合面に直交する方向のせん断力を担うシアーピンと、二つの部材を締結するボルトとを組み合わせて用いるのが好ましい。もちろん、これ以外の結合手段を用いてもよい。
また、エンジン２０や、パイロンストラット１１の構成等については何ら限定するものではない。
これ以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施の形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。
【符号の説明】
【００３３】
１０…翼、１１…パイロンストラット、２０…エンジン、２０ａ…ファン部、２０ｂ…エンジンコア部、２３…エンジンナセル、３０…前部エンジンマウント、４０、５０…後部エンジンマウント、４１…エンジン側マウント部材、４２、５２…ストラット側マウント部材、４２ａ…取付面、４３…メインサポート部材（メインマウント部材）、４３ａ…上部、４３ｂ…下部、４４…バックアップサポート部材（補強マウント部材）、４５…補強ロッド
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ターボファン式のエンジンを備える航空機のエンジンマウント、航空機に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機のターボファン式のエンジンは、翼に対し、パイロンストラットと称される構造部材を介して取り付けられている（例えば、非特許文献１のfig13.4.3参照。）。
【０００３】
図４に示すように、パイロンストラット１は、翼２の下面に、飛行方向前方に向けて延びるように設けられている。エンジン４は、パイロンストラット１の下面に、前部のファン部４ａが前部エンジンマウント５により取り付けられ、後部のコア部４ｂが後部エンジンマウント６により取り付けられている。
【０００４】
エンジン４側とパイロンストラット１側との間には、様々な方向の力が作用する。例えば、エンジン４の推力と、逆噴射時における力とにより、前後方向の力が作用する。また、着陸時には、上下方向の力が作用する。この上下方向の力としては、例えばハードランディング（上下方向に衝撃を伴うような着陸）時や、胴体着陸時の衝撃等もあり得る。また、エンジン４の作動時には、ファンの回転による回転方向のトルクも作用する。このため、前部エンジンマウント５、後部エンジンマウント６は、これらの力に対して十分な強度を有する必要がある。
【先行技術文献】
【非特許文献】
【０００５】
【非特許文献１】Micheal C. Y. Niu著 「Airframe structual design second edition」 Hong Kong Conmilit Press LTD p.482-p.483
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
さて、近年、コア部４ｂの径に対し、ファン部４ａの径が大きい、高バイパス比のエンジン４が開発されている。このような高バイパス比のエンジン４においては、エンジン４の後部において、コア部４ｂとパイロンストラット１との間隔が増大する。これに伴い、後部エンジンマウント６が長大化（高さが大きくなる）することになる。
【０００７】
しかし、後部エンジンマウント６が長大化すると、エンジン４側とパイロンストラット１側との間に作用する力のモーメントが大きくなってしまう。その結果、後部エンジンマウント６の強度を確保するには、後部エンジンマウント６を太くする等しなければならず、重量増につながるという問題がある。
また、前部エンジンマウント５や後部エンジンマウント６は、エンジン４の外殻を形成するナセル７内に設けられているが、このナセル７内において、特にエンジン４のコア部４ｂ上方には、様々な機器類が収容されている。後部エンジンマウント６が長大化すると、これらの機器の収容スペースが小さくなることになり、スペースの有効利用という観点でも改善の余地がある。
本発明は、このような技術的課題に基づいてなされたもので、高バイパス比のエンジンにおいても、エンジンのマウントを小型化し、エンジンナセル内のスペースの有効利用を図ることのできる航空機のエンジンマウント、航空機を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
かかる目的のもと、本発明の航空機のエンジンマウントは、航空機のエンジンを、前記航空機の翼に固定されたパイロンストラットに吊り下げるエンジンマウントであって、エンジンの前部に設けられたファン部とパイロンストラットとを連結する前部エンジンマウントと、エンジンの後部に設けられ、ファン部よりも小さな外径を有したエンジンコア部とパイロンストラットとを連結する後部エンジンマウントと、を備え、少なくとも後部エンジンマウントが、エンジンコア部側に設けられたエンジン側マウント部材と、パイロンストラット側に設けられたパイロン側マウント部材とを連結することで構成されていることを特徴とする。
このように、少なくとも後部エンジンマウントを、エンジン側マウント部材とパイロン側マウント部材とから構成することで、これらを一体としたものを用いる場合に比較し、エンジン側マウント部材、パイロン側マウント部材をそれぞれ短くすることができる。これにより、エンジンと翼との相対変位によってエンジン側マウント部材とパイロン側マウント部材のそれぞれに作用する力のモーメントを小さくすることができる。
【０００９】
また、パイロン側マウント部材は、パイロンストラットを挟むように設けられた一対のプレート状のメインマウント部材と、一対のメインマウント部材の間に挟み込まれ、一対のメインマウント部材同士を結ぶ方向におけるメインマウント部材の支持強度を補強する補強マウント部材と、を備えることもできる。
また、これらメインマウント部材と補強マウント部材とを一体化したようなパイロン側マウント部材を用いることもできる。
【００１０】
エンジン側マウント部材の上端部に一端が連結され、エンジンコア部とファン部との境界部近傍に他端が連結された補強ロッドをさらに備えることもできる。この場合、エンジン側マウント部材の高さが低く抑えられるため、補強ロッドも低く設置できる。これにより、エンジンコア部とパイロンストラットとの間に機器類を設置した場合、補強ロッドがこれらの機器類のメンテナンスの邪魔になりにくく、整備性を向上させることができる。
【００１１】
本発明は、上記したようなエンジンマウントによりエンジンが翼に支持されていることを特徴とする航空機とすることもできる。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、少なくとも後部エンジンマウントを、エンジン側マウント部材とパイロン側マウント部材とから構成することで、これらを一体としたものを用いる場合に比較し、エンジン側マウント部材、パイロン側マウント部材をそれぞれ短くすることができる。これにより、エンジンと翼との相対変位によってエンジン側マウント部材とパイロン側マウント部材に作用する力のモーメントを小さくすることができる。したがって、高バイパス比のエンジンにおいても、エンジンマウントを小型化することが可能となり、エンジンナセル内のスペースの有効利用を図ることが可能となる。
【００１３】
また、パイロンストラットを挟むように設けられた一対のプレート状のメインマウント部材により、プレート面に沿った方向に対応した機体の前後方向、上下方向への支持強度を主に確保しつつ、一対のメインマウント部材の間に挟み込まれた補強マウント部材により、一対のメインマウント部材同士を結ぶ方向、つまりプレートの厚さ方向におけるメインマウント部材の支持強度を補強することで、あらゆる方向に対するエンジンの支持強度を確保することができる。
【００１４】
さらに、エンジン側マウント部材の高さが低く抑えられるため、補強ロッドも低く設置できる。これにより、エンジンコア部とパイロンストラットとの間に機器類を設置した場合、補強ロッドがこれらの機器類のメンテナンスの邪魔になりにくく、整備性を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１５】
【図１】本実施の形態における航空機のエンジンマウントを適用した翼へのエンジン取付構造を示すための図である。
【図２】第一の実施形態におけるストラット側マウント部材を示す図であり、（ａ）は斜め下方から見た斜視図、（ｂ）はパイロンストラットの軸線に直交する面における断面図である。
【図３】第二の実施形態におけるストラット側マウント部材を示す図であり、（ａ）は斜め下方から見た斜視図、（ｂ）はパイロンストラットの軸線に直交する面における断面図である。
【図４】従来の航空機のエンジンマウントを適用した翼へのエンジン取付構造を示すための図である。
【発明を実施するための形態】
【００１６】
以下、添付図面に示す実施の形態に基づいてこの発明を詳細に説明する。
図１は、本実施の形態における航空機のエンジンマウントを適用した翼へのエンジン取付構造を説明するための図である。
図１に示すように、航空機の翼１０に、ターボファン式のエンジン２０が、パイロンストラット１１を介して取り付けられている。
パイロンストラット１１は、翼１０の下面に、飛行方向前方に向けて延びるように設けられている。パイロンストラット１１は、例えば前後方向に直交する断面における形状が例えば台形で、後方から前方に行くに従いその断面積が漸次縮小している。
【００１７】
ターボファン式のエンジン２０は、飛行方向前方が、断面円形のシュラウド２１内にファンが内蔵されたファン部２０ａとされ、ファン部２０ａの後方に、ファン部２０ａよりも小径な円筒状のハウジング２２内に収容されたエンジンコア部２０ｂが設けられている。エンジンコア部２０ｂは、ファンを駆動するための機構を備えている。
【００１８】
このようなエンジン２０は、パイロンストラット１１の下面に、ファン部２０ａが前部エンジンマウント３０により取り付けられ、エンジンコア部２０ｂが後部エンジンマウント４０により取り付けられている。
そして、エンジン２０およびパイロンストラット１１は、筒状のエンジンナセル２３内に収容されている。
【００１９】
前部エンジンマウント３０は、ボルト等の結合手段により、上面３０ａがパイロンストラット１１の下面に固定され、下面３０ｂがエンジン２０のファン部２０ａのシュラウド２１に固定されている。
【００２０】
後部エンジンマウント４０は、エンジン２０側に固定されたエンジン側マウント部材４１と、パイロンストラット１１側に固定されたストラット側マウント部材４２とから形成されている。
ここで、エンジン側マウント部材４１は、ボルト等の結合手段により、その下面４１ａがエンジン２０のエンジンコア部２０ｂのハウジング２２の上面に固定されている。
また、エンジン側マウント部材４１の上部には、補強ロッド４５の一端４５ａが連結されている。この補強ロッド４５は、他端４５ｂが、エンジン２０のエンジンコア部２０ｂとファン部２０ａとの連結部近傍に連結されている。これにより、補強ロッド４５は、エンジン２０の前部側の支持を補強する。
【００２１】
一方、図２に示すように、ストラット側マウント部材４２は、一対のメインサポート部材（メインマウント部材）４３、４３と、バックアップサポート部材（補強マウント部材）４４、４４とから構成されている。
メインサポート部材４３、４３は、パイロンストラット１１を挟んでその両側に対向して設けられている。メインサポート部材４３、４３は、その上部４３ａ、４３ａがパイロンストラット１１の両側面１１ａ、１１ａに、図示しないボルト等によって固定されている。このメインサポート部材４３、４３の下部４３ｂ、４３ｂは、上部４３ａ、４３ａから鉛直下方に向けて延び、パイロンストラット１１よりも下方に突出するよう設けられている。
このメインサポート部材４３、４３は、プレート状で、左右方向の厚さよりも、前後方向に大きな所定幅を有している。
【００２２】
バックアップサポート部材４４、４４は、パイロンストラット１１から下方に突出したメインサポート部材４３、４３の下部４３ｂ、４３ｂの間に設けられている。
各バックアップサポート部材４４は、ウェブ４４ａの両端に、それぞれ直交するフランジ４４ｂ、４４ｃが一体に設けられたＨ型状とされている。そして、フランジ４４ｂをメインサポート部材４３の下部４３ｂに対向させ、フランジ４４ｃを、もう一方のバックアップサポート部材４４のフランジ４４ｃに対向させ、これらをボルト等の結合手段で連結している。
【００２３】
このようなストラット側マウント部材４２は、メインサポート部材４３、４３の下面と、バックアップサポート部材４４、４４の下面が、連続する平面からなる取付面４２ａを形成するよう設けられている。そして、ストラット側マウント部材４２の取付面４２ａと、エンジン側マウント部材４１とが突き合わされ、これらがボルト等の結合手段により互いに結合されている。
ここで、ストラット側マウント部材４２とエンジン側マウント部材４１とは、パイロンストラット１１の下面とエンジン２０のエンジンコア部２０ｂの上面との中間部において互いに結合されるようになっている。
【００２４】
上述したような構成によれば、エンジン２０の後部のエンジンコア部２０ｂが、エンジン２０側に固定されたエンジン側マウント部材４１と、パイロンストラット１１側に固定されたストラット側マウント部材４２とからなる後部エンジンマウント４０により支持されている。このように、後部エンジンマウント４０を、エンジン側マウント部材４１とストラット側マウント部材４２とに分割することにより、ファン部２０ａの外径と、エンジンコア部２０ｂの外径とが大きく異なる高バイパス比のエンジン２０においても、一本の後部エンジンマウント６（図４参照）で支持する場合に比較し、エンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材４２の上下方向の長さを抑えることができる。これにより、エンジン２０の作動時、航空機の飛行時等におけるエンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材４２に作用するモーメントを小さくすることができる。その結果、エンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材４２を長大化する必要が無く、エンジンナセル２３内の空間の有効利用を図ることが可能となり、さらに、軽量化、およびそれによる低コスト化を図ることができる。
【００２５】
また、補強ロッド４５は、エンジン側マウント部材４１の上部に一端４５ａが連結されている。上記のようにしてエンジン側マウント部材４１の高さを抑えることができるので、補強ロッド４５も低く抑えることができる。これにより、エンジン２０のエンジンコア部２０ｂとパイロンストラット１１との間の空間に設置される機器類の整備性を向上させることができる。
【００２６】
さらに、本実施形態の後部エンジンマウント４０においては、ストラット側マウント部材４２が、一対のメインサポート部材４３、４３により、前後方向、上下方向、左右方向の力を主に担いつつ、これらメインサポート部材４３、４３間に設けられたバックアップサポート部材４４、４４により、特に左右方向の力に対する支持強度を補強することができる。これにより、ストラット側マウント部材４２において、あらゆる方向に対する支持強度を高めることができる。その結果、必要十分な所要の支持強度を確保しつつ、ストラット側マウント部材４２を小型化、軽量化することも可能である。
【００２７】
［第二の実施形態］
次に、本発明に係る航空機のエンジンマウントの第二の実施形態について説明する。なお、以下に説明する航空機のエンジンマウントは、基本的な構成は上記第一の実施形態で示したものと同様であるので、以下においてはその相違点を中心に説明し、上記第一の実施形態と共通する構成については、同符号を付してその説明を省略する。
図１に示すように、エンジン２０は、パイロンストラット１１の下面に、ファン部２０ａが前部エンジンマウント３０により取り付けられ、エンジンコア部２０ｂが後部エンジンマウント５０により取り付けられている。
【００２８】
後部エンジンマウント５０は、エンジン２０側に固定されたエンジン側マウント部材４１と、パイロンストラット１１側に固定されたストラット側マウント部材５２とから形成されている。
【００２９】
図３に示すように、ストラット側マウント部材５２は、上記第一の実施形態におけるメインサポート部材４３、４３と、バックアップサポート部材４４、４４とを一体化したような、ブロック状をなしている。ストラット側マウント部材５２は、上下方向に所定の厚さを有しており、パイロンストラット１１の下面にボルト等の結合手段により固定されている。
このようなストラット側マウント部材５２は、ＦＥＭ解析等により、十分な強度、安全性を保証できる形状、寸法、材質に形成されている。
【００３０】
上述したような構成によれば、エンジン２０の後部のエンジンコア部２０ｂが、エンジン２０側に固定されたエンジン側マウント部材４１と、パイロンストラット１１側に固定されたストラット側マウント部材５２とからなる後部エンジンマウント５０により支持されている。このように、後部エンジンマウント５０を、エンジン側マウント部材４１とストラット側マウント部材５２とに分割することにより、ファン部２０ａの外径と、エンジンコア部２０ｂの外径とが大きく異なる高バイパス比のエンジン２０においても、一本の後部エンジンマウント６（図４参照）で支持する場合に比較し、エンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材５２の上下方向の長さを抑えることができる。これにより、エンジン２０の作動時、航空機の飛行時等におけるエンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材５２に作用するモーメントを小さくすることができる。その結果、エンジン側マウント部材４１、ストラット側マウント部材５２を長大化する必要が無く、軽量化、およびそれによる低コスト化を図ることができる。
【００３１】
さらに、本実施形態の後部エンジンマウント５０においては、ストラット側マウント部材５２が、上記第一の実施形態で示したメインサポート部材４３、４３とバックアップサポート部材４４、４４を一体化したような構成を有している。これにより、ストラット側マウント部材５２において、あらゆる方向に対する支持強度を高めつつ、部品点数を削減してその組み付けの手間・コストを抑えることができる。
【００３２】
なお、上記実施の形態では、各部材の組み付けにボルト等の結合手段を用いるとしたが、その結合面に直交する方向のせん断力を担うシアーピンと、二つの部材を締結するボルトとを組み合わせて用いるのが好ましい。もちろん、これ以外の結合手段を用いてもよい。
また、エンジン２０や、パイロンストラット１１の構成等については何ら限定するものではない。
これ以外にも、本発明の主旨を逸脱しない限り、上記実施の形態で挙げた構成を取捨選択したり、他の構成に適宜変更することが可能である。
【符号の説明】
【００３３】
１０…翼、１１…パイロンストラット、２０…エンジン、２０ａ…ファン部、２０ｂ…エンジンコア部、２３…エンジンナセル、３０…前部エンジンマウント、４０、５０…後部エンジンマウント、４１…エンジン側マウント部材、４２、５２…ストラット側マウント部材、４２ａ…取付面、４３…メインサポート部材（メインマウント部材）、４３ａ…上部、４３ｂ…下部、４４…バックアップサポート部材（補強マウント部材）、４５…補強ロッド
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機のエンジンを、前記航空機の翼に固定されたパイロンストラットに吊り下げるエンジンマウントであって、
前記エンジンの前部に設けられたファン部と前記パイロンストラットとを連結する前部エンジンマウントと、
前記エンジンの後部に設けられ、前記ファン部よりも小さな外径を有したエンジンコア部と前記パイロンストラットとを連結する後部エンジンマウントと、を備え、
少なくとも前記後部エンジンマウントが、前記エンジンコア部側に設けられたエンジン側マウント部材と、前記パイロンストラット側に設けられたパイロン側マウント部材とを連結することで構成されていることを特徴とする航空機のエンジンマウント。
【請求項２】
前記パイロン側マウント部材は、前記パイロンストラットを挟むように設けられた一対のプレート状のメインマウント部材と、
前記一対のメインマウント部材の間に挟み込まれ、一対の前記メインマウント部材同士を結ぶ方向における前記メインマウント部材の支持強度を補強する補強マウント部材と、を備えることを特徴とする請求項１に記載のエンジンマウント。
【請求項３】
前記エンジン側マウント部材の上端部に一端が連結され、前記エンジンコア部と前記ファン部との境界部近傍に他端が連結された補強ロッドをさらに備えることを特徴とする請求項１または２に記載のエンジンマウント。
【請求項４】
前記請求項１から３のいずれか一項に記載のエンジンマウントによりエンジンが翼に支持されていることを特徴とする航空機。
【請求項１】
航空機のエンジンを、前記航空機の翼に固定されたパイロンストラットに吊り下げるエンジンマウントであって、
前記エンジンの前部に設けられたファン部と前記パイロンストラットとを連結する前部エンジンマウントと、
前記エンジンの後部に設けられ、前記ファン部よりも小さな外径を有したエンジンコア部と前記パイロンストラットとを連結する後部エンジンマウントと、を備え、
少なくとも前記後部エンジンマウントが、前記エンジンコア部側に設けられたエンジン側マウント部材と、前記パイロンストラット側に設けられたパイロン側マウント部材とを連結することで構成されていることを特徴とする航空機のエンジンマウント。
【請求項２】
前記パイロン側マウント部材は、前記パイロンストラットを挟むように設けられた一対のプレート状のメインマウント部材と、
前記一対のメインマウント部材の間に挟み込まれ、一対の前記メインマウント部材同士を結ぶ方向における前記メインマウント部材の支持強度を補強する補強マウント部材と、を備えることを特徴とする請求項１に記載のエンジンマウント。
【請求項３】
前記エンジン側マウント部材の上端部に一端が連結され、前記エンジンコア部と前記ファン部との境界部近傍に他端が連結された補強ロッドをさらに備えることを特徴とする請求項１または２に記載のエンジンマウント。
【請求項４】
前記請求項１から３のいずれか一項に記載のエンジンマウントによりエンジンが翼に支持されていることを特徴とする航空機。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図２】
【図３】
【図４】
【公開番号】特開２０１１−１１６１８６（Ｐ２０１１−１１６１８６Ａ）
【公開日】平成２３年６月１６日（２０１１．６．１６）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００９−２７３５９３（Ｐ２００９−２７３５９３）
【出願日】平成２１年１２月１日（２００９．１２．１）
【出願人】（５０８２０８００７）三菱航空機株式会社 (32)
【公開日】平成２３年６月１６日（２０１１．６．１６）
【国際特許分類】
【出願日】平成２１年１２月１日（２００９．１２．１）
【出願人】（５０８２０８００７）三菱航空機株式会社 (32)
[ Back to top ]