航空機の翼体とエンジンとの間に設けられたエンジン懸架装置
本発明は、航空機の翼体とエンジンとの間に設けられるように構成された、エンジンの懸架装置に関する。この懸架装置は、高剛性な構造部分（８）と懸架手段によって高剛性な構造部分（８）に固定された状態で取り付けられた前方空力構造部分（２４）とを備えている。前方空力構造部分は、エンジンのファンケーシングを備え、高剛性な構造部分と翼体との間に設けられるように構成されている。本発明では、懸架手段は、少なくとも１つの長さ調整可能な接続ロッド（３２）を備えている。接続ロッドの一端は高剛性な構造部分（８）に取り付けられ、他端は前方の空力構造部分に取り付けられている。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の翼体とエンジンとの間に設けられているように構成された、エンジンの懸架装置と該懸架装置を備えたエンジン組立体に関する。
【０００２】
本発明は、ターボジェットエンジン又はターボプロペラエンジンを備えた任意のタイプの航空機で利用可能とされる。
【０００３】
このようなタイプの懸架装置は、ＥＭＳ（Engine Mounting Structure）と呼称され、航空機の翼体の下方にターボジェットエンジンを懸架するか、又は前記翼体の上方にターボジェットエンジンを取り付けるために利用される。
【背景技術】
【０００４】
このような懸架装置は、ターボジェットエンジンと航空機の翼体とを接続するように形成されている。前記懸架装置は、ターボジェットエンジンが発生させる力を航空機の構造部分に伝達させ、エンジンと航空機との間における、燃料、電気、液圧、及び空気の循環システムを実現する。
【０００５】
力を伝達するために、懸架装置は、一次構造部分と呼称される、場合によっては“ボックス状（box）”タイプの高剛性な構造部分を備えている。言い換えれば、懸架装置は、横方向のリブによって互いに接続されている上方の翼桁及び下方の翼桁から成る組立体によって形成される。
【０００６】
さらに、懸架装置は、ターボジェットエンジンと高剛性な構造部分との間に設けられた懸架手段を備えている。懸架手段は、一般に２つのエンジンサスペンションと、ターボジェットエンジンが発生する推力に抗する装置とを備えている。従来技術では、この負荷を伝達する装置は、第一にエンジンのファンケーシングの後方部分に接続され、第二にエンジンの中央ケーシングに固定された後方の取付部に接続された、２つの横方向の接続ロッドの形態とされる。
【０００７】
同様に、懸架装置は、高剛性な構造部分と航空機の翼体との間に設けられた他の一連のサスペンションから成る取付システムを備えている。この取付システムは、２つ又は３つのサスペンションから構成されることが一般的である。
【０００８】
さらに、パイロンは、空力整流要素を支持する一方で、システムの分解及び保守を確実に可能とする複数の二次構造部分を備えている。これら空力整流要素は、二次構造部分に取り付けられたパネルの形態とされる。当業者にとっては既知の方法で、二次構造部分がエンジンから航空機の翼体に力を伝達させるように構成されているという点において、二次構造部分は高剛性な構造部分と差別化されている。
【０００９】
二次構造部分は、高剛性な構造部分と航空機の翼体との間に設けられた前方空力構造部分を含んでいる。この前方空力構造部分は、空力整流機能を発揮し、且つ異なるシステム（空気、電気、液圧、燃料）を配置、分解、及び輸送するために利用される。さらに、この前方空力構造部分はエンジンのファンケーシングを支持し、懸架パイロンの高剛性な構造部分は推進用インバータのケーシングを備えている。
【００１０】
従来技術の解決では、高剛性な構造部分上に前方空力構造部分を組み立てるために利用される懸架手段は一般に複雑であり、アクセス困難であるので、高剛性な構造部分に対して相対的に前方空力構造部分の位置を正確に調整するために利用することはできない。さらに、これら懸架手段は、あまり望ましくない不静定な構造部分を形成している。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
従って、本発明の目的は、従来技術の実施例に関連して述べた欠点を克服する懸架装置、及び該懸架装置を備えたエンジン組立体を提案することである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
このことを達成するために、本発明の目的は、航空機の翼体とエンジンとの間に設けられるように構成されたエンジンの懸架装置であって、懸架装置は、高剛性な構造部分と、懸架手段によって高剛性な構造部分に固定された状態で取り付けられた前方空力構造部分とを備え、前方空力構造部分は、エンジンのファンケーシングを備え、高剛性な構造部分と翼体との間に設けられるように構成されている懸架装置を提供することである。本発明では、懸架手段は、少なくとも１つの長さ調整可能な接続ロッドを備えている。接続ロッドの一端は、高剛性な構造部分に取り付けられ、他端は前方空力構造部分に取り付けられている。
【００１３】
このように、提案する本発明は、１つ以上の長さ調整可能な接続ロッドが懸架装置の高剛性な構造部分上の前方空力構造部分に取り付けられている点において優位である。従って、上述の接続ロッドは、複雑な構成とはならず高剛性な構造部分に対して相対的に前方空力構造部分の位置を正確に調整可能であるので、解決策となる。調整は、エンジン組立体が要求する形状の関数として行なわれる。例えば、前方空力構造部分の位置は、一次構造部分のパイロン／エンジンインターフェースに対して相対的にファンケーシングに固定された状態で取り付けられたファンの位置を確実に制御される。
【００１４】
さらに、これら接続ロッドは、懸架装置の近くにいる作業者にとって容易にアクセス可能な要素であるので、前方空力構造部分の配置及び取り外しが容易に実施可能とされる。
【００１５】
第二に、長さ調整可能な接続ロッドが設けられることによって、高剛性な構造部分と前方空力構造部分との間における空間へのアクセスが極めて僅かであるが制限されることが優位であることに留意すべきである。作業者が配置又は保守するためにアクセス可能な状態を維持しなければならない前方空力構造部分内の装備が通常配置されている。
【００１６】
最後に、利用される各接続ロッドは、他の要素と組み合わせて不静定な取付システムを形成するように、一の好ましい方向における力に完全に抗することができる。
【００１７】
好ましくは、懸架手段は、それぞれが一端で高剛性な構造部分に接続し、他端で前方空力構造部分に取り付けられている２つの長さ調整可能な接続ロッドを備えている。このような構成では、エンジン組立体は、２つの接続ロッドのうち一方の接続ロッドが永続的に機能する、言い換えれば、懸架手段によって接続された２つの構造部分の間に作用する力に抗することができる。他方の接続ロッドは、一方の接続ロッドが呼称した場合のみに限り機能しない。このように、他方の接続ロッドは、二重安全機能としてのみ機能するので、通常の状態では機能しない、すなわち懸架手段の不静定を改善しない。
【００１８】
２つの長さ調整可能な接続ロットが、懸架装置の垂直正中面に関して略対称、且つ該懸架装置の長手方向に対して平行に配置されている。さらに、各長さ調整可能な接続ロッドの両端が回動可能に取り付けられていることが望ましい。
【００１９】
また、好ましくは、各長さ調整可能な接続ロッドは、懸架装置の垂直方向に対して２０°未満の角度を形成する方向に配置されているので、該方向に沿った力に抗することができる。
【００２０】
さらに、懸架手段は、高剛性な構造部分と前方空力構造部分との間に設けられたビームを備えている。このビームは、接続ロッドに対して相補的な手段を形成し、これにより不静定取付システムを形成することができる。このビームは、例えばパイロンの幅全体に亘って懸架装置に対して横方向に沿って配置されていることが望ましい。このようにして、このビームによって、懸架パイロンの幅全体に亘る力に抗することができるので、力に対する抵抗が良好であり、且つインターフェースでの抵抗力が低減されるという意味において優位である。
【００２１】
このビームは、ボックス状の高剛性な構造部分の上方の翼桁上に配置されており、懸架装置の近くにいる作業者は容易にアクセス可能であるので、作業者は前方空力構造部分を配置及び取り外しを容易に実施可能である。
【００２２】
最後に、懸架装置は、ビームが各長さ調節可能な接続ロッドから後方に配置されるように配置されている。
【００２３】
本発明の他の目的は、例えばターボジェットエンジンのようなエンジンと該エンジンのための上述のような懸架装置懸架装置とを備えているエンジン組立体を提供することである。
【００２４】
本発明の他の利点及び特徴は、非限定的な発明の詳細な説明を読むことによって明確となる。
【００２５】
図面を参照して発明の詳細な説明を説明される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２６】
図１は、航空機（図示しない）の翼体の下方に固定されるように構成された航空機用エンジン組立体１を表わす。このエンジン組立体１は、本発明の好ましい実施例における懸架装置４と、例えば懸架装置４の下方に懸架されたターボジェットエンジンのようなエンジン６とを備えている。
【００２７】
一般に懸架装置４は、エンジン６を懸架する手段が設けられた、一次構造部分（primary structure）と呼称される高剛性な構造部分８を備えている。この懸架装置は、複数のエンジンサスペンション１０，１２と、エンジン６が発生させる推力に抗するための装置１４とを有している。
【００２８】
指針として、エンジン組立体１はポッド（図示しない）によって囲まれるように構成され、懸架装置４は高剛性な構造部分８に取り付けられた他の一連のサスペンション（図示しない）と結合し、航空機の翼体の下方にエンジン組立体１を懸架するために利用されることに留意すべきである。
【００２９】
以下の説明全体を通じて、Ｘ方向はターボジェットエンジン６の長手方向と同一方向である懸架装置４の長手方向を示している。Ｘ方向は、ターボジェットエンジン６の長手方向５に対して平行とされる。さらに、懸架装置４の長手方向に対する横方向はＹ方向と呼称され、ターボジェットエンジン６の横方向と同一方向とされる。Ｚ方向は垂直方向又は高さ方向である。従って、Ｘ方向、Ｙ方向、及びＺ方向は、互いに対して垂直である。
【００３０】
さらに、“前方（forward）”及び“後方（aft）”は、ターボジェットエンジン６が発生させる推力によって航空機が移動する方向に関連し、概略的に矢印７で表わされる。
【００３１】
従って、図１は、推力抵抗装置１４、懸架装置４の高剛性な構造部分８、及び高剛性な構造部分８に取り付けられた複数の二次構造部分を備えた２つのエンジンサスペンション１０，１２を表わす。システムを分離及び保持する前記二次構造部分について、空力的なフェアリング要素と共に以下に説明する。
【００３２】
ターボジェットエンジン６は、その前端に環状のファンダクト２０を形成している大きなファンケーシング１８を備え、その後端にターボジェットの心臓部を収容している小さな中央ファンケーシング２２を備えている。ファンケーシング１８，２２が互いに対して固定されていることは言うまでもない。
【００３３】
図１は、それぞれが前方エンジンサスペンション及び後方エンジンサスペンションと呼称される、懸架装置４の２つのエンジンサスペンション１０，１２を表わす。
【００３４】
本発明の好ましい実施例では、高剛性な構造部分８は、後方部分から前方部分に亘りＸ方向に沿って延在しているボックスの形態をしている。
【００３５】
ボックス８は、特にそれぞれがＹＺ平面内に配置された矩形状の形態をした横方向のリブ（図示しない）を備えている点において、ターボジェットエンジン用懸架パイロンの構成に類する構成を有しているパイロンの形態とされる。
【００３６】
好ましい実施例における当該懸架手段は、ピラミッドと呼ばれる高剛性な構造部分８の前端部とファンケーシング１８の上側部分との間に設けられた前方エンジンサスペンション１０を備えている。前方エンジンサスペンション１０は、従来通り、当業者にとって既知の方法で構成されている。
【００３７】
さらに、後方エンジンサスペンション１２は、従来通り、当業者にとって既知の方法で構成され、高剛性な構造部分８と中央ケーシング２２との間に設けられている。
【００３８】
図１を参照すると、パイロン４の二次構造部分は、前方空力構造部分２４、後方空力構造部分２６、前方空力構造部分と後方空力構造部分とを接続する接続フェアリング２８、及び下部後方の空力的なフェアリング３０を含んでいる。
【００３９】
一般に、これら二次構造部分は、本発明が属する技術分野で利用される構造部分と同一又は類似の既存の構成要素であって、当業者にとっては既知である。
【００４０】
より具体的には、前方空力構造部分２４は、翼体の下方且つ一次構造部分８の上方に設けられている。この前方空力構造部分は、高剛性な構造部分８に固定された状態で取り付けられ、この高剛性な構造部分に取り付けられたファンケーシングの上側部分と翼体の前縁との間に空力的な外形を形成し、空力的効果を発揮している。この前方空力構造部分２４は、空力的な整流機能（aerodynamic fairing function）を発揮し、異なるシステム（空気、電気、液圧、燃料）を分離し且つルーティングするために利用される。さらに、前方空力構造部分２４の前方部分は高剛性な構造部分８と接触していないので、熱交換器は、前記前方空力構造部分と前記高剛性な構造部分との間に形成された空間に設けられている。
【００４１】
“カルマン（karman）”と呼称される接続フェアリング２８は、前方空力構造部分２４と直線的且つ該前方空力構造部分の後方に配置され、常に翼体の下方に位置し、高剛性な構造部分８の上方に取り付けられている。接続フェアリング２８は、液圧要素の大部分を収容している後方空力構造部分２６まで後方に延在している。後方空力構造部分２６は、高剛性な構造部分８から完全に後方に配置されていることが望ましいので、航空機の翼体の下方に取り付けられている。
【００４２】
最後に、シールド又は後方パイロンフェアリング（Aft Pylon Fairing）と呼称される下方後方の空力的なフェアリング３０は、高剛性な構造部分８及び後方空力構造部分２６の下方に配置されている。下方後方の空力的なフェアリングの機能としては、耐炎性の障壁を形成すること、及びエンジンの排気と懸架パイロンとの間において空力的連続性を形成することが不可欠である。
【００４３】
図２及び図３は、高剛性な構造部分８に取り付けられた前方空力構造部分２４の懸架手段を表わす。
【００４４】
最初に、これら手段は、Ｘ方向に対して平行な懸架装置の中央垂直面Ｐに関して略対称に配置された、２つの長さ調整可能な接続ロッド３２を含んでいる。中央垂直面Ｐは、既知の方法で高剛性な構造部分８についての対称面を形成していることに留意すべきである。
【００４５】
各接続ロッド３２の下端は、ボックス状の高剛性な構造部分８の上方の翼桁（spar）に回動可能な状態で接続されている。一方、各接続ロッド３２の下端は、前方空力構造部分２４の下方の翼桁に回動可能な状態で接続されている。接続ロッド３２は、高剛性な構造部分８の前端部で接続され、Ｚ方向に対して２０°未満の角度で傾斜し、これにより図２に表わすように、高剛性な構造部分８と前方空力構造部分２４との距離が前方に向かって小さくなっていることが望ましい。
【００４６】
従って、接続ロッドは、自身の長さが調整可能となるように構成されている。この点において、当業者に既知で任意の長さ調整可能な接続ロッドも利用可能である。特に、自身の一端又は両端が自身の本体に対して移動可能とされる接続ロッドが利用可能である。接続ロッドは、互いの一端で接続された２つの略同一な部品から構成され、これら２つの部品が入れ子になった状態で重なり合っている長さが接続ロッドの全長を決定する。
【００４７】
接続ロッド３２の長さが調整可能であるので、高剛性な構造部分８とエンジン組立体の任意の他の構成要素とに対して前方空力構造部分２４の位置を正確に調整することができる。これにより２つの接続ロッド３２について、一方の接続ロッドは永続的に機能し、言い換えれば２つの構造部分２４，８の間に作用する力に抗し、他方の接続ロッドは一方の接続ロッドが機能しなかった場合にのみ機能するように、相違する組立を容易に実施することができる。従って、他方のロッドは、“フェールセーフ”機能と呼称されるバックアップ機能を発揮するにすぎないので、通常の状態では２つの構造部分２４，８の間に力を伝達させない。
【００４８】
この場合には、機能する接続ロッド３２は、Ｘ方向及びＹ方向に沿って作用する力ではなく、Ｚ方向に沿って作用する力に抗するように構成されている。
【００４９】
接続ロッド３２を介して高剛性な構造部分８上に位置する前方空力構造部分２４の懸架手段は、Ｙ方向に沿って向き、好ましくは高剛性な構造部分の上方の翼桁の幅全体に亘って延在しているビーム３４を含んでいる。このビームは、高剛性な構造部分に固定された状態で取り付けられている。
【００５０】
図３は、このビーム３４が好ましくは安全上の理由によって折り返された構造とされる、言い換えればＸ方向に沿って重ね合わされた２つのビームによって形成されていることを表わす。ビーム３４は、各端部に、前方空力構造部分２４に設けられた取付インターフェース３８を保持するように構成された取付インターフェース半体３６を備えている。
【００５１】
より正確には、各取付インターフェース半体３６は、ボックス状の構造部分８の上方の翼桁の僅か上方でＸＹ平面に沿って延在している略平面の形態とされることが望ましい。取付インターフェース半体３６及び取付インターフェース３８は、接触させ、ボルト又はこれに類する要素によって互いに固定される。
【００５２】
図２は、ビーム３４が接続ロッド３２の後側に位置し、前方空力構造部分２４の後端部と協働することを表わす。
【００５３】
このような構成では、ビーム３４が横方向すなわちＹ方向に沿って主に作用する力に抗するように構成されているので、その構成は２つの“取付インターフェース半体”の形式であることが望ましい。これら取付インターフェース半体３６のそれぞれが、主にＸ方向及びＺ方向に作用する力に抗することができる。
【００５４】
このようにして、ビーム３４の２つの取付インターフェース半体は、Ｘ方向及びＹ方向に沿って作用する力に独立して抗することができ、機能する接続ロッド３２及びビーム３４の取付インターフェース半体は、垂直なＺ方向に沿って作用する力に抗することができる。
【００５５】
さらに、２つの取付インターフェース半体は単体でＸ方向及びＺ方向回りのモーメントに抗することができ、２つの取付インターフェース及び機能する接続ロッド３２は垂直方向で結合しているので、Ｙ方向回りのモーメントに抗することができる。
【００５６】
従って、上述の懸架手段３４，３６は、パイロン４の高剛性な構造部分８上に前方空力構造部分２４を組み立てるために静的な中間システムを形成する。
【００５７】
当業者であれば、非限定的な実施例に基づいて懸架装置４及び上述のエンジン組立体１に対する様々な改良をすることができることは言うまでもない。この点において、例えばエンジン組立体１は航空機の翼体の下方に懸架されるように適合した構成とされるが、エンジン組立体１はこの翼体の上方に取り付けられた構成とされる場合もあることに留意すべきである。
【図面の簡単な説明】
【００５８】
【図１】本発明の一の好ましい実施例における懸架装置を備えた航空機用エンジン組立体の概略的な側面図である。
【図２】図１に表わすエンジン組立体の一部を形成する懸架装置の部分的な詳細図である。
【図３】図２に表わす懸架装置の部分的に拡大された斜視図である。
【符号の説明】
【００５９】
１ エンジン組立体
４ 懸架装置（パイロン）
５ 長手方向
６ ターボジェットエンジン
７ 矢印
８ 高剛性な構造部分
１０ 前方エンジンサスペンション
１２ 後方エンジンサスペンション
１４ 推力抵抗装置
１８ ファンケーシング
２０ ファンダクト
２２ ファンケーシング
２４ 前方空力構造部分
２６ 後方空力構造部分
２８ 接続フェアリング
３０ 下部後方の空力的なフェアリング
３２ 接続ロッド
３４ ビーム
３６ 取付インターフェース半体
３８ 取付インターフェース
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の翼体とエンジンとの間に設けられているように構成された、エンジンの懸架装置と該懸架装置を備えたエンジン組立体に関する。
【０００２】
本発明は、ターボジェットエンジン又はターボプロペラエンジンを備えた任意のタイプの航空機で利用可能とされる。
【０００３】
このようなタイプの懸架装置は、ＥＭＳ（Engine Mounting Structure）と呼称され、航空機の翼体の下方にターボジェットエンジンを懸架するか、又は前記翼体の上方にターボジェットエンジンを取り付けるために利用される。
【背景技術】
【０００４】
このような懸架装置は、ターボジェットエンジンと航空機の翼体とを接続するように形成されている。前記懸架装置は、ターボジェットエンジンが発生させる力を航空機の構造部分に伝達させ、エンジンと航空機との間における、燃料、電気、液圧、及び空気の循環システムを実現する。
【０００５】
力を伝達するために、懸架装置は、一次構造部分と呼称される、場合によっては“ボックス状（box）”タイプの高剛性な構造部分を備えている。言い換えれば、懸架装置は、横方向のリブによって互いに接続されている上方の翼桁及び下方の翼桁から成る組立体によって形成される。
【０００６】
さらに、懸架装置は、ターボジェットエンジンと高剛性な構造部分との間に設けられた懸架手段を備えている。懸架手段は、一般に２つのエンジンサスペンションと、ターボジェットエンジンが発生する推力に抗する装置とを備えている。従来技術では、この負荷を伝達する装置は、第一にエンジンのファンケーシングの後方部分に接続され、第二にエンジンの中央ケーシングに固定された後方の取付部に接続された、２つの横方向の接続ロッドの形態とされる。
【０００７】
同様に、懸架装置は、高剛性な構造部分と航空機の翼体との間に設けられた他の一連のサスペンションから成る取付システムを備えている。この取付システムは、２つ又は３つのサスペンションから構成されることが一般的である。
【０００８】
さらに、パイロンは、空力整流要素を支持する一方で、システムの分解及び保守を確実に可能とする複数の二次構造部分を備えている。これら空力整流要素は、二次構造部分に取り付けられたパネルの形態とされる。当業者にとっては既知の方法で、二次構造部分がエンジンから航空機の翼体に力を伝達させるように構成されているという点において、二次構造部分は高剛性な構造部分と差別化されている。
【０００９】
二次構造部分は、高剛性な構造部分と航空機の翼体との間に設けられた前方空力構造部分を含んでいる。この前方空力構造部分は、空力整流機能を発揮し、且つ異なるシステム（空気、電気、液圧、燃料）を配置、分解、及び輸送するために利用される。さらに、この前方空力構造部分はエンジンのファンケーシングを支持し、懸架パイロンの高剛性な構造部分は推進用インバータのケーシングを備えている。
【００１０】
従来技術の解決では、高剛性な構造部分上に前方空力構造部分を組み立てるために利用される懸架手段は一般に複雑であり、アクセス困難であるので、高剛性な構造部分に対して相対的に前方空力構造部分の位置を正確に調整するために利用することはできない。さらに、これら懸架手段は、あまり望ましくない不静定な構造部分を形成している。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
従って、本発明の目的は、従来技術の実施例に関連して述べた欠点を克服する懸架装置、及び該懸架装置を備えたエンジン組立体を提案することである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
このことを達成するために、本発明の目的は、航空機の翼体とエンジンとの間に設けられるように構成されたエンジンの懸架装置であって、懸架装置は、高剛性な構造部分と、懸架手段によって高剛性な構造部分に固定された状態で取り付けられた前方空力構造部分とを備え、前方空力構造部分は、エンジンのファンケーシングを備え、高剛性な構造部分と翼体との間に設けられるように構成されている懸架装置を提供することである。本発明では、懸架手段は、少なくとも１つの長さ調整可能な接続ロッドを備えている。接続ロッドの一端は、高剛性な構造部分に取り付けられ、他端は前方空力構造部分に取り付けられている。
【００１３】
このように、提案する本発明は、１つ以上の長さ調整可能な接続ロッドが懸架装置の高剛性な構造部分上の前方空力構造部分に取り付けられている点において優位である。従って、上述の接続ロッドは、複雑な構成とはならず高剛性な構造部分に対して相対的に前方空力構造部分の位置を正確に調整可能であるので、解決策となる。調整は、エンジン組立体が要求する形状の関数として行なわれる。例えば、前方空力構造部分の位置は、一次構造部分のパイロン／エンジンインターフェースに対して相対的にファンケーシングに固定された状態で取り付けられたファンの位置を確実に制御される。
【００１４】
さらに、これら接続ロッドは、懸架装置の近くにいる作業者にとって容易にアクセス可能な要素であるので、前方空力構造部分の配置及び取り外しが容易に実施可能とされる。
【００１５】
第二に、長さ調整可能な接続ロッドが設けられることによって、高剛性な構造部分と前方空力構造部分との間における空間へのアクセスが極めて僅かであるが制限されることが優位であることに留意すべきである。作業者が配置又は保守するためにアクセス可能な状態を維持しなければならない前方空力構造部分内の装備が通常配置されている。
【００１６】
最後に、利用される各接続ロッドは、他の要素と組み合わせて不静定な取付システムを形成するように、一の好ましい方向における力に完全に抗することができる。
【００１７】
好ましくは、懸架手段は、それぞれが一端で高剛性な構造部分に接続し、他端で前方空力構造部分に取り付けられている２つの長さ調整可能な接続ロッドを備えている。このような構成では、エンジン組立体は、２つの接続ロッドのうち一方の接続ロッドが永続的に機能する、言い換えれば、懸架手段によって接続された２つの構造部分の間に作用する力に抗することができる。他方の接続ロッドは、一方の接続ロッドが呼称した場合のみに限り機能しない。このように、他方の接続ロッドは、二重安全機能としてのみ機能するので、通常の状態では機能しない、すなわち懸架手段の不静定を改善しない。
【００１８】
２つの長さ調整可能な接続ロットが、懸架装置の垂直正中面に関して略対称、且つ該懸架装置の長手方向に対して平行に配置されている。さらに、各長さ調整可能な接続ロッドの両端が回動可能に取り付けられていることが望ましい。
【００１９】
また、好ましくは、各長さ調整可能な接続ロッドは、懸架装置の垂直方向に対して２０°未満の角度を形成する方向に配置されているので、該方向に沿った力に抗することができる。
【００２０】
さらに、懸架手段は、高剛性な構造部分と前方空力構造部分との間に設けられたビームを備えている。このビームは、接続ロッドに対して相補的な手段を形成し、これにより不静定取付システムを形成することができる。このビームは、例えばパイロンの幅全体に亘って懸架装置に対して横方向に沿って配置されていることが望ましい。このようにして、このビームによって、懸架パイロンの幅全体に亘る力に抗することができるので、力に対する抵抗が良好であり、且つインターフェースでの抵抗力が低減されるという意味において優位である。
【００２１】
このビームは、ボックス状の高剛性な構造部分の上方の翼桁上に配置されており、懸架装置の近くにいる作業者は容易にアクセス可能であるので、作業者は前方空力構造部分を配置及び取り外しを容易に実施可能である。
【００２２】
最後に、懸架装置は、ビームが各長さ調節可能な接続ロッドから後方に配置されるように配置されている。
【００２３】
本発明の他の目的は、例えばターボジェットエンジンのようなエンジンと該エンジンのための上述のような懸架装置懸架装置とを備えているエンジン組立体を提供することである。
【００２４】
本発明の他の利点及び特徴は、非限定的な発明の詳細な説明を読むことによって明確となる。
【００２５】
図面を参照して発明の詳細な説明を説明される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２６】
図１は、航空機（図示しない）の翼体の下方に固定されるように構成された航空機用エンジン組立体１を表わす。このエンジン組立体１は、本発明の好ましい実施例における懸架装置４と、例えば懸架装置４の下方に懸架されたターボジェットエンジンのようなエンジン６とを備えている。
【００２７】
一般に懸架装置４は、エンジン６を懸架する手段が設けられた、一次構造部分（primary structure）と呼称される高剛性な構造部分８を備えている。この懸架装置は、複数のエンジンサスペンション１０，１２と、エンジン６が発生させる推力に抗するための装置１４とを有している。
【００２８】
指針として、エンジン組立体１はポッド（図示しない）によって囲まれるように構成され、懸架装置４は高剛性な構造部分８に取り付けられた他の一連のサスペンション（図示しない）と結合し、航空機の翼体の下方にエンジン組立体１を懸架するために利用されることに留意すべきである。
【００２９】
以下の説明全体を通じて、Ｘ方向はターボジェットエンジン６の長手方向と同一方向である懸架装置４の長手方向を示している。Ｘ方向は、ターボジェットエンジン６の長手方向５に対して平行とされる。さらに、懸架装置４の長手方向に対する横方向はＹ方向と呼称され、ターボジェットエンジン６の横方向と同一方向とされる。Ｚ方向は垂直方向又は高さ方向である。従って、Ｘ方向、Ｙ方向、及びＺ方向は、互いに対して垂直である。
【００３０】
さらに、“前方（forward）”及び“後方（aft）”は、ターボジェットエンジン６が発生させる推力によって航空機が移動する方向に関連し、概略的に矢印７で表わされる。
【００３１】
従って、図１は、推力抵抗装置１４、懸架装置４の高剛性な構造部分８、及び高剛性な構造部分８に取り付けられた複数の二次構造部分を備えた２つのエンジンサスペンション１０，１２を表わす。システムを分離及び保持する前記二次構造部分について、空力的なフェアリング要素と共に以下に説明する。
【００３２】
ターボジェットエンジン６は、その前端に環状のファンダクト２０を形成している大きなファンケーシング１８を備え、その後端にターボジェットの心臓部を収容している小さな中央ファンケーシング２２を備えている。ファンケーシング１８，２２が互いに対して固定されていることは言うまでもない。
【００３３】
図１は、それぞれが前方エンジンサスペンション及び後方エンジンサスペンションと呼称される、懸架装置４の２つのエンジンサスペンション１０，１２を表わす。
【００３４】
本発明の好ましい実施例では、高剛性な構造部分８は、後方部分から前方部分に亘りＸ方向に沿って延在しているボックスの形態をしている。
【００３５】
ボックス８は、特にそれぞれがＹＺ平面内に配置された矩形状の形態をした横方向のリブ（図示しない）を備えている点において、ターボジェットエンジン用懸架パイロンの構成に類する構成を有しているパイロンの形態とされる。
【００３６】
好ましい実施例における当該懸架手段は、ピラミッドと呼ばれる高剛性な構造部分８の前端部とファンケーシング１８の上側部分との間に設けられた前方エンジンサスペンション１０を備えている。前方エンジンサスペンション１０は、従来通り、当業者にとって既知の方法で構成されている。
【００３７】
さらに、後方エンジンサスペンション１２は、従来通り、当業者にとって既知の方法で構成され、高剛性な構造部分８と中央ケーシング２２との間に設けられている。
【００３８】
図１を参照すると、パイロン４の二次構造部分は、前方空力構造部分２４、後方空力構造部分２６、前方空力構造部分と後方空力構造部分とを接続する接続フェアリング２８、及び下部後方の空力的なフェアリング３０を含んでいる。
【００３９】
一般に、これら二次構造部分は、本発明が属する技術分野で利用される構造部分と同一又は類似の既存の構成要素であって、当業者にとっては既知である。
【００４０】
より具体的には、前方空力構造部分２４は、翼体の下方且つ一次構造部分８の上方に設けられている。この前方空力構造部分は、高剛性な構造部分８に固定された状態で取り付けられ、この高剛性な構造部分に取り付けられたファンケーシングの上側部分と翼体の前縁との間に空力的な外形を形成し、空力的効果を発揮している。この前方空力構造部分２４は、空力的な整流機能（aerodynamic fairing function）を発揮し、異なるシステム（空気、電気、液圧、燃料）を分離し且つルーティングするために利用される。さらに、前方空力構造部分２４の前方部分は高剛性な構造部分８と接触していないので、熱交換器は、前記前方空力構造部分と前記高剛性な構造部分との間に形成された空間に設けられている。
【００４１】
“カルマン（karman）”と呼称される接続フェアリング２８は、前方空力構造部分２４と直線的且つ該前方空力構造部分の後方に配置され、常に翼体の下方に位置し、高剛性な構造部分８の上方に取り付けられている。接続フェアリング２８は、液圧要素の大部分を収容している後方空力構造部分２６まで後方に延在している。後方空力構造部分２６は、高剛性な構造部分８から完全に後方に配置されていることが望ましいので、航空機の翼体の下方に取り付けられている。
【００４２】
最後に、シールド又は後方パイロンフェアリング（Aft Pylon Fairing）と呼称される下方後方の空力的なフェアリング３０は、高剛性な構造部分８及び後方空力構造部分２６の下方に配置されている。下方後方の空力的なフェアリングの機能としては、耐炎性の障壁を形成すること、及びエンジンの排気と懸架パイロンとの間において空力的連続性を形成することが不可欠である。
【００４３】
図２及び図３は、高剛性な構造部分８に取り付けられた前方空力構造部分２４の懸架手段を表わす。
【００４４】
最初に、これら手段は、Ｘ方向に対して平行な懸架装置の中央垂直面Ｐに関して略対称に配置された、２つの長さ調整可能な接続ロッド３２を含んでいる。中央垂直面Ｐは、既知の方法で高剛性な構造部分８についての対称面を形成していることに留意すべきである。
【００４５】
各接続ロッド３２の下端は、ボックス状の高剛性な構造部分８の上方の翼桁（spar）に回動可能な状態で接続されている。一方、各接続ロッド３２の下端は、前方空力構造部分２４の下方の翼桁に回動可能な状態で接続されている。接続ロッド３２は、高剛性な構造部分８の前端部で接続され、Ｚ方向に対して２０°未満の角度で傾斜し、これにより図２に表わすように、高剛性な構造部分８と前方空力構造部分２４との距離が前方に向かって小さくなっていることが望ましい。
【００４６】
従って、接続ロッドは、自身の長さが調整可能となるように構成されている。この点において、当業者に既知で任意の長さ調整可能な接続ロッドも利用可能である。特に、自身の一端又は両端が自身の本体に対して移動可能とされる接続ロッドが利用可能である。接続ロッドは、互いの一端で接続された２つの略同一な部品から構成され、これら２つの部品が入れ子になった状態で重なり合っている長さが接続ロッドの全長を決定する。
【００４７】
接続ロッド３２の長さが調整可能であるので、高剛性な構造部分８とエンジン組立体の任意の他の構成要素とに対して前方空力構造部分２４の位置を正確に調整することができる。これにより２つの接続ロッド３２について、一方の接続ロッドは永続的に機能し、言い換えれば２つの構造部分２４，８の間に作用する力に抗し、他方の接続ロッドは一方の接続ロッドが機能しなかった場合にのみ機能するように、相違する組立を容易に実施することができる。従って、他方のロッドは、“フェールセーフ”機能と呼称されるバックアップ機能を発揮するにすぎないので、通常の状態では２つの構造部分２４，８の間に力を伝達させない。
【００４８】
この場合には、機能する接続ロッド３２は、Ｘ方向及びＹ方向に沿って作用する力ではなく、Ｚ方向に沿って作用する力に抗するように構成されている。
【００４９】
接続ロッド３２を介して高剛性な構造部分８上に位置する前方空力構造部分２４の懸架手段は、Ｙ方向に沿って向き、好ましくは高剛性な構造部分の上方の翼桁の幅全体に亘って延在しているビーム３４を含んでいる。このビームは、高剛性な構造部分に固定された状態で取り付けられている。
【００５０】
図３は、このビーム３４が好ましくは安全上の理由によって折り返された構造とされる、言い換えればＸ方向に沿って重ね合わされた２つのビームによって形成されていることを表わす。ビーム３４は、各端部に、前方空力構造部分２４に設けられた取付インターフェース３８を保持するように構成された取付インターフェース半体３６を備えている。
【００５１】
より正確には、各取付インターフェース半体３６は、ボックス状の構造部分８の上方の翼桁の僅か上方でＸＹ平面に沿って延在している略平面の形態とされることが望ましい。取付インターフェース半体３６及び取付インターフェース３８は、接触させ、ボルト又はこれに類する要素によって互いに固定される。
【００５２】
図２は、ビーム３４が接続ロッド３２の後側に位置し、前方空力構造部分２４の後端部と協働することを表わす。
【００５３】
このような構成では、ビーム３４が横方向すなわちＹ方向に沿って主に作用する力に抗するように構成されているので、その構成は２つの“取付インターフェース半体”の形式であることが望ましい。これら取付インターフェース半体３６のそれぞれが、主にＸ方向及びＺ方向に作用する力に抗することができる。
【００５４】
このようにして、ビーム３４の２つの取付インターフェース半体は、Ｘ方向及びＹ方向に沿って作用する力に独立して抗することができ、機能する接続ロッド３２及びビーム３４の取付インターフェース半体は、垂直なＺ方向に沿って作用する力に抗することができる。
【００５５】
さらに、２つの取付インターフェース半体は単体でＸ方向及びＺ方向回りのモーメントに抗することができ、２つの取付インターフェース及び機能する接続ロッド３２は垂直方向で結合しているので、Ｙ方向回りのモーメントに抗することができる。
【００５６】
従って、上述の懸架手段３４，３６は、パイロン４の高剛性な構造部分８上に前方空力構造部分２４を組み立てるために静的な中間システムを形成する。
【００５７】
当業者であれば、非限定的な実施例に基づいて懸架装置４及び上述のエンジン組立体１に対する様々な改良をすることができることは言うまでもない。この点において、例えばエンジン組立体１は航空機の翼体の下方に懸架されるように適合した構成とされるが、エンジン組立体１はこの翼体の上方に取り付けられた構成とされる場合もあることに留意すべきである。
【図面の簡単な説明】
【００５８】
【図１】本発明の一の好ましい実施例における懸架装置を備えた航空機用エンジン組立体の概略的な側面図である。
【図２】図１に表わすエンジン組立体の一部を形成する懸架装置の部分的な詳細図である。
【図３】図２に表わす懸架装置の部分的に拡大された斜視図である。
【符号の説明】
【００５９】
１ エンジン組立体
４ 懸架装置（パイロン）
５ 長手方向
６ ターボジェットエンジン
７ 矢印
８ 高剛性な構造部分
１０ 前方エンジンサスペンション
１２ 後方エンジンサスペンション
１４ 推力抵抗装置
１８ ファンケーシング
２０ ファンダクト
２２ ファンケーシング
２４ 前方空力構造部分
２６ 後方空力構造部分
２８ 接続フェアリング
３０ 下部後方の空力的なフェアリング
３２ 接続ロッド
３４ ビーム
３６ 取付インターフェース半体
３８ 取付インターフェース
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の翼体（２）とエンジン（６）との間に設けられるように構成された、前記エンジン（６）を懸架するための懸架装置（４）において、
前記懸架装置は、高剛性な構造部分（８）と、懸架手段によって前記高剛性な構造部分（８）に固定された状態で取り付けられた前方空力構造部分（２４）とを備え、
前記前方空力構造部分は、前記エンジンのファンケーシングを備え、前記高剛性な構造部分と前記翼体との間に設けられているように構成され、
前記懸架手段は、一端が前記高剛性な構造部分（８）に取り付けられ、且つ、他端が前記前方空力構造部分（２４）に取り付けられている少なくとも１つの長さ調整可能な接続ロッド（３２）を備えていることを特徴とする懸架装置（４）。
【請求項２】
前記懸架手段は、２つの長さ調整可能な接続ロッド（３２）を備え、
前記接続ロッドのそれぞれの一端が前記高剛性な構造部分（８）に取り付けられ、前記接続ロッドのそれぞれの他端が前記前方空力構造部分に取り付けられていることを特徴とする請求項１に記載の懸架装置（４）。
【請求項３】
２つの長さ調整可能な前記接続ロッド（３２）は、前記懸架装置の長手方向（Ｘ）に対して平行な前記懸架装置の垂直中心面（Ｐ）に関して略対称に配置されていることを特徴とする請求項２に記載の懸架装置（４）。
【請求項４】
長さ調整可能な前記接続ロッド（３２）のそれぞれの両端が、回動可能に取り付けられていることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載の懸架装置（４）。
【請求項５】
長さ調整可能な前記接続ロッド（３２）のそれぞれが、前記懸架装置の垂直方向（Ｚ）に対して２０°未満の角度を形成するように配置されていることを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載の懸架装置（４）。
【請求項６】
前記懸架手段は、前記高剛性な構造部分（８）と前記前方空力構造部分（２４）との間に設けられたビーム（３４）を備えていることを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載の懸架装置（４）。
【請求項７】
前記ビーム（３４）は、前記懸架装置の横方向（Ｙ）に沿って配置されていることを特徴とする請求項６に記載の懸架装置（４）。
【請求項８】
前記ビーム（３４）は、長さ調整可能な前記接続ロッド（３２）それぞれから後方に配置されていることを特徴とする請求項６又は７に記載の懸架装置（４）。
【請求項９】
エンジン（６）と前記エンジン（６）を懸架するための懸架装置（４）とを備えているエンジン組立体（１）であって、
前記懸架装置は、請求項１〜８のいずれか一項に記載の懸架装置であることを特徴とするエンジン組立体（１）。
【請求項１】
航空機の翼体（２）とエンジン（６）との間に設けられるように構成された、前記エンジン（６）を懸架するための懸架装置（４）において、
前記懸架装置は、高剛性な構造部分（８）と、懸架手段によって前記高剛性な構造部分（８）に固定された状態で取り付けられた前方空力構造部分（２４）とを備え、
前記前方空力構造部分は、前記エンジンのファンケーシングを備え、前記高剛性な構造部分と前記翼体との間に設けられているように構成され、
前記懸架手段は、一端が前記高剛性な構造部分（８）に取り付けられ、且つ、他端が前記前方空力構造部分（２４）に取り付けられている少なくとも１つの長さ調整可能な接続ロッド（３２）を備えていることを特徴とする懸架装置（４）。
【請求項２】
前記懸架手段は、２つの長さ調整可能な接続ロッド（３２）を備え、
前記接続ロッドのそれぞれの一端が前記高剛性な構造部分（８）に取り付けられ、前記接続ロッドのそれぞれの他端が前記前方空力構造部分に取り付けられていることを特徴とする請求項１に記載の懸架装置（４）。
【請求項３】
２つの長さ調整可能な前記接続ロッド（３２）は、前記懸架装置の長手方向（Ｘ）に対して平行な前記懸架装置の垂直中心面（Ｐ）に関して略対称に配置されていることを特徴とする請求項２に記載の懸架装置（４）。
【請求項４】
長さ調整可能な前記接続ロッド（３２）のそれぞれの両端が、回動可能に取り付けられていることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一項に記載の懸架装置（４）。
【請求項５】
長さ調整可能な前記接続ロッド（３２）のそれぞれが、前記懸架装置の垂直方向（Ｚ）に対して２０°未満の角度を形成するように配置されていることを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載の懸架装置（４）。
【請求項６】
前記懸架手段は、前記高剛性な構造部分（８）と前記前方空力構造部分（２４）との間に設けられたビーム（３４）を備えていることを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載の懸架装置（４）。
【請求項７】
前記ビーム（３４）は、前記懸架装置の横方向（Ｙ）に沿って配置されていることを特徴とする請求項６に記載の懸架装置（４）。
【請求項８】
前記ビーム（３４）は、長さ調整可能な前記接続ロッド（３２）それぞれから後方に配置されていることを特徴とする請求項６又は７に記載の懸架装置（４）。
【請求項９】
エンジン（６）と前記エンジン（６）を懸架するための懸架装置（４）とを備えているエンジン組立体（１）であって、
前記懸架装置は、請求項１〜８のいずれか一項に記載の懸架装置であることを特徴とするエンジン組立体（１）。
【図１】
【図２】
【図３】
【図２】
【図３】
【公表番号】特表２００９−５０９８２８（Ｐ２００９−５０９８２８Ａ）
【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２００８−５３１７２０（Ｐ２００８−５３１７２０）
【出願日】平成１８年９月２６日（２００６．９．２６）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２００６／０６６７３６
【国際公開番号】ＷＯ２００７／０３６５１９
【国際公開日】平成１９年４月５日（２００７．４．５）
【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２６日（２００６．９．２６）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２００６／０６６７３６
【国際公開番号】ＷＯ２００７／０３６５１９
【国際公開日】平成１９年４月５日（２００７．４．５）
【出願人】（５０１４４６２２８）エアバス・フランス (93)
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