航空機推進システム
ナセルによって取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パイロン（１６）に取り付ける手段（８０）とを備える航空機の推進システム（１０）であって、ナセル（１２）は、エンジンの中間ケーシング（３８）に取り付けられる上流側環状フレーム（５０）と、エンジンの排気ケーシング（４０）を支持する下流側環状フレーム（５２）と、これらのフレーム（５０、５２）を接続する長手方向アーム（５４、５６、５８、６０）とで形成される剛性の骨組を有する回転対称性を呈する内部構造を備え、下流側環状フレーム（５２）は弾性または関節式の懸架手段によってパイロン（１６）に固定されている。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、少なくとも圧縮機、燃焼室、タービン、および、圧縮機の上流側に取り付けられ、タービンによって回転駆動されるファンを有するバイパスターボジェットエンジンを備え、エンジンは、ファンの下流側で、圧縮機、燃焼室、およびタービンのケーシングまわりの２次空気流のための環状流部を画定するナセルによって取り囲まれており、２次流は推力の主要部分を供給する、航空機の推進システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
推進システムは、推進システムがそのさまざまな操作段階中にエンジンにより発生する力を前記構造要素に伝達することのできる手段によって、航空機の翼など航空機の構造要素に取り付けられる。
【０００３】
現代の民間機のターボジェットエンジンは、特に騒音害を低減させ、このようなエンジンの燃料消費量を減少させるために、大きなバイパス比、すなわち５を超え、９または１０でもあってもよい２次流量を１次流量で割った比によって特徴づけられる。これによって、ファンとタービンとの間のターボジェットエンジンの横寸法が減少することになり（「くびれたウエスト」効果）、本体の曲げ強さが減少する。
【０００４】
ターボジェットの本体の曲げ変形自体によって、ロータのまわりでケーシングが変形することになり、ケーシングが卵形となって、それによって、ある位置でケーシングとロータとの間の隙間が減少し、他の位置で隙間が増大する（「ケーシング歪み」効果）。
【０００５】
特に、ブレードの先端部により大きな隙間を設けることが必要となるので、この効果によってターボジェットの性能が減少する。
【０００６】
推進システムを取り付ける手段は、概して、パイロンまたはストラットと一般に呼ばれる強力で大きな塊状の部分と、エンジンをパイロンに接続する懸架手段とを備える。このような懸架手段は従来、まずエンジンの１つ以上のケーシング、たとえば中間ケーシングの上流側と、排気ケーシングの下流側とに、次に、２次流部に延び、２次流を案内するために全体として壁で取り囲まれているパイロンの底部に固締され、したがって、時には「１２時の仕切り」と呼ばれているものを形成する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
それらの知られている固締手段は、いくつかの欠点を示す。
【０００８】
ケーシングに固締される懸架手段を介して推進システムを航空機のパイロンに取り付けることによって、ケーシングを締め付けることとなり、歪み効果が高まり、エンジンのさまざまな回転要素の心がずれて、それによって、効率損失となり、燃料消費量が増加する。
【０００９】
さらに、下流側の懸架装置を介してエンジンの回転要素が回転することによって引き起こされる捻りトルクを吸収するには、大きな取付け手段を使用する必要があり、パイロンが２次流部に少なくとも部分的に貫入する場合には、極めて幅の広い１２時の仕切りが必要である。
【００１０】
したがって、所与のバイパス比のためにナセルの半径方向寸法を増加させる必要があり、それによって抗力が増大し、大きなバイパス比を有するターボジェットを組込むことが困難になる。
【００１１】
本発明の特定の目的は、先行技術の欠点を回避するのに役立ちながら、それらの問題への簡潔で、廉価で、効果的である解決案を提供することである。
【００１２】
本発明の特定の目的は、ナセルが、エンジンを強化しその機械的な歪みを制限する構造上の役割をし、航空機からエンジンを懸架する手段が、さらにエンジンと航空機との間に力を良好に伝達しつつ、エンジンの本体での締め付けとあらゆる集中した力の吸収とを制限し、パイロンのまわりの１２時の仕切りの寸法を制限するのに役立つ、航空機の推進システムを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
この目的のために、本発明は、２次流のための環状流空間を画定するナセルで取り囲まれるバイパスターボジェットエンジンと、航空機の構造要素に固締するためのパイロンにエンジンを取り付ける手段とを備え、ナセルの下流側部分は、エンジンの本体のまわりにある２次流のための流れ部の内側を画定する回転体を形成する内部構造を備える航空機の推進システムを提供し、該システムは、ナセルの下流側部分の内部構造が、エンジンの中間ケーシングにボルト固定することによって固締される上流側環状フレームによって形成される剛性の骨組と、エンジンの排気ケーシングを支持する支持手段を含む下流側環状フレームと、これらのフレームを互いに接続している長手方向アームを備えることを特徴とし、内部構造の下流側環状フレームが、可撓性またはヒンジ結合された懸架手段によってパイロンに固締されることを特徴とする。
【００１４】
ナセルの下流側部分の内部構造の剛性な骨組によって、前記構造がエンジンとパイロンとの間に力を伝達するのに寄与し、それによって、エンジンにおけるケーシングの歪み現象を制限するように構造上の役割をする。
【００１５】
前記骨組の下流側環状フレームをパイロンに固締することは、前記パイロンへの排気ケーシングの従来の固締に代わるものであり、排気ケーシングでの締め付けを回避することができる。
【００１６】
したがって、本発明は、特に、ブレードの先端部での隙間を減少させ、かつ一般的な観点から推進システムの性能を向上させるのに役立つ。
【００１７】
本発明の別の特徴によると、排気ケーシング支持手段は、エンジンの軸まわりに一様に分配される連接部を含み、これらの半径方向内端部がボール継手を介して剛性の排気ケーシングの円筒形壁にヒンジ結合されており、これらの半径方向外端部が、ボール継手を介してナセルの内部構造の下流側環状フレームにヒンジ結合されており、連接部は、好ましくは排気ケーシングに対して実質的に接線方向に、エンジンの軸に対して直角な面に延びている。
【００１８】
これらの連接部によって、力が排気ケーシングとパイロンとの間に伝達されることができる。この力の伝達は、エンジンの軸まわりに分配され、それによって、ケーシングで局所的に締め付けるリスクを制限しつつ、下流側環状フレームの構造特性をもうまく利用する。
【００１９】
本発明の好ましい実施形態において：
下流側環状フレームを懸架する懸架手段が、ボール継手を介してヒンジ結合され、下流側フレームの上部にパイロンを接続する連接部と、推力を吸収する接続ロッドとを備え、
下流側環状フレームは、半径方向外側に開口し、懸架連接部のヒンジ手段を含む環状チャンネルを形成するチャネル形断面リングを備え、
懸架連接部は、長い分岐部の一端がボール継手を介して下流側環状フレームにヒンジ結合されており、短い分岐部の一端が別の連接部の一端にヒンジ結合されて、その他端がボール継手によって下流側環状フレームにヒンジ結合されている、Ｌ字形の３点連接部を含む。
【００２０】
下流側フレームをパイロンに懸架する連接部は、弾力的な懸架をもたらし、過剰な応力のリスクを制限し、さらに、簡潔であるという利点を示す。なぜなら、特に、これらが下流側フレームのチャネル内に部分的に延びてもよいからである。
【００２１】
推力を吸収する接続ロッドは、下流側フレームの上部から下流側に軸方向に好ましくは向けられている。
【００２２】
この構成によって、ナセルの内部構造を通過する推力を吸収する接続ロッドを用いらなくてもよくなる。
【００２３】
本発明の別の特徴によると、パイロンは、エンジンの中間ケーシングまで延び、中間ケーシングの上部にヒンジ結合されている３つの連接部によって接続される上流部を有し、連接部のうちの２つは実質的に半径方向に延びるとともに、第３の連接部は中間ケーシングに対して実質的に接線方向に延びる。
【００２４】
これらの連接部は、エンジンの回転要素の回転によって誘導される横方向および縦方向の力、さらには捻りトルクを吸収するのに役立つので、下流側の懸架手段はもはや捻りトルクを吸収する必要がない。
【００２５】
このことによって、下流側の懸架手段の外周範囲とパイロンまわりの１２時の仕切りの寸法とを著しく減少させることが可能となり、したがって、所与の全寸に対するエンジンのバイパス比を増大させるか、または一定のバイパス比に対するその全寸を減少させることが可能となる。
【００２６】
本発明の好ましい実施形態において、ナセルの内部構造の上流側および下流側の環状フレームは、エンジンの軸を含む垂直面に延びる２つ長手方向アームと、エンジンの軸を含む水平面に延びる２つの横方向の長手方向アームとによって互いに接続される。
【００２７】
本発明の別の特徴によると、フェアリング板が、ナセルの内部構造の骨組に固定され、パイロンのまわりで２次流を案内するための実質的に長手方向の剛性な壁を含む。これらの壁は、パイロンおよび、好ましくはエンジンの付帯設備（ｓｅｒｖｉｃｅｓ）にアクセスするハッチにこれらを接続する可撓性手段を含む。
【００２８】
これらはパイロンに接続されているので、これらの長手方向壁は、ナセルの内部構造とパイロンとの間の力を伝達することに寄与する。
【００２９】
フェアリング板は、エンジンのための付帯設備まわりに２次流を案内するために、パイロンから直径方向に反対にある２次流のための流れ空間の一部に延びている、実質的に長手方向の壁を含んでいてもよい。
【００３０】
フェアリング板は、有利には、エンジンの保守作業を容易にするために着脱可能なアクセスハッチを含む。
【００３１】
下流側環状フレームおよび少なくともナセルの内部構造の長手方向アームのいくつかは、これらに良好な剛性と機械的強度、さらには高温に耐える良好な能力を与えるべく、ニッケルを含む合金から作られる。
【００３２】
上流側環状フレームおよびナセルの内部構造のフェアリング板は、好ましくはチタンから作られる。
【００３３】
チタンを選択することによって、ナセルの内部構造のこれらの要素の重量を減少させることが可能となる。なぜなら、これらは剛性および強度に関して同じ性能を示す必要がないからである。
【００３４】
一変形例では、内部構造の重量をさらに減少させるために、フェアリング板のアクセスハッチ、上流側環状フレーム、長手方向アーム、およびフェアリング板から選択される少なくともいくつかの要素が、複合材料でできている。
【００３５】
非限定的な例としての以下の記載を読み、添付の図面を参照すると、本発明をより十分に理解することができ、他のその詳細、利点、および特徴がより明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１】本発明の推進システムの上流側から見た概略斜視図である。
【図２】本発明の推進システムの上流側から見た部分概略斜視図であり、ナセルの下流側の外側ジャケットの２つの半円筒形のシェルが開位置で示されており、ナセルの内壁の整流板が除去されており、ナセルの上流側の整流板が部分的に切断されて示されている。
【図３】図１の推進システムを示している下流側から見た部分概略斜視図であり、そのナセルの内壁の整流板を含み、ナセルの外壁が切断されている。
【図４】ナセルの内壁の下流側の環状構造の平面における断面による、図１の推進システムの部分概略図である。
【図５】図１の推進システムの側面の部分概略斜視図であり、ナセルの内壁の整流板がそこから除去され、前記ナセルの外壁が切断されている。
【図６】エンジンをパイロンに懸架する上流側の懸架手段を示している、図１の推進システムの断面での部分概略図である。
【図７】エンジンをパイロンに懸架する下流側の懸架手段を示している、図１の推進システムの下流側から見た部分概略斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００３７】
図１および図２に概略的に示されている航空機の推進システム１０は、全体として円筒形のナセル１２を備え、航空機の翼の下にこれを固締するためのパイロン１６から懸架されているバイパスターボジェットエンジン１４が中に取り付けられている。
【００３８】
エンジン１４は、前面に、その下流端で中間ケーシングの外側円筒形壁２０に接続されているファンケーシング１８内で回転駆動するファンホイールを有する。
【００３９】
ナセル１２が、その上流端から、中間ケーシングのファンケーシング１８および外壁２０を取り囲む半円筒形の整流板２２（時には空気入口スリーブと呼ばれる）および半円筒形の整流板２４と、その下流端に、中間ケーシングの外壁２０に固締され、任意選択的に逆推力装置を知られている方法で含む２つの半円筒形のシェル２８から構成される外側ジャケット２６（時には外側固定構造（ＯＦＳ）と呼ばれる）とを備える。外側ジャケット２６の半円筒形のシェルは、パイロン１６にヒンジ（図面に示さず）を介してヒンジ結合されており、これらは、互いにパイロン１６から遠いそれらの端部で、ラッチ（図示せず）と協働するフックによってヒンジ結合され、これらは、推進システム１０のまわりに空気流の連続性をもたらすために、カバーパネル３０によって覆われる。
【００４０】
図３に概略的に示されているように、上流側から下流側まで、圧縮機と、燃焼室と、タービンとを備えるエンジン１４を通過する１次流３２と、エンジン１４の本体とナセルの外側ジャケット２６との間を流れ、タービンから排気される燃焼ガス３２によってもたらされる推力に加えて、主要な推力をもたらす２次流３４との間で、ファンによって吸引される空気流がファンから下流側で共有される。
【００４１】
中間ケーシングの下流側で、２次流３４のための流れ部が、ナセルの外側ジャケット２６によって外側に、時には内側固定構造（ＩＦＳ）として知られており、エンジンの本体を取り囲み、ステータ静翼３９によってその外壁２０に接続されている中間ケーシングの内側円筒形壁３８から、タービンからの出口に位置する排気ケーシング４０まで延びている回転体３６を形成するナセルの内部構造によって内側に画定され、排気ケーシング４０は、半径方向アーム４６によって互いに接続される２つの同軸の円筒形壁、それぞれ外壁４２および内壁４４を、従来の方法で含む。
【００４２】
ナセル１２の内部構造３６は、フェアリング板４８が固締されている剛性の骨組を有する。
【００４３】
以下により明らかに理解されるように、骨組が、エンジンの軸を含む垂直面で延びる２つのアーム５４および５６と、エンジンの軸を含む水平面で延びる２つの横方向のアーム５８および６０とを備える４つの長手方向アームによって相互接続されている２つの環状フレーム、それぞれ上流側フレーム５０および下流側フレーム５２を備える。
【００４４】
骨組に固締されているフェアリング板４８は、たとえば、長手方向アーム５４、５６、５８、および６０を１対ずつ相互接続し、保守作業中にエンジンの本体にアクセスするために着脱可能なハッチによって閉じるのに適している開口部６２を含むシリンダの一部の形としての４つのパネルを含む。一変形例では、フェアリング板４８は、たとえば、長手方向アーム５４および５６を相互接続する２つの半円筒形のパネルを含んでいてもよい。
【００４５】
前記アーム５４に接続される２つのパネル４８それぞれが、エンジンの頂部に沿って延びている長手方向アーム５４に固締されているその端部に、パイロンの周囲に２次流３４を案内するためにパイロン１６に向かって長手方向に延びる壁６４を含む。したがって、これらの２つの案内壁６４は、２次流３４がパイロン１６を通過した場合に２次流３４のヘッドロスを制限するのに役立つ仕切り（時には１２時の仕切りと呼ばれる）を形成する。
【００４６】
類似した方法で、前記アーム５６に接続される２つのパネル４８が、パイロン１６と直径方向に反対にある長手方向アーム５６に固締されるこれらの端部に、エンジン機器および付帯設備が通過可能である閉空間（時には６時の仕切りと呼ばれる）を形成する２次流を案内するための壁６６を含む。
【００４７】
上流側環状フレーム５０は、中間ケーシングの内壁３８にボルト固定することによって固締される。
【００４８】
図４に示すように、排気ケーシング４０は、エンジンの軸７０のまわりに一様に分配され、半径方向内側の端部が排気ケーシングの外壁４２にヒンジ結合され、これらの半径方向外側の端部が下流側環状フレーム５２にヒンジ結合されている力伝達連接部またはロッド６８によって、ナセルの内部構造３６の下流側環状フレーム５２に接続される。
【００４９】
ここに示した例では、６つの連接部６８があり、そのすべてが共通の水平面にあり、連接部は、これらの半径方向内側の端部と排気ケーシング４０との間にあるヒンジ点７２で１対ずつ共に接合されており、これらのヒンジ点７２は、たとえば並置された２つのフォーク７４を備えている。連接部６８の半径方向外側の端部は、下流側環状フレーム５２の内面で形成されるか固締され、各対の２つの連接部が、排気ケーシングの外壁４２に対して実質的に接線方向にヒンジ点７２で前記壁とともに延びるような方法で配置されるフォーク７６に取り付けられる。
【００５０】
連接部６８の端部は、連接部６８が、排気ケーシング４０を支持して心合わせをすると同時に、前記ケーシングとナセルの内部構造３６の骨組との間の軸方向および半径方向の膨張差に対応するのに役立つように、ボール継手によってフォーク７４および７６に取り付けられる。
【００５１】
ナセルの内部構造３６のフェアリング板４８が除去された後の推進システム１０を示す図５においてより明らかに理解されるように、パイロン１６は、エンジンの中間ケーシングまで延び、前記中間ケーシングの外壁２０の上部にヒンジ結合されている懸架手段８０を支える上流部７８と、ナセルの内部構造３６の下流側環状フレーム５２にヒンジ結合されている懸架手段８４に接続される下流部８２とを有する。
【００５２】
上流側の懸架装置手段８０は、図６にさらに詳細に示されており、これらは、中間ケーシングの外壁２０の頂部に対して横断方向に接線方向に延びるパイロン１６の上流部７８に固締される接続部材８６を含み、この部材８６は、中間ケーシングの壁２０に接続されている３つの連接部９０、９２および９４に固締するために、フォークまたは類似したタイプの固締手段８８を含んでいる。各連接部９０、９２および９４は、その一端が接続部材８６の固締手段８８の１つにボール継手を介して取り付けられ、その他端も同様にボール継手を介して、中間ケーシングの壁２０の外面で形成されるか固締されるフォーク９６に取り付けられている。接続部材８６の端部にヒンジ結合されている２つの連接部９０および９２は、実質的に半径方向に延びると同時に、接続部材８６の中間部にヒンジ結合されている第３の連接部９４は、中間ケーシングの壁２０に対して実質的に接線方向に延びているので、上流側の懸架装置手段８０は、横方向および縦方向の力、さらにはエンジンによって及ぼされる捻りトルクを吸収するのに適切である。
【００５３】
図７に示すように、ナセルの内壁３６の下流側環状フレーム５２は、２つの半径方向の環状壁、それぞれ上流壁９８および下流壁１００を有し、そのチャネルのフランジを形成し、軸方向に延びてチャネルのウェブを形成する環状壁１０２によって、これらの半径方向内側の端部で共に接続されるチャネル形断面リングを含む。半径方向の環状壁９８および１００のそれぞれは、それぞれ９９または１０１で示され、軸方向外側に環状チャネルから延びる環状リムを有する。
【００５４】
下流側の懸架装置手段８４は、長い分岐１０６の一端が下流側環状フレーム５２のチャネルにヒンジ結合されており、短い分岐１０８の一端が別の連接部１１０の一端にヒンジ結合されて、その他端が下流側環状フレーム５２のチャネルにヒンジ結合されている、Ｌ字形の３点の連接部１０４を含み、３点の連接部１０４の頂部は、パイロン１６の下流部８２の半径方向の固締タブ１１２にヒンジ結合されている。
【００５５】
下流側の懸架装置手段８４はまた、環状フレーム５２の下流側の半径方向壁１００のリム１０１の上部で形成されるか固締され、前記端部から下流側に延びるフォーク１１６に、その一端でヒンジ結合され、連接ロッドの他端はパイロン１６に固締されるフォーク１１８にヒンジ結合されている、推力を吸収する接続ロッド１１４を含む。
【００５６】
先行技術では、排気ケーシングがパイロンに直接接続され、推力を吸収する接続ロッドが、中間ケーシングのハブにパイロンを接続し、それによって、エンジンの性能上の負の効果を有するこれらのケーシングの局所的な締め付けを引き起こす。
【００５７】
本発明によると、排気ケーシング４０は、ナセルの内壁３６の下流側環状フレーム５２で、エンジンの軸の周囲に分配されている連接部６８によって支持され、パイロンに接続されるのは下流側フレーム５２である。
【００５８】
下流側フレーム５２は、ニッケルを主成分とする超合金などの剛性材料から作られており、それによって、排気ケーシング４０の周縁に力を拡散することができるようになり、したがって、そのあらゆる局所的な締め付けを回避する。
【００５９】
下流側の懸架装置手段８４は、特にコンパクトであるという利点を示している。なぜなら、これらは特に下流側フレーム５２のチャネルに部分的に延びているからであり、したがって、１２時の仕切りの寸法を減少させることができ、したがって２次流３４の流れ空間を増大させる。
【００６０】
下流側フレーム５２にパイロン１６を接続する推力を吸収する接続ロッド１１４の配置によって、接続ロッド１１４がナセルの内部構造３６を通過するのを回避することが可能になる。
【００６１】
ボール継手のために、下流側の懸架手段８４の構成は、下流側の懸架装置を介するあらゆる過剰な応力のリスクを制限するのに役立つ可撓性を示す。
【００６２】
一変形例では、可撓性に関して匹敵する利点を達成するために、下流側の懸架手段がエラストマ要素を含んでいてもよい。
【００６３】
本発明によると、ナセルの内部構造３６は、構造上の機能を実行し、ケーシングが歪曲し、エンジン内で回転要素の心がずれる現象を制限するのに役立つ。
【００６４】
この目的のために、下流側フレーム５２に加えて、ナセルの内部構造３６の長手方向アーム５４、５６、５８および６０も同様に、ニッケルを主成分とする超合金などの剛性材料から作られる。
【００６５】
中間ケーシングの内壁３８にボルト固定されるので、上流側フレーム５０は、チタンなど軽量の材料から作られてもよい。
【００６６】
ナセルの内壁３６のパネル４８もまた、２次流３４のための流れ部に仕切りを形成するこれらの長手方向壁６４および６６のように、チタンから作られる。
【００６７】
パイロン１６のまわりに２次流を案内する１２時の仕切りの壁６４は、それ自体、可撓性の接続手段によってパイロンに接続され、これらは構造上の役割をする。
【００６８】
パネル４８のハッチ６２と、長手方向パネル６４および６６のハッチとは、複合材料から作られてもよく、重量の節減を達成し、エンジンの保守を行うときにこれらの設置、除去がより簡単になる。
【００６９】
一変形例では、上流側フレーム５０、横方向の長手方向アーム５８および６０、ナセルの内部構造３６のパネル４８、ならびに２次流を案内するこれらの長手方向壁６４および６６が、重量をより多く節減するために複合材料から作られてもよい。
【００７０】
それにもかかわらず、ナセルの内部構造３６の構造上特性を保存し、火災または熱風ダクトの爆発などの事象の場合にエンジン自体を含まない力の経路をもたらすために、それぞれ１２時および６時にある下流側フレーム５２と長手方向アーム５４および５６が、上述のようにニッケルを主成分とする超合金など、高温に対して大きな耐性を備える材料から作られ続けることが好ましい。
【００７１】
ついで、剛性の金属部と複合材料でできている部分との間の接合部が、材料の膨張差に対応する可撓性の接続部を介して設けられる。
【００７２】
保守作業中、ナセルの内部構造３６にアクセスするために、ナセルの外側ジャケット２６の２つの半円筒形のシェルが、パイロン１６にこれらを接続するこれらのヒンジを中心として旋回する。ついで、開口部６２を閉止するハッチが除去されて、エンジンの本体にアクセスしてもよい。
【００７３】
必要な場合、外側ジャケットがパイロンに取り付けられたまま、エンジンがパイロン１６から、かつナセルの外側ジャケット２６から分離されてもよい。
【００７４】
概して、本発明の推進システムは、ケーシングの歪曲現象を制限することによって、これらの現象の影響をエンジンの燃料消費量の少なくとも５０％まで低減させることができる。
【００７５】
１２時の仕切りの寸法を減らすことによって、２次流部が妨害される範囲を減少させるのに役立ち、したがって、エンジン性能を増大させ、かつ／または、ナセルの全直径を制限するのに役立つ。
【００７６】
本発明は、これらのケーシングに与えられる締め付け現象を著しく減少させることによって、エンジンのケーシングの摩耗を遅らせることもまた可能となり、それによって、推進システムの保守コストが低減することになる。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、少なくとも圧縮機、燃焼室、タービン、および、圧縮機の上流側に取り付けられ、タービンによって回転駆動されるファンを有するバイパスターボジェットエンジンを備え、エンジンは、ファンの下流側で、圧縮機、燃焼室、およびタービンのケーシングまわりの２次空気流のための環状流部を画定するナセルによって取り囲まれており、２次流は推力の主要部分を供給する、航空機の推進システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
推進システムは、推進システムがそのさまざまな操作段階中にエンジンにより発生する力を前記構造要素に伝達することのできる手段によって、航空機の翼など航空機の構造要素に取り付けられる。
【０００３】
現代の民間機のターボジェットエンジンは、特に騒音害を低減させ、このようなエンジンの燃料消費量を減少させるために、大きなバイパス比、すなわち５を超え、９または１０でもあってもよい２次流量を１次流量で割った比によって特徴づけられる。これによって、ファンとタービンとの間のターボジェットエンジンの横寸法が減少することになり（「くびれたウエスト」効果）、本体の曲げ強さが減少する。
【０００４】
ターボジェットの本体の曲げ変形自体によって、ロータのまわりでケーシングが変形することになり、ケーシングが卵形となって、それによって、ある位置でケーシングとロータとの間の隙間が減少し、他の位置で隙間が増大する（「ケーシング歪み」効果）。
【０００５】
特に、ブレードの先端部により大きな隙間を設けることが必要となるので、この効果によってターボジェットの性能が減少する。
【０００６】
推進システムを取り付ける手段は、概して、パイロンまたはストラットと一般に呼ばれる強力で大きな塊状の部分と、エンジンをパイロンに接続する懸架手段とを備える。このような懸架手段は従来、まずエンジンの１つ以上のケーシング、たとえば中間ケーシングの上流側と、排気ケーシングの下流側とに、次に、２次流部に延び、２次流を案内するために全体として壁で取り囲まれているパイロンの底部に固締され、したがって、時には「１２時の仕切り」と呼ばれているものを形成する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
それらの知られている固締手段は、いくつかの欠点を示す。
【０００８】
ケーシングに固締される懸架手段を介して推進システムを航空機のパイロンに取り付けることによって、ケーシングを締め付けることとなり、歪み効果が高まり、エンジンのさまざまな回転要素の心がずれて、それによって、効率損失となり、燃料消費量が増加する。
【０００９】
さらに、下流側の懸架装置を介してエンジンの回転要素が回転することによって引き起こされる捻りトルクを吸収するには、大きな取付け手段を使用する必要があり、パイロンが２次流部に少なくとも部分的に貫入する場合には、極めて幅の広い１２時の仕切りが必要である。
【００１０】
したがって、所与のバイパス比のためにナセルの半径方向寸法を増加させる必要があり、それによって抗力が増大し、大きなバイパス比を有するターボジェットを組込むことが困難になる。
【００１１】
本発明の特定の目的は、先行技術の欠点を回避するのに役立ちながら、それらの問題への簡潔で、廉価で、効果的である解決案を提供することである。
【００１２】
本発明の特定の目的は、ナセルが、エンジンを強化しその機械的な歪みを制限する構造上の役割をし、航空機からエンジンを懸架する手段が、さらにエンジンと航空機との間に力を良好に伝達しつつ、エンジンの本体での締め付けとあらゆる集中した力の吸収とを制限し、パイロンのまわりの１２時の仕切りの寸法を制限するのに役立つ、航空機の推進システムを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
この目的のために、本発明は、２次流のための環状流空間を画定するナセルで取り囲まれるバイパスターボジェットエンジンと、航空機の構造要素に固締するためのパイロンにエンジンを取り付ける手段とを備え、ナセルの下流側部分は、エンジンの本体のまわりにある２次流のための流れ部の内側を画定する回転体を形成する内部構造を備える航空機の推進システムを提供し、該システムは、ナセルの下流側部分の内部構造が、エンジンの中間ケーシングにボルト固定することによって固締される上流側環状フレームによって形成される剛性の骨組と、エンジンの排気ケーシングを支持する支持手段を含む下流側環状フレームと、これらのフレームを互いに接続している長手方向アームを備えることを特徴とし、内部構造の下流側環状フレームが、可撓性またはヒンジ結合された懸架手段によってパイロンに固締されることを特徴とする。
【００１４】
ナセルの下流側部分の内部構造の剛性な骨組によって、前記構造がエンジンとパイロンとの間に力を伝達するのに寄与し、それによって、エンジンにおけるケーシングの歪み現象を制限するように構造上の役割をする。
【００１５】
前記骨組の下流側環状フレームをパイロンに固締することは、前記パイロンへの排気ケーシングの従来の固締に代わるものであり、排気ケーシングでの締め付けを回避することができる。
【００１６】
したがって、本発明は、特に、ブレードの先端部での隙間を減少させ、かつ一般的な観点から推進システムの性能を向上させるのに役立つ。
【００１７】
本発明の別の特徴によると、排気ケーシング支持手段は、エンジンの軸まわりに一様に分配される連接部を含み、これらの半径方向内端部がボール継手を介して剛性の排気ケーシングの円筒形壁にヒンジ結合されており、これらの半径方向外端部が、ボール継手を介してナセルの内部構造の下流側環状フレームにヒンジ結合されており、連接部は、好ましくは排気ケーシングに対して実質的に接線方向に、エンジンの軸に対して直角な面に延びている。
【００１８】
これらの連接部によって、力が排気ケーシングとパイロンとの間に伝達されることができる。この力の伝達は、エンジンの軸まわりに分配され、それによって、ケーシングで局所的に締め付けるリスクを制限しつつ、下流側環状フレームの構造特性をもうまく利用する。
【００１９】
本発明の好ましい実施形態において：
下流側環状フレームを懸架する懸架手段が、ボール継手を介してヒンジ結合され、下流側フレームの上部にパイロンを接続する連接部と、推力を吸収する接続ロッドとを備え、
下流側環状フレームは、半径方向外側に開口し、懸架連接部のヒンジ手段を含む環状チャンネルを形成するチャネル形断面リングを備え、
懸架連接部は、長い分岐部の一端がボール継手を介して下流側環状フレームにヒンジ結合されており、短い分岐部の一端が別の連接部の一端にヒンジ結合されて、その他端がボール継手によって下流側環状フレームにヒンジ結合されている、Ｌ字形の３点連接部を含む。
【００２０】
下流側フレームをパイロンに懸架する連接部は、弾力的な懸架をもたらし、過剰な応力のリスクを制限し、さらに、簡潔であるという利点を示す。なぜなら、特に、これらが下流側フレームのチャネル内に部分的に延びてもよいからである。
【００２１】
推力を吸収する接続ロッドは、下流側フレームの上部から下流側に軸方向に好ましくは向けられている。
【００２２】
この構成によって、ナセルの内部構造を通過する推力を吸収する接続ロッドを用いらなくてもよくなる。
【００２３】
本発明の別の特徴によると、パイロンは、エンジンの中間ケーシングまで延び、中間ケーシングの上部にヒンジ結合されている３つの連接部によって接続される上流部を有し、連接部のうちの２つは実質的に半径方向に延びるとともに、第３の連接部は中間ケーシングに対して実質的に接線方向に延びる。
【００２４】
これらの連接部は、エンジンの回転要素の回転によって誘導される横方向および縦方向の力、さらには捻りトルクを吸収するのに役立つので、下流側の懸架手段はもはや捻りトルクを吸収する必要がない。
【００２５】
このことによって、下流側の懸架手段の外周範囲とパイロンまわりの１２時の仕切りの寸法とを著しく減少させることが可能となり、したがって、所与の全寸に対するエンジンのバイパス比を増大させるか、または一定のバイパス比に対するその全寸を減少させることが可能となる。
【００２６】
本発明の好ましい実施形態において、ナセルの内部構造の上流側および下流側の環状フレームは、エンジンの軸を含む垂直面に延びる２つ長手方向アームと、エンジンの軸を含む水平面に延びる２つの横方向の長手方向アームとによって互いに接続される。
【００２７】
本発明の別の特徴によると、フェアリング板が、ナセルの内部構造の骨組に固定され、パイロンのまわりで２次流を案内するための実質的に長手方向の剛性な壁を含む。これらの壁は、パイロンおよび、好ましくはエンジンの付帯設備（ｓｅｒｖｉｃｅｓ）にアクセスするハッチにこれらを接続する可撓性手段を含む。
【００２８】
これらはパイロンに接続されているので、これらの長手方向壁は、ナセルの内部構造とパイロンとの間の力を伝達することに寄与する。
【００２９】
フェアリング板は、エンジンのための付帯設備まわりに２次流を案内するために、パイロンから直径方向に反対にある２次流のための流れ空間の一部に延びている、実質的に長手方向の壁を含んでいてもよい。
【００３０】
フェアリング板は、有利には、エンジンの保守作業を容易にするために着脱可能なアクセスハッチを含む。
【００３１】
下流側環状フレームおよび少なくともナセルの内部構造の長手方向アームのいくつかは、これらに良好な剛性と機械的強度、さらには高温に耐える良好な能力を与えるべく、ニッケルを含む合金から作られる。
【００３２】
上流側環状フレームおよびナセルの内部構造のフェアリング板は、好ましくはチタンから作られる。
【００３３】
チタンを選択することによって、ナセルの内部構造のこれらの要素の重量を減少させることが可能となる。なぜなら、これらは剛性および強度に関して同じ性能を示す必要がないからである。
【００３４】
一変形例では、内部構造の重量をさらに減少させるために、フェアリング板のアクセスハッチ、上流側環状フレーム、長手方向アーム、およびフェアリング板から選択される少なくともいくつかの要素が、複合材料でできている。
【００３５】
非限定的な例としての以下の記載を読み、添付の図面を参照すると、本発明をより十分に理解することができ、他のその詳細、利点、および特徴がより明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１】本発明の推進システムの上流側から見た概略斜視図である。
【図２】本発明の推進システムの上流側から見た部分概略斜視図であり、ナセルの下流側の外側ジャケットの２つの半円筒形のシェルが開位置で示されており、ナセルの内壁の整流板が除去されており、ナセルの上流側の整流板が部分的に切断されて示されている。
【図３】図１の推進システムを示している下流側から見た部分概略斜視図であり、そのナセルの内壁の整流板を含み、ナセルの外壁が切断されている。
【図４】ナセルの内壁の下流側の環状構造の平面における断面による、図１の推進システムの部分概略図である。
【図５】図１の推進システムの側面の部分概略斜視図であり、ナセルの内壁の整流板がそこから除去され、前記ナセルの外壁が切断されている。
【図６】エンジンをパイロンに懸架する上流側の懸架手段を示している、図１の推進システムの断面での部分概略図である。
【図７】エンジンをパイロンに懸架する下流側の懸架手段を示している、図１の推進システムの下流側から見た部分概略斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００３７】
図１および図２に概略的に示されている航空機の推進システム１０は、全体として円筒形のナセル１２を備え、航空機の翼の下にこれを固締するためのパイロン１６から懸架されているバイパスターボジェットエンジン１４が中に取り付けられている。
【００３８】
エンジン１４は、前面に、その下流端で中間ケーシングの外側円筒形壁２０に接続されているファンケーシング１８内で回転駆動するファンホイールを有する。
【００３９】
ナセル１２が、その上流端から、中間ケーシングのファンケーシング１８および外壁２０を取り囲む半円筒形の整流板２２（時には空気入口スリーブと呼ばれる）および半円筒形の整流板２４と、その下流端に、中間ケーシングの外壁２０に固締され、任意選択的に逆推力装置を知られている方法で含む２つの半円筒形のシェル２８から構成される外側ジャケット２６（時には外側固定構造（ＯＦＳ）と呼ばれる）とを備える。外側ジャケット２６の半円筒形のシェルは、パイロン１６にヒンジ（図面に示さず）を介してヒンジ結合されており、これらは、互いにパイロン１６から遠いそれらの端部で、ラッチ（図示せず）と協働するフックによってヒンジ結合され、これらは、推進システム１０のまわりに空気流の連続性をもたらすために、カバーパネル３０によって覆われる。
【００４０】
図３に概略的に示されているように、上流側から下流側まで、圧縮機と、燃焼室と、タービンとを備えるエンジン１４を通過する１次流３２と、エンジン１４の本体とナセルの外側ジャケット２６との間を流れ、タービンから排気される燃焼ガス３２によってもたらされる推力に加えて、主要な推力をもたらす２次流３４との間で、ファンによって吸引される空気流がファンから下流側で共有される。
【００４１】
中間ケーシングの下流側で、２次流３４のための流れ部が、ナセルの外側ジャケット２６によって外側に、時には内側固定構造（ＩＦＳ）として知られており、エンジンの本体を取り囲み、ステータ静翼３９によってその外壁２０に接続されている中間ケーシングの内側円筒形壁３８から、タービンからの出口に位置する排気ケーシング４０まで延びている回転体３６を形成するナセルの内部構造によって内側に画定され、排気ケーシング４０は、半径方向アーム４６によって互いに接続される２つの同軸の円筒形壁、それぞれ外壁４２および内壁４４を、従来の方法で含む。
【００４２】
ナセル１２の内部構造３６は、フェアリング板４８が固締されている剛性の骨組を有する。
【００４３】
以下により明らかに理解されるように、骨組が、エンジンの軸を含む垂直面で延びる２つのアーム５４および５６と、エンジンの軸を含む水平面で延びる２つの横方向のアーム５８および６０とを備える４つの長手方向アームによって相互接続されている２つの環状フレーム、それぞれ上流側フレーム５０および下流側フレーム５２を備える。
【００４４】
骨組に固締されているフェアリング板４８は、たとえば、長手方向アーム５４、５６、５８、および６０を１対ずつ相互接続し、保守作業中にエンジンの本体にアクセスするために着脱可能なハッチによって閉じるのに適している開口部６２を含むシリンダの一部の形としての４つのパネルを含む。一変形例では、フェアリング板４８は、たとえば、長手方向アーム５４および５６を相互接続する２つの半円筒形のパネルを含んでいてもよい。
【００４５】
前記アーム５４に接続される２つのパネル４８それぞれが、エンジンの頂部に沿って延びている長手方向アーム５４に固締されているその端部に、パイロンの周囲に２次流３４を案内するためにパイロン１６に向かって長手方向に延びる壁６４を含む。したがって、これらの２つの案内壁６４は、２次流３４がパイロン１６を通過した場合に２次流３４のヘッドロスを制限するのに役立つ仕切り（時には１２時の仕切りと呼ばれる）を形成する。
【００４６】
類似した方法で、前記アーム５６に接続される２つのパネル４８が、パイロン１６と直径方向に反対にある長手方向アーム５６に固締されるこれらの端部に、エンジン機器および付帯設備が通過可能である閉空間（時には６時の仕切りと呼ばれる）を形成する２次流を案内するための壁６６を含む。
【００４７】
上流側環状フレーム５０は、中間ケーシングの内壁３８にボルト固定することによって固締される。
【００４８】
図４に示すように、排気ケーシング４０は、エンジンの軸７０のまわりに一様に分配され、半径方向内側の端部が排気ケーシングの外壁４２にヒンジ結合され、これらの半径方向外側の端部が下流側環状フレーム５２にヒンジ結合されている力伝達連接部またはロッド６８によって、ナセルの内部構造３６の下流側環状フレーム５２に接続される。
【００４９】
ここに示した例では、６つの連接部６８があり、そのすべてが共通の水平面にあり、連接部は、これらの半径方向内側の端部と排気ケーシング４０との間にあるヒンジ点７２で１対ずつ共に接合されており、これらのヒンジ点７２は、たとえば並置された２つのフォーク７４を備えている。連接部６８の半径方向外側の端部は、下流側環状フレーム５２の内面で形成されるか固締され、各対の２つの連接部が、排気ケーシングの外壁４２に対して実質的に接線方向にヒンジ点７２で前記壁とともに延びるような方法で配置されるフォーク７６に取り付けられる。
【００５０】
連接部６８の端部は、連接部６８が、排気ケーシング４０を支持して心合わせをすると同時に、前記ケーシングとナセルの内部構造３６の骨組との間の軸方向および半径方向の膨張差に対応するのに役立つように、ボール継手によってフォーク７４および７６に取り付けられる。
【００５１】
ナセルの内部構造３６のフェアリング板４８が除去された後の推進システム１０を示す図５においてより明らかに理解されるように、パイロン１６は、エンジンの中間ケーシングまで延び、前記中間ケーシングの外壁２０の上部にヒンジ結合されている懸架手段８０を支える上流部７８と、ナセルの内部構造３６の下流側環状フレーム５２にヒンジ結合されている懸架手段８４に接続される下流部８２とを有する。
【００５２】
上流側の懸架装置手段８０は、図６にさらに詳細に示されており、これらは、中間ケーシングの外壁２０の頂部に対して横断方向に接線方向に延びるパイロン１６の上流部７８に固締される接続部材８６を含み、この部材８６は、中間ケーシングの壁２０に接続されている３つの連接部９０、９２および９４に固締するために、フォークまたは類似したタイプの固締手段８８を含んでいる。各連接部９０、９２および９４は、その一端が接続部材８６の固締手段８８の１つにボール継手を介して取り付けられ、その他端も同様にボール継手を介して、中間ケーシングの壁２０の外面で形成されるか固締されるフォーク９６に取り付けられている。接続部材８６の端部にヒンジ結合されている２つの連接部９０および９２は、実質的に半径方向に延びると同時に、接続部材８６の中間部にヒンジ結合されている第３の連接部９４は、中間ケーシングの壁２０に対して実質的に接線方向に延びているので、上流側の懸架装置手段８０は、横方向および縦方向の力、さらにはエンジンによって及ぼされる捻りトルクを吸収するのに適切である。
【００５３】
図７に示すように、ナセルの内壁３６の下流側環状フレーム５２は、２つの半径方向の環状壁、それぞれ上流壁９８および下流壁１００を有し、そのチャネルのフランジを形成し、軸方向に延びてチャネルのウェブを形成する環状壁１０２によって、これらの半径方向内側の端部で共に接続されるチャネル形断面リングを含む。半径方向の環状壁９８および１００のそれぞれは、それぞれ９９または１０１で示され、軸方向外側に環状チャネルから延びる環状リムを有する。
【００５４】
下流側の懸架装置手段８４は、長い分岐１０６の一端が下流側環状フレーム５２のチャネルにヒンジ結合されており、短い分岐１０８の一端が別の連接部１１０の一端にヒンジ結合されて、その他端が下流側環状フレーム５２のチャネルにヒンジ結合されている、Ｌ字形の３点の連接部１０４を含み、３点の連接部１０４の頂部は、パイロン１６の下流部８２の半径方向の固締タブ１１２にヒンジ結合されている。
【００５５】
下流側の懸架装置手段８４はまた、環状フレーム５２の下流側の半径方向壁１００のリム１０１の上部で形成されるか固締され、前記端部から下流側に延びるフォーク１１６に、その一端でヒンジ結合され、連接ロッドの他端はパイロン１６に固締されるフォーク１１８にヒンジ結合されている、推力を吸収する接続ロッド１１４を含む。
【００５６】
先行技術では、排気ケーシングがパイロンに直接接続され、推力を吸収する接続ロッドが、中間ケーシングのハブにパイロンを接続し、それによって、エンジンの性能上の負の効果を有するこれらのケーシングの局所的な締め付けを引き起こす。
【００５７】
本発明によると、排気ケーシング４０は、ナセルの内壁３６の下流側環状フレーム５２で、エンジンの軸の周囲に分配されている連接部６８によって支持され、パイロンに接続されるのは下流側フレーム５２である。
【００５８】
下流側フレーム５２は、ニッケルを主成分とする超合金などの剛性材料から作られており、それによって、排気ケーシング４０の周縁に力を拡散することができるようになり、したがって、そのあらゆる局所的な締め付けを回避する。
【００５９】
下流側の懸架装置手段８４は、特にコンパクトであるという利点を示している。なぜなら、これらは特に下流側フレーム５２のチャネルに部分的に延びているからであり、したがって、１２時の仕切りの寸法を減少させることができ、したがって２次流３４の流れ空間を増大させる。
【００６０】
下流側フレーム５２にパイロン１６を接続する推力を吸収する接続ロッド１１４の配置によって、接続ロッド１１４がナセルの内部構造３６を通過するのを回避することが可能になる。
【００６１】
ボール継手のために、下流側の懸架手段８４の構成は、下流側の懸架装置を介するあらゆる過剰な応力のリスクを制限するのに役立つ可撓性を示す。
【００６２】
一変形例では、可撓性に関して匹敵する利点を達成するために、下流側の懸架手段がエラストマ要素を含んでいてもよい。
【００６３】
本発明によると、ナセルの内部構造３６は、構造上の機能を実行し、ケーシングが歪曲し、エンジン内で回転要素の心がずれる現象を制限するのに役立つ。
【００６４】
この目的のために、下流側フレーム５２に加えて、ナセルの内部構造３６の長手方向アーム５４、５６、５８および６０も同様に、ニッケルを主成分とする超合金などの剛性材料から作られる。
【００６５】
中間ケーシングの内壁３８にボルト固定されるので、上流側フレーム５０は、チタンなど軽量の材料から作られてもよい。
【００６６】
ナセルの内壁３６のパネル４８もまた、２次流３４のための流れ部に仕切りを形成するこれらの長手方向壁６４および６６のように、チタンから作られる。
【００６７】
パイロン１６のまわりに２次流を案内する１２時の仕切りの壁６４は、それ自体、可撓性の接続手段によってパイロンに接続され、これらは構造上の役割をする。
【００６８】
パネル４８のハッチ６２と、長手方向パネル６４および６６のハッチとは、複合材料から作られてもよく、重量の節減を達成し、エンジンの保守を行うときにこれらの設置、除去がより簡単になる。
【００６９】
一変形例では、上流側フレーム５０、横方向の長手方向アーム５８および６０、ナセルの内部構造３６のパネル４８、ならびに２次流を案内するこれらの長手方向壁６４および６６が、重量をより多く節減するために複合材料から作られてもよい。
【００７０】
それにもかかわらず、ナセルの内部構造３６の構造上特性を保存し、火災または熱風ダクトの爆発などの事象の場合にエンジン自体を含まない力の経路をもたらすために、それぞれ１２時および６時にある下流側フレーム５２と長手方向アーム５４および５６が、上述のようにニッケルを主成分とする超合金など、高温に対して大きな耐性を備える材料から作られ続けることが好ましい。
【００７１】
ついで、剛性の金属部と複合材料でできている部分との間の接合部が、材料の膨張差に対応する可撓性の接続部を介して設けられる。
【００７２】
保守作業中、ナセルの内部構造３６にアクセスするために、ナセルの外側ジャケット２６の２つの半円筒形のシェルが、パイロン１６にこれらを接続するこれらのヒンジを中心として旋回する。ついで、開口部６２を閉止するハッチが除去されて、エンジンの本体にアクセスしてもよい。
【００７３】
必要な場合、外側ジャケットがパイロンに取り付けられたまま、エンジンがパイロン１６から、かつナセルの外側ジャケット２６から分離されてもよい。
【００７４】
概して、本発明の推進システムは、ケーシングの歪曲現象を制限することによって、これらの現象の影響をエンジンの燃料消費量の少なくとも５０％まで低減させることができる。
【００７５】
１２時の仕切りの寸法を減らすことによって、２次流部が妨害される範囲を減少させるのに役立ち、したがって、エンジン性能を増大させ、かつ／または、ナセルの全直径を制限するのに役立つ。
【００７６】
本発明は、これらのケーシングに与えられる締め付け現象を著しく減少させることによって、エンジンのケーシングの摩耗を遅らせることもまた可能となり、それによって、推進システムの保守コストが低減することになる。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
２次流（３４）のための環状流空間を画定するナセル（１２）で取り囲まれるバイパスターボジェットエンジンと、航空機の構造要素に固締するためのパイロン（１６）にエンジンを取り付ける手段（８０、８４）とを備え、ナセル（１２）の下流側部分が、エンジンの本体のまわりにある２次流（３４）のための流れ部の内側を画定する回転体を形成する内部構造（３６）を備える、航空機の推進システム（１０）であって、システムは、ナセルの下流側部分の内部構造（３６）が、エンジンの中間ケーシング（３８）にボルト固定することによって固締される上流側環状フレーム（５０）によって形成される剛性の骨組と、エンジンの排気ケーシング（４０）を支持する支持手段（６８、７６）を含む下流側環状フレーム（５２）と、これらのフレーム（５０、５２）を互いに接続している長手方向フレーム（５４、５６、５８、６０）とを備えることを特徴とし、内部構造（３６）の下流側環状フレーム（５２）が、可撓性またはヒンジ結合された懸架手段（８４）によってパイロン（１６）に固締されることを特徴とする、航空機の推進システム（１０）。
【請求項２】
排気ケーシング支持手段が、エンジンの軸まわりに一様に分配される連接部（６８）を含み、これらの半径方向内端部がボール継手を介して排気ケーシング（４０）の剛性の円筒形壁（４２）にヒンジ結合されており、これらの半径方向外端部が、ボール継手を介してナセルの内部構造（３６）の下流側環状フレーム（５２）にヒンジ結合されてい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】
連接部（６８）が、排気ケーシング（４０）に対して実質的に接線方向に、エンジンの軸に対して直角な面に延びていることを特徴とする、請求項２に記載の推進システム。
【請求項４】
下流側環状フレーム（５２）を懸架する懸架手段（８４）が、ボール継手を介してヒンジ結合され、推力を吸収する接続ロッド（１１４）と共にパイロン（１６）を下流側フレーム（５２）の頂部に接続する連接部（１０４、１１０）を備えることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項５】
下流側環状フレーム（５２）が、半径方向外側に開口し、懸架連接部のヒンジ手段を含む環状チャンネルを形成するチャネル形断面リング（９８、９９、１００、１０１、１０２）を備え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６】
懸架連接部が、長い分岐部（１０６）の一端がボール継手を介して下流側環状フレーム（５２）にヒンジ結合されており、短い分岐部（１０８）の一端が別の連接部（１１０）の一端にヒンジ結合されて、その他端がボール継手を介して下流側環状フレーム（５２）にヒンジ結合されている、Ｌ字形の３点連接部（１０４）を備えることを特徴とする、請求項４または５に記載の推進システム。
【請求項７】
推力を吸収する接続ロッド（１１４）が、下流側フレーム（５２）の上部から下流側に軸方向に向けられていることを特徴とする、請求項４から６のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項８】
パイロン（１６）が、エンジンの中間ケーシング（２０、３８、３９）まで延び、中間ケーシング（２０）の上部にヒンジ結合されている３つの連接部（９０、９２、９４）によって接続される上流部（７８）を有し、連接部のうちの２つ（９０、９２）が実質的に半径方向に延びるとともに、第３の連接部（９４）が中間ケーシング（２０）に対して実質的に接線方向に延びることを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項９】
ナセルの内部構造（３６）の上流側および下流側の環状フレーム（５０、５２）が、エンジンの軸を含む垂直面に延びる２つ長手方向アーム（５４、５６）と、エンジンの軸を含む水平面に延びる２つの横方向の長手方向アーム（５８、６０）とによって互いに接続されていることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項１０】
フェアリング板（４８）が、ナセルの内部構造（３６）の骨組に固定され、パイロンのまわりに２次流れ（３４）を案内するための実質的に長手方向の剛性な壁（６４）を含み、これらの壁（６４）が、パイロン（１６）にこれらを接続する可撓性手段を含むことを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項１１】
フェアリング板（４８）が、エンジンのための付帯設備まわりに２次流を案内するために、パイロン（１６）から直径方向に反対にある２次流（３４）のための流れ空間の一部に延びている実質的に長手方向の壁（６６）を含むことを特徴とする、請求項１０に記載の推進システム。
【請求項１２】
下流側環状フレーム（５２）と、ナセルの内部構造（３６）の長手方向アーム（５４、５６、５８、６０）のうちの少なくともいくつかとが、ニッケルを含む合金から作られることを特徴とする、請求項１から１１のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項１３】
上流側環状フレーム（５０）およびナセルの内部構造（３６）のフェアリング板（４８）が、チタンから作られることを特徴とする、請求項１から１２のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項１４】
フェアリング板（４８）のアクセスハッチ、上流側環状フレーム（５０）、長手方向アーム（５８、６０）、およびフェアリング板（４８）から選択される少なくともいくつかの要素が、複合材料から作られることを特徴とする、請求項１から１３のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項１】
２次流（３４）のための環状流空間を画定するナセル（１２）で取り囲まれるバイパスターボジェットエンジンと、航空機の構造要素に固締するためのパイロン（１６）にエンジンを取り付ける手段（８０、８４）とを備え、ナセル（１２）の下流側部分が、エンジンの本体のまわりにある２次流（３４）のための流れ部の内側を画定する回転体を形成する内部構造（３６）を備える、航空機の推進システム（１０）であって、システムは、ナセルの下流側部分の内部構造（３６）が、エンジンの中間ケーシング（３８）にボルト固定することによって固締される上流側環状フレーム（５０）によって形成される剛性の骨組と、エンジンの排気ケーシング（４０）を支持する支持手段（６８、７６）を含む下流側環状フレーム（５２）と、これらのフレーム（５０、５２）を互いに接続している長手方向フレーム（５４、５６、５８、６０）とを備えることを特徴とし、内部構造（３６）の下流側環状フレーム（５２）が、可撓性またはヒンジ結合された懸架手段（８４）によってパイロン（１６）に固締されることを特徴とする、航空機の推進システム（１０）。
【請求項２】
排気ケーシング支持手段が、エンジンの軸まわりに一様に分配される連接部（６８）を含み、これらの半径方向内端部がボール継手を介して排気ケーシング（４０）の剛性の円筒形壁（４２）にヒンジ結合されており、これらの半径方向外端部が、ボール継手を介してナセルの内部構造（３６）の下流側環状フレーム（５２）にヒンジ結合されてい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】
連接部（６８）が、排気ケーシング（４０）に対して実質的に接線方向に、エンジンの軸に対して直角な面に延びていることを特徴とする、請求項２に記載の推進システム。
【請求項４】
下流側環状フレーム（５２）を懸架する懸架手段（８４）が、ボール継手を介してヒンジ結合され、推力を吸収する接続ロッド（１１４）と共にパイロン（１６）を下流側フレーム（５２）の頂部に接続する連接部（１０４、１１０）を備えることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項５】
下流側環状フレーム（５２）が、半径方向外側に開口し、懸架連接部のヒンジ手段を含む環状チャンネルを形成するチャネル形断面リング（９８、９９、１００、１０１、１０２）を備え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６】
懸架連接部が、長い分岐部（１０６）の一端がボール継手を介して下流側環状フレーム（５２）にヒンジ結合されており、短い分岐部（１０８）の一端が別の連接部（１１０）の一端にヒンジ結合されて、その他端がボール継手を介して下流側環状フレーム（５２）にヒンジ結合されている、Ｌ字形の３点連接部（１０４）を備えることを特徴とする、請求項４または５に記載の推進システム。
【請求項７】
推力を吸収する接続ロッド（１１４）が、下流側フレーム（５２）の上部から下流側に軸方向に向けられていることを特徴とする、請求項４から６のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項８】
パイロン（１６）が、エンジンの中間ケーシング（２０、３８、３９）まで延び、中間ケーシング（２０）の上部にヒンジ結合されている３つの連接部（９０、９２、９４）によって接続される上流部（７８）を有し、連接部のうちの２つ（９０、９２）が実質的に半径方向に延びるとともに、第３の連接部（９４）が中間ケーシング（２０）に対して実質的に接線方向に延びることを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項９】
ナセルの内部構造（３６）の上流側および下流側の環状フレーム（５０、５２）が、エンジンの軸を含む垂直面に延びる２つ長手方向アーム（５４、５６）と、エンジンの軸を含む水平面に延びる２つの横方向の長手方向アーム（５８、６０）とによって互いに接続されていることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項１０】
フェアリング板（４８）が、ナセルの内部構造（３６）の骨組に固定され、パイロンのまわりに２次流れ（３４）を案内するための実質的に長手方向の剛性な壁（６４）を含み、これらの壁（６４）が、パイロン（１６）にこれらを接続する可撓性手段を含むことを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項１１】
フェアリング板（４８）が、エンジンのための付帯設備まわりに２次流を案内するために、パイロン（１６）から直径方向に反対にある２次流（３４）のための流れ空間の一部に延びている実質的に長手方向の壁（６６）を含むことを特徴とする、請求項１０に記載の推進システム。
【請求項１２】
下流側環状フレーム（５２）と、ナセルの内部構造（３６）の長手方向アーム（５４、５６、５８、６０）のうちの少なくともいくつかとが、ニッケルを含む合金から作られることを特徴とする、請求項１から１１のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項１３】
上流側環状フレーム（５０）およびナセルの内部構造（３６）のフェアリング板（４８）が、チタンから作られることを特徴とする、請求項１から１２のいずれか一項に記載の推進システム。
【請求項１４】
フェアリング板（４８）のアクセスハッチ、上流側環状フレーム（５０）、長手方向アーム（５８、６０）、およびフェアリング板（４８）から選択される少なくともいくつかの要素が、複合材料から作られることを特徴とする、請求項１から１３のいずれか一項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２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【公表番号】特表２０１１−５２５９５５（Ｐ２０１１−５２５９５５Ａ）
【公表日】平成２３年９月２９日（２０１１．９．２９）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−５１５５２０（Ｐ２０１１−５１５５２０）
【出願日】平成２１年６月１８日（２００９．６．１８）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＦＲ２００９／０００７３７
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／００７２２６
【国際公開日】平成２２年１月２１日（２０１０．１．２１）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
【公表日】平成２３年９月２９日（２０１１．９．２９）
【国際特許分類】
【出願日】平成２１年６月１８日（２００９．６．１８）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＦＲ２００９／０００７３７
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／００７２２６
【国際公開日】平成２２年１月２１日（２０１０．１．２１）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
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