航空機用エンジンアセンブリ
本発明は、ターボシャフトエンジン(2)と、エンジンストラットサスペンション(4)と、このエンジンストラットサスペンション(4)とターボシャフトエンジンとの間に介在させられた複数のエンジン取り付け具(6ａ,6ｂ,8)とを具備してなる航空機用エンジンアセンブリ(1)に関する。本発明は、複数の取り付け具がターボシャフトエンジンの垂直方向(Z)に相互オフセット状態で配置された二つの前部取り付け具(6a,6b)を具備し、第1の前部取り付け具(6a)はターボシャフトエンジン(2)の横方向(Y)に沿って作用する力のみを確実に受け持つよう構成されており、一方、第2の前部取り付け具(6b)は横方向(Y)および垂直方向(Z)に沿って作用する力のみを確実に受け持つよう構成さ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、概して言うと、ターボジェットのようなターボシャフトエンジンと、取り付けストラットと、当該取り付けストラットとターボジェットとの間に介在させられた複数のエンジンマウントとを具備してなるタイプの航空機用エンジンアセンブリに関する。
【背景技術】
【０００２】
公知の様式で、こうしたエンジンアセンブリの取り付けストラットが、当該アセンブリを備えた航空機のターボジェットと翼との間の連絡インターフェースを構成するために設けられている。これは、関連するエンジンによって生成される応力を、当該航空機の構造体に伝達することを可能とし、そしてさらにはエンジンと航空機との間で、燃料、電気システム、油圧および空気の配管を可能にする。
【０００３】
応力の伝達を確実なものとするために、上記ストラットは例えば「枠体(ボックス)」型の、すなわちクロスリブを介在させたことによって一つに結合された桁材および側面パネルのアセンブリから形成された剛構造体を具備してなる。
【０００４】
アセンブリシステムは、エンジンとストラットの剛構造体との間に介在させられるが、当該システムは、全体様式として複数のエンジンマウントを具備してなり、通常、これは、エンジンのファンケーシングと一体となった前部マウント(マウント群)および当該エンジンの噴射ケーシングと一体となった後部マウント(マウント群)とに分けられる。
【０００５】
さらに、このアセンブリシステムは、エンジンによって生成されるスラスト応力を受けるための機構を具備してなる。従来技術においては、こうした機構は、たとえば、一方ではエンジンのファンケーシングの後部に対して、そして他方ではストラットの剛構造体に組み付けられたマウント、たとえば後部マウントに対して結合された、二つの横方向連結ロッドの形態をとる。
【０００６】
参考までに、取り付けストラットは航空機の上記ストラットと翼との間に介在させられた第２のアセンブリシステムと関連付けられ、この第２のシステムは通常二つまたは三つのマウントからなることを強調する。
【０００７】
最後に、ストラットは、システムの隔離および支持を確実なものとすると同時に空力フェアリングを支持する補助構造体を備える。
【０００８】
従来の一般的形態では、ジェットエンジンと剛構造体との間に介在させられたアセンブリシステムは概して、ジェットエンジンの前後方向に沿って作用するモーメントを、当該ジェットエンジンの横方向に離間すると共にそれぞれ上記ジェットエンジンの垂直方向に沿って作用する応力を確実に受け持つことができるよう形成された二つの後部マウントあるいはハーフマウントが受け持つよう構成される。
【０００９】
そうした構造では、横方向における二つの後部マウント間の間隔は、ストラットの剛構造体の幅によって明らかに制限されるが、この幅は、特にバイパスエアの擾乱に関する自明の理由から一般に狭いものである。
【００１０】
その結果、後部マウントの狭い間隔によって、垂直方向に沿った応力(上記二つのマウントのそれぞれは前後方向に沿ったモーメントを確実に受け持つために、この応力を受ける必要がある)が必然的に非常に大きくなる。ゆえに、この観察に由来する主要な欠点は、上記後部マウントは当然のことながら複雑かつコストのかかる様式で設計される必要があるということである。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
したがって本発明の目的は、従来技術の実施形態に関する上記欠点を少なくとも部分的に克服する、航空機用のアセンブリを提供し、そしてさらにそうしたアセンブリを少なくとも一つ備えた航空機を提示することである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
この目的を達成するために本発明が対象とするのは、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)と、取り付けストラットと、この取り付けストラットとジェットエンジンとの間に介在させられた複数のエンジンマウントとを具備してなる航空機用エンジンアセンブリであり、複数のエンジンマウントは、ジェットエンジンの横方向に沿って作用する応力を確実に受けるよう、それぞれ構成された二つの前部マウントを具備してなり、二つの前部マウントは、ジェットエンジンの垂直方向に互いに食い違い配置されている。さらに第１の前部マウントは、ジェットエンジンの横方向に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう構成されており、これに対して第２の前部マウントは、横方向および垂直方向に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう構成されている。
【００１３】
言い換えれば、本発明によるエンジンアセンブリは、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の前後方向に沿って作用するモーメントをもはや後部マウントによって受けることはなく、高さ方向に互い違いに配置されかつ横方向に沿って作用する応力を確実に受け持つことができる前部マウントを介在させることによって受けるよう構成されている。
【００１４】
だが、前部マウントはジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)のファンケーシングまたは噴射ケーシングと無差別的に一体化可能であるので、たとえば、その一方をファンケーシングに取り付け、他方を噴射ケーシングに取り付けることによって、両者を垂直方向にかなりの程度互いに離間させることが明らかに可能である。
【００１５】
この大きな間隔は、エンジンマウントの構造をかなりの程度簡素化できるという利点を有する。これは、前後方向に沿ったモーメントに関連して、それが受け持たねばならない応力は、従来技術の一般的な解決策(ここでは上記モーメントは噴射ケーシングと一体化された二つの後部マウントによって確実に受けるようになっているが、これらは明らかに、そうした間隔まで互いに離間させることはできない)に見出されるものと比較して、当然ながら低減されるという事実に起因する。
【００１６】
二つの前部マウントはいずれも、本発明の範囲を逸脱することなく、異なる高さでファンケーシングに配置できることを強調しておく。
【００１７】
さらに、二つの前部マウントが、前後方向に沿って作用するモーメントを確実に受け持つために、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の垂直方向に互いに関して食い違い様式で配置される場合、これは、二つの前部マウントがまた前後方向(長さ方向)および／または横方向に互いに関して食い違い配置可能であるという事実を除外するものではないことを強調しておく。
【００１８】
好ましくは、二つの前部マウントは、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)のファンケーシングの環状周縁部と一体となった第１の前部マウントと、このジェットエンジンの噴射ケーシングと一体となった第２の前部マウントとから構成される。この好ましい構造では、効果的に、二つの前部マウント間の、垂直方向に沿った間隔を容易に得ることができるが、これは、従来技術に見出されかつ取り付けストラットの剛構造体の幅に制限される間隔と非常によく比較される。
【００１９】
上述したように、第１の前部マウントは、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の横方向に沿って作用する応力のみを確実に受け持つよう構成され、その一方で、第２の前部マウントは、横方向および垂直方向に沿って作用する応力のみを確実に受け持つよう構成される。この場合、複数のエンジンマウントはまた、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の前後方向に沿ってだけでなく、横方向および垂直方向に作用する応力を確実に受け持つよう構成された後部マウントを具備してなることができる。
【００２０】
好ましくは、複数のエンジンマウントのそれぞれは、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の前後方向および当該エンジンの垂直方向によって規定される平面と交差する。ゆえに、上記平面上にエンジンマウントの全てが集まっており、したがってマウントは横方向には互いに離間していないという事実によって、横方向に沿った取り付けストラットの幅を実質的に減少させることが可能となるのは明らかである。ゆえに、注目される幅の縮小によって、有利なことには、取り付けストラットによって生じる、ターボファン環状ダクトにおけるバイパスエアの擾乱を低減することが可能となる。
【００２１】
選択的に、取り付けストラットは、実質的にジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の前後方向に沿って延在する中央枠体(中央ボックス)と共に、この中央枠体と一体であってかつ実質的に垂直方向に沿って延在する前部枠体(前部ボックス)を具備してなる剛構造体からなる。
【００２２】
この場合、二つの前部マウントを一体様式で、一方が他方の上に位置するよう前部枠体上で組み立てることが可能である。
【００２３】
好ましくは、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の横方向に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう構成された第１の前部マウントは、垂直方向に沿って平行に配置された二つのボールジョイント軸を介在させたことによって、取り付けストラットと一体となった第１のブラケットに組み付けられた中間ブラケットを具備してなり、さらに第１の前部マウントは、ジェットエンジンの前後方向に沿って配置されかつ中間ブラケットと一体となったスラグを具備してなり、スラグは、ジェットエンジンと一体となった第２のブラケットに、前後方向に遊びが存在する状態で取り付けられている。
【００２４】
本発明のさらなる目的は、上述したようなエンジンアセンブリを少なくとも一つ具備してなる航空機である。
【００２５】
本発明のその他の利点ならびに特徴は、以下の詳細な非限定的説明によって、より明瞭なものとなるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２６】
以下、図面を参照して説明する。
【００２７】
図１を参照すると、本発明の好ましい実施形態による航空機用エンジンアセンブリ１が示されているが、このアセンブリ１は航空機(図示せず)の翼の下に取り付けられるものである。
【００２８】
全般的な様式に関して、エンジンアセンブリ１は、以下の説明ではターボジェット２であると見なされるジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)２と、取り付けストラット４と、このストラット４の下方でのジェットエンジン２の取り付け状態を確実なものとするための複数のエンジンマウント６ａ,６ｂ,８を具備してなる。参考までに、アセンブリ１はナセル(図示せず)内に収容されるようになっており、しかも取り付けストラット４は、航空機の翼の下での上記アセンブリ１の吊り下げ状態を確実なものとすることを可能とするその他一連のマウント(図示せず)を具備してなることを強調しておく。
【００２９】
以下の説明を通じて、慣習により、Ｘはジェットエンジン２の長さ方向軸線５と平行なジェットエンジン２の前後方向を、Ｙはジェットエンジン２の横方向(左右方向)を、そしてＺは垂直すなわち高さ方向を意味すると理解される(これら三つの方向は互いに直交している)。
【００３０】
さらに、「前」および「後」との用語は、ジェットエンジン２によって加えられるスラストの結果として航空機が前進する方向(この方向は矢印７によって概略的に示す)と関連付けて解釈すべきである。
【００３１】
図１では、ただ一つの取り付けストラット４の剛構造体１０が示されていることが分かるであろう。上記ストラット４を形成しているその他の図示していない要素、たとえばシステムの隔離および支持を確実なものとすると同時に空力フェアリングを支持する補助構造体は、従来のものと同一あるいは類似の一般的な要素であり、当業者には公知である。したがって、それについて詳しい説明は省略する。
【００３２】
同様に、アセンブリ１は、ジェットエンジン２によって生じるスラスト応力を受けるための機構(図示せず)を備えるが、これは既存のものと同一あるいは類似しており、したがってこれ以上は説明しない。
【００３３】
ジェットエンジン２は、前部には、ターボファンの環状ダクト１４を画定している、大きな寸法のファンケーシング１２を有し、しかも後部付近には、ジェットエンジンのコアを取り囲む、小さな寸法の噴射ケーシング１６を具備してなる。ケーシング１２および１６は、明らかに、一般的な従来公知の様式で互いに一体となっている。
【００３４】
図１から分かるであろうように、本発明の特徴は、複数のエンジンマウント６ａ,８ｂ,８が、横方向Ｙに沿って作用する応力を確実に受け持つようそれぞれ設計された二つの前部マウント６ａ,６ｂを具備してなるという事実と、この二つの前部マウント６ａ,６ｂが垂直方向Ｚに互いに関して食い違い状態で配置されているという事実とが組み合わされたことにある。
【００３５】
さらに正確に言うと、図１に概略的に示すように、一方で、第１の前部マウント６ａはストラット４の剛構造体１０の前部と一体となっており、他方で、ファンケーシング１２の環状周縁部１８と、好ましくはこの部分１８の後部において一体となっている。
【００３６】
さらに、第１の前部エンジンマウント６ａは環状周縁部１８の最も高い部分に取り付けられており、必然的に、前後方向軸線５およびＺ方向によって規定される仮想面(図示せず)と交差する。この点に関して、いま言及した仮想面は、第１の前部マウント６ａに関して対称面であることに留意されたい。
【００３７】
以下で詳しく説明するように、上記第１のマウントは、ジェットエンジンのＹ方向に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう、そしてＸ方向およびＺ方向に沿って作用する応力は受けないよう構成されていることに留意されたい。
【００３８】
さらに第２の前部マウント６ｂは、それによって第１の前部マウント６ａの下方に位置するよう、一方ではストラット４の剛構造体１０の前部と、そして他方では噴射ケーシング１６と一体である。さらに第２の前部エンジンマウント６ｂは、噴射ケーシング１６の環状部分の最も高い位置に取り付けられている。この点に関して、図示した好ましい実施形態では、二つの前部マウント６ａ,６ｂはもっぱらＺ方向に互いに食い違い配置されており、Ｘ方向およびＹ方向にはそうなっていないことに留意されたい。だが、本発明の範囲から逸脱することなく、そうした食い違い配置を実現することは明らかに可能であろう。
【００３９】
さらに、第２のマウント６ｂのこの特別な配置は、それがまた、上述した、前後方向軸線５およびＺ方向によって規定される仮想面と交差することを意味するが、この仮想面はまた、この第２の前部マウント６ｂに関する対称面をなしている。
【００４０】
図１に矢印で概略的に示すように、第２の前部マウント６ｂは、ジェットエンジンのＹ方向に沿ってかつＺ方向に沿って作用する応力のみを確実に受けるが、Ｘ方向に沿って作用する応力は受け持たないように構成されている。
【００４１】
複数のエンジンマウント６ａ,６ｂ,８はさらに、ただ一つの後部マウント８を具備してなり、このマウント８には、たとえばアセンブリ１のスラスト応力を受けるための機構を取り付けることができる。後部マウント８は、一方では、噴射ケーシング１６の後部と、好ましくは当該ケーシング１６の後端の高さにおいて、そして他方では、ストラット４の剛構造体１０と、好ましくはＸ方向で考えた上記ストラットの実質的に中央部分の高さにおいて一体となっている。
【００４２】
第２の前部マウント６ｂと同様に、後部マウント８は、シャックルおよびブラケットからなるアセンブリに関連するもののような、当業者には公知の何らかの形式に従って形成される。だが、この後部マウント８はその一部に関して、Ｘ方向、Ｙ方向およびＺ方向の三方向に沿って作用する応力を確実に受け持つよう構成される。
【００４３】
したがって、いま説明した複数のエンジンマウントを用いて、Ｘ方向に沿って作用する応力は後部マウント８が受け、Ｙ方向に沿って作用する応力は三つのマウント６ａ,６ｂ,８が受け、そしてＺ方向に沿って作用する応力は第１の前部マウント６ａおよび後部マウント８を介在させることによって受けることになる。
【００４４】
さらに、Ｘ方向に沿って作用するモーメントは二つの前部マウント６ａ,６ｂが協働で受け持ち、Ｙ方向に沿って作用するモーメントは第２の前部マウント６ｂおよび後部マウント８が協働で受け持ち、そしてＺ方向に沿って作用するモーメントは三つのエンジンマウント６ａ,６ｂ,８が協働で受け持つ。
【００４５】
図１および図２を併せて参照すると、提示された好ましい実施形態では、取り付けストラット４の剛構造体１０は、実質的にＸ方向に沿って延在する中央枠体２０と共に、この中央枠体２０と一体であってかつ実質的に垂直方向Ｚに沿って延在する前部枠体２２を具備してなることが分かる。
【００４６】
さらに正確に言うと、前部枠体２２の後部に配置された中央枠体２０は、好ましくはＹＺ平面内に配置されたクロスリブ２８を介在させることによって下側桁材２４および上側桁材２６を組み立て一つに接合することにより形成される。桁材２４および２６は、その一部に関して、ＸＹ平面に沿って、あるいは当該平面に対して僅かに傾斜した平面にさえ沿って配置されている。実例として、そして図２から明らかであるように、上側桁材２６はＸＹ平面内に効果的に配置されており、一方、下側桁材２４の前側部分は後方に行くにしたがって低くなるよう僅かに傾斜しており、そして下側桁材２４の後側部分は後方に行くにしたがって高くなるよう僅かに傾斜している。この点に関して、後部マウント８が剛構造体１０に組み付けられるのは、下側桁材２４の前側部分と後側部分(両者はいずれもＹ方向に対して平行である)との間の接合部の高さにおいてである。
【００４７】
下側桁材２４および上側桁材２６はそれぞれ単一部材として形成されてもよく、あるいはこれに代えて、互いに堅固に取り付けられた桁材のいくつかの部分のアセンブリからなっていてもよいことを強調しておく。
【００４８】
さらに、中央枠体２０は好ましくは、二つの側壁３０,３２によって両側で横方向に閉塞されるが、この側壁３０,３２のそれぞれは全体がＸＺ平面内で延在している。
【００４９】
前部枠体２２の上側部分は、中央枠体２０の前方延長部分に配置されている。
【００５０】
すなわち、実質的にＺ方向に沿って延在する前部枠体２２は前部桁材３４および後部桁材３６を有し、両者はいずれもＹ方向と平行であって、かつ好ましくはＸＹ平面内に配置されるクロスリブ３８を介在させることによって互いに連結されている。この点に関して、最も高い位置にあるクロスリブ３８は中央枠体２０の上側桁材２６の前方端部から構成され、この前方端部はまた前部枠体２２の上部を確実に閉塞していることに留意されたい。同様に、２番目に高い位置にあるクロスリブ３８は、中央枠体２０の下側桁材２４の前方端部によって構成されている。
【００５１】
好ましいことに前部枠体２２は、中央枠体２０の側面をも確実に閉塞している、二つの側壁３０,３２によって、両側で横方向に閉塞されている。
【００５２】
このように、全体としてとらえた剛構造体１０と同様、二つの側壁３０,３２はそれぞれ「Ｌ」字形の全体形状を有するが、このＬ字の基底部は実質的にＺ方向に沿って配置されている。
【００５３】
代替形態の取り付けストラット４の剛構造体１０を示す図３からわかるように、前部枠体２２は前方に行くにしたがってＹ方向に僅かに幅狭となるよう形成されてもよいことに留意されたい。さらに、前部桁材３４は後方に向かって開いた概ね「Ｃ」字形の断面を有していてもよく、その場合、このＣ字形の二つのブランチは、それぞれ上側桁材２６の二つの縁部と当接しかつそれと連続した状態で配置されるよう接合され、その幅狭な前部形状は当該二つの縁部のそれぞれを傾斜させることによって得ることができる。さらに、それゆえ、Ｃ字形のブランチのそれぞれはまた、やはり前部桁材３４と側壁３０,３２との間の空力的連続性が得られるように、二つの側壁３０,３２の一方の延長部分に配置される。
【００５４】
前部における、この種の狭くかつ丸みを帯びたレイアウトによって、ターボファンの環状ダクト１４を通って流れるバイパスエアの擾乱は、有利なことには、かなりの程度低減される。
【００５５】
ストラット４の剛構造体１０に関して、図２から最も明瞭に分かるように、一方では、第１の前部マウント６ａは好ましくは前部桁材３４の上側部分(これはＹＺ平面内に配置されている)と一体であり、他方では、第２の前部マウント６ｂは好ましくは最も下方のクロスリブ３８(これは前部枠体２２の下部閉塞状態を確実なものとする)と一体であることに留意されたい。
【００５６】
ここで、図４ないし図６を参照して、第１の前部マウント６ａ(これはもっぱらＹ方向に沿って作用する応力を受けることができる)について説明する。
【００５７】
前部マウント６ａはまず第１のブラケット４０を有するが、これはいくつかの金属製部品のアセンブリから形成可能であり、それは前部枠体２２の前部桁材３４と、さらに大まかに言うとストラット４の剛構造体１０と一体である。
【００５８】
第１のブラケット４０はジェットエンジン２の前後方向軸線５を通る仮想垂直面に関して対称性を有すると共に、特に、当該平面の両側にそれぞれ配置された２対のヘッド４４を具備してなる。
【００５９】
ヘッド４４の各対は、上側ヘッド４２ａおよびＺ方向に当該ヘッドから離間した下側ヘッド４２ｂを具備してなるが、これら二つのヘッド４２ａ,４２ｂのそれぞれは二重であってもよく、それらはＸＹ平面内に配置される。さらに、上側ヘッド４２ａはＺ方向に沿って配置された貫通孔４４ａを有し、同様に、下側ヘッド４２ｂはやはりＺ方向に沿って配置されると共に孔４４ａと向き合うよう配置された貫通孔４４ｂを有する。
【００６０】
中間ブラケット４６(これは好ましくは図６から分かるようにＸＹ平面内で延在する概ね「Ｖ」字形状を備える)は、Ｚ方向に沿ってそれぞれ配置された二つのボールジョイント軸４８を介在させることによって、第１のブラケット４０に対して連結されている。
【００６１】
さらに正確に言うと、Ｖ字形中間ブラケット４６の二つの端部のそれぞれは、二つのボールジョント軸４８の一方によって、２対のヘッド４４の一方に取り付けられており、必然的に当該軸は上記仮想面に関して対称に配置される。この点に関して、上記仮想面はまた中間ブラケット４６に関しても対称面をなしていることを強調しておく。
【００６２】
ゆえに、２対のヘッド４４それぞれの高さにおいて、軸４８は、上側ヘッド４２ａの孔４４ａ、中間ブラケット４６の関係する端部に形成された貫通孔５０、そして最後に下側ヘッド４２ｂの孔４４ｂと連続的に交差している。さらに上述した貫通孔５０は、図５から分かるように、軸４８のボールジョイント５２と協働するよう構成されている。
【００６３】
このように、二つの軸４８を設けたことにより、Ｚ方向に沿って配置されると共に上記仮想垂直面に関して対称に配置された二つのボールジョイントリンケージを得ることが可能となることを理解されたい。
【００６４】
中間ブラケット４６を構成しているＶ字形の二つのブランチの結合部の高さにおいて、前部マウント６ａは、Ｘ方向に沿って配置されると共にこの中間ブラケット４６と一体となったスラグ５６を具備してなり、このスラグ５６は仮想垂直面と直径方向に沿って交差する。スラグ５６と中間ブラケット４６とから構成されるアセンブリは、それゆえ「Ｙ」字形状を有し、その下側ブランチはＸ方向に沿って前方に向って配置されている。
【００６５】
スラグ５６は、ジェットエンジン２と一体となった第２のブラケット５８に、Ｘ方向に遊びが存在するよう組み付けられており、さらに正確に言うと、ファンケーシング１２の環状周縁部１８の上側部分に組み付けられている。
【００６６】
言い換えれば、スラグ５６と第２のブラケット５８との間に形成される機械的リンク機構は「モノボール」型のものであり、すなわちそれは、それ自身に関して、Ｙ方向およびＺ方向に沿って作用する応力を受け持つことを可能とし、その一方でＸ方向の遊びをもたらす。したがってスラグ５６は、必要ならば、その中をスラグが通ると共に第２のブラケット５８のヘッド６０(ＹＺ平面内に配置され、二重にされてもよい)に形成された孔(図示せず)に対して、Ｘ方向に極めて制限された状態でスライド可能である。
【００６７】
それゆえ、Ｘ方向に沿った遊びを備えたモノボールリンク機構とＺ方向に沿って配置された二つのボールジョイントとの組み合わせから、ジェットエンジン２のＹ方向に沿って作用する応力をもっぱら受けるための第１の前部マウント６ａがもたらされる。
【００６８】
単に実例としてしかも決して限定することなく今説明し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し得ることは当業者には明白である。この点に関して、特に、エンジンアセンブリ１を、それを航空機の翼の下に吊り下げるのに適した形態で示したが、このアセンブリ１はまたそれを翼の上に組み付けることを可能とするその他の形態とすることができる点にも留意すべきである。
【００６９】
さらに、マウント６ａ,６ｂ,８について、やはり、二つの前部マウント６ａ,６ｂがそれぞれ、少なくとも、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)２のＹ方向に沿って作用する応力を確実に受けるよう構成されるならば、その他の構造を採用することも当然考えられる。実例として言うと、第２の前部マウント６ｂはＸ方向、Ｙ方向およびＺ方向の三つの方向に沿って作用する応力を確実に受けるよう構成でき、この場合には必然的に、後部マウント８は、ジェットエンジン(ターボジェット)のＹ方向およびＺ方向に沿って作用する応力のみを確実に受け持ち、Ｘ方向に沿って作用する応力は受け持たないよう構成されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００７０】
【図１】本発明の好ましい実施形態による、航空機用エンジンアセンブリの斜視図である。
【図２】図１に示すエンジンアセンブリの側面図である。
【図３】図１および図２のエンジンアセンブリの平面図であり、取り付けストラットは代替形態のものである。
【図４】図１ないし図３のエンジンアセンブリの第１の前部エンジンマウントの拡大斜視図であり、これはジェットエンジンのファンケーシングと取り付けストラットの剛構造体との間に介在させられている。
【図５】図４に示す第１の前部エンジンマウントの側面図である。
【図６】図４および図５に示す第１の前部エンジンマウントの平面図である。
【符号の説明】
【００７１】
１ エンジンアセンブリ
２ ジェットエンジン
４ 取り付けストラット
６ａ,６ｂ,８ エンジンマウント
１０ 剛構造体
１２ ファンケーシング
１４ 環状ダクト
１６ 噴射ケーシング
１８ 環状周縁部
２０ 中央枠体
２２ 前部枠体
２４ 下側桁材
２６ 上側桁材
２８ クロスリブ
３０,３２ 側壁
３４ 前部桁材
３６ 後部桁材
３８ クロスリブ
４０ 第１のブラケット
４２ａ 上側ヘッド
４２ｂ 下側ヘッド
４４ ヘッド
４４ａ,４４ｂ 貫通孔
４６ 中間ブラケット
４８ ボールジョイント軸
５０ 貫通孔
５２ ボールジョイント
５６ スラグ
５８ 第２のブラケット
６０ ヘッド
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概して言うと、ターボジェットのようなターボシャフトエンジンと、取り付けストラットと、当該取り付けストラットとターボジェットとの間に介在させられた複数のエンジンマウントとを具備してなるタイプの航空機用エンジンアセンブリに関する。
【背景技術】
【０００２】
公知の様式で、こうしたエンジンアセンブリの取り付けストラットが、当該アセンブリを備えた航空機のターボジェットと翼との間の連絡インターフェースを構成するために設けられている。これは、関連するエンジンによって生成される応力を、当該航空機の構造体に伝達することを可能とし、そしてさらにはエンジンと航空機との間で、燃料、電気システム、油圧および空気の配管を可能にする。
【０００３】
応力の伝達を確実なものとするために、上記ストラットは例えば「枠体(ボックス)」型の、すなわちクロスリブを介在させたことによって一つに結合された桁材および側面パネルのアセンブリから形成された剛構造体を具備してなる。
【０００４】
アセンブリシステムは、エンジンとストラットの剛構造体との間に介在させられるが、当該システムは、全体様式として複数のエンジンマウントを具備してなり、通常、これは、エンジンのファンケーシングと一体となった前部マウント(マウント群)および当該エンジンの噴射ケーシングと一体となった後部マウント(マウント群)とに分けられる。
【０００５】
さらに、このアセンブリシステムは、エンジンによって生成されるスラスト応力を受けるための機構を具備してなる。従来技術においては、こうした機構は、たとえば、一方ではエンジンのファンケーシングの後部に対して、そして他方ではストラットの剛構造体に組み付けられたマウント、たとえば後部マウントに対して結合された、二つの横方向連結ロッドの形態をとる。
【０００６】
参考までに、取り付けストラットは航空機の上記ストラットと翼との間に介在させられた第２のアセンブリシステムと関連付けられ、この第２のシステムは通常二つまたは三つのマウントからなることを強調する。
【０００７】
最後に、ストラットは、システムの隔離および支持を確実なものとすると同時に空力フェアリングを支持する補助構造体を備える。
【０００８】
従来の一般的形態では、ジェットエンジンと剛構造体との間に介在させられたアセンブリシステムは概して、ジェットエンジンの前後方向に沿って作用するモーメントを、当該ジェットエンジンの横方向に離間すると共にそれぞれ上記ジェットエンジンの垂直方向に沿って作用する応力を確実に受け持つことができるよう形成された二つの後部マウントあるいはハーフマウントが受け持つよう構成される。
【０００９】
そうした構造では、横方向における二つの後部マウント間の間隔は、ストラットの剛構造体の幅によって明らかに制限されるが、この幅は、特にバイパスエアの擾乱に関する自明の理由から一般に狭いものである。
【００１０】
その結果、後部マウントの狭い間隔によって、垂直方向に沿った応力(上記二つのマウントのそれぞれは前後方向に沿ったモーメントを確実に受け持つために、この応力を受ける必要がある)が必然的に非常に大きくなる。ゆえに、この観察に由来する主要な欠点は、上記後部マウントは当然のことながら複雑かつコストのかかる様式で設計される必要があるということである。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
したがって本発明の目的は、従来技術の実施形態に関する上記欠点を少なくとも部分的に克服する、航空機用のアセンブリを提供し、そしてさらにそうしたアセンブリを少なくとも一つ備えた航空機を提示することである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
この目的を達成するために本発明が対象とするのは、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)と、取り付けストラットと、この取り付けストラットとジェットエンジンとの間に介在させられた複数のエンジンマウントとを具備してなる航空機用エンジンアセンブリであり、複数のエンジンマウントは、ジェットエンジンの横方向に沿って作用する応力を確実に受けるよう、それぞれ構成された二つの前部マウントを具備してなり、二つの前部マウントは、ジェットエンジンの垂直方向に互いに食い違い配置されている。さらに第１の前部マウントは、ジェットエンジンの横方向に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう構成されており、これに対して第２の前部マウントは、横方向および垂直方向に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう構成されている。
【００１３】
言い換えれば、本発明によるエンジンアセンブリは、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の前後方向に沿って作用するモーメントをもはや後部マウントによって受けることはなく、高さ方向に互い違いに配置されかつ横方向に沿って作用する応力を確実に受け持つことができる前部マウントを介在させることによって受けるよう構成されている。
【００１４】
だが、前部マウントはジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)のファンケーシングまたは噴射ケーシングと無差別的に一体化可能であるので、たとえば、その一方をファンケーシングに取り付け、他方を噴射ケーシングに取り付けることによって、両者を垂直方向にかなりの程度互いに離間させることが明らかに可能である。
【００１５】
この大きな間隔は、エンジンマウントの構造をかなりの程度簡素化できるという利点を有する。これは、前後方向に沿ったモーメントに関連して、それが受け持たねばならない応力は、従来技術の一般的な解決策(ここでは上記モーメントは噴射ケーシングと一体化された二つの後部マウントによって確実に受けるようになっているが、これらは明らかに、そうした間隔まで互いに離間させることはできない)に見出されるものと比較して、当然ながら低減されるという事実に起因する。
【００１６】
二つの前部マウントはいずれも、本発明の範囲を逸脱することなく、異なる高さでファンケーシングに配置できることを強調しておく。
【００１７】
さらに、二つの前部マウントが、前後方向に沿って作用するモーメントを確実に受け持つために、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の垂直方向に互いに関して食い違い様式で配置される場合、これは、二つの前部マウントがまた前後方向(長さ方向)および／または横方向に互いに関して食い違い配置可能であるという事実を除外するものではないことを強調しておく。
【００１８】
好ましくは、二つの前部マウントは、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)のファンケーシングの環状周縁部と一体となった第１の前部マウントと、このジェットエンジンの噴射ケーシングと一体となった第２の前部マウントとから構成される。この好ましい構造では、効果的に、二つの前部マウント間の、垂直方向に沿った間隔を容易に得ることができるが、これは、従来技術に見出されかつ取り付けストラットの剛構造体の幅に制限される間隔と非常によく比較される。
【００１９】
上述したように、第１の前部マウントは、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の横方向に沿って作用する応力のみを確実に受け持つよう構成され、その一方で、第２の前部マウントは、横方向および垂直方向に沿って作用する応力のみを確実に受け持つよう構成される。この場合、複数のエンジンマウントはまた、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の前後方向に沿ってだけでなく、横方向および垂直方向に作用する応力を確実に受け持つよう構成された後部マウントを具備してなることができる。
【００２０】
好ましくは、複数のエンジンマウントのそれぞれは、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の前後方向および当該エンジンの垂直方向によって規定される平面と交差する。ゆえに、上記平面上にエンジンマウントの全てが集まっており、したがってマウントは横方向には互いに離間していないという事実によって、横方向に沿った取り付けストラットの幅を実質的に減少させることが可能となるのは明らかである。ゆえに、注目される幅の縮小によって、有利なことには、取り付けストラットによって生じる、ターボファン環状ダクトにおけるバイパスエアの擾乱を低減することが可能となる。
【００２１】
選択的に、取り付けストラットは、実質的にジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の前後方向に沿って延在する中央枠体(中央ボックス)と共に、この中央枠体と一体であってかつ実質的に垂直方向に沿って延在する前部枠体(前部ボックス)を具備してなる剛構造体からなる。
【００２２】
この場合、二つの前部マウントを一体様式で、一方が他方の上に位置するよう前部枠体上で組み立てることが可能である。
【００２３】
好ましくは、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)の横方向に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう構成された第１の前部マウントは、垂直方向に沿って平行に配置された二つのボールジョイント軸を介在させたことによって、取り付けストラットと一体となった第１のブラケットに組み付けられた中間ブラケットを具備してなり、さらに第１の前部マウントは、ジェットエンジンの前後方向に沿って配置されかつ中間ブラケットと一体となったスラグを具備してなり、スラグは、ジェットエンジンと一体となった第２のブラケットに、前後方向に遊びが存在する状態で取り付けられている。
【００２４】
本発明のさらなる目的は、上述したようなエンジンアセンブリを少なくとも一つ具備してなる航空機である。
【００２５】
本発明のその他の利点ならびに特徴は、以下の詳細な非限定的説明によって、より明瞭なものとなるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２６】
以下、図面を参照して説明する。
【００２７】
図１を参照すると、本発明の好ましい実施形態による航空機用エンジンアセンブリ１が示されているが、このアセンブリ１は航空機(図示せず)の翼の下に取り付けられるものである。
【００２８】
全般的な様式に関して、エンジンアセンブリ１は、以下の説明ではターボジェット２であると見なされるジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)２と、取り付けストラット４と、このストラット４の下方でのジェットエンジン２の取り付け状態を確実なものとするための複数のエンジンマウント６ａ,６ｂ,８を具備してなる。参考までに、アセンブリ１はナセル(図示せず)内に収容されるようになっており、しかも取り付けストラット４は、航空機の翼の下での上記アセンブリ１の吊り下げ状態を確実なものとすることを可能とするその他一連のマウント(図示せず)を具備してなることを強調しておく。
【００２９】
以下の説明を通じて、慣習により、Ｘはジェットエンジン２の長さ方向軸線５と平行なジェットエンジン２の前後方向を、Ｙはジェットエンジン２の横方向(左右方向)を、そしてＺは垂直すなわち高さ方向を意味すると理解される(これら三つの方向は互いに直交している)。
【００３０】
さらに、「前」および「後」との用語は、ジェットエンジン２によって加えられるスラストの結果として航空機が前進する方向(この方向は矢印７によって概略的に示す)と関連付けて解釈すべきである。
【００３１】
図１では、ただ一つの取り付けストラット４の剛構造体１０が示されていることが分かるであろう。上記ストラット４を形成しているその他の図示していない要素、たとえばシステムの隔離および支持を確実なものとすると同時に空力フェアリングを支持する補助構造体は、従来のものと同一あるいは類似の一般的な要素であり、当業者には公知である。したがって、それについて詳しい説明は省略する。
【００３２】
同様に、アセンブリ１は、ジェットエンジン２によって生じるスラスト応力を受けるための機構(図示せず)を備えるが、これは既存のものと同一あるいは類似しており、したがってこれ以上は説明しない。
【００３３】
ジェットエンジン２は、前部には、ターボファンの環状ダクト１４を画定している、大きな寸法のファンケーシング１２を有し、しかも後部付近には、ジェットエンジンのコアを取り囲む、小さな寸法の噴射ケーシング１６を具備してなる。ケーシング１２および１６は、明らかに、一般的な従来公知の様式で互いに一体となっている。
【００３４】
図１から分かるであろうように、本発明の特徴は、複数のエンジンマウント６ａ,８ｂ,８が、横方向Ｙに沿って作用する応力を確実に受け持つようそれぞれ設計された二つの前部マウント６ａ,６ｂを具備してなるという事実と、この二つの前部マウント６ａ,６ｂが垂直方向Ｚに互いに関して食い違い状態で配置されているという事実とが組み合わされたことにある。
【００３５】
さらに正確に言うと、図１に概略的に示すように、一方で、第１の前部マウント６ａはストラット４の剛構造体１０の前部と一体となっており、他方で、ファンケーシング１２の環状周縁部１８と、好ましくはこの部分１８の後部において一体となっている。
【００３６】
さらに、第１の前部エンジンマウント６ａは環状周縁部１８の最も高い部分に取り付けられており、必然的に、前後方向軸線５およびＺ方向によって規定される仮想面(図示せず)と交差する。この点に関して、いま言及した仮想面は、第１の前部マウント６ａに関して対称面であることに留意されたい。
【００３７】
以下で詳しく説明するように、上記第１のマウントは、ジェットエンジンのＹ方向に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう、そしてＸ方向およびＺ方向に沿って作用する応力は受けないよう構成されていることに留意されたい。
【００３８】
さらに第２の前部マウント６ｂは、それによって第１の前部マウント６ａの下方に位置するよう、一方ではストラット４の剛構造体１０の前部と、そして他方では噴射ケーシング１６と一体である。さらに第２の前部エンジンマウント６ｂは、噴射ケーシング１６の環状部分の最も高い位置に取り付けられている。この点に関して、図示した好ましい実施形態では、二つの前部マウント６ａ,６ｂはもっぱらＺ方向に互いに食い違い配置されており、Ｘ方向およびＹ方向にはそうなっていないことに留意されたい。だが、本発明の範囲から逸脱することなく、そうした食い違い配置を実現することは明らかに可能であろう。
【００３９】
さらに、第２のマウント６ｂのこの特別な配置は、それがまた、上述した、前後方向軸線５およびＺ方向によって規定される仮想面と交差することを意味するが、この仮想面はまた、この第２の前部マウント６ｂに関する対称面をなしている。
【００４０】
図１に矢印で概略的に示すように、第２の前部マウント６ｂは、ジェットエンジンのＹ方向に沿ってかつＺ方向に沿って作用する応力のみを確実に受けるが、Ｘ方向に沿って作用する応力は受け持たないように構成されている。
【００４１】
複数のエンジンマウント６ａ,６ｂ,８はさらに、ただ一つの後部マウント８を具備してなり、このマウント８には、たとえばアセンブリ１のスラスト応力を受けるための機構を取り付けることができる。後部マウント８は、一方では、噴射ケーシング１６の後部と、好ましくは当該ケーシング１６の後端の高さにおいて、そして他方では、ストラット４の剛構造体１０と、好ましくはＸ方向で考えた上記ストラットの実質的に中央部分の高さにおいて一体となっている。
【００４２】
第２の前部マウント６ｂと同様に、後部マウント８は、シャックルおよびブラケットからなるアセンブリに関連するもののような、当業者には公知の何らかの形式に従って形成される。だが、この後部マウント８はその一部に関して、Ｘ方向、Ｙ方向およびＺ方向の三方向に沿って作用する応力を確実に受け持つよう構成される。
【００４３】
したがって、いま説明した複数のエンジンマウントを用いて、Ｘ方向に沿って作用する応力は後部マウント８が受け、Ｙ方向に沿って作用する応力は三つのマウント６ａ,６ｂ,８が受け、そしてＺ方向に沿って作用する応力は第１の前部マウント６ａおよび後部マウント８を介在させることによって受けることになる。
【００４４】
さらに、Ｘ方向に沿って作用するモーメントは二つの前部マウント６ａ,６ｂが協働で受け持ち、Ｙ方向に沿って作用するモーメントは第２の前部マウント６ｂおよび後部マウント８が協働で受け持ち、そしてＺ方向に沿って作用するモーメントは三つのエンジンマウント６ａ,６ｂ,８が協働で受け持つ。
【００４５】
図１および図２を併せて参照すると、提示された好ましい実施形態では、取り付けストラット４の剛構造体１０は、実質的にＸ方向に沿って延在する中央枠体２０と共に、この中央枠体２０と一体であってかつ実質的に垂直方向Ｚに沿って延在する前部枠体２２を具備してなることが分かる。
【００４６】
さらに正確に言うと、前部枠体２２の後部に配置された中央枠体２０は、好ましくはＹＺ平面内に配置されたクロスリブ２８を介在させることによって下側桁材２４および上側桁材２６を組み立て一つに接合することにより形成される。桁材２４および２６は、その一部に関して、ＸＹ平面に沿って、あるいは当該平面に対して僅かに傾斜した平面にさえ沿って配置されている。実例として、そして図２から明らかであるように、上側桁材２６はＸＹ平面内に効果的に配置されており、一方、下側桁材２４の前側部分は後方に行くにしたがって低くなるよう僅かに傾斜しており、そして下側桁材２４の後側部分は後方に行くにしたがって高くなるよう僅かに傾斜している。この点に関して、後部マウント８が剛構造体１０に組み付けられるのは、下側桁材２４の前側部分と後側部分(両者はいずれもＹ方向に対して平行である)との間の接合部の高さにおいてである。
【００４７】
下側桁材２４および上側桁材２６はそれぞれ単一部材として形成されてもよく、あるいはこれに代えて、互いに堅固に取り付けられた桁材のいくつかの部分のアセンブリからなっていてもよいことを強調しておく。
【００４８】
さらに、中央枠体２０は好ましくは、二つの側壁３０,３２によって両側で横方向に閉塞されるが、この側壁３０,３２のそれぞれは全体がＸＺ平面内で延在している。
【００４９】
前部枠体２２の上側部分は、中央枠体２０の前方延長部分に配置されている。
【００５０】
すなわち、実質的にＺ方向に沿って延在する前部枠体２２は前部桁材３４および後部桁材３６を有し、両者はいずれもＹ方向と平行であって、かつ好ましくはＸＹ平面内に配置されるクロスリブ３８を介在させることによって互いに連結されている。この点に関して、最も高い位置にあるクロスリブ３８は中央枠体２０の上側桁材２６の前方端部から構成され、この前方端部はまた前部枠体２２の上部を確実に閉塞していることに留意されたい。同様に、２番目に高い位置にあるクロスリブ３８は、中央枠体２０の下側桁材２４の前方端部によって構成されている。
【００５１】
好ましいことに前部枠体２２は、中央枠体２０の側面をも確実に閉塞している、二つの側壁３０,３２によって、両側で横方向に閉塞されている。
【００５２】
このように、全体としてとらえた剛構造体１０と同様、二つの側壁３０,３２はそれぞれ「Ｌ」字形の全体形状を有するが、このＬ字の基底部は実質的にＺ方向に沿って配置されている。
【００５３】
代替形態の取り付けストラット４の剛構造体１０を示す図３からわかるように、前部枠体２２は前方に行くにしたがってＹ方向に僅かに幅狭となるよう形成されてもよいことに留意されたい。さらに、前部桁材３４は後方に向かって開いた概ね「Ｃ」字形の断面を有していてもよく、その場合、このＣ字形の二つのブランチは、それぞれ上側桁材２６の二つの縁部と当接しかつそれと連続した状態で配置されるよう接合され、その幅狭な前部形状は当該二つの縁部のそれぞれを傾斜させることによって得ることができる。さらに、それゆえ、Ｃ字形のブランチのそれぞれはまた、やはり前部桁材３４と側壁３０,３２との間の空力的連続性が得られるように、二つの側壁３０,３２の一方の延長部分に配置される。
【００５４】
前部における、この種の狭くかつ丸みを帯びたレイアウトによって、ターボファンの環状ダクト１４を通って流れるバイパスエアの擾乱は、有利なことには、かなりの程度低減される。
【００５５】
ストラット４の剛構造体１０に関して、図２から最も明瞭に分かるように、一方では、第１の前部マウント６ａは好ましくは前部桁材３４の上側部分(これはＹＺ平面内に配置されている)と一体であり、他方では、第２の前部マウント６ｂは好ましくは最も下方のクロスリブ３８(これは前部枠体２２の下部閉塞状態を確実なものとする)と一体であることに留意されたい。
【００５６】
ここで、図４ないし図６を参照して、第１の前部マウント６ａ(これはもっぱらＹ方向に沿って作用する応力を受けることができる)について説明する。
【００５７】
前部マウント６ａはまず第１のブラケット４０を有するが、これはいくつかの金属製部品のアセンブリから形成可能であり、それは前部枠体２２の前部桁材３４と、さらに大まかに言うとストラット４の剛構造体１０と一体である。
【００５８】
第１のブラケット４０はジェットエンジン２の前後方向軸線５を通る仮想垂直面に関して対称性を有すると共に、特に、当該平面の両側にそれぞれ配置された２対のヘッド４４を具備してなる。
【００５９】
ヘッド４４の各対は、上側ヘッド４２ａおよびＺ方向に当該ヘッドから離間した下側ヘッド４２ｂを具備してなるが、これら二つのヘッド４２ａ,４２ｂのそれぞれは二重であってもよく、それらはＸＹ平面内に配置される。さらに、上側ヘッド４２ａはＺ方向に沿って配置された貫通孔４４ａを有し、同様に、下側ヘッド４２ｂはやはりＺ方向に沿って配置されると共に孔４４ａと向き合うよう配置された貫通孔４４ｂを有する。
【００６０】
中間ブラケット４６(これは好ましくは図６から分かるようにＸＹ平面内で延在する概ね「Ｖ」字形状を備える)は、Ｚ方向に沿ってそれぞれ配置された二つのボールジョイント軸４８を介在させることによって、第１のブラケット４０に対して連結されている。
【００６１】
さらに正確に言うと、Ｖ字形中間ブラケット４６の二つの端部のそれぞれは、二つのボールジョント軸４８の一方によって、２対のヘッド４４の一方に取り付けられており、必然的に当該軸は上記仮想面に関して対称に配置される。この点に関して、上記仮想面はまた中間ブラケット４６に関しても対称面をなしていることを強調しておく。
【００６２】
ゆえに、２対のヘッド４４それぞれの高さにおいて、軸４８は、上側ヘッド４２ａの孔４４ａ、中間ブラケット４６の関係する端部に形成された貫通孔５０、そして最後に下側ヘッド４２ｂの孔４４ｂと連続的に交差している。さらに上述した貫通孔５０は、図５から分かるように、軸４８のボールジョイント５２と協働するよう構成されている。
【００６３】
このように、二つの軸４８を設けたことにより、Ｚ方向に沿って配置されると共に上記仮想垂直面に関して対称に配置された二つのボールジョイントリンケージを得ることが可能となることを理解されたい。
【００６４】
中間ブラケット４６を構成しているＶ字形の二つのブランチの結合部の高さにおいて、前部マウント６ａは、Ｘ方向に沿って配置されると共にこの中間ブラケット４６と一体となったスラグ５６を具備してなり、このスラグ５６は仮想垂直面と直径方向に沿って交差する。スラグ５６と中間ブラケット４６とから構成されるアセンブリは、それゆえ「Ｙ」字形状を有し、その下側ブランチはＸ方向に沿って前方に向って配置されている。
【００６５】
スラグ５６は、ジェットエンジン２と一体となった第２のブラケット５８に、Ｘ方向に遊びが存在するよう組み付けられており、さらに正確に言うと、ファンケーシング１２の環状周縁部１８の上側部分に組み付けられている。
【００６６】
言い換えれば、スラグ５６と第２のブラケット５８との間に形成される機械的リンク機構は「モノボール」型のものであり、すなわちそれは、それ自身に関して、Ｙ方向およびＺ方向に沿って作用する応力を受け持つことを可能とし、その一方でＸ方向の遊びをもたらす。したがってスラグ５６は、必要ならば、その中をスラグが通ると共に第２のブラケット５８のヘッド６０(ＹＺ平面内に配置され、二重にされてもよい)に形成された孔(図示せず)に対して、Ｘ方向に極めて制限された状態でスライド可能である。
【００６７】
それゆえ、Ｘ方向に沿った遊びを備えたモノボールリンク機構とＺ方向に沿って配置された二つのボールジョイントとの組み合わせから、ジェットエンジン２のＹ方向に沿って作用する応力をもっぱら受けるための第１の前部マウント６ａがもたらされる。
【００６８】
単に実例としてしかも決して限定することなく今説明し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し得ることは当業者には明白である。この点に関して、特に、エンジンアセンブリ１を、それを航空機の翼の下に吊り下げるのに適した形態で示したが、このアセンブリ１はまたそれを翼の上に組み付けることを可能とするその他の形態とすることができる点にも留意すべきである。
【００６９】
さらに、マウント６ａ,６ｂ,８について、やはり、二つの前部マウント６ａ,６ｂがそれぞれ、少なくとも、ジェットエンジン(ターボシャフトエンジン)２のＹ方向に沿って作用する応力を確実に受けるよう構成されるならば、その他の構造を採用することも当然考えられる。実例として言うと、第２の前部マウント６ｂはＸ方向、Ｙ方向およびＺ方向の三つの方向に沿って作用する応力を確実に受けるよう構成でき、この場合には必然的に、後部マウント８は、ジェットエンジン(ターボジェット)のＹ方向およびＺ方向に沿って作用する応力のみを確実に受け持ち、Ｘ方向に沿って作用する応力は受け持たないよう構成されるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００７０】
【図１】本発明の好ましい実施形態による、航空機用エンジンアセンブリの斜視図である。
【図２】図１に示すエンジンアセンブリの側面図である。
【図３】図１および図２のエンジンアセンブリの平面図であり、取り付けストラットは代替形態のものである。
【図４】図１ないし図３のエンジンアセンブリの第１の前部エンジンマウントの拡大斜視図であり、これはジェットエンジンのファンケーシングと取り付けストラットの剛構造体との間に介在させられている。
【図５】図４に示す第１の前部エンジンマウントの側面図である。
【図６】図４および図５に示す第１の前部エンジンマウントの平面図である。
【符号の説明】
【００７１】
１ エンジンアセンブリ
２ ジェットエンジン
４ 取り付けストラット
６ａ,６ｂ,８ エンジンマウント
１０ 剛構造体
１２ ファンケーシング
１４ 環状ダクト
１６ 噴射ケーシング
１８ 環状周縁部
２０ 中央枠体
２２ 前部枠体
２４ 下側桁材
２６ 上側桁材
２８ クロスリブ
３０,３２ 側壁
３４ 前部桁材
３６ 後部桁材
３８ クロスリブ
４０ 第１のブラケット
４２ａ 上側ヘッド
４２ｂ 下側ヘッド
４４ ヘッド
４４ａ,４４ｂ 貫通孔
４６ 中間ブラケット
４８ ボールジョイント軸
５０ 貫通孔
５２ ボールジョイント
５６ スラグ
５８ 第２のブラケット
６０ ヘッド
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ジェットエンジン(２)と、
取り付けストラット(４)と、
前記取り付けストラット(４)と前記ジェットエンジン(２)との間に介在させられた複数のエンジンマウント(６ａ,６ｂ,６ｃ)と、を具備してなる航空機用のエンジンアセンブリ(１)であって、
前記複数のエンジンマウント(６ａ,６ｂ,８)は、前記ジェットエンジン(２)の横方向(Ｙ)に沿って作用する応力を確実に受けるよう、それぞれ構成された二つの前部マウント(６ａ,６ｂ)を具備してなり、
前記二つの前部マウント(６ａ,６ｂ)は、前記ジェットエンジン(２)の垂直方向(Ｚ)に、互いに食い違い配置されており、
前記第１の前部マウント(６ａ)は、前記ジェットエンジン(２)の横方向(Ｙ)に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう構成されており、その一方で、前記第２の前部マウント(６ｂ)は、横方向(Ｙ)および垂直方向(Ｚ)に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう構成さ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】
前記二つの前部マウント(６ａ,６ｂ)は、
前記ジェットエンジン(２)のファンケーシング(１２)の環状周縁部(１８)と一体となった第１の前部マウント(６ａ)と、
前記ジェットエンジン(２)の噴射ケーシング(１６)と一体となった第２の前部マウント(６ｂ)と、からなることを特徴とする請求項１に記載の航空機用アセンブリ(１)。
【請求項３】
前記複数のマウント(６ａ,６ｂ,８)は、前記ジェットエンジン(２)の前後方向(Ｘ)に沿ってだけでなく、横方向(Ｙ)および垂直方向(Ｚ)に沿って作用する応力を確実に受けるよう構成された後部マウント(８)を、さらに具備してなることを特徴とする請求項１または請求項２に記載の航空機用アセンブリ(１)。
【請求項４】
前記複数のエンジンマウント(６ａ,６ｂ,８)のそれぞれは、前記ジェットエンジン(２)の前後方向軸線(５)および前記エンジンの垂直方向(Ｚ)によって規定される平面と交差するようになっていることを特徴とする請求項３に記載の航空機用アセンブリ(１)。
【請求項５】
前記取り付けストラット(４)は、実質的に前記ジェットエンジン(２)の前後方向(Ｘ)に沿って延在する中央枠体(２０)と、前記中央枠体(２０)と一体であってかつ実質的に垂直方向(Ｚ)に沿って延在する前部枠体(２２)とを具備してなる剛構造体(１０)からな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項に記載の航空機用アセンブリ(１)。
【請求項６】
前記二つの前部マウント(６ａ,６ｂ)は、前記前部枠体(２２)に、一方が他方の上方に位置するよう、一体的に取り付けられていることを特徴とする請求項５に記載の航空機用アセンブリ(１)。
【請求項７】
前記ジェットエンジン(２)の横方向(Ｙ)に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう構成された前記第１の前部マウント(６ａ)は、
垂直方向(Ｚ)に沿って平行に配置された二つのボールジョイント軸(４８)を介在させることによって、前記取り付けストラット(４)と一体となった第１のブラケット(４０)に組み付けられた中間ブラケット(４６)と、
前記ジェットエンジン(２)の前後方向(Ｘ)に沿って配置されかつ前記中間ブラケット(４６)と一体となったスラグ(５６)と、を具備してなり、
前記スラグ(５６)は、前記ジェットエンジン(２)と一体となった第２のブラケット(５８)に、前後方向(Ｘ)に遊びが存在する状態で取り付けられていることを特徴とする請求項１ないし請求項６のいずれか１項に記載の航空機用アセンブリ(１)。
【請求項８】
請求項１ないし請求項７のいずれか１項に記載のエンジンアセンブリ(１)を少なくとも一つ具備してなることを特徴とする航空機。
【請求項１】
ジェットエンジン(２)と、
取り付けストラット(４)と、
前記取り付けストラット(４)と前記ジェットエンジン(２)との間に介在させられた複数のエンジンマウント(６ａ,６ｂ,６ｃ)と、を具備してなる航空機用のエンジンアセンブリ(１)であって、
前記複数のエンジンマウント(６ａ,６ｂ,８)は、前記ジェットエンジン(２)の横方向(Ｙ)に沿って作用する応力を確実に受けるよう、それぞれ構成された二つの前部マウント(６ａ,６ｂ)を具備してなり、
前記二つの前部マウント(６ａ,６ｂ)は、前記ジェットエンジン(２)の垂直方向(Ｚ)に、互いに食い違い配置されており、
前記第１の前部マウント(６ａ)は、前記ジェットエンジン(２)の横方向(Ｙ)に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう構成されており、その一方で、前記第２の前部マウント(６ｂ)は、横方向(Ｙ)および垂直方向(Ｚ)に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう構成さ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】
前記二つの前部マウント(６ａ,６ｂ)は、
前記ジェットエンジン(２)のファンケーシング(１２)の環状周縁部(１８)と一体となった第１の前部マウント(６ａ)と、
前記ジェットエンジン(２)の噴射ケーシング(１６)と一体となった第２の前部マウント(６ｂ)と、からなることを特徴とする請求項１に記載の航空機用アセンブリ(１)。
【請求項３】
前記複数のマウント(６ａ,６ｂ,８)は、前記ジェットエンジン(２)の前後方向(Ｘ)に沿ってだけでなく、横方向(Ｙ)および垂直方向(Ｚ)に沿って作用する応力を確実に受けるよう構成された後部マウント(８)を、さらに具備してなることを特徴とする請求項１または請求項２に記載の航空機用アセンブリ(１)。
【請求項４】
前記複数のエンジンマウント(６ａ,６ｂ,８)のそれぞれは、前記ジェットエンジン(２)の前後方向軸線(５)および前記エンジンの垂直方向(Ｚ)によって規定される平面と交差するようになっていることを特徴とする請求項３に記載の航空機用アセンブリ(１)。
【請求項５】
前記取り付けストラット(４)は、実質的に前記ジェットエンジン(２)の前後方向(Ｘ)に沿って延在する中央枠体(２０)と、前記中央枠体(２０)と一体であってかつ実質的に垂直方向(Ｚ)に沿って延在する前部枠体(２２)とを具備してなる剛構造体(１０)からな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項に記載の航空機用アセンブリ(１)。
【請求項６】
前記二つの前部マウント(６ａ,６ｂ)は、前記前部枠体(２２)に、一方が他方の上方に位置するよう、一体的に取り付けられていることを特徴とする請求項５に記載の航空機用アセンブリ(１)。
【請求項７】
前記ジェットエンジン(２)の横方向(Ｙ)に沿って作用する応力のみを確実に受けるよう構成された前記第１の前部マウント(６ａ)は、
垂直方向(Ｚ)に沿って平行に配置された二つのボールジョイント軸(４８)を介在させることによって、前記取り付けストラット(４)と一体となった第１のブラケット(４０)に組み付けられた中間ブラケット(４６)と、
前記ジェットエンジン(２)の前後方向(Ｘ)に沿って配置されかつ前記中間ブラケット(４６)と一体となったスラグ(５６)と、を具備してなり、
前記スラグ(５６)は、前記ジェットエンジン(２)と一体となった第２のブラケット(５８)に、前後方向(Ｘ)に遊びが存在する状態で取り付けられていることを特徴とする請求項１ないし請求項６のいずれか１項に記載の航空機用アセンブリ(１)。
【請求項８】
請求項１ないし請求項７のいずれか１項に記載のエンジンアセンブリ(１)を少なくとも一つ具備してなることを特徴とする航空機。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【公表番号】特表２００８−５０９３１９（Ｐ２００８−５０９３１９Ａ）
【公表日】平成２０年３月２７日（２００８．３．２７）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００７−５２４３８１（Ｐ２００７−５２４３８１）
【出願日】平成１７年８月１日（２００５．８．１）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＦＲ２００５／０５０６３８
【国際公開番号】ＷＯ２００６／０２１７２２
【国際公開日】平成１８年３月２日（２００６．３．２）
【出願人】（５０１４４６２２８）エアバス・フランス (93)
【公表日】平成２０年３月２７日（２００８．３．２７）
【国際特許分類】
【出願日】平成１７年８月１日（２００５．８．１）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＦＲ２００５／０５０６３８
【国際公開番号】ＷＯ２００６／０２１７２２
【国際公開日】平成１８年３月２日（２００６．３．２）
【出願人】（５０１４４６２２８）エアバス・フランス (93)
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