航空機用エンジンアセンブリ
本発明は、ターボジェットエンジン、エンジンマウント、複数のエンジン取り付け部を備えている航空機用エンジン取り付け部に関する。複数のエンジン取り付け部は、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部を備え、これらの前方エンジン取り付け部は、ファンケース上に固定され、且つターボジェットエンジンの長手方向の軸及びターボジェットエンジンの垂直方向によって画定された平面に対して対称的に配置され、両方の前方取り付け部がターボジェットエンジンの長手方向及びターボジェットエンジンの垂直方向に作用された負荷を伝達するように設計されている。さらに、２つの前方取り付け部のそれぞれはケース（１２）上に取り付けられたシヤーピン（３６）を備え、エンジンマウント上に固定されたクラビス（３０）の２つの壁部（３２ａ，３２ｂ）を貫通する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は通常、航空機用エンジンアセンブリに関し、ターボジェットエンジン、固着パイロン、及びこの固着パイロンとターボジェットエンジンとの間に挿入された複数のエンジン取り付け部を備えてい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】
周知方法において、この種のエンジンの安全パイロン（ｓｅｃｕｒｉｔｙ ｐｙｌｏｎ）は、ターボジェットエンジンタイプのエンジンとこのアセンブリを備えた航空機の翼との間の接続インターフェースを形成するように設けられる。それは、その結合されたターボジェットエンジンによって発生する負荷を機体に伝達されることを可能にし、エンジンと航空機との間の燃料供給ライン、電気システム及び水圧システム、及び空調のための経路も設けられる。
【０００３】
負荷の伝達を確実にするために、エンジンマウントは、例えば、《ボックス》タイプの剛構造部を備え、すなわち、スパーと、横方向のリブを介して互いに接続された側面パネルとの組立体によって形成される剛構造部を備える。
【０００４】
取り付けシステムは、エンジンとエンジンマウントの剛構造部との間に挿入され、このシステムは、全体的に複数のエンジン取り付け部を備え、これらのエンジン取り付け部は通常、エンジンのファンケース又は中央エンジンケースと一体で前方取り付け部及び機尾取り付け部に配分されている。
【０００５】
さらに、取り付けシステムは、エンジンによって発生されるスラスト荷重（ｔｈｒｕｓｔ ｌｏａｄ）を伝達するためのスラストマウント装置を備える。先行技術において、この装置は、例えば、第１にエンジンのファンケースの機尾部分に、且つ第２にエンジンマウントの剛構造部上に取り付けられた取り付け部、例えば取り付け部に接続された２つの側面スラストリンク（ｓｉｄｅ ｔｈｒｕｓｔ ｌｉｎｋｓ）の形態である。
【０００６】
参考までに、エンジンマウントがこのエンジンマウントと航空機の翼との間に挿入された第２の取り付けシステムに結合され、この第２のシステムが従来２つ又は３つの取り付け部で構成されていることが特徴づけられる。
【０００７】
最終的に、エンジンマウントには２次構造が設けられ、異なるシステムを、空力カウリングを支持しつつ、分離し且つ支持している。
【０００８】
当業者によって周知である方法において、スラストマウント装置の存在にもかかわらず、エンジンによって発生されたそれらのスラスト荷重は典型的に、前記エンジンの重大な長手方向の曲げを多かれ少なかれ引き起こす、すなわち航空機の横方向で作用されたトルクから生じる曲げを引き起こす。
【０００９】
この種類の長手方向の曲げが発生する場合、特に航空機の巡航段階において、回転圧縮機とタービンブレードとの間、且つ回転圧縮機とエンジンの中央ファンケースとの間の増加された摩擦を経験することになる。
【００１０】
さらに、上述された長手方向の曲げ現象、それ故に回転ブレードの摩擦の現象が、現在のターボジェットエンジン上で、高まるバイパス比のための調査が、必然的に設計者をターボジェットエンジンのコアの直径に対してファンの直径を増加するように導くという真実によって大いに強調されることに留意されたい。
【００１１】
経験される摩擦の主な帰結は、エンジンの性能と同様に、このエンジンの寿命に本来有害であるエンジンの早期の磨耗にある。長手方向の曲げによって引き起こされる任意の接触が存在することはほとんどない、適切な操作クリアランスが設けられた他の場合においては、エンジンの出力は、大いに減少される。
【００１２】
それ故に、この問題に直面するために、複数のエンジン取り付け部が第１の前方エンジン取り付け部と第２の前方エンジン取り付け部を含み、第１の前方エンジン取り付け部と第２の前方エンジン取り付け部がエンジンのファンケースに固定され、且つターボジェットエンジンの長手方向の軸及びその垂直方向の軸によって画定された平面に対して対称的に配置され、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部のそれぞれがターボジェットエンジンの長手方向及びターボジェットエンジンの垂直方向に作用された負荷を伝達されるように設計されるエンジンアセンブリを実施することが提案される。
【００１３】
ファンケース上に第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部を設けることは、互いから第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部を離隔する可能性を提案する。この大幅な分離は、それらのエンジン取り付け部の寸法をかなり減少することを可能にする利点を有し、付与された軸におけるある瞬間に結合された、エンジン取り付け部が伝達されなければならない負荷が従来の解決方法において経験された前方エンジン取り付け部に対して自然と弱くなるという事実のために、その解決方法において、中央ケースに近接して配置されたエンジン取り付け部が、互いから離隔されることができない。
【００１４】
さらに、もはや側面スラストリンクを有するタイプのスラストマウント装置の存在を必要とすることはない、この種類の配置と共に、ターボジェットエンジンによって発生する全ての負荷を伝達することは、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部の補助と共に、ファンケース上で実質的に実施される。なぜならば、エンジンマウントと中央ケース又は排気ケースとの間に保持されたリンクのみが、好ましくは機尾のエンジン取り付け部によって形成され、その主要な役割は、ターボジェットエンジンの機尾部分における垂直方向の振動を抑制することである。
【００１５】
従って、エンジン取り付け部のこの特殊な構成は、この曲げがターボジェットエンジンによって発生されたスラスト荷重によるものであれ、又は、航空機の飛行の様々な段階の間に偶然に発生されそうな突風によるものであれ、中央ケースのレベルで経験される曲げにおけるかなりの減少となる。
【００１６】
結果として、曲げにおける上述された減少は、回転圧縮機とタービンブレードと中央エンジンケースとの間の摩擦における十分な降下を生み出し、それによって、それらのブレードの磨耗による出力損失を大いに制限することができる。
【００１７】
それにもかかわらず、今まで、設計は、側部の前方エンジン取り付け部と称される、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部のために全体的に満足すべきであるようにそれ自体を示すことはないことに留意しなければならない。実際に、周知の解決方法で経験される問題は本質的に、特にクレバス／リンクタイプのアセンブリの使用によって、第１に、それらの取り付け部の重要な容積からなり、第２に、横方向に方向づけされ、且つターボジェットエンジンのファンケース及び前記アセンブリの前記リンク上に取り付けられたシヤーピンのレベルでの十分な曲げ現象の存在からなる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１８】
それ故に、本発明の目的は、先行技術における実施形態に関係された上述の不利点を少なくとも部分的に解決する航空機アセンブリを提案し、そのようなアセンブリの少なくとも１つを有する航空機を提供することも提案する。
【課題を解決するための手段】
【００１９】
この目的のために、本発明の主題は、ターボジェットエンジン、エンジンマウント、及び前記エンジンマウントと前記ターボジェットエンジンとの間に挿入された複数のエンジン取り付け部を備えている航空機用エンジンアセンブリであって、前記複数のエンジン取り付け部は、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部を備え、これらの前方エンジン取り付け部は前記ターボジェットエンジンのファンケースに固定され、前記ターボジェットエンジンの長手方向の軸及びターボジェットエンジンの垂直方向によって画定された平面に対して対称的に配置され、それらの第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部のそれぞれは、ターボジェットエンジンの長手方向に作用された負荷及びターボジェットエンジンの垂直方向に作用された負荷を伝達するように設計され、それぞれのエンジン取り付け部は、ターボジェットエンジンの横方向に方向づけられたシヤーピンと、前記エンジンマウント用に固定され、且つ２つの壁部を有するクレビスを備えている航空機用エンジンアセンブリである。本発明によれば、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部のそれぞれのために、シヤーピンはクレビスの２つの壁部を貫通する。
【００２０】
結果として、この種類の配置と共に、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部が非常にコンパクトであり、今ではこの同一のクレビスと共に直接的に協働するシヤーピンであるので、先行技術の実施形態におけるケースであるように、クレビスと共に協働するリンクを有する必要性はもはや存在しない。それ故に、前方取り付け部のコンパクト性に関する利得以外の利得は、同様に質量及び費用に関して達成される。
【００２１】
さらに、それ故に、ピンは横方向に互いから離隔して配置されたクレビスの２つの壁部を貫通する。それ故に、シヤーピンは、それぞれ、クレビスの壁部と共に協働している２つの異なるポイントのレベルで反対方向における２つの負荷によって応答され、有利には、クレビス／リンクアセンブリのリンクによって単一のポイントで求められるシヤーピンと共に前もって偶然に発生された曲げ効果の相当の減少に移動するピンのバランスを得ることを可能にさせる。
【００２２】
好ましくは、エンジンアセンブリもまた、ファンケース上に固定されたケースを有するボールジョイントと、シヤーピンを支持するボールジョインヨークを備える。この種類の構成と共に、有利には、曲げにおける機械的に応答されたピンは、ファンケースに対する応力をほとんど伝達することなく、この場合において、ケース内に構築された、その結合されたケース内で移動するシヤーピンと一体で、ボールジョイントヨークである。それ故に、上述されたボールジョイントの存在は、ファンケースがこの同一のケースに機械的に接続されたシヤーピンの曲げによって引き起こされるような有害な効果から実質的に防がれることを暗示する。
【００２３】
依然として好ましくは、シヤーピンがボールヨークにスライド可能に取り付けられる。この種類のアセンブリは、ピンの軸によって画定された方向において、ピンとボールジョイントとの間の相対的な移動を可能にする利点を有する。これは、特にエンジンがボールジョイント内でスライドすることを可能にするシヤーピンと共に接続されたその領域のレベルで過大応力に耐えることなく、変形され得ることという意味で興味を起こさせる。参考までに、この特異性は、特にエンジンの延伸段階（ｅｌｏｎｇａｔｉｏｎ ｐｈａｓｅｓ）中に非常に有利になり、ファンケースと各側部の前方エンジン取り付け部のクレビスとの間の分離された間隙を引き起こすことはない。
【００２４】
好ましくは、複数の取り付け部もまた、ターボジェットエンジンの垂直方向に作用された負荷を伝達するように設計された機尾エンジン取り付け部を備える。この機尾エンジン取り付け部は、好ましくはターボジェットエンジンの垂直方向に作用された負荷のみを伝達するように設計され、複数のエンジン取り付け部もまた、ターボジェットエンジンの長手方向及びターボジェットエンジンの垂直方向によって画定された上述された平面によって貫通されるようにファンケースに固定された第３のエンジン取り付け部を備え、第３のエンジン取り付け部がターボジェットエンジンの横方向に作用された負荷のみを伝達するように設計されている。
【００２５】
この構成において、その結果、第１の前方エンジン取り付け部、第２の前方エンジン取り付け部、及び第３の前方エンジン取り付け部がファンケースの周囲環状部分上に固定され、前方エンジン取り付け部が有利には互いから非常に分離された位置で前方エンジン取り付け部に占有されることを可能にさせる。
【００２６】
好ましくは、第１のエンジン取り付け部及び第２のエンジン取り付け部は、ターボジェットエンジンの長手方向の軸及びそれらの横方向によって画定された平面によって貫通される。それ故に、負荷がターボジェットエンジンの軸で伝達されるので、後方部分の長手方向の曲げは有利には相当減少される。
【００２７】
最後に、代替実施形態が複数の取り付け部を備え、この複数の実施形態は上述された第３の前方取り付け部を備えておらず、依然として、平衡のとれたアセンブリシステム（ｉｓｏｓｔａｔｉｃ ａｓｓｅｍｂｌｙ ｓｙｓｔｅｍ）を形成する複数のエンジン取り付け部を得ることの目的と共に、側面スラストリンクを有する種類のスラスト過重を伝達するための装置を有することなく、機尾のエンジン取り付け部がターボジェットエンジンの横方向に作用された負荷を伝達するように設計されることに留意されるべきである。
【００２８】
さらに、本発明の主題は、ちょうど提示されたそのようなエンジンアセンブリの少なくとも１つを備える航空機である。
【００２９】
他の利点及び本発明の特性は詳細に現れており、以下に提供された説明は制限するものではない。
【００３０】
この説明は、添付された図面を参照される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３１】
図１を参照して、本発明の第１の好ましい実施形態による航空機エンジンアセンブリ１を理解し、このアセンブリ１は航空機（図示せず）の翼の下に固定されるように設計される。
【００３２】
全体的に、エンジンアセンブリ１は、ターボジェットエンジン２、エンジンマウント４、及び複数のエンジン取り付け部６ａ，６ｂ，８，９を備え、この複数のエンジン取り付け部６ａ，６ｂ，８，９は、このエンジンマウント４の下にターボジェットエンジン２の固定を確実にする（取り付け部６ｂは、この図１における取り付け部６ａによって隠されている。）。参考までに、アセンブリ１がナセル（ｎａｃｅｌｌｅ）（図示せず）によって囲まれるように設計され、エンジンマウント４が、航空機の翼の下にこのエンジン１のサスペンションを確実にすることを可能にさせる他の一連の取り付け部（図示せず）を備えていることに留意されたい。
【００３３】
説明の残りの部分において、慣習によって、Ｘはターボジェットエンジン２の長手方向に平行な方向を意味し、Ｙは、この同一のターボジェットエンジン２に対して横方向に位置付けられた方向を意味し、Ｚは、垂直方向又は高さ方向を意味し、これらの３つの方向は互いに直交する。
【００３４】
さらに、“前方”及び“機尾”という用語は、ターボジェットエンジン２によって作用された推進力に続いて航空機の移動方向に関係し、この方向は矢印７によって図式的に図示されていることを理解されたい。
【００３５】
図１において、エンジンマウントの１つの剛構造部１０しか示されていないことを理解することができる。空力カウリングを支持しつつ、異なるシステムの分離及び支持を確実にする２次構造などの、このエンジンマウント４の図示されていない他の構成要素は、先行技術に見られる構成要素と同一又は類似の従来の構成要素であり、当業者に周知である。結果として、それらの構成要素の詳細は、提供されていない。
【００３６】
さらに、ターボジェットエンジン２は、環状のファンダクト１４の範囲を定めている巨大なファンケース１２を前部に有し、後方に向けて、このターボジェットエンジンのコアを取り囲んでいる小さいサイズの中央ケース１６を備えている。最後に、中央ケース１６が中央ケース１６より大きいサイズの排気ケース１７まで機尾方向に延在される。ケース１２、１６、及び１７は、明らかに互いに固着されている。
【００３７】
図１で理解し得るように、第１の前方エンジン取り付け部６ａ及び第２の前方エンジン取り付け部６ｂは、両方ともファンケース１２上に固定され、軸５及びＺ方向によって画定された平面Ｐに対して対称的に固定される。
【００３８】
実際に、直ちに図２を参照すると、図式的に図示された第１の取り付け部６ａ及び第２の取り付け部６ｂは、この平面Ｐに対して対称的に配置され、好ましくは、ファンケース１２の周囲環状部分上に両方とも配置され、より具体的には、この同一部分の後方部分上に配置されることが理解され得る。
【００３９】
第１の前方エンジン取り付け部６ａ及び第２の前方エンジン取り付け部６ｂが、ファンケース１２の円筒状の外部表面１８を有する周囲環状部分上の全く反対の位置であり、そのために、第１の前方エンジン取り付け部６ａ及び第２の前方エンジン取り付け部６ｂは長手方向の軸５及びＹ方向によって画定された第２の平面Ｐ’によって互いに横断される。
【００４０】
図２の矢印によって図式的に示されるように、第１の前方エンジン取り付け部６ａ及び第２の前方エンジン取り付け部６ｂのそれぞれがＸ方向及びＺ方向においてターボジェットエンジン２によって発生された負荷を伝達することが可能であるように設計されており、Ｙ方向における負荷には作用しない。
【００４１】
この方法において、２つの取り付け部６ａ及び６ｂは、互いから大いに離間され、Ｘ方向に作用されたモーメントの伝達及びＺ方向に作用されたモーメントの伝達を共同で確実にする。
【００４２】
依然として図２を参照して、図式的に図示された第３の前方エンジン取り付け部８を見ることができ、この第３の前方エンジン取り付け部８もまた、ファンケース１２の周囲環状部分上に固定され、好ましくはこの部分の後方部分上に固定される。
【００４３】
取り付け部６ａ、６ｂ、８は、エンジンの構造部分（図示されず）を介してケース１２の周囲環状部分上に固定され、好ましくは、周囲環状部分の後方部分上に配置される。それにもかかわらず、エンジンの構造部分が周囲環状部分上により前方に配置されたエンジンに遭遇することが可能になり、取り付け部６ａ、６ｂ、８もまたエンジンに対してより前方に固定されていることを暗示し、依然としてファンケース１２の周囲環状部分上に固定されていること暗示する。
【００４４】
第３の取り付け部８は、ファンケース１２の最も高い部分上に配置され、それ故に周囲環状部分の最も高い部分上に配置され、結果として、上述された第１の平面Ｐによって想像上で貫通される。さらに、３つの取り付け部６ａ，６ｂ及び８は、好ましくはＹＺ平面（図示せず）によって貫通される。
【００４５】
図２の矢印によって図式的に示されるように、第３のエンジン取り付け部８は、Ｙ方向におけるターボジェットエンジン２によって発生された負荷のみを伝達することができるように設計され、それ故にＸ方向及びＺ方向における負荷には作用しない。
【００４６】
依然として図２を参照して、図式的に示された機尾のエンジン取り付け部９を見ることができ、この機尾のエンジン取り付け部は剛構造部１０（この図では可視できない）及び排気ケース１７との間に固定され、好ましくは、最も大きい直径を有するこのケース１７の一部分で固定される。参考までに、この機尾の取り付け部９が、好ましくは第１の平面Ｐによって想像上で貫通されることが明示される。
【００４７】
図２の矢印によって図式的に示されるように、機尾のエンジン取り付け部９は、Ｚ方向においてターボジェットエンジン２によって発生された負荷のみを伝達することができるように設計され、それ故にＸ方向及びＹ方向における負荷には作用されない。
【００４８】
この方法において、それ故に、この取り付け部９は、２つの前方取り付け部６ａ及び６ｂと共に共同で、Ｙ方向に作用するモーメントの伝達を確実にする。
【００４９】
当然ながら、この機尾の取り付け部９は、異なって配置されることができ、すなわちターボジェットエンジン２の中央ケース１６上に配置され、好ましくは中央ケース１６のより機尾部分上に配置され、又は同様に中央ケース１６と排気ケース１７との間の接合部２０の高さ（ｌｅｖｅｌ）で配置される。
【００５０】
エンジン取り付け部８及び９が図１及び図２で図式的に図示されることに留意され、それらの取り付け部が、例えば、リンク及びブラケットの組立体に関連した取り付け部のように、当業者によって周知な任意の形状に製造され得ることを理解されなければならない。
【００５１】
しかしながら、前方の取り付け部６ａ，６ｂの設計は、本発明の特異性を構成し、図５及び図６を参照することで、以下に詳細に記載される。
【００５２】
上記に記載されたように、ちょうど記載された構成に関連した主要な利点の一つは、ファンケース１２上の前方のエンジン取り付け部分６ａ、６ｂ、８の特定の位置が、航空機の様々な飛行状況の間に中央ケース１６の曲げをかなり減少するように導き、それ故に、この中央ケース１６に対する圧縮機及びタービンブレードの摩擦のために磨耗を十分に減少させるという事実である。さらに、他の利点は、エンジンの製造中に、操作の間隙を減少し、それによって、より大きい出力を得るという可能性に存在している。
【００５３】
図４を参照して、エンジンマウントの一の実施形態を見ることができ、エンジンマウントの剛構造部１０のみが図示されることを理解し得る。
【００５４】
第１に、この剛構造部１０が上記に記載された第１の平面Ｐに対して対称的になるように設計されることが明言されなければならない。
【００５５】
この剛構造１０は、中央トルクボックス２２を備え、このトルクボックス２２は、Ｘ方向において剛構造部１０の一端から他端まで延在し、この同一方向に略平行に延在する。参考までに、このボックス２２は、上部スパー、下部スパー、及び２つの側部パネルの組立体によって形成されることができ、この２つの側部パネル（参照符号なし）が平行なＸＺ平面においてＸ方向に延在し、平行なＹＺ面において方向付けられた横方向のリブ（図示せず）によって互いに接続される。
【００５６】
さらに、このボックス２２の一の前方端部の高さで、剛構造部１０は、２つの横方向のボックス２４ａ，２４ｂを支持し、この横方向のボックス２４ａ，２４ｂは、Ｙ方向でボックス２２の両方の側部上に突出する。
【００５７】
２の横方向のボックス２４ａ，２４ｂは、２つの前方エンジン取り付け部６ａ，６ｂをそれぞれ支持し、好ましくは、２の横方向のボックス２４ａ，２４ｂのそれぞれが、互いに円状の断面を有する略円筒状の架空の表面（図示せず）の一部の境界を定めている下部外皮２６ａ，２６ｂ、及びターボジェットエンジンの中央ボックス２２及び長手方向の軸５に平行な長手方向の軸３４を有する。すなわち、２つの下部外皮２６ａ，２６ｂのそれぞれが、この架空の表面に対して接触し、且つ架空の表面の周りにそれ自体を位置付けることを可能にするように適合された湾曲部を有する。従って、一般的に、２つの横方向のボックス２４ａ，２４ｂは、ターボジェットエンジン２の中央ケース１６の周りに、且つ中央ケース１６から離隔して位置付けられることを可能にする、円状の断面を有する略円筒形状のエンベロプ（ｅｎｖｅｌｏｐｅ）／ケージ部分を形成する。当然ながら、この構成は、アセンブリ１を通じて二次空気流の流れを推進する。
【００５８】
さらに、図４に図式的に図示されるように、前方エンジン取り付け部６ａは、横方向のボックス２４ａの前方クロージャフレーム２８ａに固着される一方、前方エンジン取り付け部６ｂは、横方向のボックス２４ｂの前方クロージャフレーム２８ｂと一体に製造され、前方エンジン取り付け部８がボックス２２の前方クロージャフレーム２８ａ上に取り付けられ、フレーム２８ａ，２８ｂ，３１が同一のＹＺ平面内に配置されている。
【００５９】
さらに、平面Ｐ’に平行なクロージャプレート４８ａ，４８ｂ上の前方エンジン取り付け部６ａ，６ｂをそれぞれ固定するために設けられ、好ましくは、この同一平面によって横断されるように配置され、それによって、それらのクロージャプレート４８ａ，４８ｂは、ボックス２４ａの下部分及びボックス２４ｂの下部分をそれぞれ閉口し、それ故に、外皮の下方端部、及び関連したボックスの前方のクロージャフレーム及び機尾のクロージャフレームに接続する。
【００６０】
図３を参照して、本発明の第２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（エンジンマウントは図示せず）を理解することができる。
【００６１】
このアセンブリは、第１の好ましい実施形態のフレーム構造に記載された構造に類似している。それ故に、同一の参照数字を有している構成要素は、同一の構成要素又は類似の構成要素に対応する。
【００６２】
第２の好ましい実施形態によって存在したこの主な差異は、第３の前方エンジン取り付け部を取り除くこと、及び機尾エンジン取り付け部９がＺ方向で作用されている負荷の伝達だけではなく、Ｙ方向で作用されている負荷の伝達を確実にすることを提供することをから成る。
【００６３】
従って、第１の実施形態に似ているこの第２の好ましい実施形態は、平衡のとれたアセンブリシステムを形成している複数のエンジン取り付け部を得ることを可能にさせる代替方法を提供する。
【００６４】
直ちに図５及び図６を参照して、側面の前方エンジン取り付け部６ａを示し、側面の前方エンジン取り付け部６ａは、当然ながら平面Ｐに対して側面の前方エンジン取り付け部６ｂと同一であり、且つ対称的であり、横方向のボックス２４ａの前方クロージャフレーム２８ａ及びクロージャプレート４８ａと一体であるクレビス３０を備え、このクレビス３０は、Ｙ方向に離隔された２つの壁部又はヘッド部３２ａ，３２ｂを有し、それぞれＸＺ平面に沿って配置されている。
【００６５】
２つの壁部のそれぞれは、Ｙ方向に方向づけられたオリフィス３４ａ，３４ｂを有し、オリフィス３４ａ，３４ｂはシヤーピン３６の外部端部によって連続的に貫通される。より具体的には、Ｙ方向に方向づけられたシヤーピン３６はクレビス３０の壁部上に構築され、それによって、ピン３６がこのクレビスと一体になることを考慮することが可能になる。
【００６６】
安全上の役割を果たすように、壁部及びシヤーピンが“２重”のタイプ、すなわち“二重安全式”機能として周知であるタイプにすることができることは、明記される。
【００６７】
さらに、シヤーピン３６は、図６に最も良く可視されるように、ファンケース１２に機械的に接続された内部端部を備える。機械的な接続は、ケース１２内に構築されたケース４０を備えているボールジョイント３８を介して達成され、ピン３６の内部端部を受容するように貫通されたボールジョイントヨーク４２を支持している。しかしながら、ここで、ボールジョイントヨーク４２におけるピン３６のスライドアセンブリは、ピン３６の組み合わされた長手方向の軸及びヨーク４２の貫通部によって画定された方向におけるそれら２つの要素の間の相対的な移動を可能にするために好ましく、それ故にＹ方向に対応する。
【００６８】
当然、様々な改善は、当業者によって、例としてではなく単に記載された航空機用エンジンアセンブリ１に対して行われる場合がある。この点において、特にエンジンアセンブリ１が航空機の翼の下に取り付けられるために適合された構成に存在されるかどうかを示唆し、このアセンブリ１がこの同一の翼の上方に又は航空機の胴体の機尾部分でさえ取り付けられることを可能にする異なる構成を有することもできることを示唆している。
【図面の簡単な説明】
【００６９】
【図１】本発明の第１の好ましい実施形態による航空機エンジンアセンブリの図式の側面図である。
【図２】エンジン取り付け部の配置をより明白に示すために、エンジンマウントが削除された、図１に示されたアセンブリのターボジェットエンジンの図式の側面図である。
【図３】アセンブリが本発明の第２の好ましい実施形態の形態で存在される、図２に示されたターボジェットエンジンに類似の図である。
【図４】図１に示されたアセンブリのエンジンマウントの斜視図である。
【図５】図１に示されたエンジンアセンブリに属している前方取り付け部の詳細な斜視図である。
【図６】図５の平面Ｐ’に沿って、この同一の前方取り付け部の部分断面図である。
【符号の説明】
【００７０】
１ エンジンアセンブリ
２ ターボジェットエンジン
４ エンジンマウント
５ 軸
６ａ 第１の前方エンジン取り付け部
６ｂ 第２の前方エンジン取り付け部
７ 矢印
８ 第３の前方エンジン取り付け部
９ 機尾エンジン取り付け部
１０ 剛構造部
１２ ファンケース
１４ ファンダクト
１６ 中央ケース
１７ 排気ケース
１８ 外部表面
２０ 接合部
２２ 中央トルクボックス
２４ａ 横方向のボックス
２４ｂ 横方向のボックス
２６ａ 下部外皮
２６ｂ 下部外皮
２８ａ 前方クロージャフレーム
２８ｂ 前方クロージャフレーム
３０ クレビス
３１ フレーム
３２ａ 壁部
３２ｂ 壁部
３４ａ オリフィス
３４ｂ オリフィス
３６ シヤーピン
３８ ボールジョイント
４０ ケース
４２ ボールジョイントヨーク
４８ａ クロージャプレート
４８ｂ クロージャプレート
Ｐ 第１の平面
Ｐ’ 第２の平面
【技術分野】
【０００１】
本発明は通常、航空機用エンジンアセンブリに関し、ターボジェットエンジン、固着パイロン、及びこの固着パイロンとターボジェットエンジンとの間に挿入された複数のエンジン取り付け部を備えてい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】
周知方法において、この種のエンジンの安全パイロン（ｓｅｃｕｒｉｔｙ ｐｙｌｏｎ）は、ターボジェットエンジンタイプのエンジンとこのアセンブリを備えた航空機の翼との間の接続インターフェースを形成するように設けられる。それは、その結合されたターボジェットエンジンによって発生する負荷を機体に伝達されることを可能にし、エンジンと航空機との間の燃料供給ライン、電気システム及び水圧システム、及び空調のための経路も設けられる。
【０００３】
負荷の伝達を確実にするために、エンジンマウントは、例えば、《ボックス》タイプの剛構造部を備え、すなわち、スパーと、横方向のリブを介して互いに接続された側面パネルとの組立体によって形成される剛構造部を備える。
【０００４】
取り付けシステムは、エンジンとエンジンマウントの剛構造部との間に挿入され、このシステムは、全体的に複数のエンジン取り付け部を備え、これらのエンジン取り付け部は通常、エンジンのファンケース又は中央エンジンケースと一体で前方取り付け部及び機尾取り付け部に配分されている。
【０００５】
さらに、取り付けシステムは、エンジンによって発生されるスラスト荷重（ｔｈｒｕｓｔ ｌｏａｄ）を伝達するためのスラストマウント装置を備える。先行技術において、この装置は、例えば、第１にエンジンのファンケースの機尾部分に、且つ第２にエンジンマウントの剛構造部上に取り付けられた取り付け部、例えば取り付け部に接続された２つの側面スラストリンク（ｓｉｄｅ ｔｈｒｕｓｔ ｌｉｎｋｓ）の形態である。
【０００６】
参考までに、エンジンマウントがこのエンジンマウントと航空機の翼との間に挿入された第２の取り付けシステムに結合され、この第２のシステムが従来２つ又は３つの取り付け部で構成されていることが特徴づけられる。
【０００７】
最終的に、エンジンマウントには２次構造が設けられ、異なるシステムを、空力カウリングを支持しつつ、分離し且つ支持している。
【０００８】
当業者によって周知である方法において、スラストマウント装置の存在にもかかわらず、エンジンによって発生されたそれらのスラスト荷重は典型的に、前記エンジンの重大な長手方向の曲げを多かれ少なかれ引き起こす、すなわち航空機の横方向で作用されたトルクから生じる曲げを引き起こす。
【０００９】
この種類の長手方向の曲げが発生する場合、特に航空機の巡航段階において、回転圧縮機とタービンブレードとの間、且つ回転圧縮機とエンジンの中央ファンケースとの間の増加された摩擦を経験することになる。
【００１０】
さらに、上述された長手方向の曲げ現象、それ故に回転ブレードの摩擦の現象が、現在のターボジェットエンジン上で、高まるバイパス比のための調査が、必然的に設計者をターボジェットエンジンのコアの直径に対してファンの直径を増加するように導くという真実によって大いに強調されることに留意されたい。
【００１１】
経験される摩擦の主な帰結は、エンジンの性能と同様に、このエンジンの寿命に本来有害であるエンジンの早期の磨耗にある。長手方向の曲げによって引き起こされる任意の接触が存在することはほとんどない、適切な操作クリアランスが設けられた他の場合においては、エンジンの出力は、大いに減少される。
【００１２】
それ故に、この問題に直面するために、複数のエンジン取り付け部が第１の前方エンジン取り付け部と第２の前方エンジン取り付け部を含み、第１の前方エンジン取り付け部と第２の前方エンジン取り付け部がエンジンのファンケースに固定され、且つターボジェットエンジンの長手方向の軸及びその垂直方向の軸によって画定された平面に対して対称的に配置され、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部のそれぞれがターボジェットエンジンの長手方向及びターボジェットエンジンの垂直方向に作用された負荷を伝達されるように設計されるエンジンアセンブリを実施することが提案される。
【００１３】
ファンケース上に第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部を設けることは、互いから第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部を離隔する可能性を提案する。この大幅な分離は、それらのエンジン取り付け部の寸法をかなり減少することを可能にする利点を有し、付与された軸におけるある瞬間に結合された、エンジン取り付け部が伝達されなければならない負荷が従来の解決方法において経験された前方エンジン取り付け部に対して自然と弱くなるという事実のために、その解決方法において、中央ケースに近接して配置されたエンジン取り付け部が、互いから離隔されることができない。
【００１４】
さらに、もはや側面スラストリンクを有するタイプのスラストマウント装置の存在を必要とすることはない、この種類の配置と共に、ターボジェットエンジンによって発生する全ての負荷を伝達することは、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部の補助と共に、ファンケース上で実質的に実施される。なぜならば、エンジンマウントと中央ケース又は排気ケースとの間に保持されたリンクのみが、好ましくは機尾のエンジン取り付け部によって形成され、その主要な役割は、ターボジェットエンジンの機尾部分における垂直方向の振動を抑制することである。
【００１５】
従って、エンジン取り付け部のこの特殊な構成は、この曲げがターボジェットエンジンによって発生されたスラスト荷重によるものであれ、又は、航空機の飛行の様々な段階の間に偶然に発生されそうな突風によるものであれ、中央ケースのレベルで経験される曲げにおけるかなりの減少となる。
【００１６】
結果として、曲げにおける上述された減少は、回転圧縮機とタービンブレードと中央エンジンケースとの間の摩擦における十分な降下を生み出し、それによって、それらのブレードの磨耗による出力損失を大いに制限することができる。
【００１７】
それにもかかわらず、今まで、設計は、側部の前方エンジン取り付け部と称される、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部のために全体的に満足すべきであるようにそれ自体を示すことはないことに留意しなければならない。実際に、周知の解決方法で経験される問題は本質的に、特にクレバス／リンクタイプのアセンブリの使用によって、第１に、それらの取り付け部の重要な容積からなり、第２に、横方向に方向づけされ、且つターボジェットエンジンのファンケース及び前記アセンブリの前記リンク上に取り付けられたシヤーピンのレベルでの十分な曲げ現象の存在からなる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１８】
それ故に、本発明の目的は、先行技術における実施形態に関係された上述の不利点を少なくとも部分的に解決する航空機アセンブリを提案し、そのようなアセンブリの少なくとも１つを有する航空機を提供することも提案する。
【課題を解決するための手段】
【００１９】
この目的のために、本発明の主題は、ターボジェットエンジン、エンジンマウント、及び前記エンジンマウントと前記ターボジェットエンジンとの間に挿入された複数のエンジン取り付け部を備えている航空機用エンジンアセンブリであって、前記複数のエンジン取り付け部は、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部を備え、これらの前方エンジン取り付け部は前記ターボジェットエンジンのファンケースに固定され、前記ターボジェットエンジンの長手方向の軸及びターボジェットエンジンの垂直方向によって画定された平面に対して対称的に配置され、それらの第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部のそれぞれは、ターボジェットエンジンの長手方向に作用された負荷及びターボジェットエンジンの垂直方向に作用された負荷を伝達するように設計され、それぞれのエンジン取り付け部は、ターボジェットエンジンの横方向に方向づけられたシヤーピンと、前記エンジンマウント用に固定され、且つ２つの壁部を有するクレビスを備えている航空機用エンジンアセンブリである。本発明によれば、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部のそれぞれのために、シヤーピンはクレビスの２つの壁部を貫通する。
【００２０】
結果として、この種類の配置と共に、第１の前方エンジン取り付け部及び第２の前方エンジン取り付け部が非常にコンパクトであり、今ではこの同一のクレビスと共に直接的に協働するシヤーピンであるので、先行技術の実施形態におけるケースであるように、クレビスと共に協働するリンクを有する必要性はもはや存在しない。それ故に、前方取り付け部のコンパクト性に関する利得以外の利得は、同様に質量及び費用に関して達成される。
【００２１】
さらに、それ故に、ピンは横方向に互いから離隔して配置されたクレビスの２つの壁部を貫通する。それ故に、シヤーピンは、それぞれ、クレビスの壁部と共に協働している２つの異なるポイントのレベルで反対方向における２つの負荷によって応答され、有利には、クレビス／リンクアセンブリのリンクによって単一のポイントで求められるシヤーピンと共に前もって偶然に発生された曲げ効果の相当の減少に移動するピンのバランスを得ることを可能にさせる。
【００２２】
好ましくは、エンジンアセンブリもまた、ファンケース上に固定されたケースを有するボールジョイントと、シヤーピンを支持するボールジョインヨークを備える。この種類の構成と共に、有利には、曲げにおける機械的に応答されたピンは、ファンケースに対する応力をほとんど伝達することなく、この場合において、ケース内に構築された、その結合されたケース内で移動するシヤーピンと一体で、ボールジョイントヨークである。それ故に、上述されたボールジョイントの存在は、ファンケースがこの同一のケースに機械的に接続されたシヤーピンの曲げによって引き起こされるような有害な効果から実質的に防がれることを暗示する。
【００２３】
依然として好ましくは、シヤーピンがボールヨークにスライド可能に取り付けられる。この種類のアセンブリは、ピンの軸によって画定された方向において、ピンとボールジョイントとの間の相対的な移動を可能にする利点を有する。これは、特にエンジンがボールジョイント内でスライドすることを可能にするシヤーピンと共に接続されたその領域のレベルで過大応力に耐えることなく、変形され得ることという意味で興味を起こさせる。参考までに、この特異性は、特にエンジンの延伸段階（ｅｌｏｎｇａｔｉｏｎ ｐｈａｓｅｓ）中に非常に有利になり、ファンケースと各側部の前方エンジン取り付け部のクレビスとの間の分離された間隙を引き起こすことはない。
【００２４】
好ましくは、複数の取り付け部もまた、ターボジェットエンジンの垂直方向に作用された負荷を伝達するように設計された機尾エンジン取り付け部を備える。この機尾エンジン取り付け部は、好ましくはターボジェットエンジンの垂直方向に作用された負荷のみを伝達するように設計され、複数のエンジン取り付け部もまた、ターボジェットエンジンの長手方向及びターボジェットエンジンの垂直方向によって画定された上述された平面によって貫通されるようにファンケースに固定された第３のエンジン取り付け部を備え、第３のエンジン取り付け部がターボジェットエンジンの横方向に作用された負荷のみを伝達するように設計されている。
【００２５】
この構成において、その結果、第１の前方エンジン取り付け部、第２の前方エンジン取り付け部、及び第３の前方エンジン取り付け部がファンケースの周囲環状部分上に固定され、前方エンジン取り付け部が有利には互いから非常に分離された位置で前方エンジン取り付け部に占有されることを可能にさせる。
【００２６】
好ましくは、第１のエンジン取り付け部及び第２のエンジン取り付け部は、ターボジェットエンジンの長手方向の軸及びそれらの横方向によって画定された平面によって貫通される。それ故に、負荷がターボジェットエンジンの軸で伝達されるので、後方部分の長手方向の曲げは有利には相当減少される。
【００２７】
最後に、代替実施形態が複数の取り付け部を備え、この複数の実施形態は上述された第３の前方取り付け部を備えておらず、依然として、平衡のとれたアセンブリシステム（ｉｓｏｓｔａｔｉｃ ａｓｓｅｍｂｌｙ ｓｙｓｔｅｍ）を形成する複数のエンジン取り付け部を得ることの目的と共に、側面スラストリンクを有する種類のスラスト過重を伝達するための装置を有することなく、機尾のエンジン取り付け部がターボジェットエンジンの横方向に作用された負荷を伝達するように設計されることに留意されるべきである。
【００２８】
さらに、本発明の主題は、ちょうど提示されたそのようなエンジンアセンブリの少なくとも１つを備える航空機である。
【００２９】
他の利点及び本発明の特性は詳細に現れており、以下に提供された説明は制限するものではない。
【００３０】
この説明は、添付された図面を参照される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３１】
図１を参照して、本発明の第１の好ましい実施形態による航空機エンジンアセンブリ１を理解し、このアセンブリ１は航空機（図示せず）の翼の下に固定されるように設計される。
【００３２】
全体的に、エンジンアセンブリ１は、ターボジェットエンジン２、エンジンマウント４、及び複数のエンジン取り付け部６ａ，６ｂ，８，９を備え、この複数のエンジン取り付け部６ａ，６ｂ，８，９は、このエンジンマウント４の下にターボジェットエンジン２の固定を確実にする（取り付け部６ｂは、この図１における取り付け部６ａによって隠されている。）。参考までに、アセンブリ１がナセル（ｎａｃｅｌｌｅ）（図示せず）によって囲まれるように設計され、エンジンマウント４が、航空機の翼の下にこのエンジン１のサスペンションを確実にすることを可能にさせる他の一連の取り付け部（図示せず）を備えていることに留意されたい。
【００３３】
説明の残りの部分において、慣習によって、Ｘはターボジェットエンジン２の長手方向に平行な方向を意味し、Ｙは、この同一のターボジェットエンジン２に対して横方向に位置付けられた方向を意味し、Ｚは、垂直方向又は高さ方向を意味し、これらの３つの方向は互いに直交する。
【００３４】
さらに、“前方”及び“機尾”という用語は、ターボジェットエンジン２によって作用された推進力に続いて航空機の移動方向に関係し、この方向は矢印７によって図式的に図示されていることを理解されたい。
【００３５】
図１において、エンジンマウントの１つの剛構造部１０しか示されていないことを理解することができる。空力カウリングを支持しつつ、異なるシステムの分離及び支持を確実にする２次構造などの、このエンジンマウント４の図示されていない他の構成要素は、先行技術に見られる構成要素と同一又は類似の従来の構成要素であり、当業者に周知である。結果として、それらの構成要素の詳細は、提供されていない。
【００３６】
さらに、ターボジェットエンジン２は、環状のファンダクト１４の範囲を定めている巨大なファンケース１２を前部に有し、後方に向けて、このターボジェットエンジンのコアを取り囲んでいる小さいサイズの中央ケース１６を備えている。最後に、中央ケース１６が中央ケース１６より大きいサイズの排気ケース１７まで機尾方向に延在される。ケース１２、１６、及び１７は、明らかに互いに固着されている。
【００３７】
図１で理解し得るように、第１の前方エンジン取り付け部６ａ及び第２の前方エンジン取り付け部６ｂは、両方ともファンケース１２上に固定され、軸５及びＺ方向によって画定された平面Ｐに対して対称的に固定される。
【００３８】
実際に、直ちに図２を参照すると、図式的に図示された第１の取り付け部６ａ及び第２の取り付け部６ｂは、この平面Ｐに対して対称的に配置され、好ましくは、ファンケース１２の周囲環状部分上に両方とも配置され、より具体的には、この同一部分の後方部分上に配置されることが理解され得る。
【００３９】
第１の前方エンジン取り付け部６ａ及び第２の前方エンジン取り付け部６ｂが、ファンケース１２の円筒状の外部表面１８を有する周囲環状部分上の全く反対の位置であり、そのために、第１の前方エンジン取り付け部６ａ及び第２の前方エンジン取り付け部６ｂは長手方向の軸５及びＹ方向によって画定された第２の平面Ｐ’によって互いに横断される。
【００４０】
図２の矢印によって図式的に示されるように、第１の前方エンジン取り付け部６ａ及び第２の前方エンジン取り付け部６ｂのそれぞれがＸ方向及びＺ方向においてターボジェットエンジン２によって発生された負荷を伝達することが可能であるように設計されており、Ｙ方向における負荷には作用しない。
【００４１】
この方法において、２つの取り付け部６ａ及び６ｂは、互いから大いに離間され、Ｘ方向に作用されたモーメントの伝達及びＺ方向に作用されたモーメントの伝達を共同で確実にする。
【００４２】
依然として図２を参照して、図式的に図示された第３の前方エンジン取り付け部８を見ることができ、この第３の前方エンジン取り付け部８もまた、ファンケース１２の周囲環状部分上に固定され、好ましくはこの部分の後方部分上に固定される。
【００４３】
取り付け部６ａ、６ｂ、８は、エンジンの構造部分（図示されず）を介してケース１２の周囲環状部分上に固定され、好ましくは、周囲環状部分の後方部分上に配置される。それにもかかわらず、エンジンの構造部分が周囲環状部分上により前方に配置されたエンジンに遭遇することが可能になり、取り付け部６ａ、６ｂ、８もまたエンジンに対してより前方に固定されていることを暗示し、依然としてファンケース１２の周囲環状部分上に固定されていること暗示する。
【００４４】
第３の取り付け部８は、ファンケース１２の最も高い部分上に配置され、それ故に周囲環状部分の最も高い部分上に配置され、結果として、上述された第１の平面Ｐによって想像上で貫通される。さらに、３つの取り付け部６ａ，６ｂ及び８は、好ましくはＹＺ平面（図示せず）によって貫通される。
【００４５】
図２の矢印によって図式的に示されるように、第３のエンジン取り付け部８は、Ｙ方向におけるターボジェットエンジン２によって発生された負荷のみを伝達することができるように設計され、それ故にＸ方向及びＺ方向における負荷には作用しない。
【００４６】
依然として図２を参照して、図式的に示された機尾のエンジン取り付け部９を見ることができ、この機尾のエンジン取り付け部は剛構造部１０（この図では可視できない）及び排気ケース１７との間に固定され、好ましくは、最も大きい直径を有するこのケース１７の一部分で固定される。参考までに、この機尾の取り付け部９が、好ましくは第１の平面Ｐによって想像上で貫通されることが明示される。
【００４７】
図２の矢印によって図式的に示されるように、機尾のエンジン取り付け部９は、Ｚ方向においてターボジェットエンジン２によって発生された負荷のみを伝達することができるように設計され、それ故にＸ方向及びＹ方向における負荷には作用されない。
【００４８】
この方法において、それ故に、この取り付け部９は、２つの前方取り付け部６ａ及び６ｂと共に共同で、Ｙ方向に作用するモーメントの伝達を確実にする。
【００４９】
当然ながら、この機尾の取り付け部９は、異なって配置されることができ、すなわちターボジェットエンジン２の中央ケース１６上に配置され、好ましくは中央ケース１６のより機尾部分上に配置され、又は同様に中央ケース１６と排気ケース１７との間の接合部２０の高さ（ｌｅｖｅｌ）で配置される。
【００５０】
エンジン取り付け部８及び９が図１及び図２で図式的に図示されることに留意され、それらの取り付け部が、例えば、リンク及びブラケットの組立体に関連した取り付け部のように、当業者によって周知な任意の形状に製造され得ることを理解されなければならない。
【００５１】
しかしながら、前方の取り付け部６ａ，６ｂの設計は、本発明の特異性を構成し、図５及び図６を参照することで、以下に詳細に記載される。
【００５２】
上記に記載されたように、ちょうど記載された構成に関連した主要な利点の一つは、ファンケース１２上の前方のエンジン取り付け部分６ａ、６ｂ、８の特定の位置が、航空機の様々な飛行状況の間に中央ケース１６の曲げをかなり減少するように導き、それ故に、この中央ケース１６に対する圧縮機及びタービンブレードの摩擦のために磨耗を十分に減少させるという事実である。さらに、他の利点は、エンジンの製造中に、操作の間隙を減少し、それによって、より大きい出力を得るという可能性に存在している。
【００５３】
図４を参照して、エンジンマウントの一の実施形態を見ることができ、エンジンマウントの剛構造部１０のみが図示されることを理解し得る。
【００５４】
第１に、この剛構造部１０が上記に記載された第１の平面Ｐに対して対称的になるように設計されることが明言されなければならない。
【００５５】
この剛構造１０は、中央トルクボックス２２を備え、このトルクボックス２２は、Ｘ方向において剛構造部１０の一端から他端まで延在し、この同一方向に略平行に延在する。参考までに、このボックス２２は、上部スパー、下部スパー、及び２つの側部パネルの組立体によって形成されることができ、この２つの側部パネル（参照符号なし）が平行なＸＺ平面においてＸ方向に延在し、平行なＹＺ面において方向付けられた横方向のリブ（図示せず）によって互いに接続される。
【００５６】
さらに、このボックス２２の一の前方端部の高さで、剛構造部１０は、２つの横方向のボックス２４ａ，２４ｂを支持し、この横方向のボックス２４ａ，２４ｂは、Ｙ方向でボックス２２の両方の側部上に突出する。
【００５７】
２の横方向のボックス２４ａ，２４ｂは、２つの前方エンジン取り付け部６ａ，６ｂをそれぞれ支持し、好ましくは、２の横方向のボックス２４ａ，２４ｂのそれぞれが、互いに円状の断面を有する略円筒状の架空の表面（図示せず）の一部の境界を定めている下部外皮２６ａ，２６ｂ、及びターボジェットエンジンの中央ボックス２２及び長手方向の軸５に平行な長手方向の軸３４を有する。すなわち、２つの下部外皮２６ａ，２６ｂのそれぞれが、この架空の表面に対して接触し、且つ架空の表面の周りにそれ自体を位置付けることを可能にするように適合された湾曲部を有する。従って、一般的に、２つの横方向のボックス２４ａ，２４ｂは、ターボジェットエンジン２の中央ケース１６の周りに、且つ中央ケース１６から離隔して位置付けられることを可能にする、円状の断面を有する略円筒形状のエンベロプ（ｅｎｖｅｌｏｐｅ）／ケージ部分を形成する。当然ながら、この構成は、アセンブリ１を通じて二次空気流の流れを推進する。
【００５８】
さらに、図４に図式的に図示されるように、前方エンジン取り付け部６ａは、横方向のボックス２４ａの前方クロージャフレーム２８ａに固着される一方、前方エンジン取り付け部６ｂは、横方向のボックス２４ｂの前方クロージャフレーム２８ｂと一体に製造され、前方エンジン取り付け部８がボックス２２の前方クロージャフレーム２８ａ上に取り付けられ、フレーム２８ａ，２８ｂ，３１が同一のＹＺ平面内に配置されている。
【００５９】
さらに、平面Ｐ’に平行なクロージャプレート４８ａ，４８ｂ上の前方エンジン取り付け部６ａ，６ｂをそれぞれ固定するために設けられ、好ましくは、この同一平面によって横断されるように配置され、それによって、それらのクロージャプレート４８ａ，４８ｂは、ボックス２４ａの下部分及びボックス２４ｂの下部分をそれぞれ閉口し、それ故に、外皮の下方端部、及び関連したボックスの前方のクロージャフレーム及び機尾のクロージャフレームに接続する。
【００６０】
図３を参照して、本発明の第２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（エンジンマウントは図示せず）を理解することができる。
【００６１】
このアセンブリは、第１の好ましい実施形態のフレーム構造に記載された構造に類似している。それ故に、同一の参照数字を有している構成要素は、同一の構成要素又は類似の構成要素に対応する。
【００６２】
第２の好ましい実施形態によって存在したこの主な差異は、第３の前方エンジン取り付け部を取り除くこと、及び機尾エンジン取り付け部９がＺ方向で作用されている負荷の伝達だけではなく、Ｙ方向で作用されている負荷の伝達を確実にすることを提供することをから成る。
【００６３】
従って、第１の実施形態に似ているこの第２の好ましい実施形態は、平衡のとれたアセンブリシステムを形成している複数のエンジン取り付け部を得ることを可能にさせる代替方法を提供する。
【００６４】
直ちに図５及び図６を参照して、側面の前方エンジン取り付け部６ａを示し、側面の前方エンジン取り付け部６ａは、当然ながら平面Ｐに対して側面の前方エンジン取り付け部６ｂと同一であり、且つ対称的であり、横方向のボックス２４ａの前方クロージャフレーム２８ａ及びクロージャプレート４８ａと一体であるクレビス３０を備え、このクレビス３０は、Ｙ方向に離隔された２つの壁部又はヘッド部３２ａ，３２ｂを有し、それぞれＸＺ平面に沿って配置されている。
【００６５】
２つの壁部のそれぞれは、Ｙ方向に方向づけられたオリフィス３４ａ，３４ｂを有し、オリフィス３４ａ，３４ｂはシヤーピン３６の外部端部によって連続的に貫通される。より具体的には、Ｙ方向に方向づけられたシヤーピン３６はクレビス３０の壁部上に構築され、それによって、ピン３６がこのクレビスと一体になることを考慮することが可能になる。
【００６６】
安全上の役割を果たすように、壁部及びシヤーピンが“２重”のタイプ、すなわち“二重安全式”機能として周知であるタイプにすることができることは、明記される。
【００６７】
さらに、シヤーピン３６は、図６に最も良く可視されるように、ファンケース１２に機械的に接続された内部端部を備える。機械的な接続は、ケース１２内に構築されたケース４０を備えているボールジョイント３８を介して達成され、ピン３６の内部端部を受容するように貫通されたボールジョイントヨーク４２を支持している。しかしながら、ここで、ボールジョイントヨーク４２におけるピン３６のスライドアセンブリは、ピン３６の組み合わされた長手方向の軸及びヨーク４２の貫通部によって画定された方向におけるそれら２つの要素の間の相対的な移動を可能にするために好ましく、それ故にＹ方向に対応する。
【００６８】
当然、様々な改善は、当業者によって、例としてではなく単に記載された航空機用エンジンアセンブリ１に対して行われる場合がある。この点において、特にエンジンアセンブリ１が航空機の翼の下に取り付けられるために適合された構成に存在されるかどうかを示唆し、このアセンブリ１がこの同一の翼の上方に又は航空機の胴体の機尾部分でさえ取り付けられることを可能にする異なる構成を有することもできることを示唆している。
【図面の簡単な説明】
【００６９】
【図１】本発明の第１の好ましい実施形態による航空機エンジンアセンブリの図式の側面図である。
【図２】エンジン取り付け部の配置をより明白に示すために、エンジンマウントが削除された、図１に示されたアセンブリのターボジェットエンジンの図式の側面図である。
【図３】アセンブリが本発明の第２の好ましい実施形態の形態で存在される、図２に示されたターボジェットエンジンに類似の図である。
【図４】図１に示されたアセンブリのエンジンマウントの斜視図である。
【図５】図１に示されたエンジンアセンブリに属している前方取り付け部の詳細な斜視図である。
【図６】図５の平面Ｐ’に沿って、この同一の前方取り付け部の部分断面図である。
【符号の説明】
【００７０】
１ エンジンアセンブリ
２ ターボジェットエンジン
４ エンジンマウント
５ 軸
６ａ 第１の前方エンジン取り付け部
６ｂ 第２の前方エンジン取り付け部
７ 矢印
８ 第３の前方エンジン取り付け部
９ 機尾エンジン取り付け部
１０ 剛構造部
１２ ファンケース
１４ ファンダクト
１６ 中央ケース
１７ 排気ケース
１８ 外部表面
２０ 接合部
２２ 中央トルクボックス
２４ａ 横方向のボックス
２４ｂ 横方向のボックス
２６ａ 下部外皮
２６ｂ 下部外皮
２８ａ 前方クロージャフレーム
２８ｂ 前方クロージャフレーム
３０ クレビス
３１ フレーム
３２ａ 壁部
３２ｂ 壁部
３４ａ オリフィス
３４ｂ オリフィス
３６ シヤーピン
３８ ボールジョイント
４０ ケース
４２ ボールジョイントヨーク
４８ａ クロージャプレート
４８ｂ クロージャプレート
Ｐ 第１の平面
Ｐ’ 第２の平面
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボジェットエンジン（２）、エンジンマウント（４）、及び前記エンジンマウント（４）と前記ターボジェットエンジン（２）との間に挿入された複数のエンジン取り付け部（６ａ，６ｂ，８，９）を備えている航空機用エンジンアセンブリ（１）であって、
前記複数のエンジン取り付け部（６ａ，６ｂ，８，９）は、第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）及び第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）を備え、前記第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）及び前記第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）が、前記ターボジェットエンジンのファンケース（１２）に固定され、且つ前記ターボジェットエンジンの長手方向の軸（５）及び前記ターボジェットエンジンの垂直方向（Ｚ）によって画定された平面に対して対称的に配置され、
前記第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）及び前記第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）のそれぞれが、前記ターボジェットエンジン（２）の長手方向（Ｘ）及び前記ターボジェットエンジン（２）の垂直方向（Ｚ）に作用された負荷を伝達するように設計され、
前記第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）及び前記第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）のそれぞれが、前記ターボジェットエンジン（２）の横方向（Ｙ）に方向づけられ、且つ前記ファンケース上に取り付けられたシヤーピン（３６）、及び、前記エンジンマウント上に固定され、且つ２つの壁部（３２ａ，３２ｂ）を有するクレビス（３０）を備えている航空機用エンジンアセンブリ（１）において、
前記第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）及び前記第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）のそれぞれに関して、前記シヤーピン（３６）が前記クレビス（３０）の両方の前記壁部（３２ａ，３２ｂ）を貫通し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】
前記ファンケース（１２）上に固定されたケース（４０）、及び前記シヤーピン（３６）を支持するボールヨーク（４２）を備えているボールジョイント（３８）も備えていることを特徴する請求項１に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項３】
前記シヤーピン（３６）が前記ボールヨーク（４２）内にスライド可能に設けられていることを特徴とする請求項２に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項４】
前記複数の取り付け部（６ａ，６ｂ，８，９）もまた、前記ターボジェットエンジン（２）の垂直方向（Ｚ）に作用された負荷を伝達するように設計された機尾のエンジン取り付け部（９）を備え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航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項５】
前記機尾のエンジン取り付け部（９）が前記ターボジェットエンジン（２）の垂直方向（Ｚ）に作用された負荷のみを伝達するように設計され、前記複数のエンジン取り付け部（６ａ，６ｂ，８，９）もまた、前記ターボジェットエンジン（２）の長手方向の軸（５）及び前記ターボジェットエンジン（２）の垂直方向（Ｚ）によって画定された前記平面によって貫通されるように、前記ファンケース（１２）に固定された第３の前方エンジン取り付け部（８）を備え、
前記第３の前方エンジン取り付け部（９）が前記ターボジェットエンジンの横方向（Ｙ）に作用された負荷のみを伝達するように設計されていることを特徴とする請求項４に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項６】
前記第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）、前記第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）、及び前記第３の前方エンジン取り付け部（８）は、前記ファンケース（１２）の周囲環状部分（１８）上に固定されていることを特徴とする請求項５に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項７】
前記第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）及び前記第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）が、前記ターボジェットエンジン（２）の長手方向の軸（５）及び前記ターボジェットエンジンの横方向（Ｙ）によって画定された平面によって貫通されることを特徴とする請求項１〜６のいずれか一項に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項８】
前記機尾のエンジン取り付け部（９）が、前記ターボジェットエンジン（２）の横方向（Ｙ）に作用された負荷を伝達するように設計されていることを特徴とする請求項４に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項９】
前記機尾のエンジン取り付け部（９）が前記ターボジェットエンジン（２）の中央ケース（１６）上に固定されていることを特徴とする請求項１〜８のいずれか一項に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項１０】
前記複数のエンジン取り付け部（６ａ，６ｂ，８，９）が平衡のとれたアセンブリシステムを形成することを特徴とする請求項１〜９のいずれか一項に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項１１】
請求項１〜１０のいずれか一項に記載の前記エンジンアセンブリの少なくとも１つを備えていることを特徴とする航空機。
【請求項１】
ターボジェットエンジン（２）、エンジンマウント（４）、及び前記エンジンマウント（４）と前記ターボジェットエンジン（２）との間に挿入された複数のエンジン取り付け部（６ａ，６ｂ，８，９）を備えている航空機用エンジンアセンブリ（１）であって、
前記複数のエンジン取り付け部（６ａ，６ｂ，８，９）は、第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）及び第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）を備え、前記第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）及び前記第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）が、前記ターボジェットエンジンのファンケース（１２）に固定され、且つ前記ターボジェットエンジンの長手方向の軸（５）及び前記ターボジェットエンジンの垂直方向（Ｚ）によって画定された平面に対して対称的に配置され、
前記第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）及び前記第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）のそれぞれが、前記ターボジェットエンジン（２）の長手方向（Ｘ）及び前記ターボジェットエンジン（２）の垂直方向（Ｚ）に作用された負荷を伝達するように設計され、
前記第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）及び前記第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）のそれぞれが、前記ターボジェットエンジン（２）の横方向（Ｙ）に方向づけられ、且つ前記ファンケース上に取り付けられたシヤーピン（３６）、及び、前記エンジンマウント上に固定され、且つ２つの壁部（３２ａ，３２ｂ）を有するクレビス（３０）を備えている航空機用エンジンアセンブリ（１）において、
前記第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）及び前記第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）のそれぞれに関して、前記シヤーピン（３６）が前記クレビス（３０）の両方の前記壁部（３２ａ，３２ｂ）を貫通し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】
前記ファンケース（１２）上に固定されたケース（４０）、及び前記シヤーピン（３６）を支持するボールヨーク（４２）を備えているボールジョイント（３８）も備えていることを特徴する請求項１に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項３】
前記シヤーピン（３６）が前記ボールヨーク（４２）内にスライド可能に設けられていることを特徴とする請求項２に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項４】
前記複数の取り付け部（６ａ，６ｂ，８，９）もまた、前記ターボジェットエンジン（２）の垂直方向（Ｚ）に作用された負荷を伝達するように設計された機尾のエンジン取り付け部（９）を備え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航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項５】
前記機尾のエンジン取り付け部（９）が前記ターボジェットエンジン（２）の垂直方向（Ｚ）に作用された負荷のみを伝達するように設計され、前記複数のエンジン取り付け部（６ａ，６ｂ，８，９）もまた、前記ターボジェットエンジン（２）の長手方向の軸（５）及び前記ターボジェットエンジン（２）の垂直方向（Ｚ）によって画定された前記平面によって貫通されるように、前記ファンケース（１２）に固定された第３の前方エンジン取り付け部（８）を備え、
前記第３の前方エンジン取り付け部（９）が前記ターボジェットエンジンの横方向（Ｙ）に作用された負荷のみを伝達するように設計されていることを特徴とする請求項４に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項６】
前記第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）、前記第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）、及び前記第３の前方エンジン取り付け部（８）は、前記ファンケース（１２）の周囲環状部分（１８）上に固定されていることを特徴とする請求項５に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項７】
前記第１の前方エンジン取り付け部（６ａ）及び前記第２の前方エンジン取り付け部（６ｂ）が、前記ターボジェットエンジン（２）の長手方向の軸（５）及び前記ターボジェットエンジンの横方向（Ｙ）によって画定された平面によって貫通されることを特徴とする請求項１〜６のいずれか一項に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項８】
前記機尾のエンジン取り付け部（９）が、前記ターボジェットエンジン（２）の横方向（Ｙ）に作用された負荷を伝達するように設計されていることを特徴とする請求項４に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項９】
前記機尾のエンジン取り付け部（９）が前記ターボジェットエンジン（２）の中央ケース（１６）上に固定されていることを特徴とする請求項１〜８のいずれか一項に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項１０】
前記複数のエンジン取り付け部（６ａ，６ｂ，８，９）が平衡のとれたアセンブリシステムを形成することを特徴とする請求項１〜９のいずれか一項に記載の航空機用エンジンアセンブリ（１）。
【請求項１１】
請求項１〜１０のいずれか一項に記載の前記エンジンアセンブリの少なくとも１つを備えてい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２００９−５１０３１５（Ｐ２００９−５１０３１５Ａ）
【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２００８−５３２７７０（Ｐ２００８−５３２７７０）
【出願日】平成１８年９月２６日（２００６．９．２６）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２００６／０６６７６５
【国際公開番号】ＷＯ２００７／０３６５２７
【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／ＥＰ２００６／０６６７６５
【国際公開番号】ＷＯ２００７／０３６５２７
【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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