本発明は航空機用エンジンアセンブリ用の新規な後部アタッチメント(10)に関する。本発明に係るアタッチメント(10)は二つの３点シャックル(12,12')を備えた二重ブーメラン構造体を具備してなり、当該シャックル(12,12')は、ただ四つの取り付けポイント(22,24,22',24')がマスト(6)に設けられかつ二つの取り付けポイントがエンジン(3)に設けられるように二重にされるが、ここでフェイルセイフ機能が二重構造体(12a,12b)によって実現される。本発明は安全基準を犠牲にすることなく、より軽量な構造体を実現する。
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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。
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【課題】工業用ガスタービン内の燃焼過程を観察するためのカメラ（１０３）を備える液冷式燃焼用カメラアセンブリ（１００）を提供すること。
【解決手段】液冷式燃焼用カメラアセンブリは、３重同心管アセンブリ（１０６、１０８、１１０）、および３重同心管アセンブリ（１０６、１０８、１１０）の第１の端部に配置された窓蓋（１０２）をさらに備える。カメラ（１０３）は、窓蓋（１０２）に隣接してその後ろに配置され得る。３重管アセンブリ（１０６、１０８、１１０）は、それぞれの管の間に、冷却材の流れを入口（１２４）からカメラ（１０３）へ、またカメラ（１０３）から出口（１２６）へ導くチャネルを形成することができる。冷却材は水でもよい。窓蓋（１０２）は円筒形で、直径が１インチ（２．５４ｃｍ）を超えずにおくことができる。窓蓋（１０２）はろう付け石英ガラスでもよい。 （もっと読む）

本発明は、エンジン及びエンジンサスペンションパイロン（４）を備えている航空機用エンジンアセンブリ（１）であって、前記アセンブリは熱交換システム（１０４）を備えており、前記熱交換システム（１０４）が第２の排出口（１１２a）を有し、排出口（１１２a）がボックスとエンジンとの間に配置され、エンジンサスペンション（８）から機尾に配置されている航空機用エンジンアセンブリ（１）に関係する。さらに、熱交換システム（１０４）の熱交換部（１１４）が機尾空力フェアリング（６６）の内側に少なくとも部分的に配置され、この機尾空力フェアリング（６６）が前記機尾エンジンサスペンション（８）から機尾に全体的に配置されている。
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本発明は、航空機用のエンジンアセンブリを連結するための新規なエンジン取り付け用構造体に関する。このエンジン取り付け用構造体(50)は、機械的に組み立てられた外皮(40)によって覆われた、たとえば溶融すなわち溶接によって構成された一体型フレーム構造体(20)を具備してなる。有利なことには、補強材(30)は荷重応力ポイント(26)に対して機械的に取り付けられる。本発明の二重構造体(30,40)は、機械的組み立てによって安全基準を順守しつつ、一体化から得られる最大限の利益をもたらす。
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本発明はエンジンマウントの剛体構造に航空機のエンジンを組み付ける方法に関するものであり、その方法は、エンジン取り付け部品に関して取り付けボディを固定し、取り付けボディは前方に向けられた剛体構造の接触面に対して配置されるようになっており、この剛体構造に、第１の一次開口部と第２の一次開口部とを貫通する少なくとも１つのシェアピン（６８）を通して固定する、剛体構造（１０）に固定するステップを含み、そのボディ（４６）の固定ステップは、−第２の開口部に対向して第１の開口部を配置するための、エンジンマウントに対してエンジンを仮位置決めする作業と、−２つの開口部を貫通して凸状のセンタリングヘッドと適合されたピンを挿入し、このピンがシェアピンを形成する作業とを含んでいる。
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【課題】航空機の胴体の後方上部位置に後部ターボジェットエンジンを固定する構造において、空気抵抗を小さくする。
【解決手段】本発明が対象とする航空機用ターボジェットエンジン（１）は、前記ターボジェットエンジンの強固な構造体（１１）に固定されてモノブロックのアセンブリを形成するようになっている尾翼（７）を少なくとも一つ支えることを特徴とする。また、そのターボジェットエンジンは、前記ターボジェットエンジンの作動に必要な付属装置の一つまたは複数を支えることもできる。本発明は、また、そのようなターボジェットエンジンを装備した航空機、及びそのようなターボジェットエンジンを航空機に取り付ける方法にも関するものである。 （もっと読む）

本発明は航空機用のエンジンアセンブリ(１)に関し、当該アセンブリはエンジン(６)とこのエンジンを固定するためのデバイス(４)とを具備してなり、この固定デバイスは、航空機の翼システムとエンジンとの間に配置されるよう設計されており、しかも剛構造体(８)と、この剛構造体にエンジンを固定するための手段とを具備してなり、固定手段は第１のファスナー(１０)と第２のファスナー(１２)とから構成されている。本発明は、第１のファスナーがそれぞれエンジンのファンケーシング(１８)に対して取り付けられた二つの側方ファスナー半体(１０ａ)を具備してなり、かつ第２のファスナーがエンジンの中心ケーシング(２２)の前部に対して取り付けられていることを特徴とする。
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本発明は航空機のエンジン（２）ためのエンジンマウント（４）であって、前部閉鎖リブ（３６）によって前端部を閉鎖されたボックスを形成している剛体構造（１０）を具備したエンジンマウントと、特に前記剛体構造（１０）に固定的に組み付けられた取り付けボディ（４６）を備えた前部エンジン取り付け部品（６）を具備しているエンジン組み付けシステム（１１）とに関する。本発明によれば、取り付けボディ（４６）は前面（３８）に対向して配置され、エンジンマウント（４）は少なくとも1つのシェアピン（６８）を具備し、シェアピンは取り付けボディ（４６）と前部閉鎖リブ（３６）とを少なくとも部分的に貫通している。
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本発明は、シールセグメント（３１）とこのシールセグメント（３１）に結合された部品終端部（３２）とから成る耐熱性漏れ止め装置（３０）に関する。シールセグメント（３１）と部品終端部（３２）を結合するために、たわみシール要素（３３）が利用されている。その主な特性は、たわみシール要素（３３）がシールセグメント（３１）に接する部品並びに部品終端部（３２）の熱膨張並びに相対運動を補償することにある。たわみシール要素（３３）並びにシールセグメント（３１）は僅かしか損耗せず、長い寿命を有する。本発明はまた、耐熱性漏れ止め装置（３０）を有する燃焼器（４）並びにそのような燃焼器（４）を備えたガスタービン（１）に関する。
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