(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機に動力を与えるためのガスタービンエンジン（10）と、該ガスタービンエンジンを収容するナセル（12）と、
前記航空機から懸下されたパイロン（18）と、
前記ナセルを該パイロンに固定するためのサポートと
を具備する、航空機にガスタービンエンジンを取り付けるための取り付け装置において、
前記サポートは、
第１パイロン取り付け点（54）と、
第２パイロン取り付け点（54）と、
第１ナセル取り付け点（50）と、
第２ナセル取り付け点（50）と、
前記パイロン取り付け点（54）の内の１つと前記ナセル取り付け点（50）の内の１つとを結合する第１リンク（22）と、
前記パイロン取り付け点（54）の他方と前記ナセル取り付け点（50）の他方とを結合する第２リンク（24）と
を有し、
前記第１及び第２ナセル取り付け点（50）間の距離を前記第１及び第２パイロン取り付け点（54）間の距離よりも小さくし、前記ナセル用の瞬間回転中心を規定し、使用中、該瞬間回転中心の後方位置で前記ナセルの軸に直角な方向に該ナセルに作用する全空動負荷を該ナセルが受けた時に、該ナセルが前記パイロン及び該パイロンに作用する前記空動負荷による該パイロン及び該ナセルの角変位に抗して回転する構成とした４バーリンク機構（20）の装置を具備する取り付け装置。
【請求項２】
さらに、前記リンク機構をその中立位置の方へ付勢するための付勢手段（66,68）を接続した請求項１に記載の取り付け装置。
【請求項３】
さらに、前記リンク仕掛装置の移動を制限するための少なくとも１つのバンパー（282）を設置した請求項１又は２に記載の取り装置。
【請求項４】
前記第１及第２リンクの各々は、上部リンク（22,24）とこれに上下に整合する下部リンク（32,34）から成り、これらはそれぞれの上方及び下方取り付け点に取り付けられている請求項１ないし３のいずれかに１に記載の取り付け装置。
【請求項５】
前記第１及び第２リンクの各々は前記上方及び下方取り付け点を通る軸に平行な板（122,124;222,224）より成る請求項１ないし３のいずれかの１に記載の取り付け装置。
【請求項６】
前記第１及び第２リンクの各々の少なくとも一方の取り付け部は可撓性のちょうつがい（52;153）である請求項１ないし５のいずれかの１に記載の取り付け装置。
【請求項７】
前記第１及び第２リンクの各々の両方の取り付け部は可撓性のちょうつがいである請求項６に記載の取り付け装置。
【請求項８】
前記第１及び第２ナセル取り付け点（50）は、それぞれ第３及び第４サイド・リンクから成る第２リンク機構によって前記ナセルに架設された中間部材に設けられ、該第３及び第４リンクの取り付け点同士が該中間部材の取り付け点同士よりも接近しており、前記第２リンク機構が、前記パイロン及び前記中間部材間で該リンク仕掛けに対して当該取り付け装置の長手軸の周りに90−回転されている請求項１ないし７のいずれかの１に記載の取り付け装置。
【発明の詳細な説明】
技術分野
この発明は、ガスタービンエンジン、特に、それの取り付け装置に関する。
発明の背景
航空機を推進するのに使用される典型的なガスタービンエンジンはナセル（nacelle）に収容されている。パイロン（pylon）がナセルを航空機に固定する。新世代のタービンエンジンは、より大径のファンを収容するより大きな直径のナセルを有するようになって来ている。
この新しいエンジンの欠点は、ナセルがより大径になったことによりより大きな空動負荷（aerodynamic load−空気動力学的負荷）を受けることである。空動負荷が増加すると、ナセルのピッチと片ゆれ（偏ゆれ（yaw））の角変位が大きくなる。ナセルの位置が変位すると、空動負荷の分布が変わり、変位が更に増加し、空動負荷が更に増大することになる。ナセルの角変位によって生じる問題の１つに、ナセルの中心線がナセルに入って来る自由空気流（free air stream）と一致しなくなるということである。このような不一致は、ナセルに作用しこれを大きく偏らせることまでもする運動量反作用（momentum reaction force）を生じさせることになるからである。従って、空動負荷及びこの空動負荷によって発生した運動量（momentum）の両方がナセルの角変位の原因になる。パイロンが弾性を持つので、ついにはナセルを振り子のように他の側へ振り、サイクルが始まる。この振り子の効果が、フラッターとして知られている航空機翼の振動を生じさせ得ることになる。激しい振動やフラッターは、航空機の翼を損傷させる場合がある。
ナセルの変位と翼のフラッターを減少させるための１つの解決策は、航空機の翼を強化するための大きな重量を付加することである。しかし、公知なように、重量を付加することはガスタービン及び航空機には極めて望ましくない。従って、大径のナセルとファンとを有する新しいエンジンには翼のフラッターの問題が制約になっている。
発明の開示
この発明によれば、ガスタービンエンジンを収容するナセルと、このナセルとガスタービンエンジンとを航空機の翼に取り付けるパイロンとの間のリンク仕掛装置が、空動負荷によるナセルの変位に抗するようにナセルを操作する。このリンク仕掛装置は、ナセルを全空動負荷がかかる点の前方に位置する瞬間回転中心の周りに枢動させる。この操作運動は、４バーリンク機構（four bar linkage mechanism）の運動を実質的に二重に重畳することによって達成される。複数のばねがナセルをその原中心位置に復帰させる。応用例の特殊性に応じて、この発明のリンク仕掛装置は、ナセルの変位を軽減し、除去し又は過剰補償をするように設定されている。
この発明の一つの利点は、リンク仕掛装置は航空機に大きな重量を付加しないということである。この発明の今一つの利点は、高価なハーアドウエアやソフトウエアを要し、追加の重りを必要とし、大きな故障の可能性が加わる複雑な能動的な制御機構を必要としない受動装置によって操作が達成されることである。
この発明の前記及び他の目的及び利点は、添付の図面に示すごとく、この発明の実施形態の次の詳細な説明に照らして明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
図１は、本発明に基づき、リンク仕掛装置によってパイロンに取り付けられたナセルに収容されるガスタービンエンジンを含むアセンブリーを簡略化して図的に示すものである。
図２は、図１のリンク仕掛装置を拡大し、簡略化し、図的に示すものである。
図３は、図２のリンク仕掛装置によってパイロンに架設されたナセルを簡略化し、図的に示したものである。
図４は、図３のリンク仕掛装置によってパイロンに架設されたナセルが、リンク仕掛装置によって変位を除かれた状態になるのを、簡略化し、図的に示したものである。
図５は、図３のリンク仕掛装置によってパイロンに架設されたナセルが、リンク仕掛装置によって変位の低減された状態になるのを、図的に示したものである。
図６は、図３のリンク仕掛装置によってパイロンに架設されたナセルが、リンク仕掛装置によって変位を過剰補償された状態になるのを、簡略化し、図的に示したものである。
図７は、この発明に基づくリンク仕掛装置の他の実施形態を簡略化し、図的に示したものである。
図８は、この発明に基づくリンク仕掛装置の更に他の実施形態を簡略化し、図的に示したものである。
図９は、この発明に基づき、図１のリンク仕掛装置を直列に並べたものを簡略化し、図的に示したものである。
発明を実施するための最良形態
図１を参照して、アセンブリー８は、ナセル12に収容されたガスタービンエンジン10を包含する。ガスタービン10とナセル12の両方は長手方向軸14に中心が一致している。ナセル構造体16はナセル12に固定されている。航空機の翼（図示せず）から懸下しているパイロン18は、ナセル12をガスタービン10と共に航空機の翼に固定する。パイロン18とナセル構造体16とはリンク仕掛装置20によって容易に結合される。
図２に詳細に示されているように、リンク仕掛装置20は、ナセル構造体16のナセル構造体上面26とパイロン18のパイロン上面28とに結合される２個の剛体の上部リンク22,24を含む。２個の剛体の下部リンク32,34は、ナセル構造体下面36とパイロン下面38とを結合する。各剛体のリンク22,24,32,34は、リンク本体40、前端42、後端44を含む。前端42及び後端44はそれぞれ孔46が形成されている。各上部リンク22,24の前端42は、それぞれ孔46に貫挿されたピン52によってナセル上方取り付け点50でナセル構造体上面26に取り付けられ、各上部リンク22,24がナセル上方取り付け点50を中心に自由に枢動するようになっている。同様に、上部リンク22,24それぞれのの各後端44は、孔46に貫挿されたピン52によってパイロン上方取り付け点54でパイロンの上面28に取り付けられ、各上部リンク22,24がパイロン上方取り付け点54を中心に自由に枢動するようになっている。同様に、各下部リンク32,34の前後端はそれぞれナセル構造体下面36及びパイロン下面38に、それぞれ、ナセル下方取り付け点56及びパイロン下方取り付け点58で取り付けられる。各下部リンク32,34はナセル下方取り付け点56とパイロン下方取り付け点58を中心に自由に枢動する。
上部リンク22,24と下部リンク32,34は、それぞれ、互いに上下に整合している。従って、ナセル上方取り付け点50はナセル下方取り付け点56に上下に整合している。また、パイロン上方取り付け点54は下方取り付け点58に上下に整合している。
各ナセル取り付け線60は、上部リンク22,24のナセルの取り付け位置50と下部リンク32,34のナセル下方取り付け点56を貫通している。同様に、各パイロン取り付け線62は、上下部リンク22,24,32,34それぞれのパイロンの上方及び下方取り付け点54,58を挿通する。２本のナセル取り付け線60間の距離は２個のパイロン取り付け線62間の距離よりも小さい。
２端を有する第１ばね66が下部リンク34,32に取り付けられている。２端を有する第２ばね68が上部リンク24,22に取り付けられている。第１ばね66及び第２ばね68は、互いに逆向きになっている。
図３に点線で示すように、リンク22,32には（local center line）70があり、リンク24,34には中心線分（local center line）72がある。中心線分70,72は前方へ延びて瞬間回転中心74で交わる。剛体のリンク22,24は、瞬間回転中心74が全空動負荷Ｆの作用点よりも上流に位置するように配設される。
ガスタービンエンジン10が作動している間、空気78はナセル12及びガスタービンエンジン10の中心軸14に実質的に平行な関係でナセル12に入る。図３に示すように、飛行中、横方向の空動負荷Ｆがナセル12に作用する。空動負荷Ｆはナセル12を変位させようとする。ナセルがその原位置から変位するにつれて、リンク仕掛装置20がナセル12を角変位に抗するように操作する。航空機のそれぞれ特有の必要性に応じて、この発明のリンク仕掛装置20は、ナセルの中心軸14が自由空気流から変位するのを除去するか、このような変位を軽減するか、またはこのような変位を過剰補償するかの融通性を有する。リンクの変位の仕方は、リンク22,24,32,34の長さ及びばね66,68の強度を変えることによって調整され得る。変位を除去することによって、図４に示すように、変位したナセル12の中心軸14を自由空気流78の方向に実質的に平行にしておくことが可能になる。角変位を減少させることによって、図５に示すように、変位をいくらか補正することが可能になる。変位を過剰補償することによっは、図６に示すように、ガスタービンエンジンを変位の反対方向へ傾ける（「ノージング」（nosing）を行わせる）ことになる。
加えられた空動負荷に対して作用するリンク仕掛装置20は、フレームとして作用するパイロン18と、サイド・リンクとして作用するリンク22,24,32,34と、カプラーとして作用するナセル構造体18とを有する４バー・リンク機構（four bar linkage）の性質を示す。４バー・リンク機構の動きは当業界では周知である。サイド・リンクとして作用するリンク22,24,32,34が、連続変化する空動負荷Ｆに応答して、ナセル取り付け線60及びパイロン取り付け線62を中心として枢動するにつれて、リンクの中心線分70,72もそれぞれの位置を連続的に変える。図３−６に示す通り、中心線分70,72がそれらの位置を変えると、瞬間回転中心74もその位置を変える。ガスタービンエンジンを有するナセル12は瞬間中心74を中心に効果的に枢動する。この発明の取り付け装置が適切に作動するために、瞬間回転中心74は、空動負荷Ｆの作用点の前方になければならない。
図２に示すように、第１及び第２ばね66,68は４バーリンク機構に或る剛性（stiffness）を与える。これらのばねで、リンク仕掛装置20がナセル12をその原位置へ戻すことができる。ばね66,68はコイルばねとして示されているが、他タイプのばねや剛性のあるリンクを用いることができる。例えば、管中に圧入された複数の皿形ワッシャも用いることができる。
この発明のリンク仕掛装置は、受動的な、自己補正形の構造的な制御システムである。このリンク仕掛装置は、異なる大きさの空動負荷に応答して、ナセルの変位に連続的に対抗する。ばねはナセルを原位置に戻す。この発明の１つの利点は、リンク機構が航空機に大きな重りを付加しないことである。他の利点は、この発明のリンク仕掛装置が、ナセルの変位を制御するために高価なハードウエアとソフトウエアを必要としないことである。
この発明の他の実施形態が図７に示されている。上部リンク22及び下部リンク32は第１板122に、上部リンク24と下部リンク32は第２板124に置き換えられている。この実施形態の第１板及び第２板は、４バーリンク機構のサイド・リンクとして作用する。各板122,124は、前端142と後端144を含む。各板122,124の前端142は、ナセル取り付け線160が122,124をナセル構造体116に取り付けているちょうつがい152を貫通するように、ナセル構造体116に蝶番結合されている。各板122,124の後端144は、パイロン取り付け線162が板122,124をパイロン118に取り付けているちょうつがい152を貫通するように、パイロン118に蝶番結合されている。ナセル取り付け線160間の距離はパイロン取り付け線162間の距離よりも小さい。各板122,124の延長線170,172はそれぞれ前方へ延び、瞬間回転中心174で交わる。この瞬間回転中心は、全空動負荷の作用点よりも前方に位置している。両板122,124の長さは実質的に同じである。両板122,124の長さは、それに特有な用途に応じて定められ、リンク仕掛装置120がナセルの変位を減少させるか、その変位を除去するか、その変位を過剰補償するように選択され得るようになっている。
この発明の他の実施形態が図８に示されている。リンク仕掛装置220は、複数の“リビング”ヒンジ152（“living"hinge）によってナセル構造体216とパイロン218に取付けられる２枚の板222,224を含む。ナセル取り付け線260間の距離はパイロン取り付け線262間の距離よりも小さい。各板222,224の延長線270,271が前方へ延長され、瞬間回転中心274で交わっている。瞬間回転中心274が全空動負荷Ｆの作用点の前方に設けられている。これらの板は、その可撓性を得られるようにばね鋼のような材料から製造することが出来る。
リンク仕掛装置220は、第１バンパー282、第２バンパー284、突出部286から成る移動制限機構280を含む。第１及び第２バンパー282,284はパイロン218から突出する。突出部286はナセル構造体216から突出し、第１及び第２バンパー282,284間に嵌まる。突出部286とバンパー282,284との間に所定の空間が設けられる。ナセル212が変位されるにつれて、板222,224がナセルを変位の反対方向へ操作する。所望の移動が達成されると、突出部はバンパーの１つに当たり、これによってナセル構造体216がさらに移動するのを制限する。
図２及び７に示すように、この発明のすべての実施形態は、リンク仕掛装置の移動を制限するためのバンパーを包含することが出来る。例えば、ゴムのバンパーをいずれの実施形態内にも設け、リンク22,24,32,34又は板122,124がこのバンパーに当たってさらなる変位を防止するようにすることが出来る。４バーリンク機構の移動を制限するために他の運動制限装置に設けることが出来る。
図2,7,8に示されているリンク仕掛装置20,120,220は片ゆれ方向のナセルの角変位に抗する。片ゆれ方向及びピッチ方向へのナセルの変位に抗するために、図９に示すように、リンク仕掛装置を直列に設置することが出来る。これらのリンク仕掛装置は互いに90−位相をずらして設置される。直列に設置された２つのリンク仕掛装置はすべての方向のナセルの変位に抗する。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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