(57)【要約】  本発明は、一側を第１ボックスサイドパネル（３４ａ）によって、且つ他の一側を第２ボックスサイドパネル（３４ｂ）によって閉じられた形状の航空機のエンジンのサスペンションパイロンのための剛体構造（８）に関するものであり、この構造は中間リブ空間（３８１〜３８８）を具備し、それぞれの空間は２つの直接的に連続したボックス縦リブ（３６）によって画定されている。本発明によると、それぞれの中間リブ空間は少なくとも３つの任意の、且つ直接的に連続した中間リブ空間を具備しているグループを形成し、単一のアクセス開口部（４２１〜４２８）はサイドパネルに設けられ、これらの開口部は第１および第２のサイドパネルに交互に配置されている。
2009511317.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機のエンジン（６）に関するサスペンションパイロン（４）のための剛体構造（８）であって、
該剛体構造は、一側を第１ボックスサイドパネル（３４ａ）によって、且つ他の一側を第２ボックスサイドパネル（３４ｂ）によって横方向に閉じられたボックス形状をしており、
該剛体構造は、前記２つのサイドパネル（３４ａ，３４ｂ）を接続して、前記剛体構造の長手方向（Ｘ）に沿って互いに離間されて配置された縦リブ（３６）と、２つの直接的に連続した前記縦リブ（３６）によってそれぞれの空間が画定された複数の中間リブ空間（３８、３８１〜３８８）と、を具備し、前記第１および第２のサイドパネル（３４ａ，３４ｂ）には前記ボックスの内部にアクセスするためのアクセス開口部（４２１〜４２８）が設けられている剛体構造において、
前記サイドパネル（３４ａ，３４ｂ）内の単一の前記アクセス開口部（４２１〜４２８）はぞれぞれの中間リブ空間（３８１〜３８８）に提供され、該中間リブ空間（３８１〜３８８）は、前記剛体構造内の少なくとも３つの任意の、且つ直接的に連続した前記中間リブ空間を具備しているグループ（４０）に所属しており、前記アクセス開口部（４２１〜４２８）は前記剛体構造の第１および第２のサイドパネルに交互に配置されていることを特徴とする剛体構造。
【請求項２】
少なくとも３つの任意の、且つ直接的に連続した前記中間リブ空間を具備している前記グループ（４０）は、少なくとも８つの中間リブ空間（３８１〜３８８）から成ることを特徴とする、請求項１に記載の剛体構造（８）。
【請求項３】
少なくとも３つの任意の、且つ直接的に連続した前記中間リブ空間を具備している前記グループ（４０）は、前記剛体構造内に形成された全ての前記中間リブ空間（３８、３８１〜３８８）の少なくとも６０％を含んでいることを特徴とする、請求項１または２に記載の剛体構造（８）。
【請求項４】
それぞれの前記アクセス開口部（４２１〜４２８）は円形状であり、その半径は２００ｍｍよりも大きいことを特徴とする、請求項１〜３のいずれか一項に記載の剛体構造（８）。
【請求項５】
前記剛体構造は上部スパー（３０）および下部スパー（３２）をさらに含み、これら２つの前記スパーのうちの少なくとも１つには、少なくとも１つのアクセス開口部（４４、４６）が設けられ、ボックス内にアクセス可能であることを特徴とする、請求項１〜４のいずれか一項に記載の剛体構造（８）。
【請求項６】
請求項１〜５のいずれか一項に記載の剛体構造（８）を具備した航空機エンジン（６）のためのサスペンションパイロン（４）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は全体的に、航空機の翼とエンジン関係との間に挿入されるように設計された、エンジンのためのサスペンションパイロンおよび剛体一次構造とも呼ばれる、そのようなパイロンの剛体構造に関するものである。
【０００２】
本発明はターボジェットまたはターボプロペラを備えたタイプの任意の航空機に使用されてもよい。
【０００３】
このタイプのサスペンションパイロン、またはＥＭＳ（エンジン組み付け構造）は航空機の翼の下にターボジェットを懸架するために、またはこの翼の上にこのターボジェットを組み付けるために使用される。
【背景技術】
【０００４】
現行の航空機では、ターボエンジンは、パイロンとも称される複雑な組み付け装置によって翼の下に懸架されている。ターボジェットのために、サスペンションパイロンは通常は剛体ボックス構造を含んで使用され、言い換えると、複数の縦リブを介して互いに接続されたサイドパネル、および上部ならびに下部スパーのアセンブリによって形成されている。
【０００５】
周知の態様において、これらのパイロンは、特に静力学的および動力学的な力を伝達するためにデザインされており、その力は翼への重量、推進力、または異なった動力学的な力によって生成される。
【０００６】
ボックスを形成している剛体構造には、通常はボックスのサイドパネルに形成されたアクセス開口部が設けられており、これらの開口部はマンホールまたは点検口とも称され、オペレータはアセンブリまたはメンテナンス作業のために、この開口部を通ってボックスの内部にアクセスすることが可能である。結果的に、当業者に周知の態様において、通常はこれらの開口部はオペレータの腕がそこを通過することが可能な程度の大きさとなっている。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
サイドパネルにアクセス開口部があることは質量の点において不利になるということを記しておく。なぜなら、サイドパネルの関係は、完全な剛体アセンブリがエンジンからの力を伝達する一次機能を果たすことが可能であるように、オーバーサイズでなければならないからである。したがって、その意図するところはサイドパネルに沿って設けられたアクセス開口部の数を、最小化するようなデザインを見つけなければならず、その一方で剛体構造内および異なった中間リブ空間にアクセスすることを可能にし、それぞれの空間は剛体構造の長手方向に沿って隣り合ったリブによって確定されている。
【０００８】
したがって、対称面が剛体構造の垂直および長手方向の正中面であるように、これらのアクセス開口部を配置することが提案された。さらに、アクセス開口部は２つの直接的に連続した中間リブ空間のうち１つのみに、直接的に提供するように通常は配置されており、それらがあることに関係した質量的な制約が限定されている。結果的に、第２のこれら２つの中間リブ空間はオペレータによって間接的にアクセスされることのみが可能であり、そのオペレータはその内部でアセンブリおよびメンテナンス作業を行い、これら２つの空間を分割している縦リブによって形成された隣接空間および内部通路にアクセス開口部を通じてアクセスする。
【０００９】
したがって、この配置によってアクセス開口部が設けられていないボックス内の中間リブ空間に、オペレータがアクセスすることが比較的困難であるということが明確になる。
【００１０】
第２にこの配置によって剛体構造のボックス形状全体の機械的強度は、同じ中間リブ空間に直接的にアクセスするために提供された２つの対称のアクセス開口部を含んだ部分において顕著に減少され、このことはサイドパネルがそれに相当するようにさらにオーバーサイズになることを必然的に引き起こし、ボックスの質量増加の点において非常に不利になる。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
したがって、本発明の目的は、従来技術による構造が遭遇した不利な点を克服した、航空機エンジンのサスペンションパイロンのための剛体構造を提案することである。
【００１２】
より正確には、本発明の目的は航空機エンジンのサスペンションパイロンのための剛体構造を開示することであり、サイドパネルのアクセス開口部の配置が剛体小僧の機械的強度をより増加去ることを可能とし、サイドパネルに設けられた開口部の数をより少なくし、従来技術による実施形態で実施されたものと比較して全ボックスにより容易にアクセスすることを同時に達成することである。
【００１３】
このことを達成するために、本発明は航空機のエンジンのサスペンションパイロンの剛体構造であって、その剛体構造は、一側を第１ボックスサイドパネルによって、且つ他の一側を第２ボックスサイドパネルによって閉じられたボックス形状をしており、この剛体構造は、２つのサイドパネルを接続して、前記剛体構造の長手方向に沿って互いに離間されて配置された縦リブと、２つの直接的に連続した前記縦リブによってそれぞれの空間が画定された複数の中間リブ空間と、を具備し、その第１および第２のサイドパネルには前記ボックスの内部にアクセスするためのアクセス開口部が設けられている。本発明によると、サイドパネル内の単一のアクセス開口部はぞれぞれの中間リブ空間に提供され、その中間リブ空間は剛体構造内の少なくとも３つの任意の、且つ直接的に連続した中間リブ空間を具備しているグループに所属しており、アクセス開口部は剛体構造の第１および第２のサイドパネルに交互に配置されている。
【００１４】
したがって、本発明による構造は、２つの連続した空間のうちの１つの中間リブ空間のみに直接的にアクセスすることを可能にしているのではなく、むしろグループ内の全ての空間が考慮されているという点において革新的である。このことは全ボックスへのアクセスを有利に促進している。なぜならば、それぞれの中間リブ空間は、ボックスの内部でメンテナンスまたはアセンブリ作業を実施しようとするオペレータによって単一の開口部から直接的にアクセスされることが可能だからである。
【００１５】
さらに、提案された形態では、開口部の交互の（千鳥の）レイアウトのために剛体構造の機械的強度をよりよく増加させることが可能であり、このことが従来技術による実施形態の場合にも見られるが、２つの側方アクセス開口部は構造の同一の横断面内に決して存在しない。結果的に、サイドパネルの応力はよりよく分散され、オーバーサイズを減少し、これによってサイドパネルの質量増加を顕著に減少することが可能である。
【００１６】
最後に、選択された千鳥配置は、従来技術による実施形態と比較して、中間リブ空間の数が同じで、サイドパネルのアクセス開口部の数を減少させることが可能であることを意味するということを記しておく。例で示したように、３つの直接的に連続した中間リブ空間に関して、従来技術による構造は一番目の空間のために２つの開口部を必要とし、二番目の空間には開口部がなく、三番目の空間のための他の２つの開口部は全体で４つのアクセス開口部を与えている。その一方で、本発明はそれぞれの３つの空間のために谷津の開口部を必要とし、したがって、全体で３つのアクセス開口部を与えている。
【００１７】
剛体構造の与えられたセグメントのための開口部の数の減少も、質量の抑制の結果となっており、実際にサイドパネルのアクセス開口部の存在は質量増加につながるオーバーサイズの原因となっている。
【００１８】
好適には、少なくとも３つの任意の、且つ直接的に連続した中間リブ空間を具備しているグループは、少なくとも８つの中間リブ空間から成るが、明らかのこの数は大きくならないであろう。さらに、そのグループは剛体構造内の全ての中間リブ空間を含むことも可能であり、それは本発明の枠組みから逸脱することはない。
【００１９】
より一般的には、少なくとも３つの任意の、且つ直接的に連続した中間リブ空間を具備しているグループは、前記剛体構造内に形成された全ての中間リブ空間の少なくとも６０％を含むことも可能である。
【００２０】
好適には、それぞれのアクセス開口部は円形状であり、その半径は２００ｍｍよりも大きく、この数値はオペレータの腕の通過を可能にするために、極めて好ましい。
【００２１】
また、好適には、剛体構造は上部スパーおよび下部スパーをさらに含み、これら２つのスパーのうちの少なくとも１つには、少なくとも１つのアクセス開口部が設けられ、ボックス内にアクセス可能である。
【００２２】
最後に、本発明の別の目的は、個々に記載された構造のような剛体構造を具備した航空機エンジンのサスペンションパイロンを提供することである。
【００２３】
本発明の他の利点および特徴は、以下に与えられた限定的でない詳細な記載を読むことによって明らかになるだろう。
【００２４】
この記載は添付図を参照するとともに行われる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２５】
図１は、航空機の翼２の下に固定されるようにデザインされた航空機エンジンアセンブリ１を示しており、この翼は明確化のために破線のみで示されている。このアセンブリ１は、本発明の好適な実施形態によるサスペンションパイロン４、およびこのようなパイロン４の下に懸架されたターボジェットのようなエンジン６を具備している。
【００２６】
全体的に、サスペンションパイロン４は剛体構造８または一次構造、複数のエンジンサスペンション１０、１２が設けられたエンジン６のサスペンション手段、およびエンジン６によって発生される推進力に対抗するための装置１４を具備している。
【００２７】
情報のため、アセンブリ１はポッド（図示略）によって囲まれるようにデザインされ、サスペンションパイロン４は、航空機の翼２の下にこのアセンブリ１を懸架するために使用されている、別のシリーズのサスペンション１６に取り付けられている。
【００２８】
本明細書を通して、慣例により、Ｘはパイロン４の長手方向を参照しており、その方向はターボジェット６の長手方向と同一となるように考慮されており、このＸ方向はこのターボジェット６の長手方向５に平行である。さらに、パイロン４の横方向はＹ方向と称され、ターボジェット６の横方向と同一となるように考慮されており、Ｚは垂直または高さ方向であって、これら３つのＸ，Ｙ，およびＺ方向は互いに直交している。
【００２９】
さらに、≪前≫および≪後≫との語は、ターボジェット６によって与えられる推進力の結果として発生する航空機の動作の方向に関して考慮されるべきであり、この方向は矢印７によって図式的に示されている。
【００３０】
図１は２つのエンジン１０ならびに１２、シリーズのサスペンション１６、推進力対抗装置、およびサスペンションパイロン４の剛体構造８を示している。システムを分離および保持するための、二次構造のようなこのパイロン４の他の構成要素は図示されておらず、一方で航空力学的フェアリングの支持は従来技術で使用されているものと同一、または類似の従来の部品であり、当業者には周知のものである。結果的に、それらの詳細な記載は行われない。
【００３１】
さらに、ターボジェット６には、環状のファンダクト２０を画定している前端部において、大径ファンケーシング１６が設けられており、ターボジェット６は後方に向かってこのターボジェットの中心を含んでいる、より小さい中央ケーシング２２を具備している。
【００３２】
図１に見られるように、装置４には２つのエンジンサスペンション１０および１２があり、それぞれに前側エンジンサスペンションおよび後側エンジンサスペンションと称されている。
【００３３】
この好適な実施形態において使用されているサスペンション手段は、第一に、ピラミッドとも称される剛体構造８の前端部とファンケーシング１８の上部との間に挿入された前側エンジンサスペンション１０を含んでいる。その前側エンジンサスペンション１０は当業者には周知の従来の態様でデザインされており、剛体構造８の第１の点Ｐ１において固定されている。
【００３４】
さらに、後側エンジンサスペンション１２も当業者には周知の従来の態様でデザインされており、剛体構造８と中央ケーシング２２との間に挿入され、剛体構造８上の第２の点Ｐ２において固定されており、点Ｐ２は点Ｐ１から後方に配置されている。
【００３５】
推進力対抗装置１４は剛体構造８の第３の点Ｐ３において好適に固定されており、この点Ｐ３は２つの点Ｐ１とＰ２との間に配置されている。この点において、上述の３点はサスペンションパイロン（図示略）の垂直正中面に好適に属しているということを記しておく。
【００３６】
全体的に、推進力対抗装置１４は当業者に馴染みのある従来のデザインを使用しており、すなわち、２つの横方向推進力対抗ロッド２６（図１では１つのみが示されている）を備え、それぞれのこれらのロッドは、例えば、ターボジェット６の正中面上またはその近傍でファンケーシング１８に接続された前端部を具備している。第二に、それらの後端部は、剛体構造８上に追加されたスプレッダビーム（図示略）に、関節でつながった態様で接続されている。
【００３７】
剛体構造８は、全体的におおよそＸ方向に沿って後端部から前方に延在したボックス形状である。
【００３８】
より正確には、本発明による剛体構造８をより詳細に示した図２および３を参照すると、剛体構造８は上部スパー３０、下部スパー３２、第１ボックスサイドパネル３４ａ、および第１ボックスサイドパネル３４ｂの従来のアセンブリによって形成されているのが見られる。上述の４つの部材は、剛体構造８の一端からおおよそＸ方向に沿って延在し、単一の部品を形成しており、またはいくつかの部分のアセンブリによって得られ、それは本発明の構成から逸脱することなく行われる。
【００３９】
さらに、ボックス８には、それぞれフレームの形状でＹＺ平面に沿って配置された縦リブ３６が設けられ、その縦リブ３６はＸ方向に沿って互いに離間されている。
【００４０】
これらの３６は中間リブ空間３８および３８１〜３８８を形成しており、したがって、それぞれの間隔は２つの直接的に連続したリブ３６によって前端部および後端部において画定され、且つスパー３０、３２および２つのサイドパネル３４ａ、３４ｂによっても画定されている。
【００４１】
したがって、記載された好適な実施形態において、剛体構造８内に形成された１２の中間リブ空間のうちの８つの直接的に連続した空間（３８１〜３８８を参照）はグループ４０を形成し、その中には単一のアクセス開口部が、それぞれの空間３８１〜３８８が関係するためにパネル３４ａ、３４ｂに設けられている。
【００４２】
さらに、これらの開口部は交互に／千鳥に形成されており、したがって、それらは第１のパネル３４ａと第２のパネル３４ｂとに交互に配置されている。
【００４３】
より正確には、図２に見られるように、アクセス開口部４２１は中間リブ空間のグループ４０内の最も遠い前側に配置されており、言い換えると参照符号３８１の空間に直接的に導く開口部は、第１のパネル３４ａに形成されている。次に後方に行って、参照符号３８２の、直接的に隣接した中間リブ空間に配置されたアクセス開口部４２２は、第２のパネル３４ｂに形成されている。さらに後方に行って、参照符号３８３の、直接的に隣接した中間リブ空間に配置されたアクセス開口部４２３は、再度第１のパネル３４ａに形成されている。このように、この交互に／千鳥に形成されたアクセス開口部は、全体のグループ４０に形成されており、それぞれの参照符号３８４、３８６、３８８の空間に直接的に開口している開口部４２４、４２６、４２８は、第２のサイドパネル３４ｂに配置され、同様にそれぞれの参照符号３８５、３８７の空間に直接的に開口している開口部４２５、４２７は、第１のサイドパネル３４ａに配置されている。
【００４４】
より一般的には、開口部が交互に配置されたこのグループ４０は、剛体構造８に形成されたすべての中間リブ空間３８および３８１〜３８８の少なくとも６０％を好適に含み、剛体構造８のより大きな部分に容易にアクセスすることが可能となるように配置されている。
【００４５】
それぞれのアクセス開口部４２１〜４２８はＹ方向にほぼ平行な中心線を伴って円形状をしており、その半径は２００ｍｍよりも大きい。
【００４６】
さらに、ボックス内にアクセスすることを可能にするために、アクセス開口部が１つまたは両方のスパー３０、３２に形成されることも可能であろう。図３に例示されているように、グループ４０内の最も遠い前側の中間リブ空間３８１において、上部スパー３０にアクセス開口部４４を提供することが可能である。当然ながら、これらの開口部は、グループ４０に属さない中間リブ空間３８に開口するように形成されることが可能であり、参照符号４６のアクセス開口部として例示され、上述のグループから前方の中間リブ空間の開口している。
【００４７】
明らかに、当業者は、単に限定されない例としてここに記載されたサスペンションパイロン４、および剛体構造に様々な改良を加えることが可能である。
【図面の簡単な説明】
【００４８】
【図１】本発明の好適な実施形態によるエンジンサスペンションパイロンを具備した航空機のためのアセンブリの側面の線図を示している。
【図２】図１に示されたサスペンションパイロンの剛体構造の詳細な斜視図を示している。
【図３】図１に示されたサスペンションパイロンの剛体構造の詳細な斜視図を示している。
【符号の説明】
【００４９】
１      航空機エンジンアセンブリ
２      翼
４      サスペンションパイロン
６      ターボジェット
８      剛体構造
１０    前側エンジンサスペンション
１２    後側エンジンサスペンション
１４    推進力対抗装置
１８    ファンケーシング
３０    上部スパー
３２    下部スパー
３４ａ  第１ボックスサイドパネル
３４ｂ  第２ボックスサイドパネル
３６    縦リブ
３８    中間リブ空間
４２    アクセス開口部
４４    アクセス開口部
４６    アクセス開口部
【図１】
2009511317.tif 000003
【図２】
2009511317.tif 000004
【図３】
2009511317.tif 000005
【国際調査報告】
2009511317.tif 000006
2009511317.tif 000007
2009511317.tif 000008
2009511317.tif 000009