(57)【要約】  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。
2009509841.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン(３)と、当該エンジン用のマウント(６)との間に配置される航空機用エンジンアタッチメント(１０)であって、
前記エンジンマウント(６)に対して取り付けられ、かつそれぞれが四つの対向するアンカー孔を有する二つのブランチ(１６ａ,１６ｂ)を備えた第１の取り付けデバイス(１４)と、
それぞれ三つの孔を具備してなる二つのシャックル(１２,１２')であって、各シャックル(１２)の前記孔の二つ(２２,２４)は、そのアンカー孔を介して前記第１の取り付けデバイス(１４)に対してリンクピン(１８)によって連結されるようになっており、かつ前記第３の孔(２６)はエンジンクレビスに取り付けられるようになっている二つのシャックル(１２,１２')と、を具備し、
各シャックル(１２,１２')は、前記孔(２２,２４,２６)に対して直交する方向に互いに隣接する、同一形状の二つの部分(１２ａ,１２ｂ)からなる二重構造を有するものであることを特徴とする航空機用エンジンアタッチメント(１０)。
【請求項２】
前記第１のデバイス(１４)の各ブランチ(１６ａ,１６ｂ)は孔を四つだけ有することを特徴とする請求項１に記載のアタッチメント。
【請求項３】
前記第１のデバイス(１４)の各ブランチ(１６ａ,１６ｂ)の前記四つの孔は整列状態となっていることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のアタッチメント。
【請求項４】
各シャックルの前記三つの孔(２２,２４,２６)によって形成された前記三角形は二等辺三角形であることを特徴とする請求項１ないし請求項３のいずれか１項に記載のアタッチメント。
【請求項５】
前記第１のデバイス(１４)の前記ブランチ(１６ａ,１６ｂ)間に前記二つのシャックル(１２,１２')を取り付ける四つのリンクピン(１８)をさらに具備して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項に記載のアタッチメント。
【請求項６】
前記第３の孔(２６)と協働するリンクピン(２０,３０)をさらに具備してなることを特徴とする請求項１ないし請求項５のいずれか１項に記載のアタッチメント。
【請求項７】
前記第３の孔(２６)と協働する前記リンクピン(２０)は、二つの同軸部(２０ａ,２０ｂ)を具備してなる二重構造を有することを特徴とする請求項６に記載のアタッチメント。
【請求項８】
二重構造の前記リンクピン(３０)は、前記二つの部分(３０ａ,３０ｂ)間に半径方向のクリアランスを有することを特徴とする請求項７に記載のアタッチメント。
【請求項９】
前記リンクピン(１８,２０,３０)は球面結合されていることを特徴とする請求項５ないし請求項８のいずれか１項に記載のアタッチメント。
【請求項１０】
エンジンマウント(６)を具備してなる航空機用のエンジンアセンブリであって、エンジン(３)は、請求項５ないし請求項９のいずれか１項に記載の後部アタッチメント(１０)によって、前記マウント(６)に対して取り付けられていることを特徴とするエンジンアセンブリ。
【請求項１１】
前記後部アタッチメント(１０)は、二重クレビスを介して、前記エンジン(３)に対して取り付けられていることを特徴とする請求項１０に記載にエンジンアセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、概して、たとえば航空機の翼の下にターボジェットエンジンを吊り下げるのにあるいは当該翼の上にターボジェットエンジンを搭載するのに用いられる、エンジン取り付け構造体を略してＥＭＳとも呼ばれる取り付けパイロンに対する航空機用エンジンの取り付けに関する。
【０００２】
本発明は、さらに詳しくは、ただ二つのシャックルを具備し、かつ二重構造体によって(一般にフェイルセイフ機能と呼ばれる)その本来の安全機能を保証する新規な後部エンジンアタッチメントに関する。
【背景技術】
【０００３】
航空機においては、ターボジェットエンジンのようなエンジンと航空機の翼との間の接続インタフェースを形成するためにエンジンマウントが設けられる。それによって、関連するターボジェットエンジンによって生み出された荷重を機体に伝達することが可能となり、しかもそれは、エンジンと航空機との間に、燃料ライン、空気、電気および油圧システム用の経路を提供する。
【０００４】
したがって、図１に示すように、航空機用エンジンアセンブリ１は航空機の翼２の下方に固定されるようになっており、しかもそれはＡＡ軸線に沿って延在するターボジェットエンジンのようなエンジン３(これは前方に環状ファンダクトを形成するファンケーシング４を備え、続いてターボジェットエンジンのコアを取り囲むケーシング、そして排気ケーシングを備える)を具備してなる。
【０００５】
以下の説明では、慣例により、「前方」および「後方」との用語は、ターボジェットエンジン３によって加えられるスラストによって生じる航空機の移動方向を意味し、この方向は概ね矢印５によって示される。参考までに、アセンブリ１はナセル(図示せず)によって取り囲まれるようになっていることに留意されたい。
【０００６】
エンジンアセンブリ１はまた、エンジンマウント６、すなわち軸線ＡＡと平行な、あるいはそれに対して僅かにある角度をなす主方向に沿って延在する前後方向要素を具備してなる。荷重の伝達を確実なものとするために、エンジンマウント６は、通常、たいていは「ボックス」型の、すなわちパネルによって互いに結合されたバーの形態の要素からなるリブを備えた剛構造体を具備してなる。
【０００７】
エンジンマウント６の剛構造体は、それに対してターボジェットエンジン３を取り付けるのに使用される取り付けシステム７,８,９を支持する。当該システムは、少なくとも二つのエンジンアタッチメントと、一般に少なくとも一つの前部アタッチメント７と、少なくとも一つの後部アタッチメント８とを具備してなる。さらに、上記取り付けシステムは、たとえば、第一にターボジェットエンジン３のファンケーシング４の後部に対して、そして第二に前部アタッチメント７と後部アタッチメント８との間に配置されたアタッチメントポイントに対して連結された二つのサイドスラストシャックルの形態の、ターボジェットエンジン３によって生じるスラスト荷重を伝達するスラストマウントデバイス９を具備してなる。アタッチメントのその他のシステム(図示せず)によって、航空機の翼２の下に当該アセンブリ１を吊り下げることが可能となる。
【０００８】
従来、後部エンジンアタッチメント８によって、エンジン３の横方向の動き、垂直方向の動き、そしてローリング動作を伝達することが可能となっている。さらに、安全要件は重複(代理機能)取り付けデバイスの必要性を定めている。たとえば、後部アタッチメントは、通常、取り付けビーム、二つの３点シャックル、そして２点シャックルを具備してなる(たとえば特許文献１参照)。
【特許文献１】米国特許第6,330,995号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
だが、２点シャックルの存在はデバイスの重量を増大させ(重量は航空分野においては恒久的な重要事項である)、しかもエンジンマウントとエンジンとの間の距離は、エンジンアセンブリの構造によって制限される寸法のなかに留まらなければならないことは明らかである。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明は、航空機のエンジンマウントにおける後部エンジンアタッチメント用の新規な構造体を提供するが、これは、そのフェイルセイフ特性を維持しつつ、デバイスを軽量化することができる。
【００１１】
その態様の一つによれば、本発明は、エンジンマウントに対して取り付けられるよう意図された第１のデバイス(すなわちビーム)と、二つの３点シャックル、すなわち三角形ブラケットとを具備してなるエンジンアタッチメントを提案する。上記ビームは、Ｕ字形状の二つのブランチを備えたクレビスを具備してなり、その間に各シャックルを差し込むことができる。当該クレビスの各ブランチは、可能ならば一列に並んだ四つの対向するアンカー孔(好ましくはただ四つの孔)を具備してなる(これは各シャックルの二つの孔に対応する)。各シャックルはまた、エンジン側のクレビスに対して取り付けられるよう意図された第３のアンカー孔を具備してなる。有利なことを言えば、各シャックルの三つの孔によって形成された三角形は二等辺三角形である。
【００１２】
エンジンアタッチメントの取り付けは、ビームの四つのアンカーポイントによって二つのシャックルを取り付けるために(好ましくはボールジョイント化された)シャックルピンの使用を含む。(好ましくは二重にされ、ボールジョイント化され、そして半径方向クリアランスを備える)二つのシャックルピンが、エンジンの(やはり好ましくは二重にされた)クレビスに対してエンジンアタッチメントを取り付けるために使用される。
【００１３】
本発明によれば、各シャックルは二重構造を有するものであり、かつ三角形でありかつ三つの隣接するアンカー孔を具備してなる(好ましくは厚みの等しい)二つの部分からなり、当該部分は隣接して、すなわち取り付け平面の方向に並んで存在する。
【００１４】
他の態様によれば本発明はエンジンアセンブリに関し、このものでは後部エンジンアタッチメントは上記本発明に基づく二重シャックル構造を有するアタッチメントからなる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
本発明の特徴ならびに利点は、限定することを意図せず、もっぱら例証のために提示した図面と共に以下の説明から明らかとなるであろう。
【００１６】
周知のように、そしてエンジンアセンブリの全体設計を変更しなくてもよいように、本発明の後部アタッチメントは、エンジンの垂直荷重、横荷重、そしてローリング荷重を伝達するための、エンジンマウントに対する３点取り付けならびにエンジンに対する２点取り付けの原理に基づくものである。本発明に基づくアタッチメントは好ましくは対称構造を有する。
【００１７】
また、本発明に基づく変更はエンジンマウントのフェイルセイフ特性が低下しないようなものである。すなわち、特に、取り付け要素の一つの損傷が他の要素の存在によって相殺され続ける。航空機運航のためのエンジンマウントの必須の機能は、厳格な信頼性基準を必要とする。
【００１８】
図２に示すように、本発明のアタッチメント１０は、エンジン３の軸線ＡＡと直交、あるいは概ね直交する「二重ブーメラン」型のものであり、つまりそれは、軸線ＡＡに対して実質的に垂直に存在する半径方向取り付け面を形成する、二つの実質的に三角形状のブラケット１２,１２'、すなわち三点シャックルを具備してなる。シャックル１２,１２'はそれぞれ、エンジン３の側での一点で、そしてエンジンマウント６の側での二点での取り付けを可能とし、通常の状況の下では、エンジンマウント６の側で四つのアンカーポイントの一つは必要とされず、このポイントは三つの他のポイントの一つの損傷を埋め合わせることができる。好ましくは、二つのシャックル１２,１２'は類似のタイプおよび形状のものであり、取り付け面に対して垂直に存在しかつエンジン３の軸線ＡＡを含む平面に関して、鏡対称性を有する。
【００１９】
本発明に基づく取り付けは、シャックルを組み付けるのに使用される、エンジンマウント６に取り付けられた、すなわちその一部を形成しているビーム１４によって実現される。ビーム１４は二つのブランチ１６ａ,１６ｂを備えたＵ字形状のクレビスを具備してなるが、その間にはブラケット１２,１２'を取り付けのために差し込むことができる。好ましくは、ブラケット１２,１２'間の調整およびブランチ１６ａ,１６ｂ間の間隔は、(たとえばエンジンの熱膨張による)エンジンの軸方向の動きを吸収するために拘束を受けない状態のままでなければならないシャックルの回動によって決定される。ビーム１４は一般的な構造のものである。特に、その形状、その寸法、その構成は、エンジン３に関してよく知られているように、エンジンマウント６および航空機の種類に適合させられかつ構成される。
【００２０】
ビーム１４とシャックル１２,１２'との間の取り付けは、当該要素１２,１２',１６のそれぞれの協働する孔内に差し込まれたピン１８、好ましくはボールジョイントピンを用いて実現される。同様に、シャックル１２,１２'は、ことによるとボールジョイントシャックルを有するリンクピン２０によってエンジン３の側のクレビス(図示せず)に対して連結される。
【００２１】
上述した形態を考慮すると、各シャックル１２,１２'は、各三角形の三つの角に配置された三つの孔を具備してなる。シャックル１２,１２'はそれゆえ、それぞれビーム１４の外部での固定のために使用される第１の孔２２を具備してなる。この第１の孔２２から、ビーム１４の第２のアンカー孔２４に向かいビーム１４のクレビス１６に沿って、第１のアームが形成されており、そして第２のアームが、エンジン３のクレビスに対して取り付けられる第３の孔２６に向かって、ビーム１４から離れるように向けられている。第２のアームの長さはエンジン３とエンジンマウント６との間の間隔に適合させられている。
【００２２】
ビーム１４は、第１のアンカーポイント２２,２２'および第２のアンカーポイント２４,２４'用の四つの対向する孔を具備してなる。好ましくは、ビーム１４の四つのアンカー孔は均衡理由で整列している。四つのアンカー孔は好ましくはブランチ１６ａ,１６ｂに存在する唯一の孔である。
【００２３】
たいていそうであるように、通常運航時、第１のシャックル１２、および第２のシャックル１２'の第２のアームは、それらがエンジン３の垂直荷重、横方向荷重およびローリング荷重を伝達するように機能する。「スタンバイ」状態のままである第２の孔２４'の一つは必要とされず、その他の五つのものが全荷重を支持する。スタンバイ状態の孔２４'は、取り付けピン１８の損傷時に、あるいはビーム１４のクレビス１６ａ,１６ｂのブランチの一つが損傷した場合に、当該ポイントにおいて係合状態となる(必要とされない孔が第１の孔２２であってもよいことは明らかである)。
【００２４】
さらに、本発明によれば、各シャックル１２,１２'は二重構造を有する。すなわち、ブラケット１２は、半径方向取り付け面に沿って隣接して存在する、すなわち並列状態で存在する二つの部分１２ａ,１２ｂから形成されている。実際、この二つの部分１２ａ,１２ｂは、その厚みを除いて、シャックル１２,１２'と同様の寸法とされた二つのシャックル半体を形成しており、有利なことを言えば、この厚みは、二つの部分のそれぞれに関して同一である。二つのシャックル半体１２ａ,１２ｂの相互取り付けは、たとえばリベット結合またはネジ止めによって実現できる。だが、好ましくは、取り付けピン１８,２０によって(すなわちシャックルの孔内に収容されたボールジョイントのナット(図示していない)によって)、そしてさらにブランチ１６ａ,１６ｂおよびエンジンクレビスにおいて実現された締め付け(クランピング)によって、二つの要素１２ａ,１２ｂ間の相対的動作は確実に生じなくなる。この場合、各シャックル１２,１２'の二つの部分は、その他の取り付け手段を使用せずに、並列状態で存在できる。
【００２５】
シャックル１２,１２'の破損は、それゆえ、その重複性(代理機能性)によってカバーされる。もし、要素１２ａ,１２ｂの一方に問題が生じた場合、他方が全荷重を受け持ち、そしてそれは類似の機能を保証できる。シャックル半体１２ａ,１２ｂの厚みのサイジングは明らかに適当なものである。
【００２６】
同様に、エンジン側のクレビス(図示せず)に関しても、その損傷を埋め合わせるために、やはり二重とされることが好ましい。
【００２７】
最後に、本発明によれば、第３の孔２６,２６'において、その破損をカバーするために、取り付けピン２０が二重とされる。
【００２８】
二重にされたリンクピン２０に関して二つの実施可能な形態が存在する。第１の選択肢によれば、先に説明したシャックル１２,１２'の二重構造と同様に、シャックルピン２０は、図３Ａに示すように、クリアランスなしで機能する二つの円筒形層２０ａ,２０ｂから形成される。有利なことを言えば、リンクピン２０のみが二重にされる。たとえば単一のボールジョイント２８を適合ケージ内に配置できる。寸法を計算する際に、この形態は、ピン２０の各部分２０ａ,２０ｂは通常の運航条件のもとで機能しかつ疲労荷重を支持するという事実を考慮する必要があることに留意されたい。
【００２９】
別の選択肢を図３Ｂに示すが、これにはボールジョイントは示されていない。ピン３０は、その二つの部分３０ａ,３０ｂ間に半径方向のクリアランスを備えた形態を有するが、これは、通常の運航時には、外側のピン３０ｂのみが機能することを意味する。だが、クランプ手段によって二つの部分間に軸方向の遊びが生じなくなる。繰り返すが、ピン３０は、支持される荷重に適応するサイズとなっている。
【００３０】
上記利点に加えて、本発明に基づく形態は、取り付けポイント２２,２６間のかなりの高さに、したがってエンジン３とエンジンマウント６との間の、既存のアタッチメントよりも大きな距離に適応することができることに留意されたい。さらに、アタッチメント１０における部品点数は関連する重量の軽減によって制限される。
【００３１】
同様に、エンジンマウント６において第５のアンカーポイントを排除したことによって、第１および第２の孔間の距離を、一層自由に変更することが可能となる。三点シャックル１２に関して、最適な荷重分布は、対向するアームの孔２２,２６間の距離と同一の第１のアームの孔２２,２４間の距離によって、すなわち三つの孔によって形成される二等辺三角形によって実現される。本発明に基づく構造によって、この目的を達成するために、第１のアームの孔２２,２４を、エンジンマウント／エンジン距離に関して(すなわち第２のアームの強制されるサイズに関して)離間させることが可能となる。
【００３２】
上記付加的な利点は安全性を損なうことなく得られるが、なぜなら、エンジンクレビス、エンジンピンおよびシャックルの損傷はその重複性(代理機能性)によってカバーされ、かつビームピンおよびビームクレビスの破損は予備ピンの係合によってカバーされるからであり、シャックル間の荷重の伝達はまた極めて「クリーン」である。
【図面の簡単な説明】
【００３３】
【図１】航空機用エンジンアセンブリの部分的概略側面図である。
【図２】本発明の好ましい一実施形態に基づくエンジンアタッチメントを示す図である。
【図３Ａ】本発明に基づくエンジンアタッチメントのリンクピンを示す図である。
【図３Ｂ】本発明に基づくエンジンアタッチメントのリンクピンを示す図である。
【符号の説明】
【００３４】
３  エンジン
６  エンジンマウント
１０  アタッチメント
１２,１２'  シャックル(ブラケット)
１４  ビーム
１６  クレビス
１６ａ,１６ｂ  ブランチ
１８  ピン
２０  リンクピン
２０ａ,２０ｂ  円筒形層
２２,２４  孔
２４'  第２の孔
２６,２６'  第３の孔
２８  ボールジョイント
３０  ピン
【図１】
2009509841.tif 000003
【図２】
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【図３Ａ】
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【図３Ｂ】
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【国際調査報告】
2009509841.tif 000007
2009509841.tif 000008
2009509841.tif 000009
2009509841.tif 000010
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