(57)【要約】  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。
2009509842.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機用のエンジンサスペンションパイロン(５０)であって、
前記パイロン(５０)はボックス型構造体を有しており、
前記ボックス型構造体は、主方向に沿った前記構造体の外面を形成する４枚の前後方向パネル(４０)を備えた、前記主方向に沿って延在する内部フレーム(２０)を具備してなり、
前記パイロン(５０)は、エンジンおよび／または翼のために設けられた取り付けポイント(２６)を具備してなり、
前記前後方向パネル(４０)のうちの少なくとも３枚は、前記ボックスの稜(２２,２４)を画定すると共に前記取り付けポイント(２６)を具備してなる前記フレーム(２０)に対して機械的に固定されており、
前記フレーム(２０)は一体構造となるよう構成されていることを特徴とするエンジンサスペンションパイロン(５０)。
【請求項２】
前記一体構造フレーム(２０)はさらに、前記パイロン(５０)の前記取り付けポイント(２６)に、前記稜(２４)を連結するフレームからなるリブ(２２ａ)を具備してなることを特徴とする請求項１に記載のサスペンションパイロン。
【請求項３】
前記一体構造フレーム(２０)はさらに、前記稜(２４)を連結するフレームからなる支持リブ(２２ｂ)を具備してなることを特徴とする請求項２に記載のサスペンションパイロン。
【請求項４】
４枚の前記前後方向パネル(４０)は、前記一体構造フレーム(２０)に対して機械的に取り付けられてい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項に記載のサスペンションパイロン。
【請求項５】
前記フレーム(２０)は、前記稜(２４)に沿った溶接部(２８)によって製造されたものであ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項に記載のサスペンションパイロン。
【請求項６】
前記取り付けポイント(２６)において前記フレーム(２０)に対して機械的に取り付けられた補強材取り付け具(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項に記載のサスペンションパイロン。
【請求項７】
前記フレーム(２０)はチタニウムから形成され、かつ／または前記パネル(４０)は複合材から形成されていることを特徴とする請求項１ないし請求項６のいずれか１項に記載のサスペンションパイロン。
【請求項８】
ボックス型の航空機用エンジンサスペンションパイロンを製造するための方法であって、
パイロンフレーム(２０)の単一部品を製造することと、
前記フレーム(２０)上にパネル(４０)を機械的に取り付けることと、を具備することを特徴とする製造方法。
【請求項９】
単一部品の製造は、溶接によって、または鋳造によって行われることを特徴とする請求項８に記載の製造方法。
【請求項１０】
前記フレーム(２０)上に補強材取り付け具(３０)を機械的に取り付けることをさらに具備することを特徴とする請求項８または請求項９に記載の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概して航空機用エンジンサスペンションパイロンに関する。この種のサスペンションパイロンはまたＥＭＳ(エンジン取り付け用構造体)とも呼ばれ、たとえば、航空機の翼の下にターボジェットを吊り下げるのに、あるいは複数のアタッチメントを介して、この翼の上にターボジェットを搭載するのに使用できる。
【０００２】
本発明は、さらに詳しくは、新規なパイロン構造体ならびにその製造方法に関する。
【背景技術】
【０００３】
航空機においては、サスペンションパイロンは、ターボジェット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よう設計される。それは、関係するターボジェットによって生み出された力を航空機の構造体へと伝達し、しかもそれはまたエンジンと航空機との間の燃料、電気、油圧およびエアシステムのルーティングを可能とする。
【０００４】
図１に示すように、航空機用のエンジンアセンブリ１は航空機の翼２の下方に取り付けられるよう設計され、しかもターボジェットのようなエンジン３とサスペンションパイロン４とを具備してなる。ターボジェット３は、前端部にサイズの大きなファンケーシング５(これは環状ファンダクトを画定する)を備え、しかも後端部付近には、このターボジェットのコアを含む、より小さな中央ケーシング６を具備してなる。中央ケーシング６の後方には、より大きなサイズの排気ケーシング７が設けられている。ケーシング５,６および７は互いに固定されており、かつ軸線Ａ‐Ａに沿って延在している。
【０００５】
サスペンションパイロン４(Ａ‐Ａ軸線と平行な主方向に沿ってあるいはそれに対してわずかに傾斜した状態で延在する前後方向要素)は、特に、ターボジェット３を取り付けるために複数のエンジンサスペンション８と、航空機の翼２の下でこのアセンブリ１の吊り下げ用の別のサスペンションの組(図示せず)とを支持する剛構造体を備える。
【０００６】
参考までに、当該アセンブリ１は、ポッド(図示せず)によって取り囲まれるよう設計されていることに留意されたい。
【０００７】
以下の説明を通じて、「前方」および「後方」との用語は、ターボジェット３によって加えられるスラストの結果として生じる航空機の移動の方向と関連付けて解釈すべきである(この方向は矢印９によって大まかに示されている)。
【０００８】
力を伝達するために、パイロン４は通常、たいていは「ボックス型」の、つまりバーの形態の要素からなりかつパネルによって連結された稜を具備してなる剛構造体を具備してなる。
【０００９】
ある典型的な例を図２に示す。典型的なサスペンションパイロンはそれゆえ、いずれもエンジン３のＡ‐Ａ軸線の方向と同じ主方向に沿って延在する上側桁材１１および下側桁材１２から形成されたボックスの形態の剛構造体１０を具備してなる。二つの側方パネル１３(図２では後方パネルだけしか認識できない)が、パイロン４を「閉封」するために補強材１０の側方に配置されている。パネル１３は、たいてい、パイロン４内に配置された、さまざまな要素へのアクセスを可能とするために開口部１４を具備してなる。
【００１０】
前後方向に離間した当該ボックス内部の横方向リブ１５は、構造体１０の剛性を高める。すなわちリブ１５ａは力に抗し、しかもリブ１５ａはその位置に依存して構造体１０を安定化する。
【００１１】
さらにパイロン４はターボジェット３と剛構造体１０との間に介在させられたアセンブリシステム８を備える。当該システム８は、少なくとも二つのエンジンサスペンション、たいていは少なくとも一つの前部サスペンション１６、および少なくとも一つの後部サスペンション１７を具備してなる。さらに取り付けシステム８は、たとえば、第一にターボジェット３のファンケーシング５の後部に対して、そして第二に前部サスペンション１６と後部サスペンション１７との間に配された取り付けポイントに対して連結された二つの横向きロッドの形態の、ターボジェット３によって生じるスラストに抗するためのデバイスを具備してなる。
【００１２】
同様に、サスペンションパイロン４はまた、剛構造体１０と航空機の翼２との間に介在させられる第２の取り付けシステム１８を具備してなる(これは通常は二つまたは三つのサスペンションからなる)。
【００１３】
最後に、上記パイロンは、空力フェアリングを支持しながら、システムを分離すると共にそれを適所で保持する二次構造体を備える。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
この構造体１０にとっての重要な問題は組み立てが困難であるということである。すなわち、さまざまなリブ１５ａ,１５ｂを桁材１１,１２に対して一つずつ取り付けなければならないこと、そしてその位置は、その動作のために最適化された、特にエンジンのサスペンション１６,１７の固定された位置に基づいて正確に決定されることは明らかである。さらに、さまざまな取り付け手段はパイロン４の重量を増大させるが、これは航空用途においては常に不利である。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
本発明は、その安全関連特性を維持しながら、パイロンフレーム補強材の製造および位置決めを簡略化するために、航空機のサスペンションパイロン用の新規な構造体を提供するものである。
【００１６】
その態様の一つによれば本発明はそれゆえ、異なる処理を組み合わせた二つのステップで、すなわち
・パイロンフレーム自体の、つまり稜および(もし存在するならば)リブ(およびことによると面の一つ)を、溶接、鋳造あるいはその他の手法によって一体的に製造し、
・パイロン閉封パネルを機械的に取り付けることによって、サスペンションパイロン構造体を組み立てるための方法を提供する。
【００１７】
本発明による一体的製造方法によって一体の、つまり分解不可能なユニットフレームを提供できる。とはいえ、溶接の場合には、それを異なる要素から製造できる。
【００１８】
好ましくは、閉封の前あるいは後に、補強材取り付け具がまた、最も大きな応力が加わる場所に機械的に取り付けられる。
【００１９】
二つの異なる技術を用いることには多くの利点が存在する。実際、フレームの一体化は、アタッチメントによって引き起こされる機械的冗長性を排除することによって、当該フレームの重量およびその製造時間を低減することができる。さらに、機械的アタッチメントは、パイロン自体が「単一部品」ではなく、それを用いてなる用途と比べて脆弱な構造体であるように維持される。完全に一体化された構造体に関しては、ダメージが素材、製造またはメンテナンスの欠陥によって引き起こされる場合、構造体のダメージ許容条件を守るのは困難である。
【００２０】
別の態様によれば、本発明は、当該発明に基づく方法を利用する航空機用のエンジンサスペンションパイロンに関する。本パイロンはそれゆえ一体型(モノリシック)構造体、つまりボックスの稜およびもし存在するならばリブを含むユニット集積構造体を具備してなり、これは、パイロンの主方向に沿って延在する４枚の前後方向パネルのうちの少なくとも３枚に対して機械的に取り付けられている。本パイロンは、有利なことには、翼およびエンジン用の取り付けポイントを具備してなり、各取り付けポイントは、ことによると、一体型フレームに対して機械的に固定された補強材取り付け具によって二重にされる。ある特定の好ましい様式では、パネルは複合材から形成可能であり、かつフレームは金属、たとえばチタニウムから形成可能である。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２１】
本発明の特徴ならびに利点は、限定のためにではなく例証のために提示した図面ならびに以下の詳細な説明から、より明らかとなるであろう。
【００２２】
上述したように、サスペンションパイロンの製造は時間のかかる複雑な作業である。だが、パイロンに作用する荷重ならびに航空産業において守られている安全条件を考慮すると、いくつかの利用可能な解決策が存在する。航空機の運航中のパイロンの基本的機能は、たとえば局所的故障があらゆる場合に補償されなければならない固有のフェイルセーフ機能のために、厳格な信頼性基準を課している。
【００２３】
それゆえ本発明は、構造体の重量を低減しながら要求を満たすと共に製造プロセスを簡素化するために、フレーム(ただしフレームのみ)が一体かつ／または集積型のものであるパイロン様式を提案する。パイロン構造体の完全な一体化は、課された条件を満たすには十分ではない。すなわち、たとえば一体型パイロンの構成材料に亀裂が現れた場合、それは構造体の残りの部分へと広がることがあり、よく知られたリスクをもたらす。
【００２４】
本発明によれば、そして図３に示すように、一体型構造体はもっぱら、フレーム２０に対して、すなわちボックス型「骨組」に対して適用される。リブ２２、コーナーアングル材２４(すなわち稜)、主要な力の入力経路２６(特に取り付けポイント)は統合された様式で設けられる。当該構造体は、それゆえ、前後方向面および二つの端部へのパネル(目下、上側、下側、左側および右側パネルと呼ばれている)の付加によって、主要方向に沿って延在する四つの面を備えた予め決定された形状を備えた「ボックス」を形成するフレーム２０の形態である。図３に示すように、「パネル」との用語は、ここでは、二次元構造を意味するものであると解釈すべきではない。それゆえ、上側パネルは互いにある角度をなす二つの擬似平面を有する(これはユニットであっても、あるいはユニットでなくてもよい)。ことによると、本発明によれば、前後方向パネルの一つ(特に下側パネル)だけを、あるいはその一部を、フレーム２０と一体化することができる。
【００２５】
ある実施形態によれば、フレーム２０は、たとえば前後方向に、異なるリブ２２上で多数のコーナーアングル材２４を溶接することによって形成可能である。すなわち、第１のリブ(これはまた端部稜を形成する)は適切なポジションに置かれ、四つの第１のコーナーアングル材(すなわち前後方向稜)が配置され、そしてリブ２２が続いて溶接され、その後、四つの第２の前後方向稜などに関する作業が実施される。こうして形成されたフレーム２０は、最終的には、構成材が連続した、分解不可能なユニット部品の形態である。それゆえ、本発明による構造体を用いれば、好ましくはコーナーアングル材２４の長さを調節することが可能であることを考慮すると、抗力リブ２２ａの位置決めは制限を受けない。
【００２６】
骨組２０に適合した構造を用いることで、溶接ビード２８は、溶接ヘッドおよびたとえば機械加工あるいは研削加工によって溶接ビード２８を再加工するためのツールに容易にアクセスできるよう、骨組２０の周囲に配置される。この好ましい実施形態によれば、今や可能となったバリの除去によって、溶接の信頼性を向上させることができる。
【００２７】
他の実施形態によれば、フレーム２０はたとえば鋳造によって形成することができる。
【００２８】
他の実施形態によれば、フレーム２０の全ての基本部品２２,２４は、将来的に前後方向面を形成する取り付けフレーム上に配置されかつ溶接される。このアセンブリは続いて炉内に搬入できるが、炉の中では、溶接によって生じた応力を取り除くために、ある時間にわたって、かつ使用される材料に依存する温度で、「応力緩和」熱処理がそれに対して施される。
【００２９】
パイロンを示す図は単に参考のために提示したに過ぎないことに留意されたい。特に、リブ２２は、パイロンの主方向と直交していないが、たとえばそれに対して傾斜したフレームから構成されてもよい。パイロンはまた、(たとえば下側および／または上側面上のさまざまな部分(図３)のような)異なる形状寸法、左側および／または右側側方面に関するさまざまな空力的形状を有していてもよい。最後に、パイロンの形状は、エンジンおよび翼のサスペンションを介して伝達される力に抗する手法に応じて変更可能である。これら選択の全ては、フレーム２０を形成している基本要素の単純さによって容易なものとなる。
【００３０】
有利なことを言えば、力がより大きな意味を持つ取り付けポイント２６を二重にするために、好ましくは機械的取り付けによって、上記のようにして形成された骨組に取り付け具３０が付加される。特に、たとえば、前部エンジンサスペンション補強材３２が、翼取り付け補強材３４と共に、フレームにネジ止めされてもよい。さらに、後部取り付けポイントは、エンジン後部サスペンションを経て導入される力のための要素３８によって、そしてスラスト力への抵抗に関係する要素３８'によって二重にすることができる。これら二つの要素３８,３８'はまた互いに機械的に固定可能である。
【００３１】
上記取り付け具３０(これは従来型構造体１０におけるよりも少なく、しかもより簡素な形状を有する)は、「フェイルセーフ」を付与する。なぜなら、フレーム２０の構造体へのダメージは、取り付け具３０によって補償されるからである。
【００３２】
フレーム２０は、続いて、それに対して機械的に取り付けられる外板パネル４０によって、その四つの前後方向面(あるいは三つの残りの面)が覆われることが有利である。従来技術とは対照的に、この例では、パネルは単なる外板機能を発揮し、かつその剛性は低くてもよく、しかも組み立て中にフレーム２０によって決定される形状に容易に適合させることができる。この品質は製造および使用中の節減をもたらし得る。
【００３３】
本発明に基づく構造体によれば、フレーム２０に関して、さまざまな組成のパネル２０を選択することがまた、そして特に、フレーム２０がスチールあるいはチタニウムから、取り付け具３０が特殊鋼から、そしてパネル４０が複合材から形成されたパイロン５０を得ることができる。もちろん、その他のスチール、チタニウム、アルミニウムあるいは複合合金と共に、構造体２０,３０の残部と同じ特性を備えた金属製パネル４０を用いることも考えられる。
【００３４】
したがって本発明は、コストおよび重量における節減をもたらす一体化(集積)と、接合部における破損のリスクの低減と、二重「フェイルセーフ」構造体に関する最大限の安全基準とを折衷したものである。本発明によるパイロン５０は、優れたダメージ許容性を備えた公知の複数部品型ボックスの全ての冗長性を維持しながら、その一方で、フレーム内に主要な力の経路を組み入れたことにより著しい節減を可能とする。
【図面の簡単な説明】
【００３５】
【図１】部分的な航空機用エンジンアセンブリの概略側面図である。
【図２】従来技術に基づくサスペンションパイロンの斜視図である。
【図３】本発明のある好ましい実施形態に基づくサスペンションパイロンの斜視図である。
【符号の説明】
【００３６】
２０  フレーム
２２  リブ
２２ａ  抗力リブ
２４  コーナーアングル材
２６  取り付けポイント(入力経路)
２８  溶接ビード
３０  取り付け具
３２  前部エンジンサスペンション補強材
３４  翼取り付け補強材
４０  外板パネル
５０  パイロン
【図１】
2009509842.tif 000003
【図２】
2009509842.tif 000004
【図３】
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【国際調査報告】
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