(57)【要約】本発明は、ターボジェットエンジンの推力による応力を相殺するのに適した航空機の固定支柱（３）へのターボジェットエンジン（１）の前部の締結装置（１００）に関しており、該装置は、上部金具（１０１）および下部金具（１０２）を有することを特徴とし、ターボジェットエンジンの推力を固定支柱に伝えるものであって、推力による応力で発生する復元力ベクトル（Ｖ）は、上部金具を下部金具に連結する一次固定点（１０３、１０８）を通るベクトル（ｖ１、ｖ’１）の交点（Ｃ１）が下部金具をターボジェットエンジンに連結する二次固定点（１０９、１１０、１１１）を通る二次ベクトル（ｖ２、ｖ’２）の交点（Ｃ２）へ移動した結果として生ずるものであり、そしてそれがターボジェットエンジンの軸（Ａ）に沿って広がる。【選択図】図３Ｃ
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボジェットエンジンの推力による応力を相殺するのに適した、航空機の固定支柱（３）へのターボジェットエンジン（１）の前部の締結装置（１００）であって、上部金具（１０１）、下部金具（１０２）、上部金具を下部金具に連結する一次固定点（１０３、１０８）、および下部金具をターボジェットエンジンに連結することを目的とした二次固定点（１０９、１１０、１１１）を有することを特徴とし、ターボジェットエンジンの推力による応力を固定支柱に伝えるのに適したものであり、推力による応力の取戻しベクトル（Ｖ）が、一次固定点を通る一次ベクトル（ｖ１、ｖ’１）の交点（Ｃ１）が二次固定点を通る二次ベクトル（ｖ２、ｖ’２）の交点（Ｃ２）へ移動した結果として生ずるものであり、そしてそれがターボジェットエンジンの軸（Ａ）に沿って広がることを特徴とする、航空機の固定支柱へのターボジェットエンジンの前部の締結装置。
【請求項２】
一次ベクトル（ｖ１、ｖ’１）の交点（Ｃ１）がターボジェットエンジンの軸上に位置することを特徴とする、請求項１に記載の前部の締結装置。
【請求項３】
二次ベクトル（ｖ２、ｖ’２）の交点（Ｃ２）がターボジェットエンジンの軸上に位置することを特徴とする、請求項１または２に記載の締結装置。
【請求項４】
一次ベクトル（ｖ１、ｖ’１）の交点（Ｃ１）が、二次ベクトル（ｖ２、ｖ’２）の交点の下流に位置することを特徴とする、請求項２および３に記載の締結装置。
【請求項５】
二つの一次固定点で上部金具と下部金具を連結するように、少なくとも一つの前部の一次リンク（１０８）および少なくとも一つの後部の一次リンク（１０３）を備えている一次締結部（１０３、１０８）を有することを特徴とする、請求項２から４のいずれか一つに記載の締結装置。
【請求項６】
三つの二次固定点で下部金具をターボジェットエンジンのファンケーシング（２）に連結するのに適するように、少なくとも一つの前部の二次リンク（１０９）および少なくとも二つの後部の二次リンク（１１１）を備えている二次締結部（１０９、１１０、１１１）を有することを特徴とする、請求項３から５のいずれか一つに記載の締結装置。
【請求項７】
二つの後部の二次リンクがスイングジョイント（１１０）を介して下部金具に取りつけられることを特徴とする、請求項６に記載の締結装置。
【請求項８】
上部金具が、同様に、ターボジェットエンジンのファンケーシングに連結されるのに適していることを特徴とする、請求項１から７のいずれか一つに記載の締結装置。
【請求項９】
ターボジェットエンジンと請求項１から８のいずれか一つに記載の前部の締結装置との集合。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の固定支柱にターボジェットエンジンを連結する締結装置に関するものである。本発明は、より特徴的には、航空機のターボジェットエンジンが受ける推力による応力を復元するのに適した前部の締結装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
ターボジェットエンジンは、航空機のさまざまな場所に、前記航空機の構造体に属する固定支柱を媒介として組み立てられることができる。例えば、ターボジェットエンジンは、そのような固定支柱を介して航空機の翼の下面に吊るされること、あるいは胴体の側面に固定されること、あるいは航空機の後方に、後部の垂直尾翼のところに組み立てられることが可能である。連結手段は、固定支柱をターボジェットエンジンに連結するものであり、ターボジェットエンジンと航空機の構造体との間の機械的応力の伝達を確保する役目を持っている。
【０００３】
連結手段によって航空機の構造体に伝達される応力は主として、ターボジェットエンジンの軸に平行して広がるターボジェットエンジンの推力による応力、通常ターボジェットエンジンと航空機が受ける風の風力にとりわけ起因する側面の応力、そして前記ターボジェットエンジンの質量に起因する垂直応力である。連結手段は、更に、ターボジェットエンジンの変形を吸収しなければならないのであって、該変形は例えば、航空機の飛行のさまざまな段階の間中の熱膨張あるいは熱収縮による大きさの変化に起因するものである。
【０００４】
一般的に、航空機の固定支柱へのターボジェットエンジンの連結手段は、前部の締結装置および後部の締結装置を含む。
【０００５】
ターボジェットエンジンの吐き出しケーシングが前部の締結装置および後部の締結装置によって固定支柱に固定される連結手段が、とりわけ既知である。この場合、前部の締結装置は、ターボジェットエンジンの推力による応力ならびに側面に対して垂直の応力に対応した復元力を発生する。後部の締結装置の方は、側面に対して垂直の応力に対応する。
【０００６】
別の連結手段は、固定支柱とファンケーシングとの間に配置され、側面に対して垂直の応力に対応して復元する前部の締結装置、および、固定支柱と吐き出しケーシングの間に配置され、推力による応力、側面に対して垂直の応力に対応して復元する後部の締結装置を有する。推力による応力の復元は、そのとき二つの長いリンクを介して行われるが、該二つの長いリンクは後部の締結装置を吐き出しケーシングの前部の一部分に連結するものである。
【０００７】
ターボジェットエンジンの推力による応力が原因で、またより正確には締結手段と固定支柱による前記推力による応力に対応した復元力が原因で、前記ターボジェットエンジンは、大きなたわみを受けるが、該たわみはターボジェットエンジンの寿命を減らす傾向がある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
本発明において、固定支柱へのターボジェットエンジンの締結装置を提供しようと努められるが、該締結装置は、ターボジェットエンジンの推力による応力を復元すること、そしてその推力による応力を固定支柱に伝達することに適したものであり、大きな曲げ応力をターボジェットエンジンに受けさせないものである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
そのために、本発明は、前部の締結装置を提案するものであって、該前部の締結装置は固定支柱をターボジェットエンジンのファンケーシングに連結するものであり、該前部の締結装置の推力による応力の復元力ベクトルは、前記締結装置とターボジェットエンジンとの間のさまざまな締結箇所の結果として生じており、ターボジェットエンジンの軸と完全に一体となる。本発明による前部の締結装置は、中間部品を有し、該中間部品は、ターボジェットエンジンの前部の締結装置の主要部品の下に配置される。中間部品は、各発生応力の集中点がターボジェットエンジンの軸上にある第一の締結装置によって、主要部品につながれる。中間部品は、他方では、同様にエンジンの軸上にあるがしかし第一の締結装置の応力の集中点の上流に応力の集中点がある第二の締結装置によって、ターボジェットエンジンに連結される。本発明による前部の締結装置は、まるでエンジンの推力が、前記前部の締結装置の二つの集中点の間で、つまりターボジェットエンジンの軸に沿って、したがって前記ターボジェットエンジンのたわみをいささかも生み出すことなく移動するように機能するのであり、モーメントは固定支柱によって必然的に完全に相殺される。第二の締結装置は、ターボジェットエンジンに中間部品を連結するものであるが、例えば前部にリンクのシステムおよび後部にスイングジョイントを有する。前部と後部とは、そのようなターボジェットエンジンを備えた航空機の進行方向に対して意味するものである。本発明による中間部品は、一方ではターボジェットエンジンに他方では前部の締結装置の主要部品に中間部品を連結するスイングジョイントおよびリンクのシステムがあることによって、特徴的な運動学を有しており、それにより推力による応力の移動をターボジェットエンジンの軸に沿って可能にするものである。本発明による前部の締結装置の幾何学形状は、さまざまな固定点の結果が、ターボジェットエンジンがいかなる曲げ応力をも受けないようにするために、ターボジェットエンジンの軸と一体となるように考案される。
【００１０】
したがって、本発明は、ターボジェットエンジンの推力による応力を復元するのに適した航空機の固定支柱へのターボジェットエンジンの前部の締結装置を対象としており、該装置は、上部金具、下部金具、上部金具を下部金具に連結する一次固定点、および下部金具をターボジェットエンジンに連結する二次固定点を有することを特徴とし、推力による応力の復元力ベクトルは、一方では一次固定点を通る一次ベクトルの交点、また他方では二次固定点を通る二次ベクトルの交点の移動の結果として生ずるものであり、またターボジェットエンジンの推力による応力を固定支柱に伝えるものであって、ターボジェットエンジンの軸に沿って広がる。
【００１１】
固定点とは、ある部品を別の部品に正確な点で連結することを可能にする、点状のあらゆる締結手段を意味する。
【００１２】
本発明による前部の締結装置の特徴的な実施例によると、前記装置は、次のような補足的特徴の全部もしくは一部を有することができる。
−  一次ベクトルの交点は、ターボジェットエンジンの軸上に位置する、
−  二次ベクトルの交点は、ターボジェットエンジンの軸上に位置する、
−  一次ベクトルの交点は、二次ベクトルの交点の下流に位置する、
−  前部の締結装置は、一次締結部を有しており、該一次締結部は、二つの一次固定点で上部金具と下部金具を連結するように、少なくとも一つの前部の一次リンクおよび少なくとも一つの後部の一次リンクを備えている、
−  前部の締結装置は、二次締結部を有しており、該二次締結部は、三つの二次固定点で下部金具をターボジェットエンジンのファンケーシングに連結するように、少なくとも一つの前部の二次リンクおよび少なくとも二つの後部の二次リンクを備えている、
−  二つの後部の二次リンクは、スイングジョイントを介して下部金具に取り付けられる、
−  上部金具は、同様に、ターボジェットエンジンのファンケーシングに連結される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
本発明は、以下の記述を読むことによって、また付随の図面を検討することによってよりよく理解されるであろう。図面は以下を表す。
−  図１：側面から見た本発明による前部の締結装置の図解、
−  図２：後方から見た本発明による締結装置の図解、
−  図３Ａ、３Ｂおよび３Ｃ：固定支柱、本発明による締結装置、および航空機のターボジェットエンジンの関係を表す図解。
【００１４】
図１と２では、ターボジェットエンジン１のファンケーシング２と連動している固定支柱３が表されている。固定支柱３は、本発明による前部の締結装置１００によって前記ファンケーシング２に連結される。
【００１５】
前部の締結装置１００は上部金具１０１を有し、また下部金具１０２は上部金具１０１の下に位置する。上部金具１０１は、従来の仕方で、一方では固定支柱３にまた他方ではファンケーシング２の後部構造体４に固定される。より正確には、上部金具１０１は、前記上部金具１０１の上に位置する固定支柱３に固定して取り付けられる。上部金具１０１とファンケーシング２の後部構造体４の中心部分６との間の連結は、二つのリンク５によって確保される（図１ではただ一つのリンクだけが可視である）。ファンケーシング２の後部部分４は、ターボジェットエンジンの円形の円筒形部分の上部輪郭に沿った半円形の形状である。ファンケーシング２の後部部分４は、逆さになったＵ字の形状をほぼ呈しており、Ｕ字底面は中心部分６を形成し、またＵ字のそれぞれの脚７は、ターボジェットエンジン１の円筒形部分の右あるいは左の側面にぴったり一致する。
【００１６】
本発明によると、上部金具１０１は、一次締結部１０３、１０８によって下部金具１０２に連結される。例えば、図１と２で表されるように、上部金具１０１は、一次リンク装置１０３、１０８によって下部金具１０２に連結される。より正確には、二つの後部の一次リンク１０３は、上部金具１０１の後部端１０４を下部金具１０２の後部端１０５に連結する。上部金具１０１の前部端１０６の方は、二つの前部の一次リンク１０８によって下部金具１０２の前部端１０７に連結される（図１および２でただひとつの前部の一次リンクだけが可視である）。
【００１７】
前部の一次リンク１０８および後部の一次リンク１０３は、上部金具１０１を下部金具１０２に連結する一次固定点１０３、１０８を形成する。
【００１８】
図３Ａで図式的に表されるように、一次ベクトル（ｖ１、ｖ’１）は、本発明による前部の締結装置１００の上部金具１０１と下部金具１０２の間の一次固定点１０３、１０８を通るものであって、ターボジェットエンジン１の軸Ａ上に位置する一次集中点Ｃ１で交わる。
【００１９】
下部金具１０２の方は、二次締結部１０９、１１０、１１１によってターボジェットエンジン１のファンケーシング２の後部構造体４に直接連結される。二次締結部１０９、１１０、１１１は、前部の二次リンク１０９を有しており、該リンクは下部金具１０２の前部端１０７をターボジェットエンジン１のファンケーシング２の後部構造体４に連結するものである。より正確には、前部の二次リンク１０９はファンケーシング２の後部構造体４の中心部分６に取り付けられる。二次締結部１０９、１１０、１１１は別の面では、スイングジョイント１１０を有しており、該スイングジョイントは下部リンク１０２の後部端１０５のところに位置するものである。スイングジョイント１１０は、二つの後部の二次リンク１１１をファンケーシング２の後部構造体４の二つの脚７の基部８に連結する。スイングジョイント１１０の利用により、唯一の自由度をもつエンジンの推力に対応した組立てが可能であるが、その一方ターボジェットエンジン１の円筒形の形状によりエンジン側面に二つの後部の二次リンク１１１を設置することが強いられる。このように、それぞれの後部の二次リンク１１１は、ターボジェットエンジン１の右あるいは左の異なる側面に連結される。後部の二次リンク１１１は、下部金具１０２の後部端１０５をターボジェットエンジン１の前部に連結する。スイングジョイント１１０は、それぞれの後部の二次リンク１１１を通して加えられる応力が同一であること、そしてスイングジョイント１１０と後部の二次リンク１１１の全体が、ターボジェットエンジン１の、場合によっては起こりうる変形に影響を受けないような構造を要求される。
【００２０】
図３Ｂに表されるように、二次締結部１０９、１１０、１１１は、二次固定点を形成し、該二次固定点は、本発明の前部の締結装置１００の下部金具１０２をターボジェットエンジン１に連結するものである。二次ベクトル（ｖ２、ｖ’２）は、二次固定点１０９、１１０、１１１を通るものであり、ターボジェットエンジン１の軸Ａ上に位置する二次交点Ｃ２で交わる。二次交点Ｃ２は、ターボジェットエンジン１を備えた航空機の進行方向に対して、一次交点Ｃ１の上流に位置する。
【００２１】
図３Ｃで図式的に表されるように、推力による応力の復元力ベクトルＶは、本発明による前部の締結装置１００の結果として生じるものであるが、二次交点Ｃ２から一次交点Ｃ１の方に移動し、またターボジェットエンジン１の軸Ａと一体となる。したがって、ベクトルＶは、推力による応力Ｐを相殺することを目的としたものであり、ターボジェットエンジン１にいかなるたわみも強いない。推力による応力に対応する復元力ベクトルＶは、ターボジェットエンジン１の軸Ａにおけるターボジェットエンジン１の推力による応力Ｐを相殺するのであり、ターボジェットエンジン１のファンケーシング２へのモーメントはそのときゼロである。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】側面から見た本発明による前部の締結装置を示す図
【図２】後ろから見た本発明による締結装置を示す図
【図３Ａ】固定支柱、本発明による締結装置、および航空機のターボジェットエン            ジンの関係を表す図
【図３Ｂ】固定支柱、本発明による締結装置、および航空機のターボジェットエン            ジンの関係を表す図
【図３Ｃ】固定支柱、本発明による締結装置、および航空機のターボジェットエン            ジンの関係を表す図
【符号の説明】
【００２３】
１    ターボジェットエンジン
２    ファンケーシング
３    固定支柱
４    ファンケーシングの後部構造体
５    リンク
６    後部構造体の中心部分
７    Ｕ字形のそれぞれの脚
８    ファンケーシングの後部構造体の二つの脚の基部
１００    ターボジェットエンジンの前部の締結装置
１０１    上部金具
１０２    下部金具
１０４    上部金具の後部端
１０５    下部金具の後部端
１０６    上部金具の前部端
１０７    下部金具の前部端
【図１】
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【図２】
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【図３Ａ】
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【図３Ｂ】
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【図３Ｃ】
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【国際調査報告】
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