(57)【要約】  本発明は、エンジン(2)とエンジン取り付け構造体(4)とを具備してなる航空機用のエンジンアセンブリに関し、構造体は、ボックスを含む剛構造体(10)と、エンジンと剛構造体との間に介在させられた取り付けシステム(11)とを具備してなり、取り付けシステムは特に後部アタッチメント(8)を具備してなり、アセンブリはさらに、好ましくは通風式であってかつ熱バリアを形成すると共に構造体ボックスとエンジンとの間で延在するダクト(60)を具備してなる構造体ボックスの熱保護のためのシステム(58)を備えている。本発明は、ダクトが後部エンジンアタッチメントを越えて後方へと延在していることを特徴とする。
2009509843.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン(２)と、このエンジン(２)用のマウント(４)と、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、
前記エンジンマウントは、第一に、ボックス(２４)を具備してなる剛構造体(１０)と、第二に、前記エンジンと前記剛構造体(１０)との間に配置された取り付けシステム(１１)と、を含み、
前記取り付けシステムは、特に、後部エンジンアタッチメント(８)を具備してなり、
前記アセンブリはさらに、熱バリアを形成すると共に前記ボックス(２４)と前記エンジン(２)との間で延在するダクト(６０)を具備してなる、前記ボックス(２４)用の熱保護システム(５８)を備えており、
前記ダクト(６０)は、前記後部エンジンアタッチメント(８)を越えて後方へと延在していることを特徴とするエンジンアセンブリ(１)。
【請求項２】
前記ダクト(６０)は通風式ダクトであることを特徴とする請求項１に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項３】
前記通風式ダクト(６０)は、前記エンジンマウントの後部パイロンフェアリング(６６)の外壁へと至る後端部(７１)を有し、前記後部パイロンフェアリング(６６)は前記後部エンジンアタッチメント(８)に対して完全に後方に配置されていることを特徴とする請求項２に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項４】
前記通風式ダクト(６０)は、前記エンジンマウントの後部パイロンフェアリング(６６)内へと至る後端部(７１)を有し、前記後部パイロンフェアリング(６６)は前記後部エンジンアタッチメント(８)に対して完全に後方に配置されていることを特徴とする請求項２に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項５】
前記後部パイロンフェアリング(６６)は、制御可能な可動構造体(８８)を備えたエア排出開口部(８８)を具備してなり、前記可動構造体(８８)は、そのポジションに関係して、前記フェアリング(６６)の空力的形状を変化させることができるようになっていることを特徴とする請求項４に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項６】
前記可動構造体(８８)は、前記エア排出開口部(８６)と交差して配置されていることを特徴とする請求項５に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項７】
前記エンジンマウント(４)の前記剛構造体(１０)はさらに、前記ボックスと前記エンジン(２)との間で、前記ボックスに固定的に取り付けられた構造ブロック(３４)を具備してなり、前記構造ブロック(３４)は、前記後部エンジンアタッチメント(８)のための取り付けインタフェース(３６)を有し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項に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項８】
前記ダクト(６０)は前記構造ブロック(３４)を貫通して延在していることを特徴とする請求項７に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項９】
前記ダクト(６０)は、前記ボックス(２４)の下側構造要素(２８)の下方であってかつこの下側構造要素(２８)から離間して配置されており、前記下側構造要素(２８)と協働で補助通風路(７４)を形成するようになっていることを特徴とする請求項１ないし請求項８のいずれか１項に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項１０】
前記補助通風路(７４)はさらに、前記エンジンのナセルのカウル(７６)によって横方向の範囲が画定されていることを特徴とする請求項９に記載のエンジンアセンブリ。
【請求項１１】
前記ダクト(６０)は熱保護被覆(８２)を備えることを特徴とする請求項１ないし請求項１０のいずれか１項に記載のエンジンアセンブリ(１)。
【請求項１２】
請求項１ないし請求項１１のいずれか１項に記載のエンジンアセンブリ(１)を少なくとも一つ具備してなることを特徴とする航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概して、航空機の翼とエンジンとの間に配置されることになるエンジン取り付けパイロンの分野に関するものであり、さらに詳しくは当該エンジン取り付けパイロンを具備してなるエンジンアセンブリに関するものである。
【０００２】
本発明は、たとえばターボジェットエンジンまたはターボプロップエンジンを備えた、いかなるタイプの航空機においても使用可能である。
【０００３】
こうしたタイプの取り付けパイロン(これはまたエンジン取り付け構造体を略して「ＥＭＳ」と呼ばれる)は、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エンジンを搭載するのに使用可能である。
【背景技術】
【０００４】
上記エンジンマウントは、たとえばターボジェットエンジンと航空機の翼との間の接続インターフェースを形成するために設けられる。それによって、その関連するターボジェットエンジンによって生じる荷重を機体に伝達することが可能となり、しかもエンジンと航空機との間に、燃料ライン、電気および油圧システム、ならびに空気用の経路が提供される。
【０００５】
荷重の伝達を確実なものとするために、エンジンマウントは、たいてい「ボックス」型の、すなわち横断リブによって一つに接合された上側および下側桁材と二つの側面パネルとのアセンブリからなる剛構造体を具備してなる。
【０００６】
また、エンジンマウントは、ターボジェットエンジンとエンジンマウントの剛構造体との間に介在させられた取り付けシステムを備え、当該システムは全体として少なくとも二つのエンジンアタッチメント(一般に前部アタッチメントおよび後部アタッチメント)を具備してなる。
【０００７】
さらに言えば、取り付けシステムは、ターボジェットエンジンによって生じたスラスト荷重を伝達するために、スラストマウントデバイスを具備してなる。従来、当該デバイスは、たとえば、第一にターボジェットエンジンのファンケーシングの後部に対して、そして第二にエンジンケーシングに対して固定された後部エンジンアタッチメントに対して連結された二つのサイドスラストリンクの形態である。
【０００８】
同様に、エンジンマウントはまた、当該エンジンマウントの剛構造体と航空機の翼との間に介在させられた第２の取り付けシステムを具備してなるが、当該第２のシステムはたいてい二つまたは三つのアタッチメントからなる。
【０００９】
最後に、エンジンマウントは空力カウリングを支持すると共に別のシステムを分離しかつ支持するための補助構造体を備えるが、この後部空力カウリングはたいてい翼の後縁から後方に向かって突出している。
【００１０】
さらに、エンジンアセンブリは概して、ボックス用の熱保護システムを備えるが、当該ボックスは、好ましくは通風式であってかつ下側桁材の下方でボックスの前部に配置されたダクトを具備してなる。だが、当該ダクト(空気流の流速は低い)による剛構造体の冷却効果は制限されたものであり、そしていずれにしても、それは剛体ボックスの前部に単独で配置されている。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
本発明の目的は、それゆえ、従来形態に関する上記欠点を(少なくとも部分的に)克服する航空機用エンジンアセンブリを提案し、そしてまたそうしたエンジンアセンブリを少なくとも一つ有する航空機を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
この目的のために、本発明の対象事項は航空機用のエンジンアセンブリであって、当該アセンブリはエンジンとエンジンマウントとを具備してなり、このエンジンマウントは、第一に、好ましくは下側桁材タイプの下側構造要素を備えたボックスを有する、主構造体とも呼ばれる剛構造体と、第二に、エンジンと剛構造体との間に配置された取り付けシステムとを具備してなり、この取り付けシステムは特に後部エンジンアタッチメントを具備してなり、そして上記アセンブリはさらに、好ましくは通風式であって、ボックスとエンジンとの間で延在する、したがって好ましくはエンジンが航空機の翼の下に吊り下げられる場合には、この下側桁材の下方であってかつその長さに沿って延在する熱バリアを形成するダクトを具備してなるボックス用の熱保護システムを備える。本発明によれば、上記ダクトは、後部エンジンアタッチメントを越えて後方へと延在している。
【００１３】
したがって、本発明による上記構成によって、極めて申し分のないボックスの冷却を実現できるが、なぜならば、当然ながら翼の下に吊り下げられることになるエンジンの場合には、下側桁材の極めて大きな部分が上記ダクトによって保護されるからである。したがって、当該ダクトを設けたことによって、剛構造体のボックスを製造するのに複合素材を使用することが可能となるが、その重量はそれゆえ従来の金属製剛構造体に比べて大幅に低減される。
【００１４】
さらに、上記ダクトの後端部は後部エンジンアタッチメントを越えて、圧力が当該エンジンアタッチメントの上流に見られる圧力よりも実質的に低いポイントまで達していることに留意されたい。この結果、それが「通風(ベンチレーテッド)」タイプ、すなわちその中を空気流が通過するタイプである場合にダクトの排出口に見られる強い吸引作用のために、得られる圧力差は従来よりも、かなり大きなものとなり、これによって、この空気流をかなりの程度増大させることが、したがってボックスの熱保護システムの効率を増大させることが可能となる。
【００１５】
さらに、上記ダクトの後端部は後部エンジンアタッチメントの後方に配置されているので、この端部をエンジン気流内に導入することは、そしてこれによって通風式ダクトから排出された空気を付加的なスラスト発生源として使用することは容易である。
【００１６】
好ましくは、通風式ダクトは、エンジンマウントの後部空力フェアリングの外壁にいたる後端部を有し、この後部空力フェアリングは後部エンジンアタッチメントに対して完全に後方に配置されている。
【００１７】
こうした形態は空力的観点から極めて有利である。上記フェアリング(これはまた「シールド」あるいは「後部パイロンフェアリング」とも呼ばれ、しかもたいていは翼の後縁の後方に向かって突出している)は、概して、エンジン気流によって衝撃を受けるが、これは性能に比較的制限を加える無視し得ない抵抗を生じる。この端部をフェアリングの外壁まで延在させることによって、それをエンジン気流から保護する空間内にフェアリングを設置することが可能となる。この結果、下側後部フェアリングに高温エンジン気流の低減された衝撃によって生じる抵抗は従来に比べて大幅に低減され、これは有利なことに性能を向上させる。
【００１８】
これに関して、同時に、通風エアによって生じるスラストを増大させ、熱保護システムの効率を改善し、そしてエンジン気流の衝撃に対する後部空力フェアリングの保護を改善するために、通風式ダクトの後端は、好ましくは、吸引作用を増大させるために、したがってさらに大きな圧力差を得るために、上記フェアリングの不連続部／分離箇所に配置される。
【００１９】
上記解決策の代替案としては、通風式ダクトの後端部を、エンジンマウントの後部パイロンフェアリング内に延在させることが考えられる。この場合、内部を通過した空気の排出を確実なものとするために、このフェアリングの後方にエア排出口を設けるのが好都合であり、当該開口には、ことによると、そのポジションに関連してフェアリングの空力的形状を変更できる制御可能な可動構造体が組み合わされる。この構造(好ましくは可動構造体が開口部と交差して配置される)によって、可動構造体を操作することで、当該フェアリングが、大きなエア吸引作用を発生させるためにベースドラッグ効果を生み出すように意図された一つ以上の中断箇所を形成している形態であるか、あるいは可能な限り僅かな抵抗しか生じないように中断箇所を伴わずに実質的に連続した空力的形状を形成している形態であるか次第で、フェアリングに設けられた開口部から出てくる空気の吸引力を低減／増大させることができる。
【００２０】
好ましくは、エンジンマウントは、当該エンジンマウントの剛構造体がまた、ボックスとエンジンとの間でボックスに、そしてエンジンが航空機の翼の下に吊り下げられる場合には好ましくはボックスの下側桁材の真下に、固定的に取り付けられたブロックを具備してなるよう構成されるが、この構造ブロックはその場合、後部エンジンアタッチメント用の取り付けインターフェースを有する下側構造ブロックと呼ばれる。
【００２１】
したがって、エンジンが航空機の翼の下に吊り下げられる非限定的事例においては、この構成は、概して、ステムあるいはシューと類似の剛構造体の一部を形成する下側構造ブロックによって、後部エンジンアタッチメントをボックスに対して下方にオフセットすることを可能とする。従来形態(剛構造体は単にボックスからなる)に対して当該ブロックを加えたことによって、数多くの利点が、たとえば当該ボックスをエンジンマウントから吊り下げられたエンジンから離して配置できるという利点がもたらされる。この結果、ボックスがさらされる熱条件は、後部エンジンアタッチメント用の取り付けインターフェースが下側桁材に直に配置される形態において従来見られたものに比べて、その過酷さが大幅に緩和される。過酷な熱条件が緩和されることによって、上述した複合素材のような、剛構造体を製造するための熱に敏感な素材を使用することが可能となる。上記の例では、これによって有利なことには、エンジンマウント全体の重量に関して、かなりの利益がもたらされる。
【００２２】
さらに言えば、これによって、(基本的に後部エンジンアタッチメントから取り出された荷重の伝達を保証する必要性によって決定される)構造ブロックの設計と、主として翼のインターフェースに関連してサイズが決定された、それを支持するボックスの設計とを切り離すことが可能となる。この独特の態様によって、上記ブロックはボックスの幅よりも非常に小さな幅を持つようになり、これによって空力的性能レベルに関してかなりの利益が提供されるが、これは、補助空気流の流れの中に配置されるようになるのは幅の小さなブロックであり、もはや幅の大きなボックスの下側部分ではないからである。後部エンジンアタッチメントの真上の空力的擾乱は、それゆえ、従来よりも著しく低減される。
【００２３】
さらに、ボックスの形状は、エンジンケーシングに近接して存在する必要性による影響をもはや受けないことは明らかであるが、なぜなら、この機能は、上記ボックスに対して固定的に取り付けられた下側構造ブロックが完全に受け持つことができるからである。ボックスの形状はそれゆえ、その製造同様、特に剛構造体の一端から他端へと平坦な下側ボックス面を提供することによって、かなりの程度簡素化される。したがって、その重量は低減され、そしてボックスの下側部分が有利なことにもはや、もっぱらそれをエンジンケーシングに近接させることを意図したかなりの幅のオフセットを伴わない限り、完全に排除される。
【００２４】
最後に、ブロックはボックスから下方に突出しかつ剛構造体の前後方向の短い長さにわたって延在しているだけなので、当該構造ブロックを経て、管あるいは類似の要素を延在させることも容易に考えられる。熱交換システムのようなエンジンマウントの装備に対して利用可能とされた上記選択肢は、それゆえ、従来は比較的アクセスが困難なボックスを通り抜けることが要求された、剛構造体の後部へのアクセスを容易なものとする。
【００２５】
さらに、上記選択肢はまたボックスの熱保護システム(その通風式ダクトはそれゆえ構造ブロックを貫通して延在できる)に対して利用可能であるが、この解決策は、当該ブロックによって支持された後部エンジンアタッチメントの下流に、通風式ダクトの後端部を導くための比較的簡単な方策をなしている。
【００２６】
やはり好ましくは、好ましい通風式ダクトがボックスの下側桁材の下方であってかつそれから離れて配置され、この結果、下側桁材と共に、それは補助通風式通路を形成している。この構造によって、補助通風式流路は「火炎隣接領域」と呼ばれる領域を形成し、一方、ボックスは、いわゆる「火炎非隣接領域」に存在することになるが、この場所は明らかに厳しい制限が存在しない。この特殊性は、有利なことには、安全基準に違反することなく、剛構造体のボックスを通って、さまざまな構成要素が延びることを可能とする。さらに、当該ボックスの設計はもはや、従来はそうであったように、耐火要件によって制約を受けない。参考までに、エンジンが翼の上に搭載される場合には、通風式ダクトおよび補助通風式流路は、言うまでもなく、ボックスの上側桁材の上に配置されることに留意されたい。
【００２７】
好ましくは、補助通風式流路はまた、エンジンナセルのカウルによって横方向に範囲が画定される。
【００２８】
最後に、ボックス用の熱保護システムの効率をさらに高めるために、ボックスは、「火炎バリア」と呼ばれる熱バリアを形成するダクト上に、たとえば当該ダクトの下側外面、すなわちエンジンと向き合う面に設けられた熱保護コーティングを備えることができる。
【００２９】
本発明のさらなる対象は、いま説明してきたようなエンジンアセンブリを少なくとも一つ具備してなる航空機である。
【００３０】
本発明の上記以外の利点ならびに特徴は、以下の詳細な非限定的説明から明らかとなるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００３１】
以下、図面を参照して、本発明について説明する。
【００３２】
図１を参照すると、航空機の翼３の下に取り付けられる航空機用エンジンアセンブリ１を認識できるが、(エンジンマウント４を備える)当該アセンブリ１は、本発明の好ましい実施形態の様式である。
【００３３】
概して、エンジンアセンブリ１は、ターボジェットエンジン２のようなエンジンと、エンジンマウント４とを具備してなるが、当該マウントは、特に、剛構造体１０、ならびに複数のエンジンアタッチメント６,８およびターボジェット２によって生じるスラスト荷重を伝達するためのスラストマウントデバイス９からなる取り付けシステム１１を備えており、この取り付けシステム１１はそれゆえ、エンジンと上記剛構造体１０との間に配置されている。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おり、かつエンジンマウント４は航空機の翼の下に当該アセンブリ１を吊り下げるのに使用される別なアタッチメント群(図示せず)を備えていることに留意されたい。
【００３４】
以下の説明においては、慣習により、Ｘとはターボジェットエンジン２の前後方向(長手方向)に対応するエンジンマウント４の前後方向を意味し、このＸ方向はターボジェットエンジン２の前後方向中心線５と平行である。同様に、Ｙとはエンジンマウント４を横切るように向けられた方向を意味し、これはまたターボジェットエンジン２の左右方向(横方向)に対応し、そしてＺは垂直方向すなわち高さであり、これら三つの方向Ｘ、ＹおよびＺは互いに直交状態となっている。
【００３５】
また、「前方」および「後方」との用語は、ターボジェットエンジン２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の方向と関連付けて解釈すべきであり、この方向は矢印７によって大まかに示されている。
【００３６】
図１においては、エンジンマウント４の、スラストマウントデバイス９と、エンジンアタッチメント６,８と、剛構造体１０のみが示されていることが分かる。図示していない当該エンジンマウント４のその他の構成要素、たとえば航空機の翼の下に剛構造体１０をマウントするための手段、あるいは空力カウリングを支持しながら、さまざまなシステムの分離および支持を保証する補助(二次的)構造体などは、従来技術に見出されるものと同一あるいは類似の一般的な要素であり、当業者にはよく知られたものである。したがって、本発明に関連する特定の態様を伴うであろう後部空力フェアリングに関する説明は例外として、詳細な説明は省略する。
【００３７】
ターボジェットエンジン２は、前方に、環状ファンダクト１４を画定する、サイズの大きなファンケーシング１２を有し、そして後方に、ターボジェットエンジンのコアを取り囲む、より小さなサイズの中心ケーシング１６を具備してなる。最後に、中心ケーシング１６の後方には、この中心ケーシング１６よりもサイズの大きな排気ケーシング１７が設けられている。ケーシング１２,１６および１７は明らかに互いに固定されている。
【００３８】
図１から分かるように、複数のエンジンアタッチメントは、前部エンジンアタッチメント６、および、ことによると従来公知であるような二つの後部アタッチメント半体(セミアタッチメント)を形成している後部エンジンアタッチメント８からなる。スラストマウントデバイス９は、第１にファンケーシング１２の後部に対して、そして第２に整流バー２０(これ自体が剛構造体１０に取り付けられている)に対して連結された、たとえば二つの側方スラストリンクの形態である(側面図であるために一つしか認識できない)。
【００３９】
前部エンジンアタッチメント６(これは剛構造体１０のブラケット１５およびファンケーシング１２に対して取り付けられている)は一般的な構造のものであり、したがって、ＹおよびＺ方向に作用するターボジェットエンジン２によって生じた荷重のみの伝達は保証できるが、Ｘ方向に作用する荷重の伝達は保証できない。参考までに、上記前部アタッチメント６は、好ましくは、ファンケーシング１２の周端部まで延在している。
【００４０】
後部エンジンアタッチメント８は、全体として、排気ケーシング１７と、エンジンマウントの剛構造体１０との間に配置されている。先に言及したように、それは好ましくは、ターボジェットエンジン２によってＹおよびＺ方向に生じる荷重を伝達できるが、Ｘ方向に作用する荷重は伝達できないように構成されている。
【００４１】
このようにして、平衡型の取り付けシステム１１によって、Ｘ方向に作用する荷重の伝達はスラストマウントデバイス９によって実現され、そしてＹおよびＺ方向に作用する荷重の伝達は前部アタッチメント６および後部アタッチメント８によって協働で実現される。
【００４２】
同様に、Ｘ方向に作用するモーメントの伝達はアタッチメント８によって垂直方向になされ、Ｙ方向に作用するモーメントの伝達はアタッチメント６と共に後部アタッチメント８によって垂直方向になされ、そしてＺ方向に作用するモーメントの伝達はアタッチメント６と共にアタッチメント８によって左右方向になされる。
【００４３】
続けて図１を参照すると、剛構造体１０は第一に、当該構造体１０の一端から他端に向かってＸ方向に延在するボックス２４を有し、したがって構造体のメインボックスと呼ばれるトルクボックスを形成していることが分かる。それは従来どおり、上側桁材２６と、下側桁材２８と、いずれもＸ方向にかつ実質的にＸＺ平面に沿って延在する２枚のサイドパネル３０(図１においては一方しか認識できない)から形成されている。このボックス内部において、ＹＺ平面に沿って配置されかつ前後方向に離間して配置された横断リブ３２がボックス２４の剛性を高めている。参考までに、要素２６,２８および３０はそれぞれ一体部品とすることが可能であり、あるいはそれらはセクション(これは任意選択で互いに僅かな角度をなして存在していてもよい)を接合することによって組み立てることが可能であることに留意されたい。
【００４４】
好ましくは、図１から明らかであるように、下側桁材２８はその全長にわたって平坦であり、その面はＸＹ平面と実質的に平行に存在するか、あるいはそれに対して僅かにある角度をなして存在している。
【００４５】
エンジンが翼の下方に吊り下げられるこの例では、ボックス２４の下方のその位置に基づいて、下側構造ブロック３４と呼ばれる構造ブロック３４が下側桁材２８の外面に固定的に取り付けられる。だが、エンジン２が翼３の上に搭載されるという、本発明に包含されるが説明していない例においては、構造ボックスは、ボックスの上側桁材２６の上に固定的に取り付けられることに留意されたい。
【００４６】
ブロック３４は後部アタッチメント８用の取り付けインターフェース３６を有するが、このインターフェース３６はそれゆえ桁材２８が含まれる面の下方に存在し、そして好ましくはＸＹ平面に沿って配置されている。以下でさらに詳しく説明するように、この取り付けインターフェース３６は後部エンジンアタッチメント８のアタッチメント本体と協働するよう構成されている。
【００４７】
Ｙ方向におけるブロック３４の幅がボックス２４の幅よりも小さな上記解決策によって、アタッチメント８をボックス２４に対して下方にオフセットすることが、したがってエンジンをボックスから離間させて配置することが可能となる。
【００４８】
ボックス２４に作用する熱応力はそれゆえ比較的小さく、その結果、ボックスを複合素材で、あるいはエンジンマウント４の全体重量に関して利益をもたらすことができる、その他の熱に敏感な素材で製造することが可能となる。一方、エンジン２に近接しているために、より熱応力にさらされるブロック３４は金属素材、好ましくはチタニウムから形成できる。
【００４９】
図２を参照すると、下側桁材２８の下方に取り付けられた構造ブロック３４は全体として二つの側壁４０を有しており、この側壁４０はそれぞれ、当該桁材２８の面に沿って配置された取り付けフィン４２を、その上部に備えており、この結果、それはこの桁材と当接すると共にボックス２４へのブロック３４の取り付けを保証できるようになっていることが分かる。これに関して、この取り付けは、好ましくは、フィン４２を通る軸線４４に沿って、下側桁材２８と直交配置された複数のテンションボルトおよび剪断ピン(図示せず)によって実現される。これら取り付け手段は、有利なことに、ブロック３４と下側桁材２８との間の熱伝導の低減を可能とし、この熱伝導は、ことによると、上記二つの要素２４,３４間に断熱リングあるいはガスケットを介在させることによってさらに低減される。
【００５０】
さらに、ブロック３４は、二つの側壁４０間に配置され、かつ好ましくはＹＺ平面に沿って配置された一つ以上の横断リブ４６を備える。
【００５１】
取り付けインターフェース３６は、任意選択で好ましくはフレームの形態のリブ４６の一つと協働で、二つの側壁４０の下側部分５０によって画定されている。それゆえ、検討中の側壁４０の二つの下側部分５０およびリブ４６の下側部分によって形成された、この取り付けインターフェース３６は、Ｙ方向に延在する水平ストリップを全体として形成しており、この上に、好ましくはボルトを用いて、後部エンジンアタッチメント８のアタッチメント本体３８が取り付けられる。
【００５２】
このアタッチメント本体３８は公知のタイプのものであり、しかもその構造は従来形態に見出される構造と実質的に同じである(従来形態では、この本体はボックスの下側桁材２８に直に取り付けられる)。したがって、このアタッチメント本体は、それにリンク(図示せず)がヒンジ結合されるクレビス５２を形成しているが、それはまたエンジンに対して取り付けられるブラケットにヒンジ結合されることになる。
【００５３】
さらに、整流バー２０の取り付けブラケット５４はまた、好ましくはアタッチメント本体３８の前方で、側壁４０同士の間に配置されている。このブラケット５４は整流バー２０のピボット５６を支持するが、整流バー２０自体は、その二つの端部に、二つのスラストリンク９を回動自在に備える。
【００５４】
最後に、上記ブロック３４は、補助剛体ボックスの形態であってもよく、しかもそれぞれボックスを前方および後方で閉鎖する、側壁４０に対して取り付けられた前部および後部閉鎖プレート(図示せず)を含んでいてもよいことに留意されたい。
【００５５】
図３を参照すると、エンジンアセンブリはまた、ボックス２４用の熱保護システム５８を備えていることが分かるが、これによって、当該ボックスの製造のために複合素材を使用することが可能となっている。
【００５６】
概して、上記システム５８は、下側桁材２８の下方で延在すると共に、好ましくはそれと平行な、好ましくは通風式のダクト６０を具備してなる。このダクト６０(これはまたスカートとも呼ばれる)は、好ましくは、Ｙ方向に伸びるその長さがボックス２４の幅よりも好ましくは大きな実質的に矩形状の断面を有する。
【００５７】
ダクト６０は、エンジンのファン部分とスラストリバーサー部分との連結部近傍に配置されたエアインテーク６２を備えた前端部を有する(この連結部は線６４によって概略的に示している)。それゆえ、図３から分かるように、上記エアインテーク６２は、好ましくは、ボックス２４の真下で、連結点６４の上流側に、そして環状ファンダクト(図示せず)の噴出口に、このファンダクトによって噴出外気が供給されるように配置されている。
【００５８】
本発明の特定の態様の一つは、通風式ダクト６０が後部エンジンアタッチメント８を越えて後方に延在しているという事実にあるが、これは特に保護システム５８の効率を向上させる。
【００５９】
この目的のために、図３から分かるように、当該ダクト６０は構造ブロック３４を前後方向に貫通して延在させられるが、これは、Ｘ方向のブロック３４の長さが短いために比較的容易に実現できる。
【００６０】
やはり図３には、エンジンマウント４を備えた空力フェアリングの一つが示されているが、これは特に、「シールド」あるいは「後部パイロンフェアリング」として公知である。ボックス２４の真下に配置されたこのフェアリング６６は、アタッチメント８に対して十分に後方に存在し、そしてたいていは翼３の後縁から後方に突出している。したがって、それはエンジンマウントの剛構造体の一部を形成していないが、ボックス２４の真下にブロック３４に対して後方に向かって固定的に取り付けられたサポートブラケット６８を介して、それに連結されている。よく知られたように、その下側前部は、エンジン２の排気ノズル７０の上側部分に対して実質的に接するように存在している。
【００６１】
この好ましい実施形態においては、通風式ダクト６０は、それがフェアリング６６内に入り込むまでブロック３４を越えて延在するようなものであり、この結果、当該ダクトの排出端部は、たとえばフェアリング６６の後部近傍に位置している。
【００６２】
図１ないし図３に示す好ましい実施形態の代替例を示す図４に関して、通風式ダクト６０は、フェアリング６６内に入り込んでいないが、それがサポートブラケット６８に沿って下方に延びることを可能とするブロック３４の下流側のベンドを有していることが分かる。別のベンドが、上記管路６０の端部がフェアリング６６の下側前部と排気ノズル７０の上側部分との間を越えることができるように設けられる。それゆえ、上記ダクト６０の排出口７１は、好ましくはその側方あるいは下側部分において、そしてノズル７０の排気端部７２の下流側において、フェアリング６６の外壁へと達している。さらに、通風式ダクト６０の排出／後端部７１は、好ましくは、ベースドラッグ効果を生み出すために、したがってダクト６０から出てくる空気の吸引作用を増大させるために、フェアリング６６の外壁に形成された不連続部／中断箇所に配置されるが、これによって、明らかに、熱保護システム５８の効率向上と共に、より大きな圧力差を得ることが可能となる。
【００６３】
さらに、フェアリング６６の外壁における排出口７１の独特の配置によって、エンジン気流からそれを保護する空間にフェアリングを配置することが可能となるが、これは、有利なことには、当該フェアリング６６に高温のエンジン気流の衝撃によって生じる抵抗を結果的に低減させる。
【００６４】
図３および図４に示す二つの例に関して、通風式ダクト６０は、桁材２８と共に補助通風式流路７４を形成するように、桁材２８の真下であってかつそれから離れて配置されるように設計されているが、この補助通風式流路７４はボックス２４を冷却する役割を果たしている(したがってそれはボックス２４と直に接している)。この流路７４には、好ましくは、エンジン２の外側のインテークから外気が供給される。
【００６５】
図５から分かるように、エンジンナセルのスラストリバーサーカウル７６は、その内側側壁７８において、それぞれ、前後方向に延在し、かつＸＺ平面に沿って配置されたダクト６０の二つの側面に当接するようになっているシール８０を支持している。したがって流路７４は、特にボックス２４の側面パネル３０におけるカウル７６の回動式インターフェースによって、その全周にわたって実質的に閉鎖されかつシールされている。
【００６６】
補助通風式流路７４はそれゆえ、いわゆる「火炎隣接領域」を形成しており、しかもボックス２４は、いわゆる「非火炎隣接領域」内に配置されているが、この領域は安全上の制約は明らかに厳しいものではない。「火炎領域」はダクト６０の下方に配置されており、これは任意選択で、ガラス繊維およびシリコンの混合物である、たとえば(Gehier製)MINK(登録商標)型の熱保護フェイシング８２を備えていてもよい。図５から分かるように、このフェイシング８２は、好ましくは、ダクト６０の真下に、すなわち当該ダクトの下部とエンジン２との間に配置される。
【００６７】
通風式ダクト６０から取り出された空気はスラストを発生させるために使用されるので、当該ダクトがフェアリング６６内に達している上記例では、このフェアリングにエア排出用の開口を設ける必要がある。図６ａおよび図６ｂを参照すると、パイロンフェアリング６６の後部を形成するために、このフェアリングがその後端部にエア排出口８６を備えている第１の様式を認識できる。
【００６８】
この実施形態に関して、開口部８６は、そのポジションに関係してフェアリング６６の空力的形状を変更できる制御可能な可動構造体８８と組み合わされていることが分かる。この構造体は好ましくは、図６ａから分かるように、それが空力的展開ポジションと呼ばれる後部ポジションをとる場合には、それが実質的にフェアリング６６の側方フェイシング９０ａおよび９０ｂから空力的に連続した状態となるように開口部８６から突出する、弾丸仮帽あるいは類似の形状である。この構造体８８(これは、たとえば、それに接続された駆動手段９６を用いて好ましくは実質的に方向Ｘと平行な方向９２に平行移動させることが可能である)はそれゆえ、中断を伴わない、実質的に連続した空力形状(これはほとんど抵抗を生じない)を持つフェアリング６６を実現することを可能とする。参考までに言うと、この空力的状態は、好ましくは、抵抗が小さくかつダクト６０内に生じる流速がボックス２４の申し分のない冷却をもたらすのに十分なほど高いならば、航空機が高速移動しているときに採用される。
【００６９】
格納吸引ポジションと呼ばれる前方ポジションにある可動構造体８８を示す図６ｂにおいては、当該構造体８８は開口部８６に対して、事実上、完全に引っ込められており、したがって開口部はより大きな断面積を有しているが、これは特に、フェアリング６６の側方フェイシング９０ａおよび９０ｂの空力的連続性がもはや保証されないことを意味していることが分かる。対照的に、空力的不連続部すなわち中断箇所９８ａ,９８ｂは、これら二つのフェイシング９０ａ,９０ｂのそれぞれの後端部に出現するが、これは、空気がこれらフェイシング９０ａ,９０ｂの外壁をかすめていくことによって引き起こされるベースドラック効果を生み出す。こうしたベースドラック効果は、開口部８６を出て行く空気の吸引作用を確実に増大させるが、これは保護システム５８の効率に寄与する。
【００７０】
この結果、上記吸引ポジションは、好ましくは、航空機の低速段階の間に採用される。低速時には、不連続部９８ａ,９８ｂによって生じる抵抗はもはや不利ではなく、しかもそれが引き起こす吸い込みによって、これら不連続部が出現しなければ航空機の速度が低いために僅かなものであろう圧力差を増大させることが可能となる。
【００７１】
ここで図７を参照すると、第２の様式が示されているが、このものでは、空力フェアリング６６の後部を形成するために、当該フェアリングはまた、その後端部に、エア排出用の開口部８６を備えている。
【００７２】
この実施形態においては、もはや弾丸仮帽の形態ではなく、好ましくはＹ方向と平行な軸線１０２を中心としてその後端において互いにヒンジ結合された二つのパネル１００ａ,１００ｂ(これらのパネル１００ａ,１００ｂは開口部８６から常時突出している)の形態の可動構造体８８が開口部８６と組み合わされていることが分かる。
【００７３】
空力的展開ポジションと呼ばれる実線で示す分離ポジションにおいては、二つのパネル１００ａ,１００ｂはフェアリング６６のフェイシング９０ａ,９０ｂの後端部に当接する前端部を有しており、この結果、それは実質的にフェイシングから空力的に連続した状態となっている。したがって当該構造体８８(これは、たとえばそれに接続された駆動手段９６によって軸線１０２を中心として回動させることができる)によって、中断を伴わない実質的に連続した空力的形状(これはほとんど抵抗を生じない)のフェアリング６６を得ることが可能となる。
【００７４】
図７に破線で示す、格納吸入ポジションと呼ばれる近接ポジションにおいては、回動によって近接させられたパネル１００ａ,１００ｂの二つの前端はそれぞれ、フェイシング９０ａ,９０ｂの後端から離間していることが分かるが、これは特に、開口部８６はより大きな断面を有するが、とりわけフェアリング６６のこれら側方フェイシング９０ａおよび９０ｂの空力的連続性は、もはや保証されないことを意味する。対照的に、空力的不連続部９８ａ,９８ｂは、これら二つのフェイシング９０ａ,９０ｂのそれぞれの後端部と、より後方に位置させられた、その関連するパネル１００ａ,１００ｂとの間に出現するが、これは、フェイシング９０ａ,９０ｂの外壁を空気がかすめていくことによって引き起こされるドラッグベース効果を生じる。
【００７５】
むろん当業者であれば、単に非限定的例として説明してきた航空機用エンジンアセンブリ１に対して、さまざまな変更を施すことが可能である。これに関して、特にエンジンマウント４は航空機の翼の下へのその取り付けに適した形態を示したが、当該エンジンマウント４はまた、それを当該翼の上に(航空機の胴体の後部においてさえ)搭載することを可能とする別の形態を有していてもよいことに留意されたい。
【図面の簡単な説明】
【００７６】
【図１】本発明の好ましい実施形態に基づく航空機用のエンジンアセンブリの側面図であるが、ボックスの熱保護システムは分かりやすくするために意図的に省略してある。
【図２】図１に示すエンジンアセンブリ用のマウントの剛構造体に属する下側構造ブロックの拡大斜視図である。
【図３】ボックスの熱保護システムを示す、図１と類似の斜視図である。
【図４】航空機のエンジンアセンブリの側面図であり、当該アセンブリは図１ないし図３に示す好ましい実施形態の代替例の形態である。
【図５】図４の線Ｖ‐Ｖに沿った概略断面図である。
【図６ａ】図３に示すアセンブリに属する、エンジンマウントの後部パイロンフェアリングの後部の平面図であり、さらに詳しくはフェアリングを出て行く空気の吸入力を低減／増加させることができる可動式の制御可能な構造体を示している。
【図６ｂ】図３に示すアセンブリに属する、エンジンマウントの後部パイロンフェアリングの後部の平面図であり、さらに詳しくはフェアリングを出て行く空気の吸入力を低減／増加させることができる可動式の制御可能な構造体を示している。
【図７】図６ａおよび図６ｂと同様の図であり、制御可能な可動構造体は代替実施形態の様式である。
【符号の説明】
【００７７】
１  航空機用エンジンアセンブリ
２  ターボジェットエンジン
３  翼
４  エンジンマウント
５  前後方向中心線
６,８  エンジンアタッチメント
９  スラストマウントデバイス
１０  剛構造体
１１  取り付けシステム
１２  ファンケーシング
１４  環状ファンダクト
１５  ブラケット
１６  中心ケーシング
１７  排気ケーシング
２０  整流バー
２４  ボックス
２６  上側桁材
２８  下側桁材
３０  サイドパネル
３２  横断リブ
３４  下側構造ブロック
３６  取り付けインターフェース
３８  アタッチメント本体
４０  側壁
４２  取り付けフィン
４４  軸線
４６  横断リブ
５０  側壁の下側部分
５２  クレビス
５４  取り付けブラケット
５６  ピボット
５８  熱保護システム
６０  通風式ダクト
６２  エアインテーク
６４  連結点
６６  空力フェアリング
６８  サポートブラケット
７０  排気ノズル
７１  排出口
７２  排気端部
７４  補助通風式流路
７６  スラストリバーサーカウル
７８  内側側壁
８０  シール
８２  熱保護フェイシング
８６  エア排出口
８８  可動構造体
９０ａ,９０ｂ  側方フェイシング
９６  駆動手段
９８ａ,９８ｂ  空力的不連続部(中断箇所)
１００ａ,１００ｂ  パネル
１０２  軸線
【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６ａ】
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【図６ｂ】
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【図７】
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【国際調査報告】
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