(57)【要約】【課題】サスペンションの重量を軽減することができ、かつサスペンションの機械加工を簡略化することができる、ジェットエンジンを航空機のストラットに吊り下げるためのサスペンションを提供する。【解決手段】このサスペンションは、プラットフォーム１１を有するビーム１０と、第１の横リンク２０および第２の横リンク４０と、中央リンク３０とを備えており、第２の横リンク４０は、予備の安全用接続を構成するように、フィンガ４３によって延長されており、ビームが、中央リンク３０の第１の接続ピン３１を収容するためのクレビス１３を備え、上記第１のピンが、プラットフォーム１１と中央リンク３０との間に空間が設けられるようにプラットフォーム１１から離れており、この空間が、通常の動作時に第２の横リンク４０のフィンガ４３がすき間をともなって収容される、上記空洞を形成している。【選択図】図２
2006273320.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ジェットエンジンを航空機のストラットに吊り下げるためのサスペンションであって、
前記ストラットに固定するための手段が設けられたプラットフォーム（１１）を有しており、エンジンの軸に対して横方向に配置される、ビーム（１０）と、
第１のピン（２１、４１）によってビーム（１０）に接続されるとともに、第２のピン（２２、４２）によってエンジンケーシングに接続される、第１の横リンク（２０）および第２の横リンク（４０）と、
２つの横リンク（２０、４０）の間に配置され、第１のピン（３１）によってビームに接続されるとともに、第２のピン（３２）によって前記ケーシングに接続される中央リンク（３０）とを備えており、
第２の横リンク（４０）は、予備の安全用接続を構成するように、ビームに設けられた空洞内にすき間をともなって収容されるフィンガ（４３）によって、第１のピンの領域が延長されており、
ビームは、中央リンク（３０）の第１の接続ピン（３１）を収容するためのクレビス（１３）を備え、前記第１のピンが、プラットフォーム（１１）と中央リンク（３０）との間に空間が設けられるようにプラットフォーム（１１）から離れており、この空間が、通常の動作時に第２の横リンク（４０）のフィンガ（４３）がすき間をともなって収容される前記空洞を形成している、サスペンション。
【請求項２】
前記すき間は、中央リンクの第２のピン（３２）による力の伝達が遮断されたときに、無くなる、請求項１に記載のサスペンション。
【請求項３】
中央リンク（３０）が、第２の予備接続を形成するように、第３のピン（３３）によってビーム（１０）に接続される、請求項１または２に記載のサスペンション。
【請求項４】
第２の予備接続のすき間が、第１の横リンク（２０）または第２の横リンク（４０）による力の伝達が遮断されたときに、無くなる、請求項３に記載のサスペンション。
【請求項５】
第２の予備接続のすき間が、中央リンクの第１のピン（３１）による力の伝達が遮断されたときに、無くなる、請求項３に記載のサスペンション。
【請求項６】
２つの横リンク（２０、４０）および中央リンク（３０）の第１の接続ピン（２１、４１、３１）を支持しているクレビス（１２、１３、１４）が、プラットフォームとともに、一体のＵ字断面の部品を形成している、請求項１から５のいずれか一項に記載のサスペンション。
【請求項７】
リンク（２０、３０、４０）におけるビームまたはケーシングとの接続が、スイベル式の接続である、請求項１から６のいずれか一項に記載のサスペンション。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ジェットエンジンの分野に関し、ジェットエンジンが推進させようとする航空機の構造体へのジェットエンジンの吊り下げを対象とする。
【背景技術】
【０００２】
ジェットエンジンなどの推進エンジンは、航空機の構造体に属するストラット（支柱）またはパイロンに取り付けることによって、航空機の種々の位置に搭載することができる。すなわち、適切な取り付け手段を使用し、翼の下方に吊り下げることができ、一般的には後部において機体に固定することができ、あるいは尾翼に取り付けることができる。これらの取り付け手段の機能は、エンジンと航空機の構造体との間の機械的な力の伝達を、確実にすることにある。考慮すべき荷重は、エンジンに結び付けられた基準座標系において３つの主方向を向いている。それらは、詳しくは、垂直軸Ｚに沿うエンジンの重量、エンジンの軸Ｘに沿う推力、および横方向の軸Ｙに沿う横方向の空気力学的荷重である。さらに、伝達すべき荷重には、エンジンの軸を中心として加わるトルクが含まれる。さらに、これらの手段は、例えば熱膨張または熱収縮に起因する寸法変化からもたらされる種々の飛行段階においてエンジンが経験する変形を、これらの変形をストラットに伝えることなく吸収しなければならない。
【０００３】
エンジンとストラットとの間の接続は、一般に、ファンエンジンの場合には、２つの吊り下げ平面によってもたらされており、一方が中間ケーシングの位置においてエンジンの前部に位置し、他方が後部に位置している。吊り下げ（サスペンション）手段はそれぞれ、力のうちのいくらかを伝達するように設計されている。例えば、サスペンションのうちの１つが、軸Ｙに沿った横力および軸Ｚに沿った垂直力の受入れまたは伝達を担っており、さらに軸Ｘを中心とするエンジンのトルクの引受けを担っている。他方のサスペンションは、航空機のストラットへの推力ならびに横力および垂直力の伝達を担っている。このようなサスペンションは、平衡（ｉｓｏｓｔａｔｉｃ）である。
【０００４】
一般に、吊り下げ手段は、ボルトによってストラットに固定されリンクによってエンジンケーシングに接続されるビーム（梁）、適当であれば二重ビームを備えている。それらの取り付けに応じて、リンクは、両端において、それぞれエンジンケーシングおよびビームに固定されたクレビスまたはタブ上で枢動する。リンクによる力の伝達を純粋に軸方向にするため、すなわち、リンクの軸に沿うようにするため、リンクのそれぞれの端部において、ピンを通すためのスイベル式のベアリングが設けられる。この種の取り付けによって、特にエンジンの半径方向および軸方向の膨張を吸収できるようになる。
【０００５】
さらに、安全関連の制約が、力伝達要素の故障を克服する手段の存在を要求している。この目的のため、これらのサスペンションには、一般に、予備手段として知られるすき間を有する接続手段が設けられており、部品の破損によって伝達のうちの１つが不良になった場合に、すき間を吸収することによって機能するようになり、安全経路を介して力を伝達する。
【０００６】
米国特許第５８６０６２３号明細書が、ジェットエンジンを航空機のストラットに吊り下げるための後部サスペンションであって、エンジンの軸に対して横方向に延びるビームが、３つのリンクによってエンジンケーシングに接続されている、後部サスペンションを開示している。ビームは、ボルト留めによるストラットへの固定のための手段を有するプラットフォームを備えている。それぞれ第１のピンによってビームに接続され、第２のピンによってエンジンケーシングに固定された金具に接続される、第１および第２の横リンクが特徴である。これらのリンクが、エンジンの軸の各側に配置されている。中央のリンクが、２つの横リンクの間に配置され、同様に第１のピンによってビームに接続され、第２のピンによって金具に接続されている。通常の動作時、これら３つのリンクの機能は、垂直方向および横方向の力ならびにエンジンのトルクを、ストラットに伝達することにある。
【０００７】
２つの横リンクのうちの一方は、第１のピンの領域において当該横リンクを引き延ばしているフィンガを備えている。このフィンガが、ビームのリブに設けられたオリフィスに、すき間をともなって収容されている。このリブは、リンクの回転面に直交しており、すき間は、通常の動作時においては、リンクの動きを阻止しないために十分である。この取り付けは、平衡である。もし第１のリンクまたは中央のリンクの接続において破損が生じたならば、エンジンが他の２つのリンクの軸を中心として傾くことによって、すき間が無くなり、接続は平衡のままである。残りのリンクが、このサスペンションに加わる全ての力の伝達を引き受ける。
【０００８】
中央のリンクとエンジンケーシングとの間に、第２の接続すなわち予備の安全用接続が、中央のリンクおよびエンジンケーシングに固定されたクレビスの両者を通過する接続ピンの形態で存在している。このピンは、リンクまたはクレビスのいずれかに、すき間をともなって取り付けられている。このすき間が、他の接続のうちの１つが破損したときに、上記と同じやり方で無くなり、結果として、力が残りの接続を介して伝達される。
【特許文献１】米国特許第５８６０６２３号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
本出願人が設定した目標は、上記特許において特徴とされている機能と同じ機能を果たしながら、製造がより容易であり、同時に強度および信頼性に関する制約を満足するサスペンション（懸架装置）を実現することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明によれば、ジェットエンジンを航空機のストラットに吊り下げるためのサスペンションであり、上記ストラットへの固定のための手段が設けられているプラットフォームを有するとともに、エンジンの軸に対して横方向に配置されているビームと、それぞれ第１のピンによってビームに接続されるとともに、第２のピンによってエンジンケーシングに接続される第１および第２の横リンクと、２つの横リンクの間に配置され、第１のピンによってビームに接続されるとともに、第２のピンによって上記ケーシングに接続される中央リンクと、を備え、予備（スタンバイ、代替、待機）の安全用接続を構成するように、ビームに設けられた空洞内にすき間をともなって収容されるフィンガによって、第２の横リンクが第１のピンの領域において引き延ばされている、サスペンションにおいて、ビームが、中央リンクの第１の接続ピンを収容するためのクレビスを備え、この第１のピンが、プラットフォームと中央リンクとの間に空間が設けられるようにプラットフォームから離れており、この空間が、通常の動作時に第２の横リンクのフィンガがすき間をともなって収容される、上記空洞を形成していることを特徴とする。
【発明の効果】
【００１１】
本発明は、予備の接続のためのハウジングを実現するために固有のリブを取り入れる必要がなく、そのようなリブを機械加工する必要がないという利点を有している。この解決策は、コストの点だけでなく、重量の点でも有利である。
【００１２】
他の特徴によれば、中央リンクが、予備の接続を形成するように第３のピンによってビームに接続されている。この予備の接続は、特にこの中央リンクの第１の接続ピンが破損した場合に有効になる。その場合でも、サスペンションは平衡のままであることができる。
【００１３】
他の特徴によれば、２つの横リンクおよび中央リンクの第１の接続ピンを支持しているクレビスが、一体となってプラットフォームとともにＵ字断面の部品を形成している。このように、本発明の解決策によれば、簡素化された形状ゆえに、機械加工によって経済的に製造することができるビームを実現することが可能になる。
【００１４】
以下で、本発明について、添付の図面を参照しつつさらに詳しく説明するが、本発明が、添付の図面に示されている実施形態に限られるわけではない。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
図１は、ジェットエンジンＴを示した後方斜め４５°からの図であり、ジェットエンジンＴには、航空機のストラット（図示されていない）への取り付け手段が備えられている。エンジンは、特に航空機の翼に取り付けることができる。この吊り下げ経路によれば、エンジンは、中間ファンのケーシングに固定された取り付け装置４を、エンジンの前部に備えている。さらにエンジンは、主排気流ケーシングに固定された取り付け装置１を、後部に備えている。推力は、エンジンの軸の各側に長手方向に配置されて両端に取り付けられ、一方でファンケーシングのハブに取り付けられ、他方で後部の取り付け具に取り付けられている、２本のバー２および３によって引き受けられている。
【００１６】
以下の説明は、後部取り付け具１に関係する。図２および３から見て取れるように、取り付け具は、航空機のストラットまたはパイロンへの固定のためのビーム１０と、ビーム１０をエンジンケーシングに固定されたクレビスに接続するための３つのリンク２０、３０、４０とを備えている。これらのクレビスは、図示されていない。
【００１７】
ビーム１０は、プラットフォーム１１を備えており、プラットフォーム１１には、ボルトなどストラットへの固定のための適切な手段を通すためのハウジングが設けられている。これらの手段は、それ自身は公知である。ビームは、エンジンの軸に対して直交して配置されている。ビームは、ガスの流れの方向に対してエンジンの上流端に向かって向けられた面に、推力伝達バー２および３を固定するためのタブ１１１を備えている。これも、それ自身は公知である。
【００１８】
さらに、ビーム１０には、ピンを収容するためのクレビス１２、１３、１４および１５が設けられており、これらのピンによって、３つのリンク２０、３０、４０が保持されて（関節状に）連結される。これらのクレビスは、ガスの流れの方向に対して、上流側ラグおよび下流側ラグを備えている。有利には、種々の上流側ラグが、プラットフォーム１１の面に直交する１つの同じ平面内に位置している。同様に、下流側のラグも、上流側のラグの面と平行な１つの同じ平面内に位置している。この構成によれば、ビームが、プラットフォームを形成する第１の平面、上流側ラグを形成する第２の平面、および下流側ラグを形成する第３の平面という、３つの平面で実質的に構成されるため、比較的単純な形状のビームを実現することができる。このような部品の機械加工は、従来技術の実施形態に比べて、より簡単である。
【００１９】
第１の横リンク２０が、これを貫きさらにクレビス１２の２つのラグを貫いている、第１のピン２１に取り付けられることで、クレビス１２に連結されている。リンク２０は、その他端において、エンジンケーシングの金具に固定されたクレビス（図示されていない）に、第２の接続ピン２２によって連結されている。
【００２０】
同じやり方で、第２の横リンク４０が、これを貫きさらにクレビス１４の２つのラグを貫いている第１の接続ピン４１に取り付けられることによって、クレビス１４に連結されている。このリンクは、その他端において、エンジンケーシングの金具に固定されたクレビス（図示されていない）に、第２の接続ピン４２によって連結されている。
【００２１】
中央リンク３０と称される第３のリンクが、２つの横リンクの間で、これら後者２つと同じ１つの横方向の平面に配置されている。このリンク３０は、同じやり方にて、これを貫きさらにクレビス１３の２つのラグを貫いている第１のピン３１に取り付けられることによって、クレビス１３に連結されている。さらに、このリンクは、第１のピン３１から離れた位置において、エンジンケーシングの金具に固定されたクレビス（図示されていない）に、第２の接続ピン３２によって連結されている。
【００２２】
ピン３１によってもたらされる接続の領域において得られた、図４の断面図から見て取れるように、このピンは、クレビス１３の２つのラグおよびリンク３０に開けられた穴に、それぞれ軸受筒３１ａ、３１ｂおよび３１ｃを介して収容されている。軸受筒３１ｃの外表面は、球形である。したがって、リンク３０は、ピン３１を中心として枢動できるだけでなく、ピン３１に対して直交しかつ軸受筒３１ｃの中心を通過する任意の軸を中心として、枢動することができる。これは、それ自身は広く知られているスイベル式の接続である。
【００２３】
図面においては、ピン３１による接続だけが示されているが、それぞれピン２１、４１、２２、３２、４２によるリンクの残りの接続も、やはりスイベル式のものである。これらの接続は、力の伝達がリンクのピンのみを通過するように望まれる場合、およびサスペンションが平衡であることが望まれる場合に、必要である。
【００２４】
次に、予備の安全用接続を説明する。
【００２５】
図５から見て取れるように、第２のリンク４０が、このリンクに対してある角度を形成しているフィンガ４３によって、第１のピン４１の領域において引き延ばされている。このフィンガ４３は、中央リンク３０の第１のピン３１の領域に位置する中央リンク３０の端部とプラットフォーム１１との間に収容される部位を備えている。さらに、図４は、通常の動作時のフィンガ４３の部位の位置を示している。第１のすき間が、中央リンクの頭部とフィンガとの間に設けられている。第２のすき間が、フィンガとプラットフォームとの間に設けられている。エンジンの全ての動作段階において、通常の動作時には、これらのすき間が維持される。フィンガの形状およびリンクの頭部の形状ゆえ、通常の動作の過程においては、これらのすき間が無くなることなく、フィンガおよびリンクの相対角度位置が変化可能である。
【００２６】
第２の予備の安全用接続が、中央リンク３０と予備安全ピン３３との間の接続によって設けられている。このピン３３は、クレビス１５のラグを通過し、中央リンク３０のアームを通過している。このアームは、中央リンクの第２の接続ピンの領域に位置している。すなわち、リンク３０が、図から見て取れるように、おおむねＶ字の形状を有している。他のピンと異なり、ピンと中央リンク３０およびクレビス１５のいずれか一方との間に設けられたすき間ゆえ、通常の動作時にこのピン３３によって力が伝達されることはない。
【００２７】
安全用接続の動作を、図６から図９を参照して示す。不具合のある部分が、十字によって示されている。
【００２８】
図６は、第１の横リンク２０による力の伝達が遮断された状況を示している。結果として、予備ピン３３の周囲のすき間が無くなっている。中央リンク３０が、剛な接続を形成している。機能している２つのリンクによって伝達される力の成分の方向を表わすために、矢印が使用されている。横リンクによって失われた伝達が、中央リンクによって引き継がれている。
【００２９】
図７は、中央リンクの第２のピン３２が破損に至った状況を示している。フィンガ４３とビームとの間の予備の接続が、すき間がなくなることによって有効になっている。中央リンクによって失われた伝達が、第２の横リンク４０によって引き継がれている。矢印が、機能している２つのリンクによって伝達される力の成分の方向を表わしている。
【００３０】
図８は、第２の横リンク４０による伝達が失われた状況を示している。中央リンク３０の周囲の第２の予備接続３３のすき間が無くなり、この接続が有効になっている。接続に加わる力が、中央リンクによって引き受けられている。
【００３１】
図９は、中央リンク３０がビームの側にて破損する状況を示している。第２の予備接続３３のすき間が無くなり、この接続が有効になっている。
【図面の簡単な説明】
【００３２】
【図１】航空機にジェットエンジンを吊り下げるためのサスペンションの概略図である。
【図２】本発明のサスペンションの斜視図を表わしており、リンクは所定の位置に示されているが、ピンは描かれていない。
【図３】サスペンションの正面図を示している。
【図４】図３の４−４に沿った断面図である。
【図５】図４の５−５に沿った断面図である。
【図６】ピン破損状況における予備安全用接続の動作を説明している。
【図７】他のピン破損状況における予備安全用接続の動作を説明している。
【図８】更に他のピン破損状況における予備安全用接続の動作を説明している。
【図９】更に他のピン破損状況における予備安全用接続の動作を説明している。
【符号の説明】
【００３３】
Ｔ  ジェットエンジン
１、４  取り付け装置
２、３  バー
１０  ビーム
１１  プラットフォーム
１２、１３、１４、１５  クレビス
２０、３０、４０  リンク
２１、３１、４１  第１の接続ピン
２２、３２、４２  第２の接続ピン
３１ａ、３１ｂ、３１ｃ  軸受筒
３３  予備安全ピン
４３  フィンガ
１１１  タブ
【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６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
2006273320.tif 000011
【外国語明細書】
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