(57)【要約】【課題】航空機エンジン１０を航空機に取付けるためのマウント２０。【解決手段】マウント２０の第１及び第２のフランジ４８，　５０は、ボルト孔７０が形成されている。単一のスラストリンク５６が、一端で取付けフレーム４６に接続され、他端でエンジン１０に接続されて、エンジン１０に対する主軸方向要荷重経路として働く。エンジンケーシング３８上に形成されたラグ６８が、第１及び第２のフランジ４８，　５０の間に配置されかつ第１及び第２のフランジ４８，　５０の間の間隔よりも小さい厚さを有する。ボルト７２が、第１及び第２のフランジ４８，　５０とラグ６８とを貫通して、ラグ６８を第１及び第２のフランジ４８，　５０に接続する。ラグ６８はボルト７２に沿って軸方向に摺動できる。第１及び第２のフランジ４８，　５０、ラグ６８、並びにボルト７２は、単一のスラストリンク５６が故障したとき、軸方向荷重に反力を与えるための待機フェールセーフ装置６６を構成する。【選択図】　　　図２
2004052762.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンケーシング（３８）を有する航空機エンジン（１０）を航空機に取付けるためのマウント（２０）であって、
所定の間隔を置いて配置された第１及び第２のフランジ（４８、５０）を有する取付けフレーム（４６）と、
前記エンジンケーシング（３８）上に形成され、前記第１及び第２のフランジ（４８、５０）の間に配置されかつ該第１及び第２のフランジ（４８、５０）の間の前記間隔よりも小さい厚さを有するラグ（６８）と、
それに沿って該ラグ（６８）が軸方向に摺動することができるように、該ラグ（６８）を前記第１及び第２のフランジ（４８、５０）に接続するボルト（７２）と、
を含むことを特徴とするマウント（２０）。
【請求項２】
前記ボルト（７２）が、前記ラグ（６８）に形成されかつ直径が該ボルト（７２）より大きいボルト孔（７０）を貫通して延びていることを特徴とする、請求項１に記載のマウント（２０）。
【請求項３】
エンジンケーシング（３８）を有する航空機エンジン（１０）を航空機に取付けるためのマウント（２０）であって、
各々がその中にボルト孔（７０）を形成されている、所定の間隔を置いて配置された第１及び第２のフランジ（４８、５０）を有する取付けフレーム（４６）と、
一端で該取付けフレーム（４６）に接続され、他端で前記エンジン（１０）に接続されて、主軸方向荷重経路として働く単一のスラストリンク（５６）と、
前記エンジンケーシング（３８）上に形成され、前記第１及び第２のフランジ（４８、５０）の間に配置されかつ該第１及び第２のフランジ（４８、５０）の間の前記間隔よりも小さい厚さを有し、その中にボルト孔（７０）を形成されているラグ（６８）と、
前記第１及び第２のフランジ（４８、５０）と前記ラグ（６８）との前記ボルト孔（７０）を貫通して延び、該ラグ（６８）を該第１及び第２のフランジ（４８、５０）に接続するボルト（７２）と、
を含み、
前記ラグ（６８）の前記ボルト孔（７０）は、前記ボルト（７２）より直径が大きくなっていて、該ラグ（６８）が該ボルト（７２）に沿って軸方向に摺動できるようにし、前記第１及び第２のフランジ（４８、５０）、前記ラグ（６８）並びに前記ボルト（７２）は、前記単一のスラストリンク（５６）が故障したとき、軸方向荷重に反力を与えるための待機フェールセーフ装置（６６）を構成する、
ことを特徴とするマウント（２０）。
【請求項４】
エンジンケーシング（３８）を有する航空機エンジン（１０）を航空機に取付けるためのマウント（２０）であって、
前記航空機に固定結合され、所定の間隔を置いて配置されかつその各々がその中にボルト孔（７０）が形成されている第１及び第２のフランジ（４８、５０）と前方に延びるフランジとを有する取付けフレーム（４６）と、
各々が一端で前記取付けフレーム（４６）に結合され、他端で前記エンジンケーシング（３８）に結合された第１及び第２のリンク（５４）と、
一端で前記前方に延びるフランジに接続され、他端で前記エンジン（１０）に接続されて、主軸方向荷重経路として働く単一のスラストリンク（５６）と、
前記エンジンケーシング（３８）上に形成され、前記第１及び第２のフランジ（４８、５０）の間に配置されかつ該第１と第２のフランジ（４８、５０）の間の前記間隔よりも小さい厚さを有し、その中にボルト孔（７０）が形成されているラグ（６８）と、
前記第１及び第２のフランジ（４８、５０）と前記ラグ（６８）との前記ボルト孔（７０）を貫通して延びて、該ラグ（６８）を該第１及び第２のフランジ（４８、５０）に接続するボルト（７２）と、
を含み、
前記ラグ（６８）の前記ボルト孔（７０）は、前記ボルト（７２）より直径が大きくなっていて、該ラグ（６８）が該ボルト（７２）に沿って軸方向に摺動できるようにし、前記第１及び第２のフランジ（４８、５０）、前記ラグ（６８）並びに前記ボルト（７２）は、前記単一のスラストリンク（５６）が故障したとき、軸方向荷重に反力を与えるための待機フェールセーフ装置（６６）を構成する、
ことを特徴とするマウント（２０）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的に航空機エンジンに関し、より具体的には、エンジンを航空機に支持するためのマウントに関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機エンジンは、主翼、機体又は尾翼などの様々な位置において航空機に取付けることができる。エンジンは、一般的にその前端部及び後端部の両方において、様々な荷重を航空機に伝えるための対応する前部及び後部マウントによって取付けられる。荷重には、一般的にエンジンの重量自体のような垂直荷重、エンジンにより発生されるスラストによる軸方向荷重、ウィンドバフェティングによる荷重のような横荷重、及びエンジンの回転作動によるロール荷重又はモーメントが含まれる。マウントはまた、支持パイロンに対するエンジンの軸方向及び半径方向の両方向の熱膨張及び熱収縮も吸収しなければならない。
【０００３】
１つの例示的な取付けシステムは、円周方向に間隔を置いて配置された１対のリンクを有する前部マウントを含む。各リンクは、一端で航空機に結合され、他端でエンジンのケーシングに結合される。リンクは、面内荷重、すなわちエンジン中心軸線に対して垂直方向に延びる単一の垂直な軸平面内の荷重を、該リンクの引張り及び圧縮によってエンジンから航空機に伝える。従って、マウントは、垂直荷重と横又は水平荷重とを吸収することができる。
【０００４】
この例示的な取付けシステムは更に、円周方向に間隔を置いて配置された１対のリンクを有する後部マウントを含む。これらのリンクの各々もまた、一端で航空機に結合され、他端でエンジンケーシングに結合される。後部マウントは更に、エンジンにより発生されるスラストに反力を与えるための１対のスラストリンクを含む。各スラストリンクは、一端で航空機に結合され、他端でエンジンケーシングに結合される。２つの端部は、リンクが圧縮又は引張りによりエンジンスラストに反力を与えるように、エンジンに対して軸方向に間隔を置いて配置される。このシステムは、２つのスラストリンクを使用して、スラスト荷重経路のフェールセーフ保護を与える。つまり、２つのスラストリンクの１方の荷重経路が損傷した場合、他方のスラストリンクが全スラスト荷重を受ける。このシステムは満足できる状態で作動するが、該システムは、２つのスラストリンク、２つのスラスヨーク、スラスト釣合いホイフルツリー、付加ラグ継手、及び関連の金具を必要とする。このことにより、多数の部品、高いコスト、及び重量の増加という不利益を有する比較的複雑な取付けシステムとなる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
従って、２つのスラストリンクを用いることなくスラスト荷重経路のフェールセーフ保護を与えることができる航空機エンジンマウントを有することは、望ましいことである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上述の必要性は、航空機エンジンマウントを提供する本発明により満たされ、このマウントは、所定の間隔を置いて配置された第１及び第２のフランジを有する取付けフレームを含む。第１及び第２のフランジの各々は、その中にボルト孔が形成されている。単一のスラストリンクが、一端で取付けフレームに接続され、他端でエンジンに接続されて、エンジンに対する主軸方向荷重経路として働く。エンジンケーシングに形成されたラグが、第１及び第２のフランジの間に配置され、第１及び第２のフランジの間の間隔よりも小さい厚さを有する。該ラグはまた、その中にボルト孔が形成されている。ボルトが、第１及び第２のフランジとラグとのボルト孔を貫通して延びて、ラグを第１及び第２のフランジに接続する。ラグのボルト孔は、直径がボルトより大きくなっていて、ラグがボルトに沿って軸方向に摺動することができるようにする。第１及び第２のフランジ、ラグ、並びにボルトは、単一のスラストリンクが故障したとき、軸方向荷重に反力を与えるための待機フェールセーフ装置を構成する。
【０００７】
本発明及び従来技術に優るその利点は、付属の図面を参照して以下の詳細な説明及び添付の特許請求の範囲を読むことで明らかになるであろう。
【０００８】
本発明と見なされる主題は、本明細書の冒頭部分に具体的に指摘されまた明確に請求されている。しかしながら、本発明は、付属の図面の図と関連してなされた以下の説明を参照することによって最も良く理解することができる。
【０００９】
【発明の実施の形態】
図面において様々な図を通して同一の参照符号が同じ要素を表しているが、その図面を参照すると、図１は、航空機主翼１４の下方に取付けられた、長手方向又は軸方向中心軸線１２を有する例示的なターボファン式ガスタービンエンジン１０を概略的に示す。主翼１４はパイロン１６を含み、エンジン１０は、前部マウント１８と該前部マウント１８から軸方向下流方向に間隔を置いて配置された後部マウント２０とを含む取付けシステムによってパイロン１６に取付けられる。エンジン１０は、上部取付け方式で取付けられるように図示されているが、これは図解目的のためだけである。以下の説明から、本発明は側部取付け方式及び底部取付け方式を含むあらゆるエンジン取付け方式に使用される取付けシステム構成部品に対して同様に適用可能であることが理解されるであろう。従って、本発明は、主翼取付け式エンジンに限定されるのではなく、機体及び尾翼取付け式エンジンにも用いることができる。更に、本発明は、ターボファン式エンジンに限定されるのではなく、ターボシャフト式及びターボプロップ式エンジンのような他のエンジンの形式にも用いることができる。
【００１０】
図２は、ガスタービンエンジン１０をより詳細に示す。当該技術で公知であるように、エンジン１０は、軸方向の流れ関係において順に配列された、ファンセクション２２、圧縮機セクション２４、燃焼器セクション２６、及びタービンセクション２８を含む。圧縮機セクション２４、燃焼器セクション２６及びタービンセクション２８は、普通、一まとめにしてコアエンジンと呼ばれている。エンジン１０に流入する空気の１部は、ファンセクション２２及び圧縮機セクション２４を通って流れて、各セクションにおいて加圧される。圧縮機セクション２４を流出する加圧された空気は、燃焼器セクション２６に流入し、そこで燃料と混合され燃焼されて、高エネルギーガス流を形成する。この高エネルギーガス流は、タービンセクション２８で膨張する。タービンセクション２８における高エネルギーガス流の膨張により取り出されたエネルギーは、ファンセクション２２及び圧縮機セクション２４を駆動するのに用いられる。エンジン１０に流入する空気流の残りの部分は、ファンセクション２２を通って流れるが、コアエンジンを迂回して、エンジンスラストの大部分を生成する。
【００１１】
ファンセクション２２は、ロータディスク３２から半径方向外向きに延びる複数のファンブレード３０（図２に１つ示す）を含む。ロータディスク３２は、固定前フレーム３４（ファンフレームとしても知られている）に回転自在に支持される。前フレーム３４は、ファンセクション１２を囲む環状のファンケーシング３６を含む。コアエンジンケーシング３８が、コアエンジンを囲む。
【００１２】
図２及び図３で最も良く分かるるように、前部マウント１８は、ボルトのような通常の手段によりパイロン１６に固定結合された取付けフレーム４０を含む。第１の三角クレビス４２が、前方取付けフレーム４０の一端に枢動可能に結合され、第２の三角クレビス４４が、前方取付けフレーム４０の他端に枢動可能に結合される。第１の三角クレビス４２は、第１の位置でファンケーシング３６に固定結合され、また第２の三角クレビス４４は、第１の位置から円周方向に間隔を置いた第２の位置でファンケーシング３６に固定結合される。
【００１３】
図２及び図４で最も良く分かるように、後部マウント２０は、ボルトのような通常の手段によりパイロン１６に同様に固定結合された取付けフレーム４６を含む。後方取付けフレーム４６は、パイロン界接面部分５２から下向きに延びる軸方向に間隔を置いて配置された第１及び第２のフランジ４８及び５０を含む。この２つのフランジ４８及び５０は、並んで配列されてクレビスを形成する。２つのリンク５４が、エンジン１０を後方取付けフレーム４６に結合するために用いられる。具体的には、各リンク５４は、一端で後方取付けフレーム４６に（フランジ４８と５０の間で）結合され、他端でコアエンジンケーシング３８に結合される。この２つのリンク５４は、垂直方向平面すなわち軸平面内でコアエンジンケーシング３８に対する接線から互いに対向する方向に各々が傾斜している。このように、リンク５４は、エンジン中心軸線１２に対してほぼ対称的にコアエンジンケーシング３８に跨る。従って、エンジンの垂直、横方向、及びロール荷重は、リンク５４を通して反力が与えられる。
【００１４】
後部マウント２０は更に、エンジン１０により発生されるスラストに反力を与えるための単一のスラストリンク５６を含む。スラストリンク５６は、一端で後方取付けフレーム４６上の前方に延びるフランジ５８に結合され、他端でスラストヨーク６０を介して前フレーム３４に結合される。スラストヨーク６０は、スラストリンク５６の一端に取付けるための中央フランジ６２とボルトのような通常の手段により前フレーム３４に固定結合される２つの取付けパッド６４とを含む。後部マウント２０はまた、待機フェールセーフ装置６６（図２）を含む。待機フェールセーフ装置６６は、正常時には軸方向荷重を支持しないが、主軸方向荷重経路であるスラストリンク５６が故障したとき、軸方向荷重に反力を与えるためにのみ設けられる。
【００１５】
次に図５及び図６を参照すると、待機フェールセーフ装置６６は、コアエンジンケーシング３８の外面上に形成され、半径方向外向きに延びる単一のラグ６８を含む。ラグ６８は、フランジ４８及び５０の間に配置され、かつフランジ４８及び５０の中央部と円周方向に整列されて２つのリンク５４の間で中心に位置するようになっている。各フランジ４８及び５０は、その中にボルト孔が形成されており、またラグ６８は、その中にフランジのボルト孔と整列されたボルト孔７０が形成されている。ボルト７２が、フランジ及びラグのボルト孔７０を貫通して延びてラグ６８をフランジ４８及び５０に接続する。ボルト７２は、該ボルト上にねじ込まれたナット７４により保持される。ナット及びボルトの構成は、一般的に後方取付けフレーム４６に対してラグ６８を固定するが、ボルト孔７０は、ラグ６８がボルト７２に沿って軸方向（前方又は後方）に摺動できるようにするために、ボルト７２の外径よりもわずかに大きくなっている。
【００１６】
ラグ６８は、第１のフランジ４８に面する前面７６と第２のフランジ５０に面する後面７８とを有する。ランド部８０が、前面７６上及び後面７８上の両方に形成される。図６で最も良く分かるように、ランド部８０は、ボルト孔７０に隣接して設置されているが、このランド部８０は、後で明らかになる理由からラグ６８上のこの位置に限定されるものではない。ランド部８０の高さは、該ランド部８０におけるラグ６８の所定の全体厚さが２つのフランジ４８及び５０の間の間隔よりも小さくなるようになっている。このことが、主スラスト荷重経路（即ち単一のスラストリンク５６）が機能しているとき、待機フェールセーフ装置６６に不測の軸方向荷重即ちスラスト荷重が加わるのを防止する、各フランジ４８及び５０と対応するランド部８０との間の公称軸方向間隙をもたらす。エンジン運転中にスラストリンク５６が故障した場合、エンジン１０は、ラグ６８が前側フランジ４８と接触して前側の軸方向間隙が塞がれるまで前方に移動することになる。従って、前方向スラスト荷重は、エンジンラグ６８から前側フランジ４８にそして航空機のパイロン１６に伝えられる。逆向きのエンジンスラストが用いられる着陸時には、エンジン１０は、ラグ６８が後側フランジ５０と接触して後側の軸方向間隙が塞がれるまで後方に移動することになる。従って、逆向き方向スラスト荷重は、エンジンラグ６８から後側フランジ５０にそして航空機のパイロン１６に伝えられる。
【００１７】
ラグ６８は、エンジンスラストにより生じることになる軸方向荷重に耐えるように設計される。この目的のために、ラグ６８は、その末端よりもその基部のほうが厚くなるように先細に（図５で最も良く分かる）されている。ラグ６８により厚い先細にされた基部を設けることで、その曲げに対する抗力が増大する。２つのフランジ４８及び５０の内側コーナは、面取りされて、ラグ６８の先細にされた部分とフランジ４８及び５０との間に隙間を形成する。このことが、ラグ６８とフランジ４８、５０のどちらかとの間の接触がランド部８０においてのみ生じることを保証する。従って、ランド部８０を用いることで、特定の取付けシステムの設計者がその半径方向長さに沿ってラグ６８がフランジ４８、５０のどちらかと接触することになる場所を正確に知ることができるようになる。このことは、設計者が、任意のスラスト荷重においてラグ６８が受けることになる曲げ応力又はモーメントアームを確実に計算することを可能にする。従って、ラグ６８を、予測されるスラスト荷重に耐えるのに充分な強度を有するように設計することができる。
【００１８】
以上は、１つのスラストリンクのみを有していながら、スラスト荷重経路のフェールセーフ保護を与える航空機エンジンの取付けを説明してきた。本取付けシステムは、全体部品数及び複雑さを減らし、その結果、大きな重量軽減とコスト削減をもたらす。
【００１９】
本発明の別の利点は、取付けシステムを設計し分析するためのエンジニアリング時間及びコストを削減することである。本発明の特定の実施形態を説明したが、それらの実施形態に対する様々な変更を、添付の特許請求の範囲に記載する本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱することなくなし得ることは、当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】航空機エンジンの取付けシステムの概略側面図。
【図２】図１の取付けシステムをより詳細に示す軸方向断面図。
【図３】図１の取付けシステムによる前部マウントの斜視図。
【図４】図１の取付けシステムによる後部マウントの斜視図。
【図５】後部マウントによる待機フェールセーフ装置を詳細に示す軸方向拡大断面図。
【図６】待機フェールセーフ装置によるエンジンラグの前方から後方に見た図。
【符号の説明】
１０　ターボファン式ガスタービンエンジン
１８　前部マウント
２０　後部マウント
２２　ファンセクション
２４　圧縮機セクション
２６　燃焼器セクション
２８　タービンセクション
３４　前フレーム
３６　ファンケーシング
３８　コアエンジンケーシング
４０　前方取付けフレーム
４４　第２の三角形のクレビス
４６　後方取付けフレーム
５６　スラストリンク
６０　スラストヨーク
６６　待機フェールセーフ装置
【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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