(57)【要約】【課題】機械的な観点、ならびに製造コストの観点から従来技術の装置を改良する。【解決手段】航空機パイロンへのターボファンエンジンのサスペンションに関係し、このサスペンションは、パイロンに取り付けるため配置された結合金具１２と、ピボットピン１５０Ｐを備えた連結手段によってその中央部１５０で結合金具に締結されたレバー１５と、２本のスラストロッド２０、２２とを含み、各スラストロッドは、一端でレバーに接続され、他端にエンジンへの締結手段を含む。連結手段は、レバーの中央部１５０に互いに離れた２個の平行な分岐部１５１、１５２と、結合金具に中央締結タブ１３３とを含み、締結タブと両方の分岐部は、ピボットピン１５０Ｐの窪みによってともに保持されていることを特徴とする。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
パイロンに取り付けるため配置された結合金具（１２）と、ピボットピン（１５０Ｐ）を備えた連結手段によって中央部（１５０）で結合金具に締結されたレバー（１５）と、２本のスラストロッド（２０、２２）とを含み、各スラストロッドは、一端でレバーに接続され、他端にエンジンへの締結手段を備えている、航空機パイロンへのターボエンジンのサスペンションであって、
前記連結手段が、レバーの前記中央部（１５０）に互いに離れた２個の平行な分岐部（１５１、１５２）と、結合金具に中央締結タブ（１３３）とを含み、中央締結タブと両方の分岐部が、前記ピボットピン（１５０Ｐ）の窪みによってともに保持されていることを特徴とする、サスペンション。
【請求項２】
中央部（１５０）が複葉の形をしている、請求項１に記載のサスペンション。
【請求項３】
レバー（１５）が、中央部（１５０）の両側に、側方ピボットピンと協働する締結タブ（１５５、１５７）を含み、該締結タブ（１５５、１５７）各々が、ロッド（２０、２２）の後方端のヨーク（２００、２２０）と協働する、請求項１または２に記載のサスペンション。
【請求項４】
結合金具（１２）が、中央締結タブ（１３３）の両側に、非常時用の接続部を介して各ロッド（２０、２２）の後方端と協働する側方締結タブ（１３５、１３７）を含む、請求項１から３のいずれか一項に記載のサスペンション。
【請求項５】
非常時用の接続部が、ある程度のクリアランスでハウジングに取り付けられたピボットピン（２０４、２２４）で形成されている、請求項４に記載のサスペンション。
【請求項６】
側方ピボットピン（２０２、２２２）および非常時用の接続部のピン（２０４、２２４）が、ロッドの後方端の同じヨークに取り付けられている、請求項２から５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、航空機構造体からの推進エンジンのサスペンションに関する。本発明は、特に、ある部品が破損した場合に、サスペンションを維持することを意図した手段を含むスラストリンクを具備した後部サスペンションに関する。
【背景技術】
【０００２】
推進エンジンは、航空機の種々の場所に搭載することが可能であり、例えば、航空機構造体と一体的なパイロンから吊される。推進エンジンは、締結手段によって、主翼の下に吊され、胴体に取り付けられ、または尾翼に搭載される。これらの締結手段の機能は、エンジンと航空機構造体との間で機械的荷重を伝達することである。考慮すべき荷重は、３つの主方向に向けられる。それらは、特に、エンジンの重量と、エンジンの推力と、横方向の空気力学的荷重とである。伝達されるべき荷重には、エンジンの軸周りの回転トルクも含まれる。その他に、これらの手段は、特に、熱膨張または熱収縮に起因した寸法の変動のために飛行の多様な段階中にエンジンが受ける変形を吸収しなければならない。
【０００３】
例えば、ブロア型のターボエンジンの場合、懸架モードは、前部サスペンションまたはアタッチメントと、後部サスペンションまたはアタッチメントとを用いて、エンジンを、航空機の主翼構造体と一体的なパイロンに締結することからなる。この前部サスペンションは、特に、ブロアの外側ケーシングに締結され、後部サスペンションは、１次フローの排気ケーシングに締結される。
【０００４】
従来の構造によれば、前部アタッチメントは、エンジンと航空機との間で、垂直方向及び接線方向の機械的荷重が確実に伝達されるように構成される。後部アタッチメントは、同じ方向へ機械的荷重を伝え、並びに、ターボエンジンの軸周りのエンジントルク及びスラストを伝達し得るように構成される。スラストは、前側が縦軸の両側でブロアケーシングのベースに取り付けられ、後側がエンジンの後部サスペンションによって取り付けられた、二つのスラストバーを介して伝達される。
【０００５】
本発明は、スラスト伝達手段を備えた後部サスペンションに関係する。
【０００６】
よく知られているように、このようなサスペンションは、パイロンと呼ばれるパイロンの構造要素に締結される非常に精密な結合金具と、レバーを介して結合金具に接続された両方のスラストバーまたはロッドと、１次フラックスの排気ケーシングに蝶番式に結合された１組のロッドとを含む。エンジンと航空機構造体との間でスラスト荷重を確実に伝達するロッドのうちの一つまたはレバーのような部品が破損した場合に起こる問題を解決するため、サスペンションは、常に、故障した部品の代わりの役目を果たす安全手段が設けられる。
【０００７】
欧州特許出願第１１３６３５５号明細書には、各ロッドと結合金具との間にある程度のクリアランスをもつリンクを形成する手段を含む、スラスト伝達装置が記載されている。この手段は、装置のある部品が故障した場合に、スラスト荷重を伝達することができる。結合金具は、前部に、中央ヨークを含み、中央ヨークにレバーが蝶番式に結合されている。両方のロッドは、レバーの両端に、第１のピボットピンによって蝶番式に結合される。結合金具は、安全手段として、中央ヨークの両側に二つの追加の側方ラグまたはタブを含む。これらのタブは、各スラストロッドの接続手段を、ある程度のクリアランスで収容する。ある程度のクリアランスのあるリンクは、それぞれ、側方タブおよび対応するロッドのヨークを同時に通る第１の軸に平行なピボットピンにより構成される。ピボットピンは、ある程度のクリアランスで、結合金具の締結タブに取り付けられる。正常動作時に、荷重は、正確に記述すると、ロッド、レバー、結合金具の中央ヨーク、および、結合金具を介して伝達される。ロッドの一つが破損した場合、例えば、相対的な移動が起こった場合、他のロッドのクリアランスが吸収される。リンクは、剛性が高くなり、荷重を伝達することができる。
【０００８】
この装置は、この装置に関して開発された安全機能を完全に実現する。
【０００９】
スラスト回復装置を形成する部品の一つが突発的に破損した場合に、荷重を伝達する他の構造が提案されている。
【００１０】
欧州特許第５６４１２６号明細書、欧州特許第８７９７５９号明細書、または欧州特許第８０５１０８号明細書には、中央ジョイントを介して両方のロッドを後部結合金具へ連結するレバーを使用するこのような装置が記載されている。中央ジョイントは、エンジンの縦軸に対して径方向へ向けられたピボットピンを含む。ピボット軸は、レバーと、結合金具に相互接続された２重の中央ヨークとを貫通する。これらの特許は、異常動作の場合に、スラストを伝達する種々の手段を提案している。
【特許文献１】欧州特許出願第１１３６３５５号明細書
【特許文献２】欧州特許第５６４１２６号明細書
【特許文献３】欧州特許第８７９７５９号明細書
【特許文献４】欧州特許第８０５１０８号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
出願人は、機械的な観点、ならびに製造コストの観点から、従来技術の装置を改良することを目的として定めた。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明によれば、航空機パイロンへのターボエンジンのサスペンションは、パイロンに取り付けるため配置された結合金具と、ピボットピンを備えた連結手段によって中央部で結合金具に締結されたレバーと、２本のスラスト回復ロッドとを含み、各スラストロッドは、一端でレバーに接続され、他端にエンジンへの締結手段を備え、このサスペンションは、前記連結手段が、レバーの前記中央部に互いに離れた２個の平行な分岐部と、結合金具に中央締結タブとを含み、中央締結タブと両方の分岐部は、前記ピボットピンの窪み（ｄｉｎｔ）によってともに保持されていることを特徴とする。
【００１３】
上記の従来技術の実現に関する本発明の解決方法は、何らかのレバーの故障の場合に、補助的な安全性を提供する利点がある。例えば、中央部の分岐部の一方で、レバーにクラックが発生した場合に、荷重伝達路はもう一方の分岐部を通る。
【００１４】
この解決方法は、また、製造上の利点を提案する。結合金具は、その幾何学的形状が複雑であるため、機械加工することが難しい部品である。結合金具のヨークを簡単な単一平面タブで置き換えることにより、製造コストは削減される。明らかに、上述の従来技術の解決方法は、この問題を考慮していない。
【００１５】
有利には、レバーの中央部は複葉の形をしている。特に、レバーは、その中央部の両側に、側方ピボットピンと協働する締結タブを含み、締結タブ各々は、ロッドの後方端と相互接続されたヨークと協働する。このようにして、レバーの幾何学的形状は単純になる。
【００１６】
別の特徴によれば、結合金具は、中央締結タブの両側に、非常時用の接続部によって各ロッドの後方端と協働する側方締結タブを含む。有利には、非常時用の接続部は、ある程度のクリアランスでハウジングに取り付けられたピボットピンで形成される。特に、側方ピボットピンおよび非常時用の接続部のピボットピンは、ロッドの後方端の同じヨークに取り付けられる。
【００１７】
この結合金具の実施形態は、中央締結タブおよび両方の側方締結タブが、同じ平面で機械加工されるので、特に有利である。
【００１８】
結合金具の輪郭は、機械加工ツールの単一パスから作られるので、結合金具の製造コストはさらに削減される。
【００１９】
また、機械加工接合ゾーンにおける荷重の集中現象が軽減されるので、最適な機械的取り扱いを保証する幾何学的形状をもつ部品が得られる。
【００２０】
その他の特徴および利点は、添付図面と共に以下の説明を読むことによって明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２１】
図１は、図示されない航空機パイロンへの締結手段を具備したターボリアクター１の後部４分の３を示す図である。それは、特に、主翼を航空機に締結するシステムであることができる。この締結モードによれば、エンジンは、ブロアの外部ケーシングに締結されたアタッチメント装置４０をエンジン前部に有する。また、エンジンは、１次フラックスの排気ケーシングに締結された後部アタッチメント手段１０を含む。スラスト伝達装置は、エンジンの両側で縦方向に配置された２本のバー２０および２２によって設けられ、２本のバーは、一方がブロアケーシングのベース、もう一方が後部アタッチメント手段の端部に締結されている。
【００２２】
本発明は、図２および図３について以下に説明する後部アタッチメントに関係する。図２の分解図に、種々のピンのアセンブリソケットは示されていない。アタッチメント１０は、上側結合金具１２と、３個のロッド１６、１７、および１８とを含み、ロッドは、結合金具１２を、排気ケーシングと相互接続され円周状に配置されたラグまたはヨーク１４６、１４７および１４８に接続する。最後に、これらのラグは、単一の下側結合金具に一体化される。
【００２３】
上側結合金具は、ビーム１２０により構成され、ここでは、ビームは、結合金具を航空機パイロンと相互接続するためのボルトまたはネジを通す４個のハウジングを具備する。ビームは、実質的に矩形状であり、エンジンの縦軸に対して横置きされる。ビームは、２個のヨーク１２６および１２８によって横方向に延長され、その２個のヨークには、ロッド１６および１８がそれぞれ蝶番式に接続される。両方のヨークの間でビームの下側に配置された第３のヨーク１２７は、ロッド１７と確実に接続する。
【００２４】
結合金具１２は、エンジンの推力方向に対して前方に、フラット部品１３０を含む。この部品１３０は、３個の締結タブ１３３、１３５、および１３７、即ち、中央タブ１３３と、中央タブの両側にある二つの側方タブ１３５および１３７を画定する。３個のタブには、その部品の平面に対して垂直方向に、ボア１３３Ａ、１３５Ａ、および１３７Ａが穿孔されている。両方のスラストロッド２０および２２は、エンジンの縦軸の両側で結合金具１２から前方へ向かう。両方のロッド２０および２２の後方端の各々には、延長されたヨーク２００および２２０が設けられ、延長されたヨーク２００および２２０は、それぞれ、分岐部を貫通する２個のボア２００Ａおよび２００Ｂと、ボア２２０Ａおよび２２０Ｂとを含む。ロッドは、結合金具と平行に、交差するように配置されたレバー１５と協働する。
【００２５】
レバー１５は、２個の分岐部１５１および１５２を有する中央部１５０を含み、２個の分岐部は、複葉部（ｂｉｐｌａｎｅ）を形成するため、互いに平行であり互いに離れている。ボア１５０Ａはこの複葉部を貫通する。レバーは、両方の分岐１５１および１５２と、それらの間に配置された中央タブとを貫通するピボット軸を含む接続手段を介して結合金具に連結される。
【００２６】
レバーは、また、この複葉部１５０の両側に２個のタブ１５５および１５７を含み、各タブには、ボア１５５Ａおよび１５７Ａがそれぞれ設けられる。両方のタブのボア軸と、複葉部のボア軸とは、互いに平行である。
【００２７】
両方のヨーク２００および２２０は、ボアに収容されたピボット軸によって、ロッド２０および２２を、レバーと結合金具へ同時に接続する。しかし、レバーとの接続だけが作動状態である。エンジンと航空機構造体との間で荷重の安全な伝達を確保するため、両方のロッド２０および２２と、結合金具１３５および１３７の側方締結タブとの間の接続部は、非常時用である。即ち、スラスト装置の正常動作中に、接続部は作動しない状態であり、荷重を伝達しない。予期しない故障の場合、この接続部は動作状態になり、故障した部品の代役を果たす。
【００２８】
有利には、非常時用の接続部は、ある程度のクリアランスで取り付けられ、ヨークの両方の分岐部と締結タブとを貫通するピボットピンを含む。このクリアランスがヨークとタブの間の相対運動によって吸収されない限り、荷重が一方から他方へ伝達されることはない。
【００２９】
これは、ロッド２０と、レバーおよび結合金具との接続部の断面図である図４に示されている。ヨーク２００は、ピボットピン２０２によって、ロッド２０をタブ１５５に接続する。ボア１５５Ａ内のタブ１５５に接するソケットは、ボールジョイントを形成するため球面を有する。ヨーク２００は、第２のピボットピン２０４によって、ロッドを結合金具のタブ１３５に接続する。第２のピボットピンは、ボア１３５Ａにあるクリアランスで取り付けられる。このクリアランスは十分な量があるので、サスペンションの正常動作中に、この接続部によって荷重が伝達されることはない。
【００３０】
同様に、ロッド２２は、ピン２０２としてボールジョイントに取り付けられたピボットピン２２２によって、結合金具２２０へ、タブ１５７へ接続される。ヨーク２２０は、第２のピボットピン２２４によって、ロッドを結合金具の側方タブ１３７へ接続する。第２のピボットピンは、タブ１３７のボア１３７Ａにある程度のクリアランスで取り付けられる。このクリアランスは、好ましくは、ピン２０４と、ボア１３５Ａ内のハウジングとの間に設けられたクリアランスと一致する。
【００３１】
装置は以下の通り動作する。
【００３２】
正常動作時に、エンジンによって加えられる牽引荷重は、両方のロッド２０および２２に配分され、両方のロッドは、それらを、蝶番式接続部によってレバーへ伝達する。レバーに接するピボットピンのアセンブリのため、牽引荷重および圧縮荷重だけが、ロッドの方向に沿って伝達される。レバー１５は、次に、複葉部１５１−１５２と中央タブ１３３とを貫通するピボットピン１５０Ｐから形成された接続手段によって、荷重を結合金具へ伝達する。
【００３３】
ロッドが故障した場合、もう一方のロッドによって加えられた荷重は、ピボット１５０／１３３の周りで回転運動を引き起こし、対応したタブにおけるクリアランスを吸収する。この接続部は、剛性になり、故障した接続部の代わりの役目を果たす。
【００３４】
レバー、または中央タブによる接続部が故障した場合、両方のロッドは、両方の側方タブを介して、荷重を結合金具へ直接伝達する。
【図面の簡単な説明】
【００３５】
【図１】エンジンの航空機パイロンへのアセンブリの概要図である。
【図２】本発明によるエンジンのアセンブリ装置の斜視図である。
【図３】図２の装置の分解図である。
【図４】図２のＩＶ−ＩＶ方向に沿った断面図である。
【符号の説明】
【００３６】
１  ターボリアクター
１０  アタッチメント手段
１２  上側結合金具
１５  レバー
１６、１７、１８  ロッド
２０、２２  バー
４０  アタッチメント装置
１２０  ビーム
１２６、１２７、１２８  ヨーク
１３０  フラット部品
１３３、１３５、１３７  締結用タブ
１３３Ａ、１３５Ａ、１３７Ａ、１５０Ａ、１５５Ａ、１５７Ａ、２００Ａ、２００Ｂ、２２０Ａ、２２０Ｂ  ボア
１３５、１３７  結合金具
１４６、１４７、１４８  ラグ
１５０  中央部
１５１、１５２  分岐部
１５５、１５７  タブ
１５０Ｐ、２２２、２２４  ピボットピン
２００、２２０  延長されたヨーク
２０４  ピン
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【外国語明細書】
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