(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１にビーム（１２）によって航空機に、第２に側方負荷伝達要素（１９、２０）および中央負荷伝達要素（３６）によってエンジン（２、３）に取り付けられるように構成された航空機エンジン（２）のためのマウント（１）であって、マウントは、負荷伝達要素の破損の場合に負荷伝達の連続性を確保するように、かつマウントの中央ゾーン（１５）に一体に集中して形成されてマウントのフェイルセーフ機能を果たすように構成された、一体化された負荷伝達およびフェイルセーフアセンブリ（１１）を備え、負荷伝達およびフェイルセーフアセンブリ（１１）が、２つのウィング（３１、３２）を有する雌クレビス（３３）と、間隙（３７）を有してクレビス（３３）の２つのウィング（３１、３２）を通過する突出要素（３８）を備え、一方（３３又は３８）は、エンジン（２、３）と一体化され、かつ他方（３８又は３３）は、取り付けビーム（１２）と一体化されており、フェイルセーフクレビス（３３）が、２つのウィング（３１、３２）の間に、ビーム（１２）の中央負荷伝達要素（３６、３９）を受け入れるための径方向ハウジング（３４）を備えていることを特徴とする、マウント。
【請求項２】
突出フェイルセーフ要素（３８）が一体化されるエンジン（２、３）またはビーム（１２）のいずれかの要素は、フェイルセーフクレビス（３３）の２つのウィング（３１、３２）の間に間隙を有して取り付けられる、請求項１に記載のマウント。
【請求項３】
突出フェイルセーフ要素（３８）が、クレビス（３３）の２つのウィング（３１、３２）の間に配置されるビーム本体（１２）を貫通して取り付けられる、請求項２に記載のマウント。
【請求項４】
側方負荷伝達要素（１９、２０）の破損の場合には、負荷は、突出要素（３８）と、フェイルセーフクレビス（３３）の２つのウィング（３１、３２）におけるボア（３７）との間の間隙（３７）を用いることによって伝達され、かつ負荷は、ウィング（３１、３２）、突出要素（３８）、およびビーム本体（１２）を介して通過する、請求項１から３のいずれか一項に記載のマウント。
【請求項５】
中央負荷伝達要素（３９）の破損の場合には、垂直方向の負荷は、突出要素（３８）と、フェイルセーフクレビス（３３）のウィング（３１、３２）におけるボア（３７）との間の間隙（３７）をふさぐことによって伝達され、かつ負荷は、２つのウィング（３１、３２）、突出要素（３８）、およびビーム本体（１２）を介して通過する、請求項１から４のいずれか一項に記載のマウント。
【請求項６】
中央負荷伝達要素（３６）の破損の場合には、スラスト負荷は、突出フェイルセーフ要素（３８）が、エンジン（２、３）またはビーム（１２）の２つのうちどちらに一体化されるかに従って、エンジン（２、３）またはビーム（１２）のいずれかと、フェイルセーフクレビス（３３）の２つのウィング（３１、３２）との間の間隙をふさぐことによって伝達され、かつ負荷は、クレビスウィング（３１、３２）およびビーム本体（１２）を介して通過する、請求項２から５のいずれか一項に記載のマウント。
【請求項７】
エンジン（２）の中間ケース（３）に取り付けられる前部マウントである、請求項１から６のいずれか一項に記載のマウント。
【請求項８】
航空機胴体に取り付けられることを目的とした外側ファンダクト（７）を有するエンジン（２）のためのマウントである、請求項１から７のいずれか一項に記載のマウント。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジン、詳細にはターボファンジェットエンジンのためのマウントに関する。エンジンを上流側から下流側へ通過する気流の通路に、エンジンは、空気入口、ファンケース、中間ケース、スラストマウント、排気ケース、および排気ノズルを備えている。
【背景技術】
【０００２】
エンジンは、一般に、前部マウントおよび後部マウントによって航空機に取り付けられる。しかしながら、２つより多くのマウントが存在してもよい。前部マウントは、エンジンの中間ケースに取り付けられており、後部マウントは、一連のリンクによって排気ケースに、そして胴体の後部に取り付けられるときは、逆スラスト手段を介して中間ケースに結合されている、取り付けリングに取り付けられている。
【０００３】
エンジンが、航空機主翼の下方に取り付けられるとき、スラストマウントは、複数のスラストリンクを備えている。エンジンが、胴体、一般に後部に取り付けられるとき、リバーサと中間ケースとの間の逆スラスト伝達は、外側ファンダクトを経由してなされる。本発明は、特に、しかし排他的にではなく、外側ファンダクトを有するエンジン、およびこれらのエンジンの前部取り付けに関連している。より詳細には、このマウントのフェイルセーフ（ｆａｉｌｓａｆｅ）システムにも関しており、エンジンは、それ自体が航空機フレームの要素、一般にパイロンに取り付けられるビームに結合されている。
【０００４】
中間ケースは、３つの負荷伝達要素を介して、それぞれ一般にビームの高端および低端である２つの側端部と中間部分とである３つの点において、前部マウントのビームに取り付けられている。ビームの端部要素は、リンクであり、中間部分の要素は、中央スピゴット（ｓｐｉｇｏｔ）である。
【０００５】
後部胴体の側面に取り付けられたエンジンの前部マウントは、４つの度合いでの負荷伝達を確実にする。すなわち、垂直軸Ｚ、側方軸Ｙ、および以下のスラスト軸Ｘでの並進における３つの度合いと、スラスト軸Ｘのまわりでの回転の１つの度合いである。
【０００６】
取り付け要素の１つが破損した場合には、破損した要素に関する度合いにしたがって負荷を伝達し続けるためのフェイルセーフシステムが望ましい。
【０００７】
フェイルセーフ手段は、既に良く知られている。
【０００８】
米国特許第５４７４２５８号は、通常の負荷伝達設備を二重化することからなり、二重化の複雑さおよび重量の欠点を伴う手段を記述している。
【０００９】
仏国特許第２８２０４０２号も、緊急設備による通常設備の二重化を提案している。
【００１０】
仏国特許第２７９９４３２号において、本出願人は、より単純で、特により軽量なフェイルセーフシステムを提案している。この文献は、航空機胴体の後部に中間ケースを介して取り付けられることを目的とした、外側ファンダクトを有する航空機エンジンのための前部マウントを記述しており、マウントは、第１にビームによって航空機胴体に取り付けられ、かつ第２に２つの側部負荷伝達要素および１つの中央の負荷伝達要素によってエンジンの中間ケースに取り付けられるように構成され、マウントは、負荷伝達要素の破損の場合に負荷伝達の連続性を確実にし、かつマウントの中間ゾーンにおける一体的な集中化された様式でそのフェイルセーフ機能を果たすように構成された、一体化された負荷伝達およびフェイルセーフアセンブリを備えている。
【００１１】
前記マウントによれば、マウントの所定の要素によって伝達されるように構成された全ての負荷が、そのような要素の破損の後に、一体化フェイルセーフ手段によって伝達され続ける。
【００１２】
しかしながら、この従来技術において、破損の場合に、側部スラストリンクによって伝達されるように構成された負荷が、中央スピゴットによって伝達されることが提供される。他の実施形態においては、破損の場合に、スラストリンクの負荷が、スリーブフランジによって伝達されるように準備されている。
【特許文献１】米国特許第５４７４２５８号明細書
【特許文献２】仏国特許発明第２８２０４０２号明細書
【特許文献３】仏国特許発明第２７９９４３２号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１３】
したがって、出願人は、負荷伝達およびフェイルセーフアセンブリの一体化の統合された特性の利点を残すと同時に、その耐久性、信頼性、および特に点検中における作動の視認性を向上することを探求してきた。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
本発明は、上述において規定されたタイプの前部マウントに関し、負荷伝達およびフェイルセーフアセンブリが、２つのウィングを有する雌クレビスと、間隙を有してクレビスの２つのウィングを通過する突出要素とのアセンブリを備え、一方は、エンジンの中間ケースと一体化され、且つ他方は、取り付けビームと一体化されているということによって特徴付けられている。
【００１５】
しかしながら、本出願人は、本発明の範囲を、第１にビームによって航空機に、そして第２に２つの側方負荷伝達要素および１つの中央負荷伝達要素によってエンジンに取り付けられるように構成された、航空機エンジンマウントであり、マウントは、負荷伝達要素の破損の場合に負荷伝達の連続性を確保し、かつマウントの中央ゾーンに一体に集中されたそのフェイルセーフ機能を果たすように構成された、一体化された負荷伝達およびフェイルセーフアセンブリを備え、負荷伝達およびフェイルセーフアセンブリが、２つのウィングを有する雌クレビスと、間隙を有してクレビスの２つのウィングを通過する突出要素とのアセンブリを備え、一方は、エンジンと一体化され、かつ他方は、取り付けビームと一体化されていることによって特徴付けられる航空機エンジンマウントにまで広くすることを希望している。
【００１６】
したがって、本出願は、中間ケースに取り付けられる前部マウントだけでなくいかなるエンジンマウントにも、胴体に取り付けられるべき外側ファンダクトを有するエンジンだけでなく、主翼の下方におよび胴体の両方に取り付けられるいかなるエンジンにも広げられている。
【００１７】
都合の良いことに、エンジン、およびより詳細には中間ケースの要素か、または突出フェイルセーフ要素が結合されるビームの要素が、フェイルセーフクレビスの２つのウィングの間に間隙を有して取り付けられる。
【００１８】
したがって、フェイルセーフピンとフェイルセーフクレビスのウィングに作られたボアとの間、およびクレビスの２つのウィングの間に取り付けられる取り付け要素（この場合ビーム）とこれらのウィングとの間の両方に間隙が存在する。
【００１９】
側方負荷伝達要素の破損の場合には、負荷は、突出要素と、フェイルセーフクレビスのウィングにおけるボアとの間の間隙の使用を通して伝達されることができ、これらの負荷は、それゆえ、パイロンに到達する前に、クレビスウィング、ピン、およびビームの本体を介して通過する。
【００２０】
中央負荷伝達要素の破損の場合には、垂直方向の負荷は、側端部要素の破損と同様に、伝達される。スラスト負荷に関しては、これらスラスト負荷は、ビーム（または、もしも役割が反転されたならば、エンジンすなわちより詳細には中間ケース）と、クレビスのウィングとの間の間隙の使用を通して伝達され、それゆえこれらの負荷は、パイロンに到達する前に、クレビスウィングおよびビーム本体を経由して通過する。
【００２１】
本発明は、破損の全ての場合において、そのフェイルセーフ機能を保証する能力について注目すべきである。
【００２２】
本発明は、添付された図面を参照し、マウントの好ましい実施形態の以下の説明の助けを借りてより容易に理解されるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２３】
ここでは前部マウントであり、以下に説明されるマウント１は、ターボジェットエンジン２を、再び航空機胴体に取り付け、より頻繁には後部胴体に取り付けることを目的とするものであり、特に、前部マウント１が取り付けられる中間ケース３と、後部マウント５が取り付けられる取り付けリング４とを備え、取り付けリング４は、図示されていない排気ケースに一連のリンク６によって結合される。取り付けリング４は、逆スラスト外側ファンダクト７を介して中間ケース３にも取り付けられている。
【００２４】
タービンエンジンの前部取り付けのために、中間ケース（図３）と一体化されたアーチ形のフレーム３には、上側側部雌クレビス８および下側側部雌クレビス９があり、中央と称されてよい領域内の２つのクレビスの間に、中間ケースは、以下に説明されるマウント１の負荷伝達およびフェイルセーフ要素１１を受け入れるための径方向に突出するプラットフォーム１０を有する。
【００２５】
マウント１は、概して細長い台形形状でありかつ若干曲線をなすビーム１２を備え、ビーム１２は、２つのアーム１３、１４を有し、２つのアーム１３、１４は、航空機胴体構造のパイロン（図示せず）に取り付けるための側方へ突出するプレート１６における、台形のより小さな底辺において終端する、中央すなわち中心部分１５のいずれかの側に延びる。
【００２６】
パイロンに対する取り付けビーム１２の取り付けは、シヤー（ｓｈｅａｒ）ピン１７、およびプレートの四隅にかつそれに直交して延びるネジ１８と共にプレート１６を用いてなされる。
【００２７】
取り付けビームのアーム１３、１４の２つの自由端２１、２２は、それらのケースクレビスにおいてピボット取り付けされた２つのスラストリンク１９、２０を介して、中間ケースの（実際にはアーチ状フレームの）２つのクレビス８、９、およびクレビス形態で配置されてビームアームの２つの端部２１、２２に結合される。
【００２８】
中央負荷伝達およびフェイルセーフ要素１１が、以下に説明される。
【００２９】
２つの径方向プレート３１、３２は、実質的にスラスト軸２５に直交する平面内において中間ケースのプラットフォーム１０に沿って側方に延び、かつ雌クレビス３３の２つの翼を形成すべく径方向に超えて延びる。径方向中空部３４は、以下に特定されるように、取り付けビーム１の負荷伝達ピンまたはスピゴット（ｓｐｉｇｏｔ）３９を、ボールジョイント３６を介して受け入れるべく、その外側面３５において始まるプラットフォーム１０に設けられる。
【００３０】
それらの外部自由部分において、フェイルセーフウィング３１、３２が、ビーム１２と一体化されたピン３８を受け入れるための横断ボア３７を備える。要素３８は、必ずしもピンではなく、より一般的には突出する要素であってよい。
【００３１】
スピゴット３９、３６は、プレート１６の反対側でビーム本体１２の中心部分１５から吊り下げられている。したがって、ボールジョイント３６は、ボールジョイントハウジングを形成する、エンジンケーシングのフェイルセーフクレビス３３の円筒状ハウジング３４に受け入れられる要素である。スピゴット３９、３６も、ボールジョイントとビームとの間のグロイン（ｇｒｏｉｎ）３９のまわりに取り付けられたプレート４０を介して、ケース３のプラットフォーム１０と一体化されている。プレート４０は、４本のネジ４１でプラットフォーム１０にネジ留めされている。
【００３２】
ビーム本体１２の中心部分１５は、クレビス３３の２つのウィング３１、３２の間に配置され、ビーム本体を通して挿入される、または取り付けられるかするピン３８は、フェイルセーフ間隙を有してウィングのボア３７を通して延在する。ピン３８が一体化されるビームは、クレビス３３においてそのハウジング３４内にスピゴットのボールジョイント３６を嵌合させることによって、両側にフェイルセーフ間隙を有する２つのウィングの内面の間で並進状態に取り付けられる。
【００３３】
ちょうど説明された３つの取り付けクレビス８、９、３３は、タービンエンジンの中間ケース３と一体化されている。明らかに、構成は、ビームと一体化されたクレビスについて反転され得る。
【００３４】
クレビス３３、スピゴット３９、３６、およびピン３８は、取り付けビーム１の中央ゾーンに一体化されかつ集中される有利な特異性を有する、負荷伝達およびフェイルセーフアセンブリ１１を形成する。
【００３５】
リンク１９、２０の１つの破損の場合には、中間ケース３は、ピン３８とウィング３１、３２のボア３７との間の間隙がふさがれるまで非常にわずかに揺動し、次に負荷が、プレート１６、ネジ１８、およびピン１７を通してパイロンに到達する前に、これらのウィング３１、３２、ピン３８、および本体ビーム１２を経由して通過する。
【００３６】
スピゴット３６、３９の破損の場合には、ビーム本体１２と２つのウィング３１、３２のいずれか一方との間の間隙を使用することによって、スラストが吸収され、負荷が、パイロンに到達する前に、ウィング３１、３２、ピン３８、プレート１６、ネジ１８、およびシヤーピン１７を経由して通過する。
【図面の簡単な説明】
【００３７】
【図１】航空機胴体に付設されるように取り付けるために必要とされる、マウントおよびエンジン構成要素の斜視図である。
【図２】エンジンを伴わない、本発明の取り付けビームの正面図である。
【図３】取り付けビームと、ビームに取り付けられる中間エンジンケースの斜視図である。
【図４】クレビスおよび取り付けビームのフェイルセーフピンの斜視図である。
【符号の説明】
【００３８】
１  前部マウント
２  ターボジェットエンジン
３  中間ケース
４  取り付けリング
５  後部マウント
６  リンク
７  外側ファンダクト
８  上側側部雌クレビス
９  下側側部雌クレビス
１０  プラットフォーム
１１  負荷伝達およびフェイルセーフ要素
１２  ビーム
１３、１４  アーム
１５  中央位置
１６、４０  プレート
１７  シヤーピン
１８  ネジ
１９、２０  スラストリンク
２１、２２  ビームアームの端部
２５  スラスト軸
３１、３２  径方向プレート
３３  雌クレビス
３４  径方向中空部
３６  ボールジョイント
３７  穿孔
３８  ピン
３９  グロイン
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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