(57)【要約】  本発明は、2つの側面連結棒(90)と、面(P)に配置されたスプレッダビーム(104)の関節の主軸を画定する主要関節(100)を介して支持(42)上に連接された形で搭載されたスプレッダビーム(91)とを装備している推進力に反応するための装置(9)を含むエンジンを搭載するためのシステム(11)を備える、航空機エンジン取付パイロンに関する。スプレッダビームも、上方から見た時、関節(100)からある距離だけ離れて位置し、さらに面(P)に配置されたスプレッダビーム(104)の関節の二次的軸を画定する、二次的関節(108)を介して支持(42)に間隙を伴って連接された形で搭載される。本発明によれば、スプレッダビームの回転はスプレッダビームと接触する関節(108)によって停止される。
2010533091.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
剛構造(10)に搭載され、エンジン(2)によって生成された推進力を伝達するための装置(9)を特に備えるエンジン搭載システム(11)とともに前記ケーソンを形成する前記剛構造(10)を備える、航空機エンジン(2)用のエンジン搭載構造(4)であって、前記装置(9)が、2つの側面連接棒(90)と、ケーソン(10)に対して固定された支持要素(42)に連結された形で、主要スプレッダビーム連結装置(100)を介して搭載された前記スプレッダビーム(91)とを備え、主要スプレッダビーム連結装置(100)が、前記2つの側面連接棒(90)がそれぞれ連結されたスプレッダビーム(91)の2つの側面端(91a)の間に配置され、前記主要スプレッダビーム連結装置(100)が前記剛構造(10)の垂直方向(Z)および縦方向(X)に延在する面(P)に配置された主要スプレッダビーム蝶番線(104)を画定し、前記スプレッダビーム(91)が、上方から見て、前記主要スプレッダビーム連結装置(100)からある距離に位置する二次的スプレッダビーム連結装置(108)を使い、さらに前記面(P)に配置された二次的スプレッダビーム連結装置(110)を画定して、前記支持要素(42)上に連結された形でさらに搭載され、前記二次的スプレッダビーム連結装置(108)が2つの構成部品のうちの一方、すなわち前記スプレッダビーム(91)または前記支持要素(42)のいずれかにより支持され、かつこれら2つの構成部品の他方を遊び(109)を伴って横断する、エンジン搭載構造(4)において、2つの側面連接棒(90)のいずれかの障害時に、前記主要スプレッダビーム蝶番線(104)のまわりの前記スプレッダビームの回転が前記2つの構成部品の前記他方と接触する前記二次的スプレッダビーム連結装置(108)により停止されるように構成されることを特徴とするエンジン搭載構造(4)。
【請求項２】
前記エンジン搭載システム(11)が、前記エンジン(2)にも連結されることを意図された少なくとも1つのシャックル(52)が連結される取り付け具支柱(42)を備える後方エンジンファスナ(8)を特に備え、前記支持要素が前記取り付け具支柱(42)であることを特徴とする、請求項1に記載のエンジン搭載構造(4)。
【請求項３】
前記スプレッダビーム(91)がT字形または3つに枝分かれした星形の形状を有することを特徴とする、請求項1または2に記載されたエンジン搭載構造(4)。
【請求項４】
前記スプレッダビーム(91)が前記推進力伝達側面連接棒(90)により画定される面(P')に対応する面に配置されることを特徴とする、請求項1から3のいずれかに記載のエンジン搭載構造(4)。
【請求項５】
前記面(P')において、前記主要スプレッダビーム蝶番線(104)と各連接棒後方端蝶番線(93)の間の距離(d1)が、前記主要スプレッダビーム蝶番線(104)と前記二次的スプレッダビーム蝶番線(110)の間の距離(d2)以下であることを特徴とする、請求項4に記載のエンジン搭載構造(4)。
【請求項６】
前記面(P)が前記剛構造(110)および前記エンジン搭載システム(11)の対称面を構成することを特徴とする、請求項1から5のいずれかに記載のエンジン搭載構造(4)。
【請求項７】
前記二次的スプレッダビーム連結装置(108)が、前記主要スプレッダビーム連結装置(100)と比較して、上方から見て後方に向けて位置することを特徴とする、請求項1から6のいずれかに記載のエンジン搭載構造(4)。
【請求項８】
前記二次的スプレッダビーム連結装置(108)がいくらかの遊びを伴って横断する緊急シャックル(114)が搭載される横断ビーム(42')を、前記取り付け具支柱(42)が有することを特徴とする、請求項1から7のいずれかに記載のエンジン搭載構造(4)。
【請求項９】
前記構造に固定された形で搭載されたエンジン(2)とともに、請求項1から8のいずれかに記載のエンジン搭載構造(4)を備えることを特徴とする、航空機用のエンジンユニット(1)。
【請求項１０】
請求項9に記載の少なくとも1つのエンジンユニット(1)を備える、航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は一般に、エンジンと、エンジン搭載構造と、エンジン搭載構造の剛構造とエンジンの間に配置される複数のエンジンファスナを備えたエンジン搭載システムとを備えるタイプの航空機用のエンジンユニットに関する。
【０００２】
本発明は、さらに当該の航空機用エンジン搭載構造に関する。
【０００３】
本発明は、例えばジェットエンジンまたはターボプロップエンジンなどを取り付けられた、任意のタイプの航空機で使用されてもよい。
【０００４】
また「EMS」とも呼ばれるこのタイプのエンジン搭載構造により、例えば、ターボシャフトエンジンが航空機の翼面の下方に懸架されることが可能になり、または実際にこのターボシャフトエンジンがこの同じ翼面の上方に搭載されることも可能になる。
【背景技術】
【０００５】
当該エンジン搭載構造は、実際、ジェットエンジンなどのエンジンと航空機の翼面の間の連結インターフェースを構成するように設計されている。エンジン搭載構造により、航空機のジェットエンジンによって生成された力がこの航空機の構造に伝達されることが可能になり、さらにエンジンと航空機の間で、燃料の運搬と、電気、油圧および空調システムの通行とが可能になる。
【０００６】
力を伝達するために、構造は、「ケーソン」型、すなわち横断リブにより次々に連結された上部および下部縦通材と両側面パネルの組立体により形成された構造であることが多い、「主要」構造とも呼ばれる剛体部を備える。
【０００７】
第2に、この構造には、ジェトエンジンと構造の剛体部の間に配置されたエンジン搭載システムが取り付けられている。すなわち、このシステムは、全般的に少なくとも2つのエンジンファスナ、すなわち一般的には1つの前方ファスナと1つの後方ファスナを備える。
【０００８】
さらに、この搭載システムはジェットエンジンにより生成された推進力の伝達のためのシステムを備える。先行技術では、この装置は、例えば2つの側面連接棒の形態をとり、一方ではジェットエンジンのファンケーシングの後方部に連結され、さらにスプレッダビーム自体がケーソンに取り付けられた後方エンジン取り付け具支柱に連結されたスプレッダビームにも連結されている。あるいは、ビームスプレッダは、例えば前方エンジンファスナと後方エンジンファスナの間でケーソンに固定された形で配置された、後方エンジン取り付け具支柱から別の支持要素に連結して搭載される場合もある。
【０００９】
同様に、エンジン搭載構造はまた、この構造の剛体部と航空機の翼面の間に配置された第2の搭載システムを備え、この第2のシステムが習慣的に2つ、または3つの取り付け具を備える。
【００１０】
最後に、この構造は、空力的フェアリングを支持する間、システム間の分離およびシステムの維持を提供する二次的構造を有する。
【００１１】
先行技術の実施形態では、推進力を伝達する装置は「フェールセーフ」として知られる安全／緊急機能を組み込んだ特定の設計を有し、例えば側面連接棒または側面連接棒の1つとビームスプレッダの間のリンクを形成する連結装置の破損、またはやはり構造ケーソンに対するビームスプレッダの連結装置の破損の形態をとることがあり得る障害時でさえ推進力を翼面に伝達可能にする。
【００１２】
これらの「フェールセーフ」機能を得るために、リンクが二重になっている場合もある。例として、ビームスプレッダの連結装置が、1つは予備であり、すなわち主要装置が障害を受けない限り作動しないままである、2つの同軸装置を組み込んだシャフトシステムの形態を取る。あるいは、両方の同軸シャフトが通常モードで一緒に作動することができる。
【００１３】
推進力を伝達する側面連接棒に関して、連接棒の後方端は後方エンジンファスナの取り付け具支柱を備えた「予備」として知られる追加のリンクを組み込むことを介してより複雑になっていることがよくあるが、このことは特に特許文献１および特許文献２により知られている。これらの構成は、実質的および結果的に経費がかかる分解組立につながる、エンジン搭載システムの後方部の複雑な設計を示すだけでなく、負担が大きくなり、さらに全体質量にもかなり不利になる。
【００１４】
2つの推進力伝達連接棒のうちの1つの破損に対する対応を可能にする別の解決策は、後方エンジン取り付け具支柱上に対称なストップのシステムを設計し、障害発生以降は2つの連接棒のうちの一方によってのみ連結されるスプレッダビームの回転を制限することを可能にすることにある。この場合、障害を起こしている連接棒を支持するスプレッダビームの側面端は、実際にその関連したストップと接触し、したがって、その対向した側面端の障害のない連接棒になお連結しているスプレッダビームの回転を止める。当該解決策は特許文献３により知られている。この解決策は、特にそのスプレッダビームに関して、かなりの負担を必要とするという欠点を有し、スプレッダビームの側面端は後方エンジン取り付け具支柱上のそれぞれのストップにできるだけ近づけるために過剰寸法にならざるを得ない。
【００１５】
前述した技術的解決策は共に、側面推進力伝達連接棒の1つの破損に対して応答することを可能にするが、エンジン搭載システムの後方部を通らなければならないかなりの数の個別の力の経路を組み合わせることに共通の欠点があり、その設計が非常に複雑かつ嵩張るものになる。例えば、2つの側面連接棒の一方の障害および他方の障害に対する解決策をそれぞれ提供するために、2つの異なった安全な力の経路が設計される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１６】
【特許文献１】欧州特許第1136355号
【特許文献２】米国特許第6494403号
【特許文献３】欧州特許第0805108号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１７】
したがって、本発明の目的は、先行技術の実施形態と比較して、少なくとも部分的に前述した欠点に対する解決策を提供する航空機用のエンジン搭載構造を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１８】
これを達成するために、本発明の目的は、剛構造に搭載され、エンジンによって生成された推進力を伝達するための装置を特に備えるエンジン搭載システムとともに前記ケーソンを形成する前記剛構造を備える、航空機エンジン用のエンジン搭載構造であって、前記装置が、2つの側面連接棒と、ケーソンに対して固定された支持要素に連結された形で、主要スプレッダビーム連結装置を介して搭載された前記スプレッダビームとを備え、主要スプレッダビーム連結装置が、前記2つの側面連接棒がそれぞれ連結されたスプレッダビームの2つの側面端の間に配置され、前記主要スプレッダビーム連結装置が前記剛構造の垂直方向および縦方向に延在する面(P)に配置された主要スプレッダビーム蝶番線を画定する、エンジン搭載構造である。さらに、前記スプレッダビームは、上方から見て、二次的スプレッダビーム蝶番線を画定し、また前記面(P)に配置された、前記スプレッダビームの主要連結装置からいくらかの隔たりで位置する二次的スプレッダビーム連結装置を使用して、前記支持要素に連結された形で搭載され、前記二次的スプレッダビーム連結装置は、スプレッダビームまたは前記支持要素のいずれかにより支持され、遊びを伴ってこれら2つの構成部品の他方を横断する。
【００１９】
本発明によれば、構造は、2つの側面連接棒のいずれか一方の障害時に、主要スプレッダビーム蝶番線のまわりの前記スプレッダビームの回転が、2つの構成部品の前記他方と接触する前記二次的スプレッダビーム連結装置により停止するように設計される。
【００２０】
したがって、正常な推進力の伝達モードにおいて、側面連接棒、スプレッダビームの側面端、スプレッダビームの連結装置、および最後に剛構造に対して固定された支持要素を介して、力は従来の方法で連続的に移行する。二次的スプレッダビーム連結装置を組み込むリンクのためにもたらされた遊びにより、正常な伝達モードが継続する限り、すなわち推進力伝達装置が障害にさらされない限り、このリンクは力の伝達において作動しないままである。さらにこのことによって均衡装置を通常モードに保持することができる。
【００２１】
したがって本発明に特有なことは、伝達装置に障害が生じる場合には、力が移行する経路にある。確かに、例えば、この連接棒の破損、または、さらに側面連接棒とスプレッダビームの間またはこの同じ連接棒とエンジンケーシングの間のリンクを確立する連結装置の破損の形態を取る、側面連接棒の障害時に、最初に部品の間にいくらかの遊びを有する部品が接触するという事実により、二次的スプレッダビーム連結装置を組み込む予備リンクが作動するまで、別の障害のない連接棒は、スプレッダビームを主要スプレッダビーム蝶番線で回転させる傾向がある。
【００２２】
したがって、側面連接棒のうちの1つの障害にもかかわらず、スプレッダビームは例えばV字形を形成する3点で依然として連結され、その点は主要スプレッダビーム連結装置によって構成される。二次的スプレッダビーム連結装置が主要スプレッダビーム連結装置から遠ければ遠い程、観測される影響は大きくなり、したがって、主要連結装置を移行する力は小さくなることは理解されたい。このことにより、主要および二次的連結装置、さらに質量と負担の点から不利にならないそれら連結装置を取り囲む構成部品の合理的な寸法決めが可能になることが有利である。
【００２３】
これに関して、スプレッダビームの面(P')において、主要スプレッダビーム蝶番線と各連接棒後方端蝶番線の間の距離(d1)が、主要スプレッダビーム蝶番線と二次的スプレッダビーム蝶番線の間の距離(d2)以下であることが好ましい。(d2)と(d1)の間の比率を1と3の間にすることができれば、さらに優先的であり、約2にすることができれば、さらに優先的である。
【００２４】
とりわけ、後者の場合は、本発明に特有で、前述した独自の方法で力が伝達されるので、側面連接棒の後方端は、スプレッダビームの結合した側面端を備えるリンク装置に起こり得る破損に対応するために、追加のリンクを組み込むことをもはや必要としない。したがって、エンジン搭載システムの後方部全体の設計を単純化することができる。
【００２５】
また設計は、2つの連接棒のいずれで障害が発生しようと、安全な推進力の経路はほぼ同一であるという事実により、今までに見られたものと比較して、大幅に単純化される。確かに、障害のない連接棒によりスプレッダビームに伝達された力は、両方の場合に主要連接棒の連結装置、スプレッダビームの縦方向の延長部、作動し始めた二次的スプレッダビームの連結装置、支持要素、および次にエンジン搭載構造の剛構造を連続的に移行する。換言すれば、2つの連接棒のいずれが障害であっても、スプレッダビームの回転を止める停止が確立されるのを可能にするのは、同じ二次的スプレッダビーム連結装置である。
【００２６】
したがって、従来のように、2つの側面連接棒の一方および他方の障害それぞれに対応する2つの個別の安全な力の経路を有することはもはや必要ないことが有利である。
【００２７】
さらに、主要スプレッダビーム連結装置の破損の形態をとる障害時には、部品の間にいくらかの遊びを伴って最初に組み立てられた部品が接触するようになるという事実のために、二次的スプレッダビーム連結装置を組み込む予備リンクが作動するようになる。したがって、この主要装置の障害にもかかわらず、スプレッダビームは好ましくはV字形を形成する3点で依然として連結され、その連結点は二次的スプレッダビーム連結装置によって構成され、それらの2つの端が側面連接棒に依然として連結されている。面(P)の二次的蝶番線の位置により、2つの側面連接棒を移行する力は、主要連結装置を使用して、通常モードに見られる方法と同一または類似の方法で有利に平衡を保つことができる。
【００２８】
本発明に特有の安全な力の経路の存在により、単一の装置で確かに十分であるので、対になった連結装置を有することがもはや必要ではない。推進力伝達装置の全体的な質量および負担は、そのために有利に縮小される。
【００２９】
好ましくは、前記エンジン搭載システムは、エンジンにも連結されることを意図された少なくとも1つのシャックルが連結される取り付け具支柱を備える後方エンジンファスナを特に備え、前記支持要素は前記取り付け具支柱である。しかし、代替は、前方エンジンファスナと後方エンジンファスナの間で、好ましくはケーソンに固定された形で配置された、後方エンジン取り付け具支柱から独立した支持要素を有することであろう。
【００３０】
前記スプレッダビームは、好ましくはT字形または3つに枝分かれした星形(three-branched star)の形態をとる。より全般的に、スプレッダビームは1つの中心点で連結した3つのアームを備える部品の形態を取り、中心点を主要スプレッダビーム蝶番線が移行し、3つのアームの遠位端を2つの連接棒蝶番線、および主要スプレッダビーム蝶番線がそれぞれ横断する。
【００３１】
第1の場合において、T字形が基部と横棒によって構成されることを考えれば、連接棒は横棒の端に連結され、二次的スプレッダビーム連結装置を組み込む遊びを伴ったリンクは基部の自由端に位置し、かつ、主要スプレッダビーム連結装置を組み込む作動中のリンクはT字形の基部と横棒の間の交差に位置する。前述の構成は例としてのみ与えられ、明らかに、見いだされる要件に従って変更することができる。例えば、主要スプレッダビーム連結装置を組み込む作動中のリンクは、上方から見て、好ましくは構造の縦方向に配置されたままの基部を備えて、基部の自由端と基部と横棒の間の交差との間に配置されることも可能である。
【００３２】
星形の第2の場合では、連接棒が星形の枝の自由端に各々連結され、二次的スプレッダビーム連結装置を組み込むいくらかの遊びを伴ったリンクが、星形の第3の枝の自由端に位置し、かつ、主要スプレッダビーム連結装置を組み込む作動中のリンクが3つの枝の交差に位置することは可能である。
【００３３】
前記スプレッダビームは、優先的に前記側面推進力伝達連接棒によって画定された面に対応する面に配置される。したがって、スプレッダビームはほぼ平坦な形状を有するのが好ましい。
【００３４】
さらに優先的に、前記面(P)は、剛構造、およびエンジン搭載システム(11)用の対称面を構成する。より一般的に、面(P)は、全体として、エンジン搭載構造ユニット用の垂直の対称面を構成する。
【００３５】
前記主要スプレッダビーム連結装置と比較して、前記二次的スプレッダビーム連結装置は、上方から見て、好ましくは後方に向けて位置する。本発明の範囲を越えずに、二次的スプレッダビーム連結装置が前方に向けて位置する逆の解決策を当然思い描くこともできる。
【００３６】
最後に、取り付け具支柱は、前記二次的連結装置がいくらかの遊びを伴って横断する緊急ブラケットが取付られる横断ビームを有する。あるいは、この二次的装置は本発明の範囲を越えずに、いくらかの遊びを伴って横断ビーム自体を横断することもできる。いかなる場合も、関連する連結リンクを予備リンクにする遊びは二次的装置とビームまたは緊急ブラケットの間に必ずしも適用されないが、代替として本発明の範囲を越えずに、この二次的装置とスプレッダビームの間に存在することもできることに留意されたい。
【００３７】
本発明の目的は、さらにたった今示されたもののような構造を、この構造上に取り付けられたエンジンとともに備える航空機用のエンジンユニットである。
【００３８】
最後に、本発明の目的は少なくとも1つの当該エンジンユニットを備える航空機である。
【００３９】
本発明の他の利点および特性が、以下の非限定的な詳細の開示で公にされるであろう。
【００４０】
この説明は添付図を参照して行われる。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１】本発明の好ましい実施形態によるエンジン搭載構造を備える、航空機用エンジンユニットの部分的な概略側面図である。
【図２】図1に示される構造に属するエンジン搭載システムの後方部の部分的な詳細斜視図である。
【図３】図2の対称面Pを移行する縦断面図である。
【図４】図2および3のスプレッダビームの面P'を移行する部分的な断面図である。
【図５】2つの側面推進力伝達連接棒のうちの1つの障害に続いて採用された構成の、図4の図と類似の図である。
【図６】主要スプレッダビーム連結装置の障害に続いて採用された構成の、図4の図と類似の図である。
【図７】エンジン搭載システムの後方部が本発明の別の好ましい実施形態の形態で示された、図2に示される図と類似の図である。
【発明を実施するための形態】
【００４２】
図1を参照すると、航空機の翼3の下に取り付けられるように意図される航空機用エンジンユニット1が示され、本発明の主題を形成するこのユニット1には、本発明の好ましい実施形態の形態をとるエンジン搭載構造4が取り付けられている。
【００４３】
全体として、エンジンユニット1は、ジェットエンジン2などのエンジンおよびエンジン搭載構造4を備え、エンジン搭載構造には剛構造10と、複数のエンジン取り付け具6、8およびジェットエンジン2によって生成される推進力の伝達のためのシステム9を備えるエンジン搭載システム11とが特に取り付けられ、したがって搭載システム11がエンジンと上記剛構造10の間に配置される。剛構造は主要構造とも呼ばれる。指標として、ユニット1がナセル(図示せず)に囲まれるように意図されること、およびエンジン搭載構造4が、このユニット1が航空機の翼面の下に懸架されることを可能にする別の一連の取り付け具(図示せず)を備えることに留意されたい。
【００４４】
開示の全体にわたって、慣例により、Xは、ジェットエンジン2の縦方向にも相当する構造4の縦方向を指し、この方向Xがこのジェットエンジン2の縦軸5と平行である。さらに、Yは、構造4を横断し、さらにジェットエンジン2の横断方向に相当する方向を指し、Zは垂直方向または高さを指す。これら3方向、X、YおよびZは相互に直交する。
【００４５】
さらに、「前方」、「後方」という用語は、ジェットエンジン2によって加えられた推進力により与えられた航空機の順方向に対して考慮されなければならず、この方向は矢印7によって概略的に表示される。
【００４６】
図1では、伝達システム9と、エンジンファスナ6および8と、エンジン搭載構造4の剛構造10だけが表示されていることが理解され得る。航空機の翼面の下に剛構造10を搭載するための手段などの、この構造4の他の表示されない構成部品、および空力的フェアリングを支持しつつシステムの分離および維持を提供する二次的構造は、先行技術で発見され、当業者に知られているものと同一または類似している従来の構成部品である。したがって、それらについての詳細な開示は行わない。
【００４７】
ジェットエンジン2は、前方に環状のバイパスダクト14を囲む大きなファンケーシング12を有し、このジェットエンジンのコアを囲んで、後方に向かいより小さい中央ケーシング16を備える。最後に、中央ケーシング16は、ケーシング16より大きい排気ケーシング17によって後方まで延長される。ケーシング12、16および17は当然次々と固定されている。
【００４８】
図1に見られるように、システム11は前方エンジンファスナ6、後方エンジンファスナ8、およびジェットエンジン2により生成される推進力を伝達する装置を形成する取り付け具9により構成される。図1に概略的に示されるように、このシステム9は、詳細に以下に説明されるように、第1にファンケーシング12の後方部に連結され、第2にケーソン10に対して連接された形で搭載されたスプレッダビームに連結された、2つの側面連接棒(側面図であるため、1つしか視認できない)の形態をとる。
【００４９】
前方エンジン取り付け具6はファンケーシング12に固定され、シャックル／小さな連接棒を使用して、例えばYおよびZ方向にジェットエンジン2によって生成された力を伝達することができるように設計されている。指標として、この前方取り付け具6は、好ましくはファンケーシング12の周辺端部に入り込む。
【００５０】
後方エンジンファスナ8は、全体として、排気ケーシング17とエンジン搭載構造の剛構造10の間に配置される。後方エンジンファスナとしては、ジェットエンジン2によって生成された力をYおよびZ方向に伝達し、かつ以下に説明するように、伝達システム9との特定の協調により、さらにXおよびY方向に作用した力を伝達するように設計される。
【００５１】
再び図1を参照すると、構造10は方向Xに延在するケーソンの形態を有することが理解される。このケーソンはトーションボックスとも呼ばれる。ケーソンは伝統的に、上部縦通材26および下部縦通材28と、さらに両方が方向XおよびほぼXZ面に延在する2枚の側面パネル30(図1においては1つだけが視認できる)とによって形成される。このケーソン内では、横断リブ32はYZ面に配置され、ケーソンの剛性を縦方向に強化するように間隔を置いて配置される。構成部品26、28および30がそれぞれ一体型として、または代替として恐らく互いに対してわずかに傾斜することができる結合部分の組立体を介して構成することができることを、指標として留意されたい。この場合、図1に示されるように、下部縦通材28は好ましくは水平に対して傾斜する面でその全長に沿って延在する。傾斜は、後方エンジン取り付け具8が排気ケーシング17上に配置されることを可能にするためにこの同じケーシング17に接近する目的で、後方へ行くに従って、方向Yと平行の下部縦通材28が軸5に接近するようになっている。ケーソンを形成する構成部品はすべて好ましくは、樹脂とガラスの混合物および／または炭素繊維を含む複合材料から作られている。
【００５２】
図2から4を参照すれば、後方エンジン取り付け具8、および推進力を伝達するためのシステム9の一部を見ることができ、そのうちの一定の構成部品は単純明快にするという明白な理由で意識的に省略されている。
【００５３】
後方エンジンファスナ8は、一体型として構成された横断ビームに匹敵し、かつ例えば垂直ボルト42および垂直剪断スラッグ66を使用して、ケーソン10に固定された形で搭載された支柱42を備える。剛構造10および搭載システム11の全体のように、下部縦通材28の下に配置されたこの支柱42はその対称面としてXおよびZ方向に配向された面Pを有する。この面Pはさらに構造4の垂直対称面と比較される。
【００５４】
対向した側面端の領域では、支柱42は各々がキャップ50を備える2つの接続金具50aを備え、そのキャップの上に方向Xと一線になったシャフト54を介してシャックル52が連結される。さらに、ジェットエンジン2のケーシング17上に固定された形で搭載されたブラケット／キャップ57にシャックル52を連結するように、シャックル52の下部端の領域に方向Xに配向された別のシャフト56がある。熱膨張を許容することができるように、シャフト54および56は好ましくはボールソケット型のシャフトである。
【００５５】
さらに、図2に部分的にだけ表示された類似の接続金具50aは、たった今説明した2つの側面接続金具50aの間に配置される。
【００５６】
したがって、後方エンジンファスナ8は2つの側面ファスナ50a、およびそれらファスナの間に位置した中央のファスナ50aを画定し、ファスナそれぞれが方向Yに作用されている力を伝達することができる。確かに、この方向に作用されている力は、ブラケット57、シャフト56、シャックル52、シャフト54、取り付け具支柱42、剪断スラッグ66を連続的に移行し、次に、下部縦通材28を介してケーソン10へ導入される。
【００５７】
この点に関して、方向Zと一線になる剪断スラッグ66が、したがって後方取り付け具支柱42とエンジン搭載構造の剛構造10の間で方向Yに力を移行させるように設計されていることに留意されたい。
【００５８】
ビーム42の側面端に配置された各スラッグ66は、例えば枠形状の横断リブ32(図2から4に表示せず)の1つの領域に位置する上部端68を備え、この端68はさらにこの枠内の突出位置を占め、容易にアクセス可能にしている。次に、スラッグ66は下向きに延在され、関連したリブの下部および下部縦通材28を連続的に横断し、ケーソンの縦通材28と比較して下向きに突出し、かつ後方取り付け具支柱42の穴(表示せず)に収容される下部端で終了する。したがって、力が方向Yに伝達されることを可能にするのは、この下部端の表面と後方取り付け具支柱42の穴の表面の間の接触である。
【００５９】
方向Yに力を伝達するためには、3つの接続金具50aのうちの1つだけで十分とすることができることに留意されたい。したがって、通常作動において他の2つの接続金具が作動しないようにするために、特にシャフト52および／またはシャフト56の領域で、他の2つの接続金具をいくらかの遊びを伴って搭載することは可能である。逆に、通常モードで作動中の接続金具50aが障害になった場合には、最初は予備である他の接続金具50のうちの1つまたは両方が、「フェールセーフ」として知られる安全機能が方向Yに力を伝達するために提供されることを有利に可能にするために、作動するようになる。
【００６０】
さらに好ましくは、支柱42の前方部分、スラッグ66の下部端に作られた穴(視認できない)、および同じ支柱42の中央部を連続的に横断する、図2において視認できるピン74がある。
【００６１】
この特定の位置決めで、シャフトの形態をとるピン74は好ましくは方向Xと一線になり、穴とピン74の間の協調は、垂直ボルト43が障害／破損の場合には方向Xに作用される力が伝達されることを結果的に可能にする。これは、支柱42の設計の複雑さをあまり増加させることなく、力を方向Zに伝達するために「フェールセーフ」として知られる安全機能が提供されることを有利に可能にする。さらに、通常モードで方向Zに力を伝達する垂直ボルト42の障害／破損に続いてのみ、この力の経路が作用するように、その場合に機能的な遊びがピン74とスラッグ66の穴の間に提供されることに留意されたい。
【００６２】
次に推進力伝達装置9について、なお図2から4を参照して詳細に説明する。
【００６３】
装置9は推進力の伝達のための2つの側面連接棒90を全体的に備え、これら連接棒のそれぞれは、例えばジェットエンジン2の水平中央面上またはその近くで、ファンケーシング12に連結された前方端(これらの図に表示せず)を有する。
【００６４】
面Pのいずれかの側に配置された両方の側面連接棒90は、本発明に特有のスプレッダビーム91に連結した後方端90aを有する。
【００６５】
さらに詳細には、スプレッダビーム91は、2つの対向した側面端91aを有し、それぞれがその関連した後方連接棒端90aに連結された形で搭載されている。推進力が通常モードで移行するように意図されるリンクを構成する機械的なリンクは、キャップ形状の後方端90aを対応する側面スプレッダビーム端91aと連結する、連結装置92を使用して行われる。
【００６６】
好ましくは、2つの装置92はそれぞれ、連接棒後方端蝶番線とも呼ばれる2つの連接棒蝶番線93を画定する。2つの装置92は連接棒90の面P'と比較して直交しており、前方から見た場合、主要スプレッダビーム連結装置100のいずれかの側に配置される。
【００６７】
面Pが横断するこの装置100は、スプレッダビーム91が支柱42に連結することを可能にする。確かに、この装置100は、このスプレッダビーム91だけでなく、ビーム42の全体部分を形成する、または固定された形でビーム42に取り付けられているキャップ102も横断する。
【００６８】
その場合は、主要装置100は、面Pに配置され、かつ上述のシャフト93と平行である主要スプレッダビーム蝶番線104を画定する。
【００６９】
装置9のこの部分はほぼ標準的であり、したがって、「障害のない」正常作動モードにおいて、装置9は、縦方向の力が、連接棒90、好ましくは単一装置型でありしたがって対になっていない連結装置92、スプレッダビーム91、好ましくは単一装置型でありしたがって対になっていない主要連結装置100、キャップ102、取り付け具支柱42、垂直スラッグ66、を介して連続的に移行し、次に下部縦通材28および関連した横断リブを介してケーソン10に導入されることを可能にする。
【００７０】
連続的な方法で、方向Yにおいてスプレッダビーム91上の主要装置100を中心化することによって、2つの側面連接棒90のそれぞれによって伝達された力は平衡を保つことができる。
【００７１】
本発明に特有なことの1つはスプレッダビーム91の設計にある。実際、装置100によって連結され、側面端91aを支持する、常に見られる主要部は別として、スプレッダビームは好ましくは主要部と同じ面に、すなわち連接棒90によって画定された面P'に位置する後方延長部106を有する。
【００７２】
このように、スプレッダビームは基部と横棒によって構成された全体としてT字形の形状を有し、基部は後方延長部106によって形成され、横棒は主要部によって形成される。この構成では、連接棒90はT字形の横棒の端91aに連結し、かつ主要連結装置100を組み込む通常モードにおける作動中のリンクはT字形の基部と横棒の間の交差に位置し、基部106は上方から見て方向Xに配置する。
【００７３】
第4の予備連接リンクは、さらに、取り付け具支柱42上のスプレッダビーム91の組立体のために、T字形の基部106の自由端に位置している。
【００７４】
より詳細には、T字形の基部106の自由端は、特に上方から見た場合に、主要装置100と比較して、したがって後方に位置するスプレッダビームの二次的連結装置108を使用して、支柱42にいくらかの遊びを伴って連結された形で搭載される。
【００７５】
通常モードにおいてこの機械的なリンクを作動しないようにする所望の遊び109は、図3に示されるように、機関（organ）108の端が支柱42に固定された形で搭載され、各端は支柱42の両方の対向した穴112に挿入されて、例えば、連結装置108と連結装置が横断する基部106の穴111の間に適用される。しかし、装置108がスプレッダビーム91により支持されることで、逆に、好ましくは単一装置型でありしたがって対になっていない装置108と、装置108の2つの端をそれぞれ収容する支柱42の2つの対向した穴112との間にいくらかの遊びを有する場合がある。
【００７６】
最後に、二次的連結装置108は、さらに面Pに配置され、好ましくは上述のシャフト93および104と平行である、二次的スプレッダビーム蝶番線110を画定する。
【００７７】
次に図5を参照すれば、伝達装置9は、例をあげると、この側面連接棒90の破損または再びこの連結装置92の破損の形態などの、連接棒の障害の後に見つかった障害モードにあると見ることができる。この種の障害が生じる場合、単一の連接棒90によってのみ連結されるスプレッダビーム91は二次的連結装置108を組み込む予備リンクが作動するまで回転し、遊び109が消耗することで、この装置108と平坦なスプレッダビーム91の穴111の壁の間に接触が生じる。したがって側面連接棒90のうちの1つに障害があるにもかかわらず、スプレッダビーム91は、主要装置100および二次的装置108の2つの装置のうちの1つによって構成された3点でそれぞれ適用された、図5の中の矢印F1、F2、F3によって略図的に示される3つの均衡のとれた力に従うままであり、これらの3点は好ましくはその点が装置100によって構成されたV字形を形成する。
【００７８】
二次的連結装置108が装置100から遠ければ遠い程、観察される影響はより大きくなり、したがって、スプレッダビーム91を移行する力F1、F2、F3はより小さくなる。したがって、スプレッダビームの面P'において、連結装置93の間の距離d1が蝶番線104と110の間の距離d2以下であることが好ましく、距離d1およびd2は、図4に略図的に表示される。さらにより好ましくは、d2とd1の間の比率が約2であり、距離d1は好ましくはスプレッダビームの両側で同じであることも示されている。
【００７９】
図の中で略図的に表示されたこの位置決めによって、力F2はF1よりおよそ12%大きく、F3はF1よりおよそ50%小さい。指標として、d1がd2と同一の場合、力F2は力F1より40%より大きく、力F3は力F1と等しくなる。さらに、d2がd1の半分である場合、力F2およびF3は力F1の2倍を超える。したがって、スプレッダビームの延長部106を備えた取り付け具支柱42を横断するスプレッダビーム91により、装置100と108の間で得られた距離d2が装置18とスプレッダビームを収容するキャップ102および113の合理的な寸法決定に結びつくのに十分に大きいことは理解できる。これにより、有利に、支柱42およびエンジン搭載システムの後方部全体の負担を最適にすることができる。
【００８０】
さらに、連接棒90が障害になった場合にこのように導入される推進力は、対称面Pにあり、かつ2つの枢動装置100と108の間にある虚軸のまわりで取り付け具支柱42のねじれを誘発することに留意されたい。その場合は、支柱42の均衡は、支柱42を横断するスプレッダビーム91の特定の構成を念頭に置くと、垂直剪断スラッグ66の領域における反作用のトルク、およびその結果として対称面Pにもあり、さらに2つの装置100と108の間に位置する虚軸まわりのトルクによって達成される。
【００８１】
次に図6を参照すれば、伝達装置9は連結装置100の破損の後に見られる障害モードにあるのを見ることができる。この種の障害が生じた場合、2つの連接棒90によってのみ連結されるスプレッダビーム91は、二次的連結装置108を組み込む予備リンクが作動し、この装置108と穴111の壁の間に接触が生じるまで縦方向に移動する。したがって、その主要連結装置108の障害にもかかわらず、スプレッダビーム91は、図6に矢印によって略図的に示され、2つの装置92および二次的装置108によって構成された3点でそれぞれ適用される3つの均衡のとれた力に従うままであり、これら3点は好ましくはその点が装置108によって構成されるV字形を形成する。この構成において、次にスプレッダビーム91は、面Pが横断する連結装置108によって画定される二次的軸110で振動することが可能であり、したがって、スプレッダビームが主要装置100の蝶番線104のまわりで振動する時、2つの連接棒90によって伝達された力が通常モードで観察される方法と同一または類似の方法で平衡を保つのを可能にする。
【００８２】
本発明の別の好ましい実施形態を示す図7において、取り付け具支柱42がもはや一体型として構成された単一のビームの形態では示されないが、キャップを画定する緊急シャックル114が取り付けられる類似の横断ビーム42'の形態で示されることが理解できる。この緊急シャックル114は、ビーム42'にこの目的に合わせて作られた筺体116内にボルト締めにより搭載され、両方のキャップヘッド上に(1つのキャップヘッドが図7において視認できる)それぞれ二次的装置108を支持する2つの穴112を有し、二次的装置は上述した方法に相当する方法でスプレッダビーム91の延長部106をいくらかの遊びを伴って横断する。
【００８３】
当然、たった今説明した航空機用ジェットエンジン2のエンジン搭載構造4に対して様々な変更が当業者によりなされることが可能であり、この説明は単に非限定的な例として提供される。この点に関して、もし構造4が航空機の翼面の下に懸架されるための適切な構成で提示されたなら、この構造4がさらにこの同じ翼面の上に搭載されることを可能にする異なる構成を有することも可能であることを示すことは特に可能である。
【符号の説明】
【００８４】
1  エンジンユニット
2  ジェットエンジン
3  翼
4  エンジン搭載構造
5  縦軸
6  前方エンジン取り付け具／エンジンファスナ
7  順方向
8  後方エンジン取り付け具／エンジンファスナ
9  推進力伝達用システム／伝達装置／取り付け具
10  剛構造／ケーソン
11  エンジン搭載システム
12  ファンケーシング
14  バイパスダクト
16  中央ケーシング
17  排気ケーシング
26  上部縦通材
28  下部縦通材
30  側面パネル
32  横断リブ
42  取り付け具支柱／ビーム／支持／支持構成部品
42'  横断ビーム
43  垂直ボルト
50  接続金具／キャップ
50a  接続金具／側面ファスナ／中央ファスナ
52  シャックル
54  シャフト
56  シャフト
57  ブラケット／キャップ
66  垂直剪断スラッグ
68  上部端
74  ピン
90  側面連接棒／側面連結棒
90a  後方連接棒端
91  スプレッダビーム
91a  側面スプレッダビーム端
92  連結装置
93  シャフト／連接棒蝶番線
100  主要スプレッダビーム連結装置／主要関節／主要装置／枢動装置
102  キャップ
104  主要スプレッダビーム蝶番線
106  後方延長部／基部
108  二次的連結装置／二次的関節／器官／枢動装置
109  遊び
110  二次的スプレッダビーム蝶番線／二次的軸／二次的スプレッダビーム連結装置
111  穴
112  穴
113  キャップ
114  緊急シャックル
116  筺体
d1、d2  距離
F1、F2、F3  力
P、P'  面
X  縦方向
Y  エンジン横断方向
Z  垂直方向
【図１】
2010533091.tif 000003
【図２】
2010533091.tif 000004
【図３】
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【図４】
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【図５】
2010533091.tif 000007
【図６】
2010533091.tif 000008
【図７】
2010533091.tif 000009
【国際調査報告】
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2010533091.tif 000011
2010533091.tif 000012
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