(57)【要約】【課題】機械的な観点と、製造コストの観点の両方から、従来技術の装置を改善する。【解決手段】ブラケット１２と、ピボットピン１３６；１３６’を備える第１の結合手段によって、中央部分１５０；１５０’にてブラケットに取り付けられるレバー１５；１５’と、第２の結合手段によって、各々後部でレバーに連結された二つのスラストリンク２０、２２；２０１、２２１とを備え、さらにエンジン取り付け手段を前方端に備え、第１の結合手段が、ピボットピンを介してブラケットと一体化されたアタッチメントラグ１３０と協働するレバーの中央部分１５０に、間隔を空けて配置された二つの平行アーム１５１、１５３からなり、且つレバー１５、１５’が、ブラケット１２、１２’に対する予備の二つの側方の第３の結合手段を備え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られるように構成されたブラケット（１２）と、ピボットピン（１３６；１３６’）を備える第１の結合手段（１５０−１３０）によって、中央部分（１５０；１５０’）でブラケットに取り付けられたレバー（１５；１５’）と、第２の結合手段（２００−１５５、２２０−１５７；２００’−１５５’、２２０’−１５７’）によって、各々後部でレバーに連結された二つのスラストリンク（２０、２２；２０’、２２’）とを備え、かつエンジンへの取り付け手段を前方に備える、航空機のパイロンへのタービンエンジンマウントであって、第１の結合手段（１５０−１０３）が、ピボットピンを介してブラケットと一体化されたアタッチメントラグ（１３０）と協働するレバーの中央部分（１５０）に、間隔を空けて配置された二つの平行アーム（１５１、１５３）からなり、かつレバー（１５、１５’）が、ブラケット（１２、１２’）に対する予備の二つの側方の第３の結合手段（１５５−１３５、１５７−１３７；１５５’−１３５’、１５７’−１３７’）を備えることを特徴とする、マウント。
【請求項２】
レバー（１５）が、第１の結合手段の両側に、スラストリンク（２０、２２）によって前記第２の結合手段（１５５−２００、１５７−２２０）を前方に支持し、かつブラケット（１２）によって前記予備の第３の結合手段（１５５−２００、１５７−２２０）を後部に支持するための側方ラグ（１５５、１５７）を備える、請求項１に記載のマウント。
【請求項３】
各スラストリンク（２０、２２）の後端部が、第２の結合手段（２００−１５５、２２０−１５７）を形成するように、ピボットピン（２０２、２２２）を介してラグ（１５５、１５７）と協働するクレビス（２００、２２０）を備える、請求項２に記載のマウント。
【請求項４】
ブラケットが、第３の結合手段を形成するように、空隙（Ｅ１、Ｅ２）を有して取り付けられたピボットピン（１３６、１３８）を介して、レバーの側方ラグ（１５５、１５７）と協働する側方クレビス（１３５、１３７）を備える、請求項２に記載のマウント。
【請求項５】
レバー（１５’）が、第１の結合手段（１５０−１３０）の両側に、スラストリンク（２０’、２２’）への第２の結合手段（１５５’−２００’、１５７’−２２０’）と、ブラケット（１２）への予備の第３の結合手段（１５５’−１３５’、１５７’−１３７’）とを有する側方クレビスを備える、請求項１に記載のマウント。
【請求項６】
各スラストリンク（２０’、２２’）の後端部が、第２の結合手段を形成するように、ピボットピン（２０２、２２２）を介してレバー（１５’）の側方クレビス（１５５’、１５７’）と協働するアタッチメントラグ（２００’、２２０’）を備える、請求項５に記載のマウント。
【請求項７】
ブラケットが、第３の結合手段を形成するように、空隙を有して取り付けられたピボットピン（１３６’、１３８’）を介して、レバーの側方クレビス（１５５’、１５７’）と協働する側方アタッチメントラグ（１３５’、１３７’）を備える、請求項５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、航空機構造体へのガスタービンエンジンの取り付けに関係する。特に、その部品の一つが破損した場合に、後部取り付けの機能を維持するための手段を備えるスラストマウントを有する後部取り付けに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、航空機構造体に属するパイロンに付設されて、航空機の種々の箇所に取り付けられることができる。エンジンは、取り付け手段によって、翼の下に吊下され、胴体に付設され、あるいは尾翼部分に取り付けられることができる。これらの取り付け手段の機能は、エンジンと航空機構造体との間の機械的応力の伝達を確実にすることである。考慮されるべき負荷は、三つの主要な方向に沿って向けられる。それらの負荷は、特に、エンジンの重量、エンジンのスラスト、および空力的な側方負荷である。伝達されるべき負荷は、エンジン軸を中心とした回転トルクも含んでいる。加えて、これらの手段は、特に熱膨張および収縮による寸法変化のために、異なる飛行段階の間にエンジンが受ける変形を吸収しなければならない。
【０００３】
例えばターボファンガスタービンエンジンのための一つの取り付けモードは、前部マウントまたはアタッチメント、および後部マウントまたはアタッチメントによって、航空機の翼構造体に属するパイロンへのエンジンの取り付けからなっている。前部マウントは、特に、外側ファンフレームに付設され、且つ後部マウントは、一次排気流ケースに付設される。
【０００４】
一つの知られている構成によれば、前部マウントは、エンジンと航空機との間で垂直方向および水平方向の機械的応力の伝達を確実にするように構成されている。後部マウントは、これら同じ方向に沿う機械的応力に加えて、タービンエンジン軸を中心としたエンジントルクおよびスラストの伝達を確実にするように構成されている。スラストは、前方では長手方向軸の両側のファンフレームのベースに対して、および後方において後部エンジンマウントに対して付設された二つのスラストリンク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る後部マウントに関連している。
【０００６】
知られているように、前記マウントは、より正確には、パイロンと呼ばれる航空機の構造部品に付設されたブラケットと、レバーによってブラケットに結合された二つのスラストリンクと、一次排気流フレーム上の一組の連節されたリンクとを含んでいる。エンジンと航空機構造体との間のスラスト負荷の伝達を確実にする、リンクの一つまたはレバーのような、構成部品の破損の場合に生ずる問題を克服するために、マウントには、欠陥部品の代わりになることが意図されたフェイルセーフ手段がいつも設けられる。
【０００７】
特許出願ＥＰ１１３６３５５は、各スラストリンクとブラケットとを、隙間を有してともに結合する手段を備えるスラストマウント装置を記載している。これらの手段は、装置の部品の一つが破損した場合に、スラスト負荷の伝達を確実にする。前方において、ブラケットは、レバーが連節される中央クレビスを備えている。二つのスラストリンクは、第一のピボット軸を介してレバーの二つの端部において連節されている。安全手段として、ブラケットは、中央クレビスの両側に二つの付加的なラグを備えている。これらのラグは、各スラストリンクの隙間を有する結合手段を受ける。隙間を有する結合は、各々、側方ラグと対応するスラストリンクのクレビスの両方を通過する、第１の軸に平行なピボット軸からなる。ピボットピンは、ブラケットのアタッチメントラグに隙間を有して取り付けられる。通常の動作の間、負荷は、スラストリンク、レバー、ブラケットの中央クレビス、およびブラケットそれ自体によって伝達される。例えば、スラストリンクの一つが破損した場合には、相対的なオフセットを生じ、他のスラストリンクの隙間を吸収する。結合は、強固になり、そして負荷の伝達を確実にする。
【０００８】
この装置は、実現が意図されている安全機能を充分に満たしている。
【０００９】
スラストマウント装置の構成部品の一つが偶発的に破損した場合に、負荷の伝達を確実にするために、他の構成が提案されている。
【００１０】
ＥＰ５６４１２６、ＥＰ８７９７５９、またはＥＰ８０５１０８も、中央連節部を介して後部ブラケットへの二つのスラストリンクを結合するレバーを用いる、そのような装置を記載している。前記連節部は、エンジンの長手方向軸に関して径方向に向けられるピボット軸を備えている。ピボットピンは、レバーおよびブラケットに一体化された二重の中央クレビスを通って横切る。これらの特許は、異常な作用の場合に、スラスト伝達を確実にするための種々の手段を記載している。
【特許文献１】欧州特許出願公開第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、機械的な観点と、製造コストの観点の両方から、従来技術の装置を改善することを目指している。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明によれば、パイロンに取り付けられるように構成されたブラケットと、ピボット軸を備える第１の結合手段によって、その中央部分がブラケットに取り付けられたレバーと、第２の結合手段によって、各々後部でレバーに連結された二つのスラストリンクとを備え、かつエンジンへの取り付けのための手段を前方に備える、航空機のパイロンへのタービンエンジンマウントは、第１の結合手段が、ピボットピンを介してブラケットと一体化されたアタッチメントラグと協働するレバーの中央部分に間隔を空けて配置された二つの平行アームからなり、かつレバーが、ブラケットに対する予備の側方の二つの第３方の結合手段を備えることを特徴としている。
【００１３】
本発明は、スラストリンクとブラケットとの間のレバーに負荷通路を二重にすることによって、部品の破損の場合における安全性を改善するという利点を有する。万一、レバーの中央部分の一方のアームに亀裂が生じたならば、負荷は他方のアームによって伝達される。
【００１４】
第１の実施形態によれば、レバーは、中央部分の両側に、第２の結合手段と第３の結合手段とを支持するための側方アタッチメントラグを備える。
【００１５】
第２の実施形態によれば、レバーは、中央部分の両側に、第２の結合手段と第３の結合手段とを支持するためのクレビスを備える。
【００１６】
この第２の実施形態の解決方法は、ブラケットの前面において、レバーとブラケットとの間の第１の結合手段および第３の結合手段のためのアタッチメントラグを形成する、単一の単一平面部品の機械加工を可能とすることの特別な利点を提供する。ブラケットの外形は、それ故に、より単純であり、その機械加工をより容易に且つ一層経済的にさせる。応力集中も低減される。
【００１７】
他の特徴および利点は、添付図面によって付随された以下の説明を読むことによって明白になるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
図１は、図示されていない航空機のパイロンへそのアタッチメント手段にて取り付けられた、ガスタービンエンジン１の四分の三の背面図である。アタッチメント手段は、航空機の翼への付設のための手段であり得る。この取り付けモードによれば、エンジンは、外側ファンフレームに付設される、エンジンの前方端部におけるアタッチメント装置４０を備えている。該エンジンは、また、一次排気フレームに取り付けられる、後端部に対するアタッチメント手段をも含んでいる。スラスト伝達は、エンジン軸の長手方向軸方向の両側に配設され、そして第一にファンフレームのベースに且つ第二に後部マウントに対して、それらの端部において付設される二つのリンク２０および２２によって確実にされる。
【００１９】
本発明は、後部マウントに関連している。マウント１０は、上側ブラケット１２と、上側ブラケット１２を図示されていない排気フレームと一体化されたラグまたはクレビスに結合する三つの排気フレームリンク１６、１７、１８とからなっている。有利には、これらのラグは、単一の下側ブラケットの構成部品である。
【００２０】
本発明の第一の実施形態は、図２および図３に関連して以下に説明されている。
【００２１】
上側ブラケットは、本明細書では、ブラケットを航空機パイロンに連結するためのボルトまたはネジを通過させるための四つのハウジングを備えるビーム１２０からなっている。ビーム１２０は、実質的に矩形形状からなる。該ビームは、エンジンの長手方向軸に対して交差するように配設される。ビームは、それぞれ、排気ケースリンク１６および１８へ連節結合手段を有する二つのクレビス１２６および１２７によって、横断方向に両側に延長される。これら二つのリンク１６、１８は、エンジン軸を通過する鉛直平面の両側に台形状に配設される。二つのリンクは、鉛直方向および接線方向の負荷の伝達を確実にする。二つのリンクの間の、第３のクレビス１２７は、エンジントルクの伝達のための第３のリンク１７を支持している。
【００２２】
エンジンスラストの方向に関連して規定される前方端部におけるブラケット１２は、レバー１５に対するアタッチメントラグ１３０を含んでいる。レバー１５は、それ自体が、その両側端部によって、エンジンの前方部分に向かって延びる二つのスラストリンク２０および２２に結合される。
【００２３】
レバーは、相互に平行な二つのアーム１５１および１５３を備える中央部分１５０を備えている。二つのアームの間の空間は、アタッチメントラグ１３０を収容する。ピボット軸は、第１の結合手段を形成するため、二つのアーム１５１、１５３およびラグ１３０を通過する。したがって、ピボット軸Ｐ１は、エンジン軸を通過する平面内に向けられる。中央部分１５０の両側に、レバーは、平らな二つの側方アタッチメントラグ１５５および１５７を備えている。ラグ１５５は、スラストリンク２０の後端部との第２の結合手段１５５−２００を備える。この第２の結合手段は、リンクと一体化されたクレビス２００と、アタッチメントラグに機械加工された穿孔１５５Ａと協働するピボットピン２０２とからなっている。ピボットピン２０２は、アタッチメントラグの断面を示す図３に見られることができるように、穿孔１５５Ａ内のボールジョイントブッシング２０２Ｒを介して取り付けられる。
【００２４】
ラグ１５５は、スラストリンク２０に位置合わせして、ブラケット１２との第３の結合手段１５５−１３５を備える。この第３の結合手段は、ブラケットと一体化されたクレビス１３５と、クレビスの二つのアームおよび穿孔１５５Ｂを通過するピボットピン１３６とからなっている。ピン１３６は、穿孔１５５Ｂ内に隙間Ｅ１を有して取り付けられる。
【００２５】
ラグ１５５と同様に、アタッチメントラグ１５７は、スラストリンク２２との第２の結合手段１５７−２０２と、ブラケット１２に一体化されたクレビスとの第３の結合手段１５７−１３７とを形成している。ピボットピン２２は、スラストリンク２２の端部に一体化されたクレビスの二つのアーム、およびラグ１５７の穿孔１５７Ａを通って横切る。ピボットピン２２２と穿孔との間のボールジョイント２２２Ｒは、スラストリンク２２の軸に沿う負荷の伝達を確実にする。第３の結合手段は、ブラケットのクレビス１３７と、アームおよびラグ１５７に作られた穿孔１５７Ｂを通過するピボットピン１３８とから形成される。ピン１３６と同様に、ピボットピン１３８は、ラグ１５５内に径方向の隙間Ｅ２を有して取り付けられる。望ましくは、隙間Ｅ１とＥ２は等しい。
【００２６】
有利には、穿孔１５５Ａおよび１５５Ｂは、スラストリンク２０の方向に位置合わせされている。同様のことが、スラストリンク２２について穿孔１５７Ａおよび１５７Ｂに対しても適用される。
【００２７】
図に見られるとおり、レバーは、おおむねブーメラン形状を有している。
【００２８】
ここで、スラストリンクとブラケットとの間の結合の作用が、説明される。
【００２９】
通常の運転の間、部品が損なわれていないときには、スラストリンクに加えられる応力は、レバーへ、それから第１の結合手段を介してそれ自体パイロンと一体化されているブラケットへ伝達される。ボールジョイント連節を有する結合は、スラストリンクの方向でない応力のフィルタリングを可能とする。また、第３の結合手段は、予備である。このことは、これらの結合手段が、通常の運転の間、いかなる負荷をも伝達しないことを意味する。隙間Ｅ１およびＥ２は、航空機の飛行段階に関係なく、これらの結合によって何も負荷が伝達されないように決定される。
【００３０】
例えば、スラストリンクの破損の場合には、レバーは、他のスラストリンクの第３の結合手段の隙間が吸収されるまで、第１の結合手段の周りを旋回する。それから、負荷伝達が、この第３の結合手段によって行われる。
【００３１】
ここで、第二の実施形態が説明される。第一の実施形態と比較して、対応する部分は、ダッシュを伴って同一の参照符号を備えている。
【００３２】
図４において、前述の通り後部マウントが、ブラケット１２’と共に示されている。レバー１５’は、第１の結合手段１５０’−１３０’によって、ブラケットと一体化されたアタッチメントラグ１３０’に結合されている。その中央部分１５０’におけるレバーは、ラグが、ピボット軸Ｐ１によってそれらの間に連節された、バイプレーンを形成する二つのアーム１５１’および１５３’を備えている。この中央バイプレーン部分の両側に、レバーは、二つの側方向クレビス１５５’および１５７’を備えている。図５は、図４のＶ−Ｖ方向に沿う断面図である。クレビス１５５’は、第２の結合手段１５５’−２００’によって、スラストリンク２０’の後端部に一体化されたアタッチメントラグ２００’に連結されている。ピボットピン２０２は、穿孔１５５’Ａが穿孔されたクレビス１５５’と、穿孔２００’Ａが穿孔されたラグ２００’とを横切って通る。ピボットピン２０２と穿孔２００’Ａとの間のボールジョイントブッシングは、スラストリンクの軸に沿う方向のそれらの応力のみの伝達を可能とする。クレビス１５５’は、ブラケット１２と一体化されたアタッチメントラグ１３５’を備える第３の結合手段１５５’−１３５’を含む。ピボットピン１３６’は、クレビスの穿孔１５５’Ｂと、ラグ１３５’の穿孔１３５’Ｂとを通過する。本発明の一つの特徴によれば、ピン１３６’は、穿孔１３５’内に隙間Ｅ１を有して取り付けられる。
【００３３】
この実施形態の作用は、前述の実施形態の作用と同一である。通常の運転の間に、応力は、第１の結合手段および第２の結合手段を介して伝達する。万一、部品が破損すると、対応する隙間が減少され、且つ応力は第３の結合手段を介して伝達する。
【図面の簡単な説明】
【００３４】
【図１】航空機翼のパイロンへのエンジンの取り付けの概括的な図を示している。
【図２】第一の実施形態に従った本発明の後部マウントを示している。
【図３】図２におけるＩＩＩ−ＩＩＩ方向に沿った断面図を示している。
【図４】第二の実施形態に従った本発明の後部マウントを示している。
【図５】図４におけるＶ−Ｖ方向に沿った断面図を示している。
【符号の説明】
【００３５】
１  ガスタービンエンジン
１０  マウント
１２、１２’  上側ブラケット
１５、１５’  レバー
１６、１７、１８  排気フレームリンク（排気ケースリンク）
２０、２２  スラストリンク
４０  アタッチメント装置
１２０  ビーム
１２６、１２７、１３５、１３７、２００  クレビス
１３０、１５５、１５７、１３０’、１３５’、１５５’、１５７’、２００’  アタッチメントラグ
１５０、１５０’  中央部分
１５１、１５３、１５１’、１５３’  アーム
１５５Ａ、１５５Ｂ、１５７Ａ、１５７Ｂ、１３５’Ｂ、１５５’Ａ、２００’Ａ  穿孔
１３６、１３８、２０２、２２２、１３６’  ピボットピン
２０２Ｒ、２２２Ｒ  ボールジョイントブッシング
Ｐ１  ピボット軸
Ｅ１、Ｅ２  隙間
【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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【外国語明細書】
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