(57)【要約】【課題】  エンジンと航空機との間で軸方向スラスト荷重だけでなく横方向及び垂直方向荷重を伝達するフェールセーフエンジン取付けシステムを提供する。【解決手段】  フェールセーフラグ（１１６）は、エンジンフレーム部材（４２）によって支持され、エンジンマウント部材（６４）によって支持されたクレビス（１０６、１０８）を受ける。マウント部材（６４）は、エンジン（１０）と機体（３９）との間で横方向荷重を伝達する側方リンク（７０、７２）とエンジン（１０）と機体（３９）との間で軸方向エンジンスラスト荷重を伝達するスラストリンク（４６）とを含む。フェールセーフピン（１１４）は、クレビス（１０６、１０８）によって支持され、その中をピン（１１４）が貫通するラグ（１１６）内の開口部（１３０）よりも小さい外径を有し、その結果、正常作動時にはフェールセーフピン（１１４）には全く荷重が掛からない。【選択図】      図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機エンジン（１０）を航空機に取付けるための取付けシステムであって、
ａ）互いに間隔を置いて配置された対向する面を有する一対の第１のクレビス・イヤーによって形成された第１のフェールセーフクレビス（１１８）を含み、前記一対の第１のクレビス・イヤーがエンジン（１０）によって支持された第１のフェールセーフラグをその間に受け、前記第１のフェールセーフラグが、それぞれの第１のクレビス・イヤー面から各々間隔を置いて配置されて第１のフェールセーフクレビス・ギャップを形成する外面を有する、第１のマウント部材（５０）と、
ｂ）互いに間隔（１２２）を置いて配置された対向する面を有する一対の第２のクレビス・イヤー（１０６、１０８）によって形成された第２のフェールセーフクレビスを含み、前記一対の第２のクレビス・イヤー（１０６、１０８）がエンジン（１０）によって支持された第２のフェールセーフラグ（１１６）をその間に受け、前記第２のフェールセーフラグ（１１６）が、それぞれの第２のクレビス・イヤー面から各々間隔を置いて配置されて第２のフェールセーフクレビス・ギャップ（１２５）を形成する外面（１２６、１２８）を有する、第２のマウント部材（６４）と、
を含み、
前記第２のフェールセーフクレビス・ギャップ（１２５）が前記第１のフェールセーフクレビス・ギャップよりも小さくなっており、その結果、エンジン（１０）と機体構造体（３９）との間で延びてスラスト荷重を伝達するためのスラストリンク（４６）が破損した時に、スラスト荷重が前記第２のマウント部材（６４）を通して伝達される、
取付けシステム。
【請求項２】
前記第１のマウント部材（５０）が、前方エンジンマウント（３８）と組合され、また前記第２のマウント部材（６４）が、後方エンジンマウント（４４）と組合されている、請求項１記載の取付けシステム。
【請求項３】
前記第２のマウント部材（６４）が、該第２のマウント部材（６４）をエンジンフレーム部材（４２）と結合するための第１及び第２のリンク（７０、７２）を含み、前記第１のリンク（７０）が、前記第２のマウント部材（６４）によって、エンジンの縦方向軸線（３０）と平行な軸線の周りで枢動運動するように枢動可能に支持され、また前記第２のリンク（７２）が、前記第２のマウント部材（６４）によって固定支持されている、請求項１記載の取付けシステム。
【請求項４】
前記リンク（７０、７２）が、ボール継手によって形成された外端部を有する、請求項３記載の取付けシステム。
【請求項５】
前記第２のマウント部材（４４）が、
ａ）ほぼ中心に位置したフェールセーフクレビス（１０６、１０８）と一対の横方向に間隔を置いて配置されたマウントリンク（７０、７２）とを備えた本体部材（６４）を含み、
第１のマウントリンク（７０）が前記本体部材と枢動可能に結合され、また第２のマウントリンク（７２）が前記本体部材（６４）と枢動不能に結合され、前記第１及び第２のマウントリンク（７０、７２）が、エンジンケーシング（４２）と結合するために前記フェールセーフクレビス（１０６、１０８）の両側に配置され、前記本体部材（６４）並びに第１及び第２のリンク（７０、７２）が各々、エンジン縦方向中心線（３０）とほぼ平行に延びており、
該第２のマウント部材（４４）がさらに、
ｂ）単一構成のラグ開口部（１１２）を備えた半径方向外向きに延びるラグ（１１６）を有するほぼ環状のエンジンケーシング（４２）と、各々が前記ケーシング（４２）の外周部に沿って前記ラグ（１１６）の両側で半径方向外向きに延びかつ互いに円周方向に間隔を置いて配置された一対のケーシングクレビスとを含み、
前記ラグ（１１６）が、ラグ剪断ピン（１１４）によって前記フェールセーフクレビス（１０６、１０８）と枢動可能に結合されたタブを形成し、前記ケーシングクレビスが、前記マウントリンク（７０、７２）とそれぞれのケーシングクレビスとの間の枢動運動を可能にする接続ピン（９０）によって前記本体部材の第１及び第２のマウントリンクのそれぞれのリンクと結合され、前記ラグ（１１６）が、前記フェールセーフクレビス（１０６、１０８）のそれぞれの内面から間隔（１２５）を置いて配置された前方及び後方に面する外面（１２６、１２８）を含み、前記ラグ開口部（１３０）が、前記ラグ剪断ピン（１１４）よりも大きくて該ラグ剪断ピンとの間に環状の初期間隙を形成し、
該第２のマウント部材（４４）がさらに、
ｃ）前記本体部材（６４）から航空機の機体部分（３９）まで延びてエンジンスラスト荷重を伝達する単一構成のスラストリンク（４６）を含み、
前記スラストリンク（４６）及びマウントリンク（７０、７２）の１つ又はそれ以上が破損した時に、前記フェールセーフクレビス（１０６、１０８）及びケーシングラグ（１１６）が、前記エンジンケーシング（４０）と機体（３９）との間で荷重を伝達する、
請求項１記載の取付けシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジンを航空機に取付けるための取付けシステムに関する。より具体的には、本発明は、万一主荷重伝達要素が破損した場合に、エンジンと航空機との間で軸方向スラスト荷重だけでなく横方向及び垂直方向荷重を伝達するフェールセーフエンジン取付けシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボジェット式エンジン及びターボファン式エンジンのような航空機エンジンは、航空機エンジンスラスト荷重を機体に伝達して航空機を推進するような方法で航空機に取付けられる。同時に、エンジン・機体間取付けシステムはさらに、エンジンと機体との間を通るピッチ、ロール、ヨー及びその他の荷重に耐えることができなければならい。このような荷重は、航空機操縦の結果生じるものであり、これらの荷重は、エンジン縦方向軸線の方向に向いたエンジン軸方向荷重及びエンジン縦方向軸線に対して直角な方向（横方向）に向いた荷重に影響を与える。
【０００３】
ターボジェット式及びターボファン式航空機エンジンは、一般的にエンジン上の前部及び後部位置において、典型的には環状のエンジンケーシングセクションと結合された比較的剛性がある環状のフレーム部材において機体に結合される。マウントの少なくとも１つは、エンジンスラスト荷重を機体に伝達することを意図している。このようなスラスト伝達構成部品の１つの形態は、エンジン縦方向軸線に対してほぼ軸方向に延びるスラストリンク構成である。多くの場合、スラストリンクは、万一そのようなリンクの一方がなんらかの理由で破損した場合に他方のリンクによってスラスト荷重を継続して伝達することできるように、対の形態で設けられる。しかしながら、デュアルスラストリンクは、それらのリンクがもたらす冗長性のために重量の面で大きな不利益を与えることになる。
【特許文献１】特開２００１−３３６５２０号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従って、エンジン・機体間取付けシステムの全体重量を低減するために１つのスラストリンクを排除しながら、万一単一のスラストリンクがスラスト荷重を伝達できなくなったとしても依然として充分な荷重支持能力を備えることが望ましい。
【０００５】
重量低減の目的で単一のスラストリンクのみを利用することに加えて、万一スラストリンク以外の他の取付けシステム構成部品が破損した場合にフェールセーフ構成を提供することも望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
手短に述べると、本発明の１つの態様によると、航空機エンジンを航空機に取付けるための取付けシステムを提供する。本取付けシステムは、互いに間隔を置いて配置された対向する面を有する一対の第１のクレビス・イヤーによって形成された第１のフェールセーフクレビスを含み、該一対の第１のクレビス・イヤーは、エンジンによって支持された第１のフェールセーフラグをその間に受ける第１のマウント部材を含む。第１のフェールセーフラグは、それぞれの第１のクレビス・イヤー面から各々間隔を置いて配置されて第１のフェールセーフクレビス・ギャップを形成する外面を有する。第２のマウント部材は、互いに間隔を置いて配置された対向する面を有する一対の第２のクレビス・イヤーによって形成された第２のフェールセーフクレビスを含み、該一対の第２のクレビス・イヤーは、エンジンによって支持された第２のフェールセーフラグをその間に受ける。第２のフェールセーフラグは、それぞれの第２のクレビス・イヤー面から各々間隔を置いて配置されて第２のフェールセーフクレビス・ギャップを形成する外面を有する。第２のフェールセーフクレビス・ギャップは、第１のフェールセーフクレビス・ギャップよりも小さくなっており、その結果、エンジンと機体構造体との間で延びてスラスト荷重を伝達するためのスラストリンクが破損した時に、スラスト荷重は第２のマウント部材を通して伝達される。
【０００７】
本発明の構造、作動及び利点は、添付の図面に関連させて以下の説明を考察することによって、さらに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】
【０００８】
ここで図面、それも特にその図１及び図２を参照すると、航空機エンジン１０及びエンジンを典型的な翼下エンジン取付け配置の形態で航空機翼１２に取付けるための関連する取付け構造を示している。図１に示す航空機翼１２は、エンジン１０を支持し、エンジン１０は、図示するようなターボファン式エンジン又はそれに代えてターボファン式エンジンとすることができる。エンジン１０は、エンジン支持構造体によって翼１２から支持され、エンジン支持構造体は、翼１２によって支持された空気力学的形状のパイロン１４内部に収容される。エンジン１０の前方入口端部１８に配置されるのは、空気力学的形状の環状のシュラウドの形態の前部ナセル１６であり、前部ナセル１６は、それを通って空気がエンジン１０に流入する入口を形成する。
【０００９】
エンジン１０は、コアガスタービンエンジン２４の一部分を形成する駆動シャフト２２に結合されかつ駆動シャフト２２によって駆動される前方取付けファン２０を含む。ファン２０は、回転可能なファンハブ２８上に支持された複数の円周方向に間隔を置いて配置された半径方向に延びるファンブレード２６を含み、ファンハブ２８は、駆動シャフト２２に結合されかつエンジン縦方向軸線３０の周りで回転する。環状の外側ファンケーシング３２は、ナセル１６と同軸でありかつナセル１６から後方に延びてファンブレード２６を囲み、環状のファン空気流通路３４の外側境界面を形成する。ファンケーシング３２は、環状のファンフレーム部材３６に結合されかつ環状のファンフレーム部材３６によって支持され、環状のファンフレーム部材３６はさらに、コアエンジン２４と結合される。ファンフレーム部材３６は、エンジン１０の前部分をパイロン１４によって支持されたエンジン支持構造体３９と結合する前方エンジンマウント３８を支持する。
【００１０】
コアエンジン２４は、縦方向に前方から後方の方向に、圧縮機、燃焼室及びタービンの形態の構成部品を含み、これら構成部品の構造及び作動は、当業者にはよく知られているので、これ以上は説明しないことにする。それらのコアエンジン構成部品を囲みかつ収容するのは、環状のコアエンジンケーシング４０であり、環状のコアエンジンケーシング４０はまた、ファン空気流通路３４の内側境界面を形成する。エンジンケーシング４０は、要素として、コアエンジンタービンに隣接して配置されかつタービンフレームの形態とすることができる環状の後部支持フレーム４２を含む。後部支持フレーム４２は、コアエンジン２４の下流部分をエンジン支持構造体３９と結合する後方エンジンマウント４４を支持する。後方エンジンマウント４４から前向きに延びるのは、スラストリンク４６であり、スラストリンク４６は、後方エンジンマウント４４をファンフレーム３６と相互結合して、エンジンスラスト荷重をエンジン支持構造体３９及び翼１２を通して航空機に伝達して航空機を前方向に推進し、さらに着陸時の制動目的のために逆スラストを航空機に伝達する。さらに図１に示すのは、排気円錐体４８であり、排気円錐体４８は、コアエンジン内部でタービンの後方に延びて、排気ガスがコアエンジン２４から流出するときの排気ガス流のための内側案内面を形成するフェアリング様要素を構成する。
【００１１】
図１に概略図で示すエンジン１０及び関連するエンジン取付けシステム構成部品は、図２及び図３により詳細な形態で示す。図示するように、前方エンジンマウント３８は、エンジン縦方向軸線３０に対して横方向に延びる円弧形状の部材として示す前方マウント部材５０を含む。前方マウント部材５０の外側端部５２、５４は、一対の前方マウントリンク５６、５８によってそれぞれファンフレーム３６と結合され、一対の前方マウントリンク５６、５８は各々、前方マウント部材５０の端部と枢動可能に結合され、かつさらにそれぞれのピボットピンによってファンフレーム３６の外周部に支持されたそれぞれの円周方向に間隔を置いて配置されたクレビス６０、６２と枢動可能に結合される。前方マウント部材５０、マウントリンク５６、５８及びファンフレーム３６の組合せは、四本バーリンク機構を形成する。
【００１２】
後方エンジンマウント４４は、前方マウント部材５０の全体的な形状に類似した、同様にほぼ円弧形状の要素である後方マウント部材６４を含む。後方マウント部材６４は、それぞれの外側端部６６、６８において一対の横方向に間隔を置いて配置されたリンク７０を支持し、一対の横方向に間隔を置いて配置されたリンク７０は各々、エンジン縦方向軸線３０に対して横方向反対方向に外向きに延びる。リンク７２は、鈍角の開先角度を形成した脚部を有するブーメラン形状のリンクである。リンク７２は、２つの横方向に間隔を置いた位置においてそれぞれのボール継手によって後方マウント部材６４と結合され、ボール継手は、エンジン軸線３０に対してほぼ垂直な横方向軸線の周りでのリンク７２の枢動運動を可能にする。しかしながら、リンク７２と後方マウント部材６４との間の二点結合のために、リンク７２は、エンジン縦方向軸線３０にほぼ平行な軸線の周りで枢動可能ではない。一方、リンク７０は、リンク７０の各端部に近接したそれぞれのボール継手によって後方マウント部材６４に自由に枢動可能に結合された旋回可能なリンクである。
【００１３】
エンジン縦方向軸線に対してほぼ軸方向に、かつ後方マウント部材６４から前向きに延びているのは、スラストリンク・タブ７４（図３参照）である。スラストリンク４６は、該スラストリンク４６の後端部に支持したクレビス７６によってスラストリンク・タブ７４に枢動可能に結合されて、スラストリンク４６がエンジン縦方向軸線に対してほぼ半径方向に延びかつピボットピン７８によって定まるピボット軸線の周りで横方向に枢動運動するのを可能にする。スラストリンク４６の前端部は、ヨーク・タブ８６を貫通したピボットピン８４によってファンフレーム・ヨーク８２に結合されたクレビス８０を含み、ピボットピン８４によって定まるほぼ半径方向に延びるピボット軸線の周りでのスラストリンク４６及びファンフレーム・ヨーク８２間の相対的な枢動運動を可能にする。
【００１４】
前方マウント部材５０及び後方マウント部材６４の各々は、関連する機体部品に対してそれぞれのマウントを正確に位置決めするのを可能にすると共に機体構造に対するそれらのマウント部材の枢動運動を防止する位置決めピン８８を含む。マウント部材の各々は、適当な継手ボルト（図示せず）等によって機体構造に固定結合される。
【００１５】
前方マウント部材５０及び後方マウント部材６４とエンジン１０との間の枢動可能な結合部の構成を、図４に断面で示している。ファンフレーム３６によってまた後部支持フレーム４２によって支持されたそれぞれの要素のクレビス・イヤー（クレビス６２を例示目的で図４に示す）は各々、ボルトの形態とすることができるピボットピン９０を受けるための同軸の開口部を含み、ピボットピン９０は、クレビス・イヤー及び関連するリンク５８を貫通し、ナット９２などによって軸方向運動に抗して適当に固定される。ピボットピン９０は、該ピンの端部間でそのシャンク部分上にスリーブ９４を支持し、スリーブ９４は、図示するリンク５８のようなそれぞれのリンクのリンク端部開口部内に形成された球状形状の凹面形内面９８と係合する同様に球状形状の凸面形外面９６を含む。このようなボール継手構成により、関連するクレビスに対する結合リンク端部の多自由度の運動が可能になり、エンジン及び航空機の荷重方向の変化が可能になり、また結合した部品の異なる度合い及び方向の互いに対する運動が可能になる。このような相対運動は、航空機操縦荷重により、またエンジンを取付けた関連する機体部品に対するエンジンの熱膨張又は収縮の差により生じる可能性がある。
【００１６】
図５及び図６を参照すると、後方マウント部材６４の中央本体部分は、それぞれ中間リブ又はブリッジ部材１０４によって相互結合された一対の間隔を置いて配置されたほぼ平行な前壁及び後壁１００、１０２によって形成される。リンク７０及び７２と結合した後方マウント部材６４上の端部クレビスを構造的に支持するのに加えて、前壁及び後壁１００、１０２の中央部分は各々、それぞれほぼ中央に位置した下向きに延びるイヤー１０６、１０８を含む。イヤー１０６、１０８は共に、後方フェールセーフクレビスを形成し、かつそれぞれボルトの形態とすることができるフェールセーフピン１１４を受けるための同軸に配置した開口部１１０、１１２を含む。
【００１７】
後方マウント部材６４によって支持された後方フェールセーフクレビスは、後部支持フレーム４２によって支持された半径方向外向きに延びる後方フェールセーフラグ１１６のそれぞれの対向する面上にイヤー１０６、１０８が位置するように、位置決めされる。ラグ１１６は、特にフレームがケーシングである場合には、後部支持フレーム４２上に一体形に形成することができ、或いはラグ１１６は、対応する前方フェールセーフクレビス・ラグ１１８（図３参照）のファンフレーム３６へのボルト止めと同様な方法で後部支持フレーム４２に対してボルト止めした基部を有する別個のラグ（図示せず）の形態にすることができる。
【００１８】
前方フェールセーフクレビス・ラグ１１８は、前方マウント部材５０内に形成したスロット内に受けられ、スロットが、前方フェールセーフクレビスを形成する。ラグ１１８及び前方マウント部材５０もまた、後方マウント部材６４内に設けられたフェールセーフピン１１４と同様のフェールセーフピンを受ける。それによって前方マウント部材５０がクレビスとして機能するスロットの軸方向寸法は、後方フェールセーフクレビス・イヤー１０６及び１０８の対向する内面間の間隔と同様の間隔を形成する。しかしながら、前方フェールセーフクレビス・ラグ１１８と前方マウント部材５０内のスロット壁面との間のギャップは、後方フェールセーフクレビス・ラグ１１６と後方フェールセーフクレビス・イヤー１０６及び１０８の対向する内面との間のギャップよりも大きい。
【００１９】
図７を参照すると、フェールセーフラグ１１６の本体は、クレビス・イヤー１０６、１０８間に配置される。エンジン縦方向軸線３０に対するエンジン１０の軸方向でのフェールセーフラグ１１６の本体の厚さは、寸法１２０として示され、寸法１２２として示すイヤー１０６、１０８の内面間の対応する軸方向間隔よりも小さくて、イヤー１０６、１０８とフェールセーフラグ１１６との間に前方及び後方ギャップすなわち間隔を生じる。その上に、ラグ１１６は、それぞれ前面及び後面１２６、１２８の各々上に外向きに延びる平坦なランド区域１２４を有し、スラスト荷重を伝達するスラストリンク４６が破損した場合にはイヤー内面１２６、１２８の１方又は他方と接触するためのそれぞれの接触面又は支持面を形成することができる。その場合、ギャップは、矢印１２５で表すように幾分小さくなる。ラグ開口部１３０の直径は、フェールセーフピン１１４のシャンクの外径よりも大きくて、最初に後方マウント部材６４をエンジン１０に結合した時及びエンジン・機体間取付け構成が正常に機能している期間には、フェールセーフピン１１４の外面とラグ開口部１３０の内面との間に３６０°の間隙を生じる。
【００２０】
図７に示すようにフェールセーフラグ１１６は、エンジン縦方向軸線３０の方向において、寸法１２０で表したラグ本体の幅よりも大きい基部の幅を有する。このより大きい基部は、次にラグに対して付加的なラグ強度を与えることになり、エンジンスラスト荷重がラグを通して伝達される時に、ラグに掛かる曲げ荷重に適応する。また、ラグ１１６の基部には、約２５°程度とすることができる前側及び後側外面１２９の各々の角度１２７があるので、それぞれクレビス・イヤー１０６、１０８の下部内端縁１３４、１３６は、テーパ角度１２７と同様の傾斜角度を有する面取り部を備えることができ、スラスト荷重は、ラグ１１６のより大きい表面区域全体にわたって掛かり、そうでなければ外面１２９に当接することになるクレビス・イヤー１０６、１０８の下部内端縁の直角コーナ部によって生じる可能性がある応力集中を回避するようになる。
【００２１】
作動において、正常エンジン運転及び航空機操縦時には、前方及び後方エンジンマウント３８、４４は、エンジン１０と関連する機体構造体との間で面内荷重を伝達する。この点に関して、面内荷重は、一般的にエンジン縦方向軸線３０に対して垂直に延びる横方向平面内に向いた荷重である。このような面内荷重には、ファンフレーム３６及び後部支持フレーム４２に対して半径方向であり、図６の矢印１３１で表す垂直方向に作用する荷重と、図６の矢印１３３で表すような、ファンフレーム３６及び後部支持フレーム４２に対して横方向かつほぼ接線方向に作用する荷重とが含まれる。スラスト荷重は、スラストリンク４６及び後方エンジンマウント４４を通してエンジンから機体に伝達される。従って、正常運転時に、スラストリンク４６が完全なままであり、スラスト荷重を伝達するように作動している時には、後方マウント部材６４のフェールセーフクレビス及びフェールセーフラグ１１６は、それらに互いに間隔があるために互いに接触しない。従って、正常状態の下では、フェールセーフ構成は、作動せず、待機状態と呼ぶことができる状態にある。
【００２２】
スラストリンク４６が、エンジン１０と機体のエンジン支持構造体３９との間でもはやスラスト荷重を伝達することができない場合には、後方エンジンマウントフェールセーフ構成が作動するようになる。その場合には、図６の矢印１３２で表すスラスト荷重は、フェールセーフクレビス・イヤー１０６又は１０８とフェールセーフラグ１１６との間の接触によって伝達される。従って、そのような状況でエンジンが航空機に前向きのスラストを与えようとする場合、エンジンは、フェールセーフラグ１１６の前面１２６のランド区域１２４がフェールセーフクレビス・イヤー１０６の内面と面間接触するようになるまでほぼ軸方向前方に移動して、前向き方向の力を作用させ、この前向き方向の力が、後方エンジンマウント部材６４によって機体に伝達される。また、エンジンが着陸時に航空機を減速させるために逆スラストを与えようとする場合、エンジンは、フェールセーフラグ１１６の後面１２８のランド区域１２４がフェールセーフクレビス・イヤー１０８の内面と面間接触するようになるまでほぼ軸方向後方に移動して、後向き方向の力を作用させ、この後向き方向の力が、後方エンジンマウント部材６４によって機体に伝達される。さらに、前方フェールセーフクレビス・ラグ１１８と前方マウント部材５０内のスロット壁面との間のギャップが、後方フェールセーフクレビス・ラグ１１６と後方フェールセーフクレビス・イヤー１０６及び１０８の対向する内面との間のギャップよりも大きいために、前方マウント部材５０は全くスラスト荷重を伝達しない。従って、後方マウント部材６４におけるフェールセーフ構成のみが、スラストリンク４６が破損した場合にスラスト荷重を伝達する。
【００２３】
後方エンジンマウント４４のリンク７０、７２の１つ又は両方が、もはや垂直方向又は接線方向荷重を伝達することができない場合には、フェールセーフ構成が、作動するようになる。その場合には、エンジンと機体構造体との間の代わりの又はバックアップの荷重伝達経路が、ピン１１４とフェールセーフラグ１１６との間の接触によって形成される。その接触は、ピン１１４を支持したフェールセーフイヤー１０６、１０８の対とフェールセーフラグ１１６との間の相対運動により生じる。従って、フェールセーフラグ１１６もまた、横方向リンクの破損の場合に、図６に矢印１３３で表す接線方向すなわち側方荷重を受けかつ伝達することができる。
【００２４】
機体に対するエンジンの前方及び後方運動には、前方及び後方マウント部材が適応し、前方及び後方マウント部材は、それぞれのリンクとエンジン取付けクレビスとの間のボール継手結合によりそれぞれの横方向軸線の回りで枢動することができる。
【００２５】
本発明の特定の実施形態を図示しかつ説明してきたが、本発明の技術思想から逸脱することなく様々な変更及び改良を加えることができることは当業者には明らかであろう。従って、本発明の技術的範囲内に属する全てのそのような変更及び改良は特許請求の範囲に包含されることを意図している。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】航空機翼の下方に取付けられたターボファン式航空機エンジンの部分断面側面図。
【図２】エンジン上の所定位置におけるエンジン・航空機間取付けシステムの幾つかの要素を示す、図１のエンジンの後方からの斜視図。
【図３】関連するエンジン及び航空機構造体のない状態で前方及び後方エンジンマウント要素を示す、後方に向かって見た斜視図。
【図４】エンジンマウントからエンジン外側ケーシングに延びる結合リンクを含む、図２に示す後方エンジンマウント用の典型的なピン継手の部分断面図。
【図５】図２及び図３に示す後方エンジンマウントの後面の正面図。
【図６】エンジンマウント本体部材とエンジンケーシングによって支持されたフェールセーフラグとの間の結合部を後方から前方向に見て部分断面で示す、図４に示す後方エンジンマウントの部分斜視図。
【図７】後方エンジンマウントの一部分に関連するフェールセーフラグ及びフェールセーフ剪断ピンの部分側面断面図。
【符号の説明】
【００２７】
１０  航空機エンジン
１２  航空機翼
１４  パイロン
１６  前部ナセル
２４  コアガスタービンエンジン
３０  エンジン縦方向軸線
３２  ファンケーシング
３６  ファンフレーム部材
３８  前方エンジンマウント
４０  エンジンケーシング
４２  後部支持フレーム
４４  後方エンジンマウント
４６  スラストリンク
５０  前方マウント部材
５６、５８  前方マウントリンク
６４  後方マウント部材
７０、７２  後方マウントリンク
７４  スラストリンク・タブ
７６、８０  スラストリンクのクレビス
８２  ファンフレーム・ヨーク
８６  ヨーク・タブ
１０６、１０８  フェールセーフクレビス・イヤー
１１６、１１８  フェールセーフクレビス・ラグ
【図１】
2005271907.tif 000003
【図２】
2005271907.tif 000004
【図３】
2005271907.tif 000005
【図４】
2005271907.tif 000006
【図５】
2005271907.tif 000007
【図６】
2005271907.tif 000008
【図７】
2005271907.tif 000009
【外国語明細書】
2005271907000001.pdf