(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン（１０）及び航空機（１４）の間に連結された少なくとも１つのリンク（２８，３２）を含む、航空機（１４）にエンジン（１０）を支持するためのマウント（２０）における、並進ボール継手（３６，４８）であって、
前記リンク（２８，３２）の開口部に配置された球面軸受（６２）と、
前記球面軸受（６２）を貫通して延びるピン（７０）と、
外径及び該外径に形成された対向して設けられた１組の平面（７６）を有する、前記球面軸受（６２）に隣接して前記ピン（７０）上に配置された内側ブッシュ（７２）と、
内径及び該内径に形成された対向して設けられた１組の軸方向に延びる平面（７８）を有する、前記内側ブッシュ（７２）を覆って配置された外側ブッシュ（７４）であって、前記外側ブッシュ（７４）に形成された前記１組の平面（７８）の各１つが、前記内側ブッシュ（７２）に形成された前記１組の平面（７６）の対応する１つに摺動自在に係合する外側ブッシュ（７４）と、
を含むことを特徴とする並進ボール継手（３６，４８）。
【請求項２】
前記ピン（７０）は縦軸線を有し、前記内側ブッシュ（７２）及び前記外側ブッシュ（７４）は、前記エンジン（１０）または前記航空機（１４）のうちの１つに対して両方の組の平面（７６，７８）に平行な方向かつ前記縦軸線に直角な方向へ前記リンク（２８，３２）が並進することを可能にするような寸法形状に作られることを特徴とする請求項１に記載の並進ボール継手（３６，４８）。
【請求項３】
前記内側ブッシュ（７２）及び前記外側ブッシュ（７４）は、それらの間に半径方向の間隙を設けるような寸法形状に作られることを特徴とする請求項１又は２に記載の並進ボール継手（３６，４８）。
【請求項４】
前記外側ブッシュ（７４）は、前記エンジン（１０）または前記航空機（１４）のうちの１つに固定配置されることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項に記載の並進ボール継手（３６，４８）。
【請求項５】
前記内側ブッシュ（７２）は縦軸線を有し、また前記外側ブッシュ（７４）は前記内側ブッシュ（７２）の前記縦軸線に平行である縦軸線を有することを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項に記載の並進ボール継手（３６，４８）。
【請求項６】
航空機（１４）にエンジン（１０）を支持するためのマウント（２０）であって、
前記航空機（１４）に固定連結された支持フレーム（２４）と、第１継手（３４）で前記エンジン（１０）に連結され、また第２及び第３継手（３６，３８）で前記支持フレーム（２４）に連結され、ここで前記第１及び第３継手（３４，３８）はボール継手であり、前記第２継手（３６）は並進ボール継手である第１主リンク（２８）と、
第４継手（４０）で前記エンジン（１０）に連結され、また第５及び第６継手（４２，４４）で前記支持フレーム（２４）に連結され、ここで前記第４及び第６継手（４０，４４）はボール継手であり、前記第５継手（４２）は間隙ピン継手である第２主リンク（３０）と、
第７継手（４６）で前記エンジン（１０）に連結され、また第８継手（４８）で前記支持フレーム（２４）に連結され、ここで前記第７継手（４６）はボール継手であり、前記第８継手（４８）は並進ボール継手（３６，４８）である待機フェイルセーフリンク（３２）と、
を含むことを特徴とするマウント（２０）。
【請求項７】
前記待機フェイルセーフリンク（３２）は、前記第１及び第２主リンク（２８，３０）の間に設置されることを特徴とする請求項６に記載のマウント（２０）。
【請求項８】
前記第２及び第３継手（３６，３８）は前記フレーム（２４）に対する前記第１主リンク（２８）の回転を防止し、また前記第５及び第６継手（４２，４４）は前記フレーム（２４）に対する前記第２主リンク（３０）の制限された範囲の回転を許すことを特徴とする請求項６又は７に記載のマウント（２０）。
【請求項９】
前記第１主リンク（２８）は、ある角度をもたせて形成される第１及び第２脚部を有し、前記第１脚部は前記第２及び第３継手（３６，３８）の間に延び、また前記第２脚部は前記第１及び第３継手（３４，３８）の間に延びることを特徴とする請求項６乃至８のいずれか１項に記載のマウント（２０）。
【請求項１０】
前記第２主リンク（３０）は、ある角度をもたせて形成される第1及び第２脚部を有し、前記第1脚部は前記第５及び第６継手（４２，４４）の間に延び、また前記第2脚部は前記第4及び第6継手（４０，４４）の間に延びることを特徴とする請求項６乃至９のいずれか１項に記載のマウント（２０）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、概して航空機のエンジンに関し、より具体的にはエンジンを航空機に支持するためのマウントに関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機のエンジンは、翼、胴体または尾部などの様々な位置で航空機に搭載することができる。エンジンは、一般的に前端及び後端の両方において対応する前部及び後部マウントにより支持され、様々な荷重を航空機に伝える。荷重は、エンジン自体の重量のような垂直荷重、エンジンにより生じる推力による軸方向荷重、風が原因のバフェッティングによる荷重のような横荷重、及びエンジンの回転動作によるローリング荷重またはモーメントを一般的に含む。マウントはまた、支持パイロンに対して相対的なエンジンの軸方向及び半径方向の熱膨張並びに収縮の両方に対処しなければならない。
【０００３】
１つの例示的なマウントは、１対の円周方向に間隔を置いて配置された主リンクを含む。各主リンクは、一方の端部で航空機に連結され、他方の端部でエンジンのケーシングに連結される。主リンクの少なくとも１つは、リンクがエンジンの中心軸線に直角に延びる平面内で回転しないように、２つのピンにより航空機に固定連結される。この固定主リンクが設けられれば、面内荷重、すなわち垂直荷重、横または水平荷重、及びローリング荷重またはモーメントを含む、エンジンの中心軸線に直角に延びる単一の垂直軸面内の荷重に対処することができる。この固定主リンクを２箇所で航空機に、また単一箇所でエンジンケーシングに剛連結することにより、固定主リンクは、その引張、圧縮及び曲げにより面内荷重をエンジンから航空機に伝達することができる。
【０００４】
他方のリンクは、その縦軸線に沿って引張及び圧縮荷重のみを伝達するように航空機及びエンジンケーシングの間にピボット連結することができる。どちらかと言えば、このいわゆる旋回リンクは、航空機及びエンジンケーシングに対して面内で回転自在である。旋回リンクを回転可能にすることで、さもないと起こるはずの追加の拘束応力を生じさせることなくエンジンの半径方向の膨張及び収縮に吸収する。
【０００５】
この例示的なマウントは、２つの主リンクの間に配置された待機フェイルセーフリンクをさらに含む。フェイルセーフリンクは、通常は荷重支持部材ではないが、主リンクのどちらか１つが故障した場合に専ら荷重を担持するために設けられる。フェイルセーフリンクは、１方の端部で航空機に、また他方の端部でエンジンケーシングに、ピンがフェイルセーフリンク及び支持構造体に形成される対応するＵ形部の端部に形成される穴を貫通して延びる間隙ピン継手により一般的に連結される。これらの継手の１つにはピンと穴の間に所定の間隙が設けられており、マウントの通常の作動時は、フェイルセーフリンクを通してエンジンから航空機に全く荷重を伝達しない。しかしながら、どちらかの主リンクが故障した場合には、ピンが、その穴のところでフェイルセーフリンクと接触し、さもないと故障した主リンクを通して伝えられるはずの荷重をフェイルセーフリンクを通して伝達するようになる。
【０００６】
概ね満足するように作動はするけれども、この例示的なマウントは、フェイルセーフリンクの接続継手に必要とされる間隙が、結果として動き結合された部品をもたらすことになり、振動して摩耗または他の損傷を引き起こすという潜在的な欠点を免れない。さらに、主リンクを航空機に接続する継手は、エンジン据え付けの妨げとなる組立の誤差集積の問題を避けるために費用が掛かる精密機械加工を一般的に必要とする。従来の主リンク継手は、また望ましくない熱応力を結果として生じる可能性もある。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
従って、比較的に組立てが簡単でありながら、従来のマウントの摩耗と熱応力問題のない航空機エンジンマウントに対する要求がある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
航空機に固定連結された支持フレーム、第1及び第２主リンク並びに待機フェイルセーフリンクを含む航空機エンジンマウントを提供する本発明により、上記の要求は満たされる。第1主リンクは第1継手でエンジンに連結され、また第2及び第３継手で支持フレームに連結される。第1及び第３継手はボール継手であり、また第２継手は並進ボール継手である。第２主リンクは第４継手でエンジンに連結され、また第５及び第６継手で支持フレームに連結される。第４及び第６継手はボール継手であり、また第５継手は間隙ピン継手である。待機フェイルセーフリンクは第７継手でエンジンに連結され、また第８継手で支持フレームに連結される。第７継手はボール継手であり、また第８継手は並進ボール継手である。
【０００９】
並進ボール継手の全ては、それぞれのリンクの開口部に配置された球面軸受及び球面軸受を貫通して延びるピンを含む。内側ブッシュが球面軸受に隣接してピン上に配置され、また外側ブッシュが内側ブッシュを覆って配置される。内側ブッシュは、その外径に形成された対向して設けられた１組の平面を有し、また外側ブッシュは、その内径に形成された対向して設けられた１組の軸方向に延びる平面を有する。外側ブッシュに形成された１組の平面の各１つは、内側ブッシュに形成された１組の平面の対応する１つに摺動自在に係合する。
【００１０】
本発明及び従来技術より優れたその利点は、添付の図面を参照して以下の詳細な説明及び特許請求の範囲を読めば明白になるであろう。
【００１１】
【発明の実施の形態】
発明と見なされる主題が、本明細書の冒頭部分に具体的に指摘され明確に請求されている。しかしながら、本発明は、添付の図面の図に関連してなされる以下の説明を参照することで最も良く理解することができるであろう。
【００１２】
同一の参照符号が様々な図を通して同じ要素を示している。図面を参照すると、図１は、航空機の翼１４の下方に搭載された縦軸線または軸方向中心軸線１２を有する例示的な航空機エンジン１０を示す。翼１４はパイロン１６を含み、エンジン１０は前部マウント１８及びその前部マウント１８から軸方向下流に間隔を置いて配置された後部マウント２０でパイロン１６に支持される。後部マウント２０は、環状のエンジンケーシング２２または何か他の固定されたエンジン構造体に連結される。後部マウント２０のみを、以下に詳細に説明するが、本発明は、後部マウントに限定されるのではなく、前部マウントにも同等に適用されることに注目されたい。さらに、本発明は、翼搭載エンジンに限定されるのではなく、胴体及び尾部搭載エンジンの場合にも利用することができる。
【００１３】
図２及び図３を参照すれば、後部エンジンマウント２０は、ボルトのような従来の手段でパイロン１６（図２及び図３には図示せず）に固定連結される支持フレーム２４を含むことが分かる。支持フレーム２４は、エンジン１０により生じる推力に反力を発生するための従来の軸荷重支持構造体２６を含む。エンジンマウント２０は、第１及び第２の円周方向に間隔を置いて配置された主リンク２８及び３０並びに２つのリンク２８及び３０の間に設置される待機フェイルセーフリンク３２を含む。
【００１４】
第1主リンク２８は、その内方端で第1継手３４でエンジンケーシング２２に連結され、その外方端で第２継手３６で支持フレーム２４に連結される。本明細書でリンク２８，３０及び３２に関して用いられるとき、用語「内方」及び「外方」は、エンジン１０により接近していること及びエンジン１０からより遠くに離れていることをそれぞれ意味する。第１主リンク２８は、第１継手３４及び第２継手３６の間に配置された第３継手３８でフレーム２４にさらに連結される。同様に、第２主リンク３０は、その内方端の第４継手４０でケーシング２２に連結され、またその外方端で第５継手４２でフレーム２４に連結される。第２主リンク３０は、第４継手４０及び第５継手４２の間に配置された第６継手４４でフレーム２４にさらに連結される。
【００１５】
図３に示された例示的な実施形態において、第１主リンク２８及び第２主リンク３０は、ブーメランに似せて折曲るか又は角度が付いている。つまり、各主リンクは、その間に鈍角を構成する２つの脚部を有し、第１脚部はそれぞれの主リンクの２つの支持フレーム継手の間に延び、第２脚部は最内方の支持フレーム継手及びその主リンクに対する対応するエンジン継手の間に延びる。各角度の付いた主リンク２８及び３０の第２脚部は、エンジンケーシング２２に対する接線から、垂直、つまり軸面内で約４０度の角度Ａで傾斜している。主リンク２８及び３０の第２脚部は、互いに反対の方向に傾斜している。このようにして、第1主リンク２８及び第２主リンク３０は、エンジン中心軸線１２に関して概ね対称形にエンジンケーシング２２に跨がっている。
【００１６】
待機フェイルセーフリンク３２は、その内方端で第７継手４６でエンジンケーシング２２に連結され、またその外方端で第８継手４８で支持フレーム２４に連結される。以下により詳細に述べるように、フェイルセーフリンクリンク３２は、通常の作動時には荷重支持部材ではないが、第1主リンク２８または第２主リンク３０のいずれかが故障した場合に、エンジンケーシング２２からフレーム２４へのバックアップ荷重経路となる。本明細書で用いられるとき、故障とは、第1主リンク２８または第２主リンク３０あるいはそのいずれかの荷重支持継手が、故障を生じた主リンクがケーシング２２からフレーム２４への荷重経路となることができない程度に摩耗、塑性変形または破損することを意味する。
【００１７】
第１、第３、第４、第６及び第７継手３４，３８，４０，４４及び４６は従来のボール継手であることが好ましいが、第２及び第８継手３６及び４８は、並進ボール継手であることが好ましい。第５継手４２は、間隙ピン継手である。従来の非並進ボール継手３４，３８，４０，４４及び４６は、当技術で既知のように、それぞれのリンク２８，３０及び３２の３軸回転をもたらす。並進ボール継手３６，４８もまた３軸回転能力があるので以下に述べる単一方向並進機構を付加する。その３軸回転能力の故に、多数のボール継手３４，３６，３８、４０，４４，４６及び４８が、前部マウント１８及び後部マウント２０の間のエンジン１０の軸方向熱膨張に対処する。つまり、エンジン１０が運転中に加熱されると、エンジンはパイロン１６より大きい割合で軸方向に膨張し、エンジンケーシング継手３４，４０及び４６が支持フレーム継手３６，３８，４２，４４及び４８に対して軸方向に移動する。ボール継手３４，３６，３８，４０，４４，４６及び４８の回転能力は、それぞれのリンクがエンジン中心軸線１２に垂直に延びる垂直軸面に関して回転するかまたは傾くことを可能にし、それによってエンジン１０の軸方向の熱膨張を吸収する。
【００１８】
図４に移れば、待機フェイルセーフリンク３２の第７及び第８継手４６及び４８がより詳細に示される。上述のように、フェイルセーフリンク３２の内方端をケーシング２２に連結する第７継手４６は、従来のボール継手である。従って、それは、フェイルセーフリンク３２の内方端の近傍に形成された開口部に固定されるアウタレース５２中に配置された球面軸受またはユニボール５０を含む。リンク３２の内方端は、エンジンケーシング２２に一体に形成されたＵ形部５４の2つの部分の間に配置される。ピンまたはボルト５６が、U形部５４に形成された開口部及び球面軸受５０の中央開口部を貫通して延び、リンク３２の内方端をケーシング２２にピボット連結する。ブッシュ５８が、ピン５６及び各Ｕ形部開口部の間に設けられる。ピン５６は、ナット６０により固定される。
【００１９】
図３に見られるように、第１及び第４継手３４及び４０の両方は、それらがそれぞれの主リンク２８及び３０の内方端に適当に固定された球面軸受５０を含むという点で、第７継手４６と実質的に同一である。各主リンク２８及び３０の内方端は、それぞれの球面軸受５０及びケーシング２２に一体に形成された対応するＵ形部５４を貫通して延びるピン５６によりエンジンケーシング２２にピボット連結される。
【００２０】
ここで図３及び図４だけでなく図５を参照して、フェイルセーフリンク３２の外方端を支持フレーム２４に連結する並進ボール継手である第８継手４８を、より詳細に述べる。第８継手４８は、フェイルセーフリンク３２の外方端の近傍に形成された開口部に固定されるアウタレース６４中に配置された球面軸受６２を含む。リンク３２の外方端は、フレーム２４の下側から下方に延びる第１及び第２の軸方向に間隔を置いて配置されたフランジ６６及び６８の間に設置される。
２つのフランジ６６及び６８は、並んで配置されてＵ形部を構成する。ピン７０が、球面軸受６２の中央開口部及び各フランジ６６及び６８の対応する開口部を貫通して延び、リンク３２の外方端をフレーム２４にピボット連結する。この配置が、支持フレーム２４に対するリンク３２の３軸回転をもたらす。
【００２１】
並進ボール継手４８は、球面軸受６２の各側方に１つずつ、ピン７０上に配置された１対の内側滑りブッシュ７２をさらに含む。各内側ブッシュ７２は、ピン７０の縦軸線と概ね一致する縦軸線をもつ実質的に環状の部材である。また、１対の外側固定ブッシュ７４が、外側ブッシュ７４の１つが内側ブッシュ７２の１つを覆って配置されまた他方の外側ブッシュ７４が他方の内側ブッシュ７２を覆って配置されるように、設けられる。各外側ブッシュ７４は、第１及び第２Ｕ形部フランジ６６及び６８の開口部のそれぞれの開口部内に固定 (好ましくは圧入により) 配置される。また、外側ブッシュ７４は、ピン７０及び内側ブッシュ７２の縦軸線と必ずしも一致しないが概ね平行である縦軸線を有するほぼ環状の部材である。
【００２２】
各内側ブッシュ７２は、その外径に形成される１組の２つの平坦面または平面７６を有する。各組の平面７６は、それぞれの内側ブッシュ７２の対向側面に設置され（すなわち、１８０度の間隔を置いている）、互いに平行である。さらに、各外側ブッシュ７４は、その内径に形成された１組の２つの平面７８を有する。各組の平面７８は、同様に１８０度離れて外側ブッシュ７４の対向側面に設置され、互い平行である。平面７６及び７８の全ては、それぞれのブッシュ７２及び７４の全長に延びることが好ましい。
【００２３】
各内側ブッシュ７２は、内側の平面７６がそれぞれの外側の平面７８と実質的に同一平面になるように、その対応する外側ブッシュ７４の内側に配置される。図６で最もよく分るように、内側及び外側ブッシュ７２及び７４は、内側の平面７６が、外側の平面７８と緊密なすきま嵌めで噛合いそれによって外側の平面７８と摺動自在に係合するような寸法形状に作られる。
【００２４】
内側及び外側の平面７６及び７８の係合を除けば、内側ブッシュ７２の外径は、ブッシュ７２及び７４の間に半径方向の間隙を形成するように外側ブッシュ７４の内径より小さい。この間隙により、内側ブッシュ７２が平面７６及び７８に平行な方向に外側ブッシュ７４に関して摺動することができるようになる。従って、リンク３２は、平面７６及び７８に平行でかつピン７０の縦軸線に垂直な単一の方向にフレーム２４に関して並進することが可能である。
【００２５】
ナット８０がピン７０の端部に設けられ、球面軸受６２及び２つの内側滑りブッシュ７２をピン７０上に固締し、ピン組立体全体をフランジ６６及び６８に保持する。ナット８０及び隣接する内側ブッシュ端部の間の小さな軸方向の間隙が、ピンの回転を最小にし、ブッシュ７２及び７４の相対的な摺動を可能にする。内側及び外側の平面７６及び７８の摺動自在な係合により、従来の航空機エンジンマウント継手よりも実質的にもっと耐久性のある対摩耗表面がもたらされる。嵌まり込む内側及び外側ブッシュ７２及び７４が、継手４８に支持接触応力を減少させる平坦な接触区域を与える。そして、ブッシュ７２及び７４は、内側及び外側の平面７６及び７８が互いに緊密なすきま嵌めで噛合わされるような寸法形状に作られるので、継手４８は、意図する方向にのみ並進することが可能になる。この単一方向並進により、従来の継手に見られる全体にわたるゆるみの多くが排除され、従って振動及び摩耗を減少させる。さらに、発生する摩耗は、交換するのが比較的に安価でまた取り付けが容易なブッシュ７２及び７４に概ね限定される。ブッシュ７２及び７４は、インコネル合金７１８のような耐摩耗性の材料で作られるのが好ましい。
【００２６】
各外側ブッシュ７４は、支持フレーム２４のそれぞれのＵ形部フランジ開口部中の協働する平面に係合する平坦面のような回転防止手段８２をその外径に備える。この配置により、フレーム２４に関してブッシュ７４の回転が防止され、並進が所望の方向に起こるように平面７８の適正な位置合わせが確保される。キーとキー溝構成のような他の回転防止手段を、協働する平坦面に代えて用いることができる。
【００２７】
第８継手４８の場合には、平面７８は、フェイルセーフリンク３２が、その縦軸線に沿って垂直方向に（つまり、中心軸線１２に関して半径方向に）並進することができるように垂直方向に向けられている。この垂直方向の並進により、フェイルセーフリンク３２が通常の運転時には非荷重支持部材として働くが、第1または第２主リンク２８，３０のいずれかが故障した場合にエンジンケーシング２２からフレーム２４までのバックアップ荷重経路となることができる。
【００２８】
再び図３を参照すれば、第1主リンク２８は、上述の第７継手４６と実質的に同一の第1継手３４でエンジンケーシング２２に連結され、また第２及び第３継手３６及び３８で支持フレーム２４に連結される。１つの好ましい実施形態において、第２継手３６は、内側及び外側の平面７６及び７８が垂直方向に向けられていないということを除いては、上述の第８継手４８に構造が実質的に同一である並進ボール継手である。代わりに、第２及び第３継手平面７６及び７８は、第１主リンク２８の第１脚部により特定される縦軸線Ｂに平行になるように方向づけられている。この方向づけで、第１主リンク２８は、縦軸線Ｂに平行な単一方向にフレーム２４に関して熱膨張することができる。従って、並進する第２継手３６は、その第１脚部中において第1主リンク２８の熱膨張を吸収する。また、並進する第２継手３６に固有の長手方向の間隙は、精密機械加工の必要なしにマウント２０の組立てを容易にする。
【００２９】
第３継手３８は、第7継手４６と構造が類似した従来のボール継手である。すなわち、第３継手３８は、第1主リンク２８に適当に固定された球面軸受を含む。第1主リンク２８は、球面軸受並びにフレーム２４に一体に形成されたＵ形部フランジ６６及び６８を貫通して延びるピンにより支持フレーム２４にピボット連結される。第２及び第３継手３６及び３８は、逆にすることができる、つまり第２継手３６は従来のボール継手に、第３継手３８は並進ボール継手にすることができることに注目されたい。第2及び第３継手３６及び３８のうちの１つが軸Ｂに沿って並進する限りは、熱膨張が吸収される。
【００３０】
第1主リンク２８は、第２及び第3継手３６及び３８により中心軸線１２に垂直に延びる垂直平面内においてフレーム２４に対して回転するのを抑止され、従って固定リンクとみなされる。このようにして、第１主リンク２８は、垂直荷重、水平荷重、及びローリング荷重またはモーメントを含む全ての面内荷重を、ケーシング２２からフレーム２４に伝達する働きをする。第１主リンク２８は、かかる荷重をその引張または圧縮または弾性曲げのいずれかによりケーシング２２からフレーム２４に伝達する。
【００３１】
第２主リンク３０は、第７継手４６と実質的に同一である第４継手４０でケーシング２２に連結され、また第５及び第6継手４２及び４４でフレーム２４に連結される。図７で最も良く分るように、第6継手４４は、第７継手４６と構造が実質的に同一である従来のボール継手である。この場合に、第6継手４４は、アウタレース５２を介して第2主リンク３０に適当に固定された球面軸受５０を含む。第２主リンク３０は、球面軸受５０並びにフレーム２４に一体に形成されたＵ形部フランジ６６及び６８を貫通して延びるピン５６により支持フレーム２４にピボット連結される。ブッシュ５８が、ピン５６及び各Ｕ形部開口部の間に設けられる。ピン５６は、ナット６０により固定される。
【００３２】
第５継手４２は、第２主リンク３０中に形成された開口部に固定されたブッシュ８４を含む間隙ピン継手である。ピン８６が、各Ｕ形部フランジ６６及び６８に形成された開口部及びブッシュ８４を貫通して延び、第２主リンク３０をフレーム２４に連結する。ブッシュ８８が、ピン８６及び各Ｕ形部フランジ開口部の間に設けられる。ピン８６は、ナット９０により固定される。ブッシュ８４の内径は、それらの間に半径方向の間隙を設けるように、ピン８６の外径より大きくなっている。この間隙が、通常の運転時、中心軸線１２に垂直に延びる垂直平面内におけるフレーム２４に対する第２主リンク３０の制限された範囲の回転を許す。従って、第２主リンク３０は、旋回リンクと見なされる。第２主リンク３０は、マウント２０の通常の作動時には、引張または圧縮のいずれかの荷重以外には側方荷重もいかなる他の荷重をも伝達する能力をもたない。このことは、第２主リンク３０からの追加の反力を与えることなしに、エンジンケーシング２２の拘束されない半径方向の熱膨張及び収縮を可能にする上で必要である。
【００３３】
本発明は、第５継手４２及び第６継手４４を逆にすること含むということに注目されたい。つまり、第５継手４２を軸線Ｃに沿って並進する並進ボール継手とし、また第６継手４４をフレーム２４に対する第２主リンク３０の制限された範囲の回転に役立つ間隙ピン継手とすることが可能である。第２主リンク３０は、依然として上述のように機能するはずである。さらに、第１主リンク２８は固定リンクとして今まで述べられ、また第２主リンク３０は旋回リンクとして今まで述べられてきたが、これらの役割は簡単に逆にできるということに注目されたい。
【００３４】
マウント２０の通常の作動時には、フェイルセーフリンク３２は、第８継手４８中の間隙のために非荷重支持部材であり、第１及び第２主リンク２８及び３０が、ケーシング２２及びフレーム２４の間の荷重の全てを担持する。第２主リンク３０が故障した場合には、第８継手４８が、充分に並進してその内側及び外側ブッシュ７２及び７４の間の半径方向の間隙は塞がれる。つまり、内側ブッシュ７２が摺動して、その(中心軸線１２に関して)半径方向の最も外側の位置でそれぞれの外側ブッシュ７４に接触する。この位置で、第８継手４８は、３軸回転能力を有する従来のボール継手のように動く。並進方向の荷重は、フェイルセーフリンク３２の縦軸線に沿う引張または圧縮のどちらかで反力を受け、また軸方向の相対運動は、回転能力により対処される。第１主リンク２８は、その引張、圧縮または曲げによって全ての面内荷重を伝達するのに相変わらず有効である。従って、マウント２０は、全ての必要とされる面内荷重を担持するのに有効であり続ける。
【００３５】
第1主リンク２８が故障した場合には、フェイルセーフリンク３２は、上に述べたのと同じように荷重支持部材になる。しかしながら、フェイルセーフリンク３２は、引張または圧縮における荷重以外の面内荷重を担持する機能はないので、マウント２０が有効であり続けるためには、第２主リンク３０が、固定リンクとして機能しなければならない。従って、第1主リンク２８が故障した場合には、第５継手４２のピン８６が動いてブッシュ８４と接触し、それによってそれらの間の半径方向の間隙を塞ぐ。従って、第２主リンク３０は、中心軸線１２に垂直に延びる垂直平面内においてフレーム２４に対して回転するのを第５及び第６継手４２及び４４により抑止される。そのとき第２主リンク３０は、その引張、圧縮または曲げによって全ての面内荷重を伝達するのに有効になる。
【００３６】
上記は、並進ボール継手を用いる改良された航空機エンジンマウントについて述べたものである。本発明の特定の実施形態が今まで述べられてきたが、それに対する様々な変形形態が、特許請求の範囲に規定される本発明の技術思想と技術的範囲から逸脱することなくなされ得るということは、当業者には明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の前部及び後部マウントにより航空機翼の下方のパイロンに搭載されたガスタービンエンジンの側面図。
【図２】図１の後部エンジンマウントの斜視図。
【図３】後部エンジンマウントの半径方向断面図。
【図４】図３の線４−４による、後部マウントの待機フェイルセーフリンクの軸方向断面図。
【図５】後部エンジンマウントの拡大部分破断斜視図。
【図６】図４の線６−６による、待機フェイルセーフリンクの外方端をその支持構造体に接続する継手の半径方向断面図。
【図７】図３の線７−７による、後部マウントの第２主リンクの部分の断面図。
【符号の説明】
１０  エンジン
１２  中心軸線
１４  航空機翼
１６  パイロン
１８  前部マウント
２０  後部マウント
２２  エンジンケーシング
２４  支持フレーム
２６  軸方向荷重支持構造体
２８  第１主リンク
３０  第２主リンク
３２  待機フェイルセーフリンク
３４  第１継手
３６  第２継手
３８  第３継手
４０  第４継手
４２  第５継手
４４  第６継手
４６  第７継手
４８  第８継手
５０  球面軸受
５２  アウタレース
５４  Ｕ形部
５６  ピン
５８  ブッシュ
６０  ナット
６２  球面軸受
６４  アウタレース
６６  第１Ｕ形部フランジ
６８  第２Ｕ形部フランジ
７０  ピン
７２  内側滑りブッシュ
７４  外側固定ブッシュ
７６  ７２の平面
７８  ７４の平面
８０  ナット
８２  回転防止手段
８４  ブッシュ
８６  ピン
８８  ブッシュ
９０  ナット
【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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【図６】
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【図７】
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