(57)【要約】【課題】  航空機の姿勢変化（例えば、離陸回転時）、及び結果として生じるファンブレード前縁に対する空気流の流入角の変化に関連する問題を低減する。【解決手段】  可変ピッチ取り付けシステムを用いて航空機パイロンに取り付けた航空機エンジンは、エンジンをパイロンに対してピッチングさせる可変長アクチュエータを含む。相隔たるパイロン前方及び後方マウントは、エンジンの前方及び後方静止エンジン構成要素をパイロンの前方及び後方マウント位置に枢動可能に取り付けることができる。前方及び後方リンク機構は、パイロン前方及び後方マウントと前方及び後方静止エンジン構成要素との間に配置された枢動可能リンクを用いてエンジンをパイロンから垂直方向に懸架することができる。１又はそれ以上のスラストリンクは、リンク後端においてパイロン後方マウントに、リンク前端において前方支持フレームに枢動可能に連結することができる。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
中心軸線（１８）を有する航空機エンジン（１２）であって、前記航空機エンジンは、前記航空機エンジンを航空機パイロン（５６）に対して可変のチルト角又はピッチ角で取り付けるための可変ピッチ取り付けシステム（１４）によって前記航空機パイロンに枢動可能に取り付けられる、航空機エンジンと、
前記エンジン全体及び前記エンジン中心軸線全体を前記パイロンに対してピッチング又は旋回させるために、前記エンジンと前記パイロンとの間に作動可能に配置された可変長アクチュエータ（１５２）と、
を備える組立体。
【請求項２】
前記航空機エンジンは、航空機ガスタービンエンジンであり、
前記可変ピッチ取り付けシステムは、前記エンジンの前方及び後方静止エンジン構成要素をそれぞれ前記パイロンの前方及び後方マウント位置に枢動可能に結合又は取り付けると共に、前記エンジンの前記パイロンに対する制限された軸方向移動を可能にする、軸方向に相隔たるパイロン前方及び後方マウントを含み、
パイロン前方及び後方マウントと前記前方及び後方静止エンジン構成要素との間にそれぞれ配置された枢動可能リンクを用いて、前記エンジンを前記パイロンから垂直方向に懸架する前方及び後方リンク機構をさらに備え、
前記可変長アクチュエータは、作動可能に配置され、前記前方及び後方リンク機構の１つの垂直方向長さを変えるようになっている、請求項１に記載の組立体。
【請求項３】
前記前方及び後方静止エンジン構成要素は、前記エンジンの軸方向に相隔たる静止前方及び後方支持フレームである、請求項２に記載の組立体。
【請求項４】
リンク後端において前記パイロン後方マウントに枢動可能に連結されると共にリンク前端において前記前方支持フレームに枢動可能に連結される１又はそれ以上のスラストリンクをさらに備える、請求項３に記載の組立体。
【請求項５】
前記航空機ガスタービンエンジンは、前記パイロンの前方にファンセクションを含む、アンダクテッド又はオープンロータ二重反転フロントファン高バイパス比ガスタービンエンジンであり、
前記ファンセクションは、二重反転第１及び第２のファンブレード列を含み、
前記前方及び後方静止エンジン構成要素は、前記エンジンの相隔たる静止前方及び後方支持フレームである、請求項２に記載の組立体。
【請求項６】
前記可変長アクチュエータは、前記後方リンク機構の垂直方向長さを変えるために、前記後方リンク機構に作動可能に配置される、請求項５に記載の組立体。
【請求項７】
リンク後端において前記パイロン後方マウントに枢動可能に連結されると共にリンク前端において前記前方支持フレームに枢動可能に連結される、１又はそれ以上のスラストリンクをさらに備える、請求項５に記載の組立体。
【請求項８】
前記航空機ガスタービンエンジンは、前記パイロンの前方にファンセクションを含むダクテッドガスタービンエンジンであり、
前記ファンセクションは、ファンケーシングで囲まれた１又はそれ以上のファンブレード列を含み、
前記前方及び後方静止エンジン構成要素は、前記エンジンの軸方向に相隔たる静止前方及び後方支持フレームである、請求項２に記載の組立体。
【請求項９】
前記可変長アクチュエータは、前記後方リンク機構の垂直方向長さを変えるために、前記後方リンク機構に作動可能に配置される、請求項８に記載の組立体。
【請求項１０】
リンク後端において前記パイロン後方マウントに枢動可能に連結されると共にリンク前端において前記前方支持フレームに枢動可能に連結される、１又はそれ以上のスラストリンクをさらに備える、請求項９に記載の組立体。
【請求項１１】
前記可変長アクチュエータは、前記前方リンク機構の垂直方向長さを変えるために、前記前方リンク機構に作動可能に配置される、請求項８に記載の組立体。
【請求項１２】
リンク後端において前記パイロン後方マウントに枢動可能に連結されると共にリンク前端において前記前方支持フレームに枢動可能に連結される、１又はそれ以上のスラストリンクをさらに備える、請求項１１に記載の組立体。
【請求項１３】
前記航空機ガスタービンエンジンは、前記パイロンの前方にファンセクションを含む、アンダクテッド又はオープンロータ単一フロントファン高バイパス比ガスタービンエンジンであり、
前記ファンセクションは、単列のファンブレードだけを含み、
前記前方及び後方静止エンジン構成要素は、前記エンジンの軸方向に相隔たる．  静止前方及び後方支持フレームである、請求項２に記載の組立体。
【請求項１４】
前記可変長アクチュエータは、前記後方リンク機構の垂直方向長さを変えるために、前記後方リンク機構に作動可能に配置され、
リンク後端において前記パイロン後方マウントに枢動可能に連結されると共にリンク前端において前記前方支持フレームに枢動可能に連結される、１又はそれ以上のスラストリンクをさらに備える、請求項１３に記載の組立体。
【請求項１５】
前記エンジンを前記パイロンに結合して、前記エンジンの前記パイロンに対する制限された軸方向移動を可能にする四節リンク機構をさらに備え、前記四節リンク機構の四棒は、前方及び後方リンク機構のうちの１つ、１又はそれ以上のスラストリンク、エンジン、パイロンを含む、請求項４に記載の組立体。
【請求項１６】
前記可変ピッチ取り付けシステムは、前記エンジンを枢動可能に支持する、パイロンから片持ち式の支持構造体を含み、
前記可変長アクチュエータは、前記エンジンと前記パイロンとの間で実質的に水平に配置され、
前記可変ピッチ取り付けシステムは、前記可変長アクチュエータを前記パイロンに対して実質的に軸方向に伸長及び収縮させることで、前記エンジン全体及び前記エンジン中心軸線全体を前記パイロンに対してピッチング又は旋回させるために作動可能に配置される、請求項４に記載の組立体。
【請求項１７】
前記支持構造体は、構造的ストラットの横方向又は周方向に相隔たる第１及び第２の後方セットによって、前記パイロンに片持ち支持で結合される支持フレームを含み、
前記構造的ストラットの横方向又は周方向に相隔たる第１及び第２の後方セットは、前記エンジンを前記支持フレームに枢動可能に結合し、
構造的ストラットの横方向又は周方向に相隔たる第１及び第２の前方セットは、ストラット後端において前記支持フレームに固定的に結合され、ストラット前端において横方向又は周方向に相隔たる前記エンジンの第１及び第２の枢動点にそれぞれ枢動可能に結合され、
前記可変長アクチュエータは、アクチュエータ後端において前記支持フレームに枢動可能に結合され、アクチュエータ前端において前記エンジンの第２の点に枢動可能に結合され、
前記第１及び第２の点は、前記エンジン中心軸線に対して半径方向に相隔たる、
請求項１６に記載の組立体。
【請求項１８】
前記航空機ガスタービンエンジンは、前記パイロンの前方にファンセクションを含むダクテッドガスタービンエンジンであり、
前記ファンセクションは、ファンケーシングで囲まれた１又はそれ以上のファンブレード列を含む、請求項１７に記載の組立体。
【請求項１９】
前記航空機ガスタービンエンジンは、前記パイロンの前方にファンセクションを含む、アンダクテッド又はオープンロータ二重反転フロントファン高バイパス比ガスタービンエンジンであり、又は前記航空機ガスタービンエンジンは、アンダクテッド又はオープンロータ単一ファンロータ航空機ガスタービンエンジンであり、前記ファンセクションは単列のファンブレードを有する、請求項１７に記載の組立体。
【請求項２０】
航空機パイロン（５６）に枢動可能に取り付けられた航空機ガスタービンエンジン（１２）を、前記航空機ガスタービンエンジンと前記パイロンとの間に配置された可変長アクチュエータ（１５２）の長さを変えることでピッチングさせる段階を含み、エンジン中心軸線（１８）と流入空気の流線（Ｓ）との間の流入角（Ａ）を、前記エンジン中心軸線を真っ直ぐに維持した状態で変更又は調整する、方法。
【請求項２１】
前記ピッチングさせる段階は、前記エンジン中心軸線と前記パイロンの水平との間で測定したピッチ角を設定する段階を含む、請求項２０に記載の方法。
【請求項２２】
前記可変長アクチュエータを使用して、前記パイロン前方及び後方マウントと前記前方及び後方静止エンジン構成要素との間にそれぞれ配置された枢動可能リンクを用いて前記エンジンを前記パイロンから垂直方向に懸架する前方及び後方リンク機構のうちの１つの長さを変える段階を含む、請求項２０に記載の方法。
【請求項２３】
前記前方及び後方静止エンジン構成要素は、前記エンジンの軸方向に相隔たる静止前方及び後方支持フレームである、請求項２２に記載の方法。
【請求項２４】
前記航空機及び前記パイロンが上向きにピッチング又は回転して航空機の機首が上昇又は上向きに回転するが、前記航空機の後輪が地面に残っており、航空機迎え角が生じかつ航空機、パイロン、及びエンジンが実質的に水平な運動を行うような、前記航空機が地面又は滑走路を離陸する直前の航空機離陸ロールの間にピッチングさせる段階をさらに含む、請求項２０に記載の方法。
【請求項２５】
前記航空機及び前記パイロンが下向きにピッチング又は回転して、迎え角が、前記航空機が地面又は滑走路から離陸する直前の航空機離陸ロール時の迎え角よりも小さい、前記航空機が離陸後の上昇中に、ピッチングさせる段階をさらに含む、請求項２０に記載の方法。
【請求項２６】
前記エンジンと前記パイロンとの間で実質的に水平に配置された前記可変長アクチュエータの長さを変える段階をさらに含み、
前記可変ピッチ取り付けシステムは、前記エンジンを枢動可能に支持するパイロンから片持ち状の支持構造体を含み、
前記可変ピッチ取り付けシステムは、前記可変長アクチュエータを前記パイロンに対して実質的に軸方向に伸長及び収縮させることで、前記エンジン全体及び前記エンジン中心軸線全体を前記パイロンに対してピッチング又は旋回させるために作動可能に配置される、請求項２０に記載の方法。
【請求項２７】
前記支持構造体は、構造的ストラットの横方向又は周方向に相隔たる第１及び第２の後方セットによって、前記パイロンに片持ち支持で結合される支持フレームを含み、
前記構造的ストラットの横方向又は周方向に相隔たる第１及び第２の後方セットは、前記エンジンを前記支持フレームに枢動可能に結合し、
構造的ストラットの横方向又は周方向に相隔たる第１及び第２の前方セットは、ストラット後端において前記支持フレームに固定的に結合され、ストラット前端において横方向又は周方向に相隔たる前記エンジンの第１及び第２の枢動点にそれぞれ枢動可能に結合され、
前記可変長アクチュエータは、アクチュエータ後端において前記支持フレームに枢動可能に結合され、アクチュエータ前端において前記エンジンの第２の点に枢動可能に結合され、
前記第１及び第２の点は、前記エンジン中心軸線に対して半径方向に相隔たる、
請求項２６に記載の方法。
【請求項２８】
前記航空機及び前記パイロンが上向きにピッチング又は回転して航空機の機首が上昇又は上向きに回転するが、前記航空機の後輪が地面に残っており、航空機迎え角が生じかつ航空機、パイロン、及びエンジンが実質的に水平な運動を行うような、前記航空機が地面又は滑走路を離陸する直前の航空機離陸ロールの間にピッチングさせる段階をさらに含む、請求項２６に記載の方法。
【請求項２９】
前記航空機及び前記パイロンが下向きにピッチング又は回転して、迎え角が、前記航空機が地面又は滑走路から離陸する直前の航空機離陸ロール時の迎え角よりも小さい、前記航空機が離陸後の上昇中に、ピッチングさせる段階をさらに含む、請求項２６に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジンの航空機への取り付けに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジン等の航空機エンジンは、翼、胴体、又は尾部等の種々の場所で航空機に取り付けることができる。航空機エンジンは、ガスタービン駆動式エンジン、電気エンジン、ハイブリッドエンジン、及びピストンエンジンを含む。一般に、エンジンは、軸方向に相隔たる前方及び後方もしくは前部及び後部位置で、航空機に対する種々の荷重を支持するための、対応する前方及び後方もしくは前部及び後部マウントによって取り付けられる。この荷重としては、エンジン自体の重量といった垂直荷重、エンジンが発生した軸方向スラスト荷重、ウインドバフェティング（ｗｉｎｄ  ｂｕｆｆｅｔｉｎｇ）に起因する横方向荷重、及びエンジンの回転動作に起因するロール荷重又はモーメントを挙げることができる。マウントは、支持パイロンに対するエンジンの軸方向及び半径方向の熱膨張及び収縮の両方に対応する。
【０００３】
１９９４年６月１４日発行の米国特許第５，３２０，３０７号「航空機エンジンスラストマウント」は、航空機の翼の下方でその前端、中間セクション、及び後端においてパイロンに取り付けられ、パイロンに荷重を伝達するようになったガスタービンエンジンを開示し、その開示内容は本明細書に組み込まれている。２つの円周方向に相隔たる細長いスラストリンクは、その前端が従来型のファンフレームにピボット結合され、反対側の後端がパイロンの後端の後方マウントプラットフォームにピボット結合される。２００６年８月２２日発行の米国特許第７，０９３，９９６号「ガスタービンエンジンを航空機に取り付ける方法及び装置」は、エンジンマウント組立体の単一スラストリンクを開示し、その開示内容は本明細書に組み込まれている。
【０００４】
航空機の姿勢は変わるので（例えば、離陸回転時）、空気流の流入角は、ファンブレード前縁に対して、回転サイクル毎に所定の割合で変わる。オープンロータ又はアンダクテッドファンガスタービンエンジン、もしくはターボプロップエンジンを備えた飛行機に関して、これは深刻な問題を提起する。これは、２つの望ましくない結果になる。このようなエンジンは、１９９０年１２月１１日発行の米国特許第４，９７６，１０２号「アンダクテッド、二重反転ギヤレスフロントファンエンジン」に開示され、その開示内容は本明細書に組み込まれている。第１に、各ブレード上の空力的負荷は、流入角の変化に追従することになり、ブレード上の負荷の周期的変動、及びエンジン上のヨーイング力を引き起こす。これは、ブレード疲労に抗するための並びにエンジン、マウント及び航空機構造体のヨーイング力に抗するための追加の強度を必要とする場合がある。第２に、翼形部から生じて空気中を進む騒音は、前縁での流入角の影響を受け易く、ブレードの円軌道の一部上の非最適なファンブレード前縁流入角によって生じた余分な騒音を相殺するためにファン負荷及び／又は効率の妥協を必要とする場合がある。このことはより多くの燃料消費及びより大きな重量につながる。
【０００５】
特定の形式及び形状のエンジン吸気口では、航空機の回転がエンジン性能に悪影響を及ぼす吸気口の局所領域における空気流の剥離を引き起こす場合があり、空気流の剥離領域に生じる疲労負荷に抗するために下流翼形部において追加のロバスト性が必要となる。
【０００６】
従って、航空機の姿勢変化（例えば、離陸回転時）、及び結果として生じるファンブレード前縁に対する空気流の流入角の変化に関連するこれらの問題を解消及び／又は低減する必要がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】米国特許第５，３２０，３０７号明細書
【特許文献２】米国特許第７，０９３，９９６号明細書
【特許文献３】米国特許第４，９７６，１０２号明細書
【特許文献４】米国特許第８，７２７，２６９号明細書
【発明の概要】
【０００８】
航空機エンジンは、エンジン中心軸線を有し、航空機エンジンを航空機パイロンに対して可変のチルト角又はピッチ角で取り付けるための可変ピッチ取り付けシステムによって航空機パイロンに枢動可能に取り付けられる。可変長アクチュエータは、エンジン全体及びエンジン中心軸線全体をパイロンに対してピッチング又は旋回させるために、エンジンとパイロンとの間に作動可能に配置される。
【０００９】
エンジンは、航空機ガスタービンエンジンとすることができ、可変ピッチ取り付けシステムは、エンジンの前方及び後方静止エンジン構成要素をそれぞれパイロンの前方及び後方マウント位置に枢動可能に結合又は取り付けると共に、エンジンのパイロンに対する制限された軸方向移動を可能にする、軸方向に相隔たるパイロン前方及び後方マウントを含む。前方及び後方リンク機構は、パイロン前方及び後方マウントと前方及び後方静止エンジン構成要素との間にそれぞれ配置された枢動可能リンクを用いて、エンジンをパイロンから垂直方向に懸架する。可変ピッチ取り付けシステムは、前方及び後方リンク機構の１つの垂直方向長さを変える可変長アクチュエータを含む。
【００１０】
前方及び後方静止エンジン構成要素は、エンジンの軸方向に相隔たる静止前方及び後方支持フレームとすることができる。１又はそれ以上のスラストリンクは、リンク後端においてパイロン後方マウントに枢動可能に連結され、リンク前端において前方支持フレームに枢動可能に連結される。
【００１１】
航空機ガスタービンエンジンは、パイロンの前方にファンセクションを含む、アンダクテッド又はオープンロータ二重反転フロントファン高バイパス比ガスタービンエンジンとすることができ、ファンセクションは、二重反転第１及び第２のファンブレード列を含み、前方及び後方静止エンジン構成要素は、エンジンの相隔たる静止前方及び後方支持フレームである。可変長アクチュエータは、後方リンク機構の垂直方向長さを変えるために、後方リンク機構に作動可能に配置できる。
【００１２】
航空機ガスタービンエンジンは、パイロンの前方にファンセクションを含むダクテッドガスタービンエンジンとすることができ、ファンセクションは、ファンケーシングで囲まれた１又はそれ以上のファンブレード列を含み、前方及び後方静止エンジン構成要素は、エンジンの軸方向に相隔たる静止前方及び後方支持フレームである。可変長アクチュエータは、後方リンク機構の垂直方向長さを変えるために、後方リンク機構に作動可能に配置できる。
【００１３】
可変ピッチ取り付けシステムは、エンジンをパイロンに結合して、エンジンのパイロンに対する制限された軸方向移動を可能にする四節又はそれ以上のリンク機構を含むことができる、四節又はそれ以上のリンク機構の四棒は、前方及び後方リンク機構のうちの１つ、１又はそれ以上のスラストリンク、エンジン、パイロンを含む。
【００１４】
可変ピッチ取り付けシステムは、前記エンジンを枢動可能に支持する、パイロンから片持ち式の支持構造体を含むことができ、可変長アクチュエータは、エンジンとパイロンとの間で実質的に水平に配置され、可変ピッチ取り付けシステムは、可変長アクチュエータをパイロンに対して実質的に軸方向に伸長及び収縮させることで、エンジン全体及びエンジン中心軸線全体をパイロンに対してピッチング又は旋回させるために作動可能に配置される。支持構造体は、構造的ストラットの横方向又は周方向に相隔たる第１及び第２の後方セットによって、パイロンに片持ち支持で結合される支持フレームを含むことができる。構造的ストラットの横方向又は周方向に相隔たる第１及び第２の後方セットは、エンジンを支持フレームに枢動可能に結合する。構造的ストラットの横方向又は周方向に相隔たる第１及び第２の前方セットは、ストラット後端において支持フレームに固定的に結合され、ストラット前端において横方向又は周方向に相隔たる前記エンジンの第１及び第２の枢動点にそれぞれ枢動可能に結合される。可変長アクチュエータは、アクチュエータ後端において支持フレームに枢動可能に結合でき、アクチュエータ前端において前記エンジンの第２の点に枢動可能に結合できる。第１及び第２の点は、エンジン中心軸線に対して半径方向に相隔たることができる。
【００１５】
航空機パイロンに枢動可能に取り付けられた航空機ガスタービンエンジンを、航空機ガスタービンエンジンとパイロンとの間に配置された可変長アクチュエータの長さを変えることでピッチングさせる段階を含み、エンジン中心軸線と流入空気の流線との間の流入角を、エンジン中心軸線を真っ直ぐに維持した状態で変更又は調整する方法である。ピッチングさせる段階は、エンジン中心軸線とパイロンの水平との間で測定したピッチ角を設定する段階を含むことができる。
【００１６】
本方法は、可変長アクチュエータを使用して、パイロン前方及び後方マウントと前方及び後方静止エンジン構成要素との間にそれぞれ配置された枢動可能リンクを用いてエンジンをパイロンから垂直方向に懸架する前方及び後方リンク機構のうちの１つの長さを変える段階を含むことができる。前方及び後方静止エンジン構成要素は、エンジンの軸方向に相隔たる静止前方及び後方支持フレームとすることができる。
【００１７】
航空機及びパイロンが上向きにピッチング又は回転して航空機の機首が上昇又は上向きに回転するが、航空機の後輪が地面に残っており、航空機迎え角が生じかつ航空機、パイロン、及びエンジンが実質的に水平な運動を行うような、航空機が地面又は滑走路を離陸する直前の航空機離陸ロールの間にピッチングさせる段階をさらに含むことができる。
【００１８】
航空機及びパイロンが下向きにピッチング又は回転して、迎え角が、航空機が地面又は滑走路から離陸する直前の航空機離陸ロール時の迎え角よりも小さい、航空機が滑走路から離陸した後の上昇中に、ピッチングさせる段階をさらに含むことができる。
【００１９】
本発明の上記の態様及び他の特徴は、添付図面と関連して以下で説明する。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】前方リンク機構及び後方リンク機構を取り付けるエンジンパイロンを有し、後方リンク機構をパイロンに連結するための後方アクチュエータを備えた航空機ガスタービンエンジンの概略断面図。
【図２】図１に示す後方リンク機構及び後方リンク機構をパイロンに連結する後方アクチュエータの拡大概略断面図。
【図３】非チルト位置における、チルト可能アンダクテッド二重反転航空機ガスタービンエンジンに対する０度の空気流入角を示す概略図。
【図４】図３に示すエンジンのチルト位置における概略図。
【図５】図３に示すエンジンの第２のチルト位置における概略図。
【図６】後方リンク機構をパイロンに結合するための後方アクチュエータを備えた、エンジンパイロン取り付け前方及び後方リンク機構の斜視図。
【図７】前方リンク機構をパイロンに結合するための前方アクチュエータを備えた、エンジンパイロン取り付け前方及び後方リンク機構の斜視図。
【図８Ａ】所定の垂直方向長のアクチュエータの側面図。
【図８Ｂ】所定の垂直方向長のアクチュエータの側面図。
【図８Ｃ】所定の垂直方向長のアクチュエータの側面図。
【図９】後方リンク機構をパイロンに結合するための後方アクチュエータを備えたダクテッドファン航空機ガスタービンエンジンの側面図。
【図１０】前方リンク機構をパイロンに結合するための前方アクチュエータを備えたダクテッドファン航空機ガスタービンエンジンの側面図。
【図１１】パイロンから片持ち式のアンダクテッド又はオープンロータ単一ファンロータ航空機ガスタービンエンジンの側面図。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
本明細書に記載の各実施形態は、ダクテッドファン及びオープンロータ航空機ガスタービンエンジンに関連して説明される。各実施例は、アンダクテッド二重反転フロントファンの高バイパス比エンジン又はＵＤＦを含む。
【００２２】
図１には、例示的な航空機ガスタービンエンジン１２が示されており、詳細には、アンダクテッド二重反転フロントファンの高バイパス比ガスタービンエンジン１２が示されており、本明細書ではオープンロータガスタービンエンジンとも呼ばれる。アンダクテッド及びオープンロータエンジンは、ファンケーシング又はナセルによって半径方向外側で境界付けされていない又は囲まれていないオープンファンブレード先端１３を有する。エンジン１２は、エンジン中心軸線１８の周りに設けられており、パイロン５６によって航空機（図示せず）の翼又は胴体に取り付けられるように適切に設計される。エンジン１２は、その前方又は上流端部２０から後方又は下流端部２２まで後方に又は下流側に延在する。エンジン１２は、中心軸線１８の周りで同軸に配置されたアウターケーシング２４を含む。従来からナセルと呼ばれるアウターケーシングは非構造性であり、いずれのエンジン構成要素も支持しない。従って、アルミニウム及び／又は複合材等の薄板金属で構成される。
【００２３】
エンジン１２のパイロン５６前方の前部分におけるファンセクション４４は、二重反転内側駆動シャフト４７の前端に連結した第１のファンブレード列４６を含み、駆動シャフト４７は、出力タービン３４とフロントファンセクション４４との間に延びる。また、ファンセクション４４は、出力タービン３４及びファンセクション４４を連結する外側駆動シャフト４８の前端に連結した第２のファンブレード列５０を含む。第１及び第２のファンブレード列４６、５０の各々は、複数の円周方向に離間した翼形部５４又はファンブレードを含む。第１及び第２のファンブレード列４６、５０は二重反転式であり、高い推進効率をもたら。二重反転式第２のファンブレード列５０は、二重反転式第１のファンブレード列４６がもたらす周方向成分のスワールを取り除く。さらに、エンジン１２は、コアエンジン２６と呼ばれ、下流側直列流れ連通で、高圧圧縮機２８、燃焼器３０、及び高圧タービン３５を有するガス発生器を含む。ＨＰＴ又は高圧タービン３５は、高圧駆動シャフト３７によって高圧圧縮機２８に連結する。燃焼ガスは、コアエンジン２６からディフューザセクション３１を通って出力タービン３４に吐出する。
【００２４】
出力タービン３４は、後方支持フレーム３２に回転自在に取り付けられた環状外側ドラムロータ３６を含む。外側ドラムロータ３６は、半径方向内向きに延びかつ相互に軸方向に離間した複数の第１のタービンブレード列３８を含む。また、出力タービン３４は、環状内側ドラムロータ４０を含む。外側ドラムロータ３６の半径方向内側に配置され、半径方向外向きに延びかつ相互に軸方向に離間した複数の第２のタービンブレード列４２を含む。
【００２５】
回転フレーム支持部４５は、外側ドラムロータ３６及び第１のタービンブレード列３８を支持する。回転フレーム支持部４５は、後方支持フレーム３２によって支持される。内側駆動シャフト４７は、回転フレーム支持部４５から延び、同軸外側駆動シャフト４８は、内側ドラムロータ４０に連結する。特異な内側及び外側ベアリングセット５１、５２は、二重反転する内側及び外側駆動シャフト４７、４８の間に設けられる。
【００２６】
コアエンジン２６は、本明細書では前方支持フレーム３３及び後方支持フレーム３２で示される２つの軸方向に相隔たる静止構成要素によって支持される。コアエンジン２６は、燃焼ガスを発生する。高圧圧縮機２８からの加圧空気は、燃焼器３０において燃料と混合されて点火され、それによって燃焼ガスが発生する。高圧タービン３５によってこのガスから一部の仕事が抽出され、高圧タービン３５は高圧圧縮機２８を駆動する。燃焼ガスの残余部は、コアエンジン２６からディフューザセクション３１を通って出力タービン３４に吐出して、二重反転式の第１及び第２のファンブレード列４６、５０を駆動する。
【００２７】
第１の回転フレーム８０は、圧縮ブレードのように機能する空力的形状の複数のストラットを含み、第１のファンブレード列４６、並びに外側ブースターケース及びブレードを支持する。第１の回転フレーム８０は、静止前方支持フレーム３３に回転自在に支持される。第２の回転フレーム８１は、第１のフレーム８０と同様に構成され、第２のファンブレード列５０を支持する。第１及び第２の回転フレーム８０、８１は相互に反対方向に回転する。
【００２８】
図１及び２を参照すると、エンジン１２は、可変ピッチ取り付けシステム１４によってパイロン５６に対して枢動可能に取り付けられ、エンジン１２をパイロン５６に対して、図４及び５で示すようなエンジン中心軸線１８とパイロン５６の水平Ｈとの間で測定した場合の可変のチルト角又はピッチ角Ｂで取り付けるようになっている。可変ピッチ取り付けシステム１４は、パイロン前方マウント１１８及び該パイロン前方マウント１１８から軸方向後方又は下流側に離間したパイロン後方マウント１２０を含む。パイロン前方マウント１１８は、エンジン１２の前方支持フレーム３３をパイロン５６上の前方マウント位置１３８に連結するか又は取り付ける。パイロン後方マウント１２０は、エンジン１２の後方支持フレーム３２をパイロン５６上の後方マウント位置１３６に連結するか又は取り付ける。
【００２９】
前方及び後方リンク機構６２、６４は、それぞれパイロン前方及び後方マウント１１８、１２０及び前方及び後方支持フレーム３３、３２の間に設けられた枢動可能リンクを用いてエンジン１２をパイロンから垂直に懸架する。前方及び後方リンク機構６２、６４は、パイロン５６からのエンジン１２の垂直方向の支持だけを可能にする。枢動可能リンク１２１は、パイロン５６と前方及び後方支持フレーム３３、３２とを枢動可能ジョイント１２４を用いて連結し、パイロンの前方及び後方マウント１１８、１２０でのエンジン１２のための枢動可能な垂直支持をもたらす。
【００３０】
エンジン１２から発生した推力に抗する１又は２のスラストリンク１２６は、パイロンの後方マウント１２０に結合することができる。スラストリンク１２６は、リンク後端１３０において枢動可能ジョイント１２４を用いて後方マウント１２０に連結され、リンク前端１３２において枢動可能ジョイント１２４を用いて前方支持フレーム３３に連結される。推力又は軸方向荷重は、スラストリンク１２６を経由して、パイロン後方マウント１２０に結合することができるスラスト後方マウント１４０に伝達される。可変ピッチ取り付けシステム１４は、エンジン１２をパイロン５６に結合して、パイロン５６に対してエンジン１２の制限された軸方向移動を可能にする四節リンク機構と呼ばれるものを備える。四節リンク機構の四棒は、前方及び後方リンク機構６２、６４の１つ、１又はそれ以上のスラストリンク１２６、エンジン１２、及びパイロン５６である。
【００３１】
図３−５を参照すると、後方リンク機構６４は、パイロン後方マウント１２０と後方支持フレーム３２との間の後方リンク機構６４又は可変長リンク機構１４２の長さＬを変えるための可変長アクチュエータ１５２を有する可変長リンク機構１４２とすることができる。可変長リンク機構１４２によって、図４−５に示すように、エンジン１２及びそのエンジン中心軸線１８をパイロン５６又は該パイロン５６が固定される翼（図示せず）に対してピッチ角Ｂだけチルト又はピッチングさせることができる。これはエンジン１２をチルトさせて、エンジン中心軸線１８を真っ直ぐに維持しながら、エンジン中心軸線１８と流入する空気流線との間で測定した場合の流入角Ａを変更又は調整する方法を提供する。エンジン及び航空機は、流入角Ａを０度に維持した状態で理想的に作動することになる。
【００３２】
好ましくは、本方法により、離着陸時に生じるような航空機の迎え角ＡＯＡが変わった場合でも流入角Ａを狭い範囲に維持することができる。可変長アクチュエータ１５２は、本明細書ではパイロン後方マウント１２０と、後方支持フレーム３２に対して枢動可能に結合された枢動可能リンク１２１との間で垂直方向に配置されるように示されている。可変長アクチュエータ１５２は、図３及び８Ｂでは非伸長モード、図４及び８Ｃでは伸長モード、及び図５及び８Ａでは収縮モードで示されている。可変ピッチ取り付けシステム１４は、エンジン中心軸線１８とパイロン５６のパイロン水平Ｈとの間で測定した場合のピッチ角Ｂを約０−１５度の範囲で変えることができる。可変ピッチ取り付けシステム１４を使用してピッチ角Ｂを変える目的は、航空機の様々な作動フェーズで流入空気の流線Ｓをエンジン中心軸線１８に対して平行に維持することである。
【００３３】
図３は、一般的な巡航又は離陸ロールの初期部分部における航空機を示す。パイロン５６は、エンジン中心軸線１８に平行である。図４は、地面Ｇ又は滑走路を離陸する直前のエンジン１２及び航空機を示し、航空機及びパイロン５６が上向きにピッチング又は回転し、航空機の機首が上向きに上昇又はピッチングするが、航空機の後輪が地面に残っている状態であり、航空機の迎え角ＡＯＡが大きくなっている。航空機、パイロン５６、及びエンジン１２は、依然として本質的に水平に移動する。航空機及びパイロン５６は、エンジン中心軸線１８及び地面又は滑走路に対してピッチ角Ｂだけピッチングする。アクチュエータを用いてピッチ角Ｂを設定することで、流入空気をエンジン中心軸線１８に平行に又は実質的に０度の流入角Ａに維持することができる。
【００３４】
図５は、離陸ロール後の典型的な上昇状態での航空機を示す。離陸後、航空機は加速し続けて上昇し、迎え角ＡＯＡが減少して流入空気の流線Ｓは、上昇に起因して地面Ｇに向かって下向きに傾斜し始める。アクチュエータによって、流入空気は、エンジン中心軸線１８に対して平行になる、すなわち実質的に０度の流入角Ａになることができる。
【００３５】
可変ピッチ取り付けシステム１４は、僅かに機首を下げた姿勢となる航空機の降下時に使用することができる。可変ピッチ取り付けシステム１４によって、流入空気の流線Ｓをエンジン中心軸線１８に対して平行に維持するように調整できる。着陸アプローチ時、航空機は、機首をピッチアップして低速時の揚力を維持する。この場合、可変長アクチュエータ１５２を使用して流線／中心軸線のアライメントを維持すると、空港の周辺地域に発生するファン騒音が低減することになる。タッチダウンは機首を上げた状態で行われ、メインギヤが滑走路に接地した直後に水平に戻り、この時点で、エンジンは、逆推進に備えて水平構成（中心軸線１８がパイロン５６のパイロン水平Ｈに平行）に戻る必要がある。
【００３６】
図７は、可変長リンク機構１４２である前方リンク機構６２を備えた可変ピッチ取り付けシステム１４の別の実施形態を概略的に示す。可変長リンク機構１４２は、パイロン前方マウント１１８と前方支持フレーム３３との間の前方リンク機構６２又は可変長リンク機構１４２の垂直方向の長さを変えるための可変長アクチュエータ１５２を含む。可変長アクチュエータ１５２は、パイロン前方マウント１１８との間に配置される。枢動可能リンク１２１は、可変長アクチュエータ１５２を前方支持フレーム３３に対して枢動可能に結合する。
【００３７】
図６に示す可変ピッチ取り付けシステム１４の例示的な実施形態は、パイロンと前方マウント１１８との間の各枢動可能リンク１２１間の回転防止リンク１４６を用いてエンジン中心軸線１８の周りの回転を規制する。図７に示す可変ピッチ取り付けシステム１４の例示的な実施形態は、パイロンと後方マウント１２０との間の各枢動可能リンク１２１間の回転防止リンク１４６を用いてエンジン中心軸線１８の周りの回転を規制する。回転防止リンク１４６は、接線方向に取り付けられる。エンジンを何らかの相対運動を防ぐように取り付けるために、６自由度、すなわち軸方向、垂直方向及び横方向移動、並びに軸方向、垂直方向及び水平方向の軸の周りの回転を規制する必要がある。マウントは、一般に単一故障時の拘束上の冗長性をもたらすように配置されるが、エンジンを過剰に拘束せず相対的な熱膨張を妨げない。角度の付いた回転防止リンク１４６は、横方向の移動を規制する（１自由度）。パイロン５６と、エンジンに沿った同じ軸方向位置の前方及び後方支持フレーム３３、３２との間の２つの垂直方向枢動可能リンク１２１と一緒に、これらはエンジン中心軸線１８の周りの回転を防止する（２自由度）。
【００３８】
図９及び１０は、可変ピッチ取り付けシステム１４を備えた例示的なダクテッドファン航空機ガスタービンエンジン１２を示す。ダクテッドエンジンは、ファンブレードを含み、ブレード先端は、ファンケーシング１５によって半径方向外側で境界付けされるか又は囲まれる。エンジン１２は、エンジン中心軸線１８の周りに設けられ、パイロン５６によって航空機（図示せず）の翼又は胴体に取り付けられるように適切に設計される。エンジン１２は、可変ピッチ取り付けシステム１４によってパイロン５６に取り付けられ、エンジン中心軸線１８とパイロン５６との間で測定した場合、エンジン１２をパイロン５６に対して可変のチルト角又はピッチ角Ｂで取り付けるようになっている。可変ピッチ取り付けシステム１４は、パイロン前方マウント１１８と、該パイロン前方マウント１１８の後方又は下流側に相隔たるパイロン後方マウント１２０とを含む。前方マウント１１８は、エンジン１２の前方支持フレーム３３をパイロン５６の前方マウント位置１３８に連結するか又は取り付ける。後方マウント１２０は、エンジン１２の後方支持フレーム３２をパイロン５６の後方マウント位置１３６に連結するか又は取り付ける。前方及び後方リンク機構６２、６４は、パイロン前方及び後方マウント１１８、１２０の間、及び前方及び後方支持フレーム３３、３２の間にそれぞれ配置され、エンジン１２の垂直方向支持をもたらす枢動可能リンク１２１を含む。
【００３９】
パイロン５６と前方及び後方支持フレーム３３、３２との間の枢動可能リンク１２１は、パイロン前方及び後方マウント１１８、１２０におけるエンジン１２の枢動可能な垂直方向支持をもたらす。エンジン１２が発生した推力に抗する１本又は２本のスラストリンク１２６は、パイロン後方マウント１２０に連結することができる。スラストリンク１２６は、リンク後端１３０で後方マウント１２０に連結され、リンク前端１３２で前方支持フレーム３３に連結される。推力又は軸方向荷重は、スラストリンクを通って、パイロン後方マウント１２０に連結できるスラスト後方マウント１４０に伝達される。
【００４０】
図９に示す可変ピッチ取り付けシステム１４の実施形態は、可変長リンク機構１４２である後方リンク機構６４を含み、図１０に示す可変ピッチ取り付けシステム１４の実施形態は、可変長リンク機構１４２である前方リンク機構６２を含む。図９を参照すると、可変長リンク機構１４２は、パイロン後方マウント１２０と後方支持フレーム３２との間の後方リンク機構６４又は可変長リンク機構１４２の垂直方向長さＬを変えるための可変長アクチュエータ１５２を含む。可変長リンク機構１４２によって、エンジン１２及びそのエンジン中心軸線１８は、パイロン５６又は該パイロン５６が固定される翼（図示せず）に対してチルト又はピッチングさせることができる。これは、エンジン１２のピッチをチルトさせて、流入空気の流線Ｓに対してエンジンの流入角Ａを変更して、離着陸時に生じるような航空機の迎え角ＡＯＡが変わった場合でも狭い範囲内に維持する方法を提供する。可変長アクチュエータ１５２は、パイロン後方マウント１２０と、後方支持フレーム３２に枢動可能に結合された枢動可能リンク１２１との間に配置される。
【００４１】
図１１は、可変ピッチ取り付けシステム１４を用いてパイロン５６に対して片持ち式に取り付けられた例示的なダクテッドファン航空機ガスタービンエンジン１２を示す。アンダクテッド又はオープンロータ単一ファンロータ航空機ガスタービンエンジン１２は、ファンブレード８６の単列８６を有する。可変ピッチ取り付けシステム１４は、パイロン５６から片持ち状の支持構造体９０を含み、エンジン１２に結合して枢動可能に支持する。片持ち式支持構造体９０の支持フレーム９２は、横方向又は周方向に相隔たる構造的ストラット９６、９８の第１及び第２の後方セットによってパイロン５６に片持ち状に結合する。エンジン１２は、横方向又は周方向に相隔たる構造的ストラット１００、１０２の第１及び第２の前方セットによって支持フレーム９２に枢動可能に結合する。
【００４２】
構造的ストラット１００、１０２の第１及び第２の前方セットは、ストラット後端１０８において、支持フレーム９２に固定的に結合され、ストラット前端１０４において、エンジン１２の横方向又は周方向に相隔たる第１及び第２の枢動点１６０、１６２にそれぞれ枢動可能に結合される。
【００４３】
１又はそれ以上の可変長アクチュエータ１５２（図１１には２つが示される）は、アクチュエータ後端１１０において支持フレーム９２に枢動可能に結合すると共にアクチュエータ前端１１４においてエンジン１２のアクチュエータ取り付け点１６４に枢動可能に結合することができる。第１及び第２の枢動点１６０、１６２は、エンジン中心軸線１８に対してアクチュエータ取り付け点１６４から半径方向に相隔たる。第１及び第２の枢動点１６０、１６２並びにアクチュエータ取り付け点１６４は、エンジンフレーム１６８上とすることができる。各可変長アクチュエータ１５２は、実質的に軸方向に取り付けられ、パイロン５６に対して実質的に軸方向に伸長及び収縮することができる。２又はそれ以上のアクチュエータは冗長性をもたらす。可変長アクチュエータ１５２は、ファンフレーム１６８と支持フレーム９２との間で実質的に軸方向に伸長する。
【００４４】
図１１に示される片持ち式ピッチ取り付けシステム１４は、種々の形式の航空機エンジンを取り付けかつピッチングさせるために使用することができる。本明細書では、各図に示すような可変ピッチ取り付けシステム１４の種々の実施形態を示すために航空機ガスタービンエンジンが用いられている。電気エンジン、ハイブリッドエンジン、及びピストンエンジンを含む他の形式の航空機エンジンは、同様に本明細書で示す可変ピッチ取り付けシステム１４を使用してエンジンをパイロンに取り付けることができる。本発明においてハイブリッドエンジンは、従来式ガスタービン及び電気モータ等の動力源を組み合わせたエンジンである。
【００４５】
例示的な方法で本発明を説明してきた。使用した技術用語は、限定の用語としてではなく、説明の用語の性質のものであることが意図される点を理解されたい。本明細書では本発明の好ましく例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、当業者であれば、本明細書の教示から本発明の他の修正が明らかになる筈であり、従って、全てのこのような修正は、本発明の技術思想及び技術的内に属するものとして特許請求の範囲において保護されることが望まれる。
【００４６】
従って、本特許により保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。
【符号の説明】
【００４７】
１４  可変ピッチ取り付けシステム
３２  後方支持フレーム
５６  パイロン
６４  後方リンク機構
１２０  パイロン後方マウント
１２１  枢動可能リンク
１２４  枢動可能ジョイント
１２６  スラストリンク
１３０  リンク後端
１３２  リンク前端
１３６  後方マウント位置
１４０  スラスト後方マウント
１４２  可変長リンク機構
１５２  可変長アクチュエータ
【図１】
2016120905.tif 000003
【図２】
2016120905.tif 000004
【図３】
2016120905.tif 000005
【図４】
2016120905.tif 000006
【図５】
2016120905.tif 000007
【図６】
2016120905.tif 000008
【図７】
2016120905.tif 000009
【図８Ａ】
2016120905.tif 000010
【図８Ｂ】
2016120905.tif 000011
【図８Ｃ】
2016120905.tif 000012
【図９】
2016120905.tif 000013
【図１０】
2016120905.tif 000014
【図１１】
2016120905.tif 000015
【外国語明細書】
2016120905000001.pdf