(57)【要約】      （修正有）【課題】航空機運転中の空力／重力／慣性／推力荷重によりエンジンに発生するバックボーン撓みを低減する装着システム及び方法を提供する。【解決手段】システムは、ウィング５２に結合され、前方及び後方マウントインターフェース１０４，１０６を有する剛構造体を含む。又、第１の支持接続部１０８と、それから離間する第２の支持接続部１１０とを有するフレーム１１５を含む。リンク構造体１１４は、フレームを剛構造体に結合し、回転軸４０に対して第１の角度αで前方マウントインターフェースと第１の支持接続部との間に延びる第１のリンク機構ペア１１６と、回転軸に対して第２の角度βで後方マウントインターフェースと第２の支持接続部との間に延びる第２のリンク機構ペア１１８とを含む。第１及び第２のリンク機構ペアの荷重ベクトルの１２０，１２２の射影が、ファン組立体１６の前端と高圧圧縮機２２との間でエンジンの回転軸に近接して交差する。【選択図】図２
2017165400.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機（１）のエンジン支持構造体（３）にエンジン（１０）を装着するためのシステム（１００）であって、
前記エンジンのウィング（３）に結合され、前方マウントインターフェース（１０４）及び後方マウントインターフェース（１０６）を含み、該前方マウントインターフェース及び後方マウントインターフェースの各々が荷重の推力成分を受けるパイロン剛構造体（１０２）と、
前記エンジンの回転軸（４０）を囲み、上側部分に沿って離間して配置された第１の支持接続部（１０８）及び第２の支持接続部（１１０）を含むフレーム（１１５）と、
前記フレームを前記剛構造体に結合し、第１のリンク機構ペア（１１６）及び第２のリンク機構ペア（１１８）を含むリンク構造体（１１４）と、
を備え、
前記第１のリンク機構ペアが、前記回転軸に対して第１の角度（α）で前記前方マウントインターフェースと前記第１の支持接続部との間に延び、
前記第２のリンク機構ペアが、前記回転軸に対して第２の角度（β）で前記後方マウントインターフェースと前記第２の支持接続部との間に延び、
前記エンジンの回転軸を通って延びる垂直平面上への前記第１のリンク機構ペアの荷重ベクトル（１２０）の射影と、前記第２のリンク機構ペアの荷重ベクトル（１２２）の射影とが、前記回転軸に垂直方向に直交し且つファン組立体（１６）のノーズ（２０）と前記エンジンの高圧圧縮機（２２）の軸方向中間点との間に延びる平面領域（１２４）内で焦点（Ｐｆ）にて前記エンジンの回転軸に近接して交差する、システム（１００）。
【請求項２】
前記平面領域（１２４）が、前記ファン組立体（１６）の前端と前記エンジン（１０）の高圧圧縮機（２２）の軸方向前端との間に延びる、請求項１に記載のシステム（１００）。
【請求項３】
前記平面領域（１２４）が、前記ファン組立体（１６）の回転平面（１７）と、前記エンジン（１０）の高圧圧縮機（２２）の入口ガイドベーン（２３）との間に延びる、請求項２に記載のシステム（１００）。
【請求項４】
前記第１のリンク機構ペア（１１６）と前記第２のリンク機構ペア（１１８）の荷重ベクトル（１２０，１２２）の射影が、前記エンジン（１０）の回転軸（４０）に近接して交差する、請求項１に記載のシステム（１００）。
【請求項５】
前記リンク構造体（１１４）が、前記第１及び第２のリンク機構ペア（１１６，１１８）の後方で前記フレーム（１１５）に結合される第３のリンク機構ペア（１１９）を含む、請求項１に記載のシステム（１００）。
【請求項６】
前記エンジン（１０）の回転軸（４０）を通って延びる垂直平面（１２４）上への前記第１のリンク機構ペア（１１６）の荷重ベクトル（１２０）の射影と、前記第２のリンク機構ペア（１１８）の荷重ベクトル（１２２）の射影とが、ファンロータ（２０）の平面（１７）の後方で且つ前記回転軸の軸方向上方の前記フレーム（１１５）の前方の焦点（Ｐｆ）にて交差する、請求項１に記載のシステム（１００）。
【請求項７】
前記焦点（Ｐｆ）が、前記回転軸（４０）の半径方向上方、半径方向下方、又は回転軸（４０）上に直接の何れかに位置する、請求項１に記載のシステム（１００）。
【請求項８】
前記剛構造体（１０２）、前記フレーム（１１５）、及び前記リンク構造体（１１４）が静定構造体を構成する、請求項１に記載のシステム（１００）。
【請求項９】
前記リンク構造体（１１４）が、前記エンジン（１０）のファンのケーシング（３６，４２）に結合されない、請求項１に記載のシステム（１００）。
【請求項１０】
前記第１のリンク機構ペア（１１６）が、前記前方マウントインターフェース（１０４）に枢動可能に装着され、前記第２のリンク機構ペア（１１８）が、前記後方マウントインターフェース（１０６）に枢動可能に装着される、請求項１に記載のシステム（１００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に、航空機に航空機エンジンを装着するための方法及びシステムに関する。より具体的には、本発明は、航空機運転中の空力荷重、重力荷重、慣性荷重、及び推力荷重の結果として航空機エンジンに発生する可能性があるバックボーン撓みを低減するよう適合された装着システム及び方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファンのような少なくとも一部の既知のガスタービンエンジンは、ファン、コアエンジン、及び出力タービンを含む。コアエンジンは、少なくとも１つの圧縮機、燃焼器及び高圧タービンを含み、これらは、直列流れ関係で互いに結合されている。より具体的には、圧縮機及び高圧タービンは、シャフトを通じて結合されて、高圧ロータ組立体を形成する。コアエンジンに流入する空気は、燃料と混合されて点火され、高エネルギーガスストリームを形成する。高エネルギーガスストリームは、高圧タービンを通って流れて高圧タービンを回転駆動して、シャフトが圧縮機を回転駆動するようになる。ガスストリームは、高圧タービンの後方に位置付けられる出力又は低圧タービンを通って流れるにつれて膨張する。低圧タービンは、駆動シャフトに結合されたファンを有するロータ組立体を含む。低圧タービンは、駆動シャフトを通じてファンを回転駆動する。タービンエンジン性能は、低圧タービンが比較的高い回転速度で作動しているとき及びファンが低圧力比で比較的低い回転速度で作動しているときに向上する。
【０００３】
エンジンバイパス比が増大すると、ファンの大型化及び空気流の増大により、離陸時回転にてより高い荷重がもたらされる。内部空気流及び一部の外部空気流が転回してエンジン軸線と整列すると、エンジン入口に大きな揚力荷重が生成される。この荷重は、バックボーン曲げモーメントの主要な要因となる。また、エンジン推力は、エンジンの装着システムの焦点がエンジン中心線上にあるか、中心線の上方にあるか又は下方にあるかに応じたピッチングモーメントを生成する。圧力比の増大及びブレード高さの縮小並びにエンジンバイパス比の増大に伴ってコア直径がより小さくなることにより、バックボーン曲げに対してコアエンジンがより影響を受けやすくなる。少なくとも一部のエンジンは、バックボーン曲げに対応するため、より開かれた先端クリアランスを含む。しかしながら、このように開かれた先端クリアランスは、燃費を悪化させる可能性がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許第９，１０２，３９５号明細書
【発明の概要】
【０００５】
１つの態様において、航空機のエンジン支持構造体にエンジンを装着するためのシステムが提供される。本システムは、航空機のウィングに結合され、前方マウントインターフェース及び後方マウントインターフェースを有する剛構造体を含む。前方マウントインターフェース及び後方マウントインターフェースの各々は、荷重の推力成分を受ける。本システムはまた、エンジンの回転軸を囲むフレームを含む。フレームは、該フレームの上側部分に沿って離間して配置された第１の支持接続部及び第２の支持接続部を含む。リンク構造体は、フレームを剛構造体に結合する。リンク構造体は、第１のリンク機構ペア及び第２のリンク機構ペアを含む。第１のリンク機構ペアは、回転軸に対して第１の角度で前方マウントインターフェースと第１の支持接続部との間に延びる。第２のリンク機構ペアは、回転軸に対して第２の角度で後方マウントインターフェースと第２の支持接続部との間に延びる。側方から見たときに、第１のリンク機構ペア及び第２のリンク機構ペアの荷重ベクトルの射影は、エンジン推進ファン組立体の前端とエンジンの高圧圧縮機の前部との間でエンジンの回転軸に近接して交差する。
【０００６】
別の態様において、航空機ウィングにエンジンを結合する方法が提供される。本方法は、剛構造体を航空機ウィングに結合するステップを含む。剛構造体は、前方マウントインターフェース及び後方マウントインターフェースを含む。前方マウントインターフェース及び後方マウントインターフェースの各々は、荷重の推力成分を受ける。本方法はまた、エンジンの回転軸を囲むようにエンジンの周りにフレームを結合するステップを含む。フレームは、該フレームの上側部分に沿って離間して配置された第１の支持接続部及び第２の支持接続部を含む。本方法は更に、リンク構造体の第１のリンク機構ペアを回転軸に対して第１の角度で前方マウントインターフェース及び第１の支持接続部に結合するステップと、リンク構造体の第２のリンク機構ペアを回転軸に対して第２の角度で後方マウントインターフェース及び第２の支持接続部に結合するステップと、を含む。側方から見たときに、第１のリンク機構ペア及び前記第２のリンク機構ペアの荷重ベクトルの射影が、エンジンの回転軸及びファンロータの平面に近接して交差する。
【０００７】
更に別の態様において、航空機が提供される。航空機は、ウィングと、エンジンと、ウィングとエンジンとの間に結合されたパイロンと、を含む。パイロンは、前方マウントインターフェース及び後方マウントインターフェースを含む。前方マウントインターフェース及び後方マウントインターフェースの各々は、荷重の推力成分を受ける。航空機はまた、エンジンの回転軸を囲むフレームを含む。フレームは、該フレームの上側部分に沿って離間して配置された第１の支持接続部及び第２の支持接続部を含む。リンク構造体は、フレームをパイロンに結合する。リンク構造体は、第１のリンク機構ペア及び第２のリンク機構ペアを含む。第１のリンク機構ペアは、回転軸に対して第１の角度で前方マウントインターフェースと第１の支持接続部との間に延びる。第２のリンク機構ペアが、回転軸に対して第２の角度で後方マウントインターフェースと第２の支持接続部との間に延びる。側方から見たときに、第１のリンク機構ペア及び前記第２のリンク機構ペアの荷重ベクトルの射影が、エンジンの回転軸及びファンロータの平面に近接して交差する。
【０００８】
本開示のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、図面全体を通じて同様の参照符号が同様の要素を示す添付図面を参照しながら、以下の詳細な説明を読むと更に理解できるであろう。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】本開示の例示的な実施形態による、航空機の斜視図。
【図１Ａ】図１に示す航空機と共に用いることができる高バイパスターボファンエンジンの側面図。
【図２】本発明の１つの実施形態による、航空機ウィングにエンジンを装着するためのシステムを備えた高バイパスターボファンエンジンの側面図。
【図２Ａ】図２に示す領域２Ａから見た平面図。
【図３】図２のエンジン及び装着システム上に重畳された様々な荷重状態を表す図。
【図４】図２のエンジン及び装着システム上に重畳された様々な荷重状態を表す図。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
別途指示されていない限り、本明細書で提供される図面は、本開示の実施形態の特徴を例証するものとする。これらの特徴は、本開示の１又はそれ以上の実施形態を含む幅広い種類のシステムに適用可能であると考えられる。従って、図面は、本明細書で開示される実施形態の実施に必要とされる当業者には公知の従来の全ての特徴を含むことを意図するものではない。
【００１１】
本開示の実施形態は、航空機ウィング（翼）にタービンエンジン組立体を装着するための装着システムに関する。より具体的には、本明細書で記載される装着システムは、特定のエンジン運転状態時にエンジンナセル内のバックボーン曲げを低減又は排除するよう設計される。１つの実施形態において、後方傾斜リンク構造体は、航空機ウィングのパイロンと、エンジンの内側フレームとの間に結合される。側方から見たときに、リンク構造体は、少なくとも第１及び第２のリンクを含み、各リンクが、エンジンの回転軸及びエンジン入口付近のファンロータに近接した焦点にて交差して延びる荷重ベクトルを含む。第１及び第２のリンクの荷重ベクトルの交点（側方からみたとき）の位置をエンジン軸線に近接して選択することにより、様々なエンジン作動モード時のエンジンのバックボーン曲げを低減又は排除することができる。
【００１２】
入口荷重及びエンジン中心線に対してある位置又はその近傍に装着システムの焦点を位置付けることにより、高い推力レベルを発生する大型のターボファンエンジンにおいてもバックボーン曲げが無視できるレベルにまで低減される。加えて、以下で記載される装着システムは、航空機ウィングをエンジンのフレームに結合し、装着システムがナセル又はコアカウルに結合されないようにする。更に、装着システムは、バックボーン曲げを低減する従来の取り組みに通常付随するコスト又は重量上の相当な欠点を回避しながら、この利点を達成することができる。
【００１３】
本明細書及び請求項全体を通じてここで使用される近似表現は、関連する基本的機能の変更をもたらすことなく、許容範囲内で変わることのできるあらゆる定量的表現を修飾するために適用することができる。従って、「約」及び「実質的に」などの１又は複数の用語により修飾される値は、指定される厳密な値に限定されるものではない。少なくとも幾つかの事例において、近似表現は、値を測定するための計器の精度に対応することができる。ここで、及び本明細書及び請求項全体を通じて、範囲の限定の組み合わせ及び／又は置き換えを行うことができ、文脈及び文言が別途規定のない限り、このような範囲は特定され、これに包含される全ての部分範囲を含む。
【００１４】
本明細書で使用される用語「軸方向」及び「軸方向に」とは、タービンエンジンの中心線に実質的に平行に延びる方向及び向きを意味する。更に、用語「半径方向」及び「半径方向に」とは、タービンエンジンの中心線に実質的に垂直に延びる方向及び向きを意味する。
【００１５】
図１は、本開示の例示的な実施形態による、航空機１の斜視図である。例示的な実施形態において、航空機１は、胴体２と、側方に延びるウィング（翼）３のペアとを含む。各ウィングは、パイロン５を通じてウィング３に固定結合されたエンジン４を含む。図１Ａは、航空機１（図１に示す）と共に用いることができる高バイパスターボファンエンジン１０を概略的に示している。エンジン１０は、ナセル１２及びコアエンジン１４を含むように概略的に示される。コアエンジン１４の前方に位置するファン組立体１６は、ファンブレード１８のアレイから外方に突出するスピナノーズ２０を含む。コアエンジン１４は、高圧圧縮機（ＨＰＣ）２２、燃焼器２４、高圧タービン（ＨＰＴ）２６、及び低圧タービン（ＬＰＴ）２８を含むように概略的に示される。ファン組立体１６に流入する空気の大部分は、エンジン１０の後方にバイパスされて、追加のエンジン推力を発生する。バイパス空気は、ナセル１２とコアカウル３６との間の環状バイパスダクト３０を通過して、ファン出口ノズル３２を通ってダクト３０から流出する。コアカウル３６は、バイパスダクト３０の半径方向内方境界を定め、コアエンジン１４から後方に延びる一次排気ノズル３８への後方コアカウル移行面を提供する。ナセル１２は、バイパスダクト３０の半径方向外方境界を定め、バイパスしたファン空気は、ナセル１２及びコアカウル３６によって定められるバイパスダクト流れ面の間を流れた後、ファン出口ノズル３２を通って排出される。
【００１６】
ナセル１２は通常、ナセル１２の外部境界を定める３つの一次要素、すなわち、ファン組立体１６の上流側に位置する入口組立体１２Ａと、ファンブレード１８を囲むエンジンファンケース４２と接合するファンカウル１２Ｂと、該ファンカウル１２Ｂの後方に位置する逆推力装置組立体１２Ｃとから構成される。更に、コアカウル３６は、ナセル１２の構成要素であり、コアエンジン１４の周りにシェルを提供する。
【００１７】
航空機上に装着されるときには、エンジン１０は、航空機から外向きに延びる航空機剛構造体（例えば、パイロン（図１には示さず））によって支持される。ウィングに装着されるエンジンの場合、パイロンは通常、ウィングの真下で下向きに延びる。パイロンの構造構成要素は、ＨＰＣ２２及びタービン２６，２８の回転構成要素を支持するコアエンジン１２のフレーム１１５に接続される。例示的な実施形態において、フレーム１１５は、エンジンフレーム又はファンフレームを含む。フレーム１１５は通常、ＨＰＣ２２に隣接する前方フレームと、タービン２６，２８に隣接する後方フレームと、前方及び後方フレームを接続するエンジンケーシングとを含む。エンジンケーシングは、エンジン１０のバックボーンと呼ばれることが多い。図１に描かれているタイプの航空機エンジンは通常、エンジン中心線４０に垂直な２つの平面内に装着及び固定される。第１の装着は通常、多くの場合ファン組立体１６の直ぐ後方にある前方フレームに接続され、第２の装着は通常、タービンセクション付近の後方フレームに接続される。
【００１８】
上昇及び特定の航空機動作モード時には、エンジン１０の中心線４０は、接近する空気流の方向に対してピッチ方向に傾斜し、その結果、ナセル１２は、上向きの空力荷重を受ける可能性がある。図１のベクトルＦｔで表される推力荷重に加えて、この空力的に誘起された荷重は、入口荷重と呼ばれることが多く、図１ＡにおいてベクトルＦｉで表される。これらの荷重は、エンジンケーシング（バックボーン）において曲げモーメントを誘起する。中心線４０の周りのエンジンバックボーンの同心度を維持することは、エンジン１０のＨＰＣ２２及びタービンセクション２６，２８におけるブレード先端クリアランスを維持する観点から重要であり、これは、エンジンの燃料消費率（ＳＰＣ）及び燃料消費量を改善する有利な効果がある。加えて、バックボーン曲げを低減することで、周囲のエンジン構造物（ファンケース４２を含む）とのブレード先端摩耗接触の発生が低減され、これにより供用中の性能維持が向上する。保守整備のための取り外しまでの翼上時間の間隔が長いエンジンは、オペレータに対する保守整備契約コストの低減をもたらす。
【００１９】
図２は、航空機５０のウィング５２にエンジン１０を装着するための装着システム１００を備えた例示的な高バイパスターボファンエンジン１０の側面図である。図２Ａは、（図２に示される）領域２Ａから見た平面図である。図２は、装着システム１００に作用する唯一の荷重がエンジン１０の重量Ｗである非作動モード状態のエンジン１０を表している。図３は、離陸又は巡航荷重状態のエンジン１０を表し、ここでは、エンジン１０からの推力が、航空機５０を離陸前の滑走路に沿って又は空中を高速度で推進させる。図４は、上昇又は離昇中の荷重状態のエンジン１０を表している。装着システム１００は、図１にて表されるタイプの高バイパスガスターボファンエンジンに設置することができ、従って、便宜上、図２〜図４を通じて同じ又は機能的に同等の構成要素を識別するために、エンジン１０及びその構成要素を識別するのに図１で使用された同じ符号を用いる。以下で提供されるシステム１００の説明を容易にするために、用語「垂直方向」、「水平方向」、「横方向」、「前方」、「後方」、「上側」、「下側」、「上方」、「下方」、その他は、航空機５０上のエンジン１０の設置及び向きの観点を基準として用いることができ、従って、これらは、本発明の組立、設置及び使用を示す相対的用語であり、本発明の範囲を定める一助となる。しかしながら、システム１００を図面に示されるエンジン１０とは大きく異なるエンジンに設置すること、又は航空機５０の他の箇所（例えば、胴体）に設置できることは、本発明の範囲内である。最後に、システム１００を航空機エンジン以外の用途に適用できることは予期される。
【００２０】
図２に示すように、装着システム１００は、単一ボール又は球面軸受とクレビス及びラグ型コネクタを通じて航空機ウィング５２のエンジン支持構造体に結合される剛構造体又はパイロン１０２を含む。パイロン１０２はまた、エンジン１０に結合され、前方マウントインターフェース１０４及び後方マウントインターフェース１０６を含む。例示的な実施形態において、前方マウントインターフェース１０４及び後方マウントインターフェース１０６の各々は、特定のエンジン作動モードにおいて推力成分の少なくとも一部を受ける。
【００２１】
装着システム１００はまた、エンジン１０の回転軸４０を囲むフレーム１１５を含む。例示的な実施形態において、フレーム１１５は、第１の支持接続部１０８と、該第１の支持接続部１０８から離間して配置された第２の支持接続部１１０とを含む。
【００２２】
例示的な実施形態において、装着システム１００はまた、フレーム１１５とパイロン１０２との間に結合され、フレーム１１５をパイロン１０２に固定するよう構成されたリンク構造体１１４を含む。全体として、パイロン１０２、フレーム１１５、及びリンク構造体１１４は、静定構造体を形成する。リンク構造体１１４は、少なくとも、第１のリンク１１６のペア、第２のリンク１１８のペア、及び後方リンク１１９のペアを含む。図２Ａの側面図で見たときに、第１のリンク１１６の両リンクは、回転軸４０に対して同じ角度を形成し、第２のリンク１１８の両リンクは、回転軸４０に対して同じ角度を形成する。しかしながら、図２Ａに示すように、第１のリンク１１６は、回転軸４０に対して内向きに角度が付けられ、第２のリンク１１８は、回転軸４０に対してほぼ平行である。
【００２３】
例示的な実施形態において、対称リンク１１６の第１のペア（図２には１つだけ示されている）は、パイロン１０２上のそれぞれの前方マウントインターフェース１０４から、フレーム１１５上の第１の支持接続部１０８の間まで延びる。より具体的には、第１のリンク機構ペア１１６は、一方の端部にてパイロンの前方マウントインターフェース１０４に枢動可能に結合され、また、反対の端部にてフレーム１１５の第１の支持接続部１０８に枢動可能に結合される。例示的な実施形態において、第１のリンク機構ペア１１６は、パイロン１０２とフレーム１１５との間に結合されて、第１のリンク機構ペア１１６が回転軸４０に対して第１の角度αを定めるようになる。
【００２４】
同様に、第２のリンク機構ペア１１８は、パイロン１０２上の後方マウントインターフェース１０６と、フレーム１１５上の第２の支持接続部１１０との間に延びる。より具体的には、第２のリンク機構ペア１１８は、一方の端部にてパイロンの後方マウントインターフェース１０６に枢動可能に結合され、また、反対の端部にてフレーム１１５の第２の支持接続部１１０に枢動可能に結合される。例示的な実施形態において、第２のリンク機構ペア１１８は、パイロン１０２とフレーム１１５との間に結合されて、第２のリンク機構ペア１１８が回転軸４０に対して第２の角度βを定めるようになる。図２に示すように、第２の角度βは第１の角度αよりも小さい。リンク構造体１１４は、エンジン１０と航空機ウィング５２のパイロン１０２との間の接続部を提供し、これにより、図１を参照して上述したタイプの推力及び入口荷重により他の場合では生じるはずのコアエンジン１４内のバックボーン曲げ／撓みが有意に低減される。加えて、リンク構造体１１４は、フレーム１１５とパイロン１０２との間にのみ結合され、従って、ナセル１２又はファンケーシング４２の何れの部分にも結合されない。一部の実施形態において、バックボーン曲げ／撓みは、無視できるほどのレベルまで低減され、或いはゼロになる可能性がある。
【００２５】
図２に示すように、第１のリンク機構ペア１１６は、該第１のリンク機構ペア１１６を通じて伝達される力（又は同じ平面内の複数の力）の荷重ベクトル１２０を含む。同様に、第２のリンク機構ペア１１８は、該第２のリンク機構ペア１１８を通じて伝達される力（又は同じ平面内の複数の力）の荷重ベクトル１２２を含む。例示的な実施形態において、回転軸４０を通って延びる垂直平面上への合成荷重ベクトル１２０の射影は、平面領域１２４内に位置するある点で交差する。第１の実施形態において、平面領域１２４は、前方のＨＰＣ２２のほぼ軸方向の中間点からスピナノーズ２０先端くらいまで延びる。第２の実施形態において、平面領域１２４は、前方のＨＰＣ２２のほぼ前端からファン組立体１６の前端まで延びる。別の実施形態において、平面領域１２４は、ＨＰＣ２２の入口ガイドベーン２３とファン組立体の平面１７との間で軸方向に延びる。他の実施形態において、平面領域１２４は、図２で見たときに、反時計回りに約２５度から約３０度の角度が付けられる。より具体的には、平面領域１２４への荷重ベクトル１２０，１２２の射影は、ファン組立体の平面１７に沿って焦点Ｐｆにて回転軸４０に近接して互いに交差する。荷重ベクトル１２０は、互いに平行ではなく、また、荷重ベクトル１２２は回転軸４０にほぼ平行であるので、これらの荷重ベクトルは、何れの点でも回転軸４０とは交差しないようにすることができる。しかしながら、平面領域１２４への荷重ベクトル１２０，１２２の射影は、回転軸４０に近接した平面領域１２４の境界内で互いに交差することができる。
【００２６】
更に、バックボーン曲げ／撓みを低い値又はゼロにまで低減できる装着システム１００の能力は、図２〜４を参照することにより理解することができる。図２は、エンジン１０（エンジン非作動）の重量Ｗの結果としてだけ存在する相対的力ベクトルを図示し、エンジン重量が第１及び第２のリンク１１６，１１８と後方リンク１１９にて後方装着垂直反作用Ｒａとの間で分担されていることを示している。より具体的には、図２は、エンジン１０が運転停止されているか、又はエンジン１０に作用する他の全ての力が平衡している、エンジン１０の第１の作動モードを表している。
【００２７】
図３は、航空機５０が滑走路を移動している離陸時、又は追加の推力を必要とする水平飛行時など、エンジン１０の第２の作動モードの際に存在する状態を図示している。図３に示すように、リンク構造体１１４の第１及び第２のリンク１１６，１１８は、エンジン推力Ｆｔから生じる追加の力を受ける。具体的には、図３で分かるように、焦点Ｐｆが中心線の上方に示されているので、エンジン推力Ｆｔは、重力反作用Ｗとは反対方向に作用する小さな前方垂直方向反作用Ｒｆを焦点Ｐｆにて生じる。同様に、エンジン推力Ｆｔは、重力反作用Ｗに加えて上向き方向に作用する後方反作用Ｒａを後方リンク１１９にて生じる。図３に示す荷重状態において、前方反作用Ｒｆは、反対方向の同じ量だけ低減され、全体として推力Ｆｔモーメントをオフセットする。加えて、焦点Ｐｆが中心線４０に近づくほど、図２の平衡した静荷重状態から、図３における追加の推力状態への後方反作用Ｒａの増加がより小さくなる。
【００２８】
図４は、離昇時又は航空機５０が上昇しているときなど、エンジン１０の第３の作動モード時に存在する状態を図示している。図４に示すように、リンク構造体１１４のリンク１１６，１１８，１１９は、エンジン推力Ｆｔから生じる追加の推力を受けるが、離昇及び上昇荷重状態時の航空機５０の仰角の増大によって引き起こされる入口荷重Ｆｉも受ける。具体的には、図４で分かるように、エンジン推力Ｆｔ及び入口荷重Ｆｉは、重量力反作用Ｗとは反対の下向き方向で作用する前方反作用Ｒｆを焦点Ｐｆにて生じる。同様に、エンジン推力Ｆｔ及び入口荷重Ｆｉは、重量力反作用Ｗに加えて上向き方向で作用する後方反作用Ｒａの増大を後方リンク１１９にて生じる。図４に示す荷重状態において、前方反作用Ｒｆは低減又は負になることができ、後方反作用Ｒａは、図３に示す荷重状態と比べて増大している。例示的な実施形態において、焦点Ｐｆがより前方になるほど、入口荷重Ｆｉに起因したバックボーン曲げの増加が小さくなる。加えて、図４に示す荷重状態において、後方反作用Ｒａは、図３に示す荷重状態時の後方反作用Ｒａよりも大きい。航空機５０が巡航に達して水平飛行になると、入口荷重Ｆｉが減少し、前方反作用Ｒｆ及び後方反作用Ｒａは、図３に示すように重量力反作用Ｗを相殺し、及び推進力Ｆｔのみに復帰する。例示的な実施形態において、本明細書で記載されるように、ＨＰＣ２２、フレーム１１５及びコアカウル３６の前縁から前方にある焦点Ｐｆの位置は、離昇及び上昇荷重状態時のエンジン１０のバックボーン曲げを低減することができる。
【００２９】
例示的な実施形態において、入口荷重Ｆｉは、上昇中の航空機の結果として付加的に存在するものとして示され、この間、ナセル１２は、エンジン１０の中心線４０が接近する空気流の方向に対して上向きにピッチ傾斜されている結果として空力的に上向きの荷重を受ける。とりわけ、図４は、焦点Ｐｆがエンジン中心線４０の上方にあるか又は下方にあるかに応じて、リンク１１６，１１８の焦点Ｐｆの周りで同じ方向又は反対方向の荷重モーメントを与えるものとして、エンジン推力Ｆｔ及び入口荷重Ｆｉの荷重を表している。その結果、これらのモーメントは、焦点Ｐｆに対するその距離がＦｔ及びＦｉのそれぞれの大きさに対して適切である場合には、ある程度の範囲までは互いに打ち消し合うことができる。入口荷重Ｆｉ及び推進力Ｆｔによってエンジン１０に誘起される曲げモーメントを低減することにより、コアエンジン１４のバックボーンは、より小さな曲げ又は撓みを受けることになる。
【００３０】
図４に表された状態下における第１の支持構造体１０８及び第２の支持構造部１１０の荷重の大きさは、飛行中に生じる重量Ｗ、推進力Ｆｔ及び入口荷重Ｆｉの実際の値に応じて変わることになる。そのため、フレーム１１５の前方にある焦点Ｐｆの位置は、コアエンジン１４のバックボーンの曲げ及び撓みを有意に低減するための本発明の好ましい態様である。加えて、焦点Ｐｆは、好ましくは、エンジン推力ベクトルＦｔ及び入口荷重ベクトルＦｉの交差に近接近して配置され、エンジン１０のファン入口組立体１２Ａ内に位置付けられるようにする。実際には、エンジンの分布質量はまた、エンジンバックボーン曲げの一因となり、焦点の最良位置は、航空機の飛行全体を通じて全ての発生源のバックボーン曲げを最小限にするよう請求項に記載される領域内で見つけられることになる。より具体的には、既知のエンジン設計と比べて焦点Ｐｆを前方に移動させることで、曲げが最小になる。更に具体的には、荷重ベクトル１２０，１２２は、エンジン１０の回転軸４０とエンジン入口近傍のファン組立体平面１７の交点付近の焦点Ｐｆにて交差する。エンジン軸線に近接した第１及び第２のリンクの荷重ベクトルの交点（側方から見たとき）の位置を選択することにより、様々なエンジン作動モード時のエンジンのバックボーン曲げを低減又は排除することができる。
【００３１】
記載されたシステムは、静定的なものであること、及び「フェールセーフ」検討事項は、追加の「待機するフェールセーフ」特徴要素又は追加のリンクを含み、バックボーン曲げを低減することに関して同じ性能の非静定的なシステムになることを理解されたい。上述のことから、焦点Ｐｆの位置は、リンクの組み合わせ及び構成、図に示されたものとは異なる装着位置で達成することができ、このような他の組み合わせ及び構成は、本発明の範囲内にある点は理解されたい。モーメントを導きだすために適用される数学的ベクトル分析を利用することにより、好適な代替形態を容易に特定することができる。
【００３２】
本発明の技術的効果は、入口荷重及びエンジン中心線に対してある位置又はその近傍で装着システムの焦点を位置付けて、高い推力レベルを発生する大型のターボファンエンジンにおいてもバックボーン曲げが無視できるレベルにまで低減することができる能力である。加えて、装着システムは、航空機ウィングをエンジンのフレームに結合し、装着システムがナセル又はファンケースに結合されないようにする。更に、装着システムは、バックボーン曲げを低減する従来の取り組みに通常付随するコスト又は重量上の相当な欠点を回避しながら、この利点を達成することができる。
【００３３】
パイロンを通じてエンジンを航空機ウィングに結合する方法及びシステムの上述の実施形態は、様々な作動モード時にパイロンの後方マウントにおける荷重を低減し、且つ荷重の変動を縮小するコスト効果があり且つ信頼性の高い手段を提供する。より具体的には、本明細書で記載される方法及びシステムはまた、高圧圧縮機及び高圧タービンの構造クリアランスを改善し、パイロンのフェアリングの輪郭の低減を可能にする。結果として、本明細書で記載される方法及びシステムは、コスト効果があり且つ信頼性の高い方式でエンジンを航空機に結合することができる。
【００３４】
装着システムの例示的な実施形態を上記で詳細に説明した。装着システム、及びこのようなシステム及び装置を作動させる方法は、本明細書で記載される特定の実施形態に限定されず、システムの構成要素及び本方法のステップは、本明細書で記載される他の構成要素及び／又はステップと独立して別個に利用することができる。例えば、本方法はまた、構成要素の装着を必要とする他のシステムと組み合わせて用いることができ、本明細書で記載されるシステム及び方法での実施に限定されない。
【００３５】
本発明の種々の実施形態の特定の特徴は一部の図面で示され、他の図面では示されない場合があるが、これは便宜上のことに過ぎない。本開示の原理によれば、図面の何れかの特徴は、他の何れかの図面のあらゆる特徴と組み合わせて言及し及び／又は特許請求することができる。
【００３６】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、更に、あらゆる当業者があらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること及びあらゆる包含の方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本開示の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、又は請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
【００３７】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
航空機のエンジン支持構造体にエンジンを装着するためのシステムであって、
上記エンジンのウィングに結合され、前方マウントインターフェース及び後方マウントインターフェースを含み、該前方マウントインターフェース及び後方マウントインターフェースの各々が荷重の推力成分を受けるパイロン剛構造体と、
上記エンジンの回転軸を囲み、上側部分に沿って離間して配置された第１の支持接続部及び第２の支持接続部を含むフレームと、
上記フレームを上記剛構造体に結合し、第１のリンク機構ペア及び第２のリンク機構ペアを含むリンク構造体と、
を備え、
上記第１のリンク機構ペアが、上記回転軸に対して第１の角度で上記前方マウントインターフェースと上記第１の支持接続部との間に延び、
上記第２のリンク機構ペアが、上記回転軸に対して第２の角度で上記後方マウントインターフェースと上記第２の支持接続部との間に延び、
上記エンジンの回転軸を通って延びる垂直平面上への上記第１のリンク機構ペアの荷重ベクトルの射影と、上記第２のリンク機構ペアの荷重ベクトルの射影とが、上記回転軸に垂直方向に直交し且つファン組立体のノーズと上記エンジンの高圧圧縮機の軸方向中間点との間に延びる平面領域内で焦点にて上記エンジンの回転軸に近接して交差する、システム。
［実施態様２］
上記平面領域が、上記ファン組立体の前端と上記エンジンの高圧圧縮機の軸方向前端との間に延びる、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様３］
上記平面領域が、上記ファン組立体の回転平面と、上記エンジンの高圧圧縮機の入口ガイドベーンとの間に延びる、実施態様２に記載のシステム。
［実施態様４］
上記第１のリンク機構ペアと上記第２のリンク機構ペアの荷重ベクトルの射影が、上記エンジンの回転軸に近接して交差する、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様５］
上記リンク構造体が、上記第１及び第２のリンク機構ペアの後方で上記フレームに結合される第３のリンク機構ペアを含む、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様６］
上記エンジンの回転軸を通って延びる垂直平面上への上記第１のリンク機構ペアの荷重ベクトルの射影と、上記第２のリンク機構ペアの荷重ベクトルの射影とが、ファンロータの平面の後方で且つ上記回転軸の軸方向上方の上記フレームの前方の焦点（Ｐｆ）にて交差する、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様７］
上記焦点が、上記回転軸の半径方向上方、半径方向下方、又は回転軸上に直接の何れかに位置する、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様８］
上記剛構造体、上記フレーム、及び上記リンク構造体が静定構造体を構成する、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様９］
上記リンク構造体が、上記エンジンのファンのケーシングに結合されない、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様１０］
上記第１のリンク機構ペアが、上記前方マウントインターフェースに枢動可能に装着され、上記第２のリンク機構ペアが、上記後方マウントインターフェースに枢動可能に装着される、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様１１］
上記剛構造体がパイロンを含む、実施態様１に記載のシステム。
［実施態様１２］
航空機ウィングにエンジンを結合する方法であって、
各々が荷重の推力成分を受ける前方マウントインターフェース及び後方マウントインターフェースを含む剛構造体を上記航空機ウィングに結合するステップと、
第１の支持接続部及び第２の支持接続部を含むフレームを上記エンジンの回転軸を囲むように該エンジンの周りに結合するステップと、
を含み、上記第１の支持接続部及び第２の支持接続部が、上記フレームの上側部分に沿って離間して配置され、
上記方法が更に、
リンク構造体の第１のリンク機構ペアを上記回転軸に対して第１の角度で上記前方マウントインターフェース及び上記第１の支持接続部に結合するステップと、
上記リンク構造体の第２のリンク機構ペアを上記回転軸に対して第２の角度で上記後方マウントインターフェース及び上記第２の支持接続部に結合するステップと、
を含み、上記第１のリンク機構ペア及び前記第２のリンク機構ペアの荷重ベクトルの射影が、ファンロータの平面に近接して交差し、該平面が、上記回転軸に垂直である、方法。
［実施態様１３］
上記第１のリンク機構ペアを結合して上記第２のリンク機構ペアを結合することが、上記第１のリンク機構ペア及び前記第２のリンク機構ペアの荷重ベクトルの射影が上記エンジンの回転軸に近接して交差するように、上記第１のリンク機構ペアを結合し上記第２のリンク機構ペアを結合することを含む、実施態様１２に記載の方法。
［実施態様１４］
上記リンク構造体の第３のリンク機構ペアを上記第１のリンク機構ペア及び上記第２のリンク機構ペアの後方で上記フレーム及び上記剛構造体に結合するステップを更に含む、実施態様１２に記載の方法。
［実施態様１５］
上記第１のリンク機構ペア及び前記第２のリンク機構ペアの荷重ベクトルの射影が、上記回転軸に垂直方向に直交し且つファン組立体のノーズと上記エンジンの高圧圧縮機の軸方向中間点との間に延びる平面領域内で焦点にて上記エンジンの回転軸に近接して交差する、実施態様１２に記載の方法。
［実施態様１６］
リンク構造体の第１のリンク機構ペアを上記前方マウントインターフェースに結合することが、リンク構造体の第１のリンク機構ペアを上記前方マウントインターフェースに枢動可能に結合することを含み、
リンク構造体の第２のリンク機構ペアを上記後方マウントインターフェースに結合することが、リンク構造体の第２のリンク機構ペアを上記後方マウントインターフェースに枢動可能に結合することを含む、
実施態様１２に記載の方法。
［実施態様１７］
航空機であって、
ウィングと、
エンジンと、
上記ウィングと上記エンジンとの間に結合され、荷重の推力成分を各々が受ける前方マウントインターフェース及び後方マウントインターフェースを含むパイロンと、
上記エンジンの回転軸を囲むフレームと、
を備え、上記フレームが、該フレームの上側部分に沿って離間して配置された第１の支持接続部と第２の支持接続部とを含み、
上記航空機が更に、
上記フレームを上記剛構造体に結合し、第１のリンク機構ペア及び第２のリンク機構ペアを含むリンク構造体と、
を備え、
上記第１のリンク機構ペアが、上記回転軸に対して第１の角度で上記前方マウントインターフェースと上記第１の支持接続部との間に延び、上記第２のリンク機構ペアが、上記回転軸に対して第２の角度で上記後方マウントインターフェースと上記第２の支持接続部との間に延び、上記エンジンの回転軸を通って延びる垂直平面上への上記第１のリンク機構ペア及び上記第２のリンク機構ペアの荷重ベクトルの射影が、上記ファン組立体の平面に近接して上記エンジンの回転軸に直交し、上記平面が、上記回転軸に垂直方向に直交する、航空機。
［実施態様１８］
上記第１のリンク機構ペア及び上記第２のリンク機構ペアの荷重ベクトルの射影が、上記エンジンの回転軸に近接して交差する、実施態様１７に記載の航空機。
［実施態様１９］
上記リンク構造体が、上記エンジンのファンのケーシングに結合されない、実施態様１７に記載の航空機。
［実施態様２０］
上記第１のリンク機構ペアが、上記前方マウントインターフェースに枢動可能に装着され、上記第２のリンク機構ペアが、上記後方マウントインターフェースに枢動可能に装着される、実施態様１７に記載の航空機。
【符号の説明】
【００３８】
１  航空機
２  胴体
３  ウィング（翼）
４  エンジン
５  パイロン
１０  エンジン
１２  ナセル
１４  コアエンジン
１６  ファン組立体
１７  ファン組立体平面
１８  ファンブレード
２０  スピナノーズ
２２  ＨＰＣ
２３  入口ガイドベーン
２４  燃焼器
２６  ＨＰＴ
２８  ＬＰＴ
３０  バイパスダクト
３２  ファン出口ノズル
３６  コアカウル
３８  一次排気ノズル
４０  回転軸
４２  エンジンファンケース
５０  航空機
１００  装着システム
１０２  パイロン
１０４  前方マウントインターフェース
１０６  後方マウントインターフェース
１０８  第１の支持接続部
１１０  第２の支持接続部
１１４  リンク構造体
１１５  フレーム
１１６  第１のリンク機構ペア
１１８  第２のリンク機構ペア
１１９  後方リンク
１２０  荷重ベクトル
１２２  荷重ベクトル
１２４  平面領域
【図１】
2017165400.tif 000003
【図１Ａ】
2017165400.tif 000004
【図２】
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【図２Ａ】
2017165400.tif 000006
【図３】
2017165400.tif 000007
【図４】
2017165400.tif 000008
【外国語明細書】
2017165400000001.pdf