JP5020943B2 - 航空機のジェットエンジン用のパイロンサスペンションアタッチメント - Google Patents

Description

本発明は、概して、航空機用のジェットエンジン(ターボジェット)サスペンションパイロンに関する。この種のサスペンションパイロンはＥＭＳ(エンジン取り付け構造体(Engine Mounting Structure))とも呼ばれ、航空機の翼の下にジェットエンジンを取り付けるのに、あるいは当該翼の上にジェットエンジンを取り付けるのに使用される。

そうしたサスペンションパイロンは、ターボジェットと航空機の翼との間の接続インターフェースを形成するよう設計されている。それは、関係するターボジェットによって生じる力を航空機の構造体へと伝達し、しかもそれはまた、エンジンと航空機との間の燃料、電気、油圧および空気圧システムの接続を可能とする。

力を伝達するために、パイロンは、たいてい「箱」型の、つまり上側および下側桁材および横断リブを介して互いに接続された側面パネルのアセンブリから形成された剛構造体を具備してなる。

パイロンはまた、ターボジェットとパイロンの剛構造体との間に介在させられた取り付けシステムを備えるが、このシステムは概して、少なくとも二つのエンジンサスペンション(通常は少なくとも一つの前部サスペンションおよび少なくとも一つの後部サスペンション)を具備してなる。

さらに、取り付けシステムは、エンジンによって生じる推力に抗するためのデバイスを具備してなる。従来、このデバイスは、たとえば、第一にはターボジェットファンケーシングの後部に対して、そして第二にはターボジェットの中心ケーシングに対して取り付けられたエンジン後部サスペンションに対して連結された２本の横方向連結ロッドの形態であった。

同様に、サスペンションパイロンはまた、当該パイロンの剛構造体と航空機の翼との間に介在させられた第２の取り付けシステムを具備してなるが、この第２のシステムは、通常、二つまたは三つのサスペンションからなる。

最後に、パイロンは、空力フェアリングを支持しながら、上記システムを分離し、かつ適所にて保持するための補助構造体を備える。

上述したように、従来技術に基づく一般的なサスペンションパイロンは、概して、関係するターボジェットによって生じる全ての力に抗するために、大きな寸法を有する平行六面体状箱体の形態である。

したがって、大きな箱型サスペンションパイロンがターボジェットの中心ケーシングに近接して配置されるこの特定の事例では、パイロンは、不可避的に、環状ファンダクトからのファンフローを激しく乱すが、これは直ちに抵抗を増大させ、そしてターボジェットの効率を低下させると共に燃料消費を増大させる。

さらに、この擾乱は、環状ファンダクトの出力部に配置された横方向ロッドからなる抗推力デバイスの存在によってさらに悪化する。

それゆえ、本発明の目的は、従来技術に基づく実施形態に関連する上記欠点を少なくとも部分的に解消する、航空機用のジェットエンジン(ターボジェット)サスペンションパイロンを提供すること、ならびにそうしたパイロンを少なくとも一つ備える航空機を提供することである。

この目的を達成するために、本発明の対象は航空機用のジェットエンジンのサスペンションパイロンであって、当該パイロンは、前後方向中央箱体を具備してなる剛構造体を備え、当該剛構造体はさらに、中央箱体の前部に対して取り付けられかつそれぞれが上側外皮および下側外皮を含む二つの側方箱体を具備してなり、上記パイロンはさらに、このパイロンの前後方向に沿って作用する力に抗するよう構成された第１のエンジン前部サスペンションおよび第２のエンジン前部サスペンションを具備してなり、この第１および第２のエンジン前部サスペンションは二つの側方箱体に配置されている。

したがって本発明では、この目的のために設けられた二つの側方箱体によって、推力、つまりパイロンの前後方向に沿って作用する力に抗することができる。この抵抗力は、第１および第２の前部サスペンションを通過する推力を、(応力外皮として採用可能な)これら箱体の外皮を経て容易に伝達することができるという意味で、完全に満足できるものとすることが可能である。いったん、この力が側方箱体の上側端部に伝達されると、力は、それを経てパイロンの後方に向って前後方向に沿って力を伝達可能な前後方向中央箱体に達する。

同様に、モーメントは、二つの側方箱体(主としてこれら箱体のそれぞれに設けられた前部閉(非開放)フレームおよび後部閉(非開放)フレーム)によって、垂直(鉛直)方向に沿って完全に抗されることを理解されたい。

最後に、これはパイロンの前後方向を中心として作用するモーメントへの抵抗をもたらすが、第１および第２の前部サスペンションがパイロンの垂直方向に沿って作用する力に抗するよう設計された場合、側方箱体によって効果的にこの抵抗がもたらされる。

さらに、上述したように、サスペンションパイロンの剛構造体は、中央ねじれ箱体とも呼ばれる前後方向中央箱体を具備してなるが、これは上記仮想面の前後方向軸線と平行に延在しており、したがって側方箱体のそれぞれに対して取り付けられている。明らかに、これら側方箱体によって付与される機械的強度によって、中央箱体の寸法(主として厚み)は従来よりも小さなものとすることができる。これは、当該中央箱体はまた、環状ファンダクトからのファン噴流に対して極めて僅かな擾乱しか引き起こさないことを意味する。

この点に関して、もはや横方向ロッドタイプの特殊な抵抗デバイスによってではなく、側方箱体に取り付けられた第１および第２のエンジン前部サスペンションによって推力に抗するという事実はまた、環状ファンダクトからの出口に、この横方向ロッドが存在することに起因して、これまで生じていたファンフローの擾乱を抑える手段を提供するということに留意されたい。

好ましくは、二つの側方箱体のそれぞれは、円形断面および好ましくは前後方向軸線(これはターボジェットの前後方向軸線と一致するものであってもよい)を備えた略円筒形の仮想面の一部を共同で画定する下側外皮を有する。

したがって、二つの下側外皮のそれぞれは、それが略円筒形の円形仮想面を取り囲むように延在するような曲率を有している。この結果、それらは、サスペンションパイロンがターボジェットの中心ケーシングに極めて近接して配置された大きな単一の平行六面体形状の中央箱体の形態である従来技術に基づく一般的な解決策に比べて、有利なことには関係するターボジェットの環状ファンダクトから流出するファンフローをほとんど邪魔することのない剛構造体のアセンブリを協働で形成する。

仮想面の直径を、関係するターボジェットのファンケーシングの円筒状外面の直径と概ね等しいものとすることは実際に可能であるが、この場合、下側外皮によって形成された剛アセンブリは概ねファンケーシングの外面の延在範囲に沿った、さらに一般化して言うと当該ケーシングの外周環状部の延在範囲に沿ったものとなる。当然ながら、二つの側方箱体を、円形断面およびファンケーシングの直径と同等の直径を備えた外皮(包絡面)の略円筒形部分のように取り扱うことができるこの特定の例では、当該箱体によって引き起こされるであろうファンフローの擾乱は極度に軽微であり、それどころか存在しない。

これは、抵抗、ターボジェットの効率、そして燃料消費に関して改善が図れるという利点を有する。

参考までに言うと、二つの側方箱体を、概して、円形断面を備えた略円筒形状である包絡面(外皮)の一部と見なすことができるのであれば、それは好ましくは半円形断面を備えた包絡面(外皮)の略円筒形部分の形態であることに留意されたい。当然ながら、この好ましい形状は、サスペンションパイロンの剛構造体上でのターボジェットの組み付けを簡素化するのに完全に適している。

さらに、上述したように、二つの側方箱体間に配置された前後方向中央箱体は、ファンフローに極めてわずかな擾乱しか発生させないように配置される。これを実現するために、それは、その下側部分の極めて小さな部分だけしか仮想面内に突出しないように配置される。

好ましくは、各側方箱体は、パイロンの横方向および垂直方向によって規定された平面に沿って配置された前部閉フレームによって前端部において閉塞される。この場合、第１および第２のエンジン前部サスペンションは側方箱体の二つの前部閉フレームに対して取り付けられるように配置構成することができ、この結果、これら二つの前部サスペンションはターボジェットのファンケーシングに容易に組み付けることが可能となる。

さらに好ましくは、仮想面の前後方向軸線およびサスペンションパイロンの横方向によって規定される平面は、第１および第２のエンジン前部サスペンションと交差する。したがって、この独特の特徴によって、有利なことには、ターボジェットシャフトにおける推力に抗することが可能となるが、この結果、当該シャフトの前後方向の撓みが著しく低減されることに留意されたい。

好ましくは、上述したように、第１および第２のエンジン前部サスペンションはそれぞれ、パイロンの前後方向に沿って、かつパイロンの垂直方向に沿って作用する力に抗するよう構成される。この形態では、パイロンは、仮想面の前後方向軸線および上記パイロンの垂直方向によって規定された平面を中心として対称に配置された第１および第２のエンジン前部サスペンションと、これを通って当該平面が延在している第３のエンジン前部サスペンションと、前後方向中央箱体に対して取り付けられたエンジン後部サスペンションとからなる複数のエンジンサスペンションを具備してなることが可能となる。

したがって、全てのエンジン前部サスペンションはファンケーシング上に取り付けられるよう設計され、この結果、それらは互いにかなり大きな距離を置いて配置できる。この大きな離間距離には次のような利点がある。すなわち、所与の軸線まわりのモーメントに関係する、それらが抗しなければならない力は、中心ケーシングに対して取り付けられたエンジンサスペンション同士が互いに大きく離間できない従来技術に基づく一般的な解決策に見られる対応する力よりも当然ながら小さなものであるという事実に起因して、上記エンジンサスペンションの構造を格段に簡素化できる。

さらに、これら前部サスペンションは有利なことにはターボジェットの高温部から距離を置いて配置できるが、これによって、これらの要素に加えられるであろう熱の影響が著しく低減される。

さらに、もはや横方向ロッドタイプの抗推力デバイスの存在を必要としないそうした構造によれば、ターボジェットによって生じる全ての力には、本質的に、第１、第２および第３のエンジン前部サスペンションがファンケーシング上で抗することになる。なぜなら、パイロンと中心ケーシングすなわち排気ケーシングとの間に残るリンクのみがエンジン後部サスペンションからなり、その主要な役割はターボジェットの後部の垂直振動を制限することだからである。

したがって、エンジンサスペンションのこの独特の構成は、この撓みがターボジェットによって得られたスラストによるものであるか、あるいは航空機のさまざまな飛行段階の間に遭遇するであろう突風によるものであるかに関係なく、中心ケーシングに見られる撓みを、かなりの程度低減させる。

結果として、撓みが上記のとおり著しく低減されるので、回転するコンプレッサーおよびタービンブレードとエンジンの中心ケーシングとの間の摩擦が著しく低減され、これによってこれらブレードの損耗に起因する効率の損失が格段に低減される。

複数のエンジンサスペンションが静定取り付けシステムを形成しているこの例では、第３のエンジンサスペンションはパイロンの横方向に沿って作用する力にのみ抗するよう構成され、かつ、エンジン後部サスペンションはパイロンの垂直方向に沿って作用する力にのみ抗するよう構成される。

したがって、エンジンファンケーシングに取り付けられていないエンジンサスペンションだけが、ターボジェットの垂直方向に沿って作用する力のみに抗するよう設計されたエンジン後部サスペンションである。これは、たとえエンジン後部サスペンションが環状ファンフローダクト内に有効に配置されていても、単に垂直力に抗するというその機能は比較的小さな寸法しか必要としないことを意味し、この後部サスペンションによって引き起こされるファンフローの乱れは非常に小さなものとなる。したがって、これによって全体的なエンジン性能に関して、かなりの利益がもたらされる。

さらに、垂直力のみに抗する後部サスペンションが環状ファンフローダクトに配置されたエンジンサスペンションだけである上記形態に関して、第１、第２および第３のエンジンサスペンションをファンケーシングの外周環状部分に取り付けることが可能であり、この結果、それらは有利なことに互いに十分に分離した位置を占有できる。

ある代替例では、パイロンは、仮想面の前後方向軸線およびパイロンの垂直方向によって規定される平面を中心として対称配置された第１および第２のエンジン前部サスペンション、ならびに前後方向中央箱体に対して取り付けられたエンジン後部サスペンションからなる複数のエンジンサスペンションを具備してなる(第３の前部サスペンションはこの結果、省略される)。

したがって、やはり、静定取り付けシステムを形成する複数のエンジンサスペンションを得る目的のために、エンジン後部サスペンションは、パイロンの横方向に沿って、そしてパイロンの垂直方向に沿って作用する力に抗するよう設計される。

本発明の別な目的は、上述したようなサスペンションパイロンを少なくとも一つ備えた航空機である。

本発明のそれ以外の利点ならびに特徴は、以下の非限定的説明から明らかとなるであろう。

以下、図面を参照して、本発明について説明する。

図１を参照すると、同図には航空機(図示せず)の翼の下に固定されるよう設計された航空機用のエンジンアセンブリ１が示されているが、このアセンブリ１は、本発明のある好ましい実施形態に基づくサスペンションパイロン４を具備してなる。

概して、エンジンアセンブリ１は、ジェットエンジン(ターボジェット)２およびサスペンションパイロン４からなるが、このサスペンションパイロンは特に、複数のエンジンサスペンション６ａ,６ｂおよび８,９(サスペンション６ｂは図１においてはサスペンション６ａの陰に隠れている)と、それに対してこれらサスペンションが取り付けられる剛構造体１０とを備える。参考までに言うと、アセンブリ１はポッド(図示せず)によって取り囲まれるよう設計されており、かつサスペンションパイロン４は航空機の翼の下方でのこのアセンブリ１の吊り下げを確実なものとする別な一連のサスペンション(図示せず)を具備していることに留意されたい。

以下の説明を通して、慣例に従い、Ｘは、ジェットエンジン(ターボジェット)２の前後方向と同じであると見なされるパイロン４の前後方向を意味し、このＸ方向はジェットエンジン２の前後方向軸線５と平行である。さらに、パイロン４と交差する方向はＹ方向と呼ばれ、それはジェットエンジン２の横方向と同じであるとみなすことができ、そしてＺは垂直方向あるいは高さである(これら三つの方向Ｘ,ＹおよびＺは互いに直交する)。

さらに、「前」および「後」との用語は、ジェットエンジン２によって加えられる推力の結果として生じる、航空機の移動方向と関連付けて解釈するべきであり、この方向は矢印７で大まかに示している。

図１に関して、サスペンションパイロン４のエンジンサスペンション６ａ,６ｂ,８,９および剛構造体１０のみが示されていることが分かる。図示していない当該パイロン４のその他のコンポーネント、たとえば航空機の翼の下の剛構造体１０のサスペンション手段、あるいは空力フェアリングを支持しながらシステムを分離しかつ保持するための補助構造体については、従来のものと同一であるかそれに類似した一般的な要素であり、当業者にはよく知られている。したがって、それらについての詳しい説明は省略する。

さらに、ジェットエンジン(ターボジェット)２は、環状ファンダクト１４を画定している前端部に、大きなファンケーシング１２を備え、かつ後端部付近には、このターボジェットのコアを取り囲む、より小さな中心ケーシング１６を備える。最後に、中心ケーシング１６は、ケーシング１６よりも大きな排気ケーシング１７によって後方に延長されている。明らかに、ケーシング１２,１６および１７は互いに堅固に固定されている。以上の説明から分かるように、ジェットエンジン(ターボジェット)が高いバイパス比を持つことが望ましい。

図１から分かるように、本発明の固有の特徴の一つは、第１のエンジン前部サスペンション６ａおよび第２のエンジン前部サスペンション６ｂは、いずれも、軸線５およびＺ方向によって規定される平面Ｐを中心として対称的に、ファンケーシング１２に対して取り付けられるよう設計されているという事実に見出される。

ここで図２を参照すると、概略的に示す第１のサスペンション６ａおよび第２のサスペンション６ｂは上記平面Ｐを中心として対称的に配置されていることが、そして好ましくはファンケーシング１２の外周環状部に、さらに詳しくは当該部分の後端部付近に両方とも配置されていることが分かる。

前後方向軸線５とＹ方向とで規定される第２の平面Ｐ'がサスペンション６ａ,６ｂのそれぞれを通るように、第１および第２のエンジン前部サスペンション６ａ,６ｂを、円筒形外面１８を備えたファンケーシング１２の環状外周部上に互いに直径方向に沿って対向するよう設けることも可能であろう。

図２に矢印で大まかに示すように、第１および第２のエンジン前部サスペンション６ａ,６ｂのそれぞれは、それが、Ｘ方向に沿ってかつＺ方向に沿ってターボジェット２によって生じる力に抗することができるが、Ｙ方向に沿って作用する力には抗することができないように設計される。

このようにして、互いに大きく離間した二つのサスペンション６ａ,６ｂは、Ｘ方向に沿って作用するモーメント、およびＺ方向に沿って作用するモーメントに共同で抗する。

図２を参照すると、大まかに示された第３のエンジン前部サスペンション８を認識できるが、これもまた、ファンケーシング１２の環状外周部に対して(やはり好ましくは当該部分の後端付近に)取り付けられている。

サスペンション６ａ,６ｂ,８は、実際上好ましくは環状外周部分の後部に配置されたエンジンの構造体部分(図示せず)によってケーシング１２の外周環状部分に対して取り付けられている。にもかかわらず、依然としてファンケーシング１２の環状外周部上であってエンジンのさらに前方にサスペンション６ａ,６ｂ,８が取り付けられるように、構造体部分が外周環状部のさらに前方に配置されたエンジンを備えることも可能であろう。

第３のサスペンション８に関して、それはファンケーシング１２の最も高い部分に、したがって外周環状部分の最も高い部分に配置されており、この結果、上記第１の平面Ｐは仮想的にそれを通っている。さらに、ＹＺ平面(図示せず)は、好ましくは、三つのサスペンション６ａ,６ｂおよび８を通っている。

図２に矢印で大まかに示すように、第３のエンジンサスペンション８は、それがＹ方向に沿ってターボジェット２によって生じる力にのみ抗することができ、ＸおよびＺ方向に沿って作用する力には抗することができないよう設計されている。

図２を参照すると、大まかに示されかつ(好ましくは排気ケーシング１７の最大直径を有する部分において)剛構造体１０(同図には示していない)と排気ケーシング１７との間に取り付けられたエンジン後部サスペンション９が存在することが分かる。参考までに、第１の平面Ｐは好ましくは、この後部サスペンション９を仮想的に通っていることに留意されたい。

図２に矢印で大まかに示すように、エンジン後部サスペンション９は、それがＺ方向に沿ってターボジェット２によって生じる力にのみ抗することができ、ＸおよびＹ方向に沿って作用する力には抗することができないよう設計されている。

このようにして、当該サスペンション９は、二つの前部サスペンション６ａ,６ｂと共に、Ｙ方向に沿って作用するモーメントに抗する。

当然ながら、上記後部サスペンション９は別の位置に、すなわちターボジェット２の中心ケーシング１６(好ましくはその後部)に、あるいは中心ケーシング１６と排気ケーシング１７との間の接続部２０に配置することができる。

それゆえ、全ての場合に関して、上記後部サスペンション９は、高バイパス比を備えたターボジェットの環状ファンフローダクト(参照数字を付していない)に配置される。にもかかわらず、その機能が垂直力への抵抗に限定されるという事実は、それが比較的小さなものであることを意味し、この結果、この後部サスペンション９によって引き起こされるファンフローの乱れは最小限となる。ゆえに、これは、ターボジェットの全体的性能に関して、かなりの利益をもたらし得る。

たとえ図１および図２ではエンジンサスペンション６ａ,６ｂ,８および９が大まかに示されていても、これらサスペンションは、たとえばシャックルおよびフィッティングのアセンブリに関連する手法のような当業者には周知の手法を用いて構成できることを理解すべきである点に留意されたい。

上述したように、いま説明した形態に関連する主要な利点の一つは、ファンケーシング１２上のエンジン前部サスペンション６ａ,６ｂ,８の特定のポジションによって、さまざまな航空機の飛行状況において生じる中心ケーシング１６の撓みが著しく低減され、したがってこの中心ケーシング１６との接触に伴う摩擦の低減によってコンプレッサーおよびタービンブレードの損耗が大幅に軽減されるという事実に見出される。

ここで図３を参照すると、同図は、本発明によるサスペンションパイロン４の剛構造体１０の詳細を示している(エンジンサスペンション６ａ,６ｂ,８,９は意図的に図から省略してある)。

まず、この剛構造体１０は、上述した第１の平面Ｐを中心として、すなわちターボジェット２の前後方向軸線５とＺ方向とによって規定される垂直平面を中心として対称となるよう設計されていることに留意されたい。

上記剛構造体１０は、前後方向と平行なＸ方向に沿って構造体１０の一端から他端へと延在する前後方向中央箱体(ねじれ箱体とも呼ばれる)を具備してなる。参考までに言うと、この箱体２２は、平行なＸＺ平面内でＸ方向に沿って延在すると共に平行なＹＺ平面内に配置された横方向リブ２３によって互いに連結された二つの側方桁材３０のアセンブリから形成可能である。さらに、上側桁材３５および下側桁材３６が箱体２２を閉塞するために設けられる。

二つの側方箱体２４ａ,２４ｂは剛構造体１０を完全なものとするよう設計されているが、そのために、当該構造体１０の上側部分には中央箱体２２が配置され、二つの箱体２４ａ,２４ｂのそれぞれは中央ねじれ箱体２２に取り付けられ、そしてＹ方向に沿ってかつ下方へとその両側で突出している。

中央箱体２２の前部に付加されかつ取り付けられた、これら側方箱体の独特の特徴の一つは、それぞれが、図３に示すように、ターボジェットに面すると共に、円形断面ならびに中央箱体２２およびＸ方向と平行な前後方向軸線３４を有する略円筒形仮想面３２の一部を協働で画定する下側外皮２６ａ,２６ｂを有しているという点である。

言い換えれば、上記二つの下側外皮２６ａ,２６ｂのそれぞれの曲率は、それを、その全長にわたって、この仮想面３２の周りに、それと接触した状態で配置できるように調節される。したがって、概して言うと、二つの箱体２４ａ,２４ｂは、ターボジェット２の中心ケーシング１６の周囲であってかつそれから距離を置いて配置することが可能な円形断面を有する略円筒形包絡面／ケージの一部を形成している。

参考までに言うと、軸線３４は好ましくは、ターボプロップエンジン２の前後方向軸線５と一致することに留意されたい。したがって、剛構造体１０はまた、前後方向軸線３４およびパイロン４のＺ方向によって規定される垂直平面を中心として対称であることが分かる。

図４は、側方箱体２４ａ,２４ｂを任意の位置で横切る横断平面Ｐ１に沿った断面を示す。

同図から、さらに図５を参照して説明するように、二つの下側外皮２６ａ,２６ｂの外面が円形断面を有する仮想的な略円筒形表面３２の一部を画定していること、および二つの箱体２４ａおよび２４ｂが前後方向軸線３４上に中心が置かれた半円形断面を有する略円筒形包絡面／ケージの一部分を実際に形成していることが分かる。

環状ファンダクト１４からのファン噴流の乱れをできる限り最小限度に抑えるため、仮想的な円筒面３２の直径は、好ましくは、ファンケーシング１２の環状部分の円筒形外面１８の直径と概ね等しいことに留意されたい。さらに、図４から分かるように、中央箱体２２の要素は、仮想面３２によって画定される空間３８内に極めて小さな距離だけ突出しているに過ぎず、この結果、それはファン空気流を著しく乱すことはない。これは、特に、側方桁材３０は、仮想面３２および外面１８の直径に比べて、Ｚ方向に沿った高さが極度に小さなものであるという事実によって説明される。

図５は側方箱体２４ａ,２４ｂの好ましい形状の概略図であるが、これは、それらが、(前後方向軸線３４上に中心が置かれかつ仮想面３２の上側半体を取り囲む)半円形断面を有する略円筒形包絡面／ケージ４０の一部のみを共同で形成していることを示している。したがって、この図５においては、線影を付けた部分４２は、完全な半円筒４０を形成するために二つの箱体２４ａ,２４ｂから欠かれた部分に対応している。参考までに言うと、図３および図４に示すパイロンにおける当該部分４２は、実際には、仮想面２の内部に極めて僅かだけ突出しかつ二つの箱体２４ａ,２４ｂをつないでいる中央箱体２２の一部分によって置き換えられる。さらに、この図はまた、これら二つの側方箱体が実質的に、ファンケーシング１２の外周環状部の後部方向に向う延在部を形成しているという事実を理解するのに役立つものである。

図５および図６を併せて参照すると、側方箱体２４ａ(側方箱体２４ｂと同一でありかつ左右対称)は、Ｘ方向と平行であってかつ円形断面を有する円筒形要素の一部を形成している下側外皮２６ａと、やはりＸ方向と平行であってかつ円形断面を有する円筒形要素の一部を形成している上側外皮４４ａとを具備していることが分かる。外皮２６ａおよび４４ａは好ましくは中心を共有する。

外皮２６ａ,４４ａは、前部閉塞フレーム２８ａおよび後部閉塞フレーム４６ａによって互いに連結されており、したがってこれらフレーム２８ａ,４６ａは横方向に向けられており、かつ箱体２４ａの前部および後部にそれぞれ配置されている。さらに、平面Ｐ'と平行でありかつ好ましくはそれを当該平面が通っている閉塞プレート４８ａは、それゆえ、箱体２４ａの下側部分を閉塞しており、かつフレーム２８ａ,４６ａおよび外皮２６ａ,４４ａの下端部を連結している。

当然ながら、側方箱体２４ｂは、箱体２４ａの要素２６ａ,４４ａ,２８ａ,４６ａおよび４８ａのそれぞれと同一の要素２６ｂ,４４ｂ,２８ｂ,４６ｂおよび４８ｂを具備してなる。

図５および図６から分かるように、二つの下側外皮２６ａ,２６ｂを単一部材で構成し、しかもＸＹ平面に沿ってかつ中央箱体２２の下側桁材３６と接触状態で配置される接合プレート５０を介して、その上側部分において両者を互いに連結することができる。明らかに、下側桁材３６と正確に同じ幅を有するこのプレート３１は、仮想面３２内に僅かに突出している。

同様に、二つの前部閉塞フレーム２８ａ,２８ｂを単一部片から形成すると共に、箱体２２の前部閉塞フレーム３１(このフレーム３１はＹＺ平面に沿って配置される)を介してその上側部分において互いに連結することもまた可能であろう。したがって、この形態では、単一部片からなるフレーム２８ａ,２８ｂ,３１は同一のＹＺ平面内に配置され、かつパイロン４の剛構造体１０の前端部を形成する。

さらに、フレーム４６ａ,４６ｂおよび外皮４４ａ,４４ｂの上側端部は、たとえば機械的組み立て手段を用いて、中央箱体２２の側方桁材３０上に固定状態で取り付けられることに留意されたい。

図７を参照すると、サスペンションパイロン４の剛構造体１０はエンジン前部サスペンション６ａ,６ｂ,８を支持するのに完全に適したものであることが分かる。なぜなら、それらは、フレーム２８ａ,２８ｂおよび３１を一体化した単一部片からなる横向き部分に対して容易に取り付けることができるからである。実際には、第１および第２のサスペンション６ａ,６ｂは平面Ｐ'がそれらを通過するように二つの前部閉塞フレーム２８ａ,２８ｂの二つの下側端部に対してそれぞれ取り付けられ、一方、第３のサスペンション８は上記フレーム２８ａ,２８ｂ間に配置された前部閉塞フレーム３１に対して取り付けられる。したがって、このようにして、二つのエンジン前部サスペンション６ａ,６ｂは、前後方向軸線３４とパイロン４のＺ方向とによって規定される垂直面を中心として配置され、同じように、上記第１の平面Ｐと同一の当該平面は第３のエンジンサスペンション８を通ることを理解されたい。

エンジン後部サスペンション９は、下側桁材３６に対して固定されたサポート５４によって中央箱体２２の下方に取り付けられている。このサポート５４は、Ｚ方向に沿ってかつ下方に、サスペンション９をターボジェット２の排気ケーシング１７に取り付けるのを可能とするのに十分なほどの長い距離にわたって、下側桁材３６から延在している。

参考までに言うと、いま説明した剛構造体１０を形成している要素の全ては、たとえばスチール、アルミニウムあるいはチタニウムなどの金属材料を用いて、あるいは複合材料(好ましくはカーボン)を用いて製造できる。

図８は、先に提示した好ましい実施形態の代替例に基づく航空機用のエンジンアセンブリ１を示す(サスペンションパイロンの剛構造体は示していない)。

このアセンブリは、第１の好ましい実施形態に関連して説明したものと類似している。したがって、同じ参照数字を用いて指し示した構成要素は同一または類似の構成要素に対応する。

第２の好ましい実施形態における主要な差異は、第３のエンジン前部サスペンションが排されたこと、およびエンジン後部サスペンション９がＺ方向に沿って作用するモーメントに抗するだけでなく、Ｙ方向に沿って作用するモーメントにも抗するよう構成されていることである。ゆえに、この代替例はまた、静定取り付けシステムを形成する複数のエンジンサスペンションをもたらす。

明らかに、当業者であれば、単に非限定的実例として説明してきた、航空機用のターボジェット２のサスペンションパイロン４に対して、さまざまな変更を施すことができる。特に、たとえば、パイロン４は航空機の翼の下に吊り下げるのに適した形態を有するものを示したが、当該パイロンはまた、翼の上にあるいは航空機の胴体の後部にさえ搭載可能であるように、別の形態を有するものとすることができることに留意されたい。

本発明のある好ましい実施形態によるサスペンションパイロンを具備してなる、航空機用エンジンアセンブリの側面図である。 図１に示すアセンブリの概略斜視図であり、サスペンションパイロンの剛構造体は当該パイロンのためのエンジンサスペンションをより分かりやすく示すために省略してある。 好ましい実施形態に基づくサスペンションパイロンの一部拡大斜視図である。 図３の横断面Ｐ１に沿って取った断面図である。 図３のサスペンションパイロンを部分的に形成するよう構成された側方箱体の形状を説明するための斜視図である。 図３に示すものを分解状態で示す斜視図である。 図３と類似の図であるが、サスペンションパイロンのエンジンサスペンションが概略的に示されている。 図２と類似の図であり、サスペンションパイロンのエンジンサスペンションは代替形態のものである。

符号の説明

１ エンジンアセンブリ
２ ジェットエンジン(ターボジェット)
４ サスペンションパイロン
６ａ,６ｂ,８,９ エンジンサスペンション
１０ 剛構造体
１２ ファンケーシング
１４ 環状ファンダクト
１６ 中心ケーシング
１７ 排気ケーシング
１８ 円筒形外面
２０ 接続部
２２ 中央箱体(中央ねじれ箱体)
２３ 横方向リブ
２４ａ,２４ｂ 側方箱体
２６ａ,２６ｂ 下側外皮
２８ａ,２８ｂ 前部閉塞フレーム
３０ 側方桁材
３１ 前部閉塞フレーム
３２ 略円筒形仮想面
３５ 上側桁材
３６ 下側桁材
３８ 空間
４０ 略円筒形包絡面／ケージ
４４ａ,４４ｂ 上側外皮
４６ａ,４６ｂ 後部閉塞フレーム
４８ａ,４８ｂ 閉塞プレート
５０ 接合プレート
５４ サポート

Claims (11)

1. 航空機用のターボジェットサスペンションパイロン(４)であって、
   前後方向中央箱体(２２)と、前記中央箱体(２２)の前部に対して取り付けられかつそれぞれが上側外皮(４４ａ,４４ｂ)および下側外皮(２６ａ,２６ｂ)を含む二つの側方箱体(２４ａ,２４ｂ)と、を含む剛構造体(１０)と、
   前記パイロンの前後方向(Ｘ)に沿って作用する力に抗するための第１のエンジン前部サスペンション(６ａ)および第２のエンジン前部サスペンション(６ｂ)であって、前記第１および第２のエンジン前部サスペンション(６ａ,６ｂ)はそれぞれ、二つの側方箱体(２４ａ,２４ｂ)に配置されており、かつ、前記剛構造体(１０)とターボジェットとの間に介在させられている第１および第２のエンジン前部サスペンション(６ａ,６ｂ)と、を具備してなり、
   各側方箱体(２４ａ,２４ｂ)は、前記パイロンの横方向(Ｙ)および垂直方向(Ｚ)によって規定された平面に沿って配置された前部閉フレーム(２８ａ,２８ｂ)によって、前端部において閉塞されており、
   前記中央箱体(２２)は、前記側方箱体(２４ａ,２４ｂ)と同じ平面内で、前端部において閉塞されており、
   前記第１および第２のエンジン前部サスペンション(６ａ,６ｂ)は、それぞれ、前記側方箱体の二つの前部閉フレーム(２８ａ,２８ｂ)に対して取り付けられていることを特徴とする航空機用のターボジェットサスペンションパイロン(４)。
2. 前記二つの下側外皮(２６ａ,２６ｂ)は、円形断面および前後方向軸線(３４)を備えた実質的に円筒形の面(３２)の一部を協働で画定するようになっていることを特徴とする請求項１に記載の航空機用のターボジェットサスペンションパイロン(４)。
3. 前記二つの側方箱体(２４ａ,２４ｂ)は、半円形断面を備えた実質的に円筒形の包絡面(４０)の一部を協働で形成していることを特徴とする請求項２に記載の航空機用のターボジェットサスペンションパイロン(４)。
4. 前記面(３２)の前後方向軸線(３４)および前記パイロンの横方向(Ｙ)によって規定される平面は、前記第１および第２のエンジン前部サスペンション(６ａ,６ｂ)を通るようになっていることを特徴とする請求項２に記載の航空機用のターボジェットサスペンションパイロン(４)。
5. 前記第１および第２のエンジン前部サスペンション(６ａ,６ｂ)はそれぞれ、前記パイロン(４)の前後方向(Ｘ)に沿って、かつ前記パイロンの垂直方向(Ｚ)に沿って作用する力に抗することを特徴とする請求項２に記載の航空機用のターボジェットサスペンションパイロン(４)。
6. さらに、前記面(３２)の前後方向軸線(３４)および前記パイロンの垂直方向(Ｚ)によって規定される平面を中心として対称に配置された第１および第２のエンジン前部サスペンション(６ａ,６ｂ)と、それを前記平面が通る第３のエンジン前部サスペンション(８)と、前記前後方向中央箱体(２２)に対して取り付けられたエンジン後部サスペンション(９)と、を含む複数のエンジンサスペンション(６ａ,６ｂ,８,９)を具備してなることを特徴とする請求項５に記載の航空機用のターボジェットサスペンションパイロン(４)。
7. 前記第３のエンジンサスペンション(８)は前記パイロン(４)の横方向(Ｙ)に沿って作用する力にのみ抗すると共に、前記エンジン後部サスペンション(９)は前記パイロンの垂直方向(Ｚ)に沿って作用する力にのみ抗することを特徴とする請求項６に記載の航空機用のターボジェットサスペンションパイロン(４)。
8. 前記複数のエンジンサスペンション(６ａ,６ｂ,８,９)は、これら複数のエンジンサスペンション(６ａ,６ｂ,８,９)が、静定取り付けシステムを形成するように、前記ターボジェットサスペンションパイロン(４)に設けられることを特徴とする請求項６に記載の航空機用のターボジェットサスペンションパイロン(４)。
9. さらに、前記面(３２)の前後方向軸線(３４)および前記パイロンの垂直方向(Ｚ)によって規定される平面を中心として対称に配置された第１および第２のエンジン前部サスペンション(６ａ,６ｂ)と、前記前後方向中央箱体(２２)に対して取り付けられたエンジン後部サスペンション(９)と、を含む複数のエンジンサスペンション(６ａ,６ｂ,８,９)を具備してなることを特徴とする請求項５に記載の航空機用のターボジェットサスペンションパイロン(４)。
10. 前記エンジン後部サスペンション(９)は、前記パイロン(４)の横方向(Ｙ)に沿って、かつ前記パイロンの垂直方向(Ｚ)に沿って作用する力に抗することを特徴とする請求項９に記載の航空機用のターボジェットサスペンションパイロン(４)。
11. 前記サスペンションパイロンは航空機内に配置されるよう構成されることを特徴とする請求項１に記載の航空機用のターボジェットサスペンションパイロン(４)。

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