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JP2008532846A - 取り付けストラットと航空機のエンジンとの間に介在させられる搭載システムのエンジンファスナー - Google Patents

取り付けストラットと航空機のエンジンとの間に介在させられる搭載システムのエンジンファスナー Download PDF

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JP2008532846A JP2008501298A JP2008501298A JP2008532846A JP 2008532846 A JP2008532846 A JP 2008532846A JP 2008501298 A JP2008501298 A JP 2008501298A JP 2008501298 A JP2008501298 A JP 2008501298A JP 2008532846 A JP2008532846 A JP 2008532846A
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Abstract

本発明は、航空機のエンジンの取り付けストラット剛構造体と、エンジンとの間に介在させられるよう構成された取り付けシステム用のエンジンファスナーに関するものであり、当該ファスナーは、本体部(130)と、ピボットボルト(144)によって本体部に連結された制御バーと、それぞれ当該制御バーに対して一端部が連結された二つのスラスト吸収ロッドとを具備してなり、本体部は、第１のメインブラケット(132a)と、この第１のブラケットに重ね合わせられた第２のメインブラケット(132b)とからなる。本発明は、第１のピボットボルト(144)が第１の部分(144a)および第２の部分(144b)から形成されており、第１の部分は第１のブラケットと一体で形成されかつ第２の部分は第２のブラケットと一体で形成されたことを特徴とする。さらにブラケット(132a,132b)は、制御バー(146)の回動を規制できる当接面(166)を形成している。

Description

本発明は、概して、航空機のエンジンの取り付けストラットの剛構造体と、エンジンとの間に配置されるよう構成されたアセンブリシステムのエンジンアタッチメントに関する。さらに詳しくは、それに限定されるものではないが、エンジンの前後方向、横方向および鉛直方向に加わる力を吸収する(受ける)よう設計された前部アタッチメントに関する。
本発明はまた、航空機のエンジンの取り付けストラットの剛構造体と、エンジンとの間に配置されるよう構成されたアセンブリシステムに関し、ここで当該システムは、取り付けストラットの位置に関して、エンジンの位置に関係なく使用可能である。
航空機の取り付けストラットは、エンジンと航空機の翼との間に接続インターフェースを形成するために設けられる。それによって、そのエンジンによって生じる力を当該航空機の構造体に伝達することが可能となり、そしてまたエンジンと航空機との間で燃料、電気、油圧および空気の供給を可能とする。
力の伝達を確実なものとするために、ストラットは、たとえばケーソン(caisson)型の剛構造体を具備してなるが、これは、いわば、上側および下側ビームのアセンブリによって形成され、かつ横断リブによって互いに接続されている。
通常、アセンブリシステムはエンジンと剛構造体との間に配置され、かつ概して少なくとも二つのアタッチメント(一般には、一つの前部アタッチメントおよび一つの後部アタッチメント)を具備してなる。
さらに、このアセンブリシステムは、エンジンによって生じるスラスト力を吸収するためのデバイスを具備してなるが、ここで、当該デバイスは、たとえば、前部アタッチメントと一体化することが可能である。従来、このデバイスは、概して、一方では、エンジンの中心ハウジングの前部に対して、そして他方では、前部アタッチメントの本体部に対して接続された二つの横向きロッドの形態である。
図１および図２を参照すると、従来公知の前部エンジンアタッチメントを認識できるが、ここで、この前部アタッチメントは、エンジンの前後方向、横方向および鉛直方向に加えられる力を吸収するよう設計される。
さらに正確に言うと、この前部アタッチメントは、取り付けストラットの剛構造体の一つの前部に堅固に配置されるよう設計されたセントラルボディ３０を具備してなるが、ここでこのセントラルボディ３０は、アタッチメントの横断方向に重ね合わせられた二つのメインブレース３２ａ,３２ｂからなる。ブレースの個数は安全上の理由から複数となっているが、この結果、これら二つのメインブレースの一方が破損した場合でも、他方が所定の時間にわたって力を吸収できる。
本体部３０の前部には、エンジンの横方向および鉛直方向の力を同時に吸収するよう設計されたハウジング３４が存在するが、ここで、このハウジング(これは通常「モノボール」と呼ばれる)は、本体部３０に取り付けられたヒンジピン３６と、アタッチメントの前後方向に面する、当該ピン３６に連結された積層三角形状ブレース３８とを具備してなる。
図２から分かるように、本体部３０は、非常に厚みの小さなセクションに、ボディ３０とスラスト吸収デバイスのラダーバーとの間の接続をもたらすヒンジピンを収容するよう設計された受け部４０を有する。この目的のために、この受け部は、メインブレース３２ａの半円柱面４２ａおよびメインブレース３２ｂの半円柱面によって共同で形成されることに留意されたい。
図１においては、ヒンジピン４４によってダラーバー４６を本体部３０に取り付け可能となることが示されているが、ここで、当該ラダーバー４６は本質的に二重ブレースを具備してなり、これは、エンジンによって生じる力のための二つのスラスト吸収ロッド５０ａ,５０ｂの後端部がそれぞれ取り付けられる二つの横方向端部４８ａ,４８ｂを備える。
当該エンジンアタッチメントは従来公知であり、それは第一に、受け部の幾何学的配置を確保するために、それによって形成される受け部の下流でメインブレースの後部を互いに取り付ける必要があるという欠点を有する。(たとえばボルトを使用して得られた)当該アタッチメントは、一方では、アタッチメントに加えて二つのメインブレースが機械的に確実に保持されるようにすることが既に求められている点で制約があり、しかも他方では、上述した安全レベルを提供することが求められる二重安全システムを含んでいない点で問題がある。
すなわち、図２に示すボルト５２が破損した場合、ブレース３２ａ,３２ｂの二つの後部が互いに自由に分離できることを考えれば、前部アタッチメントには、受け部４０の幾何学的配置状態の確保を可能としかつ受け部の内部でヒンジピン４４を保持することを可能とする手段は存在しない。
さらに、ヒンジピンを専ら保持するために上記後部を提供する必要性は、もちろん、本体部の全重量およびサイズが完全には最適化されないということを意味する。さらに、ヒンジピンを収容する受け部の位置は著しく押しやられ、しかも二つの極めて長いロッドが存在することを必要とするが、これはまた、そうした前部アタッチメントの全体寸法および重量に関して有害である。
最後に、アタッチメント本体部の中央部分と後方部分との間の厚みの差によって、アタッチメント内での力の伝達に困難が生じる。
それゆえ本発明の目的は、従来製品に関係する上述した問題点を少なくとも部分的に克服する、航空機のエンジンの取り付けストラットの剛構造体と、エンジンとの間に配置されるよう構成されたアセンブリシステム用のエンジンアタッチメントならびにそうしたアセンブリシステムを提供することである。
これを実現するために、本発明の第１の対象は、航空機のエンジンの取り付けストラットの剛構造体と、エンジンとの間に配置されるよう構成されたアセンブリシステム用のエンジンアタッチメントであって、当該アタッチメントは、本体部と、第１のヒンジピンによって本体部に連結されたラダーバーと、このラダーバーに対してそれぞれ後端部が連結された二つのスラスト吸収ロッドとを具備してなり、本体部は、第１のメインブレースおよびこの第１のメインブレースに重ね合わせられた第２のメインブレースから形成されている。本発明においては、第１のヒンジピンは、ピンの第１の部分およびピンの第２の部分から形成されており、ここで、ピンの第１の部分は第１のメインブレースと一体で形成されかつピンの第２の部分は第２のメインブレースと一体で形成される。さらに、第１および第２のメインブレースは、協同で、第１のヒンジピンまわりのラダーバーの回動を規制できる停止規制面を形成する。
したがって、ラダーバーのヒンジピンが本体部に直に組み込まれていることを考えると、上記提案の発明によって、その本体部は後部に受け部が存在すること(これは従来技術に係る実施形態においては問題であった)をもはや必要としないエンジンアタッチメントを得ることが可能となる。この結果として、本体部のセクションの厚みの小さな後方部分全体を排除することができ、これによって、当然のことながら、本体部の全体重量およびサイズを都合よく低減することが可能となる。
さらに、厚みの小さなセクションを備えた後方部分を排除したことによって、ヒンジピンの位置を、これまで使用されていた位置に対して前方に移動させることが可能となる。この結果、スラスト吸収ロッドの長さを短くすることができ、これは有利なことには、エンジンアタッチメントの全重量およびサイズに関する利益をもたらす。
さらに、本発明によって提案される本体部の構成によって、ヒンジピンの受け部の幾何学的配置状態を確保するために従来の実施形態において使用されていたボルトに関して見られた安全性の問題が解決される。実際、第１のヒンジピンを共同で構成するピンの二つの部分を用いることで、この安全性を実現することができる(これはまた「フェイルセイフ」機能とも呼ばれる)。
また、アタッチメント本体部の厚みに顕著な差異が存在しないので、エンジンアタッチメント内での力の伝達を著しく改善することが可能となることが指摘される。
最後に、第１および第２のメインブレースが、協同で、第１のヒンジピンまわりのラダーバーの回動を規制できる停止規制面を形成すれば、二つのスラスト吸収ロッドのうちの一方が、あるいは当該ロッドとラダーバーまたはエンジンハウジングとの間の連結ピンが損傷した場合に、このラダーバーの回動の程度は、この目的のために設けた上記停止規制面によって都合よく制限されることになる。
好ましくは、第１のヒンジピンを形成する、ピンの第１および第２の部分はそれぞれ半円柱形状であり、かつ半円形断面を有する。
好ましくは、第１および第２のメインブレースは、エンジンアタッチメントの横方向(左右方向)に重ね合わせられている。
さらに、エンジンアタッチメントは、好ましくは、当該エンジンアタッチメントの前後方向に配置された第２のヒンジピンをさらに具備してなる。
この場合、第２のヒンジピンはまた、ピンの第１の部分およびピンの第２の部分から形成でき、ここで、ピンの第１の部分は第１のメインブレースと一体で形成され、かつピンの第２の部分は第２のメインブレースと一体で形成される。
この結果、このようにして形成された第２のヒンジピンは、エンジンの横方向および垂直方向に加えられる力を吸収するために、エンジンアタッチメントの一部である三角形状ブレースと協働することができる。
好ましくは、第１および第２のメインブレースは、エンジンアタッチメントの前後方向対称面の一部である接合面上で当接状態となる。
好ましくは、アタッチメントは、アセンブリシステムの前部アタッチメントを形成するよう構成されている。
最後に、既に述べたように、本エンジンアタッチメントは、好ましくは、それが、エンジンの前後方向軸線と平行な方向に、エンジンに対して横向きの方向に、そしてエンジンの鉛直方向に加えられる力を吸収するよう構成される(これら三方向は互いに直交するものである)。
さらに、本発明の上記以外の対象は、航空機のエンジンの取り付けストラットの剛構造体と、エンジンとの間に配置されるよう構成されたアセンブリシステムであって、当該システムは、上述したようなエンジンアタッチメントを、好ましくは、上述したような前部エンジンアタッチメントと後部エンジンアタッチメントとを具備してなる。
本発明の上記以外の利点ならびに特徴は、以下の非限定的な説明において明らかとなるであろう。
以下、図面を参照して説明を行う。
まず図３を参照すると、本発明のある好ましい実施形態に関するアセンブリシステム１が示されているが、このアセンブリシステム１は、航空機のエンジン２と、航空機の翼(分かりやすくするために概略的に示しており、概して参照数字８によって指し示されている)の真下に固定される取り付けストラット６の剛構造体４との間に配置される。アセンブリシステム１はターボジェットエンジン２と協働するよう構成されているが、もちろん、それはまた、本発明の範囲内で、他のタイプのエンジン(たとえばターボプロップエンジン)を保持するよう設計されたシステムと共に機能できることに留意されたい。さらに、アセンブリシステム１の用途は、エンジン２が航空機の翼８の真下に吊り下げられるよう設計されている、図３に示す例に限定されるものではない。
以下の説明を通じて、慣例によって、エンジン２の前後方向(長さ方向)軸線５と平行な前後方向をＸと呼び、エンジン２に対して横を向く(直交する)方向をＹと呼び、そして垂直方向をＺと呼ぶ(これら三つの方向は互いに直交する)。
さらに、「前」および「後」という用語は、エンジン２によって加えられるスラストによって航空機が飛行する方向と関連付けて考えるべきである(この方向は矢印７によって概略的に示す)。
図３から分かるように、取り付けストラット６の剛構造体４のただ一つの部分を示したが、これは、明らかに、このストラット６の一部であるアセンブリシステム１を備えている。
このストラット６の他の構成要素(図示せず)、たとえば航空機の翼８の下に剛構造体４を取り付けるための手段、あるいは空気力学的胴体部を支持しながらシステムの分離および保持を実現する補助構造体でさえ、従来技術において見出されるものと同一または類似の典型的な要素であり、当業者には公知である。したがって詳しい説明は省略する。
公知の様式で、剛構造体４は、概して、複数の横方向リブ(図示せず)によって互いに連結された下側ビーム１２および上側ビーム１０のアセンブリから形成されている。さらに、この剛構造体４の前部は、やはり当業者には公知であって、ベースを起点としかつ前方に向かって先端まで延在しかつエンジン２の前後方向軸線５に接近する構造体の形態の、ピラミッド１４あるいは類似物から構成されている。
図３に示す本発明の好ましい実施形態では、アセンブリシステム１はまず、ショートロッドとも呼ばれるスラスト吸収ロッド１５０ａ,１５０ｂ(ロッド１５０ａのみを図３に示す)を含む前部アタッチメント１６と、後部アタッチメント１８とを具備してなる。これに関連して、後部アタッチメント１８は既存のものであり、当業者にはよく知れている。したがって非限定的な例として簡潔に説明する。
この後部アタッチメント１８は、一方では、中心ハウジング２２の後部に対して取り付けられ、そして他方ではストラット６の剛構造体４の下側ビーム１２に対して取り付けられる。さらに、それは概してシャックルおよびブレースから形成されてもよく、図３ａに大まかに示すように、それはＹおよびＺ方向の力を吸収する。
以下で詳しく説明する前部アタッチメントに関して、一方で、それは概して、剛構造体４のピラミッド１４の前端部の一部(これはいわばその頂点である)に対して取り付けられ、そして他方で、エンジン２の中心ハウジング２２の前部に対して取り付けられる。さらに正確に言うと、前部アタッチメント１６は中心ハウジング２２の一部２３と協働するが、この中心ハウジング２２は、エンジン２の空力ハウジング２６を当該中心ハウジング２２に対して接続する固定ブレード２４を支持する。さらに、それは、図３ａに大まかに示すように、Ｘ、ＹおよびＺ方向の力を、特に二つのスラスト吸収ロッド１５０ａ,１５０ｂによって吸収する(受け持つ)よう設計されている。
したがって、Ｘ方向に加えられるトルクの吸収は後部アタッチメントによってのみ実現され、一方、ＹおよびＺ方向に加えられるトルクの吸収は上記二つのエンジンアタッチメント１６,１８によって協働で実現される。
以下、図４ないし図６を参照して、本発明の好ましい実施形態に基づく前部エンジンアタッチメント１６について詳しく説明する。やはり慣例に従って、アタッチメント１６の前後方向(長手方向)をＸ'と呼び、アタッチメント１６の横方向をＹ'と呼び、そして鉛直方向をＺ'と呼ぶこととする(この場合、これら三つの方向は互いに直交する)。さらに、これらＸ'、Ｙ'およびＺ'方向は、それぞれ、先に言及したＸ、ＹおよびＺ方向と同一であるとみなすことができる。
エンジンアタッチメント１６は、概して、第１のメインブレース１３２ａならびにＹ'方向にこの第１のブレースの上に重ね合わせられた第２のメインブレース１３２ｂからなる本体部１３０を具備してなり、この場合、二つのブレース１３２ａ,１３２ｂは、たとえば、その目的のために設けられた孔１５４を貫通する横断ボルト(図示せず)によって、互いに堅固に組み付けられる。
二つのブレース１３２ａ,１３２ｂは協働で、平面Ｘ'Ｙ'内に置かれた上側平坦面１５６を形成するが、ここで、この面１５６は、やはりその目的のために設けられた孔１５８を貫通する鉛直ボルト(図示せず)を用いて、取り付けストラット４のピラミッド１４の下部の下に組み付けられている。
図５および図６から分かるように、二つのブレース１３２ａ,１３２ｂ間の平坦な接合面１６０は、前部エンジンアタッチメントアセンブリ１６の前後方向対称面Ｐに対応するＸ'Ｚ'平面内に存在するが、この面Ｐは、エンジン２の軸線５を通るようなものである。
この前部アタッチメント１６は、エンジン２の軸線５の両側に配置された二つのスラスト吸収ロッド１５０ａ,１５０ｂを具備してなるが、このそれぞれは中心ハウジング２２の一部２３に対して接続されるよう設計された前端部を具備してなる。
さらに、各ロッド１５０ａ,１５０ｂの後端部は当業者には公知であり、それは、二重ブレースの形態でかつ第１のヒンジピン１４４を中心として連結されたラダーバー１４６の一端部１４８ａ,１４８ｂに対して連結されている。
本発明に関する独特の特徴の一つは、特に、この第１のヒンジピン１４４が、図５および図６からより明確に認識できるように、ピンの二つの部分１４４ａ,１４４ｂによって形成されているという事実に見出される。さらに正確に言うと、この第１のヒンジピン１４４は、それゆえ、半円柱形態を有しかつ第１のメインブレース１３２ａと一体で形成されたピンの第１の部分１４４ａと、やはり半円柱形態を有しかつ第２のメインブレース１３２ｂと一体で形成されたピンの第２の部分１４４ｂとから形成される。
半円柱形状を備えた、ピンの二つの部分１４４ａ,１４４ｂはそれぞれ、他方と当接状態にある平坦面１６２ｂを有するが(ピンの部分１４４ａの平坦面は図示していない)、この平坦面１６２ｂは対称面Ｐの一部である。
さらに、ピンの二つの部分１４４ａ,１４４ｂは第１のヒンジピンを形成し、これによってこの第１のヒンジピンは対称面Ｐ内に配置された軸線１６４に沿って方向付けられる。
ロッド１５０ａ,１５０ｂと、ラダーバー１４６と、第１のヒンジピン１４４とを具備してなるアセンブリは、それゆえ、エンジン２のＸ方向に加えられる力を吸収できる(受けることができる)前部エンジンアタッチメント１６の一部を形成するが、この力は本質的にエンジン２によって生じるスラスト力である。
さらに、第１のヒンジピン１４４は本体部１３０の後部に配置されることが指摘される。この後部のレベルにおいて、第１および第２のメインブレース１３２ａ,１３２ｂは、協働で、ヒンジピン１４４に関してさらに前方に配置された停止規制面１６６を形成するが、この場合、当該停止規制面１６６は、二つのロッド１５０ａ,１５０ｂの一方が損傷した場合あるいはロッド１５０ａ,１５０ｂの連結状態をもたらすピンが損傷した場合に、ヒンジピン１４４まわりのラダーバー１４６の回動を規制できる。したがって、この面１６６は、ラダーバー１４６が所定の量だけ角変位させられたとき、このラダーバー１４６のためのストッパーを形成できるように、ヒンジピン１４４に対して配置されることに留意されたい。
さらに、本体部１３０の前部には、当業者には公知のモノボール(Monoball)型レイアウトが採用されているが、これは、本体部１３０に対して取り付けられた第２のヒンジピン１３６と、このピン１３６の一つの頂点において連結された積層三角形状ブレース１３８とを具備してなる。やはり公知の様式で、(ヒンジピン１３６と協働するものよりも下方に配置された)この三角形状ブレース１３８の二つの他の頂点は、中心ハウジング２２の部分２３に対して連結されるよう設計される。
この第２のヒンジピン１３６は、図５および図６からさらによく分かるように、ピンの二つの部分１３６ａ,１３６ｂから形成される。さらに正確に言うと、この第２のヒンジピン１３６は、それゆえ、半円柱形態を有しかつ第１のメインブレース１３２ａと一体で形成されたピンの第１の部分１３６ａと、やはり半円柱形態を有しかつ第２のメインブレース１３２ｂと一体で形成されたピンの第２の部分１３６ｂとから形成される。
半円柱形状を備えた、ピンの二つの部分１３６ａ,１３６ｂはそれぞれ、他方と当接状態にある平坦面１７０ｂを有するが(ピンの部分１３６ａの平坦面は図示していない)、この平坦面１７０ｂは対称面Ｐの一部である。さらに、ピンの二つの部分１３６ａ,１３６ｂは第２のヒンジピン１３４を形成し、このヒンジピン１３４は対称面Ｐ内に配置された軸線１７２に沿って方向付けられる。
第２のヒンジピン１３６と三角形状ブレース１３８とを具備してなるアセンブリは、それゆえ、エンジン２のＹおよびＺ方向に加えられる力を吸収できる(受けることができる)前部エンジンアタッチメント１６の一部を形成する。
最後に、メインブレース１３２ａ,１３２ｂのそれぞれは、スチールあるいはチタニウム素材の機械加工あるいは鋳造によって形成できることが指摘される。
もちろん、当業者であれば、非限定的実施例としてのみ説明してきたエンジンアタッチメント１６およびアセンブリシステム１に対して、さまざまな変更を施すことができる。特に、本発明の用途に関して前部アタッチメントのみに言及しているが、それはまたスラスト吸収ロッドを取り付けるためのラダーバーを含むよう設計された後部アタッチメントの形成にも適用されることを理解されたい。
従来公知の前部エンジンアタッチメントの斜視図である。 従来公知の前部エンジンアタッチメントの斜視図である。 航空機のエンジンと、航空機の翼の真下に取り付けられた取り付けストラットの剛構造体との間に配置されたアセンブリシステムの斜視図である(本発明の一つの好ましい実施形態)。 図３に示すアセンブリシステムの二つのエンジンアタッチメントのそれぞれによる力の吸収(受け持ち)状態を示す概略斜視図である。 本発明の一つの好ましい実施形態におけるエンジンアタッチメントの斜視図であり、このエンジンアタッチメントは図３に示すアセンブリシステムの前部アタッチメントに対応している。 図４に示すアタッチメントの本体部の斜視図である。 図５に示す本体部の二つのメインブレースのうちの一方の斜視図である。
符号の説明
１ アセンブリシステム
２ エンジン
４ 剛構造体
５ 前後方向軸線
６ 取り付けストラット
８ 翼
１０ 上側ビーム
１２ 下側ビーム
１４ ピラミッド
１６ 前部アタッチメント
１８ 後部アタッチメント
２２ 中心ハウジング
２３ 中心ハウジングの一部
２４ 固定ブレード
２６ 空力ハウジング
１３０ 本体部
１３２ａ 第１のメインブレース
１３２ｂ 第２のメインブレース
１３６ 第２のヒンジピン
１３６ａ ピンの第１の部分
１３６ｂ ピンの第２の部分
１３８ 積層三角形状ブレース
１４４ 第１のヒンジピン
１４４ａ ピンの第１の部分
１４４ｂ ピンの第２の部分
１４６ ラダーバー
１４８ａ,１４８ｂ 端部
１５０ａ,１５０ｂ スラスト吸収ロッド
１５４ 孔
１５６ 上側平坦面
１５８ 孔
１６０ 接合面
１６２ｂ 平坦面
１６４ 軸線
１６６ 停止規制面
１７０ｂ 平坦面
１７２ 軸線

Claims (11)

  1. 航空機のエンジンの取り付けストラット(６)の剛構造体(４)と、エンジン(２)との間に配置されるよう構成されたアセンブリシステム(１)用のエンジンアタッチメント(１６)であって、
    本体部(１３０)と、
    第１のヒンジピン(１４４)によって前記本体部(１３０)に連結されたラダーバー(１４６)と、
    前記ラダーバー(１４６)に対してそれぞれの後端が連結された二つのスラスト吸収ロッド(１５０ａ,１５０ｂ)と、を具備してなり、
    前記本体部(１３０)は、第１のメインブレース(１３２ａ)およびこの第１のブレースに重ね合わせられた第２のメインブレース(１３２ｂ)から形成されており、
    前記第１のヒンジピン(１４４)は、ピンの第１の部分(１４４ａ)およびピンの第２の部分(１４４ｂ)から形成されており、
    前記ピンの第１の部分(１４４ａ)は前記第１のメインブレース(１３２ａ)と一体で形成されており、かつ、前記ピンの第２の部分(１４４ｂ)は前記第２のメインブレース(１３２ｂ)と一体で形成されており、
    前記第１および第２のメインブレース(１３２ａ,１３２ｂ)は、協同で、前記第１のヒンジピン(１４４)まわりの前記ラダーバー(１４６)の回動を規制できる停止規制面(１６６)を形成するようになっていることを特徴とするエンジンアタッチメント(１６)。
  2. 前記第１のヒンジピン(１４４)を形成する前記ピンの第１および第２の部分(１４４ａ,１４４ｂ)はそれぞれ半円柱形状を有することを特徴とする請求項１に記載のエンジンアタッチメント(１６)。
  3. 前記第１および第２のメインブレース(１３２ａ,１３２ｂ)は、エンジンアタッチメントの横方向(Ｙ')に重ね合わせられていることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のエンジンアタッチメント(１６)。
  4. エンジンアタッチメントの前後方向(Ｘ')に配置された第２のヒンジピン(１３６)をさらに具備してなることを特徴とする請求項１ないし請求項３のいずれか１項に記載のエンジンアタッチメント(１６)。
  5. 前記第２のヒンジピン(１３６)は、ピンの第１の部分(１３６ａ)およびピンの第２の部分(１３６ｂ)から構成されており、前記ピンの第１の部分(１３６ａ)は前記第１のメインブレース(１３２ａ)と一体で形成され、かつ前記ピンの第２の部分(１３６ｂ)は前記第２のメインブレース(１３２ｂ)と一体で形成されていることを特徴とする請求項４に記載のエンジンアタッチメント(１６)。
  6. 前記第２のヒンジピン(１３４)と協働する三角形状ブレース(１３８)を具備してなることを特徴とする請求項４または請求項５に記載のエンジンアタッチメント(１６)。
  7. 前記第１および第２のメインブレース(１３２ａ,１３２ｂ)は、エンジンアタッチメントの前後方向対称面(Ｐ)の一部である接合面(１６０)に沿って当接状態となっていることを特徴とする請求項１ないし請求項６のいずれか１項に記載のエンジンアタッチメント(１６)。
  8. 前記アセンブリシステムの前部アタッチメントを形成するよう構成されていることを特徴とする請求項１ないし請求項７のいずれか１項に記載のエンジンアタッチメント(１６)。
  9. 前記エンジン(２)の前後方向軸線(５)と平行な方向(Ｘ)に、前記エンジン(２)に対して横向きの方向(Ｙ)に、そして前記エンジン(２)の鉛直方向(Ｚ)に加えられる力を吸収できるよう構成されてなり、これら三方向は互いに直交するものであることを特徴とする請求項１ないし請求項８のいずれか１項に記載のエンジンアタッチメント(１６)。
  10. 航空機のエンジンの取り付けストラット(６)の剛構造体(４)と、エンジン(２)との間に配置されるよう構成されたアセンブリシステム(１)であって、
    請求項１ないし請求項９のいずれか１項に記載のエンジンアタッチメント(１６)を具備してなることを特徴とするアセンブリシステム(１)。
  11. 請求項１ないし請求項９のいずれか１項に記載の前部エンジンアタッチメント(１６)と、
    後部エンジンアタッチメント(１８)と、を具備してなることを特徴とする請求項１０に記載のアセンブリシステム(１)。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009138745A (ja) * 2007-12-07 2009-06-25 Snecma 航空機にターボジェットエンジンを取り付けるためのサスペンション
JP2011525955A (ja) * 2008-06-25 2011-09-29 スネクマ 航空機推進システム

Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2873986B1 (fr) * 2004-08-04 2007-12-21 Airbus France Sas Ensemble moteur pour aeronef
FR2903382B1 (fr) * 2006-07-10 2008-10-10 Airbus France Sas Dispositif d'accrochage d'un moteur d'aeronef comportant deux bielles de reprise de poussee a emboitement transversal
FR2916424B1 (fr) * 2007-05-23 2009-08-21 Airbus France Sa Mat d'accrochage de moteur pour aeronef comprenant une cale biaise pour la fixation de l'attache moteur avant
FR2917712B1 (fr) * 2007-06-20 2009-09-25 Airbus France Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef disposant d'une poutre d'attache moteur arriere formant palonnier.
FR2917710A1 (fr) * 2007-06-22 2008-12-26 Aircelle Sa Platine de fixation et longeron de manutention d'ensemble propulsif monobloc d'un aeronef
FR2929245B1 (fr) * 2008-03-28 2010-05-14 Aircelle Sa Structure primaire d'un mat d'accrochage.
US20140174056A1 (en) 2008-06-02 2014-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine
FR2963320B1 (fr) * 2010-07-29 2012-09-14 Airbus Operations Sas Attache moteur avant amelioree pour moteur d'aeronef
FR2965549B1 (fr) * 2010-10-01 2013-07-05 Airbus Operations Sas Dispositif de reprise de poussee a bielles pour mat d'accrochage d'un moteur d'aeronef, integrant trois rotules alignees
FR2972709B1 (fr) * 2011-03-18 2013-05-03 Airbus Operations Sas Mat d'accrochage de moteur pour aeronef
FR2977237B1 (fr) * 2011-06-28 2014-11-21 Airbus Operations Sas Carenage aerodynamique arriere d'un mat de liaison d'un moteur d'aeronef
JP5754339B2 (ja) * 2011-10-12 2015-07-29 三菱自動車工業株式会社 ストラット型サスペンション取り付け構造
US20130193298A1 (en) * 2012-01-29 2013-08-01 David F. Sandy Gas turbine engine mounting structure with secondary load path
US8561942B2 (en) * 2012-02-06 2013-10-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine mounting structure with secondary load paths
FR2988688B1 (fr) * 2012-03-27 2014-05-09 Airbus Operations Sas Carenage aerodynamique arriere a tenue en temperature amelioree pour mat d'accrochage d'ensemble propulsif d'aeronef
US9217337B2 (en) 2012-05-10 2015-12-22 United Technologies Corporation Adjustable engine mount
US8985509B2 (en) 2012-08-31 2015-03-24 United Technologies Corporation Assembly for mounting a turbine engine to a pylon
US20140084129A1 (en) * 2012-09-27 2014-03-27 United Technologies Corporation Assembly for mounting a turbine engine case to a pylon
JP6137846B2 (ja) * 2013-01-25 2017-05-31 三菱航空機株式会社 パイロンと翼を連結するリンク部材、航空機のパイロンおよび航空機
US9404507B2 (en) * 2013-04-15 2016-08-02 Mra Systems, Inc. Inner cowl structure for aircraft turbine engine
US10144524B2 (en) 2013-06-14 2018-12-04 Rohr, Inc. Assembly for mounting a turbine engine to a pylon
WO2015010315A1 (en) 2013-07-26 2015-01-29 Mra Systems, Inc. Aircraft engine pylon
US10144526B2 (en) 2013-11-18 2018-12-04 Lord Corporation Turboprop engine attachment systems and methods
FR3014841B1 (fr) 2013-12-17 2017-12-08 Airbus Operations Sas Ensemble pour aeronef comprenant un corps d'attache moteur en partie realise d'une seule piece avec une nervure interieure de rigidification d'un caisson de mat d'accrochage
FR3014840B1 (fr) * 2013-12-17 2017-10-13 Airbus Operations Sas Ensemble pour aeronef comprenant un corps d'attache moteur equipe d'au moins une ferrure de support de manille penetrant dans le caisson du mat d'accrochage
FR3015431B1 (fr) 2013-12-19 2017-12-15 Airbus Operations Sas Structure primaire de mat d'accrochage renforcee.
FR3015433B1 (fr) 2013-12-23 2016-02-12 Airbus Operations Sas Ensemble pour aeronef comprenant un mat d'accrochage integre a la nacelle et agence en partie arriere du fuselage
US9238511B2 (en) 2014-03-04 2016-01-19 Mra Systems, Inc. Engine pylon structure
FR3021298B1 (fr) 2014-05-26 2016-07-01 Airbus Operations Sas Attache moteur pour un aeronef
FR3021299B1 (fr) * 2014-05-26 2016-07-01 Airbus Operations Sas Attache moteur pour un aeronef
FR3027873B1 (fr) * 2014-11-03 2016-12-23 Airbus Operations Sas Attache moteur avant pour un moteur d'aeronef
EP3242834B1 (en) 2015-01-07 2018-11-28 LORD Corporation Aircraft engine mount
FR3039204B1 (fr) * 2015-07-24 2017-07-21 Snecma Ensemble de montage d'une turbomachine
FR3059982B1 (fr) * 2016-12-14 2022-07-29 Airbus Operations Sas Ensemble support pour un moteur d'aeronef
FR3061480B1 (fr) * 2016-12-30 2019-05-31 Airbus Operations Ensemble moteur pour aeronef comprenant une attache moteur avant facilitant son montage
FR3065442B1 (fr) * 2017-04-25 2021-03-19 Airbus Operations Sas Ensemble moteur pour aeronef comprenant une attache moteur avant integree au caisson du mat d'accrochage
FR3080096B1 (fr) * 2018-04-11 2020-03-13 Airbus Operations Attache-moteur d'aeronef comprenant des elements de fixation inclines, aeronef comprenant ladite attache-moteur et procede de fixation d'un moteur a un mat d'aeronef utilisant ladite attache-moteur
CN109592051A (zh) * 2018-12-03 2019-04-09 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种发动机安装结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5474258A (en) * 1991-11-25 1995-12-12 Rolls-Royce Plc Mounting arrangement for a gas turbine engine
US5871176A (en) * 1996-11-21 1999-02-16 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Redundant front suspension system for a turboshaft engine
JP2000142591A (ja) * 1998-10-29 2000-05-23 General Electric Co <Ge> 過剰クレビスピン対
US6347765B1 (en) * 1999-05-19 2002-02-19 Aerospatiale Airbus Device for attaching an aircraft engine to a strut
JP2008520497A (ja) * 2004-11-23 2008-06-19 エアバス フランス エンジンの支柱を航空機の翼へと固定するための方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5474258A (en) * 1991-11-25 1995-12-12 Rolls-Royce Plc Mounting arrangement for a gas turbine engine
US5871176A (en) * 1996-11-21 1999-02-16 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Redundant front suspension system for a turboshaft engine
JP2000142591A (ja) * 1998-10-29 2000-05-23 General Electric Co <Ge> 過剰クレビスピン対
US6347765B1 (en) * 1999-05-19 2002-02-19 Aerospatiale Airbus Device for attaching an aircraft engine to a strut
JP2008520497A (ja) * 2004-11-23 2008-06-19 エアバス フランス エンジンの支柱を航空機の翼へと固定するための方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009138745A (ja) * 2007-12-07 2009-06-25 Snecma 航空機にターボジェットエンジンを取り付けるためのサスペンション
JP2011525955A (ja) * 2008-06-25 2011-09-29 スネクマ 航空機推進システム

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