JP4729573B2 - 航空機用ジェットエンジンパイロン - Google Patents

Description

本発明は、概して、航空機用ターボジェットエンジン取り付けパイロンに関するものである。この種の取り付けパイロンはまたＥＭＳ(エンジン取り付け用構造体)とも呼ばれ、これは、航空機の翼の下にターボジェットエンジンを吊り下げるのに使用でき、あるいはこのターボジェットエンジンを翼の上に設置するのに使用できる。

こうした取り付けパイロンは、ジェットエンジン(ターボジェット)と航空機の翼との間の連結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、関係するジェットエンジンによって生じる力を航空機の構造体に伝達し、そしてまたそれは、エンジンと航空機との間の燃料、電気、油圧、空気に関する配管を可能とする。

力を伝達するために、パイロンは、たいてい「枠体(ボックス)」型の、すなわち上側および下側桁材ならびに横断リブによって互いに連結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、ジェットエンジンとこのパイロンの剛構造体との間に介在させられたエンジン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ファスナー(通常は前部ファスナーおよび後部ファスナー)を含む。

この取り付けシステムはまた、ジェットエンジンによって生じるスラスト(推力)に抗するための機構を含む。たとえば、従来、この機構は、第一にジェットエンジンのファンケーシングの後部に対して、そして第二にジェットエンジンの中心ケーシングに取り付けられた後部ファスナーに対して連結された二つの横方向連結ロッドの形態である。

同様に、取り付けパイロンはまた、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り、この第２のシステムは、通常、二つまたは三つのファスナーからなる。

最後に、パイロンは、システムを適所で隔離すると共に保持し、その一方で空力フェアリングを支持する補助構造体を備える。

上述したように、従来技術による一般的な取り付けパイロンは、概して、関係するジェットエンジン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形枠体(ボックス)の形態である。

さらに、先に提示した全ての解決策は、少なくとも一つの後部ファスナーがジェットエンジンの中心ケーシングに取り付けられるべきであることを規定しており、それゆえ取り付けパイロンは、明らかに後部ファスナーを適切に組み付けることができるよう、この中心ケーシングに近接して配置されるよう設計される。

ゆえに、大形の枠体形状取り付けパイロンがジェットエンジンの中心ケーシングに近接して配置される、この特定の例では、このパイロンによって、不可避的に、環状ファンダクトから流出する二次流に激しい乱れが生じるが、これは直ちに、抵抗、ジェットエンジンの効率、そして燃料消費に関する損失につながる。さらに、この乱れは当然のことながら、環状ファンダクトからの出力部に配置された抗スラストロッドの存在によって悪化する。

それゆえ本発明の目的は、従来技術による実施形態に関連して先に説明した問題点を少なくとも部分的に克服する航空機用ジェットエンジン(ターボジェット)のための取り付けパイロンを提案し、そしてさらにそうしたパイロンを少なくとも一つ備えた航空機を提供することである。

これを達成するために本発明の目的は、円形断面を備えた略円筒形仮想面の一部を協同で画定するよう配置された複数の弧材を具備してなる剛構造体を備えた航空機用のジェットエンジン(ターボジェット)取り付けパイロンであり、複数の弧材は、概ね、仮想面の前後方向軸線上に中心が置かれた、環部分形状を備えた少なくとも一つの弧材を具備してなる。本発明によれば、取り付けパイロンの剛構造体は、仮想面の前後方向軸線と平行に延在すると共に環部分形状の各弧材に対して取り付けられた中央枠体(中央ねじれ枠体とも呼ばれる)を具備してなる。さらに、複数の弧材はまた、中央枠体の両側に配置された二つの側方抗スラスト弧材を具備してなり、この二つの側方弧材のそれぞれは、第一に、環部分形状の各弧材に対して、中央枠体の両側で取り付けられている。

ゆえに、複数の弧材の中の弧材個々の湾曲は、円形断面を有する上記略円筒形仮想面の周囲で延在するようなものである。この結果、それらは、従来技術による一般的な解決策(ここでは取り付けパイロンはジェットエンジンの中心ケーシングに極めて近接して配置された寸法の大きな中央平行六面体形枠体の形態である)に比べて、有利なことには環状ファンダクトと関係付けられたジェットエンジンのこのダクトから流出する二次流を僅かしか乱すことのない剛構造体のアセンブリを協同で形成する。

実際に、関係するジェットエンジンのファンケーシングの円筒形外面の直径と概ね一致するよう上記仮想面の直径を調整することも可能であり、これによって必然的に、複数の弧材から形成された剛アセンブリは、概ね、ファンケーシングの上記外面の延長部に、さらに大まかには上記ケーシングの環状周縁部の延長部に沿ったものとなる。当然のことながら、この特別な場合(ここでは複数の弧材が円形断面を有する概ね円筒形包絡面の一部と、そしてファンケーシングの直径に近似の直径と比較できる)には、上記複数の弧材によって生じ得る二次流の乱れは極度に小さなものであり、すなわち事実上、存在しない。

これは、抗力、ジェットエンジンの効率および燃料消費における改善をもたらす。

参考までに、複数の弧材は円形断面を有する略円筒形包絡面の一部分と大まかに対比させることができるが、それは好ましくは半円形断面を有する概ね円筒形包絡面の形態であることに留意されたい(「一部分」の概念は異なる弧材間の何もない空間により明確に存在する)。当然のことながら、この好ましい形態は、取り付けパイロンの剛構造体へのジェットエンジンの組み付けを容易にするのに全く適したものである。

上述したように、複数の弧材は、概ね、仮想面の前後方向軸線上に中心が置かれた、環部分形状の少なくとも一つの弧材を具備してなり、この前後方向軸線はパイロンの前後方向と平行であり、しかも好ましくはジェットエンジンの前後方向(長さ方向)と一致するよう設計される。図示する例のように、上記エンジンファスナーの全ては、環部分形状のそうした弧材に対して取り付けることができる。

さらに、上記弧材によってもたらされる機械的強度により、主にその厚みに関して、中央枠体を従来使用されていたものよりも小さな寸法を有するものとすることができる。これは、上記中央枠体がまた、環状ファンダクトからの二次流出力に極めて僅かな乱れしか引き起こさないことを意味する。さらに、中央枠体とジェットエンジンの中心ケーシングとの間に後部エンジンファスナーを介在させないという、したがって従来はそうであったように当該ケーシングに可能な限り近接して枠体を配置する必要がもはやないという事実によって中央枠体を薄くできることに留意されたい。

最後に、ジェットエンジンによって生じるスラストには、取り付けパイロンの剛構造体の一体部分を形成する要素を用いて有利に抗することに留意されたい。ゆえに、従来技術による公知の解決策のように、横方向ロッドを備えたタイプの付加的抗スラスト機構を設ける必要がもはやない。

この場合、そして依然としてスラストに抗するために、複数の弧材はまた、中央枠体の両側に配置された二つの側方補助抗スラスト弧材を含むことが可能であり、これら二つの補助側方弧材のそれぞれは、第一には環部分形状の少なくとも一つの弧材に対して、そして第二には中央枠体に対して取り付けられる。

さらに、複数の弧材はまた、二つの側方抗スラスト支持弧材を含むことができ、これら二つの支持弧材は中央枠体の両側に配置され、そしてそれぞれ第一には二つの側方弧材の一方に、そして第二には中央枠体に取り付けられる。有利なことに、支持弧材は引張り応力が加えられるよう配置され、側方抗スラスト弧材の撓みを抑止する。

好ましくは、取り付けパイロンは複数のエンジンファスナーを具備してなり、このそれぞれは複数の弧材に対して取り付けられている。ゆえに、取り付けパイロン上のこれらエンジンファスナーは全て、当該パイロンと協働するジェットエンジンのファンケーシングに対して取り付けられるよう構成されることを理解されたい。

その場合、ジェットエンジンによって生じるスラストには、全てのエンジンファスナーによって専らファンケーシング上で抗することになり、この結果、従来技術による実施形態の場合のように、ジェットエンジンの中心ケーシングを一つまたは複数の後部ファスナー(ファスナー群)によって、取り付けパイロンに対して、もはや直接連結しなくてもよくなる。

ゆえに、パイロンの剛構造体上でのエンジンファスナーのこの独特の配置によって、撓みがジェットエンジンによって生じるスラストに起因するか、あるいは航空機のさまざまな飛行段階の間に直面するであろう突風に起因するかに関わらず、中心ケーシングが直面する撓みを著しく低減することができる。

この結果として、曲がりが上記の通り低減することにより、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を著しく低減させることができ、それゆえ、これらブレードの磨耗による効率ロスが著しく低減される。

さらに、エンジンファスナーが複数の弧材に設けられるという事実によって、それらを互いに著しく離間させることが可能となり、たとえばこの結果生じる分離は、中央枠体の幅よりも格段に大きな仮想面の直径と概ね等しくなる。この大きな分離は、所与の軸周りのモーメントに関連して、それが抗する必要のある力が、従来技術による旧来の解決策(ここでは中心ケーシングに取り付けられるよう設計されたエンジンファスナーは互いに大きく離間した状態となることはできない)に見出される値よりも当然ながら低いという事実に起因して、これらエンジンファスナーの構造を極めて簡素化できるという利点を有する。

エンジンファスナーと取り付けパイロンの剛構造体は有利なことに、関係するジェットエンジンの高温部から距離を置いて配置できることもまた指摘されるが、これは、こうした構成要素に作用する熱の影響を著しく低減できることを意味する。

好ましくは、複数のエンジンファスナーは、上記仮想面の前後方向軸線ならびに上記パイロンの垂直方向によって規定される平面に関して対称配置された第１のエンジンファスナーおよび第２のエンジンファスナーと、当該平面と交差する第３のエンジンファスナーとからなる。

この形態では、第１、第２および第３のエンジンファスナーを、複数の弧材に属する環部分形状の同一弧材に取り付けることが可能となり、これは、それらが有利なことに互いに離間している位置をとることができることを意味する。環部分形状の同一弧材に配置されるので、エンジンファスナーはファンケーシングの環状周縁部に対して容易に取り付けることができる。

好ましくは、仮想面の前後方向軸線ならびに取り付けパイロンの横方向(左右方向)によって規定される平面は、上記第１および第２のエンジンファスナーと交差する。

また、好ましくは、第１および第２のエンジンファスナーはそれぞれ、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、そして第３のエンジンファスナーは、パイロンの前後方向およびパイロンの横方向に沿って作用する力に抗するよう構成される。

本発明の他の目的は、いま説明した取り付けパイロンのような取り付けパイロンを少なくとも一つ備えた航空機である。

本発明のその他の利点ならびに特徴は、以下の詳細な非限定的説明から、より明らかとなるであろう。

以下、図面を参照して説明する。

図１には、航空機(図示せず)の翼の下に取り付けられるよう構成され航空機用のエンジンアセンブリ１を示すが、本発明の好ましい実施形態による、このアセンブリ１は、取り付けパイロン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と取り付けパイロン４とから構成され、取り付けパイロン４は、特に複数のエンジンファスナー６ａ,６ｂ,８およびこれらファスナーを支持する剛構造体１０を備える(図１ではファスナー６ｂはファスナー６ａで隠れて見えない)。参考までに、アセンブリ１はポッド(図示せず)によって取り囲まれ、しかも取り付けパイロン４は航空機の翼の下にこのエンジンアセンブリ１を吊り下げるために別な一組のファスナー(図示せず)を具備してなることに留意されたい。

以下の説明を通して、Ｘはパイロン４の前後方向であり、そして事実上、ジェットエンジン２の前後方向(軸方向)でもあり、このＸ方向はジェットエンジン２の前後方向軸線５と平行であると規定する。次に、Ｙ方向はパイロン４と交差する方向であり、しかもそれはジェットエンジン２の横方向であるとみなすこともでき、そしてＺは垂直方向あるいは高さ方向であり、Ｘ方向、Ｙ方向およびＺ方向のこれら三つの方向は互いに直交している。

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スラストに起因して生じる航空機の運動の方向と関連付けて解釈すべきであり、この方向は矢印７によって概略的に示す。

図１では、取り付けパイロン４のエンジンファスナー６ａ,６ｂ,８および剛構造体１０のみが示されていることがわかる。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に剛構造体１０を取り付けるための手段、あるいはシステムを隔離および保持すると同時に空力フェアリングを支持するための補助構造体は、従来技術に見出されかつ当業者には公知のものと同一あるいは類似の既存の要素である。ゆえに、これらについては詳しく説明しない。

さらに、ジェットエンジン２は、環状のファンダクト１４を画定する、大形のファンケーシング１２を前端に備え、しかも後方に向う、このジェットエンジンのコアを収容している小形の中心ケーシング１６を具備してなる。ケーシング１２および１６は明らかに互いに固定されている。

図１から分かるように、パイロン４のエンジンファスナー６ａ,６ｂ,８(好ましくはこれら三つが存在する)は全て上記ファンケーシング１２に固定されている。

ここで、当該エンジンファスナー６ａ,６ｂ,８をより具体的かつ概略的に示す図２を参照すると、第１のファスナー６ａおよび第２のファスナー６ｂは、前後方向軸線５およびＺ方向によって規定される第１の平面(図示せず)を中心として対称配置されていることが分かる。

さらに正確に言うと、ファスナー６ａ,６ｂ,８はいずれもファンケーシング１２の環状周縁部１８に、そして好ましくは概略的に示す当該部分１８の後部に固定されている。

第１および第２のエンジンファスナー６ａ,６ｂを、ファンケーシング１２の外側円筒面３８を供している環状周縁部１８上で直径に沿って対向させることも可能であり、これによってパイロン４の前後方向軸線５およびＹ方向によって画定される第２の平面は、これらファスナー６ａ,６ｂと交差するようになる。

図２に矢印で概略的に示すように、第１および第２のエンジンファスナー６ａ,６ｂのそれぞれは、Ｘ方向およびＺ方向に沿ってジェットエンジン２によって生じる力に抗することができるよう構成されている(だがＹ方向に沿って加えられる力には抗しない)。

このようにして、二つのファスナー６ａ,６ｂは互いに効果的に分離されており、しかもＸ方向に沿って加えられるモーメントおよびＺ方向に沿って加えられるモーメントに連係して抗する。

さらに図２を参照すると、概略的に示した第３のエンジンファスナー８がまた、ファンケーシング１２の環状周縁部１８に、やはり好ましくはこの部分１８の後部に固定されていることが分かる。

参考までに、ファスナー６ａ,６ｂ,８はケーシング１２の環状周縁部１８に、好ましくは実際上、環状周縁部１８の後部に配置される、エンジンの構造部品(図示せず)を用いて取り付けられることに留意されたい。にもかかわらず、それのために構造部品が環状周縁部１８上でさらに前方に配置されるエンジンを考えることも可能であり、これによって必然的に、ファスナー６ａ,６ｂ,８はまた、常にファンケーシング１２の環状周縁部１８上で、さらに前方でエンジンに取り付けられる。

第３のファスナー８はファンケーシング１２の最も高い位置に、したがって環状周縁部１８の最も高い位置に配置されており、その結果、上記第１の平面はそれと仮想的に交差する。

図２の矢印によって概略的に示すように、第３のエンジンファスナー８はＸ方向およびＹ方向に沿ってジェットエンジン２によって生じる力に抗することができるよう構成されている(だがＺ方向に沿って加えられる力には抗しない)。

このようにして、上記第３のファスナー８と二つのファスナー６ａ,６ｂとは、Ｙ方向に沿って加えられるモーメントに連係して抗する。

パイロン４のエンジンファスナー６ａ,６ｂ,８を図１および図２に概略的に示したが、これらファスナーは、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を含む方式のような、当業者には公知の何らかの形式を用いて形成できることに留意されたい。

上記のとおり、いま説明した構造に関連する主要な利点は、エンジンファスナー６ａ,６ｂ,８に関して中心ケーシング１６が完全に自由な状態にあるので、航空機のさまざまな飛行状況の中で、このケーシングの撓みが格段に低減されるという事実に、したがってこの中心ケーシング１６に隣接するコンプレッサーおよびタービンの羽根の摩擦による損耗が著しく低減されるという事実に関連付けられる。

ここで図３を参照すると、本発明による取り付けパイロン４の剛構造体１０が詳細に示されているが、同図ではエンジンファスナー６ａ,６ｂ,８は意図的に省略してある。

まず、この剛構造体１０は、先に言及した第１の平面に関して、言い換えればジェットエンジン２の前後方向軸線５およびＺ方向によって規定される垂直面に関して対称であるよう構成されていることに留意されたい。

この剛構造体１０は、その一端から他端へとＸ方向に、この方向と平行に延在する中央ねじれ枠体２０を具備してなる。参考までに、この枠体２０は、平行なＸＺ平面内でＸ方向に沿って延在しかつ平行なＹＺ平面内に配置された横断リブ２４によって互いに連結された二つの側方桁材２２のアセンブリから形成できる。

複数の弧材３０は剛構造体１０を完全なものとするよう構成されており、このために中央枠体２０が当該剛構造体１０の上部に配置される。弧材のそれぞれは中央ねじれ枠体２０に対して固定されており、しかもＹ方向に沿ってその両側に突出している。

複数の弧材３０の特徴は、図３に示すように、それが、円形断面を備えかつ中央枠体２０と平行な前後方向軸線３４を備えた略円筒形仮想面３２の一部を画定していることである。すなわち、複数の弧材３０を形成する弧材２６,２８のそれぞれは適当な曲率を有し、これによってそれらは、その全長にわたって仮想面３２を取り囲んでかつそれと接触状態で配置できる。ゆえに、概して、複数の弧材３０は円形断面を備えた略円筒形包絡面／かごの一部を形成するが、この包絡面／かごは、ジェットエンジン２の中心ケーシング１６の周りに、それから距離を置いて配置できる。

複数の弧材３０の中でも、まず、仮想面３２の前後方向軸線３４上に概ね中心が置かれた環部分形状(環の一部分の形状)の弧材２６がいくつか存在することに注目されたい。この軸線は好ましくはジェットエンジン２の前後方向軸線５と一致する。この結果、剛構造体１２はまた、パイロン４の前後方向軸線３４とＺ方向とによって規定される垂直面に関して対称であることが分かる。

したがって、弧材２６はＸ方向に沿って互いに離間しており、しかもＹＺ平面と平行に配置されている。それらはまた、中間点においてそのそれぞれを通る中央枠体２０に対して固定されている。さらに正確に言うと、環部分形状の各弧材２６は二つの側方桁材２２を貫通し、そしてたとえば溶接または機械的組み立てによって、それらに対して堅固に固定されている。

参考までに、これら弧材２６はそれぞれ単一部材として製造されても、あるいはたとえば互いに堅固に接合される二つの同一の部材を用いて製造されてもよい。

図３に示す実施形態では四つの弧材２６が存在し、かつその長さは構造体１０の後方部分に近いものほど小さくなっている。構造体１０からさらに前方に配置されかつ中央枠体２０の前端部に対して固定された弧材２６は半環状のものであり、したがって、その二つの端部は前後方向軸線３４を通るＸＹ平面内に配置されており、この平面は、やはり軸線５と軸線３４とが同一であるという事実によって上記第２の平面と同一であることに留意されたい。第２の弧材２６は半環の長さよりもわずかに長く、そしてＸ方向に沿って見て、たとえば枠体２０の中央部に配置された最終弧材２６までそうなっている。

環部分形状の弧材２６と交差する中央枠体２０の前方部分は、横断リブ２４との一体化を必要としないことに留意されたい。なぜなら、二つの側方桁材２２は、弧材２６の上端部によって互いに連結されているからである。

複数の弧材３０はまた二つの側方抗スラスト弧材２８を具備してなる(斜視図であるため図３には一つだけ示す)。これらの弧材２８は実際には、明らかにジェットエンジン２の、さらに正確にはそのファンケーシング１２の前後方向(軸方向)の撓みを制限するために、さまざまな航空機の飛行段階中に、それらがジェットエンジン２によって生じるスラストに抗することができるよう配置されている。

弧材２８は中央枠体２０の両側に配置され、かつ弧材２６に堅固に連結された前部および中央枠体２０に堅固に連結された後部を有する。さらに正確には、二つの弧材２８のそれぞれは最も前方の弧材２６の二つの端部の一方に固定された前端を有し、そして後方であってかつ上方に延在し、別な弧材２６のそれぞれの二つの端部の一方に堅固に連結されている。その後方端部は続いて、枠体２０の後部において、関連する弧材２８と同じ側に配置された側方桁材２２に対して組み付けられる。補強材３６を、弧材２８の後端部と、関係する側方桁材２２との間に形成される機械的連結部を補強するために、ことによると付加できる(この連結部はたとえば溶接または機械的組み立てによって得られる)ことに留意されたい。

図４ａには、二つの最も前方の弧材２６間に配置された横断面Ｐ１で取った断面を示し、そして図４ｂには、後方向に最も進んだ位置にある弧材２６の背後(ただし弧材２８と中央枠体２０との間の接合部よりは前方)に位置する他の横断面Ｐ２に沿って取った断面を示す。

これらの図では、複数の弧材３０は、円形断面を有する略円筒形仮想面３２の一部を画定しており、しかも複数の弧材３０は実際には、さらに図４ｃを参照して説明するように、前後方向軸線３４上に中心が置かれた半円形断面を備えた略円筒形包絡面／かごの一部を形成していることが分かる。

環状ファンダクト１４からの二次流出力における乱れを可能な限り最小限に抑えるために、仮想円筒面３２の直径は、ファンケーシング１２の環状部１８の円筒形外面３８の直径と好ましくは概ね同一であることに留意されたい。さらに、図４ａおよび図４ｂから分かるように、側方桁材２２は仮想面３２によって画定される空間３５内に非常に小さな長さだけ突出しており、このためそれらは二次空気流をもはや、それほど著しく乱すことがない。これは特に、仮想面３２および外面３８の直径に比べてＺ方向に沿った桁材２２の高さが極めて小さいという理由により説明される。さらに、桁材２２の下側部分のみが空間３５内に入り込んでおり、その他の部分は複数の弧材３０の上に位置している。

複数の弧材３０の好ましい形態を概略的に説明するために、図４ｃには、この形態が、前後方向軸線３４上に中心が置かれると共に仮想面３２の上半分を取り囲んでいる、半円形断面を備えた略円筒形包絡面／かご４０の一部のみを構成している状態を示す。ゆえに、この図４ｃにおいて、網状陰影が付けられた部分４２は、完全な半円筒４０を形成するための、複数の弧材３０の欠けている部分に対応する。さらにこの図はまた、複数の弧材３０が、概ね、後方に向うファンケーシング１２の環状周縁部１８の延長部を形成していることを示している。

図５は、取り付けパイロン４の剛構造体１０は、エンジンファスナー６ａ,６ｂ,８を最前部の弧材２６に簡単に取り付けることができるので、このエンジンファスナー６ａ,６ｂ,８を担うのに非常に適していることを示している。第１および第２のファスナー６ａ,６ｂは半環形状の弧材２６の二つの最前端部に取り付けられ、一方、第３のファスナー８は、中央枠体２０の二つの側方桁材２２間に配置された同一弧材２６の上側部分に取り付けられる。さらに、中央枠体２０が、それぞれ上面および底面近くで、この枠体２０を閉塞する上側水平桁材および下側水平桁材(簡明にするために図示しない)を備える任意の実例では、第３のファスナー８はまた中央枠体２０のこれら二つの水平桁材間に配置される。

したがって、二つのエンジンファスナー６ａ,６ｂは、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平面に関して対称に配置され、同様に、上記第１の平面と同一の当該平面は第３のエンジンファスナー８と交差することを理解されたい。

参考までに言うと、いま説明した剛構造体１０を形成している全ての要素は、スチール、アルミニウムあるいはチタニウムのような金属材を用いて、あるいは複合材(好ましくはカーボンからなる)を用いて形成できる。さらに、複数の弧材３０の中の各弧材は、金属プレートからなる湾曲帯材の形態であってもよい。

図６および図７には、図３を参照して先に説明した剛構造体１０の第１および第２の変形実施形態をそれぞれ示す。それゆえ、全ての図において、同じ参照数字が付された構成要素は同一または類似の構成要素である。

まず、第１の変形実施形態を示す図６を参照して、複数の弧材１３０は上述した複数の弧材３０から変更されているとしても、それは依然として、円形断面を有する仮想面３２の略円筒形部分を画定するようになっていることに、好ましくは前後方向軸線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／かごの一部を形成するようになっていることに注目されたい。

複数の弧材３０に対する二つの変更点が存在する。というのは、剛構造体１０よりさらに後方に配置された環部分形状の弧材２６が除去されており、その一方で、弧材２８の役割と類似の役割を果たすよう設計された、スラストに抗する二つの補助側方弧材１４２が付加されているからである。

弧材１４２は中央枠体２０の両側に配置されており、しかも弧材２６の二つの最前端部の一方に堅固に結合された前端部を有し、たとえば形成された機械的結合部は、この前部弧材２６と弧材２８との間でファスナーの直上に配置されている。さらに、スラストに抗する補助側方弧材１４２は、その後端部が、枠体２０の中央部にて、弧材１４２と同じ側に配置された側方桁材２２に組み付けられるまで、後方であってかつ上方に延在している。繰り返すが、補強材１４４を、弧材１４２の後端部と、関係する側方桁材２２との間の機械的結合部を補強するために付加することが可能であり、たとえば、この結合部は、溶接によってあるいは機械的組み立てによって形成される。

さらに、スラストに抗する補助側方弧材１４２は、環部分形状の他の二つの弧材２６と、必ずしもこれらの弧材に対して取り付けられることなく交差していてもよいことに注目されたい。

第２の代替例を示す図７を参照して、複数の弧材２３０は上述した複数の弧材１３０から変更されているが、それは依然として、円形断面を有する略円筒形仮想面３２の一部を画定するようになっていることに、好ましくは前後方向軸線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／かごの一部を形成するようになっていることに注目されたい。

複数の弧材１３０に対する二つの変更点が存在する。というのは、環部分形状の前側弧材２６のみはそのままであるが、二つの弧材２４６がさらに、抗スラスト弧材２８を支持するために付加されているからである。

支持弧材２４６は中央枠体２０の両側に配置されており、しかも枠体２０の前部に対して堅固に結合された前端部を有する。さらに支持弧材２４６は、その後端部が、この弧材１４６と同じ側に位置する抗スラスト弧材２８に、この弧材の概ね中央部２８において組み付けられるまで、後方であってかつ下方に延在している。

こうした構造によって、引っ張りに関して作用する支持弧材２４６は、抗スラスト弧材２８が、航空機のさまざまな飛行段階の間に撓むのを阻止し、したがって、二つの弧材２８と１４２とが著しく離間するのを剛構造体１０の一方の側において抑える。

剛構造体１０の両側において、弧材１４２および２４６は、側方から見れば分かるように、概ねＸ形構造となっていることに留意されたい。さらに支持弧材２４６は、側方補助抗スラスト弧材１４２と、必ずしもそれに対して取り付けられることなく交差していてもよい。

図７から分かるように、二つの弧材２４６の二つの前方端部を、たとえば溶接または機械的組み立てによって、それらがやはり接合される二つの側方桁材２２同士の間で、互いに取り付けることも可能である。当然ながら、本発明の範囲から逸脱することなく、二つの弧材２４６を、単一部材として形成されかつ中央枠体２０の両側において延在する単一の支持弧材によって置き換えることもまた考えられる。

最後に、図３、図６および図７から明らかであるように、パイロン４の第１および第２の変形実施形態の中央枠体２０はまた、たとえば、横断リブ２４の配置ならびにその数に関する小変更によって改変できる。

図８ａないし図８ｃには、いま説明した、すなわち第２の変形実施形態の剛構造体１０に対してジェットエンジン(ターボジェット)２を組み付けるための作業のそれぞれ異なる連続したステップを示す。

まず、図８ａに矢印で示すように、ジェットエンジン２をその前部が下方に僅かに傾いた状態とし、たとえば一般的なフォークリフトトラック(図示せず)を用いて、適所でしっかりと保持された剛構造体１０に向って、ジェットエンジン２を上方に移動させる。

ジェットエンジン２を十分に上昇させ、それが仮想面(この図では示していない)３２によって規定される空間３５内に入り込んだならば、前側弧材２６の端部とファンケーシング１２の環状周縁部１８との間にファスナー６ａ,６ｂをそれぞれ配置する。

続いては図８ｂに矢印で概略的に示すように、ジェットエンジン２を、そのファンケーシング１２を上昇させることができるよう、第１および第２のファスナー６ａ,６ｂを中心として回動させる。図８ｃには、第３のエンジンファスナー８を適所に配置できるよう、環状周縁部１８が前側桁材２６に十分接近するや否や、ジェットエンジン２の回動を停止させた状態を示す。

明らかに、当業者であれば、単に非限定的実施例としていま説明した航空機用ジェットエンジン２の取り付けパイロン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、有用なこととして、パイロン４として航空機の翼の下に吊り下げるのに適した形態を示したが、このパイロン４はまた、翼の上に搭載できるよう別な形態で提供することができる点にも言及しておく。

本発明の好ましい実施形態による取り付け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、パイロン用エンジンファスナーをより明確に示すため取り付けパイロンの剛構造体が省略されている。 好ましい実施形態による取り付けパイロンの一部拡大斜視図である。 図３に示す横断面Ｐ１で取った断面図である。 図３に示す横断面Ｐ２で取った断面図である。 図３の取り付けパイロンを部分的に形成するよう構成された複数の弧材の形状を説明するための斜視図である。 図３と同様の図であり、取り付けパイロンのエンジンファスナーが概略的に示されている。 図３と同様の図であり、この図の取り付けパイロンは好ましい実施形態の第１の代替形態である。 図３と同様の図であり、この図の取り付けパイロンは好ましい実施形態の第２の代替形態である。 図７に示す取り付けパイロンへのジェットエンジン組み付け作業における一連の工程を示す図である。 図７に示す取り付けパイロンへのジェットエンジン組み付け作業における一連の工程を示す図である。 図７に示す取り付けパイロンへのジェットエンジン組み付け作業における一連の工程を示す図である。

符号の説明

１ エンジンアセンブリ
２ ジェットエンジン
４ 取り付けパイロン
５ 前後方向軸線
６ａ,６ｂ,８ エンジンファスナー
１０ 剛構造体
１２ ファンケーシング
１４ ファンダクト
１６ 中心ケーシング
１８ 環状周縁部
２０ 中央枠体
２２ 側方桁材
２４ 横断リブ
２６,２８ 弧材
３０ 複数の弧材
３２ 仮想面
３４ 前後方向軸線
３５ 空間
３６ 補強材
３８ 円筒形外面
４０ 略円筒形包絡面／かご
１３０ 弧材
１４２ 補助側方弧材
１４４ 補強材
１４６ 弧材
２３０ 弧材
２４６ 弧材

Claims (13)

1. 航空機のジェットエンジン(２)用の取り付けパイロン(４)であって、剛構造体(１０)を具備してなり、この剛構造体(１０)は、円形断面を有する略円筒形仮想面の一部(３２)を協同で画定するよう配置された複数の弧材(３０,１３０,２３０)を具備してなり、
   前記複数の弧材(３０,１３０,２３０)は、概ね前記仮想面(３２)の前後方向軸線(３４)上に中心が置かれた環形状部分を備えた少なくとも一つの弧材(２６)を具備してなり、
   前記取り付けパイロン(４)の前記剛構造体(１０)は、前記仮想面(３２)の前後方向軸線(３４)と平行に延在すると共に環部分の形態の各弧材(２６)に対して取り付けられた中央枠体(２０)を具備してなり、
   複数の前記弧材(３０,１３０,２３０)はさらに、前記中央枠体(２０)の両側に配置された二つの側方抗スラスト弧材(２８)を具備してなり、二つの前記側方弧材(２８)のそれぞれは、環部分形状の各弧材(２６)に対して、前記中央枠体(２０)の両側で取り付けられていることを特徴とする取り付けパイロン(４)。
2. 前記複数の弧材(１３０,２３０)はさらに、前記中央枠体(２０)の両側に配置された二つの側方抗スラスト弧材(１４２)を具備してなり、この二つの補助側方弧材(１４２)のそれぞれは、第一には少なくとも環部分形状の弧材(２６)に対して取り付けられ、かつ第二には前記中央枠体(２０)に対して取り付けられていることを特徴とする請求項１に記載の航空機用取り付けパイロン(４)。
3. 前記複数の弧材(２３０)はまた二つの側方抗スラスト支持弧材(２８)を含み、前記二つの支持弧材(２４６)は前記中央枠体(２０)の両側に配置されており、かつそれぞれ第一には前記二つの側方弧材(２８)の一方に対して、第二には前記中央枠体(２０)に対して取り付けられていることを特徴とする請求項１または請求項２に記載の航空機用取り付けパイロン(４)。
4. 前記二つの側方抗スラスト弧材(２８)のそれぞれは、環部分形状の各弧材(２６)の一端に対して取り付けられてい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項に記載の航空機用取り付けパイロン(４)。
5. 環部分形状の少なくとも一つの弧材(２６)は半円形であることを特徴とする請求項１ないし請求項４のいずれか１項に記載の航空機用取り付けパイロン(４)。
6. 前記複数の弧材(３０,１３０,２３０)は、半円形断面を備えた概ね円筒形包絡面(４０)の一部を形成していることを特徴とする請求項１ないし請求項５のいずれか１項に記載の航空機用取り付けパイロン(４)。
7. 複数のエンジンファスナー(６ａ,６ｂ,８)を具備してなり、そのそれぞれが前記複数の弧材(３０,１３０,２３０)に対して取り付けられ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項に記載の航空機用取り付けパイロン(４)。
8. 前記複数のエンジンファスナー(６ａ,６ｂ,８)は、
   前記仮想面(３２)の前後方向軸線(３４)および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配置された第１のエンジンファスナー(６ａ)および第２のエンジンファスナー(６ｂ)と、
   それを通って前記平面が延在する第３のエンジンファスナー(８)と、を具備してなることを特徴とする請求項７に記載の航空機用取り付けパイロン(４)。
9. 前記第１、第２および第３のエンジンファスナー(６ａ,６ｂ,８)は、前記複数の弧材(３０,１３０,２３０)に属する環部分形状の前記弧材(２６)に取り付けられていることを特徴とする請求項８に記載の航空機用取り付けパイロン(４)。
10. 前記仮想面(３２)の前後方向軸線(３４)およびパイロンの横方向(Ｙ)によって規定される平面が、前記第１および第２のエンジンファスナー(６ａ,６ｂ)を通るようになっていることを特徴とする請求項８または請求項９に記載の航空機用取り付けパイロン(４)。
11. 前記第１および第２のエンジンファスナー(６ａ,６ｂ)はそれぞれ、パイロン(４)の前後方向(Ｘ)に沿って、かつパイロンの垂直方向(Ｚ)に沿って作用する力に抗するよう構成されていることを特徴とする請求項８ないし請求項１０のいずれか１項に記載の航空機用取り付けパイロン(４)。
12. 前記第３のエンジンファスナー(８)は、パイロン(４)の前後方向(Ｘ)に沿って、かつ当該パイロンの横方向(Ｙ)に沿って作用する力に抗するよう構成されていることを特徴とする請求項８ないし請求項１１のいずれか１項に記載の航空機用取り付けパイロン(４)。
13. 請求項１ないし請求項１２のいずれか１項に記載の取り付けパイロン(４)を少なくとも一つ具備してなることを特徴とする航空機。

Images