JP2017165394A - 性能強化型のジェットエンジン装着支柱 - Google Patents

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Abstract

【課題】エンジンのコア排気ノズルゾーンにおける支柱の排気シールドの必要性をなくし、かつ、支柱の後端のフェアリングによる抗力及びそれに付随する燃費を減少させる、ジェットエンジン装着支柱を提供する。【解決手段】航空機の翼にジェットエンジン10を装着するための支柱は、複数のエンジンマウント312、316と、翼から支持された空間フレームトラス600であって、前部及び後部を備え、前部602は、エンジンマウント312、316に連結され、かつエンジンマウント312、316を支持し、後部604は、前部602の後端から上後方に延在する、空間フレームトラス600とを含む。エンジン10のコア排気ゾーンから支柱の後端を取り除くことによって、支柱の重量及び抗力の実質的な減少、及びそれに対応する、関連する航空機の燃費消費率の向上が、実現しうる。【選択図】図5

Description

この出願は、空力性能及び燃費性能を向上させる、ジェットエンジンを装着するパイロン又は支柱(strut)の設計に関する。
今日の民間ジェット旅客機の大部分は、高バイパスターボファンジェットエンジンによって動いている。これらのエンジンの排気は、2つの同心円状の「ゾーン」、すなわち、外側の、比較的高流量で低速かつ低温の「ファン排気」ゾーンと、内側の、比較的低流量で高速かつ高温の「コア排気」ゾーンとに分かれる。
各エンジンの装着パイロンは、航空機の翼にエンジンを連結するものであり、典型的には、整流外板又は「フェアリング(fairing)」の中に包まれた、構造成分又は「支柱」を備える。この装着パイロンは、典型的には、少なくとも部分的に、関連するエンジンの「ホットゾーン」、すなわちコア排気の中にあるが、これにより、支柱の熱劣化を防止するために、支柱のこの領域を覆う熱シールドの存在が必要になる。更に、コア排気領域における対気速度は超音速であることから、結果としてもたらされる、このゾーン内の支柱にかかる寄生抗力は、比較的激しいものになる。抗力の増大と併せて、高温のコア排気ガスから翼を断熱するために必要な熱シールド、並びに支柱の後部フェアリングの伸長の両方に関連付けられた、付加質量もある。
したがって、ジェットエンジン装着支柱を設計するための産業分野においては、コア排気ノズルゾーンにおける支柱の排気シールドの必要性をなくし、かつ、支柱の後部フェアリングに関連付けられた抗力、及びそれに付随する燃費を減少させるという、ずっと気づかれてはいたが未だ満たされていないニーズが存在する。
本開示の実施形態により、エンジンのコア排気ノズルゾーンにおける支柱の排気シールドの必要性をなくし、かつ、支柱の後端のフェアリングに関連付けられた抗力及びそれに付随する燃費を減少させる、新規のジェットエンジン装着支柱が提供される。
例示的な一実施形態では、航空機の翼にジェットエンジンを装着するための支柱は、複数のエンジンマウントと、翼から支持され、かつ前部及び後部を備える、空間フレームトラスとを備える。前部は、エンジンマウントを通じて、エンジンに連結され、かつエンジンを支持し、後部は、前部の後端から上後方に延在する。
別の例示的な実施形態では、航空機の翼にエンジンを装着するための方法は、空間フレームトラスを翼から支持することと、複数のエンジンマウントにエンジンを連結することとを含み、トラスは、前部及び後部を備え、前部は、前部からつり下げられた複数のエンジンマウントを有し、後部は、前部の後端から上後方に延在する。
更に別の例示的な実施形態では、航空機は、胴体部と、胴体部に連結された翼と、翼から支持されたエンジン装着支柱と、支柱から支持されたジェットエンジンとを備え、支柱の後部の、エンジンのコア排気ゾーンの中に配置される部分がない。
本発明の範囲は、参照によりこのセクションに援用される特許請求の範囲によって規定される。当業者は、本開示の性能強化型のジェットエンジン装着支柱、及びそれを設計し、使用するための方法のより深い理解、ならびに、かかる支柱及び方法の上述の利点及び追加の利点についての認識を、それらの一又は複数の例示的な実施形態の下記の詳細説明を考慮することによって、得ることになろう。この明細書において付随する図面の様々な図を参照するが、それらについては下記で簡単に説明する。図中では、図に示す要素に類似した要素を特定するために、類似の参照番号を使用する。
従来型のジェットエンジン装着支柱によって航空機の翼に装着されたターボファンジェットエンジンの左側部分立面図である。 本開示によるジェットエンジン装着支柱の例示的な一実施形態によって翼に装着された、図1のターボファンジェットエンジンの左側部分立面図である。 図3Aは、翼に図1のターボファンエンジンを装着するために使用されるタイプの従来型のジェットエンジン装着支柱の空間フレームトラスの、左側立面図である。この図では、エンジンは、エンジンの重心(CG)を通って作用する複数の剛性リンクに置き換えられており、支柱の内部の空間フレームトラス構造を明らかにするために、支柱の空力フェアリング及び熱シールドを省略した。図3Bは、図3Aの従来型のエンジン装着支柱のトラスの後端部の、上方左側からの部分詳細斜視図である。 本開示により再設計される前の、従来型のエンジン装着支柱のトラスの別の左側立面図である。 本開示により再設計された後の、エンジン装着支柱のトラスの例示的な一実施形態の左側立面図である。 例示的な再設計された支柱トラスの上方左側からの部分斜視図であり、かかる支柱トラスの複数の再構成された後端装着リンクを示す。 本開示により再設計されたトラスの後端部の例示的な一実施形態の、上方左側からの斜視図である。 例示的な再設計されたトラスの上方左側からの斜視図である。 例示的な再設計されたトラスの左側立面図である。 例示的な再設計されたトラスの後端部の、上方左側からの斜視図である。 図11Aから図11Eは、本開示によるトラスの再設計された後端部の構造成分の例示的な実施形態の部分斜視図である。 航空機の翼の前縁及び下面に連結して示されている、例示的なエンジン装着支柱の左側の部分的な立面図であり、断面図でもある。 航空機の胴体部に取り付けられた翼に連結して示されている、例示的なエンジン装着支柱の下方左側からの部分的な斜視図であり、断面図でもある。 例示的なエンジン装着支柱の右側の部分的な立面図であり、断面図でもある。 例示的なエンジン装着支柱の上方左側からの部分斜視図である。 例示的なエンジン装着支柱の右側からの別の部分斜視図である。 例示的なエンジン装着支柱の別の左側部分立面図である。 例示的なエンジン装着支柱の左側からの別の部分斜視図である。
一部の民間ジェット航空機においては、航空機の翼にエンジンを連結する、各エンジンのエンジン支柱の後端は、関連するエンジンの「ホットゾーン」、すなわちコア排気の中にあるが、これにより、排気熱による支柱の容認不可な劣化を防止するために、この領域内の支柱を覆う熱シールドの設置が必要になる。更に、コア排気領域における対気速度は超音速であることから、結果としてもたらされる、後部支柱フェアリングへの抗力の影響は、比較的激しいものになる。抗力と併せて、高温のコア排気ガスから支柱及び翼を断熱するために、熱シールド、より具体的には支柱の後部フェアリングの熱シールドに関連付けられた、付加質量もある。本開示が提供する最新の設計空間では、コア排気ノズルゾーンにおける排気シールドの必要性がなくなる。加えて、新たな支柱設計は、後部支柱フェアリングに関連付けられた抗力及び燃料使用量を減少させる。
したがって、この発明の重要目的は、エンジン支柱の空力構造物、すなわち支柱フェアリング及び熱シールドを、関連するジェットエンジンのホットゾーン又はコア排気から取り除くことである。この目的を達成するために、支柱構造物を再設計して、その変化を利用可能な空間の中に収める。
支柱の最適化された後端は、支柱の空力的及び構造的な要件によって画定された空間内に収まる。一実施形態では、新たな設計は、支柱の前方から後部エンジンマウントの直後の場所までのベースライン構造設計を保持することと、上後方に延在する「トルクボックス」構造物を備えるよう、後部支柱装着リンクを再設計すると共に、そのリンク以外の、関連する翼構造物に支柱を連結するリンクを適切に改変することとを、含みうる。
図1は、従来技術に合致するジェットエンジン装着パイロン又は支柱14によって航空機の関連する翼12に装着されたターボファンジェットエンジン10の、左側部分立面図である。このジェットエンジンは、高バイパスターボファンエンジンなどのターボファンエンジンを含んでよく、整流(streamlining)のためにナセル16の中に封入されうる。上述のように、これらのエンジンの排気は、2つの同心円状のゾーン、すなわち、外側の、比較的高流量であるが比較的低速かつ低温の「ファン排気」ゾーン18と、内側の、比較的低流量であるが比較的高速かつ高温の「コア排気」ゾーン20とに分かれ、コア排気ゾーン20は、「コア出口平面」21から後部へと垂直に延在する。
支柱14の後端部は、関連するエンジン10の「ホットゾーン」、すなわちコア排気20の中にあることから、支柱14の熱劣化を防止するために、支柱14の露出した領域を覆う熱シールドを提供することが必要である。加えて、この領域における排気ガススピードは超音速であることから、結果としてもたらされる、このゾーン内の支柱14にかかる寄生抗力は、実質的に、支柱14のこの領域以外のどこよりも大きくなる。更に、抗力の増大と併せて、高温のコア排気ガスから支柱14及び翼12を断熱するために必要な熱シールド、並びに、支柱14の後部フェアリングの伸長の両方に関連付けられた、付加質量もある。ゆえに、支柱14の全体的な長さが短縮されれば、詳細には、支柱14の後端がコア排気ゾーン20から取り除かれれば、熱シールドはなくなってよく、支柱フェアリングの全体的な長さが減少しうる。このことは、支柱14の重量及び抗力の実質的な減少、並びに、それに対応する、関連する航空機の燃費消費率の向上をもたらす。
図2は、本開示によるジェットエンジン装着支柱22の例示的な一実施形態によって航空機の翼12に装着された、図1のターボファンジェットエンジン10の左側部分立面図である。詳細には、図2に示しているように、支柱22の交差斜線領域によって示されている部分24であって、エンジン10のホットゾーン20の中に配置されていることを図1で既に示した一部分を含む部分24はなくなっており、それにより、重量、費用、抗力、及びSFCにおける上述の性能及び利点が実現する。より詳細に後述するように、上記の目標の達成へのアプローチは、エンジン装着支柱22の構造及び空力上の必要性を解析し、それらの要件によって画定される空間の中に収まるように、エンジン装着支柱22の内部構造を再設計することで、始まりうる。
図3Aは、航空機の翼12に図1のターボファンエンジン10を装着するために使用される、従来型の支柱14の内部構造、すなわち、従来型のジェットエンジン装着支柱14の「空間フレーム」又は三次元(3D)「トルクボックス」又はトラス300の、左側立面図である。この図では、図示目的で、エンジン10は複数の剛性の「リンク」に置き換えられており、これらのリンクを通じて、エンジン10の重心(CG)302を通って作用するエンジン荷重が、トラス300による反作用を受けて航空機の翼構造物に至る。またこの図では、トラス300の内部構造を明らかにするために、支柱14の整流空力フェアリング及び熱シールドを省略した。図3Bは、図3Aのトラス300の後端部の、上方左側からの部分詳細斜視図である。上記の図で視認できるように、トラス300は、4つのL字型角部材304であって、その上側の対と下側の対とが、一対のウェブ306(図3B参照)のそれぞれのウェブに水平になるように1つに連結される、4つのL字型角部材304を備える、細長い箱状構造物を備える。図3A及び図3Bでは、トラス300の内部構成要素を明らかにするために、角部材304の上側の対と下側の対とを垂直に互いに連結させる、一対の対向側部ウェブ308(図7参照)を省略した。
図3Aに示しているように、前部エンジン装着バルクヘッド310は、3Dトラス300の前端に配置され、前部エンジン装着バルクヘッド310からつり下げられた前部エンジンマウント312を有する。エンジン10の上側前端が、前部エンジンマウント312に連結し、かつ前部エンジンマウント312によって支持される。同様に、後部エンジンマウントバルクヘッド314は、前部エンジンマウントバルクヘッド310の後方に配置され、かつ、後部エンジンマウントバルクヘッド314からつり下げられた後部エンジンマウント316を有する。エンジン10の上側後端は、後部エンジンマウント316に連結され、かつ後部エンジンマウント316によって支持される。前部エンジンマウント310は、エンジン10の2つの主要取付部のうちの一方である。それは、垂直方向及び横方向(側方)の荷重を、4つのテンションボルト及び単一のシャーピン(shear pin)を介して、トラス300のトルクボックスに伝える。後部エンジンマウント316は、エンジン10の2つの主要取付部のうちの他方である。それは、機首尾方向及び側方の剪断荷重を単一のシャーピンで受けるよう、設計される。エンジン10の下向き荷重及びロールモーメントは、複数のテンションボルトにおいて反作用を受ける。
図3A及び図3Bに示しているこの特定の例示的な実施形態では、第1の複数の、すなわち3つの、長手方向に離間している、長方形の横断フレーム(transverse frame)318(本書ではそれぞれフレーム1、フレーム2、フレーム3と称されている)が、前部エンジン装着バルクヘッドと後部エンジン装着バルクヘッド310と314の中間に置かれ、第2の複数の、すなわち2つの、長手方向に離間している横断フレーム320(本書ではそれぞれフレーム4、フレーム5と称されている)が、後部エンジンマウントバルクヘッド316とトラス300の後端との間に配置される。利用されるフレーム318及び320の数は、当面の特定の用途に応じて変動可能であり、支柱14の外形を維持するため、及び、水平スパーウェブ及び垂直スパーウェブ306及び308における切り欠き部を形作るために使用される。これらのフレームは、外板及びウェブパネルに曲げ荷重経路を提供する。フレーム318及び320のいくつかは、「コアサービス(core service)」断接部又はエンジン10の逆推力装置のヒンジへの支持も、提供しうる。フレームのいくつかは、油圧ライン及び燃料ラインのシステムのために支柱14の中に配置される、いわゆる「ウェットベイ(wet bay)」を防ぐバリアも提供してよく、追加的又は代替的には、トラス300の加圧され密封された柱間部を区切るバルクヘッドとしての役割を果たしうる。
図3A及び図3Bで視認できるように、従来型のトラス300には、トラス300、ひいてはそれからつり下げられたエンジン10を、航空機の翼12の構造物に連結させるための、複数の部品(fitting)が設けられる。これらの部品は、後部エンジンバルクヘッド316の上側の若干後方の、トラス300の中央に配置されたR1部品と、トラス300の後端の下部中央に配置されたR2部品と、トラス300の後端上側の左角と右角にそれぞれ配置された、一対の離間した部品R3及びR4と、トラス300の後端の下側の両角にそれぞれ配置され、かつ、約45度の選択された夾角で互いから離れるように角度が付けられた、一対の離間した部品R7及びR8とを含む。上述のように、取付部品R1〜R8の数と場所は、用途に応じて変動可能である。加えて、これらの部品は単純なラグタイプ部品として図示されているが、ボールソケット型部品などの他の既知の種類の部品も、前者のかわりに、又は前者に加えて使用されうる。
対応する「リンク」、すなわち剛性の細長いロッド又はビーム状構造物は、張力、圧縮力、ねじれ、及び横方向の曲がりに耐えること、及び、その両端に配置された適切な接続部品を有することが可能であり、各部品を、翼12の構造物の表面上又は中に配置された関連する補完部品に連結させるために使用される。図3A及び図3Bの特定の例示的な実施形態では、トラス300を翼構造物に連結させるリンクは、R1部品に連結されたR1リンク322と、R2部品に連結されたR2リンク324と、R3及びR4の部品にそれぞれ連結されたR3及びR4のリンク326及び328と、R7及びR8の部品にそれぞれ連結されたR7及びR8のリンク330及び332とを含む。
R1部品は、2つのエンジンマウント312及び316から翼12にかかるエンジン荷重に反作用する、4つの主要な荷重経路のうちの1つである。R1部品は、R1リンク322によって翼12に接続され、その前端に二股の部品(図示せず)を含む。この二股の部品は、R1部品と二股の部品を共に通って延在するヒューズピン334を介して、R1部品のラグとの二重シャージョイントを提供する。R2部品は、翼12への4つの主要な荷重経路のうちの別の1つである。R2部品は、斜めのR2ブレース又はリンク324によって翼12に接続され、エンジン推力を翼12へと伝えるための主要な荷重経路である。R3及びR4の部品は、翼12へのトラス300の4つの主要な取付点のうちの残りの2つである。R3及びR4の部品は、R3及びR4のリンク326及び328を通じて、翼12の中央スパー構造物にトラス300を連結する。R3及びR4の部品は、横方向の、並びに、ヨー、ロール、及びピッチにおける荷重に、反作用する。全ての側方荷重は、副次的なR7及びR8のラグと、それらに関連するR7及びR8のリンク330及び332によって支えられる。
所望の目的を達成するよう、トラス300の「最良の」又は最適化された再設計を提供するために、支柱14の前部から、2つの最後部の横断フレーム320のうちの第1のものまで、すなわち、後部エンジンマウント316の直後にあるフレーム4までは、トラス300の既存設計を維持し、かつ、上後方に延在する「トルクボックス」構造物を備えるよう、R2部品及びR2リンク324を再設計すると共に、改変された支柱を既存の翼装着構造物に連結させる、R2以外の部品R1、R3、R4、R7、及びR8、並びに対応するリンク322、326、328、330、及び332を適切に改変する、設計アプローチがとられる。
図4は、前述の手順により後端が再設計される前の、図3Aと類似した、従来型のエンジン装着支柱14のトラス300の左側立面図である。図5は、本開示により再設計された後の、図2のエンジン装着支柱22のトラス600の例示的な一実施形態の左側立面図である。図4及び図5で視認できるように、再設計された支柱22の再設計された空間フレームトラス600は、前部602と、前部602に連結され、かつ前部602から上後方に延在する後部604とを備える。
上述のように、前部602は、その前端から第4の横断フレーム321までは従来型トラス300と実質的に同一であり、再設計された支柱フェアリングがトラス600に取り付けられている時に、支柱22の後部の、図1に示しているようなエンジン10のコア排気ゾーン20の中に配置される部分がないように、後部604は前部602の後端から上後方に延在する。詳細には、後部604は、エンジン10のコア出口平面21と実質的に同一平面上にあるトラス600の横断平面から、上後方に延在する。
ゆえに、例示的な再設計されたトラス600では、前部エンジン装着バルクヘッド310、前部エンジンマウント312、後部エンジンマウントバルクヘッド314、後部エンジンマウント316、第1の複数の、連続的な、長方形の横断フレーム318、及び、2つの連続的な横断フレーム320のうちの第1のもの321、すなわち、第4の横断フレーム321は、従来型のトラス300におけるものと実質的に同じままであり、その結果、少なくとも、再設計されたトラス600へのエンジン10の装着は、実質的に同じままとなる。
上述のように、翼12の既存の構造物への再設計されたトラス600の装着は、トラス600と翼構造物との間に延在する部品及びリンクの改変を伴う。図6は、例示的な再設計されたトラス600の上方左側からの部分斜視図であり、トラス600の再構成された後端装着リンクを示している。図5及び図6で視認できるように、R1部品及び関連するリンク332は、再設計の影響を受けないままである。R2部品及び関連するリンク324は、短縮されたR2又は斜めのリンク624によって置き換えられる。R3及びR4の部品にそれぞれ関連付けられたリンク326及び328は、横断フレーム321の直上でトラス600の前部602の後端に連結する、一対の細長いリンク626及び628によって置き換えられ、リンク626及び628は、再設計前にはR7及びR8の部品とリンク330及び332(新たな設計ではなくなっている)によって負担されていた側方荷重を、取り除く役割を果たす。
図7は、再設計されたトラス600の後端部604の、上方左側からの斜視図である。図7で視認できるように、新たなトラス600の後部604は、斜めに配向された格子状構造及び後端を有する、下側の、おおよそ長方形のフレーム650と、同じく斜めに配向された格子状構物及び後端を有する、おおよそ長方形の上側フレーム652と、トラス600の後部604の後端に配置され、下側フレーム650の後端を上側フレーム652の後端に連結させる、おおよそU字型の後部フレーム654とを備える。図7に示しているこの特定の例示的な実施形態では、下側フレーム650の横幅は、上側フレーム652の幅よりも狭く、下側フレーム650の両側部は、下側フレームの後端に向かって次第に狭まっていくのに対して、上側フレーム652の両側部は、互いにおおよそ平行なままである。
図8から図10はそれぞれ、例示的な再設計されたトラス600の上方左側からの斜視図、左側立面図、及び、後端部604の上方左側からの斜視図である。図11Aから図11Eは、本開示による、再設計されたトラス600の再設計された後端部604の構造成分の、例示的な実施形態の様々な斜視図である。
図11Cから図11Dで視認できるように、多数の実現可能な実施形態のうちの1つにおいては、上側フレーム652は、フレーム656の角で端と端とが連結された4つの弦材(chord)658を備える、下側の、おおよそ長方形のフレーム656と、フレーム656の対角間に延在するX型のパターンを画定し、かつ、フレーム656の上面上に配置される上側外板660と、一対の補剛材(stiffener)662であって、各々がT字型の断面を有してよく、外板660の上面上に配置され、かつ、フレーム656の対角間に延在する十字形を形成する、一対の補剛材662とを備えうる。
図12は、図2の例示的なエンジン装着支柱22の左側の部分的な立面図であり、断面図でもある。この図では、整流フェアリングは、再設計されたトラス600を明らかにするために省略されており、航空機の翼12の既存の取付部品664に連結されて示されている。
図13は、関連する航空機668の胴体部666に連結されている翼12に装着されて示されている、例示的なエンジン装着支柱22のトラス300の、下方左側からの部分的な斜視図であり、断面図でもある。図14は、新規のエンジン装着支柱22の例示的なトラス600の、右側の部分的な立面図であり、断面図でもある。
図15は、例示的なエンジン装着支柱22のトラス600の上方左側からの部分斜視図である。図16は、例示的なエンジン装着支柱22のトラス600の、右側からの別の部分斜視図である。図17は、例示的なエンジン装着支柱22のトラス600の、別の左側部分立面図である。図18は、例示的なエンジン装着支柱22のトラスの、左側からの別の部分斜視図である。
例示的な再設計されたトラス600は、それが鋼合金成分を含むと仮定すると、トラス600の後端部604が製造される様態によるが、従来型のトラス300よりも若干(例えば約9lbs)重いだけの合計重量を有する。例えば、上側フレーム652が、例えば、図11Cから図11Dに関連して上述した個々の部分の溶接体としてではなく、例えば機械加工することによって、単一体として製造されるならば、このことにより、再設計されたトラス600の合計重量は、従来型のトラス300の重量よりも約25lbs軽くなりうる。
更に、本開示は、下記の条項による実施形態を含む。
条項1.航空機の翼にジェットエンジンを装着するための支柱であって、
複数のエンジンマウントと、
翼から支持された空間フレームトラスであって、前部及び後部を備え、前部は、エンジンマウントに連結され、かつエンジンマウントを支持し、後部は、前部の後端から上後方に延在する、空間フレームトラスとを備える、支柱。
条項2.後部の、エンジンのコア排気ゾーンの中に配置される部分がないように、後部は前部の後端から上後方に延在する、条項1に記載の支柱。
条項3.後部は、エンジンのコア出口平面と実質的に同一平面上にあるトラスの横断平面から、上後方に延在する、条項1に記載の支柱。
条項4.エンジンがターボファンエンジンを含む、条項1に記載の支柱を備える航空機。
条項5.トラスの後部は、
後端を有する下側フレームと、
後端を有する上側フレームと、
後部の後端に配置され、かつ、下側フレームの後端を上側フレームの後端に連結させる、U字型の後部フレームとを備える、条項1に記載の支柱。
条項6.上側フレームは、
長方形のフレームであって、このフレームの角で端と端とが連結された4つの弦材を備える、長方形のフレームと、
長方形のフレームの上面上に配置され、このフレームの対角間に延在するX型のパターンを画定する、上側外板と、
外板の上面上に配置され、かつ、フレームの対角間に延在する十字形を形成する、一対の補剛材とを備える、条項5に記載の支柱。
条項7.上側フレームの前端は、前部の上側のフレームの後端に連結され、下側フレームの前端は、前部の下側のフレームの後端に連結される、条項5に記載の支柱。
条項8.前部の前端と後端との間に割り振られた複数の横断フレームを更に備える、条項7に記載の支柱。
条項9.複数のエンジンマウントは、
前部の前端に配置された第1バルクヘッドからつり下げられた前部エンジンマウントと、
第1バルクヘッドと前部の後端との間に配置された第2バルクヘッドからつり下げられた後部エンジンマウントとを備える、条項1に記載の支柱。
条項10.エンジンは整流ナセルによって囲まれており、ナセルと翼の下面との間に支柱を覆って配置された整流フェアリングを更に備える、条項1に記載の支柱。
条項11.航空機の翼にエンジンを装着するための方法であって、
空間フレームトラスを翼から支持することであって、トラスは、前部及び後部を備え、前部は、前部からつり下げられた複数のエンジンマウントを有し、後部は、前部の後端から上後方に延在する、支持することと、
エンジンマウントにエンジンを連結することとを含む、方法。
条項12.エンジンはジェットエンジンを含み、支持することは、後部の、エンジンのコア排気ゾーンの中に配置される部分がないように、トラスを構成することを含む、条項11に記載の方法。
条項13.エンジンはターボファンエンジンを含み、支持することは、後部の少なくとも一部がエンジンのファン排気ゾーンの中に配置されるように、トラスを構成することを含む、条項12に記載の方法。
条項14.支持することは、第1リンクによって翼に前部を連結させることと、第2、第3、及び第4のリンクによって翼に後部を連結させることとを含む、条項11に記載の方法。
条項15.第2リンクは、エンジンンの推力を翼へと伝えるための主要な荷重経路を含む、条項14に記載の方法。
条項16.
胴体部と、
胴体部に連結された翼と、
翼から支持されたエンジン装着支柱であって、この支柱の横断平面から上後方に延在する後部を有する、エンジン装着支柱と、
支柱から支持されたジェットエンジンとを備える、航空機であって、
支柱の後部の、エンジンのコア排気ゾーンの中に配置される部分がない、航空機。
条項17.支柱の後部は、エンジンのコア出口平面と実質的に同一平面上にある、条項16に記載の航空機。
条項18.ジェットエンジンは、ターボジェットエンジン、低バイパスターボファンエンジン、又は高バイパスターボファンエンジンを含む、条項16に記載の航空機。
条項19.翼に支柱の前部を連結させる第1リンクと、翼に支柱の後部を連結させる第2、第3、及び第4のリンクとを更に備える、条項16に記載の航空機。
条項20.
エンジンを囲んでいる整流ナセルと、
ナセルと翼の下面との間に支柱を覆って配置された整流フェアリングとを更に備える、条項16に記載の航空機。
実際のところ、当業者はもう認識しているであろうが、当面の特定の用途に応じて、本開示のジェットエンジン装着支柱の材料、装置、構成、及び設計方法における、及びそれらに対する、多数の改変、代替、及び変形が、本開示の本質及び範囲から逸脱することなく行われうる。これに鑑み、本書で図示及び説明されている特定の実施形態は、実施形態の一部の例として示されているに過ぎないことから、本発明の範囲は、かかる特定の実施形態の範囲に限定されるべきではなく、むしろ、以下に付随する特許請求の範囲、及びその機能的均等物の範囲と完全に同等となる。

Claims (10)

  1. 航空機の翼(12)にジェットエンジン(10)を装着するための支柱(14)であって、
    複数のエンジンマウント(312、316)と、
    前記翼(12)から支持された空間フレームトラス(600)であって、前部(602)及び後部(604)を備え、前記前部(602)は、前記エンジンマウント(312、316)に連結され、かつ前記エンジンマウント(312、316)を支持し、前記後部(604)は、前記前部(602)の後端から上後方に延在する、空間フレームトラス(600)とを備える、支柱(14)。
  2. 前記後部(604)の、前記エンジン(10)のコア排気ゾーンの中に配置される部分がないように、前記後部(604)は前記前部(602)の前記後端から上後方に延在する、請求項1に記載の支柱(14)。
  3. 前記後部(604)は、前記エンジン(10)のコア出口平面(21)と実質的に同一平面上にある前記トラス(600)の横断平面から、上後方に延在する、請求項1又は2に記載の支柱(14)。
  4. 前記エンジン(10)がターボファンエンジンを含む、請求項1から3のいずれか一項に記載の前記支柱(14)を備える航空機。
  5. 前記トラス(600)の前記後部(604)は、
    後端を有する下側フレーム(650)と、
    後端を有する上側フレーム(652)と、
    前記後部(604)の後端に配置され、かつ、前記下側フレーム(650)の前記後端を前記上側フレーム(652)の前記後端に連結させる、U字型の後部フレーム(654)とを備える、請求項1から4のいずれか一項に記載の支柱(14)。
  6. 前記上側フレーム(652)は、
    長方形のフレーム(656)であって、前記フレームの角で端と端とが連結された4つの弦材(658)を備える、長方形のフレーム(656)と、
    前記長方形のフレーム(656)の上面上に配置され、前記フレームの対角間に延在するX型のパターンを画定する、上側外板(660)と、
    前記外板の上面上に配置され、かつ、前記フレームの対角間に延在する十字形を形成する、一対の補剛材(662)とを備える、請求項5に記載の支柱(14)。
  7. 前記上側フレームの前端は、前記前部(602)の上側のフレームの後端に連結され、前記下側フレームの前端は、前記前部(602)の下側のフレームの後端に連結される、請求項5又は6に記載の支柱(14)。
  8. 前記前部(602)の前端と後端との間に割り振られた複数の横断フレーム(318)を更に備える、請求項7に記載の支柱(14)。
  9. 前記複数のエンジンマウント(312、316)は、
    前記前部(602)の前端に配置された第1バルクヘッド(310)からつり下げられた前部エンジンマウント(312)と、
    前記第1バルクヘッド(310)と前記前部(602)の前記後端との間に配置された第2バルクヘッド(314)からつり下げられた、後部エンジンマウント(316)とを備える、請求項1から8のいずれか一項に記載の支柱(14)。
  10. 前記エンジン(10)は整流ナセルによって囲まれており、前記ナセルと前記翼(12)の下面との間に前記支柱(14)を覆って配置された整流フェアリングを更に備える、請求項1から9のいずれか一項に記載の支柱(14)。
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