航空機ガスタービンエンジン用可変ピッチマウンティング

本発明は、航空機エンジンの航空機への取り付けに関する。

ガスタービンエンジン等の航空機エンジンは、翼、胴体、又は尾部等の種々の場所で航空機に取り付けることができる。航空機エンジンは、ガスタービン駆動式エンジン、電気エンジン、ハイブリッドエンジン、及びピストンエンジンを含む。一般に、エンジンは、軸方向に相隔たる前方及び後方もしくは前部及び後部位置で、航空機に対する種々の荷重を支持するための、対応する前方及び後方もしくは前部及び後部マウントによって取り付けられる。この荷重としては、エンジン自体の重量といった垂直荷重、エンジンが発生した軸方向スラスト荷重、ウインドバフェティング(wind buffeting)に起因する横方向荷重、及びエンジンの回転動作に起因するロール荷重又はモーメントを挙げることができる。マウントは、支持パイロンに対するエンジンの軸方向及び半径方向の熱膨張及び収縮の両方に対応する。

1994年6月14日発行の米国特許第5,320,307号「航空機エンジンスラストマウント」は、航空機の翼の下方でその前端、中間セクション、及び後端においてパイロンに取り付けられ、パイロンに荷重を伝達するようになったガスタービンエンジンを開示し、その開示内容は本明細書に組み込まれている。2つの円周方向に相隔たる細長いスラストリンクは、その前端が従来型のファンフレームにピボット結合され、反対側の後端がパイロンの後端の後方マウントプラットフォームにピボット結合される。2006年8月22日発行の米国特許第7,093,996号「ガスタービンエンジンを航空機に取り付ける方法及び装置」は、エンジンマウント組立体の単一スラストリンクを開示し、その開示内容は本明細書に組み込まれている。

航空機の姿勢は変わるので(例えば、離陸回転時)、空気流の流入角は、ファンブレード前縁に対して、回転サイクル毎に所定の割合で変わる。オープンロータ又はアンダクテッドファンガスタービンエンジン、もしくはターボプロップエンジンを備えた飛行機に関して、これは深刻な問題を提起する。これは、2つの望ましくない結果になる。このようなエンジンは、1990年12月11日発行の米国特許第4,976,102号「アンダクテッド、二重反転ギヤレスフロントファンエンジン」に開示され、その開示内容は本明細書に組み込まれている。第1に、各ブレード上の空力的負荷は、流入角の変化に追従することになり、ブレード上の負荷の周期的変動、及びエンジン上のヨーイング力を引き起こす。これは、ブレード疲労に抗するための並びにエンジン、マウント及び航空機構造体のヨーイング力に抗するための追加の強度を必要とする場合がある。第2に、翼形部から生じて空気中を進む騒音は、前縁での流入角の影響を受け易く、ブレードの円軌道の一部上の非最適なファンブレード前縁流入角によって生じた余分な騒音を相殺するためにファン負荷及び/又は効率の妥協を必要とする場合がある。このことはより多くの燃料消費及びより大きな重量につながる。

特定の形式及び形状のエンジン吸気口では、航空機の回転がエンジン性能に悪影響を及ぼす吸気口の局所領域における空気流の剥離を引き起こす場合があり、空気流の剥離領域に生じる疲労負荷に抗するために下流翼形部において追加のロバスト性が必要となる。

従って、航空機の姿勢変化(例えば、離陸回転時)、及び結果として生じるファンブレード前縁に対する空気流の流入角の変化に関連するこれらの問題を解消及び/又は低減する必要がある。

米国特許第5,320,307号明細書

米国特許第7,093,996号明細書

米国特許第4,976,102号明細書

米国特許第8,727,269号明細書

航空機エンジンは、エンジン中心軸線を有し、航空機エンジンを航空機パイロンに対して可変のチルト角又はピッチ角で取り付けるための可変ピッチ取り付けシステムによって航空機パイロンに枢動可能に取り付けられる。可変長アクチュエータは、エンジン全体及びエンジン中心軸線全体をパイロンに対してピッチング又は旋回させるために、エンジンとパイロンとの間に作動可能に配置される。

エンジンは、航空機ガスタービンエンジンとすることができ、可変ピッチ取り付けシステムは、エンジンの前方及び後方静止エンジン構成要素をそれぞれパイロンの前方及び後方マウント位置に枢動可能に結合又は取り付けると共に、エンジンのパイロンに対する制限された軸方向移動を可能にする、軸方向に相隔たるパイロン前方及び後方マウントを含む。前方及び後方リンク機構は、パイロン前方及び後方マウントと前方及び後方静止エンジン構成要素との間にそれぞれ配置された枢動可能リンクを用いて、エンジンをパイロンから垂直方向に懸架する。可変ピッチ取り付けシステムは、前方及び後方リンク機構の1つの垂直方向長さを変える可変長アクチュエータを含む。

前方及び後方静止エンジン構成要素は、エンジンの軸方向に相隔たる静止前方及び後方支持フレームとすることができる。1又はそれ以上のスラストリンクは、リンク後端においてパイロン後方マウントに枢動可能に連結され、リンク前端において前方支持フレームに枢動可能に連結される。

航空機ガスタービンエンジンは、パイロンの前方にファンセクションを含む、アンダクテッド又はオープンロータ二重反転フロントファン高バイパス比ガスタービンエンジンとすることができ、ファンセクションは、二重反転第1及び第2のファンブレード列を含み、前方及び後方静止エンジン構成要素は、エンジンの相隔たる静止前方及び後方支持フレームである。可変長アクチュエータは、後方リンク機構の垂直方向長さを変えるために、後方リンク機構に作動可能に配置できる。

航空機ガスタービンエンジンは、パイロンの前方にファンセクションを含むダクテッドガスタービンエンジンとすることができ、ファンセクションは、ファンケーシングで囲まれた1又はそれ以上のファンブレード列を含み、前方及び後方静止エンジン構成要素は、エンジンの軸方向に相隔たる静止前方及び後方支持フレームである。可変長アクチュエータは、後方リンク機構の垂直方向長さを変えるために、後方リンク機構に作動可能に配置できる。

可変ピッチ取り付けシステムは、エンジンをパイロンに結合して、エンジンのパイロンに対する制限された軸方向移動を可能にする四節又はそれ以上のリンク機構を含むことができる、四節又はそれ以上のリンク機構の四棒は、前方及び後方リンク機構のうちの1つ、1又はそれ以上のスラストリンク、エンジン、パイロンを含む。

可変ピッチ取り付けシステムは、前記エンジンを枢動可能に支持する、パイロンから片持ち式の支持構造体を含むことができ、可変長アクチュエータは、エンジンとパイロンとの間で実質的に水平に配置され、可変ピッチ取り付けシステムは、可変長アクチュエータをパイロンに対して実質的に軸方向に伸長及び収縮させることで、エンジン全体及びエンジン中心軸線全体をパイロンに対してピッチング又は旋回させるために作動可能に配置される。支持構造体は、構造的ストラットの横方向又は周方向に相隔たる第1及び第2の後方セットによって、パイロンに片持ち支持で結合される支持フレームを含むことができる。構造的ストラットの横方向又は周方向に相隔たる第1及び第2の後方セットは、エンジンを支持フレームに枢動可能に結合する。構造的ストラットの横方向又は周方向に相隔たる第1及び第2の前方セットは、ストラット後端において支持フレームに固定的に結合され、ストラット前端において横方向又は周方向に相隔たる前記エンジンの第1及び第2の枢動点にそれぞれ枢動可能に結合される。可変長アクチュエータは、アクチュエータ後端において支持フレームに枢動可能に結合でき、アクチュエータ前端において前記エンジンの第2の点に枢動可能に結合できる。第1及び第2の点は、エンジン中心軸線に対して半径方向に相隔たることができる。

航空機パイロンに枢動可能に取り付けられた航空機ガスタービンエンジンを、航空機ガスタービンエンジンとパイロンとの間に配置された可変長アクチュエータの長さを変えることでピッチングさせる段階を含み、エンジン中心軸線と流入空気の流線との間の流入角を、エンジン中心軸線を真っ直ぐに維持した状態で変更又は調整する方法である。ピッチングさせる段階は、エンジン中心軸線とパイロンの水平との間で測定したピッチ角を設定する段階を含むことができる。

本方法は、可変長アクチュエータを使用して、パイロン前方及び後方マウントと前方及び後方静止エンジン構成要素との間にそれぞれ配置された枢動可能リンクを用いてエンジンをパイロンから垂直方向に懸架する前方及び後方リンク機構のうちの1つの長さを変える段階を含むことができる。前方及び後方静止エンジン構成要素は、エンジンの軸方向に相隔たる静止前方及び後方支持フレームとすることができる。

航空機及びパイロンが上向きにピッチング又は回転して航空機の機首が上昇又は上向きに回転するが、航空機の後輪が地面に残っており、航空機迎え角が生じかつ航空機、パイロン、及びエンジンが実質的に水平な運動を行うような、航空機が地面又は滑走路を離陸する直前の航空機離陸ロールの間にピッチングさせる段階をさらに含むことができる。

航空機及びパイロンが下向きにピッチング又は回転して、迎え角が、航空機が地面又は滑走路から離陸する直前の航空機離陸ロール時の迎え角よりも小さい、航空機が滑走路から離陸した後の上昇中に、ピッチングさせる段階をさらに含むことができる。

本発明の上記の態様及び他の特徴は、添付図面と関連して以下で説明する。

前方リンク機構及び後方リンク機構を取り付けるエンジンパイロンを有し、後方リンク機構をパイロンに連結するための後方アクチュエータを備えた航空機ガスタービンエンジンの概略断面図。

図1に示す後方リンク機構及び後方リンク機構をパイロンに連結する後方アクチュエータの拡大概略断面図。

非チルト位置における、チルト可能アンダクテッド二重反転航空機ガスタービンエンジンに対する0度の空気流入角を示す概略図。

図3に示すエンジンのチルト位置における概略図。

図3に示すエンジンの第2のチルト位置における概略図。

後方リンク機構をパイロンに結合するための後方アクチュエータを備えた、エンジンパイロン取り付け前方及び後方リンク機構の斜視図。

前方リンク機構をパイロンに結合するための前方アクチュエータを備えた、エンジンパイロン取り付け前方及び後方リンク機構の斜視図。

所定の垂直方向長のアクチュエータの側面図。

所定の垂直方向長のアクチュエータの側面図。

所定の垂直方向長のアクチュエータの側面図。

後方リンク機構をパイロンに結合するための後方アクチュエータを備えたダクテッドファン航空機ガスタービンエンジンの側面図。

前方リンク機構をパイロンに結合するための前方アクチュエータを備えたダクテッドファン航空機ガスタービンエンジンの側面図。

パイロンから片持ち式のアンダクテッド又はオープンロータ単一ファンロータ航空機ガスタービンエンジンの側面図。

本明細書に記載の各実施形態は、ダクテッドファン及びオープンロータ航空機ガスタービンエンジンに関連して説明される。各実施例は、アンダクテッド二重反転フロントファンの高バイパス比エンジン又はUDFを含む。

図1には、例示的な航空機ガスタービンエンジン12が示されており、詳細には、アンダクテッド二重反転フロントファンの高バイパス比ガスタービンエンジン12が示されており、本明細書ではオープンロータガスタービンエンジンとも呼ばれる。アンダクテッド及びオープンロータエンジンは、ファンケーシング又はナセルによって半径方向外側で境界付けされていない又は囲まれていないオープンファンブレード先端13を有する。エンジン12は、エンジン中心軸線18の周りに設けられており、パイロン56によって航空機(図示せず)の翼又は胴体に取り付けられるように適切に設計される。エンジン12は、その前方又は上流端部20から後方又は下流端部22まで後方に又は下流側に延在する。エンジン12は、中心軸線18の周りで同軸に配置されたアウターケーシング24を含む。従来からナセルと呼ばれるアウターケーシングは非構造性であり、いずれのエンジン構成要素も支持しない。従って、アルミニウム及び/又は複合材等の薄板金属で構成される。

エンジン12のパイロン56前方の前部分におけるファンセクション44は、二重反転内側駆動シャフト47の前端に連結した第1のファンブレード列46を含み、駆動シャフト47は、出力タービン34とフロントファンセクション44との間に延びる。また、ファンセクション44は、出力タービン34及びファンセクション44を連結する外側駆動シャフト48の前端に連結した第2のファンブレード列50を含む。第1及び第2のファンブレード列46、50の各々は、複数の円周方向に離間した翼形部54又はファンブレードを含む。第1及び第2のファンブレード列46、50は二重反転式であり、高い推進効率をもたら。二重反転式第2のファンブレード列50は、二重反転式第1のファンブレード列46がもたらす周方向成分のスワールを取り除く。さらに、エンジン12は、コアエンジン26と呼ばれ、下流側直列流れ連通で、高圧圧縮機28、燃焼器30、及び高圧タービン35を有するガス発生器を含む。HPT又は高圧タービン35は、高圧駆動シャフト37によって高圧圧縮機28に連結する。燃焼ガスは、コアエンジン26からディフューザセクション31を通って出力タービン34に吐出する。

出力タービン34は、後方支持フレーム32に回転自在に取り付けられた環状外側ドラムロータ36を含む。外側ドラムロータ36は、半径方向内向きに延びかつ相互に軸方向に離間した複数の第1のタービンブレード列38を含む。また、出力タービン34は、環状内側ドラムロータ40を含む。外側ドラムロータ36の半径方向内側に配置され、半径方向外向きに延びかつ相互に軸方向に離間した複数の第2のタービンブレード列42を含む。

回転フレーム支持部45は、外側ドラムロータ36及び第1のタービンブレード列38を支持する。回転フレーム支持部45は、後方支持フレーム32によって支持される。内側駆動シャフト47は、回転フレーム支持部45から延び、同軸外側駆動シャフト48は、内側ドラムロータ40に連結する。特異な内側及び外側ベアリングセット51、52は、二重反転する内側及び外側駆動シャフト47、48の間に設けられる。

コアエンジン26は、本明細書では前方支持フレーム33及び後方支持フレーム32で示される2つの軸方向に相隔たる静止構成要素によって支持される。コアエンジン26は、燃焼ガスを発生する。高圧圧縮機28からの加圧空気は、燃焼器30において燃料と混合されて点火され、それによって燃焼ガスが発生する。高圧タービン35によってこのガスから一部の仕事が抽出され、高圧タービン35は高圧圧縮機28を駆動する。燃焼ガスの残余部は、コアエンジン26からディフューザセクション31を通って出力タービン34に吐出して、二重反転式の第1及び第2のファンブレード列46、50を駆動する。

第1の回転フレーム80は、圧縮ブレードのように機能する空力的形状の複数のストラットを含み、第1のファンブレード列46、並びに外側ブースターケース及びブレードを支持する。第1の回転フレーム80は、静止前方支持フレーム33に回転自在に支持される。第2の回転フレーム81は、第1のフレーム80と同様に構成され、第2のファンブレード列50を支持する。第1及び第2の回転フレーム80、81は相互に反対方向に回転する。

図1及び2を参照すると、エンジン12は、可変ピッチ取り付けシステム14によってパイロン56に対して枢動可能に取り付けられ、エンジン12をパイロン56に対して、図4及び5で示すようなエンジン中心軸線18とパイロン56の水平Hとの間で測定した場合の可変のチルト角又はピッチ角Bで取り付けるようになっている。可変ピッチ取り付けシステム14は、パイロン前方マウント118及び該パイロン前方マウント118から軸方向後方又は下流側に離間したパイロン後方マウント120を含む。パイロン前方マウント118は、エンジン12の前方支持フレーム33をパイロン56上の前方マウント位置138に連結するか又は取り付ける。パイロン後方マウント120は、エンジン12の後方支持フレーム32をパイロン56上の後方マウント位置136に連結するか又は取り付ける。

前方及び後方リンク機構62、64は、それぞれパイロン前方及び後方マウント118、120及び前方及び後方支持フレーム33、32の間に設けられた枢動可能リンクを用いてエンジン12をパイロンから垂直に懸架する。前方及び後方リンク機構62、64は、パイロン56からのエンジン12の垂直方向の支持だけを可能にする。枢動可能リンク121は、パイロン56と前方及び後方支持フレーム33、32とを枢動可能ジョイント124を用いて連結し、パイロンの前方及び後方マウント118、120でのエンジン12のための枢動可能な垂直支持をもたらす。

エンジン12から発生した推力に抗する1又は2のスラストリンク126は、パイロンの後方マウント120に結合することができる。スラストリンク126は、リンク後端130において枢動可能ジョイント124を用いて後方マウント120に連結され、リンク前端132において枢動可能ジョイント124を用いて前方支持フレーム33に連結される。推力又は軸方向荷重は、スラストリンク126を経由して、パイロン後方マウント120に結合することができるスラスト後方マウント140に伝達される。可変ピッチ取り付けシステム14は、エンジン12をパイロン56に結合して、パイロン56に対してエンジン12の制限された軸方向移動を可能にする四節リンク機構と呼ばれるものを備える。四節リンク機構の四棒は、前方及び後方リンク機構62、64の1つ、1又はそれ以上のスラストリンク126、エンジン12、及びパイロン56である。

図3−5を参照すると、後方リンク機構64は、パイロン後方マウント120と後方支持フレーム32との間の後方リンク機構64又は可変長リンク機構142の長さLを変えるための可変長アクチュエータ152を有する可変長リンク機構142とすることができる。可変長リンク機構142によって、図4−5に示すように、エンジン12及びそのエンジン中心軸線18をパイロン56又は該パイロン56が固定される翼(図示せず)に対してピッチ角Bだけチルト又はピッチングさせることができる。これはエンジン12をチルトさせて、エンジン中心軸線18を真っ直ぐに維持しながら、エンジン中心軸線18と流入する空気流線との間で測定した場合の流入角Aを変更又は調整する方法を提供する。エンジン及び航空機は、流入角Aを0度に維持した状態で理想的に作動することになる。

好ましくは、本方法により、離着陸時に生じるような航空機の迎え角AOAが変わった場合でも流入角Aを狭い範囲に維持することができる。可変長アクチュエータ152は、本明細書ではパイロン後方マウント120と、後方支持フレーム32に対して枢動可能に結合された枢動可能リンク121との間で垂直方向に配置されるように示されている。可変長アクチュエータ152は、図3及び8Bでは非伸長モード、図4及び8Cでは伸長モード、及び図5及び8Aでは収縮モードで示されている。可変ピッチ取り付けシステム14は、エンジン中心軸線18とパイロン56のパイロン水平Hとの間で測定した場合のピッチ角Bを約0−15度の範囲で変えることができる。可変ピッチ取り付けシステム14を使用してピッチ角Bを変える目的は、航空機の様々な作動フェーズで流入空気の流線Sをエンジン中心軸線18に対して平行に維持することである。

図3は、一般的な巡航又は離陸ロールの初期部分部における航空機を示す。パイロン56は、エンジン中心軸線18に平行である。図4は、地面G又は滑走路を離陸する直前のエンジン12及び航空機を示し、航空機及びパイロン56が上向きにピッチング又は回転し、航空機の機首が上向きに上昇又はピッチングするが、航空機の後輪が地面に残っている状態であり、航空機の迎え角AOAが大きくなっている。航空機、パイロン56、及びエンジン12は、依然として本質的に水平に移動する。航空機及びパイロン56は、エンジン中心軸線18及び地面又は滑走路に対してピッチ角Bだけピッチングする。アクチュエータを用いてピッチ角Bを設定することで、流入空気をエンジン中心軸線18に平行に又は実質的に0度の流入角Aに維持することができる。

図5は、離陸ロール後の典型的な上昇状態での航空機を示す。離陸後、航空機は加速し続けて上昇し、迎え角AOAが減少して流入空気の流線Sは、上昇に起因して地面Gに向かって下向きに傾斜し始める。アクチュエータによって、流入空気は、エンジン中心軸線18に対して平行になる、すなわち実質的に0度の流入角Aになることができる。

可変ピッチ取り付けシステム14は、僅かに機首を下げた姿勢となる航空機の降下時に使用することができる。可変ピッチ取り付けシステム14によって、流入空気の流線Sをエンジン中心軸線18に対して平行に維持するように調整できる。着陸アプローチ時、航空機は、機首をピッチアップして低速時の揚力を維持する。この場合、可変長アクチュエータ152を使用して流線/中心軸線のアライメントを維持すると、空港の周辺地域に発生するファン騒音が低減することになる。タッチダウンは機首を上げた状態で行われ、メインギヤが滑走路に接地した直後に水平に戻り、この時点で、エンジンは、逆推進に備えて水平構成(中心軸線18がパイロン56のパイロン水平Hに平行)に戻る必要がある。

図7は、可変長リンク機構142である前方リンク機構62を備えた可変ピッチ取り付けシステム14の別の実施形態を概略的に示す。可変長リンク機構142は、パイロン前方マウント118と前方支持フレーム33との間の前方リンク機構62又は可変長リンク機構142の垂直方向の長さを変えるための可変長アクチュエータ152を含む。可変長アクチュエータ152は、パイロン前方マウント118との間に配置される。枢動可能リンク121は、可変長アクチュエータ152を前方支持フレーム33に対して枢動可能に結合する。

図6に示す可変ピッチ取り付けシステム14の例示的な実施形態は、パイロンと前方マウント118との間の各枢動可能リンク121間の回転防止リンク146を用いてエンジン中心軸線18の周りの回転を規制する。図7に示す可変ピッチ取り付けシステム14の例示的な実施形態は、パイロンと後方マウント120との間の各枢動可能リンク121間の回転防止リンク146を用いてエンジン中心軸線18の周りの回転を規制する。回転防止リンク146は、接線方向に取り付けられる。エンジンを何らかの相対運動を防ぐように取り付けるために、6自由度、すなわち軸方向、垂直方向及び横方向移動、並びに軸方向、垂直方向及び水平方向の軸の周りの回転を規制する必要がある。マウントは、一般に単一故障時の拘束上の冗長性をもたらすように配置されるが、エンジンを過剰に拘束せず相対的な熱膨張を妨げない。角度の付いた回転防止リンク146は、横方向の移動を規制する(1自由度)。パイロン56と、エンジンに沿った同じ軸方向位置の前方及び後方支持フレーム33、32との間の2つの垂直方向枢動可能リンク121と一緒に、これらはエンジン中心軸線18の周りの回転を防止する(2自由度)。

図9及び10は、可変ピッチ取り付けシステム14を備えた例示的なダクテッドファン航空機ガスタービンエンジン12を示す。ダクテッドエンジンは、ファンブレードを含み、ブレード先端は、ファンケーシング15によって半径方向外側で境界付けされるか又は囲まれる。エンジン12は、エンジン中心軸線18の周りに設けられ、パイロン56によって航空機(図示せず)の翼又は胴体に取り付けられるように適切に設計される。エンジン12は、可変ピッチ取り付けシステム14によってパイロン56に取り付けられ、エンジン中心軸線18とパイロン56との間で測定した場合、エンジン12をパイロン56に対して可変のチルト角又はピッチ角Bで取り付けるようになっている。可変ピッチ取り付けシステム14は、パイロン前方マウント118と、該パイロン前方マウント118の後方又は下流側に相隔たるパイロン後方マウント120とを含む。前方マウント118は、エンジン12の前方支持フレーム33をパイロン56の前方マウント位置138に連結するか又は取り付ける。後方マウント120は、エンジン12の後方支持フレーム32をパイロン56の後方マウント位置136に連結するか又は取り付ける。前方及び後方リンク機構62、64は、パイロン前方及び後方マウント118、120の間、及び前方及び後方支持フレーム33、32の間にそれぞれ配置され、エンジン12の垂直方向支持をもたらす枢動可能リンク121を含む。

パイロン56と前方及び後方支持フレーム33、32との間の枢動可能リンク121は、パイロン前方及び後方マウント118、120におけるエンジン12の枢動可能な垂直方向支持をもたらす。エンジン12が発生した推力に抗する1本又は2本のスラストリンク126は、パイロン後方マウント120に連結することができる。スラストリンク126は、リンク後端130で後方マウント120に連結され、リンク前端132で前方支持フレーム33に連結される。推力又は軸方向荷重は、スラストリンクを通って、パイロン後方マウント120に連結できるスラスト後方マウント140に伝達される。

図9に示す可変ピッチ取り付けシステム14の実施形態は、可変長リンク機構142である後方リンク機構64を含み、図10に示す可変ピッチ取り付けシステム14の実施形態は、可変長リンク機構142である前方リンク機構62を含む。図9を参照すると、可変長リンク機構142は、パイロン後方マウント120と後方支持フレーム32との間の後方リンク機構64又は可変長リンク機構142の垂直方向長さLを変えるための可変長アクチュエータ152を含む。可変長リンク機構142によって、エンジン12及びそのエンジン中心軸線18は、パイロン56又は該パイロン56が固定される翼(図示せず)に対してチルト又はピッチングさせることができる。これは、エンジン12のピッチをチルトさせて、流入空気の流線Sに対してエンジンの流入角Aを変更して、離着陸時に生じるような航空機の迎え角AOAが変わった場合でも狭い範囲内に維持する方法を提供する。可変長アクチュエータ152は、パイロン後方マウント120と、後方支持フレーム32に枢動可能に結合された枢動可能リンク121との間に配置される。

図11は、可変ピッチ取り付けシステム14を用いてパイロン56に対して片持ち式に取り付けられた例示的なダクテッドファン航空機ガスタービンエンジン12を示す。アンダクテッド又はオープンロータ単一ファンロータ航空機ガスタービンエンジン12は、ファンブレード86の単列86を有する。可変ピッチ取り付けシステム14は、パイロン56から片持ち状の支持構造体90を含み、エンジン12に結合して枢動可能に支持する。片持ち式支持構造体90の支持フレーム92は、横方向又は周方向に相隔たる構造的ストラット96、98の第1及び第2の後方セットによってパイロン56に片持ち状に結合する。エンジン12は、横方向又は周方向に相隔たる構造的ストラット100、102の第1及び第2の前方セットによって支持フレーム92に枢動可能に結合する。

構造的ストラット100、102の第1及び第2の前方セットは、ストラット後端108において、支持フレーム92に固定的に結合され、ストラット前端104において、エンジン12の横方向又は周方向に相隔たる第1及び第2の枢動点160、162にそれぞれ枢動可能に結合される。

1又はそれ以上の可変長アクチュエータ152(図11には2つが示される)は、アクチュエータ後端110において支持フレーム92に枢動可能に結合すると共にアクチュエータ前端114においてエンジン12のアクチュエータ取り付け点164に枢動可能に結合することができる。第1及び第2の枢動点160、162は、エンジン中心軸線18に対してアクチュエータ取り付け点164から半径方向に相隔たる。第1及び第2の枢動点160、162並びにアクチュエータ取り付け点164は、エンジンフレーム168上とすることができる。各可変長アクチュエータ152は、実質的に軸方向に取り付けられ、パイロン56に対して実質的に軸方向に伸長及び収縮することができる。2又はそれ以上のアクチュエータは冗長性をもたらす。可変長アクチュエータ152は、ファンフレーム168と支持フレーム92との間で実質的に軸方向に伸長する。

図11に示される片持ち式ピッチ取り付けシステム14は、種々の形式の航空機エンジンを取り付けかつピッチングさせるために使用することができる。本明細書では、各図に示すような可変ピッチ取り付けシステム14の種々の実施形態を示すために航空機ガスタービンエンジンが用いられている。電気エンジン、ハイブリッドエンジン、及びピストンエンジンを含む他の形式の航空機エンジンは、同様に本明細書で示す可変ピッチ取り付けシステム14を使用してエンジンをパイロンに取り付けることができる。本発明においてハイブリッドエンジンは、従来式ガスタービン及び電気モータ等の動力源を組み合わせたエンジンである。

例示的な方法で本発明を説明してきた。使用した技術用語は、限定の用語としてではなく、説明の用語の性質のものであることが意図される点を理解されたい。本明細書では本発明の好ましく例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、当業者であれば、本明細書の教示から本発明の他の修正が明らかになる筈であり、従って、全てのこのような修正は、本発明の技術思想及び技術的内に属するものとして特許請求の範囲において保護されることが望まれる。

従って、本特許により保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。

14 可変ピッチ取り付けシステム 32 後方支持フレーム 56 パイロン 64 後方リンク機構 120 パイロン後方マウント 121 枢動可能リンク 124 枢動可能ジョイント 126 スラストリンク 130 リンク後端 132 リンク前端 136 後方マウント位置 140 スラスト後方マウント 142 可変長リンク機構 152 可変長アクチュエータ