JPH07277290A - 航空機エンジンのマウント装置 - Google Patents
航空機エンジンのマウント装置Info
- Publication number
- JPH07277290A JPH07277290A JP6072005A JP7200594A JPH07277290A JP H07277290 A JPH07277290 A JP H07277290A JP 6072005 A JP6072005 A JP 6072005A JP 7200594 A JP7200594 A JP 7200594A JP H07277290 A JPH07277290 A JP H07277290A
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- JP
- Japan
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- engine
- center
- gravity
- propeller axis
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は、重心位置がプロペラ軸線から上下
に比較的大きく偏倚する航空機用エンジンのマウント装
置に関し、支持フレームの大型化を必要とせずに良好な
防振効果を得ると共にピッチングを小さく抑制すること
を目的とする。 【構成】 エンジン１を支持するための支持フレーム２
と、支持フレーム２とエンジン１との間の複数箇所に介
在された弾性体３とを具備し、支持フレーム２は、重心
位置Ｂがプロペラ軸線Ａより下方向に偏倚する場合には
エンジン１の下側に、また重心位置Ｂがプロペラ軸線よ
り上方向に偏倚する場合にはエンジン１の上側に配置さ
れ、各弾性体３は、その最も大きなバネ定数を有する弾
性主軸の延長線が、重心位置Ｂを通る垂直線Ｄ近傍でプ
ロペラ軸線Ａを通る水平面を境に重心位置Ｂの反対側に
おける水平面の近傍においてほぼ一点に集中するように
配置されている。
に比較的大きく偏倚する航空機用エンジンのマウント装
置に関し、支持フレームの大型化を必要とせずに良好な
防振効果を得ると共にピッチングを小さく抑制すること
を目的とする。 【構成】 エンジン１を支持するための支持フレーム２
と、支持フレーム２とエンジン１との間の複数箇所に介
在された弾性体３とを具備し、支持フレーム２は、重心
位置Ｂがプロペラ軸線Ａより下方向に偏倚する場合には
エンジン１の下側に、また重心位置Ｂがプロペラ軸線よ
り上方向に偏倚する場合にはエンジン１の上側に配置さ
れ、各弾性体３は、その最も大きなバネ定数を有する弾
性主軸の延長線が、重心位置Ｂを通る垂直線Ｄ近傍でプ
ロペラ軸線Ａを通る水平面を境に重心位置Ｂの反対側に
おける水平面の近傍においてほぼ一点に集中するように
配置されている。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、特に減速機を備えた航
空機用エンジンのマウント装置に関する。
空機用エンジンのマウント装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】一般的な航空機用エンジンのマウント装
置は、エンジンの下側に配置された支持フレームとエン
ジンとの間の複数箇所にエンジンの防振を目的として柱
状弾性体をそれぞれの最も大きなバネ定数を有する弾性
主軸がエンジン重心に向かうように介在させたものであ
る。従来の航空機用エンジンは、その重心がほぼプロペ
ラ軸線上に位置するために、このようにマウント装置の
弾性中心とエンジンの重心をほぼ一致させることで、必
然的にこの弾性中心がほぼプロペラ軸線上に位置するこ
とになり、良好な防振効果が実現されると共に、プロペ
ラ軸に作用する推進力によって弾性中心回りにエンジン
が回転しようとするピッチングは防止される。近年、航
空機用エンジンの高回転・高出力化が実現され、このよ
うなエンジンには減速機が一体に形成されている。この
ような場合において、通常、その重心位置はプロペラ軸
線から下方向に比較的大きく偏倚し、前述のマウント装
置によって、その弾性中心と重心位置とをほぼ一致させ
ると、良好な防振効果は維持されるが、大きなピッチン
グが発生する。
置は、エンジンの下側に配置された支持フレームとエン
ジンとの間の複数箇所にエンジンの防振を目的として柱
状弾性体をそれぞれの最も大きなバネ定数を有する弾性
主軸がエンジン重心に向かうように介在させたものであ
る。従来の航空機用エンジンは、その重心がほぼプロペ
ラ軸線上に位置するために、このようにマウント装置の
弾性中心とエンジンの重心をほぼ一致させることで、必
然的にこの弾性中心がほぼプロペラ軸線上に位置するこ
とになり、良好な防振効果が実現されると共に、プロペ
ラ軸に作用する推進力によって弾性中心回りにエンジン
が回転しようとするピッチングは防止される。近年、航
空機用エンジンの高回転・高出力化が実現され、このよ
うなエンジンには減速機が一体に形成されている。この
ような場合において、通常、その重心位置はプロペラ軸
線から下方向に比較的大きく偏倚し、前述のマウント装
置によって、その弾性中心と重心位置とをほぼ一致させ
ると、良好な防振効果は維持されるが、大きなピッチン
グが発生する。
【０００３】米国特許第４７０６９０１号に記載されて
いる航空機用エンジンのマウント装置は、このように重
心位置がプロペラ軸線から上下方向に比較的大きく偏倚
するエンジンに対して、それを三つの弾性体を使用して
フレーム上に支持するものであり、特に、二つの弾性体
はエンジンの後方下側を残り一つの弾性体はエンジンの
前方上側をそれぞれ支持するようになっている。このよ
うに構成されたマウント装置により、三つの弾性体によ
る弾性中心がエンジンの重心近傍となり、比較的良好な
防振効果を得ることができると共に、三つの弾性体はプ
ロペラ軸線の上下でエンジンを支持するために前述のピ
ッチングを防止することができる。
いる航空機用エンジンのマウント装置は、このように重
心位置がプロペラ軸線から上下方向に比較的大きく偏倚
するエンジンに対して、それを三つの弾性体を使用して
フレーム上に支持するものであり、特に、二つの弾性体
はエンジンの後方下側を残り一つの弾性体はエンジンの
前方上側をそれぞれ支持するようになっている。このよ
うに構成されたマウント装置により、三つの弾性体によ
る弾性中心がエンジンの重心近傍となり、比較的良好な
防振効果を得ることができると共に、三つの弾性体はプ
ロペラ軸線の上下でエンジンを支持するために前述のピ
ッチングを防止することができる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】この米国特許における
航空機用エンジンのマウント装置は、エンジンを下側だ
けから支持する前述のマウント装置に比較して、エンジ
ン前面にも支持フレームを配置する必要があり、このよ
うに大型化された支持フレームによってエンジンの機体
搭載性が悪化する問題を有している。
航空機用エンジンのマウント装置は、エンジンを下側だ
けから支持する前述のマウント装置に比較して、エンジ
ン前面にも支持フレームを配置する必要があり、このよ
うに大型化された支持フレームによってエンジンの機体
搭載性が悪化する問題を有している。
【０００５】従って、本発明の目的は、その重心位置が
プロペラ軸線から上下方向に比較的大きく偏倚する航空
機用エンジンに対して、支持フレームの大型化を必要と
せずに良好な防振効果を得ると共にピッチングを小さく
抑制することができる航空機用エンジンのマウント装置
を提供することである。
プロペラ軸線から上下方向に比較的大きく偏倚する航空
機用エンジンに対して、支持フレームの大型化を必要と
せずに良好な防振効果を得ると共にピッチングを小さく
抑制することができる航空機用エンジンのマウント装置
を提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明による航空機用エ
ンジンのマウント装置は、その重心位置がプロペラ軸線
から上下方向に比較的大きく偏倚する航空機用エンジン
のマウント装置であって、前記エンジンを支持するため
の支持フレームと、前記支持フレームと前記エンジンと
の間の複数箇所に介在された弾性体とを具備し、前記支
持フレームは、前記重心位置がプロペラ軸線より下方向
に偏倚する場合には前記エンジンの下側に、また前記重
心位置がプロペラ軸線より上方向に偏倚する場合には前
記エンジンの上側に配置され、前記各弾性体は、その最
も大きなバネ定数を有する弾性主軸の延長線が、前記重
心位置を通る垂直線近傍で前記プロペラ軸線を通る水平
面を境に前記重心位置の反対側における前記水平面の近
傍においてほぼ一点に集中するように配置されているこ
とを特徴とする。
ンジンのマウント装置は、その重心位置がプロペラ軸線
から上下方向に比較的大きく偏倚する航空機用エンジン
のマウント装置であって、前記エンジンを支持するため
の支持フレームと、前記支持フレームと前記エンジンと
の間の複数箇所に介在された弾性体とを具備し、前記支
持フレームは、前記重心位置がプロペラ軸線より下方向
に偏倚する場合には前記エンジンの下側に、また前記重
心位置がプロペラ軸線より上方向に偏倚する場合には前
記エンジンの上側に配置され、前記各弾性体は、その最
も大きなバネ定数を有する弾性主軸の延長線が、前記重
心位置を通る垂直線近傍で前記プロペラ軸線を通る水平
面を境に前記重心位置の反対側における前記水平面の近
傍においてほぼ一点に集中するように配置されているこ
とを特徴とする。
【０００７】
【作用】前述の航空機用エンジンのマウント装置は、エ
ンジンを支持するための支持フレームと、支持フレーム
とエンジンとの間の複数箇所に介在された弾性体とを具
備し、支持フレームは、エンジンの重心位置がプロペラ
軸線より下方向に偏倚する場合にはエンジンの下側に、
また重心位置がプロペラ軸線より上方向に偏倚する場合
にはエンジンの上側に配置され、各弾性体は、その最も
大きなバネ定数を有する弾性主軸の延長線が、重心位置
を通る垂直線近傍でプロペラ軸線を通る水平面を境に重
心位置の反対側における水平面近傍においてほぼ一点に
集中するように配置されているために、このマウント装
置の弾性中心が重心位置を通る垂直線近傍のプロペラ軸
線と重心位置との間に位置するようになる。
ンジンを支持するための支持フレームと、支持フレーム
とエンジンとの間の複数箇所に介在された弾性体とを具
備し、支持フレームは、エンジンの重心位置がプロペラ
軸線より下方向に偏倚する場合にはエンジンの下側に、
また重心位置がプロペラ軸線より上方向に偏倚する場合
にはエンジンの上側に配置され、各弾性体は、その最も
大きなバネ定数を有する弾性主軸の延長線が、重心位置
を通る垂直線近傍でプロペラ軸線を通る水平面を境に重
心位置の反対側における水平面近傍においてほぼ一点に
集中するように配置されているために、このマウント装
置の弾性中心が重心位置を通る垂直線近傍のプロペラ軸
線と重心位置との間に位置するようになる。
【０００８】
【実施例】図１は、本発明による航空機用エンジンのマ
ウント装置を示す側面図であり、図２は図１の正面図で
あり、図３は図１の平面図である。これらの図におい
て、１は航空機用のエンジンである。このエンジン１は
変速機（図示せず）がプロペラ軸線Ａの下側に内蔵さ
れ、それにより、重心位置Ｂがプロペラ軸線Ａから下方
向に比較的大きく偏倚している。
ウント装置を示す側面図であり、図２は図１の正面図で
あり、図３は図１の平面図である。これらの図におい
て、１は航空機用のエンジンである。このエンジン１は
変速機（図示せず）がプロペラ軸線Ａの下側に内蔵さ
れ、それにより、重心位置Ｂがプロペラ軸線Ａから下方
向に比較的大きく偏倚している。
【０００９】２はエンジン１を下側から支持する支持フ
レームであり、その四つの座部２ａに対して、エンジン
１から斜め下側外方向に突出して各座部２ａに対応する
四つのサポート１ａが、この部分の拡大図である図４に
示すように、上下に弾性体３が配置されてワッシャ５を
介してボルト４により固定されており、すなわち、この
サポート１ａは、支持フレーム２の座部２ａとそれに関
して所定間隔に維持されるワッシャ５との間に上下の弾
性体３を介してフローティング支持されている。
レームであり、その四つの座部２ａに対して、エンジン
１から斜め下側外方向に突出して各座部２ａに対応する
四つのサポート１ａが、この部分の拡大図である図４に
示すように、上下に弾性体３が配置されてワッシャ５を
介してボルト４により固定されており、すなわち、この
サポート１ａは、支持フレーム２の座部２ａとそれに関
して所定間隔に維持されるワッシャ５との間に上下の弾
性体３を介してフローティング支持されている。
【００１０】各弾性体３は、例えば中央にボルト４用の
貫通穴を有する円柱等の柱状のゴムからなり、その最も
大きなバネ定数を有する第１弾性主軸、すなわち長手軸
線方向に、所定量圧縮した状態で使用される。支持フレ
ーム２の四つの座部２ａ及びそれぞれに対応するエンジ
ン１の四つのサポート１ａの向きは、弾性体３の第１弾
性主軸の延長線Ｃが、エンジン１の重心位置Ｂを通る垂
直線Ｄ近傍でプロペラ軸線Ａを通る水平面の上側近傍に
おいてほぼ一点Ｅに集中するように設定されている。
貫通穴を有する円柱等の柱状のゴムからなり、その最も
大きなバネ定数を有する第１弾性主軸、すなわち長手軸
線方向に、所定量圧縮した状態で使用される。支持フレ
ーム２の四つの座部２ａ及びそれぞれに対応するエンジ
ン１の四つのサポート１ａの向きは、弾性体３の第１弾
性主軸の延長線Ｃが、エンジン１の重心位置Ｂを通る垂
直線Ｄ近傍でプロペラ軸線Ａを通る水平面の上側近傍に
おいてほぼ一点Ｅに集中するように設定されている。
【００１１】この弾性体３は、主にエンジン１の振動を
吸収するためのものであり、他にコイルバネ等を使用す
ることも可能であるが、いずれにしても、前述の第１弾
性主軸以外にこれに垂直であると共に互いに垂直な第２
及び第３弾性主軸が存在し、弾性体３がエンジン１の下
側に配置される場合には、各弾性体３により形成される
実際の弾性中心Ｆは、各弾性体３の第１弾性主軸の集中
点Ｅからある程度下側にずれることがわかっている。
吸収するためのものであり、他にコイルバネ等を使用す
ることも可能であるが、いずれにしても、前述の第１弾
性主軸以外にこれに垂直であると共に互いに垂直な第２
及び第３弾性主軸が存在し、弾性体３がエンジン１の下
側に配置される場合には、各弾性体３により形成される
実際の弾性中心Ｆは、各弾性体３の第１弾性主軸の集中
点Ｅからある程度下側にずれることがわかっている。
【００１２】従って、このように構成された本実施例の
航空機用エンジンのマウント装置は、その弾性中心Ｆが
重心位置Ｂを通る垂直線Ｄ近傍のプロペラ軸線Ａと重心
位置Ｂとの間に位置するようになる。弾性中心Ｆをエン
ジン１の重心位置Ｂに一致させることで最大の防振効果
を得られるが、本実施例のエンジン１のように重心位置
Ｂがプロペラ軸線Ａから比較的大きく偏倚している場合
には、プロペラ軸線Ａに作用する推進力によってエンジ
ン１が弾性中心Ｆ回りに回転しようとするピッチングが
大きなものとなる。しかしながら、本実施例において、
弾性中心Ｆは、プロペラ軸線Ａと重心位置Ｂとの間に位
置するために、重心位置Ｂの近傍であると共にプロペラ
軸線Ａの近傍であり、各弾性体３によってエンジン１の
振動は十分に吸収されて比較的良好な防振効果を得るこ
とができると共に、前述のピッチングを小さく抑制する
ことができる。
航空機用エンジンのマウント装置は、その弾性中心Ｆが
重心位置Ｂを通る垂直線Ｄ近傍のプロペラ軸線Ａと重心
位置Ｂとの間に位置するようになる。弾性中心Ｆをエン
ジン１の重心位置Ｂに一致させることで最大の防振効果
を得られるが、本実施例のエンジン１のように重心位置
Ｂがプロペラ軸線Ａから比較的大きく偏倚している場合
には、プロペラ軸線Ａに作用する推進力によってエンジ
ン１が弾性中心Ｆ回りに回転しようとするピッチングが
大きなものとなる。しかしながら、本実施例において、
弾性中心Ｆは、プロペラ軸線Ａと重心位置Ｂとの間に位
置するために、重心位置Ｂの近傍であると共にプロペラ
軸線Ａの近傍であり、各弾性体３によってエンジン１の
振動は十分に吸収されて比較的良好な防振効果を得るこ
とができると共に、前述のピッチングを小さく抑制する
ことができる。
【００１３】また、エンジンの重心位置が、変速機の配
置の関係によりプロペラ軸線より上方向に偏倚する場合
には、図１を上下逆にしたように支持フレーム及びエン
ジンサポートが形成され、エンジンは上側に位置する支
持フレームによって支持される。この時の各弾性体の第
１弾性主軸の延長線は、エンジンの重心位置を通る垂直
線近傍でプロペラ軸線を通る水平面の下側近傍において
ほぼ一点に集中するようになっている。
置の関係によりプロペラ軸線より上方向に偏倚する場合
には、図１を上下逆にしたように支持フレーム及びエン
ジンサポートが形成され、エンジンは上側に位置する支
持フレームによって支持される。この時の各弾性体の第
１弾性主軸の延長線は、エンジンの重心位置を通る垂直
線近傍でプロペラ軸線を通る水平面の下側近傍において
ほぼ一点に集中するようになっている。
【００１４】このように弾性体がエンジンの上側に配置
される場合には、各弾性体により形成される弾性中心
は、前述とは逆に各弾性体の第１弾性主軸の集中点から
ある程度上側にずれ、それにより、エンジンの重心位置
がプロペラ軸線より上方向に偏倚する場合において、各
弾性体により形成される弾性中心を重心位置を通る垂直
線近傍のプロペラ軸線と重心位置との間に位置させるこ
とができ、前述同様、良好な防振効果を得ることができ
ると共にピッチングを小さく抑制することができる。
される場合には、各弾性体により形成される弾性中心
は、前述とは逆に各弾性体の第１弾性主軸の集中点から
ある程度上側にずれ、それにより、エンジンの重心位置
がプロペラ軸線より上方向に偏倚する場合において、各
弾性体により形成される弾性中心を重心位置を通る垂直
線近傍のプロペラ軸線と重心位置との間に位置させるこ
とができ、前述同様、良好な防振効果を得ることができ
ると共にピッチングを小さく抑制することができる。
【００１５】弾性体は、通常、前述したように耐久性向
上を目的として第１弾性主軸方向に所定量圧縮されて使
用されるものであり、これを考慮して支持フレーム及び
エンジンサポートが所定位置にエンジンを支持するよう
に計画される。従って、圧縮されていない弾性体を介し
てエンジンサポートと支持フレームとを組み立てる際
に、弾性体が垂直に配置されない限り、両者の取付穴は
完全には一致せず、この組み立ての作業性はかなり悪い
ものであった。
上を目的として第１弾性主軸方向に所定量圧縮されて使
用されるものであり、これを考慮して支持フレーム及び
エンジンサポートが所定位置にエンジンを支持するよう
に計画される。従って、圧縮されていない弾性体を介し
てエンジンサポートと支持フレームとを組み立てる際
に、弾性体が垂直に配置されない限り、両者の取付穴は
完全には一致せず、この組み立ての作業性はかなり悪い
ものであった。
【００１６】しかし、本実施例の航空機用エンジンのマ
ウント装置において、支持フレームがエンジンの下側に
配置される場合も上側に配置される場合も、各弾性体の
配置は、その第１弾性主軸を重心位置に向ける従来に比
較して垂直に対する傾きが小さくなるために、組み立て
時におけるエンジンサポートと支持フレームとの間の取
付穴のずれが小さくなり、この組み立て作業を従来に比
較して改善することができる。
ウント装置において、支持フレームがエンジンの下側に
配置される場合も上側に配置される場合も、各弾性体の
配置は、その第１弾性主軸を重心位置に向ける従来に比
較して垂直に対する傾きが小さくなるために、組み立て
時におけるエンジンサポートと支持フレームとの間の取
付穴のずれが小さくなり、この組み立て作業を従来に比
較して改善することができる。
【００１７】本実施例において、弾性体の数は四つとし
たが、これは本発明を限定するものではなく、エンジン
を支持可能なように三つ以上であればよい。
たが、これは本発明を限定するものではなく、エンジン
を支持可能なように三つ以上であればよい。
【００１８】
【発明の効果】このように、本発明による航空機用エン
ジンのマウント装置によれば、エンジンを支持するため
の支持フレームと、支持フレームとエンジンとの間の複
数箇所に介在された弾性体とを具備し、支持フレーム
は、エンジンの重心位置がプロペラ軸線より下方向に偏
倚する場合にはエンジンの下側に、また重心位置がプロ
ペラ軸線より上方向に偏倚する場合にはエンジンの上側
に配置され、各弾性体は、その最も大きなバネ定数を有
する弾性主軸の延長線が、重心位置を通る垂直線近傍で
プロペラ軸線を通る水平面を境に重心位置の反対側にお
ける水平面近傍においてほぼ一点に集中するように配置
されているために、このマウント装置の弾性中心が重心
位置を通る垂直線近傍のプロペラ軸線と重心位置との間
に位置するようになり、すなわち弾性中心が重心位置近
傍であると共にプロペラ軸線近傍であり、特にエンジン
の前面まで延在する大型化された支持フレームを必要と
することなく、良好な防振効果を得ることができると共
に、ピッチングを小さく抑制することができる。
ジンのマウント装置によれば、エンジンを支持するため
の支持フレームと、支持フレームとエンジンとの間の複
数箇所に介在された弾性体とを具備し、支持フレーム
は、エンジンの重心位置がプロペラ軸線より下方向に偏
倚する場合にはエンジンの下側に、また重心位置がプロ
ペラ軸線より上方向に偏倚する場合にはエンジンの上側
に配置され、各弾性体は、その最も大きなバネ定数を有
する弾性主軸の延長線が、重心位置を通る垂直線近傍で
プロペラ軸線を通る水平面を境に重心位置の反対側にお
ける水平面近傍においてほぼ一点に集中するように配置
されているために、このマウント装置の弾性中心が重心
位置を通る垂直線近傍のプロペラ軸線と重心位置との間
に位置するようになり、すなわち弾性中心が重心位置近
傍であると共にプロペラ軸線近傍であり、特にエンジン
の前面まで延在する大型化された支持フレームを必要と
することなく、良好な防振効果を得ることができると共
に、ピッチングを小さく抑制することができる。
【図１】本発明による航空機用エンジンのマウント装置
の側面図である。
の側面図である。
【図２】図１の正面図である。
【図３】図１の平面図である。
【図４】弾性体近傍の拡大図である。
【符号の説明】 １…エンジン ２…支持フレーム ３…弾性体 Ａ…プロペラ軸線 Ｂ…重心位置 Ｅ…集中点 Ｆ…弾性中心
Claims (1)
- 【請求項１】 その重心位置がプロペラ軸線から上下方
向に比較的大きく偏倚する航空機用エンジンのマウント
装置であって、前記エンジンを支持するための支持フレ
ームと、前記支持フレームと前記エンジンとの間の複数
箇所に介在された弾性体とを具備し、前記支持フレーム
は、前記重心位置がプロペラ軸線より下方向に偏倚する
場合には前記エンジンの下側に、また前記重心位置がプ
ロペラ軸線より上方向に偏倚する場合には前記エンジン
の上側に配置され、前記各弾性体は、その最も大きなバ
ネ定数を有する弾性主軸の延長線が、前記重心位置を通
る垂直線近傍で前記プロペラ軸線を通る水平面を境に前
記重心位置の反対側における前記水平面の近傍において
ほぼ一点に集中するように配置されていることを特徴と
する航空機用エンジンのマウント装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6072005A JPH07277290A (ja) | 1994-04-11 | 1994-04-11 | 航空機エンジンのマウント装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6072005A JPH07277290A (ja) | 1994-04-11 | 1994-04-11 | 航空機エンジンのマウント装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07277290A true JPH07277290A (ja) | 1995-10-24 |
Family
ID=13476875
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6072005A Pending JPH07277290A (ja) | 1994-04-11 | 1994-04-11 | 航空機エンジンのマウント装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07277290A (ja) |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| CN106697303A (zh) * | 2015-11-17 | 2017-05-24 | 珠海航太科技有限公司 | 一种发动机的安装支架 |
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| CN117208214A (zh) * | 2023-10-24 | 2023-12-12 | 上海奥科赛通用航空有限公司 | 航空发动机安装的连接结构及固定翼飞机 |
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-
1994
- 1994-04-11 JP JP6072005A patent/JPH07277290A/ja active Pending
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