JPH076447B2 - 航空エンジンのシリンダヘッド締め付け器具 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は航空エンジンのシリンダヘッド締め付け器具に
関する。

［従来の技術］ 例えば小型監査用又は旅客用飛行機等の軽飛行機に搭載
され、航空機用ガソリンを用いるオットーサイクルエン
ジンの大半は、接続ロッド、クランクシャフト及び圧縮
システムを収容するクランクケースと係合するピストン
への燃料供給システムを夫々具備する単一ヘッドの集合
体を結合させるためにねじを用いている。夫々のシリン
ダヘッドは、その内周にねじ山を設け、このねじ山と適
合するねじ山をその外周に設けクランクケースと共同し
て部分的に夫々のシリンダを構成するシリンダライナ上
に係合する。

この様な構成は、どの様な場所であっても、例えば飛行
機が実際に飛行中であっても夫々のシリンダヘッド又は
ピストンに施行される頻度のサービスを満足又は促進さ
せるために主になされたものである。

ガソリン航空エンジンの燃料を見付けるのは困難である
が、出願人は既に、問題の型の推進ユニットの通常の要
求すべてに応じ得、事実上全てのディーゼルエンジンの
特徴を持ち、例えば現代の旅客機が使用している“Jet
−A1"燃料でも運転できるようなエンジンの設計を進め
ている。

［発明が解決しようとする課題］ この新しい航空機用エンジンの構造では、しかしなが
ら、（燃焼室を含む）ピストンとシリンダとの集合は、
特徴的な作動を示す燃料噴射と圧縮点火とによるのでは
なく、以前の航空機用エンジンのそれに比べて高い圧縮
比を実現できる。ピストンとシリンダとの集合体中で生
じる高い圧縮力と、設計の類型的な大きな爆発とによっ
て、前述のような単純なねじ結合は重大な問題を引き起
こす。特に、ねじ結合は運転時に生じる応力によって放
たれる。これによって航空機推進力のユニットにおいて
許されざる、燃焼室の密閉度への悪影響と高所における
エンジン効率の低下とを招く。

従って本発明の目的は、完全な保証と、シリンダヘッド
の構造への悪影響を排除する圧縮工程中に生じる力のよ
り良い分配とを生じさせるねじ結合を備えることによっ
て、上記従来の問題点を解決する航空機エンジンのシリ
ンダヘッド締め付け器具を提供することである。

［課題を解決するための手段及び作用］ この目的を達成するために、本発明による航空エンジン
のシリンダヘッド締め付け器具においては、夫々のシリ
ンダライナを覆うシリンダヘッドと、このシリンダヘッ
ドの外周に設けられシリンダヘッドとシリンダライナと
の間の通常のねじ結合の外側に配設された夫々のソケッ
トに収容される複数のスタビライザロッドを具備するこ
とを特徴としている。

又、前記スタビライザロッドは、少なくともねじ結合が
占める領域を囲み得る距離を保って前記シリンダヘッド
の縦軸と平行に延出し、夫々がファスナによってシリン
ダヘッドに対して支持されており、このファスナは所定
の圧縮応力によってシリンダヘッドのねじ結合を囲む部
分に予備荷重がかけられる。

［実施例］ 以下に、図面を参照して本発明の実施例におけるシリン
ダヘッド締め付け器具を説明する。

このシリンダヘッド締め付け器具は、クランクケース１
と複数のシリンダライナ２とを具備する航空機用のディ
ーゼルエンジンに適合させて組み込まれる。前記シリン
ダライナ２は一般的に鉄鋼製であり、ボルト21によって
クランクケースに取り着けられている（第１図）。各シ
リンダライナ２は、ピストン４（第１図中の仮想線）を
収容したシリンダ３を包囲している。又、このシリンダ
ライナ２の外周面には一組の冷却フィン25に隣接して外
側ねじ山2aが切られており、夫々のシリンダヘッド５の
基底部に切られた内側ねじ山5aと螺合するように形成さ
れている。このようなねじ結合はシリンダヘッド５をシ
リンダライナ２に強固に締め付けている。

軽金属（例えばアルミニウムなど）を鋳造して形成され
た各シリンダヘッド５は、実質的にその中央部に位置す
るインジェクタ22及びグロープラグ23よりなる燃料噴射
システム６と、排気ガスを排出する排気ダクト７とを具
備する。シリンダヘッド５の内側の中央部分はピストン
４の頭部に対向し、ピストン４と同じ軸を有する。これ
らシリンダヘッド５の内側の中央部分及びピストン４の
頭部は燃焼室８を構成し、シリンダヘッド５の内側に注
入された燃料が圧縮され、爆発する。そして各シリンダ
ヘッド５の外周には、冷却水を導く環状の冷却水通路24
が設けられている。

本発明においては、各シリンダヘッド５は、その円周上
に配設された複数のソケット9a（第３図）を塞ぐような
スタビライザロッド９を具備する。これらロッド９は、
シリンダヘッド５とシリンダライナ２との間のねじ結合
手段の外側に、さらに正確にはねじ山2a−5aと冷却水通
路24（第１図及び第２図）との間に配設され、ねじ山及
び燃焼室８を包囲するシリンダヘッド５の一部によって
覆われる連続した領域を囲み得るような距離を保ってシ
リンダヘッド５の縦軸Ｘと平行に延出している。

符号10は、スタビライザロッド９の各々と係合し、この
係合によってスタビライザロッド９が少なくともシリン
ダヘッド５に対しては確実に支持されるようなファスナ
を示す。又、このファスナ10は、鋳物であるシリンダヘ
ッド５のねじ結合を囲んでいる部分を、所定の圧縮応力
によって予備荷重をかけることができる。

第３図に示すように、複数個のスタビライザロッド９
（本実施例ではヘッド５に６個形成されている）は、鋳
造によって形成される貫通孔よりなるソケット９に収容
される。

これとは対照的に、排気ダクト７の領域に位置する１個
のスタビライザロッド９は、その終端がねじ切られた隠
れ穴13に収容されている。この隠れ穴13に収容されたス
タビライザロッド９は、第１図及び第２図の両実施例に
かかわらず、一端がシリンダライナ２の基底部近くに第
１のナット12により支持され、他端が隠れ穴13のねじ切
られた終端部中でねじ切られた第１のスタッド11よりな
る。

第１図において符号９で示した通常のスタビライザロッ
ドは、各々のソケット9a中に収容されるボルト14よりな
る。このスタビライザロッドのねじ切られた端部は、シ
リンダライナ２の基底部に向けられ、前記ファスナ10を
構成するロックナット15に係合される。

符号16は、ボルト14の頭部とシリンダヘッド５との間
に、又、シリンダヘッド５とロックナット15との間に配
設された柔軟部材を示す。

第１図に示す実施例では、ボルトの頭部とシリンダヘッ
ドとの間に配設された柔軟部材は、ロックワッシャ17に
より構成されている。

第２図に示す実施例では、シリンダライナ２はねじ山2a
と冷却フィン25との間の部分を囲み、シリンダヘッド５
との当接を果す環状の肩部18を有する。この実施例で
は、スタビライザロッド９の各々は一端で第２のナット
20に支持され、他端でスタッド19を収容するシリンダヘ
ッド５に設けられたソケット9aと同じ軸位置を持つよう
に環状の肩部18にねじ切られたソケット18aと適合して
噛み合うようになっており、柔軟部材は第２のナット20
とシリンダヘッド５との間に配設されている。

最初、各々のシリンダヘッド５はシリンダライナ２上に
螺合され、そしてスタビライザロッド９は前述したよう
に燃料が燃焼する間に生じる力の分散及び緩和を改善さ
せるためにシリンダヘッドへ予備荷重をかけるようにソ
ケットへ挿入され、締め付けられる。問題となっている
力は普通シリンダの頭部にかかるが、ロッドによってシ
リンダヘッド５に予備荷重がかけられるので、連続的な
環状のシリンダライナ２上へと分散するように減少さ
れ、その第１図及び第２図中の矢印Ｆで示した長手方向
に沿って放たれる。従ってシリダヘッド５は、とくに大
きな径であっても高い圧縮力によって過度に影響をうけ
ることはなく、通常の基本的な航空機用エンジンの構造
は達せられ、単一ヘッドが目的を提供するために取り外
されるように容易さが保たれる。

さらに、高所での運転時に、エンジンの効率を低下させ
る、例えば振動などによる力の緩みに対して、スタッド
スクリュはヘッドを確実に締め付けることができる。

［発明の効果］ 本発明の航空エンジンのシリンダヘッド締め付け器具に
よれば、シリンダヘッドの円周上へ均一に配設されたス
タビライザロッドは、燃料又は空気圧力が最大になった
ときでもシリンダヘッドをシリンダライナに対して完全
に或いは強固に支持させ、発生した力をより良く分散し
部分的に予備荷重状態で締め付けられたシリンダヘッド
によって吸収させる。同様に、メカニカルシールを備え
れば、スタビライザロッドはねじ結合上にかかる作業負
荷を軽減することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の器具が装着されたシリンダヘッドとシ
リンダライナとの組み合わせを示す断面図、 第２図は本発明の器具の別の実施例におけるシリンダヘ
ッドとシリンダライナとの組み合わせの一部を示す断面
図、 第３図はシリンダヘッドとシリンダライナとの組み合わ
せを一部部材を省略して示す上面図である。 ２……シリンダライナ、2a……外側のねじ山、３……シ
リンダ、５……シリンダヘッド、5a……内側のねじ山、
８……燃焼室、９……スタビライザロッド、9a……ソケ
ット、10……ファスナ、11……第１のスタッド、12……
第１のナット、18……環状の肩部、19……第２のスタッ
ド、20……第２のナット、22……インジェクタ、23……
グロープラグ。

Claims (4)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】クランクケースと、 前記クランクケースと共同し、シリンダとピストンとを
   夫々包囲し、外周に設けられたねじ山を有する複数のシ
   リンダライナと、 燃料噴射システムが夫々に取り付けられ、排気ガスを排
   出する少なくとも１個のダクトを組み込み、基底部の内
   周において前記シリンダライナの外周に設けられた前記
   ねじ山と螺合するように結合するねじ山を有し、前記ピ
   ストンの頭部と共に前記ピストンの軸方向に向けられた
   燃焼室を形成する複数のシリンダヘッドと、 各シリンダヘッドの周方向に配設され、少なくとも前記
   両ねじ山間の結合が占める領域を囲み得る距離を保って
   前記シリンダヘッドの縦軸と平行に延出し、前記両ねじ
   山間を包囲するソケットに収容される複数のスタビライ
   ザロッドと、 夫々の前記スタビライザロッドの、少なくともヘッドに
   対しての支持と前記両ねじ山間を取り囲む前記シリンダ
   ヘッドの予備圧縮とを行う複数のファスナとを具備する
   ことを特徴とする航空エンジンのシリンダヘッド締め付
   け器具。
2. 【請求項２】複数の前記スタビライザロッドのうち少な
   くとも１個は、一端がロックナットによって前記シリン
   ダライナの基底部近くで支持され他端が前記排気ダクト
   近くにねじ切られた隠れ穴と螺合するスタッドスクリュ
   であることを特徴とする、請求項１記載のシリンダヘッ
   ド締め付け器具。
3. 【請求項３】各スタビライザロッドは、前記シリンダヘ
   ッドに設けられた貫通孔に挿入可能なボルトよりなり、
   前記シリンダライナの基底部近くに設けられた前記シリ
   ンダヘッドのねじ切られた端部においてロックナットに
   よって支持され、前記ボルトの頭部と前記シリンダヘッ
   ドとの間及び前記シリンダヘッドと前記ロックナットと
   の間に配設された柔軟部材と共に機能するファスナを備
   えることを特徴とする、請求項１記載のシリンダヘッド
   締め付け器具。
4. 【請求項４】前記シリンダライナは、前記シリンダライ
   ナの外周に設けられた前記ねじ山に隣接して配設され前
   記シリンダヘッドに当接する環状の肩部を有し、夫々の
   前記スタビライザロッドは、一端で第２のロックナット
   と前記シリンダヘッドとの間に配設された柔軟部材と共
   に前記第２のロックナットによって支持され、他端で前
   記シリンダヘッドに設けられスタッドスクリュを収容す
   るソケットと同軸を有するように配置された環状の肩部
   にねじ切られて形成された夫々のソケットに螺合する第
   ２のスタッドスクリュよりなることを特徴とする、請求
   項１記載のシリンダヘッド締め付け器具。