JP2008138670A - タービン上流案内羽根の連結装置、連結装置を備えるタービン、及び、連結装置を備えるタービンが取り付けられた航空エンジン - Google Patents
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Abstract
【解決手段】連結装置(20)はタービン上流案内羽根(8)を連結することを目的とし、上記上流案内羽根(8)は安定化部品(24)に取り付けられている支持部品(22)自体に連結されている。
連結装置(20)は、支持部品(22)の支持端(26)を安定化部品(24)の安定化端(30)と組み合わせるインターロック手段と、上記支持端(26)と上記安定化端(30)とを組み合わされた状態に保つための保持部品(60)とを備える。ターボジェットタービンの上流案内羽根(8)の連結へ適用される。
【選択図】図2
Description
支持部品の支持端を安定化部品の安定化端と組み合わせるインターロック手段と、
上記支持端と上記安定化端とを組み合わされた状態に保つための保持部品と、
を備える連結装置に関する。
曲率半径が小さい方のプラットフォームを越えて延在し、エアフォイルと相対的に上流案内羽根を連結するフランジと、
連結フランジの円周方向に分布させられ、上記連結フランジを横切る孔と、
半径方向外向きに開口し、支持端を掛止する凹部と、
上記掛止凹部の壁を横切る孔と、
連結フランジの上記孔及び掛止凹部の壁の上記孔の両方を横切るように設計されている掛止ピンと、
を備える。
2 高圧タービン
3 低圧タービン
4 燃料室
5 高圧圧縮機
6 ファン
8 上流案内羽根
10 固定エアフォイル
12 内側プラットフォーム
14 連結フランジ
16 掛止凹部
18 サポート
20 連結装置
22 ケーシング(支持部品)
24 延長部(安定化部品)
26 支持端
28 掛止ピン
30 安定化端
32 リム
34、72 歯
36 エンドボディ
38 内面
39 外面
40 後面
42 後方凹部
44 クランク
46、48 溝
50 保持オリフィス
52 保持ピン
60 保持部品
62 中央フレームワーク
64 放射状部
66 終端部
68 保持凹部
70 カラー
74 グリップ用フランジ
76 ドーム型輪郭
78、80 固定化孔
82 固定化ピン
160 壁孔
442 第1の面
444 第2の面
Claims (21)
- 安定化部品に取り付けられている支持部品自体に連結されているタービンの上流案内羽根の連結装置であって、
支持部品の支持端を安定化部品の安定化端と組み合わせるインターロック手段と、
前記支持端と前記安定化端とを組み合わされた状態に保つための保持部品と、
を備え、
前記保持手段が、運転中に、両端が組み合わされているときに一体となって保持オリフィスを画定するように、互いに対向して配置されている2個の溝であって、支持端の面にくり抜かれた半円状断面を有する少なくとも1個の溝と安定化端の面にくり抜かれた半円状断面を有する少なくとも1個の溝とを備え、支持端と安定化端の相対回転を防止する
連結装置。 - 前記保持手段が、両端が組み合わされているときに前記保持オリフィスに挿入されるように設計されている少なくとも1個の保持ピンをさらに備える、請求項1に記載の連結装置。
- 前記保持部品が実質的にJ字型断面を有する環状部品である、請求項1又は2に記載の連結装置。
- 前記保持部品が、中央フレームワークと平行に延在する終端部を介してそれ自体が延在する放射状部を介して一端まで延在する中央フレームワークを備え、前記中央フレームワーク、放射状部、及び、終端部が、これらの間に保持凹部を画定し、前記中央フレームワークが、それ自体が実質的に垂直であり、かつ、放射状部及び終端部の上に突き出るカラーを介して他端まで延在する、請求項3に記載の連結装置。
- 前記保持部品が、前記中央フレームワークに対して保持凹部の反対側で、中央フレームワークから実質的に垂直方向へ延在するグリップ用フランジをさらに備える、請求項4に記載の連結装置。
- 支持端及び保持部品をスナップ嵌合する手段をさらに備える、請求項1から5のいずれか一項に記載の連結装置。
- 前記スナップ嵌合手段が、支持端の歯と、これに適合する保持部品の歯とを備える、請求項6に記載の連結装置。
- 支持端の前記歯が前記支持端のリムにある、請求項7に記載の連結装置。
- 保持部品の前記適合する歯が前記保持部品の終端部にある、請求項7と5に記載の連結装置。
- 保持部品が支持端と相対的に回転することを防止する固定化手段をさらに備える、請求項1から9のいずれか一項に記載の連結装置。
- 前記固定化手段が、保持部品のドーム型の輪郭を備える、請求項10に記載の連結装置。
- 前記固定化手段が、実質的に同じ径を有する2つの孔である支持端を固定化する孔及び保持部品を固定化する孔と、これらの2つの固定化孔を横切るように設計されている固定化ピンとをさらに備える、請求項11に記載の連結装置。
- 保持部品を固定化する前記孔が保持部品の適合する歯のうちの1つにあり、支持端を固定化する前記孔が支持端の歯のうちの1つにある、請求項12に記載の連結装置。
- 実質的に環状かつ同心状である2個のプラットフォームの間に角度的に分布させられている固定エアフォイルを備える上流案内羽根を支持端と相対的に掛止する手段をさらに備える、請求項1から13のいずれか一項に記載の連結装置。
- 前記掛止手段が、
曲率半径が小さい方のプラットフォームを越えて延在し、エアフォイルと相対的に上流案内羽根を連結するフランジと、
連結フランジの円周方向に分布させられ、前記連結フランジを横切る孔と、
半径方向外向きに開口し、支持端を掛止する凹部と、
前記掛止凹部の壁を横切る孔と、
連結フランジの前記孔及び掛止凹部の壁の前記孔の両方を横切るように設計されている掛止ピンと、
を備える、請求項14に記載の連結装置。 - 前記掛止ピンが、座付きピンである、請求項15に記載の連結装置。
- 前記掛止ピンが、運転中に、支持端と保持部品との間に保持されている、請求項15又は16に記載の連結装置。
- 前記支持部品がインジェクタケーシングからなる、請求項1から17のいずれか一項に記載の連結装置。
- 前記安定化部品がアブレイダブル材料で作られているサポートの延長部からなる、請求項1から18のいずれか一項に記載の連結装置。
- 請求項1から19のいずれか一項に記載の少なくとも1台の上流案内羽根連結装置を備える、タービン。
- 請求項20に記載のタービン、及び/又は、請求項1から19のいずれか一項に記載の少なくとも1台の連結装置を備える、航空エンジン。
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