JP2015135061A - 翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】複合材料から成る翼の端部に強化繊維層が剥離する不具合が生じるのを少なく抑え得る翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジンを提供する。
【解決手段】ガイドベーン２０の翼基端部２１と取り付けフランジ３１ｆとの連結部には、翼基端部２１に対して翼厚方向両側から接合する一対の分割片３４，３４を有する連結サポート体３３が配置され、翼基端部２１の両側には突条２１ａが形成され、連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４には、翼基端部２１に形成された突条２１ａと係合する溝３５ａが形成され、一対の分割片３４，３４の翼中央側に位置する翼弦方向に沿う各側縁３５ｂ，３５ｂは翼中央に向けて隆起して形成され、側縁３５ｂの先端には面取りが施され、翼基端部２１は、連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４に翼厚方向両側から付与される締結力により連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４間に保持されている。
【選択図】図２

Description

本発明は、ジェットエンジンを構成する熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料から成る翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジンに関するものである。

従来、上記した複合材料から成る翼の連結部構造としては、例えば、特許文献１に記載されたものがある。

この翼の連結部構造は、動翼により導入した空気の流れを整流する整流機能に加えて、構造体機能が要求されるガイドベーンの、例えば、エンジン本体を構成するファンフレームとの連結部に採用されたものである。

すなわち、この翼の連結部構造では、複合材料から成るガイドベーンの翼基端部とファンフレームとの連結部に翼厚方向両側から接合する一対の金属製の分割片を配置し、翼基端部の一方側に突条を形成すると共に、一対の分割片における一方の分割片に翼基端部の突条と係合する溝を形成して、一対の分割片に翼厚方向両側から締結力を付与して翼基端部を挟み込んだ構成を成している。

特開2013-160101号公報

ところが、上記した従来の翼の連結部構造では、ジェットエンジンの軽量化に寄与しつつ、高い構造強度を得ることができるものの、複合材料から成るガイドベーンが機体の機動や翼面が受ける空気力あるいは動翼が破損した場合の主軸の振れ回り等による荷重によって変位した際に、このガイドベーンを挟み込む金属製の分割片における翼中央寄りの側縁、すなわち、金属製の分割片の角張った部分に干渉して翼基端部に圧縮応力が集中してしまい、複合材料の強化繊維層が剥離するなどといった不具合が生じる虞があるという問題を有しており、これを解決することが従来の課題となっている。

本発明は、上記した従来の課題に着目してなされたもので、ジェットエンジンの軽量化に寄与しつつ、高い構造強度が得られるのは勿論のこと、複合材料から成る翼の端部に強化繊維層が剥離するなどといった不具合が生じるのを少なく抑えることが可能である翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジンを提供することを目的としている。

上記した目的を達成するべく、本発明の第１の態様は、熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料から成る翼の連結部構造であって、前記翼連結部には、前記翼の端部に対して翼厚方向両側から接合する互いに分割された一対の分割片を有する金属から成る連結サポート体が配置され、前記翼の端部における前記一対の分割片のうちの少なくともいずれか一方の分割片側には、少なくとも１本の突条又は溝が形成され、前記連結サポート体の一対の分割片のうちの少なくともいずれか一方の分割片には、前記翼の端部に形成された前記突条又は溝と係合する溝又は突条が形成され、前記連結サポート体の一対の分割片における前記翼の中央側に位置する翼弦方向に沿う各側縁は、前記翼の中央に向けて隆起して形成されていると共に該隆起する側縁の先端には面取り又は丸み付けが施され、前記翼の端部は、前記連結サポート体の一対の分割片に翼厚方向両側から付与される締結力により該連結サポート体の一対の分割片間に保持されている構成としている。

また、本発明の第２の態様は、前記連結サポート体の一対の分割片と、該一対の分割片間に保持される前記翼の端部との間に接着剤が介在されている構成としている。

一方、本発明に係るジェットエンジンは、該ジェットエンジンを構成する翼の連結部構造として上記翼の連結部構造が用いられている構成としている。

ここで、本発明に係る翼の連結部構造を適用し得る部位としては、ジェットエンジンにおける静翼であるガイドベーンの翼先端部とエンジン本体との連結部や、同じくガイドベーンの翼基端部とエンジン本体との連結部が挙げられるほか、ジェットエンジンにおける動翼のチップ（先端部）とチップシュラウドとの連結部や、同じく動翼のハブ（基端部）とシャフトとの連結部が挙げられる。なお、チップシュラウドは、動翼のチップに振動防止及び空力性能改善のために設けられるものであり、動翼とともに回転する。

本発明に係る翼の連結部構造において、翼の端部に形成する突条又は溝（連結サポート体に形成する溝又は突条）の本数は、翼の端部における両サイドの一方側のみに設ける場合と、一方側及び他方側の双方に設ける場合とのいずれの場合にもかかわらず、１本に限定されない。例えば、翼の端部における両サイドの一方側及び他方側の双方に２本ずつ設けたり、翼の端部の一方側に１本設けて翼の端部の他方側には２本設けたりするようにしてもよい。

また、本発明に係る翼の連結部構造において、翼の端部に形成する突条又は溝（連結サポート体に形成する溝又は突条）としては、断面が台形形状を成すものや、半円形状を成すものや、三角形状を成すものや、矩形形状を成すものを採用することができるが、いずれのものにも限定されない。

さらに、本発明に係る翼の連結部構造において、翼を構成する熱硬化性樹脂には、例えば、エポキシ樹脂，フェノール樹脂，ポリイミド樹脂を用いることができ、同じく翼を構成する熱可塑性樹脂には、例えば、ポリエーテルイミド，ポリエーテルエーテルケトン，ポリフェニレンスルファイドを用いることができる。そして、翼を構成する強化繊維には、例えば、炭素繊維，アラミド繊維，ガラス繊維を用いることができ、翼はこれらの材料からなる複合材料を、例えば、翼厚方向に積層したり、三次元的に織込んだりして形成される。一方、連結サポート体には、アルミ合金やチタン合金等の金属を採用し得る。

本発明に係る翼の連結部構造では、まず、複合材料から成る翼の端部を金属から成る連結サポート体における一対の分割片の各対向壁間に位置させている。また、翼の端部における少なくともいずれか一方側に形成した突条又は溝を連結サポート体における一対の分割片のうちの少なくともいずれか一方の分割片に形成した溝又は突条に係合するようにしている。そのうえで、連結サポート体の一対の分割片に翼厚方向両側から、例えば、ボルト及びナットで得られる締結力を付与して、翼の端部を連結サポート体の一対の分割片間に保持するようにしている。

したがって、本発明に係る翼の連結部構造では、ジェットエンジンの軽量化に貢献しながら、高い構造強度が得られることとなり、加えて、連結強度が機械的な連結強度になるので、接着剤のみを用いた連結強度と比較して、連結部における工程管理が容易になる。

また、翼の端部を一対の分割片で翼厚方向両側から挟持する形になるので、翼の端部を、例えば、片方の分割片のみで支持する場合と比較して、翼の端部の曲りを回避し得ることとなり、その結果、強固な連結状態を維持し得ることとなる。

この際、連結サポート体の一対の分割片における翼の中央側に位置する翼弦方向に沿う各側縁は、翼の中央に向けて隆起して形成されているうえ、この隆起する側縁の先端には面取り又は丸み付けが施されているので、複合材料から成る翼が機体の機動や翼面が受ける空気力あるいは動翼が破損した場合の主軸の振れ回り等による荷重によって変位したとしても、翼の端部が金属製の分割片の側縁に干渉する際の圧縮応力集中が緩和されることとなり、したがって、複合材料から成る翼の端部に強化繊維層が剥離するなどといった不具合が生じるのを少なく抑え得ることとなる。

さらに、翼の端部と連結サポート体とを組み立てるに際して、翼の端部側の突条又は溝が連結サポート体側の溝又は突条に係合することで、両者の互いの位置決めが成されることから、この組み立て作業の容易化が図られることとなる。

さらにまた、本発明に係る翼の連結部構造において、連結サポート体の一対の分割片と、該一対の分割片間に保持される翼の端部との間に接着剤が介在するように成せば、より高い構造強度が得られることとなる。

一方、本発明に係るジェットエンジンでは、本発明に係る翼の連結部構造を採用することで、軽量化及び高強度化がいずれも実現することとなる。

本発明に係る翼の連結部構造では、上記した構成としているので、ジェットエンジンの軽量化に寄与しつつも、高い構造強度を得ることができるのは言うまでもなく、複合材料から成る翼の端部に強化繊維層が剥離するなどといった不具合が生じるのを少なく抑えることが可能であるという非常に優れた効果がもたらされる。

本発明の一実施例による翼の連結部構造を採用したジェットエンジンの前側上部における部分断面説明図である。 図１の翼の連結部構造を詳細に示すジェットエンジンを前方から見た翼の連結部における断面説明図である。 図１の翼の連結部構造を詳細に示す翼の連結部の側面説明図である。 本発明の一実施例による翼の連結部構造を採用したガイドベーンに荷重が作用した際の翼基端部における応力分布説明図（ａ）及び従来の翼の連結部構造を採用したガイドベーンに荷重が作用した際の翼基端部における応力分布説明図（ｂ）である。

以下、本発明を図面に基づいて説明する。
図１〜図３は本発明に係る翼の連結部構造の一実施例を示しており、この実施例では、ジェットエンジンを構成する静翼としてのガイドベーンの連結部を例に挙げて説明する。

図１に示すように、ジェットエンジン１において、エンジン本体２におけるエンジン内筒３の軸心側に環状のコア流路４が形成され、エンジン本体２の外側部分であるファンケース５の内周面及びエンジン内筒３の外周面の間にバイパス流路６が形成されている。

このジェットエンジン１の図中左側の前部には、ファンディスク７が軸受８を介して図示しないエンジン軸心周りに回転可能に設置されている。このファンディスク７は、ジェットエンジン１の図中右側の後部に配置される図示しない低圧タービンにおけるタービンロータに一体的に連結されている。

また、このファンディスク７の外周面には、複数の動翼１０が嵌合溝７ａを介して周方向に等間隔で配置されており、動翼１０と嵌合溝７ａとの間における前後には、スペーサ１１，１１が配置されている。ファンディスク７の前部及び後部には、動翼１０を支える環状のリテーナ１２，１３が周方向に一体的にそれぞれ設置され、前部のリテーナ１２はノーズコーン１４に一体的に連結され、後部のリテーナ１３はファンディスク７の下流側に隣接する低圧圧縮機１５におけるロータ１６に同軸で且つ一体的に連結されている。
なお、複数の動翼１０の各チップ間には、振動防止及び空力性能改善のためのチップシュラウドが連結されているが、このチップシュラウドは図１において図示していない。

つまり、ジェットエンジン１の運転時には、複数の動翼１０をファンディスク７とともに回転させることで、コア流路４及びバイパス流路６に空気を導入することができるようになっている。

このジェットエンジン１は、バイパス流路６上に複数のガイドベーン（静翼）２０を備えている。複数のガイドベーン２０は、エンジン内筒３の周囲に等間隔に配置されており、バイパス流路６を流れる旋回空気流を整流するようになっている。このガイドベーン２０は、エポキシ樹脂，フェノール樹脂，ポリイミド樹脂等の熱硬化性樹脂又はポリエーテルイミド，ポリエーテルエーテルケトン，ポリフェニレンスルファイド等の熱可塑性樹脂と、炭素繊維，アラミド繊維，ガラス繊維等の強化繊維との複合材料を構成材料として、例えば、翼厚方向に積層されたり、三次元的に織込まれたりして形成される。

このガイドベーン２０の軸心側の翼基端部（翼端部）２１は、エンジン内筒３に配置されたファンフレーム３１の取り付けフランジ３１ｆに連結され、ガイドベーン２０の軸心から離れた側の翼先端部（翼端部）２２は、ファンケース５に配置された取り付けフランジ５ｆに連結されている。

この場合、ガイドベーン２０の翼基端部２１と取り付けフランジ３１ｆとの連結部、すなわち、翼連結部には、図２及び図３に示すように、ガイドベーン２０の翼基端部２１に対して翼厚方向（図２左右方向）両側から接合する互いに分割された一対の分割片３４，３４から成る連結サポート体３３が配置されている。この連結サポート体３３の分割片３４，３４は、いずれもアルミ合金やチタン合金等の金属から成り、取り付けフランジ３１ｆにボルト３８及びナット３９により取り付けられている。

この連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４には、互いに向き合う対向壁３５がそれぞれ形成されており、ガイドベーン２０の翼基端部２１には、これらの対向壁３５，３５が翼厚方向両側から接合するようになっている。

この実施例において、ガイドベーン２０の翼基端部２１の両側には、突条２１ａ，２１ａがそれぞれ形成され、一方、連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４における各対向壁３５，３５には、ガイドベーン２０の翼基端部２１に形成した突条２１ａと互いに係合する溝３５ａがそれぞれ形成されている。

この際、対向壁３５，３５の翼中央側（図２上側）に位置する翼弦方向に沿う各側縁３５ｂ，３５ｂは、翼中央に向けて隆起して形成されており、この隆起する側縁３５ｂ，３５ｂの各先端には面取りがそれぞれ施されている。なお、側縁３５ｂ，３５ｂの各先端に丸み付けをそれぞれ施すようにしてもよい。

そして、この実施例において、ガイドベーン２０の翼基端部２１は、連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４に翼厚方向両側から付与されるボルト３６及びナット３７による締結力によって、一対の分割片３４，３４の各対向壁３５，３５間に保持されている。

また、この実施例において、連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４における各対向壁３５，３５と、これらの対向壁３５，３５間に保持されるガイドベーン２０の翼基端部２１との間には、接着剤が介在されている。

一方、ガイドベーン２０の翼先端部２２と取り付けフランジ５ｆとの連結部、すなわち、翼連結部にも、ガイドベーン２０の翼先端部２２に対して翼厚方向（図２左右方向）両側から接合する互いに分割された一対の分割片５４，５４から成る連結サポート体５３が配置されている。この連結サポート体５３の分割片５４，５４も、いずれもアルミ合金やチタン合金等の金属から成り、取り付けフランジ５ｆにボルト３８及びナット３９により取り付けられている。

この連結サポート体５３の一対の分割片５４，５４にも、互いに向き合う対向壁５５がそれぞれ形成されており、ガイドベーン２０の翼先端部２２には、これらの対向壁５５，５５が翼厚方向両側から接合するようになっている。

この翼連結部においても、ガイドベーン２０の翼先端部２２の両側には、突条２２ａ，２２ａがそれぞれ形成され、一方、連結サポート体５３の一対の分割片５４，５４における各対向壁５５，５５には、ガイドベーン２０の翼先端部２２に形成した突条２２ａと互いに係合する溝５５ａがそれぞれ形成されている。

この場合も、対向壁５５，５５の翼中央側（図２下側）に位置する翼弦方向に沿う各側縁５５ｂ，５５ｂは、翼中央に向けて隆起して形成されており、この隆起する側縁５５ｂ，５５ｂの各先端には面取りがそれぞれ施されている。なお、側縁５５ｂ，５５ｂの各先端に対しても丸み付けをそれぞれ施すようにしてもよい。

そして、ガイドベーン２０の翼先端部２２は、連結サポート体５３の一対の分割片５４，５４に翼厚方向両側から付与されるボルト５６及びナット５７による締結力によって一対の分割片５４，５４の各対向壁５５，５５間に保持されている。

また、この翼連結部においても、連結サポート体５３の一対の分割片５４，５４における各対向壁５５，５５と、これらの対向壁５５，５５間に保持されるガイドベーン２０の翼先端部２２との間には、接着剤が介在されている。

上記したように、この実施例に係る翼の連結部構造では、まず、複合材料から成るガイドベーン２０の翼基端部２１（翼先端部２２）を金属から成る連結サポート体３３（５３）における一対の分割片３４，３４（５４，５４）の各対向壁３５，３５（５５，５５）間に位置させている。また、翼基端部２１（翼先端部２２）の両側に形成した突条２１ａ，２１ａ（２２ａ，２２ａ）を連結サポート体３３（５３）の一対の分割片３４，３４（５４，５４）における各対向壁３５，３５（５５，５５）に形成した溝３５ａ，３５ａ（５５ａ，５５ａ）に係合するようにしている。そのうえで、連結サポート体３３（５３）の一対の分割片３４，３４（５４，５４）に、翼厚方向両側からボルト３６（５６）及びナット３７（５７）で得られる締結力を付与して、翼基端部２１（翼先端部２２）を一対の分割片３４，３４（５４，５４）の各対向壁３５，３５（５５，５５）間に保持するようにしている。

したがって、この実施例に係る翼の連結部構造では、ジェットエンジン１の軽量化に貢献しつつも、高い構造強度が得られることとなり、加えて、連結強度が機械的な連結強度になるので、接着剤のみを用いた連結強度と比較して、連結部における工程管理が容易になる。

また、翼基端部２１（翼先端部２２）を一対の分割片３４，３４（５４，５４）の各対向壁３５，３５（５５，５５）間で翼厚方向両側から挟持することになるので、翼基端部２１（翼先端部２２）を、例えば、片方の壁で片持ち支持する場合と比べて、翼基端部２１（翼先端部２２）の曲りを回避し得ることとなり、その結果、強固な連結状態を維持し得ることとなる。

この際、連結サポート体３３（５３）における一対の分割片３４，３４（５４，５４）の各対向壁３５，３５（５５，５５）の翼中央側に位置する翼弦方向に沿う各側縁３５ｂ，３５ｂ（５５ｂ，５５ｂ）を翼中央に向けて隆起させているのに加えて、この隆起させた側縁３５ｂ，３５ｂ（５５ｂ，５５ｂ）の各先端には面取りを施しているので、複合材料から成るガイドベーン２０が機体の機動や翼面が受ける空気力あるいは動翼１０が破損した場合の主軸の振れ回り等による荷重によって変位したとしても、翼基端部２１（翼先端部２２）が金属製の分割片３４，３４（５４，５４）の各対向壁３５，３５（５５，５５）における側縁３５ｂ，３５ｂ（５５ｂ，５５ｂ）に干渉する際の圧縮応力集中が緩和されることとなり、したがって、ガイドベーン２０の翼基端部２１（翼先端部２２）に強化繊維層が剥離するなどといった不具合が生じるのを少なく抑え得ることとなる。

さらに、翼基端部２１（翼先端部２２）と連結サポート体３３（５３）とを組み立てるにあたって、翼基端部２１（翼先端部２２）側の突条２１ｂ（２２ｂ）が連結サポート体３３（５３）側の溝３５ｂ（５５ｂ）に係合することで、両者の互いの位置決めが成されることから、この組み立て作業の容易化が図られることとなる。

さらにまた、この実施例に係る翼の連結部構造では、連結サポート体３３（５３）の一対の分割片３４，３４（５４，５４）の各対向壁３５，３５（５５，５５）と、これらの対向壁３５，３５（５５，５５）間に保持されるガイドベーン２０の翼基端部２１（翼先端部２２）との間に、接着剤を介在させているので、より高い構造強度が得られることとなる。

そして、この実施例に係るジェットエンジンでは、上記した翼の連結部構造を採用しているので、軽量化及び高強度化がいずれも実現することとなる。

そこで、この実施例による翼の連結部構造を採用したガイドベーン２０に荷重が作用した際の翼基端部２１における応力分布を調べたところ、図４（ａ）に示す結果を得た。比較のため、従来の連結サポート体における側縁の角張った対向壁３５Ａ，３５Ａに挟持されたガイドベーン２０に荷重が作用した際の翼基端部２１における応力分布を調べたところ、図４（ｂ）に示す結果を得た。なお、いずれも、図示左側から右側に向けて荷重が作用した場合を示している。

図４（ａ）に示すように、この実施例による翼の連結部構造を採用したガイドベーン２０には、最大で中程度の圧縮応力が生じているだけなのに対して、図４（ｂ）に示すように、側縁の角張った対向壁３５Ａ，３５Ａに挟持されたガイドベーン２０には、大きな圧縮応力が生じている。

したがって、連結サポート体３３の各対向壁３５，３５の各側縁３５ｂ，３５ｂを翼中央に向けて隆起させていると共に、この隆起させた側縁３５ｂ，３５ｂの各先端に面取りを施したこの実施例による翼の連結部構造によれば、翼基端部２１が金属製の対向壁３５，３５の各側縁３５ｂ，３５ｂに干渉する際の圧縮応力集中を緩和し得ることが判る。

なお、図４（ａ），（ｂ）に示すように、翼基端部２１の圧縮応力が生じている側とは反対側に引張応力が生じているが、この引張応力は、強化繊維積層方向（面外方向）の引張応力であり、この引張応力が生じる部位を隆起させた側縁３５ｂでサポートすることで、引張応力の軽減が成されると考えられる。

上記した各実施例では、ガイドベーン２０の翼基端部２１（翼先端部２２）側に突条２１ａ，２２ａを形成し、連結サポート体３３，５３側に溝３５ａ，５５ａを形成した構成としているが、これに限定されるものではなく、ガイドベーン２０の翼基端部２１（翼先端部２２）側に溝を形成し、連結サポート体３３側に突条を形成する構成としてもよい。

また、ガイドベーン２０の翼基端部２１（翼先端部２２）側の突条２１ａ又は溝（連結サポート体３３，５３側の溝３５ａ，５５ａ又は突条）の本数は、一方側のみに設ける場合と、一方側及び他方側の双方に設ける場合とのいずれの場合にもかかわらず、１本に限定されない。

さらに、突条２１ａ，２２ａ又は溝３５ａ，５５ａとしては、断面が台形形状を成すものや、半円形状を成すものや、三角形状を成すものや、矩形形状を成すものを採用することができるが、いずれのものにも限定されない。

本発明に係る翼の連結部構造及びジェットエンジンの構成は、上記した実施例に限定されるものではない。

１ ジェットエンジン
２０ ガイドベーン（静翼）
２１ 翼基端部（翼端部）
２１ａ，２２ａ 突条
２２ 翼先端部（翼端部）
３３ 連結サポート体
３４，５４ 一対の分割片
３５ａ，５５ａ 溝
３５ｂ，５５ｂ 側縁

Claims (3)

1. 熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料から成る翼の連結部構造であって、
   前記翼連結部には、前記翼の端部に対して翼厚方向両側から接合する互いに分割された一対の分割片を有する金属から成る連結サポート体が配置され、
   前記翼の端部における前記一対の分割片のうちの少なくともいずれか一方の分割片側には、少なくとも１本の突条又は溝が形成され、
   前記連結サポート体の一対の分割片のうちの少なくともいずれか一方の分割片には、前記翼の端部に形成された前記突条又は溝と係合する溝又は突条が形成され、
   前記連結サポート体の一対の分割片における前記翼の中央側に位置する翼弦方向に沿う各側縁は、前記翼の中央に向けて隆起して形成されていると共に該隆起する側縁の先端には面取り又は丸み付けが施され、
   前記翼の端部は、前記連結サポート体の一対の分割片に翼厚方向両側から付与される締結力により該連結サポート体の一対の分割片間に保持されている翼の連結部構造。
2. 前記連結サポート体の一対の分割片と、該一対の分割片間に保持される前記翼の端部との間に接着剤が介在されている請求項１に記載の翼の連結部構造。
3. ジェットエンジンを構成する翼の連結部構造として請求項１又は２に記載の翼の連結部構造が用いられているジェットエンジン。

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