JP2015502496A - ガスタービンエンジン構成要素 - Google Patents

Abstract

本発明は、外側リング構造（１０）と、内側リング構造（２０）と、前記内側リング構造（２０）と前記外側リング構造（１０）との間で負荷を伝達する、周方向に離間する複数の放射要素（１５）とを含むガスタービンエンジン構成要素（３７）に関し、前記外側リング構造（１０）はガスタービンエンジンの運転時に内圧に耐える円形リング部材（１１）を含む。本発明では、前記外側リング構造（１０）は、半径方向の剛性を達成するために周方向に分散配置されると共に実質的に真っ直ぐな、第１の組の補強リブ（１６）を含み、前記補強リブ（１６）は多角形の辺を形成し、各々の前記補強リブ（１６）は２つの隣接する放射要素（１５）間に延在する。本発明は上記タイプの構成要素（３７）で構成されるガスタービンエンジン（１）に関する。【選択図】図４

Description

本発明は、請求項１の前提部分に従ったガスタービンエンジン構成要素に関する。特に、本発明は、外側リング構造と、内側リング構造と、内側リング構造と外側リング構造との間において負荷を伝達する、周方向に離間する複数の放射要素とを含む支持構造の機械的特性の向上に関する。本発明は、更にまた、本発明のタイプの構成要素を含むガスタービンエンジンに関する。

航空「ジェットエンジン」等の軸流ガスタービンエンジンは、一般に、空気吸込み口と、圧縮部と、燃料燃焼チャンバと、タービン部と、対応する圧縮機とタービンとを接続する１つ又は複数の回転可能な駆動軸と、排気出口と、駆動軸を支持すると共にエンジンを例えば航空機に取り付けるための構造とを含む。

一般に、支持構造は、軸受と中央に配置される駆動軸とに接続される内側シェル又はリングと、例えばエンジンケーシングに接続される外側シェル又はリングとを含む固定部分であり、周方向に分散配置される要素（支柱、ベーン）は内側及び外側シェル／リング間に延在すると共にこれらを接続する。エンジンを通る軸方向のガス流は、通常、空気力学的に設計されるこれらの要素間を流れる。

一般に、支持構造は、半径方向の負荷を駆動軸とエンジンケーシングとの間で伝達すること及び内圧に耐えることができる必要がある。具体的な要求事項は用途によって異なり、支持構造は、通常、最も重要な機能に重点を置いて設計される。例えば、圧縮機の領域に配置される支持構造は高い内圧に曝されると共に、通常、円形の外形を有することが必要である。この種の十分に重厚な構造は半径方向の負荷を伝達することもできる。しかし、航空用途においては軽量の製品が望まれることから、より軽量であるが依然として半径方向の負荷を伝達すること及び内圧に耐えることができる支持構造が求められるようになった。

本発明の目的は、従来の支持構造と比べてより高い機械的特性を示すガスタービンエンジン用支持構造を提供することにある。

この目的は、独立請求項１に記載の技術的特徴により定義される構成要素によって達成される。従属請求項には、本発明の有利な実施形態と、更に他の発展形態と変形態様とが記載されている。

本発明は、外側リング構造と、内側リング構造と、内側リング構造と外側リング構造との間において負荷を伝達する、周方向に離間する複数の放射要素とを含み、外側リング構造が、ガスタービンエンジンの運転時の内圧に耐える円形リング部材を含むガスタービンエンジン構成要素に関する。

本発明は、外側リング構造が、半径方向の剛性を達成するために周方向に分散配置されると共に実質的に真っ直ぐな、第１の組の補強リブを含み、これらの補強リブは多角形の辺を形成し、各々の補強リブは２つの隣接する放射要素間に延在することを特徴とする。

このような設計は、円形の壁面は内圧による負荷に対応するのに適する一方で、追加の補強リブは、内側及び外側リング構造間において、一般に内側リング構造の内側の軸受から外側リング構造上に設けられるエンジン取付け部に伝達される半径方向の力への対応とこうした力の分配とに適する多角形の補強構造をもたらすという利点を有する。各補強リブは隣接する要素間において補強ブリッジを形成し、補強リブが合同で多角形の補強構造を形成する。これらの補強リブにより、円形の壁面を半径方向の負荷ではなしに単に内圧に耐え且つこれに対応することができるように設計すればよくなり、従って円形の壁面を従来の構造より薄くすることができる。つまるところ、本発明に従った構成要素は、同様の種類の従来式構成要素より軽量化される。

本発明の１つの実施形態において、補強リブは、補強リブにより形成される多角形の角の位置が、放射要素の１つ又は放射要素の１つの半径方向の延長線と実質的に一致するような態様に配置される。これは、多角形の各角が、放射要素の半径方向の長さ沿いのどこかで、又は放射要素の半径方向の延長線に沿って外側リング構造の外方で、その放射要素と周方向で一致することを意味する。

本発明の１つの実施形態において、補強リブは、円形リング部材の半径方向内方に配置される。リブを円形リング部材の外側又は部分的に外側に配置することもできるが、こうすることによってより頑丈な構造が得られ、構成要素は円形リング部材の外側にいかなる追加の空間も必要としなくなる。

本発明の１つの実施形態において、各放射要素は、要素接続領域に沿って円形リング部材の内側に接続され、補強リブにより形成される多角形の角の位置は、これらの要素接続領域の１つと実質的に一致する。このようにすると、補強リブと放射要素との間において負荷を効率的に伝達することができる。

本発明の１つの実施形態において、補強リブは、補強リブと円形リング部材との間において補強リブの長さの少なくとも一部分に沿って延在する接続部材により円形リング部材に固定される。これにより、強固なリブ機構が得られる。

本発明の１つの実施形態において、補強リブの端部は半径方向に円形リング部材の方へと折り曲げられる。これは、例えば、放射要素に溶接継手に適する場所がない等の理由により、円形リング部材の内側に配置されるリブの端部を、放射要素又は放射要素が円形の壁面部材に締結される接続領域に直接締結することができない場合に有用である。このように、補強リブを多角形の辺の全長に沿って、即ち角から角まで延在させなくても有利な機能を得ることができる。しかし、リブは少なくとも放射要素の近傍から隣接する放射要素の近傍まで延在するべきである。

本発明の１つの実施形態において、外側リング構造は、第１の組と同様の態様に配置されるが構成要素の軸方向に変位する第２の組の補強リブを含む。これによって、かなり細い補強リブを用いることができるため、重量を大きく増加させることなしに負荷対処性を大幅に高めることができる。

本発明の１つの実施形態において、外側リング構造は、円形リング部材の半径方向内方に配置されるガス流案内リング部材を含み、放射要素は内側リング構造からガス流案内リング部材まで及びガス流案内リング部材から更に円形リング部材まで延在する。このような構造では、ガス流を妨害することなしに補強リブをガス流案内リング部材と円形リング部材との間に配置することができる。

本発明は、更にまた、上記のいずれかに従って製造される構成要素を含むガスタービンエンジンに関する。

以下の本発明の説明では、以下の図を参照する。

本発明に従ったガスタービンエンジン構成要素を備えた軸流航空ガスタービンエンジンの概略図である。 本発明のガスタービンエンジン構成要素の実施形態の斜視正面図である。 図２に従った実施形態の斜視背面図である。 図２に従った実施形態の第１の斜視断面図である。 図２に従った実施形態の第２の斜視断面図である。

図１は、概略図として、本発明の構成要素による支持構造３７を備えた軸流航空ガスタービンエンジン１を示す。図１には、更に他の支持構造２７も示されている。全体として、図１に示すガスタービンエンジン１は従来構造のものであって、軸流方向に連続して、空気吸込み口３と低圧圧縮機４と高圧圧縮機５と燃焼器６と高圧タービン７と低圧タービン８と排気出口９とを含む。動作時において、高圧圧縮機５は、高圧タービン７により、第１の中空軸である高圧（ＨＰ）タービン軸（図示せず）を介して駆動される。同様に、低圧圧縮機４は、低圧タービン８により、第１のタービン軸１０内に同軸的に配置される第２の中空軸である低圧（ＬＰ）タービン軸（図示せず）を介して駆動される。同軸的に配置される第３の軸（図示せず）は、空気をガスタービンエンジンケーシングの中及び周りへと付勢するファン１２に接続される。共通の軸２も示されている。

ガスタービンエンジン１は全体として従来の態様で動作し、空気吸込み口３を通って引き込まれる空気は、最初にファン１２により圧縮され、次に低圧圧縮機４により圧縮された後に高圧圧縮機５内へと送られ、そこで更に圧縮される。圧縮された空気は、その後、燃焼器６内に流入して、そこで燃料と混合され、この混合物が燃焼される。その結果として得られる高温の燃焼生成物は、次に、高圧及び低圧タービン７、８を通って膨張した後に排気出口９を通って大気中に排出される。

エンジン１は、更に、駆動軸を支持すると共にエンジンを航空機に取り付けるための後部支持構造２７と前部支持構造３７とを含む。前部支持構造３７は低圧及び高圧圧縮機４、５間に配置される。同様のタイプの前部支持構造は、時には中間圧縮機ケース、即ちＩＣＣと呼ばれる。後部支持構造２７は、一般にタービン後部フレーム（ＴＲＦ）、タービン排気ケース又は後部軸受ハウジングと呼ばれる。

一般に、ジェットエンジンの支持構造は、ころ軸受を手段として１つ以上の軸を支持する。半径方向の負荷は、放射要素を手段として外側構造（シュラウド）に接続される内側ハブに、内側支持構造（支持コーン）を介して伝達される。空気抵抗を減らすため又は主ガス流の出口角を真っ直ぐにするために、これらの放射要素は、通常、翼形構造により覆われるか、又は翼形構造に一体化される。一体的な翼形又はベーンは、時には「支柱」と呼ばれる。以下に記載の例では、構造的ベーンという用語を用いる。構造的ベーンは、空気力学的負荷と、構造的負荷と熱誘起負荷とが組み合わさったものとの両方を支持することができる。近代的なジェットエンジンのほとんどが、こうしたベーンを、支持構造３７のようなリング−ベーン−リング構成要素において使用している。

図２及び３に、それぞれ本発明の構成要素の実施形態の斜視正面及び背面図を示し、図４〜５に、同じ実施形態の断面の異なる斜視図を示す。

図２〜５に、外側リング構造１０（図４）と、内側リング構造２０（図４）と、内側及び外側リング構造１０、２０間において負荷を伝達する構造的ベーン１５の形態をとる、周方向に離間する複数の放射要素とを含むガスタービンエンジン構成要素３７が示されている。

外側リング構造１０は、ガスタービンエンジン１の動作時に内圧に耐える外側円形リング部材１１と、この円形リング部材１１の半径方向内方に配置されるガス流案内リング部材１２とを含む。

内側リング構造２０は、ハブ部材２１と、ハブ部材２１の半径方向外方に配置される内側ガス流案内リング部材２２とを含む。環状負荷伝達構造（図示せず）がハブ部材２１の内側に配置されて、放射要素１５と、構成要素３７の中央に配置されるタービン軸用軸受構造との間において負荷を伝達する。

放射要素は、ハブ部材２１から、２つのガス流案内リング部材２２及び１２を経て（又は貫通して）、円形リング部材１１まで延在する。

軸方向ガス流の一次ガス流路は、２つのガス流案内リング部材１２、２２間及び放射要素１５間に形成され、構成要素３７は、ガスが流入する入口側とガスが流出する出口側とを有する。放射要素１５は、２つのガス流案内リング部材１２、２２間に延在する部分に沿ってのみ翼形の形状を有する。

外側リング構造１０は、円形リング部材１１の内側に配置されて構成要素３７の半径方向の剛性を提供するために周方向に分散配置されると共に実質的に真っ直ぐな複数の補強リブ１６を含む。図２に最も分かりやすく示すように、補強リブ１６は、各々の補強リブ１６を２つの隣接する放射要素１５間に延在させた多角形の辺又は少なくとも辺の一部分を形成する。換言すれば、補強リブ１６は、構成要素３７の軸方向に対して垂直な平面上に投影されると、多角形の辺又は少なくとも辺の一部分を形成する。

各放射要素１５は要素接続領域１８（図４〜５参照）において円形リング部材１１の内側に接続され、補強リブ１６は、補強リブ１６により形成される多角形の角の位置がこれらの要素接続領域１８の１つと実質的に一致するような態様に配置される。換言すれば、２つの隣接する補強リブ１６の直線部分の仮想延長線は、放射要素１５の１つの接続領域１８と実質的に対応する位置で互いに交差する。

図４〜５に示すように、補強リブ１６は、補強リブ１６と円形リング部材１１の内側との間に延在する接続部材１７により、円形リング部材１１の内側に固定される。

補強リブ１６と接続部材１７とのいずれもが、この場合は矩形の断面を呈する。補強リブ１６はそれらの最も幅広の側面を半径方向に向けて配置され、接続部材１７は、図４に示すように、Ｔ字形の断面が形成されるように補強リブ１６に対して垂直に配置される。

本例では、補強リブ１６の端部１９（図５）は、その接続領域１８内の放射要素１５から短い距離をおいて、半径方向外方に円形リング部材１１の内側の方へと折り曲げられる。原則として、補強リブ１６によりもたらされる補強効果は、リブ１６を接続領域１８まで完全に延在させると更に高くなる。しかし、本例ではリブ１６を放射要素１５に更に接近させて溶接することにより締結することが困難であるため、補強リブ１６は放射要素１５から少し離れた位置で終端している。

図４〜５に示すように、外側リング構造１０は、上記のリブ１６と同じ態様で配置される第２の組の補強リブ１６ａを含むが、第２の組のリブ１６ａは構成要素の軸方向（下流方向）に変位する。

上記のタイプの補強リブ１６は、複数の異なる部品を互いに接合することによって形成される事前製作の構成要素及び鋳造により製造される構成要素のいずれも対象としている。

本発明は上記の実施形態によって制限されるわけではなく、特許請求の範囲内で様々な態様に改変可能である。例えば、補強リブ１６を若干長く延在させて、多角形の形状に更に又は完全に似せても全くかまわない。更に、補強リブ１６は、外側円形リング部材１１に必ずしも締結されなくてもよく、完全に又は部分的に円形リング部材１１の外側に配置されてもよい。更にまた、軸方向に変位する補強リブ１６の組の個数は、用途によって変動可能である。

リブ１６が円形リング部材１１の（部分的に）外側に配置される場合は、リブ１６は、好ましくは、多角形の各角が１つの放射要素１５の半径方向の延長線と一致するように配置される。

更に、本発明は、上記に例示したタイプの支持構造３７に制限されるわけではない。本発明は、前部フレーム（吸込み口フレーム又はファンハブフレーム）、中間ケース（ＩＭＣ）、タービン中間構造（ＴＭＦ、ＴＭＳ）又はタービン後部フレーム（ＴＲＦ）等のガスタービンエンジンのその他の支持構造にも適用可能である。更に、本発明は、定置ガスタービン（発電機）及び航空ジェットエンジンにも適用可能である。

Claims (26)

1. 外側リング構造（１０）と、内側リング構造（２０）と、前記内側リング構造（２０）と前記外側リング構造（１０）との間で負荷を伝達する、周方向に離間する複数の放射要素（１５）とを含み、前記外側リング構造（１０）はガスタービンエンジンの運転時に内圧に耐える円形リング部材（１１）を含み、
   前記外側リング構造（１０）は、半径方向の剛性を達成するために周方向に分散配置されると共に実質的に真っ直ぐな、第１の組の補強リブ（１６）を含み、前記補強リブ（１６）は多角形の辺を形成し、各々の前記補強リブ（１６）は２つの隣接する放射要素（１５）間に延在することを特徴とする、ガスタービンエンジン構成要素（３７）。
2. 前記補強リブ（１６）は、前記補強リブ（１６）により形成される前記多角形の角の位置が１つの前記放射要素（１５）又は１つの前記放射要素（１５）の半径方向の延長線と実質的に一致するような態様に配置されることを特徴とする、請求項１に記載のガスタービンエンジン構成要素（３７）。
3. 前記補強リブ（１６）は、前記円形リング部材（１１）の半径方向内方に配置されることを特徴とする、請求項１又は２に記載のガスタービンエンジン構成要素（３７）。
4. 各放射要素（１５）は、要素接続領域（１８）に沿って前記円形リング部材（１１）の内側に接続され、前記補強リブ（１６）により形成される前記多角形の前記角の前記位置は１つの前記要素接続領域（１８）と実質的に一致することを特徴とする、請求項２に記載のガスタービンエンジン構成要素（３７）。
5. 前記補強リブ（１６）は、前記補強リブ（１６）と前記円形リング部材（１１）との間において前記補強リブ（１６）の長さの少なくとも一部分に沿って延在する接続部材（１７）により前記円形リング部材（１１）に固定されることを特徴とする、請求項１乃至４のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素（３７）。
6. 前記補強リブ（１６）の端部は、半径方向に前記円形リング部材（１１）の方へと折り曲げられることを特徴とする、請求項１乃至５のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素（３７）。
7. 前記外側リング構造（１０）は、前記第１の組と同じ態様に配置されるが構成要素（３７）の軸方向に変位する第２の組の補強リブ（１６ａ）を含むことを特徴とする、請求項１乃至６のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素（３７）。
8. 軸方向ガス流用の一次ガス流路が前記内側及び外側リング構造（１０、２０）間及び前記放射要素（１５）間に形成され、ガスが流入する入口側とガスが流出する出口側とを有することを特徴とする、請求項１乃至７のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素（３７）。
9. 前記外側リング構造（１０）は前記円形リング部材（１１）の半径方向内方に配置されるガス流案内リング部材（１２）を含み、前記放射要素（１５）は前記内側リング構造（２０）から前記ガス流案内リング部材（１２）まで及び前記ガス流案内リング部材（１２）から更に前記円形リング部材（１１）まで延在することを特徴とする、請求項１乃至８のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素（３７）。
10. 前記内側リング構造（２０）の内側に配置されて前記放射要素（１５）間において負荷を伝達する負荷伝達構造と、自身の中央に配置されるタービン軸用の軸受構造とを含むことを特徴とする、請求項１乃至９のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素（３７）。
11. 前記補強リブ（１６）は、構成要素（３７）の軸方向に対して垂直な平面上に投影すると、多角形の辺を形成することを特徴とする、請求項１乃至１０のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素（３７）。
12. 請求項１乃至１１のいずれかに記載のように製造される構成要素（３７）を含むことを特徴とする、ガスタービンエンジン（１）。
13. 航空機の推進用に構成されることを特徴とする、請求項１２に記載のガスタービンエンジン（１）。
14. 外側リング構造と、内側リング構造と、前記内側リング構造と前記外側リング構造との間で負荷を伝達する、周方向に離間する複数の放射要素とを含み、前記外側リング構造はガスタービンエンジンの運転時に内圧に耐える円形リング部材を含み、前記外側リング構造は、半径方向の剛性を達成するために周方向に分散配置されると共に実質的に真っ直ぐな、第１の組の補強リブを含み、前記補強リブは多角形の辺を形成し、各々の前記補強リブは２つの隣接する放射要素間に延在する、ガスタービンエンジン構成要素。
15. 前記補強リブは、前記補強リブにより形成される前記多角形の角の位置が１つの前記放射要素又は１つの前記放射要素の半径方向の延長線と実質的に一致するような態様に配置される、請求項１４に記載のガスタービンエンジン構成要素。
16. 前記補強リブは、前記円形リング部材の半径方向内方に配置される、請求項１４又は１５に記載のガスタービンエンジン構成要素。
17. 各放射要素は、要素接続領域に沿って前記円形リング部材の内側に接続され、前記補強リブにより形成される前記多角形の前記角の前記位置は１つの前記要素接続領域と実質的に一致する、請求項１５に記載のガスタービンエンジン構成要素。
18. 前記補強リブは、前記補強リブと前記円形リング部材との間において前記補強リブの長さの少なくとも一部分に沿って延在する接続部材により前記円形リング部材に固定される、請求項１４乃至１７のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。
19. 前記補強リブの端部は、半径方向に前記円形リング部材の方へと折り曲げられる、請求項１４乃至１８のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。
20. 前記外側リング構造は、前記第１の組と同じ態様に配置されるが構成要素の軸方向に変位する第２の組の補強リブを含む、請求項１４乃至１９のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。
21. 軸方向ガス流用の一次ガス流路が前記内側及び外側リング構造間及び前記放射要素間に形成され、ガスが流入する入口側とガスが流出する出口側とを有する、請求項１４乃至２０のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。
22. 前記外側リング構造は前記円形リング部材の半径方向内方に配置されるガス流案内リング部材を含み、前記放射要素は前記内側リング構造から前記ガス流案内リング部材まで及び前記ガス流案内リング部材から更に前記円形リング部材まで延在する、請求項１４乃至２１のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。
23. 前記内側リング構造の内側に配置されて前記放射要素間において負荷を伝達する環状負荷伝達構造と、自身の中央に配置されるタービン軸用の軸受構造とを含む、請求項１４乃至２２のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。
24. 前記補強リブは、構成要素の軸方向に対して垂直な平面上に投影すると、多角形の辺を形成する、請求項１４乃至２３のいずれかに記載のガスタービンエンジン構成要素。
25. 請求項１４乃至２４のいずれかに記載のように製造される構成要素を含む、ガスタービンエンジン。
26. 航空機の推進用に構成される、請求項２５に記載のガスタービンエンジン。

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