JP2016513773A - 航空機のターボファンまたはターボプロップエンジンなどのタービンエンジン - Google Patents

Abstract

本発明は、ファンのブレードを囲むほぼ円筒形の壁（１２）と、前記壁（１２）の内側に半径方向に設置されており、第１のパネル（１８）はファンの上流に設置され、第２のパネル（２０）は第１のパネル（１８）の下流に位置しファンのブレードの半径方向外側の端部と反対側に位置する摩耗性材料の内側の層（４２）を支持する少なくとも２つの環状の遮音パネル（１８、２０）とを有するファンケーシング（１０）を含み、２つの環状のパネル（１８、２０）が単一の構造ユニットを形成することを特徴とする、航空機のターボファンまたはターボプロップエンジンなどのタービンエンジンに関する。

Description

本発明は、そのほぼ円筒形の壁が特にファンのブレードを囲むファンケーシングを含む航空機のターボファンまたはターボプロップエンジンなどのタービンエンジンに関する。

ファンケーシングの内面は従来より、環状の遮音パネルを備える。前記パネルは一般に、隣接するセルで形成されたハニカム状の環状構造を有し、その内面および外面は、皮膜によって各々覆われている。前記パネルは、タービンエンジンのファンによって生成された音波を吸収するように意図されている。

より具体的には、ケーシングは、ファンのブレードの上流に位置する上流パネルと、ファンのブレードの反対側に位置する中央パネルと、ファンのブレードの下流に位置する下流パネルとを備える。中央パネルは従来より、ブレードの半径方向外側の端部が作動中、擦ることが意図された摩耗性材料の層を備える。

ファンの上流での音響処理を改善するために、上流パネルのハニカム構造のセルは、相対的にかなりの断面有し、前記パネルの内側の皮膜は概ね、多数の穴が開けられている。中央パネルは一般に、機械的応力に対するその強度を上げるために上流パネルより小さい断面を備えたセルを有する。

一般に、全てのパネルは、その上流および下流縁部においてより密度の高い領域を備える。このような密度の増加は、対応するセルを特定の発泡体で満たすことによって達成され、この発泡体は、重合させることによってパネルの関連する縁部において高い機械抵抗を生成する。

従来技術、詳細には出願人によってまだ公開されていないフランス特許第１２／６０４９３号明細書およびフランス特許第１２／６０４９５号明細書に記載される従来技術の第１の実施形態によると、各々のパネルは、各々のパネルの上流および下流部分に位置する装着手段を利用して環状の壁に装着される。

このような一実施形態は、非常に多くの装着手段の使用を必要とし、これにより装置の質量が増大する。

従来技術の第２の実施形態によると、上流および中央パネルは、熱硬化性接着フィルムを利用して環状の壁に装着される。接着フィルムの加熱は、例えばオートクレーブにおいて実現することができる。

あるいは、接着剤は、接着剤が第１の温度まで加熱される際、前記壁にパネルを装着するのに適しており、接着剤が第２の温度まで加熱されると、パネルを解放するのに適した熱硬化性接着剤である場合もある。このような代替の一実施形態によって、パネルの簡単な組み立てと分解が可能になる。

しかしながらこのようなケースでは、ケーシングの壁の内側に設置すべきパネルの数は、多いままであり、これは相対的に単調である。

さらに上記に挙げた実施形態の各々に関して、各々のパネルが、その上流および下流縁部に高密度の領域を備えるということを併せ持つ多数のパネルは、質量の点においても好ましくない。

本発明は特に、この問題に対する、簡単で、効率的かつコスト効果が高い解決策を提供することを目指している。

この目的のために、それは、ファンのブレードを囲むほぼ円筒形の壁と、前記壁の内側に半径方向に設置されており、第１のパネルはファンの上流に設置され、第２のパネルは第１のパネルの下流に位置しファンのブレードの半径方向外側の端部と反対側に位置する摩耗性材料の内側の層を支持する少なくとも２つの環状の遮音パネルとを有するファンケーシングを含み、２つの環状のパネルが単一の構造ユニットを形成することを特徴とする航空機のターボファンまたはターボプロップエンジンなどのタービンエンジンを提案する。

この方法において、構造的に別々のパネルの数が減少し、これによりユニットの設置および装着が容易になる。さらに個々のパネルの数がこのように減少するとすれば、装着手段および高密度の領域の数も減らされ、そのため質量の点において有意な改善を得ることが可能である。

本発明の一実施形態によると、第１のパネルの下流縁部は、例えば接着することによって第２のパネルの上流縁部に装着される。

２つのパネルはよって、単一の構造ユニットを形成し、扱い安くなり、ケーシングの壁の内側に装着し易くなる。

接着結合は、実施し易く、第１のパネルの下流縁部または第２のパネルの上流縁部に高密度の領域がある必要はない。

有利には、各々のパネルは、隣接するセルで形成されたハニカム状の環状の構造体を備え、前記環状の構造体の内面および外面は、内側の皮膜と、外側の皮膜とによってそれぞれ覆われている。

このケースにおいて、第１のパネルのセルは、第２のパネルのセルより大きい断面を有する。

これによりファンの上流での音響処理を改善することが可能になり、その一方で摩耗性の層を支持する部分における高い機械抵抗を保証し、前記部分は、高い熱および／または機械的応力を受けている。

本発明の１つの特徴によると、第１のパネルおよび／または第２のパネルの内側の皮膜の少なくとも一部は、穿孔を有する。

このような穿孔によって、遮音をさらに改善させることが可能になる。

さらにタービンエンジンは、第１のパネルの上流部分に位置する上流装着手段と、第２のパネルの下流部分に位置する下流装着手段と、第１のパネルと第２のパネルの間の接合領域に位置する中央装着手段とを備える場合があり、前記装着手段によって前記パネルのケーシングの壁への装着が可能になる。

別の実施形態によると、第１のパネルと、第２のパネルは単一のパネルを形成する。

このケースにおいて、前記単一のパネルは、パネルの上流部分に位置する上流装着手段と、パネルの下流部分に位置する下流装着手段とを使用してケーシングの壁に装着されてよい。

実際には、第１および第２のパネルが単一のパネルから形成されるということは、パネルの機械抵抗を高めることになる。よって使用される装着手段の数を減らすことが可能になり、その結果タービンエンジンの質量を減少させることが可能になる。

パネルはまた、接着フィルムを利用してケーシングの壁に装着される場合もある。

このケースにおいて、接着剤は、接着剤が第１の温度であるときパネルを前記壁に装着するのに適しており、接着剤が第２の温度まで加熱される際パネルを解放するのに適した熱硬化性の接着剤であってよい。

本発明は、より適切に理解され、本発明の他の詳細、特徴および利点は、添付の図面を参照して、非制限的な例によって提示される以下の記載を読むことで明らかになるであろう。

従来技術の第１の実施形態によるタービンエンジンのファンケーシングの軸方向の概略半断面図である。 図１におけるケーシングの上流からの前面図である。 図１におけるファンケーシングの遮音パネルの軸方向の部分的な概略半断面図である。 図１における詳細Ｉ_４の拡大図であり、遮音パネルを装着するための手段を示す図である。 図４における線Ｖ−Ｖに沿った概略断面図である。 本発明に属さない第１の実施形態によるタービンエンジンのファンケーシングの軸方向の概略半断面図である。 図６におけるケーシングの上流からの概略前面図である。 図６および図７におけるケーシングの接着フィルムの一部の概略図である。 本発明の第１の実施形態による、装着手段を利用してファンケーシングの壁に装着された単一の構造ユニットを形成するために互いに接着された第１および第２のパネルの斜視図である。 第１および第２のパネルが単一のパネルから形成される本発明の第２の実施形態を図示する、図９に対応する図である。 本発明の代替の一実施形態による、パネルが接着剤によってケーシングの壁に装着された図９に対応する図である。 本発明の代替の一実施形態による、パネルが接着剤によってケーシングの壁に装着された図１０に対応する図である。

図１から図５は、従来技術の第１の実施形態を図示しており、これは出願人の名前でフランス特許第１２／６０４９５号明細書より公知である。詳細には図１は、航空機のターボファンまたはターボプロップエンジンなどのタービンエンジンのファンケーシング１０を示しており、前記ケーシングは、タービンエンジンのモータを囲むナセルの一部を形成し、その内部で、ナセルとモータの間を流れタービンエンジンによって生成される推力の一部を形成する２次空気流を生成するファンを回転させる。

ケーシング１０は、その長手方向の両端に環状の装着フランジ１４、１６を備えるほぼ円筒形の壁１２を含む。下流フランジ１４は、ねじとナット形を利用して中間ケーシングのフランジ（図示せず）に装着され、上流フランジ１６は、ねじとナット形を利用してナセル内の吸気装置のフランジ（図示せず）に装着される。

ケーシングは、壁１２の内側の円筒形の面を覆い、前記壁に装着される環状の遮音パネル１８、２０、２２を含む。

示される例において、壁１２は３つの環状のパネル１８、２０、２２を含んでおり、それぞれ上流パネルと、中央パネルである２つの一体式のパネル１８、２０と、セクタ化された１つの下流パネル２２である。

下流パネル２２は、端と端をつけて円周上に配列され、セクタを半径方向に貫通して通り抜け壁１２の穴に係合するねじ２４によって壁１２に装着されるパネルセクタを含む。

環状パネル１８、２０は、一体式（すなわちセクタ化されていない）であり、特にメンテナンス作業において航空機の翼の下でのパネルの分解を可能にする技術によって壁１２に装着される。

パネル１８、２０は、その上流および下流縁部により高密度の領域６２を備える。このような密度の増加は、対応するセルを発泡体で満たすことによって達成され、この発泡体は、重合させることによってパネルの関連する縁部において高い機械抵抗を生成する。

図１から図５に示される例では、パネル１８、２０は、壁１２の内側に設置され、ねじとナット形を利用して前記壁に装着されており、各々のパネルは、壁１２の突起２８上に軸方向および半径方向の支持突起２６を備え、前記突起は、ねじとナット形の手段３２が通過するための穴を備える。

図３は、パネル１８、２０の内面および外面が層を成す皮膜３６、３８によって各々覆われたハニカム状の環状の構造体３４を備え、内側の皮膜３６が多数の穿孔４０を有する実施形態の一例を示している。さらにパネルは、詳細にはファンブレードを囲むパネル領域において摩耗性材料の層を含む場合があり、パネル２０のケースでは、その内側の皮膜３６の下に摩耗性材料でできた内側の層４２（図１）を含む。

ファンの上流でのさらなる音響処理を改善するために、パネル１８のハニカム構造体のセル６４は、相対的にかなりの大きさの断面を有する。パネル２０は一般に、詳細にはブレードの半径方向外側の端部が摩耗性材料の層４２を擦ることによって生成される機械的応力に対するその耐性を高めるために、パネル１８のものより小さな断面を備えたセルを有する。

図２に示されるように、各々のパネル１８、２０は、途切れることなく単一の部品から形成され、突起２６は、パネルの外側の皮膜３８に装着され、パネル１８、２０と壁１２の間に延在する環状の空間４０内に位置している。前記環状の空間４０は、１０ｍｍ程の厚さまたは半径方向の寸法を有する場合がある。

各々のパネル１８、２０は、２つの突起の環状の列を装備しており、突起２６、２８の上流の列と、突起２６’、２８’の下流の列である。各々の列の突起は、ケーシングの長手方向軸を中心に均等に分散され、対になって正反対に対向している。上流の列の突起２６、２８は、ケーシングの長手方向軸に対して下流の列の突起２６’、２８’からさらに角度的にずらされている（図２）。各々の列は、例えば１２個の突起２６、２６’、２８、２８’を含む。

パネル１８、２０によって支持される突起２６は、ほぼＬ字形を有し、各々が、パネルの外側の皮膜３８に当てられ自動ロック式のクリンプナットと係合するねじ４３によって前記皮膜に装着された長手方向の部分４２を含む（図５）。前記長手方向の部分４２は、円筒形の部分を有し、パネルの外側の形状に密接に適合する。

突起２６の一部４２は、その長手方向の端部の一端において、外向きに延びねじ３２が通過するための貫通穴を含む実質的に半径方向の部分４４に接続される。

突起２６の部分４２は、円筒形の半径方向外側の支持面４６を含み、半径方向の部分４４は半径方向の支持面４８を含む。

図５に示されるように、突起２６の部分４４は、その部分４２のものより小さい円周方向の寸法を有する。

壁１２によって支持される突起２８は各々、壁１２の半径方向の内側の面に当てられ自動ロック式のクリンプナットと係合するねじ５２によってそこに装着されたほぼ平坦な半径方向の外側部分５０と、半径方向内向きに延びており、前記突起を装着するためにねじ３２が通過するために突起２６の穴と位置合わせされる貫通穴を含む部分５４とを含む。

前記部分５４は、突起２６の半径方向の面４８上に半径方向の支持面５６を含み、突起２６の円筒形の面４６上に平坦なまたはほぼ円筒形の支持面５８を含む。

図５に示されるように、突起２８の部分５４は、その部分５０のものより小さい円周方向の寸法を有する。さらに突起２８の部分５０は、壁１２の相補的な形状の凹部６０に一部が挿入される。

先に記載したパネル１８、２０は、以下のやり方でケーシングの壁１２の内側に設置することができる。

各々のパネル１８、２０は、壁１２の上流にそこに同軸になるように配置され、その突起２６、２６’が、ケーシングのそれら２８、２８’と軸方向に位置合わせされるようにケーシングの長手方向軸を中心として角度的に位置決めされる。パネルはその後、それが壁１２の内側でつかえるまで下流方向に軸方向に並進するように移動され、その突起２６、２６’は、ケーシングのそれら２８、２８’に軸方向に当接される。

延長部を備えたラチェットレンチなどの工具がその後使用されてねじ３２を突起にねじ込むことでパネルをケーシングに固定する。この工具は、上流からパネルと壁の間に延在する環状空間４０に入るように軸方向に挿入される。

先に指摘したように、多数の装着手段２６、２８、２６’、２８’、３２を使用することを必要とするこのような実施形態は、装置の質量を増加させる。さらに、パネル１８、２０に高密度の領域６２があることもまた、質量の点で好ましくない。最終的に、設置してその後ケーシングの壁１２の内側に装着すべきパネルの数が多くなり、これは長時間で単調である。

図６から図８は、本発明に属していない一実施形態を図示する。

前記実施形態は、パネル１８、２０（セクタ化されているまたは１つの部品である）が接着フィルム６６によって壁１２の内側の面に装着される点で先に記載したものと異なっている。接着フィルム６６は、感熱性である。実際には、接着剤が第１の温度であるとき、パネル１８、２０を前記壁１２に装着するのに適しており、接着剤が第２の温度まで加熱される際、パネル１８、２０を解放するのに適している。したがってこのような接着フィルム６６によって、パネル１８、２０の分解と組み立てを容易にすることが可能である。

前記フィルム６６は、例えば炭素ベースの導線６８を備え、その両端７０、７２は、電源の端子に接続される。電線６８は、接着フィルム６６によって形成されたポリマー基材に埋め込まれる。電線６８内を電流が通過することによって、その加熱が生じる。図３に示されるように、電線６８は、コイルで配置され、フィルム６６の面全体を覆うように延びている。

通常の作動において、接着フィルム６６は、低温に曝される。この場合、フィルム６６は、パネル１８、２０を壁１２に装着するというその機能を果たす。

よってパネル１８、２０の一方が損傷し、交換する必要がある場合、接着剤を柔らかくして対応するパネル１８、２０を取り外すことを可能にするにはフィルム６６を加熱するだけで十分である。

パネルはその後音響パネルによって交換される。この場合、接着フィルムが再加熱され、音響パネルを壁１２に接着し易くする。

このような実施形態によって、ファンケーシング１０の修理がし易くなり、それにより、特に航空機の翼の下でのメンテナンスの場合などに（すなわちエンジンを取り外さずに）迅速かつ容易なパネル１８、２０の分解が可能になる。このような一実施形態はまた、工場でパネル１８、２０を設置する場合にも適用される。

先に指摘したように、パネル１８、２０に高密度の領域６２があることは質量の点で好ましくない。最終的に、設置されその後ケーシングの壁の内側に装着すべきパネルの数が大きくなり、これは比較的単調である。

上記に挙げた欠点を修正するために、本発明は、２つの環状パネル１８、２０が単一の構造ユニットを形成するタービンエンジンを提供する。

この目的のために、図９に図示される第１の実施形態では、本発明は、パネル１８の下流縁部をパネル２０の上流縁部に接着剤でつけることを提案している。対応する接着フィルムは、７４で参照されている。

先に述べたように、パネル１８のセル６４は、第２のパネル２０のセル６４より大きな断面を有する。

前記実施形態において、互いに対して接着剤でつけられるように意図されたパネル１８、２０の両縁部は高密度の領域６２を有する必要がない。パネル１８の上流縁部と、パネル２０の下流縁部のみがよって高密度の領域６２を有する。

前記実施形態においてまた、パネル１８、２０によって形成されるユニットは、１８の上流部分に位置する上流装着手段２６と、２０の下流部分に位置する下流装着手段２６’と、パネル１８、２０の間の接合領域７４に位置する中央装着手段２６’’とを備え、前記装着手段２６、２６’、２６’’によって、前記パネル１８、２０をケーシングの壁１２に装着することが可能になる。前記装着手段２６、２６’、２６’’は、例えば図１から図５を参照して記載したものと同様である。

図１０は、本発明の第２の実施形態を図示しており、そこでは単一のパネル７６がパネル１８の機能とパネル２０の機能を提供する。前記パネル７６は、図９におけるパネル１８および２０によって形成されるユニットものと同様の寸法を有する。それは先の通り、摩耗性材料の層４２を支持し、その上流および下流縁部に高密度の領域６２を備える。パネル７６は、パネル１８、２０のものと同様の構造を有するが、セル６４は、全く同じ断面を有する。当然のことながら、作動中の機械的応力がそのように要求するならば、セルの断面はパネル７６におけるその位置によって変化する場合もある。

パネル７６は、パネル７６の上流部分に位置する上流装着手段２６と、パネル７６の下流部分に位置する下流装着手段２６’とを備える。

図１１は、図９のものと同様の第３の実施形態を図示しており、パネル１８および２０は、図６から図８を参照して記載したものと同様に接着フィルム６６（図１１では示されない）を利用してケーシングの壁１２に装着される。

同様に図１２は、図１０のものと同様の第３の実施形態を図示しており、パネル７６は、図６から図８を参照して記載したものと同様に接着フィルム６６（図１２では示されない）を利用してケーシングの壁１２に装着される。

前記実施形態の各々において、ユニットの質量は、高密度の領域６２の数が減少することにより、または装着手段の数が減少することによるいずれであっても従来技術に比べて減少する。さらに単一の構造ユニットを有するということは、従来技術のパネル１８および２０と同じ機能を提供し、その組み立てと分解をし易くすることが可能である。

Claims (7)

1. ファンのブレードを囲むほぼ円筒形の壁（１２）と、前記壁（１２）の内側に半径方向に設置されており、第１のパネル（１８）はファンの上流に設置され、第２のパネル（２０）は第１のパネル（１８）の下流に位置しファンのブレードの半径方向外側の端部と反対側に位置する摩耗性材料の内側の層（４２）を支持する少なくとも２つの環状の遮音パネル（１８、２０）とを備えるファンケーシング（１０）を含む航空機のターボファンまたはターボプロップエンジンなどのタービンエンジンであって、第１のパネル（１８）の下流縁部が、例えば接着剤（７４）によって第２のパネル（２０）の上流縁部に装着されることを特徴とする、航空機のターボファンまたはターボプロップエンジンなどのタービンエンジン。
2. 各々のパネル（１８、２０）が、隣接するセル（６４）で形成されたハニカム状の環状の構造体（３４）を備え、前記環状の構造体（３４）の内面および外面は、内側の皮膜（３６）と、外側の皮膜（３８）とによってそれぞれ覆われていることを特徴とする、請求項１に記載のタービンエンジン。
3. 第１のパネル（１８）のセル（６４）が、第２のパネル（２０）のセル（６４）より大きな断面を有することを特徴とする、請求項２に記載のタービンエンジン。
4. 前記第１のパネル（１８）および／または第２のパネル（２０）の内側皮膜（３６）の少なくとも一部が、穿孔を備えることを特徴とする、請求項２または３に記載のタービンエンジン。
5. 第１のパネル（１８）の上流部分に位置する上流装着手段（２６）と、第２のパネル（２０）の下流部分に位置する下流装着手段（２６’）と、第１のパネル（１８）と第２のパネル（２０）の間の接合領域（７４）に位置する中央装着手段（２６’’）とを備え、前記装着手段 （２６、２６’、２６’’） によって前記パネル（１８、２０）のケーシングの壁（１２）への装着が可能になることを特徴とする、請求項１から４の一項に記載のタービンエンジン。
6. パネル（１８、２０、７６）が、接着フィルム（６６）を利用してケーシングの壁に装着されることを特徴とする、請求項１から５の一項に記載のタービンエンジン。
7. 接着剤が、接着剤が第１の温度であるときパネル（１８、２０、７６）を前記壁（１２）に装着するのに適しており、接着剤が第２の温度まで加熱される際パネル（１８、２０、７６）を解放するのに適している感熱性接着剤であることを特徴とする、請求項６に記載のタービンエンジン。

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