JP2017166473A - Ｖ刃ｖ溝継手の成形複合材磨耗エッジガード - Google Patents

Abstract

【課題】航空用ガスタービンエンジンのナセルのクラムシェルファンカウルをエンジンのファンケーシングにクランプ締めするカウルクランプ締め機構を提供する。【解決手段】環状成形複合材磨耗スリーブが、接着剤で溝リング６４にある環状Ｖ溝３４内に結合される。磨耗スリーブは、前方及び後方スリーブ壁を含み、スリーブ底部と前方及び後方スリーブ壁との間に、環状前方及び後方スリーブフィレットを含む。後方スリーブ壁が、環状溝リング上の環状後方テーパに準拠する後方フラップを含む。ファンケーシング２６にクラムシェルカウル２０をクランプ締めする航空用ガスタービンエンジンカウルクランプ締め機構２２が、溝リングと、接着剤で溝リングにある環状Ｖ溝内に結合されている成形複合材磨耗スリーブとを含む。環状Ｖ刃３０が、環状Ｖ刃を環状Ｖ溝内に挿入するために回転可能なクラムシェルカウル上にある。【選択図】図１

Description

本発明は、全般的に航空用ガスタービンエンジンカウルに関し、より具体的には、カウルを閉じた状態に保つのを助けるのに使用されるＶ刃およびＶ溝に関する。

航空用バイパスガスタービンエンジンは、通常、接地減速のためのスラストリバーサを使用する。スラストリバーサは、径方向に外部ナセルとエンジンコアカウルとの間に、軸方向にファンとファンノズルとの間に、ファンバイパスダクト内に配置されていてもよい。スラストリバーサの一種が、エンジンを、リバーサの長さに亘ってその外周部の周りで包んでいる。整備のために、スラストリバーサにより包まれているエンジンの部分にアクスセスするために、スラストリバーサは、エンジンが動いていない時にパイロンから枢動しかつ開くことができる２つのクラムシェル構造体として構造化されている外側カウリングの内部に配置されていてもよい。

クラムシェルは航空機パイロン上で蝶番で動き、クラムシェルの前端部は、エンジンが動作している時に２つの目的を果たす、主エンジンへの舌溝嵌合（ｔｏｎｇｕｅ−ｉｎ−ｇｒｏｏｖｅ ｆｉｔ）を有する。第１の目的は、ファンバイパスからスラストリバーサまたはファンノズルのどちらかの中へ方向付けられている流動を封止することである。第２の目的は、その前端部においてスラストリバーサの支持を与えることである。通常、クラムシェル蝶番の反対側のラッチのみが、クラムシェルの２つの半片を一緒に保持する。このラッチは、エンジン動作中、２つのクラムシェルの輪形の完全性をもたらすが、それ以外、エンジン溝（Ｖ溝と呼ばれることが多い）内のスラストリバーサの舌（Ｖ刃と呼ばれることが多い）をさらに抑制しない。舌はＶ刃と呼ばれることが多く、通常はカウル上にあり、エンジンファンケーシング上の、Ｖ溝と呼ばれることが多いエンジン溝内に嵌合する。（Ｖ刃および対応するＶ溝に類似した）ナイフエッジと嵌合用溝を組み込んでいるクランプ締め装置が、カウルを固定するかまたはクランプ締めするのに使用されてきた。

スラストリバーサのクラムシェル半片の固有の柔軟性、クラムシェル半片には２つの円周拘束点しかないことに因る剛性の欠如、および特にスラストリバーサの配備中に空気荷重（ａｅｒｏ ｌｏａｄ）と戦うことにより誘発される高振動性の環境に因り、Ｖ刃とＶ溝との間の境界面において多くの相対運動が存在することが多い。これらのＶ刃構造とＶ溝構造との間の高接触応力および相対運動が、２つの部品が互いに過剰にフレッティングしないようにするために、該２つの間の接触面に磨耗コーティングを必要とする。該フレッティングは、継手の耐荷重能力を寸法的に弱める可能性があり、かつ／またはそれを腐食によりさらに低下させる可能性がある。

この継手におけるいくつかの磨耗コーティングには、通常はＶ溝およびＶ刃の両方に適用される、Ｃｕ−Ｎｉ−ＩＮまたは硬質陽極酸化処理などのある種の金属化コーティングが含まれている。より頑強な磨耗保護が、より長い寿命およびより高い耐久性をもたらすために所望されている。

クランプ締めアセンブリ（２２）が、エポキシ接着剤または他の接着剤で、溝リング（６４）にある環状Ｖ溝（３４）内に結合されている環状成形複合材磨耗スリーブ（４０）を含む。磨耗スリーブ（４０）は、スリーブ底部（４４）から離れて前方および後方スリーブ鈍角（５０、５２）それぞれで延在している前方および後方スリーブ壁（４６、４８）を含んでいてもよく、環状前方および後方スリーブフィレット（５４、５６）は、スリーブ底部（４４）と前方および後方スリーブ壁（４６、４８）との間にあってもよい。後方スリーブ壁（４８）は、Ｖ溝（３４）を含む環状溝リング（６４）上の環状後方テーパ（６２）に準拠している後方フラップ（６０）を含んでいてもよい。

クラムシェルカウル（２０）をファンケーシング（２６）にクランプ締めする、航空用ガスタービンエンジンカウルクランプ締め機構（２２）が、ファンケーシング（２６）上の溝リング（６４）と、エポキシ接着剤または他の接着剤で、溝リング（６４）にある環状Ｖ溝（３４）内に結合されている環状成形複合材磨耗スリーブ（４０）とを含む。環状Ｖ刃（３０）が、環状Ｖ刃（３０）を環状Ｖ溝（３４）内に挿入するために回転可能であるクラムシェルコアエンジンカウル（２０）に取り付けられていてもよい。

航空用ターボファンガスタービンエンジン（１０）が、クラムシェルコアエンジンカウル（２０）に取り付けられている、リバーサ（８０）およびバイパスダクト延長部（８４）と、バイパスダクト延長部（８４）の、径方向に離間された環状内側および外側ダクト壁（９４、９６）を、エンジン（１０）の、径方向に離間された環状内側および外側ファンケーシング（１００、１０２）それぞれにクランプ締めする、径方向に離間された内側および外側カウルクランプ締め機構（９０、９２）とを含む。内側および外側カウルクランプ締め機構（９０、９２）は、内側および外側ダクト壁（９４、９６）の前端部（１１０）上の内側および外側Ｖ刃（１０６、１０８）と、内側および外側ファンケーシング（１００、１０２）それぞれの後端部（１１６）上の内側および外側溝リング（１２０、１２２）にある内側および外側Ｖ溝（１１２、１１４）とを含む。環状内側および外側成形複合材磨耗スリーブ（４０）が、エポキシ接着剤または他の接着剤で、内側および外側Ｖ溝（１１２、１１４）それぞれの中に結合されている。クラムシェルコアエンジンカウル（２０）は、内側および外側Ｖ刃（１０６、１０８）を内側および外側Ｖ溝（１１２、１１４）それぞれの中に挿入するために回転可能であってもよい。

環状Ｖ刃（３０）と溝リング（６４）にある嵌合用環状Ｖ溝（３４）との間の過剰なフレッティングを防止する方法が、環状成形複合材磨耗スリーブ（４０）を、エポキシ接着剤または他の接着剤で、溝リング（６４）にある環状Ｖ溝（３４）内にまたは嵌合可能なＶ刃（３０）上に結合するステップを含む。本方法は、磨耗スリーブ（４０）をＶ溝（３４）内に結合する前に、環状Ｖ溝（３４）のＶ溝表面（７２）から、古い腐食した可能性がある材料をグリットブラストするかまたは別途除去するステップを含んでいてもよい。本方法は、Ｖ溝表面（７２）の地金に至るまでグリットブラストし、次いで剥き出しのＶ溝表面（７２）全体を、腐食に耐性がある構造接着剤（７４）でコーティングするステップを含んでいてもよい。

本方法は、Ｖ刃（３０）とＶ溝（３４）との間の荷重伝達のための必須接触点が、剥き出しのＶ溝表面（７２）全体を構造接着剤（７４）でコーティングした後に形成されるように、環状成形複合材磨耗スリーブ（４０）を置き、該磨耗スリーブ（４０）をＶ溝（３４）の３次元外形に適合させるステップをさらに含んでいてもよい。本方法は、航空機に取り付けられているエンジンで実施されてもよい。

本発明は、好適かつ例示的な実施形態に基づいて、添付図面と併用されている以下の詳細な説明においてより詳細に記載されている。

カウルとＶ刃Ｖ溝カウルクランプ締め機構のための磨耗エッジガードとを備えた、例示的航空用ターボファンガスタービンエンジンの斜視図である。 図１の例示的航空用ターボファンガスタービンエンジンのＶ刃Ｖ溝クランプ締め機構の拡大斜視図である。 エンジンのファンケース上に、図２に示されているＶ溝を含む例示的航空用ターボファンガスタービンエンジンの横断面概略図である。 図３に示されているＶ刃とＶ溝との間に配置されている磨耗スリーブの横断面概略図である。 図４に示されている磨耗スリーブの斜視図である。 カウルに取り付けられたリバーサと、内側および外側Ｖ刃Ｖ溝カウルクランプ締め機構のための径方向内側および外側磨耗スリーブとを備えた、例示的航空用ターボファンガスタービンエンジンの横断面概略図である。 図６に示されている内側および外側Ｖ刃Ｖ溝カウルクランプ締め機構のための、径方向内側および外側磨耗スリーブの図の拡大横断面概略図である。

図１〜図３は、支持部材またはパイロン上に取り付けるための例示的航空用ガスタービンエンジン１０と、長手方向中心線軸１２を中心にガスタービンエンジン１０の部分を大まかに画定しているナセル１６とを示す。ナセル１６は、クラムシェルファンカウル１８が後に続く入口１７を含む。ナセル１６は、ファンカウル１８の後方に下流にクラムシェルコアエンジンカウル２０をさらに含み、スラストリバーサまたはバイパスダクト延長部を伴わずに図１に示されている。クラムシェルカウル２０をエンジン１０のファンケーシング２６にクランプ締めするカウルクランプ締め機構２２が、クラムシェルコアエンジンカウル２０上の環状Ｖ刃３０と、図２により詳細に示されているファンケーシング２６上の溝リング６４にある環状Ｖ溝３４とを含む。あるいは、Ｖ刃３０はファンケーシング２６上にあってもよく、溝リング６４にあるＶ溝３４はクラムシェルカウル２０上にあってもよい。溝リングはまた、非金属複合材料からできてもよい。

Ｖ刃３０およびＶ溝３４は環状であり、クラムシェルコアエンジンカウル２０が蝶番（本明細書において説明せず）を中心に回転し、カウル分野では公知であるように閉鎖した場合、Ｖ刃３０はＶ溝３４内に嵌合（ｍａｔｅ ｏｒ ｆｉｔ）する。クラムシェルカウル２０が閉鎖し、Ｖ刃３０がＶ溝３４内に受容された場合、クラムシェルカウル２０または航空機エンジンナセルに使用される他のタイプのカウルの固有の柔軟性に因り、このＶ刃Ｖ溝境界面３８において多くの相対運動が存在することが多い。クラムシェルカウル半片に２つの円周拘束点しかないことに因り、剛性の欠如が存在する。また、特にスラストリバーサの配備中に空気荷重と戦うことにより誘発される、高振動性の環境も原因である。

Ｖ溝３４とＶ刃３０との間の高接触応力および相対運動により、以前に、２つの部分が互いに過剰にフレッティングしないようにするために、Ｖ刃Ｖ溝境界面３８の接触面上にＣｕ−Ｎｉ−ＩＮまたは硬質陽極酸化処理などの金属化磨耗コーティングを採用するに至った。このフレッティングは、クランプ締め継手の耐荷重能力を寸法的に弱める可能性があり、かつ／またはそれを腐食によりさらに低下させる可能性がある。しかし、これらの金属化磨耗コーティングは、依然として、このフレッティングおよび／または腐食に対抗する適切な耐久性を有さず、エンジンの普通のライフサイクルの範囲内で何度も改装されなければならない。

Ｖ溝３４内にエポキシ接着剤または他の接着剤で結合されるかまたは別途取り付けられて、Ｖ刃Ｖ溝境界面３８をフレッティングから保護し、それを腐食から保護する磨耗材料システムとしての機能を果たしてもよい環状成形複合材磨耗スリーブ４０が、本明細書に開示され、図４および図５に示されている。磨耗スリーブ４０は先行技術のコーティングより長い寿命をもたらす。磨耗スリーブ４０は、その磨耗耐久性を危うくしないように、Ｖ刃３０上の相対する磨耗コーティングに対して犠牲的である。あるいは、また、複合磨耗スリーブは、Ｖ刃３０に結合されることが可能であると考えられ、Ｖ溝３４は金属化コーティングでコーティングされてもよい。クラムシェルコアエンジンカウル２０は、環状Ｖ刃３０を環状Ｖ溝３４内に挿入するために回転可能である。

図４〜図５に示されている成形複合材磨耗スリーブ４０は、スリーブ底部４４と、スリーブ底部４４から離れて前方および後方スリーブ鈍角５０、５２それぞれで延在している前方および後方スリーブ壁４６、４８とを有して、環状である。環状前方および後方スリーブフィレット５４、５６が、スリーブ底部４４を、前方および後方スリーブ壁４６、４８それぞれに接続している。後方スリーブ壁４８は、Ｖ溝３４を含む溝リング６４の後方テーパ６２に準拠している後方フラップ６０を含む。後方テーパ６２は、Ｖ刃３０をＶ溝３４内に据え付けるのを助ける。磨耗スリーブ４０は、図４の磨耗スリーブ４０と溝リング６４との間の結合層７０として本明細書に説明されている接着剤で、溝リング６４などの基板６３に結合されている。

磨耗スリーブ４０は、Ｋｅｖｌａｒ（登録商標）／Ｔｅｆｌｏｎ（登録商標）織布、Ｆｉｂｅｒｇｌａｓｓ／Ｔｅｆｌｏｎ（登録商標）織布、または他の耐磨耗性織布コーティングを含む複合材料であってもよい。そのような材料の例が、ＤｕＰｏｎｔ（商標）ＣＰ−０６６４、Ｋａｍａｔｉｃｓ ＫＡｒｏｎ Ｖ、Ｋｍａｔｉｃｓ Ｐ５４、およびＵｌｔｅｍ ４００１である。磨耗スリーブ４０は、公知でありかつＤｕＰｏｎｔおよびＫＡＭＡＴＩＣＳ ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮなどの会社により製造される磨耗ストリップから作製されていてもよい。ＤｕＰｏｎｔのＶｅｓｐｅｌ（登録商標）磨耗ストリップは、磨耗スリーブ４０に適した磨耗ストリップ材料を提供する。Ｖｅｓｐｅｌ（登録商標）磨耗ストリップは、シート成形繊維強化ポリアミド樹脂複合材料から作製されていてもよい。ＫＡＭＡＴＩＣＳ ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮは、繊維ガラスの一方または両方の側面に当てられるＫＡｒｏｎ Ｖライナシステムを用いた様々な厚さの繊維ガラス／エポキシ裏張りの形の、ＫＡｒｏｎ磨耗ストリップ材料として知られている磨耗ストリップ材料を作製している。ＫＡｒｏｎライナシステムは、シート形状またはストリップ形状で利用可能であり、不慮の摩擦、摺減りまたはフレッティングを含む問題領域での用途に関して公知である。

磨耗スリーブ４０は、新しい製造の間にまたは修理もしくは分解修理工程時に、溝リング６４などの基板６３に結合されてもよい。溝リング６４の修理または改装に適した１つの例示的方法が、Ｖ溝表面７２から、古い腐食した可能性がある材料をグリットブラストするかまたは別途除去するステップを含む。基板６３は、Ｖ溝表面７２の地金に至るまでグリットブラストされ、次いで、剥き出しのＶ溝表面７２全体が、腐食に耐性がある構造接着剤７４でコーティングされる。次に、成形磨耗スリーブ４０は接着剤７４上に置かれ、該成形磨耗スリーブは、Ｖ刃３０とＶ溝３４との間の荷重伝達のための必須接触点をそれらが形成するような方法で、Ｖ溝３４の３次元（３Ｄ）外形に適合する。接着剤は、Ｖ刃３０がＶ溝３４に伝達する圧縮荷重および剪断荷重に対して耐久性があるべきである。

適切な接着剤が、液体、ペーストまたはフィルム中のエポキシ、または室温もしくは高温で硬化しかつＶ溝／刃荷重および腐食環境に耐えるために磨耗スリーブを定位置に十分に結合する他の接着剤タイプを含む。そのような接着剤の例が、Ｈｙｓｏｌ（登録商標）ＥＡ９３９４、Ｈｙｓｏｌ（登録商標）ＥＡ９３９６、３Ｍ（商標）ＡＦ３９０１フィルム接着剤、３Ｍ（商標）ＡＦ１６３フィルム接着剤、ＰＴＶ／シリコーンゴム接着剤、Ｈｙｓｏｌ（登録商標）９３０９、Ｈｙｓｏｌ（登録商標）ＥＡ９４６０、３Ｍ（商標）Ｓｃｏｔｃｈｗｅｌｄ（商標）４６０、およびＡｒａｌｄｉｔｅ（登録商標）２０１１を含む。修理または改装方法は、例えば翼上または航空機の胴体上など、航空機に依然として取り付けられているエンジンに関して行われてもよい。

図６および図７は、クラムシェルコアエンジンカウル２０に取り付けられている、カウルに取り付けられたリバーサ８０とバイパスダクト延長部８４とを備えた、例示的航空用ターボファンガスタービンエンジン１０を示す。径方向に離間された内側および外側カウルクランプ締め機構９０、９２が、バイパスダクト延長部８４の、径方向に離間された環状内側および外側ダクト壁９４、９６を、エンジン１０の、径方向に離間された環状内側および外側ファンケーシング１００、１０２それぞれにクランプ締めする。内側および外側カウルクランプ締め機構９０、９２は、内側および外側ダクト壁９４、９６の前端部１１０上の内側および外側Ｖ刃１０６、１０８と、エンジン１０の内側および外側ファンケーシング１００、１０２それぞれの後端部１１６上の内側および外側溝リング１２０、１２２にある内側および外側Ｖ溝１１２、１１４とを含む。

図４および図５に示されておりかつ前段で記載されている成形複合材磨耗スリーブ４０が、内側および外側Ｖ溝１１２、１１４内に結合されてもよい。成形複合材磨耗スリーブ４０は、Ｖ溝内にエポキシ接着剤もしくは他の接着剤で結合されているかまたは別途取り付けられており、Ｖ刃Ｖ溝境界面３８をフレッティングから保護する磨耗材料システムとしての機能を果たす。溝リング６４はファンケーシング２６に取り付けられており、その両方が金属で作製されていてもよいかまたはそれらがどちらも複合材料製であってもよい。Ｖ刃３０、およびＶ溝３４を含む溝リング６４は、織り複合マトリクス材で作製されたものなどの複合材料から作製されていてもよい。

好適と考えられるものおよび本発明の例示的実施形態を本明細書に記載したが、本発明の他の修正形態が、本明細書の教示から当業者に明らかであるはずであり、したがって、全てのそのような修正形態が、添付の特許請求の範囲において、本発明の真の精神および範囲内に入ると保証されることが望まれる。

したがって、アメリ合衆国の特許証により保証されることを望まれるものが、以下の特許請求の範囲において定められ、差別化される本発明である。

１０ ガスタービンエンジン
１２ 長手方向中心線軸
１６ ナセル
１７ 入口
１８ クラムシェルファンカウル
２０ クラムシェルカウル／クラムシェルコアエンジンカウル
２２ クランプ締めアセンブリ／カウルクランプ締め機構
２６ ファンケーシング
３０ Ｖ刃
３４ Ｖ溝
３８ Ｖ刃Ｖ溝境界面
４０ 磨耗スリーブ
４４ スリーブ底部
４６ 前方スリーブ壁
４８ 後方スリーブ壁
５０ 前方スリーブ鈍角
５２ 後方スリーブ鈍角
５４ 前方スリーブフィレット
５６ 後方スリーブフィレット
６０ 後方フラップ
６２ 後方テーパ
６３ 基板
６４ 溝リング
７０ 結合層
７２ Ｖ溝表面
７４ 構造接着剤
８０ リバーサ
８４ バイパスダクト延長部
９０ 内側カウルクランプ締め機構
９２ 外側カウルクランプ締め機構
９４ 内側ダクト壁
９６ 外側ダクト壁
１００ 内側ファンケーシング
１０２ 外側ファンケーシング
１０６ 内側Ｖ刃
１０８ 外側Ｖ刃
１１０ 前端部
１１２ 内側Ｖ溝
１１４ 外側Ｖ溝
１１６ 後端部
１２０ 内側溝リング
１２２ 外側溝リング

Claims (10)

1. エポキシ接着剤または他の接着剤で、溝リング（６４）にある環状Ｖ溝（３４）内に結合されている環状成形複合材磨耗スリーブ（４０）を含むクランプ締めアセンブリ（２２）。
2. スリーブ底部（４４）から離れて前方および後方スリーブ鈍角（５０、５２）それぞれで延在している前方および後方スリーブ壁（４６、４８）を含む前記磨耗スリーブ（４０）をさらに含む、請求項１記載のアセンブリ（２２）。
3. 前記スリーブ底部（４４）と前記前方および後方スリーブ壁（４６、４８）との間に、環状前方および後方スリーブフィレット（５４、５６）をさらに含む、請求項２記載のアセンブリ（２２）。
4. 前記Ｖ溝（３４）を含む前記環状溝リング（６４）上の環状後方テーパ（６２）に準拠している後方フラップ（６０）を含む前記後方スリーブ壁（４８）をさらに含む、請求項３記載のアセンブリ（２２）。
5. クラムシェルカウル（２０）をファンケーシング（２６）にクランプ締めする航空用ガスタービンエンジンカウルクランプ締め機構（２２）であって、前記ファンケーシング（２６）上の溝リング（６４）と、エポキシ接着剤または他の接着剤で、前記溝リング（６４）にある環状Ｖ溝（３４）内に結合されている環状成形複合材磨耗スリーブ（４０）とを含む、航空用ガスタービンエンジンカウルクランプ締め機構（２２）。
6. 前記クラムシェルコアエンジンカウル（２０）上の環状Ｖ刃（３０）と、前記環状Ｖ刃（３０）を前記環状Ｖ溝（３４）内に挿入するために回転可能である前記クラムシェルカウル（２０）とをさらに含む、請求項５記載の機構（２２）。
7. 航空用ターボファンガスタービンエンジン（１０）であって、
   クラムシェルコアエンジンカウル（２０）に取り付けられている、リバーサ（８０）およびバイパスダクト延長部（８４）と、
   前記バイパスダクト延長部（８４）の、径方向に離間された環状内側および外側ダクト壁（９４、９６）を、前記エンジン（１０）の、径方向に離間された環状内側および外側ファンケーシング（１００、１０２）それぞれにクランプ締めする、径方向に離間された内側および外側カウルクランプ締め機構（９０、９２）と、
   ここで、前記内側および外側カウルクランプ締め機構（９０、９２）は、前記内側および外側ダクト壁（９４、９６）の前端部（１１０）上の内側および外側Ｖ刃（１０６、１０８）と、前記内側および外側ファンケーシング（１００、１０２）それぞれの後端部（１１６）上の内側および外側溝リング（１２０、１２２）にある内側および外側Ｖ溝（１１２、１１４）とを含み、
   エポキシ接着剤または他の接着剤で、前記内側および外側Ｖ溝（１１２、１１４）それぞれの中に結合されている環状内側および外側成形複合材磨耗スリーブ（４０）と
   を含む、航空用ターボファンガスタービンエンジン（１０）。
8. スリーブ底部（４４）から離れて前方および後方スリーブ鈍角（５０、５２）それぞれで延在している前方および後方スリーブ壁（４６、４８）を含む前記内側および外側磨耗スリーブ（４０）の各々と、
   前記スリーブ底部（４４）と前記前方および後方スリーブ壁（４６、４８）との間にある環状前方および後方スリーブフィレット（５４、５６）と、
   ここで、前記後方スリーブ壁（４８）は、前記内側および外側Ｖ溝（１１２、１１４）それぞれを含む前記内側および外側溝リング（１２０、１２２）の各々の環状後方テーパ（６２）に準拠している後方フラップ（６０）を含み、
   ここで、前記クラムシェルコアエンジンカウル（２０）は、前記内側および外側Ｖ刃（１０６、１０８）を、前記内側および外側Ｖ溝（１１２、１１４）それぞれの中に挿入するために回転可能である、
   をさらに含む、請求項７記載のエンジン（１０）。
9. 環状Ｖ刃（３０）と溝リング（６４）にある嵌合用環状Ｖ溝（３４）との間の過剰なフレッティングを防止する方法であって、環状成形複合材磨耗スリーブ（４０）を、エポキシ接着剤または他の接着剤で、溝リング（６４）にある前記環状Ｖ溝（３４）内にまたは嵌合可能なＶ刃（３０）上に結合するステップを含む、方法。
10. 前記磨耗スリーブ（４０）を前記Ｖ溝（３４）内に結合する前に、前記環状Ｖ溝（３４）のＶ溝表面（７２）から、古い腐食した可能性がある材料をグリットブラストするかまたは別途除去するステップ、
    ここで、グリットブラストする前記ステップは、前記Ｖ溝表面（７２）の地金に至るまでグリットブラストし、次いで前記剥き出しのＶ溝表面（７２）全体を、腐食に耐性がある構造接着剤（７４）でコーティングするステップを含む、
    をさらに含む、請求項９記載の方法。