JP2544087B2 - ガスタ―ビンエンジン用の熱シ―ルド及び支持構造アセンブリ、並びにガスタ―ビンエンジン排気ノズル用のダイバ―ジェント・シ―ル - Google Patents
ガスタ―ビンエンジン用の熱シ―ルド及び支持構造アセンブリ、並びにガスタ―ビンエンジン排気ノズル用のダイバ―ジェント・シ―ルInfo
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Description
ンジン・ノズルに関し、特に、このようなノズルのダイ
バージェント・シール用の取り外し可能なベース板(プ
レート)に関する。
を排気ノズルから噴出することにより反動スラストを生
成する。空気をエンジンに取り込み、圧縮機セクション
で圧縮し、燃料を圧縮空気に添加し、少なくともその一
部を燃焼器セクションで燃焼させ、次いで高熱ガスをタ
ービンセクションで膨張させる。生成されたエネルギの
一部を抽出して、圧縮機セクションを駆動する。しばし
ば、特に軍用エンジンの場合には、タービン流出ガスを
追加の燃料と混合し、アフタ・バーナで2度目の燃焼を
行い、その後、排気ノズルで膨張させ、これにより、ガ
ス流に残っている使用可能なエネルギを高速流れに転換
して、推進パワー用のスラストを生成する。エンジンが
発現するスラストは、数百ポンドから数千ポンドまでに
及ぶ。
は、コンバージェント・ノズルを有している高圧収束
(コンバージング)−発散(ダイバージング)排気ノズ
ルが使用されており、このコンバージェント・ノズル
は、フラップとシールとを排気セクションの周りに円周
方向に交互に装着した構成である。ノズルのこのコンバ
ージェント部は代表的には、排気ガスが流れる断面積を
調節自在に減少させることができ、その後端に可変面積
ノズルスロートを形成している。対応するダイバージェ
ント・ノズルのフラップとシールとが、コンバージェン
ト・ノズルフラップのすぐ後ろに同様な態様で装着され
ており、そこにヒンジ装着されている。本発明の適用対
象の1つに、最新の軸対称なベクタリング・ノズル(ax
isymmetric vectoring nozzle (AVEN(商標)ノズ
ル))がある。このノズルでは、コンバージェント・フ
ラップとダイバージェント・フラップとが、ノズルの排
気流及びスラストの方向を変換するように、玉継手等の
ユニバーサル継手で連結されている。その詳細について
は、本出願人に譲渡されたHauerの米国特許番号第
4994660号「軸対称なベクタリング排気ノズル」
を参照されたい。
が流れる出口面積を増加させる。ノズル形状は、アイド
ル速度及び巡航速度で燃料効率が最高になるように設定
されている。しかしながら、最大スラストが必要とされ
る離陸時及び飛行中の加速時には、ノズルをそれらに応
じて調節して、収束−発散ガス流通路をもたらすように
する。スロート及び出口の流れ通路面積の寸法を変え
て、航空機がルーチン運転で経験する種々の飛行速度及
び高度での流れ及び膨張要件に適合させている。
形であって、幅が約3インチ〜6インチである。フラッ
プは、枢軸点の周りで枢動して、エンジンの長さ方向に
延在している中心線に対して近付いたり離れたりするよ
うに装着されている。各組のフラップは移動時に、ファ
ン(扇)状に広がっている。シールは、フラップと同様
の構成であって、代表的には、隣接しているノズルフラ
ップの間に配置されている。シールは、フラップに対し
て横方向に且つフラップの間で移動するように装着され
ており、フラップと共にガス流を所望の態様で導く概し
て連続な内面を形成している。すべての排気フラップ
は、フラップ及びシールの裏側で種々のセンタリング及
び保持装置に作動連結されており、ノズルのスロート対
出口面積比を制御するために用いられている、又、AV
EN(商標)ノズルの場合には、ノズルのスラストを方
向転換するために用いられている作動(アクチュエイテ
ィング)装置に応答して、同時に一緒に動くようになっ
ている。
要素を溶接した分離不能なアセンブリである。フラップ
又はシールの概して長方形の底部又は表側は、内向きで
あり、このため、温度が約1200°Cにも及ぶことの
あるエンジンの高熱排気ガスに直接さらされる。フラッ
プ又はシールの裏側も、表側よりは著しく低いが、例え
ば約400°Cまでの高い温度を受ける。使用中にフラ
ップが経験する極端な過渡及び定常状態温度サイクルに
より、底部には大きな熱応力が生じ、最終的に亀裂が生
じる。シール又はフラップの表側がこのような高温にさ
らされることにより生じる熱応力のため、表側は反り、
構造的に劣化するので、ノズルシール又はフラップを定
期的に交換する必要がある。痛んだハードウェアの交換
は、経費のかかる停止時間と交換部品とを伴う。完全な
フラップ又はシールをその連結部材や取り付け点から取
り外し、交換部品を装着しなければならないからであ
る。
人に譲渡された、本発明者の米国特許番号第50003
86号「排気フラップ」に開示されている。ガスタービ
ンエンジン内に装着する排気フラップは、細長いフレー
ムと、このフレームに着脱自在に装着されており、表側
を画定しているベース板と、保持(リテイナ)手段とを
備えている。ベース板の寸法は、ベース板がフレームに
取り付けられた長さ方向に延在している受け入れチャン
ネル又はスロットに滑り込み、フラップの底部を実質的
に覆い、剛固な底面、即ち表側を形成するのに十分な寸
法である。フレームに取り付けられている軸線方向リテ
イナ手段は、ベース板を所定位置にしっかり保持してい
るが、フレームから簡単に取り外すことができ、ベース
板をフレームのチャンネルから滑り出させることによ
り、ベース板を交換することができる。損傷したフラッ
プを交換するのにかかるメインテナンス時間及び費用
は、損傷がベース板に限定されていれば、著しく軽減さ
れる。フラップのベース板は、排気フラップをエンジン
に装着した状態で、単にリテイナ手段を取り外し、損傷
したベース板を取り外し、このベース板を新しいベース
板と取り替えることにより、簡単に交換することができ
る。エンジンからフラップ全体を完全に分解する事態は
回避される。
プの他の特徴及び利点は、フレームが、ベース板が浮遊
するのを許容し、ベース板の熱膨張を主フラップ構造
(しばしばバックボーンと称される)の構造的制約から
隔離することである。しかしながら、このような設計
は、シールと併用するように改変することが容易ではな
い。フラップベース板の高温暴露は、フラップベース板
の長さ方向に延在している側端までは及ばない。ベース
板はシールで遮蔽されているからである。一方、シール
側端は高温にさらされる。シールベース板の長さ方向に
延在している側端の間の幅方向膨張及び熱膨張によるベ
ース板の湾曲は、長さ方向に延在している従来設計のチ
ャンネル又はスロットによって抑制される。
しに、容易に取り外すことのできる熱的に隔離された又
は浮遊型ベース板を有しているシール設計の必要性が実
証されたことに伴って、本発明者は、従来用いられてい
たものよりも改良された、航空機ガスタービンエンジン
ノズルに用いる排気シールアセンブリを開発した。この
シールアセンブリは、有効寿命を伸ばすと共に、ベース
板の交換が必要な時のメインテナンス時間を短縮する。
ールド及び支持構造のアセンブリにおいては、支持構造
をエンジン内に装着したまま、熱シールドを取り外すこ
とができる。本発明の一実施例では、熱シールドは排気
ノズル・ダイバージェント・シールのベース板の形態を
採っているが、本発明は、他の熱シールド及びシールド
・サポート(支持)にも適用することができ、例えばベ
ース板の交換中にエンジン内に装着したままにとどめる
ことができる支持構造を有している排気ノズル・コンバ
ージェント・フラップ又はシールにも適用することがで
きる。
スタービンエンジンの排気ノズルにおけるフラップ及び
シールに用いるための取り外し可能なベース板及び支持
構造のアセンブリを提供する。このアセンブリは、使用
寿命が長く、交換が容易である。本発明のベース板及び
支持構造アセンブリは、コンバージェント及びダイバー
ジェント・フラップと、コンバージェント及びダイバー
ジェント・シールとを含んでいる。ベース板及び支持構
造アセンブリは、ダイバージェント・シールに特に有用
であると共に、取り外し可能なベース板を有している。
ベース板には、その裏側に少なくとも1つ、好ましくは
2つのフックが設けられている。フックは、軸線方向に
向いている開口を有しており、開口は、好ましくは前向
き方向に開口している。フックは、支持構造のフレーム
上の幅方向に延在している表面と係合するように作動可
能である。
おり、フレームに関して半径方向に弾性的な荷重をベー
ス板に加えて、機械的振動及びフラッタを抑制すると共
に減衰させる。一実施例では、ベース板は板金から構成
されており、減衰手段は、幅方向に延在しているアーム
の形態を成している。アームは、半径方向内方へバイア
スされていると共に、ベース板の裏側に係合して湾曲状
態に維持するように作動可能である。ベース板には、そ
の表側、即ち高熱の排気流に面している側に熱バリヤセ
ラミック被膜が設けられていてもよい。
ための軸線方向保持手段が設けられている。一実施例で
は、ラグがベース板の裏側から半径方向外方へ延在して
おり、フレーム上のクレビスに係合している。ボルト又
は他の締め付け手段が、ベース板をフレームに軸線方向
に保持するように、ラグ及びクレビスの合致した開口に
挿通して設けられている。
ン排気ノズル内に装着したままで、熱シールドを支持構
造から簡単に取り外し、交換できることである。本発明
の取り外し可能なベース板及び支持構造アセンブリで
は、ベース板における軸線方向及び円周方向の熱膨張が
拘束されないので、温度により誘起される応力が軽減す
るせいで、ベース板の使用寿命が長くなる。更に、エン
ジンを航空機に装着したままで損傷したベース板を簡単
に取り外し、交換することができるので、メインテナン
ス費用及び航空機休止時間が著しく減少し、このことは
現場では特に大きな利点となる。
設計では、通常の設計よりも高い運転温度をとることが
でき、従って、ノズル効率が高まり、エンジンスラスト
及びパワーレベルが高まる。設計が簡単なことから、よ
り耐熱性の材料、例えば金属に比べて相対的に脆い、セ
ラミック母材(マトリクス)複合材料又はその他の耐熱
性非金属材料をベース板に用いることが可能になる。耐
熱性セラミック母材複合材料を用いることにより、従来
の設計に比べて重量の軽減を図ることができる。
点を一層明瞭にするために、以下に本発明を図面に示す
実施例を参照しながら具体的に説明する。
例として、取り外し可能なベース板及び支持構造を示
す。即ち、ベース板(プレート)が、ガスタービンエン
ジンの排気ノズルにおいてダイバージェント・シールの
形態を成して取り外し自在に支持構造に装着されてい
る。本発明は、排気ノズルのコンバージェント(収束
形)及びダイバージェント(発散形)フラップ、並びに
コンバージェント・シールにも適用できるが、これらに
限定されるものではない。具体的に説明する目的上、ダ
イバージェント・シールを図面に示して、以下に詳しく
説明するが、前述したように本発明は、このような設計
に特に有効だからである。
セクションの後方部を示す。この後方部は、エンジンの
中心線16を取り囲んでいる環状ケーシング12と、ケ
ーシング12の半径方向内側の環状アフタバーナ・ライ
ナ14とを有している。軸対称なコンバージェント/ダ
イバージェント・ノズル18が、アフタバーナ・ライナ
14の後方のケーシング12の後端に配設されており、
ノズル18は、前述したHauerの特許に開示された
AVEN(商標)ノズルに見られるような、可変スロー
ト及び出口面積型のノズルである。コンバージェント・
シール20がダイバージェント・シール22と概して摺
動自在なシール係合関係にあり、これら両シールは、ノ
ズル18のスロート19の周りで互いに枢動するように
作動可能である。ダイバージェント・シール22は主と
して、円周方向に隣接しているフラップ(図示していな
い)によって支持されている。シール装着構造について
は、前述したHauerの特許、及び本出願人に譲渡さ
れたW.C.Lippmeierの米国特許番号第50
76496号「排気ノズルフラップシール」にもっと詳
しく説明されている。各ダイバージェント・シール22
は、長さ方向に延在している支持構造24を含んでお
り、支持構造24には、取り外し可能なベース板26が
装着されている。ベース板26は、摺動可能な態様で装
着されており、浮き(フローティング)装着手段30に
よって半径方向に固定されていると共に、軸線方向保持
手段32によって軸線方向に固定されている。
コンバージェント・シール20と摺動可能な密封係合関
係にて詳しく示す。支持構造24はフレーム36を含ん
でいる。摺動可能な態様で装着されており、浮き装着手
段30によって半径方向に固定されている取り外し可能
なベース板26が、フレーム36に装着されている。浮
き装着手段30は、図3に詳しく示すように、複数のフ
ック40、好ましくは図示のように2つのフック40を
有していると共に、ベース板26の裏側42に配設され
ている。フック40は、軸線方向に向いている開口44
を有しており、開口44は、好ましくは矢印Fで示すよ
うに前向き方向に開口している。フレーム36が画定し
ているチャンネル50内で、フック40は、チャンネル
50を幅方向に横断していると共にフレーム36に取り
付けられているピン52に係合するまで摺動可能であ
る。フレーム36はピン52を含めて、鋳造した一体の
部品であることが好ましく、ピン52は、断面が長方形
のものとして示してあるが、円筒形等、他の適当な形状
としてもよい。
向保持手段32によってフレーム36に軸線方向に固定
されており、フック40がピン52から軸線方向に外れ
るのを防止する。ここに例示した保持手段32は、ベー
ス板26の裏側42から半径方向に延在しているラグ6
0を含んでいる。ラグ60は、第1の開口62を有して
いると共に、クレビス64内に同延配設されている。ク
レビス64は、第2の開口66を有している2つのアー
ム65を有している。ベース板26が装着位置にあると
きに、第1の開口62と第2の開口66とは合致してお
り、そこにボルト70を通し、ナット72で固定する。
金属で形成することができ、又はベース板26は他の金
属又は耐熱性非金属材料から形成されていてもよい。例
えば、被覆若しくは非被覆炭素−炭素、又はセラミック
母材複合材料を用いてベース板を製造することができ
る。このような材料は、市販されており、耐熱性が良好
である。しかしながら、これらの材料は、成形や接合が
困難であり、他の制約もあるので、本支持構造のような
ノズル部品に適当ではない。シールが2部材型であるこ
とと、ベース板が本発明の支持構造アセンブリに対して
浮いていることとから、それぞれの部品をその部品の性
能要件に最適な材料から形成することが可能である。本
発明の排気フラップから得られる二次的な効果として、
「低視認性」材料(レーダによる探知を回避するために
レーダ波を吸収することのできる公知の材料)及び少し
脆い耐熱性材料で取り外し可能なベース板を作製又は被
覆することができる。
に、減衰手段を含んでいる。減衰手段は、横方向に延在
していると共に幾分半径方向内方に向けられている減衰
アーム76が、フレーム36から横方向に片持支持され
ているものとして示されている。減衰アーム76は、振
動を減衰すると共にフラッタを制御するために、エンジ
ン運転中にベース板26上に半径方向内向きの圧力を維
持するように構成されている。
ンジンの排気ノズルセクションに配置されたときに、ア
クセス(接近)可能である。具体的には、ボルト70
と、ナット72とから成っている締め付け手段を簡単に
取り外す。この結果、ベース板26を矢印Aで示す後向
き方向へ滑らせることができ、フック40がフレーム3
6のピン52、従って支持構造24から完全に外れるま
で、ベース板26を滑らせる。交換用ベース板は、フッ
ク40をチャンネル50内に入れた状態で、その交換用
ベース板を前向き方向Fに滑らせることにより簡単に装
填できる。具体的には、フック40は、ピン52に係合
し、ピン52によって固定されており、又、クレビスア
ーム65の第2の開口60がベース板26のラグ60の
第1の開口62と合致するまで、ベース板を方向Fに滑
らせる。両方の開口を合致させることは、ベース板26
を支持構造24のピン52、フレーム36及び減衰アー
ム76に対して適切に位置決めする整合手段となる。適
切な位置決めは、熱の関与する設計を考慮する上で重要
な長所である。次にボルト70を第2の開口66及び第
1の開口62に挿入し、ナット72をボルト70にねじ
込み、保持手段32を所定位置に固定する。分解及び組
み立てはすべて、エンジンを航空機内の所定位置に完全
に設置した状態で行うことができ、こうして、極めて望
ましい作業上の機能が得られる。
バージェント・シール20に取り付けられておらず、シ
ールの支持は、後部ハンガ80及び前部ハンガ82によ
って示されるように、隣接しているダイバージェント・
フラップ(図示していない)に相互連結されている通常
のハンガによって行われている。AVENノズルには、
前述したHauerの特許に開示されたものと同様の機
能の、より適合型のハンガ又は保持手段を用いることが
有利である。
を参照しながら具体的に説明したので、当業者に明らか
である。排気ノズルにおけるベース板、特にシールのベ
ース板は、最も過酷な高温暴露を受け、フラップ及びシ
ールの他の部品のいずれよりも前に損傷しがちである。
本発明によれば、どのベース板でも損傷したら、その損
傷したベース板を簡単に交換することができる。ノズル
フラップ又はシール全体を取り外す必要はなく、その代
わりに、締め付け手段を取り外し、損傷したベース板を
外し、新しいベース板を装填する。種々のフラップ及び
シール連結部材、並びに装着用取り付け部を外す必要は
ない。このことは、この時間を節約する特徴からメイン
テナンス費用を大幅に節減できることを意味する。
ことにより、比較的脆い耐熱性セラミック、その他の非
金属材料を使用することができ、このことにより、高ス
ラスト・レベルのノズル、及びより高温で、従って、よ
り高効率で作動するノズルを用いることができる。セラ
ミック繊維を酸素阻止炭素母材又はセラミック母材複合
材料に埋設した被覆ベース板の好ましい例では、これら
の材料はいずれも、耐熱性が通常用いられる金属合金よ
りも優れているので、シールの有効寿命が更に長くな
る。又、このような好適なベース板を用いることによ
り、潜在的なエンジンの膨張も許容される。
ント/ダイバージェント・ノズルシールは、本発明の好
適な実施例である。当業者であれば、自明な範囲の種々
の変更及び改変を加えることができる。当業者に自明の
ように、フック手段を支持構造に設け、フック係合要素
をベース板に設ける変更を行うことができる。本発明
は、コンバージェント及びダイバージェント・ノズルフ
ラップと、コンバージェント及びダイバージェント・ノ
ズルシールとを含んでいるあらゆる排気構成要素に適用
できることが理解できるはずである。特許請求の範囲
は、これらの変更例や改変例すべてを包含するものであ
る。ント・ノズルフラップと、コンバージェント及びダ
イバージェント・ノズルシールとを含んでいるあらゆる
排気構成要素に適用できることが理解できるはずであ
る。特許請求の範囲は、これらの変更例や改変例すべて
を包含するものである。
構造を有している排気ノズルが設けられている航空機ガ
スタービンエンジンの後端の一部を示す線図的断面図で
ある。
り外し可能なベース板及び支持構造の斜視図である。
図であって、取り付け手段を詳細に示す図である。
Claims (6)
- 【請求項1】 中心線を有するガスタービンエンジン排
気ノズル用のダイバージェント・シールであって、前記ガスタービンの中心線と同じ方向である 長さ方向に
延在している取り外し可能なベース板と、 該ベース板を前記排気ノズル内に支持する支持構造と、 前記ベース板及び前記支持構造の一方に装着されてお
り、長さ方向前方に向いた方向に開口している少なくと
も1つのフックを含んでいるフック手段と、 前記ベース板及び前記支持構造の他方に、前記ベース板
に関して幅方向に装着されているフック係合要素とを備
えており、 前記ベース板及び前記支持構造は、前記フック係合要素
と軸方向摺動係合関係にある前記フックにより、互いに
取り外し可能に装着されているガスタービンエンジン排
気ノズル用のダイバージェント・シール。 - 【請求項2】 前記フックは、前記ベース板に装着され
ており、前記フック係合要素は、前記支持構造に装着さ
れている請求項1に記載のダイバージェント・シール。 - 【請求項3】 前記支持構造は、長さ方向に延在してい
るフレームを含んでおり、該フレームは、その中心を貫
通しているチャンネルを有しており、 前記フック係合要素は、前記チャンネルを幅方向に横切
って前記フレームに装着されている請求項2に記載のダ
イバージェント・シール。 - 【請求項4】 前記支持構造は、機械的振動及びフラッ
タを抑制すると共に減衰するように、前記支持構造に関
して半径方向に予備荷重を前記ベース板に加える減衰手
段を含んでいる請求項1に記載のダイバージェント・シ
ール。 - 【請求項5】 前記支持構造は、軸線方向保持手段を含
んでおり、 該手段は、 前記ベース板の半径方向外側から上向きに、前記フレー
ム上のクレビスの少なくとも2つのアームの間に延在し
ていると共に、第1の開口を有しているラグであって、
前記少なくとも2つのアームは、前記第1の開口と位置
合わせ可能な第2の開口を有している、ラグと、 前記第1及び第2の開口に挿通して設けられていると共
にナットにより固定されているボルトを含んでいる締め
付け手段とを含んでいる請求項1に記載のダイバージェ
ント・シール。 - 【請求項6】 前記ベース板は、金属合金及び非金属材
料のいずれかと被膜とからなる熱シールドである請求項
1に記載のダイバージェント・シール。
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