JP4044527B2 - 航空機のタービンエンジン - Google Patents

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Description

本発明は、各ベアリングサポート部(ベアリング支持部)と航空機のタービンエンジンサポート構造部(タービンエンジン支持構造部)との間のジョイントつまりインターフェース上での応力集中をなくし、あるいは著しく低減し、且つジョイントつまりインターフェースにおける剛性を改善する、航空機のタービンエンジンのベアリングサポート部に関するものである。
航空機のタービンエンジンのベアリングサポートシステムは、フロントベアリングおよびリアベアリングと、これらフロントベアリングおよびリアベアリングを航空機のタービンエンジンサポート構造部に確実に取り付けるための第1および第2のベアリングサポート構造部を備えている。第1のベアリングサポート部は一般的には航空機のタービンエンジンサポート構造部にボルト締めされており、また第2のベアリングサポート部は第1のベアリングサポート部に連結されている。米国特許第6,428,269号にはこの種のシステムが閉めさせれている。ボルト締めされたジョイントつまりインターフェースは、望ましくない高応力集中を生み出し、そのユニットの強度を低減させる。
上記の問題点を解消し、各ベアリングサポート部と航空機のタービンエンジンサポート構造部との間のジョイントつまりインターフェース上の高応力集中をなくす、あるいは著しく低減ないし軽減させるタービンエンジンのベアリングサポート部を提供することが大いに望まれており、また本発明はそのようなベアリングサポート部を提供することを目的とする。
本発明の別の目的は、剛性および強度が改善されたタービンエンジンのベアリングサポート部を提供することにある。
本発明の他の目的および利点は以下の説明から明らかとなる。
本発明によれば、上述の目的や利点が容易に達成できることが知得された。
本発明は、平衡(バランスないし均衡)のとれたエンジン運転時において回転軸を中心として回転するシャフトを有するロータを備えた航空機のタービンエンジンと、この回転用のシャフトを支持するためのフロントベアリングおよびベアリングサポート構造部とを有し、このベアリングサポート構造部は航空機のタービンエンジンサポート構造部にフロントベアリングを確実ないし固定的に取り付けるためのフロントベアリングサポート部およびベアリングストラット部(ベアリング支柱部)を含み、このベアリングストラット部はタービンエンジンサポート構造部と一体化しており、および望ましくはベアリングストラット部と航空機のタービンエンジンサポート構造部との間のジョイントつまりインターフェースは一体構造物である。望ましくは、フロントベアリングサポート部はベアリングストラット部と一体化しており、フロントベアリングサポート部とベアリングストラット部は一体化したユニット(構成部分ないし構造部材)であり好ましくは航空機のタービンエンジンサポート構造部を備えた一体構造物である。更に望ましくは、フロントベアリングサポート部はフロントベアリング部とベアリングストラット部との間に延在しており、これにより、一体化したジョイントつまりインターフェースが、フロントベアリングサポート部と、ベアリングストラットおよび航空機のタービンエンジンサポート構造部との間に提供される。
本発明の更なる特徴は以下の説明にて明らかにされる。
以下に本発明を、従来技術のベアリングサポートシステムを示した図1と共に、それ自体は周知である航空機のタービンエンジンを参照しつつ説明する。
図1を参照して、航空機のタービンエンジン10のファンステージ(ファン段)は、幾何学的な回転軸Rを中心として回転するファンロータシャフト12を有するファンステージを含んでいる。この公知のファンステージは、ロータシャフト12の外周に規則的ないし均等に配分された複数のファンブレードを含んでいる。
ロータシャフト12は、幾何学的な回転軸Rを中心としてシャフトが通常の回転を行う間において、ベアリングサポートシステム14上でガイドないし案内される。このベアリングサポートシステム14は、フロントベアリング部16およびリアベアリング部(図示せず)と、フロントベアリング部16をエンジンサポート構造部22に取り付けるためにベアリングサポートストラット部20に連結されたフロントベアリングサポート部18とを含んでいる。リアベアリング部もまたベアリングサポートシステムに連結されており、フロントベアリング部はエンジンサポート構造部とリアベアリングとの間に位置決めされている。
図1において、フロントベアリングサポート部18はジョイント部24においてベアリングストラット部20に連結されており、ジョイント部24はストラット20部とエンジンサポート構造部22との間のジョイント26から離れて設けられている。
しかしながら、図1から明らかなように、ベアリングサポートシステムはインターフェース部26においてボルト締め28によってエンジンサポート構造部に連結されている。これがベアリングサポートストラット部とエンジンサポート構造部との間のジョイントつまりインターフェース上に高い応力集中をもたらす結果を招き、ジョイントの剛性を低減させ、その強度を低下させる。またこのボルト締めの際には、ひずみを最小限に抑えつつ局所的な高負荷に抵抗するために大きなフランジおよび大きなボルトが必要となる。
図2に示された本発明の航空機の支持構造によれば、航空機のタービンエンジン100のファンステージが提供されている。このファンステージは図1に示した航空機のタービンエンジンのファンステージと概ね同様なものである。
図1と同様、ロータシャフトは幾何学的回転軸R’を中心としてシャフトが通常回転する間、ベアリングサポートシステム114上でガイドないし案内される。このベアリングサポートシステム114はフロントベアリングおよびリアベアリング(図示せず)と、フロントおよびリアベアリングをエンジンサポート構造部122に取り付けるためのフロントベアリングサポート部118およびベアリングサポートストラット120とを含んでいる。
しかしながら、図2において明らかなようにベアリングサポートストラット120はタービンエンジンサポート構造部122と一体化している。また(ベアリングサポート)ストラット120およびタービンエンジンサポート構造部122との間のジョイントつまりインターフェース126は、ワンピースキャスティングつまり一体構造物(一体鋳造物)であり、エンジンサポート構造部122からフロントベアリングサポート部118へ一体化インターフェイス124で外側に延在している。よってフロントベアリングサポート部118はベアリングストラット部120と一体化しており、またフロントベアリングサポート部とベアリングストラット部が航空機のタービンエンジンサポート構造部を備えた一体構造物を形成する。
図2に示したように、フロントベアリングサポート部118はフロントベアリング部からストラット部120に延在しており、またストラット部120はエンジンサポート構造部122に延在しており、およびストラット部120とエンジンサポート構造部との間の一体化インターフェース部つまりジョイント部126と、フロントベアリングサポート部118とベアリングサポートストラット部120との間の一体型インターフェース124を含んでおり、これにより図1のボルト締めされたジョイントつまりインターフェース26の問題点が解決される。
ストラットフランジ部130はベアリングサポートストラット部120上においてフロントベアリングサポート部118とストラット部120との間の一体化インターフェースから離間して設けられている。すなわち、一体化インターフェース124はストラットフランジ部130とサポート構造部122との間に位置決めされている。ストラットフランジ部130はボルト132によって一緒に連結されている。ボルト締めされたストラットフランジ部を前方に移動させ、エンジンサポート構造部122から離れ且つフロントベアリングサポート部118から離れさせることで、ストラットフランジ部での局部的応力が最小に抑えられ、これにより、より小さな及び/又はより少ないボルト数で、より軽量のフランジの使用が可能になる。大型ないし幅広のストラットガセット(strut gusset)が、各ストラットにおいて、ベアリングサポート部の薄い(細い)フープ構造内でストラット構造を整形するために使用される。典型的な設計では、ガセット、および構造の整形は適用不可能である。各ガセットは各ストラットに局部的であるので各ストラット間の寄生質量(parasitic mass)は低減される。大型ないし幅広のガセットは、最小の重量の追加により、構造を著しく強化する機能も果たす。構造をスムーズに整形するための十分なスペースを持たせるため、フランジ部130とエンジンサポート構造部122との間の距離は好ましくは各ストラット間のスパン136の少なくとも半分である。
本発明の構造は大きな利点を提供する。サポートストラット部と航空機のタービンエンジンサポート構造部との間のボルト締めされたジョイント部を除去ないし無くすことできるので、これにより、ボルト締めされたジョイントの除去によりジョイント部上の高い応力集中が無くなり、上述した利点を提供することができる。完全に一体化したジョイントつまりインターフェースは、より強度の高い、より強化された構造を提供する。加えて、フロントベアリングサポート部との間のインターフェース部がストラット部と一体化しており、エンジンサポート構造部から離れて移動される。これにより、応力が最小に抑えられ、また強度が増加する。
以上、本発明の実施の形態を説明したが、本発明が上述および図示の例に限定されないことは明らかである。即ち、上述した実施形態は本発明を実施するための最良の形態の一例にすぎず、その部品の形状、サイズ、配置、そして動作の詳細は変更ないし変形可能なものである。本発明は、特許請求の範囲によって画定された技術思想および技術範囲内にあるそのような変更や変形のすべてを包含することを意図したものである。
航空機における従来のタービンエンジンのベアリングサポート部を例示した部分断面図である。 本発明のタービンベアリングサポート部の代表的な実施形態を例示した、図1と同様な部分断面図である。 図2のタービンベアリングサポート部の正面図である。
符号の説明
114 ベアリングサポートシステム
120 ベアリングサポートストラット部
118 フロントベアリングサポート部
122 タービンエンジンサポート構造部
124 インターフェース部
130 ストラットフランジ部
132 ボルト

Claims (3)

  1. 平衡のとれたエンジン運転時において回転軸を中心に回転するシャフトを有するロータと、回転用の前記シャフトを支持するためのフロントベアリング部およびベアリングサポート構造部とを有してなり、
    前記ベアリングサポート構造部がフロントベアリングサポート部と前記フロントベアリング部を航空機のタービンエンジンサポート構造部に確実に取り付けるためのベアリングストラット部とを含んでなり、前記ベアリングストラット部が航空機のタービンエンジンサポート構造部の一部と一体であり、および
    前記ベアリングストラット部上のボルト締めされたジョイント部を備えたストラットフランジ部を有してなり、
    第1の一体化ジョイント部が前記フロントベアリングサポート部と前記ベアリングストラット部との間に位置決めされており、第2の一体化ジョイント部がボルト締めされたジョイント部とエンジンサポート構造部との間に位置決めされており、および、
    複数の離間したストラット部を含み、前記ストラットフランジ部と前記エンジンサポート構造部との距離がストラット間のスパンの少なくとも半分である、ことを特徴とする航空機のタービンエンジン。
  2. 前記フロントベアリングサポート部が前記ベアリングストラット部と一体化しており、これにより前記フロントベアリングサポート部と前記ベアリングストラットとが一体化したユニットとなっている、ことを特徴とする請求項記載の航空機のタービンエンジン。
  3. 前記フロントベアリングサポート部が、前記エンジンサポート構造部から離間して設けられている一体化ジョイント部においてベアリングストラット部に連結されている、ことを特徴とする請求項記載の航空機のタービンエンジン。
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