JP4047843B2 - 二方向に作用するストリップ・タイプ・シールを用いるジェット・エンジンのキャビン空気抽気（エアブリード）キャビティのためのシール - Google Patents

Description

本発明は、上流から下流（上流および下流の方向は主流の循環方向により定義される）に、高圧コンプレッサ、ディフューザ格子（グレーチング）および燃焼室を備えるジェット・エンジンに関する。

上記高圧コンプレッサは、上記主流のダクトを径方向に境界を画定し、かつ径方向外側に延びる環状構造体に連結された外部シェルを備える。また上記ディフューザ格子は、上記外部コンプレッサ・シェルの軸方向の延長部分に、上流で、上記燃焼室の端部の境界を画定する後方に向く円錐形のストラットに連結された外部ケーシングを備える。上記ストラット自体は、上流方向に延びる外部ケーシング・シェルに連結され、固定手段により上記環状構造体に固定される。上記ストラット、上記外部ケーシング・シェルおよび上記環状構造体は、上記ディフューザ格子周りにキャビティを画定する。空気抽気穴（オリフィス）は上記ストラット内に形成され、燃焼室の端部を上記キャビティと連通させる。上記外部ケーシング・シェルは空気抽気用の出口孔を備え、シール手段は上記環状構造体と上記外部ディフューザ格子ケーシングとの間に設けられ、上記キャビティを主流のダクトから分離する。

少なくとも１基のジェット・エンジンを装備する航空機のキャビンに必要な空気は、燃焼室の端部の、エンジンの全体効率に関して最少の破壊効果を有する領域内で抽気される。抽気はストラット内の穴を通してなされ、これにより、抽気される空気の出口孔の設置を容易にする。この配置は、高圧コンプレッサのダクトとディフューザの格子の上方に位置するキャビティの間の相対シール（シーリング）を必要とする。

このシールは達成するのがかなり困難である。この理由は、３０バールに達する可能性のある高圧および６５０℃に達することもある高温にさらされる環境における、さまざまな構成部品の熱および機械的応答によって、ディフューザ格子とコンプレッサの外部シェルの間の相対変位が軸方向に１．５ｍｍ程度（オーダー）であり、径方向にほぼ同じ程度であるためである。

コンプレッサと格子の外部ケーシングとの間のシールを実現する現在の技術は、スプリングが作用する、ストリップからなるシールおよびカウンタシールで形成される方式である。実際、この技術は２つの部品間の十分大きい変位にも対応する。

図１は従来技術を示しており、ジェット・エンジンの高圧コンプレッサ１の最終段を示す。このエンジンは、主流Ｆ１方向の上流から下流に、外部ケーシング３から径方向内側に延びる固定翼２のリングと、その後に、コンプレッサ・ホイール５の周囲に取り付けられ、かつ外部コンプレッサ・シェル６が外部ケーシング３と一体となって、主流のダクトの径方向の境界を画定する限度まで、外側方向に突き出る動翼４のリングとを有し、この外部シェル６は、ジェット・エンジンの軸を含む平面内でＶ形断面を有する環状構造体７に連結され、径方向外側に突出し、ボルトでエンジンの外部ケーシングに固定されている。

コンプレッサ１の下流には、コンプレッサ１からの圧縮空気を受け入れて、この空気を燃焼室１１に送り出すディフューザ格子１０を備える。コンプレッサ１の外部シェル６の軸方向の延長部分に、格子１０がジェット・エンジンの後部の方向に向く円錐形のストラット１３に連結された外部ケーシング１２を有し、このストラット１３は燃焼室１１の端部の上流側壁面を画定し、これの径方向外側領域で外部ケーシング・シェル１４に結合されている。この外部ケーシング・シェルは、上流方向に延び、上流側フランジ１５を有しており、このフランジにより、燃焼室およびディフューザで構成されるアセンブリを、ボルトを用いて環状構造体７の径方向外側フランジ１６に固定できる。

したがって、ディフューザ格子１０を囲むキャビティ２０は、環状構造体７およびストラット１３により軸方向に、外部ケーシング・シェル１４により径方向外側に、さらに外部コンプレッサ・シェル６の下流側部分６ａおよび外部ケーシング１２の上流側部分１２ａ（ギャップ２１がこれら２つの部分を分離している）により、径方向内側に境界が画定される。

ストラット１３は燃焼室の端部に空気抽気穴２２を有し、外部ケーシング・シェル１４は、空気流を供給して航空機のキャビンに空気を吹き込むか、またはジェット・エンジンの他の構成部分を冷却する出口孔２３を備える。

コンプレッサ・ダクトとキャビティ２０の間のシールは、図２に詳細に示すように、カウンタシール３１を裏打ちしたストリップ３０で形成される分割シールにより達成され、このシールはディフューザ格子の外部ケーシング１２の上流側部分１２ａの周囲に取り付けられる。この目的のため、この上流側部分１２ａはそれの周囲全体に、２つのフランジにより境界が画定されたチャネル３２を有する。これらのフランジのうち、上流側の１つは基準３３ａを有し、下流側の１つは基準３３ｂを有し、いずれも固定リベット３４用に穴を有する。ストリップ３０およびカウンタシール３１は、スプリング３５により上流側フランジ３３ａの下流側面と支持面接触を維持し、リベット３４により保持される。同様にスプリング３５はリベット３４により保持される。環状構造体７の径方向内側部分は環状突出部４０を有し、この突出部はキャビティ２０内を軸方向に延び、これの端部は、コンプレッサ１の外部シェル６とディフューザの外部ケーシング１２の間に軸方向の変位が全く無い状態では、図２に示すように上流側フランジ３３ａの上方に位置する。

スプリング３５は、環状領域内のシールを押し付け、突起部４０を上流側フランジ３３ａから分離している。さらに、キャビティ２０内の空気圧はダクト内のギャップ２１の圧力よりわずかに高い。

突起部４０の側面および上流側フランジ３３ａの側面のシール３０の支持点は凸状の表面を有する。スプリング３５とシール３０の２面間の圧力差の合成力は、図２に示す構成におけるこれら表面に対して平坦なストリップ３０を押し付け、シールを実現する。

特定の飛行状態においては、図４および図５に示すように、特に突起部４０がチャネル３２の上を通るとき、ストリップ３０と突起部４０の間の支持面は漏れ間隙（エスケープ・クリアランス）を残す。２つの連続スプリング間で、ストリップ３０は突起部から離れて移動し、２つの面の間の小さい圧力差がこの分離動作を防止する。このとき、ストリップと突起部４０の端部との間に漏れ間隙４１が形成される。

反対に、図３に示されるように、ディフューザ格子１０がコンプレッサ１から離れて移動すると、圧力差に起因する力とスプリング３５の力が作用して、ストリップ３０の変形により、正確なシールを形成する。

図２に示す２重矢印は、外部コンプレッサ・シェル６の下流側端部とディフューザ格子１０の外部ケーシング１２の上流側端部の間の相対的軸方向および径方向の変位を示す。

なお、外部ケーシング１２により形成されるこのシール・システムの配置により、燃焼室／ディフューザ・アセンブリを、このアセンブリをコンプレッサに対して相対的に軸方向に移動させ、外部フランジ１５および１６を合わせてボルト締めすることにより、コンプレッサに組み込ませることができる。

本発明の目的は、ギャップの変化に関係なく、およびシールされた領域の２つの面の間の空気の圧力差に関係なく、キャビティと主流のダクト間の完全なシールを達成することである。

本発明の目的は、シール手段が、スプリングが作用するカウンタシールを裏打ちしたストリップで形成される分割タイプの第１シールおよび第２シールを備える、という事実により達成される。上記第１シールは、ディフューザ格子の外部ケーシングの上流側部分の周りに形成される第１溝にはめ込まれ、この第１シールのストリップは環状構造体と一体の第１突起部の下流側端部に支承される。上記の第２シールは、上記環状構造体の下に設けられた第２溝にはめ込まれ、この第２シールのストリップは上記環状構造体と一体の第２突起部の上流側端部、および外部ケーシングの上記上流側部分と一体の第３突起部の上流側端部に支承される。

反対に作用する第２シールを形成することにより、圧力差の方向のすべての変化に対応できるが、また、２つのシール間のエアロックの存在により、微小な勾配に対する追加通路を困難にして、システムを強化する。

第１溝は上流側フランジと下流側フランジにより境界が画定され、第１シールと第１スプリングは、上記フランジに固定されたリベットにより保持される。第３突起部は上記上流側フランジの上流側面に形成される。

環状構造体は後方に向いた径方向内側部分を備え、第２溝が上記部分および上流側フランジの上方に位置する第３フランジにより境界が画定され、第１突起部が上記第３フランジの径方向内側端部から下流方向に突き出し、この端部はさらに、上流方向に延び、かつその上に第２シールが支承される第２突起部を有する。

本発明の他の利点および特徴は、例および添付図面を参照して、以下の説明を読むことにより明らかになるであろう。

図１から図５は従来技術を示し、本明細書の概説で詳細に述べたものであり、詳細な説明は必要としない。

図６は本発明により提案される、キャビティ２０を主流Ｆ１のダクトから分離するシール・システムを示す。この図では、キャビティ２０の境界を画定する種々の構成部品が、図１から図５の同一構成部品と同一参照符号を有する。

シール・システムは、ディフューザ格子１０の外部ケーシング１２の上流側部分１２ａの周囲に取り付けられた、図２に示す従来技術のシールと同様の第１シール５０と、第１シール５０の上流に位置し、ストリップ・タイプと同様な、コンプレッサの環状構造体７の径方向内側部分７ａにより支持される第２シール６０を備える。

この目的のために、ストラット１３にほぼ平行に延びるこの部分７ａは、上流側フランジ３３ａの上方に第３フランジ７０を有し、この第３フランジは径方向内側に延び、このフランジの径方向内側端部は、下流方向に延びる第１突起部７１と、上流方向に延びる第２突起部７２とを有する。

第１シール５０のストリップ３０は第１突起部７１の自由端に支承される。これらストリップは、リベット３４により上流側フランジ３３ａを下流側フランジ３３ｂから分離する溝３２内に保持されており、かつスプリング３５により上流側フランジ３３ａの下流側面と第１突起部７１の自由端に支承される。これらスプリング３５は同様にリベット３４で保持され、下流側フランジ３３ｂの上流側面に支承される。

第３フランジ７０は、環状構造体の部分７ａと共に、溝３２と同一作用を有するチャネル７３の境界を画定する。第３フランジ７０により支持されたピンは、ストリップ３０および第２シール６０のカウンタシール３１の径方向外側領域を保持する。

また部分７ａは、第３フランジの上流側に、リベットにより第２スプリング７５を所定の位置に保持する機能を果たす突出部７４を有し、これら第２スプリングはカウンタシール３１および第２シール６０のストリップ３０に力を作用して、これらストリップが第２突起部７２の上流側端部だけに支承されずに、上流側フランジ３３ａの上流側面の周囲に形成される第３突起部７６にも支承されるようにする。

前述の２つのシール５０および６０のそれぞれは、図１から図５に示した従来技術のシールと同様に作用するが、反対方向に作用する。

これらシールの１つに、図４および図５に示す構成を用いないようにするには、第１突起部７１および第２突起部７２の範囲が、これら突起部が、作動中のこれら２つの構成部分の相対的な軸方向変位に関係なく、常に上流側フランジ３３ａの上方に配置されるようにする。すなわち、第１突起部７１の端部と第２突起部７２の端部の分離距離が、第３突起部７６の長さにより増加する上流側フランジ３３ａの厚さより小さい。

図７はディフューザおよび燃焼室から成るアセンブリについての第１シール５０の配置と、これら２つの構成部品が組み合わされる前のコンプレッサについての第２シールの配置を示す。

これら２つの構成部品は、これらを軸方向に相互に近づけることにより、相互に一定距離だけ離して軸方向に配列され、第１シール５０が第１突起部７１に支承され、第２シール６０が第３突起部７６に支承される。環状構造体７のフランジ１６および外部ケーシング・シェル１４のフランジ１５は相互に横に並ぶ位置にあるとき、それらはボルトで固定できる。この結果、アセンブリは「ブラインド（ｂｌｉｎｄ）」状態となる。

ジェット・エンジンの軸を含む平面内の、コンプレッサおよびディフューザの下流側部分の半部分であり、燃焼室の端部と連通し、かつそこから空気を航空機のキャビンに抽気するキャビティのレイアウトを示し、また、従来技術による、このキャビティと主流のダクトの間のシールの取り付け状態を示す図である。 従来技術による、シール構成の拡大図である。 コンプレッサの外部シェルとディフューザ格子の外部ケーシングの間のギャップが増加したときの、シールの変形を示す図である。 このギャップが減少したときの、同一シールの変形を示す図である。 漏れ間隙を示すギャップが減少したときの、シールの斜視図である。 本発明により提案される、抽気キャビティを主流のダクトから分離するシール・システムを示す図である。 コンプレッサの本体とディフューザ／燃焼室アセンブリを一体に固定する方法を示す図である。

符号の説明

１ 高圧コンプレッサ
６ 外部シェル
７ 環状構造体
７ａ 部分
１０ ディフューザ格子
１２ 外部ケーシング
１２ａ 上流側部分
１３ ストラット
１４ 外部ケーシング・シェル
１５、１６ フランジ
２０ キャビティ
２２ 空気抽気穴
２３ 出口孔
３０ ストリップ
３１ カウンタシール
３２ 溝
３３ａ 上流側フランジ
３３ｂ 下流側フランジ
３４ リベット
３５ スプリング
５０ 第１シール
６０ 第２シール
７０ 第３フランジ
７１ 第１突起部
７２ 第２突起部
７３ チャネル
７４ 突出部
７５ 第２スプリング
７６ 第３突起部

Claims (4)

1. （主流の循環方向により定義される）上流から下流にかけて、高圧コンプレッサ（１）、ディフューザ格子（１０）および燃焼室を備えるジェット・エンジンであって、前記高圧コンプレッサが、前記主流のダクトを径方向に境界を画定し、かつ径方向外側に延びる環状構造体（７）に連結された外部シェル（６）を備え、前記ディフューザ格子が、前記外部コンプレッサ・シェル（６）の軸方向の延長部分に、上流で前記燃焼室の端部の境界を画定する後方に向いた円錐形のストラット（１３）に連結された外部ケーシング（１２）を備え、前記ストラット自体は、上流方向に延び、かつ固定手段により前記環状構造体（７）に固定される外部ケーシング・シェル（１４）に連結され、前記ストラット、前記外部ケーシング・シェルおよび前記環状構造体が前記ディフューザ格子（１０）周りにキャビティ（２０）を画定し、空気抽気穴（２２）は、燃焼室の端部を前記キャビティ（２０）と連通させるために前記ストラット（１３）に形成され、前記外部ケーシング・シェルが空気抽気出口孔（２３）を備え、シール手段が、前記キャビティ（２０）を主流のダクトから分離するために前記環状構造体（７）と前記外部ディフューザ格子ケーシング（１２）との間に設けられており、
   シール手段が、スプリングが作用するカウンタシールを裏打ちしたストリップで形成される分割タイプの第１シール（５０）および第２シール（６０）を備え、前記第１シール（５０）は、ディフューザ格子の外部ケーシング（１２）の上流側部分（１２ａ）の周りに形成される第１溝（３２）にはめ込まれ、この第１シールのストリップは、第１スプリング（３５）の作用により、環状構造体（７）と一体の第１突起部（７１）の下流側端部に支承され、前記第２シール（６０）は、前記環状構造体（７）の下に設けられた第２溝（７３）にはめ込まれ、この第２シールのストリップは、第２スプリング（７５）の作用により、前記環状構造体と一体の第２突起部（７２）の上流側端部および外部ケーシングの前記上流側部分（１２ａ）と一体の第３突起部（７６）の上流端部に支承される、ジェット・エンジン。
2. 第１溝（３２）が上流側フランジ（３３ａ）と下流側フランジ（３３ｂ）とにより境界を画定され、第１シールおよび第１スプリングが前記フランジに固定されるリベット（３４）により保持され、第３突起部（７６）が前記上流側フランジ（３３ａ）の上流側面に形成されている、請求項１に記載のジェット・エンジン。
3. 環状構造体（７）は後方に向いた径方向内側部分（７ａ）を備え、第２溝（７３）が前記部分（７ａ）および上流側フランジ（３３ａ）の上方に位置する第３フランジ（７０）により境界を画定され、第１突起部（７１）が前記第３フランジ（７０）の径方向内側端部から下流方向に突き出し、この端部はさらに、上流方向に延び、かつその上に第２シール（６０）が支承される第２突起部（７２）を有する、請求項２に記載のジェット・エンジン。
4. 第２スプリング（７５）が、第２溝（７３）内の第２シール（６０）のストリップおよびカウンタシールのピンによる固定とは別に、前記環状構造体（７）に形成された突出部（７４）に固定されている、請求項３に記載のジェット・エンジン。

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