JP4612939B2 - ガスタービンエンジンの通風ダクトを連結する方法と組立体 - Google Patents
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Description
【発明の属する技術分野】
本発明は概してガスタービンエンジンに関するものであり、具体的にはガスタービンエンジンのねじを用いない通風ダクトの連結に関する。
【0002】
【従来の技術】
飛行機を飛行させるのに利用されるターボファンガスタービンエンジンは、一般的に連続流通関係に、ファン、低圧圧縮機つまり増圧機、高圧圧縮機、燃焼器、高圧タービン及び低圧タービンを含む。燃焼器は燃焼ガスを生じ、燃焼ガスは続いて高圧タービンに送られ、そこで膨張して高圧タービンを駆動し、次に、低圧タービンへ送られ、さらに膨張して低圧タービンを駆動する。高圧タービンは第1のロータ軸を介して高圧圧縮機に動力を伝えるように連結され、低圧タービンは第2のロータ軸を介してファン及び増圧機に動力を伝えるように連結されている。
【0003】
第1のロータ軸は一般的には圧縮機後軸及び圧縮機前軸を含むいくつかの部位で作られており、圧縮機後軸は高圧タービンロータに連結される。圧縮機後軸は後部円筒形部分、前部円錐形部分を備える。円錐形部分の前端は高圧圧縮機の最終段のディスクに連結される。管状の通風ダクトが圧縮機前軸から圧縮機後軸まで延びる。通風ダクトには複数の開口部があり、ファンまたは増圧機から抽気された空気をそこから受け入れ、空気は次に、圧縮機後軸の円筒形部分で画成されたボアを通って下流に導かれ、後部油だめを加圧する。
【0004】
慣用的な配置のひとつでは、通風ダクトはねじ式連結で圧縮機後軸に連結される。通風ダクトは、後軸の開口孔に形成された雌ねじにねじ込まれ強固に係合する雄ねじを備えている。しかし、エンジン作動中、特に離陸時には圧縮機後軸に加わる負荷と熱環境のため、圧縮機後軸は通風ダクトより急速に半径方向に大きくなる。ねじ結合部が、円錐形の角度が比較的急であるため急速に膨張する後軸の円錐形部分に近接しているので、熱膨張はねじ結合部で特に急速に起こる。この膨張差によりねじ結合部にゆるみが生じ、結合部が可動となり、ねじが損傷したりひびが入ることがある。また、ねじ結合構造では、通風ダクトに振動及び曲げ応力が集中し、疲労破壊が起こることがある。
【0005】
【発明が解決しようとする課題】
そこで、通風ダクトを支えつつ、熱膨張差に耐えるねじを用いない通風ダクトの連結が必要とされている。
【0006】
【課題を解決するための手段】
上述の課題は、本発明で提供するガスタービンエンジンにおける通風ダクトを圧縮機後軸に連結する連結組立体及び方法で解決される。この連結組立体は、圧縮機後軸を含み、この圧縮機後軸はその中に形成された中央開口孔を有し、さらに開口孔内に配設された保持リング、及び一端を開口孔に挿入された通風ダクトを含む。保持リングは第1の組のタブを有し、通風ダクトは第2の組のタブを有する。通風ダクトは、第1の組のタブが第2の組のタブとかみ合うように保持リングに対して配置される。
【0007】
本発明及び本発明の先行技術より有利な点は、添付の図面を参照しながら、以下の詳細な説明及び添付の特許請求の範囲を読むことにより明らかとなる。
【0008】
本発明と考えられる内容は、明細書の冒頭部分で特に指摘し、明確に特許請求している。しかし、本発明は、添付の図面とともに以下の説明を参照することにより最もよく理解することができる。
【0009】
【発明の実施の形態】
図面では各参照番号は種々の図面を通して同じ要素を示しており、図1は高バイパス比ターボファンエンジン10の縦断面図を示す。エンジン10は、縦方向の中心軸線12の周りに連続軸流に連通して、ファン14,増圧機16,高圧圧縮機18,燃焼器20,高圧タービン22,及び低圧タービン24を含む。高圧タービン22は第1のロータ軸26で高圧圧縮機18に動力を伝えるように連結され、低圧タービン24は第1のロータ軸26の中に配置されている第2のロータ軸28で増圧機16及びファン14の両方に動力を伝えるように連結されている。
【0010】
図2には、第1のロータ軸26が圧縮機前軸30及び圧縮機後軸32を含む様子を示す。複数の高圧圧縮機ロータディスク34が圧縮機前軸30と圧縮機後軸32との間に連結され、圧縮機前軸30及び圧縮機後軸32とともに回転する。圧縮機後軸32は円筒形の後部36及び円錐形の前部40を含み、前部40は最終段のロータディスク34に連結する。円筒形の後部36は高圧タービン22のタービンロータ(図2には示していないが、第1のロータ軸26の一部である)に連結する。管状の通風ダクト42は圧縮機前軸30と圧縮機後軸32との間に延びる。通風ダクト42には開口部44があり、ファン14または増圧機16から抽気された空気を取り込む。次に、取り込まれた空気は圧縮機後軸32の円筒形部分36により画成されたボア46を通って下流に運ばれ、タービンロータの穴を通って下流の油だめ48(図1)を加圧する。
【0011】
エンジン10の作動中には、外気がエンジンの吸気口に入り、本明細書ではこの外気の第1部分を主空気流と呼ぶことにしており、主空気流はファン14、増圧機16及び高圧圧縮機18を通り、各要素を連続して通るたびに加圧される。上述の通り、空気の一部はファン14または増圧機16から抽気され、通風ダクト42の開口部44を通り、下流の油だめ48を加圧する。次に、主空気流は燃焼器20に入り、圧縮した空気を燃料と混合し燃焼して、高エネルギ流である高温の燃焼ガスを効率よく提供する。高エネルギのガス流は高圧タービン22に入り、膨張してエネルギが抽出されて高圧圧縮機18を駆動し、次に、低圧タービン24に入り、さらに膨張してエネルギが抽出されてファン14及び増圧機16を駆動する。外気の第2部分つまりバイパス空気流は、環状ダクト52を通ってエンジン10から排出される前に、ファン14及びファンの出口ガイドベーン50(図1)を通ることにより、相当なエンジン推力を提供する。
【0012】
エンジン10は非ねじ連結組立体54を含み、非ねじ連結体54は通風ダクト42の後端部を圧縮機後軸32に連結する。図3から図5に示す通り、連結組立体54の主要素は圧縮機後軸32、通風ダクト42及び保持リング56である。保持リング56及び通風ダクト42の後端部はいずれも、圧縮機後軸32の開口孔46に配置され、それらは通風ダクト42が圧縮機後軸32によりしっかりと支持されるように互いに係合している。
【0013】
圧縮機後軸32は開口孔46の内面に形成された陥凹部58を有し、保持リング56及び通風ダクト42を受け止めている。陥凹部58は、開口孔46の前端から開口孔46内で後方にある距離離れて位置する前方に向いた環状の保持リップ60まで延在している。保持リング56は、保持リップ60に近接する陥凹部58の円筒形の内面との間に隙間のできない大きさで、陥凹部58に圧入される。保持リング56の後端部は、保持リップ60に当接しているため、後方向への軸線方向の動きを阻止され、また、保持リング56は、開口孔46に圧入されているため、圧縮機後軸32に対して回転しない。保持リング56は開口孔46内で十分後方に位置している(円錐部分40から十分に離れている)ので、圧縮機後軸32の熱膨張差による影響が減少するため、保持リング56に圧入ばめを利用することが実現できる。
【0014】
3つ1組のタブ62が、保持リング56の前端部から軸線方向外側に延びている。図4及び図5に最もよく示されている通り、タブ62はそれぞれ幅が約60度であり、保持リング56の周囲に等間隔に配置されている。したがって、3つの刻み目64も幅が約60度となり、タブ62の間に規定される。
【0015】
通風ダクト42は、その後端部を開口孔46に挿入して配置される。通風ダクト42及び圧縮機後軸32は、それぞれ円筒形の外面及び内面を持っており、それぞれの面は半径方向のわずかな隙間をもって重なっている。通風ダクト42の円筒形の内面にはコーティング66が施されており、コーティング66は第2のロータ軸28の緩衝軸受けとして働く。さらに、通風ダクト42の円筒形の外面には耐摩耗コーティング及び乾燥潤滑コーティングが施されている。開口孔46にも乾燥潤滑コーティングが施されている。通風ダクト42は、その後端部から軸線方向外側に延びる3つ1組のタブ68を有している。保持リングタブ62と同様に、通風ダクトタブ68はそれぞれ幅が約60度で、通風ダクト42の周囲に等間隔で配置されており、それらの間に幅が60度の3つの刻み目70を規定する。1組のタブ62及び1組のタブ68はそれぞれ3つのタブで構成されているものとして示しているが、これら組は異なる数のタブで構成してもよいことは明らかである。
【0016】
通風ダクトタブ68は2つの目的で使用される。ひとつは開口孔46内で通風ダクト42の後端部を支持することであり、もうひとつは通風ダクト42が圧縮機後部軸32に対して回転するのを防ぐことである。通風ダクトタブ68は、通風ダクト42が圧縮機後軸32とともに回転するときに起こる半径方向の歪みにより、通風ダクト42を支持する。詳細には、タブ68は個別で連続していないので、回転している間タブ68に作用する遠心力は通風ダクト42の円筒形の本体部分で支持され、このことが本体部分をいくらか三角形状に変形させる。この変形により、通風ダクト42と圧縮機後軸32との間の隙間が狭まり、通風ダクト42を支持し中心合わせする。
【0017】
図4に最もよく示されている通り、通風ダクトタブ68が保持リングタブ62とかみ合うように、保持リング56に対して通風ダクト42を円周方向に位置決めすることにより、相対回転が阻止される。すなわち、通風ダクトタブ68は保持リングの刻み目64にぴったり合い、保持リングタブ62は通風ダクトの刻み目70にぴったり合う。保持リング56は、開口孔46に圧入されることによって、圧縮機後軸32に対して回転を固定されており、互いにかみ合うタブ62及びタブ68は通風ダクト42と圧縮機後軸32との間のどのような相対回転も阻止する。
【0018】
図3に示すとおり、通風ダクトタブ68は保持リングタブ62より軸線方向に長い。このため、通風ダクトタブ68の端部が保持リング刻み目64の底面に接触する。この接触により、必要な軸線方向の荷重が得られ、通風ダクト42が実質的に軸線方向に移動するのを阻止する。通風ダクト42は、保持リング56が保持リップ60により軸線方向に固定されているため、後方向に移動できない。通風ダクト42は、通風ダクトの前端部が通常圧縮機前軸30に連結されているため、開口孔46から抜け落ちるほど(つまり2組のタブ62及びタブ68がはずれるほど)前方に移動できない。保持リングタブ62は長さが短いため、通風ダクトの刻み目70の底面に接触しない。保持リングタブ62の各前端と通風ダクトの刻み目70の各底面との間に得られる隙間72により、通風ダクトタブ68の隅肉半径が大きくできる。この配置は逆に、保持リングタブ62が通風ダクトの刻み目70の底面に接触し、通風ダクトタブ68の各後端と保持リングの刻み目64の各底面との間に隙間が形成されてもよいことに注意する必要がある。このように、保持リングタブ62が大きい半径の隅肉を有してもよい。しかし、通風ダクト42には保持リング56より大きな応力がかかるため、通風ダクトタブ68が大きい半径の隅肉を有することが好ましい。
【0019】
タブ68のわずかに前方の通風ダクト42の円筒形の外表面に、外側の溝74が形成される。溝74は通風ダクト42の周囲に延び、密封ワイヤ76を受け入れる。密封ワイヤ76は、開口孔46の陥凹部58に接触することにより、通風ダクト42と圧縮機後軸32との間からの望ましくない空気の漏れを防ぐ。
【0020】
本発明の連結組立体54は、通風ダクト42を圧縮機後軸32内に中心合わせし支持する。連結組立体54は通風ダクト42を半径方向に支持するが、通風ダクト42の後端部の曲げまたは振動に対しては堅く固定しないため、通風ダクト42の曲げ応力または振動応力を減少させる。連結組立体54には、応力を局部に集中することになるような通風ダクト/保持リング界面の前に構造特徴がないため、曲げ応力及び振動応力はさらに減少する。さらに、連結組立体54は従来の連結構造より半径方向の必要な空間が小さいため、通風ダクト42の壁から開口孔46へなめらかに移行し、また、通風ダクト/保持リング界面を圧縮機後軸32のより後方に位置させることが可能となり、熱膨張差の影響が減少する。
【0021】
以上、非ねじ通風ダクト連結体を説明した。本発明の特定の実施例を説明したが、当業者には、添付の特許請求の範囲に定義された本発明の技術思想と技術的範囲から離れることなく種々の変更を行うことができることは明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【図1】 本発明の通風ダクト連結を組み込んだターボファンエンジンの部分概略断面図。
【図2】 図1に示すエンジンの高圧圧縮機部分の横断面図。
【図3】 本発明の通風ダクト連結の詳細破断断面図。
【図4】 図3の通風ダクト連結の通風ダクト及び保持リングの等角図。
【図5】 図4に示す通風ダクト及び保持リングの組み立て分解等角図。
Claims (9)
- 圧縮機前軸(30)と、
連結組立体(54)であって
開口孔(46)を画成する軸部材、
前記開口孔(46)に配置され、第1の組のタブ(62)を有する保持リング(56)、及び
第2の組のタブ(68)を有し、前記第1の組のタブ(62)が前記第2の組のタブ(68)とかみ合うように前記保持リング(56)に対して配置されたダクト(42)
を含んでなる、連結組立体(54)と、
前記軸部材を含む圧縮機後軸(32)と
を備える、ガスタービンエンジン。 - 前記保持リング(56)が軸部材(32)に対して回転を固定されてなる、請求項1に記載のガスタービンエンジン。
- 前記第2の組のタブ(68)の各タブが前記保持リング(56)に接触する端部を有する、請求項1に記載のガスタービンエンジン。
- 前記開口孔(46)が、前記保持リング(56)及び前記ダクト(42)を受け入れるためにそれに設けられた陥凹部(58)を有する、請求項1に記載のガスタービンエンジン。
- 前記軸部材(32)と前記ダクト(42)との間に配置された密封ワイヤ(76)をさらに含んでなる、請求項1に記載のガスタービンエンジン。
- 前記第1の組のタブ(62)の前記タブが前記保持リング(56)の1端から軸線方向に延びている、請求項1に記載のガスタービンエンジン。
- 前記第2の組のタブ(68)の前記タブが前記ダクト(42)の一端から軸線方向に延びている、請求項1に記載のガスタービンエンジン。
- 前記第2の組のタブ(68)が、前記ダクト(42)に遠心荷重による半径方向の歪みを生じさせ、前記ダクトを前記開口孔(46)に支持する、請求項1に記載のガスタービンエンジン。
- ガスタービンエンジンにおいて、通風ダクト(42)を開口孔(46)を有する圧縮機後軸(32)に連結する方法であって、
第1の組のタブ(62)を有する保持リング(56)を前記開口孔(46)に挿入する段階、
前記通風ダクト(42)の第1端部に第2の組のタブ(68)を設ける段階、及び、
前記通風ダクト(42)の前記第1端部を前記開口孔(46)に挿入し、かつ、前記保持リング(56)に対して前記通風ダクト(42)を位置決めし、前記第1の組のタブ(62)を前記第2の組のタブ(68)にかみ合わせる段階
を含んでなる方法。
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