JP5385308B2 - 桶板およびリングｃｍｃノズル - Google Patents

Description

本開示は、セラミック構造体に関する。該開示は、エンジン、とりわけエンジン排気ノズルにおけるような高温用途のためのセラミック構造体に関連して特定の有用性があり、かつ、そのような有用性に関連して説明される。ただし、他の有用性も考えられる。

セラミックマトリクス複合材料（ＣＭＣ）技術における最近の進歩により、新たな用途が開かれている。従来より、これら材料は、生産コストが非常に高く、かつ、強度および靭性が比較的低かった。最近の進歩により、製造コストが下がり、かつ、これら材料システムの強度および靭性が改善されてきた。高温でＣＭＣが機能可能な能力とともにこれら改善により、航空機エンジンおよびその他の高温用途においてＣＭＣが使用可能となっている。ＣＭＣは、従来の金属構成部品により達成可能であったよりも軽量の構成要素の将来性および高い動作温度の使用をもたらす。

飛行機を構成するＣＭＣおよび金属構成部品は、極端な熱的条件に晒される可能性があり、構造体は、さまざまな条件において比較的高い熱負荷に耐えることができなければならない。とりわけ、エンジンの部品は、華氏１３００度を超える温度に晒される可能性がある。その強度対重量比および熱応力への耐性により、ＣＭＣ材料は、そのような部品においてますます多く用いられている。しかしながら、ＣＭＣと金属構成部品との接合には問題がある。というのも、ＣＭＣは一般的に、金属よりはるかに熱膨張率（ＣＴＥ）が低いからである。この結果、ＣＭＣと金属構成部品との間の接合部に熱応力が生じ、ひいてはＣＭＣ構成部品の故障につながりかねない。

とりわけ懸念される構成部品は、エンジン排気ノズルである。一般的に、飛行機のエンジン排気ノズルは、出口面積が一定である。従来、排気ノズルは、金属で作られていたが、余分な重量を削減し、かつ、より高いガス温度を可能とする継続的努力の中で、現在ではＣＭＣ材料を用いたエンジン排気ノズルが研究中である。ＣＭＣノズルの実現は、いくつかの課題に直面している。ノズルは一般的に、単一の部品として作られている。エンジン温度が上昇するにつれて、金属とエンジンの境界面は、ＣＭＣ排気ノズルよりも大きい比率で膨張し、ＣＭＣ構成部品の故障を引き起こす可能性のある熱応力が生じてしまう。肉厚方向の温度勾配もまた、（排気ノズルのような）連続輪形（または環状）構造体において高い応力を生じさせ、構造的性能を限定する。最後に、ＣＭＣは、モノリシックセラミックスよりは割れに対する耐性が大きいが、依然として金属構造体よりもはるかに損傷しやすい。

本開示の一態様にしたがって、軸方向に配置された１本以上の金属支持リングに取り付けられた複数のＣＭＣ桶板を一般的に含むＣＭＣ／金属併用ノズル構造体を提供する。この構造体は、ＣＭＣと金属構成部品とのＣＴＥ差による、および、肉厚方向の温度勾配による熱応力を最小化するように容易に膨張する。本開示のノズル構造体は、損傷した場合は簡単に修繕可能である。ジェットエンジン用といったエンジン排気ノズルに適用される際、支持リングは、桶板間の負荷経路および排気ノズルを金属エンジンに取り付ける基盤を提供する。桶板は、隣接する桶板間に小さな間隙を有して支持リングに固定されており、これにより、ＣＭＣと金属構成部品とのＣＴＥ差による、および、壁を貫通する方向の温度勾配による相対移動を吸収する。桶板間のガスの流れを実質的に排除するために、桶板間を封止する必要がある。これは、桶板を重ね合わせること、規格に準拠した封止材料を境界面に付与すること、または、これら方法の組み合わせにより達成してもよい。結果として得られるノズル構造体は、同等の大きさの単一部品ＣＭＣ構造体と比較すると、より使用可能性が高く、かつ、製造コストが低い。

本開示の別の態様にしたがって、セラミックマトリクス複合材料から形成される複数の桶板を含むエンジン排気ノズルを提供する。複数の桶板の各々の一端は、エンジンに取り付けられており、かつ、複数の桶板は、桶板のエンジン端から離間した少なくとも１つの支持リングにより、ノズルの形状で支持されている。非常に短い桶板については、単一の支持リングで十分なこともある。

本開示はまた、エンジン排気管より熱膨張率（ＣＴＥ）が実質的に低い複数のノズル桶板を排気ダクトの形態でエンジン排気管に取り付けることにより、エンジンから排気ガスを送る方法を提供し、その結果、排気ダクトは、隣接する桶板の表面と重なり合うように隣り合って位置する上側唇状部および下側唇状部を有する複数のセラミック桶板を有し、かつ、封止を形成することにより、隣接する桶板間の空気力学的流れを実質的に排除する。

説明された特徴、機能および利点は、本開示のさまざまな実施形態において独立して達成可能であり、または、以下の説明および図面を参照してさらなる詳細が理解可能であるさらに他の実施形態において組み合わせてもよい。同様の番号は、同様の部品を描写している。
図１は、第１の実施形態に係るエンジン排気ノズルを示した図である。 図２は、図１のエンジン排気ノズルをより詳細に示した図である。 図３は、代替の実施形態を示した図である。 図４は、一実施形態に係る個々の桶板を示した図である。 図５は、代替の実施形態に係る個々の桶板を示した図である。 図６は、航空機に据え付けられるエンジン上の典型的な金属エンジン排気ノズルを示した図である。 図７は、本開示のさらに別の実施形態を示した図である。

以下の説明において、その一部をなす添付の図面に言及し、例示により本開示のさまざまな実施形態を示す。他の実施形態を利用してもよく、かつ、本開示の範囲から逸脱することなく変更を加えてもよいこととなっている。

図１を参照して、エンジン排気ノズル１０は概して、複数の桶板２０を含み、個々の桶板の各々は、平行に位置する２本の支持リング、すなわち、前方支持リング３０および第２支持リング４０に接続されている。第２支持リングは、中ほどに示されているが、ダクトの機尾側端を含むあらゆる場所に位置させることができる。より短い桶板については、第２支持リングを省略可能である。桶板は、中実の積層体（solid laminate）、サンドイッチ構造または中実の積層体とサンドイッチ構造との組み合わせのいずれかの繊維補強セラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）材料から形成されている。リングは、桶板を支持しており、かつ、ノズルの形状を維持している。

図２を参照して、前方支持リング３０は、外向きに延在するフランジ３５のような、ノズルをエンジンに取り付けるための留め具アセンブリ３２を含む。支持リングは、互いに一定距離だけ離間しており、個々の桶板に対する構造的支持を最大化している。前方支持リングは、たいていの飛行機においては金属であるエンジンとの境界面の材料と同様の熱膨張率（ＣＴＥ）を有する材料から作られていなければならない。支持リングに好適な材料は、高温でのその弾性からインコネル（Ｒ）が挙げられる。

エンジンの動作温度において、支持リングおよびエンジン境界面の熱膨張により、各桶板間に間隙が生じる。エンジンノズルの直径、排気温度および使用材料は、各桶板間の間隙の大きさを決定する要因である。例えば、支持リングがインコネル（Ｒ）から構成され、かつ、ノズルが２８枚の桶板から構成された直径６０インチのノズルを有するエンジンでは、華氏７０度から華氏１３００度まで温度が上昇すると、支持リングの熱膨張が起こり、結果として、各桶板間に０．０４０インチの間隙が生じる。桶板の数は、これら間隙の空気力学的効果全体、桶板間の漏れを防ぐ封止物の能力、負荷の構造的分布および個々の桶板の製造実現性を均衡させるように選択すべきである。

図２は、図１に示した実施形態の排気ノズルを示しており、桶板２０と支持リング３０および４０との間の接続の詳細図を示すために１枚の桶板を省略したものである。本実施形態において、桶板は、１つの固定された留め具アセンブリ３２と１つのスロット穴付き留め具アセンブリ３３とにより前方支持リング３０の外側に取り付けられている。スロット穴付き留め具アセンブリ３３により、支持リングが膨張するにつれて、桶板が、前方支持リング３０に対して円周方向へその位置をずらすことができる。前方支持リング３０はさらに、エンジン本体の対応する穴に適合する個々の穴３６を有する外向きに延在するフランジ３５のような、ノズルをエンジンに取り付けるための留め具アセンブリを含む。高温で大きな負荷に耐えることのできるボルトまたはその他の留め具アセンブリを用いて、取り付けをさらに容易にすることもできる。外向きに延在するフランジ３５は、ノズルの全体重量を低減するためのいくつかの切り欠き３７を含む。

あるいは、前方支持リングの留め具アセンブリは、穴がエンジン本体の穴に対応する内向きに延在する縁により提供されていてもよい。固定された留め具アセンブリ３２を用いることによりノズルをエンジン本体に留め付けることに限られないがこれを含むその他の代替構成が存在してもよい。

第２支持リング４０は、固定された留め具アセンブリ４２を用いて複数の桶板２０に留め付けられている。第２支持リングは、ノズルに最大の構造的支持を提供するよう選択された距離だけ離れて前方支持リング３０と平行に位置している。第２支持リング４０により提供される剛性の量をさらに増加させるために、外向きに延在するリブ４５を含んでいてもよい。追加の剛性が必要な場合は、前方または第２支持リングは、複数のリブを含んでいても、断面が「Ｃ」、「Ｉ」、「Ｊ」、「Ｕ」または「Ｚ」形を有するように構成されていてもよい。

支持リングのその他の配置もまた可能である。例えば、図３は、桶板１２０が第２支持リング１４０の外側に留め付けられている代替構成を示している。第２支持リング１４０は、留め具アセンブリ１４２により取り付けられており、かつ、追加の安定性を提供するためのリブを含んでいてもよい。１本のリングしか必要でない用途、例えば、負荷の軽いまたは比較的短いノズルもありうる。

図４は、個々の桶板の詳細図である。ノズルを構成している個々の桶板は、（図示されているように）外形が同一であっても、円周方向に互い違いの２つの異なる外形（雄と雌）を有していてもよい。個々の桶板は、支持リング、ひいては、エンジン本体の形状と適合する円周方向曲率を有する。個々の桶板はまた、軸方向に湾曲しており、これによりノズルの所望の空気力学的形状をなしている。桶板は、中実の積層体として、サンドイッチ構成として、または、中実の積層体とサンドイッチ構成との組み合わせとして製造され、これにより、重量に対する構造的剛性および強度を最適化し、必要に応じて音響減衰を提供してもよい。

支持リングが空気力学的表面に位置している場合、桶板は、リングを埋め込むことのできるスロットを含んでいなければならない。スロット幅２４は、スロットの側方に負荷が伝達されるのを防ぐために、支持リングの幅より大きくなければならない。逆に、空気力学が影響しない場合は、リングは、スロットなしで桶板に接して位置していてもよい。

支持リングが熱膨張を受けるにつれ、桶板は、スロット穴付き留め具アセンブリ３３に対して移動する。移動方向は、矢印５０により示されているようにほぼ円周方向となる。熱膨張、乱気流またはその他の現象により桶板にさらなる応力がかかるのを防ぐために、ノズルは、固定された留め具アセンブリ４２の回りのわずかな回転を許容するよう構成されていてもよい。

図５は、代替の実施形態に係る個々の桶板を示しており、ここでは、前方リングに取り付けるために複数のスロット穴付き留め具アセンブリ１３３が含まれている。この構成は、より幅の広い桶板に安定性を与えるのに有用である可能性がある。スロット穴付き留め具アセンブリ１３３の各々は、矢印１５０により示されているようにほぼ円周方向におけるいくらかの移動を許容する。

図６は、飛行機２０２のジェットエンジン２００上に組み付けられる典型的な金属エンジン排気ノズルを示している。

桶板とリングの概念の使用は、金属ノズル構造とモノリシックセラミック構造との両方に対していくつかの利点がある。例えば、単一の桶板にひびが入り始めた場合、そのひびは、該単一の桶板を超えて広がることはない。さらに、個々の桶板が何らかの原因で損傷した場合、排気ノズル全体ではなく、その個々の桶板を交換することができる。そのうえ、単一部品構成のＣＭＣ排気ノズルの代わりに個々の桶板を使用することにより、個々の桶板は、単一の部品として形成されるＣＭＣ排気ノズルより小さい炉で作製可能であり、ＣＭＣ構成部品の全体コストが低減される。

本発明の装置およびプロセスの上に説明した実施形態、とりわけ、「好適な」実施形態は、単に実施の可能性のある例に過ぎず、かつ、本発明の原理を明確に理解するために単に記載したものに過ぎないことは、強調されるべきである。本開示の精神および範囲から逸脱することなく、ここに説明した桶板およびリングのＣＭＣノズルの数多くの種々の実施形態を設計および／または作製可能である。例えば図７に示されているように、例えば、一端２２０において、桶板２２２は、エンジン構成部品２２４に直接貼り付け、かつ、桶板のエンジン端から離間した１本以上のリング２２６によりノズルの形状に支持することも可能である。また、構成に追加のリングを含めて、追加の支持を提供してもよい。これに加えて、ここに開示した桶板とリングの概念は、例えば、固定タービンの排気ノズルなどの飛行機エンジン以外の目的や、電車を含む陸上輸送手段や船舶を含むその他の種類の推進装置ならびにロケットおよびその他の航空宇宙推進装置に利用してもよい。これらすべてならびにその他のこのような変更および変形は、本開示の範囲内に含まれ、かつ、以下の請求項により保護されることが意図されている。したがって、本開示の範囲は、添付の請求項において示されている以外には限定されないことが意図されている。

Claims (14)

1. 支持リング（３０、４０、１４０）と、
   セラミックマトリクス複合材料から形成されている複数の桶板（２０、１２０、２２２）とを含むエンジン排気ノズル（１０）であって、
   複数の桶板（２０、１２０、２２２）の各々の一端が、支持リング（３０、４０、１４０）に取り付けられており、複数の桶板（２０、１２０、２２２）が、ノズル（１０）の形状をなしているエンジン排気ノズル（１０）。
2. 支持リング（３０、４０、１４０）および桶板（２０、１２０、２２２）が、排気ノズル（１０）の軸回りに対称に配置されている請求項１に記載のエンジン排気ノズル（１０）。
3. エンジンが、航空機エンジン、ロケットエンジンおよびタービンからなる群から選択される請求項１に記載のエンジン排気ノズル（１０）。
4. 複数の桶板（２０、１２０、２２２）の各々の大きさおよび形状が実質的に同一である請求項１に記載のエンジン排気ノズル（１０）。
5. 複数の桶板（２０、１２０、２２２）が、円周回りに互い違いに配置された２つの外形を有している請求項１に記載のエンジン排気ノズル（１０）。
6. 複数の桶板（２０、１２０、２２２）が、中実の積層体構成、サンドイッチ構成、または、中実の積層体とサンドイッチ構成との組み合わせを有する請求項１に記載のエンジン排気ノズル（１０）。
7. 支持リング（３０、４０、１４０）が、エンジンへの取り付け用の取り付けアセンブリを含む請求項１に記載のエンジン排気ノズル（１０）。
8. 支持リング（３０、４０、１４０）が、ノズル（１０）が取り付けられるエンジンの構成部品を形成する材料と同様の熱膨張率を有する材料から形成されている請求項１に記載のエンジン排気ノズル（１０）。
9. 複数の桶板（２０、１２０、２２２）の各々が、円周方向のスロット穴付き取り付けアセンブリによって支持リング（３０、４０、１４０）に取り付けられている請求項１に記載のエンジン排気ノズル（１０）。
10. 複数の桶板（２０、１２０、２２２）に取り付けられた少なくとも１本の追加支持リング（３０、４０、１４０）をさらに含む請求項１に記載のエンジン排気ノズル（１０）。
11. 少なくとも１本の追加支持リング（３０、４０、１４０）が、「Ｌ」、「Ｃ」、「Ｉ」、「Ｊ」、「Ｕ」および「Ｚ」からなる群から選択される文字と実質的に同様の断面形状を有して構成されている請求項１０に記載のエンジン排気ノズル（１０）。
12. 複数の桶板（２０、１２０、２２２）の各々が、桶板（２０、１２０、２２２）を円周方向に移動可能とするスロット穴付き取り付けアセンブリによって支持リング（３０、４０、１４０）のうちの１本に取り付けられており、かつ、第２の固定された取り付けアセンブリによって少なくとも１本の追加の支持リング（３０、４０、１４０）に取り付けられている請求項１０に記載のエンジン排気ノズル（１０）。
13. 隣接する桶板（２０、１２０、２２２）の重ね合わせによって、または、隣接する桶板（２０、１２０、２２２）間の空気力学的流れを実質的に排除する、桶板（２０、１２０、２２２）のうちの１枚に取り付けられた封止材によって、隣接する桶板（２０、１２０、２２２）間の境界面に封止が形成されている請求項１に記載のエンジン排気ノズル。
14. エンジンからエンジン排気ガスを送る方法であって、
    請求項１から１３のいずれか１項に記載のエンジン排気ノズル（１０）を有する排気ダクトを提供することを含み、
    複数の桶板（２０、１２０、２２２）が、前記排気ダクトが取り付けられているエンジンの構成部品より実質的に低い熱膨張率を有しており、
    複数の桶板（２０、１２０、２２２）の各々が、隣接する桶板（２０、１２０、２２２）の表面と重なり合うように隣り合って位置する上側唇状部および下側唇状部を有し、これにより、隣接する桶板（２０、１２０、２２２）間の空気力学的流れを実質的に排除する封止を形成する方法。

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