JP5500804B2 - 撓みリングおよび推進システム - Google Patents

Description

この開示はカップリングに関する。より特定的には、この開示は高いＣＴＥ（熱膨張係数）を有する構造を低いＣＴＥを有する構造に結合するのに好適であるスカラップ型撓みリングに関する。

多くの用途において、たとえば金属構造とセラミック構造とのカップリングのように、高い熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する構造を低いＣＴＥを有する構造に結合することが必要となろう。しかしながら、それら構造間の熱的な不整合は、構造が加熱された場合にそれらの構造が剛性をもって接合されていれば、セラミックに高い歪を誘発するおそれがある。これらの力は、セラミック構造に影響を与えて、高温用途におけるセラミック構造と金属構造との互いに対する結合を妨げる。

この開示は一般的に、スカラップ型撓みリングに向けられる。撓みリングの例示的な実施例は、第１のリング本体端縁および概してスカラップ型の第２のリング本体端縁を有するリング本体と、第２のリング本体端縁に設けられた複数の離間したリングフィンガとを含む。

さらにこの開示は一般的に推進システムに向けられる。推進システムの例示的な実施例は、エンジンと、ノズルと、ノズルをエンジンに装着するスカラップ型撓みリングとを含む。

説明
最初に図面の図１から図３を参照して、スカラップ型撓みリングの例示的な実施例を、以降撓みリングと称し、概して参照番号１で示す。撓みリング１は、たとえばチタンなどの金属であってもよいが、これに限定されない。図３に示すように、撓みリング１は比較的高いＣＴＥ（熱膨張係数）を有する構造２２を比較的低いＣＴＥを有する構造２４に結合し、加熱および冷却サイクルの間の、高ＣＴＥ構造２２の低ＣＴＥ構造２４に対する相対的熱膨張および熱収縮を容易にする。低ＣＴＥ構造２４はたとえばセラミックであってもよいが、これに限定されない。高ＣＴＥ構造２２は、低ＣＴＥ構造２４よりも高い熱膨張係数（ＣＴＥ）を有し得る。

図１および図２に示すように、撓みリング１は、環状であり得るリング本体２を含み得る。リング本体２は、第１のリング本体端縁２ａと第２のリング本体端縁２ｂとを有し得る。図３に示すように、リングフランジ１０はリング本体２の第１のリング本体端縁２ａから延在し得る。断面において、リングフランジ１０はリング本体２に対して概して直交する関係で配向され得る。多数の、離間したフランジファスナ開口部１０ａ（図３）は、リングフランジ１０を通って延在し得る。リング本体２の第１のリング本体端縁２ａは、概して直線的な構成を有する。リング本体２の第２のリング本体端縁２ｂは、概してスカラップ型の構成を有し得る。多数のリングフィンガ３は、リング本体２の円周の周りに互いに対して離間した関係で第２のリング本体端縁２ｂに設けられ得る。図３に示すように、断面において、各リングフィンガ３はリング本体２に対して概して１８０°の角度で、かつリングフランジ１０に対して概して直交する関係で配向され得る。リングノッチ１２は、隣接するリングフィンガ３の間に規定され得る。

図２に示すように、各リングフィンガ３はリング本体２の第２のリング本体端縁２ｂから延在するフィンガ本体４を有し得る。少なくとも１つのベース撓み線５は、各リングフィンガ３のフィンガ本体４と第２のリング本体端縁２ｂとの間の装着点または装着線において、またはそれに隣接して、設けられる。少なくとも１つのフィンガ本体撓み線６は、少なくとも１つのベース撓み線５に対して離間した関係で、フィンガ本体４に設けられ得る。少なくとも１つのベース撓み線５および少なくとも１つのフィンガ本体撓み線６は、各リングフィンガ３のフィンガ本体４に径方向の柔軟性を与え得る。少なくとも１つのフィンガファスナ開口部４ａは、各リングフィンガ３のフィンガ本体４を通って延在し得る。

スカラップ型撓みリング１の例示的な実施例に従った各リングフィンガ３の断面図を図９に示す。フィンガ撓み部１３は、各リングフィンガ３のフィンガ本体４の近位端部および遠位端部の各々に設けられる。中間フィンガ部分１１は、フィンガ撓み部１３同士の間に延在し得る。中間フィンガ部分１１は、各リングフィンガ３のフィンガ本体４の隣接するフィンガ撓み部１３の各々よりも大きな厚みを有し得る。

図２に示すように、各リングフィンガ３のフィンガ本体４は、１対のサイドフィンガ端縁７を有し得る。各フィンガ本体４のサイドフィンガ端縁７は、概して湾曲した形状を各々有し得る。各リングフィンガ３のフィンガ本体４は、概して直線的であるか軸状である遠位フィンガ端縁８を有し得る。フィンガベベル９は、遠位フィンガ端縁８と各対応のサイドフィンガ端縁７との間に延在し得る。

図３に示すように、典型的な用途においては、撓みリング１は高いＣＴＥを有する構造２２を低いＣＴＥを有する構造２４に結合し得る。フランジファスナ１８は、リングフランジ１０に設けられた各フランジファスナ開口部１０ａと、高ＣＴＥ構造２２に設けられた対応の位置合わせファスナ開口部２２ａとを通って延在し得る。座金１９と固定ナット２０とが、各フランジファスナ１８上に設けられ得る。フィンガファスナ１４は、各リングフィンガ３のフィンガ本体４に設けられたフィンガファスナ開口部４ａと、低ＣＴＥ構造２４に設けられた対応の位置合わせファスナ開口部２４ａとを通って延在し得る。座金１５および固定ナット１６は、フィンガファスナ１４に設けられ得る。

高い温度を有する流体（図示せず）が、高ＣＴＥ構造２２および低ＣＴＥ構造２４を通って流れ得る。高ＣＴＥ構造２２と低ＣＴＥ構造２４とを通る典型的には熱い流体の流れによる加熱の際に、高ＣＴＥ構造２２はその高いＣＴＥのために低ＣＴＥ構造２４よりも大きく膨張する。したがって、リングフィンガ３は、高ＣＴＥ構造２２の低ＣＴＥ構造２４に対する軸方向および径方向の膨張を容易にする。少なくとも１つのベース撓み線５（図２）および少なくとも１つのフィンガ本体撓み線６は、撓みリング１に径方向の柔軟性を与え得る。撓みリング１は、撓みリング１の円周に対し接線方向に向けられる剪断力と、撓みリング１の中心軸に平行に向けられる負荷とに耐えることが可能である。したがって、熱的サイクルの間の高ＣＴＥ構造２２と低ＣＴＥ構造２４との間の熱応力は最小化され、こうして典型的にはセラミックである低ＣＴＥ構造において生じ得る変化を実質的に防止する。

次に図４および図５を参照して、１つの例示的な用途においては、撓みリング１は、セラミックノズル４４を推進システム３８におけるタービンエンジン４０上の搭載構造４１に装着し得る。タービンエンジン４０は従来的なものであってよい。図７および図８に示すように、ノズル４４は円錐中心本体４５を含み得る。環状搭載構造４６は、中心本体４５の幅広の端部から延在し得る。中心通気チューブ４７（想像線で示す）は、中心本体４５およびノズル４４の搭載構造４６を通って延在し得る。

撓みリング１のリングフランジ１０（図３）は、フィンガファスナ１４を用いてタービンエンジン４０の搭載構造４１に装着され得る。撓みリング１のリングフィンガ３は、図３を参照して説明したように、フランジファスナ１８を用いてノズル４４の搭載構造４６に装着され得る。

図６に示すように、耐熱性材料である封止ストリップ３６（断面で示す）は、撓みリング１の外側にあっても内側にあってもよく、タービンエンジン４０とノズル４４との間に延在し得る。封止ストリップ３６は、最も高速のガス流れに隣接する撓みリング１の側方に配置され得る。封止ストリップ３６は、撓みリング１の隣接するリングフィンガ３間のリングノッチ１２を通る空気の流れを防止し得る。封止ストリップ３６は、ファスナ（図示せず）および／または好適な代替的接着技術を用いてタービンエンジン４０とノズル４４とに装着され得る。

タービンエンジン４０の運転の間に、排気ガス５２（図５）がタービンエンジン４０およびノズル４４のそれぞれから排出される。タービンエンジン４０上の比較的高ＣＴＥ搭載構造４１は、ノズル４４上の比較的低ＣＴＥエンジン搭載構造４６に対して熱的に膨張し得る。撓みリング１のリングフィンガ３は、ノズル４４に対して熱によって誘発された応力を与えることなく、タービンエンジン４０上の搭載構造４１の、ノズル４４上の搭載構造４６に対する径方向および軸方向の膨張を容易にする。撓みリング１は、撓みリング１の中心軸に対して直角に向けられる剪断負荷と、撓みリング１の中心軸に平行に向けられる機首および機尾負荷とに耐えることが可能である。したがって、熱サイクルの間の高ＣＴＥノズル４４と低ＣＴＥタービンエンジン４０との間の熱応力は最小化され、こうして典型的にはセラミックである低ＣＴＥノズル４４において生じ得る変化を実質的に防止する。

図７および図８を次に参照して、この開示の実施例は、図７に示すように航空機製造および運用方法７８と、図８に示す航空機９４とに関連して用いられ得る。作製前工程の間に、例示的な方法７８は、航空機９４の仕様設定および設計８０と、材料調達８２とを含み得る。作製の間に、部品およびサブアセンブリ製造８４と航空機９４のシステムインテグレーション８６とが行なわれる。その後、運用９０に供されるために、航空機９４は認証および納品８８される。顧客による運用の間に、航空機９４には定期的メンテナンスおよび修理９２（修正、型変更、改装などをも含み得る）が予定されている。

方法７８のプロセスの各々は、システムインテグレータ、第三者および／またはオペレータ（たとえば顧客）によって実行または遂行され得る。ここでの説明のために、システムインテグレータは任意の数の航空機製造業者および主要システムの下請業者を含み得るが、これに限定されない。第三者は任意の数の納入業者、下請業者、および供給業者を含み得るが、これに限定されない。オペレータは航空会社、リース会社、軍事団体、サービス団体などであってもよい。

図８に示すように、例示的な方法７８によって作製された航空機９４は、複数のシステム９６を備えた機体９８と、内装１００とを含み得る。高レベルシステム９６の例は、推進システム１０２、電気システム１０４、油圧システム１０６、および環境システム１０８のうちの１つ以上を含む。任意の数の他のシステムを含み得る。航空宇宙の例が示されたが、この開示の原理は、自動車産業などの他の産業にも適用可能である。

ここに実現される装置は、作製および運用方法７８の段階のうち任意の１つ以上の間に用いることが可能である。たとえば、作製プロセス８４に対応する部品またはサブアセンブリは、航空機９４が運用中に作製される部品またはサブアセンブリと同様の態様で製作
または製造されてもよい。また、航空機９４の組立を実質的に容易にするかまたはコストを減じることにより、１つ以上の装置実施例を作製段階８４および８６の間に用いてもよい。同様に、１つ以上の装置実施例を、たとえば航空機９４の運用中に、メンテナンスおよび修理９２のために用いてもよいが、これに限定されない。

この開示を特定の例示的な実施例について説明してきたが、特定の実施例は限定ではなく例示のみを目的とし、当業者には他の変形例が想起されることを理解されたい。

スカラップ型撓みリングの例示的な実施例の斜視図である。 スカラップ型撓みリングの例示的な実施例の拡大断面図である。 スカラップ型撓みリングが、高いＣＴＥを有する構造を低いＣＴＥを有する構造に装着している、図２における切断線３−３に沿った断面図である。 ノズルがスカラップ型撓みリングの例示的な実施例を介してタービンエンジンへ装着されているのを示す分解側面図である。 スカラップ型撓みリングを介してタービンエンジンに装着されたノズルの側面図である。 図５の切断線６に沿った拡大断面図である。 航空機作製および運用方法のフロー図である。 航空機のブロック図である。 スカラップ型撓みリングの各リングフィンガに設けられたフィンガ撓み部をより特定的に図示する、スカラップ型撓みリングの例示的な実施例の断面図である。

符号の説明

１ 撓みリング、２ リング本体、２ａ 第１のリング本体端縁、２ｂ 第２のリング本体端縁。

Claims (7)

1. エンジンと、ノズルと、撓みリング（１）とを含む、推進システムであって、該撓みリングは、
   直線的な第１のリング本体端縁（２ａ）と、スカラップ型の第２のリング本体端縁（２ｂ）とを有するリング本体（２）と、
   前記第２のリング本体端縁（２ｂ）に設けられた複数の離間したリングフィンガ（３）であって、各々が前記リング本体（２）から延在するフィンガ本体（４）を含む複数の離間したリングフィンガ（３）と、
   前記リング本体（２）と前記フィンガ本体（４）との間の装着点に設けられた、少なくとも１つのベース撓み線（５）とを含む、推進システム。
2. エンジンと、ノズルと、撓みリングとを含む、推進システムであって、該撓みリングは、
   第１のリング本体端縁と、該第１リング本体端縁に対峙するほぼスカラップ型の第２のリング本体端縁とを有するリング本体と、
   第２のリング本体縁端から突き出た複数の離間したリングフィンガであって、各々が遠端と近端を有し、該遠端に隣接した第１の凹部と該近端に隣接した第２の凹部とを有したリングフィンガを有しそれらの間に中間フィンガ部を画定する、リングフィンガと、
   前記リング本体と前記中間フィンガ部との間に設けられた少なくとも一つのベース撓み線であって、該中間フィンガ部と第１の凹部との間の遷移を提供するテーパープロファイルを有する、少なくとも一つのベース撓み線とを有する、推進システム。
3. 前記撓みリングが、前記フィンガ本体（４）に設けられた、少なくとも１つのフィンガ本体撓み線（６）をさらに含む、請求項１に記載の推進システム。
4. 前記撓みリングが、前記第１のリング本体端縁（２ａ）から延在するリングフランジ（１０）と前記複数の離間したリングフィンガ（３）の間の複数のリングノッチ（１２）とをさらに含む、請求項１または３に記載の推進システム。
5. 前記撓みリングが、前記複数の離間したリングフィンガ（３）の各々に設けられた少なくとも１つのフィンガファスナ開口部（４０）と、前記リングフランジ（１０）に設けられた複数のフランジファスナ開口部（１０ａ）とをさらに含む、請求項４に記載の推進システム。
6. 前記リングフランジは前記エンジンに装着される、請求項４または５に記載の推進システム。
7. エンジンとノズルとを有する推進システム用の撓みリングであって、
   該エンジンに取り付けられるように構成されたリング本体であって、第１のリング本体端縁と、第１のリング本体端縁に対峙するほぼスカラップ型の第２のリング本体端縁とを有するリング本体と、
   該ノズルに取り付けられるように構成された複数の離間したリングフィンガであって、該リングフィンガは第２のリング本体端縁から突き出ており、各々のリングフィンガが遠端と近端とを有し、各々のリングフィンガが該遠端に隣接した第１の撓みと該近端に隣接した第２の撓みとを有しそれらの間に中間フィンガ部を画定する、リングフィンガとを備え、
   各リングフィンガの中間フィンガ部の厚さが第１の撓みを有する遠端及び第２の撓みを有する近端の厚さより大きい、撓みリング。

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