JP5596703B2 - 非円形内部プラットフォームを含む、整流器段用可変設定翼 - Google Patents

Description

本発明は主に、ターボ機械モジュールに取り付けられるように設計されている、圧縮機またはタービンタイプの可変ピッチ翼を備えるステータ段に関する。

本発明は好ましくは、たとえばジェットタービンまたはターボプロップエンジンタイプの航空機ターボ機械に適用される。

図１を参照すると、先行技術による知られている設計のターボジェット用高圧圧縮機の一部が見られる。圧縮機１は従来形式において、複数のステータ段２ａ、２ｂ、２ｃおよび可動ホィール（図示せず）を含む。ターボ機械の軸４を中心とする、これらの要素は、軸方向に交互になるように設計されており、この高圧圧縮機の中を流れる主要な空気流６によって横断されるように意図されている。

各ステータ段２ａ、２ｂ、２ｃは、可変ピッチ翼と呼ばれる複数の翼８を含む。軸４の円周上に分布している翼８の各々は、圧縮機の外ケース１０に接続されているヘッドを有し、このヘッドは慣習的に、心出しピン１２によって延長される半径方向外部プラットフォーム１１を含む。ピン１２は、システム１４に接続されて、翼８の迎え角が制御され得るようにし、このシステムは外ケース１０に装着されている。知られている方法において、システム１４は、その関連するステータ段の全ての翼の迎え角を同時に制御することが可能である。

図２を参照すると、翼８が、やはり心出しピン１６によって延長される半径方向内部プラットフォーム１３を慣習的に含む基部も有することがわかる。その軸がピン１２の軸と同一であり、やはりその迎え角を変化させるために翼がその周りを枢動することができるこの翼の軸２０でもある、このピン１６は、ステータ翼リング２２内に挿入される。

ステータ翼リングは、一般的にいくつかの角度リング部で作られているが、これは実際には円周上に分布する複数のオリフィス２４を有しており、その各々は心出しピン１６を受けるためのブッシング２６を保持している。また、これらのオリフィス２４は、プラットフォーム１３を保持している別のオリフィス２７の内部に向かってそれぞれ開口している。知られている方法において、ブッシング２６および半径方向外部プラットフォーム１３を保持することに加えて、ステータ翼リング２２は、空気流６によって横断される主要空気流の境界を定める内面の構築に寄与する。

各ブッシング２６はリングのオリフィス２４の１つに挿入されるスカート部２８を有し、このスカート部は、翼のピン１６が挿入される心出しピンシート３０を画定する。図２において、その機能がスカート部２８への挿入を容易にすることである、器官３２によってピン１６が覆われている、好ましくは器官と結合されていることがわかる。また、ブッシング２６は、スカート部と結合されて、スカート部に対して半径方向内向きに位置している、基部３４を有する。各ブッシングの基部３４は、ステータ翼リング２２の周方向溝３６内に位置しており、知られている方法において、このブッシングの回転防止を提供している。

実際、各基部３４は、周方向４０で互いに対向する２つの面、および、参照符号４６および４８が付されている、軸方向５０で互いに対向する２つの面によって、境界が定められている。周囲面と呼ばれる２つの面４６、４８は、図２に示されるように、ほぼ平坦であり、溝３６を画定する２つの縁にそれぞれ対向している。

設計は、面４６、４８がそれぞれ２つの対向する溝縁に可能な限り近く、軸方向５０において離間するようになっている。通常、基部３４がオリフィス２４によって周方向溝３６内に保持され得るようにするために、互いに２つずつ対向する要素の間には、動作間隙のみが維持される。

従来技術において見出されたこの標準的構成を用いると、迎え角を正確な角度に調整するために、迎え角制御システム１４が回転軸２０を中心に回転的に翼８を回転駆動するとき、基部１６を包囲するオリフィス３０と器官３２との間に加えられる摩擦力のため、各翼の心出しピン１６はこれとともに回転するようにブッシング２６を引く傾向がある。

リング２２に対する、その軸２０における各ブッシング２６のこの相対的回転は、周方向面４６、４８と溝３６の縁との間に当初存在していた動作間隙の消費によって停止される。基部３４の面４６、４８とこれらの溝縁との間に接触が確立してしまうと、基部の相対的回転が停止し、その一方で、所望のピッチを得るために、ブッシング２６およびリング２２に対する翼８の相対的回転は継続することが可能である。

リング２２、ブッシング２６、および翼８を含む、ステータ段のこのアセンブリ６０は先行技術の実施形態において広く見られるが、しかしながらこれは無視できない不都合、すなわち関与する部品の高度の摩損を有する。具体的には、基部３４によって常時衝撃を受けるため、溝縁において急速な摩損が生じ、この摩損の結果は、迎え角が変更されるときはいつもブッシングの回転幅が同等の割合で増加すること、したがって、スカート部２８に対向するものなど、リングのその他の部分の摩損を生じ、オリフィス２４の摩損による拡張を生じることである。

動作中、各翼８は、加えられる空気力学的な合力によって生じる偏向に曝される。保持オリフィス２４の上述の摩損が大きいほどその幅も大きくなるこの空気力学的偏向のこの結果、半径方向内部プラットフォーム１３と、リング２２の対応する保持オリフィス２７との間の摩擦が発生する。

翼に加えられている空気力学的な合力のアライメントのため、この摩擦は、翼の機能部分４３の凹状面６２上に位置するプラットフォーム１３の部分、すなわち図３において参照符号２７を有するオリフィスの部分に対向するプラットフォーム１３の部分の領域内に局部集中する。

円形断面のプラットフォーム１３と保持オリフィス２７の壁との間のこの摩擦の有害な結果として、リング２２が急速に摩損し、結果的にこれは頻繁に交換されなければならない。

この摩擦の別の結果として、凹状面上の翼の機能部分の基部における応力が増加し、これが翼の寿命を短縮し、そのためエンジンの寿命を保つことができなくなる。

したがって、本発明の目的は、先行技術による実施形態と比較して、上述のような不都合に対して少なくとも部分的に解決法を提供することにある。

これを実現するために、本発明の第一の目的は、ターボ機械モジュールのステータ段用の可変ピッチ翼であって、これは、両側に半径方向内部プラットフォームおよび半径方向外部プラットフォームが設けられている翼の機能部分を含み、さらに、前記半径方向内部プラットフォームから半径方向内向きに延在する第二心出しピンとともに、前記半径方向外部プラットフォームから半径方向外向きに延在する第一心出しピンを含み、前記第一および第二心出しピンは共通翼回転軸を画定し、凸状面を形成する第一表面を有する翼の前記機能部分、および凹状面を形成する第二表面は、前記半径方向内部プラットフォームを分離して第一翼面の側に位置する第一部分、および第二翼面の側に位置する第二部分とする。本発明によれば、翼の回転軸の方向に沿って見たとき、半径方向内部プラットフォームの前記第一部分は、その距離以内に、半径方向内部プラットフォームの前記第二部分の外側輪郭の少なくとも一部である円と重なる、外側輪郭を有する。

したがって、本発明は、従来形式において、翼の半径方向内部プラットフォームの慣習的な円形断面形状から離れるように設計される。実際、プラットフォームの第二部分、すなわち翼の空気力学的偏向の結果として保持オリフィスにおける摩擦に最も曝される部分は、このためもはや円形ではなく、材料の周囲収縮を有している。この収縮は、このオリフィスとの摩擦を減少させることを目的として、このプラットフォームが保持されるように意図されているリングを保持するオリフィスから局所的に分離されることを可能にする。このため、リングは、これが保持する半径方向内部プラットフォームによるより少ない摩擦応力に曝されるので、その寿命が有利に延長される。同様に、翼の応力のレベルは新品のときに意図されるのと同等のままであり、したがって翼の寿命はもはや影響を受けない。

さらに、この材料の収縮が局所的なものであり、したがって半径方向内部プラットフォームの周囲全体に加えられないという事実は、円形断面の残りの部分と、このプラットフォームが保持されるように意図されるリングを保持するオリフィスとの間に、小さな間隙が保持されることを可能にする。これは、観察されるわずかな空気力学的再循環現象のため、翼を横断する空気力学的流れがほんのわずかしか影響されずにすむようにする。

前記円から分離された、半径方向内部プラットフォームの輪郭の一部は、好ましくは、前記円の中心に中心を置く、１００から１４０°の間の角度区域に延在する。

前記円から分離された、半径方向内部プラットフォームの輪郭の一部は、好ましくは、円の直径の７％に対応する値と、この円の直径の１％に対応する値との間の前記円からの最大半径方向距離に位置する。

本発明の別の目的は、上述のものなど、複数の可変ピッチ翼を含むステータ段アセンブリであって、前記アセンブリは、前記翼の各々に関して、翼の半径方向内部プラットフォームを保持し、リングによって画定される主要空気流の境界を定める内面の領域の内部に向かって開口している、オリフィスを有するステータ翼リングを含み、さらに、翼の回転軸の方向に沿って見たときに、半径方向内部プラットフォームを保持する前記オリフィスが、半径方向内部プラットフォームの前記第一部分の外側輪郭がその上に重ねられる前記円よりも直径の大きい同心円上に重ねられる内側輪郭を有するように、前記第二の心出しピンが挿入される、翼の心出しブッシングを保持するオリフィスも有している。

各半径方向内部プラットフォームは、好ましくは、主要空気流の境界を定める前記内面の一部も形成する。

各心出しブッシングは、好ましくは、第一に、リングのオリフィスを保持する前記ブッシング内に挿入され、第二心出しピンのシートを画定する、スカート部、および第二に、前記スカート部に結合された基部を含み、各々がブッシング軸において延在する前記ブッシングは、前記リングの周囲方向に相互に連続している。

各心出しブッシングの基部は、好ましくは、リングの軸方向において相互に対して間隔を空けた２つの対向する縁によって境界を定められた、リングの周方向溝内に保持される。

本発明の別の目的は、上述のようなアセンブリを含む、ターボ機械モジュール向けの可変ピッチ翼ステータである。

さらに、本発明の別の目的は、上述のような少なくとも１つのステータ段を含むターボ機械モジュールである。この点に関して、モジュールは、圧縮機であってもよく、好ましくは高圧圧縮機、またはタービンであってもよい。

本発明の別の目的は、上述のような少なくとも１つのモジュールを含むターボ機械である。

本発明の最後の目的はまた、上述のものなど、ターボ機械モジュールステータ段向けの可変ピッチ翼を製造する方法であって、ここで前記半径方向内部プラットフォームは、円形断面形状から得られ、このプラットフォームの前記第二部分を得るようにその周囲が機械加工される。当然ながら、本発明による翼は、本発明の範囲を超えることのない、その他のいずれかの方法によって得られることも可能である。この点に関して、半径方向内部プラットフォームは、円形断面の中間形状を通じたいかなる変化も伴わずに、たとえば鋳造によってその最終形状が直接得られるように、製造されてもよい。

本発明の別の利点および特徴は、以下の非限定的な詳細な開示において明らかとなる。

本明細書は、以下の添付図を参照して記載される。

先に記載されたように、先行技術による知られている実施形態による航空機ターボ機械の高圧圧縮機の部分長手方向半断面図である。 先に記載されたように、ステータ翼リング上のステータ翼基部のアセンブリを示す、図１の圧縮機のステータ段の一部の拡大長手方向半断面図である。 先に記載されたように、アセンブリが、ステータ翼リング、およびそこに装着された翼を含む（翼は１つだけ示される）、図２に示されるステータ段に取り付けられたアセンブリの一部の斜視図である。 本発明の好適な実施形態による、可変ピッチ翼を備えるステータ段向けのアセンブリの一部の斜視図である。 図４に示されるアセンブリの一部の拡大斜視図である。 図５に示される翼の回転軸に沿った上面図である。 図６の線ＩＩ−ＶＩＩに沿った断面図である。

図４を参照すると、本発明の好適な実施形態によるアセンブリ１６０の一部が見られ、ここでこのアセンブリ１６０は、ターボ機械モジュール向けに、可変ピッチ羽根ステータ段の一体部分を形成するように意図されている。

この第一実施形態は、先に記載された先行技術のアセンブリ６０と置き換えられるように設計されており、したがって図１の高圧圧縮機のステータ段２ａ、２ｂ、２ｃのいずれかの内部に位置するように設計されている。この点に関して、アセンブリが、図４の線ＩＩ−ＩＩに沿った断面において、図２のアセンブリ６０と同一または類似の形状を有することは、留意されたい。さらに、図中、同一の参照符号が付された要素は、同一または類似の要素である。

このため、アセンブリ１６０は、先行技術によるアセンブリ６０向けに記載されたものと同一のステータ翼リング２２を含む。具体的には、保持オリフィス２４、２７は、円周上または接線方向４０に、一定間隔で分布されており、オリフィス２７は、リング２２によって形成される主要空気流６６の境界を定める内面の領域に向かって開口しており、オリフィス２４は、軸方向５０において相互に対して離間して対向する２つの溝縁によって境界を定められている、周方向溝（図４には記載せず）の領域に向かって開口している。このリングは、明らかに、ターボ機械の軸上に中心を置いている。

アセンブリ１６０はまた、図２に示されるようなタイプの複数の翼基部受けブッシング（図示せず）が取り付けられており、その数は、ステータ段の翼の数に等しく、すなわち数十個である。したがって、オリフィス２４内に保持されるブッシング２６は、３６０°にわたって周方向４０の全長に沿って相互に隣り合って位置しながら、互いに連続している。

最後に、アセンブリ１６０は、複数の可変ピッチ翼８を有し、その各々は、２つのオリフィス２４、２７およびオリフィス２４内に保持されるハウジングと協働している。

先に述べたように、各翼８は、両側に半径方向内部プラットフォーム１３および半径方向外部プラットフォーム１１が設けられていて、プラットフォーム１３から半径方向内向きに延在する心出しピン（図４には示されず）とともに、プラットフォーム１１から半径方向外向きに延在する第一心出しピン１２も含む、翼の機能部分４３を含み、これら第一および第二心出しピンは、共通翼回転軸を画定する。

さらに、翼の機能部分４３は、凸状面６４を形成する第一表面、および第一と反対側に凹状面６２を形成する第二表面を有する。この翼の機能部分４３の基部は、図５において最もわかりやすくなっているように、凸状面６４の側に位置する第一部分１３ａおよび凹状面６２の側に位置する第二部分１３ｂ内で、半径方向内部プラットフォーム１３を分離している。因みに、翼の機能部分の前縁６８の領域において、第一および第二部分１３ａ、１３ｂが、翼の機能部分の基部の点線７０の延長によって境界が定められると見なされてもよい。この領域とは異なり、翼の機能部分の後縁６２はプラットフォーム１３をはるかに越えて延在するので、境界設定は、まだ凹状面６２および凸状面６４によってなされる。さらに、プラットフォームを越える翼の機能部分４３のこの延長のため、オリフィス２７は、この翼の機能部分によって覆われそうなその部分の領域に、わずかな面取り部７２を有する。

内部プラットフォーム１３の部分１３ａおよび１３ｂの上面はまた、主要空気流６６の境界を定める内面の部分を構成し、これは好ましくは軸方向に対して傾斜しており、通常は、下流へ移動するにつれてエンジン軸から分離される。

本発明の特徴の１つは、この翼の回転軸２０の方向に沿って見たときに、リング２２に装着された翼８の１つを示す図６に、模式的に示されている。同図において、凸側６４に位置するプラットフォーム１３の第一部分１３ａは、参照符号Ｃａが付された外側輪郭を有し、これは、その中心が軸２０に相当する、参照符号Ｃ１が付された円に重ねられる。輪郭Ｃａおよび円Ｃ１の重なりのため、これら２つの要素は、同じ円弧線によって示される。

さらに、プラットフォーム１３の第二部分１３ｂの外側輪郭Ｃｂの少なくとも一部Ｃｂ１は、上述の円Ｃ１の距離以内に位置する。図示される好適な実施形態において、円Ｃ１内に位置する輪郭の部分Ｃｂ１は、参照符号Ｃｂが付されるこの外側輪郭の一部にのみ相当し、別の部分Ｃｂ２自体は、円Ｃ１上に重ねられる。図６からわかるように、部分Ｃｂ２は、部分Ｃａの輪郭の両端から連続的に延在するものであってもよく、その一方で部分Ｃｂ１は、円Ｃ１の中心２０を中心として、たとえば１２０°程度などの角度区域７４上を延在することができる。一例として、輪郭Ｃｂの部分Ｃｂ１は、円Ｃ１の中心２０からずれた中心７６を中心とする円弧の形状を取ることができる。

したがって、上記の形状画定の結果として生じるプラットフォーム１３は、その第二部分１３ｂの一部がこのプラットフォーム１３の別の部分よりもオリフィス２７から離れるようにするために、第二部分１３ｂの一部に材料の周囲収縮を有する円形断面の円筒形状に匹敵する全体形状を有する。

実際、再び図６を参照すると、半径方向内部プラットフォーム１３の保持オリフィス２７は、上述の円Ｃ１よりも直径が大きい同心円Ｃ２上に重ねられる内側輪郭Ｃ’を有する。その結果、静止しているとき、輪郭Ｃ’および輪郭Ｃａの部分Ｃｂ２を分離する第一間隙は、たとえば０．５ｍｍ程度でほぼ一定であり、輪郭Ｃ’を輪郭部分Ｃｂ１から分離する第二変化間隙「ｊ」よりも小さい。この第二間隙「ｊ」は、図７にも参照されているが、これはさらに、輪郭Ｃｂ２を有する２つの接合部の付近の第一間隙とほぼ同一であって、その後、輪郭部分Ｃｂ１の中心部に近づくにつれて次第に増加し、そこでたとえば１．７５ｍｍ程度など、最大値に到達する。

この点に関して、設計は、円Ｃ１から分離されている、輪郭Ｃｂの部分Ｃｂ１が、円Ｃ１の直径の７％に相当する値と、この円Ｃ１の直径の１％に相当する値との間のこの円の最大半径方向距離に位置するようになっている。半径方向距離が、円Ｃ１の中心２０を通過する直線に沿って、円Ｃ１と輪郭Ｃｂ１との間の距離として当然に理解されなければならないことは、留意すべきである。

このため、動作中、翼８は、自身に対して作用する空気力学的な合力によって生じる偏向に曝されるが、その結果、リング２２にいかなる有害な摩擦も生じることなく、輪郭Ｃｂ１をオリフィス２７に接近させる。

好ましくは、面取り部７２を無視して、輪郭Ｃ’を画定する保持オリフィス２７の側方面もまた軸２０に沿った円筒形であるのと同様に、輪郭Ｃａ、Ｃｂを画定する、プラットフォーム１３の側方面が、軸２０に沿った円筒形であることは、留意されたい。

当然ながら、非限定的な例に過ぎないので、上述の発明に対して当業者によって様々な変更がなされることが可能である。

Claims (12)

1. ターボ機械モジュールのステータ段用の可変ピッチ翼（８）であって、両側に半径方向内部プラットフォーム（１３）および半径方向外部プラットフォーム（１１）が設けられている翼の機能部分（４３）を含み、さらに、前記半径方向内部プラットフォームから半径方向内向きに延在する第二心出しピン（１６）とともに、前記半径方向外部プラットフォームから半径方向外向きに延在する第一心出しピン（１２）を含み、前記第一および第二心出しピン（１２、１６）が共通翼回転軸（２０）を画定し、凸状面を形成する第一表面（６４）を有する翼の前記機能部分（４３）、および凹状面を形成する第二表面（６２）が、前記半径方向内部プラットフォーム（１３）を分離して、翼の第一表面（６４）の側に位置する第一部分（１３ａ）、および翼の第二表面（６２）の側に位置する第二部分（１３ｂ）とし、
   翼の回転軸（２０）の方向に沿って見たとき、半径方向内部プラットフォーム（１３）の前記第一部分（１３ａ）が、円（Ｃ１）上に重なり合う外側輪郭（Ｃａ）を有し、この円（Ｃ１）とは距離を置いてこの円（Ｃ１）の内側に、半径方向内部プラットフォームの前記第二部分（１３ｂ）の外側輪郭（Ｃｂ）の少なくとも一部（Ｃｂ１）があることを特徴とする、前記翼。
2. 前記円（Ｃ１）から分離された、半径方向内部プラットフォーム（１３）の輪郭の一部（Ｃｂ１）が、前記円（Ｃ１）の中心に中心を置く、１００から１４０°の間の角度区域（７４）に延在することを特徴とする、請求項１に記載の翼。
3. 前記円（Ｃ１）から分離された、半径方向内部プラットフォーム（１３）の輪郭の一部（Ｃｂ１）が、円の直径の７％に相当する値と、この円の直径の１％に対応する値との間の前記円からの最大半径方向距離に位置することを特徴とする、請求項１または２に記載の翼。
4. 請求項１から３のいずれかに記載の複数の可変ピッチ翼（８）を含むステータ段アセンブリ（１６０）であって、前記アセンブリが、前記翼（８）の各々に関して、翼の半径方向内部プラットフォーム（１３）を保持し、リングによって画定される主要空気流（６６）の境界を定める内面の領域の内部に向かって開口している、オリフィス（２７）を有するステータ翼リング（２２）を含み、さらに、翼の回転軸の方向に沿って見たときに、半径方向内部プラットフォーム（１３）を保持する前記オリフィス（２７）が、半径方向内部プラットフォーム（１３）の前記第一部分（１３ａ）の外側輪郭（Ｃａ）が重なり合って一致する前記円（Ｃ１）よりも直径の大きい同心円（Ｃ２）上に重ねられる内側輪郭（Ｃ’）を有するように、前記第二の心出しピン（１６）が挿入される、翼の心出しブッシング（２６）を保持するオリフィス（２４）も有している、ステータ段アセンブリ。
5. 各半径方向内部プラットフォーム（１３）が、主要空気流（６６）の境界を定める前記内面の一部も形成することを特徴とする、請求項４に記載のアセンブリ。
6. 各心出しブッシング（２６）が、好ましくは、第一に、リング（２２）における前記ブッシングを保持するオリフィス（２４）内に挿入されて、第二心出しピンのシート（３０）を画定するスカート部（２８）を含み、および、第二に、前記スカート部に結合された基部（３４）を含み、各々がブッシング軸（２０）を中心として延在する前記複数のブッシングが、前記リングの周囲方向（４０）に沿って相互に連続して配置されていることを特徴とする、請求項４または５に記載のアセンブリ。
7. 各心出しブッシング（２６）の基部（３４）が、リングにおける軸方向（５０）に関して間隔を空けて位置する２つの対向する縁によって境界を定められたリングの周方向溝（３６）内に保持されることを特徴とする、請求項６に記載のアセンブリ。
8. 請求項４から７のいずれかに記載のアセンブリ（１６０）を含む、ターボ機械モジュール向けの可変ピッチ翼（６）を備える、ステータ段（２ａ、２ｂ、２ｃ）。
9. 請求項８に記載のステータ段（２ａ、２ｂ、２ｃ）を少なくとも１つ含む、ターボ機械モジュール（１）。
10. 圧縮機またはタービンであることを特徴とする、請求項９に記載のモジュール。
11. 請求項９または１０のいずれか１つに記載のモジュール（１）を少なくとも１つ含む、ターボ機械。
12. 請求項１から３のいずれかに記載のターボ機械モジュールステータ段向けの可変ピッチ翼の製造方法であって、前記半径方向内部プラットフォームが、円形断面形状から得られ、このプラットフォームの前記第二部分を得るようにその周囲が機械加工される、方法。

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