JP5635114B2 - 航空機ターボ機械用金属製環状接続構造体 - Google Patents

Description

本発明は、航空機ターボ機械、好ましくはターボジェット型のターボ機械のための、２つの部品の間の金属製環状接続構造体に関する。

このようなターボジェットには、２つの環状部品を接続する、１つまたはいくつかの金属製環状接続構造体が設けられている。これは、例えば、推進インバータ構造体を形成する下流部品と、その内面が二次環状ストリームの外側境界表面を画定するエンベロープを形成する上流部品との間の金属製環状接続構造体の場合に該当し、この上流部品は外側ファンダクトとも称される。

この場合、接続構造体を通る任意の半断面は、長手方向軸から半径方向に開放したＵ字型を形成する、２つの分岐部および基部を含む。さらに、接続すべき部品のうちの１つが複合材料で作られているとき、接続構造体は通常、それ自体が複合材料で作られた部品の環状端部を含むために長手方向に開放している第二Ｕ字型を形成する、上述のＵ字型の分岐部のうちの１つにボルト留めされた、金属製取り付けフランジとともに使用される。

この追加取り付けフランジの存在は、これを取り付けるために使用されるボルトの存在と相まって、対象の部品に複合材料を使用することによる利点の大部分が失われる程度にまで、得られるアセンブリの全質量に対して大きな影響を及ぼす。

この質量問題は、接続すべき２つの部品が複合材料で作られているときに強調されるが、これは、そのような場合には、各々が接続構造体の中央のＵ字型にボルト留めされている２つの個別の取り付けフランジが設けられるからである。

この質量問題と向き合うために、本発明はまず、航空機ターボ機械用の２つの部品の間の金属製環状接続構造体を提案するが、これは、前記環状構造体の長手方向軸から半径方向内向きまたは外向きに開放している第一Ｕ字型を形成する任意の半断面における２つの一次分岐部および基部、ならびに長手方向に開放している２つの一次分岐部のうちの１つを用いて第二Ｕ字型を形成する２つの二次分岐部を備えている。本発明によれば、一次および二次分岐部ならびに第一Ｕ字型の基部は、単一部品として形成されている。

このように、環状接続構造体を一体に形成することによって、特にもはや第一Ｕ字型を第二Ｕ字型にボルト留めする必要がないので、結果的に質量を減じることになる。

好ましくは、接続構造体の任意の半断面は２つの三次分岐部も含み、２つの一次分岐部のうちの他方と組み合わせられて第二Ｕ字型の方向とは逆の方向で長手方向に開放している第三Ｕ字型を形成しており、一次、二次、および三次分岐部ならびに第一Ｕ字型の基部は一体に形成されている。この構成において、第二Ｕ字型は、好ましくは複合材料で作られた第一部品を保持してもよく、その一方で第三Ｕ字型は、やはり好ましくは複合材料で作られた第二部品を受容することができる。あるいは、第二部品は、例えば、特に金属製の場合にはボルト留めによって、第一Ｕ字型の分岐部のうちの１つに直接実装されることも可能である。

本発明の別の目的は、上述の金属製環状構造体および複合材料で作られた第一環状部品を含む航空機ターボ機械用のアセンブリであり、第一環状部品の環状端部は前記第二Ｕ字型に収容されている。上述のように好ましくは、アセンブリは複合材料で作られた第二環状部品も含み、その１つの環状端部は前記第三Ｕ字型に収容されている。

最後に、本発明の別の目的は、上述のようなアセンブリを含む航空機ターボ機械であり、好ましくは：
前記金属製環状接続構造体は、ターボ機械の長手方向軸を中心とし、
前記第一環状部品は、その内面がターボ機械における二次ストリームの環状外側境界表面を画定するエンベロープを形成する手段を含み、
前記第二環状部品は推進インバータ構造体を形成する。

好ましくは、ターボ機械は、連接棒を通じてこの排気ケーシングから半径方向外向きに配置された前記金属製環状接続構造体に接続された、排気ケーシングも含む。

本発明のその他の利点および特徴は、以下の詳細な非限定的説明を読むと明らかになるだろう。

本明細書は、以下の添付図面を参照する。

本発明の好適な一実施形態による、航空機用複流ターボジェットの模式的長手方向半断面図である。 先の図面に示されたターボジェットに取り付けられた、環状金属製接続構造体の部分斜視図である。 金属製環状接続構造体を含むターボジェットアセンブリの模式的半断面図である。 本発明の別の好適な実施形態におけるアセンブリの、図３のものと類似の図である。

まず図１を参照すると、同図は航空機ターボジェット１の好適な実施形態を示している。以下の説明を通じて、「前方」および「後方」という用語は、ターボジェットからの推力によって生じる航空機の前方移動に対するものであり、この方向は、矢印２によって模式的に示されている。さらに、「上流」および「下流」という用語は、航空機の前方移動方向２とは異なり、ターボジェット内の主要ガス流方向に関連して考慮されるべきである。

上流端部から下流端部に向かって順に、長手方向軸４を備えるターボジェット１は、ファン６、低圧圧縮機８、高圧圧縮機１０、環状燃焼室１２、高圧タービン１４、および低圧タービン１６を含む。圧縮機、タービン、および燃焼室は、軸４を中心とする中央ケーシング１８によって部分的に閉鎖されたガス発生器を形成し、ターボジェットの一次流Ｆｐはここを通過する。

この場合、高圧タービン１０は遠心分離機であり、したがって遠心ホイールの下流端部において軸４の中央ケーシング１８までの半径方向の距離を最大化することが可能な、遠心ホイールを含む。

中央ケーシング１８は、同心の内殻２２および外殻２４を備える中間ケーシング２０を後方向に伸長し、そこでは殻同士を接続するために、殻の間に構造アーム２６がある。外殻２４はファンケーシング２８を後方向に空気力学的に伸長し、その一方で内殻２２は、中間ケーシングのハブ３０上に固定された、中央ケーシング１８の前方端部から、半径方向外向きになっている。

中央ケーシング１８の後方端部もまた、低圧タービン１６より下流に位置する排気ケーシング３２によって伸長されている。

上記ケーシングの全ては互いに固定されており、静的および動的力が通る構造体をともに形成する。

エンベロープを形成する第一手段３６は、内殻２２を後方向に空気力学的に伸長し、中央ケーシング１８の周りに配置されている。これらの手段は、内側ファンダクトと称されるが、二次環状ストリーム３８の内側境界を形成する外側環状表面３７を有しており、ターボジェットの二次流Ｆｓはここを通過する。表面３７は、別の表面３９を後方向に空気力学的に伸長し、これもまた二次環状ストリーム２８の内側境界を形成するが、この表面３９は内殻２２によって画定されている。さらに、表面３７の下流には攪拌機４８があり、これは一次流Ｆｐおよび二次流Ｆｓを撹拌する周知の機能を有している。

中央ケーシング１８とエンベロープを形成する第一手段との間で自由なままになっている環状空間４６は、「コア区画」と称される区画の役割を果たし、その内側に機器が配置される。

エンベロープを形成する第二手段４１は、上述の第一手段３６と同心かつその外側に配置され、外殻２４を後方向に空気力学的に伸長する。外側ファンダクトと称されるこれらの手段は、ストリーム３８の外側境界を形成する内側環状表面４２を有する。表面４２は、やはり環状二次ストリーム３８の外側境界に使用される、別の表面４３を後方向に空気力学的に伸長し、この表面４３は外殻２４によって画定されている。

好ましくは樹脂およびガラス繊維および／または炭素繊維の混合物を含むタイプの複合材料で作られた、エンベロープを形成する第二手段４１は、好ましくは外殻２４の上流およびやはり本発明の一部を形成する金属製環状接続構造体の下流に、固定される。

図中に参照番号５０が付されたこの接続構造体は、やはり好ましくは樹脂およびガラス繊維および／または炭素繊維の混合物を含むタイプの複合材料で作られた、推進インバータを形成する下流の環状構造体５１に、エンベロープ４１を接続する。推進インバータ５１を形成する環状構造体は、接続構造体５０と同様に、軸４を中心としている。その内側表面５３もまた、表面４２の後方伸長部に位置する環状二次ストリーム３８の外側境界を形成する。

図１からわかるように、排気ケーシング３２は、半径方向でこのケーシング３２に隣接してその外側に位置する接続構造体５０に、連接棒５２を通じて接続されている。

連接棒５２は、ターボジェットの横断面に配置され、これらの棒が通る凹部を備える第一エンベロープ３６内を通り、各棒の外側半径方向端部は接続構造体５０に実装されており、内側半径方向端部は排気ケーシング３２に関節接続されている。

図２は、例えば中実リングを成形加工または機械加工することによって一体に形成された、接続構造体５０の例示的実施形態を示す。

半径方向面および長手方向面における接続構造体５０の任意の半断面は第一に、長手方向軸４から半径方向外向きに開放した第一Ｕ字型６４をともに形成する、２つの一次分岐部６０ａ、６０ｂおよび基部６２を備える中央部を含む。基部６２は長手方向に沿っており、その一方で分岐部６０ａ、６０ｂは半径方向である。

接続構造体５０はまた、一次分岐部６０ａの半径方向内側部とともに、長手方向前方に向かって開放した第二Ｕ字型６８を形成する、２つの二次分岐部６６ａ、６６ｂも含む。同様に、接続構造体５０は、一次分岐部６０ｂの半径方向内側部とともに後方向で長手方向に開放した第三Ｕ字型７２を形成する、２つの三次分岐部７０ａ、７０ｂも含む。

図示される実施形態において、分岐部６６ｂ、７０ｂ、および分岐部の間に位置する基部６２は、軸４と平行な１本の連続的な直線を形成する。

図３は、図２を参照して先に記載された接続構造体５０、ならびにエンベロープ４１および推進インバータ構造体５１を組み込んだ、アセンブリ７４を示す。エンベロープ４１の下流環状端部は、第二Ｕ字型６８によって画定された環状空間に収容されており、スルー半径方向ボルト８０などによってそこに固定されている。同様に、推進インバータ構造体５１の上流環状端部は、第三Ｕ字型７２によって画定された環状空間に収容されており、スルー半径方向ボルト８２などによってそこに固定されている。この図３は、連接棒５２の外側半径方向端部が、その端部において一次分岐部６０ａ、６０ｂに実装されている長手方向軸８６によって第一Ｕ字型６４に関節接続されていることを示している。これは、棒５２がその内側を通ることができるように、基部６２に適切なオリフィス８８を形成することによってなされる。

図４に示される１つの代替実施形態は、第三Ｕ字型を有していない接続構造体５０を示しており、この代替案は、推進インバータ構造体５１を形成する構造体が、例えばボルト留めによって、下流一次分岐部６０ｂに直接実装されることが可能な場合に好まれる。これは、特に構造体５１が金属製である場合に該当する。

同様に、第三Ｕ字型のみを維持し、エンベロープ４１が例えばボルト留めによって上流一次分岐部６０ａに直接実装されることが可能な場合に第二を省略することも、可能であろう。

明らかに、当業者は、単なる非限定的な例として先に記載されたような本発明に多くの変更を加えることができるだろう。

Claims (9)

1. 航空機ターボ機械用の２つの部品の間の金属製環状接続構造体（５０）であって、前記環状接続構造体の長手方向軸（４）から半径方向に開放している第一Ｕ字型（６４）を形成する２つの一次分岐部（６０ａ、６０ｂ）および基部（６２）、ならびに長手方向に開放している２つの一次分岐部のうちの１つを用いて第二Ｕ字型（６８）を形成する２つの二次分岐部（６６ａ、６６ｂ）を含む任意の半断面を備えており、
   一次分岐部（６０ａ、６０ｂ）および二次分岐部（６６ａ、６６ｂ）ならびに第一Ｕ字型の基部（６２）は一体に形成されていることを特徴とする、構造体。
2. 各任意の半断面はまた、２つの一次分岐部のうちの他方と組み合わせられて第二Ｕ字型（６８）の方向とは逆の方向で長手方向に開放している第三Ｕ字型（７２）を形成する２つの三次分岐部（７０ａ、７０ｂ）も含み、一次分岐部（６０ａ、６０ｂ）、二次分岐部（６６ａ、６６ｂ）、および三次分岐部（７０ａ、７０ｂ）、ならびに第一Ｕ字型の基部（６２）は一体に形成されていることを特徴とする、請求項１に記載の構造体。
3. 請求項１に記載の金属製環状接続構造体（５０）、およびその環状端部が前記第二Ｕ字型（６８）に収容されている、複合材料で作られた第一環状部品（４１）を含む、航空機ターボ機械用アセンブリ（７４）。
4. 請求項２に記載の金属製環状接続構造体（５０）、およびその環状端部が前記第二Ｕ字型（６８）に収容されている、複合材料で作られた第一環状部品（４１）を含む、航空機ターボ機械用アセンブリ（７４）。
5. 環状端部が前記第三Ｕ字型（７２）に収容されている複合材料で作られた第二環状部品（５１）も含む、請求項４に記載のアセンブリ。
6. 請求項３または４に記載のアセンブリ（７４）を含む、航空機ターボ機械（１）。
7. 請求項５に記載のアセンブリ（７４）を含む、航空機ターボ機械（１）。
8. 前記金属製環状接続構造体（５０）は、ターボ機械の長手方向軸（４）を中心とし、
   前記第一環状部品（４１）は、その内面がターボ機械における二次ストリーム（３８）の環状外側境界表面（４２）を画定するエンベロープを形成する手段を含み、
   前記第二環状部品（５１）は推進インバータ構造体を形成する、請求項７に記載のターボ機械。
9. 連接棒（５２）を通じて排気ケーシング（３２）から半径方向外向きに配置された前記金属製環状接続構造体（５０）に接続された排気ケーシング（３２）も含む、請求項６から８のいずれか一項に記載のターボ機械。

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