JP5962887B2 - 翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン - Google Patents

Description

本発明は、例えば、航空機用ジェットエンジンを構成する翼であるガイドベーンのエンジン本体側との連結部に用いられる翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジンに関するものである。

上記したようなジェットエンジンには、通常、エンジン本体内に空気を導入する動翼と、この動翼により導入した空気の流れを整流する静翼であるガイドベーンが備えられている。

このガイドベーンには、整流機能のみが要求される場合と、整流機能に加えてエンジン本体を構成するファンフレームとファンケースとを連結する構造体機能をも要求される場合がある。

前者の整流機能のみが要求される場合には、通常、アルミ合金等の金属材料、又は、エポキシ樹脂等の熱硬化性樹脂と炭素繊維等の強化繊維との複合材料が構成材料として採用され、このガイドベーンの下流側に配置されるアルミ合金等の金属材料を構成材料とするストラットに構造体機能を持たせるようにしている。一方、整流機能に加えて構造体機能をも要求される場合には、アルミ合金等の金属材料が構成材料として採用される。

上記したようなガイドベーン及びこのガイドベーンを有するジェットエンジンは、例えば、特許文献１〜３に記載されている。

米国特許第5320490号明細書 特許2766423号公報 特開平05-149148号公報

ここで、近年の航空機ジェットエンジンの燃費向上を目的とした高バイパス比化の要求に応じるべく、エンジン径を大きくする傾向にあり、これに伴って、航空機ジェットエンジンの軽量化を図ることが急務となっている。

例えば、ガイドベーンに整流機能のみを持たせる場合には、構成材料として複合材料を用いる分だけガイドベーン自体の軽量化を実現することはできるものの、アルミ合金等の金属材料を構成材料とするストラットに構造体機能を負担させる分だけ、航空機ジェットエンジンの軽量化の妨げになる。
一方、ガイドベーンに整流機能に加えて構造体機能も持たせる場合には、ガイドベーンにアルミ合金等の金属材料を構成材料として用いる都合上、ストラットを用いる場合と同じく航空機ジェットエンジンの軽量化の妨げになるという問題があり、これを解決することが従来の課題となっている。

本発明は、上記した従来の課題に着目してなされたもので、ジェットエンジンの軽量化に寄与しつつ、高い構造強度を得ることが可能である翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジンを提供することを目的としている。

上記した目的を達成するべく、本発明の請求項１に係る発明は、ジェットエンジンを構成する熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料から成る翼の連結部構造であって、前記翼連結部には、前記翼の端部に対して翼厚方向両側から接合する互いに分割された一対の分割片を有する金属から成る連結サポート体が配置され、前記翼の端部における前記一対の分割片との接合面のうちの少なくともいずれか一方の接合面には、少なくとも１本の突条又は溝が形成され、前記連結サポート体の一対の分割片における各端部接合面のうちの少なくともいずれか一方の端部接合面には、前記翼の端部に形成された前記突条又は溝と係合する溝又は突条が形成され、前記翼の端部は、前記連結サポート体の一対の分割片に翼厚方向両側から付与される締結力（例えば、ボルト及びナットで得られる締結力）により該連結サポート体の一対の分割片間に保持されている構成としたことを特徴としており、この構成の翼の連結部構造を前述した従来の課題を解決するための手段としている。

また、本発明の請求項２に係る翼の連結部構造において、前記連結サポート体の一対の分割片と、該一対の分割片間に保持される前記翼の端部との間に接着剤が介在されている構成としている。

一方、本発明の請求項３に係るジェットエンジンは、該ジェットエンジンを構成する翼の連結部構造として請求項１又は２に記載の翼の連結部構造が用いられている構成としている。

ここで、本発明に係る翼の連結部構造を適用し得る部位としては、ジェットエンジンにおける静翼であるガイドベーンの翼先端部とエンジン本体との連結部や、同じくガイドベーンの翼基端部とエンジン本体との連結部が挙げられるほか、ジェットエンジンにおける動翼のチップ（先端部）とチップシュラウドとの連結部や、同じく動翼のハブ（基端部）とシャフトとの連結部が挙げられる。なお、チップシュラウドは、動翼のチップに振動防止及び空力性能改善のために設けられるものであり、動翼とともに回転する。

本発明に係る翼の連結部構造において、翼の端部における連結サポート体との接合面に形成する突条又は溝（連結サポート体の端部接合面に形成する溝又は突条）の本数は、一方の接合面のみに設ける場合と、一方の接合面及び他方の接合面の双方に設ける場合とのいずれの場合にもかかわらず、１本に限定されない。例えば、一方の接合面及び他方の接合面の双方に２本ずつ設けたり、一方の接合面に１本設けて他方の接合面には２本設けたりするようにしてもよい。

また、本発明に係る翼の連結部構造において、翼の端部における連結サポート体との接合面に形成する突条又は溝（連結サポート体の端部接合面に形成する溝又は突条）としては、断面が台形形状を成すものや、半円形状を成すものや、三角形状を成すものや、矩形形状を成すものを採用することができるが、いずれのものにも限定されない。

さらに、本発明に係る翼の連結部構造において、翼を構成する熱硬化性樹脂には、例えば、エポキシ樹脂，フェノール樹脂，ポリイミド樹脂を用いることができ、同じく翼を構成する熱可塑性樹脂には、例えば、ポリエーテルイミド，ポリエーテルエーテルケトン，ポリフェニレンスルファイドを用いることができる。そして、翼を構成する強化繊維には、例えば、炭素繊維，アラミド繊維，ガラス繊維を用いることができ、翼はこれらの材料からなる複合材料を、例えば、翼厚方向に積層したり、三次元的に織込んだりして形成される。一方、連結サポート体には、アルミ合金やチタン合金等の金属を採用し得る。

本発明に係る翼の連結部構造では、まず、複合材料から成る翼の端部を金属から成る連結サポート体における一対の分割片の各対向壁間に位置させている。また、翼の端部における連結サポート体との接合面のうちの少なくともいずれか一方の接合面に形成した突条又は溝を連結サポート体における端部接合面のうちの少なくともいずれか一方の端部接合面に形成した溝又は突条に係合するようにしている。そのうえで、連結サポート体の一対の分割片に翼厚方向両側から、例えば、ボルト及びナットで得られる締結力を付与して、翼の端部を連結サポート体の一対の分割片間に保持するようにしている。

したがって、本発明に係る翼の連結部構造では、ジェットエンジンの軽量化に貢献しながら、高い構造強度が得られることとなり、加えて、連結強度が機械的な連結強度になるので、接着剤のみを用いた連結強度と比較して、連結部における工程管理が容易になる。

また、翼の端部を一対の分割片で翼厚方向両側から挟持する形になるので、翼の端部を、例えば、片方の分割片のみで支持する場合と比較して、翼の端部の曲りを回避し得ることとなり、その結果、強固な連結状態を維持し得ることとなる。

さらに、翼の端部と連結サポート体とを組み立てるに際して、翼の端部側の突条又は溝が連結サポート体側の溝又は突条に係合することで、両者の互いの位置決めが成されることから、この組み立て作業の容易化が図られることとなる。

さらにまた、本発明に係る翼の連結部構造において、連結サポート体の一対の分割片と、該一対の分割片間に保持される翼の端部との間に接着剤が介在するように成せば、より高い構造強度が得られることとなる。

一方、本発明に係るジェットエンジンでは、本発明に係る翼の連結部構造を採用することで、軽量化及び高強度化がいずれも実現することとなる。

本発明に係る翼の連結部構造では、上記した構成としているので、ジェットエンジンの軽量化に寄与しつつも、高い構造強度を得ることが可能であるという非常に優れた効果がもたらされる。

本発明の一実施例による翼の連結部構造を採用したジェットエンジンの前側上部における部分断面説明図である。 図１の翼の連結部構造を詳細に示すジェットエンジンを前方から見た翼の連結部における断面説明図である。 図１の翼の連結部構造を詳細に示す翼の連結部の側面説明図である。 本発明の他の実施例による翼の連結部構造を詳細に示す図２に相当する断面説明図である。 本発明のさらに他の実施例による翼の連結部構造を詳細に示す動翼のチップとチップシュラウドとの連結部における部分断面説明図である。

以下、本発明を図面に基づいて説明する。
図１〜図３は本発明に係る翼の連結部構造の一実施例を示しており、この実施例では、ジェットエンジンを構成する静翼としてのガイドベーンの連結部を例に挙げて説明する。

図１に示すように、ジェットエンジン１において、エンジン本体２におけるエンジン内筒３の軸心側に環状のコア流路４が形成され、エンジン本体２の外側部分であるファンケース５の内周面及びエンジン内筒３の外周面の間にバイパス流路６が形成されている。

このジェットエンジン１の図中左側の前部には、ファンディスク７が軸受８を介して図示しないエンジン軸心周りに回転可能に設置されている。このファンディスク７は、ジェットエンジン１の図中右側の後部に配置される図示しない低圧タービンにおけるタービンロータに一体的に連結されている。

また、このファンディスク７の外周面には、複数の動翼１０が嵌合溝７ａを介して周方向に等間隔で配置されており、動翼１０と嵌合溝７ａとの間における前後には、スペーサ１１，１１が配置されている。ファンディスク７の前部及び後部には、動翼１０を支える環状のリテーナ１２，１３が周方向に一体的にそれぞれ設置され、前部のリテーナ１２はノーズコーン１４に一体的に連結され、後部のリテーナ１３はファンディスク７の下流側に隣接する低圧圧縮機１５におけるロータ１６に同軸で且つ一体的に連結されている。
なお、複数の動翼１０の各チップ間には、振動防止及び空力性能改善のためのチップシュラウドが連結されているが、このチップシュラウドは図１において図示していない。

つまり、ジェットエンジン１の運転時には、複数の動翼１０をファンディスク７とともに回転させることで、コア流路４及びバイパス流路６に空気を導入することができるようになっている。

このジェットエンジン１は、バイパス流路６上に複数のガイドベーン（静翼）２０を備えている。複数のガイドベーン２０は、エンジン内筒３の周囲に配置されており、バイパス流路６を流れる旋回空気流を整流するようになっている。このガイドベーン２０は、エポキシ樹脂，フェノール樹脂，ポリイミド樹脂等の熱硬化性樹脂又はポリエーテルイミド，ポリエーテルエーテルケトン，ポリフェニレンスルファイド等の熱可塑性樹脂と、炭素繊維，アラミド繊維，ガラス繊維等の強化繊維との複合材料を構成材料として、例えば、翼厚方向に積層されたり、三次元的に織込まれたりして形成される。

このガイドベーン２０の軸心側の翼基端部（翼端部）２１は、エンジン内筒３に配置されたファンフレーム３１の取り付けフランジ３１ｆに連結され、ガイドベーン２０の軸心から離れた側の翼先端部（翼端部）２２は、ファンケース５に配置された取り付けフランジ５ｆに連結されている。

この場合、ガイドベーン２０の翼基端部２１と取り付けフランジ３１ｆとの連結部、すなわち、翼連結部には、図２及び図３に示すように、ガイドベーン２０の翼基端部２１に対して翼厚方向（図２左右方向）両側から接合する互いに分割された一対の分割片３４，３４から成る連結サポート体３３が配置されている。この連結サポート体３３の分割片３４，３４は、いずれもアルミ合金やチタン合金等の金属から成り、取り付けフランジ３１ｆにボルト３８及びナット３９により取り付けられている。

この連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４には、互いに向き合う対向壁３５がそれぞれ形成されており、ガイドベーン２０の翼基端部２１には、これらの対向壁３５，３５が翼厚方向両側から接合するようになっている。

この実施例において、ガイドベーン２０の翼基端部２１における接合面２１ａ，２１ａのうちの図２左側の接合面２１ａには、断面が台形形状を成す１本の突条２１ｂが形成され、一方、連結サポート体３３を構成する２個の分割片３４，３４のうちの同じく図２左側の分割片３４には、すなわち、図２左側の分割片３４における対向壁３５の端部接合面３５ａには、ガイドベーン２０の翼基端部２１に形成された突条２１ｂと互いに係合する溝３５ｂが形成されている。

そして、この実施例において、ガイドベーン２０の翼基端部２１は、連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４に翼厚方向両側から付与されるボルト３６及びナット３７による締結力によって一対の分割片３４，３４の各対向壁３５，３５間に保持されている。

また、この実施例において、連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４における各対向壁３５，３５と、これらの対向壁３５，３５間に保持されるガイドベーン２０の翼基端部２１との間には、接着剤が介在されている。

一方、ガイドベーン２０の翼先端部２２と取り付けフランジ５ｆとの連結部、すなわち、翼連結部にも、ガイドベーン２０の翼先端部２２に対して翼厚方向（図２左右方向）両側から接合する互いに分割された一対の分割片５４，５４から成る連結サポート体５３が配置されている。この連結サポート体５３の分割片５４，５４も、いずれもアルミ合金やチタン合金等の金属から成り、取り付けフランジ５ｆにボルト３８及びナット３９により取り付けられている。

この連結サポート体５３の一対の分割片５４，５４にも、互いに向き合う対向壁５５がそれぞれ形成されており、ガイドベーン２０の翼先端部２２には、これらの対向壁５５，５５が翼厚方向両側から接合するようになっている。

この翼連結部においても、ガイドベーン２０の翼先端部２２における接合面２２ａ，２２ａのうちの図２左側の接合面２２ａには、断面が台形形状を成す１本の突条２２ｂが形成され、一方、連結サポート体５３を構成する２個の分割片５４，５４のうちの同じく図２左側の分割片５４には、すなわち、図２左側の分割片５４における対向壁５５の端部接合面５５ａには、ガイドベーン２０の翼先端部２２に形成された突条２２ｂと互いに係合する溝５５ｂが形成されている。

そして、ガイドベーン２０の翼先端部２２は、連結サポート体５３の一対の分割片５４，５４に翼厚方向両側から付与されるボルト５６及びナット５７による締結力によって一対の分割片５４，５４の各対向壁５５，５５間に保持されている。

また、この翼連結部においても、連結サポート体５３の一対の分割片５４，５４における各対向壁５５，５５と、これらの対向壁５５，５５間に保持されるガイドベーン２０の翼先端部２２との間には、接着剤が介在されている。

上記したように、この実施例に係る翼の連結部構造では、まず、複合材料から成るガイドベーン２０の翼基端部２１（翼先端部２２）を金属から成る連結サポート体３３（５３）における一対の分割片３４，３４（５４，５４）の各対向壁３５，３５（５５，５５）間に位置させている。また、翼基端部２１（翼先端部２２）の図２左側の接合面２１ａ（２２ａ）に形成した突条２１ｂ（２２ｂ）を連結サポート体３３（５３）の図２左側の接合面３５ａ（５５ａ）に形成した溝３５ｂ（５５ｂ）に係合するようにしている。そのうえで、連結サポート体３３（５３）の一対の分割片３４，３４（５４，５４）に、翼厚方向両側からボルト３６（５６）及びナット３７（５７）で得られる締結力を付与して、翼基端部２１（翼先端部２２）を一対の分割片３４，３４（５４，５４）の各対向壁３５，３５（５５，５５）間に保持するようにしている。

したがって、この実施例に係る翼の連結部構造では、ジェットエンジン１の軽量化に貢献しつつも、高い構造強度が得られることとなり、加えて、連結強度が機械的な連結強度になるので、接着剤のみを用いた連結強度と比較して、連結部における工程管理が容易になる。

また、翼基端部２１（翼先端部２２）を一対の分割片３４，３４（５４，５４）の各対向壁３５，３５（５５，５５）間で翼厚方向両側から挟持することになるので、翼基端部２１（翼先端部２２）を、例えば、片方の壁で片持ち支持する場合と比べて、翼基端部２１（翼先端部２２）の曲りを回避し得ることとなり、その結果、強固な連結状態を維持し得ることとなる。

さらに、翼基端部２１（翼先端部２２）と連結サポート体３３（５３）とを組み立てるにあたって、翼基端部２１（翼先端部２２）側の突条２１ｂ（２２ｂ）が連結サポート体３３（５３）側の溝３５ｂ（５５ｂ）に係合することで、両者の互いの位置決めが成されることから、この組み立て作業の容易化が図られることとなる。

さらにまた、この実施例に係る翼の連結部構造では、連結サポート体３３（５３）の一対の分割片３４，３４（５４，５４）の各対向壁３５，３５（５５，５５）と、これらの対向壁３５，３５（５５，５５）間に保持されるガイドベーン２０の翼基端部２１（翼先端部２２）との間に、接着剤を介在させているので、より高い構造強度が得られることとなる。

そして、この実施例に係るジェットエンジンでは、上記した翼の連結部構造を採用しているので、軽量化及び高強度化がいずれも実現することとなる。

図４は本発明に係る翼の連結部構造の他の実施例を示しており、この実施例が先の実施例による翼の連結部構造と相違するところは、ガイドベーン２０Ａの翼基端部２１Ａ（翼先端部２２Ａ）における接合面２１ａ，２１ａ（２２ａ，２２ａ）の双方に、突条２１ｂ（２２ｂ）をそれぞれ形成し、一方、連結サポート体３３Ａ（５３Ａ）の一対の分割片３４，３４（５４，５４）における各接合面３５ａ，３５ａ（５５ａ，５５ａ）の双方に、ガイドベーン２０Ａの翼基端部２１Ａ（翼先端部２２Ａ）に形成した突条２１ｂ（２２ｂ）と互いに係合する溝３５ｂ（５５ｂ）をそれぞれ形成した点にあり、他の構成は先の実施例による翼の連結部構造と同じである。

したがって、この実施例に係る翼の連結部構造では、ジェットエンジン１の軽量化に貢献しつつも、より高い構造強度が得られることとなる。

上記した実施例では、本発明に係る翼の連結部構造をジェットエンジンの静翼としてのガイドベーンの翼連結部に採用した場合を例に挙げて説明したが、これに限定されるものではなく、例えば、図５に示すように、ジェットエンジンにおける動翼６０のチップ（先端部）６２と、このチップ６２に振動防止及び空力性能改善のために設けられて動翼６０とともに回転するチップシュラウド８５との連結部に採用することも可能である。

すなわち、この実施例では、動翼６０の先端部６２における接合面６２ａ，６２ａのうちの図５左側の接合面６２ａに突条６２ｂを形成し、一方、連結サポート体７３の一対の分割片７４，７４における各接合面７５ａ，７５ａのうちの図５左側の接合面７５ａに動翼６０の先端部６２に形成した突条６２ｂと互いに係合する溝７５ｂを形成している。

このように、上記実施例に係る翼の連結部構造においても、ジェットエンジンの軽量化に貢献しつつも、より高い構造強度が得られることとなる。

上記した各実施例では、ガイドベーン２０，２０Ａの翼基端部２１，２１Ａ（翼先端部２２，２２Ａ），動翼６０の先端部６２側に突条２１ｂ，２２ｂ，６２ｂを形成し、連結サポート体３３，３３Ａ，５３，５３Ａ，７３側に溝３５ｂ，５５ｂ，７５ｂを形成した構成としているが、これに限定されるものではなく、ガイドベーン２０，２０Ａの翼基端部２１，２１Ａ（翼先端部２２，２２Ａ），動翼６０の先端部６２側に溝を形成し、連結サポート体３３，３３Ａ，５３，５３Ａ，７３側に突条を形成する構成としてもよい。

また、ガイドベーン２０，２０Ａの翼基端部２１，２１Ａ（翼先端部２２，２２Ａ），動翼６０の先端部６２側の突条２１ｂ，２２ｂ，６２ｂ又は溝（連結サポート体３３，３３Ａ，５３，５３Ａ，７３側の溝３５ｂ，５５ｂ，７５ｂ又は突条）の本数は、一方の接合面のみに設ける場合と、一方の接合面及び他方の接合面の双方に設ける場合とのいずれの場合にもかかわらず、１本に限定されない。例えば、一方の接合面及び他方の接合面の双方に２本ずつ設けたり、一方の接合面に１本設けて他方の接合面には２本設けたりするようにしてもよい。

さらに、突条２１ｂ，２２ｂ，６２ｂ又は溝３５ｂ，５５ｂ，７５ｂとしては、断面が台形形状を成すものや、半円形状を成すものや、三角形状を成すものや、矩形形状を成すものを採用することができるが、いずれのものにも限定されない。

本発明に係る翼の連結部構造及びジェットエンジンの構成は、上記した実施例に限定されるものではない。

１ ジェットエンジン
２０，２０Ａ ガイドベーン（静翼）
２１，２１Ａ 翼基端部（翼端部）
２１ａ，２２ａ，６２ａ 接合面
２１ｂ，２２ｂ，６２ｂ 突条
２２，２２Ａ 翼先端部（翼端部）
３３，３３Ａ，５３，５３Ａ，７３ 連結サポート体
３４，５４，７４ 一対の分割片
３５ａ，５５ａ，７５ａ 端部接合面
３５ｂ，５５ｂ，７５ｂ 溝
３６ ボルト
３７ ナット
６０ 動翼
６２ 先端部（翼端部）

Claims (3)

1. ジェットエンジンを構成する熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料から成る翼の連結部構造であって、
   前記翼連結部には、前記翼の端部に対して翼厚方向両側から接合する互いに分割された一対の分割片を有する金属から成る連結サポート体が配置され、
   前記翼の端部における前記一対の分割片との接合面のうちの少なくともいずれか一方の接合面には、少なくとも１本の突条又は溝が形成され、
   前記連結サポート体の一対の分割片における各端部接合面のうちの少なくともいずれか一方の端部接合面には、前記翼の端部に形成された前記突条又は溝と係合する溝又は突条が形成され、
   前記翼の端部は、前記連結サポート体の一対の分割片に翼厚方向両側から付与される締結力により該連結サポート体の一対の分割片間に保持されている
   ことを特徴とする翼の連結部構造。
2. 前記連結サポート体の一対の分割片と、該一対の分割片間に保持される前記翼の端部との間に接着剤が介在されている請求項１に記載の翼の連結部構造。
3. ジェットエンジンを構成する翼の連結部構造として請求項１又は２に記載の翼の連結部構造が用いられている
   ことを特徴とするジェットエンジン。

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