JP6050475B2 - 航空エンジンの後部胴体部品の一体化 - Google Patents

Description

本発明は、ターボジェットエンジンのような航空エンジンの後部胴体に用いられる、複合材料製の固定部品に関する。

後部胴体の軽量化を図るため、排気コーンおよび／または一次ノズルといった後部胴体の１つ以上の部品を、金属ではなく複合材料で作ることが知られている。このような部品の熱膨張率は、かかる部品を搭載するエンジンの金属製排気ケーシングの熱膨張率よりも低い。このような構成部材間の膨張差を補償するために、複合材料製の部品は、一般に耐熱金属製の柔軟弾性のある固定タブによって金属ケーシングに取り付けられる。

図５は、米国特許出願第２０１１／２０３２５５号明細書に記載されているようなターボジェットエンジンの後部胴体を示している。この後部胴体は、噴射または一次ノズル１０と中央ボディまたは排気コーン２０（「プラグ」としても知られている）とを備えている。一次ノズル１０および排気コーン２０は、ＣＭＣ複合材料でできている。このＣＭＣ複合材料は、公知の通り、（炭素またはセラミック製の）耐熱繊維でできた繊維強化材により形成されており、セラミックマトリクス、とりわけ耐熱性の炭化物、窒化物、または酸化物のマトリクスにより高密度化（densifier）されたものである。

一次ノズル１０は、柔軟弾性固定タブ５０により、エンジン排気ケーシング（図示せず）の一部をなす、または該ケーシングに固定されるよう設計された第１金属固定リング４０に固定されている。排気コーン２０は、同様に、弾性変形可能な固定タブ７０により、排気ケーシングの一部をなす第２金属固定リング６０に固定されている。これら固定タブは、特にＩｎｃｏｎｅｌ（登録商標）、Ｈａｓｔｅｌｌｏｙ（登録商標）またはＷａｓｐａｌｌｏｙ（登録商標）といった耐熱材料でできている。これら固定タブは、ＣＭＣ部品と金属部品との間の径方向および軸方向の隙間の維持に対応する定格負荷と制限負荷との両方に耐えうる機械的強度を付与するように、ＣＭＣ部品のサイズおよび重量に応じて、その寸法が定められており、それにより両者の膨張差を補償し、振動を抑えることができるようになっている。

しかしながら、このような方法で金属部品に複合材料製の部品を固定することには次のような欠点がある。第一に、金属製の固定タブは、部品の総重量のうちのかなりの割合、具体的には約３０％を占める。また、この種の固定タブを用いると、ケーシングの封止の管理がより複雑になってしまう。最後に、このような固定タブの製作費用は比較的高い。

本発明は、排気コーンまたは一次ノズルといった複合材料製の軸対称の後部胴体部品を排気ケーシング内において一体化するための新規な着想であって、それによって金属製の弾性固定タブの使用を避けることができる着想を提案することを目的とする。

この目的を達成するために、本発明は、内側シュラウドと外側シュラウドとの間に径方向に延びる複数のアームを有する金属製の排気ケーシングを備えるとともに、さらに、前記排気ケーシングに固定された上流端と自由端である下流端との間に延びる複合材料製の少なくとも１つの軸対称部品を備える航空エンジンの後部胴体集合体（ensemble d'arriere-corps）であって、前記軸対称部品は、その上流端において、複数のスリットを含む環状部を有し、前記複数のスリット同士の間に複数の弾性固定タブが規定されており、各スリットは、前記排気ケーシングのアームと協働し、前記排気ケーシングは、さらに、前記弾性固定タブが取り付けられた複数の固定部を含むことを特徴とする後部胴体集合体を提供する。

後部胴体集合体に関する本発明の着想によれば、金属製の排気ケーシングと複合材料製の各軸対称部品との間の熱膨張差を吸収する目的で、金属材料でできた弾性固定タブを使用する必要がなくなる。なぜなら、各軸対称部品は、軸対称部品に直接組み込まれた複数の弾性固定タブを規定し、排気ケーシングに対する熱膨張差を補償することのできる複数のスリットを有しているからである。したがって、各軸対称部品は排気ケーシングに直接取り付けられていてもよく、そうすることで軽量化できるだけでなく、後部胴体集合体の組み立てを簡略化でき、コスト削減を図ることができる。

本発明の第１の態様において、前記後部胴体集合体は、前記ケーシングの内側シュラウドと外側シュラウドとの間の中間位置において前記排気ケーシングのアームに固定された、複合材料製の排気コーンを備え、前記アームはそれぞれ、前記中間位置と同じ地点において固定部を含み、前記排気コーンの上流端に位置する環状部の弾性固定タブが、前記アームの前記固定部に取り付けられている。

本発明の第２の態様において、前記後部胴体集合体は、前記ケーシングの外側シュラウドに近い位置において前記排気ケーシングのアームに固定された、複合材料製の排気ノズルを備え、前記外側シュラウドは複数の固定部を有し、前記排気ノズルの上流端に位置する前記環状部の弾性固定タブが、前記外側シュラウドの前記固定部に取り付けられている。

本発明の第３の態様において、各スリットは、各軸対称部品の上流端から延びるとともに、前記スリットが協働する前記アームの部分に対応する寸法を有する第１部分を含む。前記弾性固定タブの柔軟性を高めるために、各スリットは、さらに、前記第１部分から下流に向かって延びる第２部分も含んでもよい。

本発明の第４の態様において、各軸対称部品は、少なくとも部分的にセラミックであるマトリクスにより高密度化された、耐熱性繊維でできた繊維強化材を含む複合材料でできている。このような場合、前記マトリクスは、少なくとも酸化物、窒化物、炭化物、およびケイ化物から選ばれるセラミックマトリクスである。特に、各軸対称部品は、１つ以上の自己修復相を含む炭化ケイ素マトリクスにより高密度化された、炭化ケイ素繊維でできた繊維強化材を含む複合材料でできていてもよい。

本発明はまた、本発明の後部胴体集合体を備える航空エンジン、およびそのような航空エンジンを少なくとも１つ搭載した航空機も提供する。

本発明のその他の特徴および利点は、非限定的な例として挙げられた本発明の特定の実施形態についての以下の説明から、および添付の図面を参照することにより明らかになる。

図１は、本発明の一実施形態によるターボジェットエンジンの後部胴体の分解斜視図である。 図２は、図１の後部胴体を部分的に組み立てたときの斜視図である。 図３は、図１の後部胴体を完全に組み立てたときの斜視図である。 図４は、図１の後部胴体のケーシングの斜視図である。 図５は、先行技術のターボジェットエンジンの後部胴体の斜視図である。

図１〜３は、ターボジェットエンジンの排気システムを構成するターボジェットエンジンの後部胴体集合体４００を示している。後部胴体は、排気ケーシング１００と、それぞれ中央ボディまたは排気コーン２００（「プラグ」ともいう）と、噴射または一次ノズル３００に対応する２つの軸対称部分を備えている。

排気ケーシング１００は、金属、例えばＩｎｃｏｎｅｌ（登録商標）７１８でできており、内側シュラウド１１０と外側シュラウド１２０と、両者の間に延びる複数のアーム１３０とを備えている。図４に示すように、各アーム１３０は、排気コーン２００を排気ケーシング１００に固定できるように、内側シュラウド１１０と外側シュラウド１２０との間の中間位置に固定部１３１を有している。ここで詳細に説明する例において、外側シュラウド１２０も、アーム１３０の外端の近くに一連の固定部１３２を有している。

排気コーン２００は、上流端２０１と自由端である下流端２０２との間において上流側から下流側に延びている。コーンは、その上流端２０１において、上流端２０１に開口する複数のスリット２１１が形成された環状部２１０を有している。スリット２１１は、固定部１３１と同じ地点で、排気ケーシングのアーム１３０の位置と一致する位置において、環状部２１０の周囲に分散配置されている。スリット２１１は、環状部２１０における弾性固定タブ２１２を規定している。

各スリット２１１は、アーム１３０の対応部分を受け止めるのに適した長さと幅を有する第１部分２１１０を有している（図１）。ここで説明する例では、スリット２１１はそれぞれ、第１部分２１１０から下流方向に延びる第２部分２１１１も有している。各第２部分２１１１は、対応する弾性固定タブ２１２の柔軟性を高める役割をする。しかしながら、柔軟性の要件次第では、固定タブ間のスリットは、排気ケーシングの対応アームを受け止める第１部分のみを備えることも可能である。

排気コーン２００は、ナットボルト式の固定部材２０５によって排気ケーシング１００に固定されている。固定部材２０５は、弾性固定タブ２１２に形成された孔２１２０および第１固定部１３１に形成された孔１３１０に配置され、締め付けられている（図１および４）。排気ケーシングへの排気コーンの固定には、ろう付け、接着剤といった他のタイプの固定手段を用いることができる。

一次ノズル３００は、上流端３０１と自由端である下流端３０２との間において上流側から下流側に延びている。ノズルは、その上流端３０１において、上流端２０１に開口する複数のスリット３１１が形成された環状部３１０を備えている。スリット３１１は、固定部１３２と同じ地点で、排気ケーシングのアーム１３０の位置と一致する位置において、すなわち排気ケーシング１００の外側シュラウド１２０の近傍において、環状部３１０の周囲に分散配置されている。スリット３１１は、環状部３１０において弾性固定タブ３１２を規定している。

各スリット３１１は、アーム１３０の対応部分を受け止めるのに適した長さと幅の第１部分３１１０を有している。ここで説明する例では、スリット３１１はそれぞれ、第１部分３１１０から下流方向に延びる第２部分３１１１をさらに備えている（図１および図２）。各第２部分３１１１は、対応する弾性固定タブ３１２の柔軟性を高める役割をする。しかしながら、第１部分によってもたらされる柔軟性が十分な場合は、固定タブ間のスリットは、排気ケーシングのアームを受け止める第１部分のみを備えることも可能である。

一次ノズルは、ナットボルト式の固定部材３０５によって排気ケーシング１００に固定されている。固定部材３０５は、弾性固定タブ３１２に形成された孔３１２０およびケーシング１００の外側シュラウド１２０にある固定部１３２に形成された孔１３２０に配置され、締め付けられている(図１および図４)。排気ケーシングへの排気コーンの固定には、ろう付け、接着剤といった他のタイプの固定手段を用いることができる。

本発明によれば、排気コーン２００および一次ノズル３００は、熱構造複合材料、すなわち良好な機械的特性を有する構造部品を形成するのに適しており、かつ高温時におけるそれらの特性を維持するのに適した材料でできている。

ここで説明する例では、排気コーン２００は、それぞれ熱構造複合材料でできた、環状部２１０、円錐台形中間シュラウド２２０、および端末コーン２３０の３つの部分からなり、これら３つの部分がリベット２４０によって一体的に結合されている。しかしながら、本発明の排気コーンは、いくつかの別の部品で作られていてもよい。特に、上記の排気コーン２００の一般的形状を有する単体として作られていてもよい。

ここで説明している一次ノズル３００は単体として作られているが、同様に一体的に組み立てられた複数の構成要素として作られていてもよい。

排気コーン２００および一次ノズル３００を構成する部品は、特に、公知の通り、少なくとも部分的に炭素製マトリクスにより高密度化された炭素繊維強化材でできた材料である炭素／炭素（Ｃ／Ｃ）複合材料、または、公知の通り、少なくとも部分的にセラミックのマトリクスにより高密度化された炭素またはセラミック繊維強化材により形成された材料であるＣＭＣ複合材料でできている。Ｃ／ＣまたはＣＭＣ材料といった熱構造複合材料は、構造部品を構成するのに適した良好な機械的性質、およびＣ／ＣまたはＣＭＣ材料の場合１３００℃を超える高温でもこの機械的性質を維持することができる能力とを特徴としている。排気コーン２００および一次ノズル３００を構成する部品は、炭化ケイ素（ＳｉＣ）繊維強化材と、例えばＳｉＣ製自己修復性セラミックマトリクスとからできたＣｅｒａｓｅｐ（登録商標）Ａ４０Ｃ材料といったＣＭＣ材料でできていることが好ましい。

複合材料部品、特にＣ／ＣまたはＣＭＣ製部品の製造は公知である。通常、この製造は、繊維プリフォームの作製と、該プリフォームのマトリクスによる高密度化とを含む。繊維プリフォームは、製造すべき部品と同様の形状であり、耐熱繊維、すなわち、炭化ケイ素（ＳｉＣ）等のセラミック繊維、炭素繊維、またはアルミナ（Ａｌ₂Ｏ₃）等の耐熱酸化物でできた繊維等でできている。

繊維プリフォームは、部品の強化材を構成するとともに、機械的性質の面で重要な役割を果たす。プリフォームは耐熱性繊維でできた繊維生地（textures fibreuses）から得ることができる。繊維生地は、様々な性質および形状のものが用いられ、特に以下のものが用いられる。
・二次元（２Ｄ）織物；
・三次元（３Ｄ）または多層織りにより得られる３Ｄ織物、特に国際公開第２０１０／０６１１４０号（その内容は参照として本明細書に援用される）に記載されたような織物；
・組み紐（tresse）；
・ニット；
・フェルト；および／または
・より糸（fils）や綱（cables）でできた一方向（ＵＤ）シート、または複数のＵＤシートをそれぞれ別の方向に重ねあわせ、例えば、ステッチを施したり（couture）、化学的接着剤を用いたり、縫ったり（aiguilletage）して、当該シートを接合することにより得られる多方向（ｎＤ）シート。

織物、組み紐、ニット、フェルト、シート、綱などを何層にも重ね、例えばそれらの層にステッチを施す、より糸または剛体を埋め込む、または縫製によって互いに接合されたものからできた繊維構造物（structure fibreuse）を用いることもできる。

成形は、フィラメント巻付け、マンドレルへのＵＤシートの巻付け、二次元／三次元プライ（strates）または綱のシートの製織、積層、縫製などによって行う。

繊維プリフォームに十分な機械的強度を付与することによりハンドリング中に形状が変わらないようにするために、高密度化の前に、繊維プリフォームを固結（consolider）してもよい。

Ｃ／Ｃ材料の場合、繊維プリフォームは、フェノール系樹脂といった炭素マトリクス用の前駆体樹脂を含浸させる液相法で高密度化されうる。

含浸の後、作製する部品の繊維強化材を構成するとともに、その部品の形状に実質的に対応する形状を有する繊維プリフォームを、支持具を使って最終的な形状へと成形する。次に、熱処理によって、（一または複数種類の）樹脂を変化（重合／炭化）させる。所定の機械的特性を得るために、必要に応じて含浸および重合／炭化の操作を数回繰り返してもよい。

繊維プリフォームは、公知の通り、炭素マトリクスの化学気相浸透法（ＣＶＩ）を含む気相法を用いて高密度化してもよい。

使用目的にかなった特性を得る一方で、作業を簡略化し、費用を削減し、製造サイクルを短縮するために、時として液相法と気相法を組み合わせて高密度化を行うこともある。

本発明の軸対称後部胴体部品の作製に用いることができるＣＭＣ材料は、少なくとも部分的にセラミックでできたマトリクス、特に炭化物、窒化物、耐熱性酸化物などでできたマトリクスにより高密度化された炭素またはセラミック繊維でできた繊維強化材により形成されている。そのような複合材料の例は以下の通りである。
・炭素相と炭化ケイ素相とを含むマトリクスにより高密度化された炭素繊維強化材により構成された材料である、炭素／炭素−炭化ケイ素（Ｃ／Ｃ−ＳｉＣ）複合材料；
・炭化ケイ素マトリクスにより高密度化された炭素繊維強化材により構成された材料である、炭素／炭化ケイ素（Ｃ／ＳｉＣ）複合材料；および／または
・炭化ケイ素マトリクスにより高密度化された炭化ケイ素繊維強化材により構成された材料である、炭化ケイ素／炭化ケイ素（ＳｉＣ／ＳｉＣ）複合材料。

Ｃ−Ｃ／ＳｉＣ材料の場合、マトリクスの第一炭素相を、まず繊維にできるだけ近づくように堆積させ、続いてＳｉＣの第二相で被覆することにより、炭素でできた第一相の上にＳｉＣ酸化保護層を形成することができる。

液相法を用いて高密度化する場合、マトリクス（またはそのセラミック相）は、セラミック−前駆体樹脂からできている。セラミック−前駆体樹脂は、例えば、炭化ケイ素（ＳｉＣ）の前駆体であるポリカルボシラン樹脂、ＳｉＣＯの前駆体であるポリシロキサン樹脂、ＳｉＣＮＢの前駆体であるポリボロカルボシラザン樹脂、ポリシラザン樹脂（ＳｉＣＮ）でもよい。Ｃ−Ｃ／ＳｉＣ材料の場合、最初にフェノール系樹脂といったマトリクスの炭素相の前駆体樹脂を繊維プリフォームに含浸させる。

化学気相浸透法（ＣＶＩ）によりマトリクスを高密度化するための気相法を用いる場合、ＳｉＣの気相前駆体を用いてマトリクス（またはそのセラミック相）を作製するが、Ｃ−ＳｉＣ材料を作製する場合、前駆体として、例えば分解によってＳｉＣを供与するメチルトリクロロシラン（ＭＴＳ）を用いてもよい。Ｃ−Ｃ／ＳｉＣ材料の場合は、クラッキングによって炭素を供与するメタンおよび／またはプロパンといった炭化水素系ガスを用いて第一炭素相を作製し、次いで、例えばＭＴＳの分解により第一炭素相の上にＳｉＣ第二相を堆積させてもよい。

もちろん、液相法を用いた高密度化と気相法を用いた高密度化とを組み合わせることも可能である。

ここで説明する例では、環状部２１０、円錐台形中間シュラウド２２０、端部コーン２３０、および一次ノズル３００はそれぞれ、Ｃｅｒａｓｅｐ（登録商標）Ａ４０ＣタイプのＣＭＣ複合材料でできている。これらの部品それぞれについて、まずＳｉＣ繊維から繊維生地を作る。こうして作られた繊維生地は、成形され、セラミック−前駆体固結樹脂を含む液状組成物を含浸させることによって固結される。

このため、繊維生地を、樹脂と通常は樹脂用の溶媒とを含む浴に浸漬する。排液後、繊維生地を乾燥炉で乾燥させる。乾燥と同時に、樹脂を予備硬化または部分硬化させてもよい。このような予備硬化によりさらに剛性が高まるため、繊維生地の十分な変形能を維持するためには、行うとしても限定的に行わなければならない。

例えば、繊維生地を連続含浸機にかけたり、注入により含浸させたり、さらには樹脂トランスファー成形法（ＲＴＭ）により含浸させたりして予備含浸部品を作製するなど、その他公知の含浸技術を用いることも可能である。

熱分解の後、その後にできる繊維プリフォームを十分に固結できるだけのセラミック分が残留するように、固結樹脂が選択される。

セラミック前駆体樹脂は、例えば、炭化ケイ素（ＳｉＣ）の前駆体であるポリカルボシラン樹脂、ＳｉＣＯの前駆体であるポリシロキサン樹脂、ＳｉＣＮＢの前駆体であるポリボロカルボシラザン樹脂、またはポリシラザン樹脂（ＳｉＣＮ）でもよい。

含浸の後、支持具を使って繊維生地を成形することにより、作製する部品の繊維強化材を構成するとともに、その部品の形状に実質的に対応する形状を有する繊維プリフォームを最終的な形状へと成形する。

繊維プリフォームの成形の際には、作製する部品の複合材料中の繊維の体積密度を高めるために、繊維構造物の圧縮（compactage）を同時に行うことが好ましい。

プリフォームの成形後、プリフォームが支持具に入ったままの状態で樹脂を硬化させる、またはすでに予備硬化がすんでいれば硬化を完了させる。

その後、樹脂を熱分解させるための熱処理によって固結を終了させる。例として、熱分解はおよそ９００℃から１０００℃の範囲の温度で行われる。

固結は、化学気相浸透法（ＣＶＩ）によって行ってもよい。

固結の後、セラミックマトリクスによる繊維プリフォームの高密度化が続けられる。

有利には、高密度化は化学気相浸透法（ＣＶＩ）により行われ、その際、ＣＶＩ工程のパラメータおよび反応ガスの性質は、形成するマトリクスの性質に合わせる。よって、同じ炉の中で、固結と高密度化という樹脂の熱分解操作を連続的に行うことができる。

ＣＶＩによって作られたセラミックマトリクスは、ケイ素−ホウ素−炭素（Ｓｉ−Ｂ−Ｃ）マトリクス、炭化ホウ素（Ｂ₄Ｃ）マトリクス、さらには非修復性セラミックマトリクス相と修復性セラミックマトリクス相が交互に現れる連続マトリクスといった、少なくとも一部自己修復性のＳｉＣマトリクスである。特に、仏国特許第２４０１８８８号、米国特許第５２４６７３６号、米国特許第５９６５２６６号、米国特許第６０６８９３０号、および米国特許第６２９１０５８号を参照されたい。

複数の連続浸透サイクルにおいて、各サイクル間に機械加工により材料の表面に細孔を形成しながらセラミックマトリクスを堆積させることにより、繊維強化材中へのマトリクスの堆積を促進してもよい。

これにより、図１に示されたように、２つの軸対称部品、すなわち、環状部２１０、円錐台形中間シュラウド２２０、端部コーン２３０を一体的に組み立てることにより形成された排気コーン２００と、一次ノズル３００とが提供される。

Claims (10)

1. 内側シュラウドと外側シュラウドとの間に径方向に延びる複数のアームを有する金属製の排気ケーシングを備えるとともに、さらに、前記排気ケーシングに固定された上流端と自由端である下流端との間に延びる複合材料製の少なくとも１つの軸対称部品を備える航空エンジンの後部胴体集合体であって、
   前記軸対称部品は、その上流端において、複数のスリットを含む環状部を有し、前記複数のスリット同士の間に複数の弾性固定タブが規定されており、
   各スリットは、前記排気ケーシングのアームと協働し、
   前記排気ケーシングは、さらに、前記弾性固定タブが取り付けられた複数の固定部を含む、後部胴体集合体。
2. 前記後部胴体集合体は、前記ケーシングの前記内側シュラウドと前記外側シュラウドとの間の中間位置において前記排気ケーシングの前記アームに固定された、複合材料製の排気コーンを備え、
   前記アームはそれぞれ、前記中間位置と同じ地点において固定部を含み、前記排気コーンの前記上流端に位置する前記環状部の弾性固定タブが、前記アームの前記固定部に取り付けられている、請求項１に記載の後部胴体集合体。
3. 前記後部胴体集合体は、前記ケーシングの前記外側シュラウドに近い位置において前記排気ケーシングの前記アームに固定された、複合材料製の排気ノズルを備え、
   前記外側シュラウドは複数の固定部を有し、前記排気ノズルの前記上流端に位置する前記環状部の前記弾性固定タブが、前記外側シュラウドの前記固定部に取り付けられている、請求項１または２に記載の後部胴体集合体。
4. 各スリットは、各軸対称部品の前記上流端から延びるとともに、前記スリットが協働する前記アームの部分に対応する寸法を有する第１部分を含む、請求項１〜３のいずれか一項に記載の後部胴体集合体。
5. 各スリットは、さらに、前記第１部分から下流に向かって延びる第２部分を含む、請求項４に記載の後部胴体集合体。
6. 各軸対称部品は、少なくとも部分的にセラミックであるマトリクスにより高密度化された、耐熱性繊維でできた繊維強化材を含む複合材料でできている、請求項１〜５のいずれか一項に記載の後部胴体集合体。
7. 前記マトリクスは、少なくとも酸化物、窒化物、炭化物、およびケイ化物から選ばれるセラミックマトリクスである、請求項６に記載の後部胴体集合体。
8. 各軸対称部品は、１つ以上の自己修復相を含む炭化ケイ素マトリクスにより高密度化された、炭化ケイ素繊維でできた繊維強化材を含む複合材料でできている、請求項６に記載の後部胴体集合体。
9. 請求項１〜８のいずれか一項に記載の後部胴体集合体を備える航空エンジン。
10. 請求項９に記載の航空エンジンを少なくとも１つ搭載した航空機。

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