JPH05149148A - コアフレームを静翼フレームに安定中央リングで着脱自在に取付ける装置 - Google Patents
コアフレームを静翼フレームに安定中央リングで着脱自在に取付ける装置Info
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- JPH05149148A JPH05149148A JP4125221A JP12522192A JPH05149148A JP H05149148 A JPH05149148 A JP H05149148A JP 4125221 A JP4125221 A JP 4125221A JP 12522192 A JP12522192 A JP 12522192A JP H05149148 A JPH05149148 A JP H05149148A
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
- B64D27/18—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, wings
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
- B64D27/404—Suspension arrangements specially adapted for supporting vertical loads
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
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- B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
- B64D27/406—Suspension arrangements specially adapted for supporting thrust loads, e.g. thrust links
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【目的】ガスタービンエンジンにおいて、静翼フレーム
をコア構造体に中央リングを介して着脱自在に取付け得
る装置の提供。 【構成】中央リング５０は環状前側パネル１０６と環状
後ろ側パネル１０８を含み、各パネルは半径方向外側フ
ランジと半径方向内側フランジを有し、内側フランジは
コアエンジンのフレームに溶接され、外側フランジは静
翼フレームの内側シュラウドリング１０２にボルト止め
される。両パネル１０６，１０８間に１対のストリンガ
ーを含む補強材が複数周方向に延在する。中央リング５
０のフランジと静翼フレームの内側シュラウドリング１
０２のフランジに複数の凹凸継手が形成され、静翼フレ
ーム内のコアエンジンの追加的な半径方向支持をなす。
好ましくは、凹凸継手は傾斜側面を有し、ボルトを締付
けるだけで整合状態になる。一実施態様では、凹凸継手
は所定周方向位置だけで用いればよく、残りの結合位置
では重ね継手を用いる。
をコア構造体に中央リングを介して着脱自在に取付け得
る装置の提供。 【構成】中央リング５０は環状前側パネル１０６と環状
後ろ側パネル１０８を含み、各パネルは半径方向外側フ
ランジと半径方向内側フランジを有し、内側フランジは
コアエンジンのフレームに溶接され、外側フランジは静
翼フレームの内側シュラウドリング１０２にボルト止め
される。両パネル１０６，１０８間に１対のストリンガ
ーを含む補強材が複数周方向に延在する。中央リング５
０のフランジと静翼フレームの内側シュラウドリング１
０２のフランジに複数の凹凸継手が形成され、静翼フレ
ーム内のコアエンジンの追加的な半径方向支持をなす。
好ましくは、凹凸継手は傾斜側面を有し、ボルトを締付
けるだけで整合状態になる。一実施態様では、凹凸継手
は所定周方向位置だけで用いればよく、残りの結合位置
では重ね継手を用いる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はターボファンガスタービ
ンエンジンの組立分解用の装置に関し、特に、コアフレ
ームを静翼フレームに安定中央リングで着脱自在に取付
ける装置に関する。なお、本発明の米国特許出願は、本
発明の譲受人（本件出願人）に譲渡された１９９１年５
月２８日付同時係属米国特許出願第０７／７０８，２６
３号の一部継続出願である。
ンエンジンの組立分解用の装置に関し、特に、コアフレ
ームを静翼フレームに安定中央リングで着脱自在に取付
ける装置に関する。なお、本発明の米国特許出願は、本
発明の譲受人（本件出願人）に譲渡された１９９１年５
月２８日付同時係属米国特許出願第０７／７０８，２６
３号の一部継続出願である。
【０００２】
【従来の技術】ターボファンガスタービンエンジンには
一般にコアエンジンが含まれ、前方装着ファンモジュー
ルと駆動関係にあるように連結されている。ファンモジ
ュールは、高バイパス比エンジンでは、大径単段ファン
と多段中圧圧縮機またはブースタを含む。ファンはファ
ンケーシングで囲まれ、このケーシングは複数の構造部
材により支持される。これらの構造部材は複合的に静翼
フレームと呼ばれ、静翼フレームはコアエンジンから延
在するハブフレームに支持される。コアエンジンは高圧
圧縮機と燃焼器と多段タービンを含み、このタービンは
燃焼器を出た燃焼ガスからエネルギーを抽出して圧縮機
とファンを駆動する。
一般にコアエンジンが含まれ、前方装着ファンモジュー
ルと駆動関係にあるように連結されている。ファンモジ
ュールは、高バイパス比エンジンでは、大径単段ファン
と多段中圧圧縮機またはブースタを含む。ファンはファ
ンケーシングで囲まれ、このケーシングは複数の構造部
材により支持される。これらの構造部材は複合的に静翼
フレームと呼ばれ、静翼フレームはコアエンジンから延
在するハブフレームに支持される。コアエンジンは高圧
圧縮機と燃焼器と多段タービンを含み、このタービンは
燃焼器を出た燃焼ガスからエネルギーを抽出して圧縮機
とファンを駆動する。
【０００３】このような高バイパス比エンジンを航空機
に装備することは、一般に、一つ以上の構造支持体によ
ってエンジンを構造部材に連結することを必要とし、こ
の構造部材は装備位置に応じて機翼または胴体に設けら
れ、時々支柱またはパイロンと呼ばれる。構造支持体
は、時々ナセルと呼ばれる空気力学的カウリングを貫通
してエンジンコアフレームと連結している。連結はファ
ンケーシング（またはシュラウド）と、タービンを囲む
ケーシングとに対してなすことができる。一般に、ある
形態の構造ヨークがエンジンケーシングに取付けられそ
して幾つかの構造支持体がヨークに取付けられる。
に装備することは、一般に、一つ以上の構造支持体によ
ってエンジンを構造部材に連結することを必要とし、こ
の構造部材は装備位置に応じて機翼または胴体に設けら
れ、時々支柱またはパイロンと呼ばれる。構造支持体
は、時々ナセルと呼ばれる空気力学的カウリングを貫通
してエンジンコアフレームと連結している。連結はファ
ンケーシング（またはシュラウド）と、タービンを囲む
ケーシングとに対してなすことができる。一般に、ある
形態の構造ヨークがエンジンケーシングに取付けられそ
して幾つかの構造支持体がヨークに取付けられる。
【０００４】ガスタービンエンジンの出力と寸法の増大
に伴い、このようなエンジンの取扱いと輸送について関
心が高まっている。特に、現在開発中の幾つかのエンジ
ンにはファンとファンケーシングが設けられ、１２フィ
ート程に達する直径を有する。このようなエンジンの空
中または地上輸送は、現在の商用航空機および路上輸送
の在り方から見て実際的ではない。従って、空輸または
地上輸送の寸法制限を超過することのない輸送を可能に
するこのようなエンジンの組立分解方法を提供すること
が望ましい。
に伴い、このようなエンジンの取扱いと輸送について関
心が高まっている。特に、現在開発中の幾つかのエンジ
ンにはファンとファンケーシングが設けられ、１２フィ
ート程に達する直径を有する。このようなエンジンの空
中または地上輸送は、現在の商用航空機および路上輸送
の在り方から見て実際的ではない。従って、空輸または
地上輸送の寸法制限を超過することのない輸送を可能に
するこのようなエンジンの組立分解方法を提供すること
が望ましい。
【０００５】このような大形エンジンの取扱いと輸送に
関連する問題は、積み出しについてだけでなく、航空機
整備中のエンジンの着脱と取扱いに及んでいる。従っ
て、このような大径ファンと関連する問題を克服する大
形エンジン整備の方法と装置を提供することがさらに望
ましい。前述の米国特許出願第０７／７０８，２６３号
において、ハブフレームと静翼フレームとの間の結合点
の一つが中央リング結合部として示されている。組合わ
された両フレームは後ろ側ファンケースに取付けられ
る。コア構造体またはハブフレームは、外側半径が約２
９インチで、好ましくは一体鋳物である。内側半径が約
２９インチで外側半径が約３５インチのリングをハブフ
レーム鋳物構造体に溶接して一体のハブ構造体を形成す
る。バイパス静翼が静翼フレーム構造体の半径約３５イ
ンチの内径リングに取付けられ、半径約６３インチの外
側リングまで延在する。静翼フレーム内側リングとハブ
フレーム外側リングが結合されて分離可能な継手を形成
し、この継手はファンフレーム組立体に対して中央リン
グを画定する。その結果、この分離可能継手またはその
リング部は、ハブフレーム外側リングと静翼フレーム内
側リングのいずれであれ、互換自在に中央リングとして
知られている。
関連する問題は、積み出しについてだけでなく、航空機
整備中のエンジンの着脱と取扱いに及んでいる。従っ
て、このような大径ファンと関連する問題を克服する大
形エンジン整備の方法と装置を提供することがさらに望
ましい。前述の米国特許出願第０７／７０８，２６３号
において、ハブフレームと静翼フレームとの間の結合点
の一つが中央リング結合部として示されている。組合わ
された両フレームは後ろ側ファンケースに取付けられ
る。コア構造体またはハブフレームは、外側半径が約２
９インチで、好ましくは一体鋳物である。内側半径が約
２９インチで外側半径が約３５インチのリングをハブフ
レーム鋳物構造体に溶接して一体のハブ構造体を形成す
る。バイパス静翼が静翼フレーム構造体の半径約３５イ
ンチの内径リングに取付けられ、半径約６３インチの外
側リングまで延在する。静翼フレーム内側リングとハブ
フレーム外側リングが結合されて分離可能な継手を形成
し、この継手はファンフレーム組立体に対して中央リン
グを画定する。その結果、この分離可能継手またはその
リング部は、ハブフレーム外側リングと静翼フレーム内
側リングのいずれであれ、互換自在に中央リングとして
知られている。
【０００６】中央リングをなす分離可能継手は前側フラ
ンジ継手と後ろ側フランジ継手で構成される。前側継手
と後ろ側継手は空間限界をもつので、半径が同じか同じ
に近い。ハブフレームを除去するには、ハブフレームを
それと結合したコアエンジンとともに、静翼フレームを
静翼ナセルに取付けたまま、後方に動かす必要がある。
その際、静翼ナセルは航空機に取付けた状態かそうでな
い状態で残存しうる。その結果、ハブフレームの前側中
央リングフランジは静翼フレームの後ろ側中央リングフ
ランジを貫通しなければならない。従って、なんらかの
方法でこの機能を達成する必要がある。
ンジ継手と後ろ側フランジ継手で構成される。前側継手
と後ろ側継手は空間限界をもつので、半径が同じか同じ
に近い。ハブフレームを除去するには、ハブフレームを
それと結合したコアエンジンとともに、静翼フレームを
静翼ナセルに取付けたまま、後方に動かす必要がある。
その際、静翼ナセルは航空機に取付けた状態かそうでな
い状態で残存しうる。その結果、ハブフレームの前側中
央リングフランジは静翼フレームの後ろ側中央リングフ
ランジを貫通しなければならない。従って、なんらかの
方法でこの機能を達成する必要がある。
【０００７】加えて、コア支柱はハブフレーム中央リン
グに突入しており、そこで支柱壁が張り開いて平らなパ
ネルとなっている。これらの平らなパネルは大孔により
中断されており、これらの大孔は溶接継手を構造体の残
部から隔離する助けとなっている。平らなパネルは前側
の中央リングフランジから後ろ側の中央リングフランジ
まで延在し、予想せん断力のもとで不安定になるおそれ
がある。従って、より安定したハブフレーム構造体が必
要である。さらに、前側フランジと後ろ側フランジとの
間の軸方向における累積公差により、組立時にフランジ
締結具とフランジ構造体とに過大応力が発生するおそれ
がある。
グに突入しており、そこで支柱壁が張り開いて平らなパ
ネルとなっている。これらの平らなパネルは大孔により
中断されており、これらの大孔は溶接継手を構造体の残
部から隔離する助けとなっている。平らなパネルは前側
の中央リングフランジから後ろ側の中央リングフランジ
まで延在し、予想せん断力のもとで不安定になるおそれ
がある。従って、より安定したハブフレーム構造体が必
要である。さらに、前側フランジと後ろ側フランジとの
間の軸方向における累積公差により、組立時にフランジ
締結具とフランジ構造体とに過大応力が発生するおそれ
がある。
【０００８】
【発明の概要】従来機構の上記および他の欠点は、外側
部分と内側部分を有するエンジン組立体によって克服さ
れ、このエンジンの外側部分はファンケースと、複数の
構造部材および空気力学的部材とで構成され、そしてエ
ンジンの内側部分から分離でき、内側部分はスピナ組立
体から１次ノズルまで延在し、そして逆推力装置の半径
方向内側に配置したエンジン構成部を含む。
部分と内側部分を有するエンジン組立体によって克服さ
れ、このエンジンの外側部分はファンケースと、複数の
構造部材および空気力学的部材とで構成され、そしてエ
ンジンの内側部分から分離でき、内側部分はスピナ組立
体から１次ノズルまで延在し、そして逆推力装置の半径
方向内側に配置したエンジン構成部を含む。
【０００９】さらに詳述すると、ガスタービンエンジン
のコアフレームを静翼フレームから分離可能にして静翼
フレームをコア構造体に中央リング取付部を介して着脱
自在に取付けることができる。中央リング取付部は環状
前側パネルと環状後ろ側パネルを含み、各パネルは半径
方向外側フランジと半径方向内側フランジを有する。内
側フランジはコアフレームに溶接されそして外側フラン
ジは静翼フレームにボルト止めされる。一実施態様にお
いて、複数の周方向に相隔たる補強材が前後両パネル間
に延在する。各補強材はそれを斜めに横切ってフランジ
相互間に延在する１対のストリンガ（縦通けた）を含
み、中央リング用のいっそう安定した補強材として働
く。斜めに交差したストリンガを備えた補強材の上方の
空間を開空間として残すことにより、据付け中上側フラ
ンジの位置を軸方向に調整して製造公差に対処できるよ
うにする区域を設け得る。補強材の補強力をさらに高め
るため、追加的なウエブを補強材と前後両パネルの一方
との間に連結し得る。好ましくは、中央リングのフラン
ジを静翼フレームのフランジにボルトで取付ける。一実
施例では、上記フランジは一方のフランジが凸部を有し
そして合わせフランジが溝を有するように形成され、従
って、両フランジの結合により形成される継手は極めて
高い半径方向強度をもたらす。さらに、凸部と溝からな
る凹凸継手をくさび状に形成すれば、ボルトを締付けて
フランジを結合することにより凹凸継手を整合し得る。
のコアフレームを静翼フレームから分離可能にして静翼
フレームをコア構造体に中央リング取付部を介して着脱
自在に取付けることができる。中央リング取付部は環状
前側パネルと環状後ろ側パネルを含み、各パネルは半径
方向外側フランジと半径方向内側フランジを有する。内
側フランジはコアフレームに溶接されそして外側フラン
ジは静翼フレームにボルト止めされる。一実施態様にお
いて、複数の周方向に相隔たる補強材が前後両パネル間
に延在する。各補強材はそれを斜めに横切ってフランジ
相互間に延在する１対のストリンガ（縦通けた）を含
み、中央リング用のいっそう安定した補強材として働
く。斜めに交差したストリンガを備えた補強材の上方の
空間を開空間として残すことにより、据付け中上側フラ
ンジの位置を軸方向に調整して製造公差に対処できるよ
うにする区域を設け得る。補強材の補強力をさらに高め
るため、追加的なウエブを補強材と前後両パネルの一方
との間に連結し得る。好ましくは、中央リングのフラン
ジを静翼フレームのフランジにボルトで取付ける。一実
施例では、上記フランジは一方のフランジが凸部を有し
そして合わせフランジが溝を有するように形成され、従
って、両フランジの結合により形成される継手は極めて
高い半径方向強度をもたらす。さらに、凸部と溝からな
る凹凸継手をくさび状に形成すれば、ボルトを締付けて
フランジを結合することにより凹凸継手を整合し得る。
【００１０】本発明とその利点の多くは、添付図面と関
連する以下の詳述からさらに良く理解されよう。
連する以下の詳述からさらに良く理解されよう。
【００１１】
【実施例の記載】添付図面の全図を通じて同符号は同一
または対応部分を表す。図１は高バイパス比ガスタービ
ンエンジンの一例１０の部分断面図で、このエンジン１
０はコアエンジン部１２と、ステータまたはファン部１
４を有する。コアエンジン部１２はロータモジュールと
呼びうるものである。ロータモジュールまたはコアエン
ジン１２は、中圧圧縮機またはブースタ段１６と、高圧
圧縮機段１８と、燃焼器段２０と、高圧タービン段２１
と、低圧タービン段２２を含み、これらは全てエンジン
中心線２３上に整合している。コアエンジン１２はさら
にファン動翼２４とスピナ組立体２８を含む。ファン部
１４はファンカウリング２７とファンケーシング２６を
含む。ファンカウリング２７はファンケーシング２６を
囲みそしてエンジン１０のファン部をある半径で包囲し
ている。
または対応部分を表す。図１は高バイパス比ガスタービ
ンエンジンの一例１０の部分断面図で、このエンジン１
０はコアエンジン部１２と、ステータまたはファン部１
４を有する。コアエンジン部１２はロータモジュールと
呼びうるものである。ロータモジュールまたはコアエン
ジン１２は、中圧圧縮機またはブースタ段１６と、高圧
圧縮機段１８と、燃焼器段２０と、高圧タービン段２１
と、低圧タービン段２２を含み、これらは全てエンジン
中心線２３上に整合している。コアエンジン１２はさら
にファン動翼２４とスピナ組立体２８を含む。ファン部
１４はファンカウリング２７とファンケーシング２６を
含む。ファンカウリング２７はファンケーシング２６を
囲みそしてエンジン１０のファン部をある半径で包囲し
ている。
【００１２】ファン動翼２４の前方に配置したファンス
ピナ組立体２８はロータ組立体３８（図２参照）に連結
してあり、ロータ組立体３８はコアエンジン１２の一部
である。ファン動翼２４の後方に、ファン部１４の一部
である複数の周方向に相隔たる出口案内翼またはファン
フレーム支柱３０が配置されている。出口案内翼３０は
エンジンコア１２をエンジン１０のファン部に連結して
構造的支持をなす。エンジン１０の後部に１次ノズル３
３が配置され、外側部材３４と内側部材３５を含んでい
る。タービン段２２によって駆動されるファン軸３７が
エンジンを貫通しそしてブースタ段１６と駆動関係にあ
るように連結されている。ファン軸３７はファンロータ
組立体３８（図２）を介してファン動翼２４を回転す
る。
ピナ組立体２８はロータ組立体３８（図２参照）に連結
してあり、ロータ組立体３８はコアエンジン１２の一部
である。ファン動翼２４の後方に、ファン部１４の一部
である複数の周方向に相隔たる出口案内翼またはファン
フレーム支柱３０が配置されている。出口案内翼３０は
エンジンコア１２をエンジン１０のファン部に連結して
構造的支持をなす。エンジン１０の後部に１次ノズル３
３が配置され、外側部材３４と内側部材３５を含んでい
る。タービン段２２によって駆動されるファン軸３７が
エンジンを貫通しそしてブースタ段１６と駆動関係にあ
るように連結されている。ファン軸３７はファンロータ
組立体３８（図２）を介してファン動翼２４を回転す
る。
【００１３】図１から明らかなように、エンジン１０の
取扱いは、非常に大径のファン動翼２４にとって大問題
である。動翼２４を除去することは可能であるが、当該
技術において実行されていることは、動翼２４とブース
タ段１６とファンケース２６とを一体モジュールとして
扱うことである。幾つかのエンジンはブースタ段１６の
後方でほぼ中心線２３に沿って分割しうる二体ファン軸
をもつように構成される。これらのエンジンは分割ファ
ンエンジンと呼ばれるものである。分割ファンエンジン
の組立ておよび（または）分解は複雑である。なぜな
ら、ファン前側軸とファン中央軸を適切に取付けること
が困難だからである。エンジンを分割するこのようなフ
ァン分割方法では、前側モジュールがファンケース２６
と、構造的出口案内翼３０と、ファンスピナ組立体２８
と、ファン動翼２４およびファンロータ３８と、ブース
タ段１６と、軸３７の前部とを含む。
取扱いは、非常に大径のファン動翼２４にとって大問題
である。動翼２４を除去することは可能であるが、当該
技術において実行されていることは、動翼２４とブース
タ段１６とファンケース２６とを一体モジュールとして
扱うことである。幾つかのエンジンはブースタ段１６の
後方でほぼ中心線２３に沿って分割しうる二体ファン軸
をもつように構成される。これらのエンジンは分割ファ
ンエンジンと呼ばれるものである。分割ファンエンジン
の組立ておよび（または）分解は複雑である。なぜな
ら、ファン前側軸とファン中央軸を適切に取付けること
が困難だからである。エンジンを分割するこのようなフ
ァン分割方法では、前側モジュールがファンケース２６
と、構造的出口案内翼３０と、ファンスピナ組立体２８
と、ファン動翼２４およびファンロータ３８と、ブース
タ段１６と、軸３７の前部とを含む。
【００１４】従って、ファンモジュールと、コアエンジ
ンの大形外側構成部とを分離して取扱いを容易にするこ
とは実際的ではなかった。さらに、エンジンの分割を、
その分割が回転境界を包含するようなところで行うこと
は望ましくない。なぜならこのような境界は軸受または
重要な心合わせ部を含む可能性があるからである。図２
は本発明のエンジン組立体１０の簡略図で、図１と類似
した図であり、エンジン１０の前端部に配置された入口
４０とファンカウリング２７を示し、入口の周方向形状
は、空気をエンジンに取り入れる空気通路を形成するよ
うな形状である。入口４０の後方には、ファンカウリン
グ２７に結合しうるファンケース２６が存在する。ファ
ンケース２６は、その半径方向内側に配置されたファン
動翼２４を囲んでいる。ファン動翼２４の後方にはファ
ン出口案内翼（ＯＧＶ）３０が存在し、これらの案内翼
の半径方向外向きの先端部がファンケーシング２６に連
結されている。また、前側エンジン取付部４２が機翼パ
イロン４４に結合しており、このパイロンは航空機翼４
６に取付けられている。図２の破線４８はエンジン１０
の外側部分を示し、入口４０と、ファンケーシング２６
と、ファン出口案内翼３０とを含む。
ンの大形外側構成部とを分離して取扱いを容易にするこ
とは実際的ではなかった。さらに、エンジンの分割を、
その分割が回転境界を包含するようなところで行うこと
は望ましくない。なぜならこのような境界は軸受または
重要な心合わせ部を含む可能性があるからである。図２
は本発明のエンジン組立体１０の簡略図で、図１と類似
した図であり、エンジン１０の前端部に配置された入口
４０とファンカウリング２７を示し、入口の周方向形状
は、空気をエンジンに取り入れる空気通路を形成するよ
うな形状である。入口４０の後方には、ファンカウリン
グ２７に結合しうるファンケース２６が存在する。ファ
ンケース２６は、その半径方向内側に配置されたファン
動翼２４を囲んでいる。ファン動翼２４の後方にはファ
ン出口案内翼（ＯＧＶ）３０が存在し、これらの案内翼
の半径方向外向きの先端部がファンケーシング２６に連
結されている。また、前側エンジン取付部４２が機翼パ
イロン４４に結合しており、このパイロンは航空機翼４
６に取付けられている。図２の破線４８はエンジン１０
の外側部分を示し、入口４０と、ファンケーシング２６
と、ファン出口案内翼３０とを含む。
【００１５】各ファン出口案内翼３０の半径方向内側端
部はファン出口案内翼支持部材５０にボルト５２により
取付けられている。図２と図３を参照するに、支持部材
５０は、静翼フレームをハブフレーム連結する前述の中
央リングからなり、ハブフレームはブースタケーシング
５４を貫通している。静翼フレームは１００で示されて
おり、案内静翼３０とそれらの内側および外側シュラウ
ド１０２、１０４とを含む。コアフレームまたはハブフ
レームは複数のの支柱を含み、これらの支柱はケーシン
グ５４内の空気流路を貫通しそして中央リング連結部で
終わっている。中央リング域において、支柱壁が張り開
いて平らなパネルとなっており、これらの平らなパネル
は、前側の中央リング隔壁またはパネル１０６と、後ろ
側の中央リング隔壁またはパネル１０８とに取付けられ
ている。
部はファン出口案内翼支持部材５０にボルト５２により
取付けられている。図２と図３を参照するに、支持部材
５０は、静翼フレームをハブフレーム連結する前述の中
央リングからなり、ハブフレームはブースタケーシング
５４を貫通している。静翼フレームは１００で示されて
おり、案内静翼３０とそれらの内側および外側シュラウ
ド１０２、１０４とを含む。コアフレームまたはハブフ
レームは複数のの支柱を含み、これらの支柱はケーシン
グ５４内の空気流路を貫通しそして中央リング連結部で
終わっている。中央リング域において、支柱壁が張り開
いて平らなパネルとなっており、これらの平らなパネル
は、前側の中央リング隔壁またはパネル１０６と、後ろ
側の中央リング隔壁またはパネル１０８とに取付けられ
ている。
【００１６】ファンカウリング２７とファン出口案内翼
３０の後方にＤ形ダクト型逆推力装置５６が配置されて
おり、ファン部５８とコア部６０と複数のリンク６２を
含む。リンク６２はコア部６０の周りに周方向に延在す
る。逆推力装置５６のコア部６０の半径方向内側に推力
リンク６４が配置され、一端が位置６６においてパイロ
ン４４に取付けられており、位置６６は逆推力装置５６
の後方にある。推力リンク６４の他端はブラケット（図
示せず）によりファンフレーム５４に連結され、これら
のブラケットはブースタケース５４の周りに周方向に延
在する。位置６６の後方に、パイロン４４をコアエンジ
ン１２のフレーム３１に連結する後ろ側エンジン取付部
６８が存在する。
３０の後方にＤ形ダクト型逆推力装置５６が配置されて
おり、ファン部５８とコア部６０と複数のリンク６２を
含む。リンク６２はコア部６０の周りに周方向に延在す
る。逆推力装置５６のコア部６０の半径方向内側に推力
リンク６４が配置され、一端が位置６６においてパイロ
ン４４に取付けられており、位置６６は逆推力装置５６
の後方にある。推力リンク６４の他端はブラケット（図
示せず）によりファンフレーム５４に連結され、これら
のブラケットはブースタケース５４の周りに周方向に延
在する。位置６６の後方に、パイロン４４をコアエンジ
ン１２のフレーム３１に連結する後ろ側エンジン取付部
６８が存在する。
【００１７】エンジン１０の内側部分７２は、スピナ組
立体２８から１次ノズル３３まで延在するエンジンの部
分で逆推力装置５６の半径方向内側に配置したものと定
義しうるものである。エンジンの内側部分７２はファン
出口案内翼３０を含まない。案内翼３０は図２の破線４
８内にあるのでエンジンの外側部分の一部と定義されて
いるものである。
立体２８から１次ノズル３３まで延在するエンジンの部
分で逆推力装置５６の半径方向内側に配置したものと定
義しうるものである。エンジンの内側部分７２はファン
出口案内翼３０を含まない。案内翼３０は図２の破線４
８内にあるのでエンジンの外側部分の一部と定義されて
いるものである。
【００１８】図３はファン動翼と本発明の出口案内翼取
付部の拡大部分断面図で、翼台７４に連結したファン動
翼２４を示す。動翼２４は防音ばね７６によりロータ組
立体３８に固定されている。後ろ側スピナ７８がボルト
８０によりロータ組立体３８に連結されそして前側スピ
ナ８２がボルト８４により後ろ側スピナ７８に連結され
ている。また、ピン８６が翼台７４をロータ組立体３８
に連結している。
付部の拡大部分断面図で、翼台７４に連結したファン動
翼２４を示す。動翼２４は防音ばね７６によりロータ組
立体３８に固定されている。後ろ側スピナ７８がボルト
８０によりロータ組立体３８に連結されそして前側スピ
ナ８２がボルト８４により後ろ側スピナ７８に連結され
ている。また、ピン８６が翼台７４をロータ組立体３８
に連結している。
【００１９】音響パネル９２が凹凸すべり継手９４によ
りブースタケーシング５４に連結され、またボルト９６
により支持部材５０に連結されている。ファン出口案内
翼３０はボルト５２、９８により支持部材５０に連結さ
れている。図４は接線方向に見た中央リング５０の拡大
詳細図である。前側パネル１０６と後ろ側パネル１０８
はそれぞれ半径方向内側フランジ１１０、１１２と半径
方向外側フランジ１１４、１１６を有する。半径方向内
側フランジ１１０、１１２は、鋳造、成形または機械加
工によって製造され、それぞれ前側および後ろ側隔壁１
１８、１２０と係合する。好ましくは、フランジ１１
０、１１２は電子ビーム溶接により隔壁１１８、１２０
に取付けられる。半径方向外側フランジ１１４、１１６
は、複数の周方向に相隔たるボルト１２２により静翼フ
レームの内側シュラウドリング１０２に着脱自在に取付
けられている。取付けのために、シュラウドリング１０
２は前側および後ろ側の半径方向内方突出フランジ１２
４、１２６を含み、両フランジはボルト１２２を受入れ
る複数の周方向に相隔たる開口１２８を有する。好適態
様において、ボルト１２２は、フランジ１２４、１２６
の内面にそれぞれ取付けられた係留ナット１３０Ａ、１
３０Ｂにねじ込まれる。中央リング５０と静翼フレーム
シュラウド１０２との連結は、エンジン迅速交換継手を
設けるように設計されている。しかし、この継手は制限
荷重のもとで運動と降伏を起こさず、また極限荷重のも
とで、すなわち、離陸時の動翼離脱の場合完全な故障を
起こさないものでなければならない。このような状態で
は、高い半径方向荷重が中央リングを横切って静翼フレ
ーム継手に伝達される。このような荷重に抗するため
に、継手は滑らないものでなければならない。しかし、
従来の平面重ね継手における摩擦だけではこのような高
い半径方向荷重を滑りなしに支承するのに充分でないこ
とが明らかになっている。本発明は凹凸せん断継手を設
けることによりこの滑り問題を克服する。すなわち、フ
ランジ１２４とフランジ１２６はそれぞれ１３２Ａと１
３２Ｂで表した凸部を有し、凸部１３２Ａ、１３２Ｂは
それぞれフランジ１２４、１２６における対応溝１３４
Ａ、１３４Ｂにはまり込む。フランジ１１４、１１６を
対応フランジ１２４、１２６に固定した時、高い半径方
向せん断荷重は、従来の重ね型フランジにおけるような
摩擦による代わりに凸部と溝の支承作用により伝達され
る。同じ大きさのボルトとボルト締付力に対し、この凹
凸せん断継手は滑りなしに設計最大半径方向せん断荷重
に耐えることができる。さらに、凸部１３２と溝１３４
はそれぞれ面取り側面をもつように形成されることに注
意されたい。好ましくは、これらの側面は４５度の角度
で面取りされる。この構造により、フランジ相互の取付
け時に自己調心をなす角度くさびが形成される。このフ
ランジ結合と関連するエンジンモジュールの寸法と重量
は従来の凹凸継手の組立てまたは分解を極めて困難にす
る。しかし、くさび形凹凸継手は組立てを容易にすると
ともに、ボルト１２２を締付ける際の継手の調心を助け
る。
りブースタケーシング５４に連結され、またボルト９６
により支持部材５０に連結されている。ファン出口案内
翼３０はボルト５２、９８により支持部材５０に連結さ
れている。図４は接線方向に見た中央リング５０の拡大
詳細図である。前側パネル１０６と後ろ側パネル１０８
はそれぞれ半径方向内側フランジ１１０、１１２と半径
方向外側フランジ１１４、１１６を有する。半径方向内
側フランジ１１０、１１２は、鋳造、成形または機械加
工によって製造され、それぞれ前側および後ろ側隔壁１
１８、１２０と係合する。好ましくは、フランジ１１
０、１１２は電子ビーム溶接により隔壁１１８、１２０
に取付けられる。半径方向外側フランジ１１４、１１６
は、複数の周方向に相隔たるボルト１２２により静翼フ
レームの内側シュラウドリング１０２に着脱自在に取付
けられている。取付けのために、シュラウドリング１０
２は前側および後ろ側の半径方向内方突出フランジ１２
４、１２６を含み、両フランジはボルト１２２を受入れ
る複数の周方向に相隔たる開口１２８を有する。好適態
様において、ボルト１２２は、フランジ１２４、１２６
の内面にそれぞれ取付けられた係留ナット１３０Ａ、１
３０Ｂにねじ込まれる。中央リング５０と静翼フレーム
シュラウド１０２との連結は、エンジン迅速交換継手を
設けるように設計されている。しかし、この継手は制限
荷重のもとで運動と降伏を起こさず、また極限荷重のも
とで、すなわち、離陸時の動翼離脱の場合完全な故障を
起こさないものでなければならない。このような状態で
は、高い半径方向荷重が中央リングを横切って静翼フレ
ーム継手に伝達される。このような荷重に抗するため
に、継手は滑らないものでなければならない。しかし、
従来の平面重ね継手における摩擦だけではこのような高
い半径方向荷重を滑りなしに支承するのに充分でないこ
とが明らかになっている。本発明は凹凸せん断継手を設
けることによりこの滑り問題を克服する。すなわち、フ
ランジ１２４とフランジ１２６はそれぞれ１３２Ａと１
３２Ｂで表した凸部を有し、凸部１３２Ａ、１３２Ｂは
それぞれフランジ１２４、１２６における対応溝１３４
Ａ、１３４Ｂにはまり込む。フランジ１１４、１１６を
対応フランジ１２４、１２６に固定した時、高い半径方
向せん断荷重は、従来の重ね型フランジにおけるような
摩擦による代わりに凸部と溝の支承作用により伝達され
る。同じ大きさのボルトとボルト締付力に対し、この凹
凸せん断継手は滑りなしに設計最大半径方向せん断荷重
に耐えることができる。さらに、凸部１３２と溝１３４
はそれぞれ面取り側面をもつように形成されることに注
意されたい。好ましくは、これらの側面は４５度の角度
で面取りされる。この構造により、フランジ相互の取付
け時に自己調心をなす角度くさびが形成される。このフ
ランジ結合と関連するエンジンモジュールの寸法と重量
は従来の凹凸継手の組立てまたは分解を極めて困難にす
る。しかし、くさび形凹凸継手は組立てを容易にすると
ともに、ボルト１２２を締付ける際の継手の調心を助け
る。
【００２０】図４はまたフランジ１１４における継手と
フランジ１１６における継手の半径方向の位置づけを示
す。フランジ１１４はフランジ１２６の内端の半径より
短い半径の位置にある。この構成により、中央リングを
軸方向後方に滑らせてフランジ１１４がフランジ１２６
の下を通るようにすることができ、こうしてコアエンジ
ンを静翼フレーム組立体から取外すことができる。次に
図５について簡単に説明する。この図は中央リング５０
と静翼フレームシュラウド１０２の代替具体例の軸方向
図であり、この例では、フランジ１１４とフランジ１２
６の縁部に複数の扇形切欠きを設けてフランジ１１４の
山部がフランジ１２６の谷部にはまり込むようにしてあ
る。この代替実施例はフランジ１１４がフランジ１２６
の占有空間を通ることができるようにしてあるので、こ
の場合もやはり中央リングを軸方向後方に滑らせて静翼
フレーム組立体から取外すことができる。
フランジ１１６における継手の半径方向の位置づけを示
す。フランジ１１４はフランジ１２６の内端の半径より
短い半径の位置にある。この構成により、中央リングを
軸方向後方に滑らせてフランジ１１４がフランジ１２６
の下を通るようにすることができ、こうしてコアエンジ
ンを静翼フレーム組立体から取外すことができる。次に
図５について簡単に説明する。この図は中央リング５０
と静翼フレームシュラウド１０２の代替具体例の軸方向
図であり、この例では、フランジ１１４とフランジ１２
６の縁部に複数の扇形切欠きを設けてフランジ１１４の
山部がフランジ１２６の谷部にはまり込むようにしてあ
る。この代替実施例はフランジ１１４がフランジ１２６
の占有空間を通ることができるようにしてあるので、こ
の場合もやはり中央リングを軸方向後方に滑らせて静翼
フレーム組立体から取外すことができる。
【００２１】フランジ１１４、１２４間とフランジ１１
６、１２６間の継手における半径方向荷重の解析で明ら
かになったことは、これらのフランジにおける最大荷重
が、３６０度にわたる全結合部に対して均等でないとい
うことである。従って、くさび結合、すなわち、図４に
示した凸部溝構造の使用は中央リング５０とシュラウド
１０２との間の３６０度の全結合部に対して必要でない
場合もありうることがわかった。このようなくさび継手
を３６０度にわたって必要としない用途では、フランジ
１１４、１１６の質量を減らすために、複数の選定位置
において凸部１３２を切除し従来の重ね継手を利用する
ことができよう。一般に、ピーク荷重が中央リングにか
かるのは、エンジンが組立てられて運転しうる位置にあ
る時の中央リングの頂部における予め選定された角位置
内であることがわかった。従って、中央リングとシュラ
ウド１０２との結合部のこのような各区域に凹凸継手を
形成しそしてシュラウド中央リング結合部の他の区域で
従来の重ね継手を利用することも可能である。
６、１２６間の継手における半径方向荷重の解析で明ら
かになったことは、これらのフランジにおける最大荷重
が、３６０度にわたる全結合部に対して均等でないとい
うことである。従って、くさび結合、すなわち、図４に
示した凸部溝構造の使用は中央リング５０とシュラウド
１０２との間の３６０度の全結合部に対して必要でない
場合もありうることがわかった。このようなくさび継手
を３６０度にわたって必要としない用途では、フランジ
１１４、１１６の質量を減らすために、複数の選定位置
において凸部１３２を切除し従来の重ね継手を利用する
ことができよう。一般に、ピーク荷重が中央リングにか
かるのは、エンジンが組立てられて運転しうる位置にあ
る時の中央リングの頂部における予め選定された角位置
内であることがわかった。従って、中央リングとシュラ
ウド１０２との結合部のこのような各区域に凹凸継手を
形成しそしてシュラウド中央リング結合部の他の区域で
従来の重ね継手を利用することも可能である。
【００２２】前側パネル１０６と後ろ側パネル１０８間
に安定性をもたらすために、両パネルは複数の周方向に
相隔たる補強材またはせん断パネル１３６によって互い
に連結される。各補強材１３６は、フランジ１１２から
フランジ１１４まで斜めに延在する第１フランジまたは
ストリンガ（縦通けた）１３８と、フランジ１１０から
フランジ１１６まで斜めに延在する第２フランジまたは
ストリンガ１４０とを含む。ストリンガ１３８、１４０
はＸ形フレーム構造体を形成し、前側パネル１０６と後
ろ側パネル１０８との間に剛性をもたらし安定化に役立
つ。隣り合うパネル１０６、１０８間のＸ形構造体の各
側に３角形区域が画成され、好ましくはこの区域に板金
製支持パネル１４２、１４４が組込まれる。支持パネル
１４２、１４４はストリンガ１３８、１４０とともに鋳
造または成形されて複合構造体を形成することが望まし
い。さらに詳述すると、製造工程において、前側および
後ろ側パネル１０６、１０８を補強材１３６と一体に鋳
造して周方向部片を形成し、さらにこの部片を他の周方
向部片と結合して完全な環状中央リング５０を形成する
ことができる。加えて、ストリンガ１４０とストリンガ
１３８の半径方向内側の３角形空間内に支持パネルを付
設することが望ましいかもしれない。その場合、斜めの
ストリンガ１３８、１４０は補強材に安定性を与えるＸ
形構造体を形成しそしてこの構造体は本質的に支持パネ
ル１４２、１４４で構成される。斜めのストリンガ１３
８、１４０はフランジ１１４、１１６における分離可能
な継手の軸方向支持をなす。これらの分離可能な継手間
の整合を達成するために、シュラウド１０２の半径方向
内面に隣接するストリンガ１３８、１４０の上方の空間
内の材料を除去する。斜めのストリンガ１３８、１４０
の上側の空間における材料の欠如により前側および後ろ
側パネル１０６、１０８は充分なたわみ性をもち、軸方
向にたわんでフランジ１１４、１１６における分離可能
な結合部間の累積公差に対応しうる。また、ストリンガ
１３８、１４０の下方のせん断または支持パネルを除去
することによりパネル１０６、１０８の軸方向たわみ性
を増すことができる。
に安定性をもたらすために、両パネルは複数の周方向に
相隔たる補強材またはせん断パネル１３６によって互い
に連結される。各補強材１３６は、フランジ１１２から
フランジ１１４まで斜めに延在する第１フランジまたは
ストリンガ（縦通けた）１３８と、フランジ１１０から
フランジ１１６まで斜めに延在する第２フランジまたは
ストリンガ１４０とを含む。ストリンガ１３８、１４０
はＸ形フレーム構造体を形成し、前側パネル１０６と後
ろ側パネル１０８との間に剛性をもたらし安定化に役立
つ。隣り合うパネル１０６、１０８間のＸ形構造体の各
側に３角形区域が画成され、好ましくはこの区域に板金
製支持パネル１４２、１４４が組込まれる。支持パネル
１４２、１４４はストリンガ１３８、１４０とともに鋳
造または成形されて複合構造体を形成することが望まし
い。さらに詳述すると、製造工程において、前側および
後ろ側パネル１０６、１０８を補強材１３６と一体に鋳
造して周方向部片を形成し、さらにこの部片を他の周方
向部片と結合して完全な環状中央リング５０を形成する
ことができる。加えて、ストリンガ１４０とストリンガ
１３８の半径方向内側の３角形空間内に支持パネルを付
設することが望ましいかもしれない。その場合、斜めの
ストリンガ１３８、１４０は補強材に安定性を与えるＸ
形構造体を形成しそしてこの構造体は本質的に支持パネ
ル１４２、１４４で構成される。斜めのストリンガ１３
８、１４０はフランジ１１４、１１６における分離可能
な継手の軸方向支持をなす。これらの分離可能な継手間
の整合を達成するために、シュラウド１０２の半径方向
内面に隣接するストリンガ１３８、１４０の上方の空間
内の材料を除去する。斜めのストリンガ１３８、１４０
の上側の空間における材料の欠如により前側および後ろ
側パネル１０６、１０８は充分なたわみ性をもち、軸方
向にたわんでフランジ１１４、１１６における分離可能
な結合部間の累積公差に対応しうる。また、ストリンガ
１３８、１４０の下方のせん断または支持パネルを除去
することによりパネル１０６、１０８の軸方向たわみ性
を増すことができる。
【００２３】図６は中央リング５０の周方向部片の一つ
を示す斜視図である。前側および後ろ側パネル１０６、
１０８と関連フランジ１１４、１１６が概略的に図示さ
れている。図６にさらに明瞭に示されているのは、補強
材１３６相互間の各空間内の周方向ウエブ１４６、１４
８の付設である。ウエブ１４６、１４８は、各ウエブの
片側がストリンガ１４０の一縁に取付けられそして各ウ
エブの他の側が後ろ側フランジ１１６に取付けられるよ
うに配向されている。従って、ウエブ１４６、１４８は
周方向の支持をなし、補強材１３６の周方向に座屈また
は振動する傾向を極めて少なくする。
を示す斜視図である。前側および後ろ側パネル１０６、
１０８と関連フランジ１１４、１１６が概略的に図示さ
れている。図６にさらに明瞭に示されているのは、補強
材１３６相互間の各空間内の周方向ウエブ１４６、１４
８の付設である。ウエブ１４６、１４８は、各ウエブの
片側がストリンガ１４０の一縁に取付けられそして各ウ
エブの他の側が後ろ側フランジ１１６に取付けられるよ
うに配向されている。従って、ウエブ１４６、１４８は
周方向の支持をなし、補強材１３６の周方向に座屈また
は振動する傾向を極めて少なくする。
【００２４】図７はガスタービンエンジンの一断面の軸
方向図で、流路内壁１５０から中央リング５０まで延在
する支柱を示す。断面を見ればわかるように、支柱は中
空で対向側壁１５２Ａ、１５２Ｂを有し、両壁は、内側
補強材１３６が中央リング５０内で始まっている点あた
りで終わっている。各中央リング部片の各端にある外側
補強材１３６は支柱と整合しておらず、エンジン中心線
から延在する半径方向線にほぼ整合している。
方向図で、流路内壁１５０から中央リング５０まで延在
する支柱を示す。断面を見ればわかるように、支柱は中
空で対向側壁１５２Ａ、１５２Ｂを有し、両壁は、内側
補強材１３６が中央リング５０内で始まっている点あた
りで終わっている。各中央リング部片の各端にある外側
補強材１３６は支柱と整合しておらず、エンジン中心線
から延在する半径方向線にほぼ整合している。
【００２５】図８は代替形態の補強材構造体を示す。こ
の例における補強材は、主として、斜めのストリンガ１
６２と軸方向ストリンガ１６４とにより囲まれたせん断
パネル１６０である。せん断パネル１６０は電子ビーム
溶接により支柱壁１６６の頂部に線１６８に沿って接合
されている。ハブフレームは、ハブ鋳物にハブ中央リン
グ５０を溶接して一体とした構造体である。斜めストリ
ンガ１６２は前側の下側フランジ１１０から延在しフラ
ンジ１１６における分離可能な継手近くで内側ウエブ１
４６と交差している。極端な場合、フランジ１６２は中
央リング５０内の完全な３６０度殻体として形成されう
る。フランジまたはストリンガ１６２により形成される
斜め連結部は中央リング５０に軸方向強度を与える。パ
ネル１６０は前側パネル１０６に達していないので、フ
ランジ１１４における分離可能継手のハブ部は比較的自
由に前方または後方にたわみ、従ってハブ中央リングフ
ランジ１１４、１１６は静翼フレームの前側および後ろ
側フランジ１２４、１２６に対して軸方向の順応性を有
する。開口１７０、１７２が設けられてフランジ１１
０、１１８間とフランジ１１２、１２０間の継手の電子
ビーム溶接を可能にする。
の例における補強材は、主として、斜めのストリンガ１
６２と軸方向ストリンガ１６４とにより囲まれたせん断
パネル１６０である。せん断パネル１６０は電子ビーム
溶接により支柱壁１６６の頂部に線１６８に沿って接合
されている。ハブフレームは、ハブ鋳物にハブ中央リン
グ５０を溶接して一体とした構造体である。斜めストリ
ンガ１６２は前側の下側フランジ１１０から延在しフラ
ンジ１１６における分離可能な継手近くで内側ウエブ１
４６と交差している。極端な場合、フランジ１６２は中
央リング５０内の完全な３６０度殻体として形成されう
る。フランジまたはストリンガ１６２により形成される
斜め連結部は中央リング５０に軸方向強度を与える。パ
ネル１６０は前側パネル１０６に達していないので、フ
ランジ１１４における分離可能継手のハブ部は比較的自
由に前方または後方にたわみ、従ってハブ中央リングフ
ランジ１１４、１１６は静翼フレームの前側および後ろ
側フランジ１２４、１２６に対して軸方向の順応性を有
する。開口１７０、１７２が設けられてフランジ１１
０、１１８間とフランジ１１２、１２０間の継手の電子
ビーム溶接を可能にする。
【００２６】図４、図６及び図８の実施例では、斜めの
ストリンガはフランジ１１４、１１６における分離可能
な継手の軸方向支持をなす。斜めストリンガはまた、前
側および後ろ側パネル１０６、１０８を連結するせん断
または支持パネルに剛性を与えて両パネルの安定性と全
ハブフレーム構造体の安定性を高める。フランジ１１
４、１１６におけるフランジ継手間の整合は斜めストリ
ンガの上方の空間内の材料の欠如により改善される。こ
れはフランジ１１４、１１６、１２４、１２６間に充分
なたわみ性をもたらして軸方向のたわみまたは移動を可
能にするので、製造中に生ずる累積公差に対処しうる。
さらに、製造寸法制限により、連結用中央リングを含む
ハブフレーム全体を一体に鋳造できないので、ハブフレ
ーム中央リング５０を別に一体または複数の部分として
鋳造し、またハブフレームの中央部を一体に鋳造する。
フランジ１１０、１１２における比較的小さな半径の周
方向溶接位置は、比較的小形で扱いやすいハブ鋳物の製
造を可能にする。さらに、溶接部を比較的小さな半径の
位置に移すことにより、全ての完成中央リング部片をフ
ランジ１１０、１１２における周方向溶接部の上方にお
ける一体リングとして鋳造できる。凹凸せん断継手はま
た、ボルト結合部の所与の寸法と数に対して、従来の継
手より継手の滑リに対する抵抗力がはるかに高い。凹凸
継手はまたくさび形の面をもつので自己調心をなし、従
って、非常に大形のエンジンモジュールの同心組立てを
容易にする。継手の種類を周方向において変えること、
すなわち、ある位置で凸部と溝を用いそして他の位置で
比較的軽量の重ね継手を用いることにより、中央リング
組立体を比較的軽量の構造にしうる。
ストリンガはフランジ１１４、１１６における分離可能
な継手の軸方向支持をなす。斜めストリンガはまた、前
側および後ろ側パネル１０６、１０８を連結するせん断
または支持パネルに剛性を与えて両パネルの安定性と全
ハブフレーム構造体の安定性を高める。フランジ１１
４、１１６におけるフランジ継手間の整合は斜めストリ
ンガの上方の空間内の材料の欠如により改善される。こ
れはフランジ１１４、１１６、１２４、１２６間に充分
なたわみ性をもたらして軸方向のたわみまたは移動を可
能にするので、製造中に生ずる累積公差に対処しうる。
さらに、製造寸法制限により、連結用中央リングを含む
ハブフレーム全体を一体に鋳造できないので、ハブフレ
ーム中央リング５０を別に一体または複数の部分として
鋳造し、またハブフレームの中央部を一体に鋳造する。
フランジ１１０、１１２における比較的小さな半径の周
方向溶接位置は、比較的小形で扱いやすいハブ鋳物の製
造を可能にする。さらに、溶接部を比較的小さな半径の
位置に移すことにより、全ての完成中央リング部片をフ
ランジ１１０、１１２における周方向溶接部の上方にお
ける一体リングとして鋳造できる。凹凸せん断継手はま
た、ボルト結合部の所与の寸法と数に対して、従来の継
手より継手の滑リに対する抵抗力がはるかに高い。凹凸
継手はまたくさび形の面をもつので自己調心をなし、従
って、非常に大形のエンジンモジュールの同心組立てを
容易にする。継手の種類を周方向において変えること、
すなわち、ある位置で凸部と溝を用いそして他の位置で
比較的軽量の重ね継手を用いることにより、中央リング
組立体を比較的軽量の構造にしうる。
【００２７】以上、本発明の好適実施例と考えられるも
のについて説明したが、本発明は開示した特定実施例に
限定されるものではなく、本発明の範囲内で様々な改変
が可能である。
のについて説明したが、本発明は開示した特定実施例に
限定されるものではなく、本発明の範囲内で様々な改変
が可能である。
【図１】ガスタービンエンジンの一例の簡略部分断面図
である。
である。
【図２】本発明による改良中央リング連結部を含むエン
ジン組立体の簡略側面図である。
ジン組立体の簡略側面図である。
【図３】図２のエンジンのロータおよびブースタ域の拡
大簡略図で、中央リング連結部を示す。
大簡略図で、中央リング連結部を示す。
【図４】中央リングフレームにおいて用いる補強材の一
つを示す拡大図である。
つを示す拡大図である。
【図５】本発明による中央リングの代替具体例の軸方向
図である。
図である。
【図６】本発明により形成した中央リングの周方向部片
の一つを示す斜視図である。
の一つを示す斜視図である。
【図７】ガスタービンエンジンの一断面の軸方向図で、
流路内壁から本発明の中央リングまで延在する支柱を示
す。
流路内壁から本発明の中央リングまで延在する支柱を示
す。
【図８】本発明の中央リングにおいて用いる補強材の代
替構成態様を示す図である。
替構成態様を示す図である。
５０ 中央リング １００ 静翼フレーム １０２ シュラウド １０６ 前側パネル １０８ 後ろ側パネル １１０、１１２ 内側フランジ １１４、１１６ 外側フランジ １２４ 前側フランジ １２６ 後ろ側フランジ １２８ 開口 １３２Ａ、１３２Ｂ 凸部 １３４Ａ、１３４Ｂ 溝 １３６ 補強材 １３８ 第１ストリンガ １４０ 第２ストリンガ １４２、１４４ 支持パネル １４６、１４８ ウエブ １６０ せん断パネル １６２ 斜めストリンガ １６４ 軸方向ストリンガ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ドナルド・フレデリツク・ケツク アメリカ合衆国、オハイオ州、フエアフイ ールド、ノースビユー・サークル、1605番 (72)発明者 ロバート・ハワード・ロス アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ イ、コンステイテユーシヨン・ドライブ、 8806番 (72)発明者 ジエームス・ウイリアム・ブラントレイ アメリカ合衆国、オハイオ州、フエアフイ ールド、キングスベリー・ロード、5612番 (72)発明者 トーマス・ジヨージ・ウエイクマン アメリカ合衆国、インデイアナ州、ローレ ンスバーグ、リツジ・アベニユー、527番 (72)発明者 ジエフリー・ブライアン・フラベル アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ イ、ステイルウインド、・ドライブ、 12040番 (72)発明者 アレン・ブレイク・コルベイル アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ イ、ピーオー・ボツクス19124（番地なし) (72)発明者 ウイリアム・ジエームス・ストロツク アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ イ、ヘリテイジ・ドライブ、8390番 (72)発明者 マイケル・レオン・バロン アメリカ合衆国、オハイオ州、ラブラン ド、ステイト・ルート・22−３、3544番
Claims (19)
- 【請求項１】 静翼フレームから分離し得るコアフレー
ムを有し、該静翼フレームをコア構造体に中央リング取
付部を介して着脱自在に取付け得るガスタービンエンジ
ンにおいて、 環状前側パネルと環状後ろ側パネルであって、各パネル
が半径方向外側フランジと半径方向内側フランジとを有
し、前記内側フランジが前記コアフレームに溶接されそ
して前記外側フランジが前記静翼フレームにボルト止め
されるような前側パネルと後ろ側パネルと、 前記前側パネルと前記後ろ側パネルとの間に延在する複
数の周方向に相隔たる補強材であって、各補強材が、前
記前側パネルの前記半径方向内側フランジから前記後ろ
側パネルの前記半径方向外側フランジまで斜めに延在す
る第１ストリンガと前記後ろ側パネルの前記半径方向内
側フランジから前記前側パネルの前記半径方向外側フラ
ンジまで斜めに延在する第２ストリンガとを含むような
補強材とからなる改良中央リング。 - 【請求項２】 前記第１および第２ストリンガは各補強
材のほぼ中点で交差して１対の結合したほぼ３角形の部
材を形成し、各３角形部材は各ストリンガのある部分に
より形成された２辺と前記前側および後ろ側パネルの一
方により形成された第３辺とを有し、各補強材は１対の
支持パネルを含み、両支持パネルはそれぞれの３角形部
材を満たしている、請求項１記載の中央リング。 - 【請求項３】 各補強材は前記前側パネルから前記後ろ
側パネルまで延在する支持パネルを有し、また前記補強
材は前記支持パネルに固定されたフランジを有する、請
求項１記載の中央リング。 - 【請求項４】 前記補強材の上方の前記支持パネルの部
分を省略した請求項３記載の中央リング。 - 【請求項５】 前記補強材の下方の前記支持パネルの部
分を省略した請求項３記載の中央リング。 - 【請求項６】 前記前側および後ろ側パネルの前記外側
フランジの各々に形成され、前記中央リングを前記静翼
フレームに取付けるボルトを受入れる複数の周方向に相
隔たる開口を含む請求項１記載の中央リング。 - 【請求項７】 前記後ろ側パネルの前記外側フランジは
前記前側パネルの前記外側フランジの半径より大きな半
径を有し、従って、前記中央リングを前記静翼フレーム
から切り離した後に軸方向後方に滑らせることにより前
記中央リングを前記静翼フレームから軸方向に取外すこ
とができる、請求項６記載の中央リング。 - 【請求項８】 前記前側および後ろ側パネルの各々の前
記外側フランジは周方向に複数の扇形切欠きを有して山
部と谷部を交互に形成しており、一方の外側フランジに
おける前記山部が他方の外側フランジにおける前記谷部
と軸方向に整合しており、従って、前記中央リングを前
記静翼フレームから軸方向に除去し得る、請求項６記載
の中央リング。 - 【請求項９】 前記静翼フレームの半径方向内周に１対
の離隔した周フランジを有し、両フランジは前記中央リ
ングのそれぞれの外側フランジと係合するように配置さ
れ、前記離隔フランジと前記外側フランジの一方が複数
の予め選定した係合位置に溝を形成され、また前記離隔
フランジと前記外側フランジの他方に凸部が形成され前
記溝の対応するものと係合し、前記取付けボルトは凸部
溝係合部を貫通している、請求項６記載の中央リング。 - 【請求項１０】 前記凸部と前記溝はそれぞれ前記選定
周方向係合位置に傾斜側壁を有するように形成されてい
る、請求項９記載の中央リング。 - 【請求項１１】 前記離隔周フランジは前記選定係合位
置以外の係合位置において重ね継手により前記外側フラ
ンジに結合されている、請求項９記載の中央リング。 - 【請求項１２】 前記選定係合位置は、前記中央リング
が運転位置のエンジンにおいて組立位置にある時前記中
央リングの垂直頂部近辺の前記静翼フレームと前記中央
リングとの間の結合点に対応する、請求項９記載の中央
リング。 - 【請求項１３】 静翼フレームから分離し得るコアフレ
ームを有し、該静翼フレームをコア構造体に中央リング
取付部を介して着脱自在に取付け得るガスタービンエン
ジンにおける改良中央リングであって、 環状前側パネルと環状後ろ側パネルを含み、各パネルは
半径方向外側フランジと半径方向内側フランジとを有
し、前記内側フランジは前記コアフレームに溶接されそ
して前記外側フランジは前記静翼フレームにボルト止め
され、また、 前記静翼フレームから半径方向内方に延在する１対の離
隔した周フランジを含み、これらの半径方向内側フラン
ジは中央リングのそれぞれの外側フランジと係合するよ
うに配置され、前記離隔内側フランジと前記外側フラン
ジの一方に溝が形成され、また前記離隔内側フランジと
前記外側フランジの他方に凸部が形成され前記溝の対応
するものと係合するようになっており、さらに、 前記フランジ間の凸部溝係合部を貫通するように形成さ
れた開口であって中央リングを前記静翼フレームに着脱
自在に取付けるボルトを受入れる開口を含む中央リン
グ。 - 【請求項１４】 前記凸部と前記溝はそれぞれ傾斜側壁
を有するように形成されており、前記ボルトを締付ける
ことにより前記凸部付きフランジと前記溝付きフランジ
を予め選定した位置に整合するようにした請求項１３記
載の中央リング。 - 【請求項１５】 前記凸部溝係合部は前記フランジの複
数の予め選定した位置に形成され、そして前記フランジ
が結合される他の位置では前記凸部が除かれて重ね継手
が形成される、請求項１４記載の中央リング。 - 【請求項１６】 前記補強材の選定したものの周縁から
１対の補強材間の中点まで周方向に延在するウエブを含
み、該ウエブはその一縁に沿って前記補強材に取付けら
れそして他縁に沿って前記前側および後ろ側パネルの一
方に取付けられている、請求項３記載の中央リング。 - 【請求項１７】 前記ウエブを３角形にした請求項１６
記載の中央リング。 - 【請求項１８】 前記ウエブは前記補強材の一つから前
記後ろ側パネルまで延在する請求項１７記載の中央リン
グ。 - 【請求項１９】 前記中央リングを複数の弧状部片とし
て形成し、各弧状部片は前側パネルの弧状部片と後ろ側
パネルの弧状部片との間に延在する所定数の補強材を有
する、請求項１８記載の中央リング。
Applications Claiming Priority (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US785365 | 1985-10-07 | ||
| US70826391A | 1991-05-28 | 1991-05-28 | |
| US708263 | 1991-05-28 | ||
| US07/785,365 US5222360A (en) | 1991-10-30 | 1991-10-30 | Apparatus for removably attaching a core frame to a vane frame with a stable mid ring |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05149148A true JPH05149148A (ja) | 1993-06-15 |
| JPH06105048B2 JPH06105048B2 (ja) | 1994-12-21 |
Family
ID=27108045
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4125221A Expired - Fee Related JPH06105048B2 (ja) | 1991-05-28 | 1992-05-19 | コアフレームを静翼フレームに安定中央リングで着脱自在に取付ける装置 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0516389B1 (ja) |
| JP (1) | JPH06105048B2 (ja) |
| DE (1) | DE69221389D1 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1072306C (zh) * | 1995-05-26 | 2001-10-03 | 三菱自动车工业株式会社 | 缸内喷射内燃机用的燃料喷射控制系统 |
| JP2006022812A (ja) * | 2004-07-05 | 2006-01-26 | Snecma Moteurs | 航空機エンジン用低圧コンプレッサの補強材 |
| WO2012121334A1 (ja) | 2011-03-09 | 2012-09-13 | 株式会社Ihi | ガイドベーン取付構造及びファン |
| WO2013115349A1 (ja) | 2012-02-02 | 2013-08-08 | 株式会社Ihi | 翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン |
| WO2013191195A1 (ja) | 2012-06-20 | 2013-12-27 | 株式会社Ihi | 翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2005025274A1 (en) | 2003-09-04 | 2005-03-17 | Koninklijke Philips Electronics, N.V. | Led temperature-dependent power supply system and method |
| FR2887850B1 (fr) * | 2005-06-29 | 2008-11-07 | Airbus France Sas | Dispositif d'accrochage d'un moteur interpose entre une voilure d'aeronef et ledit moteur |
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| GB201907545D0 (en) | 2019-05-29 | 2019-07-10 | Siemens Ag | Heatshield for a gas turbine engine |
| CN115387906B (zh) * | 2022-05-12 | 2024-04-16 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 低进口轮毂比发动机的进气承力框架连接结构及装配方法 |
| CN115716536B (zh) * | 2022-10-25 | 2023-07-21 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种薄壁高强斜支板承力框架结构 |
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|---|---|---|---|---|
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| US3830058A (en) * | 1973-02-26 | 1974-08-20 | Avco Corp | Fan engine mounting |
| GB2192233B (en) * | 1986-07-02 | 1990-11-28 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine load transfer structure |
| US4785625A (en) * | 1987-04-03 | 1988-11-22 | United Technologies Corporation | Ducted fan gas turbine power plant mounting |
| US4934140A (en) * | 1988-05-13 | 1990-06-19 | United Technologies Corporation | Modular gas turbine engine |
-
1992
- 1992-05-19 JP JP4125221A patent/JPH06105048B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1992-05-27 DE DE69221389T patent/DE69221389D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1992-05-27 EP EP92304786A patent/EP0516389B1/en not_active Expired - Lifetime
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JP2006022812A (ja) * | 2004-07-05 | 2006-01-26 | Snecma Moteurs | 航空機エンジン用低圧コンプレッサの補強材 |
| WO2012121334A1 (ja) | 2011-03-09 | 2012-09-13 | 株式会社Ihi | ガイドベーン取付構造及びファン |
| JP5679043B2 (ja) * | 2011-03-09 | 2015-03-04 | 株式会社Ihi | ガイドベーン取付構造及びファン |
| US9470243B2 (en) | 2011-03-09 | 2016-10-18 | Ihi Corporation | Guide vane attachment structure and fan |
| WO2013115349A1 (ja) | 2012-02-02 | 2013-08-08 | 株式会社Ihi | 翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン |
| US9963986B2 (en) | 2012-02-02 | 2018-05-08 | Ihi Corporation | Coupling part structure for vane and jet engine including the same |
| WO2013191195A1 (ja) | 2012-06-20 | 2013-12-27 | 株式会社Ihi | 翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH06105048B2 (ja) | 1994-12-21 |
| EP0516389A3 (en) | 1993-08-25 |
| DE69221389D1 (de) | 1997-09-11 |
| EP0516389A2 (en) | 1992-12-02 |
| EP0516389B1 (en) | 1997-08-06 |
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