JPH0672571B2 - 荷重伝達構造 - Google Patents

荷重伝達構造

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JPH0672571B2
JPH0672571B2 JP62166240A JP16624087A JPH0672571B2 JP H0672571 B2 JPH0672571 B2 JP H0672571B2 JP 62166240 A JP62166240 A JP 62166240A JP 16624087 A JP16624087 A JP 16624087A JP H0672571 B2 JPH0672571 B2 JP H0672571B2
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    • 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
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep

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  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Glass Compositions (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は荷重伝達構造、殊にガスタービンエンジンに適
した荷重伝達構造に関する。
航空機の推進のためのガスタービンエンジンの一つの特
定な形は、下流端パワータービンを有して、該パワータ
ービンが１組以上のプロペラ状ファン推進翼を駆動する
ようにされている従来のガスタービン・コアエンジンを
含む。もしもプロペラ状推進翼がパワータービンのター
ビン動翼列の半径方向外方限界に直接に取付けられるな
らば、それらとそれらを従来のように取り囲むカウリン
グとは必然的にエンジンの下流端に在る。この型式の配
置において、エンジンを航空機に据付けるための構造を
パワータービンの近辺に位置付けすることが必要であ
る。その結果、コアエンジンは航空機に直接に取付けら
れず、代りにパワータービンに取付けられる。
コアエンジンを据付けなければならないパワータービン
の中の主要支持構造はパワータービンを通るガス通路の
半径方向内方に置かれる。しかしコアエンジンは通常、
その外側ケーシングの下流端から据付けられるので、コ
アエンジンとパワータービンを連結する荷重伝達構造は
運転中にコアエンジンからパワータービンに排出される
高温ガス流の中を通過しなければならない。
前記高温ガス流のために生ずる温度勾配の影響を最小限
にする、コアエンジンとパワータービンの間の荷重伝達
構造を与えることが本発明の一目的である。
本発明によれば、第１および第２のほぼ円形の、同心で
半径方向に隔置される部材の間で荷重を伝達するための
構造は、前記第１および第２の部材を連結する、複数の
円周方向に隔置されて半径方向に延在するスポーク部材
を含み、各スポーク部材は、第１部材に、実質的に半径
方向の相対運動のみが両者間に許されるように取付けら
れ、第２部材に、少なくとも２つの軸方向に整合し軸方
向に隔置された位置にて固定取付けされ、前記第２部材
に近い位置にあって各スポーク部材とその隣りのスポー
ク部材の円周方向延在部との間に円周方向荷重の伝達は
許さず半径方向荷重の伝達を許すように、円周方向の隣
りのスポーク部材と協働するようにされた円周方向延在
部が前記スポーク部材の各々に設けられる。
以下に添付図面を参照しつつ、例示により本発明を記載
する。
第１図を参照して、ダクテッドファン・ガスタービンエ
ンジン10は下流端にパワータービン12を有するコアエン
ジン11を含む。コアエンジン11は、空気取入口13、圧縮
機部14、燃焼装置15、およびタービン16を含むという点
で、従来構造のものである。コアエンジン11の機能は従
来通りの態様であり、空気取入口13を通して取入口た空
気が圧縮機部14により圧縮された後、燃料と混合され、
その混合機が燃焼装置15の中で燃焼し、その時生じた燃
焼生成物がタービン16を通って膨張した後、パワーター
ビン12の中に排出される。
パワータービン12は、数段の反転タービン動翼を含み、
そのうちの２段はその半径方向外方端にそれぞれファン
動翼17、18が取付けられているという点で、従来構造の
ものと異なる。ファン動翼17、18は反転し、ファンカウ
リング19に囲まれる。
運転中、コアエンジンから排出された高温ガスはパワー
タービン12に向けられてタービン動翼を反転させ、ひい
てはプロペラ状推進翼17、18の反転を生ずる。或る量の
推力は環状出口ダクト20を通ってパワータービン12から
排出されるガスによって与えられる。しかしガスタービ
ンエンジン10の推力の大部分は、ファンダクト19の上流
端21にて引き込まれ、反転するプロペラ状推進翼17、18
により加速されてファンカウリング19の下流端22から排
出される空気によって与えられる。
ファンカウリング19とコアエンジン11はほぼ半径方向に
延在する複数の前部ストラット23により連結されるが、
ほぼ半径方向に延在する複数の後部ストラット24がファ
ンカウリング19をパワータービン12の残りの部分に連結
する。後部ストラット24はエンジン10とエンジンが運転
中に搭載される航空機との間の荷重伝達の大部分を分担
し、パワータービン12内のほぼ円筒形の支持部材25の軸
方向下流端にその半径方向内方端が取付けられる。円筒
形支持部材25はパワータービン12の反転する要素の全部
を担持し、その上流端は、第２図に、より詳しく示され
る荷重伝達構造27によってコアエンジン11のケーシング
26の下流端に取付けられる。
第２図を参照して、パワータービン12の回転部分の上流
端30を支承する軸受29を担持する環状軸受ハウジング28
を荷重伝達構造が含む。軸受ハウジング28は円筒形支持
部材25の上流端に固定取付けされ、その上流端に半径方
向に延在する環状パネル31が、また下流端にほぼ截頭円
錐形のパネル32が設けられる。パネル31、32にはそれぞ
れリム33、34が設けられ、ガス通路40を横切って半径方
向に延在しコアエンジン11をパワータービン12に連結す
る複数のスポーク部材35の半径方向内方限界をこれらの
リムが支持する。
各スポーク部材はコアエンジン11とパワータービン12の
間のガス流を乱を最少にするために空力形状の中央部を
有し、コアエンジンに設けられた対応する形状のブッシ
38の中におさまる円形断面の栓（スピゴット）37が半径
方向外方限界に設けられる。しかし、軸方向の相対運動
は許さずに半径方向の相対運動を許す限り、代りの連結
構造をスポーク部材35とコアエンジン・ケーシグ26の間
に用いることもできるであろう。
スポーク部材35は第３図に見られるように円周方向に隔
置され、各々の半径方向外方限界に、円周方向に延在す
るプラットホーム38、39が設けられ、これらは協働して
スポーク部材35を含むガス通路40の半径方向外方限界の
一部を画成する、プラットホーム38、39の縁は円周方向
の隙間54を設けられてプラットホーム38、39の熱膨張を
許している。この熱膨張を吸収する従来構造のシール41
が隣合せのプラットホーム38、39の間に設けられる。
ガス通路40の半径方向内方限界は複数の円周方向に延在
するプラットホーム42、43により画成され、各スポーク
部材35は円周方向に延在するプラットホーム42、43の各
１個をその半径方向内方限界に設けられる。円周方向に
延在するプラットホーム42の円周方向長さは円周方向に
延在するプラットホーム43のそれよりも長く、各々が隣
りのプラットホーム43に係合する段付き部44を設けられ
ていて、両プラットホームの間に円周方向の荷重伝達は
行われずに半径方向の荷重伝達が行われるようになって
いる。つまり隣接プラットホーム42、43の間に円周方向
隙間45が画成されて円周方向の相対運動が両者間に許さ
れる。
第２図に見られるように、環状パネル31の半径方向外方
限界に設けられたリム33は、半径方向に延在する孔明き
フランジ46と軸方向に延在す支持表面47とを画成するよ
うにほぼＬ形断面形を有する。截頭円錐形パネル32の半
径方向限界のリム34は、半径方向に延在する孔開きフラ
ンジ48と軸方向に延在する支持表面49とを画成するよう
に同様なＬ形断面形を有する。スポーク部材35の各々の
半径方向内方限界には、それぞれリム33、34に係合する
孔明きラグ50、51が設けられる。ラグ50とフランジ46、
そしてラグ51とフランジ48は中空ボルト形ダウエル52に
よって相互に固定取付けされる。第３図に見られるよう
に、ダウェル52はスポーク部材35の中央部36に整合し、
相互に軸方に整合する。
円周方向に延在する、半径方向内方プラットホーム42の
各々は、リム33、34にそれぞれ設けられた軸方向に延在
する支持表面47、49から半径方向に隔置されるが、例外
は協働する隣りのプラットホーム43の半径方向内方にあ
る部分53である。
運転中にコアエンジン11から排出されてく極く高い温度
にある排気ガスはスポーク部材35の上を通過して、荷重
伝達構造27の様々の部品の間に、500℃にもなり得る大
きな温度差を生ずる。
殊にスポーク部材35はそれが取付けられるリム33、34よ
りも大きな割合で熱膨張する。この熱膨張の違いは円周
方向隙間45、54の変化を生ずるけれども、スオーク部材
35のその等角度隔置関係から外すことはない。同様に荷
重伝達機構27の半径方向の膨張は各栓37とそれが入るブ
ッシ38の間の半径方向の相対運動を生じて、半径方向の
荷重がコアエンジン・ケーシング26にかからないように
する。しかし、栓37とブッシ38の協働は、円筒形支持部
材25とコアエンジン・ケーシング26が荷重伝達構造27に
よって同軸関係に維持されることを保証する。
ダクテッドファンを設けられたガスタービンエンジンを
引用して本発明を記載したけれども、例えばダクトのな
いプロペラ状推進翼を設けられたような他の形のガスタ
ービンエンジンにも等しく適用されることは当然であ
る。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明による荷重伝達構造を組込むダクテッド
ファン・ガスタービン推進エンジンの部分断面側面図、 第２図は本発明による荷重伝達構造の一部分の側断面
図、 第３図は第２図のＡ−Ａ線にそう断面図である。 27……荷重伝達構造

Claims (12)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】第１および第２の、ほぼ円形の、同心で半
    径方向に隔置される部材の間の荷重伝達のための構造で
    あって： 前記第１および第２の部材を連結する、円周方向に隔置
    されて半径方向に延在する複数のスポーク部材を含み；
    前記各スポーク部材は、前記第１の部材に、実質的に半
    径方向の相対運動のみが両部材間に許されるように、取
    付けられ、また前記第２の部材に、少なくとも２つの軸
    方向に整合して軸方向に隔置された位置にて固定的に取
    付けられ；前記各スポーク部材には、前記第２の部材に
    隣接する位置にあって、前記各スポーク部材とその隣り
    のスポーク部材の円周方向延在部との間に円周方向荷重
    の伝達は許さずに半径方向荷重の伝達を許すように、円
    周方向の隣りのスポーク部材と協働するようにされた、
    円周方向延在部が設けられている、荷重伝達のための構
    造。
  2. 【請求項２】前記第１および第２の部材はガスタービン
    エンジンのコアエンジンおよびパワータービンの部分を
    含み、前記コアエンジンおよびパワータービンは環状ガ
    ス通路により連結され、前記スポーク部材は前記コアエ
    ンジンおよびパワータービンを連結する前記ガス通路を
    横切って半径方向に延在する、特許請求の範囲第（１）
    項に記載の荷重伝達のための構造。
  3. 【請求項３】前記スポーク部材が取付けられる前記コア
    エンジンの部分はその外側ケージングであり、前記各ス
    ポーク部材の半径方向外方の限界が前記外側ケーシング
    に取付けられている、特許請求の範囲第（２）項に記載
    の荷重伝達のための構造。
  4. 【請求項４】前記各スポーク部材にはその半径方向外方
    の限界に半径方向に延在する栓（突起）が設けられ、前
    記栓は前記コアエンジン・ケーシングに設けられた対応
    するブッシに半径方向に滑動係合してはめ込まれる、特
    許請求の範囲第（３）項に記載の荷重伝達のための構
    造。
  5. 【請求項５】前記各スポーク部材にはその半径方向外方
    の限界に円周方向に延在するプラットホーム部分が設け
    られ、隣接する前記スポーク部材のプラットホーム部分
    の円周方向の限界が協働して密封係合するので、前記プ
    ラットホーム部分は前記コアエンジンおよびパワーター
    ビンを連結する前記環状ガス通路の半径方向外方の限界
    の一部分を画成する、特許請求の範囲第（３）項に記載
    の荷重伝達のための構造。
  6. 【請求項６】前記各スポーク部材の半径方向内方の限界
    は前記パワータービン部分に取付けられている特許請求
    の範囲第（２）項に記載の荷重伝達のための構造。
  7. 【請求項７】前記各スポーク部材の半径方向内方の限界
    が前記軸方向に整合し軸方向に隔置された位置にて固定
    的に取付けられるリム部分を、それぞれ画成する２個の
    軸方向に隔置された環状パネル部材を、前記パワーター
    ビン部分が含む、特許請求の範囲第（６）項に記載の荷
    重伝達のための構造。
  8. 【請求項８】前記パネル部材の少なくとも１個が截頭円
    錐形を有する、特許請求の範囲第（７）項に記載の荷重
    伝達のための構造。
  9. 【請求項９】前記リム部分の各々は半径方向に延在する
    フランジと軸方向に延在する支持表面とを有し、前記各
    スポーク部材の前記半径方向内方の限界の、前記スポー
    ク部材の前記円周方向に延在する部分との結合部が前記
    フランジに固定的に取付けられて前記軸方向に延在する
    支持表面から半径方向に隔置されており、前記円周方向
    に延在するスポーク部材の部分の各々の自由端が前記軸
    方向に延在する支持表面の上に乗っている、特許請求の
    範囲第（７）項に記載の荷重伝達のための構造。
  10. 【請求項１０】前記円周方向に延在するスポーク部材の
    部分の各々の自由端は隣りのスポーク部材の半径方向内
    方の限界に設けられた対応する形状特性によって半径方
    向に係合される、特許請求の範囲第（９）項に記載の荷
    重伝達のための構造。
  11. 【請求項１１】前記円周方向に延在するスポーク部材の
    部分は前記ガス通路の半径方向内方の限界の部分を構成
    する、特許請求の範囲第（10）項に記載の荷重伝達のた
    めの構造。
  12. 【請求項１２】前記第２の部材がさらに前記パワーター
    ビン内の軸受の支持部を与えている、特許請求の範囲第
    （２）項に記載の荷重伝達のための構造。
JP62166240A 1986-07-02 1987-07-02 荷重伝達構造 Expired - Lifetime JPH0672571B2 (ja)

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GB8616151A GB2192233B (en) 1986-07-02 1986-07-02 A gas turbine engine load transfer structure
GB8616151 1986-07-02

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JPS6325323A JPS6325323A (ja) 1988-02-02
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FR (1) FR2601075B1 (ja)
GB (1) GB2192233B (ja)

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