JPH0717238B2 - 荷重分担アダプタを備えたガスタービンエンジン - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、エンジンの荷重を担持する手段を有する航空
機用エンジンに係り、更に詳細にはエンジンケースの撓
みによるブレードの摩耗を阻止する装置を含むエンジン
の支持構造体に係る。

本発明が対象とするガスタービンエンジンは一般にファ
ンケース及びタービンケースを含むエンジンケースと、
前記ファンケースに接続されたファンカウルと、前記タ
ービンケースを囲繞するコアカウルとを備えており、取
付手段により航空機若しくは地上試験台に設置されるよ
うになっている。かかる設置手段は、エンジンの中心軸
線より隔った位置にてファンケースに接続されるスラス
トリンクを含んでおり、このスラストリンクはエンジン
の作動中にそのファンケースへの取付け位置の周りにモ
ーメントを生ぜしめる。

従来よりガスタービンエンジンに存在していた一つの問
題は、高出力運転中に、スラスト荷重を担持するよう構
成されたエンジンマウントがエンジンのファンケースへ
の取付点の周りにモーメントを発生し、該モーメントに
よりファンケースに不均一な荷重が及ぼされるというこ
とである。エンジンのシャフト及び軸受は必ずしも撓む
訳ではないので、かかる荷重はファンジェットエンジン
内に於てブレードの激しい摩耗を発生することが知られ
ている。特にエンジン試験装置内に於てエンジンが地上
試験される場合には、スラスト荷重は上記のブレード摩
耗の観点から許容し難い程大きくなる可能性がある。

本願発明の目的は、ファンジェットエンジンのファンケ
ースにかかる荷重を充分に軽減しブレードの摩耗を回避
する手段を提供することである。

かかる目的を達成するために、本願発明によれば、ガス
タービンエンジンに於て、ファンカウルとコアカウルが
互いに連結され、一対の荷重分担アダプタがエンジンの
作動媒体の流れ方向に関してスラストリンクの取付位置
より下流に隔った位置にてタービンケースの直径方向両
側に取付けられ、かかる荷重分担アダプタの各々が解除
可能な手段を含み一端にてタービンケースに他端にてコ
アカウルに各々力伝達関係に接続されたリンク手段（張
帯状リンク）を含み、スラストリンクによりファンケー
スに生ずるモーメントの少なくとも一部をファンケース
からファンカウル、コアカウル、及び荷重分担アダプタ
を経てタービンケースに至る力伝達経路を経て担持す
る。

ファンカウル及びコアカウルが一体構造でない場合に
は、それらを一体化し、一体化したカウルをタービンケ
ースのリヤマウントレールに連結し、スラスト荷重によ
るモーメントを分担することにより、エンジンのファン
ケース上の荷重が軽減され、ブレードの摩耗が回避され
る。この場合、連結機構はそれが引張状態にてスラスト
荷重によるモーメントに対し反作用するようになってい
るのが好ましい。かくしてファンケースに生ずるモーメ
ントによる偏倚が低減されるので、排気ノズルを取付け
た状態にてエンジンの地上試験を行うことができる（従
来排気ノズルを取付けての試験は荷重のかかり過ぎによ
り不可能であった）。

本発明による荷重分担アダプタは摩耗及び寸法公差の変
化に起因する装着状態の変化に適合するよう容易に調整
され得る。本発明によれば、荷重分担アダプタはナセル
の従来の二枚貝型のドアの開閉に干渉せず、またその取
付にレンチ等を必要としない。

更に荷重分担アダプタは比較的単純且低廉であり、しか
も排気ノズルがエンジンに組付けられた状態にてエンジ
ンの地上試験を行うことを可能にするものである。

以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例について
詳細に説明する。

以下の好ましい実施例の説明に於ては、地上試験スタン
ドに設置されて試験されるよう構成されたエンジンに対
し適用された実施例について本発明を説明するが、本発
明は航空機に搭載されたエンジンに対しても適用可能で
ある。地上試験に於てはエンジンは固定構造物に据付け
られた試験スタンドに固定されるが、実際に航空機に搭
載されたエンジンの場合には、試験とは異なる荷重特性
が発生し、実際の航空機用のハードウエアは地上試験に
採用されるものよりも小型且軽量に設計され得る。

第１図に示された好ましい実例例に於ては、ファンジェ
ットエンジン12を収容するエンジンナセル10は航空機
（図示せず）の翼16の下方に担持されたパイロン14に固
定されており、二枚貝型のものである。ナセル及びその
内部のエンジン構造の詳細はそれらが本発明の一部を構
成する訳ではないので添付の図面より省略されている
が、好適なエンジン／ナセルの詳細については、本願出
願人であるユナイテッド・テクノロジーズ・コーポレイ
ションのPratt ＆ Whitney Aircraft Groupにより製造
されており、ボーイング社製の767型航空機を推進駆動
するJT9Dエンジンを参照されたい。

何れにせよナセルは種々の部分、即ち朝顔形の入口セク
ション18と、二枚貝型のドア20と、ノズルセクション22
とよりなっている。

エンジン／ナセルは第１図に於ては航空機に装着された
状態にて図示されており、第２図に於ては地上試験スタ
ンドに設置された状態にて図示されている。第２図に示
されている如く、付号30にて全体的に示されたエンジン
はエンジン取付板36にボルト締結されたクロスビーム34
を介してビーム支持構造体32に装着されている。ビーム
支持構造体32はビルの天井又は他の適当な構造体に固定
されている。スラスト荷重は取付組立体40及び42を介し
てファンケース43に接続されたスラストリンク38によっ
て担持される。

第２図に於ては、朝顔形の入口セクション18はナセル組
立体より取外されており、エンジンのファンケース43が
見えるようになっている。スラストリンク38により担持
されるスラスト荷重は矢印44により示されている如くエ
ンジンの中心線より隔った位置にあるその取付点に於て
モーメントに変換され、このことにより前述の如くエン
ジンケースが曲げられるという問題が生じる。即ち、上
述の如きスラスト荷重のモーメントへの変換により、第
２図に於て矢印48にて示されている如くエンジンのファ
ンケースとその中心軸線に垂直な軸線の周りに回転する
方向に上向きにさせる現象が生じ、そのためエンジンフ
ァンケースが歪められ、回転するブレードに対し相対的
に変位し、これによりブレードの先端の摩耗が生ずる。

本発明は、上述の如きモーメントにより生ずる荷重（矢
印54にて示される）を吸収する反作用力を発生すべく、
エンジンのタービンケース52の後方部分の或る位置に荷
重分担アダプタ50を組込むことによって上述の如き問題
を解消するものである。

コアカウル56及びファンカウル58がそれらに設けられた
相補的フランジ62及び64の部分にてこれらを貫通する一
連のボルト60（その内の一つのみが図示されている）に
より結合されている。勿論両方のカウルが互に一体的に
形成されている場合にはかかる二つのカウルの結合は不
要である。かくしてスラストリンク38を経て作用する荷
重はファンケースへ伝達され、カウル構造体を経て荷重
分担アダプタ50へ伝達される。

荷重分担アダプタ50は第３図及び第４図により詳細に示
されている。第３図に示されている如く、荷重分担アダ
プタ50は張帯状リンク68を含んでおり、該リンクの一端
は両側にてエンジン取付レール72及び74に固定されたガ
セット70に取付けられており、該リンクの他端はフック
76を介してナセルコアカウル56に取付けられている。フ
ック76及びそれと共働する取付アイ78は市販のものであ
ってよく、閉じられた状態に於てはその開閉てこ部の表
面はコアカウル56の表面と丁度一致する表面を呈するよ
うになっている。

コアカウル56は第３図に於ては閉じられた位置（実線）
及び開いた位置（仮想線）の両方にて図示されている。

張帯状リンク68はフックの取付アイ78のフランジ84と係
合する連結端82を有している。張帯状リンク68の他方の
端部はユニバーサルボールジョイント86を受入れるべく
二肢状に形成されており、ボールジョイント86はガセッ
ト70に形成されたボアに嵌合し、ボルト88にて二肢端に
固定されている。ガセット70はブロック90と一体に形成
されている。ブロック90は隣接するレール72と74との間
に嵌合し、ピン92及び94によりレール72及び74に固定さ
れている。ピン92及び94はばねクリップ96及び98により
脱落することがないよう保持されている。図示の実例例
に於ては、組立及び分解を容易に行い得るようばねクリ
ップが採用されているが、航空機に搭載されたエンジン
への適用に於てはより一層永久的な取付手段が採用され
て良い。

以上の説明より明らかな如く、張帯状リンク68はエンジ
ンが運転されている時スラストリンクにかかる荷重を分
担する反力を発生する作用をなす。これら両者により担
持される荷重はいずれもエンジンケースに伝達されて支
持されるので、第２図に示されている如く排気ノズル10
0を装着した状態にてエンジンの試験をすることができ
る。

本発明の荷重分担の概念は必ずしもエンジンケースの歪
みの全てを除去する訳ではないが、ブレードの摩耗を最
小限に抑えて地上試験を行い得る程度に充分に歪みを軽
減し、エンジン効率の一層の改善を追求することを可能
にする。

本発明によれば、推力によるエンジンケースの歪みを最
少限に抑えことができるので、エンジンの地上試験を行
う際にも排気ノズルを装着した状態にて試験を行うこと
ができる。

荷重分担アダプタ50の荷重分担特性は、例えばフック76
をその支持部にねじにより取付け、このねじによる取付
け部を調整することにより、寸法公差及び摩耗により生
じた緩みに対し張帯状リンク68の装着状態を適合させ、
寸法公差或いは摩耗に合せて調節できる。

荷重分担アダプタ50は、フック76の如き構成を用いるこ
とにより、レンチ等の特殊な工具を必要とすることなく
迅速に且容易に装着或いは解除できる。

本発明に従って設けられる荷重分担アダプタ50によるエ
ンジンケースに作用する荷重の分配は高い信頼性と再現
性にて実行できることが実際の試験により確認された。

以上に於ては本発明を特定の実例例について詳細に説明
したが、本発明はかかる実例例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内にて種々の実例例が可能であること
は当業者にとって明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図は航空機のパイロンに固定されたエンジン及びナ
セルを示す斜視図である。 第２図は地上試験スタンドに固定されたエンジン及びナ
セルをその一部を破断して示す正面図である。 第３図は閉じられた位置及び開かれた位置の両方にて二
枚貝型のドアの断面を示す拡大部分断面である。 第４図は第３図の線４−４に沿う拡大部分断面図であ
る。 10……ナセル,12……エンジン,14……パイロン,16……
翼,18……入口セクション,20……二枚貝型のドア,22…
…ノズルセクション,30……エンジン,32……ビーム支持
構造体,34……クロスビーム,36……エンジン取付板,38
……スラストリンク,40、42……取付組立体,43……ファ
ンケース,50……荷重分担アダプタ,52……タービンケー
ス,56……コアカウル,58……ファンカウル,60……ボル
ト,62、64……フランジ,68……張帯状リンク,70……ガ
セット,72、74……レール,76……フック,78……取付ア
イ,82……連結端,84……フランジ,86……ユニバーサル
ボールジョイント,88……ボルト,90……ブロック,92、9
4……ピン,96、98……ばねクリップ100……排気ノズル

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】ファンケース（43）及びタービンケース
   （52）を含むエンジンケースと、前記ファンケースに接
   続されたファンカウル（58）と、前記タービンケースを
   囲繞するコアカウル（56）とを備え、エンジンの中心軸
   線より隔った位置にて前記ファンケースに接続されたス
   ラストリンク（38）を含む取付手段により航空機若しく
   は地上試験台に取付けられるガスタービンエンジンにし
   て、 前記ファンカウル（58）と前記コアカウル（56）とが互
   いに連結され、 ガスタービンエンジンの作動媒体の流れ方向に関し前記
   スラストリンク（38）の取付位置より後方に隔った位置
   にて前記タービンケース（52）の直径方向両側に配置さ
   れた一対の荷重分担アダプタ（50）を有し、 前記荷重分担アダプタ（50）の各々は前記タービンケー
   ス（52）と前記コアカウル（56）とを解除可能に力伝達
   関係に連結するリンク（68）を含み、 前記スラストリンク（38）の取付位置の周りに発生する
   モーメントの少なくとも一部が前記ファンケース（43）
   から前記ファンカウル（58）、前記コアカウル（56）及
   び前記荷重分担アダプタ（50）を経て前記タービンケー
   スへ至る力伝達経路により担持されるよう構成されてい
   ることを特徴とするガスタービンエンジン。