JPWO2020002822A5

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Publication number: JPWO2020002822A5
Application number: JP2020570808A
Authority: JP
Publication date: 2023-05-29
Anticipated expiration: 2039-06-25

Description

また、ターボマシンを航空機の翼要素に固定するための取付ストラットは、ファンフローストリームを通過するアームとインターフローコンパートメントの上流側リングとの接合部に近い上流側端部を有していてもよい。すると、インターフローコンパートメント内で発生した火炎の伝播を防止すること、特に、近くに位置する取付ストラットの上流側のゾーンにこの火炎が到達するのを防止することが要求されるため、耐火機能の問題が生じる。
（先行技術文献）
（特許文献）
（特許文献１）国際公開第２０１７／０１３３５６号

一体部品の態様は、本発明に係る装置の単純な形状、特に接触リップの使用により可能である。さらに、これらは、例えばビードまたはモールディング接触ゾーンと呼ばれる管状の接触ゾーンの使用とは異なり、装置の製造中にインサートの使用を必要としない。さらに、リップは通常、容易に変形可能であり、そのため、組立後に特定のプレストレス操作を受ける必要がない。その耐火機能を保証するために必要な変形は、単に、例えば、ゾーン内で圧縮されるように設計されたナセルの可動式カバーシールの支承等の、周囲の要素の支承の結果であり得る。

好ましくは、第２の接触リップは、前記取付ストラットの前記上流側端部の前記側方面とナセルの可動式カバーシールとの間に拘束される。

１：航空機ツインスプール・ターボマシン
７：上流側端部
８ａ：インターフローコンパートメント
９：取付ストラット
１０：上流側リング
２２：アーム
２６：ファンフローストリーム
３０：接続カウリング
４０：シール
４２：側方面
４４：基部
５０：耐火装置
５０’：相補型耐火装置
５２ａ：第１の接触リップ
５２ｂ：第２の接触リップ
５４：取付要素
５６：取付部分
６０：支持部分
６２：第２の接合部
７０ａ：第１の接触端部
７０ｂ：第２の接触端部
７１：ビードセグメント
７１’：ビードシール
７２ａ：第１の曲線、湾曲線
７２ｂ：第２の線
７３、７３’：接触構造
７５ａ、７５ｂ：長手方向端部
７６：貫通孔
７７ａ：軸方向端部
８２：ナセルの可動式カバー
８８：孔
９０：細長い取付要素
９９：エラストマー材料
１００：航空機推進ユニット
１１０：繊維質層
１１２’：接続ピン
Ｓ１：略平面接触面

Claims

航空機ツインスプール・ターボマシン（１）の取付ストラット（９）の上流側端部（７）と、このターボマシンに取り付けられた接続カウリング（３０）との間に配置されるように設計された耐火装置（５０）であって、
前記接続カウリングは、インターフローコンパートメント（８ａ）の一部を半径方向に区切る上流側リング（１０）を、前記ターボマシンのファンフローストリーム（２６）を半径方向に通過するアーム（２２）に接続するように設計され、
前記耐火装置は、
Ｃ字形状の断面を有する第１の接触リップ（５２ａ）を備えた接触構造（７３）であって、前記接触構造は、前記第１の接触リップ（５２ａ）の長手方向端部（７５ａ）の１つにビードセグメント（７１）を含み、ビードセクションの軸方向端部（７７ａ）のうち一方は開放されているとともに前記第１の接触リップ（５２ａ）と連続しており、他方の軸方向端部（７７ｂ）は閉鎖されており、前記第１の接触リップと前記ビードセグメントは第１の湾曲線（７２ａ）に沿って延びる第１の接触端部（７０ａ）を共同して画定している、接触構造（７３）と、
支持部分（６０）と、
前記接触構造（７３）の前記ビードセグメント（７１）を支持する接合ゾーン（６２）を介して前記支持部分（６０）に支持され、前記第１の湾曲線（７２ａ）とは異なる第２の線（７２ｂ）に沿って延びる第２の接触端部（７０ｂ）を有する第２の接触リップ（５２ｂ）と、
を備え、
前記耐火装置（５０）が一体部品である、
耐火装置（５０）。
前記第２の線（７２ｂ）は、直線であり、前記第１の湾曲線（７２ａ）が内接する第１の平面の接触面（Ｓ１）に直交する、請求項１に記載の耐火装置。
前記第１の接触リップ（５２ａ）を支持する取付部分（５６）をさらに備え、
前記取付部分は、取付要素（５４）を通過させるための貫通孔（７６）を含む、
請求項１に記載の耐火装置。
前記支持部分（６０）は、前記第２の接触リップ（５２ｂ）とその第２の接合ゾーン（６２）に対向する細長い取付要素（９０）を備える、請求項１に記載の耐火装置。
前記耐火装置は、シリコーンエラストマー材料であるエラストマー材料（９９）の少なくとも１つの層と、セラミック、ガラスまたはメタアラミド製である少なくとも１つの繊維質層（１１０）との重ね合わせによって形成される、
請求項１に記載の耐火装置。
航空機用ツインスプール・ターボマシン（１）と、前記航空機の翼要素に固定するのに使用するターボマシン取付ストラット（９）とを備えた航空機用推進ユニット（１００）であって、
前記ターボマシン（１）は、
前記ターボマシンのコアエンジンフロー（２８）とファンフロー（２６）との境界に形成されたインターフローコンパートメント（８ａ）と、前記ファンフロー（２６）を半径方向に通過するアーム（２２）とを備え、
前記アーム（２２）は、前記インターフローコンパートメント（８ａ）と連通し、
前記インターフローコンパートメントは、推進アセンブリ（１００）の横方向（Ｙ）に沿って、前記取付ストラット（９）の上流側端部（７）のそれぞれの側に１つずつ配置された２つの接続カウリング（３０）により前記アームに接続された上流側リング（１０）によって半径方向に部分的に区切られ、
前記取付ストラットの前記上流側端部（７）は、２つの側方面（４２）と、前記取付ストラットの前記上流側端部（７）の基部（４４）の輪郭に沿った周縁支承面（４６）とを備え、
前記推進アセンブリ（１００）は、請求項１に記載の耐火装置（５０）を備え、
前記耐火装置は、前記取付ストラットの前記上流側端部（７）と、耐火装置（５０）が固定されている前記接続カウリング（３０）との間に配置され、前記２つの接続カウリング（３０）のうちの少なくとも１つに関連している、
航空機用推進ユニット（１００）。
第１の接触端部（７０ａ）は、前記取付ストラットの前記上流側端部（７）の前記周縁支承面（４６）に搭載され、
第２の接触リップ（５２ｂ）の第２の接触端部（７０ｂ）は、前記取付ストラットの前記上流側端部（７）の対応する前記側方面（４２）に搭載される、請求項６に記載のアセンブリ。
第１の湾曲線（７２ａ）は、前記推進アセンブリ（１００）の前記横方向（Ｙ）と長手方向（Ｘ）とに平行な第１の平面接触面（Ｓ１）に内接し、
前記第２の接触リップ（５２ｂ）によって画定される第２の線（７２ｂ）は、前記アセンブリの縦方向（Ｚ）と平行に延びる直線である、
請求項６に記載のアセンブリ。
前記第２の接触リップ（５２ｂ）は、前記取付ストラット（９）の前記上流側端部（７）の前記側方面（４２）とナセルの可動式カバー（８２）のシール（４０）との間に拘束される、
請求項６に記載の推進アセンブリ。
前記推進アセンブリ（１００）は、
前記取付ストラットの前記上流側端部（７）と、相補型装置（５０’）が固定されている前記接続カウリング（３０）との間に配置された、前記２つの接続カウリング（３０）の他方に関連した相補型耐火装置（５０’）をさらに備え、
前記相補型耐火装置は、
前記耐火装置（５０）に属する前記第１の接触リップ（５２ａ）の他方の長手方向端部（７５ｂ）と協働する接続ピン（１１２’）と一方の長手方向端部（７５ｂ’）が嵌合するビードシール（７１’）の形態の接触構造を備えている、
請求項６に記載の推進アセンブリ。