WO2013115349A1 - 翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン - Google Patents

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pair
support body
wing
jet engine
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広幸 八木
忠寛 石榑
貴臣 稲田
室岡　武
英夫 盛田
本田　達人
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株式会社Ihi
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to, for example, a wing connecting portion structure used for a connecting portion of a guide vane, which is a wing constituting an aircraft jet engine, to the engine body side, and a jet engine using the same.
  • a jet engine as described above is usually provided with a moving blade that introduces air into the engine body and a guide vane that is a stationary blade that rectifies the flow of air introduced by the moving blade.
  • This guide vane may require only a rectification function, or may require a structure function that connects a fan frame and a fan case constituting the engine body in addition to the rectification function.
  • a metal material such as an aluminum alloy or a composite material of a thermosetting resin such as an epoxy resin and a reinforcing fiber such as carbon fiber is usually adopted as a constituent material.
  • a strut having a metal material such as an aluminum alloy disposed on the downstream side of the guide vane as a constituent material is provided with a structure function.
  • a metal material such as an aluminum alloy is adopted as a constituent material.
  • Patent Documents 1 to 3 A guide vane as described above and a jet engine having this guide vane are described in Patent Documents 1 to 3, for example.
  • the weight of the guide vane itself can be reduced by using a composite material as a constituent material, but a strut that uses a metal material such as an aluminum alloy as a constituent material. This impedes the weight reduction of the aircraft jet engine by the burden of the structural function.
  • the guide vane has a structure function in addition to the rectifying function, the weight of the aircraft jet engine can be reduced in the same manner as when the strut is used for the convenience of using a metal material such as an aluminum alloy for the guide vane. There is a problem of obstructing, and solving this has been a conventional problem.
  • the present invention has been made paying attention to the above-described conventional problems, and contributes to weight reduction of the jet engine, while being able to obtain high structural strength, and a jet engine using the same.
  • the purpose is to provide.
  • the present invention is a wing connecting portion structure made of a composite material of a thermosetting resin or a thermoplastic resin and a reinforcing fiber constituting a jet engine
  • the wing connecting portion includes: A connecting support body made of a metal having a pair of divided pieces that are joined to each other from both sides of the blade thickness direction with respect to the blade end portion is disposed, and a joining surface with the pair of divided pieces at the blade end portion At least one protrusion or groove is formed on at least one of the joint surfaces, and at least one of the end joint surfaces of the pair of split pieces of the connection support body.
  • an adhesive is interposed between the pair of divided pieces of the connection support body and the end portions of the wings held between the pair of divided pieces.
  • the present invention is a jet engine, in which the above-described wing connecting portion structure is used as a wing connecting portion structure constituting the jet engine.
  • the connecting portion between the blade tip portion of the guide vane and the engine main body which is a stationary blade in a jet engine, or the blade base end portion of the guide vane is also used.
  • the connection part between the rotor blade tip (tip part) and the tip shroud in the jet engine, and the connection part between the rotor blade hub (base end part) and the shaft is done.
  • the tip shroud is provided on the tip of the rotor blade for preventing vibration and improving aerodynamic performance, and rotates together with the rotor blade.
  • the number of ridges or grooves (grooves or ridges formed on the end joint surface of the connection support body) formed on the joint surface with the connection support body at the end of the blade is Regardless of whether it is provided only on one joining surface or provided on both one joining surface and the other joining surface, the number is not limited to one. For example, two may be provided on both the one joining surface and the other joining surface, or one may be provided on one joining surface and two on the other joining surface.
  • blade which concerns on this invention, as a protrusion or groove
  • the cross-sectional shape may be a trapezoidal shape, a semicircular shape, a triangular shape, or a rectangular shape, but is not limited thereto.
  • thermosetting resin constituting the wing for example, an epoxy resin, a phenol resin, or a polyimide resin can be used.
  • polyetherimide, polyetheretherketone, and polyphenylene sulfide can be used.
  • carbon fiber, aramid fiber, or glass fiber can be used.
  • a composite material composed of these materials is laminated in the blade thickness direction, for example, or three-dimensionally. It is formed by weaving.
  • a metal such as an aluminum alloy or a titanium alloy can be used for the connection support body.
  • the end portion of the blade made of the composite material is positioned between the opposing walls of the pair of divided pieces in the connection support body made of metal. Further, at least one end portion of the end joint surface in the connection support body is formed with a protrusion or groove formed on at least one of the joint surface with the connection support body in the end portion of the blade. It engages with grooves or ridges formed on the joint surface.
  • a fastening force obtained by, for example, a bolt and a nut is applied to the pair of split pieces of the connection support body from both sides in the blade thickness direction so that the end portions of the blades are held between the pair of split pieces of the connection support body. I have to.
  • the wing joint structure according to the present invention high structural strength can be obtained while contributing to weight reduction of the jet engine, and in addition, since the joint strength becomes the mechanical joint strength, only the adhesive is used. Compared with the connection strength using, the process management at the connection part becomes easier.
  • the end of the wing is sandwiched by a pair of divided pieces from both sides in the blade thickness direction, the end of the wing is compared with, for example, a case where the end of the wing is supported by only one divided piece. Can be avoided, and as a result, a strong connected state can be maintained.
  • the protrusions or grooves on the blade end portion side are engaged with the grooves or protrusions on the connection support body side, thereby positioning each other. For this reason, the assembly work can be facilitated.
  • an adhesive may be interposed between the pair of split pieces of the connection support body and the end portions of the blades held between the pair of split pieces. In this case, a higher structural strength can be obtained.
  • both the weight reduction and the high strength are realized by adopting the wing connecting portion structure according to the present invention.
  • the wing connecting portion structure according to the present invention brings about a very excellent effect that it is possible to obtain high structural strength while contributing to weight reduction of the jet engine.
  • FIG. 1 is a partial cross-sectional explanatory view of a front upper portion of a jet engine that employs a blade connecting portion structure according to an embodiment of the present invention. It is sectional explanatory drawing in the connection part of the wing
  • FIG. 6 is a cross-sectional explanatory view corresponding to FIG. 2 showing in detail a structure of a blade connecting portion according to another embodiment of the present invention.
  • FIG. 6 is a partial cross-sectional explanatory view of a connecting portion between a tip of a moving blade and a tip shroud showing details of a connecting portion structure of a blade according to still another embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 to 3 show an embodiment of a blade connecting portion structure according to the present invention.
  • a guide vane connecting portion as a stationary blade constituting a jet engine will be described as an example. .
  • annular core channel 4 is formed on the axial center side of the engine inner cylinder 3 in the engine body 2, and an inner peripheral surface of a fan case 5 that is an outer portion of the engine body 2.
  • bypass flow path 6 is formed between the outer peripheral surfaces of the engine inner cylinder 3.
  • a fan disk 7 is installed at the front portion on the left side of the jet engine 1 in the drawing so as to be rotatable around an engine axis (not shown) via a bearing 8.
  • the fan disk 7 is integrally connected to a turbine rotor in a low-pressure turbine (not shown) disposed at the rear right side of the jet engine 1 in the drawing.
  • a plurality of moving blades 10 are arranged on the outer peripheral surface of the fan disk 7 at equal intervals in the circumferential direction via the fitting grooves 7a, before and after the moving blades 10 and the fitting grooves 7a.
  • annular retainers 12 and 13 for supporting the moving blade 10 are integrally installed in the circumferential direction, and the front retainer 12 is integrally connected to the nose cone 14,
  • the retainer 13 is coaxially and integrally connected to the rotor 16 in the low-pressure compressor 15 adjacent to the downstream side of the fan disk 7.
  • a tip shroud for preventing vibration and improving aerodynamic performance is connected between the tips of the plurality of rotor blades 10, but this tip shroud is not shown in FIG.
  • air can be introduced into the core flow path 4 and the bypass flow path 6 by rotating the plurality of moving blades 10 together with the fan disk 7.
  • the jet engine 1 includes a plurality of guide vanes (static blades) 20 on the bypass flow path 6.
  • the plurality of guide vanes 20 are arranged at equal intervals around the engine inner cylinder 3 so as to rectify the swirling air flow flowing through the bypass flow path 6.
  • This guide vane 20 is made of a thermosetting resin such as an epoxy resin, a phenol resin, or a polyimide resin, or a thermoplastic resin such as polyetherimide, polyether ether ketone, or polyphenylene sulfide, and carbon fiber, aramid fiber, glass fiber, or the like.
  • a composite material with reinforcing fibers is used as a constituent material, for example, laminated in the blade thickness direction or three-dimensionally woven.
  • a blade base end portion (blade end portion) 21 on the axial center side of the guide vane 20 is connected to a mounting flange 31f of the fan frame 31 disposed in the engine inner cylinder 3, and is a side away from the axial center of the guide vane 20.
  • the blade tip (blade tip) 22 is connected to a mounting flange 5 f arranged in the fan case 5.
  • connection support body 33 comprising a pair of divided pieces 34 and 34 joined from both sides in the blade thickness direction (left and right direction in FIG. 2) is disposed.
  • the split pieces 34, 34 of the connection support body 33 are both made of a metal such as an aluminum alloy or a titanium alloy, and are attached to the attachment flange 31f by bolts 38 and nuts 39.
  • Opposite walls 35 facing each other are formed on the pair of divided pieces 34, 34 of the connection support body 33, and the opposing walls 35, 35 are formed on the blade base end portion 21 of the guide vane 20. It joins from both directions.
  • one protrusion 21b having a trapezoidal cross section is formed on the joint surface 21a on the left side in FIG. 2 of the joint surfaces 21a and 21a at the blade base end portion 21 of the guide vane 20.
  • the divided piece 34 on the left side of FIG. 2 that is, the end joint surface 35 a of the opposing wall 35 in the divided piece 34 on the left side of FIG. Is formed with a groove 35b that engages with the protrusion 21b formed at the blade base end portion 21 of the guide vane 20.
  • the blade base end portion 21 of the guide vane 20 is paired by a fastening force by a bolt 36 and a nut 37 applied to the pair of split pieces 34, 34 of the connection support body 33 from both sides in the blade thickness direction. It is held between the opposing walls 35 and 35 of the divided pieces 34 and 34.
  • connection support body 53 which consists of a pair of division
  • Both of the divided pieces 54 and 54 of the connection support body 53 are made of a metal such as an aluminum alloy or a titanium alloy, and are attached to the attachment flange 5f by bolts 38 and nuts 39.
  • the pair of divided pieces 54 and 54 of the connection support body 53 are also formed with opposing walls 55 that face each other, and these opposing walls 55 and 55 are formed in the blade thickness direction at the blade tip portion 22 of the guide vane 20. It is designed to be joined from both sides.
  • one protrusion 22b having a trapezoidal cross section is formed on the bonding surface 22a on the left side in FIG. 2 of the bonding surfaces 22a and 22a at the blade tip portion 22 of the guide vane 20.
  • the divided piece 54 on the left side in FIG. 2 that is, the end joint surface 55 a of the opposing wall 55 in the divided piece 54 on the left side in FIG.
  • the guide vane 20 has a groove 55b that engages with the protrusion 22b formed at the blade tip 22 of the vane 20.
  • the blade tip 22 of the guide vane 20 has a pair of split pieces 54, 54 that are applied to the pair of split pieces 54, 54 of the connection support body 53 from both sides of the blade thickness direction by fastening force of bolts 56 and nuts 57. It is held between the opposing walls 55 and 55.
  • the opposing walls 55 and 55 of the pair of split pieces 54 and 54 of the connection support body 53 and the blade tip portion 22 of the guide vane 20 held between the opposing walls 55 and 55 are also provided.
  • An adhesive is interposed between the two.
  • the blade base end portion 21 of the guide vane 20 made of the composite material is paired with the connection support body 33 made of metal. Between the opposing walls 35 and 35 of the divided pieces 34 and 34. Further, the protrusion 21b formed on the joint surface 21a on the left side in FIG. 2 of the blade base end 21 is engaged with the groove 35b formed on the joint surface 35a on the left side in FIG. In addition, a fastening force obtained by bolts 36 and nuts 37 from both sides of the blade thickness direction is applied to the pair of divided pieces 34, 34 of the connection support body 33, so that the blade base end portion 21 is connected to the pair of divided pieces 34, 34. It is made to hold
  • the blade tip 22 of the guide vane 20 is positioned between the opposing walls 55 and 55 of the pair of split pieces 54 and 54 in the connection support body 53 made of metal. Further, the ridge 22b formed on the joint surface 22a on the left side in FIG. 2 of the blade tip 22 is engaged with the groove 55b formed on the joint surface 55a on the left side in FIG. In addition, a fastening force obtained by the bolt 56 and the nut 57 is applied to the pair of split pieces 54 and 54 of the connection support body 53 from both sides in the blade thickness direction, so that the blade tip 22 is connected to each of the pair of split pieces 54 and 54. It is made to hold
  • the connecting part structure of the wing according to this embodiment while contributing to the weight reduction of the jet engine 1, a high structural strength can be obtained, and in addition, the connecting strength becomes a mechanical connecting strength. Compared with the connection strength using only the adhesive, the process management at the connection part is facilitated.
  • the blade base end portion 21 (blade tip portion 22) is sandwiched between the opposing walls 35, 35 (55, 55) of the pair of split pieces 34, 34 (54, 54) from both sides in the blade thickness direction. Therefore, compared with the case where the blade base end portion 21 (blade tip portion 22) is cantilevered by one wall, for example, the bending of the blade base end portion 21 (blade tip portion 22) can be avoided. As a result, a strong connected state can be maintained.
  • the protrusion 21b (22b) on the blade base end portion 21 (blade tip portion 22) side is connected to the connection support body 33.
  • the two are positioned relative to each other, so that the assembling work can be facilitated.
  • FIG. 4 shows another embodiment of the blade connecting portion structure according to the present invention.
  • This embodiment differs from the blade connecting portion structure according to the previous embodiment in that the blade base end portion of the guide vane 20A is shown.
  • the ridges 21b (22b) are formed on both of the joining surfaces 21a and 21a (22a and 22a) at 21A (blade tip 22A), while the pair of split pieces 34 and 34 of the connection support body 33A (53A) are formed.
  • (54, 54) are engaged with the protrusions 21b (22b) formed on the blade base end portion 21A (blade tip end portion 22A) of the guide vane 20A on both the joining surfaces 35a, 35a (55a, 55a).
  • the grooves 35b (55b) are respectively formed, and the other configuration is the same as that of the blade connecting portion structure according to the previous embodiment.
  • the blade connecting portion structure according to the present invention is adopted as the blade connecting portion of a guide vane as a stationary blade of a jet engine has been described as an example, but the present invention is not limited thereto.
  • a tip (tip portion) 62 of a moving blade 60 in a jet engine and a tip shroud 85 provided on the tip 62 to prevent vibration and improve aerodynamic performance and rotate together with the moving blade 60. It is also possible to employ the connecting portion.
  • the protrusion 62b is formed on the joint surface 62a on the left side in FIG. 5 among the joint surfaces 62a and 62a of the tip portion 62 of the rotor blade 60, while the pair of split pieces 74 of the connection support body 73 is formed. , 74, a groove 75b is formed in the joint surface 75a on the left side of FIG. 5 to engage with the protrusion 62b formed on the tip 62 of the rotor blade 60.
  • the ridges 21b and 22b are formed on the blade base end portions 21 and 21A (blade tip portions 22 and 22A) of the guide vanes 20 and 20A, and the connection support body.
  • the grooves 35b and 55b are formed on the 33, 33A, 53, and 53A sides, the present invention is not limited to this, and the blade base end portions 21 and 21A (the blade tip portions 22 and 22A) of the guide vanes 20 and 20A are not limited thereto. It is good also as a structure which forms a groove
  • the ridges 21b and 22b or grooves on the blade base end portions 21 and 21A (blade tip portions 22 and 22A) side of the guide vanes 20 and 20A (grooves 35b and 55b on the connection support bodies 33, 33A, 53, and 53A side)
  • the number of protrusions is not limited to one regardless of whether the protrusions are provided only on one joining surface or both the one joining surface and the other joining surface. For example, two may be provided on both the one joining surface and the other joining surface, or one may be provided on one joining surface and two on the other joining surface.
  • the protrusion 62b is formed on the tip portion 62 side of the rotor blade 60 and the groove 75b is formed on the connection support body 73 side.
  • the configuration is not limited, and a groove may be formed on the tip 62 side of the rotor blade 60 and a protrusion may be formed on the connection support body 73 side.
  • the number of the protrusions 62b or grooves (grooves 75b or protrusions on the connection support body 73 side) on the tip end 62 side of the rotor blade 60 is provided only on one joining surface, and on the one joining surface and the other Regardless of whether it is provided on both of the bonding surfaces, the number is not limited to one. For example, two are provided on one bonding surface and the other bonding surface, or one is provided on one bonding surface. Alternatively, two may be provided on the other joint surface.
  • protrusions 21b, 22b, 62b or the grooves 35b, 55b, 75b those having a trapezoidal cross section, a semicircular shape, a triangular shape, or a rectangular shape are employed. However, it is not limited to any one.
  • the structure of the wing connecting portion and the jet engine according to the present invention is not limited to the above-described embodiments.

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Abstract

　ガイドベーン２０の翼基端部２１と取り付けフランジ３１ｆとの連結部には、翼基端部２１に対して翼厚方向両側から接合する一対の分割片３４，３４を有する連結サポート体３３が配置され、翼基端部２１における一対の分割片３４，３４との接合面２１ａ，２１ａの一方の接合面２１ａには、突条２１ｂが形成され、連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４における各接合面３５ａ，３５ａの一方の接合面３５ａには、翼基端部２１に形成された突条２１ｂと係合する溝３５ｂが形成され、翼基端部２１は、連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４に翼厚方向両側から付与される締結力により連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４間に保持されている。ジェットエンジンの軽量化に寄与しつつ、高い構造強度を得ることが可能である。

Description

翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン
　本発明は、例えば、航空機用ジェットエンジンを構成する翼であるガイドベーンのエンジン本体側との連結部に用いられる翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジンに関するものである。
　上記したようなジェットエンジンには、通常、エンジン本体内に空気を導入する動翼と、この動翼により導入した空気の流れを整流する静翼であるガイドベーンが備えられている。
　このガイドベーンには、整流機能のみが要求される場合と、整流機能に加えてエンジン本体を構成するファンフレームとファンケースとを連結する構造体機能をも要求される場合がある。
　前者の整流機能のみが要求される場合には、通常、アルミ合金等の金属材料、又は、エポキシ樹脂等の熱硬化性樹脂と炭素繊維等の強化繊維との複合材料が構成材料として採用され、このガイドベーンの下流側に配置されるアルミ合金等の金属材料を構成材料とするストラットに構造体機能を持たせるようにしている。一方、整流機能に加えて構造体機能をも要求される場合には、アルミ合金等の金属材料が構成材料として採用される。
　上記したようなガイドベーン及びこのガイドベーンを有するジェットエンジンは、例えば、特許文献１～３に記載されている。
米国特許第5320490号明細書 特許2766423号公報 特開平05-149148号公報
　ここで、近年の航空機ジェットエンジンの燃費向上を目的とした高バイパス比化の要求に応じるべく、エンジン径を大きくする傾向にあり、これに伴って、航空機ジェットエンジンの軽量化を図ることが急務となっている。
　例えば、ガイドベーンに整流機能のみを持たせる場合には、構成材料として複合材料を用いる分だけガイドベーン自体の軽量化を実現することはできるものの、アルミ合金等の金属材料を構成材料とするストラットに構造体機能を負担させる分だけ、航空機ジェットエンジンの軽量化の妨げになる。
　一方、ガイドベーンに整流機能に加えて構造体機能も持たせる場合には、ガイドベーンにアルミ合金等の金属材料を構成材料として用いる都合上、ストラットを用いる場合と同じく航空機ジェットエンジンの軽量化の妨げになるという問題があり、これを解決することが従来の課題となっている。
　本発明は、上記した従来の課題に着目してなされたもので、ジェットエンジンの軽量化に寄与しつつ、高い構造強度を得ることが可能である翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジンを提供することを目的としている。
　上記した目的を達成するべく、本発明は、ジェットエンジンを構成する熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料から成る翼の連結部構造であって、前記翼連結部には、前記翼の端部に対して翼厚方向両側から接合する互いに分割された一対の分割片を有する金属から成る連結サポート体が配置され、前記翼の端部における前記一対の分割片との接合面のうちの少なくともいずれか一方の接合面には、少なくとも１本の突条又は溝が形成され、前記連結サポート体の一対の分割片における各端部接合面のうちの少なくともいずれか一方の端部接合面には、前記翼の端部に形成された前記突条又は溝と係合する溝又は突条が形成され、前記翼の端部は、前記連結サポート体の一対の分割片に翼厚方向両側から付与される締結力（例えば、ボルト及びナットで得られる締結力）により該連結サポート体の一対の分割片間に保持されている構成とする。
　好ましくは、前記連結サポート体の一対の分割片と、該一対の分割片間に保持される前記翼の端部との間に接着剤が介在されている構成とする。
　また、本発明はジェットエンジンであって、このジェットエンジンを構成する翼の連結部構造として上記した翼の連結部構造が用いられている構成とする。
　ここで、本発明に係る翼の連結部構造を適用し得る部位としては、ジェットエンジンにおける静翼であるガイドベーンの翼先端部とエンジン本体との連結部や、同じくガイドベーンの翼基端部とエンジン本体との連結部が挙げられるほか、ジェットエンジンにおける動翼のチップ（先端部）とチップシュラウドとの連結部や、同じく動翼のハブ（基端部）とシャフトとの連結部が挙げられる。なお、チップシュラウドは、動翼のチップに振動防止及び空力性能改善のために設けられるものであり、動翼とともに回転する。
　本発明に係る翼の連結部構造において、翼の端部における連結サポート体との接合面に形成する突条又は溝（連結サポート体の端部接合面に形成する溝又は突条）の本数は、一方の接合面のみに設ける場合と、一方の接合面及び他方の接合面の双方に設ける場合とのいずれの場合にもかかわらず、１本に限定されない。例えば、一方の接合面及び他方の接合面の双方に２本ずつ設けたり、一方の接合面に１本設けて他方の接合面には２本設けたりするようにしてもよい。
　また、本発明に係る翼の連結部構造において、翼の端部における連結サポート体との接合面に形成する突条又は溝（連結サポート体の端部接合面に形成する溝又は突条）としては、断面が台形形状を成すものや、半円形状を成すものや、三角形状を成すものや、矩形形状を成すものを採用することができるが、いずれのものにも限定されない。
　さらに、本発明に係る翼の連結部構造において、翼を構成する熱硬化性樹脂には、例えば、エポキシ樹脂，フェノール樹脂，ポリイミド樹脂を用いることができ、同じく翼を構成する熱可塑性樹脂には、例えば、ポリエーテルイミド，ポリエーテルエーテルケトン，ポリフェニレンスルファイドを用いることができる。そして、翼を構成する強化繊維には、例えば、炭素繊維，アラミド繊維，ガラス繊維を用いることができ、翼はこれらの材料からなる複合材料を、例えば、翼厚方向に積層したり、三次元的に織込んだりして形成される。一方、連結サポート体には、アルミ合金やチタン合金等の金属を採用し得る。
　本発明に係る翼の連結部構造では、まず、複合材料から成る翼の端部を金属から成る連結サポート体における一対の分割片の各対向壁間に位置させている。また、翼の端部における連結サポート体との接合面のうちの少なくともいずれか一方の接合面に形成した突条又は溝を連結サポート体における端部接合面のうちの少なくともいずれか一方の端部接合面に形成した溝又は突条に係合するようにしている。そのうえで、連結サポート体の一対の分割片に翼厚方向両側から、例えば、ボルト及びナットで得られる締結力を付与して、翼の端部を連結サポート体の一対の分割片間に保持するようにしている。
　したがって、本発明に係る翼の連結部構造では、ジェットエンジンの軽量化に貢献しながら、高い構造強度が得られることとなり、加えて、連結強度が機械的な連結強度になるので、接着剤のみを用いた連結強度と比較して、連結部における工程管理が容易になる。
　また、翼の端部を一対の分割片で翼厚方向両側から挟持する形になるので、翼の端部を、例えば、片方の分割片のみで支持する場合と比較して、翼の端部の曲りを回避し得ることとなり、その結果、強固な連結状態を維持し得ることとなる。
　さらに、翼の端部と連結サポート体とを組み立てるに際して、翼の端部側の突条又は溝が連結サポート体側の溝又は突条に係合することで、両者の互いの位置決めが成されることから、この組み立て作業の容易化が図られることとなる。
　さらにまた、本発明に係る翼の連結部構造において、連結サポート体の一対の分割片と、該一対の分割片間に保持される翼の端部との間に接着剤が介在するように成せば、より高い構造強度が得られることとなる。
　一方、本発明に係るジェットエンジンでは、本発明に係る翼の連結部構造を採用することで、軽量化及び高強度化がいずれも実現することとなる。
　本発明に係る翼の連結部構造では、ジェットエンジンの軽量化に寄与しつつも、高い構造強度を得ることが可能であるという非常に優れた効果がもたらされる。
本発明の一実施例による翼の連結部構造を採用したジェットエンジンの前側上部における部分断面説明図である。 図１の翼の連結部構造を詳細に示すジェットエンジンを前方から見た翼の連結部における断面説明図である。 図１の翼の連結部構造を詳細に示す翼の連結部の側面説明図である。 本発明の他の実施例による翼の連結部構造を詳細に示す図２に相当する断面説明図である。 本発明のさらに他の実施例による翼の連結部構造を詳細に示す動翼のチップとチップシュラウドとの連結部における部分断面説明図である。
　以下、本発明を図面に基づいて説明する。
　図１～図３は本発明に係る翼の連結部構造の一実施例を示しており、この実施例では、ジェットエンジンを構成する静翼としてのガイドベーンの連結部を例に挙げて説明する。
　図１に示すように、ジェットエンジン１において、エンジン本体２におけるエンジン内筒３の軸心側に環状のコア流路４が形成され、エンジン本体２の外側部分であるファンケース５の内周面及びエンジン内筒３の外周面の間にバイパス流路６が形成されている。
　このジェットエンジン１の図中左側の前部には、ファンディスク７が軸受８を介して図示しないエンジン軸心周りに回転可能に設置されている。このファンディスク７は、ジェットエンジン１の図中右側の後部に配置される図示しない低圧タービンにおけるタービンロータに一体的に連結されている。
　また、このファンディスク７の外周面には、複数の動翼１０が嵌合溝７ａを介して周方向に等間隔で配置されており、動翼１０と嵌合溝７ａとの間における前後には、スペーサ１１，１１が配置されている。ファンディスク７の前部及び後部には、動翼１０を支える環状のリテーナ１２，１３が周方向に一体的にそれぞれ設置され、前部のリテーナ１２はノーズコーン１４に一体的に連結され、後部のリテーナ１３はファンディスク７の下流側に隣接する低圧圧縮機１５におけるロータ１６に同軸で且つ一体的に連結されている。
　なお、複数の動翼１０の各チップ間には、振動防止及び空力性能改善のためのチップシュラウドが連結されているが、このチップシュラウドは図１において図示していない。
　つまり、ジェットエンジン１の運転時には、複数の動翼１０をファンディスク７とともに回転させることで、コア流路４及びバイパス流路６に空気を導入することができるようになっている。
　このジェットエンジン１は、バイパス流路６上に複数のガイドベーン（静翼）２０を備えている。複数のガイドベーン２０は、エンジン内筒３の周囲に等間隔に配置されており、バイパス流路６を流れる旋回空気流を整流するようになっている。このガイドベーン２０は、エポキシ樹脂，フェノール樹脂，ポリイミド樹脂等の熱硬化性樹脂又はポリエーテルイミド，ポリエーテルエーテルケトン，ポリフェニレンスルファイド等の熱可塑性樹脂と、炭素繊維，アラミド繊維，ガラス繊維等の強化繊維との複合材料を構成材料として、例えば、翼厚方向に積層されたり、三次元的に織込まれたりして形成される。
　このガイドベーン２０の軸心側の翼基端部（翼端部）２１は、エンジン内筒３に配置されたファンフレーム３１の取り付けフランジ３１ｆに連結され、ガイドベーン２０の軸心から離れた側の翼先端部（翼端部）２２は、ファンケース５に配置された取り付けフランジ５ｆに連結されている。
　この場合、ガイドベーン２０の翼基端部２１と取り付けフランジ３１ｆとの連結部、すなわち、翼連結部には、図２及び図３に示すように、ガイドベーン２０の翼基端部２１に対して翼厚方向（図２左右方向）両側から接合する互いに分割された一対の分割片３４，３４から成る連結サポート体３３が配置されている。この連結サポート体３３の分割片３４，３４は、いずれもアルミ合金やチタン合金等の金属から成り、取り付けフランジ３１ｆにボルト３８及びナット３９により取り付けられている。
　この連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４には、互いに向き合う対向壁３５がそれぞれ形成されており、ガイドベーン２０の翼基端部２１には、これらの対向壁３５，３５が翼厚方向両側から接合するようになっている。
　この実施例において、ガイドベーン２０の翼基端部２１における接合面２１ａ，２１ａのうちの図２左側の接合面２１ａには、断面が台形形状を成す１本の突条２１ｂが形成され、一方、連結サポート体３３を構成する２個の分割片３４，３４のうちの同じく図２左側の分割片３４には、すなわち、図２左側の分割片３４における対向壁３５の端部接合面３５ａには、ガイドベーン２０の翼基端部２１に形成された突条２１ｂと互いに係合する溝３５ｂが形成されている。
　そして、この実施例において、ガイドベーン２０の翼基端部２１は、連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４に翼厚方向両側から付与されるボルト３６及びナット３７による締結力によって一対の分割片３４，３４の各対向壁３５，３５間に保持されている。
　また、この実施例において、連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４における各対向壁３５，３５と、これらの対向壁３５，３５間に保持されるガイドベーン２０の翼基端部２１との間には、接着剤が介在されている。
　一方、ガイドベーン２０の翼先端部２２と取り付けフランジ５ｆとの連結部、すなわち、翼連結部にも、ガイドベーン２０の翼先端部２２に対して翼厚方向（図２左右方向）両側から接合する互いに分割された一対の分割片５４，５４から成る連結サポート体５３が配置されている。この連結サポート体５３の分割片５４，５４も、いずれもアルミ合金やチタン合金等の金属から成り、取り付けフランジ５ｆにボルト３８及びナット３９により取り付けられている。
　この連結サポート体５３の一対の分割片５４，５４にも、互いに向き合う対向壁５５がそれぞれ形成されており、ガイドベーン２０の翼先端部２２には、これらの対向壁５５，５５が翼厚方向両側から接合するようになっている。
　この翼連結部においても、ガイドベーン２０の翼先端部２２における接合面２２ａ，２２ａのうちの図２左側の接合面２２ａには、断面が台形形状を成す１本の突条２２ｂが形成され、一方、連結サポート体５３を構成する２個の分割片５４，５４のうちの同じく図２左側の分割片５４には、すなわち、図２左側の分割片５４における対向壁５５の端部接合面５５ａには、ガイドベーン２０の翼先端部２２に形成された突条２２ｂと互いに係合する溝５５ｂが形成されている。
　そして、ガイドベーン２０の翼先端部２２は、連結サポート体５３の一対の分割片５４，５４に翼厚方向両側から付与されるボルト５６及びナット５７による締結力によって一対の分割片５４，５４の各対向壁５５，５５間に保持されている。
　また、この翼連結部においても、連結サポート体５３の一対の分割片５４，５４における各対向壁５５，５５と、これらの対向壁５５，５５間に保持されるガイドベーン２０の翼先端部２２との間には、接着剤が介在されている。
　上記したように、この実施例に係る翼の連結部構造では、複合材料から成るガイドベーン２０の翼基端部２１において、まず、この翼基端部２１を金属から成る連結サポート体３３における一対の分割片３４，３４の各対向壁３５，３５間に位置させている。また、翼基端部２１の図２左側の接合面２１ａに形成した突条２１ｂを連結サポート体３３の図２左側の接合面３５ａに形成した溝３５ｂに係合するようにしている。そのうえで、連結サポート体３３の一対の分割片３４，３４に、翼厚方向両側からボルト３６及びナット３７で得られる締結力を付与して、翼基端部２１を一対の分割片３４，３４の各対向壁３５，３５間に保持するようにしている。
　一方、ガイドベーン２０の翼先端部２２においても、この翼先端部２２を金属から成る連結サポート体５３における一対の分割片５４，５４の各対向壁５５，５５間に位置させている。また、翼先端部２２の図２左側の接合面２２ａに形成した突条２２ｂを連結サポート体５３の図２左側の接合面５５ａに形成した溝５５ｂに係合するようにしている。そのうえで、連結サポート体５３の一対の分割片５４，５４に、翼厚方向両側からボルト５６及びナット５７で得られる締結力を付与して、翼先端部２２を一対の分割片５４，５４の各対向壁５５，５５間に保持するようにしている。
　したがって、この実施例に係る翼の連結部構造では、ジェットエンジン１の軽量化に貢献しつつも、高い構造強度が得られることとなり、加えて、連結強度が機械的な連結強度になるので、接着剤のみを用いた連結強度と比較して、連結部における工程管理が容易になる。
　また、翼基端部２１（翼先端部２２）を一対の分割片３４，３４（５４，５４）の各対向壁３５，３５（５５，５５）間で翼厚方向両側から挟持することになるので、翼基端部２１（翼先端部２２）を、例えば、片方の壁で片持ち支持する場合と比べて、翼基端部２１（翼先端部２２）の曲りを回避し得ることとなり、その結果、強固な連結状態を維持し得ることとなる。
　さらに、翼基端部２１（翼先端部２２）と連結サポート体３３（５３）とを組み立てるにあたって、翼基端部２１（翼先端部２２）側の突条２１ｂ（２２ｂ）が連結サポート体３３（５３）側の溝３５ｂ（５５ｂ）に係合することで、両者の互いの位置決めが成されることから、この組み立て作業の容易化が図られることとなる。
　さらにまた、この実施例に係る翼の連結部構造では、連結サポート体３３（５３）の一対の分割片３４，３４（５４，５４）の各対向壁３５，３５（５５，５５）と、これらの対向壁３５，３５（５５，５５）間に保持されるガイドベーン２０の翼基端部２１（翼先端部２２）との間に、接着剤を介在させているので、より高い構造強度が得られることとなる。
　そして、この実施例に係るジェットエンジンでは、上記した翼の連結部構造を採用しているので、軽量化及び高強度化がいずれも実現することとなる。
　図４は本発明に係る翼の連結部構造の他の実施例を示しており、この実施例が先の実施例による翼の連結部構造と相違するところは、ガイドベーン２０Ａの翼基端部２１Ａ（翼先端部２２Ａ）における接合面２１ａ，２１ａ（２２ａ，２２ａ）の双方に、突条２１ｂ（２２ｂ）をそれぞれ形成し、一方、連結サポート体３３Ａ（５３Ａ）の一対の分割片３４，３４（５４，５４）における各接合面３５ａ，３５ａ（５５ａ，５５ａ）の双方に、ガイドベーン２０Ａの翼基端部２１Ａ（翼先端部２２Ａ）に形成した突条２１ｂ（２２ｂ）と互いに係合する溝３５ｂ（５５ｂ）をそれぞれ形成した点にあり、他の構成は先の実施例による翼の連結部構造と同じである。
　したがって、この実施例に係る翼の連結部構造では、ジェットエンジン１の軽量化に貢献しつつも、より高い構造強度が得られることとなる。
　上記した実施例では、本発明に係る翼の連結部構造をジェットエンジンの静翼としてのガイドベーンの翼連結部に採用した場合を例に挙げて説明したが、これに限定されるものではなく、例えば、図５に示すように、ジェットエンジンにおける動翼６０のチップ（先端部）６２と、このチップ６２に振動防止及び空力性能改善のために設けられて動翼６０とともに回転するチップシュラウド８５との連結部に採用することも可能である。
　すなわち、この実施例では、動翼６０の先端部６２における接合面６２ａ，６２ａのうちの図５左側の接合面６２ａに突条６２ｂを形成し、一方、連結サポート体７３の一対の分割片７４，７４における各接合面７５ａ，７５ａのうちの図５左側の接合面７５ａに動翼６０の先端部６２に形成した突条６２ｂと互いに係合する溝７５ｂを形成している。
　このように、上記実施例に係る翼の連結部構造においても、ジェットエンジンの軽量化に貢献しつつも、より高い構造強度が得られることとなる。
　上記したガイドベーンの翼端部に係る各実施例では、ガイドベーン２０，２０Ａの翼基端部２１，２１Ａ（翼先端部２２，２２Ａ）側に突条２１ｂ，２２ｂを形成し、連結サポート体３３，３３Ａ，５３，５３Ａ側に溝３５ｂ，５５ｂを形成した構成としているが、これに限定されるものではなく、ガイドベーン２０，２０Ａの翼基端部２１，２１Ａ（翼先端部２２，２２Ａ）側に溝を形成し、連結サポート体３３，３３Ａ，５３，５３Ａ側に突条を形成する構成としてもよい。
　また、ガイドベーン２０，２０Ａの翼基端部２１，２１Ａ（翼先端部２２，２２Ａ）側の突条２１ｂ，２２ｂ又は溝（連結サポート体３３，３３Ａ，５３，５３Ａ側の溝３５ｂ，５５ｂ又は突条）の本数は、一方の接合面のみに設ける場合と、一方の接合面及び他方の接合面の双方に設ける場合とのいずれの場合にもかかわらず、１本に限定されない。例えば、一方の接合面及び他方の接合面の双方に２本ずつ設けたり、一方の接合面に１本設けて他方の接合面には２本設けたりするようにしてもよい。
　一方、上記した動翼の先端部に係る実施例においても、動翼６０の先端部６２側に突条６２ｂを形成し、連結サポート体７３側に溝７５ｂを形成した構成としているが、これに限定されるものではなく、動翼６０の先端部６２側に溝を形成し、連結サポート体７３側に突条を形成する構成としてもよい。
　そして、動翼６０の先端部６２側の突条６２ｂ又は溝（連結サポート体７３側の溝７５ｂ又は突条）の本数も、一方の接合面のみに設ける場合と、一方の接合面及び他方の接合面の双方に設ける場合とのいずれの場合にもかかわらず、１本に限定されず、例えば、一方の接合面及び他方の接合面の双方に２本ずつ設けたり、一方の接合面に１本設けて他方の接合面には２本設けたりするようにしてもよい。
　さらに、突条２１ｂ，２２ｂ，６２ｂ又は溝３５ｂ，５５ｂ，７５ｂとしては、断面が台形形状を成すものや、半円形状を成すものや、三角形状を成すものや、矩形形状を成すものを採用することができるが、いずれのものにも限定されない。
　本発明に係る翼の連結部構造及びジェットエンジンの構成は、上記した実施例に限定されるものではない。
１　ジェットエンジン
２０，２０Ａ　ガイドベーン（静翼）
２１，２１Ａ　翼基端部（翼端部）
２１ａ，２２ａ，６２ａ　接合面
２１ｂ，２２ｂ，６２ｂ　突条
２２，２２Ａ　翼先端部（翼端部）
３３，３３Ａ，５３，５３Ａ，７３　連結サポート体
３４，５４，７４　一対の分割片
３５ａ，５５ａ，７５ａ　端部接合面
３５ｂ，５５ｂ，７５ｂ　溝
３６　ボルト
３７　ナット
６０　動翼
６２　先端部（翼端部）

Claims (3)

  1. 　ジェットエンジンを構成する熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂と強化繊維との複合材料から成る翼の連結部構造であって、
    　前記翼連結部には、前記翼の端部に対して翼厚方向両側から接合する互いに分割された一対の分割片を有する金属から成る連結サポート体が配置され、
    　前記翼の端部における前記一対の分割片との接合面のうちの少なくともいずれか一方の接合面には、少なくとも１本の突条又は溝が形成され、
    　前記連結サポート体の一対の分割片における各端部接合面のうちの少なくともいずれか一方の端部接合面には、前記翼の端部に形成された前記突条又は溝と係合する溝又は突条が形成され、
    　前記翼の端部は、前記連結サポート体の一対の分割片に翼厚方向両側から付与される締結力により該連結サポート体の一対の分割片間に保持されている
    　ことを特徴とする翼の連結部構造。
  2. 　前記連結サポート体の一対の分割片と、該一対の分割片間に保持される前記翼の端部との間に接着剤が介在されている請求項１に記載の翼の連結部構造。
  3. 　ジェットエンジンを構成する翼の連結部構造として請求項１又は２に記載の翼の連結部構造が用いられている
    　ことを特徴とするジェットエンジン。
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