JP6203839B2 - 可撓性固定装置によって接続される複合材料部品および金属部品を備えるガスタービンエンジン - Google Patents

Description

本発明は、航空機の推進のために使用されるガスタービンエンジンの分野に関する。

文献欧州特許出願公開第１３９１５８２号明細書、独国特許出願公開第４３４３６５８号明細書、および欧州特許出願公開第２２４６５３０号明細書は、先行技術を表わしている。

航空機の燃料消費を制限するために、一解決策は、航空機の、および航空機の機器の質量を低減することから成る。このために、金属材料で作られる部品の代わりに複合材料で作られる部品を用いたガスタービンエンジンの質量を低減することが提案されている。

例示として、ダブルボディターボジェットエンジンの低圧タービンハウジングを、その省略形ＣＭＣによって当業者に知られている（酸化物タイプか、そうでない）セラミックマトリックスを使った複合材料で作られるハウジングと置き替えることが提案されている。低圧タービンハウジングは、従来、金属であるエンジンの他の部品に固定される。複合材料がたとえば最大で４分の１まで金属材料と異なる膨張を有するので、ＣＭＣハウジングと機械的部品との間の機械的接続部は欠点を有する。結果として、異なる膨張により過度に複合材料部品に応力を加えることを回避するために、複合材料部品と金属部品との間のいわゆる「可撓性のある」機械的接続部が導入されることが必要である。それにもかかわらず、可撓性接続部は、部品間の力の伝達を確実にするように、かつ接続された部品の動的応答の悪化を回避するように十分に剛性があることが必要である。

図１に示されるように、ＳＮＥＣＭＡ ＰＲＯＰＵＬＳＩＯＮ ＳＯＬＩＤＥの名義の仏国特許出願公開第２９３５７５３号明細書は、航空エンジンと一体の金属材料で作られる環状部品２０と、少なくともその上流部分において回転形状を有するセラミックマトリックス３０を使った複合材料で作られる後部機体部品３０との間の可撓性接続部９０を開示している。可撓性接続部９０は、軸線方向ねじＡ１によって金属部品２０に固定される第１の端部９１と、半径方向ねじＡ２によって複合材料で作られる後部機体部品３０の上流部分に固定される第２の端部９２とを有する。

このタイプの可撓性接続部９０は、かなりの質量の大きなエンジンに適切でない。なぜなら、これは、−可撓性接続部９０の第２の端部９２を後部機体部品３０の上流部分に接続するために−それらの耐用年数を制限するこの種のエンジンについて実質的に剪断負荷を受ける半径方向ねじＡ２の使用を必要とするからである。この欠点を解決するための一解決策は、半径方向ねじＡ２のサイズを増加させることになるであろうが、これはそれの質量を増加させることになり、それにより求められる目的に反する。そのうえ、半径方向ねじは、軸線方向力の伝達、およびまた、２つの部品２０と部品３０との間の封止の欠点を有する場合がある。加えて、図１に示される可撓性接続部９０は、それらの限られた剛性のためタービンハウジングや排気ハウジングなどの実質的に負荷を受ける部品の機械的安定性を可能にするのに適応していない。最終的に、この種の接続部は、ブレードの破片の分離の場合には損傷され得る。

欧州特許出願公開第１３９１５８２号明細書 独国特許出願公開第４３４３６５８号明細書 欧州特許出願公開第２２４６５３０号明細書 仏国特許出願公開第２９３５７５３号明細書

これらの欠点のうちの少なくともいくつかを除去するために、本発明は、上流から下流に軸線方向に延在し、複合材料部品、金属部品、および前記部品の可撓性固定装置を含む、航空機の推進用ガスタービンエンジンであって、前記固定装置が、
軸線方向接続部によって金属部品に接続される第１の固定部、および軸線方向接続部によって複合材料部品に接続される第２の固定部を含み、軸線方向に延在する自由端を含む可撓性接続要素と、
軸線方向接続部によって金属部品に接続される固定部、および軸線方向に延在する自由端を含む剛性の係止要素であり、係止要素の自由端が、エンジンが作動中に接続要素の変形を制限するように接続要素の自由端と半径方向に位置合わせされる、係止要素と
を含む、ガスタービンエンジンに関する。

固定装置は、複合材料部品と金属部品との間の力の伝達を改善するために軸線方向接続部を介して接続される。軸線方向接続部は、剪断力を受けやすい半径方向接続部よりも長い耐用年数を有する。

固定装置により、一方では、作動中に異なる膨張を補償するために有利である、その可撓性接続要素によって可撓性を与えることができ、他方では、接続要素のいかなる過度の歪みも制限し、かつ接続を保護するその係止要素によって剛性を与えることができる。

また、本発明による固定装置は、複合材料部品と金属部品との間の構造力の伝達を可能にするように十分に剛性がある。

係止要素の自由端は、接続要素の自由端の半径方向外側にあることが好ましい。したがって、係止要素の自由端は、接続要素が過度に変形される場合には接続要素の自由端に接触させられる。

可撓性接続要素は、第１の固定部を第２の固定部に接続する中間部分を含み、前記中間部分は、接続要素に可撓性を与えるように貫通孔を含むことが好ましい。

可撓性接続要素の中間部分は、軸線方向に延在することが好ましい。したがって、接続要素の端部のうちの１つのいかなる傾斜も、軸線方向に延在するその中間部分の可撓性によって吸収される。

本発明の一態様によれば、固定装置は、接続要素と係止要素との間に取り付けられる封止要素を含む。封止要素により、特に接続要素の貫通孔を介して、エンジンの外側の強力な空気流れのいかなる漏れも回避することができる。封止要素は、好ましくは湾曲したシートから成る。

接続要素および係止要素は、１つのおよび同じ軸線方向接続部によって金属部品に接続されることが好ましい。したがって、固定装置は、エンジンに素早く取り付けられ得る。

本発明の好ましい態様によれば、固定装置の半径方向内側部分は、エンジンからの任意のデブリを引き止めることができるように、半径方向外側部分に比して肉厚である。実際に、ブレードの破片の分離の場合には、この破片は、エンジンにおいて半径方向に移動されるが、肉厚である固定装置の半径方向内側部分によって保護される接続部を損傷しない。この実施例においては、ブレードに面する要素、すなわち接続要素および係止要素の自由端は肉厚である。固定装置は、有利なことに、一方では、作動中に異なる膨張を補償することができる大きな可撓性を、および他方では、機能不全の場合にはタービンブレードの破片が引き止められるようになっている大きな剛性を提供する。

係止要素は、接続要素よりも大きな厚さを有することが好ましい。したがって、剛性の係止要素は、より可撓性を与えるために薄肉である接続要素を保護することができる。これは、特に、ブレードの破片の損失の場合に接続要素を保護するために有利である。

接続要素の自由端は、その固定部の厚さよりも大きな厚さを有することがより好ましい。したがって、これにより、接続要素の可撓性部分ならびに複合材料部品の軸線方向接続部を保護することができる。係止要素の自由端に面している接続要素の自由端の部分は、装置の質量を制限するために自由端に面していない部分よりもそれほど肉厚でないことが好ましい。ブレードの破片が係止要素の自由端に面する接続要素の自由端の部分の領域で失われる場合には、接続部は、係止要素の厚さおよび接続要素の厚さによって保護される。

本発明の好ましい態様によれば、金属部品は、ターボジェットエンジンのタービンハウジングであり、複合材料部品は、ターボジェットエンジンの排気ハウジングである。排気ハウジングは、ＣＭＣ材料で形成されることが好ましい。

本発明は、単に例示としてかつ添付の図面を参照して与えられる次の説明を読む場合によりよく理解されるであろう。

（既に言及した）先行技術による可撓性接続部の断面図である。 金属タービンハウジングおよび複合材料で作られる排気ハウジングが本発明による可撓性固定装置によって接続されるということを含めた、ターボジェットエンジンの断面図である。 図２の可撓性固定装置のクローズアップ図である。 図２の固定装置の上流部分のクローズアップ図である。

図面は、本発明を実施するために詳細に本発明を開示しており、前記図面は、もちろん必要に応じて本発明をよりよい定義を与える働きをすることができることに留意されたい。

本発明は、航空機の推進用ターボジェットエンジンのために提示されることになるが、もちろん、本発明は、航空機の推進用の任意のガスタービンエンジンに適用される。

この場合においては、ターボジェットエンジンは、本発明による固定装置によって接続される金属材料で作られる低圧タービンハウジングと複合材料で作られる排気ハウジングとを含む。もちろん、本発明は、ターボジェットエンジンの別の金属部品を他の複合材料部品に接続するのに適用され得る。

図２に示されるように、ダブルボディターボジェットエンジンは、軸線Ｘに沿って上流から下流に軸線方向に延在し、固定装置４によって複合材料で作られる軸線方向の排気ハウジング３に接続される金属材料で作られる軸線方向の低圧タービンハウジング２を含む。軸線方向の低圧タービンハウジング２は、軸線Ｘに沿って軸線方向に延在する環状部品であり、ダブルボディターボジェットエンジンの低圧側ボディー１の半径方向外側にある。図２を参照して、低圧側ボディー１は、半径方向ブレード９が取り付けられる低圧シャフトを含む。低圧タービンハウジング２は、ターボジェットエンジンが取り付けられる航空機にこれを伝達するためにターボジェットエンジンによって生じる推力を有利に取り出すことができる構造部である。低圧タービンハウジング２は、オーステナイトタイプの高温に対する耐熱金属合金で作られ、図３に示されるように固定用フランジ２１によってその下流端部で終端される。下流固定用フランジ２１は、半径方向に延在し、下記に詳細に説明されるように、固定装置４に軸線方向接続部Ｂ１を可能にするようにその周囲にわたって配置される複数の開口を含む。

軸線方向の排気ハウジング３は、−同様に環状の−低圧タービンハウジング２の下流に取り付けられ、高圧タービンの上流に位置しているターボジェットエンジンの燃焼室から生じる排気ガスを導くことができる。その質量を低減するために、排気ハウジング３は複合材料で作られる。この実施例においては、排気ハウジング３は、省略形ＣＭＣによって当業者に知られているセラミックマトリックスを使った複合材料で作られる。図３に示されるように、排気ハウジング３は、半径方向に延在する固定用フランジ３１をその上流端に含み、これは、下記に詳細に説明されるように、固定装置４に軸線方向接続部Ｂ２を可能にするようにその周囲にわたって配置される複数の開口を含む。

図２および図３に示されるように、低圧タービンハウジング２および排気ハウジング３は、前記ハウジング２とハウジング３との間の異なる膨張を補償するように、本発明による可撓性固定装置４によって接続される。図３を参照して、可撓性固定装置４は、環状の可撓性接続要素５および環状の剛性の係止要素６を含む。

可撓性接続要素５
この実施例においては、可撓性固定装置４の接続要素５は、好ましくはニッケル基のオーステナイトタイプの耐熱金属合金で作られる一体の金属部品から成る。

図３に示されるように、接続要素５は、上流から下流に、低圧タービンハウジング２に固定するための上流部分５１、中間部分５２、および排気ハウジング３に固定するための下流部分５３を含む。上流固定部２１は、半径方向に延在する固定用フランジから成り、これは、低圧タービンハウジング２の固定用フランジ２１に軸線方向接続部Ｂ１を可能にするようにその周囲にわたって配置される複数の開口を含む。換言すれば、接続要素５は、上流にＬ字形を有する。

接続要素５の中間部分５２は、固定部５１と固定部５３との間で軸線方向に延在し、接続要素５に可撓性を与えるようにその周囲にわたって配置される貫通孔５４を含む。この実施例においては、接続要素５は、５００ｍｍ程度の直径を有するいくつかの貫通孔５４を含むが、もちろん、孔５４の数および寸法は、接続要素５に所望の可撓性を与えるために変更し得る。もちろん、接続要素５の中間部分５２はまた、別の形状を有することもできる。接続要素５の中間部分５２は、可撓性を与えるために１〜２ｍｍ程度の厚さを有することが好ましい。

接続要素５の下流固定部５３は、半径方向に延在し、排気ハウジング３の固定用フランジ３１に軸線方向接続部Ｂ２を可能にするようにその周囲にわたって配置される複数の開口を含む。下流固定部５３は、図３および図４に示されるように下流固定部５３の半径方向下端から、下流から上流に軸線方向に延在する自由端５５で終端される。したがって、自由端５５は、接続要素５の中間部分５２よりも半径方向に下方にある。換言すれば、接続要素５は、下流に、そのＵ字の基部が半径方向に延在し、かつそのＵ字のアームが図３および図４に示されるように軸線方向に延在するＵ字形を有する。したがって、接続要素５は、その環状性および半径方向貫通孔５４の存在のため、「リスかご形」の全体形状を有する。

接続要素５の自由端５５は、ターボジェットエンジンのブレード９の破片の損失の場合には固定装置４の保護を形成するように接続要素５の中間部分５２の厚さよりも大きな厚さを有する。

この実施例においては、図４を参照して、係止要素６の自由端６３に面している接続要素５の自由端の部分５５Ａは、装置の質量を制限するためにこれに面していない部分５５Ｂよりもそれほど肉厚ではない。実際に、係止要素６の自由端６３に面している部分５５Ａの領域でのブレードの破片の損失の場合には、接続部は、係止要素６の厚さおよび接続要素５の厚さによって保護され、それにより、質量を制限しながら十分な保護が確保される。接続要素５の部分５５Ｂは、５ｍｍ程度の厚さを有するが、接続要素５の部分５５Ａは、２ｍｍ程度の厚さを有することが好ましい。

剛性の係止要素６
さらに図３を参照して、固定装置４の係止要素６は、上流から下流に、低圧タービンハウジング２に固定するための上流部分６１、中間部分６２、および（自由端６３としても示される）自由部分６３を含む。上流固定部６１は、半径方向に延在する固定用フランジから成り、これは、下記に詳細に説明されるように、低圧タービンハウジング２の固定用フランジ２１および接続要素５の固定用フランジ５１に軸線方向接続部Ｂ１を可能にするためにその周囲にわたって配置される複数の開口を含む。係止要素６の中間部分６２は、図３に示されるように、軸線方向に延在する自由端６３が接続要素５の中間部分５２とその自由端５５との間に位置しているように、係止要素６の固定部６１と自由端６３との間で全体的に斜めに傾いて延在する。係止要素６の中間部分６２は、図４に示されるように軸線方向上流部分６２Ａおよび斜めの下流部分６２Ｂを含むことが好ましい。したがって、斜めの下流部分６２Ｂにより、有利なことに、係止要素６が接続要素５に可撓性を与える接続要素５の貫通孔５４と接触している状況を回避することができる。

係止要素６の自由端６３は、図４に示されるように、接続要素５の中間部分５２とその自由端５５との間でその全長にわたって延在することが好ましい。図４を参照して、固定装置４の自由端５５と自由端６３との間の半径方向スペース「ｅ」は、ターボジェットエンジンの内部から外部への空気の循環を制限するように数ミリメートル程度とすることが好ましい。

固定装置４の自由端５５、６３は、「ｆａｎ ｂｌａｄｅ ｏｆｆ（ファンブレード飛散）」のその英語の省略形ＦＢＯによって当業者に知られている機能不全の場合には当接手段を形成する。このタイプの機能不全の場合は、排気ハウジング３は、エンジンの軸線に対して横方向に機械的に負荷を受ける。接続要素５の自由端５５は、負荷の振幅を制限するために係止要素６の自由端６３に対して半径方向に突き当たることが有利である。この場合、固定装置４の構造的特性が強化される。

係止要素６は、可撓性接続部に最も近いブレード９の破片を引き止める機能を確保することによって接続要素５の保護を形成するように、接続要素５の中間部分５２よりも大きな厚さを有する。実際に、図３に示されるように、接続要素５の可撓性の中間部分５２は、係止要素６によって保護され、それによって、ブレード９の破片の衝突の場合にはいかなる劣化も回避される。係止要素６は、５ｍｍ程度の厚さを有することが好ましい。

封止要素７
図３および図４を参照して、固定装置４は、前記要素５と要素６との間の環状スペースを閉鎖するために適切な接続要素５と係止要素６との間に取り付けられる封止要素７を含むことが好ましい。換言すれば、封止要素７により、ハウジング２、３の内側を循環する強力な空気流れのターボジェットエンジンの外部に向かう循環を阻止することができる。封止の欠如は、航空機の推進効率の損失を招き、これは不利益である。

接続要素５の中間部分５２は強力な空気流れの外部に向かう循環を可能にすることができる貫通孔５４を含むので、封止要素７により、この循環を阻止し、推力のいかなる損失も回避することができる。図４に詳細に示されるように、封止要素７は、好ましくは、開口が上流で折れ曲がったＶ字のような形状のコバルト／ニッケル基の耐熱金属合金で作られる、環状の湾曲したシートから成る。封止要素７は、その第１の端部７１が係止要素６の自由端６３の外面と接触しており、かつ好ましくは図４に示されるように貫通孔５４の上流でその第２の端部７３が接続要素５の中間部分５２の内面と接触している、曲線本体７２を有する。封止要素７は、係止要素との２つの異なる接触領域（中間部分６２および自由端６３）に支持されていることが好ましい。封止要素７は、その最適な閉鎖形状が巡航速度において得られ、−固定装置４の自由端５５と自由端６３との間の半径方向スペース「ｅ」を通して循環する−強力な空気流れが封止要素７を変形させるように、ターボジェットエンジンの速度に応じて変形するように構成されることが好ましい。

封止要素７は、減少した質量を有し、それにより固定装置４の可撓性を損なうことなく、いかなる推力の損失も回避することができ、これは有利である。

固定装置４は、低圧タービンハウジング２と排気ハウジング３との間に取り付けるのが簡単である。なぜなら、上流で、低圧タービンハウジング２の、係止要素６および接続要素５の固定用フランジ２１、６１、５１が、１つのおよび同じ軸線方向接続部Ｂ１、この場合はボルト接続部Ｂ１によって接続され、下流で、接続要素５のおよび排気ハウジング３の固定用フランジ５３、３１が、軸線方向接続部Ｂ２、この場合はボルト接続部Ｂ２によって接続されるからである。固定装置４の取付けは、素早く頑丈であり、軸線方向接続部Ｂ１、Ｂ２により、半径方向接続部と反対に剪断の危険性なしに軸線方向力を伝達することができる。封止要素７は、ターボジェットエンジンのハウジング２、３に取り付けられる前に、接続要素５と係止要素６との間に取り付けられることが好ましい。

作動中に、金属で作られる低圧タービンハウジング２は、排気ハウジング３よりも多く膨張し、これは、その上流部分が真っ直ぐにされる固定装置４の変形を引き起こす。固定装置４の接続要素５の可撓性のために、異なる膨張は、固定装置４によって吸収される。かなりの変形、たとえばファンブレードの損失の場合には、固定装置４の変形は、非常に無視できない場合がある。当接手段の存在はこの変形を制限し、それにより、係止要素６の自由端６３が接続要素５と接触している場合には、係止要素６への接続要素５によって受け入れられる力の伝達を可能にする。そのうえ、係止要素６のおよび接続要素５の自由端５５の厚さにより、ブレードの破片の衝突の場合に固定装置４を保護することができる。最終的に、封止要素７は、特に接続要素５の貫通孔を介して高エネルギー空気のいかなる漏れも防止するようにターボジェットエンジンの作動中に最適形状を有する。これにより、ターボジェットエンジンの最適出力を保つことができる。

金属上流部品および複合材料で作られる下流部品が説明されているが、もちろん、本発明は、部品の任意の配置、特に複合材料で作られる上流部品および金属下流部品に適用される。

Claims (11)

1. 上流から下流に軸線方向に延在し、複合材料部品（３）、金属部品（２）、および前記部品（２、３）の可撓性固定装置（４）を備える、航空機の推進用ガスタービンエンジンであって、
   第１の軸線方向接続部（Ｂ１）によって金属部品（２）に接続される第１の固定部（５１）、および第２の軸線方向接続部（Ｂ２）によって複合材料部品（３）に接続される第２の固定部（５３）を含み、軸線方向に延在する自由端（５５）を含む可撓性接続要素（５）と、
   軸線方向接続部（Ｂ１）によって金属部品（２）に接続される固定部（６１）、および軸線方向に延在する自由端（６３）を含む剛性の係止要素（６）であり、剛性の係止要素（６）の自由端（６３）が、可撓性接続要素（５）の自由端（５５）と半径方向に位置合わせされ、エンジンの作動中に接続要素（５）が半径方向に変形する場合には、剛性の係止要素（６）の自由端（６３）が、可撓性接続要素（５）の自由端（５５）の当接手段を形成する、剛性の係止要素（６）とを備えることを特徴とする、ガスタービンエンジン。
2. 係止要素（６）の自由端（６３）が、接続要素（５）の自由端（５５）の半径方向外側にある、請求項１に記載のエンジン。
3. 可撓性接続要素（５）が、好ましくは第１の固定部（５１）を第２の固定部（５３）に接続する中間部分（５２）を含み、前記中間部分（５２）が、接続要素（５）に可撓性を与えるように貫通孔（５４）を含む、請求項１から２の一項に記載のエンジン。
4. 可撓性接続要素（５）の中間部分（５２）が軸線方向に延在する、請求項３に記載のエンジン。
5. 固定装置が、接続要素（５）と係止要素（６）との間に取り付けられる封止要素（７）を含む、請求項１から４の一項に記載のエンジン。
6. 封止要素（７）が、好ましくは湾曲したシートから成る、請求項５に記載のエンジン。
7. 接続要素（５）および係止要素（６）が、１つのおよび同じ軸線方向接続部（Ｂ１）によって金属部品（２）に接続される、請求項１から６の一項に記載のエンジン。
8. 固定装置（４）の半径方向内側部分が、エンジンからの任意のデブリを引き止めることができるように、固定装置（４）の半径方向外側部分に比して肉厚である、請求項１から７の一項に記載のエンジン。
9. 係止要素（６）が接続要素（５）よりも大きな厚さを有する、請求項１から８の一項に記載のエンジン。
10. 接続要素（５）の自由端（５５）が、その固定部（５１、５３）よりも大きな厚さを有する、請求項１から９の一項に記載のエンジン。
11. 金属部品（２）が、ターボジェットエンジンのタービンハウジングであり、複合材料部品（３）が、ターボジェットエンジンの排気ハウジングである、請求項１から１０の一項に記載のエンジン。

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