JP6736654B2 - 後付けファンブレードプラットフォームを備える航空ターボ機械の回転アセンブリ - Google Patents

Description

本発明は航空機タービンエンジンの一般的分野に関し、より正確には航空機タービンエンジンに取り付けられるファンブレードプラットフォームの分野に関する。

タービンエンジンにおいて、取り付け済みファンブレードプラットフォームはいくつかの機能を実行する必要がある。空気力学的な観点から、これらのプラットフォームは第一に空気流路を画定する。加えて、これらは変形することなく大きな力にも耐えること、およびこれらを担持するディスクに固定されたままになることが可能でなければならない。

これらの様々な要件を満たすために、空気流路を画定してエンジンが回転している間にプラットフォームを保持するのに役立つ第１部分と、遠心力の影響下で第１部分に対する変形を制限し、エンジンが停止したときにプラットフォームを所定位置に維持するのに役立つ第２部分とをプラットフォームが有する、特定の構成が提案されてきた。

既存の解決法において、プラットフォームは、下流ではドラムによって、上流ではシュラウドによって保持される二次元通路壁を有する箱形断面梁の形状であってもよく、シュラウドによる上流の保持はファンディスクの歯の上方で行われる（シュラウドのフランジはその上流端で軸方向および径方向にプラットフォームを閉鎖するのに役立つ）。

シュラウドを用いてディスクの歯の上方で行われるこのような保持はハブ比が大きくなるという不都合を呈し、ハブ比とは、回転軸と、プラットフォームの表面と同一平面にあるブレードの前縁の点との間で測定された半径を、回転軸と前縁の最も外側の点との間で測定された半径で割った比率である。

ファンの性能、より一般的にはエンジンの性能を最適化するために、ファンディスクに実装された取り付け済みファンブレードプラットフォームを含み、できるだけ小さいハブ比を呈する、航空機タービンエンジン用の回転アセンブリを利用可能にすることが望ましい。

したがって本発明の主な目的は、航空機タービンエンジン用の回転アセンブリを提案することによってこのような不都合を緩和することであり、アセンブリは：航空機タービンエンジン用のファンディスクを備え、アセンブリは、少なくとも１つの歯を有するファンディスクと、ファンディスクの歯に実装された少なくとも１つのプラットフォームとを備え、アセンブリは、ファンディスクの歯が軸方向上流に前記歯を延在させるタブを含むこと、およびプラットフォームがファンディスクの歯のタブを受容するようにその上流端に係止リングを含むこと、を特徴とする。

このアセンブリはいずれのタイプの航空機タービンエンジン用取り付け済みファンブレードプラットフォームにも適用可能であり、上流の係止リングによって径方向にプラットフォームを保持することによってハブ比を低減するのに役立つ。

加えて、本発明のアセンブリは、プラットフォームの一体化した部分を形成する係止リングによって保持されるので、その上流端において径方向にプラットフォームを保持するための追加取り付け具を必要としない点で有利である。さらに、ファンディスクの歯は一般的にその上流に延在させるタブを既に呈しており、これにより、本発明のアセンブリを設計するために必要とされる作業を削減し、周囲の部品の形状を再規定するいかなる必要性も回避する。

アセンブリはまた、タブの断面と比較して係止リングのサイズを決めることにより、接線方向に移動する自由度をプラットフォームに持たせることを可能にするという点でも有利である。この自由度は、特にファンに吸い込まれた物体によって生じるような損傷を回避できるようにする。

有利なことに、プラットフォームは、マトリクスで緻密化された繊維強化材から作られた有機マトリクス複合材料でできていてもよい。

好ましくは、アセンブリは、ファンディスクに締結されて下流でプラットフォームを閉鎖する、下流シュラウドをさらに備える。

やはり好ましくは、アセンブリは、ファンディスク上に締結されて軸方向上流でプラットフォームを閉鎖する、上流シュラウドをさらに含む。

一実施形態において、ディスクの歯のタブおよび係止リングは、略同一な断面を有する。

アセンブリは、ファンディスクの歯のタブ上のプラットフォームを閉鎖するように、係止リングの内側に位置するスペーサをさらに含む。

ディスクの歯は第１長さにわたって延在する平面部分を呈してもよく、ディスクの歯のタブは、前記第１長さの４％から１５％の範囲にある第２長さにわたって延在する。

実施形態において、プラットフォームは、通路壁、底壁、および底壁と通路壁との間に延在する２つの側壁を有する箱形断面梁を有する。この配置を用いて、プラットフォームがマトリクスによって緻密化された繊維強化材を備える複合材料でできているとき、箱形断面梁の上流部分は係止リングによって繊維方向に牽引するよう作用し、これによりアセンブリの良好な機械的強度を保証する。

本発明はまた、航空機タービンエンジン用のファンも提供し、ファンは上述のような回転アセンブリを備え、ファンディスクは、その間にスロットを画定する少なくとも２つの歯、およびファンディスクのスロット内に実装された根元が設けられた少なくとも１つのブレードを呈する。

本発明はまた、上述のような回転アセンブリを組み立てる方法であって、
ファンディスクの歯のタブに対向するように係止リングを配置しながら、ファンディスクの歯まで径方向にプラットフォームを移動させるステップと、
ファンディスクの歯に沿って上流から下流まで軸方向に並進的にプラットフォームを移動させるステップと、
を備える方法も提供する。

本発明のその他の特徴および利点は、限定的な特徴を有していない実施形態を示す添付図面を参照してなされる以下の説明から、明らかとなる。図は以下の通りである。

本発明のタービンエンジンの概略断面図である。 方向ＩＩに沿って見た図１のファンの概略図である。 本発明の回転アセンブリで使用されるプラットフォームの概略斜視図である。 本発明の一実施形態の回転アセンブリの概略断面図である。 本発明の一実施形態の回転アセンブリの上流図である。 本発明の別の実施形態の回転アセンブリの上流図である。

本開示において、用語「縦」、「横」、「下部」、「上部」、およびこれらの派生語は、対象とするプラットフォームの主方向に対して定義され；用語「横」、「径方向」、「接線方向」、「内側」、「外側」、およびこれらの派生語は、タービンエンジンの主軸に対して定義され；最後に用語「上流」および「下流」は、エンジンを通る流体の流れ方向に対して定義される。また、別途指定されない限り、様々な図面において同じ参照符号は同じ特徴を指定する。

図１は、軸Ａ−Ａを中心とするバイパスターボジェット１の縦断面図である。これは上流から下流に向かって、ファン２、低圧圧縮機３、高圧圧縮機４、燃焼室５、高圧タービン６、および低圧タービン７を備える。

図２は、方向ＩＩに沿って模式的に見た図１のファン２を示す。本発明の主題を構成するファン２は、その外周に形成された複数のスロット２４を有するファンディスク２２を備える。これらのスロット２４は直線的であり、これらはずっとディスク２２に沿って上流から下流まで軸方向に延在する。これらはまた、ディスク２２の軸Ａ−Ａの周り全体にも規則的に分布している。このように、各スロット２４はその隣とともに、ずっとディスク２２に沿って上流から下流まで軸方向に同様に延在する歯２５を形成する。同じように、スロット２４は２つの隣り合う歯２５の間に画定される。

ファン２はまた、曲線プロファイルの複数のブレード２６も備える（図２には４つのブレード２６のみが示される）。各ブレード２６は、ファンディスク２２のそれぞれのスロット２４内に実装された根元２６ａを有する。この目的のため、ブレード２６の根元２６ａは、スロット２４の形状と一致するように、クリスマスツリー型またはアリ溝型であってもよい。

最後に、ファン２は複数の取り付け済みプラットフォーム３０を有し、各プラットフォーム３０は、ファン２内への環状空気流入路の内側を画定するように、根元２６ａの近傍で、２つの隣り合うファンブレード２６の間の間隙の中に取り付けられており、この通路はファンケーシングによって外側に画定されている。

図１および図２は、内半径ＲＩおよび外半径ＲＥも示す。内半径ＲＩは、回転軸Ａ−Ａと、プラットフォーム３０の表面と同一平面のブレード２６の前縁の点との間の半径に対応する。外半径ＲＥは、回転軸Ａ−Ａと、ブレード２６の前縁の最も外側の点との間の半径に対応する。これらの半径ＲＩおよびＲＥは、（具体的には内半径ＲＩを縮小することによって）本発明の回転アセンブリが低減しようとするハブ比ＲＩ／ＲＥを計算するために、使用される。言い換えると、具体的には内側比ＲＩを決めることによる、ハブ比の低減は、吸気流路をファンディスクに近付けることになる。

本発明の一実施形態の回転アセンブリに使用されるプラットフォーム３０は、図３の斜視図に示される。この例において、プラットフォーム３０は、プラットフォーム３０の上面または外面を形成し、且つ傾斜プロファイルを持つ通路壁３１を有し、エンジンが停止したときにディスク２２の歯２５上にプラットフォームが凭れることを可能にする底壁３２と、底壁３２と通路壁３１との間で径方向に延在する２つの側壁３３と、を有する、箱形断面梁の形である。

周知のやり方で、プラットフォーム３０は、マトリクスによって緻密化された繊維強化材を備える有機マトリクス複合材料から作られてもよい。

本発明によれば、プラットフォーム３０は、ディスク２２の歯２５のタブ２５ａ（図４、図５、および図６）を受容するようにその上流端に係止リングを有する。この実施形態において、リング３４は台形型の断面を呈する。

図４を参照すると、図３を参照して先に説明されたようなプラットフォーム３０を利用する回転アセンブリの説明が続く。図４は、本発明の一実施形態のファン２をより詳細に示す（図５に示される切断面ＩＶ上の、ファンディスクの歯を通る断面）。

図４では具体的に、上流シュラウド２１と、ファンディスク２２と、プラットフォーム３０の下流端でアセンブリステップ３１ａと協働するための保持フランジ２３ａを有する下流ドラム２３（「ブースター」ドラムまたは「ブースター」シュラウドとも称される）とを備える、ファン２が見られる。下流ドラム２３は、留め具２３ｂによって、歯２５内に下流ステップを通じて形成された孔２５ｂを介して、ファンディスク２２に締結されている。シュラウド２１は留め具２１ａによって、軸方向上流にディスク２２の歯２５を延在させるタブ２５ａを介してファンディスク２２に締結されている。

なお、ディスク２２の歯２５は第１長さＬ１にわたって延在する平面部分（孔２５ｂを含む下流ステップとタブ２５ａの上流端との間）を呈すること、ならびにディスクの歯のタブ２５ａは第１長さＬ１の４％から１５％の範囲で構成してもよい第２長さＬ２にわたって延在することが、観察される。係止リング３４は、好ましくはタブ２５ａの長さＬ２よりも短い長さにわたって軸方向に延在する。

ファンディスク２２は、動作中に上流シュラウド２１、ファンディスク２２、ブレード２６、および下流ドラム２３が低圧タービン７によって一緒に回転駆動させられるように、エンジンの低圧タービン７の駆動シャフトに連結されている。このため上流シュラウド２１と下流ドラム２３との間に実装されてこれら２つの要素によって所定位置で軸方向に閉鎖されたプラットフォーム３０も、同様に回転駆動させられる。

プラットフォーム３０は、タブ２５ａ上に「ネジ留め」された係止リング３４によって、その上流端で径方向に保持される。言い換えると、歯２５のタブ２５ａは、プラットフォーム３０の係止リング３４内に挿入される。

有利なやり方で、タブ２５ａは、同様にリングの断面と略同一な台形型の内側断面を呈するリング３４と協働するための台形型の断面を呈する。その結果、プラットフォーム３０は、一端タブ２５ａ上にネジ留めされると、径方向および接線方向の両方で閉鎖される。当然ながら、たとえば円形、矩形の断面など、その他いずれのタイプの断面も、タブ２５ａまたはリング３４に対して想定可能である。

図５は、図４に示されるようなプラットフォーム３０が実装されたファンディスク２２を含む、本発明の回転アセンブリの（図４の方向Ｖに沿った）上流からの図である。

図６は、プラットフォーム３０’が実装されたディスク２２を同様に含む、本発明の回転アセンブリの別の実施形態を示す。

図４および図５に示される回転アセンブリとは異なり、図６の回転アセンブリのプラットフォーム３０’の係止リング３４’は、ディスク２２の歯２５のタブ２５ａの台形型の断面よりも大きい矩形断面を呈する。そして（タブ２５ａがリング内に挿入されるときに）リング３４’とタブ２５ａとの間には、これら２つの要素の間の空間を占有して、その上流端でプラットフォームを径方向および接線方向に閉鎖するように、スペーサ４０が配置される。スペーサ４０は、リング３４’とタブ２５ａとの間に残った空間の形状に実質的に対応する断面を呈し、これは本例ではＵ字型である。

スペーサ４０の使用は、接線方向に一定量の空隙を有してプラットフォーム３０’を実装し、その後これをスペーサで係止できるようにするので、有利である。具体的には、ファンを組み立てるとき、ブレードおよびプラットフォームの複雑で嵩張るプロファイルは、ディスク上にプラットフォームを組み立てるときの作業のための空間をほとんど残さない。このため、プラットフォームを接線方向に（図６の矢印１０の方向に）旋回させられれば、ファンの組立が容易になる。

最後に、本発明のファンを組み立てるためには、ディスク２２上に下流ドラム２３を組み立ててから、上流シュラウド２１をディスク２２に締結するための留め具要素２１ａ（たとえば、ナット）の一部を所定位置に配置することから始めることが可能である。その後、プラットフォーム３０、３０’は、係止リング３４、３４’がタブ２５ａに対向してこれと整列するように、歯のディスクまで径方向に移動させられる。するとプラットフォーム３０、３０’は、下流ドラム２３によって下流で閉鎖されるようになるまでディスクの歯に沿って移動するように、上流から下流まで軸方向に並進的に移動させられる。最後に、上流シュラウド２１がディスク２２上に実装され、留め具要素２１ａによって締結される。

なお、スペーサ４０が使用されると、ディスクの歯のタブ２５ａ上にネジ留めされている間にプラットフォーム３０’を接線方向に旋回させ、その後上流シュラウド２１の実装に先立ってスペーサ４０でこれを閉鎖することが可能になることが、認められる。

また、本発明は上述の例のような箱形断面プラットフォームにのみ適用されるものではなく、ファンブレードに取り付けられるいずれのタイプのプラットフォームにも適用されてよいことも、認められる。

Claims (8)

1. 航空機タービンエンジン用の回転アセンブリであって、アセンブリは：少なくとも１つの歯（２５）と、ファンディスクの歯に実装された少なくとも１つのプラットフォーム（３０’）と、を有するファンディスク（２２）を備え、アセンブリは、ファンディスクの歯が軸方向上流に前記歯を延在させるタブ（２５ａ）を含むこと、プラットフォームがファンディスクの歯のタブを受容するようにその上流端に係止リング（３４’）を含むこと、およびファンディスクの歯のタブ（２５ａ）上でプラットフォーム（３０’）を閉鎖するように係止リング（３４’）の中に配置されたスペーサ（４０）をさらに含むこと、を特徴とする、回転アセンブリ。
2. ファンディスクに締結されて下流でプラットフォームを閉鎖する下流シュラウド（２３）をさらに備えることを特徴とする、請求項１に記載のアセンブリ。
3. ファンディスクに締結されて軸方向上流でプラットフォームを閉鎖する上流シュラウド（２１）をさらに備えることを特徴とする、請求項１または２に記載のアセンブリ。
4. ディスクの歯のタブ（２５ａ）および係止リング（３４）が略同一な断面を有することを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のアセンブリ。
5. ディスク（２２）の歯（２５）が第１長さ（Ｌ１）にわたって延在する平面部分を呈し、ディスクの歯のタブが前記第１長さの４％から１５％の範囲にある第２長さ（Ｌ２）にわたって延在することを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のアセンブリ。
6. プラットフォーム（３０、３０’）が、通路壁（３１）、底壁（３２）、および底壁と通路壁との間に延在する２つの側壁（３３）を有する箱形断面梁を有することを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載のアセンブリ。
7. 請求項１から６のいずれか一項に記載のアセンブリを備える航空機タービンエンジン（１）用のファン（２）であって、ファンディスク（２２）が、その間にスロット（２４）を画定する少なくとも２つの歯（２５）、およびファンディスクのスロット内に実装された根元（２６ａ）が設けられた少なくとも１つのブレード（２６）を呈する、ファン（２）。
8. 請求項１から６のいずれか一項に記載のアセンブリを組み立てる方法であって、
   ファンディスク（２２）の歯（２５）のタブ（２５ａ）に対向するように係止リング（３４、３４’）を配置しながら、ファンディスクの歯まで径方向にプラットフォーム（３０、３０’）を移動させるステップと、
   ファンディスクの歯に沿って上流から下流まで軸方向に並進的にプラットフォームを移動させるステップと、
   を備える方法。

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