(57)【要約】      （修正有）【課題】ガスタービンエンジン用の可変入口案内翼に対する着氷防止を可能にする加熱手段を提供する。【解決手段】翼形部組立体は、タービンエンジンの外側ケーシング２８に枢動連結されたタービン翼形部３４と、翼形部３４のトラニオン５４上に配置されたブッシュ組立体５８とを含み、ブッシュ組立体５８は、トラニオン５４を受ける第１のボアを有しかつその外表面によって支持された第１の電気接続部及び該第１の電気接続部から延びる第１の導電体を有するブッシュ６０と、その中で回転するようにブッシュ６０を受けかつ第２の電気接続部及び該第２の電気接続部から延びて電源に電気接続されるようになった第２の導電体を有するハウジングと、第１の電気接続部及び第２の電気接続部間に電気接続されたクロックスプリングと、さらに、翼形部３４の外表面上に配置されかつブッシュ組立体５８を介して第２の導電体に電気接続された加熱要素を含む。【選択図】図２
2010138830.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン用の翼形部組立体であって、
（ａ）前記タービンエンジンの外側ケーシング（２８）に枢動連結されたタービン翼形部（３４）と、
（ｂ）前記外側ケーシング（２８）によって支持されかつ前記翼形部（３４）のトラニオン（５４）上に配置されて、該翼形部（３４）から該外側ケーシング（２８）にガス荷重を伝達するようになったブッシュ組立体（５８）と、
を含み、前記ブッシュ組立体が、
（ｉ）前記トラニオン（５４）を受ける第１のボアを有しかつその外表面によって支持された第１の電気接続部及び前記第１の電気接続部から延びる第１の導電体を有するブッシュ（６０）と、
（ｉｉ）その中で回転するように前記ブッシュ（６０）を受けかつ第２の電気接続部及び前記第２の電気接続部から延びて電源に電気接続されるようになった第２の導電体を有するハウジング（６２）と、
（ｉｉｉ）前記第１の電気接続部及び第２の電気接続部間に電気接続されたクロックスプリング（９０）と、
を含み、該翼形部組立体が、
（ｃ）前記翼形部（３４）の外表面上に配置されかつ前記ブッシュ組立体（５８）を介して前記第２の導電体に電気接続された加熱要素（７２）を、さらに含む、
翼形部組立体。
【請求項２】
前記加熱要素（７２）が、前記第１の導電体によって前記第１の電気接続部に電気接続される、請求項１記載の翼形部組立体。
【請求項３】
前記第１の導電体が、前記翼形部（３４）の内部を貫通して延びて前記加熱要素（７２）に接続させるようになっている、請求項２記載の翼形部組立体。
【請求項４】
前記ブッシュ組立体（５８）が、前記トラニオン（５４）が前記外側ケーシング（２８）に対して回転するのを可能にしながら、前記電源から前記加熱要素（７２）への電流の伝送を可能にする、請求項１記載の翼形部組立体。
【請求項５】
前記第１の電気接続部が、前記ブッシュ（６０）の外表面内に埋め込まれる、請求項１記載の翼形部組立体。
【請求項６】
前記ブッシュ（６０）の外表面内に形成されかつ該ブッシュ（６０）の外表面の周りで円周方向に延びる第１の溝をさらに含む、請求項１記載の翼形部組立体。
【請求項７】
前記ハウジング（６２）の内表面内に形成されかつ前記第１の溝と組合さるように配置された第２の溝をさらに含み、
前記翼形部（３４）が枢動した時に、前記クロックスプリング（９０）が、前記第１及び第２の溝内で拡張又は収縮することができるようになる、
請求項６記載の翼形部組立体。
【請求項８】
前記クロックスプリング（９０）が、前記第１の電気接続部及び第２の電気接続部間で前記ブッシュ（６０）の周りを包む、請求項１記載の翼形部組立体。
【請求項９】
前記ブッシュ（６０）の外表面内に形成された溝内に配置されたフェアリーダをさらに含み、
前記クロックスプリング（９０）が、捩れることなく前記フェアリーダ及びブッシュ（６０）の周りを包むようになる、
請求項１記載の翼形部組立体。
【請求項１０】
前記ハウジング（６２）が、前記ブッシュ（６０）を囲む側壁及び前記側壁の端部に配置された端部壁を含み、
前記端部壁が、それを貫通して前記トラニオン（５４）の遠位端を受けるようになった第２のボアを含む、
請求項１記載の翼形部組立体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジン用の可変入口案内翼に関し、より具体的には、そのような入口案内翼用のブッシュ及びクロックスプリングに関する。
【背景技術】
【０００２】
多くの場合に、ガスタービンエンジンは、吸気流を下流のファン又は圧縮機に導くための翼形状入口案内翼を含む。幾つかの用途では、入口案内翼は、異なる運転条件における必要に応じてエンジンを通る質量流量をスロットル調整するための可変有効角度を有する。
【０００３】
入口案内翼を含むその前端付近におけるエンジンの部分は、幾つかの飛行条件において着氷を受ける。この氷は一般的に、入口案内翼上に又は該入口案内翼を通して加熱バイパス空気を導くことによって除去される。抽気を使用することは、エンジン効率に直接影響を及ぼし、また比較的重量がある高温パイプ及び弁装置を必要とする不利益がある。
【０００４】
例えばスリップリングを使用してヘリコプタロータヘッドからロータブレードに電流を伝達するようにするなどの、結氷防止のために電気加熱を使用することが知られている。しかしながら、可変入口案内翼は、他の用途では存在しないほど大きなガス荷重に対処しなくてはならず、従ってそれらの回転部位において堅固に支持されなくてはならず、電流の送給を一層困難なものにする。さらに、案内翼ブッシュは、狭い物理的空間内に詰め込まれなくてはならない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
先行技術のこれらの及びその他の欠点は、本発明によって解決され、本発明は、入口案内翼の作動を妨げないような該入口案内翼の回転自由度を可能にする入口案内翼ブッシュ及びクロックスプリングを提供し、また加熱要素に電流を供給して入口案内翼に対する着氷防止を可能にする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明の１つの態様によると、トラニオンの周りで枢動可能であるタービン翼形部用のブッシュ組立体は、トラニオンを受けるようになったボア及びそれから延びかつ翼形部上に配置された加熱要素に接続されるようになった第１の導電体を有するブッシュと、該ブッシュ上に配置され、それから延びて電源に接続されるようになった第２の導電体を有しかつそれに対してブッシュが回転可能であるハウジングと、第１の導電体及び第２の導電体間に電気接続されて該第２の導電体から該第１の導電体に電流を伝送することができるようになった可撓性導電体とを含む。
【０００７】
本発明の別の態様によると、ガスタービンエンジン用の翼形部組立体は、タービンエンジンの外側ケーシングに枢動連結されたタービン翼形部と、外側ケーシングによって支持されかつ翼形部のトラニオン上に配置されて、該翼形部から該外側ケーシングにガス荷重を伝達するようになったブッシュ組立体とを含み、ブッシュ組立体は、トラニオンを受ける第１のボア、その外表面によって支持された第１の電気接続部及び該第１の電気接続部から延びる第１の導電体を有するブッシュと、その中で回転するようにブッシュを受けかつ第２の電気接続部及び該第２の電気接続部から延びて電源に電気接続されるようになった第２の導電体を有するハウジングと、第１の電気接続部及び第２の電気接続部に電気接続されて該第２の電気接続部から該第１の電気接続部に電流が伝送されるようになったクロックスプリングとを含み、本翼形部組立体はさらに、翼形部の外表面上に配置されかつブッシュ組立体を介して第２の導電体に電気接続された加熱要素を含む。
【０００８】
本発明は、添付図面の図と関連させてなした以下の説明を参照することによって、最もよく理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００９】
【図１】本発明により構成された入口案内翼組立体を含むガスタービンエンジンの断面図。
【図２】入口案内翼組立体の部分側面図。
【図３】図２に示す入口案内翼組立体のブッシュ組立体の上面断面図。
【図４】図３に示すブッシュ組立体の分解図。
【図５】入口案内翼のトラニオン上に配置された、図３に示すブッシュ組立体のブッシュを示す図。
【図６】図３〜図５に示すブッシュ組立体の断面図。
【図７】入口案内翼のトラニオン上に配置されたブッシュの側面図。
【発明を実施するための形態】
【００１０】
様々な図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を示している図面を参照すると、図１は、ガスタービンエンジン１０を示しており、ガスタービンエンジン１０は、それら全てが直列軸流関係で配置された、ファン組立体１２、高圧圧縮機１４、燃焼器１６、高圧タービン１８及び低圧タービン２０を有する。ファン組立体１２と低圧タービン２０とは、第１のシャフト２２によって結合され、また圧縮機１４と高圧タービン１８とは、第２のシャフト２４によって結合される。
【００１１】
複数の円周方向に間隔を置いて配置された入口案内翼組立体２６が、エンジン１０の吸気口に配置されかつ外側ケーシング２８（図２に示す）と中央ハブ３０との間で延びて、エンジン１０に流入する空気流を下流方向に圧縮機１４に導く。本発明は、入口案内翼組立体に関して記述するが、本発明の原理は、ガスタービンエンジン内の枢動可能なあらゆる翼形部又は該翼形部の一部分に対しても適用することができることを理解されたい。
【００１２】
運転中に、空気は、中央ハブ３０と外側ケーシング２８とによって形成された空気流路を介して、入口案内翼組立体２６及びファン組立体１２を通って流れて、加圧された空気が、ファン組立体１２から高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は次に、燃焼器１６に送給される。燃焼器１６からの空気流は、タービン１８及び２０を回転駆動し、その後ガスタービンエンジン１０から流出する。
【００１３】
図２に示すように、各入口案内翼組立体２６は、翼形状ストラット３２及び翼形状フラップ３４の両方を含む。ストラット３２は、ハブ３０（図１に示す）の円周部の周りに間隔を置いて配置されかつハブ３０から間隔を置いた状態でケーシング２８を構造的に支持する。ストラット３２は、該ストラット３２の周りでエンジン吸気口に流入する空気をフラップ３４に向かって導くような空気力学的形状になっている。各ストラット３２は、根元部（図示せず）、先端部３５、並びに前縁４０と後縁４２とにおいて連結された１対の側壁３６及び３８を有する。
【００１４】
フラップ３４は、各ストラット３２の直ぐ下流に配置され、その各々は、前縁４８と後縁５０とにおいて連結された１対の側壁４４及び４６を含む。各側壁４４及び４６は、根元部（図示せず）と先端部５２との間で半径方向スパンにわたって延びる。フラップ３４は、トラニオン５４によって外側ケーシング２８に枢動結合され、トラニオン軸線５６の周りで回転可能である。
【００１５】
ブッシュ組立体５８が、トラニオン５４と外側ケーシング２８との間で該トラニオン５４上に配置されて、フラップ３４からのガス荷重に対処する。このことは、エンジン運転の間にフラップ３４を選択的に位置決め可能にして、下流方向に導かれる空気流のファン組立体１２に対する衝突角度を変化させることを可能にする。ブッシュ組立体５８は、トラニオン５４に加わる作動荷重に耐えることになるあらゆる材料で構成することができる。適当な材料の１つの実施例は、ポリイミド樹脂の母材内に炭素繊維強化ロッドを含む複合材である。そのような複合材は、アメリカ合衆国デラウエア州ウイルミントン所在のＥ．Ｉ．Ｄｕｐｏｎｔ  Ｄｅ  Ｎｅｍｏｕｒｓ  ａｎｄ  ＣｏｍｐａｎｙによってＶＥＳＰＥＬ  ＣＰという商品名で販売されている。
【００１６】
図３〜図６を参照すると、ブッシュ組立体５８は、ブッシュ６０とハウジング６２とを含む。ブッシュ６０は、それを貫通してトラニオン５４を受けるようになったボア６４を有する。ブッシュ６０とトラニオン５４との間の相対回転を防止するための手段が、設けられる。この図示した実施例では、トラニオン５４は、その上に形成された平坦部５５を有し、この平坦部５５は、ブッシュ６０の相補形平坦部６５と係合する。それに代えて、スプライン、歯車の歯、キー又はピン、或いはそれらに類したもののようなその他の公知の構造体もまた、この目的のために使用することができる。ハウジング６２とケーシング２８との間の相対回転を防止するための手段もまた、設けられる。これは、例えばハウジング６２とケーシング２８との間の緊密嵌合として、ハウジング６２上の１つ又はそれ以上の細長い部分又は平坦部として、或いはスプライン、歯車の歯、キー又はピンのような構造体として実装することができる。少なくとも１つの電気接続部６６が、ハウジング６２の外表面６８内に埋め込まれるか又は該外表面６８上に取付けられる。接続部６６から図７に示すようなフラップ３４の外表面上に取付けられた公知のタイプの加熱要素７２まで、導電体７０が延びる。図５に示すように、導電体７０は、開口７４を通してフラップ３４内に延びかつフラップ３４の内部を貫通して加熱要素７２に接合する。導電体７０のためのその他の経路を設けることができ、例えばフラップ３４の表面内にトレンチ（図示せず）を形成することができる。電気接続部６６及び導電体７０は、電流を伝送するのに適した金属又はその他の導電性材料で製造される。
【００１７】
ハウジング６２は、ブッシュ６０を受ける中央ボア７８を備えた側壁７６を含む。ボア７８は、トラニオン５４の端部８４がそれを貫通して延びるのを可能にするようになった端部ボア８２を備えた端部壁８０によって閉鎖される。少なくとも1つの電気接続部８６は、ボア７８の表面内に埋め込まれるか又は該ボア７８の表面上に取付けられる。図４に示すように、導電体８８は、電気接続部８６からハウジング６２を貫通して経路配置されかつハウジング６２から外に出て、外部配線ハーネス（図示せず）を介して電源に接続されるようになる。
【００１８】
図３に示すように、接続部６６と接続部８６との間には、クロックスプリング９０のような可撓性導電体が電気接続される。クロックスプリング９０は、導電体７０及び８８に対して直接接続し、それによって接続部６６及び８６の必要性を排除することができることを理解されたい。図示するように、ブッシュ６０の周りにフェアリーダ９２を配置して、クロックスプリング９０が屈曲した状態又は捩れた状態になるのを防止することができる。クロックスプリング９０は、金属又はその他の導電性材料で製造され、導電体７０を介して接続部８６から接続部６６にまた加熱要素７２に電気を伝送する。図６に示すように、クロックスプリング９０は、ブッシュ６０内に形成された溝９６及びハウジング６２のボア７８の表面内に形成された溝９８内に配置される。クロックスプリング９０は、ブッシュ６０又はボア７８内に形成された単一の溝内に配置することもできることを理解されたい。溝９６及び９８は、フラップ３４の移動によるトラニオン５４の回転時に、クロックスプリング９０がブッシュ６０の周りで収縮しまたブッシュ６０から離れるように拡張するのを可能にする。例えば、クロックスプリング９０は、トラニオン５４が時計方向に回転した時に収縮しまたトラニオン５４が反時計方向に回転した時に拡張することになる。
【００１９】
図示するように、各ブッシュ組立体５８は、単一の抵抗加熱器に給電するようになった単一の電気経路を含む。必要に応じて、予備機能を構成するために又はゾーン型加熱を実施するために、付加的な経路を設けることができる。
【００２０】
ブッシュ組立体５８とフラップ３４との間のあらゆるギャップは、電気接続を妨げる可能性がある水又は塵埃の進入を防止するためにシールされる。これは、図２に示すように、ハウジング６２とフラップ３４との間にＯリング７５を配置することによって行われるが、その他のタイプのシール又はガスケットもまた使用することができる。
【００２１】
以上は、可動タービンベーン用のブッシュ組立体について説明してきた。本発明の特定の実施形態を説明してきたが、本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱することなくそれら実施形態に対して様々な変更を加えることができることは、当業者には明らかであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び本発明を実施するための最良の形態に関する以上の説明は、限定の目的ではなくて専ら例示の目的で示したものであり、本発明は、特許請求の範囲によって定まる。
【符号の説明】
【００２２】
１０  ガスタービンエンジン
１２  ファン組立体
１４  高圧圧縮機
１６  燃焼器
１８  高圧タービン
２０  低圧タービン
２２  第１のシャフト
２４  第２のシャフト
２６  入口案内翼組立体
２８  外側ケーシング
３０  中央ハブ
３２  翼形状ストラット
３４  翼形状フラップ
３５  翼形状ストラットの先端部
３６、３８  翼形状ストラットの側壁
４０  翼形状ストラットの前縁
４２  翼形状ストラットの後縁
４４、４６  翼形状フラップの側壁
４８  翼形状フラップの前縁
５０  翼形状フラップの後縁
５２  翼形状フラップの先端部
５４  トラニオン
５５  トラニオン上の平坦部
５６  トラニオン軸線
５８  ブッシュ組立体
６０  ブッシュ
６２  ハウジング
６４  ブッシュのボア
６５  ブッシュの平坦部
６６  電気接続部
６８  ハウジングの外表面
７０  導電体
７２  加熱要素
７４  翼形状フラップの開口
７５  Ｏリング
７６  ハウジングの側壁
７８  側壁内の中央ボア
８０  端部壁
８２  端部壁内の端部ボア
８４  トラニオンの端部
８６  電気接続部
８８  導電体
９０  クロックスプリング
９２  フェアリーダ
９６  ブッシュ内の溝
９８  中央ボアの表面内の溝
【図１】
2010138830.tif 000003
【図２】
2010138830.tif 000004
【図３】
2010138830.tif 000005
【図４】
2010138830.tif 000006
【図５】
2010138830.tif 000007
【図６】
2010138830.tif 000008
【図７】
2010138830.tif 000009
【外国語明細書】
2010138830000001.pdf