(57)【要約】【課題】    本発明は、航空機エンジン用環状トーショナル剛体スタティック部分品に関し、該部分品はエンジンを航空機に取り付けるための少なくとも一つの装置又は手段(101)を備えることを特徴としている。当該取付装置又は手段(101)は、コンポジット材料で作られたボディ(103)を有するものである。【選択図】    図８
2008525707.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機エンジン(1)用環状トーショナル剛体スタティック部分品(15)であって、該部分品(15)がエンジンを航空機に取り付けるための少なくとも一つの装置(101, 102, 201)を備えているもので、当該取付装置(101, 102, 201)はコンポジット材料で形成されているボディ(103, 203)を有していることを特徴とする環状トーショナル剛体スタティック部分品。
【請求項２】
該コンポジット製ボディ(103, 203)がウォール構造体を形成していることを特徴とする請求項１記載の部分品。
【請求項３】
該ウォール構造体(103)が、該環状の部分品の軸方向に面している前方ウォール部(106)を備えており、該前方ウォール部が湾曲した形状を有していることを特徴とする請求項２記載の部分品。
【請求項４】
該取付装置(101, 102, 201)が該コンポジット製ボディ(103, 203)の周りにぴったりと取り付けられた剛性のある部材(111, 211)を備えており、該剛性のある部材は航空機への接続のために接続具(112, 212)を備えていることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一記載の部分品。
【請求項５】
該剛性のある部材(111)が相互に可動な二つの部分(111a, 111b)を備えており、その部分(111a, 111b)は該コンポジット製ボディ(103)の周りを締め付けているものであることを特徴とする請求項４記載の部分品。
【請求項６】
該剛性のある部材(111, 211)が金属材料製であることを特徴とする請求項４又は５記載の部分品。
【請求項７】
該剛性のある部材(111)が該コンポジット製ボディの前方ウォール部(106)の湾曲部に相補する形状を有する湾曲部(115)を有しており、該湾曲部(115)が推進力を該コンポジット製ボディに分散するための湾曲した前方ウォール部に対してぴったりと適合するものであることを特徴とする請求項３〜６のいずれか一記載の記載の部分品。
【請求項８】
該コンポジット製ボディ(103, 203)はポリマーコンポジット材料で形成されていることを特徴とする請求項１〜７のいずれか一記載の部分品。
【請求項９】
該コンポジット製ボディ材料が熱硬化性マトリックス材料を含有するものであることを特徴とする請求項１〜８のいずれか一記載の部分品。
【請求項１０】
該コンポジット製ボディ材料がエポキシマトリックスを含有するものであることを特徴とする請求項１〜９のいずれか一記載の部分品。
【請求項１１】
該コンポジット製ボディ材料が複数の高強度ファイバー(105)の少なくとも一部を含有するものであることを特徴とする請求項１〜１０のいずれか一記載の部分品。
【請求項１２】
該複数の高強度ファイバー(105)が該環状部分品(15)の円周方向に延伸している形状の構造体を形成しており、該ファイバー構造体が該環状部分品の円周方向に該コンポジット製ボディ材料より比較的長い距離にわたり延びているものであることを特徴とする請求項１１記載の部分品。
【請求項１３】
該複数の高強度ファイバー(105)が該環状部分品(15)の円周方向に途切れたりしていない環状構造体を形成していることを特徴とする請求項１１記載の部分品。
【請求項１４】
該複数の高強度ファイバー(105)が少なくとも部分的にマトリックス材料の中に埋め込まれていることを特徴とする請求項１１〜１３のいずれか一記載の部分品。
【請求項１５】
該ファイバー(105)が炭素材料から形成されていることを特徴とする請求項１１〜１４のいずれか一記載の部分品。
【請求項１６】
該部分品(15)は剛性のある環状支持部材(16)を備えており、該コンポジット製ボディ(103, 203)が上記環状支持部材にしっかりと取り付けられていることを特徴とする請求項１〜１５のいずれか一記載の部分品。
【請求項１７】
該剛性のある環状支持部材(16)が金属材料製であることを特徴とする請求項１６記載の部分品。
【請求項１８】
該剛性のある環状支持部材(16)がアウターリング(28)及びインナーリング(27)を備えており、該取付具(101, 102, 201)は該アウターリングと該インナーリングとの間に設けられており、該コンポジット製ボディ(103, 203)が両方のリングにしっかりと接続されてそれによりトーショナルリギッドユニットを形成していることを特徴とする請求項１６又は１７記載の部分品。
【請求項１９】
該部分品(15)が円周方向に離間している少なくとも二つの取付装置(101, 102, 201)を備えていることを特徴とする請求項１〜１８のいずれか一記載の部分品。
【請求項２０】
該部分品(15)が円周方向に離間している少なくとも三つの取付装置(101, 102, 201)を備えており、該取付装置の第一のもの(201)は航空機に接続するため最も上の位置に設けられており、該取付装置の第二及び第三のもの(101, 102)が該環状の部分品の円周方向にあり且つ第一の取付具をはさんで相対する側の上に設けられていることを特徴とする請求項１〜１８のいずれか一記載の部分品。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機エンジン用環状トーショナル剛体スタティック部分品に関し、該部分品はエンジンを航空機に取り付けるための少なくとも一つの装置又は手段を備えることを特徴としている。
【背景技術】
【０００２】
本発明で航空機エンジンとは、好ましくはジェットエンジンである。本用語ジェットエンジンは、様々なタイプのエンジンを包含しており、それは比較的低い速度の空気を取り入れて、それを燃焼により加熱し、非常に高速でそれを噴射するものを包含している。本用語ジェットエンジンに含まれるのは、例えば、ターボジェットエンジンやターボファンエンジンなどである。本発明では、以下、ターボファンエンジンについて説明を行うが、勿論、その他のエンジンタイプのものについてもそれを使用してよい。
【０００３】
ターボファン型の航空機エンジンは、普通、前方のファン及びブースターコンプレサー、中央部のコアエンジン部、そして後方の低圧パワータービンからなるものである。コアエンジン部は、順次、高圧コンプレサー（高圧圧縮機）、燃焼器、そして高圧タービンという連続した配置からなっている。コアエンジン部の高圧コンプレサーと高圧タービンは、高圧シャフトで互いに接続されている。該高圧コンプレサー、タービン、そしてシャフトは、本質的に、高圧ローター（高圧動翼）を形成している。該高圧コンプレサーは、回転するように動かされて、コアエンジン部に入ってくる空気を相対的に高圧にまで圧縮するのである。次に、この高圧の空気は、燃焼器中で燃料と混合されて、点火を受け高エネルギーのガスの流れを生ずる。そのガスの流れは後方へ流れてゆき、高圧タービンを通過して通り、該高圧タービンと高圧シャフトを回転するように動かして、結果、高圧コンプレサーを回転するように動かすこととなる。
【０００４】
高圧タービンから出てくるガス流は、第二のタービン、すなわち低圧タービンを通って膨張する。その低圧タービンは低圧シャフトを介してファン及びブースターコンプレサーを回転するように駆動する。それらのすべてで、低圧ローター（低圧動翼）を構成している。該低圧シャフトは、その高圧ローターを貫通して延伸している。生成される推進力の殆どは、そのファンにより生み出されている。エンジンフレームはベアリングを保持し支えるために使用され、そのベアリングは一方で当該ローターを回転できるように支えている。通常のターボファンエンジンは、ファンフレーム、ミドルフレーム、後方タービンフレームを有している。
【０００５】
航空機エンジンの構造上の強度は、限られた数のそうしたエンジンフレーム又はエンジン構造体（ケース又はハウジングとしても知られている）次第で決まっている。それ故にこれらの構造物はエンジンの骨組みに相当するものである。その構造体はエンジンの動作中には非常に大きな負荷がかかる。該構造体は通常エンジンシャフト用の軸受け、環状ダクト（導管）の形態のガスの流路、そして半径方向に放射状に延びているストラットからなるもので、当該ストラットは、エンジンのインナー部とアウター部の間の連結部を形成している。かくして、その空気は隣接するストラットの間の開口部を通って後方へ送られる。
本エンジンは、前方に配置された、ファンフレームの上にあるファンフレーム前方取付部、及び、後方に配置された、タービンフレームの上にあるタービンフレーム後方取付部の所で取付システム（普通、パイロン及び関連するスラストリンク具）を介して航空機の翼に取り付けられている。これらの取付装置又は手段の機能は、該エンジンからの荷重を航空機に伝えるためのものである。しばしば大部分では、エンジンには二つのタイプの取付装置が存在している。そのうちの一つのタイプは、横からの荷重及び垂直の荷重を引き受けるもので、第二のタイプのものは、軸線方向の荷重を引き受けるもの（スラストマウント装置）である。
【０００６】
【特許文献１】なし
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
本発明の一つの目的は、航空機に結合するための取付装置又は手段を備えた環状スタティックトーショナル剛体航空機エンジン用部分品であって、それはより軽量なエンジンとする条件を作り出す部分品（コンポネント）を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この目的は、上記取付装置又は手段がコンポジット材料（複合材料）で製造された本体（ボディ）をそなえることにより達成されている。コンポジットは軽量なものであり、高い比剛性並びに強度を有するものである。そのためコンポジットを使用すると、エンジンの回転しない且つ荷重を支える構造上の部分品を軽くできる一方、その剛性及び硬性が実質的に維持されるのである。
【０００９】
好ましい態様に従えば、上記コンポジット製のボディはウォール構造体（壁構造体）を形成している。内部の室、一つ又は数個の空隙部、又は、貫通孔を囲って収めているそのようなウォール構造体は、中味の詰まっているユニットとは著しく異なってさらに一層軽量な部分品のための条件を作り出すものである。さらに、上記取付装置又は手段は、コンポジット製のボディの周りに緊密にフィットした剛性のある部材を備えており、その剛性のある部材は航空機に結合するための接続具を備えている。本デザインにより、機械的な荷重は該コンポジットの大きな面にわたり分散せしめられ、局所的なストレス（応力；圧縮力）の集中を避けることができる。
【００１０】
さらに好ましい具体的態様に従えば、該部分品は、剛性のある環状（リング状）の支持部材を備えており、該コンポジット製のボディは上記環状の支持部材に固定的に取り付けられている。このデザインにより、高いねじれ剛性が達成される。
【００１１】
上記最後に述べた具体的態様のさらなる改良に従えば、上記剛性のある支持部材はアウターリング及びインナーリングを備えており、上記取付装置又は手段は該アウターリング及びインナーリングの間に設けられ、そのコンポジット製のボディは両者のリングに固定的に接続されて、それによりトーショナルリギッドユニット（ねじり剛性単位装置）を形成している。
【００１２】
本発明の更なる利点を有する具体例並びに本発明の更なる優れた点については、以下の明細書の詳細な説明及び特許請求の範囲の項の記載より明らかとなるであろう。
【００１３】
添付された図面に示された具体例を参照しながら、以下、本発明を説明する。
図１は、先行技術の航空機エンジンの側面断面の概略図である。
図２は、図１の航空機エンジンのスタティックガスタービン部分品の斜視図を示す。
図３は、図２の部分品の三つの取付具の位置を概略的に示す図である。
図４〜９は、スラストマウント装置の第一の具体例を示す。
図10〜13は、横からの荷重及び垂直の荷重のための取付装置の第一の具体例を示す。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
本発明を、ターボファン型ガスタービン航空エンジン1について、以下、説明する。図１では、該エンジンをエンジンの長手方向の中心軸2に沿っての上半分断面の側面図として示してある。該エンジン1は、アウターケーシング3、すなわちナセル、インナーケーシング4、及び中間部ケーシング5を備えており、該中間部ケーシング5は、該最初の二つのケーシングに対して同軸となるようになっていて且つ該二つのケーシングの間の空間を、空気を圧縮するためのインナー部のガス流の主流路6すなわちコア導管（コアダクト）とエンジン中の空気のバイパス流が流れる第二の流路7とに分割する働きをしている。かくして、該ガスの流路6, 7のそれぞれは、エンジンの長手方向の中心軸2に対して垂直な断面の形状では、環状であるのである。
【００１５】
該エンジン1は、周囲の空気9を取り入れるファン8、ブースター、すなわち低圧コンプレサー(LPC)10、そして高圧コンプレサー(HPC)11（これはガス流の主流路6に設けられている）、燃焼器12、高圧タービン(HPT)13及び低圧タービン(LPT)14を備えており、該燃焼器12は燃料を高圧コンプレサー11により圧縮された空気と混合して燃焼ガスを生成せしめ、その燃焼ガスは高圧タービン(HPT)13及び低圧タービン(LPT)14を通って下流に流れていき、該低圧タービン(LPT)14からは燃焼されたガスが当該エンジンから排出されるようになっている。
【００１６】
高圧シャフトは、該高圧タービン13を該高圧コンプレサー11に接続して高圧ローターを形成している。低圧シャフトは、該低圧タービン14を該低圧コンプレサー10に接続して低圧ローターを形成している。高圧コンプレサー11、燃焼器12及び高圧タービン13は、まとめてコアエンジンと呼ばれる。該低圧シャフトは、高圧ローターと同軸となるようにそして高圧ローターの半径方向内側に少なくともいくらかは回転可能となるように配置されている。
【００１７】
荷重を支えるねじれ力的に剛性のあるエンジン構造体15（以下、スタティック部分品と称する）は、エンジン1の軸方向でみると低圧コンプレサー10及び高圧コンプレサー11との間に配設されている。該荷重を支えるスタティック部分品は、ケース、ハウジング、又はフレームとしても知られているものである。該部分品15は、エンジンの正常動作サイクルのある種の時期の間では非常にそれに負荷がかかるものである。
【００１８】
そのエンジン1は、前方に配置された、スタティック部分品15の上にあるファンフレーム前方取付部24、及び、後方に配置された、タービンフレームの上にあるタービンフレーム後方取付部25の所で航空機（図示されてはいない）に取り付けられている。普通、航空機の翼から下方に延びているパイロン及び関連スラストリンクを備えている取付システム（取付装置）26は、図１にその概略が示されている。取付システム26は、前方取付具及び後方取付具24, 25により取り付けられている。
【００１９】
図２には、荷重を支えるスタティック部分品15の斜視図が示されている。スタティック部分品15は、環状の中間部部材、すなわちスプリッター部材16、そして該部材16が規定しているインナー通路17、アウター通路18を有している。該インナー通路17は、航空機エンジンのインナーガス流の主流路6の一部を形成している。そして該アウター通路18は、エンジンの空気のバイパス流が流れる第二の流路7の一部を形成している。
【００２０】
中間部の環状の部材16が、環状のインナー支持部材19と環状のアウター支持部材20の間で円周方向に離間し且つ半径方向に放射状に延びる複数のインナーストラット21及びアウターストラット22、すなわちステーターベーン（静止翼）により支持されている。該インナー及びアウター支持部材19, 20及び該中間部の環状の部材16は、同軸筒状のものである。
【００２１】
該インナーストラット21の反対側端部は、環状のインナー部材19及び中間部の環状の部材16に固着されて該部材の間の構造荷重を伝達する。該アウターストラット22の反対側端部は、中間部部材16及び環状のアウター部材20に固着されて該部材の間の構造荷重を伝達する。空気は隣接するストラット21, 22の間の隙間を通って後方へ押しやられる。
【００２２】
中間部の環状の部材16は、金属材料製のアウターリング27及びインナーリング28を備えており、それらのリング27, 28はそれぞれアウター通路18とインナー通路17を決めている。
【００２３】
図１において概略的に示した従来の知られているファンフレーム前方取付具24は、三つの取付具101, 102, 201に置き換えられる。図３は、これら三つの取付具101, 102, 201を概略的に示すものである。第一の取付具201は、最も上の、中心の位置に設けられている。第一の取付具201は、エンジンの横方向の荷重及び垂直方向の荷重（矢印AとB参照）を支えるように設計されている。第二の取付具及び第三の取付具101, 102は、該環状の部分品の円周方向にあり且つ第一の取付具201をはさんで相対する側の上に該第一の取付具201から離れたところに設けられている。第二の取付具及び第三の取付具101, 102は、エンジンの軸方向（矢印C参照）の推進力の力（スラスト荷重）を引き受けるように設計され、同一のデザインのものである。
【００２４】
その三つの取付具101, 102, 201は、該構造体15のインナーリングとアウターリング27, 28の間に配置されるようデザインされる。その三つの取付具101, 102, 201は、該構造体15にしっかりと接続される。
【００２５】
スラストマウント装置101の第一の具体例を図４〜９に示す。該スラストマウント装置101は、コンポジット材料で形成されたボディ103を有している。本コンポジット製ボディ103は、リング部材27, 28の両方に固定的に接続され、それと一緒になりトーショナルリギッドユニット（ねじり剛性ユニット）を形成している。本コンポジット製ボディ103は、力を分散せしめる形状を持ち且つボックス型のウォール構造体を形成する。該ウォールは、本ボディ103の外側の境界を規定しているものである。本コンポジット製ボディ103は、ポリマーマトリックス104からなっている（図９参照）。
【００２６】
複数の高強度のファイバー105は該環状部分品15の円周方向29に延伸している形状の構造体を形成する。より具体的には、当該複数の高強度のファイバー105は途切れたりしていない環状構造体を形成している。本ファイバー構造体105は、マトリックス材料を貫通するように延びており、該マトリックス材料104の中に埋め込まれて置かれて取付装置101のコンポジット製ボディ103を形成している。さらに、本ファイバー構造体105は、中間部の環状部材19に固定的に取り付けられる。
【００２７】
本コンポジット製ウォール構造体103は、環状の部分品15の軸方向に面している湾曲した形状を有している前方ウォール部106を備えている。さらに、そのウォール構造体は、二つの平坦状の対抗しているサイドウォール部（側壁部）107, 108と後方ウォール部（後壁部）109とを備えており、それらは該前方ウォール部と一緒になり中心部の貫通孔を画定しているウォール構造体を形成している。中間にある中心支持ウォール部110は、前方ウォール部と後方ウォール部106, 109との間でサイドウォール部107, 108に平行に延伸している。
【００２８】
該ファイバー構造体105は、図４では一つのサイドウォール部107を通って延びている。平行となっているファイバー構造体（図示されてはいない）は、その別のサイドウォール部108を通って延びている。
【００２９】
本スラストマウント装置101は、該コンポジット製ボディ106の周りにぴったりと取り付けられた剛性のある部材111を備えている。その剛性のある部材111は、航空機への接続のために、本スラストマウント装置101の後方の位置に雌部分の形態の接続具112を備えている。より具体的には、該雌部分はコンポジット製ボディ103から後方に延びている二つの離間されたフランジ113,114に穴を備えている。該雌部分112は、スラストリンク装置の相補する形状を有している雄部分を受容するようにデザインされている。
【００３０】
該剛性のある部材111は、該コンポジット製ボディの前方ウォール部106の湾曲部に相補する形状を有する湾曲部115を有している。該湾曲部115は、推進力を該コンポジット製ボディに分散するための湾曲した前方ウォール部106に対してぴったりと適合するものである。中間部の湾曲しているシート部116、すなわち層状部（図５参照）は、荷重を湾曲した表面に分散するために該剛性のある部材111の湾曲部分115と該前方ウォール部106との間に設けられている。コンポジット製ボディ103の前方ウォール部106は凸面状であることから、荷重を引き受けるためには大きな面積でそれを達成できる。本デザインが湾曲している表面にわたり比較的に均一に荷重を分散させることになる。かくして、本デザインによって、いかなる局部的なストレスの集中も避けることができる。
【００３１】
該剛性のある部材111は、コンポジット製ボディ103の外側面に対して相補的な形状を有する二つのウォール部分111a, 111bにより形成されている。その二つのウォール部分111a, 111bの各々は、上記後方フランジ113, 114の一方を備えているものである。さらに、その二つのウォール部分111a, 111bの各々は、前方フランジ117, 118を備えている。該二つのウォール部分111a, 111bは、緊密に合わさるようにコンポジット製ボディ103の周りを締め付けるようにし、上記前方及び後方フランジを介して互いに固定される。
【００３２】
コンポジット製ボディ103のそれぞれのサイドウォール部107, 108は、貫通孔の形状の開口部119を備え付けられている。同様に、剛性のある部材111の二つのウォール部分111a, 111bの各々は、対応する開口部120を備え付けられている。該剛性のある部材のウォール部分111aの開口部120は、コンポジット製ボディ103のサイドウォール部の開口部119と重なっており、ボルト、あるいはピンの形態の長細い固定具121を受容するための該ボディ103を貫通する横に横断する部分又は手段を形成している。
【００３３】
コンポジット製ボディ103のサイドウォール部107の開口部119は、ボルト121が軸方向の荷重はいかなるものもそれを引き受けることがないようにその断面が該ボルト121より大きいものである。かくして、該ボルト121は該サイドウォール部107に対して該ボルトの長手方向では自由に動くことができる。該ボルト121は、該ウォール部分111a, 111bのそれぞれに接続せしめられている。引っ張り力は、コンポジット製ボディ103により伝達されるべきであるが、該ボルト121によっては伝達されない。それ故、該ボルト121は該ウォール部分111a, 111bに固定的でないようにして接続せしめられている。上記開口部119, 120とボルト121は、その断面が細長い形状、卵形の形状又は扁平な形状を有している。こうした手法で荷重を引き受けるための大きな面積が達成される。
【００３４】
本コンポジット構造体は、様々な手法で製造されることができよう。一つの例にしたがえば、レジントランスファー成形法が使用される。該ファイバー105は、最初に、所望の途切れたりしていない環状の構造体の形に配置され、例えば、数個の層状物の形態に配置される。鋳型は、コンポジット製ボディ103のための所望の位置のところの該細長いファイバー構造体105の周りに配置される。その後、コンポジットマトリックス物質を型の中に注入し、その型の中の空間、そして該ファイバーの間の空間を満たす。
【００３５】
横からの荷重及び垂直の荷重のための第一の取付装置201の一つの具体例を、図10〜13に示す。本第一の取付装置201は、上記したスラストマウント装置101, 102と同様な方法でデザインされる。その第一の取付装置でのデザイン上の違いのみを、以下、説明する。
【００３６】
コンポジット製ウォール構造体203のサイドウォール部207, 208は、上記した形態の細長い固定具を受容するための上記した形態の数個の貫通孔を備えている。ボルト221は、ボルトの比較的に大きな平板状の表面からコンポジット製ウォール構造体203に荷重を伝達するであろうし、加えて、その二つのウォール部分207, 208を該コンポジット製ウォール構造体に対して圧し付けて、それによりコンポジット製ボディ203のウォール部と剛性のある部材211との間に摩擦による力を作り出している。別の例としては、該ウォール部分の当接している表面が互いに結合され、そしてそのボルトによる接続により、結合されたジョイント部に対して圧縮力を作り出す。
【００３７】
本ウォール部分203は、平坦な前方ウォール部206を備えている。剛性のある部材211は、コンポジット製ボディ203の周りに緊密に適合している。該剛性のある部材211は、断面がU-形状のものを形成し、前方ウォール部206と二つのサイドウォール部207, 208の周りにのみ延びている。このように、該ウォール構造体の後方ウォール部209は露出したままとなっている。該ウォール構造体203は、航空機への接続のために、該取付装置201の後方の位置に雌部分の形態の接続具212を備えている。より具体的には、該雌部分はコンポジット製ボディ203から後方側に面している開口部（穴）を備えている。該開口部212は、相補する形状を有している雄部分、好ましくはボールの形態の雄部分を受容するようにデザインされている。
【００３８】
該第一、第二及び第三の取付装置101, 102, 201のボディ103, 203は、当該部分品15の円周方向に互いに離間して配置されている。このように、該第一、第二及び第三の取付装置のコンポジット製ボディ103, 203は、ファイバー構造体105の上の周方向にあり且つ別々となっているユニットを形成している。
【００３９】
本コンポジット製ボディ103, 203は、好ましくは、硬化性ポリマーコンポジットマトリックス材料から形成され、特には熱硬化性材料から形成され、好適にはエポキシマトリックスから形成される。
【００４０】
上記ファイバー105は、好ましくは、炭素材料から形成されている。
【００４１】
本発明は、上記した具体的な態様になんら限定されるものでなく、数多くの別の態様あるいは改変された態様が添付の特許請求の範囲の請求項の範囲を逸脱することなく可能である。
【００４２】
当該取付装置又は手段のデザインは、本添付図面に示されたデザインと異なるものであってよい。例えば、ファイバーの配置は様々な形態であってよい。例えば、複数のファイバーからなる数個の層状物が、当該部分品の周方向に配置してあってよい。カーボンファイバーの一つの代替品としてガラスファイバーを使用してもよい。
【００４３】
別の選択肢の一つとしては、接着による接合法を該金属製の剛性のある部材のサイドウォール部と該コンポジット製ボディのサイドウォール部との間に使用できる。
【００４４】
さらに、当該スタティック部分品15は、横方向の荷重や垂直方向の荷重を支えるための第二の取付装置又は手段を備えるようにされていてもよい。横方向の荷重や垂直方向の荷重を支えるため二つの取付装置又は手段を配置したり、スラスト荷重を支えるため二つの取付装置又は手段を配置したりして、もし一つの取付装置又は手段が破損したり機能しなくなっても依然としてそこにそれぞれ荷重を支える機能があるようにしてよい。
【００４５】
本スタティックガスタービン用部分品は、もちろん、そのエンジンのほかの位置に適用することができ、例えば、高圧タービンと低圧タービンの間のタービンの部分にも適用してもよい。
【図面の簡単な説明】
【００４６】
【図１】先行技術の航空機エンジンの側面断面の概略図である。
【図２】図１の航空機エンジンのスタティックガスタービン部分品の斜視図を示す。
【図３】図２の部分品の三つの取付具の位置を概略的に示す図である。
【図４】スラストマウント装置の第一の具体例を示す。
【図５】スラストマウント装置の第一の具体例を示す。
【図６】スラストマウント装置の第一の具体例を示す。
【図７】スラストマウント装置の第一の具体例を示す。
【図８】スラストマウント装置の第一の具体例を示す。
【図９】スラストマウント装置の第一の具体例を示す。
【図１０】横からの荷重及び垂直の荷重のための取付装置の第一の具体例を示す。
【図１１】横からの荷重及び垂直の荷重のための取付装置の第一の具体例を示す。
【図１２】横からの荷重及び垂直の荷重のための取付装置の第一の具体例を示す。
【図１３】横からの荷重及び垂直の荷重のための取付装置の第一の具体例を示す。
【図１】
2008525707.tif 000003
【図２】
2008525707.tif 000004
【図３】
2008525707.tif 000005
【図４】
2008525707.tif 000006
【図５】
2008525707.tif 000007
【図６】
2008525707.tif 000008
【図７】
2008525707.tif 000009
【図８】
2008525707.tif 000010
【図９】
2008525707.tif 000011
【図１０】
2008525707.tif 000012
【図１１】
2008525707.tif 000013
【図１２】
2008525707.tif 000014
【図１３】
2008525707.tif 000015
【手続補正書】
【提出日】平成18年8月3日(2006.8.3)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機エンジン(1)用環状トーショナル剛体スタティック部分品(15)であって、該部分品(15)が剛性のある環状支持部材(16)並びにエンジンを航空機に取り付けるための少なくとも一つの装置(101, 102, 201)〔ここで本取付装置(101, 102, 201)は当該航空機への接続のための接続具(112, 212)を備えている〕を備えているもので、当該取付装置(101, 102, 201)はコンポジット材料で形成されているボディ(103, 203)を有し且つ該コンポジット製ボディ(103, 203)が上記環状支持部材にしっかりと取り付けられていることを特徴とする環状トーショナル剛体スタティック部分品。
【請求項２】
該コンポジット製ボディ(103, 203)がウォール構造体を形成していることを特徴とする請求項１記載の部分品。
【請求項３】
該ウォール構造体(103)が、該環状の部分品の軸方向に面している前方ウォール部(106)を備えており、該前方ウォール部が湾曲した形状を有していることを特徴とする請求項２記載の部分品。
【請求項４】
該取付装置(101, 102, 201)が該コンポジット製ボディ(103, 203)の周りにぴったりと取り付けられた剛性のある部材(111, 211)を備えており、該剛性のある部材は航空機への接続のために接続具(112, 212)を備えていることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一記載の部分品。
【請求項５】
該剛性のある部材(111)が相互に可動な二つの部分(111a, 111b)を備えており、その部分(111a, 111b)は該コンポジット製ボディ(103)の周りを締め付けているものであることを特徴とする請求項４記載の部分品。
【請求項６】
該剛性のある部材(111, 211)が金属材料製であることを特徴とする請求項４又は５記載の部分品。
【請求項７】
該剛性のある部材(111)が該コンポジット製ボディの前方ウォール部(106)の湾曲部に相補する形状を有する湾曲部(115)を有しており、該湾曲部(115)が推進力を該コンポジット製ボディに分散するための湾曲した前方ウォール部に対してぴったりと適合するものであることを特徴とする請求項３〜６のいずれか一記載の部分品。
【請求項８】
該コンポジット製ボディ(103, 203)はポリマーコンポジット材料で形成されていることを特徴とする請求項１〜７のいずれか一記載の部分品。
【請求項９】
該コンポジット製ボディ材料が熱硬化性マトリックス材料を含有するものであることを特徴とする請求項１〜８のいずれか一記載の部分品。
【請求項１０】
該コンポジット製ボディ材料がエポキシマトリックスを含有するものであることを特徴とする請求項１〜９のいずれか一記載の部分品。
【請求項１１】
該コンポジット製ボディ材料が複数の高強度ファイバー(105)の少なくとも一部を含有するものであることを特徴とする請求項１〜１０のいずれか一記載の部分品。
【請求項１２】
該複数の高強度ファイバー(105)が該環状部分品(15)の円周方向に延伸している形状の構造体を形成しており、該ファイバー構造体が該環状部分品の円周方向に該コンポジット製ボディ材料より比較的長い距離にわたり延びているものであることを特徴とする請求項１１記載の部分品。
【請求項１３】
該複数の高強度ファイバー(105)が該環状部分品(15)の円周方向に途切れたりしていない環状構造体を形成していることを特徴とする請求項１１記載の部分品。
【請求項１４】
該複数の高強度ファイバー(105)が少なくとも部分的にマトリックス材料の中に埋め込まれていることを特徴とする請求項１１〜１３のいずれか一記載の部分品。
【請求項１５】
該ファイバー(105)が炭素材料から形成されていることを特徴とする請求項１１〜１４のいずれか一記載の部分品。
【請求項１６】
該剛性のある環状支持部材(16)が金属材料製であることを特徴とする請求項１〜１５のいずれか一記載の部分品。
【請求項１７】
該剛性のある環状支持部材(16)がアウターリング(28)及びインナーリング(27)を備えており、該取付具(101, 102, 201)は該アウターリングと該インナーリングとの間に設けられており、該コンポジット製ボディ(103, 203)が両方のリングにしっかりと接続されてそれによりトーショナルリギッドユニットを形成していることを特徴とする請求項１〜１６のいずれか一記載の部分品。
【請求項１８】
該部分品(15)が円周方向に離間している少なくとも二つの取付装置(101, 102, 201)を備えていることを特徴とする請求項１〜１７のいずれか一記載の部分品。
【請求項１９】
該部分品(15)が円周方向に離間している少なくとも三つの取付装置(101, 102, 201)を備えており、該取付装置の第一のもの(201)は航空機に接続するため最も上の位置に設けられており、該取付装置の第二及び第三のもの(101, 102)が該環状の部分品の円周方向にあり且つ第一の取付具をはさんで相対する側の上に設けられていることを特徴とする請求項１〜１８のいずれか一記載の部分品。
【国際調査報告】
2008525707.tif 000016
2008525707.tif 000017
2008525707.tif 000018
2008525707.tif 000019