(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１つのファスナ・システム（５０）によって互いに保持された、複合材料から形成された第１部分（１０）及び第２部分（２０）を含む集成体（１００）であって、拡張端部（３２０）を有するシャンク（３２）が延びる起点となる平頭（３１）を有するリベット（３０）と、該リベット（３０）のシャンク（３２）の拡張端部（３２０）と協働するワッシャ（４０；９０）とを含み、該リベット（３０）の頭（３１）が該第１部分（１０）に形成された皿穴（１２）に当接し、該ワッシャ（４０；９０）が該第２部分（２０）に当接する、集成体（１００）において、
前記ワッシャが、該第２部分（２０）に当接する面とは反対側の面（４３）に円錐形部分（４３０）を備えており、前記ワッシャ（４０；９０）がまた中心皿穴（４１０）を含んでいて、該中心皿穴（４１０）に、該リベット（３０）のシャンク（３２）の拡張端部（３２０）が当てつけられており、
前記ワッシャ（４０；９０）の円錐形の面（４３）が流線形プロフィールを備え、空気力学的攪乱を低減し、
前記ワッシャ（９０）が前記第２部分（７０）に向いた面（９２）に円錐形部分（９２０）を備えており、該円錐形部分が前記第２部分に形成された皿穴（７２）に当接することを特徴とする、集成体。
【請求項２】
前記リベット（３０；８０）及び前記ワッシャ（４０；９０）が、Inconel（登録商標）725又は718、Waspaloy（登録商標）、Haynes（登録商標）242（登録商標）及びA286ステンレス鋼の中の少なくとも１つから選択された材料から形成されていることを特徴とする、請求項１に記載の集成体。
【請求項３】
前記第１部分（１０；６０）及び第２部分（２０；７０）がセラミック・マトリックス複合材料から形成されていることを特徴とする、請求項１又は２に記載の集成体。
【請求項４】
前記第１部分（１０；６０）及び第２部分（２０；７０）のそれぞれの厚さが３ｍｍ未満であることを特徴とする、請求項１〜３のいずれか１項に記載の集成体。
【請求項５】
前記第１部分（１０；６０）及び第２部分（２０；７０）が航空エンジンの後部ボディの部分であることを特徴とする、請求項１〜４のいずれか１項に記載の集成体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、熱構造複合材料、例えばセラミック・マトリックス複合（ＣＭＣ）材料又は炭素／炭素（Ｃ／Ｃ）材料から形成された部分を集成するために機械的結合部を用いることに関する。このような材料は典型的には、セラミック・マトリックスによって緻密化された多孔質基体、例えば多孔質繊維基体によって構成されている。基体の繊維は具体的には炭素又はセラミックから形成されていてよい。マトリックスは耐火セラミック、例えば耐火炭化物、窒化物、ホウ化物、又は酸化物から形成されている。熱構造複合材料は、これらの機械特性が複合材料を、構造エレメントを構成するのに適したものにするという理由から、また、高い温度でこれらの特性を維持できるという理由から、注目に値する。
【０００２】
本発明はより具体的には、例えば航空エンジンのための後部ボディ集成体の全て又は部分、例えば排気コーン（「排気プラグ」とも呼ばれる）、又は可変セクションノズルのためのフラップを製作するときのように、熱構造複合材料から形成された部分を高温流に浸そうとするときの、これらの部分を集成するために使用される機械的結合部の空気力学的且つ熱的な挙動に関する。
【背景技術】
【０００３】
これらの用途において、集成するための部品は一般に比較的微細（厚さ数ミリメートル）であり、これらは空気力学的要件を満たす必要がある。これは、部分間の機械的結合部を形成するためにリベットを使用するのが好ましいことを意味する。航空エンジン後部ボディ部分を形成するために使用される集成体の場合に、一般的な慣行として使用するリベットは、集成体の一方の側に平頭（すなわち平らな端部を有する円錐台形の頭）を備えており、平頭は集成されるべき部分の１つに形成された皿穴内に受容され、他方の側では、かなり膨張するリベットとほとんど膨張しない熱構造複合材料から形成された部分との間の膨張差を吸収するのに役立つカラム又はワッシャを備えている。集成体の一方の側に設けられた皿穴内にリベットの頭を組み入れることによって、良好な空気力学的性能を得ることができるが、しかしこのことは集成体のその側にだけしか得られない。それというのも、集成体の他方の側にカラムとリベットのボディの一部とが存在することによって、かなりの妨げが引き起こされるからである。
【０００４】
可変セクションノズルのためのフラップを製造する際に用いられる別の解決手段は、熱構造複合材料から形成された部分をFybrfast（登録商標）の商品名で販売されているようなリベット、すなわち一方の端部に頭を、他方の端部には部分を締め合わせるためにプレスされ圧潰された端部分を有するリベットで互いに結合することにある。それにもかかわらず、このようなタイプのリベットの場合、リベットの頭とボディの圧潰部分とは、集成体のいずれの側からも突出し、結果としてこれらは集成体の流線を超えて突出してしまう。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
本発明の目的は、複合材料から成る部分の熱膨張率よりも高い熱膨張率を示す１つ又は２つ以上のファスナ・システムを使用して、複合材料から形成された部分を集成するための解決手段を提案することであり、ファスナ・システムが集成体の空気力学的性能に影響をほとんど又は全く及ぼさないことが必要である。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
この目的は、少なくとも１つのファスナ・システムによって互いに保持された、複合材料から形成された第１部分及び第２部分を含む集成体であって、拡張端部を有するシャンクが延びる起点となる平頭を有するリベットと、リベットのシャンクの拡張端部と協働するワッシャとを含み、リベットの頭が第１部分に形成された皿穴に当接し、ワッシャが第２部分に当接する、集成体によって達成される。本発明によれば、ワッシャが、第２部分に当接する面とは反対側の面に円錐形部分を備えており、ワッシャがまた中心皿穴を含んでいて、中心皿穴に、リベットのシャンクの拡張端部が当てつけられている。
【発明の効果】
【０００７】
従って、本発明の集成体は機械的結合部であって、集成体の一方の側では完全に一体化され（第１部分の皿穴内にリベットの平頭が一体的に組み込まれている）、他方の側では流線形プロフィールを備えた（外側に円錐形部分を備えたワッシャの内側に、リベットのシャンクの拡張端部が遮蔽されている）機械的結合部を有するように形成される。結果として、結合システムが空気力学的性能を劣化させることなしに、本発明の集成体を両側で高温流に浸すことができる。
【０００８】
また、使用されるファスナ・システムは、半径方向の膨張によって、持続する付加的な保持力を加えるように構成されており、従ってファスナ・システムのそれぞれの膨張、具体的には軸方向の膨張を補償し、高温時に締め付け力を維持するのを可能にする。
【０００９】
本発明による集成体の１実施態様では、ワッシャが、第２部分に向いた面に平面状部分を備えている。
【００１０】
本発明による集成体の別の実施態様では、ワッシャが第２部分に向いた面に円錐形部分を備えており、この円錐形部分が前記第２部分に形成された皿穴に当接する。この実施態様では、ワッシャの外面は第２部分の皿穴内に部分的又は全体的に組み込まれていてよく、これにより、集成体に対するファスナ・システムの空気力学的影響をさらに低減する。
【００１１】
本発明の集成体の１つの態様では、リベット及びワッシャが、次の材料、すなわち：Inconel（登録商標）725又は718、Waspaloy（登録商標）、Haynes（登録商標）282（登録商標）、A286ステンレス鋼、及び高性能鋼のうちの少なくとも１つから選択された材料から形成されている。
【００１２】
本発明の集成体の別の態様では、第１部分及び第２部分がセラミック・マトリックス複合材料から形成されている。
【００１３】
本発明の集成体の別の態様では、第１部分及び第２部分のそれぞれの厚さが３ミリメートル（ｍｍ）未満である。
【００１４】
さらに、本発明の集成体の別の態様では、第１部分及び第２部分が航空エンジンの後部ボディの部分である。
【００１５】
非制限的な例として提供される本発明の具体的な実施態様の下記説明から、また、添付の図面を参照することによって、本発明の他の特徴及び利点が明らかになる。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】図１は、本発明の１実施態様に基づいて形成される集成体を示す概略的斜視図である。
【図２Ａ】図２Ａは、図１の集成体を形成する際の後続ステップを示す概略的な断面図である。
【図２Ｂ】図２Ｂは、図１の集成体を形成する際の後続ステップを示す概略的な断面図である。
【図３】図３は、本発明の別の実施態様に基づいて形成される集成体を示す概略的斜視図である。
【図４Ａ】図４Ａは、図３の集成体を形成する際の後続ステップを示す概略的な断面図である。
【図４Ｂ】図４Ｂは、図３の集成体を形成する際の後続ステップを示す概略的な断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
本発明は大まかに言えば、複合材料から成る部分の熱膨張率よりも高い熱膨張率を示す１つ又は２つ以上のファスナ・システムを使用する、複合材料から形成された部分間のいかなる集成体にも適用される。ファスナ・システムは集成体の空気力学的性能に影響をほとんど又は全く及ぼさないことが必要である。
【００１８】
集成するための部分は具体的には、熱構造セラミック・マトリックス複合（ＣＭＣ）材料から、すなわち耐火繊維（炭素又はセラミック）から形成された強化材によって構成された材料であって、同様に耐火性であるセラミック・マトリックスによって緻密化された材料、すなわちＣ／ＳｉＣ、ＳｉＣ／ＳｉＣ、Ｃ／Ｃ−ＳｉＣなどのような材料から成っていてよい。部分は、低い熱膨張率を示す他の熱構造複合材料、例えばＣ／Ｃ材料（強化材及びマトリックスが両方とも炭素から成る）から形成されていてもよい。
【００１９】
本発明の集成体は具体的には、航空エンジンの後部ボディ集成体の全て又は部分、例えば排気コーン（排気プラグとも呼ばれる）、又は可変セクションノズルのためのフラップを製造する際に使用するためのものであるが、しかしこれに限定されることはない。本発明の集成体は具体的には、小さな厚さ、例えば３ｍｍ以下の厚さの部分を集成するように構成されている。
【００２０】
図１、２Ａ、及び２Ｂは、本発明の実施態様に基づく集成体を示す。図１に示されているように、ＣＭＣ熱構造複合材料から成る２つの部分１０及び２０間の集成体１００がそれ自体、リベット３０及びワッシャ４０を含むファスナ・システム５０によって形成される。より正確に言えば、リベット３０は平頭３１を有しており、この平頭３１から、部分１０及び２０に形成されたオリフィス１１及び２１に配置するためのシャンク３２が延びている。平頭３１は部分１０に形成された皿穴１２内に受容される。ワッシャ４０は、シャンク３２の自由端部３２０を受容するための中心開口４１を有している。ワッシャ４０はまた、第２部分２０の外面２０ａに押圧されるべき平面状の第１面４２と、円錐形部分４３０を備えた、反対側の第２面４３とを有している。ワッシャ４０の中心開口４１は皿穴４１０を含んでいる。具体的には、リベット３０及びワッシャ４０は、次の材料、すなわち：Inconel（登録商標）725又は718、Waspaloy（登録商標）、Haynes（登録商標）282（登録商標）、A286ステンレス鋼、及び任意の他の高性能鋼のうちのいずれかから形成されていてよい。
【００２１】
図２Ａに示されているように、シャンク３２がオリフィス１１及び２１を通るように、平頭３１が皿穴１２に配置される一方、ワッシャ４０の第１面４２が部分２０の外面２０ａに押圧され、シャンク３２の自由端部３２０が開口４１内に存在するように、リベット３０は位置決めされる。図２Ｂに示されているように、中心凹部３２１を含む自由端部３２０は、ワッシャ４０の中心開口４１の皿穴４１０に端部３２０のエッジを押圧するように圧潰することによって拡張される。自由端部は、リベットを構成する材料に応じて高温時又は低温時に、リベット締めヘッドを用いて拡張することができる。次いで２つの部分１０及び２０をリベット締めによって互いに固定する。
【００２２】
さらに図２Ｂに示されているように、部分１０の外面１０ａの傍らで、リベットの頭３１は皿穴１２内に完全に受容され、従って部分１０の空気力学的特性に影響を及ぼすことはない（平面状又は「面一」の表面を残す）ことが明らかである。部分２０の外面２０ａの傍らでは、ワッシャ４０の円錐形の面４３は流線形プロフィールを備えている。このような流線形プロフィールは空気力学的攪乱を低減することができる。リベットのシャンク３２の拡張端部３２０はワッシャ４０の開口４１内に受容される。
【００２３】
また、集成体１００が高温に晒されると、例えば燃焼ガスの熱流中に浸されると、平頭３１の半径方向の膨張は、皿穴１２との接触を維持するのに役立つ。このような半径方向の膨張はリベット３０が軸方向に膨張するにもかかわらず生じる。ワッシャ４０の開口４１の皿穴４１０と接触した、リベット３０の拡張端部３２０においても同様の補償効果が生じる。
【００２４】
図３、４Ａ、及び４Ｂは、本発明の別の実施態様に基づく集成体を示す。図３に示されているように、ＣＭＣ熱構造複合材料から成る２つの部分６０及び７０間の集成体３００がそれ自体、リベット８０及びワッシャ９０を含むファスナ・システム２００によって形成される。リベット８０及びワッシャ９０は部分６０及び７０に形成されたオリフィス６１及び７１に配置されている。より正確に言えば、リベット８０は平頭８１を有しており、この平頭８１から、部分６０及び７０に形成されたオリフィス６１及び７１に配置するためのシャンク８２が延びている。平頭８１は部分６０に形成された皿穴６２内に受容される。ワッシャ９０は、シャンク８２の自由端部８２０を受容するための中心開口９１を有している。ワッシャ９０はまた、部分７０の外面７０ａに向いた第１面９２に円錐形部分９２０を有している。この円錐形部分は、部分７０に形成された皿穴７２と協働するようになっている。反対側の第２面９３に、ワッシャはまた円錐形部分９３０を有している。ワッシャ９０の中心開口９１は皿穴９１０を含んでいる。具体的には、リベット８０及びワッシャ９０は、次の材料、すなわち：Inconel（登録商標）725又は718、Waspaloy（登録商標）、Haynes（登録商標）282（登録商標）、A286ステンレス鋼、及び任意の他の高性能鋼のうちのいずれか１つから形成されていてよい。
【００２５】
図４Ａに示されているように、シャンク８２がオリフィス６１及び７１を通るように、平頭８１が皿穴１２に配置される一方、ワッシャ９０の第１面９２が部分７０の外面７２に押圧され、シャンク８２の自由端部８２０が開口９１内に存在するように、リベット８０は位置決めされる。図４Ｂに示されているように、中心凹部８２１を含む自由端部８２０は、ワッシャ９０の中心開口９１の皿穴９１０に端部８２０のエッジを押圧するように圧潰することによって拡張される。自由端部は、リベットを構成する材料に応じて高温時又は低温時に、リベット締めヘッドを用いて拡張することができる。次いで２つの部分６０及び７０をリベット締めによって互いに固定する。
【００２６】
さらに図４Ｂに示されているように、部分１０の外面６０ａの傍らで、リベットの頭８１は皿穴６２内に完全に受容され、従って部分１０の空気力学的特性に影響を及ぼすことはない（平面状又は「面一」の表面を残す）ことが明らかである。部分７０の外面７０ａの傍らでは、ワッシャ９０は大部分が皿穴７２内に受容されている。ワッシャの第２面９３の円錐部分９３０だけが表面７０ａから僅かに突出している。ワッシャ４０の面９３の円錐部分９３０は、流線形プロフィールを備えている。このような流線形プロフィールは空気力学的攪乱を低減するのに役立つ。リベットのシャンク８２の拡張端部８２０はワッシャ９０の開口９１内に受容される。
【００２７】
また、集成体３００が高温に晒されると、例えば燃焼ガスの熱流中に浸されると、平頭８１の半径方向の膨張は、皿穴６２との接触を維持するのに役立つ。このような半径方向の膨張はリベット８０が軸方向に膨張するにもかかわらず生じる。ワッシャ９０の開口９１の皿穴９１０と接触した、リベット８０の拡張端部８２０においても同様の補償効果が生じる。
【図１】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図３】
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【図４Ａ】
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【図４Ｂ】
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