(57)【要約】【課題】  ファンダクト２６を貫通して延びかつトルクチューブ５０をアクセス孔２４内に回転可能に支持する、ガスタービンエンジン２８内で用いられる軸受組立体８０を提供する。【解決手段】  軸受組立体８０は、球状外部係合面６２を有する軸受部６０と、フランジ８２と内端縁７４及び外端縁７６をもつ環状内面７２とを有するハウジング７０とを含む。内面７２は、球状外部係合面６２及び環状内面７２が内端縁７４と外端縁７６との間に位置する接触平面１０２上に中心をもつ環状接触区域１００に沿って接触するように、軸受部６０の球状外部係合面６２を回転可能に受けるような寸法と形状にされている。接触平面１０２は、フランジ８２に対して５度より大きい角度１０４で傾斜している。【選択図】      図２
2004190660.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン（２８）のファンダクト（２６）を貫通して延びかつ該ファンダクト（２６）の内側に配置された可変静翼ベルクランク（３０）を該ファンダクト（２６）の外側に配置されたアクチュエータ（３２）に結合するトルクチューブ（５０）を、アクセス孔（２４）内に回転可能に支持する、ガスタービンエンジン（２８）内で用いられる軸受組立体（８０）であって、
前記トルクチューブ（５０）上に取付けられるようになっている、球状外部係合面（６２）を有する軸受部（６０）と、
前記アクセス孔（２４）に隣接して前記ファンダクト（２６）上に取付けられるようになっているフランジ（８２）と、内端縁（７４）及び外端縁（７６）を有しかつ前記軸受部（６０）の前記球状外部係合面（６２）を回転可能に受けるような寸法と形状にされた環状内面（７２）とを有するハウジング（７０）と、
を含み、
前記球状係合面（６２）及び前記環状内面（７２）が、該内面（７２）の前記内端縁（７４）と前記外端縁（７６）との間に位置しかつ前記フランジ（８２）に対して５度より大きい角度（１０４）で傾斜した接触平面（１０２）上に中心をもつ環状接触区域（１００）に沿って、接触するようになっている、
ことを特徴とする軸受組立体（８０）。
【請求項２】
前記接触平面（１０２）が傾斜する前記角度（１０４）は、約１０度より大きいことを特徴とする、請求項１に記載の軸受組立体（８０）。
【請求項３】
前記接触平面（１０２）が傾斜する前記角度（１０４）は、約１３度であることを特徴とする、請求項２に記載の軸受組立体（８０）。
【請求項４】
前記接触平面（１０２）が傾斜する前記角度（１０４）は、約１３．０８度であることを特徴とする、請求項３に記載の軸受組立体（８０）。
【請求項５】
前記ハウジング（７０）の前記環状内面（７２）が、前記軸受部（６０）を該ハウジング（７０）内に装入するための逃げ部分（９０）を含むことを特徴とする、請求項１に記載の軸受組立体（８０）。
【請求項６】
前記逃げ部分（９０）は、前記ハウジング（７０）の前記フランジ（８２）が前記ファンダクト（２６）上に取付けられるときに内向きに面していることを特徴とする、請求項５に記載の軸受組立体（８０）。
【請求項７】
前記ハウジング（７０）は、前記フランジ（８２）が前記ファンダクト（２６）上に取付けられるときに前記アクセス孔（２４）に係合するためのラベット面（８６）を含むことを特徴とする、請求項１に記載の軸受組立体（８０）。
【請求項８】
前記ハウジングフランジ（８２）の一部分は、該フランジ（８２）が前記ファンダクト（２６）上に取付けられたときに前記ハウジング（７０）の前記内面（７２）の外側に位置し、また前記ハウジングフランジ（８２）の一部分は、該フランジ（８２）が前記ファンダクト（２６）上に取付けられたときに前記ハウジング（７０）の前記内面（７２）の内側に位置していることを特徴とする、請求項１に記載の軸受組立体（８０）。
【請求項９】
前記ハウジング（７０）の前記内面（７２）の外側に位置する前記ハウジングフランジ（８２）の前記一部分が、該ハウジングフランジ（８２）の後部側（１１０）を含み、また前記ハウジング（７０）の前記内面（７２）の内側に位置する前記ハウジングフランジ（８２）の前記一部分が、前記ハウジングフランジ（８２）の前部側（１１２）を含むことを特徴とする、請求項８に記載の軸受組立体（８０）。
【請求項１０】
エンジン（２８）のファンダクト（２６）の内側に配置された可変静翼ベルクランク（３０）を該ファンダクト（２６）の外側に配置された可変静翼アクチュエータ（３２）に結合する、ガスタービンエンジン（２８）内で用いられるトルクチューブ組立体（２０）であって、
前記可変静翼ベルクランク（３０）に結合されるようになっている内端部（５２）と、前記可変静翼アクチュエータ（３２）に結合されるようになっている外端部（５４）と、前記内端部（５２）と前記外端部（５４）との間で延びる長手方向軸線（５６）とを有する細長いトルクチューブ（５０）と、
前記トルクチューブ（５０）上に取付けられた、球状外部係合面（６２）を有する軸受部（６０）と、
前記ファンダクト（２６）に取付けられるようになっているフランジ（８２）と、内端縁（７４）及び外端縁（７６）を有しかつ前記軸受部（６０）の前記球状外部係合面（６２）を回転可能に受けるような寸法と形状にされた環状内面（７２）とを有するハウジング（７０）と、
を含み、
前記球状係合面（６２）及び前記環状内面（７２）が、前記ハウジング（７０）の前記内面（７２）の前記外端縁と平行に延びる接触平面（１０２）上に中心をもつ環状接触区域（１００）に沿って接触するときに、前記トルクチューブ軸線（５６）が、前記フランジ（８２）から測定された８５度より小さい角度（１０６）で延びている、
ことを特徴とするトルクチューブ組立体（２０）。
【請求項１１】
前記トルクチューブ軸線（５６）が延びている前記角度（１０６）は、約８０度より小さいことを特徴とする、請求項１０に記載のトルクチューブ組立体（２０）。
【請求項１２】
前記トルクチューブ軸線（５６）が延びている前記角度（１０６）は、約７７度であることを特徴とする、請求項１１に記載のトルクチューブ組立体（２０）。
【請求項１３】
前記トルクチューブ軸線（５６）が、前記エンジン（２８）の少なくとも１つの定常状態出力設定時に前記ハウジング（７０）の前記内面（７２）の前記外端縁に対して垂直に延びていることを特徴とする、請求項１０に記載のトルクチューブ組立体（２０）。
【請求項１４】
該トルクチューブ組立体（２０）が、航空機エンジン（２８）内で用いられるようになっており、前記トルクチューブ軸線（５６）が、前記エンジン（２８）の定常状態巡航運転時に前記ハウジング（７０）の前記内面（７２）の前記外端縁に対して垂直に延びていることを特徴とする、請求項１３に記載のトルクチューブ組立体（２０）。
【請求項１５】
前記トルクチューブ（５０）の前記外端部（５４）が、前記エンジン（２８）の前記定常状態出力設定時に前記トルクチューブ（５０）の前記内端部（５２）の後ろに配置されていることを特徴とする、請求項１３に記載のトルクチューブ組立体（２０）。
【請求項１６】
前記ハウジング（７０）の前記環状内面（７２）が、前記軸受部（６０）を前記ハウジング（７０）内に装入するための逃げ部分（９０）を含むことを特徴とする、請求項１０に記載のトルクチューブ組立体（２０）。
【請求項１７】
前記逃げ部分（９０）は、前記ハウジング（７０）の前記フランジ（８２）が前記ファンダクト（２６）上に取付けられるときに内向きに面していることを特徴とする、請求項１０に記載のトルクチューブ組立体（２０）。
【請求項１８】
前記ハウジング（７０）が、前記フランジ（８２）に隣接する、前記組立体を前記ファンダクト（２６）上に位置決めするための環状ラベット面（８６）を含むことを特徴とする、請求項１０に記載のトルクチューブ組立体（２０）。
【請求項１９】
前記ガスタービンエンジン（２８）と組合せることを特徴とする、請求項１０に記載のトルクチューブ組立体（２０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般的にガスタービンエンジンの可変静翼トルクチューブ組立体に関し、より具体的には、寿命が改善された軸受を有するトルクチューブ組立体に関する。
【背景技術】
【０００２】
可変ピッチ静翼は、一般的にガスタービンエンジンの圧縮機内で用いられる。可変ピッチ静翼、すなわちより簡単にいうと可変静翼は、軸方向に間隔を置いて配置された列の形態で、エンジンの圧縮機ケース内に枢動可能に支持される。翼の各々は、エンジン中心線に対して半径方向に延びる軸線を有するスピンドルを中心に枢動して、翼のピッチを変える。スピンドルの外側寄り端部上のレバーが、列をなす翼の各々を同時に枢動させる。レバーは、圧縮機ケースの外側に取付けられたベルクランク機構の一部を形成する。一部のエンジンは、圧縮機ケースを囲むファンダクトの外側に取付けられた可変静翼アクチュエータにベルクランク機構を作動的に結合するトルクチューブ組立体を含む。トルクチューブ組立体は、ファンダクト内のアクセス孔を貫通してベルクランク機構からアクチュエータまで延びる細長いトルクチューブを含む。
【０００３】
運転中、細長いトルクチューブは、アクセス孔内で、ベルクランク機構からアクチュエータまでエンジン中心線に対してほぼ半径方向に延びる該チューブの長手方向軸線を中心に回転する。圧縮機ケース及びファンダクトは、著しく異なる温度で作動するために、エンジン作動時に圧縮機ケースとファンダクトの相対的軸方向位置が変化する。その結果、トルクチューブの外側寄り端部は、エンジン作動時にエンジンが高温になるにつれて、後方に傾斜する。従って、トルクチューブは、アクセス孔内で自由に傾斜しかつ回転できなければならない。この運動を容易にするために、球面軸受組立体が、トルクチューブとアクセス孔との間に配置される。軸受組立体は、トルクチューブに取付けられた球面軸受部と、ファンダクトのアクセス孔上に取付けられた、軸受部を受けるようになっているハウジングとを含む。
【０００４】
一部の従来型の可変静翼トルクチューブ組立体は、エンジン作動時の予測されるトルクチューブ傾斜角度に一致するように傾斜させたハウジングを有する。図１は、そのような従来型の可変静翼トルクチューブ組立体の１つに用いられている軸受組立体の断面図を示す。この軸受組立体は、約４度より小さい角度で傾斜したハウジングを含む。しかしながら、一部の事例では、トルクチューブは、定常状態エンジン作動時に１３度又はそれ以上もの角度だけ後方に傾斜する。トルクチューブがハウジングに対して或る角度で配置されている場合には、エンジン作動時に軸受組立体内に生じる非対称な荷重は、時として軸受組立体の早期損傷を発生させていた。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
従って、このような運転条件のもとで、より高い信頼性で作動し、かつ改善された寿命を有する軸受を備えるトルクチューブ組立体に対する必要性がある。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
要約すると、本発明は、エンジンのファンダクトを貫通して延びるトルクチューブをアクセス孔内に回転可能に支持する、ガスタービンエンジン内で用いられる軸受組立体を含む。トルクチューブは、ファンダクトの内側に配置された可変静翼ベルクランクを該ファンダクトの外側に配置されたアクチュエータに結合する。軸受組立体は、トルクチューブ上に取付けられるようになっている、球状外部係合面を有する軸受部を含む。更に、組立体は、アクセス孔に隣接してファンダクト上に取付けられるようになっているフランジと、内端縁及び外端縁を有する環状内面とを有するハウジングを含む。該内面は、球状係合面及び環状内面が該内面の内端縁と外端縁との間に位置する接触平面上に中心をもつ環状接触区域に沿って接触するように、軸受部の球状外部係合面を回転可能に受けるような寸法と形状にされている。接触平面は、フランジに対して５度より大きい角度で傾斜している。
【０００７】
別の態様において、本発明は、エンジンのファンダクトの内側に配置された可変静翼ベルクランクを該ファンダクトの外側に配置された可変静翼アクチュエータに結合する、ガスタービンエンジン内で用いられるトルクチューブ組立体を含む。トルクチューブ組立体は、可変静翼ベルクランクに結合されるようになっている内端部と、可変静翼アクチュエータに結合されるようになっている外端部と、内端部と外端部との間で延びる長手方向軸線とを有する細長いトルクチューブを含む。更に、組立体は、トルクチューブ上に取付けられた、球状外部係合面を有する軸受部と、ファンダクトに取付けられるようになっているフランジと内端縁及び外端縁をもつ環状内面とを有するハウジングとを含む。該内面は、球状係合面及び前記環状内面が、ハウジングの内面の外端縁と平行に延びる接触平面上に中心をもつ環状接触区域に沿って接触するときに、トルクチューブ軸線が、フランジから測定された８５度より小さい角度で延びるように、軸受部の球状外部係合面を回転可能に受けるような寸法と形状にされている。
【０００８】
本発明の他の特徴は、一部は明らかであり、また一部は後で指摘することにする。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
対応する参照符号は、図面の幾つかの図を通して対応する部分を示す。
【００１０】
図面、特に図２を参照すると、ガスタービンエンジン内に用いられるトルクチューブ組立体が、その全体を参照符号２０として示されている。組立体２０は、ガスタービンエンジン（全体を２８で示す）のファンダクト２６内のアクセス孔２４を貫通して延び、ファンダクトの内側に配置された可変静翼ベルクランク（全体を３０で示す）をファンダクトの外側に配置されたアクチュエータ（全体を３２で示す）に結合する。トルクチューブ組立体２０は、アクチュエータ３２からベルクランク３０にトルクを伝達して、該ベルクランクに結合された静翼３４のピッチを変える。全体を３４で示す翼は、エンジン２８の圧縮機ケース３６内に取付けられる。翼３４は、エンジン２８の流路３８を通過する空気を圧縮機ケース３６の内側に向ける。翼３４の各々は、圧縮機ケース３６上に取付けられたブッシュ４２を貫通して延びるスピンドル４０を含む。ベルクランク３０の一部を形成するレバー４４が、各スピンドル４０の外側寄り端部４６に取付けられる。レバー４４は、翼３４のそれぞれのスピンドル４０を中心に該翼を枢動させて、エンジン２８の流路３８を通って流れる空気に対する該翼のピッチ又は迎え角を変えるてこ作用を行う。
【００１１】
図２に更に示すように、トルクチューブ組立体２０は、可変静翼ベルクランク３０に結合されるようになっている内端部５２と、可変静翼アクチュエータ３２に結合されるようになっている外端部５４と、内端部と外端部との間で延びる仮想の長手方向軸線とを有する、全体を５０で示す従来型の細長いトルクチューブを含む。トルクチューブの特徴は、従来のものと変わりがないので、詳細には説明しないことにする。全体を６０で示す軸受部が、トルクチューブ５０上に取付けられる。軸受部６０は、球状外部係合面６２とトルクチューブ５０を受けるようになっている内部ボア６４とを有する。軸受部６０は、本発明の技術的範囲を逸脱することなく、他の方法でトルクチューブ５０上に取付けられることができるが、１つの実施形態では、内部ボア６４は、軸受部及びトルクチューブが単一体として動くように、トルクチューブと緊密なすきま嵌めになるような寸法にされる。トルクチューブ組立体２０はまた、軸受部６０の球状外部係合面６２を回転可能に受けるようになっている環状内面７２を有する、全体を７０で示すハウジングを含む。図３に示すように、環状内面７２は、内端縁７４及び外端縁７６を有する。軸受部６０及びハウジング７０は組合わさって、トルクチューブ５０をファンダクト２６のアクセス孔２４内に支持する、全体を８０で示す軸受組立体７０を形成する。軸受組立体８０は、トルクチューブ５０が、その長手方向軸線５６を中心に回転して翼３４を枢動すると同時に、ファンダクト２６のアクセス孔２４内で傾斜してエンジン２８の作動時における圧縮機ケース３６とファンダクト２６との間の膨張差を吸収することを可能にする。
【００１２】
図３に示すように、ハウジング７０は、該ハウジングの環状内面７２がファンダクト内のアクセス孔２４と整合するように、該ハウジングをファンダクト２６に取付けるようになっているフランジ８２を有する。１つの実施形態では、フランジ８２は、ハウジング７０と一体に構成される。図４に示すように、フランジ８２は、ボルト（図示せず）又は他の固締具を用いてハウジング７０をファンダクト２６に取付けるための複数の穴８４を含む。図３に示すように、ハウジング７０は更に、フランジ８２がファンダクト２６上に取付けられて軸受組立体８０を該ファンダクトに適切に位置決めされるときに、アクセス孔２４に係合するための環状ラベット面８６を有する。１つの実施形態では、ハウジング７０の環状内面７２は、軸受部６０をハウジング７０に装入するための逃げ部分９０を含む。軸受部６０がハウジング７０の内面７２の連続した部分９２に対して外向きに装入されるように、ハウジング７０のフランジ８２がファンダクト２６上に取付けられる場合には、逃げ部分９０は内向きに面する。
【００１３】
当業者には明らかなように、軸受部６０の球状外部係合面６２及びハウジング７０の環状内面７２は、内面７２の内端縁７４と外端縁７６との間に位置する接触平面１０２上に中心をもつ環状接触区域（その外側境界及び内側境界が、破線１００で表される）に沿って接触する。接触平面１０２は、フランジ８２に対して５度より大きい角度１０４で傾斜している。この構成により、チューブ５０がハウジング７０の内面７２の内端縁７４及び外端縁７６に対して中心に位置するように、該チューブが傾斜したときに、トルクチューブ軸線５６はフランジから測定された８５度より小さい角度１０６（図２）で延びることになる。１つの実施形態では、接触平面１０２が傾斜する角度１０４は、約１０度より大きく、その結果、角度１０６は約８０度より小さくなる。別の実施形態では、接触平面１０２が傾斜する角度１０４は、約１３度であり、その結果、角度１０６は約７７度になる。更に別の実施形態では、角度１０４は、約１３．０８度である。当業者には明らかなように、角度１０６は、トルクチューブ５０がエンジンの定常状態出力設定時にアクセス孔２４を通り抜ける角度であるのが最適である。例えば、エンジン２８が航空機エンジンである場合、角度１０６は、エンジンの定常状態巡航設定時にトルクチューブ５０がアクセス孔２４を通り抜ける角度である。更に、１つの実施形態では、トルクチューブ５０の外端部５４は、エンジン２８の定常状態出力設定時にトルクチューブの内端部５２の後ろに位置する。その上に、トルクチューブ軸線５６は、エンジン２８が低温でありエンジン組立体がしっかりしているときに、ほぼ半径方向になるようにすることができる。角度１０４、１０６により、トルクチューブ軸線５６が、エンジン２８の少なくとも１つの定常状態出力設定時に（例えば、航空機エンジンの定常状態巡航運転時に）ハウジング７０の内面７２の外端縁７６に対して垂直に延びるようになることは、当業者には分かるであろう。この構成により更に、ハウジングフランジ８２がファンダクト２６上に取付けられたときに、該フランジの後部側１１０がハウジング７０の内面７２の外端縁７６から外側寄りに位置し、またハウジングフランジがファンダクトに取付けられたときに、該フランジの前方側１１２がハウジングの内面の少なくとも一部分から内側寄りに位置することになる。
【００１４】
トルクチューブ組立体２０の前述の構成部品の各々は、トルクチューブ組立体を製作するのに従来用いられてきた材料で製作することができる。ハウジング７０は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく他の材料で作ることができるが、１つの実施形態では、ハウジングは、ステンレススチールから作られる。ハウジング７０の内面７２の一部分（例えば、内面の球面部分９０）は、摩耗を減少させるために保護皮膜及び／又は低摩擦皮膜で被覆することができる。軸受部６０は、本発明の技術的範囲から逸脱することなく、他の材料で作ることができるが、１つの実施形態では、軸受部はステンレススチールから作られる。
【００１５】
当業者には明らかなように、トルクチューブ組立体２０は、従来のものと同様に作動する。アクチュエータ３２が伸縮するにつれて、トルクチューブ５０が、ファンダクト２６のアクセス孔２４内で長手方向軸線５６を中心に回転して、ベルクランク３０を駆動し、それによって圧縮機ケース３６内の静翼３４のピッチを変える。更に、軸受組立体８０により、トルクチューブがファンダクト２６と圧縮機ケース３６との間の熱膨張差を吸収するように傾斜することが可能になる。本発明のトルクチューブ組立体２０は、エンジン作動時に軸受部６０及びハウジング７０に加わる荷重分布を改善する。これにより、軸受組立体８０の寿命を改善しまた性能を向上させ、その結果、トルクチューブ組立体２０及びガスタービンエンジンの寿命及び性能を改善する。
【００１６】
本発明又はその好ましい実施形態の要素を説明する際に、「数の特定がないもの」、「該」及び「前記」は、１つ又はそれ以上の要素があることを意味しようとするものである。用語「含む」、「備える」及び「有する」は、包括的なものでありかつ列挙した要素以外の付加的要素があってもよいことを意味しようとするものである。
【００１７】
本発明の技術的範囲を逸脱することなく上記の構成に様々な変更を加えることができる。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】従来技術の軸受組立体の断面図。
【図２】本発明のトルクチューブ軸受組立体を示すガスタービンエンジンの一部分の断面図。
【図３】本発明の軸受組立体の断面図。
【図４】本発明の軸受組立体の上面図。
【符号の説明】
【００１９】
２０  トルクチューブ組立体
２４  アクセス孔
２６  ファンダクト
２８  ガスタービンエンジン
３０  可変静翼ベルクランク
３２  アクチュエータ
３４  静翼
３６  圧縮機ケース
３８  流路
４０  スピンドル
４４  レバー
５０  トルクチューブ
５６  トルクチューブの軸線
６０  軸受部
６２  球状外部係合面
７０  ハウジング
７２  ハウジングの環状内面
【図１】
2004190660.tif 000003
【図２】
2004190660.tif 000004
【図３】
2004190660.tif 000005
【図４】
2004190660.tif 000006