(57)【要約】【課題】シュラウド部とケーシング部の熱伸びに差があっても、トルク伝達軸から可変静翼の軸端部に確実に回転トルクを伝達できるタービン可変静翼の支持構造を提供するものである。【解決手段】本発明に係るタービン可変静翼１２の支持構造は、筒状のタービンシュラウド５１の内壁に周方向に沿ってタービン可変静翼１２を取付け、そのタービン可変静翼１２の回転軸端部１３をトルク伝達軸１５を介して操作レバー５６に連結し、その操作レバー５６の回動により翼角を調整自在としたタービン可変静翼の支持構造において、上記可変静翼１２の回転軸端部１３とトルク伝達軸１５とを、トルク伝達する自在継手を介して連結したものである。【選択図】        図１
2004183624.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
筒状のタービンシュラウド内壁に周方向に沿ってタービン可変静翼を取付け、そのタービン可変静翼の回転軸端部をトルク伝達軸を介して操作レバーに連結し、その操作レバーの回動により翼角を調整自在としたタービン可変静翼の支持構造において、上記可変静翼の回転軸端部とトルク伝達軸とを、トルク伝達する自在継手を介して連結したことを特徴とするタービン可変静翼の支持構造。
【請求項２】
上記自在継手は、両端部に互いに直交するキー又はキー溝を有するオルダム継手である請求項１記載のタービン可変静翼の支持構造。
【請求項３】
上記オルダム継手を、回転軸端部とトルク伝達軸との間に隙間を有した状態で係合すると共に、コイルバネで回転軸端部側に付勢して支持する請求項２記載のタービン可変静翼の支持構造。
【請求項４】
上記キーは、延長方向両端部がＲ部に形成される請求項２又は３記載のタービン可変静翼の支持構造。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、可変サイクルエンジンのタービン可変静翼の支持構造に係り、特に、熱伸びに差があるタービン可変静翼の支持構造に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンは、全負荷時における効率が良好となるように設計されていることから、部分負荷時の効率があまり良好でない。このため、部分負荷時の効率を良好とすべく、タービンノズルの開度面積を変更可能な可変サイクルエンジンが提案されている（例えば、特許文献１参照）。
【０００３】
航空用可変サイクルエンジンは、図３に示すように、流体の流れ方向上流側から順に設けられるファン３１、高圧圧縮機（以下、ＨＰＣと表す）３２、燃焼器３３、高圧タービン（以下、ＨＰＴと表す）３４、及び低圧タービン（以下、ＬＰＴと表す）３５で主に構成されており、可変機構の一つとして可変低圧タービンノズル（以下、ＬＰＴＶＧと表す）３６を備えている。
【０００４】
ＬＰＴＶＧ３６は、そのスロートエリアの開口面積の大きさを所定範囲内で制御することにより、ＨＰＴ３４とＬＰＴ３５の仕事配分の調整を可能とするものである。つまり、全負荷時には、ＬＰＴＶＧ３６を開放してＨＰＣ３２の仕事を増加させると共に、ファン３１の仕事を減少させることで、バイパス比を小さくし、最大出力を得るようにしている。また、部分負荷時には、ＬＰＴＶＧ３６を絞ってファン３１の仕事を増加させると共に、ＨＰＣ３２の仕事を減少させることで、バイパス比を大きくし、良好な効率を維持したまま出力を抑えるようにしている。
【０００５】
一方、再生式舶用可変サイクルエンジンは、図４に示すように、流体の流れ方向上流側から順に設けられる圧縮機４１、燃焼器４２、ガスジェネレータタービン（ＧＧＴ）４３、パワータービン（以下、ＰＴと表す）４４、及び熱交換器４５で主に構成されており、可変パワータービンノズル（以下、ＰＴＶＧと表す）４６を備えている。
【０００６】
ＰＴＶＧ４６は、そのスロートエリアの開口面積の大きさを所定範囲内で制御することにより、エンジン内を流れる流体の流量を調整可能とするものである。つまり、全負荷時には、ＰＴＶＧ４６を開放して熱交換器４５の入口温度およびＰＴ４４の仕事を所定の値として、最大出力を得るようにしている。一方、部分負荷時には、ＰＴＶＧ４６を絞って、熱交換器４５の入口温度を所定の温度に維持したままＰＴ４４の仕事を減少させることで、再生熱交換量を大きくし、良好な効率を維持したまま出力を抑えるようにしている。
【０００７】
【特許文献１】
特開昭４８−７８３１０号公報
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
従来、ＰＴＶＧ４６（又はＬＰＴＶＧ３６）の開放度、即ちスロートエリアの開口面積の大きさの制御は、静翼の取付け角度を機械的に変えることで行っている。具体的には、図５に示すように、筒状のタービンシュラウド５１の内壁に、周方向に沿って、ＰＴ（又はＬＰＴ）の可変静翼５２の軸端部５３を設け、タービンシュラウド５１を覆う筒状のケーシング５４の内壁に、周方向に沿って、トルク伝達軸５５を設ける。また、トルク伝達軸５５の一端部は操作レバー５６に連結し、トルク伝達軸５５の他端部は可変静翼５２の軸端部５３にボルト５７等でリジッドに係合する。その後、操作レバー５６を回動することで、操作レバー５６に連結された駆動リング（図示せず）が回動し、各トルク伝達軸５５を介して可変静翼５２の軸端部５３に回転トルクが伝達され、翼角調整がなされる。
【０００９】
ところで、この可変静翼の支持構造においては、可変静翼５２の軸端部５３の長さが長いことから、ガス力などのモーメント荷重の影響が大きくなる。このため、モーメント荷重に抗するべく、可変静翼５２の軸端部５３が十分な強度を持つよう、強度上の配慮が必要であった。
【００１０】
また、シュラウド５１の内部は高温の主流ガスＧが流れることから、シュラウド５１における可変静翼５２の軸端部５３の支持部分６１の温度は約９００℃の高温となる。これに対して、ケーシング５４におけるトルク伝達軸５５の支持部分６２の温度は約３００℃と比較的低温である。つまり、各支持部分６１，６２においては、約６００℃の温度差があることから、熱伸びに差が生じる。ここで、シュラウド５１と可変静翼５２は一体に動くように設けている関係上、各支持部分６１，６２の位置にずれが生じてしまう。この位置ずれによって、可変静翼５２の軸端部５３に過大な力が作用し、可変静翼５２の回転及び軸端部５３の強度に問題が生じてしまう。このため、従来においては、各支持部分６１，６２にピストンリング（図示せず）を設け、この位置ずれを吸収するようにしていた。
【００１１】
しかし、このような軸係合構造では、トルク伝達軸５５から可変静翼５２の軸端部５３に伝達可能な回転トルクの大きさに限界があった。また、例えば、可変静翼５２の軸端部５３の支持部分６１で３ｍｍ、トルク伝達軸５５の支持部分６２で１ｍｍの、軸方向伸びがあった場合、２ｍｍの熱伸び差が生じてしまい、係合部に圧縮力が働いて、曲げや囓りが生じるおそれがあり、結果的に、トルク伝達軸５５の回転が可変静翼５２の軸端部５３に伝達されないおそれがあった。さらに、各支持部分６１，６２の空気シール性及びピストンリングの寿命を考慮しなければならないという問題があった。
【００１２】
以上の事情を考慮して創案された本発明の目的は、シュラウド部とケーシング部の熱伸びに差があっても、トルク伝達軸から可変静翼の軸端部に確実に回転トルクを伝達できるタービン可変静翼の支持構造を提供することにある。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成すべく本発明に係るタービン可変静翼の支持構造は、筒状のタービンシュラウド内壁に周方向に沿ってタービン可変静翼を取付け、そのタービン可変静翼の回転軸端部をトルク伝達軸を介して操作レバーに連結し、その操作レバーの回動により翼角を調整自在としたタービン可変静翼の支持構造において、上記可変静翼の回転軸端部とトルク伝達軸とを、トルク伝達する自在継手を介して連結したものである。
【００１４】
また、請求項２に示すように、上記自在継手は、両端部に互いに直交するキー又はキー溝を有するオルダム継手であることが好ましい。
【００１５】
また、請求項３に示すように、上記オルダム継手を、回転軸端部とトルク伝達軸との間に隙間を有した状態で係合すると共に、コイルバネで回転軸端部側に付勢して支持することが好ましい。
【００１６】
また、請求項４に示すように、上記キーは、延長方向両端部をＲ部に形成することが好ましい。
【００１７】
以上の構成によれば、タービン可変静翼の回転軸端部及び可変静翼に回転トルクを伝達するトルク伝達軸に、熱伸びに伴って曲げ・圧縮応力が作用することがなく、トルク伝達軸から可変静翼の回転軸端部に確実に回転トルクを伝達することができる。
【００１８】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の好適一実施の形態を添付図面に基いて説明する。
【００１９】
本発明に係るタービン可変静翼の支持構造の断面概略図を図１に、図１における２−２線断面図を図２に示す。尚、図５と同様の部材には同じ符号を付している。
【００２０】
本発明に係るタービン可変静翼の支持構造は、例えば、図４に示した再生式舶用可変サイクルエンジンのＰＴＶＧ４６（又は図３に示した航空用可変サイクルエンジンのＬＰＴＶＧ３６）に適用される。
【００２１】
具体的には、図１、図２に示すように、本発明に係るタービン可変静翼１２の支持構造は、筒状のタービンシュラウド５１の内壁に、周方向に沿って、ＰＴ（又はＬＰＴ）の可変静翼１２の軸端部１３を設け、タービンシュラウド５１を覆う筒状のケーシング５４の内壁に、周方向に沿ってトルク伝達軸１５を設け、そのトルク伝達軸１５の一端部を操作レバー５６に連結し、トルク伝達軸１５の他端部と可変静翼の１２の軸端部１３とをオルダム継手２１を介して連結したものである。操作レバー５６には駆動リング（図示せず）が連結される。また、タービンシュラウド５１と軸端部１３との間にはブッシュ２６が配置され、ケーシング５４とトルク伝達軸１５との間にはブッシュ２７が配置される。
【００２２】
図２に示す軸端部１３とオルダム継手２１との係合部２３では、軸端部１３の上端にキー（又はキー溝）３が、オルダム継手本体２０の下面２０ａにキー溝（又はキー）４が形成されている。また、図１に示すオルダム継手２１とトルク伝達軸１５との係合部２４では、オルダム継手本体２０の上面２０ｂにキー（又はキー溝）５が、トルク伝達軸１５の下端にキー溝（又はキー）６が形成されている。このキー３とキー溝４及びキー５とキー溝６は互いに直交しており、これらがそれぞれ係合することによって自在継手を構成する。また、キー３，５の各延長方向（図１中のキー３の矢印Ａ方向および図２中のキー５の矢印Ｂ方向）両端部は、それぞれＲ部に形成されている。また、各係合部２３，２４は、可変静翼１２の軸方向の伸縮を許容するように、それぞれ隙間Ｓを有した状態で係合されている。
【００２３】
トルク伝達軸１５の係合側端は、ケーシング５４からタービンシュラウド５１側に突出しており、この係合側端とケーシング５４との段差部に、コイルバネ２２の一端が着座・固定される。また、コイルバネ２２の他端は、オルダム継手２１の中間部に形成されたフランジ２５に着座・固定される。この着座・固定の際、コイルバネ２２によって、オルダム継手２１を可変静翼１２の軸端部１３側に付勢した状態で支持する。
【００２４】
本発明に係るタービン可変静翼の支持構造は、その適用を図４に示した再生式舶用可変サイクルエンジンや、図３に示した航空用可変サイクルエンジンに限定するものではなく、サイクル可変が要求されるガスタービン全てに適用可能であることは言うまでもない。
【００２５】
次に、本発明に係る可変静翼１２の支持構造の作用を、添付図面に基づいて説明する。
【００２６】
可変サイクルエンジンの運転中、エンジンサイクルの変更が求められた場合、操作レバー５６に連結された駆動リング（図示せず）を回動させることで、回転トルクが、トルク伝達軸１５及びオルダム継手２１を介して各可変静翼１２の軸端部１３に伝達され、これによって可変静翼１２の翼角調整がなされる。その結果、図４に示したＰＴＶＧ４６のスロートエリアの開口面積の大きさが所定範囲内で制御され、ガスジェネレータタービン４３とＰＴ４４の仕事配分の調整が可能となり、良好な効率を維持した状態で出力等の調整を行うことができる。
【００２７】
この時、図５に示した従来の可変静翼の支持構造においては、トルク伝達軸５５と可変静翼５２の軸端部５３とを直接連結するものであったため、軸端部５３は、シュラウド５１の内面部からケーシング５４の内面部までに亘る長尺なものとなる。このため、ガス力などのモーメント荷重の影響を大きく受けることとなり、モーメント荷重に抗する十分な強度を持つよう、強度上の特別な配慮を必要としていた。これに対して、本発明に係る可変静翼１２の支持構造においては、トルク伝達軸１５と可変静翼１２の軸端部１３とをオルダム継手２１を介して連結している。このため、軸端部１３の長さが、図５に示した可変静翼５２の軸端部５３と比較して短くなり、ガス力などのモーメント荷重の影響を大きく受けることはなくなる。よって、軸端部１３がモーメント荷重に抗する十分な強度を持つよう、材料選択等の強度上の特別な配慮を必要としなくて済む。その結果、従来と比較して、可変静翼１２の軸端部１３の強度をそれ程高くする必要がなくなり、より安価に製造することが可能となる。
【００２８】
一方、シュラウド５１の内部に高温の主流ガスＧが流れると、前述したように、各支持部分６１，６２においては約６００℃の温度差によって熱伸びに差が生じ、延いては各支持部分６１，６２の相対位置にずれが生じてしまう。
【００２９】
そこで、本発明においては、各係合部２３，２４を自在継手、具体的には互いに直交するキー３及びキー溝４とキー５及びキー溝６とを有するオルダム継手で連結している。より具体的には、係合部２３では、軸端部１３のキー３がオルダム継手２１のキー溝４に嵌合・係合しており、係合部２４では、オルダム継手２１のキー５がトルク伝達軸１５のキー溝６に嵌合・係合している。これによって、係合部２３は、図１中では矢印Ａの方向、図２中では図面と垂直な方向に、また、係合部２４は、図１中では図面と垂直な方向、図２中では矢印Ｂの方向に自在にスライドすることができ、可変静翼１２の回転軸（軸端部１３の回転軸）と直交する方向のスライド変位を許容することができる。
【００３０】
また、各係合部２３，２４における各キー３，５の延長方向両端部をＲ部に形成していることから、可変静翼１２の回転軸と直交する軸周りの軸端部１３の回転変位は、トルク伝達軸１５と軸端部１３との間で伝達されない。よって、可変静翼１２の回転軸周りの回転変位、つまり操作レバー５６の回動による回転トルクだけを、トルク伝達軸１５及びオルダム継手２１を介して、確実に可変静翼１２の軸端部１３に伝達することができる。
【００３１】
つまり、可変静翼１２の軸端部１３の支持部分６１及びトルク伝達軸１５の支持部分６２に位置ずれが生じても、各係合部２３，２４においては、可変静翼１２の軸方向と直交する方向のスライド変位を許容しつつ、確実に、かつ、殆ど伝達の損失を生じさせることなく、回転トルクだけを伝達することができる。その結果、可変静翼１２の軸端部１３に過大な曲げ応力が作用することはなく、可変静翼１２の回転及び軸端部１３の強度に問題が生じることもない。
【００３２】
また、各支持部分６１，６２で、数ｍｍレベルの軸方向の熱伸びが生じたとしても、各係合部２３，２４は隙間Ｓを有した状態で係合されているため、軸方向伸び（変位）を許容することができる。この時、オルダム継手２１が、常時、可変静翼１２の軸端部１３側に密接して係合するように、コイルバネ２２によって、オルダム継手２１を軸端部１３側に付勢した状態で支持している。軸方向の伸びが生じると、先ずコイルバネ２２が収縮し、オルダム継手２１のキー５がトルク伝達軸１５のキー溝６の奥部に向かってスライド、摺動し、係合部２４側の隙間Ｓが縮まることで、軸方向の伸びが吸収される。これによって、各支持部分６１，６２に軸方向の伸びが生じても、各係合部２３，２４においては、圧縮応力が作用したり、囓りが生じるおそれがなく、可変静翼１２の軸方向の伸び変位を許容しつつ、確実に、かつ、回転トルクを殆ど損失することなく伝達することができる。その結果、可変静翼１２の軸端部１３に過大な圧縮応力が作用することはなく、可変静翼１２の回転及び軸端部１３の強度に問題が生じることもない。ここで、オルダム継手２１を、常時、可変静翼１２の軸端部１３側に密接させた状態で係合させているのは、係合部２３，２４においては、係合部２４の方が温度が低いため、係合部２３と比較して摺動摩擦係数の変化を小さく抑えられるからである。
【００３３】
また、軸端部１３及びトルク伝達軸１５に、熱伸びに伴って曲げ・圧縮応力が作用することがなくなるため、軸端部１３の耐久強度が向上し、各支持部分６１，６２に設けられる摺動材（軸端部１３、トルク伝達軸１５、及びブッシュ２６，２７）の寿命向上を図ることができる。
【００３４】
また、軸端部１３及びトルク伝達軸１５に、熱伸びに伴って曲げ・圧縮応力が作用することがなくなるため、回転トルクの伝達損失が殆ど無くなり、可変静翼１２の回転トルクの低減を図ることができる。これによって、アクチュエータ荷重の低減を図ることができ、延いては、アクチュエータの小型化を図ることができる。
【００３５】
また、従来のように、各支持部分６１，６２にピストンリングを設ける必要がないことから、各支持部分６１，６２の空気シール性が良好となり、また、可変静翼１２の支持構造物の寿命がピストンリングの寿命によって左右されることもない。
【００３６】
以上、本発明の実施の形態は、上述した実施の形態に限定されるものではなく、他にも種々のものが想定されることは言うまでもない。
【００３７】
【発明の効果】
以上要するに本発明によれば、タービン可変静翼の軸端部及び可変静翼に回転トルクを伝達するトルク伝達軸に、熱伸びに伴って曲げ・圧縮応力が作用することがなく、トルク伝達軸から可変静翼の軸端部に確実に回転トルクを伝達することができるという優れた効果を発揮する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るタービン可変静翼の支持構造の断面概略図である。
【図２】図１における２−２線断面図である。
【図３】航空用可変サイクルエンジンの断面概略図である。
【図４】再生式舶用可変サイクルエンジンの断面概略図である。
【図５】従来のタービン可変静翼の支持構造の断面概略図である。
【符号の説明】
３，５  キー
４，６  キー溝
１２  可変静翼（タービン可変静翼）
１３  軸端部（回転軸端部）
１５  トルク伝達軸
２０  オルダム継手本体（オルダム継手）
２１  オルダム継手
２２  コイルバネ
５１  タービンシュラウド
５６  操作レバー
Ｓ  隙間
【図１】
2004183624.tif 000003
【図２】
2004183624.tif 000004
【図３】
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【図４】
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【図５】
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