(57)【要約】  【課題】  ベアリングサポート部と航空機のタービンエンジンサポート構造部との間のインターフェース部上の高い応力集中をなくせるタービンエンジンのベアリングサポート部を提供する。  【解決手段】  航空機のタービンエンジンのロータ用のベアリングサポート部であり、フロントベアリング部およびフロントベアリングサポート部１１８と、フロントベアリング部を航空機のタービンエンジン構造にとりつけるためのベアリングストラット部１２０を含んでいる。フロントベアリングサポート部１１８とベアリングストラット部１２０は航空機のタービンエンジンサポート構造部１２２と一体である。  【選択図】  図２
2004245225.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
平衡のとれたエンジン運転時において回転軸を中心に回転するシャフトを有するロータと、回転用の前記シャフトを支持するためのフロントベアリング部およびベアリングサポート構造部とを有してなり、
前記ベアリングサポート構造部がフロントベアリングサポート部とフロントベアリング部を航空機のタービンエンジンサポート構造部に確実に取り付けるためのベアリングストラット部とを含んでなり、
前記ベアリングストラット部が航空機のタービンエンジンサポート構造部と一体である、ことを特徴とする航空機のタービンエンジン。
【請求項２】
複数の離間したストラット部を含んでなる、ことを特徴とする請求項１記載の航空機のタービンエンジン。
【請求項３】
前記ベアリングストラット部と航空機のタービンエンジンサポート構造部との間にインターフェース部を含み、前記インターフェース部が一体構造物である、ことを特徴とする請求項１記載の航空機のタービンエンジン。
【請求項４】
前記フロントベアリングサポート部がベアリングストラット部と一体化しており、これによりフロントベアリングサポート部とベアリングストラットとが一体化したユニットとなっている、ことを特徴とする請求項３記載の航空機のタービンエンジン。
【請求項５】
前記フロントベアリングサポート部とベアリングストラット部が前記航空機のタービンエンジンサポート構造部を備えた一体構造物である、ことを特徴とする請求項４記載の航空機のタービンエンジン。
【請求項６】
前記フロントベアリングサポート部が、エンジンサポート構造部から離間して設けられている一体化ジョイント部においてベアリングストラット部に連結されている、ことを特徴とする請求項５記載の航空機のタービンエンジン。
【請求項７】
ベアリングストラット上のボルト締めされたジョイント部を備えたストラットフランジ部を含んでなり、一体化ジョイント部がボルト締めされたジョイント部とエンジンサポート構造部との間に位置決めされている、ことを特徴とする請求項６記載の航空機のタービンエンジン。
【請求項８】
複数の離間したストラット部を含み、前記フランジ部と前記エンジンサポート構造部との距離がストラット間のスパンの少なくとも半分である、ことを特徴とする請求項記載の航空機のタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、各ベアリングサポート部（ベアリング支持部）と航空機のタービンエンジンサポート構造部（タービンエンジン支持構造部）との間のジョイントつまりインターフェース上での応力集中をなくし、あるいは著しく低減し、且つジョイントつまりインターフェースにおける剛性を改善する、航空機のタービンエンジンのベアリングサポート部に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
航空機のタービンエンジンのベアリングサポートシステムは、フロントベアリングおよびリアベアリングと、これらフロントベアリングおよびリアベアリングを航空機のタービンエンジンサポート構造部に確実に取り付けるための第1および第２のベアリングサポート構造部を備えている。第1のベアリングサポート部は一般的には航空機のタービンエンジンサポート構造部にボルト締めされており、また第２のベアリングサポート部は第1のベアリングサポート部に連結されている。米国特許第６，４２８，２６９号にはこの種のシステムが閉めさせれている。ボルト締めされたジョイントつまりインターフェースは、望ましくない高応力集中を生み出し、そのユニットの強度を低減させる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
上記の問題点を解消し、各ベアリングサポート部と航空機のタービンエンジンサポート構造部との間のジョイントつまりインターフェース上の高応力集中をなくす、あるいは著しく低減ないし軽減させるタービンエンジンのベアリングサポート部を提供することが大いに望まれており、また本発明はそのようなベアリングサポート部を提供することを目的とする。
【０００４】
本発明の別の目的は、剛性および強度が改善されたタービンエンジンのベアリングサポート部を提供することにある。
【０００５】
本発明の他の目的および利点は以下の説明から明らかとなる。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明によれば、上述の目的や利点が容易に達成できることが知得された。
本発明は、平衡（バランスないし均衡）のとれたエンジン運転時において回転軸を中心として回転するシャフトを有するロータを備えた航空機のタービンエンジンと、この回転用のシャフトを支持するためのフロントベアリングおよびベアリングサポート構造部とを有し、このベアリングサポート構造部は航空機のタービンエンジンサポート構造部にフロントベアリングを確実ないし固定的に取り付けるためのフロントベアリングサポート部およびベアリングストラット部（ベアリング支柱部）を含み、このベアリングストラット部はタービンエンジンサポート構造部と一体化しており、および望ましくはベアリングストラット部と航空機のタービンエンジンサポート構造部との間のジョイントつまりインターフェースは一体構造物である。望ましくは、フロントベアリングサポート部はベアリングストラット部と一体化しており、フロントベアリングサポート部とベアリングストラット部は一体化したユニット（構成部分ないし構造部材）であり好ましくは航空機のタービンエンジンサポート構造部を備えた一体構造物である。更に望ましくは、フロントベアリングサポート部はフロントベアリング部とベアリングストラット部との間に延在しており、これにより、一体化したジョイントつまりインターフェースが、フロントベアリングサポート部と、ベアリングストラットおよび航空機のタービンエンジンサポート構造部との間に提供される。
本発明の更なる特徴は以下の説明にて明らかにされる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
以下に本発明を、従来技術のベアリングサポートシステムを示した図１と共に、それ自体は周知である航空機のタービンエンジンを参照しつつ説明する。
【０００８】
図１を参照して、航空機のタービンエンジン１０のファンステージ（ファン段）は、幾何学的な回転軸Rを中心として回転するファンロータシャフト１２を有するファンステージを含んでいる。この公知のファンステージは、ロータシャフト１２の外周に規則的ないし均等に配分された複数のファンブレードを含んでいる。
【０００９】
ロータシャフト１２は、幾何学的な回転軸Rを中心としてシャフトが通常の回転を行う間において、ベアリングサポートシステム１４上でガイドないし案内される。このベアリングサポートシステム１４は、フロントベアリング部１６およびリアベアリング部（図示せず）と、フロントベアリング部１６をエンジンサポート構造部２２に取り付けるためにベアリングサポートストラット部２０に連結されたフロントベアリングサポート部１８とを含んでいる。リアベアリング部もまたベアリングサポートシステムに連結されており、フロントベアリング部はエンジンサポート構造部とリアベアリングとの間に位置決めされている。
【００１０】
図１において、フロントベアリングサポート部１８はジョイント部２４においてベアリングストラット部２０に連結されており、ジョイント部２４はストラット２０部とエンジンサポート構造部２２との間のジョイント２６から離れて設けられている。
【００１１】
しかしながら、図１から明らかなように、ベアリングサポートシステムはインターフェース部２６においてボルト締め２８によってエンジンサポート構造部に連結されている。これがベアリングサポートストラット部とエンジンサポート構造部との間のジョイントつまりインターフェース上に高い応力集中をもたらす結果を招き、ジョイントの剛性を低減させ、その強度を低下させる。またこのボルト締めの際には、ひずみを最小限に抑えつつ局所的な高負荷に抵抗するために大きなフランジおよび大きなボルトが必要となる。
【００１２】
図２に示された本発明の航空機の支持構造によれば、航空機のタービンエンジン１００のファンステージが提供されている。このファンステージは図１に示した航空機のタービンエンジンのファンステージと概ね同様なものである。
【００１３】
図１と同様、ロータシャフトは幾何学的回転軸Ｒ’を中心としてシャフトが通常回転する間、ベアリングサポートシステム１１４上でガイドないし案内される。このベアリングサポートシステム１１４はフロントベアリングおよびリアベアリング（図示せず）と、フロントおよびリアベアリングをエンジンサポート構造部１２２に取り付けるためのフロントベアリングサポート部１１８およびベアリングサポートストラット１２０とを含んでいる。
【００１４】
しかしながら、図２において明らかなようにベアリングサポートストラット１２０はタービンエンジンサポート構造部１２２と一体化している。また（ベアリングサポート）ストラット１２０およびタービンエンジンサポート構造部１２２との間のジョイントつまりインターフェース１２６は、ワンピースキャスティングつまり一体構造物（一体鋳造物）であり、エンジンサポート構造部１２２からフロントベアリングサポート部１１８へ一体化インターフェイス１２４で外側に延在している。よってフロントベアリングサポート部１１８はベアリングストラット部１２０と一体化しており、またフロントベアリングサポート部とベアリングストラット部が航空機のタービンエンジンサポート構造部を備えた一体構造物を形成する。
【００１５】
図２に示したように、フロントベアリングサポート部１１８はフロントベアリング部からストラット部１２０に延在しており、またストラット部１２０はエンジンサポート構造部１２２に延在しており、およびストラット部１２０とエンジンサポート構造部との間の一体化インターフェース部つまりジョイント部１２６と、フロントベアリングサポート部１１８とベアリングサポートストラット部１２０との間の一体型インターフェース１２４を含んでおり、これにより図１のボルト締めされたジョイントつまりインターフェース２６の問題点が解決される。
【００１６】
ストラットフランジ部１３０はベアリングサポートストラット部１２０上においてフロントベアリングサポート部１１８とストラット部１２０との間の一体化インターフェースから離間して設けられている。すなわち、一体化インターフェース１２４はストラットフランジ部１３０とサポート構造部１２２との間に位置決めされている。ストラットフランジ部１３０はボルト１３２によって一緒に連結されている。ボルト締めされたストラットフランジ部を前方に移動させ、エンジンサポート構造部１２２から離れ且つフロントベアリングサポート部１１８から離れさせることで、ストラットフランジ部での局部的応力が最小に抑えられ、これにより、より小さな及び／又はより少ないボルト数で、より軽量のフランジの使用が可能になる。大型ないし幅広のストラットガセット（strut gusset）が、各ストラットにおいて、ベアリングサポート部の薄い（細い）フープ構造内でストラット構造を整形するために使用される。典型的な設計では、ガセット、および構造の整形は適用不可能である。各ガセットは各ストラットに局部的であるので各ストラット間の寄生質量（parasitic mass）は低減される。大型ないし幅広のガセットは、最小の重量の追加により、構造を著しく強化する機能も果たす。構造をスムーズに整形するための十分なスペースを持たせるため、フランジ部１３０とエンジンサポート構造部１２２との間の距離は好ましくは各ストラット間のスパン１３６の少なくとも半分である。
【００１７】
本発明の構造は大きな利点を提供する。サポートストラット部と航空機のタービンエンジンサポート構造部との間のボルト締めされたジョイント部を除去ないし無くすことできるので、これにより、ボルト締めされたジョイントの除去によりジョイント部上の高い応力集中が無くなり、上述した利点を提供することができる。完全に一体化したジョイントつまりインターフェースは、より強度の高い、より強化された構造を提供する。加えて、フロントベアリングサポート部との間のインターフェース部がストラット部と一体化しており、エンジンサポート構造部から離れて移動される。これにより、応力が最小に抑えられ、また強度が増加する。
【００１８】
以上、本発明の実施の形態を説明したが、本発明が上述および図示の例に限定されないことは明らかである。即ち、上述した実施形態は本発明を実施するための最良の形態の一例にすぎず、その部品の形状、サイズ、配置、そして動作の詳細は変更ないし変形可能なものである。本発明は、特許請求の範囲によって画定された技術思想および技術範囲内にあるそのような変更や変形のすべてを包含することを意図したものである。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】航空機における従来のタービンエンジンのベアリングサポート部を例示した部分断面図である。
【図２】本発明のタービンベアリングサポート部の代表的な実施形態を例示した、図１と同様な部分断面図である。
【図３】図２のタービンベアリングサポート部の正面図である。
【符号の説明】
【００２０】
１１４  ベアリングサポートシステム
１２０  ベアリングサポートストラット部
１１８  フロントベアリングサポート部
１２２  タービンエンジンサポート構造部
１２４  インターフェース部
１３０  ストラットフランジ部
１３２  ボルト
【図１】
2004245225.tif 000003
【図２】
2004245225.tif 000004
【図３】
2004245225.tif 000005
【手続補正書】
【提出日】平成16年3月29日(2004.3.29)
【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】請求項８
【補正方法】変更
【補正の内容】
【請求項８】
複数の離間したストラット部を含み、前記フランジ部と前記エンジンサポート構造部との距離がストラット間のスパンの少なくとも半分である、ことを特徴とする請求項７記載の航空機のタービンエンジン。