(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
筒状の圧縮機ケーシング内壁に周方向に沿って取り付けたＴｉＡｌ金属間化合物又はセラミックスからなる圧縮機可変翼の軸端部を操作レバーに連結して翼角調整を行うための圧縮機可変翼の支持装置において、
上記圧縮機可変翼の軸端部に、延性材からなり且つ上記圧縮機可変翼側から順に基端部と係合部とネジ部とが形成されたキャップ部材を嵌合し、上記圧縮機可変翼の軸端部と上記キャップ部材の基端部に形成したピン穴にピンを挿入して上記圧縮機可変翼の軸端部と上記キャップ部材を結合し、
上記キャップ部材の係合部に上記操作レバーの係合穴を嵌合した後、上記キャップ部材のネジ部にナットを螺合して上記圧縮機可変翼に上記操作レバーを連結したことを特徴とする圧縮機可変翼の支持装置。
【請求項２】
上記キャップ部材が、Ｔｉ合金で形成される請求項１に記載の圧縮機可変翼の支持装置。
【請求項３】
上記ピンが、上記キャップ部材と同じ材料で形成される請求項１又は２に記載の圧縮機可変翼の支持装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、圧縮機可変翼の支持装置に係り、特に、高比強度材からなる圧縮機可変翼の支持装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
民間航空機用のジェットエンジンとして、例えば、高バイパス比ターボファンエンジンなどが用いられている。その概略を図３に示すように、上流側（図３中では左側）より順に、ファン３１、圧縮機３２、燃焼器３３、タービン３４が配列されている。
【０００３】
タービン３４におけるファン駆動用タービン３４ａにより駆動されるファン３１が回転することで、空気取入口３５から空気を取り入れ、その空気の大部分をバイパスダクト３６から噴出させて推進力とし、残り空気を圧縮機駆動用タービン３４ｂにより駆動される圧縮機３２で圧縮し、燃焼器３３において圧縮空気と共に燃料を燃焼させ、高速燃焼空気流によりタービン３４ａ，３４ｂを回転駆動するようにしている。
【０００４】
図３に示したような高バイパス比ターボファンエンジン３０などでは、圧縮機３２の不安定作動（サージ）を防止し、圧縮機３２が安定して駆動すべく、筒状の圧縮機ケーシング６０の内壁に周方向に沿って取付けられた静翼４０に、ＶＳＶ（Variable Stator Vane）機構と称する可変機構などを設けることが必須要件となっている。
【０００５】
ＶＳＶ機構は、図４に示すように、筒状の圧縮機ケーシング６０の内壁に周方向に沿って、かつ、径方向外方（図４中では上方）に突出して設けられたスリーブ６１内にブッシュ４５を介して圧縮機可変翼４０のスピンドル（支持軸（軸端部））４１を挿通し、そのスピンドル４１のスリーブ６１からの突出部分に、ワッシャ４６，４７及びナット４８からなる螺合部材４９を用いて操作レバー（ベーンレバー）５１を連結固定し、この操作レバー５１に駆動リング５３が連結されている。ここで、可変翼４０のスピンドル４１は、可変翼４０側から順に基端部４２、係合部４３、及びネジ部４４を有している。
【０００６】
この駆動リング５３を周方向（図４中では図面に垂直な方向）に回動させることにより、操作レバー５１を介して可変翼４０が長軸を中心に回動し、その翼角が調整自在となる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
近年、可変翼４０の構成材として高比強度材（例えば、ＴｉＡｌ金属間化合物やセラミックスなど）を採用し、可変翼４０の更なる軽量化、延いてはジェットエンジン全体の軽量化を図ることが検討されている。
【０００８】
ところが、従来の可変翼４０は、スピンドル４１の係合部４３に操作レバーを契合させると共に、ネジ部４４にナット４８を螺合させることにより、スピンドル４１と操作レバー５１を、即ち可変翼４０と操作レバー５１を連結固定している。このため、可変翼４０を高比強度材で形成した場合、高比強度材は非常に脆い材料であることから、設計トルク以下のトルクで締付けを行っても、ネジ部４４が折損するおそれがあった。その結果、可変翼４０の取付け性及び可変翼４０の取付け信頼性の低下を招いていた。
【０００９】
以上の事情を考慮して創案された本発明の目的は、高比強度材からなる圧縮機可変翼を、取付け性良好に、かつ、取付け信頼性良好に支持可能な圧縮機可変翼の支持装置を提供することにある。
【００１０】
【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圧縮機可変翼の支持装置は、筒状の圧縮機ケーシング内壁に周方向に沿って取り付けたＴｉＡｌ金属間化合物又はセラミックスからなる圧縮機可変翼の軸端部を操作レバーに連結して翼角調整を行うための圧縮機可変翼の支持装置において、上記圧縮機可変翼の軸端部に、延性材からなり且つ上記圧縮機可変翼側から順に基端部と係合部とネジ部とが形成されたキャップ部材を嵌合し、上記圧縮機可変翼の軸端部と上記キャップ部材の基端部に形成したピン穴にピンを挿入して上記圧縮機可変翼の軸端部と上記キャップ部材を結合し、上記キャップ部材の係合部に上記操作レバーの係合穴を嵌合した後、上記キャップ部材のネジ部にナットを螺合して上記圧縮機可変翼に上記操作レバーを連結したものである。
【００１１】
以上の構成によれば、圧縮機可変翼の軸端部に、延性材からなるキャップ部材をピンで結合し、そのキャップ部材と操作レバーをナットで連結するため、ＴｉＡｌ金属間化合物又はセラミックスからなる圧縮機可変翼を、取付け性良好に、かつ、取付け信頼性良好に支持することができる。
【００１４】
また、上記キャップ部材が、Ｔｉ合金で形成されることが好ましい。
また、上記ピンが、上記キャップ部材と同じ材料で形成されることが好ましい。
【００１５】
【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。
【００１６】
本発明に係る圧縮機可変翼の支持装置の取付け状態の一形態を示す概略図を図１に、本発明に係る圧縮機可変翼の支持装置の一形態を示す全体図を図２に示す。ここで、図３，図４と同様の部材には同じ符号を付している。
【００１７】
図１，図２に示すように、本実施の形態に係る圧縮機可変翼の支持装置は、圧縮機可変翼１０、圧縮機可変翼１０のスピンドル１１に結合されるキャップ部材１２、キャップ部材１２に連結される操作手段５０、及びキャップ部材１２と操作手段５０を連結する螺合部材４９で構成される。
【００１８】
延性材からなるキャップ部材１２は、圧縮機可変翼１０のスピンドル１１に嵌合されるものであり、スピンドル１１とキャップ部材１２にそれぞれ形成したピン穴１５，１６にピン１７を挿入することで、スピンドル１１とキャップ部材１２が結合される。また、キャップ部材１２には、可変翼１０側から順に係合部１３とネジ部１４が形成されており、係合部１３は後述する操作レバー５１の係合穴５２との連結固定性を考慮して、その横断面が矩形状、多角形状に形成される。
【００１９】
操作手段５０は、主に、操作レバー５１と駆動リング５３で構成され、操作レバー５１の一端（図２中では左端）に形成された係合穴５２がキャップ部材１２の係合部１３に係合され、また、操作レバー５１の他端（図２中では右端）に駆動リング５３が連結される。
【００２０】
螺合部材４９は、ワッシャ４６，４７及びナット４８からなるものであり、これによって、スリーブ６１、キャップ部材１２、及び操作手段５０が連結される。
【００２１】
ここで、圧縮機可変翼１０は高比強度材（低靭性で難削性）で形成されるものであり、例えば、ＴｉＡｌ金属間化合物、セラミックスなどが挙げられる。
【００２２】
キャップ部材１２は延性材、好ましくは切削加工性が良好又は比較的良好で、かつ、靭性が良好な材料で形成されるものであり、例えば、Ｔｉ合金（α型合金、準α合金（Near α Alloy）、α＋β型合金、β型合金）、ステンレス鋼、Ａｌ合金等が挙げられる。
【００２３】
ピン１７の構成材は特に限定するものではないが、可変翼１０とキャップ部材１２の連結性（一体性）を考慮すると、キャップ部材１２と同じ材料で構成することが好ましい。
【００２４】
次に、本実施の形態の作用を説明する。
【００２５】
ピン１７により圧縮機可変翼１０のスピンドル１１にキャップ部材１２を結合させ、そのキャップ部材１２と結合した圧縮機可変翼１０を、筒状の圧縮機ケーシング６０の内壁に周方向に沿って、かつ、径方向外方（図２中では上方）に突出して設けられたスリーブ６１内にブッシュ４５を介して挿通する。ブッシュ４５は、スピンドル１１及びキャップ部材１２と嵌合されており、スリーブ６１内で回動自在となっている。また、キャップ部材１２の係合部１３及びネジ部１４が、スリーブ６１から突出するよう、キャップ部材１２及びスリーブ６１の長さを予め調整しておく。
【００２６】
このキャップ部材１２の係合部１３に、順にワッシャ４６、操作レバー５１の係合穴５２、及びワッシャ４７を嵌合・係合させた後、キャップ部材１２のネジ部１４にナット４８を螺合させて締付けることで、スリーブ６１、キャップ部材１２、及び操作手段５０が連結され、本発明に係る圧縮機可変翼の支持装置が構成される。
【００２７】
本実施の形態に係る支持装置における操作手段５０の駆動リング５３を、周方向（図２中では図面に垂直な方向）に回動させることにより、操作レバー５１を介して可変翼１０が長軸を中心に回動し、その翼角を自在に調整することができる。また、この支持装置を、図３に示した高バイパス比ターボファンエンジン３０に適用することで、圧縮機３２の不安定作動（サージ）を防止することができ、圧縮機３２を安定して駆動することができる。
【００２８】
本実施の形態に係る圧縮機可変翼の支持装置においては、可変翼１０のスピンドル１１に延性材からなるキャップ部材１２を結合し、このキャップ部材１２にネジ部１４を形成している。つまり、難削材である可変翼１０のスピンドル１１にネジ部を形成する必要がない。このため、可変翼１０のスピンドル１１に対してネジ部を形成する場合と比較して、ネジ部１４の形成が非常に容易であり、ネジ部の形成コストの低減を図ることができる。
【００２９】
また、キャップ部材１２のネジ部１４にナット４８を螺合させて、キャップ部材１２と操作レバー５１を連結する際、設計トルク又はその近傍のトルクで締付けても、延性材からなるキャップ部材１２のネジ部１４が折損するおそれはない。このため、可変翼１０の取付け性及び可変翼１０の取付け信頼性が良好となる。
【００３０】
さらに、本実施の形態においては、圧縮機可変翼の支持装置を高バイパス比ターボファンエンジンに用いる場合について説明を行ったが、適用範囲はこれに限定するものではなく、例えば、圧縮機可変翼を備えた全てのジェットエンジン、ガスタービンなどに対して適用可能である。
【００３１】
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。
【００３２】
【発明の効果】
以上要するに本発明によれば、圧縮機可変翼の軸端部に、延性材からなるキャップ部材をピンで結合し、そのキャップ部材と操作レバーをナットで連結するため、ＴｉＡｌ金属間化合物又はセラミックスからなる圧縮機可変翼を、取付け性良好に、かつ、取付け信頼性良好に支持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】本発明に係る圧縮機可変翼の支持装置の取付け状態の一形態を示す概略図である。
【図２】本発明に係る圧縮機可変翼の支持装置の一形態を示す全体図である。
【図３】高バイパス比ターボファンエンジンの断面概略図である。
【図４】従来の圧縮機可変翼の支持装置の全体図である。
【符号の説明】
１０  圧縮機可変翼
１１  スピンドル（軸端部）
１２  キャップ部材
１３  係合部（スピンドル）
１４  ネジ部（スピンドル）
１５，１６  ピン穴
１７  ピン
４８  ナット
５１  操作レバー
５２  係合穴（操作レバー）
６０  圧縮機ケーシング
【図１】
0004834931.tif 000002
【図２】
0004834931.tif 000003
【図３】
0004834931.tif 000004
【図４】
0004834931.tif 000005