(57)【要約】  航空機用ガスタービンエンジン用のセラミックセンターボディ（１２０）を提供する。セラミックセンターボディ（１２０）は、実質的に横方向に配向した繊維を有するインターレース繊維構造と、セラミック繊維構造を取り囲むセラミックマトリックスとを備える。セラミック繊維及びマトリックスは、前方端部（１２８）と後方端部（１２４）とを有する円錐形へと賦形される。センターボディは、センターボディの前方端部の周りで周方向に配向した機械的取付け手段（１３０）を含む。前方端部はさらに、第３の所定の方向に配向した追加のプライを含み、それにより、機械的取付け手段に更なる強度を付与する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機用ガスタービンエンジン用の未焼結セラミックセンターボディ（１２０）であって、
実質的に横方向に配向した繊維を有するインターレース繊維構造と、
インターレース繊維構造を取り囲むセラミックマトリックスと
を備えており、セラミック繊維とそれらを取り囲むセラミックマトリックスとが、前方端部（１２８）及び後方端部（１２４）を有する円錐形へと賦形され、センターボディ（１２０）が、前方端部の周りで周方向に配向した機械的取付け手段（１３０）を有する、セラミックセンターボディ（１２０）。
【請求項２】
前方端部（１２８）が、第３の所定の方向に配向したセラミック材料の追加のプライをさらに含む、請求項１記載のセラミックセンターボディ（１２０）。
【請求項３】
インターレース繊維構造の繊維が第１のセラミック材料を含んでおり、セラミックマトリックスが第２のセラミック材料を含んでいる、請求項１記載のセラミックセンターボディ（１２０）。
【請求項４】
インターレース繊維構造の繊維がアルミノケイ酸塩繊維をさらに含む、請求項１記載のセラミックセンターボディ（１２０）。
【請求項５】
アルミノケイ酸塩繊維が多結晶質α−アルミナ繊維を含む、請求項４記載のセラミックセンターボディ（１２０）。
【請求項６】
セラミックマトリックスがアルミノケイ酸塩材料を含む、請求項１記載のセラミックセンターボディ（１２０）。
【請求項７】
インターレース繊維構造及びマトリックスが、セラミック材料の１以上のプライをさらに含んでおり、プライ内で交絡した繊維が実質的に横方向に配向していてセラミックマトリックスで囲まれている、請求項１記載のセラミックセンターボディ（１２０）。
【請求項８】
センターボディの前方端部（１２８）を補強するセラミックマトリックス複合材料のプライをさらに含んでおり、プライが、実質的に横方向に配向したプライ間の角度で所定の第３の方向に配向している、請求項１記載のセンターボディ（１２０）。
【請求項９】
所定の第３の方向が、実質的に横方向に配向したプライに対して±４５°に配向した角度である、請求項８記載のセンターボディ（１２０）。
【請求項１０】
後方端部に開口（１２６）をさらに含んでいて、後方端部がセラミックマトリックス複合材料の補強プライをさらに含んでおり、補強プライが、実質的に横方向に配向したプライ間の角度で所定の第３の方向に配向している、請求項１記載のセンターボディ（１２０）。
【請求項１１】
前方端部（１２８）の前方縁部を覆う耐食性・耐酸化性金属ストリップ（１３４）をさらに含む、請求項１記載のセンターボディ（１２０）。
【請求項１２】
金属ストリップ（１３４）がステンレス鋼及び超合金からなる群から選択される、請求項１１記載のセンターボディ（１２０）。
【請求項１３】
前方エンジンセクションと後方エンジンセクションとを備える高バイパスガスタービンエンジン（１０）であって、
前方エンジンセクションが、
多段ファンセクション（２０）と、
ファンセクション（２０）の後方にあってファンセクション（２０）と流体連通する圧縮機セクション（３０）と、
圧縮機セクション（３０）の後方にあって圧縮機セクション（３０）と流体連通する燃焼器セクション（４０）と、
燃焼器セクション（４０）の後方にあって燃焼器セクション（４０）と流体連通するタービンセクション（５０）であって、前方高圧タービンと、後方に延在する金属後部フレームを有する後方低圧タービンとを有するタービンセクション（５０）と
を備えており、
後方エンジンセクションが、
タービンセクション（５０）の後方にあってタービンセクション（５０）と流体連通する排気セクション（６０）と、
ファンセクション（２０）及び排気セクション（６０）と流体連通するバイパスダクト（７０）と、
タービンセクション（５０）と排気セクション（６０）との中間にあって、タービンセクション（５０）、バイパスダクト（７０）及び排気セクション（６０）と流体連通するＣＭＣセンターボディ（１２０）であって、タービンセクション（５０）からの排気ガス及びバイパスダクト（７０）からの空気が、センターボディ（１２０）を通過して排気セクション（６０）へと流れる、ＣＭＣセンターボディ（１２０）と
を備えており、センターボディ（１２０）が、セラミックマトリックス中のセラミック繊維からなる高温耐食性・耐酸化性・耐エロージョン性焼結複合材料を含んでおり、センターボディの前方端部（１２８）が、半径方向の動的成長を許容しつつ接線方向の拘束をもたらす機械的連結手段で低圧タービンの金属後部フレーム（１２２）に接合されている、高バイパスガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１４】
高バイパスタービンエンジン（１０）用のＣＭＣセンターボディ（１２０）の加工方法であって、
成形工具を準備するステップと、
セラミックマトリックス中にインターレースセラミック繊維構造を含むプライを準備するステップと、
成形工具上にプライをレイアップして未焼結プリフォームを形成するステップと、
未焼結プリフォームを硬化させるのに十分な時間、未焼結プリフォームを約３５０°Ｆの温度に加熱することによって未焼結プリフォームを硬化させるステップと、
成形工具から硬化プリフォームを取り外すステップと、
エンジン（１０）内のセンターボディ（１２０）の最高運転温度とプライの熱安定温度との間の温度で硬化プリフォームを焼結するステップと、
焼結センターボディ（１２０）を最終形状に機械加工するステップと、
センターボディ（１２０）の前方端部をタービン後部フレームの後方端部に機械的に締結するステップと、
センターボディ（１２０）の前方縁部及びタービン後部フレーム（１２２）を覆うように金属ストリップを取り付けるステップと
を含む加工方法。
【請求項１５】
センターボディ（１２０）の前方端部（１２８）で、以前のプライ積層体とは異なる方向に繊維が配向した追加のプライを以前のプライ積層体上にレイアップする追加のステップをさらに含む、請求項１４記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンの分野に関し、具体的には、航空機用ガスタービンエンジンの軽量化のためのセンターボディにセラミックマトリックス複合材料の使用に関する。
【背景技術】
【０００２】
一般に、ガスタービンエンジンは、燃料を燃焼させ、燃焼した燃料からエネルギーを抽出して動力を発生させることにより運転する。大気が環境からエンジンに取り込まれ、このエンジンにおいて、より高い温度で作用するかなり高い圧力に多段で圧縮される。圧縮はエンジンの圧縮器部内で達成される。任意選択のファンセクションは、圧縮機セクションの手前又は正面、すなわち、あるエンジン内の圧縮機セクションの前方に位置し得る。加えて、ファンセクションは多段を有し得る。次に、圧縮空気の一部が燃料と混合され、燃焼器内で点火されて、高エネルギー燃焼ガスを生成する。次いで、高エネルギー燃焼ガスは、各段がロータに装着されたタービン静翼とタービン動翼とを備える複数のタービン段を含む、エンジンのタービンセクションを通って流れる。高エネルギー燃焼ガスは、過酷な環境を作り出して、下流側の金具の酸化、エロージョン、及び腐食を引き起こす。タービン動翼は、高エネルギー燃焼ガスからエネルギーを抽出し、ロータが装着されたタービン軸を回転させる。タービン軸の回転はまた、圧縮機セクション及びファンセクションの回転を生じさせ、これら圧縮機セクション及びファンセクションは、タービンシャフトに直接装着されるか、又はより高い確率で、伝動装置及び／又は補助軸を用いてタービン軸に連結される可能性がある。タービンセクションは、直接電気を発生させることもできる。圧縮空気の一部はまた、燃焼器部品、タービン部品及び排気部品などの、圧縮機の下流側のタービンエンジン部品の冷却に使用される。
【０００３】
航空機用ガスタービンエンジンは、ガスタービンエンジンの下位概念である。これらのエンジンは、一般にジェット燃料を使用して運転される。さらに、タービンセクションを通過する排気ガスは、航空機を推進するために使用される。加えて、航空機用ガスタービンに関して長く追求されてきた目標の１つは、運転効率の改善であり、これは、航空機エンジン自体の軽量化により、またタービン自体の温度性能を向上させることにより達成することができ、結果として、燃焼プロセスから追加エネルギーを抽出することができる。
【０００４】
航空機用タービンエンジンの軽量化は、運転効率の改善の一因である。運転効率の改善の１つの余地は、エンジン、特に、エンジンの高温部の後方の領域に軽量材料を使用することである。これらの余地は、最大の機会だけでなく、最大の課題も提示している。エンジンの高温部が非金属材料と比較して高密度を有する傾向がある超合金などの金属を実質的に含むため、そのような機会は、エンジンの高温部において利用可能である。さらに、圧縮機の後方の高温セクション部品は、比較的大きくなり、それゆえ、比較的重くなる可能性がある。しかしながら、高温での機械的特性並びに耐食性、耐酸化性、及び耐エロージョン性の独自の組合せをもたらす理由から、これらの高温セクション部品には超合金が利用される。
【０００５】
金属製の高温セクション部品に対して軽量材料を用いることによる軽量化が望ましい。しかしながら、高温部のエンジン構成部要素における材料の置き換えが、高温セクション部品の工学的性能に悪影響を及ぼしてはならない。部品は、耐食性、耐酸化性及び耐エロージョン性をもたらすと同時に、高温で機械的特性を少なくとも維持しなければならない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】国際公開第２０１４／０２２３４４号
【発明の概要】
【０００７】
本明細書では、航空機用ガスタービンエンジン用のセラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）センターボディについて記載する。セラミックセンターボディは、実質的に横方向に配向した繊維を有するインターレース（交絡）セラミック繊維構造と、インターレース繊維構造を取り囲むセラミックマトリックスとを備える。セラミック繊維及びマトリックスは、前方端部及び後方端部を有する円錐形へと賦形される。センターボディは、エンジンの前方部分への機械的取付け手段を含み、この取付手段はエンジンの前方部分との周方向境界においてセンターボディの前方端部の周りで周方向に配向している。センターボディの前方端部はさらに、第３の所定の方向に配向したＣＭＣ材料の追加のプライを含み得、それにより、機械的取付け手段に更なる強度を付与する。
【０００８】
センターボディは、センターボディが位置する航空機用ガスタービン排気セクション分の通常運転温度を超える温度性能を有する。センターボディは、焼結セラミックマトリックス複合材料であるため、更なる酸化に曝されない。ＣＭＣ複合材料は、その外表面上を通過する高温排気ガスがエンジンの寿命にわたってＣＭＣセンターボディを著しく侵食しないように、十分な厚さを有する。
【０００９】
本発明の他の特徴及び利点は、例として、本発明の原理を例示する添付の図面と併せて解釈される、好ましい実施形態の以下のより詳細な説明から明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】航空機エンジン用途に使用される典型的な高バイパスガスタービンエンジンの断面図を提示する図である。
【図２】航空機エンジンの後部センターボディの側面図を示す図である。
【図３】エンジン後部フレームをＣＭＣセンターボディに取り付けるＹ字形ブラケット組立体を示す斜視図を示す図である。
【図４】ＣＭＣセンターボディに取り付けられたＹ字形ブラケット組立体の斜視図を詳細に示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
図１は、高バイパスガスタービンエンジン１０の部分断面図を示している。断面図は、エンジンの前方部分における多段ファンセクション２０を表している。多段ファンセクション２０の後又は後方には、圧縮機セクション３０がある。ファンセクション２０を通して吸引された空気は、空気を圧縮する圧縮機セクション３０に流入する。ファンセクション２０を通して取り込まれた空気の一部は、圧縮機セクション３０の周囲を通過し、かかる空気はバイパス空気と呼ばれる。圧縮機セクション３０からの圧縮空気のかなりの部分は、それが複数の燃焼器内で燃料を点火するために使用される燃焼器セクション４０内に入る。圧縮機セクション３０からの圧縮空気の一部はまた、高温セクション部品の能動的又は受動的冷却、客室の加圧、客室給気、及び他の目的に使用することができる。
【００１２】
燃焼器セクション４０から通過する高温燃焼ガスは、１以上のタービン段を備え得るタービンセクション５０を通って流れる。タービンセクションは、燃焼器セクション分４０に隣接する前方端部における高圧タービン（ＨＰ）と、排気セクション分に隣接する後方端部における低圧（ＬＰ）タービンとを備える。タービンセクション５０は、高温燃焼ガスからエネルギーを抽出して、ファンセクション２０、燃焼器セクション４０を回転させ、操縦室、計器及び客室用の電気などの、補助的な航空機機能のための動力を供給する。タービンセクション５０を通過した後の排気ガスは、センターボディ１２０を通過して排気セクション６０に入り、ここでは、排気ガスがファンセクション２０からのバイパス空気と混合して、航空機を推進する推力を提供する。ファンからのバイパス空気は、ダクトの外壁を備えるエンジンケーシング８０と、ダクト７０の内壁を備える、圧縮機セクション、燃焼器セクション、及びタービンセクションのケーシング９０、１００、１１０との間に形成されたダクト７０を通過する。
【００１３】
図２は、航空機エンジン１０の後部センターボディ１２０の側面図を示している。排気ガスは、タービンセクション５０からセンターボディ１２０上を流れ、そこでは、排気ガスが排気セクションでダクト７０からのバイパス空気と混合する。図１を参照して述べたように、商用航空機エンジン１０において、センターボディ１２０は金属で構成される。図２に示すセンターボディは、円錐形とされ、通常は中空である。高速移動する高温排気ガスが酸化及びエロージョンを引き起こす可能性があるので、センターボディは、典型的には、酸化、エロージョン、及び腐食に耐える材料である。図１及び図２から分かるように、中空のセンターボディは、かなり大きな形状の部品であり、ニッケル基合金、コバルト基合金又はニッケル−コバルト基合金などの金属部品として、重くなる可能性がある。
【００１４】
本発明は、セラミックマトリックス複合材料を含むセンターボディ１２０を利用する。機能上、センターボディ１２０に利用されるセラミックマトリックス複合材料は、約１８００°Ｆの排気温度下に置かれる持続期間にわたって耐えることができなければならない。また、エロージョンを生じるおそれのあるセンターボディの外表面上の高温燃焼ガスの流れに耐えなければならない。セラミックマトリックス複合材料は、セラミックマトリックス中のセラミック繊維の任意の組合せで構成することができるが、好ましい材料としては、アルミノケイ酸塩マトリックス中におけるシリカの添加を伴う多結晶質α−アルミナ繊維が挙げられる。好ましい繊維とマトリックスの組合せは、極めて優れた耐クリープ性をもたらす。任意のアルミノケイ酸塩マトリックス材料をマトリックスに使用し、セラミック繊維と結合させることができる。好ましい材料の組合せについて説明しているが、セラミックマトリックス中のセラミック材料繊維の任意の他の組合せを使用することができる。本発明は、機械的特性を維持しつつガスタービンエンジンの排気雰囲気に耐えることができるセラミックマトリックス中のセラミック繊維の任意の組合せを使用できるので、アルミノケイ酸塩繊維及びアルミノケイ酸塩マトリックスに限定されるものではない。
【００１５】
ＣＭＣセンターボディは、低圧タービンの金属後部フレーム１２２に取り付けられる。低圧タービンの金属後部フレーム１２２とＣＭＣセンターボディ１２０では熱膨張率（ＣＴＥ）にかなりの差があり、この差が、異なる膨張率に起因した不整合につながる可能性がある。センターボディ１２０を後部フレーム１２２に取り付けるために機械的取付け手段を使用できるが、機械的取付け手段は、ＣＭＣセンターボディ１２０と金属後部フレーム１２２との半径方向の熱膨張差を考慮して十分に可撓性を有さなければならない。任意の機械的連結手段を使用することができるが、Ｙ字形ブラケットは、半径方向の動的成長を許容しつつ接線方向の拘束をもたらす。
【００１６】
図３及び図４は、ＣＭＣセンターボディ１２０を金属後部フレーム１２２に取り付けるための好ましい機械的連結手段を図示している。複数のＹ字形ブラケット組立体１３０は、金属製のエンジン後部フレーム１２２とＣＭＣセンターボディ１２０との間に延在し、半径方向の動的成長を可能にしつつ後部フレーム１２２をセンターボディ１２０に固定する。締結具１３２は、センターボディ１２０と後部フレーム１２２における複数の開口を通してＹ字形ブラケット組立体１３０をセンターボディ１２０と後部フレーム１２２に固定する。センターボディにおける各開口はさらに、締結具１３２を受け入れるインサート１３１であって、締結具１３２とセンターボディ１２０との間の摩耗を低減するために耐熱金属であることが好ましいインサートを含む。
【００１７】
図４は、ＣＭＣセンターボディ１２０に取り付けられたＹ字形ブラケット組立体１３０の斜視図をより良く図示している。ＣＭＣセンターボディ１２０は、ＣＭＣセンターボディが不利益に摩耗するので、後部フレームの金属膨張及び金属製のエンジン後部フレーム１２２との振動接触に起因する損傷からセンターボディを保護するために、センターボディの前方端部を覆うように組み付けられたエッジプロテクタ１３４を含む。耐熱金属材料であることが好ましいエッジプロテクタ１３４は、後部フレーム１２２がＣＭＣセンターボディ１２０に接触するのを防止する。この実施形態では、エッジプロテクタ１３４もまた、Ｙ字形ブラケット組立体１３０を用いてセンターボディ１２０に締結される。各Ｙ字形ブラケット組立体１３０は、センターボディ１２０の表面を横切って延在するアームであって、各々が締結具１３２を受け入れるための開口を含むアームを含む。スペーサ１３８は、ＣＭＣセンターボディ１２０及びエッジプロテクタ１３４（そのように設けられる場合）と各アーム１３６との間に配置される。係止装置１４０は、インサート、センターボディ開口、スペーサ１３８、及びアーム１３６を貫通して延在する各締結具１３２を捕捉して、Ｙ字形ブラケット組立体１３０をＣＭＣセンターボディ１２０に係止するために、各アーム１３６を覆うように配置される。好ましくは、締結具１３２は、ｈｉ−ｌｏｋカラーと対をなすｈｉ−ｌｏｋピンである。Ｙ字形ブラケット組立体１３０は、その反対端部において、エンジン後部フレーム１２２における開口を貫通して延在する締結具１３２を捕捉するための別の開口及びナット板１４２を有し、締結具１３２及びナット板１４２は、エンジン後部フレームをＹ字形ブラケット組立体１３０に固定する。
【００１８】
ＣＭＣセンターボディ１２０は、繊維を実質的に（２つの）横方向に絡合させたインターレースセラミック繊維構造で構成される。センターボディ１２０は、マトリックス材料のスラリー中にインターレース繊維構造を浸漬してプライを形成し、センターボディ１２０の形状の円錐形マンドレルの周囲に巻き付けることにより作製される。センターボディ１２０の前方端部では、継手付近のセンターボディ１２０の周囲に更なる強度を付与するために、機械的連結手段がセンターボディ１２０を金属後部フレーム１２２に接合する周縁部を、所定の第３の方向（好ましくは、±４５°の方向）に配向した追加のプライで補強することができる。また、センターボディ１２０の後方端部１２４は、製造目的のために開口又は開口部１２６を含む。また、この場所における更なる強度は、±４５°の方向に配向したプライなどの追加のプライで付与することができる。センターボディ１２０は、この場所では高い作用応力を受けないので、レイアップが重要ではなく、任意の許容可能なプライのレイアップを使用することができる。応力に対して懸念がある唯一の領域は、述べたように、金属後部フレーム１２２に対する取付手段である。しかしながら、センターボディ１２０は、センターボディ１２０と金属後部フレーム１２２とのＣＴＥの差に起因する熱サイクルによる応力を受ける。また、センターボディ１２０は、その表面上での高速の高温排気ガスの流れに起因する侵食に耐えかつ酸化に対して耐性がなければならない。高温排気ガスによる腐食が、セラミックマトリックス複合材料に対して問題をもたらすことはないであろう。
【００１９】
複合材料センターボディを作製するために、センターボディの一般的な形状を有する成形工具が提供され、プライが成形工具上にレイアップされる。工具は、積層体の厚さを収容するように若干小さい寸法とされる。適切な成形工具上又は成形工具内にプライを積み重ねて未焼結プリフォームを形成した後に、未焼結センターボディを、硬化させるのに十分な時間（約１時間以下）、約３５０°Ｆの温度に加熱することにより硬化させる。これは上記のシステムの好ましい温度であるが、より高い温度及び／又はより薄い断面に対しては必要とされる硬化時間がより短くなり、このシステムの硬化温度は、３００〜４００°Ｆの間で異なり得る。他のセラミックシステムは、異なる硬化時間及び硬化温度を必要とし得る。センターボディは比較的薄く、センターボディを、硬化させるのに十分な時間、約３５０°Ｆの温度に加熱することにより硬化させる。硬化時間は異なり得るが、重要な機能的結果は、未焼結センターボディを硬化させることである。硬化は、約５時間かかる場合があり、硬化時間は、未焼結センターボディの実際の厚さにより決まる。
【００２０】
センターボディは、エンジンの設計に応じて、約０．０２０（２０ミル）インチから約０．１８０（１８０ミル）の種々の厚さを有し得、所定の厚さに対する硬化は、前述のように達成することができる。センターボディは通常、機械的締結装置を収容する領域又は周縁部においてより厚い。そして、硬化後に、センターボディ１２０を成形工具から取り外し、検査することができる。使用する繊維の熱安定温度を超えることなく、センターボディ１２０が稼働中に置かれる運転温度に少なくとも等しい範囲の温度にセンターボディ１２０を上昇させることによりセンターボディ１２０を焼結することが好ましい。この温度範囲は、一般には、１０００°Ｆ（５３７℃）〜２２００°Ｆ（１００５℃）である。金属製の取付金具への組み付け前にセンターボディ１２０を焼結することがさらに好ましい。焼結は、硬化したセンターボディをセラミックに転化するのに十分な時間、空気中で達成することができる。これは、任意の便利な方法により達成することができる。例えば、硬化したセンターボディ１２０の焼結は、完全な焼結を達成するために、所定の時間にわたって所定の焼結温度の加熱炉内にセンターボディ１２０を配置することにより、又はセンターボディ１２０を加熱路内に配置し、ある温度まで徐々に加熱し、焼結されるまである温度で保持することにより、又は完全な焼結を達成するために、石英ランプを利用して、センターボディ１２０を焼結温度に加熱し、所定の期間にわたって焼結温度で保持することにより達成することができる。任意の他の焼結方法を使用することができる。
【００２１】
ＣＭＣ複合材料は、焼結後に、多孔質マトリックス構造を有することが好ましく、この構造は、典型的には平均サイズが０．１ミル（０．０００１インチ）以下である微細な微孔構造を含む。多孔質マトリックスは、アルミノケイ酸塩繊維及びアルミノケイ酸塩マトリックスとの間の分離（ｄｅｃｏｕｐｌｉｎｇ）をもたらす上で重要な要素である。多孔質マトリックスは、亀裂が進展するときに、焼結構造全体にわたって亀裂が伝播するのを防止する。多孔質マトリックスは、繊維の引き抜けを防止するために繊維／マトリックス界面に適切な強度を与えつつ亀裂を阻止するものとして作用する。
【００２２】
焼結後、焼結センターボディの外殻は、従来の機械加工法により外形を整えることができる。取付金具に組み付けるために必要とされる孔又は開口などの任意の加工形状を従来の機械加工作業により追加することができる。センターボディ１２０の前方端部は、エンジン後部フレームの後方端部に機械的に締結される。センターボディ１２０とエンジン後部フレームとの間には、間隙又は開口部が存在する。図２を参照するに、金属ストリップ１３４は、間隙を封止するためにセンターボディ１２０の前方縁部を覆うように貼り付けることができる。金属ストリップは、センターボディ１２０を備えるセラミック複合材料の前縁部に腐食保護をもたらすために、センターボディ１２０の前方縁部を覆うように設けられる。金属ストリップはまた、他の方法ではおそらく間隙となる部分を占有し、後部フレームとの空気力学的境界を提供する。金属ストリップは、後部フレームの金具から中央本体への円滑な空気力学的流れのために、タービン後部フレームから前方向き段部への半径方向オフセットを含む。金属ストリップは、タービンの出口における過酷な環境条件に耐えることができる任意の耐熱合金とすることができ、この合金は耐酸化性及び耐食性を備える。金属ストリップは、好ましくは、ステンレス鋼又はＩｎｃｏｎｅｌ７１８などの超合金とすることができる。金属ストリップは、厚さが約５〜１５ミル（０．００５〜０．０１５インチ）であることが好ましく、前方向き縁部の周囲に中央本体の外径を越えて内径へと延在する。金属ストリップ１３４は、複数のセグメントであって、各々がセンターボディ１２０の前方周縁部の周囲に部分的に延在するセグメントを備え得る。例えば、金属ストリップ１２０の４つの金属セグメントの各々は、周縁部の周囲に９０°よりも僅かに大きく延在することができ、この追加の延出がストリップ間にある程度の重なりを与える。加熱及び冷却の際に、センターボディに更なる応力が伝達されず、セグメントが、半径方向又は直径方向ではなく、周縁部に沿ってより容易に伸縮できるように、金属ストリップがセグメント化されることが好ましい。好ましくは、金属ストリップは、図２に示すように、センターボディを後部フレームに組み付ける同じ機械的締結具を使用してセンターボディに機械的に締結される。
【００２３】
ＣＭＣセンターボディ１２０は、従来技術の金属超合金センターボディに比べて４〜５ポンドの重量減少をもたらし、これは、航空機用タービンエンジンの重量の大幅な減少である。実際の重量減少量は、エンジンの大きさ及び設計に依存し、より大型のエンジンは、一般により小型のエンジンよりも大きなセンターボディを有する。また、ＣＭＣセンターボディ１２０は有利には、金属製のセンターボディとは異なり、腐食に曝されないため耐食性の向上をもたらす。さらに、焼結状態にあるＣＭＣセンターボディ１２０は既に酸化されているので、酸化は懸念事項ではない。さらに、センターボディ１２０は、能動的又は受動的冷却をもたらさなければならない前に排気温度を最大で約１２００℃（約２２００°Ｆ）まで上昇させるとしても、使用に適している。
【００２４】
本発明について好ましい実施形態を参照して説明してきたが、当業者であれば、本発明の範囲から逸脱することなく、種々の変更を行うことができ、本発明の要素を均等物で置き換えることができることを理解するであろう。加えて、本発明の教示に特定の状況又は材料を適合させるために、本発明の本質的な範囲から逸脱することなく、多くの修正を行うことができる。それゆえ、本発明は、考えられる最良の形態として開示された特定の実施形態に限定されるものではなく、添付の特許請求の範囲内に含まれるすべての実施形態を包含することを意図するものである。
【符号の説明】
【００２５】
１０  航空機エンジン
２０  ファンセクション
３０  圧縮機セクション
４０  燃焼器セクション
５０  タービンセクション
６０  排気セクション
７０  ダクト
８０  エンジンケーシング
９０  圧縮機セクションケーシング
１００  燃焼器セクションケーシング
１１０  タービンセクションケーシング
１２０  センターボディ
１２２  後部フレーム
１２４  後方端部
１２６  開口部
１２８  前方端部
１３０  Ｙ字形ブラケット組立体
１３１  インサート
１３２  締結具
１３４  エッジプロテクタ
１３６  アーム
１３８  スペーサ
１４０  係止装置
１４２  ナット板
【図１】
2015531840.tif 000003
【図２】
2015531840.tif 000004
【図３】
2015531840.tif 000005
【図４】
2015531840.tif 000006
【国際調査報告】
2015531840.tif 000007
2015531840.tif 000008
2015531840.tif 000009
2015531840.tif 000010
2015531840.tif 000011