(57)【要約】【課題】航空機の探知を抑えるガスタービンエンジンの分岐フラップを提供する。【解決手段】ガスタービンエンジンの分岐フラップアセンブリ２６は、ホットシート３８と、ホットシート支持用の背骨構造４０と、背骨構造４０に固定されかつホットシート３８と外部フラップ２４との間の隙間を埋めるプラウ部分４６と、を備える。航空機の探知を最小限に抑えるために、プラウ部分４６はＣＭＣ材料から作られ、かつ、外部フラップ２４の形状を補完しかつほぼ維持するような外部形状を有する。背骨構造４０が熱膨張すると、プラウ部分４６が移動してホットシートの後縁５８とプラウ部分４６との間のオフセットを最小限にするように、プラウ部分４６が背骨構造４０に取り付けられる。熱応力を最小限にするように構成された複数のファスナ９４によって、プラウ部分４６は背骨構造４０に固定される。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンの排気ノズル内に設けられたフラップアセンブリであって、
上記ガスタービンエンジン内に軸方向に沿って延びた、ホットシート内側部とホットシート外側部とを含んだホットシートと、
上記ホットシートの径方向外側に設けられかつ上記ホットシート外側部の近傍に位置する、上記ホットシート支持用の背骨構造と、
上記背骨構造に固定されかつ上記ホットシートと外部フラップとの間の隙間を埋めるプラウ部分と、
を備えたフラップアセンブリ。
【請求項２】
上記プラウ部分は上記外部フラップの形状を補完しかつほぼ維持するような外部形状を有することを特徴とする請求項１に記載のフラップアセンブリ。
【請求項３】
航空機の探知を最小限に抑えるために、上記プラウ部分はＣＭＣ材料から作られることを特徴とする請求項１に記載のフラップアセンブリ。
【請求項４】
上記プラウ部分および上記ホットシートはＣＭＣ材料から作られ、かつ、上記背骨構造は金属から作られることを特徴とする請求項１に記載のフラップアセンブリ。
【請求項５】
上記背骨構造が熱膨張すると、上記プラウ部分が移動して上記ホットシートの後縁と上記プラウ部分との間のオフセットを最小限にするように、上記プラウ部分が上記背骨構造に取り付けられることを特徴とする請求項１に記載のフラップアセンブリ。
【請求項６】
上記背骨構造は複数の開口部を含み、かつ、上記開口部の幾つかは、上記背骨構造と上記ホットシートとの間の相対移動を可能にする長穴形状を成し、これにより、上記背骨構造が熱膨張すると上記プラウ部分が軸方向に移動することを特徴とする請求項１に記載のフラップアセンブリ。
【請求項７】
上記プラウ部分は軸方向に移動して、上記ホットシートの後縁と上記プラウ部分との間のオフセットを最小限にすることを特徴とする請求項６に記載のフラップアセンブリ。
【請求項８】
上記プラウ部分は複数のファスナによって上記背骨構造に固定されることを特徴とする請求項１に記載のフラップアセンブリ。
【請求項９】
上記複数のファスナは、熱応力を最小限にするように構成されていることを特徴とする請求項８に記載のフラップアセンブリ。
【請求項１０】
上記複数のファスナは、ある平面上に配置されるように構成されていることを特徴とする請求項８に記載のフラップアセンブリ。
【請求項１１】
上記ホットシートの変形を最小限にするように上記背骨構造から上記フラップアセンブリの後縁に向かって軸方向に延びた後部サポートをさらに含んだ請求項１に記載のフラップアセンブリ。
【請求項１２】
上記後部サポートは上記背骨構造で片持ち状に支持されていることを特徴とする請求項１に記載のフラップアセンブリ。
【請求項１３】
上記フラップの上記プラウ部分に貫通穴の形成を要求することなく、上記背骨構造上に上記プラウ部分を取り付ける複数のファスナをさらに含んだ請求項１に記載のフラップアセンブリ。
【請求項１４】
上記複数のファスナの各々は、金属から作られることを特徴とする請求項１３に記載のフラップアセンブリ。
【請求項１５】
上記複数のファスナと上記背骨構造との間に配置されたブラケットをさらに含んだ請求項１３に記載のフラップアセンブリ。
【請求項１６】
ガスタービンエンジンの排気ノズルに設けられた分岐フラップアセンブリであって、
軸方向に沿って延びた、ホットシート内側部とホットシート外側部とを含んだホットシートと、
上記ホットシートの径方向外側に設けられかつ上記ホットシート外側部の近傍に位置する、上記ホットシート支持用の背骨構造と、
上記背骨構造に固定されかつＣＭＣ材料から作られるプラウ部分と、
を備えた分岐フラップアセンブリ。
【請求項１７】
ガスタービンエンジンの排気ノズルに設けられた分岐フラップアセンブリであって、
軸方向に沿って延びた、ホットシート内側部とホットシート外側部とを含んだホットシートと、
上記ホットシートの径方向外側に設けられかつ上記ホットシート外側部の近傍に位置する、上記ホットシート支持用の背骨構造と、
上記背骨構造に固定され、かつ、上記ホットシートから分離し、上記ホットシートと外部フラップとの間の隙間を埋めるプラウ部分と、
を備えた分岐フラップアセンブリ。
【請求項１８】
上記背骨構造に貫通穴を設けることなく、上記プラウ部分が該背骨構造に取り付けられることを特徴とする請求項１７に記載の分岐フラップアセンブリ。
【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に関し、より具体的には、ガスタービンエンジンの分岐フラップに関する。
【背景技術】
【０００２】
通常のガスタービンエンジンは、極めて高い温度と振動とを特徴とする極めて苛酷な環境の下で運転する。一般的なガスタービンエンジンは流入空気を圧縮する圧縮機と、上記圧縮機から出てくる圧縮ガスを燃料と混合・燃焼させる燃焼器と、高温ガスを膨張させて、エンジンを推進させるスラストを発生させるタービンと、上記高温ガスをエンジンから流出させるエンジン排気ノズルと、を含む。従って、上記排気ノズルはエンジンから流出する極めて高い温度のガスに適応しなければならない。
【０００３】
軍事作戦においては、レーダ探知を回避する航空機の設計が重要な課題となっている。航空機が探知されずにいる能力は、航空機の痕跡（signature of a plane）とも呼ばれ、航空機の全体形状と航空機の製造に用いられる材料とに依存する。探知を最小限に抑えるためには、エンジン部材間の隙間を無くし、エンジンの外形に対しある程度の平滑度を実現することが望ましい。さらに、エンジンの外側表面上で金属の使用を差し控えることが望ましい。
【０００４】
エンジン設計において重要視すべきその他の事項は、空気のリークを防止することと、高温ガスに晒さないようにエンジン部材を断熱することである。高温ガスに耐える材料の１つに、セラミックマトリックスコンポジット（ceramic matrix composite、以下ＣＭＣと呼ぶ。）材がある。しかしながら、金属部材にＣＭＣ材部材を取り付けることは困難である。金属部材にＣＭＣ部材を取り付けるにあたっての障害の１つは、これらの材料の熱膨張が異なることである。ガスタービンエンジン内で異種の材料を取付あるいは結合させることは、これらの熱膨張特性が異なるために、通常困難である。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明によれば、ガスタービンエンジンの排気ノズルに設けられた分岐フラップアセンブリは、軸方向に沿って延びた、ホットシート内側部とホットシート外側部とを含んだホットシートと、上記ホットシートの径方向外側に設けられかつ上記ホットシート外側部の近傍に位置する上記ホットシート支持用の背骨構造と、上記背骨構造に固定されかつ上記ホットシートと外部フラップとの間の隙間を埋めるプラウ部分と、を備える。航空機の探知を最小限に抑えるために、上記プラウ部分はＣＭＣ材料から作られ、かつ、上記外部フラップの形状を補完しかつほぼ維持するような外部形状を有する。上記背骨構造が熱膨張すると、上記プラウ部分が移動して上記ホットシートの後縁と上記プラウ部分との間のオフセットを最小限にするように、上記プラウ部分が上記背骨構造に取り付けられる。
【０００６】
本発明の形態によれば、上記背骨構造は複数の開口部を含み、かつ、上記開口部の幾つかは、上記背骨構造と上記ホットシートとの間の相対移動を可能にする長穴形状を成し、これにより、上記背骨構造が熱膨張すると上記プラウ部分が軸方向に移動する。
【０００７】
本発明のもう一つの形態によれば、上記プラウ部分は、熱応力を最小限にするように構成された複数のファスナによって上記背骨構造に固定される。
【０００８】
本発明のもう一つの形態によれば、上記フラップアセンブリは、また、上記ホットシートの変形を最小限にするように上記背骨構造から上記フラップアセンブリの後縁に向かって軸方向に延びた後部サポートを含む。
【０００９】
本発明の上記利点や他の利点は、以下の詳細な説明に記載され、添付図面によって示された実施例を検討することでより明らかとなろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
図１を参照すると、ガスタービンエンジン１０は、中心軸１７回りに位置決めされた、圧縮機１２と燃焼器１４とタービン１６とを含む。空気１８はエンジン１０内を軸方向に流れる。技術的によく知られているように、空気１８は圧縮機１２において圧縮される。その後、燃焼器１４において圧縮空気は燃料と混合し燃焼する。高温ガスはスラストを発生しながら膨張して、エンジン１０を推進し、タービン１６を駆動させ、そして次に圧縮機１２を駆動させる。タービン１６から出た排気ガスは排気ノズル２０から流出する。
【００１１】
図２を参照すると、排気ノズル２０は、上記軸１７回りに周方向に設けられた複数の外部フラップ２４と、これらの外部フラップから径方向内側に設けられた複数の分岐フラップ（divergent flap）２６とを含む。外部フラップ２４の各々は、特殊な形状を有した外部フラップ表面２８を含む。分岐フラップ２６の各々は前部３０と後部３２とを含む。この前部３０は、ガスタービンエンジンに分岐フラップ２６を固定するヒンジアセンブリ３６を含む。分岐フラップ２６は、前部３０から後部３２へ上記フラップ２６の長さだけ伸びたホットシート３８と、このホットシート３８の径方向外側に設けられかつ取付手段４２によりこのホットシート３８に固定された背骨構造４０と、分岐フラップ２６の後部３２に設けられ、かつ図３〜図１０に示すプラウファスナアセンブリ４８により上記背骨構造４０に固定されたプラウ部分（plow portion）４６と、をさらに含む。
【００１２】
図３と図４とを参照すると、本発明の好適な態様においては、ホットシート３８は、セラミックマトリックスコンポジット（ＣＭＣ）から作られたほぼ平坦な基材を含み、このＣＭＣは、排気ガス１８に晒されたホットシート内側部５０と、背骨構造４０に面したホットシート外側部５２と、を含む。ホットシート内側部５０とホットシート外側部５２とは、前部３０から後部３２まで延び、かつ、ヒンジエッジ５６と後縁５８とを含む。好適な態様においては、上記後縁は面取りされた面６０で定義される。ホットシート３８は、また、図４に最もよく示されるように、複数の取付穴６１を含む。上記取付穴６１は、また、図１１に最もよく示されるように、ホットシート内側部５０内に形成された皿穴（countersink hole）６２を含む。
【００１３】
背骨構造４０は、上記ホットシート３８の長さだけ延びて、上記ホットシートの形を保持する。上記好適な態様においては、背骨構造４０は金属から作られる。さらに、本発明の１つの態様においては、図３に最もよく示されるように、背骨構造４０は分岐フラップ２６の後部３２に延びた後部サポート６３を含む。また、背骨構造４０は複数の背骨開口部６４を含む。
【００１４】
図５と図６とを参照すると、プラウ部分４６は、プラウ外側表面６８およびプラウ内側表面７０とともにプラウ外側エッジ７２およびプラウ内側エッジ７４を有したプラウ本体６６を含む。上記プラウ外側表面６８と上記プラウ内側表面７０は、航空機の痕跡を最小限に抑えかつ最適な空気力学的な特性が得られるような形状を有する。エンジン運転停止状態においては、図５に示すように、上記プラウ部分４６はホットシート３８の後縁５８とは一致しない。もっと正確に言えば、上記の面取りされた面６０から軸方向内側に設けられ、プラウ外側表面６８と上記の面取りされた面６０との間にオフセット７５が生じる。また、上記ホットシート外側表面５２と上記プラウ内側エッジ７４との間には隙間７６が生ずる。好適な態様においては、プラウ部分４６はＣＭＣ材から作られる。
【００１５】
図６〜図１０を参照すると、プラウ部分４６はプラウファスナアセンブリ４８により上記背骨構造に取り付けられる。好適な態様においては、上記プラウ部分４６は上記背骨構造上に該プラウ部分を取り付ける取付構造７７を含む。図８と図９とに最もよく示されるように、取付構造７７は、該取付構造内に形成されたダブテール（dovetail 鳩尾）形スロット８０と、プラウ部分内に形成されたリセス（recess）８２と、を含む。上記リセス８２は実質的に平坦なリセス表面８３とリセス壁８４とを含む。ダブテール形スロット８０は、底部スロット表面８５と楔スロット表面８６とを含む。
【００１６】
図７と図８とを参照すると、プラウファスナアセンブリ４８は、プラウファスナ９４と、ナット９６と、ブラケット９８とを含む。上記プラウファスナ９４はベース部１０４と、該ベース部から延びた突出部１０６とを含む。上記突出部１０６は、遠方端１０８と、根元部１１０とを含み、上記遠方端１０８にはネジ山１１４が設けられている。ベース部１０４は、ほぼ台形の形状をなし、上記プラウ部分４６のダブテール形スロット８０に嵌合する。上記ファスナは、図９および図１０に最もよく示されるように、ファスナ９４の突出部１０６の根元部１１０に形成された半径部１１６を含む。ナット９６は、上記ファスナ９４の突出部１０６のネジ山１１４に固定される。ブラケット９８は、第１の側部１１８と、リブ１２４が形成された第２の側部１２０とを含む。リブ１２４は、図８と図９に最も良く示されるように、上記プラウ部分４６のリセス８２に適合するように形成され、好適な態様においては、リブ１２４は、ブラケット９８内部に設けられた開口部１２６の両側に形成される。開口部１２６は、上記ファスナ９４の突出部１０６が貫通するのに適している。皿ワッシャ（Belleville washer）１２８は、ブラケット９８とナット９６との間に選択的に配設可能である。
【００１７】
図８〜図１０を参照すると、プラウファスナ９４がダブテール形スロット８０内に挿入されると、ファスナ９４のベース部１０４とダブテール形スロット８０との間に隙間１３０（図９および図１０に最もよく示される。）が生ずる。上記隙間１３０と半径部１１６とはファスナ９４の熱膨張を可能にし、プラウ部分のＣＭＣ材の荷重を最小限にする。プラウファスナ９４がプラウ部分の取付構造７７に収まると、リブ１２４がリセス８２に収まる。リセス８２は、上記リブ１２４を収容するほぼ平坦なリセス表面８３を含む。皿ワッシャ１２８は部材が熱膨張した場合に予荷重を保持する。１つの皿ワッシャ１２８が図示されているが、複数のワッシャを用いてもよい。
【００１８】
図３、図４、図１１、および図１２を参照すると、ＣＭＣ製ホットシート３８を背骨構造４０に取り付ける取付手段４２は、ファスナ１３４と、ワッシャ１３６と、スペーサ１３８と、少なくとも１つの皿ワッシャ１４０と、ナット１４２と、を含む。ファスナ１３４は、ヘッド部１４６と、複数のネジ山が付いた本体部１４８と、を含む。このファスナ１３４は、上記ＣＭＣ製ホットシート３８の内部に設けられた取付穴６１および皿穴６２を貫通する。ファスナヘッド部１４６は皿穴６２に収まる。上記ワッシャ１３６は上記ホット３８と背骨構造４０との間に挟まれ、スペーサ１３８を支持する。上記スペーサ１３８は、円筒部分１５４と、該円筒部分から外側に延びたリング部１５６と、を含む。上記スペーサの上記円筒部分１５４はファスナ本体１４８の近傍にあり、上記リング部分１５６は上記背骨構造４０から径方向外側に向かって延び、図６〜図１２に最もよく示すように、上記リング部分１５６と上記背骨構造４０との間にスペーサ隙間１５８を画定する。スペーサ１３８の円筒部分１５４の長さは、該円筒部分に設けられる上記背骨構造４０の厚さより長く、上記隙間１５８を画定する。少なくとも１つの皿ワッシャ１４０が上記スペーサ１３８から径方向外側に設けられ、これにナット１４２が締め付けられることにより、ホットシート３８と他の部材との間に緩みがなくややタイトフィットとなる所定の予荷重（プレロード）状態でホットシート３８に全ての部材を留めることが可能となる。
【００１９】
図４を参照し直すと、背骨構造４０は、該背骨構造４０を上記ホットシート３８に取り付け可能とする複数の背骨開口部６４を含む。ヒンジアセンブリ３６に最も近い背骨開口部６４は、図１１に示すように、ファスナ１３４の本体部分１４８を収容するように、実質的に円形でかつこれに合う寸法となる。その他の背骨開口部は長穴状のスロットを成し、図１２に示すように、ホットシート３８に対して背骨構造４０を移動可能にする。従って、背骨構造４０は、上記フラップ２６の前部３０において上記ホットシートに固定して取り付けられる。しかしながら、該背骨構造４０は軸方向に自由に移動可能となり、熱膨張を受けた際に上記フラップ２６の後部３２に向かって移動する。
【００２０】
運転時には、一旦上記エンジン１０が運転を開始すると、上記エンジン温度が、地上周囲温度から極めて高い温度に急速に上昇する。上記エンジンを通り抜ける上記ガス１８の温度も上昇して極めて高い温度となり、大部分のガスタービン部材にとって苛酷な環境を作り出す。より具体的には、上記エンジン１０が運転を開始すると、上記高温ガス１８が排気ノズル２０から排気され、分岐フラップ２６は極めて高い温度に加熱されることになる。ホットシート３８は上記エンジンを通り抜ける排気ガス１８と接触する。とりわけ、このホットシート３８は上記高い温度に耐えうるように設計される。上記ＣＭＣ製のホットシートは極めて高い温度に晒されるが、ＣＭＣの材料物性によりこのホットシートは大幅に膨張しない。しかしながら、金属製の背骨構造４０はより大きな熱膨張の影響を受ける。従って、上記背骨構造４０が膨張すると、上記背骨構造に固定された上記プラウ部分４６はホットシート３８の後縁５８に向かって後方に移動する。このプラウ部分４６がホットシート３８の後縁５８に対して移動すると、上記オフセット７５が埋められ、実質的に除去される。上記背骨構造が膨張すると、図２および図６に最も良く示すように、プラウ外側表面６８は上記の面取りされた面６０と外部フラップ外側表面２８とに対しほぼ同一平面上に位置する。極めて高い温度は、また、ホットシート３８の後部３２に撓みや変形を引き起こす。背骨構造４０の後部サポート６３は、上記ホットシート３８の後縁５８の変形を最小限に抑える。変形を最小限に抑えることにより、プラウ内側エッジ７４とホットシート３８との接触もまた最小限に抑えられる。
【００２１】
上記プラウファスナアセンブリ４８においては、ダブテール形スロット８０は、該スロット内に上記ファスナ９４を保持する。リセス８２は上記ＣＭＣ製のシートに対して上記ファスナ９４の回転や移動を防止するロック機構を付与する。ファスナ９４のベース部とダブテール形スロット８０との間の隙間により、上記ＣＭＣ材に荷重を与えずに金属製ファスナが熱膨張することを可能にする。上記皿ワッシャは上記ナットと上記機構との間に設けられ、部材が熱膨張した際に予荷重を保持し、上記ファスナアセンブリの剛性を減少させ、上記アセンブリの熱的な締結により生ずるＣＭＣ材への応力を最小限に抑えることができる。
【００２２】
このプラウファスナアセンブリ４８により、ＣＭＣ製シートに貫通穴状の開口部を形成せずに、金属構造に該ＣＭＣシートを取り付けることが可能となる。上記機構は、航空機外側表面を特殊な材料で作り、かつ、金属製ファスナをその表面上に配設してはならないことが要求されるステルス航空機の設計ではとりわけ重要になる。さらに、この独特な取付構造により、リーク（漏れ）なく上記ＣＭＣ材と金属構造との連結が実現され、穴や開口部を設ける必要が無くなる。さらに、上記ファスナ９４は上記ＣＭＣ製シート３８の高温側５０から断熱されており、従って上記ファスナの完全性が維持される。プラウファスナアセンブリ４８を使用して、金属構造に任意のＣＭＣ材を結合することが可能である。本発明の１つの態様において、図５〜図８に示すように、上記プラウ部分４６は上記ブラケット９８を介して上記背骨構造に取り付けられる。上記ブラケット９８は金属から作られ、図５や図６に示すように、リベットやボルト等の種々の一般的な締結手段１６０によって、その後上記背骨構造４０に容易に取り付けられる。従って、上記ブラケット９８は、上記ＣＭＣ製シートと、上記ブラケットが一般的な締結技術によって取り付けられた他の部材と、の間の橋渡しをする。しかしながら、上記具体的な場合においては、プラウ部分は、上記背骨構造４０に直接取り付けられる。
【００２３】
好適な態様では、上記ブラケット９８はプラウ部分と背骨構造との間に設けられているが、上記プラウ部分４６を上記背骨構造４０に直接取り付けてもよい。しかしながら、上記ブラケット９８は上記プラウ部分と上記背骨構造との間の橋渡しをするため、該ブラケットを介して、種々の一般的な取付手段により上記プラウ部分をどんな構造にでも取り付け可能となる。加えて、上記好適な態様では、上記プラウ部分ファスナアセンブリ４８は、熱膨張を適応しかつ熱応力を最小限にするようにある平面上に設けられる。上記ブラケット９８を上記背骨構造４０に取り付ける上記締結手段１６０もまた、熱応力を最小限にするように上記平面に設けられる。また、長穴状のスロットを成し、上記背骨構造内に設けられた背骨開口部６４により、背骨構造４０は上記ホットシート３８に対して熱膨張することが可能となり、これにより上記プラウ部分４６が上記ホットシート３８の後縁５６に向かって移動可能となる。
【００２４】
取付手段４２は、上記アセンブリに大きな締結力を付与しながらＣＭＣ材を傷つけずに該ＣＭＣ材を他の種類の材料に取り付けることを可能にする。ナット１４２が上記ファスナ１３４上に締め付けられると、金属製の背骨構造４０は、上記スペーサ１３８と上記ワッシャ１３４との間に閉じ込められ、上記ＣＭＣ材と他の部材との間に緩みなく、タイトフィットとなる所定の予荷重の下で、全ての部材が一体に上記ホットシート３８に対して締め付けられる。背骨構造４０内に設けられた長穴状のスロット６４により、上記取付アセンブリ４２を緩ませることなく、上記ホットシートに対し上記背骨構造を移動させることが可能となる。皿ワッシャ１４０は予荷重を保持し、上記ファスナアセンブリの剛性を減少させることで、上記アセンブリの熱的な締結により生ずるＣＭＣ材への応力を最小限に抑えることができる。上記スペーサは、上記アセンブリの堅固な取付を維持しつつ上記背骨構造の熱膨張を許容する。
【００２５】
本発明のもう一つの利点は、上記プラウ部分４６が上記ホットシート３８と上記外部フラップ２４との間の隙間を埋めることである。この特徴により、エンジンの外形全体の平滑性が確保され、上記航空機の探知が最小限に抑えられる。本発明の他の利点は、高温状態において上記オフセット７５を埋めるように上記プラウ部分が上記ホットシート３８に対して移動し、上記航空機の探知をさらに抑制できることである。本発明のもう一つの利点は、上記プラウ部分４６がＣＭＣ材から作られることである。このＣＭＣ材から作られたプラウ部分は、航空機の痕跡を最小限に抑えることができる。本発明の上記特徴は、また、ＣＭＣ材の熱膨張率と金属部材の熱膨張率との差を吸収することができる。例えば、上記背骨開口部６４により、上記背骨構造４０と上記ホットシート３８との相対移動が可能となり、従って金属材料の熱膨張率とＣＭＣ材の熱膨張率との差を吸収し、上記プラウ部分４６が上記ホットシート３８の後縁５６に向かって移動して小さな隙間までも極力なくし、さらに航空機の痕跡を改善することができる。本発明のもう一つの利点は上記後部６３が上記ホットシート３８の変形を最小限に抑えることである。また、本発明のもう一つの利点は、ブラケット９８により、どんな材料にでも上記ＣＭＣ製シートが取り付けられることである。
【００２６】
加えて、本発明により、金属部材上にＣＭＣ製プラウ部分を固定することの難しさが克服される。上記プラウファスナアセンブリ４８は、エンジンの外部表面に貫通穴を形成する必要を無くし、また、金属とＣＭＣとの熱膨張率の差を吸収する。
【００２７】
上記取付手段４２の１つの利点は、ＣＭＣ製パネルは大きな力で締結されるものの、上記ＣＭＣ製パネルと上記金属構造との間の摺動が可能となることである。加えて、上記開口部内での部材のガタつきを無くし、従って、材料の劣化を抑制し、部材の耐用寿命を伸ばすことが可能となる。この締結機構は、ＣＭＣ製部材を異なる材料の部材に取り付けるだけでなく、熱膨張の不整合を吸収し、正および負の圧力状態の下で上記ＣＭＣ製部材を固定する。上記締結機構により、熱応力を除去するように上記ＣＭＣパネルに対し上記構造を摺動させることができる。
【００２８】
特定の態様と関連させて本発明を開示・説明してきたが、当業者であれば、本発明の趣旨および内容から逸脱することなく本発明の改良を想到するであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】図１のガスタービンエンジンの分岐フラップと外部フラップとを概略的に示す側面図。
【図３】プラウ部分の断面も併せて示した図２の分岐フラップの概略側面図。
【図４】図３の分岐フラップを概略的に示す平面図。
【図５】運転停止中のプラウ部分の断面を示す図３の分岐フラップの拡大部分図。
【図６】運転中のプラウ部分の断面を示す図３の分岐フラップの拡大部分図。
【図７】分岐フラップのホットシートをブラケットに取り付けるプラウファスナアセンブリの概略を示す分解斜視図。
【図８】ブラケットとホットシートとを結合させる図７のプラウファスナアセンブリの分解組立図。
【図９】線９−９で破断した図８のプラウファスナアセンブリを概略的に示す断面図。
【図１０】線１０−１０で破断した図８のプラウファスナアセンブリを概略的に示す断面図。
【図１１】図３および図４に示す分岐フラップの背骨構造とホットシートとを固定しかつほぼ円形の孔に貫通した取付ファスナアセンブリの断面図。
【図１２】図３および図４に示す分岐フラップの背骨構造とホットシートとを固定しかつ長穴状のスロットに貫通した取付ファスナアセンブリの断面図。
【符号の説明】
【００３０】
２４…外部フラップ
２６…分岐フラップ
３８…ホットシート
４０…背骨構造
４６…プラウ部分
４８…プラウファスナアセンブリ
５８…ホットシートの後縁
９４…プラウファスナ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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