(57)【要約】      （修正有）【課題】ギヤボックス組立体からエンジン及び機体の少なくとも一方に誘発される振動応答を低減するシステム及び方法を提供すること。【解決手段】タービンエンジン組立体は、静止構成要素５２と、駆動シャフト３２と、駆動シャフト３２に沿って結合されると共に静止構成要素５２に結合されたギヤボックス５０とを含む。また、この組立体は、静止構成要素５２とギヤボックス５０との間に結合され、ギヤボックス５０の振動応答を静止構成要素５２から遮断するように構成された振動低減機構６２を含む。【選択図】図２
2016104985.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
静止構成要素（５２）と、
駆動シャフト（３２）と、
前記駆動シャフト（３２）に沿って結合されると共に前記静止構成要素（５２）に結合されたギヤボックス（５０）と、
前記静止構成要素（５２）と前記ギヤボックス（５０）との間に結合され、前記ギヤボックス（５０）の振動応答を前記静止構成要素（５２）から遮断するように構成された振動低減機構（６２）と、
を備えるタービンエンジン組立体（１６）。
【請求項２】
前記静止構成要素（５２）に向かって延びる支持部材（５４）をさらに備え、前記振動低減機構（６２）は、前記静止構成要素（５２）と前記支持部材（５４）との間に結合される、請求項１に記載のタービンエンジン組立体（１６）。
【請求項３】
前記静止構成要素（５２）は、フレーム（５６）を備える、請求項１に記載のタービンエンジン組立体（１６）。
【請求項４】
前記駆動シャフト（３２）は、ファン組立体（２８）に向かって延びる第１の部分（５８）と、低圧タービン（２６）に向かって延びる第２の部分（６０）とを備える、請求項１に記載のタービンエンジン組立体（１６）。
【請求項５】
前記ギヤボックス（５０）は、ギヤ噛み合い振動数で定められた振動数で周期的に振動するようになっており、前記振動低減機構（６２）は、前記振動数の反共振振動数で周期的に振動するように構成される、請求項１に記載のタービンエンジン組立体（１６）。
【請求項６】
パイロン（１４）と、
パイロン（１４）に結合されたタービンエンジン組立体（１６）と、
を備える航空機組立体（１０）であって、前記タービンエンジン組立体（１６）は、
ハウジング（３８）と、
前記ハウジング（３８）の内部に配置された静止構成要素（５２）と、
前記静止構成要素（５２）に結合され、ある振動数で周期的に振動するようになったギヤボックス（５０）と、
を備え、
前記航空機組立体（１０）は、さらに
前記タービンエンジン組立体（１６）と前記パイロン（１４）との間に結合され、前記振動数の反共振振動数で周期的に振動するように構成された振動低減機構（６２）を備える、前記航空機組立体（１０）。
【請求項７】
前記ギヤボックス（５０）は、前記静止構成要素（５２）に直接結合される、請求項８に記載の前記航空機組立体（１０）。
【請求項８】
前記タービンエンジン組立体（１６）は、取り付け位置（１０２）で前記パイロン（１４）に結合され、前記振動低減機構（６２）は、前記取り付け位置（１０２）に配置される、請求項８に記載の前記航空機組立体（１０）。
【請求項９】
前記ハウジング（３８）の内部に配置されたコアカウル（３６）をさらに備え、前記取り付け位置（１０２）は、前記パイロン（１４）と、前記ハウジング（３８）及び前記コアカウル（３６）のうちの少なくとも１つとの間に定められる、請求項８に記載の前記航空機組立体（１０）。
【請求項１０】
構造構成要素（１２、１４、１６）をさらに備え、前記パイロン（１４）は、取り付け位置（１０２）で前記構造構成要素（１２、１４、１６）に結合され、前記振動低減機構（６２）は、前記取り付け位置（１０２）に配置される、請求項８に記載の前記航空機組立体（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、一般に、タービンエンジンに共に使用するための減速ギヤボックス組立体に関し、より具体的には、ギヤボックス組立体からエンジン及び機体の少なくとも一方に誘発される振動応答を低減するシステム及び方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボファン等の少なくとも幾つかの公知のガスタービンエンジンは、ファン、コアエンジン、及び出力タービンを含む。コアエンジンは、直列流れ関係で結合した少なくとも１つの圧縮機、燃焼器、及び高圧タービンを含む。詳細には、圧縮機及び高圧タービンは、シャフトによって連結されて高圧回転組立体を形成する。コアエンジンに流入する空気は、燃料と混合されかつ着火されて高エネルギーガス流を生成する。高エネルギーガス流は、高圧タービンを通過して高圧タービンを回転駆動し、シャフトが圧縮機を回転駆動するようになっている。ガス流は、高圧タービンの後方に配置された出力タービンすなわち低圧タービンを通過するに従って膨張する。低圧タービンは、駆動シャフトに連結したファンを有するロータ組立体を含む。低圧タービンは、駆動シャフトを介してファンを回転駆動し、低圧タービンが比較的高速回転で作動する場合及びファンが比較的低速回転並びに低圧力比で作動する場合にタービンエンジン性能が改善される。
【０００３】
多くの最新の商用ターボファンは、エンジン効率の改善を助けるために、ますます大きなバイパス比でもって製造されている。しかしながら、ターボファンのバイパス比が大きくなると、ファンのサイズ及びその先端速度が大きくなるので、これはターボファンの効率を維持するために制御する必要がある。従って、少なくとも幾つかの公知のターボファンは、低圧タービンとファンとの間で駆動シャフトに結合された減速ギヤボックスを含み、ファンは、低圧タービンとは異なる速度で回転するようになっている。しかしながら、一般に、減速ギヤボックスによってターボファンの重量が増加すると共に複雑になり、組み合わされた航空機の推進システム又は機体に振動を誘発し、航空機の客室内の騒音が増える。従って、組み合わされた航空機に対する振動及び騒音の誘発が少ないターボファンを有することが望まれる。
【発明の概要】
【０００４】
１つの態様において、タービンエンジン組立体が提供される。この組立体は、静止構成要素と、駆動シャフトと、駆動シャフトに沿って結合されると共に静止構成要素に結合されたギヤボックスとを備える。また、この組立体は、静止構成要素とギヤボックスとの間に結合され、ギヤボックスの振動応答を静止構成要素から遮断するように構成された振動低減機構を備える。
【０００５】
他の態様において、航空機組立体が提供される。この組立体は、パイロンと、該パイロンに結合されたタービンエンジン組立体とを含む。タービンエンジン組立体は、ハウジングと、該ハウジングの内部に配置された静止構成要素と、該静止構成要素に結合されたギヤボックスを含む。ギヤボックスは、ある振動数で周期的に振動するようになっている。振動低減機構は、タービンエンジン組立体とパイロンとの間に結合され、該振動数の反共振振動数で周期的に振動するように構成される。
【０００６】
別の態様において、静止構成要素及び駆動シャフトを含むタービンエンジン組立体を製造する方法が提供される。この方法は、駆動シャフトに沿ってギヤボックスを結合する段階と、ギヤボックスを静止構成要素に結合する段階と、静止構成要素とギヤボックスとの間に振動低減機構を結合する段階とを含む。振動低減機構は、ギヤボックスの振動応答を静止構成要素から遮断するように構成されている。
【０００７】
本開示のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、図面全体を通じて同様の参照符号が同様の要素を示す添付図面を参照しながら以下の詳細な説明を読むと更に理解できるであろう。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】例示的な航空機組立体の概略図。
【図２】図１に示すタービンエンジン組立体の一部の拡大概略図。
【図３】別の航空機組立体の概略図。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
別途指示されていない限り、本明細書で示される図面は、本開示の実施形態の特徴を例証するものとするこれらの特徴は、本開示の１又はそれ以上の実施形態を含む幅広い種類のシステムで適用可能であると考えられる。従って、図面は、本明細書で開示される実施形態の実施に必要とされる当業者には公知の従来の全ての特徴を含むことを意図するものではない。
【００１０】
本開示の実施形態は、ギヤボックス及び該ギヤボックスから発生した振動を遮断する振動低減機構を含むタービンエンジン組立体に関する。詳細には、振動低減機構は、１又はそれ以上の位置に配置され、振動が、例えば航空機の構造構成要素に伝達されるのを制限するようになっている。１つの実施形態において、振動低減機構は、タービンエンジンのギヤボックスとファンハブフレーム等の内部静止構成要素との間に結合される。他の実施形態において、振動低減機構は、タービンエンジンと、航空機の翼又は胴体等の構造構成要素の間の位置に結合される。従って、本明細書に記載されるタービン組立体は、ギヤボックスを含むタービンエンジンから航空機フレームに誘発される振動の低減を助けると共に客室騒音の低減を促進する。
【００１１】
本明細書で使用される用語「軸方向」及び「軸方向に」とは、タービンエンジンの長手方向軸線に実質的に平行に延びる方向及び向きを意味する。さらに、用語「半径方向」及び「半径方向に」とは、タービンエンジンの長手方向軸線に対して実質的に垂直に延びる方向及び向きを意味する。加えて、本明細書で使用される用語「円周方向」及び「円周方向に」とは、タービンエンジンの中心線の周りで弓状に延びる方向及び向きを意味する。本明細書で使用される用語「流体」は、限定されるものではないが、空気、ガス、液体、及び蒸気を含む、流れる媒体又は物質を含むことを理解されたい。
【００１２】
図１は、例示的な航空機組立体１０の概略図である。例示的な実施形態において、航空機組立体１０は、翼１２、翼１２から延びるパイロン１４、及びパイロン１４に結合したタービンエンジン組立体１６等の構造構成要素を含む。タービンエンジン組立体１６は、高圧圧縮機２０、燃焼器２２、及び高圧タービン２４を含むコアガスタービンエンジン１８を備える。また、タービンエンジン組立体１６は、コアガスタービンエンジン１８の下流側に結合した低圧タービン２６、コアガスタービンエンジン１８の上流側に結合した組立体２８、及びファン組立体２８とコアガスタービンエンジン１８との間に結合したブースタ圧縮機３０を含む。低圧タービン２６は、第１の駆動シャフト３２を介してファン組立体２８及びブースタ圧縮機３０に結合され、高圧タービン２４は、第２の駆動シャフト３４を介して高圧圧縮機２０に結合される。コアガスタービンエンジン１８は、環状コアカウル３６内に収容される。ハウジング３８は、ファン組立体２８及びコアカウル３６の一部から半径方向外向きに配置され、これらの周りで円周方向に延びる。環状バイパスダクト４０は、コアカウル３６とハウジング３８の内面４２との間に定められている。別の実施形態において、構造構成要素は、航空機胴体（図示せず）であり、パイロン１４及びタービンエンジン組立体１６は、胴体に直接結合される。
【００１３】
作動時、入口４６を通ってタービンエンジン組立体１６に流入する周囲空気４４は、ファン組立体２８を通ってブースタ圧縮機３０に向かって送られる。加圧空気は、ブースタ圧縮機３０から高圧圧縮機２０に向かって吐出する。高度に加圧された空気は、高圧圧縮機２０から燃焼器２２に送られ燃料と混合され、混合気は燃焼器２２の内部で燃焼する。燃焼器２２から発生した高温燃焼ガスは、タービン２４及び２６に向かって送られる。次に、燃焼ガスは、タービンエンジン組立体１６から排気口４８を通って放出される。
【００１４】
図２は、タービンエンジン組立体１６（図１に示す）の一部の拡大概略図である。例示的な実施形態において、タービンエンジン組立体１６は、第１の駆動シャフト３２に沿って結合されたギヤボックス５０を含む。種々の実施形態において、ギヤボックス５０は、限定されるものではないが、遊星型ギヤボックス組立体を含む。ギヤボックス５０は、タービンエンジン組立体１６の静止構成要素５２に結合される。詳細には、ギヤボックス５０は、キャリア５３、キャリア５３に結合されたトルクフレーム５５、及びトルクフレーム５５に結合された可撓性支持部５７を含む。支持部材５４は、可撓性支持部５７に結合され、静止構成要素５２に向かって延びる。例えば、１つの実施形態において、静止構成要素５２は、タービンエンジン組立体１６のフレーム５６に統合されている。さらに、ギヤボックス５０は、第１の駆動シャフト３２に沿って結合されており、それによってファン組立体２８（図１に示す）に向かって延びる第１の部分５８を定めると共に、低圧タービン２６（図１に示す）に向かって延びる第２の部分６０を定める。従って、ギヤボックス５０は、ファン組立体２８の回転速度と低圧タービン２６の回転速度とを非連動にするのを助ける。
【００１５】
また、タービンエンジン組立体１６は、フレーム５６とギヤボックス５０との間に結合された振動低減機構６２を含む。詳細には、１つの実施形態において、振動低減機構６２は、フレーム５６と支持部材５４の遠位端５９との間に結合され、ギヤボックス５０が作動する際のギヤボックス５０の振動応答をフレーム５６から遮断するのを助ける。もしくは、振動低減機構６２は、支持部材５４と可撓性支持部５７との間に結合される。一般に、フレーム５６は、直接的に又は間接的に、パイロン１４（図１に示す）に対して結合される。従って、振動低減機構６２は、ギヤボックス５０からパイロン１４及び航空機組立体１０に誘発される振動を低減するのを助ける。
【００１６】
振動低減機構６２は、航空機組立体１０が本明細書に記載されるように機能するのを可能にする任意の防振デバイス又は減衰機構とすることができる。例示的な振動低減機構は、限定されるものではないが、摩擦減衰デバイス（クーロン減衰）、ばね等の付勢デバイス、金属メッシュ防振デバイス、又は弾性材から製作されたデバイスを含む。
【００１７】
さらに、作動時、ギヤボックス５０は、ギヤボックス５０内の互いに噛み合うギヤ歯（図示せず）のギヤ噛み合い振動で決まる振動数又は振動数範囲で周期的に振動する。振動低減機構６２は、ギヤ噛み合い振動数を制限するようにチューニングされ、フレーム５６及び航空機組立体１０の残余部がギヤボックス５０の振動応答から確実に遮断されるようにする。一部の実施形態において、振動低減機構６２は、ギヤ噛み合い振動数の反共振振動数で周期的に振動するようにチューニングされる。
【００１８】
図３は、別の航空機組立体１００の概略図である。例示的な実施形態において、航空機組立体１００は、翼１２、翼１２から延びるパイロン１４、及びパイロン１４に結合したタービンエンジン組立体１６等の構造構成要素を含む。詳細には、タービンエンジン組立体１６はパイロン１４に取り付けられ、パイロン１４は１又はそれ以上の取り付け位置１０２で翼１２に取り付けられている。例えば、第１の取り付け位置１０４は、ハウジング３８とパイロン１４との間に定められ、第２の取り付け位置１０６は、コアカウル３６とパイロン１４との間に定められ、第３の取り付け位置１０８は、翼１２とパイロン１４との間に定められる。振動低減機構６２は、１又はそれ以上の取り付け位置１０２に配置され、ギヤボックス５０が作動する際に、ギヤボックス５０（図２に示す）を含むタービンエンジン組立体１６の振動応答を翼１２から遮断するのを助ける。もしくは、パイロン１４及びタービンエンジン組立体１６が航空機組立体１００の胴体（図示せず）に直接結合される場合、１又はそれ以上の取り付け位置１０２は、パイロン１４と胴体との間に位置決めされる。
【００１９】
例示的に実施形態において、ギヤボックス５０の支持部材５４（各々図２に示される）は、フレーム５６に直接結合され、その間に振動低減機構６２は配置されない。従って、作動時、ギヤボックス５０は、ギヤ噛み合い振動数で周期的に振動し、この振動はレーム５６を経由してタービンエンジン組立体１６に伝達する。タービンエンジン組立体１６の振動応答を翼１２から遮断するために、取り付け位置１０２の振動低減機構６２は、ギヤ噛み合い振動数を制限するようにチューニングされる。一部の実施形態において、振動低減機構６２は、ギヤ噛み合い振動数の反共振振動数で周期的に振動するようにチューニングされる。従って、振動低減機構６２を取り付け位置１０２に配置すると、振動が翼１２に伝達されるのを制限することが容易になる。
【００２０】
本明細書に記載されるタービンエンジン組立体及び方法は、振動源から機体を遮断するのを助ける振動低減機構を所定の位置に含むタービンエンジンに関する。例示的な実施形態において、振動源は、タービンエンジンであり、詳細にはタービンエンジンの内部に配置された減速ギヤボックスである。振動低減機構は、タービンエンジンの内部、又はタービンエンジンと航空機の構造構成要素との間に配置される。従って、本明細書に記載されるタービンエンジン組立体は、振動が機体に伝達されるのを制限するのを助け、これによって、客室騒音、触覚振動、及び疲労損傷が機体の構造構成要素に誘発される可能性が低減する。
【００２１】
種々の実施形態の特定の特徴は一部の図面で示され、他の図面では示されない場合があるが、これは便宜上のことに過ぎない。本開示の原理によれば、図面の何れかの特徴は、他の何れかの図面のあらゆる特徴と組み合わせて言及し及び／又は特許請求することができる。本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
【符号の説明】
【００２２】
１０  航空機組立体
１２  翼
１４  パイロン
１６  タービンエンジン組立体
１８  コアガスタービンエンジン
２０  高圧圧縮機
２２  燃焼器
２４  高圧タービン
２６  低圧タービン
２８  ファン組立体
３０  ブースタ圧縮機
３２  第１の駆動シャフト
３４  第２の駆動シャフト
３６  コアカウル
３８  ハウジング
４０  バイパスダクト
４２  内面
４４  周囲空気
４６  入口
４８  排気口
５０  ギヤボックス
５２  静止構成要素
５３  キャリア
５４  支持部材
５５  トルクフレーム
５６  フレーム
５７  可撓性支持部
５８  第１の部分
５９  遠位端
６０  第２の部分
６２  振動低減機構
１００  航空機組立体
１０２  取り付け位置
１０４  第１の取り付け位置
１０６  第２の取り付け位置
１０８  第３の取り付け位置
【図１】
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【図２】
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【図３】
2016104985.tif 000005
【外国語明細書】
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