(57)【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（Ｒ）を中心として回転するシャフトを有するロータと、前記シャフトに取り付けられた少なくとも２つのファンブレードを有するファンステージと、回転用の前記シャフトを支持するための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およびリアベアリングと、前記フロントベアリングおよびリアベアリングをそれぞれ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のベアリングサポートおよび第２のベアリングサポートとを有してなる、航空機のタービンエンジンにおいて、
前記第１のベアリングサポートは前記フロントベアリングから軸方向に所定距離（ａ）だけ離れて配置されたジョイントを含み、また前記ジョイントは破断可能連結部を含んでおり、さらに前記ジョイントは、前記破断可能連結部におけるせん断力を実質的に除去して破断可能連結部が引張力を受けるように、設計されており、および
前記ジョイントは、直立部とベース部とを有する第１の実質的にＬ字形の部材と、前記ベース部上に横たわると共に前記直立部に接触する第２の直立部材とを備えてなり、前記直立部および前記直立部材は、前記破断可能連結部を形成するボルトを受け入れる、軸（Ｌ）に沿って一列に並んだ孔を有している、ことを特徴とするタービンエンジン。
【請求項２】
前記ジョイントが、前記破断可能連結部におけるせん断力を実質的に除去するための、回転軸（Ｒ）に実質的に平行に延在するフランジ部を含んでいる、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】
前記軸（Ｌ）が前記回転軸（Ｒ）に実質的に平行である、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】
前記ベース部が前記軸（Ｌ）に実質的に平行である、ことを特徴とする請求項１記載のタービンエンジン。
【請求項５】
前記ボルトは、破断可能連結部を形成するための、２つの大径部の間に減径された中央部を備えている、ことを特徴とする請求項１記載のタービンエンジン。
【請求項６】
前記フロントベアリングが、このベアリングを介して前記ロータから前記破断可能連結部への可変モーメントの伝達を実質的に除去する、ローラベアリングである、ことを特徴とする請求項１記載のタービンエンジン。
【請求項７】
前記第１および第２のベアリングサポート、前記フロントベアリング、前記リアベアリング、および前記ジョイントが、前記シャフトを中心として円周方向に延在しており、また前記破断可能連結部は複数のボルトからなる、ことを特徴とする請求項５記載のタービンエンジン。
【請求項８】
平衡のとれたエンジン運転時において回転軸（Ｒ）を中心として回転するシャフトを有するロータと、前記シャフトに取り付けられた少なくとも２つのファンブレードを有するファンステージと、回転用の前記シャフトを支持するための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およびリアベアリングと、前記フロントベアリングおよびリアベアリングをそれぞれ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のベアリングサポート部および第２のベアリングサポート部とを有してなる、航空機のタービンエンジンにおいて、
前記ロータにおける所定の過度の運転アンバランスを感知し、次いで前記タービンエンジンサポート構造部への荷重の伝達を減らす方法であって、
前記フロントベアリングから所定距離（ａ）だけ離れた第１のベアリングサポート部内に破断可能連結部を含む装置を設けるステップであって、前記装置は、直立部とベース部とを有する第１の実質的にＬ字形の部材と、前記ベース部上に横たわると共に前記直立部に接触する第２の直立部材とを備えてなり、前記直立部および前記直立部材は、前記破断可能連結部を形成するボルトを受け入れる、軸（Ｌ）に沿って一列に並んだ孔を有しているステップと、
前記破断可能連結部へのせん断力の伝達を実質的に除去して、引張力が前記破断可能連結部にかかるようにするステップと、
前記ロータの所定の過度の運転アンバランスに対応する引張力で前記破断可能連結部を破壊し、これによって、前記フロントベアリングによる前記ロータのサポートがなくなり、シャフト回転軸が変更されて、前記タービンエンジンサポート構造部への荷重伝達を減らすステップとを有してなる、ことを特徴とする方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ファンブレードにおける過度の損傷などによっロータに大きなアンバランスが生じた場合でも、航空機のタービンエンジンを安全に停止させる技術に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
運転時の航空機のタービンエンジンのロータにおけるアンバランスは、回転荷重を生じ、この回転荷重は、ベアリングとベアリングサポート部とを介してタービンエンジンの構造部へ伝達され、ロータとステータ間の接触を生じ、航空機の構造へと伝達される。アンバランスには２種類あり、一つは製造による固有のアンバランスであり、もう一つは不慮ないし偶発的なアンバランスである。製造による固有のアンバランスは、無視することはできないものであるが、低レベルである。不慮のアンバランスは、ブレードの過度の損傷によるものが殆どである。この種のアンバランスは著しいものであり、過度な回転荷重を生じる可能性が高い。ここで、航空機の構造部が損傷を受ける前に、エンジンは安全に停止できるようになっているべきである。従って、解決すべき第一の問題は、アンバランスであっても、少なくともエンジンサポート構造部を損傷することなくエンジンが安全に停止できるまでの限られた時間の間は、タービンエンジンを運転状態に保持することである。
【０００３】
現在のタービンエンジンは、特に亜音速タービンエンジンにおける基本的な推力を提供する、一般的にファンステージ（ファンブレード）と呼ばれる回転ブレードの第１段階を含んでいる。これらファンブレードは、タービンエンジンの最前部に配され、また大型であって薄肉であって、さらに一端がローターに保持され且つ他端はロータの外周において自由端とされていることから、異物損傷に非常に弱い。通常、損傷はブレードの自由端の近くに生じるが、それによるアンバランスは、大型ゆえ、またブレードの回転が高速であるために、過度となってしまう。大きなタービンエンジンにおけるアンバランスは、６，０００ＲＰＭにおいて２００，０００ＬＢＳ（約９０，７２０ｋｇ）以上の回転荷重を生じる。従って、このような大きなアンバランスがある場合における第二の問題は、航空機の構造部を損なわずにおくことである。
【０００４】
米国特許第４，２８９，３６０号には、通常時は剛性のベアリングサポート部であるが、強度のアンバランスの影響を受けるとリンク要素が破壊することによって開放される構成であるベアリングサポート部を含む、タービンエンジンが開示されている。アンバランスは、肉厚の緩衝材料を備えたハウジング内で回転するロータブレードへの過度の損傷によって生じ得るものである。
【０００５】
そしてロータは新たな慣性の軸を中心として回転しようとし、これによってアンバランスは減少され、タービンエンジンサポート部と航空機の構造部とに加わる荷重も減少される。
【０００６】
欧州特許第０８１４２３６号には、タービンエンジンのベアリングのロータのための剛性のベアリングサポートシステム、および、過度のロータのアンバランスがある場合においてエンジンのサポート構造において荷重を減少するための破断可能接続が開示されている。このシステムの欠点の一つは、破断可能接続が支配的にせん断荷重を受けてしまうことである。このような構成は、ボルト間の反復荷重の分配を確実にするために各ボルトとボルト孔との間で厳密な寸法管理が要求されることから、望ましくない。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
従って、本発明の主要な目的は、航空機のタービンエンジンのためのベアリングサポートシステムであって、ファンステージに過度のアンバランスが生じた後においてもエンジンを安全に停止させることができる、ベアリングサポートシステムを提供することにある。
【０００８】
本発明の別の目的は、上述したベアリングサポートシステムであって、ロータの過度のアンバランスに応答して破壊する破断可能連結部を含む、ベアリングサポートシステムを提供することにある。
【０００９】
本発明のさらに別の目的は、引張力を支配的に受け、せん断荷重を実質的に除外ないし除去することができる、破断可能連結部を提供することにある。
【００１０】
本発明のさらに別の目的および利点は以下の説明により明らかとなる。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
本発明は、航空機のタービンエンジンのファンステージのファンブレードの過度の損傷などによって大きなロータのアンバランスが生じても、航空機のタービンエンジンを安全に停止できるようにするための方法および装置に関する。
【００１２】
航空機のタービンエンジンは、バランスつまり平衡ないし均衡のとれたエンジン運転時、回転軸（Ｒ）を中心として回転するシャフトを有するロータと、シャフトに取り付けられた少なくとも２つのファンブレードを有するファンステージと、回転用のシャフト（回転シャフト）を支持するためのベアリングサポート構造部とを備えてなるものである。上記ベアリングサポート構造部は、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それぞれ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のベアリングサポート部および第２のベアリングサポート部とを備えている。本発明によれば、第１のベアリングサポート部はフロントベアリングから軸方向に距離“ａ”だけ離れて配置されたジョイントを含んでいる。ジョイントは、破断可能連結部を含んでおり、また破断可能連結部のせん断力を実質的に除去しうるように設計されており、よって破断可能連結部は引張力を支配的に受ける。
【００１３】
本発明は、さらに、ロータの所定の過度の運転アンバランスを感知し、その後、航空機のタービンエンジンのサポート構造部への荷重伝達を減らす方法に関するものでる。本方法は、破断可能連結部へのせん断力の伝達を実質的に除去すること、および、ロータの所定の過度の運転アンバランスに対応する引張力で破断可能連結部を破壊し、これによってフロントベアリングによるロータのサポートがなくなることでシャフト回転軸が変更される結果、エンジンのサポート構造部への荷重伝達を減らすことを含んでいる。
【００１４】
本発明はさらに、ロータの受容できない運転アンバランスが生じたあとにタービンエンジンを安全に停止できる改善されたベアリングサポートシステムを提供するものである。
【００１５】
【発明の実施の形態】
以下に、本発明の実施形態を添付図面を参照しつつ説明する。なお、以下の説明においては、本発明をそれ自体は周知であるガスタービンエンジンに関連して説明する。この種のタービンエンジンは当業分野においてよく知られており、従って、本発明を適切に理解するに必要なタービンエンジンの構成部品のみを説明する。
【００１６】
図１を参照して、航空機のタービンエンジン１０のファンステージは、幾何学的回転軸Ｒを中心に回転するファンロータシャフト１４を有するファンステージ１２を含む。ファンステージ１２は、ロータシャフト１４の外周に均等に分配された複数のファンブレード１６を含む。
【００１７】
ローターシャフト１４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１８上でガイドないし案内される。ベアリングサポートシステム１８は、フロントベアリング２０およびリアベアリング２２と、フロントおよびリアベアリング２０、２２をエンジンサポート構造部２８にしっかりと取り付けるための第１のベアリングサポート部２４および第２のベアリングサポート部２６とを含んでいる。
【００１８】
本発明によれば、ベアリングサポート部は、フロントベアリング２０とリアベアリング２２との間でフロントベアリング２０から軸方向の距離“ａ”に配置されたジョイント３０を含んでいる。この距離“ａ”はフロントベアリング２０に作用するせん断荷重の結果としてジョイント３０に既知のモーメントが発生することが確保ないし保証されるように選択される。フロントベアリングにおけるせん断荷重は、ファンステージ１２にアンバランス荷重が導入ないし生じた結果として生じる。
【００１９】
本発明によれば、フロントベアリングはローラベアリングから、またリアベアリングはボールベアリングからそれぞれ構成されるのが好ましい。ローラベアリングがフロントベアリング２０として好ましいのは、ロータから破断可能連結部ないし破断可能リンク（リンケージ）３２（図２参照）を含むジョイント３０へのベアリング２０を介した可変モーメントの伝達を実質的になくせるからである。ファンステージ１２にもたらされた過度のアンバランスは、モーメントの負荷によって、フロントベアリング２０の位置でシャフト１４を傾かせる。ボールベアリングがシャフト１４にその前方位置に設けられた場合に起こるこの傾きの規制によって、可変モーメントがベアリングと第１のベアリングサポート部とを介してジョイント３０に伝達される。伝達されたモーメントは、エンジンの運転条件の相関関係で変化する。このジョイント３０への可変モーメントをなくすことで、エンジンの運転条件に係わらず、破断可能連結部の性能の再現性が大幅に改善される。前方位置にローラベアリングを用いることで、シャフトの傾きは抑制されない。従って、シャフトに起因するモーメントがジョイント３０に伝達されることはない。
【００２０】
図２を参照すると、ジョイント３０は、ロータの過度の運転アンバランスによって生じる荷重によって破壊するよう設計された破断可能連結部３２を含んでいる。この荷重はエンジンサポート構造部には問題のないものである。破断可能連結部の破壊を起こす荷重は、航空機のタービンエンジンの運転中に起きる通常の運転アンバランスとは干渉しない、十分に高いものである。加えて、ジョイントは、破断可能連結部の破壊が再現性を持って設計荷重で遂行されるようにして、航空機の安全な飛行に悪影響をおよぼす突発故障を起こさないように、設計することが重要である。
【００２１】
ジョイント３０および破断可能連結部３２の設計ないしデザインについて、図２を参照して詳細に説明する。まず最初に説明することは、当業分野において知られているように、第１および第２のベアリングサポート部と、フロントベアリングおよびリアベアリングは、シャフトを中心として円周方向に延在していることである。従って、ジョイント３０は同様にシャフトを中心として円周方向に延在している。図２に示される拡大断面図を参照して、ジョイントについて説明する。なお、ジョイントはシャフトを中心として円周方向に延在することから、ジョイントは複数の破断可能連結部３２を含んでいるが、そのサイズおよび数は上述したように所要の荷重での破壊を許容するよう設計される。破断可能リンケージの破壊が生じる荷重は、破断可能連結部３２の数と、破断可能連結部３２の形状およびサイズと、フロントローラベアリング２０からのジョイント３０の距離“ａ”と、幾何学的回転軸Ｒからの連結部３２の半径方向の距離“ｂ”と、フランジの幾何学的てこ係数との相関関係である。図２を参照すると、ジョイント３０は、第１および第２の円周部材３４および３６によって形成されている。部材３４は、その断面形状が略Ｌ字形の部材であり、直立部３８とベース部４０とを有している。上述したように、部材３４は、ロータシャフト１４を中心として円周方向に延在し、よってそのベース部４０はロータ１４を中心として円周方向に延在する連続したフランジを形成する。ジョイントは、さらに第２の直立部材３６を含み、その下方部分は第１の部材３４のベース部４０上に横たわっている。直立部材３６は、部材３４の直立部３８と接触し、部材３６および３８には、その円周にわたって、ロータ１４の回転軸Ｒに実質的に平行な軸Ｌに沿って複数の一列に並んだ孔４２が設けられている。一列に並んだ孔は、破断可能連結部３２を受ける。破断可能連結部３２は、好ましい実施例では、２つの大径部４６および４８間に減少ないし縮小した径（つまり、減径）の中央部４４を有するボルトからなる。減少した径の部分４４は、その減少した部分４４で破断可能なリンケージ３２の破壊を確実にするようなサイズに決定される。上述したように、破断可能連結部（この例では「ボルト」）の数およびそのサイズは、所望の設計荷重においてリンケージの破壊を確実にするように設計される。
【００２２】
第１のＬ字形部材３４のベース部４０は、軸Ｒと軸Ｌとの両方に実質的に平行な軸に沿って延在する。ベース部４０は、破断可能リンケージ３２へのせん断力の伝達を実質的になくしている。この結果、破断可能リンケージ３２は、実質的に引張力だけが作用することになる。この結果、一列に並んだ孔４２と破断可能リンケージ３２との間の所要の寸法公差は、リンケージがせん断されるように設計された場合ほど重要でない。ここで、せん断タイプのリンケージは、一列に並んだ孔４２の外周と破断可能連結部３２との間で一度接触が生じたときにのみ荷重がかかる。各破断可能連結部３２に伝達される荷重は、一列に並んだそれぞれの孔４２の外周と破断可能連結部３２との間の当初の距離に大きく左右される。従って、リンケージへ伝達された荷重が破断可能連結部それぞれに予測できるように確実に分配されるようにするには、厳密な許容公差管理が要求される。加えて、一列に並んだ孔４２が真に一列であるかを確実にするために、一列に並んだ孔４２の真の位置についての厳密な管理が要求される。以上のことから、本発明によれば、相当の製造上のコストなどの節約が図れ、および再現性の向上が得られる。
【００２３】
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。そして、上述の例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】
【図１】本発明による、破断可能連結部を組み込んだガスタービンエンジンのファンステージの部分断面図である。
【図２】本発明による破断可能連結部の拡大図である。
【符号の説明】
１０    タービンエンジン
１２    ファンステージ
１４    ファンロータシャフト
１６    ファンブレード
１８    ベアリングサポートシステム
２０    フロントベアリング
２２    リアベアリング
２４    第１のベアリングサポート部
２６    第２のベアリングサポート部
２８    エンジンサポート構造部
３０    ジョイント
３２    破断可能連結部
４０    ベース部
４２    孔
４４    中央部
４６、４８    大径部
【図１】
0003786622.tif 000002
【図２】
0003786622.tif 000003