フェリー便用のエンジンを準備する方法
【課題】フェリー便用のガスタービンエンジンを準備する方法を提供する。
【解決手段】ガスタービンエンジンは、コアガスタービンエンジン（１３）と、スピナ（２５）と、該コアガスタービンエンジン（１３）によって動力供給される複数の外部ファンブレード（２４）とを有する。コアガスタービンエンジン（１３）は、流入空気流の一部分（５０）を該コアガスタービンエンジン（１３）内に導くようになった環状スプリッタ（３４）を有する。本方法は、ａ）スピナ（２５）を取外すステップと、ｂ）ファンブレード（２４）を取外すステップと、ｃ）コアガスタービンエンジン（１３）と密封係合状態でフェアリング（８０）を固定するステップとを含む。
【解決手段】ガスタービンエンジンは、コアガスタービンエンジン（１３）と、スピナ（２５）と、該コアガスタービンエンジン（１３）によって動力供給される複数の外部ファンブレード（２４）とを有する。コアガスタービンエンジン（１３）は、流入空気流の一部分（５０）を該コアガスタービンエンジン（１３）内に導くようになった環状スプリッタ（３４）を有する。本方法は、ａ）スピナ（２５）を取外すステップと、ｂ）ファンブレード（２４）を取外すステップと、ｃ）コアガスタービンエンジン（１３）と密封係合状態でフェアリング（８０）を固定するステップとを含む。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本明細書で説明する技術は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、フェリー便用のエンジンを準備する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
少なくとも１つの公知のガスタービンエンジン組立体は、コアガスタービンエンジンの上流に取付けられたファン組立体を含む。運転時には、ファン組立体から吐出された空気流の一部分は、下流方向にコアガスタービンエンジンに送られ、コアガスタービンエンジンにおいて、空気流はさらに加圧される。加圧空気流は次に、燃焼器内に送られ、燃料と混合されかつ点火されて、高温燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは次に、タービンに送られ、タービンは、燃焼ガスからエネルギーを取出して、圧縮機に動力供給すると共に飛行中の航空機を推進する有用な仕事を行うようになる。ファン組立体から吐出された空気流の他の部分は、ファンストリームノズルを通してエンジンから流出する。
【０００３】
多くの場合に、本明細書に説明するようなガスタービンエンジンは、二つ一組として又は複数一組として航空機に取付けられて、航空機は、通常の運転の間に２つ、３つ、４つ又はそれ以上のガスタービンエンジンによって飛行中に推進されるようになる。このような複数エンジン取付けの場合には、航空機は、状況次第で、全取付けエンジンよりも少ないエンジンが作動している状態で安全に飛行することができる。
【０００４】
実働中に、ガスタービンエンジンは、通常の損耗を受け、並びにエンジン自体が該エンジンの連続運転を不可能な又は望ましくないものにする外部又は内部原因による異常な損耗を受ける可能性があるような場合に遭遇する。多くの場合に、満足な運転状態に戻すための整備又は修理の必要性があるエンジンは、該エンジンを実働から外した場所から少し離れて位置している可能性がある適切な整備又は修理施設に輸送する必要がある。従って、エンジンを輸送するためには、エンジンが取付けられている航空機から該エンジンを取外して貨物として輸送するようにする措置を取る必要があり、或いはエンジンがその取付け位置にある状態のままで、航空機によって該エンジンを輸送する必要がある。
【０００５】
一部の航空機では、運転していない（非運転）ガスタービンエンジンを運搬するように特別に構成して、ある場所から別の場所、例えば運転のために必要とされる場所或いは実働に戻すための整備又は修理施設などにエンジンを輸送するようにしてきた。この目的のために、専用の固定式又は取外し可能な取付けパイロンを設けることができる。他の航空機では、従来型の取付け位置で、非運転ガスタービンエンジンを輸送することができるように構成することができる。
【０００６】
非運転航空機ガスタービンエンジンが、航空機の外部上の露出位置で空中運搬される場合には（輸送コンテナ内における貨物として内部運搬されるのと対照的に）、エンジンは、温度及び湿度変化、並びにエンジンのコア部分に到達する可能性がある降雨、塵埃、破片及びその他の混入物質に晒される。そのような航程の後におけるエンジンのコア部分内に湿分が存在する可能性のために、エンジンを実働させる又は運転することができる前に、通常は長時間の加熱及び乾燥プロセスを必要とする。
【０００７】
それに加えて、非運転航空機ガスタービンエンジンは、摩耗、損傷又は混入物質に曝されて非運転輸送行程に間に受けた空気流によるエンジンの自由回転（又は風車回転）によりさらなる摩耗及び／又は損傷を生じた可能性があるような内部部品を、特にエンジンのコア部分内に有する可能性がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許第２，６３２，２９５号公報
【特許文献２】米国特許第２，７４４，３８２号公報
【特許文献３】米国特許第２，９３１，１６７号公報
【特許文献４】米国特許第３，１６８，９９９号公報
【特許文献５】米国特許第３，２５３，４０４号公報
【特許文献６】米国特許第３，４００，９０２号公報
【特許文献７】米国特許第３，５３２，１２９号公報
【特許文献８】米国特許第３，６１８，６９９号公報
【特許文献９】米国特許第３，７６３，８７４号公報
【特許文献１０】米国特許第３，８４３，２７７号公報
【特許文献１１】米国特許第４，２０９，１４９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
従って、航空機上での外部輸送による湿分及び混入物質への露出並びに自由回転を制限するようになった、非運転航空機ガスタービンエンジンを準備しかつ輸送する方法の必要性が依然として存在している。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
１つの態様では、フェリー便用のガスタービンエンジンを準備する方法について記述する。ガスタービンエンジンは、コアガスタービンエンジンと、スピナと、該コアガスタービンエンジンによって動力供給される複数の外部ファンブレードとを有する。コアガスタービンエンジンは、流入空気流の一部分を該コアガスタービンエンジン内に導くようになった環状スプリッタを有する。本方法は、ａ）スピナを取外すステップと、ｂ）ファンブレードを取外すステップと、ｃ）コアガスタービンエンジンと密封係合状態でフェアリングを固定するステップとを含む。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】例示的なガスタービンエンジン組立体の断面図。
【図２】その上に取付けられたフェアリングの例示的な実施形態を示す、例示的なガスタービンエンジンの部分断面立面図。
【図３】分解状態での、図２のフェアリングの断面図。
【図４】カバープレートが取付けられた状態での例示的なボアスコープモータリングパッドを示す、図１の例示的なガスタービンエンジンの部分図。
【図５】カバープレートが取外された状態での、図４のボアスコープモータリングパッドの部分図。
【図６】図４及び図５のボアスコープモータリングパッドで使用するのに適した例示的なロックプレートの斜視図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
図１は、長手方向軸線１１を有する例示的なガスタービンエンジン組立体１０の概略断面図である。ガスタービンエンジン組立体１０は、ファン組立体１２とコアガスタービンエンジン１３とを含む。コアガスタービンエンジン１３は、高圧圧縮機１４、燃焼器１６及び高圧タービン１８を含む。この例示的な実施形態では、ガスタービンエンジン組立体１０はまた、低圧タービン２０、複数段ブースタ圧縮機３２、及び該ブースタ３２を実質的に囲むスプリッタ３４を含む。
【００１３】
ファン組立体１２は、ロータディスク２６から半径方向外向きに延びるファンブレード２４の配列を含み、ロータディスク２６の前方部分は、流線形のスピナ２５によって囲まれている。ガスタービンエンジン組立体１０は、吸気側２８と排気側３０とを有する。ファン組立体１２、ブースタ３２及びタービン２０は、第１のロータシャフト２１によって互いに結合され、また圧縮機１４及びタービン１８は、第２のロータシャフト２２によって互いに結合される。
【００１４】
運転中に、空気は、ファン組立体１２を通って流れ、その空気流の第１の部分５０は、ブースタ３２を通して送られる。ブースタ３２から吐出された加圧空気は、圧縮機１４を通して送られ、圧縮機１４において、空気流はさらに加圧されかつ燃焼器１６に送給される。燃焼器１６からの高温燃焼生成物（図１には図示せず）は、タービン１８及び２０を駆動するために利用され、タービン２０は、シャフト２１によってファン組立体１２及びブースタ３２を駆動するために利用される。ガスタービンエンジン組立体１０は、設計運転条件と設計外運転条件との間の運転条件の範囲において運転可能である。
【００１５】
ファン組立体１２から吐出された空気流の第２の部分５２は、バイパスダクト４０を通して送られて、ファン組立体１２からの空気流の一部分をコアガスタービンエンジン１３の周りにバイパスさせる。より具体的には、バイパスダクト４０は、ファンケーシング又はシュラウド３６とスプリッタ３４との間で延びる。従って、ファン組立体１２からの空気流の第１の部分５０は、上述したようにブースタ３２を通して、次に圧縮機１４内に送られ、またファン組立体１２からの空気流の第２の部分５２は、バイパスダクト４０を通して送られて、例えば航空機に推進力を与える。スプリッタ３４は、流入空気流を、それぞれ第１及び第２の部分５０及び５２に分割する。ガスタービンエンジン組立体１０はまた、ファンフレーム組立体６０を含み、ファンフレーム組立体６０は、ファン組立体１２に構造的支持を与えかつ該ファン組立体１２をコアガスタービンエンジン１３に結合するためにも利用される。
【００１６】
ファンフレーム組立体６０は、半径方向外側取付けフランジと半径方向内側取付けフランジとの間でほぼ半径方向に延びかつバイパスダクト４０内で円周方向に間隔をおいて配置された複数の出口ガイドベーン７０を含む。ファンフレーム組立体６０はまた、半径方向外側取付けフランジと半径方向内側取付けフランジとの間に結合された複数のストラットを含むことができる。１つの実施形態では、ファンフレーム組立体６０は、その中でフランジが出口ガイドベーン７０及びストラットに結合された弓形セグメントの形態で製作される。１つの実施形態では、出口ガイドベーン及びストラットは、バイパスダクト４０内で同軸に結合される。任意選択的に、出口ガイドベーン７０は、バイパスダクト４０内でストラットの下流に結合することができる。
【００１７】
ファンフレーム組立体６０は、ガスタービンエンジン組立体１０内で様々な構成要素の配向を維持するのを可能にするために使用される該ガスタービンエンジン組立体１０の様々なフレーム及び支持体組立体の１つである。より具体的には、そのようなフレーム及び支持体組立体は、固定構成要素を相互連結し、またロータベアリング支持体を形成する。ファンフレーム組立体６０は、バイパスダクト４０内でファン組立体１２の下流に結合されて、出口ガイドベーン７０及びストラットが、ファン組立体１２の出口の周りに円周方向に間隔をおいて配置され、かつ該ファン組立体１２から吐出された空気流の流路を横切って延びるようになる。
【００１８】
図２は、図１に示すような例示的な航空機ガスタービンエンジンの前方部分の部分断面立面図である。図２に示すように、フェアリング８０は、輸送のために取外されかつ別々に保管されたスピナ２５及びファンブレード２４の代わりに、コアガスタービンエンジン１３上に取付けられてきた。図２に示す実施形態では、フェアリング８０は、内側部分８２と外側部分８４とを含むツーピース構造のものである。内側部分８２及び外側部分８４は、ボルト又はその他の適切なファスナ８８及びフェアリング構成要素内に形成した適切配置の取付け穴によって、相互にかつファンロータ２６に接合される。通常はスピナ２５を所定の位置に締結するのに使用することができるようなファンロータ２６内の取付け穴２７は、ファスナ８８によってフェアリング８０を固定するために利用することができる。
【００１９】
その上にフェアリング８０が取付けられることになるガスタービンエンジンの物理的構成に応じて、フェアリングは、ワンピース（すなわち、単体形）構造又はマルチピース（すなわち、２つ又はそれ以上の部片）構造のものとすることができる。フェアリング８０は、一般的に丸みを帯びた円錐形又は弾丸形状の型のほぼ流線形を有して、輸送時におけるエンジン上の抵抗を最小にする。フェアリングの要素は、所望の特定のエンジン用途の特性に適合するような寸法、形状及び構成にされる。
【００２０】
図３は、図２の図と同様であるが、フェアリング８０を分解状態で示しかつそれぞれ内側及び外側部分８２及び８４の関係を示す、フェアリング８０の断面立面図である。この図示した実施形態では、外側部分８４は、環状構成からなり、また内側部分８２を囲みかつ該内側部分８２に固定される。図３にはまた、環状シール８６も示しており、環状シール８６は、ゴム、発泡体、プラスチック又はその他の適合材料で形成することができ、この環状シール８６は、コアガスタービンエンジン１３上にフェアリング８０を取付けた時にスプリッタ３４に当接し、該スプリッタ３４に対して完全とはいかないまでも実質的な気密シールを形成する。環状シール８６がフェアリング８０と一体形に形成された、例えばスプリッタ３４に適合しかつ該スプリッタ３４に密封係合するような適切なコンプライアンス性を有する材料でフェアリング８０が形成されたような他の構成も実施可能とすることができる。
【００２１】
図２及び図３に示す実施形態の場合には、フェアリング８０は、スピナ２５及びファンブレード２４を取外しかつ別々に保管した後に取付けられる。フェアリング８０の内側部分８２が、取付け穴２７及び複数のファスナ８８によってファンロータ２６上に取付けられる。フェアリングの外側部分８４が次に、内側部分８２を覆ってかつその周りに取付けられ、ファスナ８８によって該内側部分８２に締結される。外側部分８４を所定の位置に固定する時に、外側部分８４を軸方向にコアガスタービンエンジンの方向に移動させまた環状シール８６をスプリッタ３４の前方部分と接触させかつ密封係合させて、ブースタ３２の開口部を密封し、湿分、混入物質及び空気流のブースタ３２内への流入、従ってコアガスタービンエンジン１３内への流入を防止するようにする。従って、図示した実施形態の場合には、フェアリング８０をコアガスタービンエンジンに固定するプロセスは、最初に第１の部分を固定し、その後第２の部分を固定という２段階の作業である。
【００２２】
ブースタ３２の前面を効果的に密封することによって、フェアリング８０は、飛行に間に空気がブースタ３２を通って流れるのを防止し、かつブースタ３２（及びブースタ３２とシャフト２１を共有するあらゆるその他の回転ターボ機械又は付属装置）に対して何らかの回転力が加わるのを防止する。空気はまた、圧縮機１４を通って、さらに高圧タービン１８及び低圧タービン２０の両方を通って流れるのを防止され、それによってそれらの構成要素（及びシャフト２１又は２２に連結されたあらゆるその他の回転ターボ機械又は付属装置）に何らかの回転力が加わるのを回避する。
【００２３】
加えて、フェアリング８０のスプリッタ３４との密封係合が該フェアリング８０のファンロータ２６との機械的係合（ファスナ８８による）と組合わさることにより、ファンロータ２６及びそれに対して該ファンロータ２６が取付けられたシャフト２１に関連するコアガスタービンエンジン１３内のあらゆるその他の構成要素の回転に対する機械的抵抗が得られる。
【００２４】
多くの航空機ガスタービンエンジンは、ボアスコープ検査のような検査及び／又は整備作業のために装置を取付けてコアガスタービンエンジン１３を回転させることができる部位を有する。このような部位（図４及び図５に示す）は一般に、ボアスコープモータリング又は回転パッド９０と呼ばれる。ボアスコープモータリングパッド９０は、ファスナ９４（ボルト、ピン、ねじ又はその他のファスナのような）によってカバープレート９２を取外して、工具（１／２インチ方形駆動ラチェット、レンチ又はバーのような）或いはコアガスタービンエンジン１３を適切なギアボックス組立体を通して回転させるモータ駆動組立体が係合するようになったソケット９６を露出させることができる部位である。
【００２５】
輸送作業の間にコアガスタービンエンジン１３の回転に抗して付加的なかつ任意選択的な機械的安全性を与えるために、特定のエンジン用途に対して適切な構成を有するロータロック９１を利用することができる。そのようなロータロックは、適切な取付け穴９３、シール９５、及びソケット９６に係合する適切な構成のノブ９７を有する。ロータロック９１は、ソケット９６に係合しかつシール９５によって開口部を密封した状態でボアスコープモータリングパッド９０上に取付けられかつファスナ９４によって所定の位置に固定され、それによってソケット９６及び該ソケット９６に機械的に結合された全てのその他の回転部品の回転を機械的に防止することができる。ロータロック９１のようなロータロックは、ソケット９６の回転運動に抵抗する適切な強度を有する金属又は複合材料のようなあらゆる適切な材料で製作することができる。
【００２６】
この例示的な実施形態では、フェアリング８０は、ガラス繊維材料、黒鉛材料、炭素材料、セラミック材料、ＫＥＶＬＡＲのような芳香族ポリアミド材料、それに限定されないがチタン、アルミニウム及び／又は金属マトリックス複合材料（ＭＭＣ）のような薄い金属材料、並びに／或いはそれらの混合物とすることができる。例えば、ビニルエステル樹脂、ポリエステル樹脂、アクリル樹脂、エポキシ樹脂、ポリウレタン樹脂、ビスマレイミド樹脂及びそれらの混合物などのあらゆる適切な熱硬化性ポリマー樹脂が、フェアリング８０を形成するのに使用することができる。全体的に、材料は、フェアリング８０の外部表面がガスタービンエンジン組立体１０内に吸込まれた異物によって引き起こされる可能性がある摩耗及び／又は破損に対して耐性があるように、選択される。別のフェアリング構成では、複合材フェアリングを覆って薄い金属ラップを使用して、そのような摩耗又は破損に対して保護することができる。
【００２７】
本明細書は、実施例を使用して、最良の形態を含む本発明を開示し、またさらに当業者が本発明を製作しかつ使用するのを可能にする。本発明の特許性がある技術的範囲は、特許請求の範囲によって定まり、かつ当業者が想起するその他の実施例を含むことができる。そのようなその他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と相違しない構造的要素を有するか又はそれらが特許請求の範囲の文言と本質的でない相違を有する均等な構造的要素を含む場合には、特許請求の範囲の技術的範囲内に属することになることを意図している。
【符号の説明】
【００２８】
１０ ガスタービンエンジン組立体
１２ ファン組立体
１３ コアガスタービンエンジン
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２４ ファンブレード
２５ スピナ
２６ ロータディスク
３２ ブースタ
３４ スプリッタ
３６ ファンケーシング
４０ バイパスダクト
５０ 空気流の第１の部分
５２ 空気流の第２の部分
６０ ファンフレーム組立体
７０ 出口ガイドベーン
８０ フェアリング
８２ フェアリングの内側部分
８４ フェアリングの外側部分
８６ シール
８８ ファスナ
９０ ボアスコープモータリングパッド
９１ ロータロック
９６ ソケット
９７ ノブ
【技術分野】
【０００１】
本明細書で説明する技術は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、フェリー便用のエンジンを準備する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
少なくとも１つの公知のガスタービンエンジン組立体は、コアガスタービンエンジンの上流に取付けられたファン組立体を含む。運転時には、ファン組立体から吐出された空気流の一部分は、下流方向にコアガスタービンエンジンに送られ、コアガスタービンエンジンにおいて、空気流はさらに加圧される。加圧空気流は次に、燃焼器内に送られ、燃料と混合されかつ点火されて、高温燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは次に、タービンに送られ、タービンは、燃焼ガスからエネルギーを取出して、圧縮機に動力供給すると共に飛行中の航空機を推進する有用な仕事を行うようになる。ファン組立体から吐出された空気流の他の部分は、ファンストリームノズルを通してエンジンから流出する。
【０００３】
多くの場合に、本明細書に説明するようなガスタービンエンジンは、二つ一組として又は複数一組として航空機に取付けられて、航空機は、通常の運転の間に２つ、３つ、４つ又はそれ以上のガスタービンエンジンによって飛行中に推進されるようになる。このような複数エンジン取付けの場合には、航空機は、状況次第で、全取付けエンジンよりも少ないエンジンが作動している状態で安全に飛行することができる。
【０００４】
実働中に、ガスタービンエンジンは、通常の損耗を受け、並びにエンジン自体が該エンジンの連続運転を不可能な又は望ましくないものにする外部又は内部原因による異常な損耗を受ける可能性があるような場合に遭遇する。多くの場合に、満足な運転状態に戻すための整備又は修理の必要性があるエンジンは、該エンジンを実働から外した場所から少し離れて位置している可能性がある適切な整備又は修理施設に輸送する必要がある。従って、エンジンを輸送するためには、エンジンが取付けられている航空機から該エンジンを取外して貨物として輸送するようにする措置を取る必要があり、或いはエンジンがその取付け位置にある状態のままで、航空機によって該エンジンを輸送する必要がある。
【０００５】
一部の航空機では、運転していない（非運転）ガスタービンエンジンを運搬するように特別に構成して、ある場所から別の場所、例えば運転のために必要とされる場所或いは実働に戻すための整備又は修理施設などにエンジンを輸送するようにしてきた。この目的のために、専用の固定式又は取外し可能な取付けパイロンを設けることができる。他の航空機では、従来型の取付け位置で、非運転ガスタービンエンジンを輸送することができるように構成することができる。
【０００６】
非運転航空機ガスタービンエンジンが、航空機の外部上の露出位置で空中運搬される場合には（輸送コンテナ内における貨物として内部運搬されるのと対照的に）、エンジンは、温度及び湿度変化、並びにエンジンのコア部分に到達する可能性がある降雨、塵埃、破片及びその他の混入物質に晒される。そのような航程の後におけるエンジンのコア部分内に湿分が存在する可能性のために、エンジンを実働させる又は運転することができる前に、通常は長時間の加熱及び乾燥プロセスを必要とする。
【０００７】
それに加えて、非運転航空機ガスタービンエンジンは、摩耗、損傷又は混入物質に曝されて非運転輸送行程に間に受けた空気流によるエンジンの自由回転（又は風車回転）によりさらなる摩耗及び／又は損傷を生じた可能性があるような内部部品を、特にエンジンのコア部分内に有する可能性がある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許第２，６３２，２９５号公報
【特許文献２】米国特許第２，７４４，３８２号公報
【特許文献３】米国特許第２，９３１，１６７号公報
【特許文献４】米国特許第３，１６８，９９９号公報
【特許文献５】米国特許第３，２５３，４０４号公報
【特許文献６】米国特許第３，４００，９０２号公報
【特許文献７】米国特許第３，５３２，１２９号公報
【特許文献８】米国特許第３，６１８，６９９号公報
【特許文献９】米国特許第３，７６３，８７４号公報
【特許文献１０】米国特許第３，８４３，２７７号公報
【特許文献１１】米国特許第４，２０９，１４９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
従って、航空機上での外部輸送による湿分及び混入物質への露出並びに自由回転を制限するようになった、非運転航空機ガスタービンエンジンを準備しかつ輸送する方法の必要性が依然として存在している。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
１つの態様では、フェリー便用のガスタービンエンジンを準備する方法について記述する。ガスタービンエンジンは、コアガスタービンエンジンと、スピナと、該コアガスタービンエンジンによって動力供給される複数の外部ファンブレードとを有する。コアガスタービンエンジンは、流入空気流の一部分を該コアガスタービンエンジン内に導くようになった環状スプリッタを有する。本方法は、ａ）スピナを取外すステップと、ｂ）ファンブレードを取外すステップと、ｃ）コアガスタービンエンジンと密封係合状態でフェアリングを固定するステップとを含む。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】例示的なガスタービンエンジン組立体の断面図。
【図２】その上に取付けられたフェアリングの例示的な実施形態を示す、例示的なガスタービンエンジンの部分断面立面図。
【図３】分解状態での、図２のフェアリングの断面図。
【図４】カバープレートが取付けられた状態での例示的なボアスコープモータリングパッドを示す、図１の例示的なガスタービンエンジンの部分図。
【図５】カバープレートが取外された状態での、図４のボアスコープモータリングパッドの部分図。
【図６】図４及び図５のボアスコープモータリングパッドで使用するのに適した例示的なロックプレートの斜視図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
図１は、長手方向軸線１１を有する例示的なガスタービンエンジン組立体１０の概略断面図である。ガスタービンエンジン組立体１０は、ファン組立体１２とコアガスタービンエンジン１３とを含む。コアガスタービンエンジン１３は、高圧圧縮機１４、燃焼器１６及び高圧タービン１８を含む。この例示的な実施形態では、ガスタービンエンジン組立体１０はまた、低圧タービン２０、複数段ブースタ圧縮機３２、及び該ブースタ３２を実質的に囲むスプリッタ３４を含む。
【００１３】
ファン組立体１２は、ロータディスク２６から半径方向外向きに延びるファンブレード２４の配列を含み、ロータディスク２６の前方部分は、流線形のスピナ２５によって囲まれている。ガスタービンエンジン組立体１０は、吸気側２８と排気側３０とを有する。ファン組立体１２、ブースタ３２及びタービン２０は、第１のロータシャフト２１によって互いに結合され、また圧縮機１４及びタービン１８は、第２のロータシャフト２２によって互いに結合される。
【００１４】
運転中に、空気は、ファン組立体１２を通って流れ、その空気流の第１の部分５０は、ブースタ３２を通して送られる。ブースタ３２から吐出された加圧空気は、圧縮機１４を通して送られ、圧縮機１４において、空気流はさらに加圧されかつ燃焼器１６に送給される。燃焼器１６からの高温燃焼生成物（図１には図示せず）は、タービン１８及び２０を駆動するために利用され、タービン２０は、シャフト２１によってファン組立体１２及びブースタ３２を駆動するために利用される。ガスタービンエンジン組立体１０は、設計運転条件と設計外運転条件との間の運転条件の範囲において運転可能である。
【００１５】
ファン組立体１２から吐出された空気流の第２の部分５２は、バイパスダクト４０を通して送られて、ファン組立体１２からの空気流の一部分をコアガスタービンエンジン１３の周りにバイパスさせる。より具体的には、バイパスダクト４０は、ファンケーシング又はシュラウド３６とスプリッタ３４との間で延びる。従って、ファン組立体１２からの空気流の第１の部分５０は、上述したようにブースタ３２を通して、次に圧縮機１４内に送られ、またファン組立体１２からの空気流の第２の部分５２は、バイパスダクト４０を通して送られて、例えば航空機に推進力を与える。スプリッタ３４は、流入空気流を、それぞれ第１及び第２の部分５０及び５２に分割する。ガスタービンエンジン組立体１０はまた、ファンフレーム組立体６０を含み、ファンフレーム組立体６０は、ファン組立体１２に構造的支持を与えかつ該ファン組立体１２をコアガスタービンエンジン１３に結合するためにも利用される。
【００１６】
ファンフレーム組立体６０は、半径方向外側取付けフランジと半径方向内側取付けフランジとの間でほぼ半径方向に延びかつバイパスダクト４０内で円周方向に間隔をおいて配置された複数の出口ガイドベーン７０を含む。ファンフレーム組立体６０はまた、半径方向外側取付けフランジと半径方向内側取付けフランジとの間に結合された複数のストラットを含むことができる。１つの実施形態では、ファンフレーム組立体６０は、その中でフランジが出口ガイドベーン７０及びストラットに結合された弓形セグメントの形態で製作される。１つの実施形態では、出口ガイドベーン及びストラットは、バイパスダクト４０内で同軸に結合される。任意選択的に、出口ガイドベーン７０は、バイパスダクト４０内でストラットの下流に結合することができる。
【００１７】
ファンフレーム組立体６０は、ガスタービンエンジン組立体１０内で様々な構成要素の配向を維持するのを可能にするために使用される該ガスタービンエンジン組立体１０の様々なフレーム及び支持体組立体の１つである。より具体的には、そのようなフレーム及び支持体組立体は、固定構成要素を相互連結し、またロータベアリング支持体を形成する。ファンフレーム組立体６０は、バイパスダクト４０内でファン組立体１２の下流に結合されて、出口ガイドベーン７０及びストラットが、ファン組立体１２の出口の周りに円周方向に間隔をおいて配置され、かつ該ファン組立体１２から吐出された空気流の流路を横切って延びるようになる。
【００１８】
図２は、図１に示すような例示的な航空機ガスタービンエンジンの前方部分の部分断面立面図である。図２に示すように、フェアリング８０は、輸送のために取外されかつ別々に保管されたスピナ２５及びファンブレード２４の代わりに、コアガスタービンエンジン１３上に取付けられてきた。図２に示す実施形態では、フェアリング８０は、内側部分８２と外側部分８４とを含むツーピース構造のものである。内側部分８２及び外側部分８４は、ボルト又はその他の適切なファスナ８８及びフェアリング構成要素内に形成した適切配置の取付け穴によって、相互にかつファンロータ２６に接合される。通常はスピナ２５を所定の位置に締結するのに使用することができるようなファンロータ２６内の取付け穴２７は、ファスナ８８によってフェアリング８０を固定するために利用することができる。
【００１９】
その上にフェアリング８０が取付けられることになるガスタービンエンジンの物理的構成に応じて、フェアリングは、ワンピース（すなわち、単体形）構造又はマルチピース（すなわち、２つ又はそれ以上の部片）構造のものとすることができる。フェアリング８０は、一般的に丸みを帯びた円錐形又は弾丸形状の型のほぼ流線形を有して、輸送時におけるエンジン上の抵抗を最小にする。フェアリングの要素は、所望の特定のエンジン用途の特性に適合するような寸法、形状及び構成にされる。
【００２０】
図３は、図２の図と同様であるが、フェアリング８０を分解状態で示しかつそれぞれ内側及び外側部分８２及び８４の関係を示す、フェアリング８０の断面立面図である。この図示した実施形態では、外側部分８４は、環状構成からなり、また内側部分８２を囲みかつ該内側部分８２に固定される。図３にはまた、環状シール８６も示しており、環状シール８６は、ゴム、発泡体、プラスチック又はその他の適合材料で形成することができ、この環状シール８６は、コアガスタービンエンジン１３上にフェアリング８０を取付けた時にスプリッタ３４に当接し、該スプリッタ３４に対して完全とはいかないまでも実質的な気密シールを形成する。環状シール８６がフェアリング８０と一体形に形成された、例えばスプリッタ３４に適合しかつ該スプリッタ３４に密封係合するような適切なコンプライアンス性を有する材料でフェアリング８０が形成されたような他の構成も実施可能とすることができる。
【００２１】
図２及び図３に示す実施形態の場合には、フェアリング８０は、スピナ２５及びファンブレード２４を取外しかつ別々に保管した後に取付けられる。フェアリング８０の内側部分８２が、取付け穴２７及び複数のファスナ８８によってファンロータ２６上に取付けられる。フェアリングの外側部分８４が次に、内側部分８２を覆ってかつその周りに取付けられ、ファスナ８８によって該内側部分８２に締結される。外側部分８４を所定の位置に固定する時に、外側部分８４を軸方向にコアガスタービンエンジンの方向に移動させまた環状シール８６をスプリッタ３４の前方部分と接触させかつ密封係合させて、ブースタ３２の開口部を密封し、湿分、混入物質及び空気流のブースタ３２内への流入、従ってコアガスタービンエンジン１３内への流入を防止するようにする。従って、図示した実施形態の場合には、フェアリング８０をコアガスタービンエンジンに固定するプロセスは、最初に第１の部分を固定し、その後第２の部分を固定という２段階の作業である。
【００２２】
ブースタ３２の前面を効果的に密封することによって、フェアリング８０は、飛行に間に空気がブースタ３２を通って流れるのを防止し、かつブースタ３２（及びブースタ３２とシャフト２１を共有するあらゆるその他の回転ターボ機械又は付属装置）に対して何らかの回転力が加わるのを防止する。空気はまた、圧縮機１４を通って、さらに高圧タービン１８及び低圧タービン２０の両方を通って流れるのを防止され、それによってそれらの構成要素（及びシャフト２１又は２２に連結されたあらゆるその他の回転ターボ機械又は付属装置）に何らかの回転力が加わるのを回避する。
【００２３】
加えて、フェアリング８０のスプリッタ３４との密封係合が該フェアリング８０のファンロータ２６との機械的係合（ファスナ８８による）と組合わさることにより、ファンロータ２６及びそれに対して該ファンロータ２６が取付けられたシャフト２１に関連するコアガスタービンエンジン１３内のあらゆるその他の構成要素の回転に対する機械的抵抗が得られる。
【００２４】
多くの航空機ガスタービンエンジンは、ボアスコープ検査のような検査及び／又は整備作業のために装置を取付けてコアガスタービンエンジン１３を回転させることができる部位を有する。このような部位（図４及び図５に示す）は一般に、ボアスコープモータリング又は回転パッド９０と呼ばれる。ボアスコープモータリングパッド９０は、ファスナ９４（ボルト、ピン、ねじ又はその他のファスナのような）によってカバープレート９２を取外して、工具（１／２インチ方形駆動ラチェット、レンチ又はバーのような）或いはコアガスタービンエンジン１３を適切なギアボックス組立体を通して回転させるモータ駆動組立体が係合するようになったソケット９６を露出させることができる部位である。
【００２５】
輸送作業の間にコアガスタービンエンジン１３の回転に抗して付加的なかつ任意選択的な機械的安全性を与えるために、特定のエンジン用途に対して適切な構成を有するロータロック９１を利用することができる。そのようなロータロックは、適切な取付け穴９３、シール９５、及びソケット９６に係合する適切な構成のノブ９７を有する。ロータロック９１は、ソケット９６に係合しかつシール９５によって開口部を密封した状態でボアスコープモータリングパッド９０上に取付けられかつファスナ９４によって所定の位置に固定され、それによってソケット９６及び該ソケット９６に機械的に結合された全てのその他の回転部品の回転を機械的に防止することができる。ロータロック９１のようなロータロックは、ソケット９６の回転運動に抵抗する適切な強度を有する金属又は複合材料のようなあらゆる適切な材料で製作することができる。
【００２６】
この例示的な実施形態では、フェアリング８０は、ガラス繊維材料、黒鉛材料、炭素材料、セラミック材料、ＫＥＶＬＡＲのような芳香族ポリアミド材料、それに限定されないがチタン、アルミニウム及び／又は金属マトリックス複合材料（ＭＭＣ）のような薄い金属材料、並びに／或いはそれらの混合物とすることができる。例えば、ビニルエステル樹脂、ポリエステル樹脂、アクリル樹脂、エポキシ樹脂、ポリウレタン樹脂、ビスマレイミド樹脂及びそれらの混合物などのあらゆる適切な熱硬化性ポリマー樹脂が、フェアリング８０を形成するのに使用することができる。全体的に、材料は、フェアリング８０の外部表面がガスタービンエンジン組立体１０内に吸込まれた異物によって引き起こされる可能性がある摩耗及び／又は破損に対して耐性があるように、選択される。別のフェアリング構成では、複合材フェアリングを覆って薄い金属ラップを使用して、そのような摩耗又は破損に対して保護することができる。
【００２７】
本明細書は、実施例を使用して、最良の形態を含む本発明を開示し、またさらに当業者が本発明を製作しかつ使用するのを可能にする。本発明の特許性がある技術的範囲は、特許請求の範囲によって定まり、かつ当業者が想起するその他の実施例を含むことができる。そのようなその他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言と相違しない構造的要素を有するか又はそれらが特許請求の範囲の文言と本質的でない相違を有する均等な構造的要素を含む場合には、特許請求の範囲の技術的範囲内に属することになることを意図している。
【符号の説明】
【００２８】
１０ ガスタービンエンジン組立体
１２ ファン組立体
１３ コアガスタービンエンジン
１４ 高圧圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２４ ファンブレード
２５ スピナ
２６ ロータディスク
３２ ブースタ
３４ スプリッタ
３６ ファンケーシング
４０ バイパスダクト
５０ 空気流の第１の部分
５２ 空気流の第２の部分
６０ ファンフレーム組立体
７０ 出口ガイドベーン
８０ フェアリング
８２ フェアリングの内側部分
８４ フェアリングの外側部分
８６ シール
８８ ファスナ
９０ ボアスコープモータリングパッド
９１ ロータロック
９６ ソケット
９７ ノブ
【特許請求の範囲】
【請求項１】
流入空気流の一部分（５０）をその中に導くようになった環状スプリッタ（３４）を有するコアガスタービンエンジン（１３）とスピナ（２５）と前記コアガスタービンエンジン（１３）によって動力供給される複数の外部ファンブレード（２４）とを有するフェリー便用のガスタービンエンジンを準備する方法であって、
前記スピナ（２５）を取外すステップと、
前記ファンブレード（２４）を取外すステップと、
前記コアガスタービンエンジン（１３）と密封係合状態でフェアリング（８０）を固定するステップと、を含む、
方法。
【請求項２】
前記フェアリング（８０）が、前記コアガスタービンエンジン（１３）の回転に対して機械的抵抗を与えかつ空気流が該コアガスタービンエンジン（１３）に対して回転エネルギーを与えるのを実質的に防止する、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記フェアリング（８０）が、前記ファンロータ（２６）に固定されるようになった第１の部分（８２）と、前記第１の部分（８２）を囲みかつ該第１の部分に固定された環状の第２の部分（８４）とを含み、
前記固定するステップが、２段階の作業である、
請求項１又は２に記載の方法。
【請求項４】
前記第１の部分（８２）が最初に固定され、その後前記第２の部分（８４）が固定される、請求項３記載の方法。
【請求項５】
前記固定するステップが、前記フェアリング（８０）を軸方向に平行移動させて前記スプリッタ（３４）と密封係合状態にするステップを含む、請求項１乃至４のいずれか1項に記載の方法。
【請求項６】
前記スピナ（２５）及びファンブレード（２４）を輸送のために保管するステップをさらに含む、請求項１乃至５のいずれか1項に記載の方法。
【請求項７】
前記固定するステップが、複数のファスナ（８８）によって達成される、請求項１乃至６のいずれか1項に記載の方法。
【請求項８】
ロータロック（９１）を固定して前記コアガスタービンエンジン（１３）内の構成要素の回転を防止するようにするステップをさらに含む、請求項１乃至７のいずれか1項に記載の方法。
【請求項１】
流入空気流の一部分（５０）をその中に導くようになった環状スプリッタ（３４）を有するコアガスタービンエンジン（１３）とスピナ（２５）と前記コアガスタービンエンジン（１３）によって動力供給される複数の外部ファンブレード（２４）とを有するフェリー便用のガスタービンエンジンを準備する方法であって、
前記スピナ（２５）を取外すステップと、
前記ファンブレード（２４）を取外すステップと、
前記コアガスタービンエンジン（１３）と密封係合状態でフェアリング（８０）を固定するステップと、を含む、
方法。
【請求項２】
前記フェアリング（８０）が、前記コアガスタービンエンジン（１３）の回転に対して機械的抵抗を与えかつ空気流が該コアガスタービンエンジン（１３）に対して回転エネルギーを与えるのを実質的に防止する、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記フェアリング（８０）が、前記ファンロータ（２６）に固定されるようになった第１の部分（８２）と、前記第１の部分（８２）を囲みかつ該第１の部分に固定された環状の第２の部分（８４）とを含み、
前記固定するステップが、２段階の作業である、
請求項１又は２に記載の方法。
【請求項４】
前記第１の部分（８２）が最初に固定され、その後前記第２の部分（８４）が固定される、請求項３記載の方法。
【請求項５】
前記固定するステップが、前記フェアリング（８０）を軸方向に平行移動させて前記スプリッタ（３４）と密封係合状態にするステップを含む、請求項１乃至４のいずれか1項に記載の方法。
【請求項６】
前記スピナ（２５）及びファンブレード（２４）を輸送のために保管するステップをさらに含む、請求項１乃至５のいずれか1項に記載の方法。
【請求項７】
前記固定するステップが、複数のファスナ（８８）によって達成される、請求項１乃至６のいずれか1項に記載の方法。
【請求項８】
ロータロック（９１）を固定して前記コアガスタービンエンジン（１３）内の構成要素の回転を防止するようにするステップをさらに含む、請求項１乃至７のいずれか1項に記載の方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【公開番号】特開２００９−１８５８０５（Ｐ２００９−１８５８０５Ａ）
【公開日】平成２１年８月２０日（２００９．８．２０）
【国際特許分類】
【外国語出願】
【出願番号】特願２００８−３２４８６４（Ｐ２００８−３２４８６４）
【出願日】平成２０年１２月２２日（２００８．１２．２２）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【氏名又は名称原語表記】ＧＥＮＥＲＡＬ ＥＬＥＣＴＲＩＣ ＣＯＭＰＡＮＹ
【公開日】平成２１年８月２０日（２００９．８．２０）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００８−３２４８６４（Ｐ２００８−３２４８６４）
【出願日】平成２０年１２月２２日（２００８．１２．２２）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【氏名又は名称原語表記】ＧＥＮＥＲＡＬ ＥＬＥＣＴＲＩＣ ＣＯＭＰＡＮＹ
[ Back to top ]