構造出口案内翼のための方法及び装置
【課題】ガスタービンエンジン用の出口案内翼（６２、１００）を提供する。
【解決手段】本出口案内翼（６２、１００）は、第１のフランジ（６４）と、第１のフランジの半径方向内側に配置された第２のフランジ（６６）と、第１のフランジと第２のフランジの間に延在して第１及び第２のフランジに結合した翼形部（１０２）であって、第１の材料からなる前縁部（１３０）及び後縁部（１３２）を有する翼形部（１０２）と、前縁部と後縁部とで形成される間隙内に結合され、第１の側面（２０３）及び第２の側面（２０４）を備え、第１の材料とは異なる第２の材料からなる充填材部分（１５０）と、第１の側面に結合し、複合材料からなる第１のスキンと、第２の側面に結合し、複合材料からなる第２のスキンとを含む。
【解決手段】本出口案内翼（６２、１００）は、第１のフランジ（６４）と、第１のフランジの半径方向内側に配置された第２のフランジ（６６）と、第１のフランジと第２のフランジの間に延在して第１及び第２のフランジに結合した翼形部（１０２）であって、第１の材料からなる前縁部（１３０）及び後縁部（１３２）を有する翼形部（１０２）と、前縁部と後縁部とで形成される間隙内に結合され、第１の側面（２０３）及び第２の側面（２０４）を備え、第１の材料とは異なる第２の材料からなる充填材部分（１５０）と、第１の側面に結合し、複合材料からなる第１のスキンと、第２の側面に結合し、複合材料からなる第２のスキンとを含む。
【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、具体的には、ガスタービンエンジン翼及びその製造方法に関する。
【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アセンブリは、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アセンブリを含む。運転時に、ファンアセンブリからの吐出空気流が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、燃料と混合されて点火燃焼されて、高温燃焼ガスを発生させる。高温燃焼ガスは次に、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、圧縮機に動力を供給すると同時に飛行中の航空機を推進するような有用な仕事を行なうようにする。
【０００３】
ファンアセンブリからコアガスタービンエンジンに空気流を送るのを可能にするために、少なくとも１つの公知のガスタービンエンジンアセンブリは、出口案内翼アセンブリを含む。出口案内翼アセンブリは、ファンアセンブリから吐出された円周方向に流れる空気を、該空気流をコアガスタービンエンジン内に送るのに先立ってほぼ軸方向に向け直すように構成される。ファン空気流を向け直すことに加えて、出口案内翼アセンブリはまた、ファンフレームに対して構造的剛性を与える。具体的には、出口案内翼アセンブリは一般的に、ファンフレームに結合した複数の出口案内翼を含む。ファンフレームに必要な構造的剛性を与えるために、公知の出口案内翼は、金属材料を使用して実質的に中実翼として鍛造される。
【０００４】
しかしながら、幾つかの公知の出口案内翼は、実質的に中実であるのでそれら案内翼はガスタービンエンジンアセンブリの全体重量を増加させ、また燃料効率の低下を引起す可能性がある。他の公知の案内翼は、金属部分によって囲まれたより軽量の充填材料を使用することを試みているが、それら翼は軽量化されているとはいえ依然として重過ぎる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第７４０２０２２号明細書
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
１つの態様では、出口案内翼を組立てる方法は、第１の側面及び第２の側面を有する出口案内翼フレームを準備するステップを含む。出口案内翼は、前縁で半径方向外側フランジに結合した半径方向内側フランジを含む。後縁が、前縁の後方で半径方向内側フランジ及び半径方向外側フランジに結合しる。半径方向内側フランジ、半径方向外側フランジ、前縁と後縁の間に、空洞が形成される。第１及び第２の合せ面が、それぞれ第１及び第２の側面上で空洞を囲む。本方法はさらに、第３の側面及び第４の側面を有する充填材部分を空洞内に結合するステップと、第３の側面及び第１の合せ面に対して第１のスキンを結合するステップと、第４の側面及び第２の合せ面に対して第２のスキンを結合するステップとを含み、ここで、第１のスキン及び第２のスキンの少なくとも１つは、複合材料で製造される。
【０００７】
別の態様では、ガスタービンエンジン用の出口案内翼は、第１のフランジと、第１のフランジの半径方向内側に配置された第２のフランジと、第１のフランジと第２のフランジの間に延在して第１及び第２のフランジに結合した翼形部とを含む。翼形部は、前縁部及び後縁部を含む。前縁部及び後縁部は、第１の材料で製造される。充填材部分が、前縁部と後縁部とで形成される間隙内に結合される。充填材部分は、第１の側面及び第２の側面を備え、第１の材料とは異なる第２の材料で製造される。第１のスキンが、第１の側面に結合され、また第２のスキンが、第２の側面に結合される。第１及び第２のスキンは、複合材料で製造される。
【０００８】
さらに別の態様では、ガスタービンエンジンアセンブリは、コアガスタービンエンジンと、コアガスタービンエンジンの上流に配置されたたファンアセンブリと、複数の出口案内翼を有する出口案内翼アセンブリとを含む。出口案内翼アセンブリは、ファンアセンブリの下流に配置される。複数の出口案内翼の少なくとも１つは、その各々が第１の材料からなる前縁構造及び後縁構造を有する翼形部と、第１の側面及び第２の側面を有する充填材部分とを含み、充填材部分は、前縁部と後縁部の間に配置され、第１の材料とは異なる第２の材料で製造される。翼形部はさらに、第１の側面に結合された第１のスキンと、第２の側面に結合された第２のスキンとを含む。第１及び第２のスキンは、複合材料で製造される。
【０００９】
図１〜図５に、本明細書に説明する方法及び装置の例示的な実施形態を示している。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】例示的なガスタービンエンジンアセンブリの概略図。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンアセンブリで利用することができる複数の出口案内翼を含むファンフレームアセンブリの斜視図。
【図３】図２に示すファンフレームアセンブリで使用することができる出口案内翼の斜視図。
【図４】図３の出口案内翼の分解組立図。
【図５】図３に示す出口案内翼の断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
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アセンブリ１０の概略図である。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、ファンアセンブリ１２及びコアガスタービンエンジン１３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アセンブリ１０はまた、低圧タービン２０及び複数段ブースタ圧縮機２２を含む。
【００１２】
ファンアセンブリ１２は、ロータディスク２６から半径方向外向きに延在するファンブレード２４の配列を含む。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、吸気側２８及び排気側３０を含む。ファンアセンブリ１２、ブースタ２２及びタービン２０は、第１のロータシャフト３１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３２によって互いに結合される。
【００１３】
運転中に、空気はファンアセンブリ１２を通って流れ、その空気流の第１の部分はブースタ２２内に送られる。ブースタ２２から吐出された加圧空気は、圧縮機１４内に送られ、圧縮機１４において、空気流は、さらに加圧され、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１１によってファンアセンブリ１２及びブースタ２２を駆動するために利用される。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、設計運転条件及び設計外運転条件間の運転条件の範囲で運転可能である。
【００１４】
ファンアセンブリ１２から吐出された空気流の第２の部分は、バイパスダクト４０を通して送られて、ファンアセンブリ１２からの空気流の一部分がコアガスタービンエンジン１３を迂回する。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４２とスプリッタ４４の間に延在する。従って、ファンアセンブリ１２からの空気流の第１の部分５０は、上記のようにブースタ２２を通して送られ、次に圧縮機１４内に送られ、またファンアセンブリ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対して推力を与える。ガスタービンエンジンアセンブリ１０はまた、ファンアセンブリ１２に対して構造的支持を与えるファンフレームアセンブリ６０を含み、ファンフレームアセンブリ６０はまた、ファンアセンブリ１２をコアガスタービンエンジン１３に結合するために利用される。
【００１５】
図２は、ファンフレームアセンブリ６０の前面斜視図である。ファンフレームアセンブリ６０は、半径方向外側取付けフランジ６４と半径方向内側取付けフランジ６６の間にほぼ半径方向に延在し、バイパスダクト４０内の周りで円周方向に離隔して配置された複数の出口案内翼６２を含む。ファンフレームアセンブリ６０はまた、半径方向外側取付けフランジ６４と半径方向内側取付けフランジ６６の間に結合した複数のストラット６８を含む。１つの実施形態では、ファンフレームアセンブリ６０は、その中でフランジ６４及びフランジ６６が出口案内翼６２及びストラット６８に結合された弓形セグメントの形態で製造される。この例示的な実施形態では、出口案内翼６２及びストラット６８は、バイパスダクト４０内で同軸に結合される。具体的には、出口案内翼６２及びストラット６８は各々、図２に示すように同じ軸方向位置でフランジ６４とフランジ６６の間に結合される。任意選択的に、出口案内翼６２は、バイパスダクト４０内でストラット６８の下流に結合することができる。
【００１６】
ファンフレームアセンブリ６０は、ガスタービンエンジンアセンブリ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するガスタービンエンジンアセンブリ１０の様々なフレーム及び支持体アセンブリの１つである。具体的には、そのようなフレーム及び支持体アセンブリは、固定構成要素を相互連結し、ロータ軸受支持体を構成する。ファンフレームアセンブリ６０は、出口案内翼６２及びストラット６８がファンアセンブリ１２の出口の周りで円周方向に離隔して配置され、ファンアセンブリ１２から吐出した空気流路を横切って延在するようにファンアセンブリ１２の下流でバイバスダクト４０内に結合される。
【００１７】
この例示的な実施形態では、出口案内翼１００は、半径方向外側フランジ１０４と半径方向内側フランジ１０６の間で結合した翼形部１０２を含む。この例示的な実施形態では、翼形部１０２、半径方向外側フランジ１０４及び半径方向内側フランジ１０６は、単体構造出口案内翼１００として鋳造されるか又は鍛造される。任意選択的に、半径方向外側フランジ１０４及び半径方向内側フランジ１０６は、例えば溶接又はロウ付け法を使用して翼形部１０２に結合することができる。この例示的な実施形態では、半径方向外側及び半径方向内側フランジ１０４及び１０６は、金属で製造され、他の実施形態では半径方向外側及び半径方向内側フランジ１０４及び１０６は、複合材料で製造することができる。さらに他の実施形態では、翼形部１０２は複合材料で部分的に又はその全体を製造することができ、また翼形部１０２に取付けた金属補強材を有することができる。
【００１８】
翼形部１０２は、第１の側壁１１０及び第２の側壁１１２を含む。１つの実施形態では、第１及び／又は第２の側壁１１０及び／又は１１２のいずれか又は両方は、空気力学的性能を高めるように成形することができる。この例示的な実施形態では、第１の側壁１１０は凸面形であり、翼形部１０２の負圧側面を形成し、また第２の側壁１１２は凹面形であり、翼形部１０２の正圧側面を形成する。側壁１１０及び１１２は、翼形部１０２の前縁１１４及び軸方向に離隔した後縁１１６でつながる。具体的には、翼形部後縁１１６は、翼形部前縁１１４から翼弦方向に下流方向に離隔して位置する。第１及び第２の側壁１１０及び１１２は、それぞれ半径方向内側フランジ１０６から半径方向外側フランジ１０４まで翼長にわたって長手方向又は半径方向外向きに延在する。この例示的な実施形態では、出口案内翼１００の少なくとも一部分は、特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（ＭＭＣ）材料のような金属材料を利用して製造される。
【００１９】
図３に示すように、翼形部１０２は、第１の組立面１２０、第２の組立面１２１、前縁部又はスパー１３０及び後縁部又はスパー１３２を含む。具体的には、翼形部１０２は、前縁１１４から少なくとも部分的に後縁１１６に向かって外向きにテーパし、さらに後縁１１６から少なくとも部分的に前縁１１４に向かって外向きにテーパしたプロフィールを有する。このプロフィールは次に、前縁部１３０からまた後縁部１３２から内向きにテーパして、第１及び第２の組立面１２０及び１２１を形成する。このプロフィールは次に、さらに内向きにテーパして、翼形部の一方の側面上の第１の組立面１２０によって囲まれ、翼形部の他方の側面上の第２の組立面１２１によって囲まれた空洞１４０を形成する。
【００２０】
この例示的な実施形態では、空洞１４０は、ハニカム材料である第１の側面２０３及び第２の側面２０４を有する充填材１５０を受けるような寸法にされる。つまり、充填材１５０は、空洞１４０の厚さ１４４よりも小さい厚さ１５１を有して、充填材１５０が、空洞１４０内に配置された時に、前縁部１３０及び／又は後縁部１３２と同一平面にならないようにする。２つの積層部分２０１及び２０２は、前縁部１３０及び／又は後縁部１３２間で充填材１５０を覆うような寸法にされる。積層部分２０１は、第１の側面２０３及び第１の組立面１２０に対して結合されて、積層部分２０１は前縁部１３０及び／又は後縁部１３２の両方とほぼ同一面になり、また積層部分２０２は、第２の側面２０４及び第２の組立面１２１に対して結合されて、積層部分２０２はまた前縁部１３０及び／又は後縁部１３２の両方とほぼ同一面になる。幾つかの実施形態では、出口案内翼１００に対してポリウレタンのような保護皮膜１２２を施工することができる。
【００２１】
出口案内翼１００の製造時に、出口案内翼１００は、前縁部１３０、後縁部１３２、並びに内側及び外側フランジ１０４及び１０６を備えるように鋳造又は鍛造される。充填材１５０は、次に上記のように空洞１４０内に結合される。次に、積層部分２０１が、第１の側面２０３に結合され、また積層部分２０２が第２の側面２０４に結合される。
【００２２】
本明細書に説明しているのは、比較的軽量材料で充填され、２つの積層シート間に挟まれたほぼ中空の内部部分を有する出口案内翼で、少なくとも幾つかの公知の出口案内翼を置換えたガスタービンエンジンである。従って、本明細書に説明した例示的な出口案内翼は、ガスタービンエンジンアセンブリの全体重量を低減しながら、依然として構造一体性を維持し、従って新規な用途のために非常に挑戦的なエンジン重量目標を達成する。
【００２３】
具体的には、本明細書に説明した出口案内翼１００は、出口案内翼１００の翼形部部分を形成した２つのスパーを含む。スパー間の区域は、翼形部に剛性を付加するハニカム材料で充填され、次に２つの積層シート間に挟まれる。
【００２４】
本明細書では、本発明を最良の形態を含めて開示するとともに、装置又はシステムの製造・使用及び方法の実施を始め、本発明を当業者が実施できるようにするため、例を用いて説明してきた。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者に自明な他の例も包含する。かかる他の例は、特許請求の範囲の文言上の差のない構成要素を有しているか、或いは特許請求の範囲の文言と実質的な差のない均等な構成要素を有していれば、特許請求の範囲に記載された技術的範囲に属する。
【符号の説明】
【００２５】
１０ ガスタービンエンジンアセンブリ
１１ 長手方向軸線
１２ ファンアセンブリ
１３ コアガスタービンエンジン
１４ 圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２２ ブースタ
２４ ファンブレード
２６ ロータディスク
２８ 吸気側
３０ 排気側
３１ 第１のロータシャフト
３２ 第２のロータシャフト
４０ バイパスダクト
４２ ファンケーシング又はシュラウド
４４ スプリッタ
５０ 第１の部分
５２ 第２の部分
６０ ファンフレームアセンブリ
６２ 出口案内翼
６４ 半径方向外側取付けフランジ
６６ 半径方向内側取付けフランジ
６８ ストラット
１００ 出口案内翼
１０２ 翼形部
１０４ 半径方向外側フランジ
１０６ 半径方向内側フランジ
１１０ 第１の側壁
１１２ 第２の側壁
１１４ 翼形部前縁
１１６ 翼形部後縁
１２０ 第１の組立面
１２１ 第２の組立面
１２２ 保護皮膜
１３０ 前縁部又はスパー
１３２ 後縁部
１４０ 空洞
１４４ 厚さ
１５０ 充填材
１５１ 厚さ
２０１ 積層部分
２０２ 積層部分
２０３ 第１の側面
２０４ 第２の側面
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、具体的には、ガスタービンエンジン翼及びその製造方法に関する。
【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アセンブリは、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アセンブリを含む。運転時に、ファンアセンブリからの吐出空気流が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、燃料と混合されて点火燃焼されて、高温燃焼ガスを発生させる。高温燃焼ガスは次に、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、圧縮機に動力を供給すると同時に飛行中の航空機を推進するような有用な仕事を行なうようにする。
【０００３】
ファンアセンブリからコアガスタービンエンジンに空気流を送るのを可能にするために、少なくとも１つの公知のガスタービンエンジンアセンブリは、出口案内翼アセンブリを含む。出口案内翼アセンブリは、ファンアセンブリから吐出された円周方向に流れる空気を、該空気流をコアガスタービンエンジン内に送るのに先立ってほぼ軸方向に向け直すように構成される。ファン空気流を向け直すことに加えて、出口案内翼アセンブリはまた、ファンフレームに対して構造的剛性を与える。具体的には、出口案内翼アセンブリは一般的に、ファンフレームに結合した複数の出口案内翼を含む。ファンフレームに必要な構造的剛性を与えるために、公知の出口案内翼は、金属材料を使用して実質的に中実翼として鍛造される。
【０００４】
しかしながら、幾つかの公知の出口案内翼は、実質的に中実であるのでそれら案内翼はガスタービンエンジンアセンブリの全体重量を増加させ、また燃料効率の低下を引起す可能性がある。他の公知の案内翼は、金属部分によって囲まれたより軽量の充填材料を使用することを試みているが、それら翼は軽量化されているとはいえ依然として重過ぎる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許第７４０２０２２号明細書
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
１つの態様では、出口案内翼を組立てる方法は、第１の側面及び第２の側面を有する出口案内翼フレームを準備するステップを含む。出口案内翼は、前縁で半径方向外側フランジに結合した半径方向内側フランジを含む。後縁が、前縁の後方で半径方向内側フランジ及び半径方向外側フランジに結合しる。半径方向内側フランジ、半径方向外側フランジ、前縁と後縁の間に、空洞が形成される。第１及び第２の合せ面が、それぞれ第１及び第２の側面上で空洞を囲む。本方法はさらに、第３の側面及び第４の側面を有する充填材部分を空洞内に結合するステップと、第３の側面及び第１の合せ面に対して第１のスキンを結合するステップと、第４の側面及び第２の合せ面に対して第２のスキンを結合するステップとを含み、ここで、第１のスキン及び第２のスキンの少なくとも１つは、複合材料で製造される。
【０００７】
別の態様では、ガスタービンエンジン用の出口案内翼は、第１のフランジと、第１のフランジの半径方向内側に配置された第２のフランジと、第１のフランジと第２のフランジの間に延在して第１及び第２のフランジに結合した翼形部とを含む。翼形部は、前縁部及び後縁部を含む。前縁部及び後縁部は、第１の材料で製造される。充填材部分が、前縁部と後縁部とで形成される間隙内に結合される。充填材部分は、第１の側面及び第２の側面を備え、第１の材料とは異なる第２の材料で製造される。第１のスキンが、第１の側面に結合され、また第２のスキンが、第２の側面に結合される。第１及び第２のスキンは、複合材料で製造される。
【０００８】
さらに別の態様では、ガスタービンエンジンアセンブリは、コアガスタービンエンジンと、コアガスタービンエンジンの上流に配置されたたファンアセンブリと、複数の出口案内翼を有する出口案内翼アセンブリとを含む。出口案内翼アセンブリは、ファンアセンブリの下流に配置される。複数の出口案内翼の少なくとも１つは、その各々が第１の材料からなる前縁構造及び後縁構造を有する翼形部と、第１の側面及び第２の側面を有する充填材部分とを含み、充填材部分は、前縁部と後縁部の間に配置され、第１の材料とは異なる第２の材料で製造される。翼形部はさらに、第１の側面に結合された第１のスキンと、第２の側面に結合された第２のスキンとを含む。第１及び第２のスキンは、複合材料で製造される。
【０００９】
図１〜図５に、本明細書に説明する方法及び装置の例示的な実施形態を示している。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】例示的なガスタービンエンジンアセンブリの概略図。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンアセンブリで利用することができる複数の出口案内翼を含むファンフレームアセンブリの斜視図。
【図３】図２に示すファンフレームアセンブリで使用することができる出口案内翼の斜視図。
【図４】図３の出口案内翼の分解組立図。
【図５】図３に示す出口案内翼の断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
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アセンブリ１０の概略図である。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、ファンアセンブリ１２及びコアガスタービンエンジン１３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アセンブリ１０はまた、低圧タービン２０及び複数段ブースタ圧縮機２２を含む。
【００１２】
ファンアセンブリ１２は、ロータディスク２６から半径方向外向きに延在するファンブレード２４の配列を含む。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、吸気側２８及び排気側３０を含む。ファンアセンブリ１２、ブースタ２２及びタービン２０は、第１のロータシャフト３１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３２によって互いに結合される。
【００１３】
運転中に、空気はファンアセンブリ１２を通って流れ、その空気流の第１の部分はブースタ２２内に送られる。ブースタ２２から吐出された加圧空気は、圧縮機１４内に送られ、圧縮機１４において、空気流は、さらに加圧され、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１１によってファンアセンブリ１２及びブースタ２２を駆動するために利用される。ガスタービンエンジンアセンブリ１０は、設計運転条件及び設計外運転条件間の運転条件の範囲で運転可能である。
【００１４】
ファンアセンブリ１２から吐出された空気流の第２の部分は、バイパスダクト４０を通して送られて、ファンアセンブリ１２からの空気流の一部分がコアガスタービンエンジン１３を迂回する。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４２とスプリッタ４４の間に延在する。従って、ファンアセンブリ１２からの空気流の第１の部分５０は、上記のようにブースタ２２を通して送られ、次に圧縮機１４内に送られ、またファンアセンブリ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対して推力を与える。ガスタービンエンジンアセンブリ１０はまた、ファンアセンブリ１２に対して構造的支持を与えるファンフレームアセンブリ６０を含み、ファンフレームアセンブリ６０はまた、ファンアセンブリ１２をコアガスタービンエンジン１３に結合するために利用される。
【００１５】
図２は、ファンフレームアセンブリ６０の前面斜視図である。ファンフレームアセンブリ６０は、半径方向外側取付けフランジ６４と半径方向内側取付けフランジ６６の間にほぼ半径方向に延在し、バイパスダクト４０内の周りで円周方向に離隔して配置された複数の出口案内翼６２を含む。ファンフレームアセンブリ６０はまた、半径方向外側取付けフランジ６４と半径方向内側取付けフランジ６６の間に結合した複数のストラット６８を含む。１つの実施形態では、ファンフレームアセンブリ６０は、その中でフランジ６４及びフランジ６６が出口案内翼６２及びストラット６８に結合された弓形セグメントの形態で製造される。この例示的な実施形態では、出口案内翼６２及びストラット６８は、バイパスダクト４０内で同軸に結合される。具体的には、出口案内翼６２及びストラット６８は各々、図２に示すように同じ軸方向位置でフランジ６４とフランジ６６の間に結合される。任意選択的に、出口案内翼６２は、バイパスダクト４０内でストラット６８の下流に結合することができる。
【００１６】
ファンフレームアセンブリ６０は、ガスタービンエンジンアセンブリ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するガスタービンエンジンアセンブリ１０の様々なフレーム及び支持体アセンブリの１つである。具体的には、そのようなフレーム及び支持体アセンブリは、固定構成要素を相互連結し、ロータ軸受支持体を構成する。ファンフレームアセンブリ６０は、出口案内翼６２及びストラット６８がファンアセンブリ１２の出口の周りで円周方向に離隔して配置され、ファンアセンブリ１２から吐出した空気流路を横切って延在するようにファンアセンブリ１２の下流でバイバスダクト４０内に結合される。
【００１７】
この例示的な実施形態では、出口案内翼１００は、半径方向外側フランジ１０４と半径方向内側フランジ１０６の間で結合した翼形部１０２を含む。この例示的な実施形態では、翼形部１０２、半径方向外側フランジ１０４及び半径方向内側フランジ１０６は、単体構造出口案内翼１００として鋳造されるか又は鍛造される。任意選択的に、半径方向外側フランジ１０４及び半径方向内側フランジ１０６は、例えば溶接又はロウ付け法を使用して翼形部１０２に結合することができる。この例示的な実施形態では、半径方向外側及び半径方向内側フランジ１０４及び１０６は、金属で製造され、他の実施形態では半径方向外側及び半径方向内側フランジ１０４及び１０６は、複合材料で製造することができる。さらに他の実施形態では、翼形部１０２は複合材料で部分的に又はその全体を製造することができ、また翼形部１０２に取付けた金属補強材を有することができる。
【００１８】
翼形部１０２は、第１の側壁１１０及び第２の側壁１１２を含む。１つの実施形態では、第１及び／又は第２の側壁１１０及び／又は１１２のいずれか又は両方は、空気力学的性能を高めるように成形することができる。この例示的な実施形態では、第１の側壁１１０は凸面形であり、翼形部１０２の負圧側面を形成し、また第２の側壁１１２は凹面形であり、翼形部１０２の正圧側面を形成する。側壁１１０及び１１２は、翼形部１０２の前縁１１４及び軸方向に離隔した後縁１１６でつながる。具体的には、翼形部後縁１１６は、翼形部前縁１１４から翼弦方向に下流方向に離隔して位置する。第１及び第２の側壁１１０及び１１２は、それぞれ半径方向内側フランジ１０６から半径方向外側フランジ１０４まで翼長にわたって長手方向又は半径方向外向きに延在する。この例示的な実施形態では、出口案内翼１００の少なくとも一部分は、特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（ＭＭＣ）材料のような金属材料を利用して製造される。
【００１９】
図３に示すように、翼形部１０２は、第１の組立面１２０、第２の組立面１２１、前縁部又はスパー１３０及び後縁部又はスパー１３２を含む。具体的には、翼形部１０２は、前縁１１４から少なくとも部分的に後縁１１６に向かって外向きにテーパし、さらに後縁１１６から少なくとも部分的に前縁１１４に向かって外向きにテーパしたプロフィールを有する。このプロフィールは次に、前縁部１３０からまた後縁部１３２から内向きにテーパして、第１及び第２の組立面１２０及び１２１を形成する。このプロフィールは次に、さらに内向きにテーパして、翼形部の一方の側面上の第１の組立面１２０によって囲まれ、翼形部の他方の側面上の第２の組立面１２１によって囲まれた空洞１４０を形成する。
【００２０】
この例示的な実施形態では、空洞１４０は、ハニカム材料である第１の側面２０３及び第２の側面２０４を有する充填材１５０を受けるような寸法にされる。つまり、充填材１５０は、空洞１４０の厚さ１４４よりも小さい厚さ１５１を有して、充填材１５０が、空洞１４０内に配置された時に、前縁部１３０及び／又は後縁部１３２と同一平面にならないようにする。２つの積層部分２０１及び２０２は、前縁部１３０及び／又は後縁部１３２間で充填材１５０を覆うような寸法にされる。積層部分２０１は、第１の側面２０３及び第１の組立面１２０に対して結合されて、積層部分２０１は前縁部１３０及び／又は後縁部１３２の両方とほぼ同一面になり、また積層部分２０２は、第２の側面２０４及び第２の組立面１２１に対して結合されて、積層部分２０２はまた前縁部１３０及び／又は後縁部１３２の両方とほぼ同一面になる。幾つかの実施形態では、出口案内翼１００に対してポリウレタンのような保護皮膜１２２を施工することができる。
【００２１】
出口案内翼１００の製造時に、出口案内翼１００は、前縁部１３０、後縁部１３２、並びに内側及び外側フランジ１０４及び１０６を備えるように鋳造又は鍛造される。充填材１５０は、次に上記のように空洞１４０内に結合される。次に、積層部分２０１が、第１の側面２０３に結合され、また積層部分２０２が第２の側面２０４に結合される。
【００２２】
本明細書に説明しているのは、比較的軽量材料で充填され、２つの積層シート間に挟まれたほぼ中空の内部部分を有する出口案内翼で、少なくとも幾つかの公知の出口案内翼を置換えたガスタービンエンジンである。従って、本明細書に説明した例示的な出口案内翼は、ガスタービンエンジンアセンブリの全体重量を低減しながら、依然として構造一体性を維持し、従って新規な用途のために非常に挑戦的なエンジン重量目標を達成する。
【００２３】
具体的には、本明細書に説明した出口案内翼１００は、出口案内翼１００の翼形部部分を形成した２つのスパーを含む。スパー間の区域は、翼形部に剛性を付加するハニカム材料で充填され、次に２つの積層シート間に挟まれる。
【００２４】
本明細書では、本発明を最良の形態を含めて開示するとともに、装置又はシステムの製造・使用及び方法の実施を始め、本発明を当業者が実施できるようにするため、例を用いて説明してきた。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者に自明な他の例も包含する。かかる他の例は、特許請求の範囲の文言上の差のない構成要素を有しているか、或いは特許請求の範囲の文言と実質的な差のない均等な構成要素を有していれば、特許請求の範囲に記載された技術的範囲に属する。
【符号の説明】
【００２５】
１０ ガスタービンエンジンアセンブリ
１１ 長手方向軸線
１２ ファンアセンブリ
１３ コアガスタービンエンジン
１４ 圧縮機
１６ 燃焼器
１８ 高圧タービン
２０ 低圧タービン
２２ ブースタ
２４ ファンブレード
２６ ロータディスク
２８ 吸気側
３０ 排気側
３１ 第１のロータシャフト
３２ 第２のロータシャフト
４０ バイパスダクト
４２ ファンケーシング又はシュラウド
４４ スプリッタ
５０ 第１の部分
５２ 第２の部分
６０ ファンフレームアセンブリ
６２ 出口案内翼
６４ 半径方向外側取付けフランジ
６６ 半径方向内側取付けフランジ
６８ ストラット
１００ 出口案内翼
１０２ 翼形部
１０４ 半径方向外側フランジ
１０６ 半径方向内側フランジ
１１０ 第１の側壁
１１２ 第２の側壁
１１４ 翼形部前縁
１１６ 翼形部後縁
１２０ 第１の組立面
１２１ 第２の組立面
１２２ 保護皮膜
１３０ 前縁部又はスパー
１３２ 後縁部
１４０ 空洞
１４４ 厚さ
１５０ 充填材
１５１ 厚さ
２０１ 積層部分
２０２ 積層部分
２０３ 第１の側面
２０４ 第２の側面
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン用の出口案内翼（６２、１００）であって、
第１のフランジ（６４）と、
第１のフランジの半径方向内側に配置された第２のフランジ（６６）と、
第１のフランジと第２のフランジの間に延在して第１及び第２のフランジに結合した翼形部（１０２）であって、第１の材料からなる前縁部（１３０）及び後縁部（１３２）を有する翼形部（１０２）と、
前縁部と後縁部とで形成される間隙内に結合された充填材部分（１５０）であって、第１の側面及び第２の側面を有していて、第１の材料とは異なる第２の材料からなる充填材部分（１５０）と、
第１の側面（２０３）に結合し、複合材料からなる第１のスキンと、
第２の側面（２０４）に結合し、複合材料からなる第２のスキンと
を備える出口案内翼（６２、１００）。
【請求項２】
第１の材料が金属材料を含み、第２の材料がハニカム材料を含む、請求項１記載の出口案内翼（６２、１００）。
【請求項３】
半径方向内側フランジ（１０６）、半径方向外側フランジ（１０４）及び翼形部（１０２）の少なくともいずれかが複合材料を含む、請求項１記載の出口案内翼（６２、１００）。
【請求項４】
第１の材料がアルミニウムである、請求項１記載の出口案内翼（６２、１００）。
【請求項５】
出口案内翼に設けられた保護皮膜（１２２）をさらに含む、請求項１乃至請求項４のいずれか１項記載の出口案内翼（６２、１００）。
【請求項６】
第１のフランジ（１０４）、第２のフランジ（１０６）及び翼形部（１０２）が、鋳造単体構造出口案内翼及び鍛造単体構造出口案内翼の少なくともいずれかを含む、請求項１記載の出口案内翼（６２、１００）。
【請求項７】
コアガスタービンエンジン（１３）と、
コアガスタービンエンジンの上流に位置し、複数のファンブレードを備えるファンアセンブリ（１２）と、
ファンアセンブリの下流に位置し、複数の出口案内翼（６２、１００）を備える出口案内翼アセンブリと
を備えるガスタービンエンジンアセンブリ（１０）であって、複数の出口案内翼の少なくとも１つが、
各々第１の材料からなる前縁構造及び後縁構造を有する翼形部（１０２）と、
第１の側面及び第２の側面を備え、前縁部と後縁部の間に配置され、第１の材料とは異なる第２の材料からなる充填材部分（１５０）と、
第１の側面（２０３）に結合し、複合材料からなる第１のスキンと、
第２の側面（２０４）に結合し、複合材料からなる第２のスキンと
を備える、ガスタービンエンジンアセンブリ（１０）。
【請求項８】
翼形部（１０２）が分離可能なアセンブリをさらに含む、請求項７記載のガスタービンエンジンアセンブリ（１０）。
【請求項９】
第１の材料が金属材料を含み、第２の材料がハニカム材料を含む、請求項７記載のガスタービンエンジンアセンブリ（１０）。
【請求項１０】
翼形部（１０２）の少なくとも一部分が複合材料で製造される、請求項７記載のガスタービンエンジンアセンブリ（１０）。
【請求項１】
ガスタービンエンジン用の出口案内翼（６２、１００）であって、
第１のフランジ（６４）と、
第１のフランジの半径方向内側に配置された第２のフランジ（６６）と、
第１のフランジと第２のフランジの間に延在して第１及び第２のフランジに結合した翼形部（１０２）であって、第１の材料からなる前縁部（１３０）及び後縁部（１３２）を有する翼形部（１０２）と、
前縁部と後縁部とで形成される間隙内に結合された充填材部分（１５０）であって、第１の側面及び第２の側面を有していて、第１の材料とは異なる第２の材料からなる充填材部分（１５０）と、
第１の側面（２０３）に結合し、複合材料からなる第１のスキンと、
第２の側面（２０４）に結合し、複合材料からなる第２のスキンと
を備える出口案内翼（６２、１００）。
【請求項２】
第１の材料が金属材料を含み、第２の材料がハニカム材料を含む、請求項１記載の出口案内翼（６２、１００）。
【請求項３】
半径方向内側フランジ（１０６）、半径方向外側フランジ（１０４）及び翼形部（１０２）の少なくともいずれかが複合材料を含む、請求項１記載の出口案内翼（６２、１００）。
【請求項４】
第１の材料がアルミニウムである、請求項１記載の出口案内翼（６２、１００）。
【請求項５】
出口案内翼に設けられた保護皮膜（１２２）をさらに含む、請求項１乃至請求項４のいずれか１項記載の出口案内翼（６２、１００）。
【請求項６】
第１のフランジ（１０４）、第２のフランジ（１０６）及び翼形部（１０２）が、鋳造単体構造出口案内翼及び鍛造単体構造出口案内翼の少なくともいずれかを含む、請求項１記載の出口案内翼（６２、１００）。
【請求項７】
コアガスタービンエンジン（１３）と、
コアガスタービンエンジンの上流に位置し、複数のファンブレードを備えるファンアセンブリ（１２）と、
ファンアセンブリの下流に位置し、複数の出口案内翼（６２、１００）を備える出口案内翼アセンブリと
を備えるガスタービンエンジンアセンブリ（１０）であって、複数の出口案内翼の少なくとも１つが、
各々第１の材料からなる前縁構造及び後縁構造を有する翼形部（１０２）と、
第１の側面及び第２の側面を備え、前縁部と後縁部の間に配置され、第１の材料とは異なる第２の材料からなる充填材部分（１５０）と、
第１の側面（２０３）に結合し、複合材料からなる第１のスキンと、
第２の側面（２０４）に結合し、複合材料からなる第２のスキンと
を備える、ガスタービンエンジンアセンブリ（１０）。
【請求項８】
翼形部（１０２）が分離可能なアセンブリをさらに含む、請求項７記載のガスタービンエンジンアセンブリ（１０）。
【請求項９】
第１の材料が金属材料を含み、第２の材料がハニカム材料を含む、請求項７記載のガスタービンエンジンアセンブリ（１０）。
【請求項１０】
翼形部（１０２）の少なくとも一部分が複合材料で製造される、請求項７記載のガスタービンエンジンアセンブリ（１０）。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【公開番号】特開２０１１−１９６１７９（Ｐ２０１１−１９６１７９Ａ）
【公開日】平成２３年１０月６日（２０１１．１０．６）
【国際特許分類】
【外国語出願】
【出願番号】特願２０１０−６０２７４（Ｐ２０１０−６０２７４）
【出願日】平成２２年３月１７日（２０１０．３．１７）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２３年１０月６日（２０１１．１０．６）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１０−６０２７４（Ｐ２０１０−６０２７４）
【出願日】平成２２年３月１７日（２０１０．３．１７）
【出願人】（３９００４１５４２）ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ (6,332)
【Ｆターム（参考）】
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