補強ファンブレードシム
本発明は、ターボジェットのファンブレード根元と、この根元が収容されるコンパートメントの底部との間に挿入されるように構成されるシムに関するものであり、コンパートメントは、ファンディスクによって画定され、このシムは、エラストマー材料で作られる少なくとも１つの外部要素を備える金属スティフナ（１２４）を有し、この外部要素の支持面（１３４）を備える。
本発明によれば、支持面（１３４）は、少なくとも１つの波形ゾーン（１３６）を備える。
本発明によれば、支持面（１３４）は、少なくとも１つの波形ゾーン（１３６）を備える。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に航空機用のターボジェットファンの分野、より詳細には、ファンブレードの根元とファンディスクによって画定されるコンパートメントの底部との間に挿入されるように構成されるシムに関する。
【背景技術】
【０００２】
このようなターボジェットファンの分解図が、図１に示されている。これは、全体的に、ファン軸４上に芯出しされるディスク２を備え、その上に周方向に間隔を置いて配置される歯６が、ディスクの周縁に形成され、各歯は、ほぼ長手方向および半径方向に延在し、軸４にほぼ平行である。周方向の２つの連続した歯６は、ファンブレード１０の根元１２を保持するそれらの間にコンパートメント８を画定する。各歯は、知られている方法で、半径方向外側方向にブレードを保持するように幅広ヘッドを有する。換言すれば、コンパートメント８は、ブレードの根元１２よりも小さな部分を有する、ブレード１０のステムが通過できる狭くされた外側半径方向端部を有する。したがって、結果として得られる組立体は、ダブテールまたは「モミの木状取付け」タイプの組立体である。
【０００３】
さらに、ファン１は、各ブレード１０と組み合わされ、かつブレード根元１２の下端部と当該ブレードと組み合わされたコンパートメントの底部８ａとの間に挿入されるシム２０を備えている。
【０００４】
図２でよりよく見ることができるように、シム２０は、半径方向内側方向にブレード１０を阻止し、また、根元１２の接触面を歯６のエネルギー端と接触させるのに関与する。さらに、図１で見ることができるように、シム２０は、その組み合わされたブレード用の軸方向保持ストッパ２２を備え、このストッパ２２は、ディスク２によって担持され、かつ軸４上に芯出しされる保持リング（図示せず）と接触して担持するように構成される。
【０００５】
シム２０は、従来、エラストマー材料で作られる１つまたはいくつかの外部要素２６がその周りに配置される金属スティフナ２４を備え、したがって、この要素２６は、コンパートメントの底部８ａおよびブレードの根元１２の半径方向内部端と接触している。知られている方法では、各要素２６は、金属スティフナの上に射出成形することによって作られ、この金属スティフナは、チタンで作られることが好ましい。使用される射出方法によるインサート成形は、スティフナ２４に設けられる支持面の上にエラストマー材料で作られる外部要素２６を接合する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
この技術的解決策は、ターボジェットで非常に広範に使用されるが、これは、外部要素２６の分離（層間剥離）の問題を生じる場合がある。この問題は、エンジンの取付け中に、および／またはシムを挿入するのに必要な取扱い作業中に、シム２０が、根元１２とコンパートメントの底部８ａとの間に挿入されるときに、本質的に生じる。図１に概略的に示されるように、シムは、その長手方向３０に沿ってシムを摺動させることによって専用スペースの中に挿入され、この長手方向３０は、通常、僅かに湾曲されることに留意されたい。
【０００７】
このタイプの剥ぎ取りが生じると、このシムに組み合わされたブレードの保持特性は、もはや満足されない場合がある。さらに、シムはまた、ブレード内で振動を低減させる機能も果たすので、シムの劣化は、運転中にこのファンブレードに生じる振動の減衰の低減をもたらす。
【０００８】
したがって、本発明の目的は、先行技術による実施形態に関係のある、上述された欠点を少なくとも部分的に克服することである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
これを実現するために、本発明の目的は、請求項１または２によるスキンにある。
【００１０】
シムは、長手方向に沿って延在するストリップの形をとり、波形ゾーンは、この同じ方向に沿って互いに後に続く複数の波部を備えることが好ましい。このように配置された波部は、シムが、ブレード根元とコンパートメントの底部との間に挿入される場合に、エラストマー材料で作られる外部要素の層間剥離に対するより良好な抵抗力になる。次いで、これらの波部は、スティフナと長手方向に沿ったシムの外部要素との間の相対変位に対する直接障害物を形成し、該長手方向は、通常、シムがブレードの下でその専用スペースの中に挿入される方向に対応する。
【００１１】
エラストマー材料で作られる外部要素は、好ましくは高圧射出によって金属スティフナの上に成形されるインサートであることが好ましい。
【００１２】
金属スティフナは、チタンで作られることが好ましい。
【００１３】
本発明の他の目的は、複数のファンブレードと、その周縁の周りに複数のコンパートメントを画定するディスクとを備えるターボジェットファンであり、各ファンブレードの根元は、コンパートメントのうちの１つに収容され、上で説明したようなシムは、コンパートメントの底部と前記根元との間に挿入される。
【００１４】
各シムは、その組み合わされたファンブレードの根元に沿って移動することが好ましい。
【００１５】
各シムは、その組み合わされたファンブレード用の軸方向の保持ストッパを有することが好ましい。
【００１６】
最後に、本発明の他の目的は、上で説明したようなファンを備える航空機ターボジェットである。
【００１７】
本発明の他の利点および特徴は、下で与えられる非限定的な詳細な説明において明らかになるであろう。この説明は、添付の図面について行われる。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】既に説明した、先行技術により知られている構成による航空機用のターボジェットファンの一部の分解斜視図である。
【図２】やはり先に説明した、図１に示されるファンの一部断面図である。
【図３】本発明の好ましい実施形態によるターボジェットファン用のシムの斜視図である。
【図４】図３の斜視図と同様な図を示し、金属スティフナおよびその外部要素の支持面だけを示すために、エラストマー材料で作られる外部要素が取り外されている図である。
【図４ａ】シムの長手方向を含み、かつ金属スティフナによって形成される支持面の波形ゾーンを示す、図４ａの平面Ｐによる断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
したがって、図３は、本発明の好ましい実施形態によって作られるシム１２０を示している。また、図１および図２に示される先行技術によるシム２０の形状と事実上同一または類似の外形を有するこのシムは、湾曲した形状からなる長手方向１３０に沿って延在する全体としてストリップの形状であり、この長手方向１３０は、その組み合わされたブレードの根元１２およびコンパートメントの底部８ａが同様に延在する方向に対応している。したがって、シム１２０は、常にブレードを保持する目的のために、およびブレードの振動を減衰させるために、図１に示されるブレード１０とコンパートメント８の底部８ａとの間に挿入されることを理解すべきである。
【００２０】
図３は、好ましくはチタンで作られる金属スティフナ１２４には、このスティフナの外側表面を部分的に覆うエラストマー材料で作られる外部要素１２６が装着されることを示している。換言すれば、スティフナ１２４にエラストマー材料を高圧射出成形することによって作られる外部要素１２６は、このスティフナの外側表面の一部を自由にしておく。
【００２１】
図４は、その外部要素１２６によってまだ覆われていない状態の同じスティフナ１２４を示している。これにより、この外部要素の支持面１３４が図４および図４ａにおいて目で見えるようになり、これは、支持面１３４が、いくつかの波形ゾーン１３６を有することを示している。各波形ゾーン１３６は、その間に丸みのある谷間１４２が形成される、一連の波部１４０により実際に形成される。したがって、エラストマー材料の射出成形中に、エラストマー材料は、谷間１４２の中に貫入し、これは、スティフナ１２４への要素１２６の接合領域を増大させ、かつ外部要素の谷間にスティフナの波部の複数の機械的な噛み合いを生じ、逆もまた同様であるという二重の意義を有する。
【００２２】
この点で、要素１２６の層間剥離という危険をさらに低減するために、各波形ゾーン１３６の波部１４０は、シム１２０がディスク２に対して通常移動し得る長手方向１３０に沿って次々と、ブレード根元１２とコンパートメントの底部８ａとの間に挿入されるべきであることが計画されている。図４に示されるように、２つの波形ゾーン１３６が設けられ、かつ反対の方向に方向付けられ、１つは、完成したシムの外表面の一部を形成するスティフナ１２４の部分によって、１つまたはいくつかの位置でおそらく中断される。いったんシムが、そのコンパートメントの適切な位置に設置されると、波部１４０は、それらの振幅の方向に、ファンディスク２の周方向に沿って延在する。
【００２３】
さらに、２つの波形ゾーン１３６は、半径方向外側ゾーン１４６および半径方向内側ゾーン（図４では見えない）によって互いに接続され、これらの２つのゾーンは、平坦であり、方向１３０に平行であることが好ましい。また、これらは、いったん射出成形が完了すると、エラストマー材料１２６で作られる要素が接合する支持面１３４の一体部分を形成する。
【００２４】
明らかに、本明細書において示されるシム１２０は、図１のシム２０について示されるストッパ２２と同じ幾何形状からなる、その組み合わされたファンブレード用の軸方向の保持ストッパ１２２をやはり有する。
【００２５】
明らかに、当業者は、単に非限定的な例を通して説明されたばかりのように、本発明のさまざまな改変を行うことができる。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般に航空機用のターボジェットファンの分野、より詳細には、ファンブレードの根元とファンディスクによって画定されるコンパートメントの底部との間に挿入されるように構成されるシムに関する。
【背景技術】
【０００２】
このようなターボジェットファンの分解図が、図１に示されている。これは、全体的に、ファン軸４上に芯出しされるディスク２を備え、その上に周方向に間隔を置いて配置される歯６が、ディスクの周縁に形成され、各歯は、ほぼ長手方向および半径方向に延在し、軸４にほぼ平行である。周方向の２つの連続した歯６は、ファンブレード１０の根元１２を保持するそれらの間にコンパートメント８を画定する。各歯は、知られている方法で、半径方向外側方向にブレードを保持するように幅広ヘッドを有する。換言すれば、コンパートメント８は、ブレードの根元１２よりも小さな部分を有する、ブレード１０のステムが通過できる狭くされた外側半径方向端部を有する。したがって、結果として得られる組立体は、ダブテールまたは「モミの木状取付け」タイプの組立体である。
【０００３】
さらに、ファン１は、各ブレード１０と組み合わされ、かつブレード根元１２の下端部と当該ブレードと組み合わされたコンパートメントの底部８ａとの間に挿入されるシム２０を備えている。
【０００４】
図２でよりよく見ることができるように、シム２０は、半径方向内側方向にブレード１０を阻止し、また、根元１２の接触面を歯６のエネルギー端と接触させるのに関与する。さらに、図１で見ることができるように、シム２０は、その組み合わされたブレード用の軸方向保持ストッパ２２を備え、このストッパ２２は、ディスク２によって担持され、かつ軸４上に芯出しされる保持リング（図示せず）と接触して担持するように構成される。
【０００５】
シム２０は、従来、エラストマー材料で作られる１つまたはいくつかの外部要素２６がその周りに配置される金属スティフナ２４を備え、したがって、この要素２６は、コンパートメントの底部８ａおよびブレードの根元１２の半径方向内部端と接触している。知られている方法では、各要素２６は、金属スティフナの上に射出成形することによって作られ、この金属スティフナは、チタンで作られることが好ましい。使用される射出方法によるインサート成形は、スティフナ２４に設けられる支持面の上にエラストマー材料で作られる外部要素２６を接合する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
この技術的解決策は、ターボジェットで非常に広範に使用されるが、これは、外部要素２６の分離（層間剥離）の問題を生じる場合がある。この問題は、エンジンの取付け中に、および／またはシムを挿入するのに必要な取扱い作業中に、シム２０が、根元１２とコンパートメントの底部８ａとの間に挿入されるときに、本質的に生じる。図１に概略的に示されるように、シムは、その長手方向３０に沿ってシムを摺動させることによって専用スペースの中に挿入され、この長手方向３０は、通常、僅かに湾曲されることに留意されたい。
【０００７】
このタイプの剥ぎ取りが生じると、このシムに組み合わされたブレードの保持特性は、もはや満足されない場合がある。さらに、シムはまた、ブレード内で振動を低減させる機能も果たすので、シムの劣化は、運転中にこのファンブレードに生じる振動の減衰の低減をもたらす。
【０００８】
したがって、本発明の目的は、先行技術による実施形態に関係のある、上述された欠点を少なくとも部分的に克服することである。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
これを実現するために、本発明の目的は、請求項１または２によるスキンにある。
【００１０】
シムは、長手方向に沿って延在するストリップの形をとり、波形ゾーンは、この同じ方向に沿って互いに後に続く複数の波部を備えることが好ましい。このように配置された波部は、シムが、ブレード根元とコンパートメントの底部との間に挿入される場合に、エラストマー材料で作られる外部要素の層間剥離に対するより良好な抵抗力になる。次いで、これらの波部は、スティフナと長手方向に沿ったシムの外部要素との間の相対変位に対する直接障害物を形成し、該長手方向は、通常、シムがブレードの下でその専用スペースの中に挿入される方向に対応する。
【００１１】
エラストマー材料で作られる外部要素は、好ましくは高圧射出によって金属スティフナの上に成形されるインサートであることが好ましい。
【００１２】
金属スティフナは、チタンで作られることが好ましい。
【００１３】
本発明の他の目的は、複数のファンブレードと、その周縁の周りに複数のコンパートメントを画定するディスクとを備えるターボジェットファンであり、各ファンブレードの根元は、コンパートメントのうちの１つに収容され、上で説明したようなシムは、コンパートメントの底部と前記根元との間に挿入される。
【００１４】
各シムは、その組み合わされたファンブレードの根元に沿って移動することが好ましい。
【００１５】
各シムは、その組み合わされたファンブレード用の軸方向の保持ストッパを有することが好ましい。
【００１６】
最後に、本発明の他の目的は、上で説明したようなファンを備える航空機ターボジェットである。
【００１７】
本発明の他の利点および特徴は、下で与えられる非限定的な詳細な説明において明らかになるであろう。この説明は、添付の図面について行われる。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】既に説明した、先行技術により知られている構成による航空機用のターボジェットファンの一部の分解斜視図である。
【図２】やはり先に説明した、図１に示されるファンの一部断面図である。
【図３】本発明の好ましい実施形態によるターボジェットファン用のシムの斜視図である。
【図４】図３の斜視図と同様な図を示し、金属スティフナおよびその外部要素の支持面だけを示すために、エラストマー材料で作られる外部要素が取り外されている図である。
【図４ａ】シムの長手方向を含み、かつ金属スティフナによって形成される支持面の波形ゾーンを示す、図４ａの平面Ｐによる断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
したがって、図３は、本発明の好ましい実施形態によって作られるシム１２０を示している。また、図１および図２に示される先行技術によるシム２０の形状と事実上同一または類似の外形を有するこのシムは、湾曲した形状からなる長手方向１３０に沿って延在する全体としてストリップの形状であり、この長手方向１３０は、その組み合わされたブレードの根元１２およびコンパートメントの底部８ａが同様に延在する方向に対応している。したがって、シム１２０は、常にブレードを保持する目的のために、およびブレードの振動を減衰させるために、図１に示されるブレード１０とコンパートメント８の底部８ａとの間に挿入されることを理解すべきである。
【００２０】
図３は、好ましくはチタンで作られる金属スティフナ１２４には、このスティフナの外側表面を部分的に覆うエラストマー材料で作られる外部要素１２６が装着されることを示している。換言すれば、スティフナ１２４にエラストマー材料を高圧射出成形することによって作られる外部要素１２６は、このスティフナの外側表面の一部を自由にしておく。
【００２１】
図４は、その外部要素１２６によってまだ覆われていない状態の同じスティフナ１２４を示している。これにより、この外部要素の支持面１３４が図４および図４ａにおいて目で見えるようになり、これは、支持面１３４が、いくつかの波形ゾーン１３６を有することを示している。各波形ゾーン１３６は、その間に丸みのある谷間１４２が形成される、一連の波部１４０により実際に形成される。したがって、エラストマー材料の射出成形中に、エラストマー材料は、谷間１４２の中に貫入し、これは、スティフナ１２４への要素１２６の接合領域を増大させ、かつ外部要素の谷間にスティフナの波部の複数の機械的な噛み合いを生じ、逆もまた同様であるという二重の意義を有する。
【００２２】
この点で、要素１２６の層間剥離という危険をさらに低減するために、各波形ゾーン１３６の波部１４０は、シム１２０がディスク２に対して通常移動し得る長手方向１３０に沿って次々と、ブレード根元１２とコンパートメントの底部８ａとの間に挿入されるべきであることが計画されている。図４に示されるように、２つの波形ゾーン１３６が設けられ、かつ反対の方向に方向付けられ、１つは、完成したシムの外表面の一部を形成するスティフナ１２４の部分によって、１つまたはいくつかの位置でおそらく中断される。いったんシムが、そのコンパートメントの適切な位置に設置されると、波部１４０は、それらの振幅の方向に、ファンディスク２の周方向に沿って延在する。
【００２３】
さらに、２つの波形ゾーン１３６は、半径方向外側ゾーン１４６および半径方向内側ゾーン（図４では見えない）によって互いに接続され、これらの２つのゾーンは、平坦であり、方向１３０に平行であることが好ましい。また、これらは、いったん射出成形が完了すると、エラストマー材料１２６で作られる要素が接合する支持面１３４の一体部分を形成する。
【００２４】
明らかに、本明細書において示されるシム１２０は、図１のシム２０について示されるストッパ２２と同じ幾何形状からなる、その組み合わされたファンブレード用の軸方向の保持ストッパ１２２をやはり有する。
【００２５】
明らかに、当業者は、単に非限定的な例を通して説明されたばかりのように、本発明のさまざまな改変を行うことができる。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボジェットのファンブレードの根元（１２）と前記根元が収容されるコンパートメント（８）の底部（８ａ）との間に挿入されるように構成されるシム（１２０）であり、前記コンパートメントが、ファンディスク（２）によって画定され、前記シムが、エラストマー材料で作られる少なくとも１つの外部要素（１２６）を備える金属スティフナ（１２４）を有し、前記金属スティフナが、エラストマー材料で作られる前記外部要素の支持面（１３４）を有する、シムであって、
前記支持面（１３４）が、少なくとも１つの波形ゾーン（１３６）を備えることを特徴とする、シム。
【請求項２】
前記支持面（１３４）が、反対の方向に方向付けられる２つの波形ゾーン（１３６）を有することを特徴とする、請求項１に記載のシム。
【請求項３】
前記シムが、長手方向（１３０）に沿って延在するストリップの形をとり、前記波形ゾーンが、前記長手方向（１３０）に沿って互いに後に続く複数の波部（１４０）を備えることを特徴とする、請求項１または２に記載のシム。
【請求項４】
前記外部要素（１２６）が、金属スティフナ（１２４）の上に成形されたインサートであることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のシム。
【請求項５】
金属スティフナ（１２４）が、チタンで作られることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のシム。
【請求項６】
複数のファンブレード（１０）と、周縁の周りに複数のコンパートメント（８）を画定するディスク（２）とを備えるターボジェットファン（１）であり、各ファンブレード（１０）の根元（１２）が、コンパートメント（８）のうちの１つに収容され、請求項１から５のいずれか一項に記載のシム（１２０）が、前記コンパートメントの底部（８ａ）と前記根元（１２）との間に挿入される、ターボジェットファン（１）。
【請求項７】
各シム（１２０）が、組み合わされたファンブレード（１０）の根元（１２）に沿って移動することを特徴とする、請求項６に記載のファン。
【請求項８】
各シム（１２０）が、組み合わされたファンブレード（１０）用の軸方向の保持ストッパ（１２２）を有することを特徴とする、請求項６または７に記載のファン。
【請求項９】
請求項６から８のいずれか一項に記載のファン（１）を備える、航空機ターボジェット。
【請求項１】
ターボジェットのファンブレードの根元（１２）と前記根元が収容されるコンパートメント（８）の底部（８ａ）との間に挿入されるように構成されるシム（１２０）であり、前記コンパートメントが、ファンディスク（２）によって画定され、前記シムが、エラストマー材料で作られる少なくとも１つの外部要素（１２６）を備える金属スティフナ（１２４）を有し、前記金属スティフナが、エラストマー材料で作られる前記外部要素の支持面（１３４）を有する、シムであって、
前記支持面（１３４）が、少なくとも１つの波形ゾーン（１３６）を備えることを特徴とする、シム。
【請求項２】
前記支持面（１３４）が、反対の方向に方向付けられる２つの波形ゾーン（１３６）を有することを特徴とする、請求項１に記載のシム。
【請求項３】
前記シムが、長手方向（１３０）に沿って延在するストリップの形をとり、前記波形ゾーンが、前記長手方向（１３０）に沿って互いに後に続く複数の波部（１４０）を備えることを特徴とする、請求項１または２に記載のシム。
【請求項４】
前記外部要素（１２６）が、金属スティフナ（１２４）の上に成形されたインサートであることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のシム。
【請求項５】
金属スティフナ（１２４）が、チタンで作られることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のシム。
【請求項６】
複数のファンブレード（１０）と、周縁の周りに複数のコンパートメント（８）を画定するディスク（２）とを備えるターボジェットファン（１）であり、各ファンブレード（１０）の根元（１２）が、コンパートメント（８）のうちの１つに収容され、請求項１から５のいずれか一項に記載のシム（１２０）が、前記コンパートメントの底部（８ａ）と前記根元（１２）との間に挿入される、ターボジェットファン（１）。
【請求項７】
各シム（１２０）が、組み合わされたファンブレード（１０）の根元（１２）に沿って移動することを特徴とする、請求項６に記載のファン。
【請求項８】
各シム（１２０）が、組み合わされたファンブレード（１０）用の軸方向の保持ストッパ（１２２）を有することを特徴とする、請求項６または７に記載のファン。
【請求項９】
請求項６から８のいずれか一項に記載のファン（１）を備える、航空機ターボジェット。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図４ａ】
【図２】
【図３】
【図４】
【図４ａ】
【公表番号】特表２０１２−５２５５３０（Ｐ２０１２−５２５５３０Ａ）
【公表日】平成２４年１０月２２日（２０１２．１０．２２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−５０７７２７（Ｐ２０１２−５０７７２７）
【出願日】平成２２年４月２８日（２０１０．４．２８）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２０１０／０５５６８９
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／１２５０８９
【国際公開日】平成２２年１１月４日（２０１０．１１．４）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２４年１０月２２日（２０１２．１０．２２）
【国際特許分類】
【出願日】平成２２年４月２８日（２０１０．４．２８）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＥＰ２０１０／０５５６８９
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／１２５０８９
【国際公開日】平成２２年１１月４日（２０１０．１１．４）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
【Ｆターム（参考）】
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