タービンエンジン組立体及びその製造方法

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

例示的な航空機組立体の概略図。

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。

別の航空機組立体の概略図。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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