JP2017138068A - 航空部品及び航空用ガスタービンエンジン - Google Patents

Abstract

【課題】応力を低減して、製品寿命を長くすることができる航空部品等を提供する。
【解決手段】航空用ガスタービンエンジンに用いられる航空部品１において、外周面を有する円環部５と、円環部５の軸方向の一方の端部に形成されるフランジ部６と、円環部５の外周面から径方向に突出するボス部７と、を備え、円環部５の軸方向に沿って切った断面において、フランジ部６とボス部７との間における円環部５の外周面の形状は、フランジ部６からボス部７に向かって板厚が厚くなるテーパ形状に形成されたテーパ部１５となっている。
【選択図】図２

Description

本発明は、フランジ部及びボス部を有する円環状の航空部品及び航空用ガスタービンエンジンに関するものである。

従来、航空部品として、ガスタービンエンジンの燃焼ケースがある（例えば、特許文献１参照）。この燃焼ケースには、開口が形成されており、開口の強度を高めるべく、ボス部が形成されている。このボス部には、Ｔ字型のスロットが形成されることで、ボス部に発生する応力を緩和する等の応力低減策がとられることがある。

特開２００３−２３２５２０号公報

特許文献１の航空部品では、Ｔ字型スロットを形成するにあたって、円周方向にバンド部を形成することから、設計変更が大きなものとなる。

そこで、本発明は、応力を低減して、製品寿命を長くすることができる航空部品及び航空用ガスタービンエンジンを提供することを課題とする。

本発明の航空部品は、航空用ガスタービンエンジンに用いられる航空部品において、外周面を有する円環部と、前記円環部の軸方向の一方の端部に形成されるフランジ部と、前記円環部の外周面から径方向に突出するボス部と、を備え、前記円環部の軸方向に沿って切った断面において、前記フランジ部と前記ボス部との間における前記円環部の前記外周面の形状は、前記フランジ部から前記ボス部に向かって板厚が厚くなるテーパ形状に形成されたテーパ部となっていることを特徴とする。

この構成によれば、テーパ部を設けることで、フランジ部からボス部に向かう板厚の変化を緩やかなものにでき、温度勾配を緩和することができる。また、フランジ部からボス部に向かう板厚の剛性の変化を緩やかなものにできる。以上から、ボス部周りに発生する応力を低減することができ、製品寿命を長くすることができる。

また、前記円環部の軸方向における前記フランジ部と前記ボス部との間の距離をｄとし、前記円環部の軸方向における前記テーパ部の長さをｄ’とすると、前記テーパ部の長さｄ’は、０．５ｄ≦ｄ’ ≦ｄの範囲となっていることが、好ましい。

この構成によれば、テーパ部の長さを好適なものとすることができるため、応力を好適に低減することができる。

また、前記円環部の軸方向における前記フランジ部と前記ボス部との間の距離をｄとし、前記円環部の軸方向に対する前記テーパ部の傾斜角度をθとし、前記円環部において最薄となる最薄部の板厚をｔとし、前記ボス部における板厚をｈとすると、前記傾斜角度θは、０．３（ｈ−ｔ）／ｄ≦θ≦（ｈ−ｔ）／ｄの範囲となっていることが、好ましい。

この構成によれば、テーパ部の傾斜角度を好適なものとすることができるため、応力を好適に低減することができる。

また、前記フランジ部は、前記円環部の周方向に延在して形成され、前記ボス部は、前記フランジ部と対向する部位が、前記フランジ部と平行に形成されていることが、好ましい。

この構成によれば、フランジ部とボス部との間に形成されるテーパ部の領域を大きなものとすることができるため、応力をより好適に低減することができる。

また、前記フランジ部と平行となる前記ボス部の幅をａとし、前記ボス部に貫通形成されるボルト孔を中心とする前記ボス部の周縁の曲率半径をｂとすると、前記ボス部の幅ａは、ｂ＜ａ＜３ｂの範囲となっていることが、好ましい。

この構成によれば、ボス部の幅を好適なものとすることができるため、応力を好適に低減することができる。

本発明の航空用ガスタービンエンジンは、上記の航空部品を用いたことを特徴とする。

この構成によれば、応力を好適に低減した航空部品を用いることができるため、信頼性の高いものとすることができる。

図１は、本実施形態に係る航空部品を示す図である。 図２は、本実施形態に係る航空部品を軸方向に沿って切ったときの断面図である。 図３は、本実施形態に係る航空部品と従来の航空部品との熱応力を比較した一例の説明図である。 図４は、本実施形態に係る航空部品と従来の航空部品との熱応力を比較した一例の説明図である。

以下に、本発明に係る実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。さらに、以下に記載した構成要素は適宜組み合わせることが可能であり、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせることも可能である。

［実施形態］
本実施形態に係る航空部品は、航空用ガスタービンエンジンに用いられるものであり、例えば、燃焼器のケーシングを構成する部品となっている。ここで、図１は、本実施形態に係る航空部品を示す図である。図２は、本実施形態に係る航空部品を軸方向に沿って切ったときの断面図である。図３及び図４は、本実施形態に係る航空部品と従来の航空部品との熱応力を比較した一例の説明図である。以下の説明では、航空部品として、燃焼器のケーシングに適用する場合について説明するが、特に限定されず、いずれの航空部品に適用してもよい。

航空部品１は、円環部５と、フランジ部６と、ボス部７とを有している。円環部５は、所定の方向を軸方向として、周方向に円環状に形成されており、その外周面にボス部７が形成されている。フランジ部６は、円環部５の一方の端部に設けられ、径方向の外側に突出すると共に、周方向に延在して全周に亘って設けられている。ボス部７は、円環部５の外周面から径方向の外側に突出して形成されている。

ボス部７には、内外を連通する円形の貫通孔１０が形成されており、この貫通孔には、燃料を供給するための図示しない燃料配管が接続される。また、貫通孔１０の周囲のボス部７には、燃料配管を航空部品１に締結するためのボルト孔１１が複数形成されている。

ボス部７は、円環部５の板厚が最薄となる最薄部における厚さよりも厚く形成されている。また、ボス部７は、フランジ部６と対向する部位が、フランジ部６と平行に形成されている。つまり、ボス部７のフランジ部６と対向する周縁は、フランジ部６と平行となる直線状に形成されている。

ここで、フランジ部６と対向するボス部７の幅、つまり、ボス部７の周方向における幅をａとする。また、ボス部７に貫通形成されるボルト孔１１を中心とするボス部７の周縁の曲率半径をｂとする。具体的に、図１の左側のボス部７の幅をａ１とし、図１の左側のボス部７の周縁の曲率半径をｂ１とする。また、図１の右側のボス部７の幅をａ２とし、図１の右側のボス部７の周縁の曲率半径をｂ２とする。この場合、ボス部７の幅ａ１，ａ２は、ｂ１＜ａ１＜３ｂ１、ｂ２＜ａ２＜３ｂ２の範囲となっている。

また、航空部品１は、図２に示すように、円環部５の軸方向に沿って切った断面（図１のＡ−Ａ断面）において、フランジ部６とボス部７との間がテーパ部１５となっている。テーパ部１５は、フランジ部６とボス部７との間における円環部５の外周面の形状が、フランジ部６からボス部７に向かって板厚が厚くなるテーパ形状に形成されている。このテーパ形状となる面は、円環部５の軸方向に沿って切った断面において、直線状に形成されている。

ここで、円環部５の軸方向におけるフランジ部６とボス部７との間の距離をｄとする。また、円環部５の軸方向におけるテーパ部１５の長さをｄ’とする。この場合、テーパ部１５の長さｄ’は、０．５ｄ≦ｄ’ ≦ｄの範囲となっている。

また、円環部５の軸方向に対するテーパ部１５の傾斜角度θは、下記する範囲となっている。ここで、円環部５において最薄となる最薄部の板厚をｔとし、ボス部７における板厚をｈとする。この場合、傾斜角度θは、０．３（ｈ−ｔ）／ｄ≦θ≦（ｈ−ｔ）／ｄの範囲となっている。

次に、図３及び図４を参照して、従来の航空部品１における応力分布と、本実施形態の航空部品１における応力分布とについて比較する。ここで、応力は、円環部５の内部と外部とにおける温度差によって発生する熱応力である。従来の航空部品１は、テーパ部１５が設けられておらず、また、フランジ部６に対向する部位のボス部７の形状は、フランジ部６側に向かって凸となる山なりの形状となっている。

図３に示すように、従来の航空部品１は、フランジ部６とボス部７との間の円環部５、特に、ボス部７の根元側において、応力が大きなものとなっている。一方で、本実施形態の航空部品１は、フランジ部６とボス部７との間のテーパ部１５において、応力が緩和されていることが確認された。また、図４（図３のＡ−Ａ断面）に示すように、従来の航空部品１は、フランジ部６とボス部７との間の円環部５、特に、ボス部７の根元側において、円環部５の表裏における応力が大きなものとなっている。一方で、本実施形態の航空部品１は、フランジ部とボス部７との間のテーパ部１５において、テーパ部１５の表裏における応力が緩和されていることが確認された。

以上のように、本実施形態によれば、フランジ部６とボス部７との間にテーパ部１５を設けることで、フランジ部６からボス部７に向かう板厚の変化を緩やかなものにでき、温度勾配を緩和することができる。また、フランジ部６からボス部７に向かう板厚の剛性の変化を緩やかなものにできる。以上から、ボス部７周りに発生する応力を低減することができ、製品寿命を長くすることができる。

また、本実施形態によれば、テーパ部１５の長さｄ’、テーパ部１５の傾斜角度θ、ボス部７の幅ａ１，ａ２を好適な範囲にすることができるため、応力を好適に低減することができる。

また、本実施形態によれば、フランジ部６と対向するボス部７の部位を、フランジ部６と平行に形成することで、フランジ部６とボス部７との間に形成されるテーパ部１５の領域を大きなものとすることができるため、応力をより好適に低減することができる。

また、本実施形態によれば、応力を好適に低減した航空部品１を、航空用ガスタービンエンジンに適用することができるため、航空用ガスタービンエンジンの信頼性を高いものとすることができる。

１ 航空部品
５ 円環部
６ フランジ部
７ ボス部
１０ 貫通孔
１１ ボルト孔
１５ テーパ部

Claims (6)

1. 航空用ガスタービンエンジンに用いられる航空部品において、
   外周面を有する円環部と、
   前記円環部の軸方向の一方の端部に形成されるフランジ部と、
   前記円環部の外周面から径方向に突出するボス部と、を備え、
   前記円環部の軸方向に沿って切った断面において、前記フランジ部と前記ボス部との間における前記円環部の前記外周面の形状は、前記フランジ部から前記ボス部に向かって板厚が厚くなるテーパ形状に形成されたテーパ部となっていることを特徴とする航空部品。
2. 前記円環部の軸方向における前記フランジ部と前記ボス部との間の距離をｄとし、
   前記円環部の軸方向における前記テーパ部の長さをｄ’とすると、
   前記テーパ部の長さｄ’は、０．５ｄ≦ｄ’ ≦ｄの範囲となっていることを特徴とする請求項１に記載の航空部品。
3. 前記円環部の軸方向における前記フランジ部と前記ボス部との間の距離をｄとし、
   前記円環部の軸方向に対する前記テーパ部の傾斜角度をθとし、
   前記円環部において最薄となる最薄部の板厚をｔとし、
   前記ボス部における板厚をｈとすると、
   前記傾斜角度θは、０．３（ｈ−ｔ）／ｄ≦θ≦（ｈ−ｔ）／ｄの範囲となっていることを特徴とする請求項１または２に記載の航空部品。
4. 前記フランジ部は、前記円環部の周方向に延在して形成され、
   前記ボス部は、前記フランジ部と対向する部位が、前記フランジ部と平行に形成されていることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の航空部品。
5. 前記フランジ部と平行となる前記ボス部の幅をａとし、
   前記ボス部に貫通形成されるボルト孔を中心とする前記ボス部の周縁の曲率半径をｂとすると、
   前記ボス部の幅ａは、ｂ＜ａ＜３ｂの範囲となっていることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載の航空部品。
6. 請求項１から５のいずれか１項に記載された航空部品を用いたことを特徴とする航空用ガスタービンエンジン。

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