JPH0254170B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 アメリカ合衆国政府は、合衆国海軍が交した契
約第N00019−76−Ｃ−0261に従つて、この発明
に関して相当の権利を持つ。

発明の背景 本発明は、ガスタービン航空機エンジンに通例
用いられるタイプのシユート付ミキサを成形する
方法に関する。

ガスタービンエンジンの開発過程で、２つの
別々のガス流を効率よく混合することを必要とす
る種々の熱力学的概念が生じてきた。多くの場
合、かゝる混合が必要なのは、２つのガス流が著
しく異なる温度および／または圧力にあり、これ
らを一緒に合−して一つの均質なガス流を形成し
なければならないからである。

現在のガスターピン航空機エンジンは普通、断
面が円形で、種々の構造物がエンジン中心線のま
わりに半径方向に広がつている機関であるので、
混合しなければならないこれらのガス流の多くは
断面円環、即ちリング状である。従つて、これら
のガス流を混合するとき、混合パターンは大抵、
円形またはリング状断面を横切る半径方向とな
る。

ガス流の半径方向混合を達成するために、種々
の構造が開発されている。この目的を達成する構
造の一つは、シユート付ミキサと称されている。
シユート付ミキサの例が、Weinsteinらの米国特
許第4265646号およびKrabachenの米国特許第
3861140号に開示されている。元来、シユート付
ミキサ構造はリングであり、このリングに関して
単一方向に延在するローブまたはシユートが設け
られている。これらのシユートは、一つのガス流
を半径方向にミキサの片側へ導びくとともに他の
ガス流を半径方向にミキサの他側へ導びく機能を
果す。これらのシユート付ミキサ構造は当業によ
く知られており、航空機エンジン工業において頻
繁に使用されれている。

このようなシユート付ミキサはガス流混合装置
として非常の有用であるが、製造は特に簡単とい
うわけではない。従来の製造方法の１例では、数
個の個別ローブ構造体を製造し、これらを互に溶
接して単一ミキサ構造を形成する。個別ローブを
連結して円形シユート付ミキサを形成した後、航
空機エンジンに組込むのに適当な寸法を得るため
に、ミキサを色々なやり方で再加工しなければな
らない。この再加工工程では、適当な寸法および
公差を達成するのが難しい。その上、この製作方
法では熟練した機械作業員の側で多大な時間と努
力を必要とする。

従つて本発明の目的は、再加工や再研削を必要
とせずに、適当な寸法および公差を有するシユー
ト付ミキサを製作する改良方法を提供することに
ある。

本発明の他の目的は、完全なひまわり形ミキサ
を製作するのに個別ローブ構造の接合を必要とし
ない、シユート付ミキサの製造方法を提供するこ
とにある。

本発明のさらに他の目的は、金属ブランクの過
度の引張や再成形を必要とせず、従つてブランク
の引裂やちぎれを回避できる、冷間金属プレスお
よび成形技術でひまわり形ミキサを製造する方法
を提供することにある。

発明の要旨 これらの目的および他の目的は、本発明の円形
シユート付ミキサの成形方法によつて達成され
る。本発明の方法では、帆立貝状外縁を有する平
坦な円形ブランク（半加工品）１個または複数個
を用いる。普通ブランクを半径方向に切断し、し
かる後冷間金属成形技術でブランクを目的形状に
作り直す。ブランクを形成するには、特定位置の
ブランクの所定部分を、高さが平坦面から反対端
での最大高さまで漸増する湾曲ふくらみ部分
（bulge）を含むダイ上でプレスする。ダイのふく
らみ部分をブランクに関して半径方向で心合せす
るようなやり方で、ブランクをこのダイ形状に重
ね当て、ブランクの帆立貝状外縁に沿つたへこみ
と半径方向心合わせ関係でプレスを行う。ブラン
クをこれらの位置毎にプレスするにつれて、ブラ
ンクの金属はダイ上で成形しなおされて深いロー
ブまたはシユートを形成する。材料をブランクの
外周に沿つて曲げてこれらのローブを成形するに
つれて、最初円形のブランクが真直ぐになり、か
くして深いローブが突出して形成された真直ぐな
バンドを形成する。数固のブランクをこのように
成形した後、１個または複数個の成形ブランクを
その端部で互に接合して単一の円形シユート付ミ
キサを形成する。

好適実施例の説明 次に図面を参照しながら本発明を詳述する。

第１図はシユート付ミキサを用いたガスタービ
ン航空機エンジンを、上半部を断面にて示す側面
図である。このガスタービンエンジン１０は、ジ
エツト戦闘機によく用いられる型式のものであ
る。ガスタービン航空機エンジンに典型的なよう
に、外気をエンジンの入口１２に引込み、その空
気を圧縮しエンジン内で燃料と混合し、燃焼させ
て高エネルギーの高熱ガス流を生成する。この高
エネルギー高熱ガス流をエンジン１０内で使用し
てエンジンにパワーを与える。利用可能なパワー
を発揮する過程で、エンジンは実際上２つの別々
のガス流を生成し、これらガス流の両方とも最終
的にはエンジンから排気ノズル１４を通つて出、
航空機を推進する前向きスラストまたは推力を生
成する。

これら２つの別々のガス流のうち第１のガス流
は、高熱コアエンジン流れ自体であり、これはエ
ンジン内のタービン区分１６を流れて回転タービ
ンに動力付与し、これによりエンジン内で機械的
力を生成する。このコアエンジン流れを形成する
高熱ガスはタービン区分１６を出、下流に流れア
フタバーナ区分１８に流入する。

高熱コアエンジンガスがエンジン内を下流に流
れるのと同時に、タービン区分１６で発生した機
械的動力の一部は、タービンシヤフトによりエン
ジン内を前方に、エンジン入口１２に位置するフ
アン２０に伝達される。このフアン２０は入口空
気を下流方向に加速する。フアン２０により加速
された空気一部はコアエンジン１５に導びかれ、
入口空気の残りはバイパス区分２２に導びかれ
る。バイパス区分と称されるのは、この区分分が
コアエンジン１５のバイパスとなつているからで
ある。このバイパス区分２２内の空気はバイパス
空気と称され、この空気は下流にアフタバーナ区
分１８に導びかれる。

ここで読者は、高熱のコアエンジン流れと比較
的低温のバイパス空気との双方がアフタバーナ区
分１８に同時に進入することが理解できるであろ
う。バイパス区分２２では、バイパス空気はエン
ジンコアの外側で半径方向に円周流れパターンに
て分配される。同様に、コアエンジン流れはコア
エンジンビユレツトノーズ２３のまわりに半径方
向に分配される。これら２つの円状流れがアフタ
バーナ区分に入る際に、これら流れを制御された
かつ効率よい態様で混合し、この流れをアフタバ
ーナ作動中に燃料と適当に混合して燃焼させ得る
ようにする必要がある。アフタバーナでの後燃焼
で生じる極めて高速の排気流は、ジエツト戦闘機
の飛行中に必要なとき大量のスラスト（推力）を
生成する。

これら２つの流れの混合を、２つの流れの合流
点に設けらたシユート付ミキサ３０により達成で
きることを確かめた。かゝるシユート付ミキサは
当業者によく知られている。本質的には、シユー
ト付ミキサの機能は、内側流れをシユート３２を
経て半径方向外方に案内するのと同時に、外側ガ
ス流れをシユート間の樋またはうね状部分
（convolution）を経て半径方向内方に案内するこ
とにある。これにより、先に外側および内側流れ
を隣り合わせ関係で混ぜ合わせることができ、こ
れにより必然的に２つの流れをより大きな表面積
にわたつて混合することができる。これにより、
２つの流れを一層効率よくかつ制御しつつ混合す
ることができる。

２つの流れがシユート付ミキサ３０で混合され
た後、得られる混合流れは、アフタバーナ区分１
８で燃料と混合され点火され、さらに排気ノズル
１４に導びかれて、航空機に前向きスラスト（推
力）を与える。

第２図に移ると、第１図に示したようなシユー
ト付ミキサは１組の個別シユート３６から形成さ
れていた。個々のシユート３６は、代表的な打抜
きおよびプレス技術によつて製作できる。しか
し、一度に２つ以上のシユートを成形すると、シ
ユートを形成するのに用いる金属シートのような
材料を引裂く過大応力を生じることを確かめた。
個別シユートをそれぞれ成形した後、シユートを
縁切りし、次いで側縁３８で互に溶接する。所定
数の個別シユート３６を互に溶接して完全なリン
グを形成し、これにより円形シユート付ミキサを
完成する。この溶接成形法では寸法が大きすぎた
り小さすぎたりするリングができることが多い。
シユート付ミキサの直径を変えるためには、最初
の溶接部を切断し、もう一度溶接しなければなら
ない。そのほかに、このシユート付ミキサは、通
常、その前縁４０および後縁４２を縁切りまたは
トリミングして、航空機エンジンへの取付けを適
正にする必要がある。

第３図に、本発明の方法に使用できるブランク
４４を、すぐにシユート付ミキサに冷間加工でき
る形態を示す。代表的には、このブランク４４
は、普通の金属打抜き技術により平金属シートか
ら打抜くことができる。ブランク４４は基本的に
は円形であるが、外縁４６で帆立貝状に波を付け
てある。帆立貝状外縁４６は外向突出部４８およ
びへこみ５０両方を有し、これは本発明の成形方
法において後で特別に利用される。

円形金属ブランク４４をある位置５１で半径方
向に切断する。本発明の方法の１例では、この半
径方向切断線を個々の外向突出部４８の中心と合
致させる。読者は、完成シユート付ミキサ全体を
１つのブランクから作成するのであれば、ブラン
クを切断する必要がないことを理解できるであろ
う。

第４図に移ると、個別シユート３２を成形する
目的で、本発明の方法において機械プレス５２に
よりプレスされているブランク４４が示されてい
る。本発明の重要な特徴は、個別シユート３２を
成形するために金属を過度に引張らないことにあ
る。金属を引張るよりはむしろブランク４４を構
成する金属をダイ内で曲げて、金属を成形する。
これが可能なのは、ブランク４４が最初、円周が
元来半径方向外方に増加するリングであるからで
ある。ブランク４４がリングであるので、ブラン
クの外縁４６の領域では、内縁５４の領域よりも
単位半径長さ当りの表面績が大きい。リング状ブ
ランク構造のこの固有の特徴故に、金属をダイ内
でプレスすることにより、金属を引張らずにブラ
ンク外縁４６の方向に高さが漸増するうね状部分
５６を成形する。うね状部分５６間の金属はシユ
ート付ミキサの個別シユート３２を形成する。こ
れらのうね状部分５６を成形する過程で、ブラン
ク４４は最初の円形状から真直ぐな帯またはバン
ドに変わる傾向にある。ブランク４４の構造は
ほゞまつすぐになる。その理由は、ブランク外縁
４６に向つて増加する単一半径方向長さ当りの表
面積が、個別シユート３２の壁となるうね状部分
５６を形成するのに使用されるからである。

個別うね状部分５６を成形する過程で、ブラン
ク４４を手でダイ５８に差入れる。第４図に示す
タイプのダイセツトは極めてありふれたもので、
色々な商業供給元から未完成形態で購入すること
ができる。ダイ５８は上プラツトホーム６０およ
び下プラツトホーム６２を有する。上プラツトホ
ーム６０には雌ダイ部分６４が、下プラツトホー
ム６２には雄ダイ部分６６がそれぞれ固定されて
いる。ダイの雄部分６６は、その相対的に平坦な
表面から隆起しているふくらみ部分６８を形づく
る。ふくらみ部分６８は前から後ろへ高さを漸増
し、雄ダイ部分６６の前縁から引込んだ位置にあ
る前方境界で終端している。雌ダイ部分６４には
雄ダイ部分６６を共働する内向き凹所が設けられ
ている。機械プレス５２の使用時には、上プラツ
トホーム６０を下プラツトホーム６２に向つて押
下げる。上プラツトホーム６０を下げるにつれ
て、雌ダイ部分６４がブランク４４上に押下げら
れ、かくして雄ダイ部分６４のふくらみ部分６８
が雌ダイ部分６６と共働してブランク４４にうね
状部分５６を成形する。

これらのうね状部分５６それぞれを、ブランク
外縁４６のへこみ５０と半径方向で心合わせす
る。この心合わせは、作業者がブランク４４を雄
ダイ部分６６の上に、ふくらみ部分６８がブラン
クのへこみ５０と合致するように差込み、次いで
プレス動作を行うことによつて手動で達成でき
る。この心合わせは、雄ダイ部分６６のふくらみ
部分６８にピン７０を配置することにより容易に
なる。つまり、ブランク４４を雄ダイ部分６６上
に置くとき、ピン７０がへこみ５０が囲む空間を
通つて上方に突出し、これによりプレス作業中ブ
ランク４４を所定位置にロツクする。ブランク４
４がプレス作業中に横すべりしたりずれたりする
のを防止するために、ばね負荷タブ７２を設け
て、プレス作業中タブ７２がブランク４４に押付
けられてブランク横のすべりを防止する。これに
よりプレス作業者は、アメリカ合衆国政府、職
業、安全及び健康管理規側で通例必要とされてい
るように、ブランク４４から両手を離しているこ
とができる。

このプレス作業をブランク４４の各へこみ５０
の位置ごとに繰返し、これにより真直ぐなバンド
７４から突出している一連のシユート３２を成形
する。

次に第５図に移ると、うね状部分５６間に突出
シユート３２がはさまれたこれらのバンド７４
を、ここで相互に接合して円形のシユート付ミキ
サを形成することができる。この段階で任意の数
のバンド７４を用いて円形ミキサを形成すること
ができる。バンド７４を一つだけ用いるときに
は、これを単に一つの輪に丸め、一緒に溶接して
円形にする。第５図では、２つのバンド７４を半
円形に丸めた状態で示しており、これらバンドを
普通の溶接技術で端同士接合して１つの円形シユ
ート付ミキサを形成する。同様に、望ましいミキ
サ寸法に応じて、もつと多数のバンド７４を用い
て数に比例して大きなミキサを形成することがで
きる。

本発明を好適な方法について説明したが、当業
者には、本発明の要旨を逸脱せぬ範囲内で種々の
変更が改変が可能であることが明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図はシユート付ミキサを用いたガスタービ
ン航空機エンジンを上半部を断面にて示す側面
図、第２図は従来法により複数のシユートを互に
接合してシユート付ミキサを製作する例を示す斜
視図、第３図は本発明の方法に従つてシユート付
ミキサを製作するのに用いるブランクの立面図、
第４図は本発明の方法に従つてシユート付ミキサ
を製作するのに用いるプレス、ダイおよびブラン
クを示す斜視図、および第５図は本発明のシユー
ト付ミキサ製造方法に従つて互に接合する成形済
みブランクの斜視図である。 １０……ガスタービン−エンジン、３０……シ
ユート付ミキサ、３２……シユート、４４……ブ
ランク、４６……外縁、４８……外向突出部、５
０……ヘこみ、５１……切断線、５２……プレ
ス、５６……うね状部分、５８……ダイ、６４…
…雌ダイ部分、６６……雄ダイ部分、６８……ふ
くらみ部分、７４……バンド。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 円周方向に離隔した複数個の半径方向内方の
   へこみを有する半径方向外縁と半径方向内縁とを
   有する平坦で円形のブランクを１個または複数個
   用意し、 前記ブランクを内縁と外縁の間で半径方向に切
   断し、 前端と後端の間で高さが漸増するふくらみ部分
   を有するダイを用意し、 前記ダイのふくらみ部分を前記ブランクに関し
   て前記へこみの１つの所で半径方向に心合せし
   て、該ふくらみ部分の前端を前記ブランクの半径
   方向内縁に隣接させて配置し、該ふくらみ部分の
   後端を前記へこみの１つに隣接させて配置する様
   なやり方で、前記ブランクにうね状部分を形成す
   る為に、前記ブランクをダイのふくらみ部分に当
   ててプレスし、 前記ブランクを前記ふくらみ部分に当ててプレ
   スする工程を前記へこみ位置毎に繰返し、これに
   よりうね状部分とその間のシユートを形成する真
   直ぐなリング状バンドを形成する工程を含むシユ
   ート付ミキサ用バンドの成形方法。 ２ 前記バンドを前記内縁と外縁が相互に半径方
   向に離隔している円弧状に形成する工程を含む特
   許請求の範囲第１項記載の方法。 ３ 前記バンド１個または複数個をその端部で互
   に接合して、半径方向に延在する円形のシユート
   付ミキサを形成する工程を含む特許請求の範囲第
   ２項記載の方法。 ４ 円周方向に離隔した複数個の半径方向内方の
   へこみを有する帆立貝状半径方向外縁と半径方向
   内縁とを有する平坦な半径方向に延在するリング
   状ブランクを用意し、 前記ブランクを内縁と外縁の間で半径方向に切
   断し、 前記帆立貝状外縁のへこみと合致した位置で前
   記ブランクに、高さが半径方向外方に漸増する半
   径方向うね状部分を成形して、該うね状部分およ
   びその間にシユートを有する真直ぐなバンドを形
   成し、 該バンドを前記内縁と外縁が相互に半径方向に
   離隔している弧状に形成し、 該バンドを、前記半径方向の切断による端部で
   互に接合して半径方向に延在する円形のシユート
   付ミキサを形成する工程を具えるシユート付ミキ
   サの成形方法。 ５ 前記うね状部分を有し半径方向に切断された
   複数個のリング状ブランクを用意し、更に該複数
   個のブランクの端部と端部を整合して、これを接
   合して円形のシユート付ミキサを形成する特許請
   求の範囲第４項記載の方法。 ６ 複数個の弓形のブランクを用意しうね状部分
   を形成して複数個の弧状に形成された真直ぐなバ
   ンドとし、更に該バンドの端部と端部を整合し
   て、これを接合して前記シユート付ミキサを形成
   する特許請求の範囲第４項記載の方法。