JPH0861088A - ジェットエンジンのコンプレッサケーシング - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 必要に応じて前後に分割した場合でも、支障
なく組付けできるようにする。 【構成】 前部ケーシング２９を組付けた後、前部ケー
シング２９のインローの受け側の凹部３５にアダプトリ
ング３９の対応する凸部３７を嵌入し、更に、アダプト
リング３９の他方の凸部３８に対してその凹部３６が外
嵌するように、後部ケーシング３０を組付けられるよう
にする。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、ジェットエンジンのコ
ンプレッサケーシングに関するものである。

【０００２】

【従来の技術】図２は航空機に用いられているジェット
エンジン（ターボファンエンジン）の一例を示すもの
で、１は略円筒状の入口ディフューザ、２は入口ディフ
ューザ１の後端に接続された略円筒状のエンジン外筒で
ある。

【０００３】３は入口ディフューザ１内に回転自在に配
置されたファンディスク、４はファンディスク３の外側
部に複数列にわたって取り付けられたファン動翼、５は
前記入口ディフューザ１の内側部に各ファン動翼４の後
方に位置するように取り付けられたファン静翼であり、
入口ディフューザ１の内側部とファンディスク３とファ
ン動翼４とファン静翼５とによって低圧圧縮部６が構成
されている。

【０００４】７は前記エンジン外筒２内のファンディス
ク３出側に回転自在に配置された圧縮機ディスク、８は
圧縮機ディスク７を周方向に取り囲むように前記エンジ
ン外筒２内に設けられた略円筒状のコンプレッサケーシ
ング本体、９は前記圧縮機ディスク７の外側部に複数列
にわたって取り付けられた圧縮機動翼、１０は前記コン
プレッサケーシング本体８の内側部に各圧縮機動翼９の
後方に位置するように取り付けられた圧縮機静翼であ
り、コンプレッサケーシング本体８の内側部と圧縮機デ
ィスク７と圧縮機動翼９と圧縮機静翼１０とによって高
圧圧縮部１１が構成されている。

【０００５】１２は前記エンジン外筒２内の高圧圧縮部
１１出側に設けられた略環状の燃焼室である。

【０００６】１３は前記エンジン外筒２内の燃焼室１２
出側に回転自在に配置された圧縮機駆動タービンディス
ク、１４は圧縮機駆動タービンディスク１３の出側に回
転自在に配置されたファン駆動タービンディスク、１５
は圧縮機駆動タービンディスク１３とファン駆動タービ
ンディスク１４とを周方向に取り囲むように前記エンジ
ン外筒２内の略中央部に設けられた略円筒状のタービン
ケーシング本体である。

【０００７】尚、圧縮機駆動タービンディスク１３は前
記圧縮機ディスク７と一体的に回転可能に機械的に連結
され、又、ファン駆動タービンディスク１４は前記ファ
ンディスク３と一体的に回転可能に機械的に連結されて
いる。

【０００８】１６は前記圧縮機駆動タービンディスク１
３の外側部に取り付けられた圧縮機駆動タービン動翼、
１７は前記タービンケーシング本体１５の内側部に各圧
縮機駆動タービン動翼１６の前方に位置するように取り
付けられた圧縮機駆動タービン静翼であり、前記タービ
ンケーシング本体１５の内側部と圧縮機駆動タービンデ
ィスク１３と圧縮機駆動タービン動翼１６と圧縮機駆動
タービン静翼１７とによって高圧タービン部１８が構成
されている。

【０００９】１９は前記ファン駆動タービンディスク１
４の外側部に取り付けられたファン駆動タービン動翼、
２０は前記タービンケーシング本体１５の内側部に各フ
ァン駆動タービン動翼１９の前方に位置するように取り
付けられたファン駆動タービン静翼であり、前記タービ
ンケーシング本体１５の内側部とファン駆動タービンデ
ィスク１４とファン駆動タービン動翼１９とファン駆動
タービン静翼２０とによって低圧タービン部２１が構成
されている。

【００１０】２２は前記コンプレッサケーシング本体
８、燃焼室１２、タービンケーシング本体１５の各外側
面とエンジン外筒２の内側面とにより形成されるバイパ
ス流路である。

【００１１】尚、２３は前記ファンディスク３の前端部
に取り付けられたインレットコーン、２４は前記ファン
駆動タービンディスク１４の後端部に取り付けられたテ
ールコーン、２５は基端部が前記タービンケーシング本
体１５の内側部に固着され且つ先端部がテールコーン２
４の外側部に固着されたストラットである。

【００１２】そして、前記コンプレッサケーシング本体
８は、図３に示すような２つの半割ケーシング２６を圧
縮機ディスク７の外方からかぶせ、互いの合せ面に形成
されたフランジ２７をボルト２８で締結することにより
組付けられている。

【００１３】上述した構成を有するアフタバーナ付きタ
ーボファンエンジンを起動させる場合、先ず、図示しな
い起動用タービン（スタータ）を用いて圧縮機ディスク
７及びこれと機械的に連結された圧縮機駆動タービンデ
ィスク１３を回転駆動する。

【００１４】すると、圧縮機ディスク７により空気が圧
縮され、燃焼室１２へ空気が流入される。

【００１５】圧縮機駆動タービンディスク１３などの回
転数が所定の回転数に達したならば、前記起動用タービ
ンを停止すると共に、高圧圧縮部１１から燃焼室１２へ
流入される空気中に燃料を噴霧して該燃料を燃焼させ
る。

【００１６】すると、発生した燃焼ガスが燃焼室１２か
ら後方へ向って噴出され、その噴出のエネルギーにより
高圧タービン部１８と低圧タービン部２１とが駆動され
る。

【００１７】こうして高圧タービン部１８と低圧タービ
ン部２１とが駆動されると、低圧タービン部２１に連結
された低圧圧縮部６によりエンジン外部の空気が入口デ
ィフューザ１へ吸引されると共に圧縮されるようにな
り、圧縮された空気の一部がバイパス流路２２側へ、
又、大半の空気が高圧タービン部１８に連結された高圧
圧縮部１１へと送られるようになり、高圧圧縮部１１へ
送られた空気は更に圧縮された後、燃焼室１２へ流入す
るようになる。

【００１８】よって、燃焼室１２内へ継続して燃料を噴
霧することにより、前述した燃焼ガスが連続的に発生す
るようになる。

【００１９】そして、低圧タービン部２１を駆動した高
温の燃焼ガスと、バイパス流路２２からの空気とがエン
ジン外部へ噴出され、推力を発生する。

【００２０】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上記ジ
ェットエンジンのコンプレッサケーシングには、以下の
ような問題があった。

【００２１】即ち、上記コンプレッサケーシング本体８
は、例えば、前段と後段で温度差があるにもかかわら
ず、後段側の厳しい温度条件に合わせて、全体を、重い
が耐熱性に優れたニッケル系耐熱合金などの材料で形成
していた。

【００２２】そのため、上記コンプレッサケーシング本
体８を、図４に示すように、比較的温度の低い前部ケー
シング２９と、温度条件の厳しい後部ケーシング３０に
分割し、前部ケーシング２９に、耐熱性は劣るが軽いチ
タニウム系合金などの材料を使用し、後部ケーシング３
０に、重いが耐熱性に優れたニッケル系耐熱合金などの
材料を使用することにより、全体としての軽量化を図る
ことなどが検討されている。

【００２３】ところが、前部ケーシング２９に用いられ
るチタニウム系合金は、後部ケーシング３０に用いられ
るニッケル系耐熱合金よりも熱膨張量が小さいので、両
者を単に突合せただけでは、熱膨張時に、両者の接続部
３１（フランジによる突合せ部分）に半径方向３４の段
差や段差による隙間が発生するおそれがあり、これを防
止するためには、図４に示すように、熱膨張量の小さい
前部ケーシング２９にインローの受け側の凹部３２を形
成し、熱膨張量の大きい後部ケーシング３０にインロー
の嵌め込側の凸部３３を形成して、熱膨張時に凸部３３
で凹部３２を押圧させるようにする必要がある。

【００２４】しかるに、組付けの際には、構造上、前部
ケーシング２９を先に組付け、後部ケーシング３０は後
から組付ける必要があり、且つ、圧縮機動翼９と圧縮機
静翼１０との干渉が生じる関係で、後部ケーシング３０
に凸部３３があると、組付ける際に後部ケーシング３０
を軸方向へずらすことができないため、組付けができな
くなるという問題が、新たに生じてしまう。

【００２５】本発明は、上述の実情に鑑み、軽量化やそ
の他の必要に応じて前後に分割する場合に、支障なく組
付けができる構造としたジェットエンジンのコンプレッ
サケーシングを提供することを目的とするものである。

【００２６】

【課題を解決するための手段】本発明は、コンプレッサ
ケーシング本体を前部ケーシングと後部ケーシングに分
割して異種材料で構成する場合に、前部ケーシングにイ
ンローの受け側の凹部を形成すると共に、後部ケーシン
グにインローの受け側の凹部を形成し、両者間に、イン
ローの嵌め込側の凸部を前後に有するアダプトリングを
設け、更に、アダプトリングとして、前部ケーシングと
後部ケーシングの両者を構成する材料よりも熱膨張量の
大きい材料を使用したことを特徴とするジェットエンジ
ンのコンプレッサケーシングにかかるものである。

【００２７】

【作用】本発明の作用は以下の通りである。

【００２８】コンプレッサケーシング本体を組付ける際
には、先ず、前部ケーシングを組付け、次に、前部ケー
シングのインローの受け側の凹部にアダプトリングの対
応する凸部を嵌入し、更に、アダプトリングの他方の凸
部に対してその凹部が外嵌するように、後部ケーシング
を組付ける。

【００２９】以上の手順により、支障なくコンプレッサ
ケーシング本体が組付けられる。

【００３０】そして、例えば、比較的温度の低い前部ケ
ーシングに、耐熱性は劣るが軽いチタニウム系合金など
の材料を使用し、温度条件の厳しい後部ケーシングに、
重いが耐熱性に優れたニッケル系耐熱合金などの材料を
使用すれば、全体としての軽量化が得られる。

【００３１】一方、前部ケーシングに用いられるチタニ
ウム系合金は、後部ケーシングに用いられるニッケル系
耐熱合金よりも熱膨張量が小さいこととなるが、両者の
接続部に、チタニウム系合金とニッケル系耐熱合金の両
者よりも熱膨張量の大きい、例えばステンレス系などの
材料からなるアダプトリングを用いることにより、熱膨
張時に、各凸部によって対応する凹部を半径方向外方へ
向けて押圧させることができるようになるので、前部ケ
ーシングとアダプトリング、及び、アダプトリングと後
部ケーシングとの接続部に半径方向の段差や段差による
間隙が形成されるのが防止される。

【００３２】

【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照しつつ説
明する。

【００３３】図１は、本発明の一実施例である。

【００３４】尚、ジェットエンジン自体の構造は図２の
ものと同じなので、必要に応じて図２などを参照する。

【００３５】図中、７は圧縮機ディスク、８はコンプレ
ッサケーシング本体、９は圧縮機動翼、１０は圧縮機静
翼、２９はコンプレッサケーシング本体８を前後に分割
した場合の前部ケーシング、３０は後部ケーシング、３
１は前部ケーシング２９と後部ケーシング３０との接続
部、３４はジェットエンジンの半径方向である。

【００３６】尚、前部ケーシング２９と後部ケーシング
３０は、必要に応じてそれぞれ周方向に２つ割り或いは
３つ割りなどに複数分割されており、圧縮機ディスク７
に対し、前部ケーシング２９を先に、後部ケーシング３
０を後から組付けるようになっている。

【００３７】そこで、本発明では、前部ケーシング２９
にインローの受け側の凹部３５を形成すると共に、後部
ケーシング３０にインローの受け側の凹部３６を形成
し、両者間に、インローの嵌め込側の凸部３７，３８を
前後に有するアダプトリング３９を設ける。

【００３８】更に、アダプトリング３９に、前記接続部
３１のフランジ４０，４１間に挾着されるフランジ４２
を形成する。

【００３９】そして、アダプトリング３９として、前部
ケーシング２９と後部ケーシング３０の両者を構成する
材料よりも熱膨張量の大きい材料を使用する。

【００４０】例えば、前部ケーシング２９を、耐熱性は
劣るが軽いチタニウム系合金などの材料（熱膨張係数
０．７×１０^-5 １／℃）とし、後部ケーシング３０
を、重いが耐熱性に優れたニッケル系耐熱合金などの材
料（熱膨張係数 １．３×１０^{- 5} １／℃）とした場合
には、アダプトリング３９には両者よりも熱膨張量の大
きい、例えばステンレス系の材料（熱膨張係数 １．７
×１０^-5 １／℃）を用いる。

【００４１】尚、アダプトリング３９は必要に応じて、
周方向に対し２つ割り或いは３つ割りなどに複数分割す
る。

【００４２】又、図中、４３はフランジ４０，４１，４
２間を締結するボルト、４４は前記凸部３７と凹部３５
の間、及び、凸部３８と凹部３６との間に予め形成され
たジェットエンジンの軸方向への熱膨張を許容するため
の間隙部である。

【００４３】次に、作動について説明する。

【００４４】ジェットエンジンの作動については図２と
同様なので説明を省略する。

【００４５】本発明では、コンプレッサケーシング本体
８を組付ける際には、先ず、圧縮機ディスク７の外周に
対し、前部ケーシング２９を組付け、次に、前部ケーシ
ング２９のインローの受け側の凹部３５にアダプトリン
グ３９の凸部３７を嵌入し、フランジ４０，４２をボル
ト４３で仮止めしておく。

【００４６】そして、アダプトリング３９の凸部３８に
対して凹部３６が外嵌するように、周方向に複数分割さ
れた後部ケーシング３０を組付け、フランジ４０，４
２，４１をボルト４３で締結する。

【００４７】以上の手順により、支障なくコンプレッサ
ケーシング本体８の組付けを行うことが可能となる。

【００４８】そして、例えば、比較的温度の低い前部ケ
ーシング２９に、耐熱性は劣るが軽いチタニウム系合金
などの材料を使用し、温度条件の厳しい後部ケーシング
３０に、重いが耐熱性に優れたニッケル系耐熱合金など
の材料を使用すれば、全体としての軽量化が得られる。

【００４９】一方、前部ケーシング２９に用いられるチ
タニウム系合金は、後部ケーシング３０に用いられるニ
ッケル系耐熱合金よりも熱膨張量が小さいこととなる
が、両者の接続部３１に、チタニウム系合金とニッケル
系耐熱合金よりも熱膨張量の大きい、例えば、ステンレ
ス系などの材料からなるアダプトリング３９を用いるこ
とにより、熱膨張時に凸部３７で凹部３５を、又、凸部
３８で凹部３６を半径方向３４外方へ向けて押圧させる
ことができるようになるので、前部ケーシング２９とア
ダプトリング３９、及び、アダプトリング３９と後部ケ
ーシング３０との接続部３１に半径方向３４の段差や段
差による間隙が形成されるのが防止される。

【００５０】尚、本発明は、上述の実施例にのみ限定さ
れるものではなく、前部ケーシングや後部ケーシングや
アダプトリングの材料は、チタニウム系合金やニッケル
系耐熱合金やステンレス系の材料に限られずジェットエ
ンジンに通常使用されている材料の範囲内で適宜選択し
得ること、その他、本発明の要旨を逸脱しない範囲内に
おいて種々変更を加え得ることは勿論である。

【００５１】

【発明の効果】以上説明したように、本発明のジェット
エンジンのコンプレッサケーシングによれば、必要に応
じて前後に分割した場合でも、支障なく組付けることが
できるという優れた効果を奏し得る。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施例の部分拡大側断面図である。

【図２】一般的なジェットエンジンの拡大概略側断面図
である。

【図３】コンプレッサケーシング本体の概略正面図であ
る。

【図４】コンプレッサケーシング本体を前部ケーシング
と後部ケーシングに分割した状態を示す部分拡大側断面
図である。

【符号の説明】

８ コンプレッサケーシング本体 ２９ 前部ケーシング ３０ 後部ケーシング ３５，３６ 凹部 ３７，３８ 凸部 ３９ アダプトリング

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 コンプレッサケーシング本体を前部ケー
   シングと後部ケーシングに分割して異種材料で構成する
   場合に、前部ケーシングにインローの受け側の凹部を形
   成すると共に、後部ケーシングにインローの受け側の凹
   部を形成し、両者間に、インローの嵌め込側の凸部を前
   後に有するアダプトリングを設け、更に、アダプトリン
   グとして、前部ケーシングと後部ケーシングの両者を構
   成する材料よりも熱膨張量の大きい材料を使用したこと
   を特徴とするジェットエンジンのコンプレッサケーシン
   グ。