WO2017134843A1 - 航空部品及び航空用ガスタービンエンジン - Google Patents

航空部品及び航空用ガスタービンエンジン Download PDF

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植月　康之
忠之 花田
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    • F23R2900/00005—Preventing fatigue failures or reducing mechanical stress in gas turbine components

Definitions

  • the present invention relates to an annular aviation part having a flange part and a boss part, and an aviation gas turbine engine.
  • Patent Document 1 there is a combustion case of a gas turbine engine as an aviation part (see, for example, Patent Document 1).
  • An opening is formed in this combustion case, and a boss portion is formed to increase the strength of the opening.
  • a T-shaped slot is formed in the boss portion, so that a stress reduction measure such as relaxation of stress generated in the boss portion may be taken.
  • the aviation part of the present invention is an aviation part used in an aviation gas turbine engine, an annular part having an outer peripheral surface, a flange part formed at one end in the axial direction of the annular part, and the circle A boss projecting radially from the outer peripheral surface of the ring part, and in a cross section cut along the axial direction of the ring part, the ring part between the flange part and the boss part
  • the shape of the outer peripheral surface is a tapered portion formed in a tapered shape in which the plate thickness increases from the flange portion toward the boss portion.
  • the change in the plate thickness from the flange portion toward the boss portion can be moderated, and the temperature gradient can be reduced. Further, the change in the rigidity of the plate thickness from the flange portion toward the boss portion can be made gradual. As described above, the stress generated around the boss portion can be reduced, and the product life can be extended.
  • the length d ′ is preferably in the range of 0.5d ⁇ d ′ ⁇ d.
  • the distance between the flange portion and the boss portion in the axial direction of the annular portion is d
  • the inclination angle of the tapered portion with respect to the axial direction of the annular portion is ⁇ .
  • the inclination angle ⁇ is 0.3 (ht) / d ⁇ ⁇ ⁇ (ht) / d. It is preferable to be in the range.
  • the said flange part is extended and formed in the circumferential direction of the said annular part, and the part which the said boss
  • the region of the tapered portion formed between the flange portion and the boss portion can be increased, the stress can be more suitably reduced.
  • the width of the boss portion parallel to the flange portion is a
  • the curvature radius of the periphery of the boss portion around the bolt hole formed through the boss portion is b
  • the width of the boss portion can be made suitable, the stress can be suitably reduced.
  • the aviation gas turbine engine of the present invention is characterized by using the above aviation parts.
  • FIG. 1 is a diagram showing an aviation part according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view of the aircraft component according to the present embodiment when cut along the axial direction.
  • FIG. 3 is an explanatory diagram of an example in which the thermal stresses of the aircraft component according to the present embodiment and the conventional aircraft component are compared.
  • FIG. 4 is an explanatory diagram of an example in which the thermal stresses of the aircraft component according to the present embodiment and the conventional aircraft component are compared.
  • the aviation part 1 has an annular part 5, a flange part 6, and a boss part 7.
  • the annular portion 5 is formed in an annular shape in the circumferential direction with a predetermined direction as an axial direction, and a boss portion 7 is formed on the outer peripheral surface thereof.
  • the flange portion 6 is provided at one end of the annular portion 5, protrudes outward in the radial direction, extends in the circumferential direction, and is provided over the entire circumference.
  • the boss portion 7 is formed so as to protrude outward from the outer peripheral surface of the annular portion 5 in the radial direction.
  • the boss portion 7 is formed with a circular through hole 10 communicating with the inside and outside, and a fuel pipe (not shown) for supplying fuel is connected to the through hole.
  • a plurality of bolt holes 11 for fastening the fuel pipe to the aviation component 1 are formed in the boss portion 7 around the through hole 10.
  • the boss portion 7 is formed thicker than the thickness at the thinnest portion where the plate thickness of the annular portion 5 is the thinnest. Further, the boss portion 7 has a portion facing the flange portion 6 formed in parallel with the flange portion 6. That is, the peripheral edge of the boss portion 7 that faces the flange portion 6 is formed in a straight line that is parallel to the flange portion 6.
  • the width of the boss portion 7 facing the flange portion 6, that is, the width in the circumferential direction of the boss portion 7 is defined as a.
  • hub part 7 is set to b.
  • the width of the left boss 7 in FIG. 1 is a1
  • the radius of curvature of the periphery of the left boss 7 in FIG. 1 is b1.
  • the width of the right boss 7 in FIG. 1 is a2, and the radius of curvature of the periphery of the right boss 7 in FIG. 1 is b2.
  • the widths a1 and a2 of the boss 7 are in a range of b1 ⁇ a1 ⁇ 3b1 and b2 ⁇ a2 ⁇ 3b2.
  • the inclination angle ⁇ of the tapered portion 15 with respect to the axial direction of the annular portion 5 is in the following range.
  • the thickness of the thinnest part in the annular part 5 is t
  • the thickness of the boss part 7 is h.
  • the inclination angle ⁇ is in the range of 0.3 (ht) / d ⁇ ⁇ ⁇ (ht) / d.
  • the stress distribution in the conventional aviation component 1 and the stress distribution in the aviation component 1 of the present embodiment will be compared.
  • the stress is a thermal stress generated by a temperature difference between the inside and the outside of the annular portion 5.
  • the conventional aviation component 1 is not provided with the tapered portion 15, and the shape of the boss portion 7 at the portion facing the flange portion 6 is a mountain shape that is convex toward the flange portion 6 side. ing.
  • the change in the plate thickness from the flange portion 6 toward the boss portion 7 can be made gradual.
  • the temperature gradient can be relaxed.
  • the change in rigidity of the plate thickness from the flange portion 6 toward the boss portion 7 can be made gradual. From the above, the stress generated around the boss portion 7 can be reduced, and the product life can be extended.
  • the length d ′ of the taper portion 15, the inclination angle ⁇ of the taper portion 15, and the widths a 1 and a 2 of the boss portion 7 can be set within suitable ranges, so that stress is suitably reduced. can do.
  • the aviation component 1 with suitably reduced stress can be applied to the aviation gas turbine engine, the reliability of the aviation gas turbine engine can be increased.

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Abstract

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。

Description

航空部品及び航空用ガスタービンエンジン
　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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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6650774B2 (ja) * 2016-02-04 2020-02-19 三菱重工航空エンジン株式会社 航空部品及び航空用ガスタービンエンジン
US10605169B2 (en) * 2017-04-18 2020-03-31 United Technologies Corporation Combustor panel cooling arrangements
US12467387B1 (en) 2024-08-29 2025-11-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine exhaust case structural flange

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6414519A (en) * 1987-06-18 1989-01-18 Snecma Combustion chamber casing for turbo jet engine containing air intake hole
US6314739B1 (en) * 2000-01-13 2001-11-13 General Electric Company Brazeless combustor dome assembly
JP2008031871A (ja) * 2006-07-26 2008-02-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ストラット構造及びガスタービン
JP2008121685A (ja) * 2006-11-15 2008-05-29 General Electric Co <Ge> 浸出間隙制御タービン
JP2013142533A (ja) * 2012-01-09 2013-07-22 General Electric Co <Ge> 遅延希薄噴射システムトランジションピース
JP2013185588A (ja) * 2012-03-05 2013-09-19 General Electric Co <Ge> ガスタービンフレーム補強レール

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3777489A (en) 1972-06-01 1973-12-11 Gen Electric Combustor casing and concentric air bleed structure
US6681577B2 (en) * 2002-01-16 2004-01-27 General Electric Company Method and apparatus for relieving stress in a combustion case in a gas turbine engine
DE602004014154D1 (de) * 2003-07-29 2008-07-10 Pratt & Whitney Canada Turbofan-Triebwerksgehäuse, Turbofantriebwerk und entsprechendes Verfahren
US20150240662A1 (en) * 2012-09-28 2015-08-27 United Technologies Corporation Case assembly for a gas turbine engine
US9828880B2 (en) * 2013-03-15 2017-11-28 General Electric Company Method and apparatus to improve heat transfer in turbine sections of gas turbines
US20160146052A1 (en) * 2014-11-25 2016-05-26 United Technologies Corporation Forged cast forged outer case for a gas turbine engine
JP6650774B2 (ja) * 2016-02-04 2020-02-19 三菱重工航空エンジン株式会社 航空部品及び航空用ガスタービンエンジン

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6414519A (en) * 1987-06-18 1989-01-18 Snecma Combustion chamber casing for turbo jet engine containing air intake hole
US6314739B1 (en) * 2000-01-13 2001-11-13 General Electric Company Brazeless combustor dome assembly
JP2008031871A (ja) * 2006-07-26 2008-02-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ストラット構造及びガスタービン
JP2008121685A (ja) * 2006-11-15 2008-05-29 General Electric Co <Ge> 浸出間隙制御タービン
JP2013142533A (ja) * 2012-01-09 2013-07-22 General Electric Co <Ge> 遅延希薄噴射システムトランジションピース
JP2013185588A (ja) * 2012-03-05 2013-09-19 General Electric Co <Ge> ガスタービンフレーム補強レール

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3399235A4 *

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