风扇外壳以及风扇外壳的制造方法
【专利摘要】本发明涉及风扇外壳以及风扇外壳的制造方法，该风扇外壳具备：圆筒状的外壳主体(10)，其由复合材料构成；铝制的连结用环(20)，其嵌合固定于外壳主体(10)的后端部，并具备从反向推进力传递体(8)承受反向推进负载的环状槽(21)；以及钛合金制的环结构体(30)，其配置于外壳主体(10)的后端部，并具备承载比铝制连结用环(20)所承受的反向推进负载大的反向推进负载的圆弧状槽(31)，将环结构体(30)与连结用环(20)的切口(22)嵌合，并且通过将环结构体(30)抵接并固定于连结用环(20)的朝向外侧的承受壁(23)，而完成环结构体(30)相对于外壳主体(10)的沿轴心CL方向以及径向的各个定位，由此环状槽(21)以及圆弧状槽(31)相互连续。从而能够以高定位精度配置承受大的反向推进负载的钛合金制的环结构体，由此能够使环结构体均匀地承载反向推进负载。
【专利说明】
风扇外壳以及风扇外壳的制造方法
技术领域
[0001] 本发明涉及覆盖航空器用喷气发动机的风扇叶片的风扇外壳以及风扇外壳的制 造方法。
【背景技术】
[0002] 对于上述的覆盖航空器用喷气发动机的风扇叶片的风扇外壳，追求轻型以及具有 高强度，为了满足上述要求，尝试将强化纤维与热固性树脂的复合材料用作风扇外壳的材 料。
[0003] 例如在专利文献1中记载了对于覆盖风扇叶片的风扇外壳而使用了碳纤维复合材 料的情况。
[0004] 该风扇外壳具备：由碳纤维复合材料构成的圆筒状的外壳主体；以及位于该外壳 主体的端部并进行与反向推进力传递体的连结的多个呈圆弧状的环结构体。
[0005] 多个环结构体由钛合金构成，在外壳主体的端部沿圆周方向排列的状态下利用铆 钉分别进行固定，并使反向推进力传递体侧的朝向内侧的凸缘与沿各个外周缘形成的圆弧 状槽嵌合，由此完成外壳主体与反向推进力传递体的连结。
[0006] 上述的风扇外壳通过使形成于呈圆弧状的环结构体的孔与形成于呈圆筒状的外 壳主体的端部中的规定部位的定位部对齐，来进行环结构体相对于外壳主体的定位，之后， 利用铆钉将多个环结构体分别固定于外壳主体来进行制造。
[0007] 专利文献1:美国专利申请公开第2009/0260344号
[0008] 但是，在上述的现有的风扇外壳中，使形成于呈圆弧状的环结构体的孔相对于由 碳纤维复合材料构成的圆筒状的外壳主体的定位部对齐，由此进行环结构体相对于外壳主 体的定位，因此定位精度不高，即便是将钛合金制的环结构体配置在承受反向推进负载的 优选的部位，但是多个环结构体中的各圆弧状槽的对位也不准确，因而具有多个环结构体 所承受的反向推进负载的大小可能产生差异的问题，解决该问题成为现有的课题。
【发明内容】
[0009] 本发明是着眼于上述的现有的课题而产生的，其目的在于提供能够以高定位精度 将钛合金制环结构体配置于承受反向推进负载的优选的部位，结果能够使环结构体均匀地 承载反向推进负载的风扇外壳以及风扇外壳的制造方法。
[0010] 本发明为覆盖航空器用喷气发动机的风扇叶片的风扇外壳，其构成为具备：外壳 主体，其为圆筒状，由使热固性树脂浸渍于强化纤维而成的复合材料构成;连结用环，其为 铝制，该连结用环嵌合固定于上述外壳主体的位于上述航空器用喷气发动机的后部侧的后 端部的周壁的外周侧，并具备环状槽，该环状槽朝离心方向开口，并与反向推进力传递体连 结而承受反向推进负载；以及环结构体，其为钛合金制，该环结构体配置于上述外壳主体的 上述后端部的周壁上，并具备圆弧状槽，该圆弧状槽朝离心方向开口，并与上述反向推进力 传递体连结而承载比上述连结用环所承受的反向推进负载大的反向推进负载，将上述环结 构体嵌合于形成在上述连结用环并朝向上述航空器用喷气发动机的后方开口的切口，从而 使上述连结用环以及上述环结构体一体化，并且，通过将上述外壳主体的上述周壁上的上 述环结构体抵接而固定于形成在上述连结用环并朝离心方向突出的朝向外侧的承受壁，从 而完成上述环结构体相对于上述外壳主体的沿轴心方向以及径向的各个定位，由此使得上 述连结用环的上述环状槽以及上述环结构体的上述圆弧状槽相互连续。
[0011] 在本发明中，圆筒状的外壳主体由碳纤维等强化纤维构成，因此能够确保风扇外 壳整体的强度以及刚性。
[0012] 另外，在本发明中，具备从反向推进力传递体承受反向推进负载的环状槽的铝制 的连结用环嵌合固定于外壳主体的后端部，并使具备承载比由连结用环承受的反向推进负 载大的反向推进负载的圆弧状槽的钛合金制环结构体与固定于该外壳主体的连结用环的 切口嵌合。在此基础上，将环结构体抵接而固定于连结用环的朝向外侧的承受壁，因此能够 以高精度完成环结构体相对于外壳主体沿轴心方向以及径向的各个定位，且使连结用环的 环状槽以及环结构体的圆弧状槽也能够高精度地连续。
[0013]因此，在本发明中，对于外壳主体的承受反向推进负载的优选的部位，能够以高定 位精度配置钛合金制环结构体，从而能够使环结构体均匀地承载反向推进负载。
[0014] 在本发明中，对于承受反向推进负载的优选的部位，能够以高定位精度配置钛合 金制环结构体，从而带来了能够使环结构体均匀地承载反向推进负载这一极佳的效果。
【附图说明】
[0015] 图1是采用了本发明的一个实施例的风扇外壳的航空器用喷气发动机的示意剖视 说明图。
[0016] 图2是表示图1中的风扇外壳的外壳主体的整体立体说明图。
[0017] 图3是将在图2的外壳主体的连结用环固定有环结构体的状态放大表示的连结用 环的上部顶点区域的局部立体说明图。
[0018] 图4是将在图2的外壳主体的连结用环固定有环结构体的状态放大表示的连结用 环的上部顶点区域的局部俯视说明图。
[0019] 图5是将在图2的外壳主体的连结用环固定有环结构体的状态放大表示的连结用 环的上部顶点区域的局部剖视说明图。
[0020]图6是表示在图2的外壳主体负荷有反向推进负载时的反向推进负载的周向分布 的图表。
【具体实施方式】
[0021 ]以下，基于附图对本发明进行说明。
[0022] 图1~图6表不本发明的风扇外壳的一个实施例。
[0023] 如图1所示，航空器用喷气发动机1利用具有多个风扇叶片的风扇2将从前方（图示 左方)导入的空气送入至压缩机3,并向由该压缩机3压缩后的空气喷射燃料而使其在燃烧 室4中燃烧，通过由此产生的高温气体的膨胀而使高压涡轮5以及低压涡轮6旋转。
[0024] 也如图2所示，覆盖风扇2的多个风扇叶片的风扇外壳9具备圆筒状的外壳主体10， 该外壳主体10由使环氧树脂等热固性树脂浸渍于碳纤维等强化纤维而成的复合材料构成。
[0025] 对于构成该圆筒状的外壳主体10的复合材料的强化纤维，除了使用上述的碳纤维 之外，例如还能够使用玻璃纤维、有机纤维(芳纶、ΡΒ0、聚酯、聚乙烯）、氧化铝纤维、碳化硅 纤维，而作为基质，对于热固性树脂，除了使用上述的环氧树脂之外，例如还能够使用聚酯 树脂、乙烯基酯树脂、酚醛树脂、双马来酰亚胺树脂、嚷唑啉树脂、三聚氰胺树脂。
[0026] 在该外壳主体10的前端部（图示左端部)形成有能够与发动机整流罩7连接的朝向 外侧的环状凸缘11，并且在后端部（图示右端部）以嵌合状态固定有铝制连结用环20。在该 连结用环20以从外壳主体10的后端部朝轴心CL方向伸出的方式形成有朝离心侧开口的环 状槽21，该环状槽21与反向推进力传递体8的金属制的朝向内侧的凸缘嵌合。
[0027] 在该连结用环20的环状槽21经由反向推进力传递体8而负荷有来自未图示的反向 推进力装置的反向推进负载，但在与反向推进力传递体8连结的状态下的外壳主体10中，并 不是沿圆周方向均衡地负荷有该反向推进负载，例如，如图6所示，在圆周方向的上部顶点 区域(顶点两侧的±20~45°的区域）以及下部顶点区域附近(包括顶点的±165~180°的区 域)施加得较多。
[0028]因此，在这种情况下，在连结用环20的上部顶点附近的两个位置的区域以及下部 顶点附近的两个位置的区域的共计四个位置的区域配置钛合金制的环结构体30。环结构体 30具有与连结用环20的环状槽21连续的圆弧状槽31，并如图3以及图4所示那样，以构成连 结用环20的一部分的方式与形成于连结用环20的上述四个位置的区域的切口 22嵌合。
[0029] 换句话说，利用钛合金制的环结构体30的圆弧状槽31承载施加于上述四个位置的 区域(环结构体区域)的大的反向推进负载，并利用铝制连结用环20的环状槽21承受施加于 除环结构体区域以外的区域(连结用环区域)的反向推进负载。
[0030] 在该情况下，在环结构体30中的与外壳主体10的后端部的周壁12接触的结构体主 体32形成有多个立壁(环结构体侧固定突起)33,也如图5所示，多个立壁33形成于结构体主 体32的与圆弧状槽31相反的一侧的端部。环结构体30使多个立壁33与形成于连结用环20的 多个朝向外侧的承受壁(连结用环侧固定突起)23分别重叠，并利用螺栓40以及螺母41进行 固定，从而在完成了外壳主体10的轴心CL方向以及径向的各个定位的状态下与连结用环20 一体化。
[0031] 此外，利用螺栓42以及螺母43将环结构体30的结构体主体32固定于外壳主体10的 后端部的周壁12,由此来防止环结构体30的两端部翘起。
[0032] 在制造上述的风扇外壳9时，首先，利用使热固性树脂浸渍于强化纤维而成的复合 材料来成型圆筒状的外壳主体1〇(省略详细说明）。
[0033]接下来，将铝制连结用环20嵌合并固定于该圆筒状的外壳主体10的后端部中的周 壁12的外周侧。
[0034]接下来，在外壳主体10的后端部中的周壁12上，将具备圆弧状槽31的钛合金制环 结构体30嵌合于形成在已被固定的连结用环20的环结构体区域的切口 22,从而使环结构体 30与连结用环20-体化，接着，通过使环结构体30的立壁33与形成于连结用环20的朝向外 侧的承受壁23抵接，并利用螺栓40以及螺母41进行固定，由此来进行该环结构体30相对于 外壳主体10的沿轴心CL方向以及径向的各个定位。
[0035] 之后，对于通过进行环结构体30相对于外壳主体10的沿轴心CL方向以及径向的各 个定位而相互连续的连结用环20的环状槽21以及环结构体30的圆弧状槽31，实施一系列的 槽精加工。
[0036] 这样，在本实施例的风扇外壳9中，由于圆筒状的外壳主体10由碳纤维等强化纤维 构成，所以能够确保风扇外壳9整体的强度以及刚性。
[0037] 另外，在本实施例的风扇外壳9中，具备从反向推进力传递体8承受反向推进负载 的环状槽21的铝制连结用环20嵌合固定于外壳主体10的后端部，并使具备承载比连结用环 20所承受的反向推进负载大的反向推进负载的圆弧状槽31的钛合金制环结构体30嵌合于 该连结用环20的切口 22。且在此基础上，使该环结构体30的立壁33与连结用环20的朝向外 侧的承受壁23抵接，并利用螺栓40以及螺母41进行固定，因此能够以高精度完成环结构体 30相对于外壳主体10的沿轴心CL方向以及径向的各个定位，且使连结用环20的环状槽21以 及环结构体30的圆弧状槽31也能够高精度地连续。
[0038]因此，在本实施例的风扇外壳9中，对于负荷有比连结用环20所负荷的反向推进负 载大的反向推进负载的部位，即，连结用环20的上部顶点附近的两个位置的区域以及下部 顶点附近的两个位置的区域(环结构体区域），能够以高定位精度配置钛合金制环结构体 30,从而能够分别在四个环结构体30均匀地承载大的反向推进负载。
[0039] 而且，在本实施例的风扇外壳的制造方法中，将铝制的连结用环20嵌合固定于外 壳主体10的后端部，接着，将承载大的反向推进负载的钛合金制的环结构体30与固定于该 外壳主体10的连结用环20的切口 22嵌合，从而使环结构体30抵接并固定于连结用环20的朝 向外侧的承受壁23,因此能够高精度且容易地进行环结构体30相对于外壳主体10的沿轴心 CL方向以及径向的各个定位。
[0040] 除此之外，对于相互连续的连结用环20的环状槽21以及环结构体30的圆弧状槽 31，实施一系列槽精加工，因此能够使连结用环20的环状槽21以及环结构体30的圆弧状槽 31以更高的精度连续。
[0041] 本发明所涉及的风扇外壳以及风扇外壳的制造方法的构成并不限定于上述实施 例，例如，配置环结构体30的环结构体区域并不限定于上述实施例的区域。
[0042] 本发明的第1方式为覆盖航空器用喷气发动机的风扇叶片的风扇外壳，其构成为 具备:外壳主体，其为圆筒状，由使热固性树脂浸渍于强化纤维而成的复合材料构成;连结 用环，其为铝制，该连结用环嵌合固定于上述外壳主体的位于上述航空器用喷气发动机的 后部侧的后端部的周壁的外周侧，并具备环状槽，该环状槽朝离心方向开口，并与反向推进 力传递体连结而承受反向推进负载；以及环结构体，其为钛合金制，该环结构配置于上述外 壳主体的上述后端部的周壁上，并具备圆弧状槽，该圆弧状槽朝离心方向开口，并与上述反 向推进力传递体连结而承载比上述连结用环所承受的反向推进负载大的反向推进负载，将 上述环结构体嵌合于形成在上述连结用环并朝向上述航空器用喷气发动机的后方开口的 切口，从而使上述连结用环以及上述环结构体一体化，并且，通过将上述外壳主体的上述周 壁上的上述环结构体抵接而固定于形成在上述连结用环并朝离心方向突出的朝向外侧的 承受壁，从而完成上述环结构体相对于上述外壳主体的沿轴心方向以及径向的各个定位， 由此使得上述连结用环的上述环状槽以及上述环结构体的上述圆弧状槽相互连续。
[0043] 在本发明的第1方式中，圆筒状的外壳主体由碳纤维等强化纤维构成，因此能够确 保风扇外壳整体的强度以及刚性。
[0044]另外，在本发明的第1方式中，具备从反向推进力传递体承受反向推进负载的环状 槽的铝制的连结用环嵌合固定于外壳主体的后端部，并使具备承载比连结用环所承受的反 向推进负载大的反向推进负载的圆弧状槽的钛合金制的环结构体与该连结用环的切口嵌 合。并在此基础上，将环结构体抵接并固定于连结用环的朝向外侧的承受壁，因此能够以高 精度完成环结构体相对于外壳主体的沿轴心方向以及径向的各个定位，且使连结用环的环 状槽以及环结构体的圆弧状槽也能够高精度地连续。
[0045] 因此，在本发明的第1方式中，对于外壳主体的承受反向推进负载的优选的部位， 能够以高定位精度配置钛合金制环结构体，从而能够使环结构体均匀地承载反向推进负 载。
[0046] 另外，本发明的第2方式为覆盖航空器用喷气发动机的风扇叶片的风扇外壳的制 造方法，其构成为经过如下工序:外壳主体的成型工序，该外壳主体为圆筒状，由使热固性 树脂浸渍于强化纤维而成的复合材料构成;将具备环状槽的铝制的连结用环嵌合固定于上 述外壳主体的位于上述航空器用喷气发动机的后部侧的后端部中的周壁的外周侧的工序， 其中，上述环状槽朝离心方向开口，并与反向推进力传递体连结而承受反向推进负载;在上 述外壳主体的上述后端部的周壁上，将具备圆弧状槽的钛合金制的环结构体与形成在上述 连结用环并朝向上述航空器用喷气发动机的后方开口的切口嵌合，从而使该环结构体与上 述连结用环一体化的工序，其中，上述圆弧状槽朝离心方向开口，并与上述反向推进力传递 体连结而承载比上述连结用环所承受的反向推进负载大的反向推进负载;使在上述外壳主 体的上述周壁上与上述连结用环的上述切口嵌合的上述环结构体抵接而固定于形成在上 述连结用环并朝离心方向突出的朝向外侧的承受壁，由此进行该环结构体相对于上述外壳 主体的沿轴心方向以及径向的各个定位的工序；以及对上述连结用环的上述环状槽以及上 述环结构体的上述圆弧状槽实施一系列的槽精加工的工序，其中，上述连结用环的上述环 状槽以及上述环结构体的上述圆弧状槽是通过进行上述环结构体相对于上述外壳主体的 沿轴心方向以及径向的各个定位而相互连续的。
[0047] 在本发明的第2方式中，将具备从反向推进力传递体承受反向推进负载的环状槽 的铝制连结用环嵌合固定于外壳主体的后端部，接着，将具备承载比连结用环所承受的反 向推进负载大的反向推进负载的圆弧状槽的钛合金制的环结构体与固定于该外壳主体的 连结用环的切口嵌合。并在此基础上，使环结构体抵接并固定于连结用环的朝向外侧的承 受壁，因此能够高精度且容易地进行环结构体相对于外壳主体的沿轴心方向以及径向的各 个定位。
[0048] 而且，对通过进行环结构体相对于外壳主体的沿轴心方向以及径向的各个定位而 相互连续的连结用环的环状槽以及环结构体的圆弧状槽实施一系列的槽精加工，因此能够 使连结用环的环状槽以及环结构体的圆弧状槽高精度地连续。
[0049] 附图标记说明：
[0050] 1…航空器用喷气发动机;8…反向推进力传递体;9…风扇外壳；10···外壳主体； 12…周壁;20···铝制连结用环;21···环状槽;22···切口； 23···承受壁(连结用环侧固定突起）； 30…钛合金制的环结构体;31…圆弧状槽;CL···轴心。
【主权项】
1. 一种风扇外壳，其覆盖航空器用喷气发动机的风扇叶片， 所述风扇外壳的特征在于，具备： 外壳主体，其为圆筒状，由使热固性树脂浸渍于强化纤维而成的复合材料构成； 连结用环，其为铝制，该连结用环嵌合固定于所述外壳主体的位于所述航空器用喷气 发动机的后部侧的后端部的周壁的外周侧，并具备环状槽，该环状槽朝离心方向开口，并与 反向推进力传递体连结而承受反向推进负载;以及 环结构体，其为钛合金制，该环结构体配置于所述外壳主体的所述后端部的周壁上，并 具备圆弧状槽，该圆弧状槽朝离心方向开口，并与所述反向推进力传递体连结而承载比所 述连结用环所承受的反向推进负载大的反向推进负载， 将所述环结构体与形成在所述连结用环并朝向所述航空器用喷气发动机的后方开口 的切口嵌合，从而使所述连结用环以及所述环结构体一体化，并且，通过将所述外壳主体的 所述周壁上的所述环结构体抵接而固定于形成在所述连结用环并朝离心方向突出的朝向 外侧的承受壁，从而完成所述环结构体相对于所述外壳主体的沿轴心方向以及径向的各个 定位，由此使得所述连结用环的所述环状槽以及所述环结构体的所述圆弧状槽相互连续。2. -种风扇外壳的制造方法，该风扇外壳覆盖航空器用喷气发动机的风扇叶片， 所述风扇外壳的制造方法的特征在于，其经过如下工序： 外壳主体的成型工序，该外壳主体为圆筒状，由使热固性树脂浸渍于强化纤维而成的 复合材料构成； 将具备环状槽的铝制的连结用环嵌合固定于所述外壳主体的位于所述航空器用喷气 发动机的后部侧的后端部中的周壁的外周侧的工序，其中，所述环状槽朝离心方向开口，并 与反向推进力传递体连结而承受反向推进负载； 在所述外壳主体的所述后端部的周壁上，将具备圆弧状槽的钛合金制的环结构体与形 成在所述连结用环并朝向所述航空器用喷气发动机的后方开口的切口嵌合，从而使该环结 构体与所述连结用环一体化的工序，其中，所述圆弧状槽朝离心方向开口，并与所述反向推 进力传递体连结而承载比所述连结用环所承受的反向推进负载大的反向推进负载； 使在所述外壳主体的所述周壁上与所述连结用环的所述切口嵌合的所述环结构体抵 接而固定于形成在所述连结用环并朝离心方向突出的朝向外侧的承受壁，由此进行该环结 构体相对于所述外壳主体的沿轴心方向以及径向的各个定位的工序； 以及对所述连结用环的所述环状槽以及所述环结构体的所述圆弧状槽实施一系列的 槽精加工的工序，其中，所述连结用环的所述环状槽以及所述环结构体的所述圆弧状槽是 通过进行所述环结构体相对于所述外壳主体的沿轴心方向以及径向的各个定位而相互连 续的。
【文档编号】F01D25/24GK105960521SQ201480069798
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2014年11月14日
【发明人】田中崇, 森祐司, 原田敬, 奥村郁夫, 石本贤治
【申请人】株式会社Ihi, 株式会社Ihi航空