(57)【要約】【課題】タービンフレームの分割フェアリング組立体を提供すること。【解決手段】ガスタービンエンジンにおける構造ストラットのフェアリング（７２）であって、（ａ）内側バンド（８２）と、（ｂ）外側バンド（８０）と、（ｃ）内側及び外側バンド（８０）間に延びる中空翼形部形ベーン（７８）と、を備え、（ｄ）フェアリング（７２）が、内側バンド（８２）、外側バンド（８０）、及びベーン（７８）を通るほぼ横断平面に沿って分割されて、前部品（１０２）と後部品（１０４）とを定めるようにし、該フェアリング（７２）が更に、（ｅ）前部品（１０２）及び後部品（１０４）を互いに固定するよう適合された、前部品（１０２）及び後部品（１０４）により保持される相補的構造物と、を備える。【選択図】      図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンにおける構造ストラットのフェアリング（７２）であって、
（ａ）内側バンド（８２）と、
（ｂ）外側バンド（８０）と、
（ｃ）前記内側及び外側バンド（８０）間に延びる中空翼形部形ベーン（７８）と、
を備え、
（ｄ）前記フェアリング（７２）が、前記内側バンド（８２）、外側バンド（８０）、及びベーン（７８）を通るほぼ横断平面に沿って分割されて、前部品（１０２）と後部品（１０４）とを定めるようにし、
前記フェアリング（７２）が更に、
（ｅ）前記前部品（１０２）及び後部品（１０４）を互いに固定するよう適合された、前記前部品（１０２）及び後部品（１０４）により保持される相補的構造物と、
を備える、
フェアリング（７２）。
【請求項２】
ガスタービンエンジンのタービンフレーム組立体であって、
（ａ）（ｉ）外側リング（４８）、（ｉｉ）ハブ（４２）、及び（ｉｉｉ）前記ハブ（４２）と前記外側リング（４８）との間に延びる複数のストラット（５４）を含むタービンフレーム（３８）と、
（ｂ）（ｉ）内側バンド（８２）、（ｉｉ）外側バンド（８０）、及び（ｉｉｉ）前記内側及び外側バンド間に延びる中空翼形部形ベーン（７８）を含む二部品ストラットフェアリング（７２）と、
を備え、
前記ストラットフェアリング（７２）が、前記内側バンド（８２）、（ｉｉ）外側バンド（８０）、及びベーン（８０）を通るほぼ横断平面に沿って分割されて、前部品（１０２）と後部品（１０４）とを定めるようにし、
前記ストラットフェアリング（７２）が更に、前記前部品（１０２）及び後部品（１０４）を互いに固定するよう適合された、前記前部品（１０２）及び後部品（１０４）により保持される相補的構造物を含む、
ガスタービンエンジンのタービンフレーム組立体。
【請求項３】
前記外側リング（４８）、前記ハブ（４２）、及び前記ストラット（５４）が、が単一の一体鋳造物である、
請求項２に記載のタービンフレーム組立体。
【請求項４】
前記ストラット（５４）の各々と関連するストラットフェアリング（７２）のベーン（７８）との間に配置される衝突冷却孔が穿孔されたストラットバッフル（１１６）を更に備える、
請求項２または３に記載のタービンフレーム組立体。
【請求項５】
前記ストラットフェアリングが、該ストラットフェアリングの外側バンド（８０）を係合する、離間して配置された環状の前方及び後方ノズルハンガーにより前記タービンフレーム（３８）に固定される、
請求項２乃至４のいずれか１項に記載のタービンフレーム組立体。
【請求項６】
前記ベーン（７８）が、前縁と後縁との間に延びる離間して配置された側壁のペアにより定められる、
請求項１に記載のフェアリング（７２）。
【請求項７】
前記側壁の嵌合面が非平面形状を有する、
請求項６に記載のフェアリング（７２）。
【請求項８】
前記側壁部分の各々が、半径方向内向きに延びるタブ（１０６、１０７）を支持し、前記タブ（１０６、１０７）は、前記前部品（１０２）及び後部品（１０４）が組み立てられた状態にあるときに互いに隣接して位置するように位置付けられる、
請求項６に記載のフェアリング（７２）。
【請求項９】
前記タブのペア（１０６、１０７）を互いに囲んでクランプするスロット付きバックル（１１０）を更に備える、
請求項８に記載のフェアリング（７２）。
【請求項１０】
前記バックル（１１０）と前記タブ（１０６、１０７）の一方とをピン（１１２）が通過させる、
請求項９に記載のフェアリング（７２）。
【請求項１１】
前記前部品（１０２）及び後部品（１０４）が、１つ又はそれ以上の締結具に結合されるよう適合された嵌合フランジ（１１４）を保持する、
請求項１、６乃至１０のいずれか１項に記載のフェアリング（７２）。
【請求項１２】
前記ベーン（７８）の後方セクションが、蛇行流路を定める壁を含み、該蛇行流路が、前記ベーン（７８）の後縁に配置された少なくとも１つの後縁通路と流体連通している、
請求項１、６乃至１１のいずれか１項に記載のフェアリング（７２）。
【請求項１３】
前記前部品（１０２）及び後部品（１０４）が、金属合金から鋳造される、
請求項１、６乃至１２のいずれか１項に記載のフェアリング（７２）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に、ガスタービンエンジンタービンに関し、詳細には、このようなエンジンの構造部材に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは一般的に、エンジンの回転シャフトを支持する軸受から外側ケーシングまでの構造負荷経路を提供し、エンジンの骨格構造を形成する固定タービンフレーム（タービン間フレーム又はタービン中央フレームとも呼ばれる）を含む。タービンフレームは一般に、環状外側リングによって囲まれた環状の中心に位置するハブを含み、該ハブ及びリングは、複数の半径方向に延びるストラットにより相互連結される。タービンフレームは、タービンの燃焼ガス流路を横断し、従って、運転中に高温に曝される。このようなフレームは、燃焼ガス流路に曝されない他の構造部材とは異なり、「高温フレーム」と呼ばれることが多い。
【０００３】
高温からこれらのフレームを保護するために、タービンフレームは通常、高耐熱性材料でライニング加工され、フレーム構造を高温流路ガスから隔離する。ライナは、フレーム外側リングもしくはケース、ハブ構造、及びストラットを含む流路対象範囲全体を保護する必要がある。
【０００４】
ストラットを保護するために、単一構成のラップラウンドフェアリングが最も一般的である。この構成には、ハブ、外側リング又はその両方においてフレーム組立体からストラットが分離可能であり、ストラット全体にフェアリングを設置できるようにすることが必要とされる。このことにより設置及び現場保守が困難になる。
【０００５】
横方向分割の３６０°フェアリング／ノズル組み合わせ配置もまた公知である。この構成は、フェアリング／ノズル組立体を前方及び後方３６０°リングセクションに分割し、フレームを前方及び後方リングセクションの間に挟んで該セクションを共にボルト締めすることによって、単一構成のフレームへの組み付けを可能にすることができる。この構成は、受動的に冷却されるノズルカスケードにのみ好適である。
【０００６】
別の既知の構成は、個々のフェアリング／ノズル構成部品の前方及び後方セクションがストラットの周りで挟まれるインターロッキング分割フェアリング配置である。この配置は、フレームへの組み付け後にフェアリング半部分を共に維持するインターロッキング機構に依存する。このインターロッキング機構は、相当な量の物理スペースを費やすので、従って、多くのフレーム構成で使用するのには好適ではない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【特許文献１】米国特許第６，９８３，６０８号公報
【特許文献２】米国特許第６，９３５，８３７号公報
【特許文献３】米国特許第６，４４７，２４８号公報
【特許文献４】米国特許第６，４３９，８４１号公報
【特許文献５】米国特許第６，３５８，００１号公報
【特許文献６】米国特許第７，３５３，６４７号公報
【特許文献７】米国特許第６，８８３，３０３号公報
【特許文献８】米国特許第６，８６０，７１６号公報
【特許文献９】米国特許第６，７９６，７６５号公報
【特許文献１０】米国特許第６，７０８，４８２号公報
【特許文献１１】米国特許第６，６７２，８３３号公報
【特許文献１２】米国特許第６，６１２，８０７号公報
【特許文献１３】米国特許第５，８５１，１０５号公報
【特許文献１４】米国特許第５，６３４，７６７号公報
【特許文献１５】米国特許第５，４８３，７９２号公報
【特許文献１６】米国特許第５，４３８，７５６号公報
【特許文献１７】米国特許第５，３５７，７４４号公報
【特許文献１８】米国特許第５，３５６，２６４号公報
【特許文献１９】米国特許第５，２９２，２２７号公報
【特許文献２０】米国特許第５，２８４，０１１号公報
【特許文献２１】米国特許第５，２７２，８６９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
従来技術のこれら及び他の欠点は、タービンフレームの分割フェアリング組立体を提供する本発明により対処される。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明の１つの態様によれば、ガスタービンエンジンにおける構造ストラットのフェアリングであって、（ａ）内側バンドと、（ｂ）外側バンドと、（ｃ）内側及び外側バンド間に延びる中空翼形部形ベーンと、を備え、（ｄ）フェアリングが、内側バンド、外側バンド、及びベーンを通るほぼ横断平面に沿って分割されて、前部品と後部品とを定めるようにし、該フェアリングが更に、（ｅ）前部品及び後部品を互いに固定するよう適合された、前部品及び後部品（１０４）により保持される相補的構造物と、を備える
本発明の別の態様によれば、ガスタービンエンジンのタービンフレーム組立体は、（ａ）（ｉ）外側リング、（ｉｉ）ハブ、及びハブと外側リングとの間に延びる複数のストラットを含むタービンフレームと、（ｂ）（ｉ）内側バンド、（ｉｉ）外側バンド、及び（ｉｉｉ）内側及び外側バンド間に延びる中空翼形部形ベーンを含む二部品ストラットフェアリング（７２）と、を備え、ストラットフェアリングが、内側バンド、（ｉｉ）外側バンド、及びベーンを通るほぼ横断平面に沿って分割されて、前部品と後部品とを定めるようにし、ストラットフェアリングが更に、前部品及び後部品を互いに固定するよう適合された、前部品及び後部品により保持される相補的構造物を含む。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本発明の１つの態様に従って構成されたガスタービンエンジンの概略片側断面図。
【図２Ａ】図１のガスタービンエンジンのタービンフレーム組立体の拡大斜視図。
【図２Ｂ】図１のガスタービンエンジンのタービンフレーム組立体の拡大斜視図。
【図３Ａ】図２のタービンフレーム組立体の断面図。
【図３Ｂ】図２のタービンフレーム組立体の断面図。
【図４】部分的に組み立てられた状態のタービンフレーム組立体の斜視図。
【図５】本発明の１つの態様に従って構成されたストラットフェアリングの斜視図。
【図６】図５のストラットフェアリングの側面図。
【図７】図５のストラットフェアリングの拡大図。
【図８】図５のストラットフェアリングの一部において半径方向外向きに見た図。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
本発明は、添付図面を参照しながら以下の説明を読めばより理解できるであろう。
【００１２】
種々の図全体を通じて同じ参照符号が同じ要素を示している図面を参照すると、図１及び２は、他の構造体の中でも特に、圧縮機１２、燃焼器１４、及びガス発生器タービン１６を有するガスタービンエンジン１０の一部を示している。図示の実施例では、エンジンはターボシャフトエンジンである。しかしながら、本明細書で記載される原理は、ターボプロップ、ターボジェット、及びターボファンエンジン、並びに他の移動体又は定置用途で使用されるタービンエンジンにも等しく適用可能である。
【００１３】
圧縮機１２は、燃焼器１４に入る加圧空気を提供し、該燃焼器にて燃料が導入されて燃焼し、高温ガスを生成する。燃焼ガスは、静止ベーン又はノズル１８と回転するブレード又はバケット２０とが交互する列を含むガス発生器タービン１６に吐出される。ここで燃焼ガスが膨張され、エネルギーが抽出されて、外側シャフト２２を通じて圧縮機１２を駆動する。
【００１４】
ガス発生器タービン１６の下流側に作業タービン２４が配置される。作業タービン２４もまた、静止ベーン又はノズル２６と回転数するブレード又はバケット３０を支持するロータ２８との交互する列を含む。作業タービン２４は更に、燃焼ガスを膨張させてエネルギーを抽出し、内側シャフト３２を通じて外部負荷（プロペラ又はギアボックス）を駆動する。
【００１５】
内側及び外側シャフト３２、２２は、１つ又はそれ以上の軸受３４において回転するよう支持される。１つ又はそれ以上のタービンフレームは、軸受３４から外側ケーシング３６までの構造負荷経路を提供し、エンジン１０の骨格構造を形成する。詳細には、作業タービン２４の第１段ノズルカスケード４０を組み込んだタービンフレーム３８を含むタービンフレーム組立体が、ガス発生器タービン１６と作業タービン２４との間に配置される。
【００１６】
図２〜４は、タービンフレーム組立体の構造をより詳細に示している。タービンフレーム３８は、前面４４及び後面４６を備えた環状の中心に位置するハブ４２を含み、ハブ４２は、前方フランジ５０及び後方フランジ５２を有する環状外側リング４８により囲まれる。ハブ４２及び外側リング４８は、複数の半径方向に延びるストラット５４により相互連結される。図示の実施例では、等間隔に配置された６つのストラット５４がある。タービンフレーム３８は、単一の一体化ユニットとすることができ、又は、個々の構成部品から構成することもできる。図示の実施例では、コバルトベース又はニッケルベースの「超合金」のような高温作動に好適な金属合金からの単一部品の鋳造物である。好適な材料の１つの実施例は、ＩＮ７１８として商業的に知られるニッケルベース合金である。ストラット５４の各々は中空であり、外側リング４８の外寄りの外側端部にある抽気ポートで終端する。
【００１７】
複数の供給管体組立体５８は、タービンフレーム３８内に取り付けられ、ストラット５４間に位置付けられ、外側リング４８とハブ４２との間に延びる。この実施例では、６つの供給管体組立体５８がある。
【００１８】
ノズルカスケード４０は、複数の能動冷却翼形部を含む。この特定の実施例では、全部で４８個の翼形部がある。この数は、特定の用途に合わせて変えることができる。翼形部の一部（この場合は１２）は、軸方向に延伸されて、ストラット５４及び供給管体組立体５８を高温の燃焼ガスから保護するフェアリング（図４）内に組み込まれる。フェアリングの一部（この場合は６）は、分割構成のストラットフェアリング７２である。フェアリングの他の部分は、単一部品構成の供給管体フェアリング７４である。残りの翼形部（この場合は３６）は、１つ又はそれ以上のベーンを各々有するノズルセグメント７６に配列される。
【００１９】
本発明においては、ストラットフェアリング７２のみを詳細に説明する。ノズルカスケード４０の他の構成部品は、名称が「Ｔｕｒｂｉｎｅ  Ｆｒａｍｅ  Ａｓｓｅｍｂｌｙ  ａｎｄ  Ｍｅｔｈｏｄ  ｆｏｒ  ａ  Ｇａｓ  Ｔｕｒｂｉｎｅ  Ｅｎｇｉｎｅ」のＪ．  Ａ．  Ｍａｎｔｅｉｇａ他による同時継続出願において説明しており、本出願は引用により本明細書に組み込まれる。
【００２０】
図５に示すように、ストラットフェアリング７２は、弓状外側バンド８０と弓状内側バンド８２との間で支持される翼形部形ベーン７８を含む。内側バンド８２及び外側バンド８０は、軸方向に延伸し、タービンフレーム３８を通る流路の一部を定めるような形状にされる。前方フック８４は、外側バンド８０の外面から軸方向前方に突出し、後方フック８６は、外側バンド８０の外面から軸方向前方に突出する。
【００２１】
ベーン７８は、軸方向に延伸し、前縁９０と後縁９２との間に延びる間隔を置いて配置された側壁８８Ａ及び８８Ｂを含む。側壁８８Ａ及び８８Ｂは、ストラット５４用に空気力学的フェアリングを形成するような形状にされる。ベーン７８の前方セクション９４は、中空であり、以下でより詳細に説明するように衝突冷却される。ベーン７８の後方セクション９６もまた中空であり、マルチパスの蛇行流路（図６参照）を定める壁９８を組み込む。スロット又は孔のような複数の後縁通路１００は、後縁９２を貫通する。
【００２２】
内側バンド８２、外側バンド８０、及びベーン７８を含むストラットフェアリング７２の構成部品は、共通の横断面にほぼ沿って分割され、ストラットフェアリング７２が、前部品１０２と後部品１０４（図７参照）を有するようにされる。側壁８８Ａ及び８８Ｂの各々は、前方及び後方部分に分割される。
【００２３】
側壁８８Ａ及び８８Ｂ間の内部横方向スペースは、前部品１０２が前方から後方にストラット５４を越えて軸方向に摺動することができ、後部品１０４が後方から前方にストラット５４を越えて軸方向に摺動することができるように選択される。これにより、タービンフレーム３８の分解又はストラット５４の取り外しを必要とせずに、前部品１０２又は後部品１０４の取り付け又は取り外しが可能になる。これは、ハブ４２又は外側リング４８が軸方向に大きな突出部を有する場合でも当てはまる。側壁８８Ａ及び８８Ｂの内側横方向内部表面には、あらゆる突起、フック、ボス、又は軸方向の自由摺動と干渉することになる他の特徴部が実質的にない。
【００２４】
前部分１０２及び後部分１０４の嵌合面１２０、１２２は、冷却空気の漏出又は高温流路ガスの吸込みを阻止する手段として少なくとも部分的に非平面の形状を有することができる。図示の実施例において、嵌合面１２０、１２２は、平面部分１２４及び「Ｓ字」部分１２６を有する分割線を定める。他の輪郭を用いることもでき、必要に応じて、金属ストリップ（図示せず）のようなシール要素を嵌合面１２０、１２２の間に配置してもよい。
【００２５】
前部品１０２及び後部品１０４をストラット５４の付近に配置した後に互いに固定するための手段が設けられる。図示の実施例では、前部品１０２は、後面１２０から半径方向内向きに延びるタブ１０６を含み、後部品１０４は、前面１２２から半径方向内向きに延びるタブ１０７を含む。組み立てられると、タブ１０６、１０７は、金属バックル１１０のスロット１０８内に受けられる。図８に示すように、バックル１１０は、スロット１０８と同様にほぼ矩形である。スロット２０８及びタブ１０６及び１０７は、後部品１０４のタブ１０７とスロット１０８の側部間に小さな横方向ギャップ「ｇｌ」（例えば、約０．０７６ｍｍ（３ミル））を生じ、また、組み立てられたタブ１０６、１０７とスロット１０８の端部との間には同じサイズのギャップ「ｇ２」を生じるような大きさにされる。ギャップ１０８は、前端で拡大され、前部品１０２のタブ１０６とスロット１０８の側部との間に僅かに大きな横方向ギャップ「ｇ３」（例えば、約０．２５４ｍｍ（１０ミル））を生じるようになる。バックル１１０は、例えばろう付けによりタブ１０７に固定され、任意選択的であるが、圧入ピン１１２が貫通することにより更に固定される。前部品１０２及び後部品１０４の半径方向外側端部は、嵌合フランジ１１４を通って差し込まれる剪断ボルト１１３又は他の同様の締結具で互いに固定される。図４に示すように、衝突冷却孔１１８が穿孔されたストラットバッフル１１６が、ストラット５４とストラットフェアリング７２との間に設置される。
【００２６】
組み立ての目的で、バックル１１０は、最初に上述のようにタブ１０７に固定することができ、次いで、後部品１０４をストラット５４及びストラットバッフル１１６を越えて軸方向前方に摺動される。これは、供給管体フェアリング７４及びノズルセグメント７６の設置と連動して行われる。次に、前部品１０２は、ストラット５４及びストラットバッフル１１６を越えて軸方向後方に摺動され、タブ１０６がスロット１０８と係合するように枢動される。最後に、剪断ボルト１１３を設置することができる。
【００２７】
前部品１０２及び後部品１０４は、コバルトベース又はニッケルベースの「超合金」のような高温作動に好適な金属合金から鋳造され、既知の方法による一方向凝固（ＤＳ）又は単結晶（ＳＸ）のような特定の結晶構造で鋳造することができる。好適な１つの材料の実施例は、ＲＥＮＥ  Ｎ４として商業的に知られるニッケルベース合金である。
【００２８】
再び図２Ａ、２Ｂ、及び３Ｂを参照すると、前方ノズルハンガー１６４は、全体的にディスク形状であり、ほぼ「Ｖ字」形の断面を有する後方に延びるアーム１７２により相互接続される、外側フランジ１６８及び内側フランジ１７０を含む。内側フランジ１７０は、ストラットフェアリング７２の前方フック８４並びにサービス管体フェアリング７４及びノズルセグメント７６の同様のフックを受け入れるスロット１７６を備えた取り付けレール１７４を定める。外側フランジ１６８は、タービンフレーム３８の前方フランジ５０内のボルト孔に対応するボルト孔を有する。前方ノズルハンガー１６４は、軸方向に対応できるようにノズルカスケード４０を半径方向で支持する。
【００２９】
後方ノズルハンガー１６６は、全体的にディスク形状であり、ほぼ「Ｕ字」形の断面を有する前方に延びるアーム１８０により相互接続される、外側フランジ１７５及び内側フランジ１７７を含む。内側フランジ１７７は、ストラットフェアリング７２の後方フック８６、並びに供給管体フェアリング７４及びノズルセグメント７６の同様のフックを受け入れるスロット１８４を備えた取付レール１８２を定める。外側フランジ１７５は、タービンフレーム３８の後方フランジ５２内のボルト孔に対応するボルト孔を有する。後方ノズルハンガー１６６は、軸方向の拘束を与える間にノズルカスケード４０を半径方向で支持する。
【００３０】
組み付けられると、ストラットフェアリング７２、供給管体フェアリング７４、及びノズルセグメント７６の外側バンドは、タービンフレーム３８の外側リング４８と協働して、環状外側バンドキャビティ１８６を定める。
【００３１】
環状外側バランスピストン（ＯＢＰ）シール１８８は、例えばボルト又は他の好適な締結具を用いてハブ４２の後面に取り付けられる。ＯＢＰシール１８８は、半径方向アーム１９０及び軸方向アーム１９２を備え、ほぼ「Ｌ字」形の断面を有する。前方シールリップ１９４は、ハブ４２に当接し、半径方向外向きに延びる後方シールリップ１９６は、ノズルカスケード４０に接して環状の「Ｍ字」形シール１９８を取り込む。同様の「Ｍ字」形シール２００が、ノズルカスケード４０の前端と固定エンジン構造体２０４上の別のソールリップ２０２との間で取り込まれる。全体として、ハブ４２及びＯＢＰシール１８８は、ハブ４２の内部と連通する内側マニホルド２０６を定める。また、ストラットフェアリング７２、供給管体フェアリング７４、及びノズルセグメント７６の内側バンドは、タービンフレーム３８のハブ４２、ＯＢＰシール１８８、及びシール１９８、２００と協働して、環状内側バンドキャビティ２０８を定める。１つ又はそれ以上の孔２１０は、ＯＢＰシール１８８の半径方向アーム１９０を貫通する。運転中、これらの冷却孔２１０は、ハブ４２から、下流側ロータ２８の前面上に取り付けられた環状シールプレート２１２に冷却空気を通過させる。冷却空気は、シールプレート２１２内の孔２１４に流入し、次いで、従来の方法でロータに送られる。
【００３２】
ＯＢＰシール１８８の軸方向アーム１９２は、シールプレート２１２のシール歯２１８と噛み合うアブレイダブル材料２１６（金属ハニカムなど）を保持する。
【００３３】
図４及び６を参照すると、ストラットフェアリングの冷却は以下の通りである。圧縮機１２（図１を参照）などの発生源から抽気された冷却空気は、抽気ポート５６に送給されて、矢印Ａで示されるストラット５４を通って下方に流れる。ストラット５４に入る空気の一部は、ストラットの最初から終わりまで通過して、矢印「Ｂ」で示されるようにハブ４２にまで流れる。次いで、空気は内側マニホルド２０６を通過した後、上述のように下流側のタービンロータ２６に流れる。
【００３４】
ストラット５４に入る空気の別の一部は、ストラット５４の側部の通路から出て、ストラットバッフル１１６に入る。この流れの一部は、ストラットバッフル１１６内の衝突冷却孔１１８から出て、矢印「Ｃ」（図６参照）で示すようなストラットフェアリング７２を衝突冷却するのに使用される。衝突冷却後、矢印「Ｄ」で示すように、空気は外側バンドキャビティ１８６に流れる。空気の別の一部は、ストラットバッフル１１６から出て、矢印「Ｅ」で示すように、外側バンドキャビティ１８６に直接入る。最後に、ストラットバッフル１１６からの空気の第３の部分は、ストラットバッフル１１６とストラット５４との間から出て、内側バンドキャビティ２０８をパージする（矢印「Ｆ」を参照）。同様の冷却空気流パターンは、供給導管組立体５８及び供給管体フェアリング７４の冷却のために実装される。
【００３５】
図６のＤ及びＥで示されるパージ空気と衝突後の流れの組み合わせである、外側バンドキャビティ１８６からの空気は、矢印「Ｇ」で示すベーン７８の後方セクション内の蛇行通路に入る。従って、この蛇行通路は、従来の方法で対流冷却においても使用され、その後、後縁冷却通路を通って排気される。
【００３６】
本明細書で説明される分割フェアリング構成は、従来の単一部品構成のラップフェアリング設計に勝る幾つかの利点を有する。本構成により、一体化タービンフレームの使用が可能になる。非一体化フレーム構成部品の取り付けには、高価な整合機械加工、組み立て方法、及び特別な締結具を必要とするので、これにより初期フレームコスト上で大きな利点をもたらす。
【００３７】
ストラットフェアリング７２の「タブ」及び「バックル」機構はまた、組み立てるために極めて僅かな半径方向フレーム高さを必要とし、最良の一体化フレーム組立体に適合できるようにする。「タブ及びバックル」機構はまた、ストラットフェアリング７２の内側端部へのアクセスにレンチを必要とせずに、フェアリング半部分を締結可能にする。これは、パッケージング上極めて有利である。加えて、インターロッキング機構の排除は、ベーン幅を大幅に節約し、インターロッキング設計と比べてより薄肉の高性能なフェアリング翼形部を可能にする。
【００３８】
最後に、本発明は、必要な付随フレームの量を低減することにより、損傷を受けた流路構成部品の取り外し及び交換組み立て時間が改善される。
【００３９】
以上、ガスタービンエンジンの分割フェアリングについて説明してきた。本発明の特定の実施形態を説明してきたが、当業者であれば、本発明の技術的思想及び範囲から逸脱することなく、種々の修正を行い得ることは理解されるであろう。従って、本発明の好ましい実施形態に関する上記の説明並びに本発明を実施するための最良の形態は、限定の目的ではなく単なる例証として提供され、本発明は請求項によって定義される。
【符号の説明】
【００４０】
７２  ストラットフェアリング
７８  ベーン
８０  外側バンド
８２  内側バンド
８４  前方フック
８６  後方フック
８８Ａ、８８Ｂ  側壁
９０  前縁
９２  後縁
９４  前方セクション
９６  後方セクション
【図１】
2010127276.tif 000003
【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図３Ａ】
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【図３Ｂ】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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