(57)【要約】【課題】翼とバンドの結合部の応力集中を低減でき、翼とバンドの間からのガスの漏れを低減でき、組立時に翼とバンドを簡単に締結できるＣＭＣタービン静翼を提供する。【解決手段】ＣＭＣタービン静翼１は、セラミックマトリックス複合材料からなる翼２と、セラミックマトリックス複合材料または金属材料からなり翼２を支持するバンド１１とを備える。翼２は、バンド１１が外嵌する部分である第１嵌合部５を有する。バンド１１は、第１嵌合部５が内側に嵌合する第２嵌合部１２を有する。ＣＭＣタービン静翼１は、さらに、翼１とバンド１１とが固定されるように第２嵌合部１２を翼高さ方向の両側から挟む固定手段６を備える。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
セラミックマトリックス複合材料からなる翼と、セラミックマトリックス複合材料または金属材料からなり前記翼を支持するバンドとを備え、前記翼と前記バンドが結合されて構成されるＣＭＣタービン静翼であって、
前記翼は、前記バンドが外嵌する部分である第１嵌合部を有し、
前記バンドは、前記第１嵌合部が内側に嵌合する第２嵌合部を有し、
さらに、前記翼と前記バンドとが固定されるように前記第２嵌合部を翼高さ方向の両側から挟む固定手段を備える、ことを特徴とするＣＭＣタービン静翼。
【請求項２】
前記翼は、燃焼ガスに曝される翼本体部と、該翼本体部の端部から翼高さ方向に延びる部分であって前記第１嵌合部を一部に含む翼端形成部とを有し、
前記翼本体部と前記翼端形成部との境界には、前記第２嵌合部を支持する段差部が形成され、
前記翼端形成部にはその周囲に沿って延びる固定用溝が形成され、
前記固定手段は、前記段差部と、前記固定用溝と、該固定用溝に嵌まり該固定用溝に沿って延び前記段差部との間で前記第２嵌合部を挟むリテーナとからなる、請求項１記載のＣＭＣタービン静翼。
【請求項３】
前記リテーナは、前記翼端形成部の周りを一周する長さを有し一部に切欠き部が形成された単一の部品である、請求項２記載のＣＭＣタービン静翼。
【請求項４】
前記リテーナは、前記切欠き部に位置する両端部同士が結合されたものである、請求項３記載のＣＭＣタービン静翼。
【請求項５】
前記リテーナは、前記翼端形成部の周囲方向に延びる複数の部品が、前記翼端形成部の周りを一周するように連結されて構成されたものである、請求項２記載のＣＭＣタービン静翼。
【請求項６】
前記リテーナと前記翼端形成部、または、前記リテーナと前記バンドは、接着されている、請求項２乃至５のいずれか１項に記載のＣＭＣタービン静翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、セラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）で形成されたタービン翼に関し、特に翼とバンドとを簡単な構造で締結（結合）したＣＭＣタービン静翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービン静翼は、ガスタービンエンジンにおいて、燃焼器からの燃焼ガスの流路となる構成部品である。図１に従来のタービン翼３０の一例を示す。タービン翼３０は、タービンの軸心周りに周方向に間隔をおいて配置された複数の翼３１と、各翼３１の両端部を支持して周方向に延びるバンド３２とを有する。
【０００３】
タービン静翼３０の表面は、燃焼器からの高温の燃焼ガス（主流ガス）３４に曝されるため、タービン翼表面の熱による損傷を防止するために、翼の内部を冷却空気で冷却するとともに、翼及びバンドに設けた冷却孔から冷却空気を噴き出して、冷却空気の膜を形成し、翼及びバンドの表面を冷却するフィルム冷却が行われる。このようなフィルム冷却を行うために、タービン静翼は複雑な構造を有するため製造コストが高く、また、推力に寄与すべき高圧空気の一部を冷却空気として利用するため推力を損失している。
【０００４】
一方、航空エンジンにおいて、燃焼ガスの温度を向上させることでタービン出力と効率を向上できるため、燃焼ガスの高温化は、航空エンジンの高性能化に重要である。また、航空エンジンの高性能化のためには、構成部品の軽量化も求められる。このため、タービン静翼の構成材料として、金属材料よりも耐熱性に優れ、比重が小さいセラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ：Ｃｅｒａｍｉｃ  Ｍａｔｒｉｘ  Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ）を利用する研究が進められている。
【０００５】
ＣＭＣは繊維織物とセラミックの複合材であり、強度を保つためには、部品の細部まで、繊維織物を配置することが必要である。フィルム冷却構造を有する翼は構造が複雑であり、また、翼とバンドでは機能・強度要求から繊維織物の構成方向が異なるため、翼の部分とバンドの部分を繊維織物で一体的に形成することは、現状の技術では困難である。そのため、翼とバンドを別々に製作し、両者を締結することでタービン静翼を形成する手法がとられている。
【０００６】
しかし、ＣＭＣは金属と比べて強度が小さいため、ＣＭＣからなる部品同士を結合するに際しては、結合部の応力集中を緩和する対策を講じる必要がある。また、締結部において隙間があると、主流ガスの漏れが生じるため、このような漏れの低減についても対策を講じる必要がある。
【０００７】
ところで、下記特許文献１には、翼とバンドを別々に製作し、両者を締結することでタービン翼を形成する先行技術が開示されている。
図２Ａ及び図２Ｂは特許文献１において開示されたタービン翼４０を示す断面図である。図２Ａ及び図２Ｂにおいて、翼４１とバンド（プラットフォーム）４２は別々に製作された部品であり、両者が結合されてタービン翼４０を構成している。図２Ａにおいて、翼４１とバンド４２は、両者を貫通する機械的締結手段（ボルト、クランプ、ピンなど）４３によって締結されている。図２Ｂにおいて、翼４１とバンド４２は、断面Ｕ字状の補強部材４４によって締結されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許第６６４８５９７号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
しかし、図２Ａに示した締結構造では、翼４１とバンド４２を貫通する機械的締結手段４３で両者を締結する構造であるため、両者をしっかりと固定するためには機械的締結手段４３を複数ヶ所に取り付ける必要があり、また、翼４１が小型である場合には締結作業が困難となるなど、組み立ての作業性が悪いという問題がある。
また、図２Ｂに示した締結構造も同様に、翼とバンドをしっかりと固定するためには補強部材４４を複数ヶ所に取り付ける必要があり、組み立ての作業性が悪いという問題がある。また、機械的締結手段を取り付けた部分に応力集中が発生するという問題がある。
【００１０】
本発明は、上記の問題に鑑みてなされたものであり、翼とバンドの結合部の応力集中を低減でき、翼とバンドの間からのガスの漏れを低減でき、組立時に翼とバンドを簡単に締結できるＣＭＣタービン静翼を提供することを課題とする。
【課題を解決するための手段】
【００１１】
上記の問題を解決するため、本発明のＣＭＣタービン静翼は、以下の技術的手段を採用する。
本発明は、セラミックマトリックス複合材料からなる翼と、セラミックマトリックス複合材料または金属材料からなり前記翼を支持するバンドとを備え、前記翼と前記バンドが結合されて構成されるＣＭＣタービン静翼であって、前記翼は、前記バンドが外嵌する部分である第１嵌合部を有し、前記バンドは、前記第１嵌合部が内側に嵌合する第２嵌合部を有し、さらに、前記翼と前記バンドとが固定されるように前記第２嵌合部を翼高さ方向の両側から挟む固定手段を備える、ことを特徴とする。
【００１２】
上記の本発明の構成によれば、固定手段によって第２嵌合部が翼高さ方向の両側から挟まれることにより、翼とバンドとが固定される。このため、翼とバンドとは物理的に一体化されているのではなく、固定手段によって相対移動が拘束されているだけなので、翼とバンドとの締結部での応力集中を低減できる。また、第２嵌合部を両側から挟む構造となっているので、固定と同時にガスシールの役目も果たす。
【００１３】
また上記のＣＭＣタービン静翼において、前記翼は、燃焼ガスに曝される翼本体部と、該翼本体部の端部から翼高さ方向に延びる部分であって前記第１嵌合部の一部を形成する翼端形成部とを有し、前記翼本体部と前記翼端形成部との境界には、前記第２嵌合部を支持する段差部が形成され、前記翼端形成部にはその周囲に沿って延びる固定用溝が形成され、前記固定手段は、前記段差部と、前記固定用溝と、該固定用溝に嵌まり該固定用溝に沿って延び前記段差部との間で前記第２嵌合部を挟むリテーナとからなる。
【００１４】
上記の構成によれば、翼端形成部にその周囲に沿って延びる固定用溝が形成され、この固定用溝にリテーナが嵌る構造となっているので、リテーナが固定用溝にフィットすることによりガスシール性能を高めることができる。
また組立ての際には、リテーナを固定用溝に嵌め込むことで翼とバンドが固定されるので、翼が小型である場合でも、簡単な作業で両者を締結できる。
【００１５】
また上記のＣＭＣタービン静翼において、前記リテーナは、前記翼端形成部の周りを一周する長さを有し一部に切欠き部が形成された単一の部品である。
【００１６】
上記の構成によれば、リテーナを弾性変形させることで、固定用溝に嵌めることができる。このリテーナは単一部品であるので、固定手段の部品点数が少なくて済むとともに、組立作業も簡単にできる。
【００１７】
また上記のＣＭＣタービン静翼において、記リテーナは、前記切欠き部に位置する両端部同士が結合されたものである。
【００１８】
上記の構成によれば、リテーナの両端同士を結合することで、取付けた後におけるテーナの離脱を防止できる。
【００１９】
また上記のＣＭＣタービン静翼において、前記リテーナは、前記翼端形成部の周囲方向に延びる複数の部品が、前記翼端形成部の周りを一周するように連結されて構成されたものである。
【００２０】
上記の構成のように、リテーナは複数の部品からなるものでもよく、組立の際には、リテーナを構成する複数の部品を固定用溝に嵌めて、部品同士を接着等の手段により連結することで、リテーナを取り付けることができる。
【００２１】
また上記のＣＭＣタービン静翼において、前記リテーナと前記翼端形成部、または、前記リテーナと前記バンドは、接着されている。
【００２２】
上記の構成によれば、接着を併用することで、翼とバンドの固定を補強することができる。
【発明の効果】
【００２３】
本発明のＣＭＣタービン静翼によれば、翼とバンドの結合部の応力集中を低減でき、翼とバンドの間からのガスの漏れを低減でき、組立時に翼とバンドを簡単に締結できる。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】従来のタービン静翼の一例を示す図である。
【図２】特許文献１に開示されたタービン翼の構造を示す図である。
【図３】本発明に係るタービン静翼の第１実施形態を示す概略斜視図である。
【図４】図３のＩＶ−ＩＶ線断面図である。
【図５】本発明に係るタービン静翼における翼の構成例を示す斜視図である。
【図６】本発明に係るタービン静翼におけるリテーナの構成例を示す斜視図である。
【図７】本発明に係るタービン静翼の第２実施形態を示す断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００２６】
図３は、本発明に係るタービン静翼１の第１実施形態を示す図であり、タービン静翼１を主流ガスの流れ方向の上流側から見た概略斜視図である。
以下の説明において、「半径方向」とはタービンの半径方向を意味するものとする。
【００２７】
図３において、ＣＭＣタービン静翼１は、タービンの軸心周りに周方向に間隔をおいて配置された複数の翼２と、各翼２の両側を支持して周方向に延びるバンド１１とを備える。本明細書では、半径方向内側（図３で下側）に位置するバンド１１を第１バンド１１Ａと定義し、半径方向外側（図３で上側）に位置するバンド１１を第２バンド１１Ｂと定義する。ただし、以下では、第１バンド１１Ａと第２バンド１１Ｂを区別して説明する必要がある場合を除き、両者を総称してバンド１１と呼ぶ。
【００２８】
翼２はセラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）からなり、バンド１１はＣＭＣまたは金属材料からなり、それぞれ別々に製作された部品であり、両者を締結（結合）することでタービン静翼１が構成される。翼２とバンド１１を製作するＣＭＣプロセスにおいては、ＰＩＰ（ポリマー含浸焼成法）やＣＶＩ（化学気相含浸法）などの公知の手法を用いてよい。ＣＭＣにおける強化繊維は、セラミック材料でよく、例えば、炭化ケイ素を用いることができる。
【００２９】
図３に示すＣＭＣタービン静翼１は、第１バンド１１Ａと第２バンド１１Ｂとの間に２枚の翼２を配置した構成で１つのセグメントを構成しており、ガスタービンの静翼部では、このようなセグメントがタービン軸心周りに３６０度にわたって配列される。ただし、本発明は図３の構成に限定されず、１つのセグメントに１枚または３枚以上の翼２を配置した構成であってもよい。
【００３０】
ＣＭＣタービン静翼１の表面は、燃焼器からの高温の燃焼ガス（主流ガス）に曝されるため、タービン翼２表面の熱による損傷を防止するために、翼２の内部を冷却空気で冷却するとともに、翼２及びバンド１１に設けた冷却孔から冷却空気を噴き出して、冷却空気の膜を形成し、翼２及びバンド１１の表面を冷却するフィルム冷却が行われる。なお、図３では、簡略化のため、フィルム冷却用の冷却孔については図示を省略している。
【００３１】
図４は、図３のＩＶ−ＩＶ線断面図である。図５は、翼２のみの斜視図である。
図４及び図５に示すように、翼２は、バンド１１が外嵌する部分である第１嵌合部５を有し、バンド１１は、第１嵌合部５が内側に嵌合する第２嵌合部１２を有する。そして、このように構成された翼２とバンド１１では、第２嵌合部１２の内周に第１嵌合部５の外周が嵌ることで、翼２とバンド１１が嵌合するようになっている。
本発明のタービン静翼１は、さらに、翼２とバンド１１とが固定されるように第２嵌合部１２を翼高さ方向の両側から挟む固定手段６を備える。
【００３２】
図４及び図５に示すように、翼２は、燃焼ガスに曝される翼本体部３と、翼本体部３の端部から翼高さ方向に延びる部分であって第１嵌合部５を一部に含む翼端形成部４とを有する。具体的には、半径方向内側（図４で下側）において第２嵌合部１２に嵌る第１嵌合部５の一部を構成する翼端形成部４は、翼本体部３の下端からさらに半径方向内側に延びる部分であり、半径方向外側（図４で上側）において第２嵌合部１２に嵌る第１嵌合部５の一部を構成する翼端形成部４は、翼本体部３の上端からさらに半径方向外側に延びる部分である。
【００３３】
翼本体部３と翼端形成部４との境界には、第２嵌合部１２を支持する段差部７が形成され、翼端形成部４にはその周囲に沿って延びる固定用溝８が形成されている。この固定用溝８は、翼端形成部４の周囲を一周して形成されている。
段差部７と固定用溝８は、例えば機械加工により翼端形成部４に形成することができるが、段差部７と固定用溝８が形成される形状に繊維織物を製作しておくことで、機械加工をすることなく段差部７と固定用溝８を形成するようにしてもよい。
【００３４】
図４に示すように、上記の固定手段６は、上記の段差部７と、上記の固定用溝８と、リテーナ９とからなる。リテーナ９は、固定用溝８に嵌まり固定用溝８に沿って延び段差部７との間で第２嵌合部１２を挟む部品である。
このようなリテーナ９は、たとえば金属で形成することができ、インコネル（登録商標）、ワスパロイ（登録商標）、ユディメット（登録商標）などの耐熱金属を用いることができる。また、リテーナ９は、ＣＭＣで形成してもよい。
【００３５】
図６Ａは、リテーナ９の第１構成例を示す斜視図である。図６Ａに示すように、第１構成例のリテーナ９は、翼端形成部４の周りを一周する長さを有し一部に切欠き部１０が形成された単一の部品である。組立ての際には、リテーナ９を広げるように弾性変形させることで、固定用溝８に嵌めることができる。ここで、図３では、第１構成例のリテーナ９が示されているが、図６Ａにおいて切欠き部１０に位置する両端部同士は、接着等の手段により結合されていることが望ましい。
【００３６】
図６Ｂは、リテーナ９の第２構成例を示す図である。図６に示すように、第２構成例のリテーナ９は、翼端形成部４の周囲方向に延びる複数（図示例では２つ）の部品９Ａ、９Ｂからなる。組立の際には、リテーナ９を構成する各部品９Ａ、９Ｂを固定用溝８に嵌めて、部品９Ａ、９Ｂ同士を接着等の手段により連結することで、リテーナ９を取り付けることができる。なおリテーナ９を構成する部品の数（分割数）は、３以上でもよい。
【００３７】
次に、図３及び図４を参照し、上記のように構成されたＣＭＣタービン静翼１を組み立てる手順を説明する。
まず、ＣＭＣからなる翼２、第１バンド１１Ａ及び第２バンド１１Ｂを用意する。第１バンド１１Ａの第２嵌合部１２に、翼２の段差部７と第２嵌合部１２が当たる位置まで第１嵌合部５を嵌め込む。第２バンド１１Ｂの第２嵌合部１２に、翼２の段差部７と第２嵌合部１２が当たる位置まで第１嵌合部５を嵌め込む。
続いて、半径方向内側（図４で下側）と半径方向外側（図４で上側）の各側において、リテーナ９を固定用溝８に嵌める。これにより、第２嵌合部１２が段差部７とリテーナ９との間に挟まれるので、翼２とバンド１１が固定される。
【００３８】
上述した本発明の第１実施形態によれば、固定手段６によって第２嵌合部１２が翼２高さ方向の両側から挟まれることにより、翼２とバンド１１とが固定される。このため、翼２とバンド１１とは物理的に一体化されているのではなく、固定手段６によって相対移動が拘束されているだけなので、翼２とバンド１１との締結部での応力集中を低減できる。また、第２嵌合部１２を両側から挟む構造となっているので、固定と同時にガスシールの役目も果たす。
【００３９】
また第１実施形態によれば、翼端形成部４にその周囲に沿って延びる固定用溝８が形成され、この固定用溝８にリテーナ９が嵌る構造となっているので、リテーナ９が固定用溝８にフィットすることによりガスシール性能を高めることができる。
また組立ての際には、リテーナ９を固定用溝８に嵌め込むことで翼２とバンド１１が固定されるので、翼２が小型である場合でも、簡単な作業で両者を締結できる。
【００４０】
また図６Ａに示した第１構成例のリテーナ９を用いる場合、リテーナ９を弾性変形させることで、固定用溝８に簡単に嵌めることができる。このリテーナ９は単一部品であるので、固定手段６の部品点数が少なくて済むとともに、組立作業も簡単にできる。また第１構成例のリテーナ９を用いる場合、図３に示すようにリテーナ９の両端同士を結合するようにすれば、取付けた後におけるリテーナ９の離脱を防止できる。
【００４１】
また図６Ｂに示した第２構成例のリテーナ９を用いる場合、組立の際には、リテーナ９を構成する複数の部品９Ａ、９Ｂを固定用溝８に嵌めて、部品９Ａ、９Ｂ同士を接着等の手段により連結することで、リテーナ９を取り付けることができる。第１構成例のリテーナ９は固定用溝８に嵌める際に弾性変形させて広げる必要があるが、第２構成例のような分割タイプのリテーナ９の場合、弾性変形する必要がないので、ＣＭＣで構成することも可能である。
【００４２】
図７は、本発明のタービン静翼１の第２実施形態を示す図であり、図４と同様の断面図である。第２実施形態において、リテーナ９と翼端形成部４は、接着部材１３によって接着されている。このような接着部材１３としては、接着部材１３が配置される環境の温度（例えば４００℃〜５００℃以上）に耐えられるもの、例えば、セラミックボンドやアルミナ、シリカ、ムライト等をスラリー状にしたもののような接着剤やロウ材を用いることができる。また、フェルト状のシリカウールやセラミック繊維などを含んだ柔軟性のある接着剤を用いてもよい。なお、リテーナ９と翼端形成部４を接着する代わりに、リテーナ９とバンド１１とを接着してもよく、あるいは、リテーナ９を翼端形成部４とバンド１１の両方に接着してもよい。第２実施形態の他の部分の構成は、図３〜図５、図６Ａ及び図６Ｂに示した第１実施形態の構成と同じである。
【００４３】
上述のように構成された第２実施形態によれば、第１実施形態と共通する構成を備えるので、翼２とバンド１１の結合部の応力集中を低減でき、翼２とバンド１１の間からのガスの漏れを低減でき、組立時に翼２とバンド１１を簡単に締結できる。
また第２実施形態では、接着部材１３を併用するので、翼２とバンド１１の固定を補強し、より強固に翼２とバンド１１を締結できる。また、柔軟性のある接着剤を用いることで、より応力集中を低減することができる。
【００４４】
なお、上記において、本発明の実施形態について説明を行ったが、上記に開示された本発明の実施の形態は、あくまで例示であって、本発明の範囲はこれら発明の実施の形態に限定されない。本発明の範囲は、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。
【符号の説明】
【００４５】
１  ＣＭＣタービン静翼
２  翼
３  翼本体部
４  翼端形成部
５  第１嵌合部
６  固定手段
７  段差部
８  固定用溝
９  リテーナ
１０  切欠き部
１１  バンド
１１Ａ  第１バンド
１１Ｂ  第２バンド
１２  第２嵌合部
１３  接着部材
【図１】
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【図２】
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【図３】
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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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