(57)【要約】【課題】本発明は、ガスタービンエンジン内のタービン流路を提供する。【解決手段】タービン翼形部（１２）は、流路面から（２８）スパンにわたって延びる対向する正圧及び負圧側面（１８、２０）を含む。流路面（２８）は、翼弦方向に対向する前方及び後方端縁（３０、３２）と翼形部正圧及び負圧側面（１８、２０）に対応する横方向に対向する第１及び第２の端面（３４、３６）とを有する。流路面（２８）は、前方端縁（３０）において前方ブルノーズ（４２）の形態で第１の端面（３４）を接合しまた後方端縁（３２）において後方ブルノーズ（４４）の形態で第２の端面（３６）を接合し、ブルノーズ（４２、４４）はその半径が対向する端縁（３０、３２）から変化している。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
内側及び外側バンド（１４、１６）に接合された複数のベーン（１２）を含み、前記バンドの対応する第１及び第２の端面（３４、３６）が、スプラインシール（４０）によって互いに接合されており、
前記バンド（１４、１６）が、前記ベーン（１２）の両端部を囲んで該ベーン間に燃焼ガス（２６）の流れを閉じ込める流路面（２８）を含み、前記流路面が、軸方向に前方及び後方端縁（３０、３２）でかつ円周方向に第１及び第２の端面（３４、３６）で終端し、
前記内側及び外側バンド（１４、１６）における流路面（２８）の各々が、前記前方端縁（３０）において前方ブルノーズ（４２）の形態で前記第１の端面（３４）を接合しかつ前記後方端縁（３２）において後方ブルノーズ（４４）の形態で前記第２の端面（３６）を接合し、前記ブルノーズが、その大きさが前記両端縁から連続的に変化していることを特徴とするタービンノズル（１０）。
【請求項２】
前記ブルノーズ（４２、４４）が、その深さが前記流路面（２８）の下方に延びていることを特徴とする請求項１記載のノズル。
【請求項３】
前記前方ブルノーズ（４２）が、その大きさが前記前方端縁（３０）から後方端縁（３２）に向かって次第に小さくなるように減少し、また前記後方ブルノーズ（４４）が、その大きさが前記後方端縁（３２）から前方端縁（３０）に向かって次第に小さくなるように減少していることを特徴とする請求項２記載のノズル。
【請求項４】
前記前方ブルノーズ（４２）が、前記前方端縁（３０）で開始しかつ前記第１の端面（３４）の中央よりも前で終端し、また前記後方ブルノーズ（４４）が、前記後方端縁（３２）で開始しかつ前記第２の端面（３６）の中央よりも前で終端していることを特徴とする請求項３記載のノズル。
【請求項５】
前記内側及び外側バンド（１４、１６）における第１及び第２の端面（３４、３６）が各々、前記ブルノーズ（４２、４４）がない主セクション（４６）を含み、前記主セクションが、その長さが前記ブルノーズの各々よりも大きいことを特徴とする請求項４記載のノズル。
【請求項６】
前記流路面（２８）が、前記前方端縁（３０）で終端し、前方ブルノーズ（４２）が、前記前方端縁（３０）で開始し、最大半径を有しかつその半径が該前方ブルノーズの終端部に向かって連続的に減少していることを特徴とする請求項５記載のノズル。
【請求項７】
前記外側バンドの流路面（２８）が、前記後方端縁（３２）において尖ったエンゼルウイングの形態で終端し、前記後方ブルノーズ（４４）が、前記エンゼルウイングの手前で開始しかつその大きさが増大した後にその大きさが該後方ブルノーズの終端部に向かって減少していることを特徴とする請求項５記載のノズル。
【請求項８】
前記内側バンドの流路面（２８）が、前記前方端縁（３０）で終端し、前記前方ブルノーズ（４２）が、最大半径を有する状態で前記前方端縁（３０）で開始しかつその半径が該前方ブルノーズの終端部に向かって連続的に減少していることを特徴とする請求項７記載のノズル。
【請求項９】
前記前方及び後方ブルノーズ（４２、４４）が、前記流路面（２８）と前記端面（３４、３６）とを橋絡する円弧を含み、前記円弧が、その半径が前記端面の中央部に向かって減少しかつほぼゼロ半径として終端していることを特徴とする請求項５記載のノズル。
【請求項１０】
前記ベーン（１２）が、対の形態で配置され、その前記内側及び外側バンド（１４、１６）が、前記第１及び第２の端面（３４、３６）の対応する端面において互いにろう付けされ、それら端面の前記前方及び後方ブルノーズ（４２、４４）が、隣接する流路面（２８）間に局所ノッチを形成していることを特徴とする請求項５記載のノズル。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジン内のタービン流路に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンにおいては、空気が、圧縮機内で加圧されかつ燃焼器内で燃料と混合されて、高温の燃焼ガスを発生する。タービン段において高温ガスからエネルギーが抽出されて、圧縮機を駆動し、またターボファン式航空機エンジン用途では上流ファンを駆動し或いは船舶及び工業用途の場合には外部ドライブシャフトを駆動することで出力仕事を行う。
【０００３】
高圧タービン（ＨＰＴ）は、燃焼器出口の直ぐ後に続き、固定タービンノズルを含み、次にこの固定タービンノズルの後に、支持ディスクの周辺部から半径方向外向きに延びるタービンロータブレードの列が続く。ＨＰＴは、１つ以上の段を含むことができ、圧縮機ロータブレードを支持するロータを駆動する。
【０００４】
低圧タービン（ＬＰＴ）は、ＨＰＴに続き、一般的に幾つかの段のタービンノズルと対応するロータブレードの列とを含む。ＬＰＴは、ファン或いは外部ドライブシャフトを駆動する。
【０００５】
タービンノズルの各々は、ステータベーンの列を含み、ステータベーンは、対向する前縁及び後縁間で翼弦にわたって軸方向に延びるほぼ凹面形の正圧側面と対向するほぼ凸面形の負圧側面とを含む対応する翼形部構成を有する。ベーン翼形部もまた、半径方向内側及び外側バンド間で又は隣接するベーン間に個々の流路を形成する流れ閉じ込めプラットフォーム間で半径方向スパンにわたって延びる。
【０００６】
同様に、各タービンロータ段は、支持ロータディスクの周辺部の相補形ダブテールスロット内に取付けられた一体形ダブテールを有するタービンブレードの列を含む。各ロータブレードは、翼形部の根元に配置された中間流れ境界プラットフォームにおいてダブテールから半径方向外向きに延びる翼形部分を含む。
【０００７】
各タービンブレードの列は、該ブレードの半径方向外側先端上方に小さい間隙又はギャップを形成する対応する環状のタービンシュラウドによって囲まれ、タービンシュラウドは、燃焼ガスを閉じ込めて隣接するタービン翼形部間の個々の流路内を流れるようにする。
【０００８】
ＨＰＴの第１段ノズルは、燃焼器からの最も高温の燃焼ガスを最初に受けるので、この第１段ノズルは、運転時に大きな熱膨張及び収縮を受ける。運転時における熱誘起応力を低減するために、タービンノズルは、個々のベーン及び対応するバンドセグメントのシングレットとして或いは対応するバンドセグメント内に支持された２つのベーンのダブレットとして円周方向にセグメント化される。
【０００９】
ノズルセグメントは、環状リングの形態で互いに適切に取付けられ、軸方向に延びる分割線の形態でそれらの間に円周方向接合部を形成する対応する端面を有する。各端面は、分割線をシールするためにその中にスプラインシールを受ける軸方向スロットを含む。このようにして、セグメント化した環状ノズルは、運転時に、その中に生じる熱誘起応力を最小にするように、対応する軸方向分割線において自由に膨張及び収縮する。
【００１０】
同様に、各タービンロータブレードは、支持ロータディスクの周辺部の対応するダブテール内に個々に取付けられ、運転時に、隣接するタービンロータブレードによる拘束がない状態で自由に膨張及び収縮して熱膨張及び収縮による応力を最小にする。タービンシュラウドは、ブレード先端の周りに懸垂されているので、それらの間の相対的膨張及び収縮は、それに対応して先端間隙の大きさに影響を与えるが、許容される。
【００１１】
タービンノズル及びロータブレードは、その空気力学的輪郭及び流路寸法がガスタービンエンジンの性能を最大にするように特別に設計される。ノズルベーン間の個々の流路においては、該流路がスロート部まで収束し、次にそこから対応するタービンブレードの列に向かって後方に発散するように、最小流路面積のスロート部が形成される。同様に、隣接するタービンブレード間に形成された各流路もまた、最小流路面積のスロート部を有し、流路がスロート部まで収束し、次に下流方向後方方向に発散するようになっている。
【００１２】
ベーン間流路は、半径方向内側及び外側一体形バンドによって境界付けられる。また、ブレード間流路は、翼形部の根元における一体形ブレードプラットフォームと半径方向外側タービンシュラウドとによって境界付けられる。
【００１３】
従って、最新式のガスタービンエンジンの設計では、個々のノズルベーン及びタービンブレードの根元から先端までの空気力学的輪郭と、ノズルにおける内側及び外側バンドの対応する空気力学的輪郭と、ロータ段におけるプラットフォーム及びタービンシュラウドの対応する空気力学的輪郭とに極めて細部まで対処している。現在では、最新式の三次元コンピュータ技術を利用して、これら全ての構成部品の空気力学的輪郭を詳細に分析してエンジン性能を最大にするようにすることができる。
【００１４】
しかしながら、タービンノズル及びロータ段の空気力学的輪郭には、それでもなお個々の構成部品の小さい製造公差と構成部品をエンジン内に取付ける時の小さい組立公差とが生じる。これらの公差により、これら構成部品の独自の組立及び取付けに起因して、隣接する構成部品の相対的位置における不規則な差異が必然的に生じる。最終位置におけるこれらの不規則な差異は、それに対応してタービンの空気力学的性能及びその結果として全体エンジン効率に悪影響を及ぼす。
【００１５】
具体的には、内側及び外側ノズルバンドの内面は、ノズルの空気力学的性能を最大にするように精密に構成されるが、隣接するノズルセグメント間の軸方向分割線がノズルの性能に悪影響を及ぼす。ノズルベーンは、典型的な翼形部形状を有するので、これらベーンにより、燃焼ガス流は、該燃焼ガス流がベーン間流路間を軸方向下流方向に流れる時に方向転換又は曲げられる。
【００１６】
従って、運転時にガス流線はベーンの周りで曲がるので、燃焼ガスは、最初にベーンの前縁の近傍で１つの方向に軸方向分割線を横切り、次に後縁の近傍で逆方向に同じ分割線を横切ることになる。
【００１７】
内側及び外側バンドの流路面は、運転時において燃焼ガス流線が軸方向分割線上を滑らかに流れるのを保証するために、基準同一面の組立位置になるように製造されている。しかしながら、ノズセグメントは、製造及び組立公差が生じるので、対応する半径方向段部が分割線の位置に形成されることになり、この段差は、その大きさ及び方向が小さい公差の範囲内で不規則に変化することになる。
【００１８】
ノズルセグメント間の上り段部は、それに対応して燃焼ガス流を妨げて、性能を低下させると同時に、突出段部が局所的に加熱されることになる。下り段部は、上り段部よりも燃焼ガスによる加熱を受けるのが少ないのでより望まししいが、それでもやはり、効率を低下させる表面不連続部を生じる。
【００１９】
さらに、燃焼ガス流線は、それらがベーンの前縁及び後縁間で個々の分割線上を流れる時に方向を変えるので、ベーンの前縁又は後縁のいずれかにおける望ましい下り段部は、基準同一面のバンド設計になったセグメントの反対側に必然的に望ましくない上り段部を生じることになる。
【００２０】
同様に、タービンロータブレードは、該ブレード間に内側流路面を形成する一体形のプラットフォームを有し、このプラットフォームは、製造及び組立公差によってプラットフォーム間に同様の段部を生じる。
【００２１】
先行技術には、タービンノズル及びロータ段の翼形部間段部の問題に対する様々な解決策が含まれている。これらの解決策には、プラットフォーム又はバンド端縁上に面取りを設けることと、流れ流線が翼形部の前縁及び後縁間でその下流移動方向に曲がる時に主として下り段部のみを生じるのを保証するようにこれら端縁の半径方向位置を変えることとが含まれる。
【００２２】
しかしながら、プラットフォーム又はバンドにおいて面取り及び高さ変更を使用することは、それに対応してステータ及びロータ段の空気力学的性能に悪影響を及ぼし、全体的損失を最小にするためには、設計における妥協を行わなければならない。
【００２３】
具体的には、現在では、最新式の三次元コンピュータ解析により、翼形部間流路の効率を最大にするような、ノズルバンド及びブレードプラットフォームの流路面の詳細設計が可能になっている。これら流路面の変更は、翼形部間の段部付け問題に対処することを排除又は最少にして、エンジン効率を最大にするようにすべきである。
【特許文献１】米国特許第４１３５８５７号公報
【特許文献２】米国特許第５０２０９７０号公報
【特許文献３】米国特許第６１５８９６１号公報
【特許文献４】米国特許第６２６１０５３号公報
【特許文献５】米国特許第６５７９０６１号公報
【特許文献６】米国特許第６６７２８３２号公報
【特許文献７】日本特許公開第５８−１６２７０２号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００２４】
従って、バンド及びプラットフォーム自体の空気力学的輪郭の変更を最少にしながら、バンド又はプラットフォーム間の段部を解決する、ガスタービンエンジンにおける翼形部間構成を提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【００２５】
タービン翼形部は、流路面からスパンにわたって延びる対向する正圧及び負圧側面を含む。流路面は、翼弦方向に対向する前方及び後方端縁と翼形部正圧及び負圧側面に対応する横方向に対向する第１及び第２の端面とを有する。流路面は、前方端縁において前方ブルノーズの形態で第１の端面を接合しまた後方端縁において後方ブルノーズの形態で第２の端面を接合し、ブルノーズはその半径が対向する端縁から変化している。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２６】
好ましくかつ例示的な実施形態により、添付図面と関連して行った以下の詳細な記載において、本発明をその更なる目的及び利点と共により具体的に説明する。
【００２７】
図１に示すのは、ガスタービンエンジン用の環状の第１段高圧タービンノズル１０のアーチ形部分である。ノズルは、エンジンの軸方向中心軸線の周りで軸対称であり、半径方向に対向する根元端部において半径方向内側及び外側アーチ形バンド１４、１６に対して一体形に接合された複数の中空ステータベーン１２を含む。例えば、個々のベーン１２は、その対応する内側及び外側バンドと共にその単体構造の構成として鋳造することができる。
【００２８】
さらに図２に示すように、ベーン１２の各々は、ほぼ凹面形の正圧側面１８と円周方向に又は横方向に対向するほぼ凸面形の負圧側面とを備えた空気力学的翼形部を有する。この２つの側面は、対向する前縁及び後縁２２、２４間で翼弦にわたって軸方向に延び、これら前縁及び後縁は、２つのバンド１４、１６間の各ベーン翼形部の半径方向全スパンに延びる。
【００２９】
個々のベーン自体は、あらゆる従来型の構成を有することができ、一般的には、図２に示すような内部冷却回路を含み、運転時にこの回路を通してエンジンの圧縮機（図示せず）から抽気した加圧冷却空気を循環させることができる。使用済み冷却空気は、ベーンの側壁に設けた様々な列のフィルム冷却孔及び後縁出口を通して吐出される。
【００３０】
運転時、高温燃焼ガスは、燃焼器（図示せず）内で発生し、図１及び図２に示すように、燃焼器から円周方向に隣接するベーン１２間の対応する流路内に吐出される。個々のベーンの空気力学的輪郭及びそれらの角度配向は、図２に示すような燃焼ガス２６の流線がベーン間でその下流移動方向に曲がりすなわち湾曲し、必要に応じて適切な斜角でベーンの後縁において吐出されて、下流のタービンロータブレード（図示せず）の列における性能を最大にするような従来通りの方法で決められる。
【００３１】
図２に示す各ノズル流路は、隣接するベーンの前縁からそれらの後縁に向かって収束し、一般的に最小流路面積のスロート部が、１つのベーンの後縁と隣接するベーンの後縁の軸方向前方に位置する該隣接するベーンの負圧側面上のその垂直突出部との間に形成される。
【００３２】
図３は、その下流又は後方側からのノズルセグメントを示し、該ノズルセグメントからの燃焼ガス２６の吐出を示している。また、図２と同様の図４は、ノズルベーンの空気力学的輪郭を示し、このノズルベーンは、図２に示す内側バンド１４と図４に示す外側バンド１６とによって境界付けられた対応する流路を通して燃焼ガス流線を下流方向に方向転換させる。
【００３３】
図２及び図４に示す２つのバンドは、半径方向両端部における燃焼ガスの境界となるので、これらバンドは構成が類似しており、エンジン内に取付けた組立バンドの環状構成と一致するように、内側バンド１４は、図１に示すように半径方向外向きに円周方向に凸面形であり、また外側バンド１６は、半径方向内向きに円周方向に凹面形である。
【００３４】
２つのバンド１４、１６は、ベーンの対応する根元端部を囲みかつ互いに内部側に向き合ってベーン間流路の半径方向境界面を形成した対応する流路面２８を含む。このようにして、２つのバンドの対向する流路面２８は、ベーンの対応する側面が個々のベーン間流路の横方向流れ境界面を形成した状態で、個々のベーン上を流れる燃焼ガス２６の流れを閉じ込める。
【００３５】
図２及び図４に示すように、流路面２８は、翼弦方向に又は軸方向に対向する前方及び後方端縁３０、３２で開始しまた終端し、これらの端縁は、ノズル構成において半径方向フランジの形態になっている。前方端縁３０は、ベーン前縁２２の近傍で円周方向に延び、また後方端縁３２は、後縁２４の近傍で円周方向に延びる。
【００３６】
各流路面２８はまた、それぞれベーンの正圧及び負圧側面１８、２０に対応する対向する第１及び第２の端面３４、３６で円周方向又は横方向に終端する。図２及び図４に示すように、各流路面２８の４つの側部又は端縁部は、その輪郭がほぼ平行四辺形を形成し、それと一体形に形成された個々のベーン１２の角位置と一致する。
【００３７】
図１〜図４に示すタービンノズルは先ず、単体構造のシングレット組立体として、個々のベーン１２をそれらの対応する内側及び外側バンド１４、１６と共に一体形に鋳造することによって製造される。このシングレットは次に、最終タービンノズルの環状構成として互いに接合される。
【００３８】
図示した例示的な実施形態では、シングレットは、最初に対としてグループ化して一体形のノズルダブレットを形成するのが好ましく、その場合、対応する内側及び外側バンド１４、１６をそれら２つのバンドの隣接する第１及び第２の端面３４、３６において対応するろう付け接合部３８で互いにろう付けする。ろう付け接合部３８は、２つのベーン間の内側バンドセグメントを互いにシールしかつ同じ２つのベーンの外側バンドセグメントを互いにシールして各ノズルダブレット形成する。
【００３９】
ノズルダブレットは次に、従来型のスプラインシール４０を露出端面３４、３６に形成した対応するスロット内に挿入した状態で、エンジン内に適切に支持されて、その完全なノズルリングを形成する。スプラインシールは、端面スロット内にゆるく捕捉され、そこに効果的な流れシールを形成すると同時に、さらに取付けたダブレット間の相対的膨張及び収縮を可能にする。
【００４０】
図５は、内側バンド１４の対応する軸方向分割線に沿って２つの隣接する端面３４、３６を接合した例示的なスプラインシールを示し、同様の接合部は、外側バンドにおいても見られる。上記のように、各ノズルシングレットは、その様々な面の寸法及び位置が数ミルの製造公差を生じ、この様々な面としては具体的には、内側バンド１４においては半径方向内側の燃焼ガスの境界となりまた外側バンドに１６においては半径方向外側の燃焼ガスの境界となる流路面２８が含まれる。シングレットをノズルダブレットとして互いにろう付けする時に、数ミルの付加的な組立公差がさらに、鋳造プロセスにおける元の製造公差に加わる。
【００４１】
さらに、ノズルダブレットは、完全リングの形態でエンジン内に、一般的には支持ケーシング又はリングに対して機械的に取付けられ、さらに同様に数ミルの組立公差が持ち込まれる。従って、ノズルベーンの全数が完全なノズルとして並べられた時、例えば図５に示すようなバンドの個々の流路面２８は、エンジンの中心軸線からの基準共通直径で円周方向にほぼ整列する。
【００４２】
しかしながら、製造及び組立公差は、隣接する内側及び外側バンドの半径方向位置において不規則な差異を生じ、従って燃焼ガス２６の境界となる隣接する流路面２８間に正の上り段部（Ｓ＋）又は負の下り段部（Ｓ−）のいずれかを生じることになる。
【００４３】
図２及び図４に概略的に示すように、燃焼ガス流線は最初にベーンの前縁近傍の軸方向分割線上を１つの方向に流れ、次にその方向を変えて再びそのベーンの後縁近傍の同じ軸方向分割線上を流れるので、ノズルセグメントの組立体をさらに複雑にするのは、燃焼ガス流線が方向転換することである。
【００４４】
従って、製造及び組立公差によって不規則に生じた隣接する流路面２８の半径方向位置における差異により、そうでなければ基準同一面であった流路面２８内に段部が生じることになる。燃焼ガス流線は分割線に沿ってその方向が変わるので、半径方向段部は、上り段部（Ｓ＋）又は下り段部（Ｓ−）のいずれかを形作ることになる。
【００４５】
両タイプの段部は、燃焼ガス流の局所的不連続部を生じ、この局所的不連続部により対応する損失を生じさせるが、上り段部は、それが燃焼ガスの自由な流れを局所的に妨げかつ燃焼ガスによる高い熱負荷を受けるので特に望ましくない。
【００４６】
元の流路面２８は、タービン効率を最大にするためのベーン間流路の望ましい構成によって制約されるので、その構成又は輪郭が変更されるのは望ましくない。しかしながら、流路面２８は、隣接する端面３４、３６の軸方向分割線に沿って局所的に調整して、具体的にはその高さが不規則に見える段部に対処して、有害な空気力学的及び熱的結果を低減するようにすることができる。
【００４７】
より具体的には、内側及び外側バンドの流路面２８の各々は、図２及び図４に最もよく示すように、前方端縁３０において第１の又は前方ブルノーズ４２の形態でそれぞれの第１の端面３４を接合し、また同様に後方端縁３２において第２の又は後方ブルノーズ４４の形態で第２の端面３６を接合する。ブルノーズ４２、４４は、軸方向分割線において不規則に発生する最終の上り又は下り段部の有害な結果を最小にするような有限寸法の丸味のある外側コーナ部である。
【００４８】
図５は、隣接するバンドの可能性がある３つの配向を概略的に示し、ここでは内側バンド１４を示しているが、この図は外側バンド１６にも同様に適用することができる。製造及び組立公差にも拘わらず、２つの隣接するバンドは、その対応する流路面２８が同一面（ｆｌｕｓｈ）（面一）又は水平面の状態になるように整列されてその上での燃焼ガスの滑らかな流れが可能になるようになる場合がある。
【００４９】
それに代えて、下流側バンドは、その高さが上流バンドよりも僅かに高くなって隣接する流路面２８の半径方向高さの差異によって表される上り段部Ｓ（＋）を形成する場合がある。上り段部は、下流側端面のコーナ部を燃焼ガスに対して露出し、この燃焼ガスはそれによって局所的に妨げられかつコーナ部の熱負荷を増大させる。
【００５０】
それに代えて、下流側バンドは、上流側バンドよりも低い高さで配置されて下り段部Ｓ（−）を形成する場合があり、この下り段部では、隣接する流路面２８の軸方向高さの差異により、燃焼ガスが面に沿って下流方向に落下することになる。
【００５１】
図２、図４及び図５に示す軸方向分割線に沿って選択的な構成及び位置に丸味のあるブルノーズ４２、４４を導入することにより、段部の有害な空気力学的及び熱的作用を特に上り段部において低減することができ、これは同一面又は下り段部構成のいずれにも悪影響を及ぼすことはない。
【００５２】
図１〜図５に示すタービンノズルの実施形態の場合、類似した前方及び後方ブルノーズ４２、４４は、全数のタービン翼形部の製造及び組立公差により生じた最終の翼形部間段部の有害な作用を低減するために、半径方向内側及び外側バンド１４、１６の両方においてその対応する端面に配置される。ブルノーズ４２、４４の例示的な構成は、図６及び図７に示しており、対応する端面の局所部分に同じように設置され、これらブルノーズは、それらが開始する対応する前方及び後方端縁３０、３２から離れる方向にその大きさ又は半径Ｒが選択的に変化している。
【００５３】
先ず図５に示すように、前方及び後方ブルノーズは具体的には、その深さＤがそれぞれのバンドの対応する流路面２８よりも下方に延びるように導入される。上記のように、流路面２８は先ず、タービンベーン間の対応する流路の空気力学的性能を最大にするように設計される。従って、これらの流路面の輪郭及び構成は、予め定められる。図５に概略的に示すように、これらの流路面２８はまた、全ノズルの円周方向周りにベーン毎に同一面となるような据付けノズルセグメント内の基準配置として設計される。
【００５４】
従って、流路面自体の企図した基準位置に悪影響を及ぼさない状態で、流路面及び端面３４、３６間の対応するコーナ部の周りのみに深さＤで前方及び後方ブルノーズ４２、４４を導入するように、対応するバンドが局所的に改良される。
【００５５】
従って、図５に示すブルノーズの丸味のある構成により、図示した上り段部における空気力学的に滑らかな移行部が得られ、この移行部が、段部上で燃焼ガスを次の隣接する流路面２８に向かって滑らかに導く。図５に同様に示す基準同一面の流路面２８の場合には、ブルノーズは、接する流路面２８の下方に陥凹しており、依然としてそれらの間に空気力学的に滑らかな移行部を形成する。また、図５に同様に示す下り段部の構成の場合には、ブルノーズは、オフセットした流路面間でさらに陥凹しており、依然としてそれらの間に滑らかな空気力学的接続部を形成する。
【００５６】
図２及び図４に関して上記したように、隣接するバンド間の基準同一面の流路面２８は、基準上は軸方向分割線の全軸方向範囲にわたって同一の高さである２つのバンド間にその高さが不規則な段部を形成する可能性がある。従って、図５に示す上り段部が、例えば図２に示す前方ブルノーズ４２で発生し、対応する下り段部が、燃焼ガス流線の方向変更のために同じ分割線に沿って後方ブルノーズ４４において同時に生じるようになる場合がある。
【００５７】
これに対して、図２に示す前方ブルノーズ４２が、図５に示す初めからの下り段部を生じ、この時には後方ブルノーズ４４は、ここでも共通の燃焼ガス流流線の方向変更のためにさらに同じ軸方向分割線に沿って図５に示す対応する上り段部を生じるようになる場合がある。
【００５８】
この構成では、流路面２８間での半径方向高さ変化の不規則な発生及び対応する段部が、軸方向分割線の対応する端部だけに設置された特別に調整した前方及び後方ブルノーズ４２、４４によって対処された状態で、該流路面２８はその設計条件に保たれる。
【００５９】
図６に示すように、２つのバンドにおける前方ブルノーズ４２は、その大きさ又は半径Ｒが前方端縁３０から後方端縁３２に向かって軸方向に次第に小さくなるように減少している。これに対して、図７に示す後方ブルノーズ４４も同様に、その大きさ又は半径が後方端縁３２から前方端縁３０に向かって軸方向に次第に小さくなるように減少している。
【００６０】
さらに図６及び図７に示すように、内側及び外側バンド１４、１６の各々における第１及び第２の端面３４、３６は各々、対応する前方及び後方ブルノーズ４２、４４がない主セクション４６を含み、これらのブルノーズは端面の対応する小部分のみに沿って設置される。図６に示す主セクション４６は、その中央セクションを含む対応する端面の実質的に半分の長さ以上にわたって対応する前方ブルノーズから連続的に対応する後方端縁３２まで延びる。
【００６１】
同様に、図７に示す第２の端面３６に沿った主セクション４６は、これもまたその中央セクションを含む端面の実質的に半分の長さ以上にわたって後方ブルノーズ４４から連続的に前方端縁３０まで延びる。
【００６２】
この構成では、前方ブルノーズ４２は、前方端縁３０で始まり、その大きさが次第に小さくなるように減少し、第１の端面３４の軸方向中央すなわち中央スパンに達する前に終端する。後方ブルノーズ４４も同様に、後方端縁３２で始まり、その大きさが次第に小さくなるように減少し、第２の端面３６の中央に達する前に終端うる。
【００６３】
このようにして、ブルノーズ４２、４４が端面に沿って局所的にかつ燃焼ガス流線がベーンの前縁及び後縁間で方向を変更する時に該流線が軸方向分割線とほぼ平行に延びている流路面の中央に近づくと急速に終端するように導入された状態で、対応する流路面２８は、タービンノズルの空気力学的性能を最大にするように意図した基準構成及び位置の範囲内に保たれる。
【００６４】
個々のブルノーズ４２、４４の実軸方向長さは、タービンノズルの仕様設計及び燃焼ガス流線の局所方向によって調整される。ほとんどの場合には、ブルノーズは、流路面の対応する前方及び後方端縁近傍でその大きさが最大になり、軸方向分割線の中央セクションに達する前にその大きさが急速に減少するようになる。
【００６５】
図６及び図７に示す例示的な実施形態では、前方及び後方ブルノーズ４２、４４は、対応する軸方向分割線に沿ったこれら端面の各々の軸方向長さの約半分以下である、対応する端面３４、３６に沿った全体軸方向長さを有する。従って、ブルノーズは、比較的短くかつ軸方向分割線のほぼ小部分に導入される。
【００６６】
図５〜図７に示すように、前方及び後方ブルノーズ４２、４４は、対応する流路面２８と端面３４、３６とを橋絡する半径Ｒの円弧であるのが好ましい。円弧は、例えば最初に対応するバンド内に鋳造することによってより容易に製造される。ブルノーズの円弧は、その半径が流路面の対応する前方及び後方端縁から端面の中央に向かって減少し、ほぼゼロ半径として終端する。
【００６７】
最初に個々のノズルシングレットが鋳造されるので、最初に鋳造した端面３４、３６は一般的に、その最終寸法を得るように機械加工されかつ隣接するバンド間に緊密な軸方向分割線が形成されるように平坦表面仕上げされる。鋳造端面の機械加工はまた、対応する鋳造ブルノーズの一部分を除去するように機械加工することになるが、それでも、ブルノーズの円弧が次第に小さく減少するようにその大きさが減少する円弧の部分を残したままになり、これらの円弧は、対応する流路面との間に比較的尖ったコーナ部を有する最初に機械加工した端面で終端しかつ該端面に滑らかに連続するようになる。
【００６８】
図６は、内側及び外側バンド１４、１６の例示的な実施形態を示し、対応する流路面２８は、従来型の構成になったバンドの対応する半径方向フランジで終端している。内側バンドはまた、ノズルセグメントを支持ケーシング又はリングに取付けるために使用する中間半径方向フランジを含む。
【００６９】
従って、両バンドの流路面２８は、対応する前方端縁３０において例示的なベルマウス構成で終端する。内側バンド１４の前方ブルノーズ４２は、好ましくは最大半径を備えた状態で前方端縁３０で始まり、次にバンドの中央スパンに達する前にその半径が該前方ブルノーズの終端部に向かって連続的に減少する。この前方ブルノーズ４２は、それに対応して、両端部が第１の端面３４に沿って次第に減少しかつ滑らかに連続するようにその大きさが変化している。
【００７０】
外側バンド１６の前方ブルノーズ４２もまた、最初にその大きさ及び半径が前方端縁３０から増大して最大寸法及び半径になった後に第１の端面３４に沿って終端するように、その両端部で次第に減少しかつ滑らかに連続している。
【００７１】
例えば、前方ブルノーズの最大半径は、約１２５ミル〜１５０ミルとすることができ、かつ端面に沿ってほぼゼロ半径まで減少する。流路面の入口端部のベルマウス構成を考慮して、対応する前方ブルノーズは、ベルマウス構成との間で滑らかに連続して、その上を燃焼ガスが下流方向に流れる空気力学的に滑らかな輪郭を形成する。
【００７２】
図７は、内側及び外側バンドの後方端縁３２近傍のブルノーズ４４を示す。この実施形態では、内側バンド１４は、半径方向フランジで終わり、後方ブルノーズ４４は、例えば約１４０ミルの最大寸法又は半径を備えた状態でそのフランジで始まり、その大きさ又は半径が中央スパンに向かって減少することになる。
【００７３】
図７に示す外側バンド１６は、タービン内で隣接する構成部品間に懸垂されるように構成され、その流路面２８は、後方端縁３２において従来型の構成の尖ったエンゼルウイングの形態で終端している。それに対応して、外側バンドの後方ブルノーズ４４は、エンゼルウイングの前すなわちその手前でバンドの局所的により厚い領域内で始まり、その大きさ及び半径が最初に例えば約１４０ミルまで増大した後に、その大きさ及び半径が中央スパンの前で該後方ブルノーズの終端部に向かって減少している。
【００７４】
図６及び図７に示す前方及び後方ブルノーズの様々な実施形態は、流路面と対応する端面との間に外側コーナ部を形成し、バンドの両端における流路面の輪郭及びこれらバンドの対応する両端縁の構成に合わせて局所的に調整される。ブルノーズはバンドの基準流路面の下方で該バンドの局所部分を除去する必要があるので、これらブルノーズは、スペースが取れかつバンド自体の過度に薄い部分が後に残ることがない場所に選択的に導入される。
【００７５】
特別に構成しかつ局所的に導入した様々な輪郭のブルノーズは実質的に、製造及び組立公差に起因する、内側及び外側バンドにおける対応する流路面の半径方向高さの差異による有害な空気力学的及び熱的作用を低減する。
【００７６】
図２及び図４に示す軸方向分割線の中間部分は、対応する流路面２８に対して元の状態のままであるが、中間領域における隣接するバンド間のあらゆる段部は、燃焼ガス流線がほぼ平行に流れるために有害な作用は比較的小さい。しかしながら、これらの流線は、その方向がバンドの前方及び後方端部の近傍で変化するので、これらの端部には、前方及び後方ブルノーズを選択的に設置しかつその利点を最大にするように選択的に次第に減少させている。
【００７７】
上記のように、図１〜図４はまた、ノズルシングレットを互いにろう付けしてダブレットを形成し、このダブレットは、次にスプラインシール４０によって互いに接合することができることを示している。この構成では、２つのシングレットの内側寄り端面は、そこにスプラインシールがない状態でろう付け接合部３８で互いにろう付けされ、さらに前方及び後方ブルノーズ４２、４４をろう付け接合部に配置して、ろう付け接合部によって互いに一体形に接合された隣接する流路面間に局所切込みを形成する。
【００７８】
２つのシングレットを対応するダブレットに互いにろう付けすることは、付加的な組立公差を必要とするので、ろう付け接合部における付加的な段部がさらに不規則に発生し、その大きさが変化することになる。それにも拘わらず、スプライン接合部に加えてろう付け接合部にも前方及び後方ブルノーズを導入して、ろう付け接合部において特に上り段部の有害な空気力学的及び熱的作用を低減するという付加的な利点を得ることができる。
【００７９】
上に開示した可変ブルノーズは、タービンノズルにおいて特に有用であるが、これらブルノーズはまた、上に開示した内側バンドに対応する一体形根元プラットフォームを有するタービンロータブレードに導入することもできる。ロータブレードを支持ロータディスクの周辺部に取付ける時、ブレードプラットフォームは、その半径方向外側流路面が基準同一面に整列するように構成される。これらのプラットフォーム間の対応する端面は、プラットフォームにおいて同様の利点を得るために前方及び後方ブルノーズを導入するように改良することができる。
【００８０】
本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものを説明してきたが、本明細書の教示から本発明の他の変更が当業者には明らかになる筈であり、従って、全てのそのような変更は本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることを望む。
【００８１】
従って、本特許によって保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。
【図面の簡単な説明】
【００８２】
【図１】ガスタービンエンジンにおける環状の第１段タービンノズルの一部分の前方から後方向きの正面図。
【図２】内側バンドの流路面を示す、図１に示しかつ線２−２に沿って取ったノズルの一部分の半径方向断面図。
【図３】図１に示すノズルセグメントの後方から前方向きの正面図。
【図４】外側バンドの流路面を示すための、図３に示しかつ線４−４に沿って取ったノズルの一部分の半径方向断面図。
【図５】図１に示しかつ線５−５に沿って取った、バンドセグメント間のバンド間分割線接合部の概略図。
【図６】正圧側バンド端面上の前方ブルノーズを詳細に示すための、図１に示しかつ線６−６に沿って取ったノズルセグメントの側面図。
【図７】負圧側バンド端面上の後方ブルノーズを示すための、図２に示しかつ線７−７に沿って取ったノズルセグメントの側面図。
【符号の説明】
【００８３】
１０  タービンノズル
１２  ステータベーン
１４  半径方向内側バンド
１６  半径方向外側バンド
１８  正圧側面
２０  負圧側面
２２  前縁
２４  後縁
２６  燃焼ガス
２８  流路面
３０  前方端縁
３２  後方端縁
３４  第１の端面
３６  第２の端面
３８  ろう付け接合部
４２  前方ブルノーズ
４４  後方ブルノーズ
【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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