(57)【要約】      （修正有）【課題】排ガス温度オーバーシュート及び燃料消費率を減少するためにタービン動翼先端の隙間を維持すること。【解決手段】この方法は、複数の動翼の周りにケーシング、および少なくとも１つのタービンシュラウドアセンブリを形成するように、複数のケースセグメント３８を一緒に円周方向に取り付けることを含み、ケースセグメントの各々は、少なくとも２つの取り付けフランジ５４、５５、５６およびその間に画成される通路５２、５３を含む。この方法は、巡航動作中、複数の動翼と少なくとも１つのタービンシュラウドアセンブリの間の軸対称の回転先端隙間４８を維持するのを促進するために、通路の内側表面６０および各取り付けフランジの少なくとも一部分に熱遮断コーティングを付着させることも含む。この熱遮断コーティングも、排ガス温度および燃料消費率を低下させるように、発進動作中、軸対称回転先端隙間を制御することを促進する。【選択図】図３
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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（１０）用のロータアセンブリであって、
中間フランジ（５５）、後方フランジ（５６）、およびその間を延びる本体を備え、前記本体はその中に画成される少なくとも１つの通路（５３）を備える少なくとも１つのケースセグメント（３８）と、
複数の動翼（３２）と、
前記複数の動翼の半径方向外側と連結されたタービンシュラウドアセンブリ（４２、４３）であって、軸対称の回転先端隙間（４８）が前記複数の動翼との間で画成されるようにされた少なくとも１つのタービンシュラウドアセンブリと、
排気ガス温度オーバーシュートおよび燃料消費率を低減するように、エンジンの動作中前記軸対称回転先端隙間を維持するのを促進するように構成される、前記少なくとも１つの通路に付着される熱遮断コーティング（９０）とを備えることを特徴とするロータアセンブリ。
【請求項２】
前記中間および後方取り付けフランジ（５５、５６）の各々が、基台部分（６２、６８）、リップ部分（６４、７０）および通路部分を備え、前記熱遮断コーティング（９０）が各前記通路部分の少なくとも一部分に付着させられることを特徴とする請求項１記載のロータアセンブリ。
【請求項３】
後方縁部（８５）および前方縁部（８３）を備える入り口チューブ（８０）を設けることを含み、前記チューブが前記ケースセグメント通路（５３）と流体連通し、前記各中間および前方縁部の少なくとも一部分が前記熱遮断コーティング（９０）を有することを特徴とする請求項１記載のロータアセンブリ。
【請求項４】
前記熱遮断コーティング（９０）が前記少なくとも１つの通路（５３）に結合され、前記軸対称回転先端隙間（４８）がエンジン（１０）の発進および巡航動作中維持されるように、前記ケースセグメント（３８）の熱膨張を前記シュラウドアセンブリ（４２、４３）の熱膨張率と実質的に同じ率に促進するように構成されることを特徴とする請求項１記載のロータアセンブリ。
【請求項５】
前記熱遮断コーティング（９０）が０．０８８９ｃｍ（０．０３５インチ）より大きな厚さを備えることを特徴とする請求項１記載のロータアセンブリ。
【請求項６】
前記熱遮断コーティング（９０）が０．１１４３ｃｍ（０．０４５インチ）より小さな厚さを備えることを特徴とする請求項１記載のロータアセンブリ。
【請求項７】
中間フランジ（５５）、後方フランジ（５６）、およびその間を延びる本体とを備え、前記本体はその中に画成される少なくとも１つの通路（５３）を備える、少なくとも１つのケースセグメント（３８）を含むロータアセンブリと、
複数の動翼（３２）と、
前記複数の動翼との間で軸対称の回転先端隙間（４８）が画成されるようにされた少なくとも１つのタービンシュラウドアセンブリであって、前記複数の動翼の半径方向外側と結合された少なくとも少なくとも１つのタービンシュラウドアセンブリと、
エンジンの発進および巡航動作中、前記軸対称回転先端隙間を維持するのを促進するように構成された、少なくとも１つの通路に付着された熱遮断コーティング（９０）とを備える、ガスタービンエンジン（１０）。
【請求項８】
エンジン動作中前記ケースセグメント（３８）が前記ガスタービンエンジンの排ガス温度オーバーシュートを低減させるのを促進するように、前記中間および後方取り付けフランジ（５５、５６）の両方が、基台部分（６２、６８）、リップ部分（６４、７０）および通路部分とを備えることを特徴とする請求項７記載のエンジン（１０）。
【請求項９】
少なくとも１つの入り口チューブがそれぞれのケースセグメント（３８）内に画成された前記通路（５３）に流体連通して結合されるように、前記ケースセグメント（３８）に結合される少なくとも１つの入り口チューブ（８０）をさらに備え、前記少なくとも１つの入り口チューブが後方縁部（８５）および前方縁部（８３）を含み、前記各後方および前方縁部の少なくとも一部分が前記熱遮断コーティング（９０）を有することを特徴とする請求項７記載のエンジン（１０）。
【請求項１０】
エンジン（１０）の発進および巡航動作中、複数のケースセグメント（３８）の各々の熱膨張率を少なくとも１つのタービンシュラウドアセンブリ（４２、４３）の熱膨張率に実質的に一致させることを促進するために、前記熱遮断コーティング（９０）が前記通路（５３）に結合されることを特徴とする請求項７記載のエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、一般的にガスタービンエンジンに関し、より詳しくはガスタービンエンジンに使用されるタービンケーシングに関する。
【背景技術】
【０００２】
少なくともいくつかの知られたガスタービンエンジンは一般に、直列流配置（ｓｅｒｉａｌ  ｆｌｏｗ  ａｒｒａｎｇｅｍｅｎｔ）では、エンジンを通り流れる空気を圧縮するための高圧圧縮機、高エネルギのガス流を形成するようにその中で燃料が圧縮された空気と混合され点火される燃焼器、および高圧タービン（ＨＰＴ）を含む。この高圧圧縮機、燃焼器、および高圧タービンは、時には集合的にコアエンジンと呼ばれる。そのようなガスタービンエンジンは、高圧圧縮機に圧縮された空気を供給する低圧圧縮機、または昇圧機も含むことができる。
【０００３】
少なくともいくつかの知られたタービンは、動翼の複数の列を含むロータアセンブリを含む。各動翼は動翼台から先端に向かって半径方向外側に延びる。複数のシュラウドは、先端隙間が各それぞれの動翼先端とＨＲＴケーシングの間に画成されるように、ロータアセンブリの周りを実質的に円周方向に延びる流路ケーシングを形成するように一緒に結合される。理想的には、先端隙間は最小であるべく設計されるが、一方依然として、使用されるエンジン動作状態の範囲にわたり擦れないエンジン動作を円滑に進めるのに十分なサイズになっている。
【０００４】
動作中、タービンの性能はタービン翼先端とＨＲＴケーシングの間の回転している先端隙間によって影響を受ける可能性がある。特に、隙間が大きくなると、動翼先端を横切る洩れがタービンアセンブリの性能を悪い方向に制限する可能性がある。定常状態発進動作中、緊密な回転隙間を維持することによって、排気ガス温度（ＥＧＴ）オーバーシュートを減少させることが促進される。さらに、巡航動作中のそのような隙間を維持することによって、燃料消費率（ＳＦＣ）を減少させることが促進される。
【０００５】
したがって、動翼先端の隙間を維持することを促進するために、少なくともいくつかの知られたＨＰＴケーシング設計は、ケーシングの温度を制御することによって、固定子ケースの熱膨張率をタービンロータアセンブリの熱膨張率に実質的に一致させることを試みている。いくつかの例では、ＨＰＴケーシングの熱的な一致は、受動的要素（ケーシング厚さおよび熱質量）と能動的要素（例えば、ケーシングの外表面上に冷却空気を導くこと）の組み合わせによって達成することができる。ＨＰＴケーシングの熱応答を制限することによって、ＥＧＴオーバーシュートおよびＳＦＣを減少させることが促進される。
【特許文献１】米国特許第５，６４５，３９９号
【特許文献２】米国特許第５，８９９，６６０号
【特許文献３】米国特許第５，１２７，７９５号
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００６】
一態様では、ガスタービンエンジン用のロータアセンブリの組み立て方法が提供される。ロータアセンブリは、複数の動翼および少なくとも１つのタービンシュラウドアセンブリを含む。この方法は、複数の動翼の周りに１つのケーシング、および少なくとも１つのタービンシュラウドアセンブリを形成するように、複数のケースセグメントを一緒に取り付けることを含む。ケースセグメントの各々は、少なくとも２つの取り付けフランジおよびその間を延びる通路を含む。この方法は、排ガス温度オーバーシュートおよび燃料消費率を低下させるように、エンジン動作中、複数の動翼と少なくとも１つのタービンシュラウドアセンブリの間に画成される軸対称回転先端隙間を維持するのを促進するために、通路の内側表面および各取り付けフランジの少なくとも一部分に熱遮断コーティングを付着させることも含む。
【０００７】
別の態様では、ガスタービンエンジン用のロータアセンブリが提供される。このロータアセンブリは、中間フランジ、後方フランジ、およびその間を延びる本体を含む少なくとも１つのケースセグメントを含む。本体はその中に画成される少なくとも１つの通路を含む。ロータアセンブリは、複数の動翼と少なくとも１つのタービンシュラウドアセンブリの間に軸対称の回転先端隙間が画成されるように、複数の動翼、および複数の動翼の半径方向外側と対になった少なくとも１つのタービンシュラウドアセンブリも含む。熱遮断コーティングが前記少なくとも１つの通路に付着され、前記コーティングは、排気ガス温度オーバーシュートおよび燃料消費率を減少させるように、エンジンの動作中の軸対称回転先端隙間を維持するのを促進するように構成される。
【０００８】
別の態様では、ガスタービンエンジンが提供される。このエンジンは、中間フランジ、後方フランジ、およびその間を延びる本体を含む少なくとも１つのケースセグメントを含むロータアセンブリを含む。本体はその中に画成される少なくとも１つの通路を含む。ロータアセンブリは、複数の動翼と少なくとも１つのタービンシュラウドアセンブリの間に軸対称の回転先端隙間が画成されるように、複数の動翼、および複数の動翼の半径方向外側と対になった少なくとも１つのタービンシュラウドアセンブリも含む。熱遮断コーティングが少なくとも１つの通路に付着され、このコーティングは、エンジンの発進および巡航動作中、軸対称回転先端隙間を維持するのを促進するように構成される。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
図１は、低圧圧縮機１２、高圧圧縮機１４、および燃焼器アセンブリ１６を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０は、直列、軸流の関係に配置される高圧タービン（ＨＰＴ）１８、および低圧タービン２０も含む。圧縮機１２およびタービン２０は第１の軸２４によって結合され、圧縮機１４およびタービン１８は第２の軸２６によって結合される。一実施形態では、エンジン１０は、Ｇｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｃｏｍｐａｎｙ，Ｃｉｎｃｉｎｎａｔｉ，Ｏｈｉｏから商業的に入手可能なＧＥ９０エンジンである。
【００１０】
動作では、空気はエンジン１０の上流側１１から低圧圧縮機１２を通り、圧縮された空気１３が低圧圧縮機１２から高圧圧縮機１４に供給される。圧縮された空気１３は次いで、燃焼器アセンブリ１６に供給され、そこで燃料と混合され点火される。燃焼ガスは燃焼器１６から駆動タービン１８および２０に導かれる。
【００１１】
例示的な実施形態では、エンジン１０は、空転、発進、巡航、および降下を含むさまざまな動作モード中、航空機に動力供給するために動作可能である。したがって、エンジン１０は、動作中、エンジン１０が動力を増加させる出力アップ、または動力を低下させる出力ダウンのいずれかであるとき、第１および第２のロータ軸２４および２６が加速または減速の移行状態の下で動作する。エンジン１０は、エンジン１０の出力が実質的に中間の固定された量に維持され、例えば、第１および第２のロータ軸２４および２６の回転数が比較的一定に保持される巡航動作中などの定常状態でも動作する。
【００１２】
図２は、高圧タービン１８の一部分の概略図である。図３は、ＨＰＴ１８の一部分の拡大断面図である。図４は、図３の部分に隣接して円周方向にとられたＨＰＴ１８の一部分の拡大断面図である。ＨＰＴ１８は、その各々がタービン翼３２の１列および固定子静翼３４の１列を含む複数の段３０を含む。タービン翼３２は、ロータ軸２６に結合されたロータディスク（図示せず）によって支持される。ＨＰＴケーシング３６が、静翼３４がケーシング３６によって支持されるように、タービン翼３２および固定子静翼３４の周りを円周方向に延びる。
【００１３】
ＨＰＴケーシング３６は、プレナム３９がその間に画成されるように、固定子静翼３４から間隔の開けられた基台ケースセグメント３８を含む。ケースセグメント３８は、前方取り付けフック４０および中間取り付けフック４１を含む。取り付けフック４０および４１は、前方シュラウド通路５２を画成する。前方シュラウド通路５２の前方シュラウドアセンブリ４２は、取り付けフック４０および４１に結合されている。ケースセグメント３８は、隣接する下流側シュラウドアセンブリ４３に結合される後方取り付けフック５０を含む。取り付けフック４１および５０は、以下でより詳しく説明するように、ケースセグメント３８内に後方シュラウド通路５３を画成する。各シュラウドアセンブリ４２および４３は、シュラウド４４および４５とタービン翼先端４６の間に軸対称の先端隙間４８が画成されるように、タービン翼４６の半径方向外向きに取り付けられた、それぞれのシュラウド４４および４５を含む。
【００１４】
ケースセグメント３８は、エンジン１０内で実質的に軸方向にケースセグメント３８を結合させるために使用される前方取り付けフランジ５４、中間フランジ５５、および後方取り付けフランジ５６を含む。前方取り付けフック４０は前方取り付けフランジ５４から半径方向内側に延び、中間取り付けフック４１は中間フランジ５５から半径方向内側に延び、後方取り付けフック５０は後方取り付けフランジ５６から半径方向内側に延びる。追加の取り付けフック５１が、ケースセグメント取り付けフランジ５６と、隣接するケースセグメント５９から延びる取り付けフランジ５８との間に結合される。したがって、シュラウドアセンブリ取り付けフック５０および５１は、ケースセグメント取り付けフランジ、特に取り付けフランジ５６および取り付けフランジ５８のところに各々配置される。
【００１５】
ケースセグメント３８は、中間フランジ５５と取り付けフランジ５６の間を延びる外側表面６１も含む。一実施形態では、エンジン１０は、複数のダクト（図示せず）を介して外側表面６１の冷却を促進する、ケースセグメント３８に流体連通して結合される隙間制御システム（図示せず）を含む。
【００１６】
後方シュラウド通路５３は、中間取り付けフック４１と後方取り付けフック５０の間を延び、ケースセグメントの半径方向内側表面６０によってさらに画成される。取り付けフック４１は、ケースセグメント３８から半径方向内側に延びる基台部分６２、および基台部分６２から上流側に延びるリップ部分６４を含む。基台部分６２は、リップ部分６４に延びる後方表面６３を含む。基台部分６２は、後方に向かう正確な面接合部６６が画成されるように、内側表面６０に結合される。
【００１７】
取り付けフック５０は、ケースセグメント３８から半径方向内側に延びる基台部分６８、および基台部分６８から後方側に延びるリップ部分７０を含む。基台部分６８は、リップ部分７０に延びる前方表面６９を含む。基台部分６８は、正確な前方に向かう面接合部７２が画成されるように、内側表面６０に結合される。内側表面６０は、接合部６６と７２の間を延びる。
【００１８】
ＨＰＴ１８は、ＨＰＴケーシング３６と流体連通して結合される複数の円周方向に間隔を開けた空気入り口チューブ８０も含む。入り口チューブ８０は、取り付けフック４１および５０の間で、かつケーシングセグメント３８のところで、ＨＰＴケーシング３６と結合される。開口部８４が、プレナム３９が、開口部８４を貫通する入り口チューブ８０から排出される圧縮空気１３を受けることができるように、ケースセグメント３８および内部表面６０を貫通して延びる。
【００１９】
エンジン１０の動作中、圧縮機排出渦流（ｐａｒａｓｉｔｉｃｓ）および漏れを含む高熱のエンジンガスを含む可能性のある圧縮空気１３が、入り口チューブ８０を貫通してプレナム３９内に運ばれ、ＨＰＴケーシング３６に温度勾配を発生させる。この温度勾配は、定常状態の発進および巡航の両動作中、半径方向軸対称の膨張および円周方向の歪みの両方を発生させ、ＨＰＴケーシング３６が中間取り付けフック４１のところでシュラウドアセンブリ４２を、後方取り付けフック５０のところでシュラウドアセンブリ４３を支持する限り、回転先端隙間４８は増大する可能性がある。回転先端隙間４８の増大は、ＨＰＴ１８の効率低下を促進する。軸対称回転先端隙間４８を制御することによって、発進動作中ピーク排ガス温度（ＥＧＴ）の低下を促進し、それによってＥＧＴのオーバーシュートを制限するのを促進する。さらに、巡航動作中緊密な回転先端隙間４８を維持することによって、燃料消費率（ＳＦＣ）を減少させることが促進される。
【００２０】
図３および４により明瞭に示すように、熱遮蔽コーティング（ＴＢＣ）９０が後方シュラウド通路５３に貼り付けられている。例示的な実施形態では、ＴＢＣ９０は、中間取り付けフック基台部分後方表面６３からケースセグメント内側表面６０に沿って後方取り付けフック基台部分前方表面６９に延びる。別の例示的な実施形態では、ＴＢＣ９０は、中間取り付けフック基台部分後方表面６３からケースセグメント内側表面６０に沿って入り口チューブ前方縁部８３に、かつ、入り口チューブ後方縁部８５から後方取り付けフック基台部分前方表面６９に延びる。
【００２１】
一実施形態では、ＴＢＣ９０は、重量パーセントで約４．５％から約７．５％のアルミニウム、約１５．５％から約２０．５％のクロム、約３．０％のマンガン、約１．０％の鉄、約０．３％の炭素、約２．０％のシリコン、約３．５％の他の元素、および約７０．０％のニッケルの公称成分範囲を有するニッケルクロムアルミニウム（ＮｉＣｒＡｌ）コーティングである。このＮｉＣｒＡｌコーティングは、限定する目的ではなく例示の目的で示されている。一実施形態では、コーティング９０は、厚さ約０．０８８９ｃｍ（０．０３５インチ）と約０．１１４３ｃｍ（０．０４５インチ）の間であり、限定ではないが、高速フレーム溶射（ＨＶＯＦ）、空気プラズマ溶射（ＡＰＳ）、低圧プラズマ溶射（ＬＰＰＳ）、電気アーク溶線式溶射および燃焼溶線式溶射または粉体式溶射を含む任意の知られた溶射技術を使用して後方シュラウド通路５３に付着させることができる。別の実施形態では、ＴＢＳ９０に先立ち、接合コーティング９２を、コーティング９２が約０．０１０１６ｃｍ（０．００４インチ）と約０．０２５４ｃｍ（０．０１インチ）の間の厚さを有するように後方シュラウド通路５３に付着させることができる。
【００２２】
動作中、タービン性能は回転する先端隙間４８によって影響を受ける可能性があり、したがって、翼先端４６がシュラウド４４および４５に接触することを防止しながら、回転先端隙間４８を最適化することが望ましい。回転先端隙間４８を維持するのを促進するために、ケースセグメント３８を含むタービンケーシング３６の熱膨張をロータディスク（図示せず）およびタービン翼３２の熱膨張に実質的に一致させることが望ましい。ＴＢＣ９０が基台ケースセグメント３８に付着されるため、シュラウドアセンブリ４２および４３用の取り付けフック４１でのケースセグメント３８の熱膨張特性は、前方および後方ケース取り付けフランジ５４および５６の熱膨張特性と、それぞれ、よりぴったりと合わせることができる。したがって、軸対称タービン翼先端とシュラウド回転先端の間の隙間は、発進動作中制御し、巡航動作中維持することが促進される。より具体的には、ＥＧＴオーバーシュートおよびＳＦＣは、ケースセグメント３８の内側表面６０にＴＢＳ９０を加えることによって所定の限界を超えて低減させることが促進される。
【００２３】
上記で説明したＴＢＳは、ＥＧＴオーバーシュートを減少させながらタービン翼先端とシュラウド回転先端との間の隙間を維持することができるように、軸対称回転隙間を制御するのを容易にし、熱膨張特性をケースセグメント内で一致させることを促進するために使用することができる、コスト効率の良いコーティングを提供する。緊密な軸対称回転先端隙間を維持することは、発進および巡航動作中のピークＥＧＴを減少させ、それによって実稼働中のエンジンの飛行時間を増加させ、新しい、かつ修復の終わったエンジン工場の準備品を増加させる。
【００２４】
タービンケーシングアセンブリ、特にケーシングセグメントの例示的な実施形態が上記で詳細に説明されている。各ケーシングセグメントは、本明細書で説明した具体的な実施形態に限定されず、そうではなく各構成部品は、本明細書で説明された他の構成部品とは独立に、かつ分離して使用することができる。各構成部品は、他のタービンケーシングアセンブリと組み合わせても使用することができる。
【００２５】
本発明を様々な具体的な実施形態に関して説明してきたが、当業者は、本発明を特許請求の範囲の趣旨および範囲内で改変して実施することができることを理解するであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】ガスタービンエンジンの概略図である。
【図２】図１に示す高圧タービンの一部分の概略図である。
【図３】図２に示す高圧タービンの一部分の拡大断面図である。
【図４】図２に示す高圧タービンの一部分の拡大断面図である。
【符号の説明】
【００２７】
１０  ガスタービンエンジン
１２  低圧圧縮機
１４  高圧圧縮機
１６  燃焼器アセンブリ
１８  高圧タービン（ＨＰＴ）
２０  低圧タービン
２４  第１の軸
２６  第２の軸
３２  タービン翼
３４  固定子静翼
３６  高圧タービンケーシング
３８  ケースセグメント
３９  プレナム
４０  前方取り付けフック
４１  中間取り付けフック
４２  前方シュラウドアセンブリ
４３  シュラウドアセンブリ
４６  タービン翼先端部
５０  後方取り付けフック
５２  前方シュラウド通路
５３  後方シュラウド通路
５４  前方取り付けフランジ
５５  中間取り付けフランジ
５６  後方取り付けフランジ
８０  入り口チューブ
９０  熱遮断コーティング
【図１】
2006200530.tif 000003
【図２】
2006200530.tif 000004
【図３】
2006200530.tif 000005
【図４】
2006200530.tif 000006
【外国語明細書】
2006200530000001.pdf