(57)【要約】  一実施形態において、低圧または高圧のタービンケース２０４の外面が加工されて円周状の切り欠き３０２が形成される。この切り欠きは、例えば内面におけるブレード２０８のためのシール２１０の位置、またはあらかじめ確認された「ホットスポット」と一致する位置に存在する。リングとケースとの間に温度差が生じるようにすることによって、補強リング３０４が各切り欠き３０２に締りばめされつつ収縮する。各リングによって加わる径方向からの円周状圧縮力で低圧または高圧タービンケースの膨張が抑制され、この圧縮力がない状態では膨張が生じる。いくつかの用途において、補強リングによって、ブレード先端クリアランスの改善もしくは「ホットスポット」の相殺、ケースの強化、ケース冷却能の向上その他の便益が個々の用途に応じてもたらされる。実施形態によっては、切り欠きが設けられないものもある。別の実施形態では、Ｃ字形リングや多重分割式リングが油圧、電気その他の手段によって組み込まれて、コントローラの駆動により径方向の円周状圧縮力が調整可能に加わるようにされる。その他の実施形態が説明および権利請求される。【選択図】図３
2007538199.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
補強リングの内周面によってガスタービンジェットエンジンのタービンケースの外周面を取り巻き、
前記タービンケースを取り巻く前記補強リングを用いて、前記内周面の周長に沿って、前記タービンケースの前記外周面に径方向の圧縮力を加えることを含むことを特徴とする方法。
【請求項２】
請求項１の方法において、
前記径方向の圧縮力の印加は、前記タービンケースの前記外周面に前記補強リングの内周面を収縮締りばめすることを含むことを特徴とする方法。
【請求項３】
請求項１の方法において、
前記径方向の圧縮力の印加は、前記補強リングの内周面を切り欠き内に設置することを含み、この切り欠きは前記タービンケースの前記外周面で画定されて、前記補強リングの前記タービンケースの長さ方向の変位に対して該補強リングを保持するような形状にされるものであることを特徴とする方法。
【請求項４】
請求項１の方法において、
前記タービンケースは、前記タービンケース内で回転軸に沿って回転するように構成されたタービンを取り囲み、
前記径方向の圧縮力は前記回転軸上に位置した中心を向いていることを特徴とする方法。
【請求項５】
請求項４の方法において、
前記タービンケースは、前記タービンのタービンブレードの先端を取り巻くシールを有し、
前記径方向の圧縮力の印加によって前記シールおよび前記ブレード先端間のクリアランスが所定の範囲内に制限されることを特徴とする方法。
【請求項６】
請求項５の方法において、
前記タービンケースは第１の材料で形成され、
前記補強リングは前記タービンケースの前記第１の材料と異なる第２の材料で形成され、
前記第２の材料は前記タービンの前記第１の材料より熱膨張係数が小さいことを特徴とする方法。
【請求項７】
請求項５の方法において、
前記タービンケースの温度が上昇すると、前記タービンケースの前記外周面への前記径方向の圧縮力の印加によって、前記補強リングの前記内周面の前記周長に沿って前記外周面に刻み目が形成されることを特徴とする方法。
【請求項８】
請求項１の方法はさらに、
前記径方向の圧縮力が印加されない場合の前記エンジンのブレード先端クリアランスよりもブレード先端クリアランスが小さくなるように前記エンジンを再設計することを含むことを特徴とする方法。
【請求項９】
請求項１の方法において、
前記径方向の圧縮力の印加によって、前記エンジンの動作時に、
ａ）タービンケースの丸みの消失、
ｂ）燃料消費率
ｃ）前記タービンケースの内面と前記タービンのブレード先端との間のクリアランス、
ｄ）排ガス温度
ｅ）排ガスの汚染
の少なくとも一つが低減されることを含むことを特徴とする方法。
【請求項１０】
請求項１の方法はさらに、
第２の補強リングの第２の内周面によって前記ガスタービンジェットエンジンの前記タービンケースの第２の外周面を取り巻き、
前記タービンケースを取り巻く前記第２の補強リングを用いて、前記第２の内周面の周長に沿って、前記タービンケースの前記第２の外周面に径方向の圧縮力を加えることを含むことを特徴とする方法。
【請求項１１】
ガスタービンジェットエンジンの動作方法は、
回転軸に沿ってタービンケース内でタービンを回転、および
前記タービンケースを取り巻く補強リングを用いて前記タービンケースの外周面に径方向の圧縮力を加えることを含み、
前記径方向の圧縮力は前記補強リングの内周面の周長に沿って加えられると共に、前記回転軸上に位置決めされた中心を向いていることを特徴とする方法。
【請求項１２】
請求項１１の方法において、
前記タービンケースは、前記タービンのタービンブレードの先端を取り巻くシールを有し、
前記タービンが前記タービンケース内で回転する際に、前記径方向の圧縮力の印加によって前記シールおよび前記ブレード先端間のクリアランスが所定の範囲内に制限されることを特徴とする方法。
【請求項１３】
請求項１１の方法はさらに、
前記補強リングを用いて前記タービンケースから熱を放散することを特徴とする方法。
【請求項１４】
請求項１１の方法はさらに、
前記径方向の圧縮力が印加されない場合の前記エンジンのブレード先端クリアランスよりもブレード先端クリアランスが小さくなるように前記エンジンを再設計することを含むことを特徴とする方法。
【請求項１５】
請求項１１の方法において、
前記径方向の圧縮力の印加によって、前記エンジンの動作時に、
ａ）タービンケースの丸みの消失、
ｂ）燃料消費率
ｃ）前記タービンケースの内面と前記タービンのブレード先端との間のクリアランス、
ｄ）排ガス温度
ｅ）排ガスの汚染
の少なくとも一つが低減されることを含むことを特徴とする方法。
【請求項１６】
請求項１５の方法において、
前記タービンケースは第１の材料で形成され、
前記補強リングは前記タービンケースの前記第１の材料と異なる第２の材料で形成され、
前記第２の材料は前記タービンの前記第１の材料より熱膨張係数が小さいことを特徴とする方法。
【請求項１７】
請求項１１の方法はさらに、
前記タービンケースを取り巻く第２の補強リングを用いて、前記タービンケースの第２の外周面に径方向の圧縮力を加えることを含み、
前記径方向の圧縮力は前記第２の補強リングの第２の内周面の周長に沿って印加されると共に、前記回転軸上に位置決めされた中心を向いていることを特徴とする方法。
【請求項１８】
外周面を有するタービンケースと、
前記タービンケース内で回転軸に沿って回転するように構成されたタービンと、
内周面を有する補強リングであって、前記内周面の周長に沿って前記タービンケースの前記外周面に径方向の圧縮力を加えるように構成された補強リングを含むことを特徴とするガスタービンジェットエンジン。
【請求項１９】
請求項１８のエンジンにおいて、
前記補強リングは収縮締りばめによって前記タービンケースに固定され、この収縮締りばめにより前記補強リングは前記タービンケースの前記外周面に前記径方向の圧縮力を加えるようになっていることを特徴とするエンジン。
【請求項２０】
請求項１８のエンジンにおいて、
前記タービンケースの前記外周面は、前記補強リングを受けて前記補強リングの前記タービンケースの長さ方向の変位に対して該補強リングを保持するように構成された切り欠きを画定することを特徴とするエンジン。
【請求項２１】
請求項１８のエンジンにおいて、
前記径方向の圧縮力は前記回転軸上に位置する中心を向いていることを特徴とするエンジン。
【請求項２２】
請求項２１のエンジンにおいて、
前記タービンはタービンブレードであって各ブレードの末端に先端部を備えたタービンブレードを有し、
前記タービンケースは、前記タービンの前記タービンブレードの前記先端部を取り巻くシールを有する内周面を有し、
前記補強リングによって印加される前記径方向の圧縮力によって前記シールと前記ブレード先端との間のクリアランスが所定の範囲内に制限されることを特徴とするエンジン。
【請求項２３】
請求項２１のエンジンにおいて、
前記タービンケースの前記外周面は、前記補強リングを受けて前記補強リングの前記タービンケースの長さ方向の変位に対して該補強リングを保持するように構成された切り欠きを画定し、
前記切り欠きは前記タービンケースの前記内面の前記シールと一致する長さ方向の箇所に位置することを特徴とするエンジン。
【請求項２４】
請求項１８のエンジンにおいて、
前記タービンケースは第１の材料で形成され、
前記補強リングは前記タービンケースの前記第１の材料と異なる第２の材料で形成され、
前記第２の材料は前記タービンの前記第１の材料より膨張係数が小さいことを特徴とするエンジン。
【請求項２５】
請求項２２のエンジンにおいて、さらに
前記補強リングは、前記径方向の圧縮力が印加されない場合の前記エンジンのブレード先端クリアランスよりもブレード先端クリアランスが小さくなるように前記エンジンを再設計することが可能になることを含むことを特徴とするエンジン。
【請求項２６】
請求項２２のエンジンにおいて、
前記補強リングは、前記エンジンの動作時に、
ａ）タービンケースの丸みの消失、
ｂ）燃料消費率
ｃ）前記タービンケースの内面と前記タービンのブレード先端との間のクリアランス、
ｄ）排ガス温度
ｅ）排ガスの汚染
の少なくとも一つを低減することを含むことを特徴とするエンジン。
【請求項２７】
請求項１８のエンジンにおいて、
前記タービンケースは第２の外周面を有し、
前記エンジンはさらに、前記第２の内周面の円周長に沿って前記タービンケースの第２の外周面に径方向の圧縮力を加えるように構成された第２の内周面を有する第２の補強リングを含むことを特徴とするエンジン。
【請求項２８】
（ａ）ガスタービンジェットエンジンのタービンケースの外面の所定の位置に少なくとも一つの切り欠きを円周状に加工形成すること、および
（ｂ）収縮締りばめによって前記少なくとも一つの切り欠きの各々に補強リングを設置することを含み、
前記補強リングによって前記タービンケースに円周状圧縮力が印加されることを特徴とする方法。
【請求項２９】
請求項２８に係る方法において、
前記設置は、さらに、
前記補強リングを加熱して、ある雰囲気温度における前記補強リングの第１の内径を前記少なくとも一つの切り欠きの外径より大きい第２の内径まで増加させること、
前記補強リングを前記少なくとも一つの切り欠き内に位置決めすること、および
前記補強リングを前記雰囲気温度まで冷却して、前記補強リングを前記第２の内径から前記第１の内径に向けて縮小させ、前記少なくとも一つの切り欠きの前記外径によって抵抗されるようにして、前記収縮締りばめが生じるようにすることを含むことを特徴とする方法。
【請求項３０】
請求項２８に係る方法において、
前記設置は、さらに、
前記タービンケースを冷却して、ある雰囲気温度における前記少なくとも一つの切り欠きの第１の外径を前記補強リングの内径より小さい第２の外径まで減少させること、
前記補強リングを前記少なくとも一つの切り欠き内に位置決めすること、および
前記タービンケースを前記雰囲気温度まで加熱して、前記少なくとも一つの切り欠きを前記第２の外径から前記第１の外径に向けて拡大させ、前記補強リングの前記内径によって抵抗されるようにして、前記収縮締りばめが生じるようにすることを含むことを特徴とする方法。
【請求項３１】
請求項２８に係る方法において、
前記設置は、さらに、
前記補強リングを加熱して、前記補強リングの前記第１の内径を第２の内径まで増加させること、
前記タービンケースを冷却して、前記少なくとも一つの切り欠きの第１の外径を前記補強リングの前記第２の径より小さい第２の外径まで減少させること、
前記補強リングを前記少なくとも一つの切り欠き内に位置決めすること、
前記補強リングを前記雰囲気温度まで冷却すること、および
前記タービンケースを前記雰囲気温度まで加熱することを含み、
前記補強リングは前記第２の内径から前記第１の内径に向けて縮小し、前記少なくとも一つの切り欠きは前記第２の外径から前記第１の外径に向けて拡大して、それにより前記収縮締りばめが生じることを特徴とする方法。
【請求項３２】
請求項２８に係る方法において、
前記加工形成は、さらに、
前記タービンケースの内面のラビリンスシールと一致する位置において前記タービンケースの外面に少なくとも一つの切り欠きを円周状に加工形成することを含むことを特徴とする方法。
【請求項３３】
請求項２８に係る方法において、
前記加工形成は、さらに、
前記タービンケースのホットスポットと一致する位置において前記タービンケースの外面に少なくとも一つの切り欠きを円周状に加工形成することを含むことを特徴とする方法。
【請求項３４】
請求項２８に係る方法はさらに、
前記補強リングを、前記少なくとも一つの切り欠きの形状に適合する所定の形状に加工することを含むことを特徴とする方法。
【請求項３５】
請求項３４に係る方法において、
前記切り欠きの加工は、
前記所定の位置において前記少なくとも一つの切り欠きを前記タービンケースの前記外面に逆テーパを設けて加工すること、および
前記補強リングの加工は、前記少なくとも一つの切り欠きの逆テーパに適合するように前記補強リングの内径を加工することを含むことを特徴とする方法。
【請求項３６】
請求項３４に係る方法において、
前記切り欠きの加工は、
前記所定の位置において前記少なくとも一つの切り欠きを前記タービンケースの前記外面に山型形状を設けて加工すること、および
前記補強リングの加工は、前記少なくとも一つの切り欠きの山型形状に適合するように前記補強リングの内径を加工することを含むことを特徴とする方法。
【請求項３７】
請求項３４に係る方法において、
前記補強リングの加工は、
前記補強リングの上面を加工して、前記補強リングが前記少なくとも一つの切り欠き内に設置される時に前記補強リングの前記上面が前記タービンケースの前記外面と同一面になるようにすることを含むことを特徴とする方法。
【請求項３８】
請求項３４に係る方法において、
前記補強リングの加工形成は、
前記補強リングをニッケル系超合金から加工形成することを含むことを特徴とする方法。
【請求項３９】
請求項３４に係る方法において、
前記補強リングの加工形成は、
前記補強リングを前記タービンケースの材料と異なる材料から加工形成し、前記補強リングの前記材料は前記タービンケースの前記材料より膨張係数が小さいことを特徴とする方法。
【請求項４０】
請求項３４に係る方法において、
前記切り欠きの加工は、
前記少なくとも一つの切り欠きを第１の方向に前記タービンケースの前記外面に加工することを含んで、
複数の溝を前記第１の方向に前記外面上に形成および配列するものであり、
前記補強リングの加工は、
前記補強リングの内面を第２の方向から加工することを含んで、
複数の溝を前記第２の方向に前記内面上に形成および配列するものであって、
前記少なくとも一つの切り欠きの前記外面および前記補強リングの前記内面を併せて設置する場合、前記少なくとも一つの切り欠きの前記外面の前記複数の溝および前記補強リングの前記内面の前記複数の溝が互いに網目状に配列して、それにより前記少なくとも一つの切り欠きと前記補強リングとの間の摩擦力を高めて、前記少なくとも一つの切り欠き内での前記補強リングの空転の可能性を減じるようにされていることを特徴とする方法。
【請求項４１】
ガスタービンジェットエンジンに用いられる装置であって、
この装置は、
外面を有するタービンケースであって、所定の位置において前記ガスタービンジェットエンジンの前記タービンケースの前記外面に円周状に加工される少なくとも一つの切り欠きが画定されるタービンケースと、
収縮締りばめによって前記少なくとも一つの切り欠きの各々に設置された補強リングを含み、
前記補強リングによって前記タービンケースに円周状圧縮力が印加されることを特徴とする装置。
【請求項４２】
請求項４１に係る装置は、さらに
前記補強リングを加熱して、ある雰囲気温度において前記補強リングの前記第１の内径を前記少なくとも一つの切り欠きの外径より大きい第２の内径まで増加させる手段を含み、
前記補強リングを前記少なくとも一つの切り欠き内に位置決めした後、前記補強リングを前記雰囲気温度まで冷却して、それにより前記補強リングを前記第２の内径から前記第１の内径に向けて縮小させ、前記少なくとも一つの切り欠きの前記外径によって抵抗されるようにして、前記収縮締りばめが生じるようにすることを特徴とする装置。
【請求項４３】
請求項４１に係る装置は、さらに
前記タービンケースを冷却して、ある雰囲気温度において前記少なくとも一つの切り欠きの第１の外径を前記補強リングの内径より小さい第２の外径まで減少させる手段を含み、
前記補強リングを前記少なくとも一つの切り欠き内に位置決めした後、前記タービンケースを前記雰囲気温度まで加熱して、それにより前記少なくとも一つの切り欠きを前記第２の外径から前記第１の外径に向けて拡大させ、前記強リングの前記内径によって抵抗されるようにして、前記収縮締りばめが生じるようにすることを特徴とする装置。
【請求項４４】
請求項４１に係る装置は、さらに
前記補強リングを加熱して前記補強リングの前記第１の内径を第２の内径まで増加させる手段と、
前記タービンケースを冷却して前記少なくとも一つの切り欠きの第１の外径を前記補強リングの前記第２の径より小さい第２の外径まで減少させる手段を含み、
前記補強リングを前記少なくとも一つの切り欠き内に位置決めした後、前記補強リングを前記雰囲気温度まで冷却すると共に、前記タービンケースを前記雰囲気温度まで加熱して、それにより前記補強リングを前記第２の内径から前記第１の内径に向けて縮小させ、かつ前記少なくとも一つの切り欠きを前記第２の外径から前記第１の外径に向けて拡大させて、前記収縮締りばめが生じるようにすることを特徴とする装置。
【請求項４５】
請求項４１に係る装置において、
前記タービンケースの前記外面に前記少なくとも一つの切り欠きを円周状に加工するための前記所定の位置は前記タービンケースの内面のラビリンスシールと一致する位置であることを特徴とする装置。
【請求項４６】
請求項４１に係る装置において、
前記タービンケースの前記外面に前記少なくとも一つの切り欠きを円周状に加工するための前記所定の位置は前記タービンケースのホットスポットと一致する位置であることを特徴とする装置。
【請求項４７】
請求項４１に係る装置において、
前記補強リングはさらに、
前記少なくとも一つの切り欠きの形状に適合するように加工された所定の形状を含むことを特徴とする装置。
【請求項４８】
請求項４１に係る装置において、
前記切り欠きは前記少なくとも一つの切り欠き内に加工された逆テーパを有し、
前記補強リングは前記補強リングの内径に加工された適合逆テーパを有することを特徴とする装置。
【請求項４９】
請求項４１に係る装置は、さらに、
前記少なくとも一つの切り欠き内に加工された山型形状と、
前記補強リングの内径に加工された適合山型形状を有することを特徴とする装置。
【請求項５０】
請求項４１に係る装置において、
前記補強リングは、さらに
前記補強リングの上面であって、前記補強リングが前記少なくとも一つの切り欠き内に設置される時に前記補強リングの前記上面が前記タービンケースの前記外面と同一面になるように加工された上面を含むことを特徴とする装置。
【請求項５１】
請求項４１に係る装置において、
前記補強リングはニッケル系超合金から加工形成されることを特徴とする装置。
【請求項５２】
請求項４１に係る装置において、
前記補強リングは前記タービンケースの材料と異なる材料から加工形成され、前記材料は前記タービンケースの前記材料より熱膨張係数が小さいことを特徴とする装置。
【請求項５３】
請求項４１に係る装置において、さらに
前記タービンケースの前記少なくとも一つの切り欠きは加工された外面を有し、前記少なくとも一つの切り欠きの前記加工された外面上で第１の方向に配列した複数の溝が画定され、
前記補強リングは加工された内面を有し、前記補強リングの前記加工された内面上で第２の方向に配列した複数の溝が画定され、
前記少なくとも一つの切り欠きの前記外面および前記補強リングの前記内面が併せて収縮締りばめされるときに、前記少なくとも一つの切り欠きの前記外面の前記複数の溝および前記補強リングの前記内面の前記複数の溝が互いに網目状に配列して、それにより前記少なくとも一つの切り欠きと前記補強リングとの間の摩擦力を高めて、前記少なくとも一つの切り欠き内での前記補強リングの空転の可能性を減じるようにされていることを特徴とする装置。
【請求項５４】
（ａ）ガスタービンジェットエンジンのタービンケースの外面の所定の位置に少なくとも一つの切り欠きを円周状に加工形成すること、
（ｂ）前記少なくとも一つの切り欠きの各々に、第１の端部および第２の端部を有する補強リングを設置すること、
（ｃ）前記補強リングの前記第１の端部および前記第２の端部をアクチュエータに接続すること、
（ｄ）前記アクチュエータを起動して前記補強リングの前記第１および前記第２の端部を併せて引っ張ることを含み、
前記補強リングによって前記タービンケースに円周状圧縮力が印加されることを特徴とする方法。
【請求項５５】
請求項５４に係る方法において、
前記加工形成は、さらに、
前記タービンケースの内面のラビリンスシールと一致する位置において前記タービンケースの外面に少なくとも一つの切り欠きを円周状に加工形成することを含むことを特徴とする方法。
【請求項５６】
請求項５４に係る方法において、
前記加工形成は、さらに、
前記タービンケースのホットスポットと一致する位置において前記タービンケースの外面に少なくとも一つの切り欠きを円周状に加工形成することを含むことを特徴とする方法。
【請求項５７】
請求項５４に係る方法はさらに、
前記補強リングを、前記少なくとも一つの切り欠きの形状に適合する所定の形状に加工することを含むことを特徴とする方法。
【請求項５８】
請求項５４に係る方法は、さらに、
前記補強リングをニッケル系超合金から加工形成することを含むことを特徴とする方法。
【請求項５９】
請求項５４に係る方法は、さらに、
前記補強リングを前記タービンケースの材料と異なる材料から加工形成し、前記補強リングの材料は前記タービンケースの前記材料より熱膨張係数が小さいことを特徴とする方法。
【請求項６０】
請求項５４に係る方法は、さらに、
電気的結線を通じて前記アクチュエータにコントローラを接続し、
前記補強リングの近傍に位置した複数の温度センサから複数の温度読み取り値を前記コントローラにおいて受けとり、
前記複数の温度読み取り値を前記コントローラによって処理して、所定の円周状圧縮力を前記タービンケースに加えるために前記補強リングの前記第１および第２の端部を前記アクチュエータによって相互にどれだけ引っ張るかを決定することを含むことを特徴とする方法。
【請求項６１】
請求項５４に係る方法において、
前記補強リングはC字形リング、鎖状多重分割式リング、および非金属材料片のいずれかであることを特徴とする方法。
【請求項６２】
ガスタービンジェットエンジンに用いられる装置であって、
この装置は、
外面を有するタービンケースであって、所定の位置において前記ガスタービンジェットエンジンの前記タービンケースの前記外面に円周状に加工される少なくとも一つの切り欠きが画定されるタービンケースと、
前記少なくとも一つの切り欠き内に設置された第１の端部および第２の端部を含む補強リングと、
アクチュエータを含み、
前記第１および第２の端部は前記アクチュエータに接続され、前記アクチュエータは起動時に前記第１および第２の端部を相互に引っ張るものであり、前記補強リングによって前記タービンケースに円周状圧縮力が印加されることを特徴とする装置。
【請求項６３】
請求項６２に係る装置において、
前記タービンケースは内面を有すると共に前記内面上にラビリンスシールを有し、
前記タービンケースの前記外面に前記少なくとも一つの切り欠きを円周状に加工するための前記所定の位置は前記タービンケースの前記内面の前記ラビリンスシールと一致する位置であることを特徴とする装置。
【請求項６４】
請求項６２に係る装置において、
前記タービンケースはホットスポットを有し、
前記タービンケースの前記外面に前記少なくとも一つの切り欠きを円周状に加工するための前記所定の位置は前記タービンケースの前記ホットスポットと一致する位置であることを特徴とする装置。
【請求項６５】
請求項６２に係る装置において、
前記補強リングはさらに、
前記少なくとも一つの切り欠きの形状に適合する所定の形状を含むことを特徴とする装置。
【請求項６６】
請求項６２に係る装置において、
前記補強リングはニッケル系超合金から加工形成されることを特徴とする装置。
【請求項６７】
請求項６２に係る装置において、
前記補強リングは前記タービンケースの材料と異なる材料から加工形成され、前記補強リングの材料は前記タービンケースの前記材料より熱膨張係数が小さいことを特徴とする装置。
【請求項６８】
請求項６２に係る装置は、さらに、
電気的結線を通じて前記アクチュエータに接続されたコントローラと、
前記補強リングの近傍に位置した複数の温度センサを含み、
前記コントローラは前記複数の温度センサから複数の温度読み取り値を受けとるように構成され、
前記コントローラは前記複数の温度読み取り値を処理して、所定の円周状圧縮力を前記タービンケースに加えるために前記補強リングの前記第１および第２の端部を前記アクチュエータによって相互にどれだけ引っ張るかを決定するものであることを特徴とする装置。
【請求項６９】
請求項６２に係る装置において、
前記補強リングはC字形リング、鎖状多重分割式リング、および非金属材料片のいずれかであることを特徴とする装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
関連出願の相互参照
本出願は、２００４年５月１７日出願の「ガスタービンジェットエンジンにおけるブレード先端クリアランスの改良方法およびシステム」という名称の、米国仮出願第６０／５７１，７０１号の利益を主張するものである。
【０００２】
「ガスタービンジェットエンジンにおけるブレード先端クリアランスの改良方法およびシステム」という名称の米国出願が、Ｌ  Ｊａｍｅｓ  Ｃａｒｄａｒｅｌｌａ，  Ｊｏｈｎ  ＵｓｈｅｒｗｏｏｄおよびＡｎｄｒｅｓ  Ｄｅｌ  Ｃａｍｐｏの共同で出願中であり、Ｊｏｈｎ  ＵｓｈｅｒｗｏｏｄおよびＡｎｄｒｅｓ  Ｄｅｌ  Ｃａｍｐｏの寄与はカリフォルニア州の企業であるＣａｒｌｔｏｎ  Ｆｏｒｇｅ  Ｗｏｒｋｓに譲渡されている。
【背景技術】
【０００３】
ガスタービンジェットエンジンが開発されて以来、ケーシング内部におけるブレード先端クリアランスは難しい課題の一つであった。１９６０年代後期からブレード先端および段間シールの設計はエンジン設計において重要な役割を担ってきた。この理由として、ブレード先端とその周りのケーシングとの間のクリアランスが主として回転構造および固定構造に加わる熱的、機械的負荷の変動により変化しやすいことが挙げられる。今日の最大の地上用および航空用のタービンエンジンにおいては、高圧タービンケース（“ＨＰＴＣ”）および低圧タービンケース（“ＬＰＴＣ”）は大径を有していて過剰な膨張や丸みの消失に対してきわめて敏感であるため、ブレード先端クリアランスの問題がよりきびしいものになっている。
【０００４】
ＨＰＴＣおよびＬＰＴＣ共にクリアランスを狭めることによって、燃料消費率（ＳＦＣ）、コンプレッサストールマージン、およびエンジン効率が劇的に減少すると共に、航空用エンジンの有効搭載量および飛行範囲能力が増大する。クリアランス管理を改善することによって、地上用エンジンのエンジン実用寿命および航空用エンジンの実用時間（ＴＯＷtime−on−wing）を劇的に向上させることができる。排ガス温度（ＥＧＴ）マージンの低下が、航空機エンジンが実用から外される第１の理由となっている。連邦航空局（ＦＡＡ）は所定のＥＧＴ限界を用いてあらゆる航空機エンジンについての認定を行っている。ＥＧＴを用いてＨＰＴＣがどれだけ良好に動作しているかが表される。具体的には、ＥＧＴを用いてＨＰＴＣ内のディスク温度が推定される。構成部品が劣化してブレード先端とケーシング内面上のシールとのクリアランスが増えると、同じ推力を生み出すためのエンジンの動作が過度にならざるを得なくなる（したがってより高温で動作する）。ＥＧＴ限界とは高圧タービンディスクがその上限温度に達することを示すものであるが、エンジンが該ＥＧＴ限界に達すると、そのエンジンを分解して整備しなければならない。今日の大形の商用ガスタービンジェットエンジンの主なオーバホールの整備費用は優に百万ドルを超えている。
【０００５】
図を参照する。各図において同様の参照数字および名称は構造的および／または機能的に類似の部材を表している。図１は典型的なガスタービンジェットエンジンの全体構造の模式図である。図１を参照すると、ガスタービンジェットエンジン１００はファンフレーム１０４内に吸気用ファン１０２を備えている。高圧コンプレッサロータ１０６およびそれに取り付けられたブレードおよび静翼によって空気が燃焼器１０８に送り込まれ、それにより吸気の圧力と温度が高められる。高圧タービンロータ１１０およびそれに付随したブレードおよび静翼が高圧タービンケース１１２に収容されている。また、低圧タービンロータ１１４およびそれに付随したブレードおよび静翼が低圧タービンケース１１６に収容されている。このタービンにおいては、エネルギは燃焼器１０８からの高圧高速のガス流から抽出されて低圧タービン軸１１８に伝達される。
【０００６】
図２は典型的なガスタービンジェットエンジンの低圧タービンケースの断面模式図である。図２を参照すると、センタライン２０２が（断面で示した）低圧タービンケース２０４の中心を通っている。ロータ２０６（断面で示した）にはブレード２０８が取り付けられており、このロータは中心線２０２に沿った回転軸を中心として回転するようになっている。当業者に明らかなように、通常はより多数のブレードおよび静翼が低圧タービンケース２０４内に存在する。簡明のために一つのブレード２０８のみが示されている。
【０００７】
ラビリンスシールの設計は用途によって変化する。あるときにはラビリンスシールはブレード先端に位置し、またあるときには図２に示すようにケースの内径上に位置する。ラビリンスシール２１０（断面で示した）は、低圧タービンケース２０４であって回転する各ブレード２０８の周囲にシュラウド(shroud)を形成するケース２０４の内径上に配列して、ブレード２０８の先端からの空気の溢出を抑制するようになっている。ラビリンスシール２１０の形状は、各ブレード２０８の先端と対応するラビリンスシール２１０との間に乱流を生成するように設計されている。この乱流は、ブレード２０８の先端の周囲での空気の抜けを防ぐバリアとして作用する。言うまでもなく、同様の機能を果たすシールが種々存在し、それらは多くの場合別の名前で呼ばれている。ブレード２０８の先端とラビリンスシール２１０との間の距離で規定される、ブレード先端クリアランス２１２はエンジンの動作点と共に変動し得る。ブレード先端クリアランス２１２の変動の原因となるメカニズムは、複数の負荷が加わることによるエンジンの静止部品および回転部品の変位や歪、および熱による膨張に起因している。軸対称のクリアランスの変動は（遠心力、熱、内圧等による）固定または回転構造への均一な負荷によって生じるもので、クリアランスを径方向に均一に変位させる。遠心力および熱による負荷はブレード先端クリアランス２１２を径方向に最大に変動させるものとなる。
【発明の開示】
【０００８】
ラビリンスシール２１０の磨耗のメカニズムは、大きくはこすれ（ブレード侵入）、熱疲労、および腐食の主要な三つの範疇に分類される。エンジン構造におけるクリアランスは高圧および低圧タービンケース共にブレードこすれの量を抑制するように選択される。これまでの研究の示すところでは、高圧および低圧タービンケースでのブレード先端クリアランスの改善によって顕著なライフサイクルコスト（“ＬＣＣ”）の低減が得られる。
【０００９】
エンジンが低温で始動する際には、一定量のブレード先端クリアランス２１２がラビリンスシール２１０とブレード２０８先端との間に存在している。離陸のためにエンジン速度が増すと、ロータ２０６への遠心力による負荷並びにブレード２０８の急速な加熱によってブレード先端クリアランス２１２は急速に減少し、回転部品は径方向に外側に拡大する。同時に、加熱による低圧タービンケース２０４の膨張が生じるが、この膨張速度は相対的に遅い。この現象により最小のブレード先端クリアランス２１２、つまり「ピンチポイント」が生じる。ピンチポイント（pinch point）が生じた後は低圧タービンケース２０４の加熱による膨張に伴って、ブレード先端クリアランス２１２は増加する。低圧タービンケース２０４の膨張後間もなく、ロータ２０６が（その質量のために低圧タービンケース２０４よりも低速で）ヒートアップし始め、ブレード先端クリアランス２１２が小さくなる。エンジンが巡航状態に近づくと、低圧タービンケース２０４およびロータ２０６は熱平衡に達し、ブレード先端クリアランス２１２は比較的一定の状態になる。
【００１０】
巡航状態時にブレード先端クリアランス２１２を減少することにより多大な便益がもたらされる。巡航状態は、多くの場合最大のＳＦＣの低減が得られる状態（飛行プロフィールの最長部分）である。一方、こすれは全体を通して避ける必要がある。通常、離陸時には最小のクリアランスを維持して推力が確実に生成するようにすると共に、ＥＧＴを設定限界未満に保つようにする。したがって、飛行プロフィール全体に亘ってこすれを防ぎつつ最小のブレード先端クリアランス２１２を保つことが大半の制御システムにおける目標であった。
【００１１】
一般にエンジン温度は運転時のブレード先端クリアランス２１２の決定において重要な役割を担っている。ガスタービンの性能、効率および寿命は直接ブレード先端クリアランス２１２の影響を受ける。ブレード先端クリアランス２１２が密になる程、ブレード２０８先端からの空気漏れが減少する。これによりタービン効率が高まると共に、エンジン性能が満たされ、かつ目標の推力が少ないエネルギ燃焼量かつ低いロータ吸気口温度で得られる。タービンは相対的に低い温度で動作することになるため、高温部の部品においては、同一の仕事を果たしつつサイクル寿命を延長することが可能になる。高温部部品のサイクル寿命が延びることによってオーバホール間の時間が延び、エンジンの実用寿命（ＴＯＷ）を延長することができる。
【００１２】
一般にエンジンのＳＦＣおよびＥＧＴはＨＰＴＣのブレード先端クリアランスと直接的な関係がある。ある研究の示すところでは、ＨＰＴＣブレード先端クリアランスが０．００１インチ大きくなる毎にＳＦＣは約０．１％増加し、ＥＧＴは１℃高まる。このため、ＨＰＴＣブレード先端クリアランスが０．０１０インチ小さくなると、約１％のＳＦＣの減少および１０℃のＥＧＴの低下が生じると考えられる。通常軍用のエンジンではＳＦＣおよびＥＧＴに対するＨＰＴＣブレード先端クリアランスの影響は若干大きくなるが、これは大半の商用エンジンよりも動作速度が大でかつ温度が高いことに起因している。この程度の改善によって、一年当り数百万ドルを超える額におよぶ年間の燃料価格およびエンジンの整備費用の節約がもたらされる。
【００１３】
燃料消費量の低減によっても航空機エンジン全体の排気量が減少される。最近の推定の示すところでは、現在アメリカ人だけで一年当り７億６千４百万回の飛行機旅行を行っている（一人につき２．８５回の飛行機旅行）。商用飛行機が使用したエネルギはここ３０年で２倍近くになっている。この増加した燃料消費量は、運輸部門全体の二酸化炭素（ＣＯ２）の排出量の１３％を占めている。最新の航空機エンジンの排ガスは、７１％を超えるＣＯ２と、約２８％の水（Ｈ２Ｏ）、および０．３％の酸化窒素（ＮＯ２）ならびに微量のス量の一酸化炭素（ＣＯ）、二酸化硫黄（ＳＯ２）他からなっている。航空輸送でのＣＯ２生成は全世界のＣＯ２生成の２．５％（６億トン）を占めている。主に発電用としての地上用エンジンからの排出量がさらにこれらの合計に加算される。燃料燃焼量の低減によって航空用および地上用エンジンの排気量が著しく低減することは明らかである。
【００１４】
現在の大半の商用エンジンは（オーバホール間の時間で規定される）サイクル寿命であって、３０００〜１００００サイクルの範囲で大きく変動するサイクル寿命を有している。サイクル寿命は、エンジンがどれだけ長く正のＥＧＴマージンを保持しているかによって一義的に定まる。新品のエンジンもしくは新規にオーバホールされたエンジンは出荷時には所定の低温形成ブレード先端クリアランスが設けられた状態になっており、このクリアランスは時間と共に増加する。エンジンが作動してクリアランスが増加すると、一般にエンジンは同じ作業を果たす上での動作が過大になり（より高温になり）、そのため効率が低下する。この動作温度の上昇、特に離陸時のＥＧＴの上昇は、さらに熱疲労による高温部部品の劣化を助長する。密なブレード先端クリアランスを維持して離陸時のエンジンのＥＧＴマージンを保持することによってエンジンのサイクル寿命を劇的に延ばすことができると考えられる。オーバホールの費用は莫大であるため、このことは長年にわたってのエンジン整備費用の厖大な節約にもつながる。
【００１５】
ブレード先端クリアランス管理における従来の取り組みは、大きくはアクティブクリアランス制御（ＡＣＣ）とパッシブクリアランス制御（ＰＣＣ）との二つの制御方式に分類される。ＰＣＣは、一つの動作点すなわちもっともきびしい遷移条件（例えば、離陸、再バースト、機動的飛行など）に所望のクリアランスを設定する方式として定義される。一方、ＡＣＣは、二つ以上の動作点に所望のブレード先端クリアランスを個別に設定可能な方式として定義される。ＰＣＣ方式に伴う問題として、この方式が備えるべき最小クリアランス、つまりピンチポイントが、きわめて長い定常状態の飛行部分（すなわち巡航）の間に、しばしば望ましくない拡大したクリアランスの状態になってしまうことがある。
【００１６】
一般にＰＣＣ方式においては、飛行プロフィール全体を通してのロータおよび静翼の膨張の良好なマッチング、研磨剤を用いたブレード先端の磨耗の抑制、および補強材および加工技術を用いた静止部品の歪の抑制または生成による過酷な条件でのシュラウドの湾曲の維持または向上等が行われている。エンジンメーカでは１９７０年代後半および１９８０年代初期に熱ＡＣＣ方式の使用が開始されている。これら方式においては、巡航状態時にファン送風によりＨＰＴＣのサポートフランジを冷却し、それによりケースおよびシュラウドの径を小さくすることでブレード先端クリアランスを減少させている。
【００１７】
前述の方法はいずれも重大な問題を伴うものと考えられる。あるものはきわめて高価であり、またあるものは成果に乏しく特に最大の効果が得られる巡航時において成果に乏しい。あるいは、電流不足のためケースを通しての駆動が必要になったり、高温でのアクチュエータ機能が必要になったりすることがある。これらによって二次シールの課題が生じたり、重量の付加や機構の複雑さが生じたりする。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
図３は本説明の一実施形態における補強リングを嵌合された状態の、図２の低圧タービンケースの断面模式図である。図１１に本説明の一実施形態における補強リングを嵌合された図２の低圧タービンケースの横断面模式図を示す。図３，１１を参照する。一つ以上の本説明の特徴は、航空機、船舶および地上用エンジンなどの種々の用途毎に、既存のガスタービンジェットエンジンに適用され得る、または新品のガスタービンジェットエンジンの設計および構成に組み込まれ得るものである。本説明の特徴はＨＰＴＣ、ＬＰＴＣ共に適用可能であり、ＬＰＴＣに関する説明および図は等しくＨＰＴＣにも適用され、ＬＰＴＣに限定されるものではない。
【００１９】
切り欠き３０２は以下に詳細に説明するように数種の異なる形状のものであり、通常は機械加工によって低圧タービンケース２０４の外径面に円周状に作製されて、一つ以上のラビリンスシール２１０の位置と一致するようになっている。一つ以上のラビリンスシール２１０に対応する位置に加えて、コンピュータモデリング、表面温度モニタ、またはエンジンのオーバホール時の目視での割れ検査によって低圧タービンケース２０４において確認された、「ホットスポット」に対応する位置に円周状に切り欠きが作製されることもある。既存のエンジンでは、この「ホットスポット」によって生じる割れを補修するために、通常低圧タービンケース２０４は取り外される。この補修後、機械加工によって溶接補修部全体に溝が設けられる。次いで外面リングが溝に収縮締りばめされる。言うまでもなく、この補強リングは用途に応じてタービンケースの他の位置に設置されることもある。さらに、大きさ、寸法、形状、材料およびクリアランスは用途に応じて変化することは言うまでもない。
【００２０】
一実施形態において、（図３に断面で示す）補強リング３０４は各切り欠き３０２に収縮締りばめされ、それにより補強リング３０４が図１１に示した円周状切り欠き３０２を囲むようになっている。低圧タービンケース２０４は円錐状であるため、補強リング３０４はそれぞれ異なる径を有している。いずれの場合も、各補強リング３０４の内径は対応する切り欠き３０２の外径よりわずかに小さい。最大径の補強リング３０４を初めとして各補強リング３０４の加熱が行われる。加熱によって各補強リング３０４が膨張し、内径が拡がって対応する切り欠き３０２の外径より大きくなる。切り欠き３０２内に位置決めされると、補強リング３０４は冷却され、収縮して対応する切り欠き３０２に締りばめされる。
【００２１】
図４は図３の低圧タービンケースの断面Ａにおける断面模式図であり、本説明の一実施形態において設置されようとしている補強リングを示している。図４を参照すると、切り欠き３０２は、一実施形態における低圧タービンケースのテーパに対して逆のテーパを有して円周状に作製されている。このテーパの角度４０２は、円筒状ケースの０度よりわずかに大きい角度から円錐状ケースの固有形状に依存する適当な角度までの範囲でケース毎に変化する。補強リング３０４は内径面を円周状に加工されてこれと同一のテーパに適合するようになっている。補強リング３０４が低圧タービンケース２０４に収縮締りばめされた場合でも、テーパによってさらなる保持がなされて補強リング３０４が低圧タービンケース２０４上で軸方向にスリップすることが抑制される。切り欠き３０２がテーパのない平坦な形状に作製された場合は、用途によってはスリップの可能性が高まる恐れがある。補強リング３０４は加熱されると膨張し、リングクリアランス４０４が生じて、補強リング３０４が切り欠き３０２の踵部４０６に対して図示のように位置するようになる。また、補強リング３０４は冷却されると径が収縮して、円周状に切り欠き３０２内に位置するようになる。大気温度では、補強リング３０４の内面の径は切り欠き３０２の外面の径より小さいために、締りばめを伴う収縮が生じ、補強リング３０４によって径方向に円周状圧縮力が低圧タービンケース２０４に加わると共に、低圧タービンケース２０４によって円周状引張り力が補強リング３０４に加わる。ある実施形態では、図１１に矢印で模式的に示したように径方向の圧縮力は中心線２０２で規定される回転軸に集中する。また、ある実施形態では、径方向の圧縮力は切り欠き３０２およびタービンケース２０４の全周にわたって途切れることなく連続して加えられる。
【００２２】
一例では、低圧タービンケース２０４におけるブレード２０８およびラビリンスシール２１０が位置する部分の外径は５０インチになっている。ある実施形態では、補強リング３０４は、一体的またはワンピースの連続体として製造される。それは、連続であるか繋ぎ目のない部材がプレス加工されるか閉ループ形状で機械加工される。別の実施形態では、補強リング３０４は、開ループ形状の部材を用いてその両端を例えば溶接により接合して閉ループ形状を形成することにより作製される。低圧タービンケース２０４は、補強リング３０４と同様にインコネル７１８などのニッケル系超合金で鍛造法により作製される。超合金インコネル７１８は高強度の複合合金であって、高い表面安定性を発揮しつつ高温および極度の機械的応力に耐える複合合金であり、ガスタービンジェットエンジンに多用されている。言うまでもなく、補強リングおよびタービンケースは用途に応じて種々の材料で作製される。補強リング３０４を所定の算出温度に加熱することによって補強リング３０４を膨張させ、それにより低圧タービンケース２０４が約７０°Ｆの外気温度下にあるときに適切なリングクリアランス４０４が得られるようにする。あるいは、液体窒素または他の手段を用いて低圧タービンケース２０４を所定の算出温度まで冷却して低圧タービンケース２０４の径を収縮させることで、補強リング３０４が約７０°Ｆの外気温度下にあるときに適切なリングクリアランス４０４が得られるようにする。あるいは、低圧タービンケース２０４の冷却と補強リング３０４の加熱とをそれぞれ種々の計算温度まで行い、それらを組み合わせることによっても適切なリングクリアランス４０４が得られる。補強リング３０４の内径を増加または減少することによって、用途毎の必要に応じてかつ補強リング３０４を作製する材料の応力限界内で、径方向の円周状圧縮力および引張り応力を増加または減少させることができる。
【００２３】
加えて、低圧タービンケース２０４の機械加工を径方向などの第１の方向に行い、補強リング３０４の機械加工を軸方向などの第１の方向にほぼ直角な第２の方向に行う。機械加工では加工面に螺旋形の連続溝が残る、すなわち刻まれるので、それぞれの面の溝は互いに網目状に整列して、二つの面間の摩擦力を高め、軸方向移動や回転移動等の切り欠き３０２内での補強リング３０４の移動の可能性を低下させる。例えばニッケル系超合金で作製される補強リング３０４の複数の溝は、通常チタンで作製される低圧タービンケース２０４の切り欠き３０２の複数の溝、または鋼やアルミニウム等で作製されるその他の低圧タービンケーシングにおける複数の溝より硬い。ニッケル系超合金の溝は、相対的に柔らかいチタン、鋼またはアルミニウムの溝にめり込む、または刻み目を形成することが可能である。あるいは、単に補強リング３０４を一つ以上の位置で切り欠き３０２にスポット溶接、または切り欠き３０２に固定された一つ以上のフランジにボルト締めして、補強リング３０４が切り欠き３０２に対して空転やその他の動きをしないように保持することもできる。この場合は交差方向の機械加工は必要とされない。
【００２４】
前述のように補強リング３０４を位置決めすることによって、用途によりブレード先端クリアランス２１２が改善され、特にある用途においてはエンジンの巡航動作時にこの改善が行われる。この結果エンジン設計者は、このような補強リングが存在しない場合のエンジン設計において適当であるブレード先端クリアランスよりも小さいブレード先端クリアランスが得られるようにエンジンを設計することが可能になる。さらに、他の様々な便益、効果、進歩その他の特徴を用途に応じて単独または組み合わせて用いることができることは言うまでもない。ある用途では、補強リング３０４によって加えられる（図１１に矢印で示した）径方向からの円周状圧縮力によって、低圧タービンケース２０４を、多量の熱であってそれがなければ膨張してしまう程の多量の熱による膨張から防いでいる。一態様では、補強リング３０４はタービンケース２０４のガードルとして機能して、該ケースの膨張や丸みの消失の抑制、あるいはタービンケース２０４の補強を行っている。補強リング３０４は低圧タービンケース２０４と同一材料で作製できる。あるいは補強リング３０４は熱膨張率が相対的に小さい別の材料で作製することも可能であり、これによって、温度上昇時に径方向に印加される円周状圧縮力がケースと同一材料の補強リングにおける円周状圧縮力よりも高くなる。この圧縮力は、切り欠き３０２内などのタービンケース内に刻み目を形成する上で十分なものである。
【００２５】
大半のエンジン構成において、熱は主として対流によって低圧タービンケース２０４の外面領域から放散される。補強リング３０４を低圧タービンケース２０４に付加することによって得られる別の便益として熱を相対的に早い速度で放散できることがある。この理由は、補強リング３０４が冷却フィンとして機能して低圧タービンケース２０４内の動作温度を下げることができるためである。この冷却は膨張の減少やブレード先端クリアランス２１２の低減にも寄与する。さらに、補強リング３０４は低圧タービンケース２０４の丸みの保持にも役立つ。この場合も、他の様々な便益、効果、改良やその他の特徴を、用途に応じて単独または組み合わせて用いることができることは明らかである。
【００２６】
図５は、低圧タービンケースの一断面における断面模式図であって、本説明の別の実施形態において設置されようとしている補強リングを示している。図５を参照すると、ある実施形態において山型形状（chevron shape）を有した切り欠き５０２が円周状に加工形成されている。角度５０８は用途により変化する。補強リング５０４は内径面を円周状に加工されて上記と同一の山型形状に適合するようになっている。補強リング５０４が低圧タービンケース２０４に収縮締りばめされている場合でも、山型形状によってさらなる保持がなされて補強リング５０４が低圧タービンケース２０４上でスリップすることが抑制される。補強リング５０４は加熱されると膨張し、リングクリアランス４０４が生じて、補強リング５０４が切り欠き５０２の踵部５０６に対して図示のように位置するようになる。また、補強リング５０４は冷却されると、径が小さくなって、円周状に切り欠き５０２内に位置するようになる。大気温度では、補強リング５０４の内径は切り欠き５０２の外径より小さいために、締りばめを伴う収縮が生じ、補強リング５０４によって径方向に円周状圧縮力が低圧タービンケース２０４に加わると共に、低圧タービンケース２０４によって円周状引張り力が補強リング５０４に加わる。
【００２７】
図６は、低圧タービンケースの一断面における断面模式図であって、本説明の別の実施形態において設置された補強リングを示している。図６を参照すると、エンジンへの重量付加が問題となる航空用途においては、補強リング６０４は、図６に示すように設置された場合、低圧タービンケース２０４の外面とほぼ同一面となる外形を有するように作製される。図４に示したような逆テーパを有する切り欠き３０２が低圧タービンケース２０４に加工形成される。加えて、設計または改装されるエンジンに基づいて、切り欠き３０２の深さおよび／または幅を増して加工し、かつ補強リング６０４に所定の厚み（depth
）および／または幅を追加して、径方向の円周状圧縮および引張り応力の要件を満たすようにすることもできる。
【００２８】
図７は、低圧タービンケースの一断面における断面模式図であって、本説明の別の実施形態において設置された補強リングを示している。図７を参照すると、エンジンへの重量付加が問題となる航空用途においては、補強リング７０４は、図７に示すように設置された場合、低圧タービンケース２０４の外面とほぼ同一面となる外形を有するように作製される。図５に示した山型形状を有する切り欠き５０２が低圧タービンケース２０４に加工形成される。また、設計または改装されるエンジンに基づいて、切り欠き５０２の深さおよび／または幅を増して加工し、かつ補強リング７０４に所定の厚みおよび／または幅を追加して、径方向の円周状圧縮および引張り応力の要件を満たすようにすることもできる。航空用途だけでなく、同一面方式の実施形態並びに他の実施形態を地上用および船舶用途にも同様に適用できることは明らかである。
【００２９】
当業者に明らかなように、図４〜７に示した切り欠きおよび補強リングの逆テーパおよび山型形状に限らず、他の様々な構成を用いて同一、類似、または異なる目的を達成することができる。例えば、切り欠きに一つ以上の山形または波形の隆起（リッジ）および溝（チャネル）を設けて、補強リングの内面の一つ以上の山形または波形の隆起および溝に適合するようにすることもできる。あるいは、切り欠きおよび補強リングに反転山型形状を設けることもできる。別の実施形態では、切り欠きを用いないものもある。それらの多数の他の形状が本説明の範囲内で想起され得る。
【００３０】
図８に本説明の一実施形態における負荷状態での改善されたブレード先端クリアランスを示す。図８を参照すると、図４に示した補強リング３０４が低圧タービンケース２０４に収縮締りばめされており、エンジンは巡航時等の負荷状態にある。ラビリンスシール２１０、および内面８０４および外面８０２を備えた低圧タービンケース２０４が実線で表されている位置は、補強リング３０４が存在しない場合にそれらが存在する位置である。低圧タービンケース２０４の径が拡大しており、かつラビリンスシール２１０がブレード２０８から離れているため、ブレード先端クリアランス２１２は大きくなっている。しかし、補強リング３０４によって低圧タービンケース２０４に加わる径方向の圧縮力のために、ラビリンスシール２１０は仮想線２１０´で示した位置に存在し、リング３０４および低圧タービンケース２０４の内面８０４および外面８０２は仮想線３０４´、８０４´および８０２´で示す位置に存在していて、ブレード先端クリアランス２１２´を減少させている。
【００３１】
このように、本説明の一態様においては、通常ＬＰＴＣおよびＨＰＴＣにおいて加熱により生じる膨張の量が低減されて、それによりブレード先端クリアランスが改善されている。前述のように、ブレード先端クリアランスの拡大はＨＰＴＣおよびＬＰＴＣの温度増加による低サイクル疲労および腐食の影響を助長して、ＥＧＴマージンおよびエンジン寿命を低下させる。概して、大形ガスタービンエンジンでは、０．０１０インチ程度のブレード先端クリアランスの減少によって１％のＳＦＣの減少および１０℃のＥＧＴの低下が得られると考えられる。この程度のブレード先端クリアランスの改良によって一年当り数百万ドルを超える燃料および整備費用の節約がもたらされると考えられる。また、航空機の排ガス量は現在米国全体の運輸部門のＣＯ２排出量の１３％を占めているが、燃料燃焼量の低減によってこの航空機排ガス量が減少する。別の態様では、巡航時のブレード先端クリアランスを減少してＳＦＣおよびＥＧＴのマージンに著しい影響を与えることで、タービン効率の向上が図られている。また、ある実施形態では、補強リングによりＨＰＴＣおよびＬＰＴＣの外面の面積が増えることで冷却能が高まり、それにより内部温度が低下することでエンジンのサイクル寿命の延長が可能になっている。さらに別の態様では、ブレード先端クリアランスの改善によってエンジン一台当りの有効搭載量の増加が達成されている。これにより離陸および着陸ごとに積荷を増量して輸送することが可能になる。さらに、本説明の特徴によって高価なパッシブクリアランス制御のオプションを容易に置換え可能なことは明らかである。また、丸みの消失、ブレード先端クリアランス、ＳＦＣ、ＥＧＴ、または汚染性排出物の一つ以上を、ここに述べた一つ以上の特徴を用いて低減できるようになることは明らかである。例えば、タービンケース材料よりも熱膨張係数の小さい材料で補強リングを作製することで、上記その他の事項を一つ以上低減することが簡単に行えるようになる。同様に、タービンケースと補強リングとを同一材料で作製することによっても一つ以上の上記事項の低減または他の便益が得られることは明らかである。
【００３２】
図９Ａ，９Ｂおよび９Ｃは、別の実施形態における低圧タービンケースの一断面の断面模式図であって、油圧ナットによって該低圧タービンケース上に位置決めされ、さらに締め付けナットにより固定された補強リングを有する低圧タービンケースの断面模式図である。図９Ａを参照すると、補強リング９０４が、内部ブレード２０８およびラビリンスシール２１０の近傍位置またはあらかじめ確認された「ホットスポット」の位置に加圧なしで装着されるような大きさにされて、上記位置に設置される。次に、油圧ナット９０２をねじ方式で低圧タービンケース２０４に取り付ける。油圧ナット９０２は、補強リング９０４と係合するピストン９０６を有している。
【００３３】
図９Ｂにおいて、ピストン９０６は油圧ナット９０２から延びて、補強リング９０４を低圧タービンケース２０４の大径側の端部の方向に押圧しており、これによって補強リング９０４は内部ブレード２０８およびラビリンスシール２１０に対して最適の位置に位置決めされて締りばめされている。油圧ナット９０２によるピストン９０６の伸長量を計算して補強リング９０４によって所望の円周状圧縮力が得られるようにする。
【００３４】
図９Ｃでは、油圧ナット９０２が取り除かれて、締め付けナット９０８がねじ方式で低圧タービンケース２０４上の適所に取り付けられている。締め付けナット９０８のリテーナ９１０が補強リング９０４に係合して補強リング９０４を適所に固定している。この工程は、タービン構成に基づき必要に応じて多段に繰り返される。この実施形態では過大な重量が付加されることになるので、重量がそれ程問題にならない地上用途に最適なものと考えられる。
【００３５】
図１０は、本説明の別の実施形態における、油圧、電気その他の手段により駆動される補強リングを有する低圧タービンケースの模式図である。図１０を参照すると、低圧タービンケース１０００が、ブレード／ラビリンスシールおよび／または「ホットスポット」に一致する所定の位置に位置決めされた補強用Ｃ字形リング１００４を有している。この実施形態では、補強用Ｃ字形リング１００４は低圧タービンケース１０００に収縮締りばめされていない。各補強用Ｃ字形リング１００４のための切り欠きは依然として低圧タービンケース１０００に加工形成されているが、補強リングはＣ字形リングであって連続リングではない。補強用Ｃ字形リング１００４の各端部はアクチュエータ手段１００２に連結されている。このアクチュエータ手段は作動時に補強用Ｃ字形リングの各端部を互いに引っ張って、径方向の圧縮力を含む圧縮力を低圧タービンケース１０００に加える働きをする。各補強用Ｃ字形リング１００４の内面、または切り欠き表面、またはその両方にはテフロン（登録商標）または他の潤滑物質がコーティングされて、締め付け時にスリップしやすいようになっている。
【００３６】
各アクチュエータ手段１００２は電気的／電子的連結部１００６を通じてコントローラ１００８に接続されている。コントローラ１００８は、補強用Ｃ字形リング１００４の近傍に位置した複数の温度センサ（図示せず）から温度の読み取り値を受け取る。ＥＧＴ温度の読み取り値からＬＰＴＣの温度を導出した後これら読み取り値をコントローラ１００８へのフィードバック用として用いることも可能である。低圧タービンケース１０００全体のモニタ温度が上昇すると、コントローラ１００８は温度データを処理し、適正な円周状圧縮力を低圧タービンケース１０００に加えるためには各補強用Ｃ字形リング１００４の各端部を相互にアクチュエータ手段１００２でどれだけ引っ張る必要があるかを決定して、例えば最適なブレード先端クリアランスを維持したり「ホットスポット」を相殺したりする、などの好適な便益がもたらされるようにする。
【００３７】
別の実施形態では、C字形リングの代わりに、鎖状の多重分割式リング（chain−like multiple segmented ring）をアクチュエータ手段１００２に組み合わせて設けている。また別の実施形態では、補強リングはＫｅｖｌａｒ（登録商標）などの非金属材料の細い片部材で作製されている。Ｋｅｖｌａｒ（登録商標）の内面、または切り欠き表面、またはその両方にはテフロン（登録商標）またはなんらかの他の潤滑物質がコーティングされて、締め付け時にスリップしやすいようになっている。
【００３８】
種々の特徴について説明を行ったが、当業者に明らかなように、多数かつ広範な別の実施形態および応用が本発明の範囲内で想起され得る。
【図面の簡単な説明】
【００３９】
【図１】典型的なガスタービンジェットエンジンの全体構造の模式図である。
【図２】典型的なガスタービンジェットエンジンの低圧タービンケースの断面模式図である。
【図３】本説明の実施形態における補強リングを嵌合された図２の低圧タービンケースの断面模式図である。
【図４】図３の低圧タービンケースの断面Ａにおける断面模式図であって、本説明の一実施形態において設置されようとしている補強リングを示す断面模式図である。
【図５】低圧タービンケースの一断面における断面模式図であって、本説明の別の実施形態において設置されようとしている補強リングを示す断面模式図である。
【図６】低圧タービンケースの一断面における断面模式図であって、本説明の別の実施形態において設置された補強リングを示す断面模式図である。
【図７】低圧タービンケースの一断面において断面模式図であって、本説明の別の実施形態における、設置された補強リングを示す断面模式図である。
【図８】本説明の一実施形態における負荷状態での改善されたクリアランスを示す図である。
【図９Ａ】本説明の別の実施形態における低圧タービンケースの一断面の断面模式図であって、油圧ナットによって該低圧タービンケース上に位置決めされて締め付けナットにより固定された補強リングを有する低圧タービンケースの断面模式図である。
【図９Ｂ】本説明の別の実施形態における低圧タービンケースの一断面の断面模式図であって、油圧ナットによって該低圧タービンケース上に位置決めされて締め付けナットにより固定された補強リングを有する低圧タービンケースの断面模式図である。
【図９Ｃ】本説明の別の実施形態における、低圧タービンケースの一断面の断面模式図であって、油圧ナットによって該低圧タービンケース上に位置決めされて締め付けナットにより固定された補強リングを有する低圧タービンケースの断面模式図である。
【図１０】低圧タービンケースの模式図であって、本説明の別の実施形態における、油圧、電気その他の手段により駆動される補強リングを有する低圧タービンケースの模式図である。
【図１１】補強リングを有する低圧タービンケースの模式的横断面図である。
【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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【図８】
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【図９Ａ】
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【図９Ｂ】
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【図９Ｃ】
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【図１０】
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【図１１】
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【国際調査報告】
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