(57)【要約】【課題】静翼付け根部において、応力の集中を減少し、従来のスタビング工程なしで組み付けの可能なタービン圧縮機静翼形状を提供する。【解決手段】静翼１付け根部に曲面形状を設け、溶接箇所の面積を拡大させることにより溶接強度の増大をねらった。また、溶接箇所の形状を工夫することにより、組み付け性を向上させた。【選択図】  図５
2004197622.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
静翼（１）と、該静翼の端部に形成された板状のベース部（２）と、を有し、該静翼と該ベース部との境界部（３）が全周にわたり曲面形状によりなり、該曲面形状の曲率半径の中心が前記静翼と前記ベース部の外側であり、前記ベース部（２）と前記境界部（３）の交わる稜線が、ベース部（２）の外周よりも内側にあることを特徴とするタービン圧縮機静翼。
【請求項２】
前記ベース部（２）が、該静翼をタービン外側で保持する外側バンド（４）に設けられた取り付穴（１０）に対し、所定の角度のみで嵌合する形状をもつことを特徴とする請求項１記載のタービン圧縮機静翼。
【請求項３】
前記ベース部の外周が曲面によりなることを特徴とする請求項１および２に記載のタービン圧縮機静翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はタービン圧縮機固定静翼の固定部の形状に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
図６はターボジェットエンジンの模式的構成図であり、空気取入口１１、圧縮機１３、燃焼器１４、ガスタービン１５、ジェットノズル１６、からなる。かかるターボジェットエンジンでは、空気を空気取入口１１から導入した後、圧縮機１３でこの空気を圧縮し、燃焼器１４内で燃料を燃焼後高温の燃焼ガスを発生させ、発生した燃焼ガスでガスタービン１５を駆動し、このガスタービン１５で圧縮機１３を駆動し、高温の燃焼排ガスをジェットノズル１６で膨張させて後方に噴出し、推力を発生するようになっている。この基本構成は、ターボジェットエンジン以外のジェットエンジンでも同様である。
ここで、圧縮機１３は主に静翼１と動翼１２とからなっており、ガスタービン１５からの動力が、動翼に伝えられることにより動翼が回転する構造となっている。動翼の回転により加速された空気は、静翼の間を通過し、さらに空気流路の狭くなったエンジンの後端に移送されることにより、圧力を高める構造である。
タービン圧縮機の静翼部は、円形の内側シュラウドと外側シュラウドの間に複数の静翼が形成された構成となっている。これら静翼部は図１に示すように円径の静翼部を複数に区切った静翼セクター７を複数組み合わせることにより製作されている。静翼セクター７は、扇状の外側バンド４および内側バンド５の間を静翼１により結合した形状をしており、外側シュラウド６内側に形成された溝に挿入され、固定されている。
従来の工程では、外側バンド４に予め静翼挿入孔を設け、前記挿入孔に静翼１をスタビングにより打ち込み仮止めを行った後に、その静翼外周をロー付けすることにより静翼１と外側バンド４を結合していた。
一方で、近年圧縮機の効率と失速マージンを共に向上させる等の目的から特許文献２に示すような三次元空力翼ごとき複雑な形状をした翼部品が出現している。つまり、従来の２次元翼形状では翼断面が半径方向に対してほぼ同一な形状であったのに対して、三次元翼形状では翼中央部にウエスト部を設ける等して、半径方向にも湾曲の多い形状となっている。
これらの静翼形状の改良により、スタビングとロー付けによる翼部品の取りつけは困難になってきた。すなわち、このような複雑な形状の静翼を適切に保持し、スタビングにより外力を適切に加え外側バンドに対して静翼を固定するのは困難である。また、静翼端部が薄くなっている場合には、スタビング時に変形する可能性も懸念されていた。さらに、スタビングには静翼の間隔が通常よりも狭い場合には、実施できないといった欠点があった。
また、ロー付けについては、従来からロー付け部における応力集中により、静翼付け根部の外側バンド側の前端・後端部のロー付け部でのクラックの発生が報告されていた。これらのクラックは、タービン運転時の振動、機械的応力および熱応力により発生すると考えられており、特許文献１に示されるような対策が考案されていた。特許文献１では、内側シュラウド内部に円周方向に沿った閉鎖空間を設け、同閉鎖空間内に多数の金属球を充填し、静翼の振動を前記金属球の摩擦エネルギーとして吸収することによりダンピング効果を増し、振動による溶接箇所のクラック等の発生防止を目的としている。
【０００３】
【特許文献１】特開２００１−１３２６９６
【特許文献２】特開平１０−３１７９１０
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、本来応力集中は、急速な断面形状の変化により発生することが知られており、応力分布を均一にするような形状の改良により克服できることが知られている。また、スタビングについても何らかの工程により代替できれば、より安定して静翼を組み立てることが可能となり、打ち込みによる残留応力の減少も期待できる。
本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、スタビングという特殊な工程によることなく、通常の機械加工技術によって、特異な形状もしくは翼間隔が通常より狭い翼であっても、静翼列が製作でき、かつ、ロー付け部に応力が集中しない圧縮機静翼の形状を提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
上記本発明の目的を達成するため、静翼（１）と、該静翼の端部に形成された板状のベース部（２）と、を有し、該静翼と該ベース部との境界部（３）が全周にわたり曲面形状によりなり、該曲面形状の曲率半径の中心が前記静翼と前記ベース部の外側であり、前記ベース部（２）と前記境界部（３）の交わる稜線が、ベース部（４）の外周よりも内側にあることを特徴とした。
【０００６】
上記本発明の構成によれば、従来応力集中の起こりやすい、静翼（１）の外側バンド側付け根付近において、接合部のロー付け面積を拡大することが可能となる。これによりロー付け箇所の強度を増大できる。
また、境界部（３）により、静翼（１）からベース部（２）にかけた表面形状の急激な変化を防止できるため、静翼の付け根付近での応力集中を防止することができる。
さらに、従来応力集中していた静翼付け根でのロー付けを、ベース部外周（９）でのロー付けとすることにより、応力集中する箇所とロー付け箇所を分離することが可能となり、静翼全体としての強度を上げることが可能となる。
なお、ベース部と静翼の交差する稜線（８）の外側にベース部の外周（９）があるため、外側バンド（４）にベース部（２）を嵌合した際、前記ベース部の表面形状はなだらかに外側バンド（４）の表面形状へとつながる。
【０００７】
上記本発明の目的を達成するため前記ベース部（２）が、該静翼をタービン外側で保持する外側バンド（４）に設けられた取り付穴（１０）に対し、所定の角度のみで嵌合する形状をもつことを特徴とした。
【０００８】
上記本発明の構成によれば、静翼（１）の外側バンド（４）への組み付け時に、組み付け方向を確実に所定の角度に設定することができる。また、治具等の併用により、従来スタビング等で行っていたロー付け前の固定を、スタビングなしに行うことができる。
このため、スタビング時に懸念されていた静翼（１）の変形を防止することができる。さらに、通常のロー付けのみによって静翼を固定できるため、静翼間の間隔が狭くスタビングが困難な場合にも、外側バンド（４）に対する組み付けが可能となる。
【０００９】
上記本発明の目的を達成するため、前記ベース部の外周が曲面によりなることを特徴とした。
【００１０】
上記本発明の構成によれば、外側バンド（４）に嵌合されるベース部外周形状（９）に曲面形状を取り入れることにより、外側バンド（４）とベース部（２）のロー付け部への応力集中を防ぐことが可能となる。
【００１１】
【発明の実施の形態】
本発明の実施形態を図２、図３および図４を参照して説明する、
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。図３では、静翼とベース部の間は境界部３による曲面形状により形成されている。また図２では、ベース部外周９は、平行四辺形状である。さらに図４には、ベース部２が外側バンドの取り付穴１０に挿入されている状態を示している。
【００１２】
本実施の形態によれば、図４に示す様に、静翼１からベース部２にかけての境界部３が、表面形状が徐々に変化する曲面であるために、応力集中をさけることができる。また、従来静翼の外周のみをロー付けし外側バンドへ取りつけていた方法とは異なり、より広い面積を持つベース部外周を溶接し、外側バンドへ取りつけることが可能になるため、ロー付け部の強度を向上させることができる。
さらに、図２に示す様に、ベース部外周が軸対称でない形状であるため、外側シュラウドの取り付穴にベース部を嵌合させた場合に、外側バンドの外周方向ｍに対して翼面の角度ｎが、所定の角度αでしか挿入できないようになっている。このため、工程上の正確さを保つことができる等の優れた特徴をもつ。
なお、この場合静翼およびベース部は全体として、削り出しまたは精密鍛造等の溶接による接合を含まない手法で製造されていることが好ましい。
【００１３】
本発明のその他の実施形態を図５、図３および図４を参照して説明する、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。図３では、静翼とベース部の間は境界部３による曲面形状により形成されている。また図５では、ベース部外周は、平行四辺形状である。さらに図４には、ベース部２が外側バンドの取り付穴１０に挿入されている状態を示している。
【００１４】
本実施の形態によれば、図４に示す様に、静翼１からベース部２にかけての境界部３が、表面形状が徐々に変化する曲面であるために、応力集中をさけることができる。また、従来静翼の外周のみをロー付けし外側バンドへ取りつけていた方法とは異なり、より広い面積を持つベース部外周をロー付けし、外側バンドへ取りつけることが可能になるため、ロー付け部の強度を向上させることができる。
図５では、ベース部外周が軸対称でない形状であるため、外側シュラウドの取り付穴にベース部を嵌合させた場合に、外側バンドの外周方向ｍに対して翼面の角度ｎが、所定の角度αでしか挿入できないようになっている。このため、工程上の正確さを保つことができる等の優れた特徴をもつ。
さらに、ベース部外周９が曲面により構成されているために、ベース部を外側バンド４上の取り付穴に嵌合し、ロー付けした際に、ロー付け部での応力集中を防ぐことが可能となる。
なお、この場合静翼およびベース部は全体として、削り出しまたは精密鍛造等の溶接による接合を含まない手法で製造されていることが好ましい。
【００１５】
上記の発明では、静翼とベース部の境界部位の表面形状および外側バンドの取り付穴と嵌合するベース部外周形状の工夫により目的を達成したが、例えば内側バンド部との静翼結合部への適用、有限要素法を用いたシミュレーション等により境界部位およびベース部の形状について、力学的、流体力学的にさらに最適化する等、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得ることは勿論である。
【００１６】
【発明の効果】
以上の説明によりわかるように、本発明によれば、従来のスタビング工程を使うことなく、静翼を外側バンドに固定することが可能となる。また、静翼とベース部の境界に曲面形状を設けることにより、タービン運転時の応力集中を避けることが可能となる。さらに、ベース部外周のロー付けにより、ロー付けによる結合範囲を広げることが可能となる。
よって、従来にくらべ、スタビング時の静翼の変形を防止することが可能となり、とりわけ静翼の根本での応力集中を防止できる構成とすることが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】外側シュラウドへの静翼セクターの組み付け図である。
【図２】本発明の実施形態１をタービン内側から見た図である。
【図３】本発明の実施形態１の側面図である。
【図４】本発明の実施形態１のＡ−Ａ断面図である。
【図５】本発明の実施形態２をタービン内側から見た図である。
【図６】ジェットエンジンの基本構成図である。
【符号の説明】
１    静翼
２    ベース部
３    境界部
４    外側バンド
５    内側バンド
６    外側シュラウド
１０  取り付穴
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
2004197622.tif 000006
【図５】
2004197622.tif 000007
【図６】
2004197622.tif 000008