(57)【要約】【課題】  本発明は、ガスタービンエンジンノズルを組み立てるための方法及び装置に関する。【解決手段】  ガスタービンエンジン（１０）のタービンノズル（５０）は、外側バンド（５４）と、内側バンド（５６）と、該外側バンド及び該内側バンドにより互いに結合された複数の翼形ベーン（５２）とを含む。複数の翼形ベーンは、少なくとも第１の翼形ベーン（１１４）と第２の翼形ベーン（１１０）とを含む。第１の翼形ベーンは、該第１の翼形ベーンと外側バンドとの間で延びる複合半径フィレット（１４０）を含む。２の翼形ベーンは、単一半径フィレット（１３２）のみによって外側バンドに結合される。【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）のタービンノズル（５０）であって、
外側バンド（５４）と、
内側バンド（５６）と、
前記外側バンド及び前記内側バンドにより互いに結合され、少なくとも第１の翼形ベーン（１１４）と第２の翼形ベーン（１１０）とを含む複数の翼形ベーン（５２）と、を含み、
前記第１の翼形ベーンが、該第１の翼形ベーンと前記外側バンドとの間で延びる複合半径フィレット（１４０）を含み、
前記第２の翼形ベーンが、単一半径フィレット（１３２）のみにより前記外側バンドに結合されている、
ことを特徴とするタービンノズル（５０）。
【請求項２】
前記複合半径フィレット（１４０）が、第１の半径（Ｒ１）と第２の半径（Ｒ２）とを含み、前記第１の半径（Ｒ１）が前記第２の半径（Ｒ２）より小さいことを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル（５０）。
【請求項３】
前記第１の半径（Ｒ１）が、前記第２の半径（Ｒ２）と前記外側バンド（５４）との間に位置することを特徴とする、請求項２に記載のタービンノズル（５０）。
【請求項４】
前記複合半径フィレット（１４０）が、前記タービンノズル内での応力集中を低減するのを可能にすることを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル（５０）。
【請求項５】
前記複数の翼形ベーン（５２）の各々が、前縁（１０４）及び後縁（１０６）において接合された第１の側壁（１００）と第２の側壁（１０２）とを含み、
前記複合半径フィレット（１４０）が、前記第１の翼形ベーンの第１及び第２の側壁の一方のみに沿って延びている、
ことを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル（５０）。
【請求項６】
前記複数の翼形ベーン（５２）が、第３の翼形ベーン（１１２）を更に含み、
前記第２の翼形ベーンが、前記第１の翼形ベーンと第３の翼形ベーンとの間で前記タービンノズル内に結合され、
前記第３の翼形ベーンが、第２の複合半径フィレット（１４０）により前記外側バンド（５４）に結合されている、
ことを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル（５０）。
【請求項７】
前記複数の翼形ベーン（５２）の各々が、前縁（１０４）及び後縁（１０６）において接合された第１の側壁（１００）と第２の側壁（１０２）とを含み、
前記複合半径フィレット（１４０）が、前記第１の翼形ベーンの第１の側壁及び前記第３の翼形ベーンの第２の側壁のみに沿って延びている、
ことを特徴とする、請求項６に記載のタービンノズル（５０）。
【請求項８】
前記複数の翼形ベーン（５２）の各々が、単一半径フィレット（１３０）により前記内側バンド（５６）に結合されていることを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル（５０）。
【請求項９】
少なくとも１つのタービンノズル組立体（５０）を含むガスタービンエンジン（１０）であって、
前記少なくとも１つのタービンノズル組立体が、外側バンド（５４）と、内側バンド（５６）と、前記外側バンド及び前記内側バンドにより互いに結合された複数の翼形ベーン（５２）とを含み、
前記複数の翼形ベーンが、第１の翼形ベーン（１１４）と、前記第１の翼形ベーンに円周方向に隣接して配置された第２の翼形ベーン（１１０）とを含み、
前記第１の翼形ベーンが、該第１の翼形ベーンと前記外側バンドとの間で延びる少なくとも１つの複合半径フィレット（１４０）を含み、
前記第２の翼形ベーンが、該第２の翼形ベーンと前記外側バンドとの間で延びる単一半径フィレット（１３２）のみを含む、
ことを特徴とするガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１０】
前記第１の翼形ベーンの複合半径フィレット（１４０）が、前記タービンノズル（５０）内での応力集中を低減するのを可能にすることを特徴とする、請求項９に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般的にガスタービンエンジンノズルに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンノズルを組み立てるための方法及び装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、空気・燃料混合気を燃焼させる燃焼器を含み、この燃焼した空気・燃料混合気は、次にタービンノズル組立体を通ってタービンへ送られる。少なくとも一部の公知のタービンノズル組立体は、円周方向に配列されかつダブレットとして構成された複数のノズルを含む。少なくとも一部の公知のタービンノズルは、２つ又はそれ以上の円周方向に間隔を置いて配置された中空の翼形ベーンを含み、これら翼形ベーンは、一体形に形成された内側及び外側バンドプラットフォームにより結合されている。より具体的には、内側バンドは、半径方向内側の流路境界を形成し、外側バンドは、半径方向外側の流路境界を形成する。他の公知のタービンノズルは、カンチレバー式構成で支持され、この構成では、内側バンドは半径方向及び軸方向に可動であり、外側バンドは前方及び後方フックにおいて拘束される。
【０００３】
２つ以上の一体形に形成された翼形ベーンを備えたタービンノズルを形成することは、ただ１つ又は２つの翼形ベーンを含むタービンノズルと比べて、耐久性を改善しかつ漏洩を減少させるのを助ける。従って、少なくとも一部の公知のタービンノズルは、１対の円周方向外側の翼形ベーン間に配置された少なくとも１つの翼形ベーンを含む。しかしながら、作動中に、温度勾配及び空力負荷により、翼形ベーンと外側バンドとの間の接合部において熱応力と熱による翼弦変形（サーマルコーディング）とが生じる可能性がある。より具体的には、外側翼形ベーン間に配置されたベーンに生じるよりも高い応力が、外側翼形ベーン内に生じることになる。時間が経つにつれて、タービンノズルに生じる局部応力により、タービンノズルが早期破損を引き起こすおそれがある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
温度勾配及び空力負荷の影響を減少させるのを可能にするために、少なくとも一部の公知のタービンノズル内には、各翼形ベーンと外側バンドとの間に、複合半径フィレットが形成される。しかしながら、少なくとも一部の公知のタービンノズルは、翼形部冷却空気を容易に通過させかつ高圧タービン／低圧タービンロータ空洞のための冷却及びパージ空気を流すことを可能にするような低い空力的収束性を持たせて設計されている。従って、複合半径フィレットが翼形ベーンに沿って延びていることは、タービンノズルの空力的収束性を望ましくないほど低下させるおそれがある。更に、極端な場合には、空力的収束性の低下により、ノズルの空力的スロートがノズル後縁の前方にシフトされて、空力的環境を不安定なものにするおそれがある。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
一つの態様においては、ガスタービンエンジンのタービンノズルを組み立てる方法が提供される。この方法は、外側バンドと内側バンドとの間で延びる複数の翼形ベーンを含むタービンノズルを準備する段階と、第１の翼形ベーンと外側バンドとの間で延びる複合半径フィレットを形成し、かつ少なくとも第２の翼形ベーンは単一半径フィレットにより外側バンドに結合されるようにする段階とを含む。
【０００６】
本発明の別の態様においては、ガスタービンエンジンのタービンノズルが提供される。このノズルは、外側バンドと、内側バンドと、該外側バンド及び該内側バンドにより互いに結合された複数の翼形ベーンとを含む。複数の翼形ベーンは、少なくとも第１の翼形ベーンと第２の翼形ベーンとを含む。第１の翼形ベーンは、該第１の翼形ベーンと外側バンドとの間で延びる複合半径フィレットを含む。第２の翼形ベーンは、単一半径フィレットのみによって外側バンドに結合される。
【０００７】
更に別の態様においては、ガスタービンエンジンは、少なくとも１つのタービンノズル組立体を含み、該少なくとも１つのタービンノズル組立体は、外側バンドと、内側バンドと、該外側バンド及び該内側バンドにより互いに結合された複数の翼形ベーンとを含む。複数の翼形ベーンは、第１の翼形ベーンと、該第１の翼形ベーンに円周方向に隣接して配置された第２の翼形ベーンとを含む。第１の翼形ベーンは、該第１の翼形ベーンと外側バンドとの間で延びる少なくとも１つの複合半径フィレットを含む。第２の翼形ベーンは、該第２の翼形ベーンと外側バンドとの間で延びる単一半径フィレットのみを含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
図１は、ファン組立体１２と、高圧圧縮機１４と、燃焼器１６と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は更に、高圧タービン１８と低圧タービン２０とを含む。エンジン１０は、吸気側２８と排気側３０とを有する。１つの実施形態においては、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチ所在のGeneral Electric Aircraft Enginesから購入可能なＣＦ−３４−１０型エンジンである。
【０００９】
作動時には、空気がファン組立体１２を通って流れ、加圧された空気が、高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器１６へ送られる。燃焼器１６からの空気流は、タービン１８及び２０を駆動し、タービン２０がファン組立体１２を駆動する。タービン１８は、高圧圧縮機１４を駆動する。
【００１０】
図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）に使用することができるタービンノズル５０の斜視図である。図３は、タービンノズル５０の側面斜視図である。図４は、線４−４（図３に示す）に沿ったタービンノズル５０の断面図である。ノズル５０は、弓形の半径方向外側バンド又はプラットフォーム５４と弓形の半径方向内側バンド又はプラットフォーム５６とにより互いに結合された複数の円周方向に間隔を置いて配置された翼形ベーン５２を含む。より具体的には、例示的な実施形態においては、各バンド５４及び５６は、翼形ベーン５２と一体形に形成されており、ノズル５０は、４つの翼形ベーン５２を含む。１つの実施形態においては、各弓形ノズル５０は、４枚羽根セグメントとして知られている。別の実施形態においては、ノズルベーン５２は、カンチレバー式構成でノズル５０内に支持される。
【００１１】
内側バンド５６は、該内側バンドから半径方向内向きに延びる後方フランジ６０を含む。より具体的には、フランジ６０は、バンド５６の半径方向内表面６２に対して該バンド５６から半径方向内向きに延びる。内側バンド５６はまた、該内側バンドから半径方向内向きに延びる前方フランジ６４を含む。前方フランジ６４は、内側バンド５６の上流縁部６６と後方フランジ６０との間に配置される。例示的な実施形態においては、フランジ６４は、バンド５６から半径方向内向きに延びる。
【００１２】
外側バンド５４は、カンチレバー式支持システム７０を含み、該カンチレバー式支持システム７０は、前方保持部７２と、中間フック組立体７４と、後方フック組立体７６とを含む。カンチレバー式支持システム７０は、周囲の環状のエンジンケーシング（図示せず）によりタービンノズル５０をエンジン１０内に支持することを可能にする。前方保持部７２は、外側バンド５４の外表面８０から半径方向外向きに延び、該外側バンド５４の前縁部８４にわたって円周方向に連続して延びる溝８２を形成する。
【００１３】
中間フック組立体７４は、前方保持部７２の後方に配置され、例示的な実施形態においては、円周方向に間隔を置いて配置されかつ円周方向に整列した複数のフック９０を含む。別の実施形態においては、中間フック組立体７４は、外側バンド外表面８０にわたって連続的に延びる。
【００１４】
後方フック組立体７６は、中間フック組立体７４の後方、つまりノズル５０の後縁部８６と中間フック組立体７４との間に配置される。例示的な実施形態においては、フック組立体７６は、外側バンド外表面８０にわたって円周方向に連続的に延びかつ中間フック組立体７４とほぼ平行になっている。
【００１５】
翼形ベーン５２は、ほぼ同じであって、その各々が、第１の側壁１００と第２の側壁１０２とを含む。第１の側壁１００は、凸状であって、各翼形ベーン５２の負圧側を形成し、また第２の側壁１０２は、凹状であって、各翼形ベーン５２の正圧側を形成する。側壁１００及び１０２は、各翼形ベーン５２の前縁１０４と該前縁１０４から軸方向に間隔をおいた後縁１０６とにおいて結合される。より具体的には、各々の翼形部後縁１０６は、各々の対応する翼形部前縁１０４から翼弦方向かつ下流方向に間隔を置いて配置される。第１及び第２の側壁１００、１０２はまた、それぞれ半径方向内側バンド５６から半径方向外側バンド５４まで長手方向つまり半径方向外向きにスパンにわたって延びる。
【００１６】
例示的な実施形態においては、各弓形ノズル部分５０は、１対の円周方向内側の翼形ベーン１１０、１１２と１対の円周方向外側の翼形ベーン１１４、１１６とを含む。内側翼形ベーン１１０、１１２は、外側翼形ベーン１１４、１１６間で結合され、円周方向距離１２０だけ間隔を置いて配置される。ベーン１１０、１１２、１１４、１１６はまた、互いにほぼ平行に配向される。ベーン１１０、１１２、１１４、１１６の距離１２０及び配向は、ノズル５０を通る高度に発散した流路を形成するのを可能にするように、またノズル５０を通る空力的収束性を最適化するのを可能にするように、可変的に選択される。
【００１７】
ベーン１１０、１１２、１１４、１１６は、それぞれ内側バンド５６と外側バンド５４の両方に一体的に結合される。具体的には、各ベーン５２は、単一半径フィレット１３０により内側バンド５６に結合され、この単一半径フィレット１３０は、各ベーン５２に外接して、各それぞれのベーン１１０、１１２、１１４、１１６と内側バンド５６との間を滑らかに移行させる。各内側翼形ベーン１１０、１１２はまた、単一半径フィレット１３２により外側バンド５４に結合され、この単一半径フィレット１３２は、各ベーン１１０、１１２に外接して、各それぞれのベーン１１０、１１２と外側バンド５４との間を滑らかに移行させる。
【００１８】
各外側翼形ベーン１１４、１１６は、複合半径フィレット１４０と単一半径フィレット１４２とにより外側バンド５４に結合される。具体的には、各単一半径フィレット１４２は、各それぞれの円周方向内側翼形ベーン１１０、１１２と各それぞれの外側翼形ベーン１１４、１１６との間に配置される。より具体的には、翼形ベーン１１４と外側バンド５４との間を移行させる単一半径フィレット１４２は、該翼形ベーン１１４の負圧側のみに沿って延び、翼形ベーン１１４と外側バンド５４との間を移行させる複合半径フィレット１４０は、該翼形ベーン１１４の正圧側のみに沿って延びる。同様に、翼形ベーン１１６と外側バンド５４との間を移行させる単一半径フィレット１４２は、該翼形ベーン１１６の正圧側のみに沿って延び、翼形ベーン１１６と外側バンド５４との間を移行させる複合半径フィレット１４０は、該翼形ベーン１１６の負圧側のみに沿って延びる。
【００１９】
各複合半径フィレット１４０は、第１の半径Ｒ１と第２の半径Ｒ２とを含む。具体的には、第１の半径Ｒ１は第２の半径Ｒ２より小さく、第２の半径Ｒ２と外側バンド５４との間で延びる。より具体的には、第２の半径Ｒ２は、各々の対応する翼形部１１４、１１６の外表面１５０から延びて、第１の半径Ｒ１へと移行して、該第１の半径Ｒ１が外側バンド５４の内表面１５２へと滑らかに交わるようになる。
【００２０】
作動中に、高温燃焼ガスがノズル５０を流れる時、翼形ベーン５２はそれぞれ外側バンド５４及び内側バンド５６と一体形に形成されているため、温度勾配及び空力負荷により、翼形ベーン５２と外側バンド５４との間に熱応力とサーマルコーディングとが生じることになる。しかしながら、複合半径フィレット１４０が、ベーン５２と外側バンド５４との間の局部熱応力を減少させるのを可能にする。更に、複合半径フィレット１４０は、各外側翼形ベーン１１４、１１６に外接しておらずかつ内側翼形ベーン１１０、１１２は複合半径フィレット１４０を含まないから、ノズル５０を通る空力的収束性に対する影響を最少化させることを可能にする。より具体的には、各単一半径フィレット１４２は、その大きさが複合半径フィレット１４０より小さいから、単一半径フィレット１４２は、ノズル５０を通る空力的通路を制約する度合いが小さい。その結果、複合半径フィレット１４０は、ノズル５０の耐久性を増大させ、該ノズル５０の有効寿命を伸ばすのを助ける。
【００２１】
別の実施形態においては、ノズル５０は、カンチレバー式支持構成になっており、内側バンド５６は、半径方向及び軸方向に動くのが自由であり、外側バンド５４は、フック組立体７４、７６によってのみ拘束される。作動中に、外側バンド５４と翼形ベーン５２との間に高い応力が生じ、また上に述べたように、内側バンドと翼形ベーンとの全ての接合部においては、単純な単一半径フィレット１３０が使用される。複合半径フィレット１４０は、外側バンドと翼形ベーンとの接合部の円周方向最外縁に沿って使用されるだけである。この実施形態及び上述したその他の実施形態においては、所望に応じて、付加的な複合半径フィレット１４０を、複数翼形ベーンセグメントの円周方向中心に向けて順次に延ばすことができる。
【００２２】
上に述べたタービンノズルは、１対の外側翼形ベーンを含み、該外側翼形ベーンの各々は、各翼形ベーンの一側のみに沿って延びる複合半径フィレットを含む。内側翼形ベーンは、複合半径フィレットを含まず、従来型の単一半径フィレットにより外側バンドに結合される。複合半径フィレットは、タービンノズルを通る空力的収束性に悪影響を及ぼすことなく、タービンノズル内に生じる応力集中を低減する。その結果、タービンノズルの耐久性と該タービンノズルの有効寿命とが複合半径フィレットにより増大されることが可能になる。
【００２３】
タービンノズルの例示的な実施形態を上に詳しく説明した。ノズルは、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ、各タービンノズルの構成要素は、本明細書に記載した他の構成要素とは独立してかつ別個に利用することができる。
【００２４】
本発明を様々な特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施可能であることは、当業者には明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンに使用することができるタービンノズルの斜視図。
【図３】図２に示すタービンノズルの側面斜視図。
【図４】線４−４に沿った、図３に示すタービンノズルの断面図。
【符号の説明】
【００２６】
５０  タービンノズル
５２  翼形ベーン
５４  外側バンド
５６  内側バンド
６０  内側バンドの後方フランジ
６２  内側バンドの内表面
６４  内側バンドの前方フランジ
６６  内側バンドの上流縁部
７０  カンチレバー式支持システム
７２  前方保持部
７４  中間フック組立体
７６  後方フック組立体
８０  外側バンドの外表面
８４  外側バンドの前縁部
８６  外側バンドの後縁部
１００  翼形ベーンの第１の側壁
１０２  翼形ベーンの第２の側壁
１０４  翼形ベーンの前縁
１０６  翼形ベーンの後縁
１４０  複合半径フィレット
１４２  単一半径フィレット
１５２  外側バンドの内表面
【図１】
2004204845.tif 000003
【図２】
2004204845.tif 000004
【図３】
2004204845.tif 000005
【図４】
2004204845.tif 000006