(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）用のタービンノズル（５０）であって、
内面と外面と前記内面から外向きに延びる前方フック組立体（７２）とを含む外側バンド（５４）と、
内側バンド（５６）と、
前記外側バンドと前記内側バンドとの間で延びる少なくとも１つの翼形ベーン（５２）と、を含み、
前記前方フック組立体（７２）が、レール（７８）と前記レールから外向きに延びる少なくとも１つのフック（８０）とを含み、
前記少なくとも１つのフックが、少なくとも１つのスカラップ状陥凹領域（８４）を含み、
前記タービンノズル（５０）は、前記少なくとも１つのスカラップ状陥凹領域（８４）に隣接して配置されたシール組立体（８８）をさらに含み、
前記シール組立体（８８）が、前記少なくとも１つのスカラップ状陥凹領域（８４）に少なくとも部分的に重なった状態で、前記外側バンド（５４）前方フック組立体（７２）の下流側面上に配置される
ことを特徴とする、ガスタービンエンジン（１０）用のタービンノズル（５０）。
【請求項２】
前記シール組立体（８８）が、前記少なくとも１つのスカラップ状陥凹領域（８４）を通しての流体漏洩を低減するように構成される、請求項１記載のタービンノズル（５０）。
【請求項３】
前記シール組立体（８８）が、前記前方フック組立体（７２）に摺動可能に結合される、請求項１記載のタービンノズル（５０）。
【請求項４】
前記外側バンド（５４）が、アーチ形であり、かつ上流側面と下流側面と前記上流及び下流側面間で延びる一対の円周方向外側向とをさらに含み、前記前方フック組立体レール（７８）が、前記円周方向外側面間で前記外側バンド外面を横切って延び、前記少なくとも１つのスカラップ状陥凹領域（８４）が、前記円周方向外側面間に形成される、請求項１記載のタービンノズル（５０）。
【請求項５】
前記少なくとも１つのスカラップ状陥凹領域（８４）が、該タービンノズルに生じる応力を低下させるのを可能にする、請求項１記載のタービンノズル（５０）。
【請求項６】
ガスタービンエンジン（１０）であって、
外側バンド（５４）と内側バンド（５６）と前記外側及び内側バンドによって一体に結合された複数の翼形ベーン（５２）とを備えた少なくとも１つのタービンノズル組立体を含み、
前記外側バンドが、該外側バンドから半径方向外向きに延びる前方フック組立体（７２）を含み、
前記前方フック組立体が、レール（７８）と前記レールから外向きに延びる少なくとも１つのフック（８０）とを含み、
前記少なくとも１つのフックが、少なくとも１つのスカラップ状陥凹領域（８４）を含み、
前記ガスタービンエンジン（１０）は、前記少なくとも１つのスカラップ状陥凹領域（８４）に隣接して配置されたシール組立体（８８）をさらに含み、
前記シール組立体（８８）が、前記少なくとも１つのスカラップ状陥凹領域（８４）に少なくとも部分的に重なった状態で、前記外側バンド（５４）前方フック組立体（７２）の下流側面上に配置される、
ことを特徴とする、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、総括的には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、燃料・空気混合気を燃焼させる燃焼器を含み、燃焼した混合気は次ぎに、タービンノズル組立体を通ってタービンに向かって流れる。少なくとも幾つかの公知のタービンノズル組立体は、円周方向に配置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。少なくとも幾つかの公知のタービンノズルは、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って結合された２つ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む。具体的には、内側バンドは、半径方向内側流路境界面を形成し、また外側バンドは、半径方向外側流路境界面を形成する。さらに、少なくとも幾つかの公知の外側バンドは、エンジン内にタービンノズルを結合するために使用する前方フック組立体及び後方フック組立体を含む。しかしながら、そのようなフック組立体は、該組立体に隣接した領域、例えば外側バンドと翼形ベーンとの間の接合部においてタービンノズル内に応力を生じる可能性があり、これにより、ノズルの寿命が短縮されるおそれがある。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００３】
１つの態様では、ガスタービンエンジン用のタービンノズルは、内面と外面と該内面から外向きに延びる前方フック組立体とを備えた外側バンドを含む。フック組立体は、レールと該レールから外向きに延びる少なくとも１つのフックとを含む。少なくとも１つのフックは、少なくとも１つのスカラップ状陥凹領域を含む。本タービンノズルはまた、内側バンドと、外側バンド及び内側バンド（５６）間で延びる少なくとも１つの翼形ベーンとを含む。
【０００４】
本発明の別の態様では、ガスタービンエンジンは、外側バンドと内側バンドと該外側及び内側バンドによって一体に結合された複数の翼形ベーンとを備えた少なくとも１つのタービンノズル組立体を含む。外側バンドは、該外側バンドから半径方向外向きに延びる前方フック組立体を含む。前方フック組立体は、レールと該レールから外向きに延びる少なくとも１つのフックとを含む。少なくとも１つのフックは、少なくとも１つのスカラップ状陥凹領域を含む。
【０００５】
さらに、ガスタービンエンジン用のタービンノズルを組立てるための方法を開示する。この方法は、内側バンドと外側バンドとの間で延びる複数の翼形ベーンを含み、外側バンドが、レールと少なくとも１つのフックとを有する前方フック組立体を含むようになったタービンノズルを準備する段階と、タービンノズルに生じる応力を低下させるのを可能にする少なくとも１つのスカラップ状陥凹領域を前方フック組立体の少なくとも１つのフック内に形成する段階と、前方フック組立体を使用して、タービンノズルが該前方フック組立体によって少なくとも部分的に支持されるようにガスタービンエンジン内に該タービンノズルを結合する段階とを含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００６】
図１は、ガスタービンエンジン１０の概略図であり、ガスタービンエンジン１０は、直列流れ配置で、ファン組立体１２と、高圧圧縮機１４と、燃焼器１６とを含む。エンジン１０はさらに、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及び排気側３０を含む。１つの実施形態では、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチ所在のＧｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ａｉｒｃｒａｆｔ  Ｅｎｇｉｎｅｓから市販されているＣＦ−３４型エンジンである。
【０００７】
運転中、空気がファン組立体１２を通って流れ、加圧空気が高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧され空気は、燃焼器１６に送給される。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は、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。
【０００８】
図２は、ガスタービンエンジン（１０）（図１に示す）で使用することができるタービンノズルセクタ５０の例示的な実施形態の斜視図である。図３は、タービンノズルセクタ５０の一部分の斜視図である。図４は、タービンノズルセクタ５０の一部分の別の斜視図である。図５は、タービンノズルセクタ５０の一部分のさらに別の斜視図である。ノズルセクタ５０は、アーチ形半径方向外側バンド又はプラットフォーム５４とアーチ形半径方向内側バンド又はプラットフォーム５６とによって一体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、この例示的な実施形態では、各バンド５４及び５６は、翼形ベーン５２と一体形に形成され、ノズルセクタ５０は、２つの翼形ベーン５２を含む。１つの実施形態では、各アーチ形ノズルセクタ５０は、２ベーン型セグメントとして公知である。
【０００９】
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の半径方向内面６２に対して該バン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た前方フランジ６４を含む。前方フランジ６４は、内側バンド５６の上流端縁部６６と後方フランジ６０との間に配置され、バンド５６から半径方向内向きに延びる。
【００１０】
外側バンド５４は、前方フック組立体７２と後方フランジ７４とを備えた片持ち取付けシステム７０を含む。片持ち取付けシステム７０は、周囲の環状エンジンケーシング（図示せず）によりエンジン１０内にタービンノズル５０を支持するのを可能にする。前方フック組立体７２は、外側バンド５４の外面７６から半径方向外向きに延びる。前方フック組立体７２は、前方レール７８とフック８０とを含む。レール７８は、円周方向に外側バンドの外面７６を横切りかつ一対の対向配置された円周方向セクタ端部８２間で外側バンド外面７６から半径方向外向きに延びる。
【００１１】
エンジン１０は、それに限定されないが低圧タービン（図示せず）のようなロータ組立体（図示せず）を含み、ロータ組立体は、タービンノズルセクタ５０の下流に位置するロータブレード（図示せず）の少なくとも１つの列を含む。ロータ組立体は、該ロータ組立体及びタービンノズルセクタ５０の周りで円周方向に延びるロータシュラウド（図示せず）によって囲まれる。片持ち取付けシステム７０は、シュラウドを支持しかつ該シュラウドに結合されたハンガ（図示せず）を介して各タービンノズルセクタ５０をロータシュラウドに結合する。より具体的には、フック８０は、ハンガ内に形成された半径方向外側チャネル（図示せず）内に摺動可能に結合される。
【００１２】
フック８０は、円周方向端部８２間で連続して延びるのではなく、正確に言えば、フック８０は、１つ又はそれ以上のスカラップ状陥凹領域８４を含む。スカラップ状陥凹領域８４は、それに限定されないが、タービンノズルセクタ５０に生じる機械的及び／又は熱的応力のような応力を低下させるのを可能にすることができる。例えば、幾つかの実施形態では、１つ又は複数のスカラップ状陥凹部８４は、翼形ベーン５２と外側バンド５４との間の接合部に生じる応力を低下させるのを可能にすることができる。１つの陥凹領域８４を図示しているが、フック８０は、あらゆる数のスカラップ状陥凹領域８４を含むことができる。さらに、１つ又は複数のスカラップ状陥凹領域８４は、本明細書ではそのような寸法、形状、配向及び／又は位置を説明及び／又は図示していようがいるまいが、タービンノズルセクタ５０内に生じる応力を低下させるのを可能にするあらゆる好適な寸法、形状、配向及び／又は位置を有することができる。従って、１つ又は複数のスカラップ状陥凹領域８４は、タービンノズルセクタ５０の使用寿命を延長すること並びに／或いは運転時にタービンノズルセクタ５０に対して維持することが必要な及び／又は望ましいことになる冷却空気量を低減することを可能にすることができる。さらに、前方フック組立体７２がスカラップ状であるので、陥凹領域８４を含まない他の公知のタービンノズルと比較してタービンノズルセクタ５０の全体重量が軽減される。
【００１３】
１つ又は複数のスカラップ状陥凹領域８４に隣接して、１つ又はそれ以上のシール組立体８８が配置される。１つのシール組立体８８を図示しているが、タービンノズルセクタ５０は、あらゆる数のシール組立体８８を含むことができる。シール組立体８８は、陥凹領域８４を通しての流体漏洩を低減するのを可能にするあらゆる場所に配置することができるが、この例示的な実施形態では、シール組立体８８は、スカラップ状陥凹領域８４に少なくとも部分的に重なった状態でフック組立体レール７８の下流側面９０に沿ってシール接触した状態で延びるシール部材９０を含む。さらに、この例示的な実施形態では、シール部材９０は、フック８０の半径方向外面９４に沿ってシール接触した状態で延びる。従って、シール組立体８８は、スカラップ状陥凹領域８４を通しての流体漏洩を低減するのを可能にすることができる。幾つかの実施形態では、流体圧力が、シール部材９０をレール７８及び／又はフック８０とシール接触した状態に維持するのを可能にする。さらに、幾つかの実施形態では、シール部材９０は、フック組立体７２に摺動可能に結合されて該フック組立体７２の熱膨張及び／又は収縮時におけるシール部材９０とフック組立体７２との間でのシール接触を可能にする。例えば、この例示的な実施形態では、シール部材９０は、フック半径方向外面９４のスロット９２内で移動するようにフック組立体７２に結合される。シール部材９０は、あらゆる好適な方法、構成、配置、位置、配向、配列としてまた／或いはあらゆる好適な構造及び／又は手段によってフック部材７２に摺動可能に結合することができる。
【００１４】
上記のタービンノズルは、前方レールから延びるスカラップ状前方フック組立体を含む。フック組立体は、外側バンドにわたって円周方向に間隔を置いて配置された１つ又はそれ以上の陥凹領域を含む。陥凹領域は、タービンノズル組立体の全体重量を軽減するだけでなく、タービンノズルに生じる機械的及び／又は熱的応力を低下させるのを可能にする。加えて、タービンノズルは、陥凹領域に少なくとも部分的に重なったシール組立体を含んで該陥凹領域を通しての流体漏洩を低減するのを可能にする。その結果、タービンノズルの耐久性及び使用寿命は、スカラップ状フック組立体とシール組立体との組合せによって増大させることが可能になる。
【００１５】
以上、タービンノズルの例示的な実施形態を詳細に説明している。本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、それよりもむしろ各タービンノズルの構成部品は、本明細書に記載した他の構成部品から独立してかつ別個に利用することができる。
【００１６】
様々な特定の実施形態に関して本発明を説明してきたが、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することができることは当業者には明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】例示的な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で使用することができるタービンノズルの例示的な実施形態の斜視図。
【図３】図２に示すタービンノズルの一部分の斜視図。
【図４】図２に示すタービンノズルの一部分の別の斜視図。
【図５】図２に示すタービンノズルの一部分のさらに別の斜視図。
【符号の説明】
【００１８】
１０  ガスタービンエンジン
１２  ファン組立体
１４  高圧圧縮機
１６  燃焼器
１８  高圧タービン
２０  低圧タービン
２８  吸気側
３０  排気側
５０  タービンノズルセクタ
５２  翼形ベーン
５４  外側バンド
５６  内側バンド
６０  後方フランジ
６２  内面
６４  前方フランジ
６６  上流端縁部
７０  片持ち取付けシステム
７２  前方フック組立体
７４  後方フランジ
７６  外面
７８  レール
８０  フック
８２  端部
８４  陥凹領域
８８  シール組立体
９０  シール部材
９２  スロット
９４  外面
【図１】
0004781244.tif 000002
【図２】
0004781244.tif 000003
【図３】
0004781244.tif 000004
【図４】
0004781244.tif 000005
【図５】
0004781244.tif 000006