(57)【要約】【課題】  ガス流路内に支柱を配設したり、静翼３５（又は３７）を中空状にしたりすることなく、ジェットエンジンの稼動中に、挿入孔４１に挿入したプローブ３９によって入口穴４３内に入り込んだ高温ガスの温度を計測すること。【解決手段】  円弧状のアウターバンド３１と；円弧状のインナーバンド３３と；内部にプローブ３９をアウターバンド３１側から挿入可能な挿入孔４１が形成されかつ腹面３５ｂに挿入孔４１に連通した入口穴４３が形成された１枚の厚肉静翼３５と；厚肉静翼３５の背面３５ａと同じ形状の背面３７ａ及び厚肉静翼３５の腹面３５ｂに近似した滑らかな腹面３７ｂを有しかつ厚肉静翼３５よりも薄肉に構成された適数枚の薄肉静翼３７と；を具備したこと。【選択図】    図１
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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のタービンに用いられ、環状に配設された多数のタービンノズルセグメントからなるタービンノズルにおいて、
各タービンノズルセグメントは、
円弧状のアウターバンドと；
前記アウターバンドに対向するように設けられた円弧状のインナーバンドと；
前記アウターバンドと前記インナーバンドの間に連結するように一体形成された１枚の厚肉静翼と；
前記アウターバンドと前記インナーバンドの間に連結するように一体形成され、前記厚肉静翼に隣接し、前記厚肉静翼の背面と同じ形状の背面及び前記厚肉静翼の腹面に近似した滑らかな腹面を有してあって、前記厚肉静翼よりも腹面が背面側に寄るように薄肉に構成された適数枚の薄肉静翼と；をそれぞれ具備してあって、
前記多数のタービンノズルセグメントのうちいずれか適数のタービンノズルセグメントにおける前記厚肉静翼の内部に、高温ガスの温度又は圧力の計測に用いられるプローブを前記アウターバンド側から挿入可能な挿入孔が形成され、前記いずれか適数のタービンノズルセグメントにおける前記厚肉静翼の腹面に、前記挿入孔に連通した入口穴が形成されていることを特徴とするタービンノズル。
【請求項２】
前記いずれか適数のタービンノズルセグメントにおける前記厚肉静翼の背面に、前記挿入孔に連通した出口穴が形成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。
【請求項３】
ガスタービンエンジンのタービンに用いられるタービンノズルのセグメントであるタービンノズルセグメントにおいて、
円弧状のアウターバンドと；
前記アウターバンドに対向するように設けられた円弧状のインナーバンドと；
前記アウターバンドと前記インナーバンドの間に連結するように一体形成され、内部に高温ガスの温度又は圧力の計測に用いられるプローブを前記アウターバンド側から挿入可能な挿入孔が形成され、腹面に前記挿入孔に連通した入口穴が形成された１枚の厚肉静翼と；
前記アウターバンドと前記インナーバンドの間に連結するように一体形成され、前記厚肉静翼に隣接し、前記厚肉静翼の背面と同じ形状の背面及び前記厚肉静翼の腹面に近似した滑らかな腹面を有してあって、前記厚肉静翼よりも腹面が背面側に寄るように薄肉に構成された適数枚の薄肉静翼と；を具備してなること特徴とするタービンノズルセグメント。
【請求項４】
前記厚肉静翼の背面に、前記挿入孔に連通した出口穴が形成されていることを特徴とする請求項３に記載のタービンノズルセグメント。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられるタービンノズル、及びこのタービンノズルのセグメントであるタービンノズルセグメントに関する。
【背景技術】
【０００２】
ジェットエンジン等のガスタービンエンジンにあっては、低圧タービンの入口付近における高温ガスの温度又は圧力を計測して、この計測情報に基づいて例えば燃料流量等を制御することが一般によく行われている。そして、前記低圧タービンの入口付近における高温ガスの温度又は圧力を計測するため、前記ガスタービンエンジンは、一例として次のような構成を具備する場合がある。
【０００３】
即ち、前記ガスタービンエンジンのガス流路内における前記低圧タービンの付近には、支柱が配設されている。また、前記支柱の内部には、高温ガスの温度又は圧力の計測に用いられるプローブを挿入可能な挿入孔が形成さており、前記支柱の側面には、前記挿入孔に連通した入口穴が形成されている。なお、前記プローブは、燃料流量等を制御するコントローラに増幅器を介して電気的に接続されている。
【０００４】
従って、前記ガスタービンエンジンの稼動中に、前記挿入孔に挿入した前記プローブによって前記入口穴内に入り込んだ高温ガスの温度又は圧力を計測する。そして、前記プローブから計測情報が前記増幅器を介して前記コントローラに出力されると、前記コントローラによって燃料流量等の制御がなされる。
【０００５】
なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１に示すものがある。
【特許文献１】特開２００２−２０１９６０号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ところで、前記ガス流路内における前記低圧タービンの入口付近に前記支柱を配設すると、前記ガスタービンエンジンの軸長が長くなって、前記ガスタービンエンジンの重量増大を招くと共に、前記支柱が前記ガス流路内において励振源又は空気抵抗になり、前記ガスタービンエンジンのエンジン性能の低下につながるという問題がある。
【０００７】
一方、前記低圧タービンに用いられる低圧タービンノズルの静翼を中空構造に構成して、前記静翼の内部に前記プローブを挿入することも考えられるが、前記低圧タービンノズルは多数のタービンノズルセグメントにセグメント化されてあって、前記タービンノズルセグメントの一部である前記静翼を中空構造とすることは技術的に製造が困難であって、前記タービンノズルセグメントの製造コスト、換言すれば前記タービンノズルの製造コストが非常に高くなるという問題がある。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
請求項１に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、環状に配設された多数のタービンノズルセグメントからなるタービンノズルにおいて、
各タービンノズルセグメントは、
円弧状のアウターバンドと；
前記アウターバンドに対向するように設けられた円弧状のインナーバンドと；
前記アウターバンドと前記インナーバンドの間に連結するように一体形成された１枚の厚肉静翼と；
前記アウターバンドと前記インナーバンドの間に連結するように一体形成され、前記厚肉静翼に隣接し、前記厚肉静翼の背面と同じ形状の背面及び前記厚肉静翼の腹面に近似した滑らかな腹面を有してあって、前記厚肉静翼よりも腹面が背面側に寄るように薄肉に構成された適数枚（１枚又は複数枚）の薄肉静翼と；をそれぞれ具備してあって、
前記多数のタービンノズルセグメントのうちいずれか適数（１又は複数）のタービンノズルセグメントにおける前記厚肉静翼の内部に、高温ガスの温度又は圧力の計測に用いられるプローブを前記アウターバンド側から挿入可能な挿入孔が形成され、前記いずれか適数のタービンノズルセグメントにおける前記厚肉静翼の腹面に、前記挿入孔に連通した入口穴が形成されていることを特徴とする。
【０００９】
請求項１に記載の発明特定事項によると、前記いずれか適数のタービンノズルセグメントにおける前記厚肉静翼の内部に前記プローブを前記アウターバンド側から挿入可能な前記挿入孔が形成され、前記いずれか適数のタービンノズルセグメントにおける前記厚肉静翼の腹面に前記挿入孔に連通した前記入口穴が形成されているため、前記ガスタービンエンジンのガス流路内に支柱を配設したり、前記タービンノズルセグメントにおける静翼（前記厚肉静翼又は前記薄肉静翼）を中空状にしたりすることなく、前記ガスタービンエンジンの稼動中に、前記挿入孔に挿入した前記プローブによって前記入口穴内に入り込んだ高温ガスの温度又は圧力を計測することができる。なお、前記プローブから計測情報に基づいて例えば燃料流量等の制御がなされる。
【００１０】
また、各タービンノズルセグメントにおける前記適数枚の薄肉静翼は、前記厚肉静翼よりも腹面が背面側に寄るように薄肉に構成されているため、前記タービンノズルセグメントの軽量化、換言すれば前記タービンノズルの軽量化を図ることができる。
【００１１】
一方、各タービンノズルセグメントにおける前記適数枚の薄肉静翼は前記厚肉静翼の背面と同じ形状の背面を有しているため、各タービンノズルセグメントにおける複数枚の静翼（前記１枚の厚肉静翼と前記適数枚の薄肉静翼）が同一形状でなくても、前記タービンノズルの空力性能の低下を抑えることができる。また、各タービンノズルセグメントにおける前記適数枚の薄肉静翼は前記厚肉静翼の腹面に近似した滑らかな腹面を有しているため、各タービンノズルセグメントにおける前記複数の静翼が同一形状でなくても、前記複数枚の静翼の全圧損失の増加を抑えることができる。
【００１２】
請求項２に記載の発明にあっては、請求項１に記載の発明特定事項の他に、前記いずれか適数のタービンノズルセグメントにおける前記厚肉静翼の背面に、前記挿入孔に連通した出口穴が形成されていることを特徴とする。
【００１３】
請求項２に記載の発明特定事項によると、請求項１に記載の発明特定事項による作用の他に、前記いずれか適数のタービンノズルセグメントにおける前記厚肉静翼の背面に前記挿入孔に連通した前記出口穴が形成されているため、前記入口穴と前記出口穴が前記挿入孔を介して連通することになり、前記入口穴内に入り込んだ高温ガスの流動性を確保することができる。
【００１４】
請求項３に記載の発明にあっては、ガスタービンエンジンのタービンに用いられるタービンノズルのセグメントであるタービンノズルセグメントにおいて、
円弧状のアウターバンドと；
前記アウターバンドに対向するように設けられた円弧状のインナーバンドと；
前記アウターバンドと前記インナーバンドの間に連結するように一体形成され、内部に高温ガスの温度又は圧力の計測に用いられるプローブを前記アウターバンド側から挿入可能な挿入孔が形成され、腹面に前記挿入孔に連通した入口穴が形成された１枚の厚肉静翼と；
前記アウターバンドと前記インナーバンドの間に連結するように一体形成され、前記厚肉静翼に隣接し、前記厚肉静翼の背面と同じ形状の背面及び前記厚肉静翼の腹面に近似した滑らかな腹面を有してあって、前記厚肉静翼よりも腹面が背面側に寄るように薄肉に構成された適数枚（１枚又は複数枚）の薄肉静翼と；を具備してなること特徴とする。
【００１５】
請求項３に記載の発明特定事項によると、前記厚肉静翼の内部に前記プローブを前記アウターバンド側から挿入可能な前記挿入孔が形成され、前記厚肉静翼の腹面に前記挿入孔に連通した前記入口穴が形成されているため、前記ガスタービンエンジンのガス流路内に支柱を配設したり、前記タービンノズルセグメントにおける静翼（前記厚肉静翼又は前記薄肉静翼）を中空状にしたりすることなく、前記ガスタービンエンジンの稼動中に、前記挿入孔に挿入した前記プローブによって前記入口穴内に入り込んだ高温ガスの温度又は圧力を計測することができる。なお、前記プローブから計測情報に基づいて例えば燃料流量等の制御がなされる。
【００１６】
また、前記適数枚の薄肉静翼は、前記厚肉静翼よりも腹面が背面側に寄るように薄肉に構成されているため、前記タービンノズルセグメントの軽量化、換言すれば前記タービンノズルの軽量化を図ることができる。
【００１７】
一方、前記適数枚の薄肉静翼は前記厚肉静翼の背面と同じ形状の背面を有しているため、複数枚の静翼（前記１枚の厚肉静翼と前記適数枚の薄肉静翼）が同一形状でなくても、前記タービンノズルの空力性能の低下を抑えることができる。また、前記適数枚の薄肉静翼は前記厚肉静翼の腹面に近似した滑らかな腹面を有しているため、前記複数の静翼が同一形状でなくても、前記複数枚の静翼の全圧損失の増加を抑えることができる。
【００１８】
請求項４に記載の発明にあっては、請求項３に記載の発明特定事項の他に、前記厚肉静翼の背面に、前記挿入孔に連通した出口穴が形成されていることを特徴とする。
【００１９】
請求項４に記載の発明特定事項によると、請求項３に記載の発明特定事項による作用の他に、前記厚肉静翼の背面に前記挿入孔に連通した出口穴が形成されているため、前記入口穴と前記出口穴が前記挿入孔を介して連通することになり、前記入口穴内に入り込んだ高温ガスの流動性を確保することができる。
【発明の効果】
【００２０】
請求項１から請求項４のうちのいずれかの請求項に記載の発明によれば、前記ガスタービンエンジンの前記ガス流路内に前記支柱を配設したり、前記タービンノズルセグメントにおける前記静翼を中空状にしたりすることなく、前記ガスタービンエンジンの稼動中に、前記プローブによって前記入口穴内に入り込んだ高温ガスの温度又は圧力を計測することができるため、前記タービンノズルの製造コストを抑えつつ、前記ガスタービンエンジンの軸長が長くなることを抑制して、前記ガスタービンエンジンの軽量化を図ると共に、前記ガス流路内において励振源又は空気抵抗になるものを少なくして、前記ガスタービンエンジンのエンジン性能の向上を図ることができる。
【００２１】
また、前記タービンノズルセグメントにおける前記複数枚の静翼が同一形状でなくても、前記タービンノズルの空力性能の低下及び前記複数枚の静翼の全圧損失の増加を抑えつつ、前記タービンノズルの軽量化を図ることができるため、前記ガスタービンエンジンの軽量化を促進することができる。
【００２２】
請求項２又は請求項４に記載の発明よれば、前記入口穴と前記出口穴が前記挿入孔を介して連通することになり、前記入口穴内に入り込んだ高温ガスの流動性を確保することができるため、高温ガスの温度の揺らぎを抑制して、前記プローブによって高温ガスの温度を高精度に計測することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２３】
以下、本発明の最良の形態について図１から図４を参照して説明する。
【００２４】
ここで、図１は、図３におけるI-I線に沿った図であって、図２は、最良の形態に係わるタービンノズルセグメントの正面図であって、図３は、最良の形態に係わる第１段のタービンノズルの部分正面図であって、図４は、最良の形態に係わるジェットエンジンにおける低圧タービンの部分断面図である。なお、特許公報掲載時の図面の向きを基準として、「前後」とは、図１及び図４において左右，図２及び図３において紙面に向かって表裏のことをいう。          
図４に示すように、ガスタービンエンジンの一例としてのジェットエンジンにおける低圧タービン１は、低圧タービンケース３を低圧タービン本体として具備している。
【００２５】
低圧タービンケース３内には、回転可能な複数段のタービンディスク（図示省略）がエンジン軸方向（前後方向）へ適宜間隔に配設されており、各段のタービンディスクの外周部には、複数（図４には各段につき１つのみ図示）のタービンブレード５，７，９がそれぞれ設けられている。ここで、前記複数段のタービンディスクは一体的に連結されてあって、前記複数段のタービンディスクは低圧圧縮機の低圧圧縮機ロータ（図示省略）及びファンのファンロータ（図示省略）に一体的に連結されている。
【００２６】
低圧タービンケース３内には、低圧タービンケース３の高温化を抑える複数段のタービンシュラウド１１，１３，１５が対応する段の複数のタービンブレード５，７，９を囲むように配設されている。また、各段のタービンシュラウド１１，１３，１５は、内側に、対応する段の複数のタービンブレード５，７，９の先端部と許容可能なハニカム部材１７，１９，２１をそれぞれ備えている。ここで、各段のタービンシュラウド１１，１３，１５は、それぞれセグメント化されている。
【００２７】
低圧タービンケース３内には、複数段のタービンノズル２３，２５，２７が前記複数段のタービンディスクと交互にエンジン軸方向に適宜間隔に配設されている。ここで、各段のタービンノズル２３，２５，２７は、それぞれセグメント化されている。
【００２８】
従って、燃焼器（図示省略）からの高温ガスの膨張によって複数段の前記タービンディスクが一体的に回転することにより、低圧タービン１は駆動力を得ることができると共に、前記複数段の低圧圧縮機ロータ及び前記ファンロータを一体的に回転させて、前記低圧圧縮機及び前記ファンを連動して駆動することができる。
【００２９】
図１から図３に示すように、第１段のタービンノズル２３は、前述のように低圧タービン１に用いられ、環状に配設された多数のタービンノズルセグメント２９からなるものである。各タービンノズルセグメント２９の構成は、次のようになる。
【００３０】
即ち、タービンノズルセグメント２９は、低圧タービンケース３に対して装着可能な円弧状のアウターバンド３１と、このアウターバンド３１に対向するように設けられた円弧状のインナーバンド３３とを具備している。また、アウターバンド３１とインナーバンド３３の間には、１枚の厚肉静翼３５が連結するように一体形成されており、１枚の厚肉静翼３５は、バンド（アウターバンド３１とインナーバンド３３）の一端側に位置している。また、アウターバンド３１とインナーバンド３３の間には、２枚の薄肉静翼３７が連結するように一体形成されており、２枚の薄肉静翼３７は、厚肉静翼３５に隣接している。ここで、２枚の薄肉静翼３７は、厚肉静翼３５の背面３５ａと同じ形状の背面３７ａ及び厚肉静翼３５の腹面３５ｂに近似した滑らかな腹面３７ｂをそれぞれ有しており、２枚の薄肉静翼３７は、厚肉静翼３５よりも腹面３７ｂが背面３７ａ側に寄るように薄肉にそれぞれ構成されている。
【００３１】
また、多数のタービンノズルセグメント２９のうちいずれか適数（１又は複数）のタービンノズルセグメント２９’は、更に、次のような構成が付加されている。
【００３２】
即ち、厚肉静翼３５の内部には、高温ガスの温度の計測に用いられるプローブ３９をアウターバンド３１側から挿入可能な挿入孔４１が放電加工等により形成されており、この挿入孔４１は、厚肉静翼３５の最大翼厚部に位置してあって、挿入孔４１の先端側は、厚肉静翼３５の翼スパン方向における中央部付近まで延びている。また、厚肉静翼３５の腹面３５ｂの翼スパン方向における中央部付近には、挿入孔４１に連通した入口穴４３が放電加工等により形成されており、厚肉静翼３５の背面３５ａの翼スパン方向における中央部付近には、挿入孔４１に連通した出口穴４５が放電加工等により形成されている。ここで、入口穴４３と出口穴４５は、同一直線状に位置しているが、必ずしも同一直線状に位置する必要はない。
【００３３】
なお、プローブ３９は、低圧タービンケース３に固定した増幅器４７を介してコントローラ（図示省略）に電気的に接続されている。
【００３４】
次に、最良の形態の作用について説明する。
【００３５】
タービンノズルセグメント２９’における厚肉静翼３５の内部にプローブ３９をアウターバンド３１側から挿入可能な挿入孔４１が形成され、タービンノズルセグメント２９’における厚肉静翼３５の腹面３５ｂに挿入孔４１に連通した入口穴４３が形成されているため、前記ジェットエンジンのガス流路内に支柱を配設したり、タービンノズルセグメント２９’における静翼（厚肉静翼３５又は薄肉静翼３７）を中空状にしたりすることなく、前記ジェットエンジンの稼動中に、プローブ３９によって入口穴４３内に入り込んだ高温ガスの温度を計測することができる。なお、プローブ３９から計測情報が増幅器４７を介して前記コントローラに出力されると、前記コントローラによって例えば燃料流量等の制御がなされる。
【００３６】
また、タービンノズルセグメント２９’における厚肉静翼３５の背面３５ａに挿入孔に連通した出口穴４５が形成されているため、入口穴４３と出口穴４５が挿入孔４１を介して連通することになり、入口穴４３内に入り込んだ高温ガスの流動性を確保することができる。
【００３７】
更に、各タービンノズルセグメント２９における２枚の薄肉静翼３７は、腹面３７ｂが背面３７ａ側に寄るように厚肉静翼３５よりも薄肉に構成されているため、タービンノズルセグメント２９の軽量化、換言すればタービンノズル２３の軽量化を図ることができる。
【００３８】
一方、各タービンノズルセグメント２９における２枚の薄肉静翼３７は厚肉静翼３５の背面３５ａと同じ形状の背面３７ａを有しているため、各タービンノズルセグメント２９における複数枚の静翼（１枚の厚肉静翼３５と２枚の薄肉静翼３７）が同一形状でなくても、タービンノズル２３の空力性能の低下を抑えることができる。また、各タービンノズルセグメント２９における２枚の薄肉静翼３７は厚肉静翼３５の腹面３５ａに近似した滑らかな腹面３７ｂを有しているため、各タービンノズルセグメント２９における複数枚の静翼３５，３７が同一形状でなくても、複数枚の静翼３５，３７の全圧損失の増加を抑えることができる。
【００３９】
以上の如き、前述の最良の形態によれば、前記ジェットエンジンのガス流路内に支柱を配設したり、タービンノズルセグメント２９’における静翼３５（又は３７）を中空状にしたりすることなく、前記ジェットエンジンの稼動中に、挿入孔４１に挿入したプローブ３９によって入口穴４３内に入り込んだ高温ガスの温度を計測することができるため、タービンノズル２３の製造コストを抑えつつ、前記ジェットエンジンの軸長が長くなることを抑制して、前記ジェットエンジンの軽量化を図ると共に、前記ガス流路内において励振源又は空気抵抗になるものを少なくして、前記ジェットエンジンのエンジン性能の向上を図ることができる。
【００４０】
また、入口穴４３と出口穴４５が挿入孔４１を介して連通することになり、入口穴４３内に入り込んだ高温ガスの流動性を確保することができるため、高温ガスの温度の揺らぎを抑制して、プローブ３９によって高温ガスの温度を高精度に計測することができる。
【００４１】
更に、各タービンノズルセグメント２９における複数枚の静翼３５，３７が同一形状でなくても、タービンノズル２３の空力性能の低下及び複数枚の静翼３５，３７の全圧損失の増加を抑えつつ、タービンノズル２３の軽量化を図ることができるため、前記ジェットエンジンの軽量化を促進することができる。
【００４２】
なお、本発明は、前述の最良の形態の説明に限るものではなく、例えば、厚肉静翼３５の内部に、高温ガスの温度の計測に用いられるプローブ３９を挿入可能な挿入孔４１が形成される代わりに、高温ガスの圧力の計測に用いられる別のプローブを挿入可能な挿入孔が形成されるようにする等、適宜の変更を行うことにより、その他、種々の態様で実施可能である。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】図３におけるI-I線に沿った図である。
【図２】最良の形態に係わるタービンノズルセグメントの正面図である。
【図３】最良の形態に係わる第１段のタービンノズルの部分正面図である。
【図４】最良の形態に係わるジェットエンジンにおける低圧タービンの部分断面図である。
【符号の説明】
【００４４】
２３            タービンノズル
２９．２９’    タービンノズルセグメント
３１            アウターバンド
３３            インナーバンド
３５            厚肉静翼
３５ａ          背面
３５ｂ          腹面
３７            薄肉静翼
３７ａ          背面
３７ｂ          腹面
３９            プローブ
４１            挿入孔
４３            入口穴
４５            出口穴
【図１】
2005315076.tif 000003
【図２】
2005315076.tif 000004
【図３】
2005315076.tif 000005
【図４】
2005315076.tif 000006