(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼器で発生させた燃焼ガス流を静翼及び動翼部へ導くように、同心状に配置したインナーバンドとアウターバンドとの間に多数のノズル翼が取り付けてある周方向多分割構造のタービンノズルを、上記燃焼器の出口部に配置し、該タービンノズルのインナーバンドの後端部側にタービンノズルを後方に傾倒させられるよう後面側の基端部から内径側へ向けて厚みが薄くなるようにテーパ状にして張り出させた内径側ノズルフランジを、ロータ側ケーシングに設けた前後２枚の支持フランジにより形成される溝内に嵌入させて上記支持フランジに、該溝の範囲で上記内径側ノズルフランジが傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付け、上記アウターバンドの後端部側に張り出させた外径側ノズルフランジを、上記タービンノズルが後方に傾倒させられたときに支持できるよう公差隙間を空けてステータ側ケーシングに設けた支持フランジに対峙させ、且つ上記インナーバンドの前端部に内向きの溝を、又、アウターバンドの前端部に外向きの溝をそれぞれ周方向に設けて、これら内向きと外向きの溝内に内径側シールリングと外径側シールリングをそれぞれ遊装し、更に、これら内向きと外向きの溝の後縁部に、周方向へ所要間隔を隔てて突片をそれぞれ設けると共に、該各突片に差し通して固定した支持ピンに、上記内径側シールリングと外径側シールリングをそれぞれ前後方向に変位可能に支持させ、内径側シールリングと外径側シールリングの前面を、上記燃焼器の内径側フレーム部と外径側フレーム部の後端に当接させるようにした構成を有することを特徴とするジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置。
【請求項２】
タービンノズルを後方に傾倒させられるよう内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状にして張り出させてロータ側ケーシングに設けた前後２枚の支持フランジにより形成される溝の範囲で傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付けられている内径側ノズルフランジが後端部側にあるインナーバンドの前端部の溝内に遊装した内径側シールリングとアウターバンドの前端部の溝内に遊装した外径側シールリングを、それぞれ周方向に配列した円弧状の多数のシールプレートからなる多分割構造とし、且つ該各シールプレートの両端部に、支持ピンを挿通させるようにした請求項１記載のジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置。
【請求項３】
タービンノズルのインナーバンドの後端部側に該タービンノズルを後方に傾倒させられるよう内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状にして張り出させた内径側ノズルフランジを前後２枚の支持フランジにより形成される溝の範囲で傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付けている上記支持フランジにおける後側の支持フランジを、上記内径側ノズルフランジの周方向の分割位置に角部が位置するような多角形状とした請求項１又は２記載のジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は航空機用エンジンの如きジェットエンジンを構成するガスタービンのタービンノズル支持装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
ジェットエンジンは、図３にその一例の概略を示す如く、先端側より順に、ファン１、圧縮機２、燃焼器３、ガスタービン４を軸心Ｏ方向に配列してなるコアエンジン５を装備し、且つ該コアエンジン５の周りに、吸入空気がバイパスするようにストラット６を介してカウル７を設け、ガスタービン４により駆動されるファン１の回転で空気取入口８から空気を取り入れて、その大部分をカウル７から噴出させて推進力とし、残りの一部をガスタービン４により駆動される圧縮機２で圧縮し、該圧縮空気により燃焼器３で燃料を燃焼させ、高速燃焼ガス流によりガスタービン４を駆動するようにしてある。
【０００３】
上記ジェットエンジンで使用されているガスタービン４は、静翼９と動翼１０とを軸心Ｏ方向に多段に有し、且つこれら静翼９及び動翼１０部の前部位置となる燃焼器３の出口部に、図４に詳細を示す如く、同心状に配置したインナーバンド１２とアウターバンド１３との間に多数のノズル翼１４が周方向等間隔に取り付けてある周方向多分割（たとえば、３８分割）構造のタービンノズル１１を配置した構成としてある。
【０００４】
上記ガスタービン４のタービンノズル１１は、燃焼器３で発生させた燃焼ガスである主流ガスａを静翼９及び動翼１０部に向けて導くものであり、軸方向空力荷重（モーメント荷重）を受けるため、インナーバンド１２の後端側に設けたノズルフランジ１５をロータ側（内径側）ケーシング１６に設けた支持フランジ１７に止めピン１８によって取り付けるようにしてある。又、上記主流ガスａと燃焼器３の外側を通る二次空気ｂとのシール性を確保することが重要であるため、アウターバンド１３の前端に設けたフランジ１９に、折り曲げ形状としたシールリング２０の外径側を係合させると共に、該シールリング２０の内径側を、燃焼器３の外径側フレーム部３ｂの後端部に設けた後向きの溝２２内に嵌入させ、且つインナーバンド１２の前端に設けた内向きの溝２３内にシールリング２１の外径側を嵌入させると共に、該シールリング２１の前面を、燃焼器３の内径側フレーム部３ａの後端に接触させるようにし、更に、アウターバンド１３の後端側に設けたノズルフランジ２４の後面を、ステータ側（外径側）ケーシングの支持フランジ２５に、公差隙間Ｓを隔てて対峙させるようにしてある。
【０００５】
なお、上記シールリング２０，２１は、組み付けの都合上、周方向の１個所に切れ目が入れられている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、上記タービンノズル１１の場合、インナーバンド１２の後端側に張り出させたノズルフランジ１５を、ロータ側ケーシング１６の支持フランジ１７に片持ち支持させるようにした片持ち支持構造としてあって、上記ノズルフランジ１５に過大な応力が作用することとなるので、ノズルフランジ１５の厚さを厚くして矢印Ｘで示すように全体が前後に倒れないようにしてある。そのため、重量軽減化を阻害する一因になっていた。
【０００７】
又、燃焼器３の外径側フレーム部３ｂの外側を通る二次空気と内径側フレーム部３ａの内側（内径側）を通る二次空気とは温度差があるため、外径側フレーム部３ｂと内径側フレーム部３ａとの間に延び差が生じると、タービンノズル１１のアウターバンド１３前端と燃焼器３の外径側フレーム部３ｂ後端との間に介在させてあるシールリング２０に無理な荷重が掛かるので、該シールリング２０を損傷させてしまうことがあり、燃焼器３の出口部のシール性を確保できなくなってしまう。
【０００８】
更に、上記外径側のシールリング２０や内径側のシールリング２１は周方向に１個所しか切れ目がない構造であるため、周方向の温度分布が一様でなくなると、たとえば、周方向で部分的に波が出る等の変形が生じることにより、シール性を確保できなくなる場合がある。
【０００９】
そこで、本発明は、タービンノズルの軽量化を図ることができるようにすると共に、燃焼器の内径側フレーム部と外径側フレーム部との間に延び差が発生しても安定してシールを行うことができるようにし、しかも、シールリングの周方向の温度分布が一様でなくなっても、確実なシール性が得られるようなジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置を提供しようとするものである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
本発明は、上記課題を解決するために、燃焼器で発生させた燃焼ガス流を静翼及び動翼部へ導くように、同心状に配置したインナーバンドとアウターバンドとの間に多数のノズル翼が取り付けてある周方向多分割構造のタービンノズルを、上記燃焼器の出口部に配置し、該タービンノズルのインナーバンドの後端部側にタービンノズルを後方に傾倒させられるよう後面側の基端部から内径側へ向けて厚みが薄くなるようにテーパ状にして張り出させた内径側ノズルフランジを、ロータ側ケーシングに設けた前後２枚の支持フランジにより形成される溝内に嵌入させて上記支持フランジに、該溝の範囲で上記内径側ノズルフランジが傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付け、上記アウターバンドの後端部側に張り出させた外径側ノズルフランジを、上記タービンノズルが後方に傾倒させられたときに支持できるよう公差隙間を空けてステータ側ケーシングに設けた支持フランジに対峙させ、且つ上記インナーバンドの前端部に内向きの溝を、又、アウターバンドの前端部に外向きの溝をそれぞれ周方向に設けて、これら内向きと外向きの溝内に内径側シールリングと外径側シールリングをそれぞれ遊装し、更に、これら内向きと外向きの溝の後縁部に、周方向へ所要間隔を隔てて突片をそれぞれ設けると共に、該各突片に差し通して固定した支持ピンに、上記内径側シールリングと外径側シールリングをそれぞれ前後方向に変位可能に支持させ、内径側シールリングと外径側シールリングの前面を、上記燃焼器の内径側フレーム部と外径側フレーム部の後端に当接させるようにした構成とする。
【００１１】
タービンノズルに大きな軸方向空力荷重が作用すると、該タービンノズルは内径側ノズルフランジの取付部分で倒れることになって、内、外径側の２個所の支持フランジで受けられる。このとき、内径側シールリングと外径側シールリングは前後に自由に動くことができることから、燃焼器の内径側フレーム部と外径側フレーム部に延び差があっても、燃焼器出口部のシール性が確保される。
【００１２】
又、タービンノズルを後方に傾倒させられるよう内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状にして張り出させてロータ側ケーシングに設けた前後２枚の支持フランジにより形成される溝の範囲で傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付けられている内径側ノズルフランジが後端部側にあるインナーバンドの前端部の溝内に遊装した内径側シールリングとアウターバンドの前端部の溝内に遊装した外径側シールリングを、それぞれ周方向に配列した円弧状の多数のシールプレートからなる多分割構造とし、且つ該各シールプレートの両端部に、支持ピンを挿通させるようにした構成とすることにより、燃焼器出口部の温度が周方向で一様でない場合でも、シールリングの変形を僅かなものとすることができる。
【００１３】
更に、タービンノズルのインナーバンドの後端部側に該タービンノズルを後方に傾倒させられるよう内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状にして張り出させた内径側ノズルフランジを前後２枚の支持フランジにより形成される溝の範囲で傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付けている上記支持フランジにおける後側の支持フランジを、上記内径側ノズルフランジの周方向の分割位置に角部が位置するような多角形状とした構成とすることにより、タービンノズルが倒れても、内径側ノズルフランジと内径側支持フランジの接触性を維持することができて、シールすることができる。
【００１４】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を図面を参照して説明する。
【００１５】
図１（イ）（ロ）及び図２は本発明の実施の一形態を示すもので、図３及び図４に示したジェットエンジン用ガスタービン４の場合と同様に、燃焼器３の出口部にタービンノズル１１が配置してある構成において、該タービンノズル１１のインナーバンド１２の後端部側に、図４に示したノズルフランジ１５よりも薄肉として内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状に加工した内径側ノズルフランジ２６を張り出させ、一方、ロータ側ケーシング１６には、前後２枚の支持フランジ２７，２８により、溝２９を形成して、該溝２９内に上記内径側ノズルフランジ２６を嵌入させ、且つ該ノズルフランジ２６を、支持フランジ２７，２８に、周方向の分割部毎に止めピン１８により取り付けて、上記溝２９の範囲でノズルフランジ２６が軸心Ｏ方向（図３参照）となる前後方向へ傾倒できるようにしてタービンノズル１１全体の前後の倒れを許容できる構造となし、更に、上記後部の支持フランジ２８を、ノズルフランジ２６の１個所置きの分割位置に合わせて角部２８ａが位置するような多角形（たとえば、１９角形）状として、タービンノズル１１が倒れても、ノズルフランジ２６面に支持フランジ２８の外周縁が常時直線的に接触してシールできるようにする。
【００１６】
なお、上記内径側ノズルフランジ２６の周方向の各分割部には止めピン１８を通すための孔３０が穿設してあるが、該孔３０の端縁部には、ノズルフランジ２６が前後方向に無理なく傾倒できるように面取り３０ａが施されている。又、周方向で１個所置きの孔３０は、周方向に延びる長孔として、熱膨張に対応できるようにしてある。
【００１７】
一方、上記タービンノズル１１のアウターバンド１３の後端部に張り出させた外径側ノズルフランジ２４を、図４に示したと同様に、ステータ側ケーシングに設けた支持フランジ２５に、公差隙間を介して対峙させ、タービンノズル１１に作用する軸方向空力荷重を、上記内、外径２個所のノズルフランジ２６，２４を介して２個所の支持フランジ２８，２５で受けさせるようにする。
【００１８】
又、上記タービンノズル１１のインナーバンド１２の前端部に、内向きの溝２３を周方向に設けて、該溝２３内に内径側シールリング３１を遊装し、且つ上記溝２３の後縁部に、周方向に所要間隔を隔てて突片３２を設けると共に、該各突片３２に差し通して固定した支持ピン３３を、上記内径側シールリング３１に挿通させて、該支持ピン３３に内径側シールリング３１を前後方向へ変位可能に支持させ、内径側シールリング３１の前面を、燃焼器３の内径側フレーム部３ａの後端に当接させるようにする。
【００１９】
更に、上記タービンノズル１１のアウターバンド１３の前端部に、外向きの溝３４を周方向に設けて、該溝３４内に外径側シールリング３５を遊装し、且つ上記溝３５の後縁部に、周方向に所要間隔を隔てて突片３６を設けると共に、該各突片３６に差し通して固定した支持ピン３７を、上記外径側シールリング３５に挿通させて、該支持ピン３７に外径側シールリング３５を前後方向へ変位可能に支持させ、外径側シールリング３５の前面を燃焼器３の外径側フレーム部３ｂの後端に当接させるようにする。
【００２０】
上記内径側シールリング３１は、周方向に配列した多数（たとえば、１９枚）の円弧状のシールプレート３１ａからなり、一方、上記外径側シールリング３５も、周方向に配列した多数（たとえば、１９枚）の円弧状のシールプレート３５ａからなり、各シールプレート３１ａと３５ａの両端部に支持ピン３３と３７を挿通させるようにしてある。
【００２１】
ジェットエンジンを運転すると、燃焼器３で発生させられてタービンノズル１１内を通る主流ガスａの圧力よりもタービンノズル１１の外側を通る二次空気ｂの圧力の方が高くなるので、図１（イ）に示す如く、タービンノズル１１の内径側シールリング３１と外径側シールリング３５は、その後面側から大きな圧力を受けることになって、それぞれ燃焼器３の内径側フレーム部３ａの後端と外径側フレーム部３ｂの後端に押付けられることにより、燃焼器３の出口部のシール性が保持される。
【００２２】
上記の状態において、タービンノズル１１が大きな軸方向空力荷重を受けると、ロータ側ケーシング１６の支持フランジ２７，２８に取り付けられている内径側ノズルフランジ２６に応力が集中するが、該内径側ノズルフランジ２６は内径側へ向けて厚みが薄くなるようなテーパ状になっているため、支持フランジ２７，２８の部分で後方へ傾倒させられることになり、図１（イ）において二点鎖線で示す如く、タービンノズル１１は全体的に後方へ倒れる状態となる。このとき、外径側ノズルフランジ２４がステータ側ケーシングの支持フランジ２５に当接させられるため、タービンノズル１１に掛かる軸方向空力荷重は支持フランジ２７，２８と支持フランジ２５の２個所で安定して受けられることになる。したがって、図４に示す如き片持ち支持の場合に比してタービンノズル１１の重量を軽減することができる。
【００２３】
又、上記のように、タービンノズル１１に倒れが発生しても、上記内径側シールリング３１と外径側シールリング３５は、支持ピン３３と支持ピン３７に対し前後に自由に動けるように支持させてあるため、燃焼器３の内径側フレーム部３ａと外径側フレーム部３ｂの後端に対して接触した状態を維持することができ、又、内径側フレーム部３ａと外径側フレーム部３ｂに熱延び差が発生したとしても同様に接触状態を維持することができる。したがって、燃焼器３の出口部のシール性を確保することができる。更にこの際、上記内径側ノズルフランジ２６の取付部である支持フランジ２８は、ノズルフランジ２６の１個所置きの分割位置に角部２８ａが位置するような多角形状としてあることから、タービンノズル１１が倒れても、ノズルフランジ２６面に支持フランジ２８の外周縁を隙間があくことなく直線状に接触させている状態を維持することができることにより、この部分のシール性も確保することができる。
【００２４】
更に、上記内径側シールリング３１は円弧状のシールプレート３１ａによる周方向多分割構造としてあり、又、外径側シールリング３５も同様な円弧状のシールプレート３５ａによる周方向多分割構造としてあることから、燃焼器３の出口部の温度分布が周方向で一様とならない場合でも、熱変形は僅かなものとなるので、シール性の悪化を防ぐことができる。
【００２５】
なお、上記実施の形態では、シールリング３１，３５の分割数、支持フランジ２８の角数を、タービンノズルの２つの分割体に合わせて選定した場合を示したが、分割体の数に合わせる等、任意の数としてよいこと、その他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。
【００２６】
【発明の効果】
以上述べた如く、本発明のジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置によれば、燃焼器で発生させた燃焼ガス流を静翼及び動翼部へ導くように、同心状に配置したインナーバンドとアウターバンドとの間に多数のノズル翼が取り付けてある周方向多分割構造のタービンノズルを、上記燃焼器の出口部に配置し、該タービンノズルのインナーバンドの後端部側にタービンノズルを後方に傾倒させられるよう後面側の基端部から内径側へ向けて厚みが薄くなるようにテーパ状にして張り出させた内径側ノズルフランジを、ロータ側ケーシングに設けた前後２枚の支持フランジにより形成される溝内に嵌入させて上記支持フランジに、該溝の範囲で上記内径側ノズルフランジが傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付け、上記アウターバンドの後端部側に張り出させた外径側ノズルフランジを、上記タービンノズルが後方に傾倒させられたときに支持できるよう公差隙間を空けてステータ側ケーシングに設けた支持フランジに対峙させ、且つ上記インナーバンドの前端部に内向きの溝を、又、アウターバンドの前端部に外向きの溝をそれぞれ周方向に設けて、これら内向きと外向きの溝内に内径側シールリングと外径側シールリングをそれぞれ遊装し、更に、これら内向きと外向きの溝の後縁部に、周方向へ所要間隔を隔てて突片をそれぞれ設けると共に、該各突片に差し通して固定した支持ピンに、上記内径側シールリングと外径側シールリングをそれぞれ前後方向に変位可能に支持させ、内径側シールリングと外径側シールリングの前面を、上記燃焼器の内径側フレーム部と外径側フレーム部の後端に当接させるようにした構成としてあるので、タービンノズルに掛かる軸方向空力荷重を、タービンノズルの倒れを利用して内、外径側の２個所の支持フランジで支持することができることにより、従来の如き片持ち支持の場合に比して重量の軽減化を図ることができると共に、タービンノズルが倒れることから、燃焼器の内径側フレーム部と外径側フレーム部に延び差が発生しても、燃焼器出口部のシール性を確保することができ、又、タービンノズルを後方に傾倒させられるよう内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状にして張り出させてロータ側ケーシングに設けた前後２枚の支持フランジにより形成される溝の範囲で傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付けられている内径側ノズルフランジが後端部側にあるインナーバンドの前端部の溝内に遊装した内径側シールリングとアウターバンドの前端部の溝内に遊装した外径側シールリングを、それぞれ周方向に配列した円弧状の多数のシールプレートからなる多分割構造とし、且つ該各シールプレートの両端部に、支持ピンを挿通させるようにした構成とすることにより、燃焼器出口部の温度が周方向で一様でなくても、シール性の悪化を防ぐことができ、更に、タービンノズルのインナーバンドの後端部側に該タービンノズルを後方に傾倒させられるよう内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状にして張り出させた内径側ノズルフランジを前後２枚の支持フランジにより形成される溝の範囲で傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付けている上記支持フランジにおける後側の支持フランジを、上記内径側ノズルフランジの周方向の分割位置に角部が位置するような多角形状とした構成とすることにより、タービンノズルが倒れても、内径側ノズルフランジ面に支持フランジを常に隙間なく線接触させることができて、シールすることができる、等の優れた効果を発揮する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置の実施の一形態を示すもので、（イ）は切断側面図、（ロ）は（イ）のＡ部拡大図である。
【図２】図１（イ）のＢ−Ｂ方向矢視図である。
【図３】ジェットエンジンの一例を示す概略図である。
【図４】図３のＣ部拡大図である。
【符号の説明】
３  燃焼器
３ａ  内径側フレーム部
３ｂ  外径側フレーム部
９  静翼
１０  動翼
１１  タービンノズル
１２  インナーバンド
１３  アウターバンド
１４  ノズル翼
１６  ロータ側ケーシング
１８  止めピン
２３  溝
２４  外径側ノズルフランジ
２５  支持フランジ
２６  内径側ノズルフランジ
２７  支持フランジ
２８  支持フランジ
２８ａ  角部
２９  溝
３１  内径側シールリング
３１ａ  シールプレート
３２  突片
３３  支持ピン
３４  溝
３５  外径側シールリング
３５ａ  シールプレート
３６  突片
３７  支持ピン
【図１】
0004432137.tif 000002
【図２】
0004432137.tif 000003
【図３】
0004432137.tif 000004
【図４】
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