(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
両端が外部バンド（３０）及び内部バンド（３２）に一体を成して接合された複数の静翼（２８）を含んでいて、
前記内部バンドはそれの前縁の内側に、半径方向に沿って内方に延びてハネカムロータシール（４０）を支持する前方フック（３６）及び後方フランジ（３８）を有すると共に、
前記前方フックは前記内部バンドの前縁の内側に配置され、
前記前方フック（３６）は内側リップ（３６ａ）と前記内側リップから半径方向に沿って離隔して前記フック中に保持溝穴（４２）を規定する外側リップ（３６ｂ）とを含み、
前記内側リップ（３６ａ）は、その両端間で円周方向に連続しており、
前記外側リップ（３６ｂ）は、分断されて円周方向に沿って互いに離隔した複数の外側リップ（３６ｂ）を形成している
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（２６）。
【請求項２】
前記内部バンド（３２）が弓形のセグメントであり、かつ前記外側リップ（３６ｂ）がそれの円周方向に沿った両端の位置及びそれらの中間の位置に配置されている請求項１記載のノズル。
【請求項３】
前記静翼（２８）が複心すみ肉（４４）を用いて前記外部バンド（３０）に接合されている請求項１又は２に記載のノズル。
【請求項４】
前記すみ肉は前記外部バンド（３０）に隣接した部位よりも前記静翼（２８）に隣接した部位においてより大きい半径を有する請求項３記載のノズル。
【請求項５】
前記静翼（２８）が概して凹面状の加圧側壁（２８ａ）及びそれの反対側に位置する概して凸面状の吸引側壁（２８ｂ）を有していて、前記加圧側壁及び吸引側壁は前縁（２８ｃ）と後縁（２８ｄ）との間に広がると共に前記静翼のそれぞれのスパンに沿って前記外部バンド（３０）と前記内部バンド（３２）との間に広がっており、また前記静翼（２８）は衝撃導風板（４８）を含む空洞（４６）を有していて、前記導風板はそれを貫通する複数の互いに離隔した衝撃穴（５０）を有すると共に前記衝撃穴は冷却用空気（１４）を衝撃噴流として選択的に前記静翼のスパン中央部に向けて導くため前記空洞の内面に対面しながら様々なパターンで配列されている請求項１乃至４のいずれか１項に記載のノズル。
【請求項６】
前記静翼のスパン中央部を選択的に冷却するため、前記静翼の加圧側壁（２８ａ）に対する前記衝撃穴のパターンが前記静翼の吸引側壁（２８ｂ）に対する前記衝撃穴のパターンよりも高い密度を有している請求項５記載のノズル。
【請求項７】
前記導風板（４８）がそれのスパンに沿った両端部に無孔領域（５４）を含み、かつ前記無孔領域は、前記導風板の前縁（４８ｃ）と後縁（４８ｄ）との間において、その境界が前記両端部から前記スパン中央部に向かい互いに近付いている請求項５又は６記載のノズル。
【請求項８】
前記加圧側壁（２８ａ）及び前記吸引側壁（２８ｂ）に対する前記衝撃穴（５０）が相等しい寸法を有すると共に、前記導風板（４８）がそれの前縁（４８ｃ）に沿って延びる１列のより大きい衝撃穴（５０ｂ）を含む請求項５乃至７のいずれか１項に記載のノズル。
【請求項９】
前記導風板（４８）がそれの前縁（４８ｃ）に沿って延びる１列のより大きい衝撃穴（５０ｂ）を含む請求項５乃至８のいずれか１項に記載のノズル。
【請求項１０】
前記静翼の前縁（２８ｃ）の内側の前記衝撃穴（５０ｂ）は前記静翼の加圧側壁（２８ａ）及び吸引側壁（２８ｂ）に対する前記衝撃穴よりも高い流量密度を有する請求項９記載のノズル。
【請求項１１】
前記導風板の前縁（４８ｃ）は平面状を成すようにして前記大きい衝撃穴（５０ｂ）を形成するために十分な曲率半径を有すると共に、前記静翼の前縁（２８ｃ）は前記導風板の前縁と相補的な関係を成すように対応した大きい曲率半径を有する請求項９記載のノズル。
【請求項１２】
前記導風板（４８）が前記静翼の空洞（４６）と相補的な形状を有することにより、前記静翼の前縁（２８ｃ）と後縁（２８ｄ）との間における前記空洞の内面に対して一様なギャップが維持される請求項５乃至１１のいずれか１項に記載のノズル。
【請求項１３】
前記導風板（４８）が前記導風板を前記静翼の内面から隔離するために役立つ一体の隔離パッド（５６）を含み、かつ前記パッドは前記導風板の前縁（４８ｃ）及び後縁（４８ｄ）において前記導風板の両側に配置されている請求項５乃至１２のいずれか１項に記載のノズル。
【請求項１４】
前記静翼の加圧側壁に対する前記パッド（５６）は前記静翼の吸引側壁に対するものよりも一様に離隔して配置されている請求項１３記載のノズル。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】
本発明はガスタービンエンジンに関するものであって、更に詳しく言えば、その中のタービンノズルに関する。
【０００２】
ガスタービンエンジンにおいては、圧縮機内で加圧された空気を燃料と混合してから燃焼器内で点火することにより、高温の燃焼ガスが生成される。対応するタービン段落において燃焼ガスからエネルギーを抽出することにより、圧縮機に動力が供給されると共に、有用な仕事が生み出される。たとえば、ターボファンエンジンの場合には、飛行中の航空機を推進するためファンに動力が供給される。
【０００３】
運転時、タービンは高温の燃焼ガス中に浸されているから、それらを適宜に冷却する必要がある。かかる冷却は、圧縮機からの加圧空気の一部を抽気し、そしてそれをタービン部品に沿って流すことによって達成される。
【０００４】
高圧タービンは燃焼器からの焼ガスを直接に受けるものであって、ステータノズル及びそれに対応する第１段ロータを含んでいる。第１段ロータは、支持円板から半径方向に沿って外方に延びる複数の動翼を有している。次いで、第２段ノズルが別のロータ円板から延びる１列の動翼中に燃焼ガスを導く。第２段ノズルは第１段ノズルよりも低温の燃焼ガスを受けるので、異なる冷却要件を有している。かかる冷却は、第１段ノズルの場合とは異なる方法によって達成されるのが通例である。
【０００５】
タービンノズルは、数千時間又は数千運転サイクルという桁で表わされる長い寿命をもたらす耐久性を有するように設計されている。ノズルは運転中に様々な温度差に暴露され、そしてかかる温度差は熱負荷及び熱応力を生み出すから、そのような長い寿命を達成するのは困難である。また、ノズル中に流される燃焼ガスの温度分布及び熱伝達係数は大幅に変動するから、対応する冷却を達成するための手段の複雑さは増大する。このように、熱応力を制限して実用寿命を確保するために適当なノズル冷却が必要となるのである。
【０００６】
典型的なタービンノズルは、半径方向に沿った両端が対応する外部バンド及び内部バンドに接合された１列の静翼を含んでいる。これらのバンドは円周方向に沿って分断されたセクタから成るのが通例であって、それぞれのセクタ中に２枚以上の静翼を含んでいる。かかるノズルセクタは燃焼ガスの温度変化に応じて相異なる運動を可能にし、それによって運転中における望ましくない熱応力を低減させる。
【０００７】
個々の静翼は中空であって、内部に衝撃導風板を含むのが通例である。導風板は静翼空洞の内面から離隔した金属薄板製の有孔スリーブであって、冷却用空気を衝撃噴流として静翼空洞の内面に当てるために役立つ。
【０００８】
第２段タービン用として特別に構成されたこのような種類のタービンノズルは、この国において長年にわたり商業的に使用されてきた。しかるに、これらのノズルも高サイクル運転時には障害を示し始めるのであって、それらの予想実用寿命に到達する前に交換を必要とすることもある。ノズルの障害は、対応する冷却が制限されたノズルの様々な領域において生じる局部的に高い熱伝達係数によって引起こされる。温度勾配は熱応力をもたらすが、これはノズルの実用寿命に悪影響を及ぼす。
【０００９】
このようなわけで、高サイクルタービンノズル障害の原因を解明し、そしてノズル設計の改良によりノズル耐久性の向上及び対応した寿命の延長を達成することが望まれているのである。
【００１０】
【発明の概要】
本発明のタービンノズルは、両端において外部バンド及び内部バンドに接合された複数の静翼を含んでいる。内部バンドは、熱的不整合を低減させるために分断された前方フックを有している。また、追加の実施の態様においては、静翼は選択冷却をもたらす衝撃導風板を含んでいる。
【００１１】
本発明の好適な実施の態様並びにそれの追加の目的や利点は、添付の図面を参照しながら以下の詳細な説明を考察することによって一層明確に理解されよう。
【００１２】
【好適な実施の態様の詳細な説明】
図１には、長手方向又は軸方向の中心軸１２に関して軸対称の典型的な航空機用ガスタービンエンジン１０の一部分が示されている。このエンジンは、ファンと、空気１４を順次に加圧するための多段圧縮機（図示せず）とを含んでいる。
この場合、ファンの空気は飛行中の航空機を推進するために使用され、また圧縮機内で加圧された空気は燃料と混合されてから燃焼器１６（後方部分のみを図示する）内で点火される。こうして生じた高温の燃焼ガス１８は下流側に向かって流れる。
【００１３】
また、かかるエンジンは高圧タービン２０を含んでいるが、この高圧タービン２０は第１段ステータノズル２２を有し、かつそれに続いて支持円板から半径方向に沿って外方に延びる１列の第１段タービン動翼２４を有している。燃焼ガス１８はノズル２２及び動翼２４を通して流され、それにより公知のごとくにして圧縮機に動力を供給する。
【００１４】
第１段タービン動翼２４の直ぐ下流側には第２段タービンノズル２６が配置されているが、これは燃焼ガスをそれの下流に位置する１列の第２段タービン動翼（図示せず）に導き、それにより公知のごとくにしてファンに動力を供給する。
【００１５】
図１に示された改良型の第２段タービンノズル２６を別にすれば、エンジン１０は従来通りのものであって、この国において長年にわたり商業的に使用されてきた上述のエンジンを代表するものである。ところで、かかるエンジン中に元来設けられていた第２段ノズルはそれの予想寿命に達しなくても相当の運転時間及び運転サイクル数の後には障害の徴候を示していた。本発明に従えば、かかる障害の様々な原因が発見され、そして実用寿命を更に延ばすための改良がノズルに施される。
【００１６】
更に詳しく述べれば、図１に示された第２段タービンノズル２６は円周方向に沿って互いに離隔した複数の中空静翼２８を含んでいて、それらの静翼の半径方向の両端は対応する外部バンド３０及び内部バンド３２に一体を成して接合されている。外部バンド３０は前方フック及び後方フックを有していて、それらによりノズルは公知のごとくにして周囲の環状ケーシング３４から支持されている。
【００１７】
内部バンド３２は比較的薄いものであって、それの前端及び後端は局部的に拡大して一体の前方フック３６及び後方フランジ３８を含んでいる。それらは半径方向に沿って内方に延び、そして公知のごとくにしてハネカム状のロータシール４０を支持している。
【００１８】
図２に一層詳しく示されるごとく、ノズル２６は複数の弓形セクタから成っていることが好ましい、その場合、外部バンド３０及び内部バンド３２は共通の鋳造品を成すようにして２枚以上の静翼２８と共に一体形成された弓形のセグメントである。内部バンド３２の前方フック３６は、内部バンドの前縁の半径方向に沿って内側かつ該前縁のやや後方に配置されている。
【００１９】
前方フック３６は両端間において円周方向に連続した弓形の内側リップ３６ａを含んでいて、それは円周方向に沿って互いに離隔した複数の外側リップ３６ｂから半径方向に沿って内方に離隔して対応する保持溝穴４２を規定している。外側リップ３６ｂは、前方フック３６によって支持された図１のシール４０を省いた図３中に一層良く示されている。
【００２０】
図１に示されたシール４０は、ハネカムシールを支持する金属薄板製の支持板を含んでいる。この場合、金属薄板はフック状に曲げられ、そして前方フック３６の保持溝穴４２と係合している。このような金属薄板製のフックは、公知のごとくにシールをこの区域内のパージ空気から遮断するための整形覆いとして役立つ。
【００２１】
円周方向に連続した内側リップ３６ａと違って外側リップ３６ｂが分断されている理由は、内部バンドから実質的な熱的質量を除去し、それにより過渡的運転に際して前方フックと内部バンドとの間の熱的不整合を低減又は排除することにある。かかる運転に際しては、燃焼ガス１８が内部バンド３２に沿って流れてそれの加熱を引起こす。前方フック３６は内部バンドの下方に隠れているから、それは燃焼ガスから遮断され、従ってそれの熱的応答は遅れる。前方フックの外側リップ３６ｂのみを分断したことにより、前方フックに対してロータシール４０を封止状態で支持するための前方フックの性能を損なうことなしに熱的質量の顕著な減少を達成することができる。
【００２２】
図３に示されるごとく、３個の外側リップ３６ｂが設けられている。その内の２個は前方フックの円周方向に沿って両端の位置に配置されており、また残りの１個はそれらの中間の位置（好ましくは真ん中）に配置されている。このようにすれば、図１に示されたロータシールの整形覆い部分の下面が図３に示された内側リップ３６ａによって連続的に支持されると共に、それの外面が３個の外側リップ３６ｂによって規定された３つの点で保持されることになる。すなわち、シールの整形覆いの上面における三点保持及びそれの下面における連続的支持によって運転時における整形覆い自体の熱的ゆがみが抑制される結果、整形覆いの有効性能が維持されるのである。その上、外側リップ３６ｂの熱的質量の減少は内部バンドにおける熱的不整合を顕著に低減させ、それに対応して熱応力をも低減させる。
【００２３】
図３に示されるごとく、個々の静翼２８は外部バンド３０及び内部バンド３２の両方に一体を成して接合されているから、運転時におけるそれらの間の熱的不整合は局部的に大きい熱応力を引起こす。本発明の別の実施の態様に従えば、静翼２８は個々の静翼の外周に沿って延びる複心すみ肉４４を用いて外部バンド３０に接合されていることが好ましい。
【００２４】
図４に一層詳しく示されるごとく、すみ肉４４は外部バンド３０の内面に隣接した部位よりも静翼２８の半径方向に沿った外端の直近の部位においてより大きい半径Ａを有することが好ましい。すみ肉が外部バンドの内面に滑らかに融合するのに伴い、大きい半径Ａはより小さい半径Ｂに移行する。実施の一態様においては、かかる複心すみ肉は静翼と外部バンドとの間の局部的な熱応力を約２０％も顕著に低減させるために有効である。静翼２８の半径方向に沿った内端は、通常の単心すみ肉を用いて内部バンド３２の外面に接合すれば適格な運転のために十分であるが、所望ならばそこにも複心すみ肉を使用することができる。
【００２５】
図２及び３に示されるごとく、各々の静翼２８は概して凹面状の加圧側壁２８ａと円周方向に沿ってそれと反対側に位置する概して凸面状の吸引側壁２８ｂとを含む空力的な翼形の形状を有している。これらの側壁２８ａ及び２８ｂは、軸方向においては前縁２８ｃと後縁２８ｄとの間に広がり、また半径方向においては静翼２８の半径方向スパンに沿って外部バンド３０と内部バンド３２との間に広がっている。
【００２６】
図４及び５に示されるごとく、個々の静翼２８は薄い壁によって規定された中空のものであって、半径方向に延びる空洞４６を内部に含んでいる。各々の静翼は、金属薄板製の壁を貫通する複数の互いに離隔した衝撃穴５０を有する中空の衝撃スリーブ又は導風板４８を含んでいる。かかる衝撃穴５０は、冷却用空気１４を衝撃噴流として選択的に静翼のスパン中央部に向けて導くため、静翼空洞４６の内面に対面しながら様々なパターンで配列されていることが好ましい。
【００２７】
図１に示されるごとく、冷却用空気１４は圧縮機から抽気され、公知のごとくケーシング３４を通して適宜に導かれ、そして外部バンド３０の位置で各々の静翼の上端に設けられた対応する入口開口に供給される。冷却用空気１４は、図４及び５に示されるごとく、最初は導風板４８自体の内部空洞を通って半径方向に流れるが、次いで向きを変えて衝撃穴５０から静翼の内面に向けて排出され、それによって静翼の衝撃冷却を行う。
【００２８】
図５に示されるごとく、静翼の後縁２８ｄに沿って使用済みの冷却用衝撃空気を排出する１列の後縁排出孔５２を別にすれば、静翼４６はそれの全面にわたって無孔状態であることが好ましい。その結果、静翼を貫通してフィルム冷却穴を設けたり、あるいはそれの複雑さを避けるため静翼の外面上に断熱被膜を設けたりしなくても、静翼は完全に内部冷却されることになる。
【００２９】
タービンノズル内の衝撃導風板は商業的用途において公知であって、通例はそれの凹面側及び凸面側に一様なパターンを成して設けられた衝撃穴を含んでいる。しかるに、本発明の別の実施の態様に従えば、静翼のスパン中央部を選択的に冷却するため、図７に示された（静翼の加圧側壁に対応する）導風板の凹面側４８ａの衝撃穴５０のパターンは、図６に示された（静翼の吸引側壁に対応する）導風板の凸面側４８ｂの衝撃穴５０のパターンよりも高い密度を有している。
【００３０】
図６及び７に示された好適な実施の態様においては、静翼の加圧側壁及び吸引側壁に対応する導風板４８の凹面側４８ａ及び凸面側４８ｂの両側に設けられた衝撃穴５０は等しい寸法又は共通の直径Ｃを有することが好ましい。たとえば、直径Ｃは約２０ミル（０．５ｍｍ）であり得る。
【００３１】
導風板４８は半径方向スパンに沿った外端部及び内端部に無孔領域５４を含み、かつそれらの無孔領域５４は前縁４８ｃと後縁４８ｄとの間において導風板のスパン中央部に向かい概して収束していることが好ましい。このようにすれば、改良された導風板４８は商業的に使用されてきた従来の導風板において見られるのと同じ量の冷却用空気を使用しながら、その冷却用空気を静翼のスパン中央部付近の熱的障害を受ける区域に選択的に分配することができる。
【００３２】
図５及び８に示されるごとく、各々の静翼をそれの前縁の背後において選択的に冷却するため、導風板４８はそれの前縁４８ｃに沿って延びる１列のより大きい衝撃穴５０ｂをも含むことが好ましい。図８に示された大きい衝撃穴５０ｂは直径Ｄを有するが、これはたとえば残りの小さい衝撃穴５０の直径Ｃの２倍の大きさに等しい約４０ミル（１．０ｍｍ）であり得る。
【００３３】
衝撃穴５０及び５０ｂは、静翼の様々な領域を選択的に衝撃冷却するため、相異なる流量密度（すなわち、単位面積当りの流量）を与えるパターンを成して配列されていることが好ましい。図６に示されるごとく、導風板の凸面側４８ｂに設けられた衝撃穴５０はピッチ間隔Ｅで互いに離隔している。同様に、図７に示された導風板の凹面側４８ａに設けられた衝撃穴５０はピッチ間隔Ｆを有するが、これは凸面側のピッチ間隔Ｅよりも小さいことが好ましい。これは、静翼の吸引側壁の内面に比べ、静翼の加圧側壁の内面に沿った衝撃冷却を増大させるために役立つ。
【００３４】
また、本発明の別の実施の態様に従えば、図５に示されるごとく静翼の前縁の内側を選択的に冷却するため、導風板の前縁に沿った大きい衝撃穴５０ｂは静翼の加圧側壁及び吸引側壁に対する衝撃穴よりも高い流量密度を有している。図８に示されるごとく、大きい衝撃穴５０ｂは対応したピッチ間隔Ｇを有している結果、より高い流量密度を得るため前縁に沿って設けられる大きい衝撃穴５０ｂの数は小さい衝撃穴の場合よりも少なくて済む。
【００３５】
各々の静翼及び対応する導風板に対して供給される冷却用空気１４の量は一定であるから、静翼の様々な領域の間でそれを適宜に分配しなければならないことに注意されたい。導風板の凹面側４８ａに設けられた高密度の衝撃穴が静翼の加圧側壁を冷却する程度は、導風板の凸面側４８ｂに設けられた低密度の衝撃穴が静翼の吸引側壁を冷却する程度よりも大きい。
【００３６】
他方、導風板の前縁４８ｃに沿って設けられた高密度の衝撃穴５０ｂは、静翼の前縁に沿って集中的な冷却をもたらす。静翼の前縁及び加圧側壁に沿って供給される衝撃冷却用空気の量の増加は、吸引側壁への供給量の減少に基づいて達成される。
【００３７】
とは言え、導風板の外端部及び内端部付近において導風板の両側に無孔領域５４が導入された結果、無孔領域５４における衝撃冷却を排除することにより、残りの衝撃穴に追加の冷却用空気が供給されることになる。
【００３８】
図５に示されるごとく、導風板の前縁４８ｃは実質的に平面状を成すようにして大きい衝撃穴５０ｂを形成するために十分な比較的大きい曲率半径を有しており、また静翼の前縁２８ｃも導風板の前縁と相補的な関係を成すように対応した大きい曲率半径を有している。好適な実施の態様に従えば、静翼の前縁２８ｃの衝撃冷却を顕著に向上させるため、それの曲率半径は従来の商業用設計に比べて約５０％だけ大きくなっている。
【００３９】
運転中には燃焼ガス１８は静翼の前縁の位置に停滞するから、それは静翼の前縁に沿って対応した大きい外部熱伝達係数をもたらす。前縁の曲率半径を増大させると共に、それに対応して導風板の前縁４８ｃの曲率半径を増大させかつ大きい衝撃穴５０ｂをそこに導入することにより、静翼の前縁の内側の冷却面積と静翼の前縁の外側の加熱面積との比が顕著に増大し、それに対応して静翼の前縁の温度が低下することになる。
【００４０】
図５には、本発明の別の実施の態様が示されている。すなわち、導風板４８は対応する静翼の空洞４６と相補的な形状を有することにより、静翼前縁２８ｃと後縁２８ｄとの間における静翼空洞の内面に対して実質的に一様な空隙又はギャップＨが維持される。これに関連して述べれば、静翼の前縁及び後縁の手前で終っていた従来の短い導風板に比べると、改良された衝撃導風板４８は翼弦軸又はキャンバ軸に沿った寸法が大きくなっている。
【００４１】
図５に示されるごとく、導風板を静翼空洞４６の対向する内面から隔離するため、導風板４８はそれの外面上に一体の隔離パッド５６を含んでいる。かかるパッドは、導風板の前縁４８ｃ及び後縁４８ｄの両縁において導風板の両側に配置されていることが好ましい。このようにすれば、導風板の前縁及び後縁の両縁を静翼の対応する内面と正確に整列した状態に維持し、それにより導風板の周囲（特に冷却の向上を必要とする静翼の前縁の位置）において実質的に一様なギャップを維持することができる。
【００４２】
図６及び７に示されるごとく、静翼の加圧側壁に対応した導風板の凹面側４８ａに設けられたパッド５６は、静翼の吸引側壁に対応した導風板の凸面側４８ｂに設けられたパッド５６よりも一様に離隔して配置されている。このようにすれば、衝撃導風板は運転中にも顕著なゆがみ又は運動を生じることなく所定の位置に保持される結果、比較的大きい熱伝達係数に出会う静翼の加圧側壁は内側から実質的に一様な衝撃冷却を受けることになる。静翼の吸引側壁の外面が出会う熱伝達係数はより小さいから、導風板の凸面側にはより少ない数のパッド５６をより広い間隔で使用すればよい。
【００４３】
上記のごとき様々な改良は、ノズル静翼２８自体の様々な部分を所望に応じて選択的に冷却し、それによって熱的障害の低減及びノズルの耐久性及び寿命の向上をもたらす。更にまた、内部バンド３２の改良された前方フック３６及び外部バンド３０の位置における複心すみ肉４４は、局部的な熱応力及び熱的不整合を顕著に低減させ、それによってノズルの耐久性及び寿命を一層向上させる。その結果、ノズルは運転中における金属温度の低下、一層バランスの取れた熱設計、及びピーク応力の低減を示し、それらの全てがノズルの耐久性及び寿命の向上に直接に寄与することになる。
【００４４】
以上、好適な実施の態様と考えられるものに関連して本発明を説明したが、上記の説明に基づけばその他の変更態様は当業者にとって自明であろう。それ故、本発明の精神及び範囲から逸脱しない限り、前記特許請求の範囲はかかる変更態様の全てを包括するものと解すべきである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一態様に係わるガスタービンエンジンのタービン領域の軸方向部分断面図である。
【図２】本発明の好適な実施の態様に係わる図１の第２段タービンノズルの一部分の等角図である。
【図３】本発明の実施の一態様に従って内部バンドに分断された前方フックを有する図２のノズルセクタの等角図である。
【図４】本発明の別の実施の態様に従って複心すみ肉を有する１枚のノズル静翼及びそれを取付けた外部バンドの半径方向断面図である。
【図５】図２に示された１枚の静翼のスパン中央部の線５−５に関する半径方向断面図である。
【図６】図１〜５に示された第２段ノズル静翼中に含まれる衝撃導風板の凸面側の等角図である。
【図７】図６に示された衝撃導風板の凹面側の等角図である。
【図８】図６及び７に示された衝撃導風板の前縁に対面する等角図である。
【符号の説明】
１０  ガスタービンエンジン
１２  中心軸線
１４  空気
１６  燃焼器
１８  燃焼ガス
２０  高圧タービン
２２  第１段ステータノズル
２４  第１段タービン動翼
２６  第２段ステータノズル
２８  静翼
２８ａ  加圧側壁
２８ｂ  吸引側壁
２８ｃ  前縁
２８ｄ  後縁
３０  外部バンド
３２  内部バンド
３４  ケーシング
３６  前方フック
３６ａ  内側リップ
３６ｂ  外側リップ
３８  後方フランジ
４０  ロータシール
４２  保持溝穴
４４  複心すみ肉
４６  空洞
４８  衝撃導風板
４８ａ  凹面側
４８ｂ  凸面側
５０  衝撃穴
５０ｂ  大きい衝撃穴
５２  後縁排出孔
５４  無孔領域
５６  パッド
【図１】
0004509287.tif 000002
【図２】
0004509287.tif 000003
【図３】
0004509287.tif 000004
【図４】
0004509287.tif 000005
【図５】
0004509287.tif 000006
【図６】
0004509287.tif 000007
【図７】
0004509287.tif 000008
【図８】
0004509287.tif 000009