(57)【要約】【課題】金属物体によって支持されながら、高温に曝されたときに、セラミック系物体内の熱応力を制御するアセンブリ（２０）および方法を提供すること。【解決手段】アセンブリ（２０）は、金属材料で形成され、反対側に配置された第１および第２の表面を有する第１の本体（２４）と、セラミック系材料で形成され、その第１の表面から第１の本体（２４）によって支持された第２の本体（２２）とを備えている。第１および第２の本体（２４、２２）は、第２の本体（２２）および第１の本体（２４）の第１の表面（２６）が熱いガスを流すことによって直接衝突するように、熱いガス経路内に配置されている。アセンブリ（２０）はさらに、第１の本体（２４）の第２の表面（２８）から突起するほぼ均一なパターンのフィン（３０）、および／または第１の本体（２４）と第２の本体（２２）の間に、第１の本体（２４）に対して第２の本体（２２）を積極的に保持し、第１の本体（２４）から第１の本体（２４）を遮熱するインターフェイス構造（３２）を備えている。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
金属材料で形成され、第１の表面（２６）および反対側に配置された第２の表面（２８）を有する第１の本体（２４）と、セラミック系材料で形成され、前記第１の本体（２４）の前記第１の表面（２６）から前記第１の本体（２４）によって支持された第２の本体（２２）とを備えるアセンブリ（２０）において、前記第１および第２の本体（２４、２２）は、前記第２の本体（２２）および前記第１の本体（２４）の前記第１の表面（２６）が熱いガスを流すことによって直接衝突するように、熱いガス経路内に配置されているアセンブリであって、
ほぼ均一なパターンのフィン（３０）が、前記第１の本体（２４）の第２の表面（２８）から突起し、前記フィン（３０）は、前記第１の本体（２４）の剛性を大きくし、前記第１の本体（２４）からの熱伝達を促進するのに十分な寸法をしていることを特徴とするアセンブリ。
【請求項２】
前記フィン（３０）は、前記第１の本体（２４）と一体形成されていることを特徴とする、請求項１記載のアセンブリ（２０）。
【請求項３】
前記第１の本体（２４）は前記第１の本体（２４）の前記第１の表面（２６）に凹部（３８）を有し、前記アセンブリ（２０）はさらに、前記第１の本体（２４）と第２の本体（２２）の間にインターフェイス構造（３２）を有し、前記インターフェイス構造（３２）は、前記凹部（３８）に受けられ、前記第１の本体（２４）と第２の本体（２２）の間に配置された弾力性のある密封部材（３４）を備え、前記インターフェイス構造（３２）はさらに、前記第１および第２の本体（２４、２２）とは別に形成され、前記弾力性のある密封部材（３４）で前記凹部（３８）に受けられ、前記弾力性のある密封部材（３４）と前記第２の本体（２２）の間に配置されたセラミックサドル（３６）を備えていることを特徴とする、請求項１記載のアセンブリ（２０）。
【請求項４】
第１および第２の本体（２４、２２）を備えるアセンブリ（２０）において、前記第１の本体（２４）は、金属材料で形成され、第１の表面（２６）、反対側に配置された第２の表面（２８）、および前記第１の表面（２６）に凹部（３８）を有し、前記第２の本体（２２）は、セラミック系材料で形成され、前記第１の本体（２４）の前記第１の表面（２６）から前記第１の本体（２４）によって支持されており、前記第１および第２の本体（２４、２２）は、前記第２の本体（２２）および前記第１の本体（２４）の前記第１の表面（２６）が熱いガスを流すことによって直接衝突するように、熱いガス経路内に配置されているアセンブリであって、
インターフェイス構造（３２）が前記第１の本体（２４）と第２の本体（２２）の間に配置されると共に、前記凹部（３８）に受けられ、前記第１の本体（２４）と第２の本体（２２）の間に配置された弾力性のある密封部材（３４）を備え、さらに前記第１および第２の本体（２４、２２）とは別に形成され、前記弾力性のある密封部材（３４）で前記凹部（３８）に受けられ、前記弾力性のある密封部材（３４）と前記第２の本体（２２）の間に配置されたセラミックサドル（３６）を備えていることを特徴とするアセンブリ。
【請求項５】
前記セラミックサドル（３６）および前記弾力性のある密封部材（３４）は、間に合いじゃくり結合部を画定することを特徴とする、請求項３または４記載のアセンブリ（２０）。
【請求項６】
前記弾力性のある密封部材（３４）は、静翼（２２）とプラットフォーム（２４）の間に連続している織物シート材料を含むことを特徴とする、請求項３乃至５のいずれか１項記載のアセンブリ（２０）。
【請求項７】
前記セラミックサドル（３６）はモノリシックセラミック材料で形成されていることを特徴とする、請求項３乃至６のいずれか１項記載のアセンブリ（２０）。
【請求項８】
冷却空気は前記第１の本体（２４）の前記第２の表面（２８）に衝突することを特徴とする、請求項１乃至７のいずれか１項記載のアセンブリ（２０）。
【請求項９】
前記アセンブリ（２０）はガスタービンエンジンのノズル部分（２０）であり、前記第１の本体（２４）は前記ノズル部分（２０）のプラットフォーム（２４）であり、前記第２の本体（２２）は前記ノズル部分（２０）の静翼（２２）であることを特徴とする、請求項１乃至８のいずれか１項記載のアセンブリ（２０）。
【請求項１０】
前記第２の本体（２２）が前記第１の本体（２４）と第３の本体の間にあるように、前記第１の本体（２４）と反対側で前記第２の本体（２２）を支持する第３の本体をさらに備える、請求項１乃至９のいずれか１項記載のアセンブリ（２０）。
【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セラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）部品などの、ＣＭＣ物体に関する。より詳細には、本発明は金属構造物に支持されながら、高熱に曝された場合にＣＭＣ物体内に存在する熱誘導応力を制御するアセンブリおよび方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
効率を上げるために、ガスタービンエンジンにはより高い作業温度が連続的に求められる。しかし、作業温度が上昇すると、エンジンの部品の高温耐性をそれに応じて上げなければならない。高温能力の明らかな進歩は、鉄、ニッケル、コバルト系超合金の形成により達成された。それにも関わらず、タービン、燃焼器、およびオーグメンタなどのガスタービンエンジンの特定部分で適切な耐用年数を示すためには、超合金部品はしばしば、空冷されるならびに／またはある形態の熱および／もしくは環境コーティングシステムによって保護されなければならない。
【０００３】
一例として、図１および２は、一緒に連結された場合にガスタービンエンジンの環状高圧タービン（ＨＰＴ）ノズルアセンブリを形成するいくつかのノズル部分の１つであるノズル部分１０を示している。部分１０は、多数の静翼１２でできており、それぞれエーロフォイルを画定し、外側および内側プラットフォーム（バンド）１４と１６の間に伸びている。静翼１２およびプラットフォーム１４、１６は別個に形成し、その後プラットフォーム１４、１６内に画定された開口部内で各静翼１２の端部をろう付けすることなどによって組み立てることができる。別の方法では、部分１０全体を一体的な鋳物として形成することができる。エンジンの高圧タービン部に配置されている結果として、静翼１２および静翼１２に面するプラットフォーム１４、１６の表面は、エンジンの燃焼器からの熱い燃焼ガスに曝される。圧縮機抽気はしばしば、静翼１２およびプラットフォーム１４、１６に供給されて、衝突および膜冷却技術などで強制空気冷却を行なう。遮熱コーティング（ＴＢＣ）システムは普通、熱い燃焼ガスに曝された静翼１２およびプラットフォーム１４、１６の表面に塗布されて、環境保護を提供し、部分１０への熱伝達を少なくする。
【０００４】
予測されるように、ノズル部分１０は、一時的なエンジン動作状態の間、加熱および冷却された場合にそれぞれ、伸縮する。実用温度を最小限に抑えるように熱保護が備えられているが、熱いガス経路内に直接静翼１２を配置することにより、静翼１２がプラットフォーム１４、１６によるものよりかなり高い温度を維持することになる。その結果、静翼１２およびプラットフォーム１４、１６が、広く使用されているニッケル系超合金などの同様の材料で形成される状況では、静翼１２はプラットフォーム１４、１６より大きく伸縮し、それによって部分１０内にかなりの熱誘導歪みおよび応力が誘導される。さらに、燃焼ガス、および放熱板として機能するプラットフォーム１４、１６による直接加熱により、かなりの温度勾配が各静翼１２の長さに沿って存在し、それによってさらに静翼１２内の熱誘導応力が増加する。
【０００５】
ガスタービンエンジンが効率を上げることを求めたより高い作動温度を考慮して、炭化珪素（ＳｉＣ）含有ＣＭＣなどのセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料が、タービン静翼、ブレード、シュラウド、燃焼器ライナ、およびガスタービンエンジンの他の高温部品を含む、ガスタービンエンジンの特定の部品用の材料として提案されてきた。ＣＭＣ材料は、現在使用されている超合金よりはるかに高い温度能力を有し、それによってガスタービンエンジンの熱いガス経路内で保持される温度に耐えることがより可能である。使用される的確な材料によって、ＣＭＣ静翼１２はまた普通、比較的低い熱膨張係数（ＣＴＥ）を有し、プラットフォーム１４、１６と比較して、静翼１２によって維持されるより高い温度によって熱誘導された歪みおよび応力がより低くなることになる。しかし、ＣＭＣ材料はまた、超合金よりもかなり小さな延性、およびかなり低い熱伝導性を有して、ＣＭＣ静翼は特に、熱誘導応力および歪みからの損傷を受けやすくなる。その結果、超合金プラットフォーム（例えば、１４および１６）で支持されたＣＭＣ静翼（例えば、１２）を導入する一般的な方法は、プラットフォームに対する静翼の差動熱移動（differential thermal movement）を可能にするように、プラットフォームで静翼の端部を支持することである。有名な方法が、同一の譲受人に譲渡されたＯｌｓｅｎ他の米国特許第５，６３０，７００号、およびＤａｒｏｌｉａ他の米国特許第６，４６４，４５６号に記載されている。
【特許文献１】米国特許第５，６３０，７００号公報
【特許文献２】米国特許第６，４６４，４５６号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
Ｏｌｓｅｎ他特許およびＤａｒｏｌｉａ他特許によって提示された上記進歩にも関わらず、金属プラットフォームによって支持されるＣＭＣ静翼を有するノズルアセンブリを完全に導入するため、さらなる改良が望ましいだろう。詳細には、温度ならびに熱誘導応力および歪みを小さくするだけでなく、約６００°Ｆ／インチ（約１２４℃／ｃｍ）を超えることが時々観察されたＣＭＣ静翼１２内に存在する可能性があるかなりの温度勾配を最小限に抑えるため、金属プラットフォームへのＣＭＣ静翼のインターフェイスおよび取付を改良することが望ましいだろう。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明は概して、金属物体によって構造的に支持されながら高温に曝されたときに、セラミック系物体内の熱応力を制御するアセンブリおよび方法を提供する。
【０００８】
このアセンブリは、金属材料で形成され、反対側に配置された第１および第２の表面を有する第１の本体と、セラミック系材料で形成され、第１の本体によって第１の表面で支持された第２の本体とを備えている。第１および第２の本体は、第２の本体および第１の本体の第１の表面が熱いガスを流すことによって直接衝突するように、熱いガス経路内に配置されている。本発明の第１の態様によると、アセンブリはさらに、第１の本体の第２の表面から突起するほぼ均一なパターンのフィンを備えている。フィンは、第１の本体の剛性を大きくし、第１の本体からの熱伝達を促進するのに十分な寸法をしている。本発明の好ましい態様によると、フィンはさらに、第１および第２の本体内でより均一な温度を実現し、第１の本体の熱量を最小限に抑えることができる程度に第１の本体の剛性を大きくするように働く。
【０００９】
本発明の第２の態様によると、アセンブリはさらに、第１の本体と第２の本体の間にインターフェイス構造を有する。インターフェイス構造は、第１の本体と第２の本体の間に配置され、第１の本体の第１の表面の凹部内に受けられる弾力性のある密封部材と、第１および第２の本体とは別個に形成され、弾力性のある密封部材で凹部内に受けられ、弾力性のある密封部材と第２の本体の間に配置されたセラミックサドルとを備えている。本発明のこの態様によると、セラミックサドルおよび弾力性のある密封部材は、第２の本体を第１の本体に対して積極的に保持し、第２の本体内の熱勾配などによって生じる第２の本体内の熱応力を小さくするように第１の本体から第１の本体を遮熱するのを助けるように協働する。
【００１０】
本発明の方法は普通、第１の表面、および反対側に配置された第２の表面から突起するほぼ均一なパターンのフィンを有するように金属材料の第１の本体を形成するステップを含む。フィンは、第１の本体の剛性を大きくし、第１の本体からの熱伝達を促進するのに十分な寸法をしている。セラミック系材料の第２の本体は、第１の本体の第１の表面から支持されている。得られたアセンブリは、第２の本体および第１の本体の第１の表面が熱いガスを流すことによって直接衝突するように、熱いガス経路内に配置されている。
【００１１】
上記のことから、本発明は特に、セラミック系静翼が１対のプラットフォームによって、その間に支持される場合に、ガスタービンエンジンのノズルアセンブリに特に適用することができることが分かる。
【００１２】
本発明の他の目的および利点は、以下の詳細な説明からより理解されるだろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
図３から５は、同様に構成された部分で組み立てられた場合に、ガスタービンエンジンの環状ＨＰＴノズルアセンブリを形成するノズル部分２０の一部を略図的に示している。ノズル部分２０は図では、単一のプラットフォーム２４によって支持された単一の静翼２２を含んでいるが、多数の静翼を第２のプラットフォームと組み合わせてプラットフォーム２４によって支持することができ、それによって図１および２に示すのとほぼ同様の構造になることが理解できるだろう。静翼２２は図では中空であるが、支柱、円材、機械的支持用インサート、改良型内部冷却用バッフルなどを有するように構成された静翼を含む様々な構成が可能である。本発明はＨＰＴノズルアセンブリに関して説明するが、本発明の利点は、これに限らないが、低圧タービン（ＬＰＴ）ノズルアセンブリ、およびガスタービンエンジンの他の熱い部分部品を含む、様々な他の部品に適用することができることを理解されたい。
【００１４】
プラットフォーム２４は、ガスタービンエンジンでの使用に適切なタイプの単晶ニッケル、コバルト、または鉄系超合金などの従来の材料で形成することができる。従来の手法はまた、同一または同様の超合金の静翼２２を形成することであり、それによって静翼２２およびプラットフォーム２４は、エンジン動作中に熱誘導歪みおよび応力を最小限に抑えるように、同様のＣＴＥおよび熱伝導性を有する。しかし、本発明によると、静翼２２はセラミック系材料、より好ましくはＳｉＣ／ＳｉＣ（補強材／マトリックス）ＣＭＣなどのＣＭＣ材料で形成されている。しかし、本発明は様々なセラミック系および金属材料とニッケルアルミナイド（ＮｉＡｌ）などの合金材料、ならびに特にかなり異なるＣＴＥおよび／または熱伝導性との組合せにつながるこれらの材料の組合せの使用に適用することができることを理解すべきである。例えば、静翼２２に対して特に利益のあるＣＭＣ材料は、それぞれ、ＣＴＥおよび熱伝導性が普通は約７．３ｘ１０−６から約８．５ｘ１０−６インチ／インチ・°Ｆ（約３．３ｘ１０−４から約３．９ｘ１０−４ｍｍ／ｍｍ・℃）および約６．８から約１４．６ＢＴＵ／ｈｒ・ｆｔ・°Ｆ（約１１．８から約２５．３Ｗ／ｍＫ）であるニッケル系超合金と比較して、それぞれ、約１．９ｘ１０−６から約２．３ｘ１０−６インチ／インチ・°Ｆ（約８．７ｘ１０−５から約１．９ｘ１０−４ｍｍ／ｍｍ・℃）および約７．８から約１９．６ＢＴＵ／ｈｒ・ｆｔ・°Ｆ（約１３．５から約３３．９Ｗ／ｍＫ）の範囲のＣＴＥおよび熱伝導性を有する。このようなＣＴＥの違いが、熱伝導性および熱量が効果を示す場合に、特に一時的なエンジン状態で静翼２２とプラットフォーム２４の間にかなり異なる熱移動を引き起こす可能性がある。
【００１５】
図３から５で見ると、静翼２２はプラットフォーム２４の表面２６から支持されている。図３から５に示す特定の実施形態では、プラットフォーム２４はエンジン内で静翼２２から径方向内側に向いており、それによってノズル部分２０の内側プラットフォーム（またはバンド）と言うことができる。ガスタービンエンジン上に設置された場合、静翼２２およびプラットフォーム２４の表面２６は、燃焼器（図示せず）によって排出され、エンジンの熱いガス経路に沿って流れる熱い燃焼ガスが直接衝突する。したがって、静翼２２およびプラットフォーム２４は両方とも、エンジン動作中に強い加熱が行なわれる。したがって、抽気を静翼２２の反対側でプラットフォーム２４の内側表面２８に向けることによって、および／またはその一部を静翼２２の表面上で膜冷却孔（図示せず）を通して任意選択で排出することができる抽気を静翼２２を通して流すことによって、プラットフォーム２４の裏面冷却などにより静翼２２およびプラットフォーム２４を冷却するように、エンジンの圧縮機（図示せず）から圧縮空気の一部を引く抽気システムを利用することができる。このような冷却技術は当技術分野ではよく知られており、したがってさらなる説明は必要ない。
【００１６】
図３から５から明らかなように、プラットフォーム２４は、その内側表面２８から突起するフィン３０を備えるように構成されている。フィン３０は、プラットフォーム２４の剛性を大きくする補強材として働くのに十分な寸法をしており、それによってプラットフォーム２４の断面厚さを最小限に抑えてプラットフォーム２４の熱量を少なくすることが可能になる。その結果、プラットフォーム２４の熱慣性が小さくなって、裏面冷却でプラットフォーム２４からのより急速な熱伝達を促進する。フィン３０はまた、放熱することができる表面積が大きいことにより、プラットフォーム２４からの放射熱伝達を促進する二次的な役割を果たすことが好ましい。プラットフォーム２４の長さに沿ったフィン３０の適切な寸法は普通、（表面２８に平行な）厚さが約２から約３ｍｍであり、（表面２８に垂直な）高さが約２．５から約１０ｍｍである。図３から５に示す実施形態では、フィン３０の高さは静翼２２の直ぐ下で増加して、プラットフォーム２４の外側表面２６内に画定された凹部３８（以下により詳細に示す）を構造的に収納する。プラットフォーム２４内のより均一な温度を促進するため、フィン３０は、約６から約１３ｍｍのフィン３０の間の適切な均一な間隙を有して、図３から５に示す平行パターンなどのほぼ均一なパターンを画定するように構成されていることが好ましい。フィン３０によるプラットフォーム２４に対する剛性が大きいので、プラットフォーム２４（フィン３０を除く）の断面厚さを、例えば約１５から約２５パーセントだけ小さくすることができ、同じレベルの剛性を保持し、同時にプラットフォーム２４に対して約１０から２０％以上の熱量減少につながる。フィン３０は、プラットフォーム２４の全周長さに伸びており、ガスタービンエンジンノズルアセンブリ用のプラットフォームを製造するのに使用される既知のあらゆるタイプの鋳造過程中などに、プラットフォーム２４の残りと一体形成されていることが好ましい。別の方法では、フィン３０は、別個に形成し、溶接、ろう付けなどによって取り付けることができる。
【００１７】
静翼２２は図３から５では、静翼２２とプラットフォーム２４の間に弾力性のある低熱伝導性経路を提供するインターフェイス構造３２でプラットフォーム２４に取り付けられている。インターフェイス構造３２は図では、シール３４およびサドル３６を備えており、両方ともプラットフォーム２４の外側表面２６内に画定された上記凹部３８内に入れられている。凹部３８は、静翼２２の積極的な軸方向および接線方向保持を行ない、その効果はプラットフォーム２４の内側表面２８を通して、図４の凹部３８の直ぐ下に示すより高いフィン３０内に伸びるように凹部３８を形成することによって促進することができる。シール３４およびサドル３６は共に図４では、凹部３８を完全に埋めており、静翼２２およびプラットフォーム２４の対向する表面の間で連続している。
【００１８】
シール３４は主に、静翼２２とプラットフォーム２４の間に所望の弾力性のある相互連結を提供し、また静翼２２とプラットフォーム２４の間のガス漏洩および熱伝達を抑制するように働く。シール３４は、布シールと呼ぶことができるもの、つまり繊維で織られた織物タイプのシート材料の形であることが好ましい。高圧タービン内の燃焼ガスの高温に耐えるため、繊維は酸化物分散強化（ＯＤＳ）材料で形成されていることが好ましいが、他の高温材料の使用も予測可能である。十分な弾力性を得て、所望の遮熱レベルを提供するため、シール３４は（表面２６に垂直な）厚さが少なくとも２から３ｍｍであり、気孔率が約０．５から約１．０％であることが好ましい。さらに、シール３４は、過去に提案したようなＣＭＣ静翼の基部を囲む環状ロープシールの使用と対照的に、静翼２２の下で連続していることが好ましい。シール３４はまた、静翼２２とプラットフォーム２４の間の圧縮荷重の場合の圧縮に耐えるのに十分な強度および剛性を有していなければならない。上記事項を考慮して、シール３４として使用するのに適切な材料の一例は、ＰＭ２０００の名前でＰｌａｎｓｅｅ  ＧｍｂＨから市販されているＯＤＳ  ＦｅＣｒＡｌ合金である。
【００１９】
サドル３６は、好ましくはセラミック系材料、より好ましくはＳｉＣなどの予め成形されたモノリシックセラミック材料で形成されている。予め成形されたモノリシックは、プラットフォーム２４の表面２６に平行および垂直なサドル３６の部分を結合する小さな半径のフィレットなどのサドル３６の幾何形状の比較的正確な制御の要求により、ＣＭＣ材料を凌いで好ましいと考えられている。シール３４によって提供された弾力性のある連結を干渉することなく、サドル３６は、凹部３８によって画定された段付きショルダ４２に当接することによってプラットフォーム２４に対する静翼２２の積極的な保持を行なう。サドル３６の縁部およびショルダ４２の間の当接支持配置はまた、プラットフォーム２４と反対側の静翼２２の端部での適当な支持と組み合わせて、サドル３６によるシール３４の圧縮を抑制する。好ましい実施形態では、サドル３６はシール３４を故意に圧縮しない。サドル３６のセラミック材料はまた、静翼２２とプラットフォーム２４の間の熱伝達を抑制するように、インターフェイス構造３２内で追加の遮熱を行なう。構造的強度に対して十分な厚さを有するように、プラットフォーム２４の表面２６と平行および垂直なサドル３６の部分はそれぞれ、厚さが少なくとも２．５から５ｍｍであることが好ましい。プラットフォーム２４の表面２６の下の段付きショルダ４２の深さは、凹部３８内のサドル３６の部分の厚さと等しいことが好ましく、それによってサドル３６のその部分は表面２６とほぼ同一平面上にある。
【００２０】
サドル３６、静翼２２、および凹部３８はプラットフォーム２４の表面２６上では、図４から明らかなように、間に合いじゃくり結合部（シップラップ結合部）を形成する相補的構成を有する。詳細には、シール３４およびサドル３６は両方とも図では、互いに、また静翼２２の壁面に画定された凹部４０に入れられたＬ字形断面をしており、表面２６に平行な平面、および表面２６に垂直な平面の両方に重なり部を画定する。一連の合いじゃくり結合部の存在は、静翼２２とプラットフォーム２４の間のガス漏洩を少なくするように働く。
【００２１】
上に記したように、フィン３０は、プラットフォーム２４からの放熱伝達を促進し、プラットフォーム２４の熱量を少なくすることによって、プラットフォーム２４の温度を下げるように働く。図３から５に示すシール３４およびサドル３６の組合せで、インターフェイス構造３２はプラットフォーム２４から静翼２２を遮熱し、それによって構造的損傷を引き起こす可能性がある静翼２２内の熱勾配が小さくなる。インターフェイス構造３２はさらに、静翼２２をエンジン動作中に破損させる可能性がある、静翼２２内の熱誘導歪みおよび応力を小さくした温度偏位中に、静翼２２をプラットフォーム２４に対して伸縮させることが可能なように、静翼２２をプラットフォーム２４に固定することを可能にする。より詳細には、静翼２２は径方向にも横方向にも収縮することが可能であり、横方向はエンジンの周および軸方向を含む。プラットフォーム２４の反対側の静翼２２の端部は、より剛性の大きい取付技術の使用を含む、従来技術と同じ方法、または任意選択で一致する方法で、第２のプラットフォーム（図１の外側プラットフォーム１４に対応する）に固定することができる。いずれの方法でも、インターフェイス構造３２は潜在的に、静翼２２とそのプラットフォーム２４の間に十分弾力性のある連結を提供することができて、図１および２に示すものなどの多数のノズル部分からノズルアセンブリを構築する従来の実施を避け、代わりに単一の連続リングとして内側プラットフォーム２４（および外側プラットフォーム）を形成することが可能である。
【００２２】
本発明は特定の実施形態に関して説明してきたが、当業者には他の形態を取り入れることが可能であることが自明である。例えば、静翼２２、プラットフォーム２４、フィン３０、およびインターフェイス構造３２は、図に示すものと異なるように構成することができ、それでもまだ本発明の意図する目的の１つまたは複数を達成することができる。したがって、本発明の範囲は頭記の特許請求の範囲によってのみ限定されるものである。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】ガスタービンエンジン用ノズル部分、および本発明から利益を得ることができるタイプの斜視図である。
【図２】ガスタービンエンジン用ノズル部分、および本発明から利益を得ることができるタイプの横断面図である。
【図３】本発明の好ましい一実施形態により構成されたノズルアセンブリの一部を示す斜視図である。
【図４】図３の切断線４−４に沿った、図３のノズルアセンブリの横断面図である。
【図５】図４の切断線５−５に沿った、図３のノズルアセンブリの断面図である。
【符号の説明】
【００２４】
１０  部分
１２  静翼
１４  プラットフォーム
１６  プラットフォーム
２０  部分
２２  静翼
２４  プラットフォーム
２６  表面
２８  表面
３０  フィン
３２  構造
３４  シール
３６  サドル
３８  凹部
４０  凹部
４２  ショルダ
【図１】
2007107524.tif 000003
【図２】
2007107524.tif 000004
【図３】
2007107524.tif 000005
【図４】
2007107524.tif 000006
【図５】
2007107524.tif 000007