(57)【要約】【課題】ガスタービンエンジンの可変静翼アセンブリを提供する。【解決手段】可変静翼アセンブリ（１０）は可変静翼エーロフォイル（１２）と、弧状前部シュラウド（１４）と、弧状後部シュラウド（１６）を含む。エーロフォイルはガスタービンエンジンの圧縮機内に配置可能とされる。エーロフォイルは耐摩耗性コーティングを有する静翼ステム（２２）を有し、静翼ステムは圧縮機内に配置されたとき半径方向内向きに突出する。弧状前部シュラウドは耐摩耗性コーティングを有する第１の表面溝を有し、弧状後部シュラウドは耐摩耗性コーティングを有する第２の表面溝を有する。弧状前後部シュラウドは、第１および第２の表面溝が互いに静翼ステムを内蔵する孔を画定する状態で配置可能とされる。静翼ステムの耐摩耗性コーティングは、介在の潤滑剤の他に、静翼ステムが孔内で回転しているとき第１および第２の表面溝の耐摩耗性コーティングに接触する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ａ）ガスタービンエンジン（２０）の圧縮機（１８）内に配置可能な可変静翼エーロフォイル（１２）であって、耐摩耗性コーティング（２４）を有する静翼ステム（２２）を有し、前記静翼ステムが前記圧縮機内に配置されたとき半径方向内向きに突出する可変静翼エーロフォイルと、
ｂ）耐摩耗性コーティング（２８）を有する第１の表面溝（２６）を有する弧状前部シュラウド（１４）と、
ｃ）耐摩耗性コーティング（３２）を有する第２の表面溝（３０）を有する弧状後部シュラウド（１６）とを備え、前記弧状前後部シュラウドは、前記第１および第２の表面溝が互いに前記静翼ステムを内蔵する孔（３４）を画定する状態で配置可能とされ、前記静翼ステムの前記耐摩耗性コーティングは、介在の潤滑剤の他に、前記静翼ステムが前記孔内で回転しているとき前記第１および第２の表面溝の前記耐摩耗性コーティングに接触する可変静翼アセンブリ（１０）。
【請求項２】
耐摩耗性コーティングを有する静翼ステム（２２）を有する複数の追加の可変静翼エーロフォイル（１２’）をも含み、前記弧状前後部シュラウドは耐摩耗性コーティングされた追加の第１および第２の表面溝（２６’および３０’）の複数の対を有し、前記弧状前後部シュラウドは、前記耐摩耗性コーティングされた追加の第１および第２の表面溝の対が、前記追加の可変静翼エーロフォイルの前記耐摩耗性コーティングされた静翼ステムの対応する１つを内蔵する複数の追加の孔（３４’）を画定する状態で配置可能とされる請求項１記載の可変静翼アセンブリ。
【請求項３】
前記弧状前後部シュラウドはそれぞれ少なくとも３０度の周方向角度を有する請求項２記載の可変静翼アセンブリ。
【請求項４】
前記弧状前部シュラウドは実質的に１８０度の周方向角度を有し、前記弧状後部シュラウドは実質的に１８０度の周方向角度を有する請求項３記載の可変静翼アセンブリ。
【請求項５】
前記第１および第２の表面溝の前記耐摩耗性コーティングは前記孔内における前記静翼ステムの回転による摩擦を減らすために潤滑される請求項１記載の可変静翼アセンブリ。
【請求項６】
前記静翼ステムの前記耐摩耗性コーティングは前記孔内における前記静翼ステムの回転による摩擦を減らすために潤滑される請求項１記載の可変静翼アセンブリ。
【請求項７】
前記静翼ステムと前記第１および第２の表面溝との前記耐摩耗性コーティングは本質的にセラミックから成る請求項１記載の可変静翼アセンブリ。
【請求項８】
前記セラミックは本質的に炭化タングステンから成る請求項７記載の可変静翼アセンブリ。
【請求項９】
前記静翼ステムは、前記静翼ステムが前記孔に内蔵されたときに前記弧状前後部シュラウドの少なくとも一部に重畳される環状のフランジ（３６）で終わる請求項１記載の可変静翼アセンブリ。
【請求項１０】
前記静翼ステムが前記孔内に内蔵されたときに前記弧状前後部シュラウドに挿通される前後部シュラウド止めボルト（３８）をも含む請求項９記載の可変静翼アセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概ねガスタービンエンジンに関し、より具体的にはガスタービンエンジンの可変静翼アセンブリに関する。
【背景技術】
【０００２】
可変静翼アセンブリは、１９５０年以来、航空機ガスタービンエンジン圧縮機に使用されてきている。そのような圧縮機は、静翼の列と回転動翼の列とを交互に内蔵する。可変静翼列の静翼エーロフォイルは、その長手軸中心に様々な空気流が入来する様々な位置に回転し、回転する圧縮機動翼の隣り合う下流の列に直面する空気流を直進させる。各静翼エーロフォイルは半径方向内向きに突出する静翼ステムを有し、その静翼ステムは内側シュラウドセクタの孔内の重合体ブシュ内で回転するのが一般的とされる。一般的な内側シュラウドセクタは約３０度の周方向角度を有し、各静翼を収容しそれぞれに静翼ステムを囲繞するブシュを内蔵する孔を有する。内側シュラウドセクタは、圧縮機空気流路を画定する助けとなる。一般的な内側シュラウドセクタは２つの静翼ステム線接触止めピンを有し、止めピンは静翼ステムの溝内に位置決めされて孔内の全ての静翼ステムを保持する助けとなる。シール支持材がシュラウドセクタに取り付けられる。３０乃至１８０度の内側シュラウドセクタが知られている。
【特許文献１】米国特許第６，３８６，７６３号公報
【特許文献２】米国特許第６，１４６，０９３号公報
【特許文献３】米国特許第６，１３９，２６１号公報
【特許文献４】米国特許第６，０８６，３２７号公報
【特許文献５】米国特許第５，７９６，１９９号公報
【特許文献６】米国特許第４，６０４，０３０号公報
【特許文献７】ヨーロッパ特許第１２０５６３９号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
今なお、科学者およびエンジニアは可変静翼アセンブリの改良を探求し続けている。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の実施形態の第１表現は、可変静翼エーロフォイル、弧状の前部シュラウド、および弧状の後部シュラウドを含む可変静翼アセンブリとされる。エーロフォイルはガスタービンエンジンの圧縮機内に配置することが可能とされる。エーロフォイルは耐摩耗性コーティングを有する静翼ステムを有し、静翼ステムは圧縮機内に配置されたとき半径方向内向きに突出する。弧状前部シュラウドは耐摩耗性コーティングを有する第１の表面溝を有し、弧状後部シュラウドは耐摩耗性コーティングを有する第２の表面溝を有する。弧状前後部シュラウドは、第１および第２の表面溝が互いに静翼ステムを内蔵する孔を画定する状態で配置可能とされる。静翼ステムの耐摩耗性コーティングは、介在の潤滑剤の他に、静翼ステムが孔内で回転しているとき第１および第２の表面溝の耐摩耗性コーティングに接触する。
【０００５】
本発明の実施形態の第２表現は、可変静翼エーロフォイル、弧状の前部シュラウド、および弧状の後部シュラウドを含む可変静翼アセンブリとされる。エーロフォイルはガスタービンエンジンの圧縮機内に位置する。エーロフォイルは半径方向内向きに突出する耐摩耗性コーティングを有する静翼ステムを有する。弧状前部シュラウドは耐摩耗性コーティングを有する第１の表面溝を有し、弧状後部シュラウドは耐摩耗性コーティングを有する第２の表面溝を有する。弧状前後部シュラウドは、第１および第２の表面溝が互いに静翼ステムを内蔵する孔を画定する状態で位置決めされる。静翼ステムの耐摩耗性コーティングは、介在の潤滑剤の他に、静翼ステムが孔内で回転しているとき第１および第２の表面溝の耐摩耗性コーティングに接触する。
【０００６】
本発明の実施形態の第１および／または第２表現の１つの例においては、ブシュをなくすことによって、一層軽量化した設計が得られる。当該例もしくは別の例では、静翼ステムは環状のフランジで終わり、同フランジは静翼ステムが孔に内蔵されたときに弧状前後部シュラウドの少なくとも一部に重畳され、その孔は従来の線接触止めピンより静翼ステムの半径方向保持構成が優れている。当該例もしくは別の例では、耐摩耗性コーティングは本質的に炭化タングステンから成り、それによって実質的に摂氏２０４度（華氏４００度）乃至実質的に摂氏５３８度（華氏１０００度）の使用温度に対して優れた耐摩耗性が得られる。この温度範囲は最新のガスタービンエンジン設計のための可変静翼アセンブリが直面する範囲と予想され、この温度範囲は従来の重合体ブシュあるいは黒鉛ブシュの使用温度限界を超える。
【０００７】
添付の図面は本発明の実施形態を示す。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
次に図面を参照すると、図１から６は本発明の実施形態を開示する。図１から６の実施形態の第１表現は可変静翼アセンブリ１０とし、これに可変静翼エーロフォイル１２、弧状の前部シュラウド１４、および弧状の後部シュラウド１６を含む。エーロフォイル１２はガスタービンエンジン２０の圧縮機１８内に配置可能とされる（エンジンの圧縮機の内側シュラウドおよび静翼部分のみ図１に示す）。エーロフォイル１２は耐摩耗性コーティング２４を有する静翼ステム２２を有し、静翼ステム２２は圧縮機１８内に配置されたとき半径方向内向きに突出する。弧状前部シュラウド１４は耐摩耗性コーティング２８を有する第１の表面溝２６を有し、弧状後部シュラウド１６は耐摩耗性コーティング３２を有する第２の表面溝３０を有する。弧状前後部シュラウド１４および１６は、第１および第２の表面溝２６および３０が互いに静翼ステム２２を内蔵する孔３４を画定する状態で配置可能とされる。静翼ステム２２の耐摩耗性コーティング２４は、介在の潤滑剤の他に、静翼ステム２２が孔３４内で回転しているとき第１および第２の表面溝２６および３０の耐摩耗性コーティング２８および３２に接触する。１つの実施例では、弧状前後部シュラウド１４および１６により内側シュラウド区分が画定される。
【０００９】
構成要素の耐摩耗性コーティングとは、そのコーティングに接触して相対運動中の摩擦面からのアブレシブ摩耗に対してそのコーティングの耐性がより強く、その構成要素に同じく接触して相対運動中の同じ摩擦面からのアブレシブ摩耗に対してその構成要素の耐性がより弱いコーティングを指すことに留意されたい。１つの実施例では、耐摩耗性コーティングの厚さは実質的に０．１０乃至０．１５ミリメートルとされる。また、「介在の潤滑剤の他に」は介在する潤滑剤を必要とすると解釈するべきではないことにも留意されたい。さらに、２つの構成要素が回転しているとき相互接触すると記載しても、その構成要素が回転していないときに相互接触することを妨げるものではないことに留意されたい。
【００１０】
図１から６の実施形態の第１表現の１つの可能な態様においては、可変静翼アセンブリ１０は、耐摩耗性コーティングされた静翼ステムを有する（実質的にエーロフォイル１２に同一の）複数の追加の可変静翼エーロフォイル１２’を含む。１つの変形形態では、弧状前後部シュラウド１４および１６は耐摩耗性コーティングされた追加の第１および第２の表面溝２６’および３０’の複数の対を有する。１つの修正形態では、弧状前後部シュラウド１４および１６は、耐摩耗性コーティングされた追加の第１および第２の表面溝２６’および３０’の対が、追加の可変静翼エーロフォイル１２’の耐摩耗性コーティングされた静翼ステムの対応する１つを内蔵する複数の追加の孔３４’を画定する状態で配置可能とされる。
【００１１】
図１から６の実施形態の第１表現の１つの構成においては、弧状前後部シュラウド１４および１６はそれぞれ少なくとも３０度の周方向角度を有する。１つの変形形態では、弧状前部シュラウド１４は実質的に１８０度の周方向角度を有し、弧状後部シュラウド１６は実質的に１８０度の周方向角度を有する。１つの例では、この１８０度によって、当業者には分かるように、保守上の理由からスプリット型の圧縮機外側ケーシング（図示せず）を使用することが容易になる。他の周方向角度は、当業者に任せられる。
【００１２】
図１から６の実施形態の第１表現の１つの応用においては、第１および第２の表面溝２６および３０の耐摩耗性コーティング２８および３２が孔３４内における静翼ステム２２の回転による摩擦を減らすために潤滑される。当該もしくは別の応用においては、静翼ステム２２の耐摩耗性コーティング２４が孔３４内における静翼ステム２２の回転による摩擦を減らすために潤滑される。１つの例では、そのような潤滑は耐摩耗性コーティングに接着および／または非接着の潤滑材によって行われる。
【００１３】
図１から６の実施形態の第１表現の１つの材料選択においては、静翼ステム２２と第１および第２の表面溝２６および３０との耐摩耗性コーティング２４、２８および３２は本質的にセラミックから成る。１つの変形形態では、セラミックは本質的に炭化タングステンから成る。１つの修正形態では、静翼ステム２２と第１および第２の表面溝２６および３０との耐摩耗性コーティング２４、２８および３２は黒鉛で潤滑される。１つの例では、静翼ステム２２および弧状前後部シュラウド１４および１６は本質的にスチールもしくはチタンから成る。
【００１４】
図１から６の実施形態の第１表現の１つの実施態様においては、静翼ステム２２は環状のフランジ３６で終わり、同フランジは静翼ステム２２が孔３４に内蔵されたときに弧状前後部シュラウド１４および１６の少なくとも一部に重畳される。第１の変形形態では、可変静翼アセンブリ１０は前後部シュラウド止めボルト３８を含み、同ボルトは静翼ステム２２が孔３４内に配置されたときに弧状前後部シュラウド１４および１６を介して配置される。第１変形形態の１つの例では、可変静翼アセンブリ１０は静翼ステム２２が孔３４に内蔵されたときに弧状前後部シュラウド１４および１６に取り付けられるシール支持材４０を含む。第２の変形形態では、可変静翼アセンブリ１０はシール支持材４０を含み、シール支持材４０は、静翼ステム２２が孔に内蔵されたときに弧状前後部シュラウド１４および１６に取付け可能であり、取り付けられたときには、弧状前後部シュラウド１４および１６を単独で保持する（すなわち、第２変形形態ではボルト３８は使用されない）。
【００１５】
図１から６の実施形態の第２表現は可変静翼アセンブリ１０とし、これに可変静翼エーロフォイル１２、弧状の前部シュラウド１４、および弧状の後部シュラウド１６を含む。エーロフォイル１２はガスタービンエンジン２０の圧縮機１８内に配置される。エーロフォイル１２は半径方向内向きに突出する耐摩耗性コーティング２４を施工の静翼ステム２２を有する。弧状前部シュラウド１４は耐摩耗性コーティング２８を施工の第１の表面溝２６を有し、弧状後部シュラウド１６は耐摩耗性コーティング３２を施工の第２の表面溝３０を有する。弧状前後部シュラウド１４および１６は、第１および第２の表面溝２６および３０が互いに静翼ステム２２を内蔵する孔３４を画定する状態で配置される。静翼ステム２２の耐摩耗性コーティング２４は、介在の潤滑剤の他に、静翼ステム２２が孔３４内で回転しているとき第１および第２の表面溝２６および３０の耐摩耗性コーティング２８および３２に接触する。
【００１６】
図１から６の実施形態の第１および／または第２表現における１つの例は、圧縮機１８は高圧圧縮機とされ、ガスタービンエンジン２０は航空機用ガスタービンエンジンとされる。１つの構成においては、可変静翼アセンブリ１０はレバーアーム（図示せず）を含み、同レバーアームは制御器（図示せず）によって指令されるアクチュエータ（図示せず）によって動かされ、エーロフォイル１２から半径方向外向きに延びるトラニオン（図示せず）を回転させる。１つの変形形態では、配置された止めボルト３８にナット４２が螺嵌され、シール４４がシール支持材４０に取り付けられ、これにおいてシール４４はガスタービンエンジン２０の高圧ロータ（図示せず）に取付けのラビリンスシールティース（図示せず）と相互作用する。
【００１７】
図１から６の実施形態の第１表現の応用、材料選択、実施態様、その他は、図１から６の実施形態の第２表現に対して等しく適用可能とされることに留意されたい。
【００１８】
以上に本発明を実施形態の幾つかの表現によって例示したが、出願人は付属の特許請求の範囲の精神および保護をそのような詳細に限定する意図はない。当業者は、本発明の範囲を逸脱することなしに、他にも無数の変形形態、変更、および代替を思い付くであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】可変静翼アセンブリを含むガスタービンエンジンの一実施形態の中心線上部部分の概略正面切欠図であり、可変静翼アセンブリの１８０度弧状前部シュラウドおよび可変静翼エーロフォイルの半径方向内側部分を示し、分かり易くするためにアセンブリのシール支持材を省いた図である。
【図２】図１の可変静翼アセンブリを２−２線沿いに見た、エーロフォイルを省いた図である。
【図３】シール支持材を加えた図１の可変静翼アセンブリの３−３線沿いに見た、断面図である。
【図４】図３の弧状前後部シュラウドの、見やすくするために耐摩耗性コーティングを拡大した図である。
【図５】図３の、静翼ステムを含むエーロフォイルの半径方向内側部分の、見やすくするために耐摩耗性コーティングを拡大した図である。
【図６】シール支持材を加えた図１の可変静翼アセンブリの６−６線沿いに見た、断面図である。
【符号の説明】
【００２０】
１０  可変静翼アセンブリ
１２  可変静翼アセンブリ１０の可変静翼エーロフォイル
１２’  追加の可変静翼アセンブリ１２
１４  可変静翼アセンブリ１０の弧状前部シュラウド
１６  可変静翼アセンブリ１０の弧状後部シュラウド
１８  圧縮機
２０  ガスタービンエンジン
２２  可変静翼エーロフォイル１２の静翼ステム
２４  静翼ステム２２の耐摩耗性コーティング
２６  弧状前部シュラウド１４の第１の表面溝
２６’  追加の第１の表面溝２６
２８  第１の表面溝２６の耐摩耗性コーティング
３０  弧状後部シュラウド１６の第２の表面溝
３０’  追加の第２の表面溝３０
３２  第２の表面溝３０の耐摩耗性コーティング
３４  第１の表面溝２６および第２の表面溝３０により形成の孔
３４’  追加の孔３４
３６  静翼ステム２２の環状フランジ
３８  可変静翼アセンブリ１０の止めボルト
４０  シール支持材
４２  止めボルト３８用のナット
４４  シール支持材４０のシール
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【外国語明細書】
2007146836000001.pdf