(57)【要約】【課題】ガスタービンエンジンの重量およびコストを削減する。【解決手段】ガスタービンエンジンのタービン排気ケース（７０）は、ＣＭＣコアナセル後方部分（７６）とＣＭＣテールコーン（７４）との間に配置された複数のＣＭＣタービン排気ケース支柱（７２）を備える。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ＣＭＣコアナセル後方部分と、
ＣＭＣテールコーンと、
前記ＣＭＣコアナセル後方部分と前記ＣＭＣテールコーンとの間に設けられた複数のＣＭＣタービン排気ケース支柱と、を備えることを特徴とするガスタービンエンジンのタービン排気ケース。
【請求項２】
前記ＣＭＣコアナセル後方部分は、コアナセルの後縁を定めていることを特徴とする請求項１記載のタービン排気ケース。
【請求項３】
前記ＣＭＣコアナセル後方部分は、コアナセルに沿って実質的に連続するフローを提供するように外側空力面の一部を画成していることを特徴とする請求項１記載のタービン排気ケース。
【請求項４】
タービンケースと、
前記タービンケースに取り付けられたＣＭＣタービン排気ケースと、を備えることを特徴とするガスタービンエンジン。
【請求項５】
前記タービンケースは、低圧タービンケースであることを特徴とする請求項４記載のガスタービンエンジン。
【請求項６】
前記タービンケースはＣＭＣで製造されていることを特徴とする請求項４記載のガスタービンエンジン。
【請求項７】
前記ＣＭＣタービン排気ケースは、
ＣＭＣコアナセル後方部分と、
ＣＭＣテールコーンと、
前記ＣＭＣコアナセル後方部分と前記ＣＭＣテールコーンとの間に設けられた複数のＣＭＣタービン排気ケース支柱と、を備えることを特徴とする請求項４記載のガスタービンエンジン。
【請求項８】
前記ＣＭＣタービン排気ケースは、フランジにおいて前記タービンケースに取り付けられていることを特徴とする請求項４記載のガスタービンエンジン。
【請求項９】
前記複数のＣＭＣタービン排気ケース支柱は、前記ＣＭＣコアナセル後方部分と前記ＣＭＣテールコーンとの間に連結されていることを特徴とする請求項７記載のガスタービンエンジン。
【請求項１０】
ＣＭＣタービン排気ケースをタービンケースに取り付けることを含むことを特徴とするガスタービンエンジンの組立方法。
【請求項１１】
前記ＣＭＣタービン排気ケースを前記タービンケースにボルトで固定することを特徴とする請求項１０記載のガスタービンエンジンの組立方法。
【請求項１２】
前記ＣＭＣタービン排気ケースによってコアナセルの少なくとも一部を画成することを特徴とする請求項１０記載のガスタービンエンジンの組立方法。
【請求項１３】
前記ＣＭＣタービン排気ケースによってコアナセルの空力外側面の少なくとも一部を画成することを特徴とする請求項１０記載のガスタービンエンジンの組立方法。
【請求項１４】
前記ＣＭＣタービン排気ケースによってコアナセルの後縁を画成することを特徴とする請求項１０記載のガスタービンエンジンの組立方法。
【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に関し、特にガスタービンエンジン用セラミック基複合材料（ＣＭＣ）タービン排気ケースの構成要素に関する。
【背景技術】
【０００２】
過酷な酸化性ガスフロー環境において高温で動作するガスタービンエンジンの各部の構成要素は、一般に耐熱超合金で製造されている。ガスタービンエンジンの最後方部分は、一般にタービン排気ケースであり、このタービン排気ケースは、アセンブリを構成するように締結されたノズルとテールコーンとを備える。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
本発明は、ガスタービンエンジンの重量およびコストを削減する。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の例示的な形態によるガスタービンエンジンのタービン排気ケースは、ＣＭＣコアナセル後方部分とＣＭＣテールコーンとの間に設けられた複数のＣＭＣタービン排気ケース支柱を備える。
【０００５】
本発明の例示的な形態によるガスタービンエンジンは、タービンケースに取り付けられたＣＭＣタービン排気ケースを備える。
【０００６】
本発明の例示的な形態によるガスタービンエンジンの組立方法は、タービンケースにＣＭＣタービン排気ケースを取り付けることを含む。
【０００７】
以下の限定的でない実施形態によって、種々の特徴が当業者に明らかとなる。実施形態に伴う図面について、以下に簡単に説明する。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】ガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図２】ガスタービンエンジンの一部の拡大断面図である。
【図３】タービンケースに取り付けられたＣＭＣタービン排気ケースの概略断面図である。
【図４】ＣＭＣタービン排気ケースの透視図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
図１は、ガスタービンエンジン２０を概略的に示している。ガスタービンエンジン２０は、ファン部２２、圧縮機部２４、燃焼器部２６およびタービン部２８を一般に含む二軸ターボファンとして示されている。別のエンジンは、他のシステムや特徴部のうち特にオーグメンタ部（図示省略）を含みうる。ファン部２２は、バイパス流路に沿って空気を送り、圧縮機部２４は、空気が圧縮されて燃焼器部２６に連通し、次いでタービン部２８を通って膨張するように、コア流路に沿って空気を送る。開示された限定的でない実施例では、ターボファンガスタービンエンジンとして示しているが、本明細書で説明する概念はターボファンでの使用に限定されるものではなく、他の種類のタービンエンジンにも教示を適用することができる。
【００１０】
エンジン２０は、複数の軸受システム３８によってエンジンの長手方向中心軸Ａを中心にエンジンの静止構造体３６に対して回転するように取り付けられた低速スプール３０と高速スプール３２とを備える。種々の軸受システム３８を種々の位置において代替的にまたは追加で設けることができる。
【００１１】
低速スプール３０は、ファン４２、低圧圧縮機４４および低圧タービン４６を相互に接続する内側シャフト４０を一般に有する。内側シャフト４０は、ファン４２を低速スプール３０よりも低速で駆動するように減速構造体４８を介してファン４２に接続されている。高速スプール３２は、高圧圧縮機５２および高圧タービン５４を相互に接続する外側シャフト５０を有する。燃焼器５６が高圧圧縮機５２と高圧タービン５４との間に配置される。内側シャフト４０と外側シャフト５０は、同軸で、これらの長手方向軸と同一直線上にあるエンジン長手方向中心軸Ａを中心に回転する。
【００１２】
コアエアフローは、低圧圧縮機４４で圧縮された後に高圧圧縮機５２で圧縮され、燃焼器５６で燃料と混合されて燃料とともに燃焼され、次いで高圧タービン５４および低圧タービン４６を通って膨張する。タービン５４，４６は、膨張に応じて対応する低速スプール３０および高速スプール３２を回転駆動する。
【００１３】
図２を参照すると、亜音速飛行用に設計された航空機で一般的なように、ガスタービンエンジン２０はエンジンナセルアセンブリ６２内に取り付けられている。ナセルアセンブリ６２は、コアナセル６４およびファンナセル６６を一般に有する。実施例では、特定の構成要素の配置を示しているが、種々のパイロン構造およびナセルアセンブリが本開示内容の恩恵を受ける。図３を参照すると、低圧タービン４６は、複数の低圧タービン段を含む低圧タービンケース６８を一般に備える。開示された限定的でない一実施例では、低圧タービンケース６８は、セラミック基複合（ｃｅｒａｍｉｃ  ｍａｔｒｉｘ  ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ  ＣＭＣ）材料または金属超合金で製造される。本明細書で説明する全ての構成要素に用いられるＣＭＣ材料の例は、Ｓ２００およびＳｉＣ／ＳｉＣを含むが、これらに限定されない。また、本明細書で説明する全ての構成要素に用いられる金属超合金の例は、インコネル７１８（ＩＮＣＯ  ７１８）およびワスパロイ（Ｗａｓｐａｌｏｙ）を含むが、これらに限定されない。開示された実施例では、低圧タービンとして示したが、本明細書で説明する概念は、低圧タービンでの使用に限定されるものではなく、高圧タービン、高圧圧縮機、低圧圧縮機、および三軸構造のガスタービンエンジンの中間圧タービンや中間圧圧縮機に適用することができる。
【００１４】
ＣＭＣタービン排気ケース７０が、低圧タービンケース６８のフランジ６８Ｆに取り付けられるフランジ７０Ｆで低圧タービン４６の下流に取り付けられている。ＣＭＣタービン排気ケース７０は、セラミック基複合（ＣＭＣ）材料で製造され、複数のタービン排気ケース支柱７２、テールコーン７４およびコアナセル後方部分７６を単一の一体型ＣＭＣ構造として画成する。複数のタービン排気ケース支柱７２は、径方向に配置された空力的部材であり、種々の形態および数とすることができる。本明細書では、一般的なタービン排気ケース支柱７２に関して説明するが、ここで説明する構成は特に種々の静的エアフォイルに好適でありうる。各々のタービン排気ケース支柱７２は、対応する前縁７２Ｌおよび後縁７２Ｔの間に画定される。各々のタービン排気ケース支柱７２は、正圧面７２Ｐを成す略凹状部分と、負圧面７２Ｓを成す略凸状部分とを含む（図４参照）。ＣＭＣテールコーン７４は、略円錐形部材である。コアナセル後方部分７６は、後縁７８およびコアナセル６４に沿った実質的に連続するフローのための外側空力面８０を画成する。すなわち、外側空力面８０は、これまで独立した構造体であったコアナセル６４の最も外側の面である。
【００１５】
限定的でない一実施例では、タービン排気ケース７０は、テールコーン７４およびコアナセル後方部分７６をそれぞれ構成するように延在する完全な輪を成す内径リング８２および外形リング８４によって複数のタービン排気ケース支柱７２が連結されたリング−支柱ーリング構造を有する。テールコーン７４およびコアナセル後方部分７６の延長部も、所望の剛性を提供するように完全な輪を成すリングとして構成することができる。
【００１６】
ＣＭＣタービン排気ケース７０は、例えば、体積が大きいフランジや締結具をなくすことによって、かなりの重量およびコストを削減する。
【００１７】
全図を通して、対応部および相当部には同一番号を付している。図示の実施例には、特定の構成要素の配置を開示しているが、他の配置も本開示内容の恩恵を受ける。
【００１８】
特定の連続するステップを開示、説明および請求項に記載したが、これらのステップは、特に記載がなければあらゆる順序で実行するとともに、分離あるいは組み合わせることができ、それでも本開示内容の恩恵を受ける。
【００１９】
上述の説明は、例示的なものであり、説明中の限定によって定められるものではない。本明細書では、種々の限定的でない実施例を開示したが、当業者であればわかるように、上述の教示に照らした種々の改良および変更も添付の請求の範囲内に含まれる。よって、添付の請求の範囲内であれば、詳細に説明した以外の方法で開示内容を実施することができる。このため、本発明の真の範囲および内容の判断には添付の請求項の検討が必要である。
【符号の説明】
【００２０】
４６…低圧タービン
６８…低圧タービンケース
６８Ｆ，７０Ｆ…フランジ
７０…タービン排気ケース
７２…タービン排気ケース支柱
７２Ｐ…正圧面
７２Ｓ…負圧面
７２Ｌ…前縁
７２Ｔ…後縁
７４…テールコーン
７６…コアナセル後方部分
７８…後縁
８０…外側空力面
８２…内径リング
８４…外径リング
【図１】
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【図２】
2012246921.tif 000004
【図３】
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【図４】
2012246921.tif 000006