(57)【要約】【課題】ガスタービンエンジンにおけるタービンフレーム及びタービンフレームのための翼形部を提供すること。【解決手段】内側ハブ（８２）と、該内側ハブ（８２）の周りを囲む外側ハブ（８４）と、内側及び外側ハブ（８２，８４）の間に延びる複数のストラット（８６）と、内側及び外側ハブ（８２，８４）に装着され且つストラット（８６）のうちの１つを囲む第１及び第２のフェアリング（９２，９４）を含む翼形部（９０）と、を備えるタービンフレーム（８０）が開示される。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
複数のストラット（８６）によって接続される内側及び外側ハブ（８２，８４）を有するタービンフレーム（８０）のための翼形部（９０）であって、前記複数のストラット（８６）が、前記タービンフレーム（８０）の軸方向中心に対して最大幅部分（８９）を有し、
前記翼形部（９０）が、
第１及び第２の接合ライン（９６，９８）に沿って共に接続されて翼形部（９０）を形成し、前記タービンフレーム（８０）に装着されたときに前記ストラット（８６）のうちの１つを受けるようなサイズにされた内部（９９）を定める少なくとも第１及び第２のフェアリング（９２，９４）を備え、
前記第１の接合ライン（９６）は、前記第１及び第２のフェアリング（９２，９４）が前記タービンフレーム（８０）に装着されて、前記ストラット（８６）が前記内部（９９）内に受けられたときに、前記第１の接合ライン（９６）が前記最大幅部分（８９）の前方にあり且つ第２の接合ライン（９８）が前記最大幅部分（８９）の後方にあるように位置付けられる、翼形部（９０）。
【請求項２】
低圧面（１０６）及び高圧面（１０４）を更に備え、前記第１及び第２のフェアリング（９２，９４）の各々が、前記低圧面（１０６）及び高圧面（１０４）の各々の少なくとも一部を形成する、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項３】
前記第１及び第２のフェアリング（９２，９４）の間に延びる第１の補強部材（１００）を更に備え、該第１の補強部材（１００）に前記第１の接合ライン（９６）が位置付けられる、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項４】
前記第１及び第２のフェアリング（９２，９４）の間に延びる第２の補強部材（１０２）を更に備え、該第２の補強部材（１０２）に前記第２の接合ライン（９８）が位置付けられる、請求項３に記載の翼形部（９０）。
【請求項５】
前記第１及び第２の補強部材（１００，１０２）が互いに軸方向に離間して配置され、前記内部（９９）が、前記第１及び第２の補強部材（１００，１０２）の間に位置付けられる、請求項４に記載の翼形部（９０）。
【請求項６】
前記翼形部（９０）が非対称断面を有する、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【請求項７】
前記第１及び第２のフェアリング（９２，９４）が、前記内側及び外側ハブ（８２，８４）のうちの対応するハブに装着された対向する端部プレートを有する、請求項１に記載の翼形部（９０）。
【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おけるタービンフレーム及びタービンフレームのための翼形部に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジン及び詳細にはガス又は燃焼タービンエンジンは、エンジンを通って複数のタービンブレード上に通過する燃焼ガスの流れからエネルギーを取り出す回転エンジンである。ガスタービンエンジンは通常、翼形形状を有し且つ作動時には高温に晒される複数の円周方向に離間したベーンを支持する固定タービン排気フレームを含む。出力及び効率の両方を向上させるためには、ガスタービンエンジン内の動作温度をできる限り上昇させることが望ましい。
【０００３】
タービンフレームのストラットを高温から保護するために、単体構成のラップアラウンド型フェアリングを用いることができる。この構成は、ストラットを覆うフェアリングの装着を可能にするよう、ストラットがハブ、外側リング又はその両方においてフレーム組立体から分離可能であることが必要である。このことにより、設置及び現場保守が困難なものとなる。ストラットの周りで前方及び後方セクションが挟装される分離型フェアリング機構を用いることができるが、これは、フレームへの組み付け後にフェアリング半部分を離れないよう共に保持するために、相互連結特徴要素に依存している。この相互連結特徴要素は、相当な物理的スペース量を費やし、従って、空力閉塞が増大するので、多くのフレーム構成と共に使用することは望ましいものではない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許出願公開第２０１００１３５７７７号明細書
【発明の概要】
【０００５】
１つの態様において、本発明の実施形態は、複数のストラットによって接続される内側及び外側ハブを有するタービンフレームのための翼形部に関し、複数のストラットが、タービンフレームの軸方向中心に対して最大幅部分を有し、該翼形部が、第１及び第２の接合ラインに沿って共に接続されて翼形部を形成し、タービンフレームに装着されたときにストラットのうちの１つを受けるようなサイズにされた内部を定める少なくとも第１及び第２のフェアリングを備え、第１の接合ラインは、第１及び第２のフェアリングがタービンフレームに装着されて、ストラットが内部内に受けられたときに、第１の接合ラインが最大幅部分の前方にあり且つ第２の接合ラインが最大幅部分の後方にあるように位置付けられる。
【０００６】
別の態様において、本発明の実施形態は、軸方向中心線を有するタービンエンジン用のタービンフレームに関し、該タービンフレームが、内側ハブと、該内側ハブの周りを囲む外側ハブと、内側及び外側ハブの間に延び且つ軸方向中心線に対して最大幅部分を有する複数のストラットと、内側及び外側ハブに装着され且つストラットのうちの１つを囲み且つ第１の接合ライン及び第２の接合ラインに沿って当接する第１及び第２のフェアリングを備えた翼形部と、を備え、第１の接合ラインが第２の接合ラインの軸方向前方に位置付けられる。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】航空機のガスタービンエンジンの概略断面図。
【図２】図１からのエンジンのタービン排気フレームの斜視図。
【図３】図２のタービン排気フレームの分解図。
【図４】タービンフレームのための従来技術による単体構成の翼形部の断面図。
【図５】タービンフレームのための従来技術の他部品又は分割型翼形部断面の実施例についての断面図。
【図６】図２の線ＶＩ−ＶＩに沿った翼形部ベーンの断面図。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
本発明の実施形態の環境を説明する目的で、図１は、航空機用のガスタービンエンジン１０を示している。エンジン１０は、前方１４から後方１６に略長手方向に延びる軸線又は中心線１２を有する。エンジン１０は、下流側への直列流れ関係で、ファン２０を有するファンセクション１８と、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２４及び高圧（ＨＰ）圧縮機２６を有する圧縮機セクション２２と、燃焼器３０を有する燃焼セクション２８と、ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６を有するタービンセクション３２と、排気セクション３８と、を含む。
【０００９】
ファンセクション１８は、ファン２０を囲むファンケーシング４０を含む。ファン２０は、中心線１２の周りに半径方向に配置された複数のファンブレード４２を含む。
【００１０】
ＨＰ圧縮機２６、燃焼器３０、及びＨＰタービン３４は、燃焼ガスを発生するエンジン１０のコア４４を形成する。コア４４は、ファンケーシング４０と結合することができるコアケーシング４６により囲まれる。エンジン１０の中心線１２の周りに同軸方向に配置されたＨＰシャフト又はスプール４８は、ＨＰタービン３４をＨＰ圧縮機２６に駆動可能に接続する。より大きな直径の環状ＨＰスプール４８内にエンジン１０の中心線１２の周りに同軸方向に配置されたＬＰシャフト又はスプール５０は、ＬＰタービン３６をＬＰ圧縮機２４及びファン２０に駆動可能に接続する。
【００１１】
ＬＰ圧縮機２４及びＨＰ圧縮機２６はそれぞれ、複数の圧縮機段５２，５４を含み、ここでは圧縮機ブレード５６，５８のセットが固定圧縮機ベーン６０，６２（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体ストリームを圧縮又は加圧する。単一の圧縮機段５２，５４において、複数の圧縮機ブレード５６，５８は、リング状に設けることができ、また、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができ、他方、対応する固定圧縮機ベーン６０，６２は、回転ブレード５６，５８の下流側に隣接して位置付けられる。
【００１２】
ＨＰタービン３４及びＬＰタービン３６はそれぞれ、複数のタービン段６４，６６を含み、ここではタービンブレード６８，７０のセットが固定タービンベーン７２，７４（ノズルとも呼ばれる）の対応するセットに対して回転して、段を通過する流体ストリームからエネルギーを抽出する。単一のタービン段６４，６６において、複数のタービンブレード６８，７０はリング状に設けることができ、また、ブレードプラットフォームからブレード先端まで中心線１２に対して半径方向外向きに延びることができ、他方、対応する固定タービンベーン７２，７４は、回転ブレード６８，７０の下流側に隣接して位置付けられる。
【００１３】
作動時には、回転ファン２０は、周囲空気をＬＰ圧縮機２４に供給し、次いで、該ＬＰ圧縮機２４は、加圧した周囲空気をＨＰ圧縮機２６に供給して、該ＨＰ圧縮機２６が周囲空気を更に加圧する。ＨＰ圧縮機２６からの加圧空気は、燃焼室３０において燃料と混合されて点火され、これにより燃焼ガスを発生する。これらのガスからＨＰタービン３４によって幾らかの仕事が取り出され、これによりＨＰ圧縮機２６を駆動する。燃焼ガスは、ＬＰタービン３６に吐出され、該ＬＰタービン３６が追加の仕事を取り出してＬＰ圧縮機２４を駆動し、最終的に排気ガスは、排気セクション３８を介してエンジン１０から排出される。ＬＰタービン３６の駆動により、ＬＰスプール５０が駆動されてファン２０及びＬＰ圧縮機２４を回転させるようになる。
【００１４】
ファン２０によって供給される周囲空気の一部は、エンジンコア４４をバイパスし、エンジン１０の一部分、特に高温部分の冷却に使用され、及び／又は航空機の他の特徴要素の冷却又は動力供給に用いることができる。タービンエンジンの関連において、エンジンの高温部分は通常、燃焼器３０、特にタービンセクション３２の下流側にあり、ＨＰタービン３４は、燃焼セクション２８の直ぐ下流側にある最も高温の部分である。冷却流体の他の供給源は、限定ではないが、ＬＰ圧縮機２４又はＨＰ圧縮機２６から吐出される流体とすることができる。
【００１５】
図２は、図１のＬＰ／ＨＰタービンベーン７２，７４を支持するタービン排気フレーム８０の構造の詳細を示している。タービンのどのセクションが排気フレーム８０を利用できるかに限定されないよう、他の図におけるベーンには別の数が与えられている。しかしながら、排気フレームが高圧タービン用であった場合には、タービンベーン７２に相当することになり、排気フレームが低圧タービン用であった場合には、排気フレームのベーンは低圧ベーン７４に相当することになる点は理解されるであろう。
【００１６】
排気フレーム８０は、エンジン１０の外側ケーシング４０に対してエンジン１０の回転シャフトを支持する軸受からの構造荷重経路を提供することができる。排気フレーム８０は、タービンセクション３２の燃焼ガス流路を横断し、従って、作動時に高温に晒される。排気フレーム８０には、内側ハブ８２、内側ハブ８２の周りを囲む外側ハブ８４、及び内側ハブ８２と外側ハブ８４との間に延びる複数のストラット８６（仮想的に示される）を含めることができる。導管８３は、ストラット８６の一部を通って延在することができ、ハンガーなどの追加の構造体及びリテーナ８７を排気フレーム８０に含めることもできる。
【００１７】
排気フレーム８０には、あらゆる数のベーン８８及び９０を含めることができる。ベーン８８及び９０は、翼形形状を有することができ、翼形部カスケードを生成することができる。作動時には、ベーン８８及び９０は、空気流を整形して、エネルギー効率を改善する。翼形形状ではないストラット８６は、空気流に悪影響を及ぼすことになり、従って、ベーン９０がストラット８６の周りの翼形部を形成するために含められる。例示の実施例では、ベーン９０は、ストラット８６のような構造要素を囲んでおり、ベーン８８は何も囲んでいない点は理解されるであろう。図３は、このことをより明確に例示するために、排気フレーム８０の分解図を示している。
【００１８】
図４及び図５は、従来のエンジンにおいてストラットを覆うのにこれまで使用されている２つの従来技術による空力ベーンを示している。図４は、翼形形状を有する単体構成のベーン７６の形態の従来技術のタービンベーンを示している。単体構成のベーン７６は、これと共に使用される排気フレームが組み付けを容易にする目的で少なくとも２部品で製造されることが必要となる。図５は、スタック軸７９を含む分割平面を有する別の従来技術のベーン７８を示している。分割平面がスタック軸７９に沿っているので、ベーン７８は、より大きな円周方向厚さが必要となり、これにより領域閉塞が増大する。
【００１９】
従来技術のベーンとは違って、本発明の実施形態は、分割ラインがフレームストラットに対して交互になった分割フェアリングを含み、これにより翼形部の断面幅が低減されて、空力閉塞を小さくすることができる。排気フレーム８０に含めることができる翼形部又はベーン９０（図２）は、第１のフェアリング９２及び第２のフェアリング９４を含むことができる。第１のフェアリング９２及び第２のフェアリング９４の両方は、内側ハブ８２及び外側ハブ８４の両方に装着することができる。第１及び第２のフェアリング９２，９４は、内側及び外側ハブ８２，８４に直接装着されるか、或いは、内側及び外側ハブ８２，８４のうちの対応するハブに装着される対向する端部プレートを有することができることを含めて、内側及び外側ハブ８２，８４に装着することができる。
【００２０】
図５でより容易に見られるように、ベーン９０は、ストラット８６のうちの１つを囲むことができ、第１のフェアリング９２及び第２のフェアリング９４は、第１の接合ライン９６及び第２の接合ライン９８に沿って当接することができる。１及び第２のフェアリング９２，９４は、第１及び第２の接合ライン９６，９８に沿って共に接続されて、ストラット８６のうちの１つを受けるようなサイズにされた内部９９を定める。
【００２１】
例示のストラット８６は、最大幅部分８９を有するので、第１及び第２の接合ライン９６，９８は、最大幅部分８９の軸方向に対向する側部上に位置付けられる。第１の接合ライン９６は、第２の接合ライン９８の軸方向前方に位置付けることができる。従って、例示のように、第１の接合ライン９６は、第１及び第２のフェアリング９２，９４が排気フレーム８０に装着されて、ストラット８６が内部９９内に受けられたときに、第１の接合ライン９６がストラット８６の最大幅部分８９の前方にあり且つ第２の接合ライン９８が最大幅部分８９の後方にあるように位置付けられる。
【００２２】
第１及び第２の接合ライン９６，９８の何れかでのベーン９０の幅は、最大幅部分８９の幅よりも小さくすることができる。このことは、第１及び第２の接合ライン９６，９８の両方におけるベーン９０の幅が最大幅部分８９での幅よりも小さいことを含むことができる。ベーン９０は、例示のような非対称断面を有することができることを含め、あらゆる好適な断面を有することができる。
【００２３】
第１の補強部材１００は、第１及び第２のフェアリング９２，９４の間に延びることができ、第１の接合ライン９６は、第１の補強部材１００に位置付けることができる。更に、第２の補強部材１０２は、第１及び第２のフェアリング９２，９４の間に延びることができ、第２の接合ライン９８は、第２の補強部材１０２に位置付けることができる。例示するように、第１及び第２の補強部材１００，１０２は、互いに軸方向に離間して配置することができ、内部９９は、第１及び第２の補強部材１００，１０２の間に位置付けられる。高圧面１０４及び低圧面１０６の両方が、ベーン９０により形成することができる。例示するように、第１及び第２のフェアリング９２，９４の各々は、高圧面１０４及び低圧面１０６の各々の少なくとも一部を形成する。
【００２４】
上述の実施形態は、分割フェアリングが構造排気フレームのストラットのカバーとして機能すること、及び単一構成の排気フレームを利用することができることを含む、様々な利点を提供する。更に、翼形部は、ストラットの周りで交互して翼形部の最大円周方向厚さを最小限にする分割ラインを含み、これにより、空力閉塞が低減される。従って、上述の実施形態は、圧力損失を低減し、その結果、フレーム空力損失の低減、動作温度の上昇、及び効率の向上を可能にするなど、商業上の利点をもたらすことになる。
【００２５】
上記で記載されていない範囲では、種々の実施形態の様々な特徴要素及び構造は、必要に応じて互いに組み合わせて用いることができる。実施形態の全てにおいてある特徴要素が例示されていない場合があることは、存在しなくてもよいとみなされることを意味するのではなく、説明を簡潔にするためになされたものである従って、異なる実施形態の種々の特徴要素は、新しい実施形態が明示的に説明されているかどうかに関わらず、新しい実施形態を形成するために必要に応じて組み合わせて適合させることができる。本明細書で記載される特徴要素の全ての組み合わせ又は置き換えは、本開示によって保護される。
【００２６】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、また、あらゆる当業者が、あらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること並びにあらゆる組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を含む場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
【符号の説明】
【００２７】
１０  ガスタービンエンジン
１２  中心線
１４  前方
１６  後方
１８  ファンセクション
２０  ファン
２２  圧縮機セクション
２４  低圧（ＬＰ）圧縮機
２６  高圧（ＨＰ）圧縮機
２８  燃焼セクション
３０  燃焼器
３２  タービンセクション
３４  ＨＰタービン
３６  ＬＰタービン
３８  排気セクション
４０  ファンケーシング
４２  ファンブレード
４４  コア
４６  コアケーシング
４８  スプール
５０  スプール
５２  圧縮機段
５４  圧縮機段
５６  圧縮機ブレード
５８  圧縮機ブレード
６０  圧縮機ベーン
６２  圧縮機ベーン
６４  単一タービン段
６６  単一タービン段
６８  タービンブレード
７０  タービンブレード
７２  固定タービンベーン
７４  固定タービンベーン
７６  従来技術のベーン
７８  代替の従来技術のベーン
７９  スタック軸
８０  タービン排気フレーム
８２  内側ハブ
８３  導管
８４  外側ハブ
８６  ストラット
８７  リテーナ
８８  ベーン
８９  最大幅部分
９０  ベーン
９２  第１のフェアリング
９４  第２のフェアリング
９６  第１の接合ライン
９８  第２の接合ライン
９９  内部
１００  第１の補強部材
１０２  第２の補強部材
１０４  高圧面
１０６  低圧面
【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】
2016194297000001.pdf