(57)【要約】      （修正有）【課題】タービンセグメントシュラウドにおけるバンドのアンチコーディング手段を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジン弓状セグメントは、環状壁から離れて半径方向に延びるアンチコーディング手段を有する弓状フランジ７２を含む。アンチコーディング手段は、フランジ７２内に又は該フランジに接合され且つ環状壁とはアルファが異なる材料で作られたインサートを含むことができる。アンチコーディング手段は、フランジ７２を加熱するための加熱手段１１２とすることができる。加熱手段１１２は、フランジ７２に埋め込まれた円周方向に延びる加熱流れ通路１１６への高温空気入口１１５と、加熱流れ通路１１６からの出口１２６とを含み、更に加熱流れ通路１１６への低温空気入口を含むことができる。加熱流れ通路１１６は、起伏のある加熱流路を有する蛇行性加熱流れ通路とすることができる。【選択図】図６
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
環状壁（３８）から離れて半径方向に延びる弓状フランジ（７２）を備え、該弓状フランジ（７２）が、コーディングを相殺するアンチコーディング手段（６０）を含む、ガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）。
【請求項２】
前記アンチコーディング手段（６０）は更に、前記フランジ（７２）内に又は前記フランジに接合された１又はそれ以上の弓状インサート（１１０）を含み、該弓状インサート（１１０）が、前記環状壁（３８）とはアルファが異なる材料で作られており、ここでアルファは熱膨張係数である、請求項１に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）。
【請求項３】
前記１又はそれ以上の弓状インサート（１１０）は更に、前記フランジ（７２）全体を貫通して軸方向に延び、前記フランジ（７２）の外周（ＯＤ）まで半径方向に延びる、請求項２に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）。
【請求項４】
前記１又はそれ以上の弓状インサート（１１０）は更に、ダブテール形状（１１４）を有し、前記フランジ（７２）の２つのダブテールポスト１１８間に円周方向で前記フランジ（７２）の１又はそれ以上のダブテールスロット（１１７）内に配置される、請求項３に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）。
【請求項５】
前記アンチコーディング手段（６０）は更に、前記弓状フランジ（７２）を加熱するための加熱手段（１１２）を含む、請求項１に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）。
【請求項６】
前記加熱手段（１１２）は更に、前記弓状フランジ（７２）に埋め込まれた円周方向に延びる加熱流れ通路（１１６）と、該円周方向に延びる加熱流れ通路（１１６）への高温空気入口（１１５）と、該円周方向に延びる加熱流れ通路（１１６）からの出口（１２６）と、を含む、請求項５に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）。
【請求項７】
前記円周方向に延びる加熱流れ通路（１１６）への低温空気入口（１３２）を更に含み、前記高温及び低温空気入口（１１５，１３２）が、前記加熱流れ通路（１１６）を通って加熱空気（１２０）を流すように機能し、前記高温空気入口（１１５）及び前記低温空気入口（１３２）が、前記加熱流れ通路（１１６）における前記加熱空気（１２０）の温度を中程度にするよう機能する、請求項６に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）。
【請求項８】
前記円周方向に延びる加熱流れ通路（１１６）が更に、起伏のある加熱流路（１３７）を有する蛇行性加熱流れ通路（１３８）であり、該加熱流路（１３７）が、前記蛇行性加熱流れ通路（１３８）を境界付ける上側及び下側壁（１５０，１５２）それぞれから下向き及び上向きに延びる交互する上側及び下側リブ（１４０，１４２）を含む、請求項６に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）。
【請求項９】
前記加熱手段（１１２）は更に、前記加熱流れ通路（１１６）を境界付ける前記上側及び下側壁（１５０，１５２）それぞれから下向き及び上向きに延びるタービュレータ（１６０）又はピン（１６２）を含む、請求項６に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）。
【請求項１０】
前縁及び後縁翼形部（１３０，１２８）に隣接するタービンノズルスロート部（１２２）を更に備え、前記高温空気入口（１１５）が、前記タービンノズルスロート部（１２２）のうちの第１のタービンノズルスロート部の近くの前記後縁翼形部（１２８）の正圧側面（１２１）近傍に配置され、前記出口（１２６）が、前記タービンノズルスロート部（１２２）のうちの第２のタービンノズルスロート部の近くの前記前縁翼形部（１３０）の負圧側面（４３）近傍に配置される、請求項６に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）。
【請求項１１】
前記ガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）が、タービンノズルセグメント（３２）であり、
前記タービンノズルセグメント（３２）の内側及び外側弓状バンドセグメント（３７，３８）間を半径方向に延びる１又はそれ以上の翼形部（３４）と、
前記外側バンドセグメント（３８）の対応する前方及び後方端部（１０５，１０７）それぞれにて前記外側弓状バンドセグメント（３８）から半径方向外向きに延びる弓状前方及び後方外側フランジ（７０，７２）と、
を含み、前記前方及び後方外側フランジ（７０，７２）がフランジ（７２）を含み、前記前方及び後方外側フランジ（７０，７２）の各々が、アンチコーディング手段（６０）のうちの１つを含む、請求項１に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）。
【請求項１２】
前記ガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）が、弓状シュラウドバンドセグメント（７８）から半径方向外向きに延びる前方及び後方シュラウドレールセグメント（８０，８２）を含む弓状タービンシュラウドセグメント（４０）であり、前記前方及び後方シュラウドレールセグメント（８０，８２）がフランジ（７２）を含み、前記前方及び後方シュラウドレールセグメント（８０，８２）上に前方及び後方シュラウドフック（８４，８６）を含み、前記アンチコーディング手段（６０）が、前記前方及び後方シュラウドレールセグメント（８０，８２）のうちの少なくとも一方に配置される、請求項１に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント（３３）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に、ノズルセグメント及びシュラウドセグメントなど、バンドに取り付けられるフランジを有するガスタービンエンジンのタービンセグメントに関し、より具体的には、かかるタービンセグメントシュラウドにおけるバンドのコーディングに関する。
【背景技術】
【０００２】
典型的なガスタービンエンジンにおいて、空気は、圧縮機において圧縮され、燃焼器において混合されて点火され、高温の燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは、１又はそれ以上のＨＰＴタービンノズル、シュラウド及びＨＴＰロータブレードの列を含む１又はそれ以上の段を有する高圧タービン（ＨＰＴ）を通って下流側に流れる。次いで、燃焼ガスは、低圧タービン（ＬＰＴ）に流れ、該ＬＰＴは、通常はそれぞれのＬＰＴタービンノズル、シュラウド、及びＬＰＴロータブレードを有する複数の段を含む。ＨＰＴ及びＬＰＴタービンノズルは、外側及び内側バンド間に半径方向に延びる複数の円周方向に離間した固定ノズルベーンを含む。通常は、各ノズルベーンは、冷却空気が通過する中空の翼形部である。各ベーンの冷却空気は、ノズルの外側バンドから半径方向外向きに配置される単一のスプールを通って供給することができる。例えば、ＨＰＴベーンなどの高温に晒される一部のベーンにおいて、各中空の翼形部内にインピンジメントバッフルを挿入し、翼形部に冷却空気を供給することができる。
【０００３】
タービンロータ段は、ロータディスクから半径方向外向きに延びる複数の円周方向に離間したロータブレードを含む。タービンノズルは、タービンロータ段の軸方向前方に配置される。タービンシュラウドは、タービンロータブレードの先端から半径方向外向きに配置されて、ロータブレードとシュラウドとの間に半径方向クリアランスを形成するようにする。シュラウドは、環状ケーシングフランジと係合するフランジによって支持されたシュラウドハンガーにより所定位置に保持される。
【０００４】
タービンノズル、シュラウド、及びシュラウドハンガーは通常、弓状セグメント内に形成される。各ノズルセグメントは通常、外側バンドセグメントと内側バンドセグメントとの間に接合される２又はそれ以上のベーンを有する。各ノズルセグメント及びシュラウドハンガーセグメントは通常、環状外側及び／又は内側ケーシングに取り付けられるフランジによってその半径方向外側端部にて支持される。各ベーンは、内側及び外側バンドを形成する半径方向内側及び外側バンド間に配置された冷却翼形部を有する。一部の設計において、翼形部、内側及び外側バンド部分、フランジ部分、並びに吸気ダクトは共に鋳造されて、ベーンが単一鋳造品となるようにする。一部の他の設計において、ベーン翼形部は、外側バンド及び内側バンドにおいて対応する開口内に挿入されて境界部に沿ってろう付けされ、ノズルセグメントを形成する。
【０００５】
タービンノズルは、バンドへの翼形部の境界部、主として後縁において高応力を生じる。高応力によりこれらの箇所で亀裂形成が生じる。この応力に対する最も大きな要因の１つは、バンドの非流路側（特にフランジ）での低温とバンド流路での高温との対抗作用に起因してバンド上で生じるコーディングである。バンドのコーディングは、流路から離れる湾曲化（反り）である。バンドに関連するコーディングは、翼形部バンド境界部に応力をもたらす。
【０００６】
特定の２段タービンは、外側バンドから装着及び片持ちにされた片持ち２段ノズルを有する。内側バンドにてセグメントを固定するために第１及び第２段ロータディスク間にアクセスすることはほぼ又は全くない。典型的な２段ノズルセグメントは、複数の翼形部又はベーンセグメントで構成される。ダブレットと呼ばれる２ベーン設計が一般的な設計である。一部のガスタービンエンジンにおいて、トリプレットと呼ばれる３ベーン設計も使用される。ダブレット及びトリプレットは、ベーンセグメント間の分割ライン漏洩を低減する点で性能上の利点をもたらす。しかしながら、バンド及び装着構造体の翼弦長がより長くなると、複数ベーンのノズルセグメントの耐久性を損なうことになる。翼弦長がより長くなることにより、バンドにわたる半径方向の熱勾配により生じる長い翼弦長の変位がより大きくなることに起因して、コーディング応力の増大が引き起こされる。熱応力増大は、タービンベーンセグメントの耐久性を低下させる可能性がある。同様に、熱応力は、タービンシュラウドセグメント及びシュラウドハンガーに存在する。
【０００７】
コーディング及びコーディング関連応力を低減する、バンド取り付けフランジを有するタービン弓状セグメントを有することが望ましい。コーディング及びコーディング関連応力を低減するバンド取り付けフランジを有するタービンノズル弓状セグメント及びシュラウド弓状セグメントなどのタービンエンジン構成要素を有することが望ましい。コーディングを低減するフランジが取り付けられたタービンノズル弓状セグメント及びシュラウド弓状セグメントなどのタービンエンジン構成要素を有することが望ましい。
【発明の概要】
【０００８】
ガスタービンエンジン弓状セグメントは、環状壁から離れて半径方向に延びる弓状フランジを含み、該弓状フランジが、コーディングを相殺するアンチコーディング手段を含む。
【０００９】
アンチコーディング手段は、フランジ内に又はフランジに接合され環状壁とはアルファが異なる材料で作られた１又はそれ以上の弓状インサートを含むことができ、ここでアルファは熱膨張係数である。１又はそれ以上の弓状インサートは、フランジ全体を貫通して軸方向に延びることができ、フランジの外周（ＯＤ）まで半径方向に延びることができる。１又はそれ以上の弓状インサートは、フランジの２つのダブテールポスト間に円周方向でフランジの１又はそれ以上のダブテールスロットそれぞれ内に配置されるダブテール形状を有することができる。
【００１０】
アンチコーディング手段は、弓状フランジを加熱するための加熱手段を含むことができる。加熱手段は、弓状フランジに埋め込まれた円周方向に延びる加熱流れ通路と、加熱流れ通路への高温空気入口と、該加熱流れ通路からの出口と、を含むことができる。加熱手段は、加熱流れ通路への低温空気入口を含むことができ、高温及び低温空気入口が、加熱流れ通路を通って加熱空気を流すように機能し、高温空気入口及び低温空気入口が、加熱流れ通路における加熱空気の温度を中程度にするよう機能する。
【００１１】
タービュレータ又はピンは、加熱流れ通路を境界付ける上側及び下側壁から下向き及び上向きに延びることができる。
【００１２】
円周方向に延びる加熱流れ通路は、起伏のある加熱流路を有する蛇行性加熱流れ通路とすることができ、また、蛇行性加熱流れ通路を境界付ける上側及び下側壁それぞれから下向き及び上向きに延びる交互する上側及び下側リブを含むことができる。
【００１３】
ガスタービンエンジン弓状セグメントは、前縁及び後縁翼形部に隣接するタービンノズルスロート部を含むことができ、高温空気入口は、タービンノズルスロート部のうちの第１のタービンノズルスロート部の近くの後縁翼形部の正圧側面近傍に配置され、出口は、タービンノズルスロート部のうちの第２のタービンノズルスロート部の近くの前縁翼形部の負圧側面近傍に配置される。
【００１４】
タービンノズルセグメントは、該タービンノズルセグメントの内側及び外側弓状バンドセグメント間を半径方向に延びる１又はそれ以上の翼形部と、外側バンドセグメントの対応する前方及び後方端部それぞれにて外側弓状バンドセグメントから半径方向外向きに延びる弓状前方及び後方外側フランジと、を含み、前方及び後方外側フランジの各々が、アンチコーディング手段のうちの１つを含む。タービンノズルセグメントが更に、内側バンドセグメントの対応する前方及び後方端部それぞれにて内側弓状バンドセグメントから半径方向内向きに延びる弓状前方及び後方内側フランジを含むことができ、前方及び後方内側フランジのうちの少なくとも１つが、アンチコーディング手段のうちの対応するアンチコーディング手段を含む。
【００１５】
ガスタービンエンジン弓状セグメントが、弓状シュラウドバンドセグメントから半径方向外向きに延びる前方及び後方シュラウドレールセグメントを含む弓状タービンシュラウドセグメントとすることができ、前方及び後方シュラウドレールセグメントがフランジを含み、前方及び後方シュラウドレールセグメント上に前方及び後方シュラウドフックを含み、アンチコーディング手段が、前方及び後方シュラウドレールセグメントのうちの少なくとも一方に配置される。
【００１６】
タービンノズルが、複数のガスタービンエンジン弓状タービンノズルセグメントを含み、タービンノズルセグメントの各々が、環状壁から離れて半径方向に延びる弓状フランジを含み、該弓状フランジが、コーディングを相殺するアンチコーディング手段を含み、アンチコーディング手段が、環状壁の円周方向に離間した第１及び第２の縁部間に円周方向に延びて該環状壁に接合又は取り付けられたリングセグメント、又はタービンノズルセグメントの各々のフランジを含み、リングセグメントが、環状壁とはアルファが異なる材料で作られ、ここでアルファは熱膨張係数である。
【００１７】
本発明と見なされる主題は、本明細書と共に提出した特許請求の範囲に具体的に指摘し且つ明確に特許請求している。好ましい例示的な実施形態に従って、本発明をその更なる目的及び利点と共に添付図面と併用された以下の詳細な説明においてより具体的に説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】例示的な航空機ターボファンガスタービンエンジンの概略図。
【図２】アンチコーディングフランジの第１の例示的な実施形態を含む、図１に示すノズルセグメント及びシュラウドセグメントの長手方向断面図。
【図３】図２に示すノズルセグメントの斜視図。
【図４】図２の線４−４に沿ったタービンノズルセグメントのフランジの前方から後方を見た概略断面図。
【図４Ａ】図２に示すタービンノズルセグメントにおけるコーディングを相殺するアンチコーディングリングの前方から後方を見た概略断面図。
【図５】アンチコーディングフランジの第２の例示的な実施形態を含む、図１に示すタービンノズルにおけるタービンノズルセグメントの長手方向断面図。
【図６】図５に示すフランジの部分切り欠き斜視図。
【図７】図５に示すノズルセグメントの斜視図。
【図８】図６の線８−８に沿ったノズルセグメントの外側バンドセグメントの高温側のプラットフォームの概略図。
【図９】蛇行性加熱流れ通路を有する図５に示すフランジの部分切り欠き斜視図。
【図１０】図４に示すフランジにおける加熱流れ通路への高温空気入口の断面図。
【図１１】図４に示すフランジにおける加熱流れ通路への高温空気入口及び低温空気入口の断面図。
【図１２】加熱流れ通路においてタービュレータを有する、図５に示したフランジの部分切り欠き斜視図。
【図１３】加熱流れ通路においてピンを有する、図５に示したフランジの部分切り欠き斜視図。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
図１には、長手方向又は軸方向中心軸線１２の周りに囲まれる例示的な航空機ターボファンガスタービンエンジン１０の一部が概略的に示されている。エンジン１０は、直列流れ連通で、ファン１４、多段軸流高圧圧縮機１６、アニュラ型燃焼器１８、高圧タービンノズル２０、単一段高圧タービンロータ２２、並びに低圧タービンノズル２４及び低圧タービンロータ２６の１又はそれ以上の段を含む。高圧タービンロータ２２は、第１のシャフト２１によって圧縮機１６に連結され、低圧タービンロータ２６は、第２の同軸シャフト２５によってファン１４に連結される。作動中、周囲空気８は、ファン１４を通って下流側の圧縮機１６に流れ、ここから圧縮空気２８として流出し、次いで燃焼器１８に流入する。圧縮空気２８は、燃焼器１８において燃料と混合され、点火されて高温燃焼ガス３０を発生し、この燃焼ガスがタービン段を通って下流側に流れ、ここからファン１４及び圧縮機１６の両方に動力を供給するためのエネルギーを取り出す。
【００２０】
図１及び２を参照すると、燃焼器１８から下流側のタービンの様々なステータ及びロータ環状タービン構成要素２００が、高温燃焼ガスを運んでエンジンから排出するためのタービン流路２７を定める。高圧タービンノズル２０の下流側に及び隣接して高圧タービンロータ２２がある。ロータ２２は、燃焼ガス３０からエネルギーを取り出して圧縮機１６に動力供給するためロータディスクから半径方向外向きに延びた複数の円周方向に離間したタービンブレード２３を有するあらゆる従来の形態をとることができる。圧縮空気２８の一部は、圧縮機１６から抽気されて、冷却空気２９として用いることができる抽気を提供し、該冷却空気２９は、高圧ノズル２０などのタービンの種々の部分に送られて冷却をもたらすようにする。冷却空気２９は、作動中に通過する燃焼ガス３０よりも実質的に高い圧力で高圧タービンノズル２０の周り及び内部を通って送られる。
【００２１】
高圧タービンノズル２０及びシュラウド９８のようなタービンステータ構成要素は、弓状セグメント３３で製造され、次いでエンジン１０内で共に組み立てられてタービン構成要素を形成することが多い。弓状セグメント３３の環状組立体間に様々な継手又はギャップが設けられ、これらは、タービン流路２７内への高圧冷却空気２９の漏洩を阻止するために好適にシールされなければならない。
【００２２】
図２及び３には、環状高圧タービンノズル２０のタービンノズルセグメント３２の例示的な実施形態と、固定タービン弓状セグメント３３の実施例である環状シュラウド９８又は固定シュラウド組立体１００の例示的な実施形態とが示される。円周方向に隣接するノズルセグメント３２は、ボルト締め又は他の方式で共に接合されて、完全リングの環状高圧タービンノズル２０を形成する。タービンノズルセグメント３２は、１、２、又はそれよりも多いベーン又は翼形部３４から作ることができ、図３に例示するように、ろう付けライン３１で示されるろう付けなどにより円周方向に共に接合することができる。
【００２３】
高圧タービンノズル２０は、環状にセグメント化された半径方向外側バンド３５と、同軸の環状にセグメント化された半径方向内側バンド３６とを含む。外側及び内側バンド３５，３６は、高圧タービンノズル２０におけるタービン流路２７を境界付ける。複数の円周方向に離間したステータ翼形部３４は、外側及び内側バンド３５，３６間に半径方向に延び、これらに固定して接合される。正圧側面４１及び負圧側面４３は、ステータ翼形部３４の各々の前縁ＬＥから後縁ＴＥまで下流側に延びる。
【００２４】
ノズルセグメント３２の各々は、内側及び外側弓状バンドセグメント３７，３８間を半径方向に延びる翼形部３４の１又はそれ以上を含む。弓状の前方及び後方外側フランジ７０，７２は、外側バンドセグメント３８の対応する前方及び後方端部１０５，１０７それぞれにおいて外側弓状バンドセグメント３８から半径方向外向きに延びる。弓状の前方及び後方外側フランジ７０，７２は、外側弓状バンドセグメント３８の円周方向に離間した第１及び第２の縁部６２，６４間に円周方向に延びる。弓状の前方及び後方内側フランジ１０６，１０８は、内側バンドセグメント３７の対応する前方及び後方端部１０５，１０７それぞれにおいて内側弓状バンドセグメント３７から半径方向内向きに延びる。弓状の前方及び後方内側フランジ１０６，１０８は、内側弓状バンドセグメント３７の円周方向に離間した第１及び第２の縁部６２，６４間に円周方向に延びる。全体として、ノズルセグメント３２の半径方向内側及び外側弓状バンドセグメント３７，３８は、セグメント化された環状半径方向外側及び内側バンド３５，３６をそれぞれ形成する。外側バンド３５の内表面１３５及び内側バンド３６の外表面１３６は、下流側のタービンロータ２２に送られる燃焼ガスの流路境界の一部を定める。
【００２５】
図２及び３を参照すると、冷却空気２９は、ノズル２０に送られて、個々の翼形部３９を通って流れて冷却をし、外側バンド３５の外表面１３６の周りを循環する。冷却空気２９は、ノズル２０を通って送られる燃焼ガス３０と比べてより高い圧力がある。比較的低温の冷却空気２９は、外側バンドセグメント３８の外側５４に沿って低温表面５２を生成する。タービン流路２７における比較的高温の燃焼ガス３０は、外側バンドセグメント３８の内側５８に沿って高温表面５６を生成する。内側バンドセグメント３７は、内側バンドセグメント３７の内側５８に沿って低温表面５２を有する。流路２７における比較的高温の燃焼ガス３０は、内側バンドセグメント３７の外側５４に沿って高温表面５６を生成する。高温の燃焼ガス３０に関連する熱勾配が外側バンドの内表面に高温をもたらし、冷却空気が外側バンドの外表面に低温をもたらすことに起因して、バンドセグメント上でコーディングが生じる。温度勾配は、フランジの半径方向高さによって悪化し、更に大きな熱勾配を生じる結果となる。
【００２６】
タービンノズル２０は、翼形部３９とバンドセグメントとの間の境界部、詳細には翼形部３９の後縁ＴＥにおいて高い応力を生じる。高応力によりこれらの箇所で亀裂形成が生じる。バンドがコーディング（流路から離れる反り）を受けると、翼形部が引き寄せられて高応力を生じる。
【００２７】
フランジは、コーディング又は平坦化を相殺するアンチコーディング手段６０を含む。本明細書で例示されるアンチコーディング手段６０の１つの実施形態は、図２及び３に示されるような高圧タービンノズル２０のノズルセグメント３２の外側バンドセグメント３８の後端１０７において弓状の後方外側フランジ７２に組み込まれる。アンチコーディング手段６０の例示的な実施形態は、バンドセグメントによって生じるコーディングを相殺するため、ノズルセグメントの残りの部分とは熱膨張係数（アルファ）が異なる弓状後方外側フランジ７２のようなフランジの材料を含む。アルファが異なる材料から作られたインサート１１０は、後方外側フランジ７２と前方及び後方内側フランジ１０６，１０８並びに前方外側フランジ７０などの他のフランジと別の方式で挿入又は取り付けることができる。
【００２８】
図３及び４を参照すると、インサート１１０は、弓状であり、アルファがより高い異なる材料から作ることができ、ダブテール形状１１４を有して、フランジの１又はそれ以上においてダブテールスロット内に配置することができる。弓状インサート１１０は、後方外側フランジ７２において軸方向に全体を貫通して延びるように例示されている。図３及び４に示される例示的な弓状インサート１１０は、後方外側フランジ７２の２つのダブテールポスト１１８間に円周方向に延びる。弓状インサート１１０は、後方外側フランジ７２を通って該後方外側フランジ７２の外周ＯＤまで半径方向に延びる。単一の弓状インサート１１０が本明細書では例示されているが、２又はそれ以上の弓状インサート１１０を各フランジで用いることもできる。単一の弓状インサート１１０が本明細書では例示されているが、２又はそれ以上の弓状インサート１１０を各フランジで用いることもできる。フランジにおけるアルファが異なる材料により、フランジが高温の外側及び内側バンド３５，３６と同様の量で膨張するようになり、これによりバンドコーディングが低減される。コーディングが低減されると、翼形部に作用する応力もまた有意に低減される。
【００２９】
図１及び２を参照すると、外側バンド３５に隣接し且つ軸方向下流側には、タービンブレード２３の半径方向外向きにタービン流路２７を境界付けて制限する固定シュラウド組立体１００がある。シュラウド組立体１００は、複数の円周方向に隣接するシュラウドハンガー４２によって支持される複数の円周方向に隣接する弓状タービンシュラウドセグメント４０から作られ、該シュラウドハンガー４２は、前方及び後方フック及び保持クリップを用いて環状外側ケーシング４４から支持される。シュラウドセグメント４０及びハンガー４２は、タービンノズル２０と同軸に配置されて、燃焼ガス３０がノズル２０から流れるタービンブレード２３の周りに半径方向外側流路境界を定めるようにする。
【００３０】
前方及び後方シュラウドレールセグメント８０，８２は、シュラウドセグメント４０から半径方向外向きに延びる。前方及び後方シュラウドレールセグメント８０，８２は、シュラウドセグメント４０の円周方向に離間した第１及び第２の縁部６２，６４の間に円周方向に延びる。前方及び後方シュラウドレールセグメント８０，８２上の前方及び後方シュラウドフック８４，８６は、シュラウドセグメント４０をシュラウドハンガー４２に装着する。代替の実施形態において、個々のシュラウドセグメント４０は、外側ケーシング４４に直接装着することができるが、本明細書で示される例示的な実施形態では、シュラウドセグメント４０はシュラウドハンガー４２に装着され、該シュラウドハンガー４２が外側ケーシング４４に装着される。
【００３１】
図２を参照すると、流路２７における高温の燃焼ガス３０は、シュラウドセグメント４０の内側５８に沿って高温表面５６を生成する。シュラウドセグメント４０は、該シュラウドセグメント４０の半径方向外側５４に沿って低温表面５２を有する。シュラウドセグメント４０及び前方及び後方シュラウドレールセグメント８０，８２の外側５４又は非流路側での低温と流路に面するシュラウドセグメント４０の内側５８に沿った高い半径方向の温度勾配との対抗作用に起因して、シュラウドセグメント４０のコーディングが生じる。コーディングを相殺するためのアンチコーディング手段６０は、前方及び後方シュラウドレールセグメント８０，８２内に挿入され且つアルファが異なる材料（好ましくは、より高いアルファ材料）から作られた１又はそれ以上の弓状インサート１１０を含むことができる。
【００３２】
インサート１１０の各々は、ダブテール形状１１４を有し、図４に示すように前方及び／又は後方シュラウドレールセグメント８０，８２のダブテールスロット１１７内に配置することができる。弓状インサート１１０は、前方及び後方シュラウドレールセグメント８０，８２を全体を貫通して軸方向に且つ前方及び後方シュラウドレールセグメント８０，８２の各々の２つのダブテールポスト１１８間に円周方向に延びる。弓状インサート１１０は、前方及び後方シュラウドレールセグメント８０，８２を通って該前方及び後方シュラウドレールセグメント８０，８２の外周ＯＤまで半径方向に延びる。従って、弓状インサート１１０は、前方及び後方シュラウドフック８４，８６を含む。
【００３３】
図４Ａは、上記で開示され図２〜４に例示されたアルファが異なる材料で作られたインサート１１０に対する代替形態を示している。図４Ａには、アルファが異なる材料から作られ且つタービンノズルセグメント３２又はシュラウドセグメント４０に結合又は他の方法で取り付けられたリングセグメント２１６を含む３６０度セグメント化されたリング２１４が示される。リングセグメント２１６は、少なくとも部分的にフランジ及び／又はレールセグメントを形成して、フランジ及び／又はレールセグメントのためのアンチコーディング手段６０を提供する。弓状リングセグメント２１６は、弓状シュラウドセグメント４０の円周方向に離間した第１及び第２の縁部６２，６４間に円周方向に延びる。アンチコーディングリングセグメント２１６は、上記で開示されたフランジ及びレールセグメントのうちの１又はそれ以上と共に用いることができる。アンチコーディングリングセグメント２１６は、タービンノズルセグメント３２又はバンドセグメント３７，３８もしくはシュラウドセグメント４０に溶接又は他の方法で接合することができる。
【００３４】
図５〜１１には、図１〜４に例示される前方及び後方外側フランジ７０，７２、前方及び後方内側フランジ１０６，１０８、及び前方及び後方シュラウドレールセグメント８０，８２などの比較的低温のフランジ及びレールセグメントを加熱するための加熱手段１１２を含むアンチコーディング手段６０の例示的な実施形態が示される。図５〜１１には、後方外側フランジ７２に加えられる加熱手段１１２の例示的な実施形態が示される。加熱手段１１２の目的は、低温のフランジ及びレールセグメントを加熱することにより内側及び外側バンド温度をより一様にすることである。これらの構造体を加熱することにより、バンド温度勾配が低下し、コーディングが最小となる。コーディングが低減されると、翼形部に作用する応力もまた有意に低減される。
【００３５】
図５〜１１を参照すると、加熱手段１１２は、弓状後方外側フランジ７２に埋め込まれた円周方向に延びる加熱流れ通路１１６への高温空気入口１１５を含む。高温空気入口１１５は、図１０及び１１に例示されるような少量の高温流路空気１１９が通路１１６に流入して、フランジを加温し熱勾配を低減することを可能にする。高温空気入口１１５は、好ましくは、後縁翼形部１２８の正圧側面１２１上のタービンノズルスロート部１２２の上流側で少量の高温流路空気１１９を取り出し又は抽気するように配置され、加熱空気１２０として用いるために加熱流れ通路１１６に流入させるようにする。出口１２６は、場合によっては前縁翼形部１３０の負圧側面４３上のノズルスロート部１２２の上流側で加熱空気１２０が加熱流れ通路１１６から流出できるようにする。出口１２６は、好ましくは、タービンノズルスロート部１２２の前方及び場合によっては後方で前縁翼形部１３０の負圧側面４３上のタービン流路２７内に加熱空気１２０を排出するよう配置されるのが好ましい。その結果、フランジより暖められ、コーディングがより少なくなる。排出された加熱空気１２０は、翼形部冷却供給用及び／又はフィルム冷却用の両方に用いることができる。
【００３６】
図１１を参照すると、加熱空気１２０は、加熱流れ通路１１６への低温空気入口１３２を用いることにより緩和されすなわち温度が下げられ、高温の流路空気１１９よりも低温の冷却空気１３４が高温の流路空気１１９と混合されて、加熱流れ通路１１６において加熱空気１２０を形成できるようにする。低温空気入口１３２及び高温空気入口１１５は、加熱流れ通路１１６において加熱空気１２０の温度を中程度にするよう機能する。高温の流路空気１１９は、図１０における単一の高温空気入口１１５及び図１１における二重の高温空気入口１１５について例示されるように、外側バンドセグメント３８の内側５８に沿った高温表面５６上で高温空気入口１１５を通じて取り出される。比較的低温の冷却空気２９は、外側バンドセグメント３８の外側５４に沿って低温表面５２を生成し、図１１に示されるように低温空気１３４を提供する。代替として、翼形部内部冷却回路からの温度が上昇した利用済み又は使用済みの冷却空気は、加熱流れ通路１１６に流入することができる。流れ通路内に低温空気を流入させる１つの代替の供給源は、使用済みのタービンノズル翼形部冷却部である。
【００３７】
蛇行性の加熱流れ通路１３８は、図９に示すような加熱流れ通路１１６に用いることができる。蛇行性の加熱流れ通路１３８は、本明細書で示される例示的な実施形態において、蛇行性加熱流れ通路１３８を境界付ける上側及び下側壁１５０，１５２それぞれから下向き及び上向きに延びる交互する上側及び下側リブ１４０，１４２の間で波打ちする起伏のある加熱流路１３７とすることができる。蛇行性加熱流れ通路１３８は、加熱流れ通路に対して改善された熱伝達を提供する。蛇行性加熱流れ通路１３８の代替の実施形態は、ピン及び代替のタービュレータなどを含むことができる。
【００３８】
或いは、タービュレータ１６０は、図１２に示される加熱流れ通路１１６で用いることができる。タービュレータ１６０は、加熱流れ通路１１６を境界付ける上側及び下側壁１５０，１５２それぞれから下向き及び上向きに延びる。タービュレータ１６０は、加熱流れ通路１１６に対して改善された熱伝達を提供する。加熱流れ通路１１６の別の代替の実施形態は、加熱流れ通路１１６にわたって延びるピン１６２を含み、上側壁１５０と下側壁１５２との間に延びることができる。
【００３９】
内側及び外側弓状バンドセグメント３７，３８及びシュラウドセグメント４０は環状壁である。前方及び後方シュラウドレールセグメント８０，８２は、本特許の関連内にあるフランジの特定の実施形態である。従って、前方及び後方シュラウドレールセグメント８０，８２は、一般に、環状壁から半径方向外向きに延びるフランジとして記述し又はフランジと呼ぶことができる。前方及び後方外側フランジ７０，７２は、一般に、環状壁から半径方向外向きに延びるフランジとして記述し又はフランジと呼ぶことができる。本明細書で開示されるガスタービンエンジン弓状セグメント３３は、環状壁から離れて円周方向に延びる弓状フランジ７２と、コーディングを相殺するためフランジに配置又は接合されるアンチコーディング手段６０とを備えるように記述することができる。
【００４０】
本明細書では本発明の好ましく例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、当業者であれば、本明細書の教示から本発明の他の修正が明らかになる筈であり、従って、全てのこのような修正は、本発明の技術思想及び技術的内に属するものとして特許請求の範囲において保護されることが望まれる。従って、本特許により保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載し且つ特定した発明である。
【００４１】
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
環状壁から離れて半径方向に延びる弓状フランジを備え、該弓状フランジが、コーディングを相殺するアンチコーディング手段を含む、ガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様２］
アンチコーディング手段は更に、フランジ内に又はフランジに接合された１又はそれ以上の弓状インサートを含み、該弓状インサートが、環状壁とはアルファが異なる材料で作られており、ここでアルファは熱膨張係数である、実施態様１に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様３］
１又はそれ以上の弓状インサートは更に、フランジ全体を貫通して軸方向に延びる、実施態様２に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様４］
１又はそれ以上の弓状インサートは更に、フランジの外周（ＯＤ）まで半径方向に延びる、実施態様３に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様５］
１又はそれ以上の弓状インサートは更に、ダブテール形状を有し、フランジの２つのダブテールポスト間に円周方向でフランジの１又はそれ以上のダブテールスロット内に配置される、実施態様３に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様６］
アンチコーディング手段は更に、弓状フランジを加熱するための加熱手段を含む、実施態様１に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様７］
加熱手段は更に、弓状フランジに埋め込まれた円周方向に延びる加熱流れ通路と、該円周方向に延びる加熱流れ通路への高温空気入口と、該円周方向に延びる加熱流れ通路からの出口と、を含む、実施態様６に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様８］
円周方向に延びる加熱流れ通路への低温空気入口を更に含み、高温及び低温空気入口が、加熱流れ通路を通って加熱空気を流すように機能し、高温空気入口及び低温空気入口が、加熱流れ通路における加熱空気の温度を中程度にするよう機能する、実施態様７に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様９］
円周方向に延びる加熱流れ通路が更に、起伏のある加熱流路を有する蛇行性加熱流れ通路である、実施態様７に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様１０］
蛇行性加熱流れ通路を境界付ける上側及び下側壁それぞれから下向き及び上向きに延びる交互する上側及び下側リブを更に含む、実施態様８に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様１１］
加熱手段は更に、加熱流れ通路を境界付ける上側及び下側壁それぞれから下向き及び上向きに延びるタービュレータ又はピンを含む、実施態様７に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様１２］
前縁及び後縁翼形部に隣接するタービンノズルスロート部を更に備え、高温空気入口が、タービンノズルスロート部のうちの第１のタービンノズルスロート部の近くの後縁翼形部の正圧側面近傍に配置され、出口が、タービンノズルスロート部のうちの第２のタービンノズルスロート部の近くの前縁翼形部の負圧側面近傍に配置される、実施態様７に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様１３］
ガスタービンエンジン弓状セグメントが、タービンノズルセグメントであり、タービンノズルセグメントの内側及び外側弓状バンドセグメント間を半径方向に延びる１又はそれ以上の翼形部と、外側バンドセグメントの対応する前方及び後方端部それぞれにて外側弓状バンドセグメントから半径方向外向きに延びる弓状前方及び後方外側フランジと、を含み、前方及び後方外側フランジがフランジを含み、前方及び後方外側フランジの各々が、アンチコーディング手段のうちの１つを含む、実施態様１に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様１４］
内側バンドセグメントの対応する前方及び後方端部それぞれにて内側弓状バンドセグメントから半径方向内向きに延びる弓状前方及び後方内側フランジを更に含み、前方及び後方内側フランジのうちの少なくとも１つが、アンチコーディング手段のうちの対応するアンチコーディング手段を含む、実施態様１３に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様１５］
ガスタービンエンジン弓状セグメントが、弓状シュラウドバンドセグメントから半径方向外向きに延びる前方及び後方シュラウドレールセグメントを含む弓状タービンシュラウドセグメントであり、前方及び後方シュラウドレールセグメントがフランジを含み、前方及び後方シュラウドレールセグメント上に前方及び後方シュラウドフックを含み、アンチコーディング手段が、前方及び後方シュラウドレールセグメントのうちの少なくとも一方に配置される、実施態様１に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様１６］
アンチコーディング手段が、前方及び後方シュラウドレールセグメントのうちの少なくとも一方において弓状インサートを更に含み、該弓状インサートは、弓状シュラウドバンドセグメントとはアルファが異なる材料から作られ、ここでアルファは熱膨張係数である、実施態様１５に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様１７］
弓状インサートは更に、ダブテール形状を有し、前方及び後方シュラウドレールセグメントのうちの少なくとも一方の２つのダブテールポスト間に円周方向で前方及び後方シュラウドレールセグメントのうちの少なくとも一方のダブテールスロット内に配置される、実施態様１６に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様１８］
弓状インサートは更に、前方及び後方シュラウドフックのうちの少なくとも一方を含む、実施態様１７に記載のガスタービンエンジン弓状セグメント。
［実施態様１９］
複数のガスタービンエンジン弓状タービンノズルセグメントを備えたタービンノズルであって、タービンノズルセグメントの各々が、環状壁から離れて半径方向に延びる弓状フランジを含み、該弓状フランジが、コーディングを相殺するアンチコーディング手段を含み、アンチコーディング手段が、環状壁の円周方向に離間した第１及び第２の縁部間に円周方向に延びて該環状壁に接合又は取り付けられたリングセグメント、又はタービンノズルセグメントの各々のフランジを含み、リングセグメントがフランジを少なくとも部分的に含み、該リングセグメントが、環状壁とはアルファが異なる材料で作られ、ここでアルファは熱膨張係数である、タービンノズル。
［実施態様２０］
タービンノズルセグメントの内側及び外側弓状バンドセグメント間を半径方向に延びる１又はそれ以上の翼形部と、
外側バンドセグメントの対応する前方及び後方端部それぞれにて外側弓状バンドセグメントから半径方向外向きに延びる弓状前方及び後方外側フランジと、
を含み、前方及び後方外側フランジの各々が、アンチコーディング手段のうちの１つを含む、実施態様１９に記載のタービンノズル。
【符号の説明】
【００４２】
８  周囲空気
１０  ガスタービンエンジン
１２  中心軸線
１４  ファン
１６  高圧圧縮機
１８  環状燃焼器
２０  高圧タービンノズル
２１  第１のシャフト
２２  高圧タービンロータ
２３  タービンブレード
２４  低圧タービンノズル
２５  第２の同軸シャフト
２６  低圧タービンロータ
２７  流路
２８  圧縮空気
２９  冷却空気
３０  ガス
３１  ろう付けライン
３２  ノズルセグメント
３３  弓状セグメント
３４  ベーン又は翼形部
３５  外側バンド
３６  内側バンド
３７  内側弓状バンドセグメント
３８  外側弓状バンドセグメント／環状壁
３９  翼形部
４０  シュラウドセグメント
４１  正圧側面
４２  シュラウドハンガー
４３  負圧側面
４４  外側ケーシング
５２  低温表面
５４  外側
５６  高温表面
５８  内側
６０  アンチコーディング手段
６２  第１の縁部
６４  第２の縁部
７０  前方外側フランジ
７２  後方外側フランジ／弓状フランジ
７８  弓状シュラウドバンドセグメント
８０  前方シュラウドレールセグメント
８２  後方シュラウドレールセグメント
８４  前方シュラウドフック
８６  後方シュラウドフック
９８  シュラウド
１００  シュラウド組立体
１０５  前方端部
１０６  前方内側フランジ
１０７  後方端部
１０８  後方内側フランジ
１１０  弓状インサート
１１２  加熱手段
１１４  ダブテール形状
１１５  高温空気入口
１１６  加熱流れ通路
１１７  ダブテールスロット
１１８  ダブテールポスト
１１９  高温流路空気
１２０  加熱空気
１２１  正圧側面
１２２  スロート部
１２６  出口
１２７  二重高温空気入口
１２８  後縁翼形部
１３０  前縁翼形部
１３２  低温空気入口
１３４  低温空気
１３５  内表面
１３６  外表面
１３７  加熱流路
１３８  蛇行性加熱流れ通路
１４０  上側リブ
１４２  下側リブ
１５０  上側壁
１５２  下側壁
１６０  タービュレータ
１６２  ピン
２００  環状タービン構成要素
２１４  セグメント化リング
２１６  リングセグメント
ＬＥ  前縁
ＴＥ  後縁
ＯＤ  外周
【図１】
2017020493.tif 000003
【図２】
2017020493.tif 000004
【図３】
2017020493.tif 000005
【図４】
2017020493.tif 000006
【図４Ａ】
2017020493.tif 000007
【図５】
2017020493.tif 000008
【図６】
2017020493.tif 000009
【図７】
2017020493.tif 000010
【図８】
2017020493.tif 000011
【図９】
2017020493.tif 000012
【図１０】
2017020493.tif 000013
【図１１】
2017020493.tif 000014
【図１２】
2017020493.tif 000015
【図１３】
2017020493.tif 000016
【外国語明細書】
2017020493000001.pdf