(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
端部において外側及び内側バンド（３０、３２）に取り付けられた１対の羽根（２８）を備えるノズルセグメント（１８ａ）の列を含み、
前記羽根の各々が、軸方向に対向する前縁及び後縁（３４、３６）と、前記対向する端部の間で半径方向に延び、円周方向に対向する正圧及び負圧面（３８、４０）とを有し、
前記バンドの各々が、それらの間のそれぞれの分割線（４６）において隣り合い、円周方向に対向する第１及び第２の端部（４２、４４）を有し、
前記バンド端部の各々が、前記羽根前縁付近で前記分割線に沿って延びる前方ランド（４２ａ、４４ａ）と、前記羽根後縁付近で前記分割線に沿って延びる後方ランド（４２ｂ、４４ｂ）と、前記前方ランドと後方ランドとの間で前記羽根の中間部分にわたって前記分割線に沿って延びる、単一の点ではない中間ランド（４２ｃ、４４ｃ）とを有し、これらのランドが集合して前記羽根の間に燃焼ガス流の境界となる流路表面を形成し、
前記分割線（４６）が前記セグメントの間に斜めに配置され、
前記前方ランドが前記分割線において、前記一対の羽根間を通る流体の上流側が下流側よりも高くなるような、後方に面した公称段差（４８）を有し、前記後方ランドが前記分割線において、前記流体の上流側が下流側よりも高くなるような、前方に面した公称段差（５０）を有し、前記中間ランドが公称同一平面になっている、
ことを特徴とするタービンノズル（１８）。
【請求項２】
前記前方ランド（４２ａ、４２ｂ）と後方ランド（４４ａ、４４ｂ）とが前記中間ランドにゆるやかに移行し、前記後方に面した段差（４８）と前方に面した段差（５０）とを公称同一平面の前記中間ランド（４２ｃ、４４ｃ）にゆるやかに移行させることを特徴とする、請求項１に記載のノズル。
【請求項３】
前記分割線（４６）に沿った前記中間ランド（４２ｃ、４４ｃ）の長さが、燃焼ガスの流線が前記前方ランドにおいて前記後方に面した段差（４８）に流れ込むのを防止し、前記後方ランドにおいて前記前方に面した段差（５０）に流れ込むのを防止するような寸法にされていることを特徴とする、請求項２に記載のノズル。
【請求項４】
前記中間ランド（４２ｃ、４４ｃ）が、前記正圧面（３８）に沿って前記羽根前縁（３４）よりも前記羽根後縁（３６）に近く、また前記負圧面（４０）に沿って前記羽根後縁よりも前記羽根前縁に近くなるように配置されていることを特徴とする、請求項２に記載のノズル。
【請求項５】
請求項１に記載のノズル（１８）を作る方法であって、
前記羽根（２８）とバンド（３０、３２）とを別々に鋳造する段階と、
前記鋳造された羽根とバンドとを互いに結合して１対の前記ノズルセグメント（１８ａ）を形成する段階と、
該１対のノズルセグメントを互いに組み立てる段階と、
前記中間ランド（４２ｃ、４４ｃ）の間の全ての段差を測定する段階と、
前記中間ランドにおける前記公称同一平面の整合に対する前記測定された段差を減少させるために、別の対の前記ノズルセグメントを再鋳造する段階と、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項６】
前記羽根（２８）とバンド（３０、３２）とを、それらのための対応する鋳型（２８Ｍ、３０Ｍ、３２Ｍ）により鋳造する段階と、
前記測定された段差を減少させるために、前記中間ランドのうちの対応する中間ランドの厚さを局部的に増大させるように、前記バンド鋳型（３２Ｍ）のうちの１つを局部的に研磨して、それから材料を除去する段階と、
前記測定された段差を減少させるために、前記研磨されたバンド鋳型を用いて、前記セグメントを再鋳造する段階と、
を更に含むことを特徴とする、請求項５に記載の方法。
【請求項７】
前記鋳造された外側及び内側バンド（３０、３２）を、各々がその流れ表面上にある３点で固定する段階と、
前記固定されたバンドに前記羽根（２８）を互いに結合する段階と、
を更に含むことを特徴とする、請求項６に記載の方法。
【請求項８】
前記中間ランド（４２ｃ、４４ｃ）の間で前記公称同一平面の整合を得るために、前記バンド（３０、３２）が前記中間ランドにおいて異なる厚さを有することを特徴とする、請求項１乃至４のいずれか１項に記載のノズル。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的に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タービンノズルに関する。
【０００２】
【発明の背景】
ガスタービンエンジンにおいて、空気は圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合されて高温燃焼ガスを発生させ、この高温燃焼ガスは高圧タービンノズルを通って下流方向へ流れ、タービンノズルがガス流を高圧タービンのロータブレード列へ向ける。ブレードは、ガスからエネルギーを取り出し圧縮機に動力を与え、また、その下流には低圧タービンが配置されており、低圧タービンはエネルギーを更に取り出して一般的にはファンに動力を供給し、このファンが飛行中の航空機に動力を供給する推進力を発生する。
【０００３】
高圧タービンノズルは、燃焼器から最高温の燃焼ガスを直接受けるから、かかる高温ガスにその耐用年数の間耐えるように特別に構成される。ノズルは環状構造であるが、高温の作動環境によるその構成部品の大きな膨張と収縮を吸収するように、円弧状セグメントに分割されている。各セグメントは、1対の中空のステータ羽根を支える円弧状の外側バンドと内側バンドとを含み、ステータ羽根は、作動中にノズルセグメントを冷却するために、圧縮機から抽気された加圧空気の一部を受ける。
【０００４】
２つのバンドは、作動中に燃焼ガスをそれらの間に閉じ込める半径方向外側及び内側の流路表面を形成する。バンドは対応する軸方向の分割線によって相互に分割され、これらの分割線は隣り合うバンド間の一般的なスプラインシールにより適当にシールされる。
【０００５】
ノズル羽根は、その前縁と後縁との間に相当な湾曲又はチャンバをもち、ほぼ凹状の正圧面と対向するほぼ凸状の負圧面をもつ三日月形状を有し、作動中に燃焼ガスはこれらの面に沿って流れる。１つの羽根の負圧面は隣り合う羽根の正圧面から円周方向に間隔を置いて配置されており、これら両面の間に燃焼ガスのための流路が形成される。燃焼ガスは、ほぼ軸方向下流方向にこれらの流路に入り、隣り合う羽根の後縁の間に形成された流路出口から或る斜めの角度で再び方向付けられる。
【０００６】
従って燃焼ガスの個々の流線は、ノズル羽根の間で互いにほぼ平行に流れるが、隣り合う羽根の正圧面と負圧面とによって生じるその異なる速度に応じて湾曲の度合いが変わる。
【０００７】
バンド分割線は直線状であって、隣接する羽根の正圧面及び負圧面の対応する円弧形状の間のバンド内で斜めに配向されている。従って、燃焼ガスは、正圧面と負圧面との間で湾曲され分割線に沿って軸方向後方へ流れる時、羽根と羽根の間を通過する間に一般的には分割線を２度横切る。
【０００８】
バンドは、各ノズルセグメント内の各対の羽根の間では、円周方向に連続しているから、最大の空気力学的効率が得られる。しかしながら、隣り合うノズルセグメントの羽根の間の分割線は、バンド内に局部的な不連続性を与え、これが空気力学的効率に影響を及ぼす可能性がある。
【０００９】
バンドの流れ表面は、分割線において互いに実質的に同一平面になるように設計されるが、通常の製造公差と、ノズル構成部品の組立て中にこれらの公差が積み重なることによって、隣り合うバンドの半径方向の高さに不規則な違いが生じ、流路表面にこれに応じた段差が生じる。その段差が燃焼ガスの方向とは逆に前方に面している場合には、燃焼ガスの滑らかな流れに対する局部的な妨害物となって、ノズルの空気力学的効率を低下させると共に、燃焼ガスに曝される縁部を局部的に加熱して、時が経つにつれてこれを酸化させる。露出された分割線縁部の酸化はノズルセグメントの耐用年数を短縮させ、分割線縁部が露出されない場合よりも早くノズルセグメントを交換することが必要となる。
【００１０】
燃焼ガスがノズル流路を通過する時、燃焼ガスは一般的に斜めの分割線を２度横切るから、バンドの前方部分又はバンドの後方部分において望ましくない流れを妨害する段差が生じる可能性があり、あるいはこれら２つの部分の間の遷移領域内で流れを妨害する望ましくない段差が変化することもあり得る。一般的な航空機用ガスタービンエンジンは、アイドリング状態から最大出力までの異なる出力レベルで作動するから、ノズルを通過する流線の形状もこれに応じて変化する。
【００１１】
従って、エンジンが或る作動状態にある時、下流方向に面した段差が、流線の形状が変わると、上流方向に面した段差に変わることもあり得る。上流方向に面した縁部の望ましくない酸化は、現実には製造公差があることと、ノズル構成部品を正確な寸法形状に作ることが不可能であることから、今も実用上の問題となっている。それ故、ノズルの耐久性は、実用においてノズルの耐用年数を短縮させる露出された分割線縁部によって影響を受ける。
【００１２】
従って、ノズルの耐久性と耐用年数を増大させるための改善された分割線構成を含んだ改善されたタービンノズルを提供することが望まれる。
【特許文献１】
特開２０００−１９９４０２号公報
【００１３】
【発明の概要】
タービンノズルは、対応する羽根の対を支持する外側バンドと内側バンドのセグメントを含む。これらのバンドは、分割線に沿って対応する端部において互いに隣り合い、各々のバンドは前方ランドと、これと反対側の後方ランドと、これら２つのランドの間を延びる中間ランドとを有する。前方ランドは後方に面した公称段差を有し、後方ランドは前方に面した公称段差を有し、中間ランドは公称同一平面になっている。
【００１４】
【発明の実施の形態】
好ましい例示的な実施形態により、本発明とその更なる目的及び利点を、添付図面に関連させてなされる以下の詳細な説明において、さらに詳細に説明する。
【００１５】
図１には、飛行中の航空機に動力を供給するように構成された例示的な形態のターボファン航空機エンジンにおけるガスタービンエンジン１０を概略的に示す。このエンジンは、直列に流体連通して、ファン１２と、多段軸流圧縮機１４と、環状の燃焼器１６と、高圧タービンノズル１８と、高圧タービン２０と、低圧タービン２２とを含む。
【００１６】
作動中に、空気はファンと圧縮機とを通って流れ、燃焼器中で燃料と混合されて、高温の燃焼ガス２４を発生し、高温燃焼ガスは、下流方向へ吐出されて高圧及び低圧タービン構成部品を通過する。高圧タービン２０はロータブレードの列を含み、これらのロータブレードは、ガスからエネルギーを取り出し、従来方式で圧縮機に動力を供給する。低圧タービンのロータブレードにおいて、燃焼ガスから更にエネルギーが取り出され、この低圧タービンが次に従来方式でファンに動力を供給する。
【００１７】
図１に示す高圧タービンノズル１８は、エンジン内で環状支持リング２６に同心に固定取り付けされた部品からなる環状アセンブリであって、支持リング２６はこの目的のために特別に構成され、エンジンの内側ケーシングに適切に取り付けられている。ノズルは、図２に示すように、円周方向に隣り合わせて配設されたノズルセグメント１８ａの列を含み、ノズルセグメントによりノズルの円周方向の連続性が中断され、高温燃焼ガスによって引き起こされる膨張と収縮の下でノズルに加わる熱応力を低減させる。
【００１８】
図２に示すように、各々のノズルセグメントは１対のステータ羽根２８を含み、これらのステータ羽根はその対向する半径方向端部において、対応する円弧状の外側バンド３０及び内側バンド３２に固定的に取り付けられる。ステータ羽根２８の各々は、軸方向に対向する前縁３４及び後縁３６と、内側バンド及び外側バンド内の対応する開口内に固定的に取り付けられた羽根の両端部間で半径方向に延び、円周方向に対向する正圧面３８及び負圧面４０とを含む。
【００１９】
羽根の正圧面３８はほぼ凹状であり、負圧面４０はほぼ凸状であり、従来方式で隣り合う羽根間の流路内に燃焼ガスを流して、タービンブレードへ吐出する。ノズル羽根は中空であって、その壁を貫通した様々な列のフィルム冷却孔を含み、そのフィルム冷却孔を通して作動中にノズルセグメントを従来方式で冷却するために、圧縮機から抽気された空気の一部が流れる。
【００２０】
図２、図３に示すように、内側バンドの各々は、円周方向に対向する第１と第２の端部４２、４４を有し、これら第１と第２の端部４２、４４は、それぞれの軸方向に延びる分割線４６において、互いに隣り合う。内側バンドは各ノズルセグメントの流路の内側境界又は内表面を形成し、外側バンドはこれに対応して外側流路表面を形成する。従って、内側バンドと同様に、外側バンドも円周方向に対向する第１と第２の端部を有し、これら外側バンドの隣り合う外側バンド間に内側バンドのそれと対応する分割線を有する。
【００２１】
更に後述するが、空気力学的性能を改善し、かつ分割線における望ましくない酸化を減少させるために、内側バンド３２は分割線において特別に構成される。これも更に後述するが、外側バンドもそれらの間の分割線において内側バンドの場合と同様に特別に構成される。
【００２２】
より具体的に言えば、外側バンドと内側バンドにおける分割線４６は、作動中におけるノズル内の熱応力を低減させるために必要であるが、ノズルの円周方向に沿って不連続性をもたらす。バンドの端部は、対応する分割線において、互いに向き合っており、それらの互いに向き合った面内に隠された溝を含み、これらの溝内には、ノズルセグメントの隣り合う端部を従来方式でシールする従来のスプラインシールが配置される。
【００２３】
上述したように、ノズル構成部品の製造公差とその組立て中の公差の積み重なりに起因して、対応する分割線におけるノズルバンドの接合部には、望ましくない上流に面した段差が不規則に形成され、この上流に面した段差が、燃焼ガスの下流方向への流れを局所的に遮って局部的な加熱と酸化を起こさせ、このことによりノズル効率を低下させ、その耐用年数を短縮させる可能性がある。
【００２４】
しかしながら、本発明によれば、対応する分割線におけるノズルバンドの接合部は特別に構成され、上流に面した段差による不規則な影響を低減もしくは排除して、ノズル効率を改善し、分割線における酸化を減らしてノズルの耐用年数を延長させる。
【００２５】
先ず図３を参照しながらより具体的に説明すると、バンド端部の各々は、バンド前縁から羽根前縁近くの分割線に沿って後方へ延びる前方ランド４２ａ、４４ａと、バンド後端から羽根後縁近くの分割線に沿って前方へ延びる後方ランド４２ｂ、４４ｂとを有する。また、各バンド端部はまた、それぞれの前方ランドと後方ランドとの間で羽根の中間部分にわたって分割線に沿って延びる中間ランド４２ｃ、４４ｃを含み、これらが集合して、羽根と羽根の間における燃焼ガス流の半径方向の境界となる流路表面を形成する。
【００２６】
本発明によれば、それぞれの分割線４６において隣接する前方ランド４２ａ、４４ａは後方に面した公称段差４８を有し、同じ分割線において隣接する後方ランド４２ｂ、４４ｂは前方に面した公称段差５０を有する。そして最も重要なことであるが、同じ分割線において隣り合う中間ランド４２ｃ、４４ｃはそれらの間に公称段差がなく、互いに公称同一平面になっている。
【００２７】
上述のように、タービン構成部品の製造は、完全なあるいは正確な寸法形状を達成することは不可能であるので、その寸法形状に不規則なばらつきを伴う。後述するように、タービンノズルの様々な構成部品は、先ず鋳造され、互いに組み立てられ、ろう付けされて２枚羽根ノズルセグメントにされ、これらのノズルセグメントが、図１に示した環状支持リング２６を貫通する軸方向ボルトによりそれ自体が支持された環状のノズルへと互いに組み立てられる。
【００２８】
内側バンドと外側バンドの流路表面の最終的な半径方向位置は、バンド自体の製造公差と、羽根に結合される時の組立て公差と、環状支持リング２６に取り付けられる時の組立て公差とによって決まる。これら様々な公差が最終的に組み立てられたタービンノズル内で不規則に累積し、内側バンドと外側バンドは、バンド流路表面の所望の最終寸法位置を表す公称値よりも適当に大きいか小さい許容寸法公差範囲内で、互いに半径方向に整合される。
【００２９】
従来のタービンノズル構成部品の製造と組立てにおいては、分割線における内側バンド及び外側バンドの流路表面の半径方向位置は、約±２０ミルの寸法公差範囲内とすることできる。バンド端部の最終位置が公称同一平面となるように設計された従来のタービンノズルにとっては、寸法公差における不規則なばらつきは、大きな前方あるいは後方に面した段差を生み出し、これらの段差が燃焼ガスの流れを局所的に妨げ、それによって局部的に加熱され酸化されて、タービンノズルの耐用年数は短縮されるおそれがある。
【００３０】
しかしながら本発明によれば、前方ランドにおいて選択的に導入される後方に面した段差４８は、燃焼ガスが外向きに突出したバンド縁部に対して衝突することなしに下流方向に流れることを保証する。このことは図３及び図４に示されており、下流方向に流れる燃焼ガス２４は、左側に図示したバンドの前方ランド４４ａ上を流れて、右側のバンドの比較的低い前方ランド４２ａへと落ちる。
【００３１】
同様に、後方ランド４２ｂ、４４ｂにおける前方に面した段差５０は、分割線を越えて隣り合う羽根の間で燃焼ガスが方向を変える時、燃焼ガスが図の右側のバンドの後方ランド４２ｂから左側のバンドの低い後方ランド４４ｂへ再び落ちるのを保証する。
【００３２】
中間ランド４２ｃ、４４ｃは、前方ランドと後方ランドとの間の遷移領域となっており、この遷移領域においては燃焼ガスの流線は分割線とほぼ平行に流れ、隣り合うバンド間で方向が変わる。
【００３３】
図３に最もよく示されているように、分割線４６は隣り合うノズルセグメント間に斜めに配置されており、分割線が斜めに配向されたノズル羽根の間をほぼ等分するように、対応するバンド端部４２、４４も斜めになっている。かかる斜めの配向は、ほぼ軸方向にノズル流路に入る燃焼ガスを再び方向付けして、燃焼ガスを下流のロータブレードに当るようにほぼ接線方向へ吐出するために、従来から行われていることである。この構成において、図３に示す前方ランド４２ａ、４４ａは、中間ランド４２ｃ、４４ｃ及び後方ランド４２ｂ、４４ｂのそれぞれよりも分割線に沿って一層長い。
【００３４】
このように分割線４６を斜めに構成した場合、燃焼ガスは必然的に分割線の前方部分を越えて一方のバンドから次のバンドへと流れなくてはならず、次いで燃焼ガスがノズル出口から吐出される時には、再び始めのバンドに向かって分割線を越えて逆方向へ流れなくてはならない。従って、燃焼ガスの流線は２つの方向の間で方向転換するが、かかる方向転換は中間ランド４２ｃ、４４ｃにおいて起こるのが好ましい。
【００３５】
従って、エンジンの好ましい作動範囲、例えば、必要に応じて、巡航出力及びアイドリング出力まで又は最大出力までといったような作動範囲にわたって、好ましくは燃焼ガスの流線が前方ランドにおいて後方に面した段差４８に流入するのを防ぎまた後方ランドにおいて前方に面した段差５０に流入するのを防ぐように、中間ランドは、分割線の或る限定された部分に沿って、予め決められた長さＡにされる。従って、中間ランドは、慎重に導入された前方及び後方に面した段差を越えて、燃焼ガスが上流に向かって流れないよう保証するために、限定された長さＡを有しており、前方に面した段差と後方に面した段差との間で移り変わる単一の点ではない。
【００３６】
例えば、もし中間ランドが省かれて、後方ランドと前方ランドとが分割線の中間付近で互いに結合しているとしたら、図３に示す羽根前縁を通り過ぎて右側のバンドに沿って流れる流線の一部が、分割線を早く越えて方向変換する時に、後方に面した段差に当る可能性がある。若しくは、左側のバンドからの流線の一部が分割線を遅く越えて方向変換することにより、前方に面した段差の一部分に当る可能性もある。
【００３７】
互いにほぼ同一平面になっている中間ランドを導入することにより、羽根と羽根の間で早く又は遅く方向変換する流れが、前方及び後方に面した段差を越えて下流方向へ流れる代わりに、上流方向へ流れる危険性を低減する。
【００３８】
図３及び図４に示す好ましい実施形態においては、前方ランドと後方ランドとが対応する中間ランドと滑らかに移行し、後方に面した段差４８と前方に面した段差５０とを中間ランドによって得られる公称同一平面、つまり段差のない分割線部分にゆるやかに移行させるのが好ましい。
【００３９】
図４に概略的に示すように、左側のバンドの前方ランド４４ａ（＋）は、右側のバンドの前方ランド４２ａ（−）に比してより高い位置にあって、それらの高さの差は後方に面した段差４８の高さＢを表している。同様に、右側のバンドの後方ランド４２ｂ（＋）は、左側のバンドの後方ランド４４ｂ（−）に比してより高い位置にあって、それらの高さの差は前方に面した段差５０の高さＣを表している。
【００４０】
これら２つの段差の高さＢ、Ｃは、バンドの対向する前端部と後端部からそれらの間の中間ランドに向かって大きさが減少し、それによって前方ランドと後方ランドとの高さの差が実質的にゼロになるようにゆるやかに移行して、両者間に公称同一平面の整合が得られるようにするのが好ましい。
【００４１】
図３に示す例示的な実施形態においては、中間ランド４２ｃ、４４ｃは、羽根の正圧面３８に沿って、羽根の前縁よりも後縁に一層近く配置されている。また、中間ランドはまた、羽根の対応する負圧面４０に沿って、羽根の後縁よりも前縁に一層近く配置されている。羽根の正圧面と負圧面との異なった空気力学的効果に鑑みて、燃焼ガスの流線が分割線を再び横切るために方向を変える遷移領域は、１方の羽根の正圧面側の羽根前縁付近に生じ、他方の羽根の負圧面側の中間凸状域付近に生じる。従って、中間ランドは、エンジンのいずれの適当な作動範囲に対しても、かかる遷移領域を含むような位置及び寸法であるのが好ましい。
【００４２】
前方ランド及び後方に面した段差４８と、同一平面の中間ランドと、後方ランド及び前方に面した段差５０との導入は、内側バンド３２において、あるいは外側バンド３０において好ましく、また内側及び外側の両バンドにおいて好ましいことが見出されている。
【００４３】
製造公差とそれらが積み重なる組立により分割線における流路表面の最終位置が不規則になる性質に鑑みて、分割線に沿う３つの異なる前方ランドと後方ランドと中間ランドの導入は、分割線縁部が燃焼ガス流の部分の中へ突出し、縁部の温度を局部的に増大させ、ノズルの寿命を縮める過度の酸化を生じる傾向及び程度を減らすために有利に使用することができる。
【００４４】
後方に面した段差４８と前方に面した段差５０とそれらの間の公称同一平面の中間ランドとを慎重かつ選択的に導入することにより、分割線縁部の酸化を減らして、ノズルの耐久性と耐用年数を増大させることができる。この利点は通常の製造公差にて達成することができる。
【００４５】
しかしながら、本発明の別の特徴によれば、中間ランド４２ｃ、４４ｃはその流路表面の半径方向位置に関して、分割線に沿った前方ランド及び後方ランドに対する製造公差よりも小さい製造公差で製造されるのが好ましい。このようにして、隣り合う中間ランドの間の同一平面度を改善することにより、隣り合う中間ランドの間に段差が導入される傾向を更に減じると共に、かかる段差の大きさを更に減少させることができる。
【００４６】
図５は、それらが集って環状のタービンノズルを形成する個々のノズルセグメントを作るための好ましい方法を概略的に示している。個々のノズル羽根２８と外側バンド３０と内側バンド３２とは、マスター、あるいは金属ダイ又は鋳型２８Ｍ、３０Ｍ、３２Ｍを使用して、個別に鋳造される。これらの鋳型は、ロストワックス法を用いる従来の鋳造方式で使用される。
【００４７】
この方法において、鋳型は羽根及びバンドの外表面に対応しており、最初にワックスで満たされる。ワックスは固化され、鋳型から取り外され、次いでセラミックで被覆されて、鋳造シェルが形成される。ワックスが鋳造シェルから除去されて、溶融金属で置き換えられ、この金属により対応する部品が形成される。羽根は中空であるのが好ましいので、従来のセラミック中子が任意の従来方法で羽根を鋳造するためのセラミックシェルと共に使用される。
【００４８】
鋳造された羽根とバンドは、次にバンド内の対応する着座部内に羽根の対応する対向するハブ端部を挿入して互いに組み立てられ、その状態で適当な取付具に一時的に保持される。
【００４９】
次に羽根のハブは、バンド内の対応する着座部内へろう付けされ、２枚の鋳造羽根と２つのバンドとが互いに固定結合されて、各ノズルセグメントのための４部品からなるアセンブリが形成される。次に各ノズルセグメントは、羽根に様々な列のフィルム冷却孔が穿孔され、更に完成されたタービンノズルを形成するノズルセグメント列を完成させるのに必要なその他の特徴を加えるなどの加工処理が施される。
【００５０】
好ましい実施形態においては、このようにして１対のノズルセグメントが、羽根とバンドのための同一マスター鋳型を使用して製造され、次いでタービンノズル内でのそれらの意図された相対的な位置を得るために、２つのノズルセグメントは適当な取付具内で互いに組み立てられるか、あるいは図１に示す意図された環状支持リング２６上に互いに組み立てられる。
【００５１】
タービンノズル部品の従来の鋳造作業においては、マスター鋳型は対応する羽根とバンド部品の公称寸法が得られるように構成されており、従って寸法に不規則なばらつきが生じ、このばらつきは、公差を精密に又はそのばらつきをより小さくできる機械加工された部品と比較して、鋳造部品においては相当に大きい。ノズル部品の鋳造公差とそれらを組み立てる際に積み重なる公差は、一般的には図６に概略的に示すように、隣り合う中間ランド４４ｃの間の相対的な高さに不規則なばらつきを生じる。
【００５２】
その結果、隣り合う中間ランド間の所望の同一平面度は対応する公差範囲内で変化して、大きさＤを有する局部的で小さな初期中間段差が生じることになる。この中間段差Ｄは、２つの隣り合うノズルセグメントが相対的位置に正しく固定された時に測定される。次いで測定された段差Ｄを減少させて、隣り合う中間ランド間に所望の公称同一平面の整合を得るように、好ましくはノズルセグメントの別の対が再鋳造される。
【００５３】
より具体的には、図６は内側バンド３２のための鋳型３２Ｍの関連部分を示しているが、この部分はそこから材料を取り除くために局部的に研磨されるのが好ましく、そうすることにより、研磨し終えた鋳型を用いて次のバンドが鋳造された時、対応する中間ランド４４ｃの厚さは対応する分量だけ局部的に増加する。このようにして２つの中間ランド４４ｃの間で測定された初期段差Ｄは、鋳型のそれぞれの部分を対応する分量だけ研磨することにより、後の鋳造品においては実質的に減少させるか、あるいは除去することができる。
【００５４】
サンプルとなるノズルセグメントを鋳造し、それらを組立て、中間ランド間の高さの差を測定し、バンド鋳型を局部的に研磨し、新たな１組のノズルセグメントを再鋳造する作業は、初期中間段差Ｄを減らすか、あるいは実質的に除去するために、１回又はそれ以上の所望の回数だけ行うことができる。従って、その結果得られる内側バンドは、それらの分割線において、両者間に公称同一平面の整合が得られるような厚さの差しか有しないであろう。図６に示すように、左側の中間ランド４４ｃの部分は、その初期段差Ｄが仮想線で表してあり、この初期段差は、対応する鋳型３２Ｍを局部的に研磨して、鋳造されるバンドに追加的材料を局部的に与えることにより、実線で表したように実質的に排除される。
【００５５】
分割線４６は、隣り合う内側バンドの中間ランド４４ｃの対向部分間に形成されるから、それらの部分の一方は最初に鋳造された時の初期厚のままとし、他方の部分を局部的に厚くして、両者間のあらゆる表面段差が実質的に取り除かれる。このようにして、隣り合うバンドの中間ランド間の相対的な同一平面度は、鋳型がこのようには研磨されない従来の鋳造品よりも実質的に改善することができる。例えば、バンド流路表面の半径方向位置における約±20ミル（１ミル＝0.0254ｍｍ）という従来の製造公差は、上記の方法においては約±6ミルにまで実質的に減少させることができる。
【００５６】
上述したように、分割線に沿って３つのランドを設ける構成は、内側バンドと外側バンドの両方に導入するのが好ましく、従ってそれらのための鋳型も同様に、対応する後方に面した段差と前方に面した段差とがゆるやかに移行する、隣り合う内側バンド間及び外側バンド間の中間ランドにおける所望の同一平面度を得るために、必要なだけ局部的に研磨することができる。
【００５７】
図５に概略的に示すように、鋳造された外側バンド３０と内側バンド３２は、各々がそれらの対応する流路表面上にある３つの基準点において固定されるか、あるいは物理的に据え付けられるのが好ましい。この３点固定が、バンドの正確な整合を保証するから、羽根２８は固定されたバンドに正確にろう付けできる。
【００５８】
図５に示した好ましい実施形態においては、対応する外側バンド３０と内側バンド３２は、それらの一端部の前方ランド４２ａと後方ランド４２ｂ、及びそれらの反対側端部の前方ランド４４ａに対応する３点で固定される。このようにして、隣り合う分割線における流路表面の相対的半径方向位置は一層正確なものとなり、公称同一平面になっている中間ランド及び段差を有する前方ランドと後方ランドとが得られる。
【００５９】
更に、ろう付けされたノズルセグメントは上述のように３点において固定され、内側バンドから内向きに延びる半径方向支持フランジ内に、２つの対応する取付孔５２が正確に穿孔される。このようにして、図１に示した環状支持リング２６にノズルセグメントがボルト固定された時、隣り合う内側バンド同士及び隣り合う外側バンド同士の正確な整合が得られ、所望の段差を有する前方ランドと後方ランド、及びそれらの間の公称同一平面の中間ランドが得られる。
【００６０】
上述したような従来の製造公差及びそれらの積み重なりにも拘らず、ノズルセグメントの隣り合う内側バンド及び外側バンドは、前方ランドにおける後方に面した段差と、後方ランドにおける前方に面した段差と、それらの間の実質的に同一平面の中間ランドとを備えるように選択的に構成することができ、突出した分割線縁部により燃焼ガスの流れを局所的に妨げることがなく、タービンノズルの空気力学的効率を最大にすることができる。分割線縁部は燃焼ガスから保護され、それ故、燃焼ガス流内に突出している場合のようには更に加熱され酸化されることはない。従って、タービンノズルの耐久性が改善され、それに応じてその耐用年数が増大する。
【００６１】
本明細書において、本発明の好ましい例示的な実施形態と思われるものに関して説明してきたが、ここに記載した教示から、本発明のその他の変更形態も当業者にとっては明らかであろう。特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の例示的な実施形態による、高圧タービンノズルへ燃焼ガスを吐出する燃焼器を含んだターボファン航空機用ガスタービンエンジンの一部の軸方向断面図。
【図２】  図１に示したタービンノズルの一部の斜視図。
【図３】  図２の線３−３に沿って見た、隣り合うノズルセグメントの一部の半径方向断面図。
【図４】  図３のほぼ線４−４に沿って見た、ノズルセグメントの隣り合う内側バンドの一部の断面図。
【図５】  本発明の例示的な実施形態によるノズルセグメントの製造の流れ図と組み合わせた、図２に示したノズルセグメントのうちの例示的な１つの分解組立図。
【図６】  図３のほぼ線６−６に沿って見た、隣り合うノズルセグメントの半径方向断面図。
【符号の説明】
１０  ガスタービンエンジン
１２  ファン
１４  多段軸流圧縮機
１６  燃焼器
１８  高圧タービンノズル
２０  高圧タービン
２２  低圧タービン
２６  支持リング
２８  ステータ羽根
３０  外側バンド
３２  内側バンド
３４  羽根前縁
３６  羽根後縁
３８  羽根の正圧面
４０  羽根の負圧面
４２ａ、４４ａ  前方ランド
４２ｂ、４４ｂ  後方ランド
４２ｃ、４４ｃ  中間ランド
４６  分割線
４８  後方に面した段差
５０  前方に面した段差
【図１】
0004183996.tif 000002
【図２】
0004183996.tif 000003
【図３】
0004183996.tif 000004
【図４】
0004183996.tif 000005
【図５】
0004183996.tif 000006
【図６】
0004183996.tif 000007