(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
主流れ空洞（６０）、複数のサポート（４０）、及び側壁（６６）を備えるハブ（５０）を含むガスタービンエンジンの排気フレーム（２２）を組立てる方法であって、
複数の熱応力除去用波形（９６）を含むシートメタル製の熱シールド（８０）を準備する段階と、
前記ハブの少なくとも一部分に隣接して２次空洞（８２）を形成するために、前記熱シールド（８０）を前記側壁に取り付ける段階と、
を含むことを特徴とする方法。
【請求項２】
前記側壁（６６）は、内側レール（６８）を含んでおり、前記熱シールド（８０）を取り付ける前記段階は、該熱シールドが前記ハブ（５０）の少なくとも一部分に隣接して前記２次空洞（８２）を形成するように、前記熱シールドを前記内側レールに取り付ける段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記熱シールド（８０）を取り付ける前記段階は、前記熱シールドを前記側壁（６６）に溶接する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
熱シールド（８０）を準備する前記段階は、前記フレーム（２２）の対称軸（３２）に対して傾斜角（１００）をなす熱応力除去用波形（９６）を備える熱シールドを準備する段階を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
熱シールド（８０）を準備する前記段階は、前記フレーム（２２）の対称軸（３２）に対して約４５度の角度（１００）をなす熱応力除去用波形（９６）を備える熱シールドを準備する段階を更に含むことを特徴とする、請求項４に記載の方法。
【請求項６】
対称軸（３２）を含むガスタービンエンジン（１０）用の排気フレーム（２２）であって、
環状のケーシング（２４）と、
前記ケーシングの半径方向内方に位置し、かつ前記ケーシングとの間に環状の主流れ空洞（６０）を形成するハブ（５０）と、
該ハブの半径方向内方に２次流れ空洞（８２）を形成し、かつその中に形成された複数の波形（９６）を備えるシートメタル製の熱シールド（８０）と、
を含むことを特徴とする排気フレーム（２２）。
【請求項７】
前記フレームは、前記ケーシング（２４）に取り付けられた複数のサポート（４０）を更に含み、該サポートは、前記ケーシングから半径方向内向きに延びて前記ハブ（５０）に取り付けられており、該サポートの各々は、前記主流れ空洞（６０）及び前記２次流れ空洞（８２）と流体連通する少なくとも１つの管路（６２）を含むことを特徴とする、請求項６に記載の排気フレーム（２２）。
【請求項８】
前記波形（９６）は、前記タービンエンジンの対称軸（３２）に対して傾斜角（１００）で配向されていることを特徴とする、請求項６に記載の排気フレーム（２２）。
【請求項９】
前記波形（９６）は、前記タービンエンジンの対称軸（３２）に対して４５度の角度（１００）で配向されていることを特徴とする、請求項６に記載の排気フレーム（２２）。
【請求項１０】
前記ハブ（５０）は側壁（６６）を含み、該側壁は前記熱シールド（８０）が取り付けられる内側レール（６８）を含むことを特徴とする、請求項６に記載の排気フレーム（２２）。
【請求項１１】
前記波形（９６）は、前記熱シールド（８０）から半径方向内向き及び半径方向外向きに延びることを特徴とする、請求項６に記載の排気フレーム（２２）。
【請求項１２】
前記熱シールド（８０）は、前方部分（８４）、後方部分（８６）、及び中間部分（８８）を含んでおり、前記波形（９６）は前記熱シールドの前記前方部分から後方部分まで延びることを特徴とする、請求項６に記載の排気フレーム（２２）。
【請求項１３】
前記熱シールド（８０）は約０．１２５インチより小さい厚さ（９４）を含むことを特徴とする、請求項６に記載の排気フレーム（２２）。
【請求項１４】
対称軸（３２）を備えるガスタービンエンジン（１０）であって、
請求項６ないし請求項１３のいずれか一項に記載の排気フレーム（２２）と、
前記ケーシングに取り付けられた複数のサポート（４０）と、
を含み、
該サポートは、前記ケーシングから半径方向内向きに延びて前記ハブに取り付けられており、該サポートの各々は、前記主流れ空洞及び前記２次流れ空洞と流体連通する少なくとも１つの管路（６２）を含む、
ことを特徴とするガスタービンエンジン（１０）。
【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排気フレームに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンは、加圧空気を燃焼器に供給するための圧縮機を含み、燃焼器において空気が燃料と混合され点火されて燃焼ガスを発生する。燃焼ガスはタービンに流れ、タービンはガスからエネルギーを取り出して圧縮機に動力を供給し、航空機を推進する推力を発生する。燃焼ガスを流すタービン流路は、高温の燃焼ガスに曝されるので、その中に熱応力が発生する可能性がある。熱応力及び高温の燃焼ガスに継続して曝されれば、構造体の直径及び周方向の長さの増大を含む構造体の半径方向の熱膨張を引き起こす可能性がある。
【特許文献１】
米国特許５，６３４，７６７号公報
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
ガスタービンエンジンはまた、環状のフレームを含む。フレームは、環状のハブの半径方向外方に間隔を置いて配置されるケーシングを含む。複数の円周方向に間隔を置いて配置されたサポートが、ケーシングとハブの間を延びる。燃焼器の下流のケーシングは、燃焼器を流出する高温の燃焼ガスに曝される。従って、燃焼器の下流のサポートもまた高温の燃焼ガスに曝される。
【０００４】
ハブはケーシングよりも質量が大きいため、また環状のハブの多くの部分が高温の燃焼ガスに曝されないため、タービンエンジンの過渡運転時には、ケーシングの運転温度はハブの運転温度よりはるかに急速に上昇する。このような温度差の結果として、ハブとケーシングの間に熱応力が生じる可能性がある。熱応力に継続して曝されれば、低サイクル疲労による亀裂発生を促進し遂にはフレームの破損を引き起こす可能性がある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
例示的な実施形態において、ガスタービンエンジンのハブ用の熱シールドが、ガスタービンエンジンの排気フレーム中の熱応力を減少させる。ハブは、排気フレームとハブの間に延びる複数のサポートで、エンジンの内部に取り付けられる。サポートは、ハブから主流れ空洞を貫いて半径方向外向きに延び、２次流れ空洞への流れを可能にする。熱シールドは、２次流れ空洞がハブの半径方向内方にかつ軸方向にそれに隣接して位置するように、２次流れ空洞を形成する。熱シールドは、複数の熱応力を除去する波形を含む。
【０００６】
運転中には、燃焼ガスは、主流れ空洞からサポートを通り抜けて、熱シールドにより形成される２次流れ空洞中に流れる。燃焼ガスは、熱シールドによりハブに隣接して保持され、ハブの運転温度を上昇させ、従って、ハブとサポートとの間の温度差の減少するのを促進する。更に、熱シールド中の波形は、熱シールドとハブの間の異なる熱膨張を可能にする。その結果、サポート、ハブ及び熱シールド間の熱応力の減少が促進される。
【０００７】
【発明の実施の形態】
図１は、低圧圧縮機１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８、低圧タービン２０、排気フレーム２２、及びケーシング２４を含む。第１のシャフト２６は低圧圧縮機１２と低圧タービン２０とを連結し、また第２のシャフト２８は高圧圧縮機１４と高圧タービン１８とを連結する。エンジン１０は、エンジン１０の上流側３４から後方にエンジン１０の下流側３６まで延びる対称軸３２を有する。１つの実施形態において、ガスタービンエンジン１０は、オハイオ州シンシナチにあるGeneral Electric Companyから市販されているＧＥ９０型エンジンである。
【０００８】
運転中、空気は低圧圧縮機１２を通って流れ、加圧空気は高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器１６に送り込まれる。燃焼器１６からの燃焼ガス３８は、タービン１８及び２０を駆動する。高圧タービン１８は、第２のシャフト２８及び高圧圧縮機１４を回転させ、一方、低圧タービン２０は、軸３２の周りに第１のシャフト２６及び低圧圧縮機１２を回転させる。
【０００９】
図２は、排気フレーム２２の軸方向部分図である。図３は、排気フレーム２２の概略断面図である。排気フレーム２２は、円周上に間隔を置いて配置され、半径方向に延びる複数のサポート４０を含む。排気フレーム２２はまた、ハブ５０及び環状の軸受支持体５６を含む。ハブ５０は、環状の軸受支持体５６に取り付けられて、第１のシャフト２６（図１に示す）を支持する。サポート４０、ハブ５０、及び軸受支持体５６は、エンジン１０の運転中にロータ荷重をケーシング２４に支持するための比較的堅牢な組立体を構成する。
【００１０】
主流れ空洞６０が、ケーシング２４とハブ５０の間に形成される。主流れ空洞６０は、環状であって、かつケーシング２４の内部で円周方向に延びる。サポート４０は、主流れ空洞６０を貫いて半径方向に延びる。エンジン運転中には、燃焼ガス３８が、低圧タービン２０から主流れ空洞６０を通って流れる。各サポート４０は、主流れ空洞６０とハブ５０の下方との間に延びる少なくとも１つの管路６２を含む。管路６２は、燃焼ガス３８がサポート４０の内部を主流れ空洞６０からハブ５０の下方まで流れるのを可能にする。
【００１１】
ハブ５０は、中央部分６４、前方側壁６６、内側レール６８、及びバブ後方部分７０を含む。前方側壁６６は、該前方側壁６６を貫通して軸方向に延びる複数の流出口７６を含む。この例示的な実施形態において、前方側壁の流出口７６は、隣接するサポート４０の間で円周に沿って配置される。
【００１２】
熱シールド８０が、ハブ５０の半径方向内方にかつそれに隣接して位置する環状の２次流れ空洞８２を形成する。管路６２は、燃焼ガス３８が主流れ空洞６０から２次流れ空洞８２まで流れるのを可能にする。熱シールド８０は、前方セクション８４、後方セクション８６、及び中間セクション８８を含む。中間セクション８８は、半径方向内側表面９０及び半径方向外側表面９２を含み、かつ内側表面９０と半径方向外側表面９２の間に延びる厚さ９４を有する。１つの実施形態において、熱シールド８０は、軽量のシートメタルで構成され、厚さ９４は０．０２０インチ（０．５１mm）である。別の実施形態においては、厚さ９４は０．１２５インチ（３．１８mm）である。熱シールド８０は内側レール６８に取り付けられる。１つの実施形態において、前方セクション８４は、内側レール６８に溶接される。別の実施形態においては、前方セクション８４は、複数の固締具（図示せず）で内側レール６８に取り付けられる。熱シールド８０は、熱シールドの後方セクション８６がハブの後方部分７０に接触するように、内側レール６８から下流側に向かって半径方向に延びる。
【００１３】
図４は、熱シールドの半径方向外向きに見た部分図である。図５は、熱シールド８０の拡大部分断面図である。熱シールド８０は、複数の波形９６を含む。波形９６は、熱応力除去をもたらして、熱膨張差を減少するのを助ける。より具体的には、波形９６は、ハブ５０と熱シールド８０間の熱応力の減少を促進する。この例示的な実施形態においては、波形９６は、前方部分８４から後方部分８６まで延びる滑らかな丸まった突出部である。別の実施形態において、波形９６は前方部分８４と後方部分８６の間で部分的に延びる。
【００１４】
この例示的な実施形態において、波形９６は半径方向内向きに延び、かつ軸３２に対して４５度の角度１００で配向されている。別の実施形態においては、波形９６は、軸３２に対して傾斜角１００をなしている。別の実施形態においては、波形９６は半径方向外向きに（図示せず）延びる。更に別の実施形態においては、波形９６は、半径方向内向き及び外向きの両方に（図示せず）に延びる。
【００１５】
ここで図３を参照すると、ガスタービンエンジン１０の運転中には、燃焼ガス３８は低圧タービン２０（図１に示す）を流出して、サポート４０に衝突する。管路６２は、燃焼ガス３８の２次流れ１１０を２次流れ空洞８２中に導く。熱シールド８０は、ハブ５０に隣接する２次流れ空洞８２の内部に２次流れ１１０を保持するので、サポート４０とハブ５０との間の温度差の減少を促進する。２次流れ１１０は、流出口７６を通って２次流れ空洞８２から流出する。
【００１６】
その結果、ハブ５０、サポート４０、及び熱シールド８０間に発生する熱応力を減少させることが可能になる。更に、２次流れ１１０は、ハブ５０内部の円周方向の温度のばらつきを減少させるのを助けるので、排気フレーム２２中の平均応力レベルを低下させる。
【００１７】
上記の熱シールドは、費用効果が良くかつ高い信頼性がある。排気フレームは、波形を備える熱シールドを含み、ハブ内部の熱応力の減少を促進する。熱シールドは、ハブの周りに形成された空洞の内部に２次流れを保持する。その結果、排気フレームの内部に発生する熱応力を減少させながら、高い効率及び性能でガスタービンエンジンを運転することを可能にする排気フレームが得られる。
【００１８】
本発明を、種々の特定の実施形態に関して説明してきたが、本発明は、特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変形形態で実施可能であることは、当業者には明らかであろう。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】  ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】  図１に示すガスタービンエンジンに用いることができる排気フレームの軸方向部分図。
【図３】  図２に示す排気フレームの概略断面図。
【図４】  図３に示す熱シールドの半径方向外向きに見た部分図。
【図５】  図４の熱シールドの部分拡大断面図。
【符号の説明】
１０  ガスタービンエンジン
２０  低圧タービン
２２  排気フレーム
３８  燃焼ガス
４０  サポート
５０  ハブ
５６  環状の軸受支持体
６０  主流れ空洞
６２  管路
６６  ハブの側壁
６８  側壁の内側レール
７０  ハブの後方部分
７６  前方側壁の流出口
８０  熱シールド
８２  ２次流れ空洞
９６  熱応力除去用波形
【図１】
0004033715.tif 000002
【図２】
0004033715.tif 000003
【図３】
0004033715.tif 000004
【図４】
0004033715.tif 000005
【図５】
0004033715.tif 000006