(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
外側翼支持体（１４）と、
該外側翼支持体（１４）から一定の間隔を置いた位置にある内側翼支持体（１６）と、
前記外側及び内側翼支持体（１４／１６）の間に支持された少なくとも１つのエーロフォイル形状の翼（１２）と、
を含むタービン翼組立体（１０）であって、
前記翼（１２）が、１％より大きくない室温引張延性を有する低延性材料からなり、
前記外側及び内側翼支持体（１４／１６）が、少なくとも５％の室温引張延性を有する材料からなり、
耐高温性コンプライアントシール（３６／３８）が、前記翼（１２）と前記外側及び内側翼支持体（１４／１６）の少なくとも１つとの間に配置され、前記翼（１２）と前記翼支持体（１４／１６）との間にある流体通路から前記翼（１２）を実質的にシールし、また前記コンプライアントシール（３６／３８）は、前記翼（１２）を前記翼支持体（１４／１６）から分離し、前記翼（１２）が前記翼支持体（１４／１６）から独立して膨張及び収縮することを可能にし、
前記少なくとも１つのエーロフォイル形状の翼が、翼半径方向外端部（２２）と翼半径方向内端部（２４）を含み、
前記外側翼支持体（１４）が、外側支持体開口壁（３０）で画定され、ほぼ前記翼外端部（２２）を受ける寸法にされた少なくとも１つの外側支持体開口部（２８）を含み、また前記外側翼支持体（１４）は、第１の熱膨張係数（ＣＴＥ）を有する材料で作られており、
前記内側翼支持体（１６）が、内側支持体開口壁（３４）で画定され、ほぼ前記翼内端部（２４）を受ける寸法にされた少なくとも１つの内側支持体開口部（３２）を含み、また前記内側翼支持体（１６）は、第２のＣＴＥを有する材料で作られており、
前記翼の低延性材料が、前記第１のＣＴＥ及び前記第２のＣＴＥとは異なる第３のＣＴＥを有し、該第３のＣＴＥに対する前記第１のＣＴＥと前記第２のＣＴＥとの平均値の割合が、少なくとも０．８であり、
前記翼外端部（２２）及び前記翼内端部（２４）の少なくとも１つが、それぞれの前記支持体開口壁（３０／３４）に並置された状態でそれぞれの前記支持体開口部（２８／３２）中に遊動可能に配置されており、
前記耐高温性コンプライアントシール（３６／３８）が、前記少なくとも１つの翼端部（２２／２４）と前記それぞれの支持体開口壁（３０／３４）との間に配置され、前記翼端部（２２／２４）をその周りの流体通路から実質的にシールする、
ことを特徴とするタービン翼組立体（１０）。
【請求項２】
前記外側及び内側翼支持体（１４／１６）が、Ｆｅ、Ｃｏ及びＮｉからなる群から選ばれる少なくとも１つの元素をベースにした、５〜１５％の範囲の室温引張延性を有する高温金属合金からなることを特徴とする、請求項１に記載の組立体（１０）。
【請求項３】
前記翼（１２）が、０．４〜０．７％の範囲の室温引張延性を有するセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料を含むことを特徴とする、請求項１に記載の組立体（１０）。
【請求項４】
前記翼（１２）が、０．１〜１％の範囲の室温引張延性を有するＮｉＡｌ金属間化合物材料を含むことを特徴とする、請求項１に記載の組立体（１０）。
【請求項５】
前記低延性材料が、セラミックベース材料及び金属間化合物ベース材料からなる群から選ばれることを特徴とする、請求項１に記載の組立体（１０）。
【請求項６】
前記低延性材料が、２２ＭＰａ・ｍ１／２（２０ｋｓｉ．inch１／２）未満の破壊靱性を有することを特徴とする、請求項５に記載の組立体（１０）。
【請求項７】
シール保持体（４０／４２）が、前記コンプライアントシール（３６／３８）を覆って配置され、かつ前記翼支持体（１４／１６）に結合されて、前記コンプライアントシール（３６／３８）を前記支持体開口壁（３０／３４）に保持することを特徴とする、請求項１に記載の組立体（１０）。
【請求項８】
前記外側翼支持体（１４）及び前記内側翼支持体（１６）が、Ｆｅ、Ｃｏ及びＮｉからなる群から選ばれる少なくとも１つの元素をベースにした、少なくとも１２．６×１０−６℃−１（７Microinch／inch／°Ｆ）のＣＴＥを有する高温金属合金からなることを特徴とする、請求項１に記載の組立体（１０）。
【請求項９】
前記翼外端部（２２）及び翼内端部（２４）の各々が、それぞれの前記外側支持体開口壁（３０）及び内側支持体開口壁（３４）に並置された状態でそれぞれの前記外側支持体開口部及び内側支持体開口部中に遊動可能に配置されており、
第１の耐高温性コンプライアントシール（３６）が、前記外側支持体開口壁（３０）と前記翼外端部（２２）との間に配置され、第２の耐高温性コンプライアントシール（３８）が、前記内側支持体開口壁（３４）と前記翼内端部（２４）との間に配置される、
ことを特徴とする、請求項１に記載の組立体（１０）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、例えばガスタービンエンジンで使用される形式のタービン翼組立体に関する。より具体的には、１つの実施形態において、本発明は、コンプライアントシールによって少なくとも部分的に支持され、間隔を置いて配置された金属支持体又はバンドの少なくとも１つから独立して翼が膨張又は収縮するのを可能にする少なくとも１つの低延性の翼を備えたタービン翼組立体に関する。
【０００２】
【従来の技術】
過酷な酸化性のガス流環境中において高温で作動するガスタービンセクションの部品は、典型的にはＦｅ、Ｃｏ及びＮｉの少なくとも１つをベースにした超合金のような高温超合金で作られる。そのような部品の金属合金の劣化に抗するために、そのような部品に、様々な広く報告されている種類またはそれらの組合せによる、流体又は空気冷却と表面環境の保護又はコーティングとの組合せを施すのが、通常の手法であった。
【０００３】
そのようなガスタービンエンジン部品の一形式には、タービンエンジン燃焼セクションの下流でタービンセクションのノズルとして使用されるタービンステータ翼組立体がある。一般に、そのような組立体は複数の金属合金のセグメントで作られ、その金属合金セグメントの各々は、例えば溶接又はろう付けなどにより間隔を置いて配置された金属合金の内側及び外側バンドに接合されたエーロフォイル形状の中空の空気冷却される複数の金属合金翼、例えば２つから４つの翼を備える。そのセグメントは、円周方向に組み立てられてステータノズル組立体を構成する。そのようなガスタービンエンジンのノズル組立体の一形式は、特許文献１に図示され、記載されている。
【特許文献１】
米国特許５，３４３，６９４号公報
【特許文献２】
米国特許６，０００，９０６号公報
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
実用運転された、コーティングされた高温超合金で作られたタービンノズルの評価から、ガスタービンエンジンの燃焼セクション下流のエンジン流路に存在する過酷で、高温の、侵食性及び腐食性の条件は、ノズルの翼の環境耐性コーティング及び／又は合金基体構造の劣化を生じさせる可能性があることが解った。そのような部品を実用運転に戻す前に、１つ又はそれ以上の翼を修理または交換する必要があった。充分な強度があり、そのような劣化に対しより耐性のあるタービン翼を提供すれば、部品の寿命と修理を必要とするまでの時間を長くし、そのようなエンジンの運転費用を削減することになる。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
１つの形態では、本発明は、外側翼支持体と、外側翼支持体から一定の間隔を置いた位置にある内側翼支持体と、外側及び内側翼支持体の間に支持された少なくとも１つのエーロフォイル形状の翼とを含むタービン翼組立体を提供する。翼は、例えばセラミックマトリックス複合材又は金属間化合物材料をベースにした、約１％より大きくない室温延性を有する低延性材料からなる。外側及び内側翼支持体が、少なくとも約５％の室温延性を有する材料からなる。耐高温性コンプライアントシールが、翼と翼支持体の少なくとも１つとの間に配置され、翼と翼支持体との間にある流体通路から翼を実質的にシールし、翼が記翼支持体から独立して膨張及び収縮することを可能にする。１つの形態では、翼支持体が、例えばＦｅ、Ｃｏ及びＮｉの少なくとも１つの元素をベースにした、約５〜１５％の範囲の室温引張延性を有する高温金属合金からなる。
【０００６】
【発明の実施の形態】
モノリシック及び金属間化合物ベース並びにセラミックベース複合材を含む、ある種のセラミックベース及び金属間化合物型耐高温性材料が、開発されてきており、それら材料は、それらをタービンエンジンの高温セクションにおける過酷な環境中で使用するのに魅力を感じるほどに充分な強度特性と環境耐性の向上を備えるに至っている。しかしながら、それら材料は、その支持体構造に一般に使用される高温金属合金と比較して、引張延性が非常に低いという共通の特性を持つ。さらに、一般にそれら材料と合金との間、例えば低延性のセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）又はＮｉＡｌをベースにした金属間化合物材料と、そのようなエンジンセクションで支持体として最近使用されている典型的な市販のＮｉ基及びＣｏ基超合金との間の熱膨張係数（ＣＴＥ）には顕著な差がある。
【０００７】
そのような低延性材料が、そのような高温合金構造体で剛性支持された場合、低延性材料に破壊を生じさせる特性の不整合から、低延性材料に熱歪が生じるおそれがある。例えば、その形態がＲｏｓｓらによる米国特許第５，１７３，２５５号に記載され、ガスタービンエンジンのタービン部品に使用されている、市販のＲｅｎｅ’Ｎ５合金のような典型的なＮｉ基超合金は、約５〜１５％の範囲の室温引張延性（ＣＴＥは約７〜１０Microinch／inch／°Ｆの範囲（micrometer/meter/ °C x 0.556 = inch/inch/ °Fの関係)  ）を有する。低延性材料は、約１％より大きくない室温引張延性（ＣＴＥは約１．５〜８．５Microinch／inch／°Ｆの範囲）を有する。例えば、ＳｉＣファイバ／ＳｉＣマトリックスＣＭＣのような、典型的な市販の低延性セラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料は約０．４〜０．７％の範囲の室温引張延性と、約１．５〜５Microinch／inch／°Ｆの範囲のＣＴＥを有する。同様に、低延性ＮｉＡｌ型金属間化合物材料は、引張延性がゼロに近く、０．１〜１％の範囲であり、ＣＴＥは約８〜１０Microinch／inch／°Ｆの範囲である。従って、本発明では、低延性材料は、室温引張延性が約１％より大きくない材料と定義される。
【０００８】
室温延性におけるそのような顕著な差に加え、低延性材料と、１つ又はそれ以上の高温合金支持体材料、例えばＦｅ、Ｃｏ及びＮｉの少なくとも１つをベースにした超合金との間でＣＴＥの比較すると、低延性材料のＣＴＥに対するより延性の高い支持体合金のＣＴＥの平均値の割合は、少なくとも約０．８である。Ｎｉ基超合金のそのような割合は、ＣＭＣ低延性材料に対して、約１．４〜６．７の範囲であり、ＮｉＡｌ低延性材料に対しては、約０．８〜１．２の範囲であるのが典型的な例である。
【０００９】
このように、低延性材料とそのような合金支持体との間にはそのような特性に顕著な差又は不整合がある。タービン翼組立体における高温合金支持体間にある低延性の翼のような、そのような材料からなる剛性固定された組立体は、エンジンの作動中、翼の中に破壊又は亀裂発生を引き起こすほど大きい熱歪を翼の中に発生させる可能性がある。従って、低延性材料中の亀裂発生を防止するようにすることが望ましい。
【００１０】
延性は、例えば局部又は点荷重のかかった脆性材料に対して、亀裂発生を防ぐのに必要な塑性伸長又は変形を表す。しかしながら、別の機械的特性、すなわち破壊靱性は、既にある亀裂又はきずの存在が伝播するのを最小限にする又はそれに抗する材料の能力を表す。１つの形態では、低延性材料は、破壊靱性が約２０ｋｓｉ・inch1/2未満であると定義されるが、ここで、「ｋｓｉ」は１平方インチ当り千ポンドの単位（N/mm2 x 145000 = ksiの関係）である。典型的には、ＣＭＣ材料は  約５〜２０ｋｓｉ・inch1/2の範囲の破壊靱性を有し、ＮｉＡｌ金属間化合物材料は約５〜１０ｋｓｉ・inch1/2の範囲の破壊靱性を有する。
【００１１】
本発明の１つの形態は、ＣＭＣ又は金属間化合物ベースのタービン翼のような低延性構造部材を、超合金バンドのような支持構造体内に順応するように遊動可能に捕捉し、低延性材料中に過剰な熱歪が発生しないようにする、構造部材と材料の組合せを提供する。その組合せの形態では、低延性翼の少なくとも１つの端部と端部に並置されている支持体との間に、かつそれらの両方に接触させて、コンプライアントシールが配置される。同時に、コンプライアントシールは、空気及び／又は燃焼生成物のような流体が翼端部と支持体の間を流れるのを防止しながら、低延性翼を支持体から分離し、翼及び支持体の各々が熱に暴されるにより互いに独立して膨張及び収縮することを可能にする。
【００１２】
本発明において使用されるコンプライアントシールの形態は、時としてロープシールと呼ばれる。異なった荷重でのシールの偏位量を比較する典型的なロープシールの応力−歪曲線は、そのようなシールのコンプライアンスと弾性とを確証している。高温で使用するための形態では、ロープシールにはセラミックファイバ又はフィラメントを織った形態、又は編んだ形態があり、それらセラミックファイバ又はフィラメントはＮｅｘｔｅｌアルミナ材料及びＺｉｒｃａｒアルミナシリカ材料として市販されている。例えば強度及び／又は表面磨耗に対する耐性のためのコンプライアントシールのいくつかの形態には、セラミックフィラメント中の市販のＨａｓｔｅｌｌｏｙ  Ｘ合金のような金属性コア、及び／又は、セラミックフィラメントの周りの薄い延性金属の外鞘の１つ又はそれ以上の組合せがある。セラミックファイバ又はフィラメントの織った又は編んだ構造は、コンプライアンスと弾性を与える。
【００１３】
本発明は、図を参照することによって、より完全に理解されるであろう。図１は、全体を符号１０で示すガスタービンエンジンのタービンステータ翼セグメント又は組立体の斜視図であり、該翼セグメント又は組立体は、外側翼支持体又はバンド１４と一定の間隔で配置された内側翼支持体又はバンド１６との間に配置された４つのエーロフォイル形状の翼１２を備えている。典型的な現在市販されているガスタービンエンジンにおいては、翼及び翼支持体の各々は高温合金で作られ、図示するように、溶接及び／又はろう付けで互いに接合される。このようにして翼を一定の相対的位置においてバンドに固定し、流路からバンドを通り抜けてエンジンの流れが漏れるのを防ぐ。例えば前述のＴｏｂｅｒｇらによる特許に示されているように、複数の整合させた翼セグメントは円周方向に組み立てられてタービンノズルを構成する。
【００１４】
各セグメント１０の空気冷却を可能にするため、図１の線２−２に沿った図２の断面図に示すように、翼１２は中空の内部１８を有し、翼内部を通してまた翼内部から冷却空気を受けまた分配する。いくつかの実施形態では、図６に示すように、翼インサート２０が、翼中空内部１８内に配置されており、翼１２の内部にまた翼１２を通して、また一般に翼壁を貫通して設けられている冷却空気吐出孔（図示せず）を通して冷却空気を分配する。
【００１５】
本発明の１つの実施形態を、図３の概略破断断面図に示す。セラミック材料として表された図において、翼１２は前述の種類の低延性材料で作られる。翼１２は、翼半径方向外端部２２と翼半径方向内端部２４とを有する。金属合金の外側翼支持体１４は、外部開口壁３０で画定された、ほぼ翼１２の外端部２２を受ける寸法にされた開口部２８を備える。金属合金の内側翼支持体１６は、内部開口壁３４で画定された、ほぼ翼１２の内端部２４を受ける寸法にされた開口部３２を備える。外側翼支持体１４及び内側翼支持体１６は、互いに一定の間隔を置いた位置に保持される。翼１２が全て、外側及び内側翼支持体１４及び１６の間に剛性保持されない低延性材料からなる場合、翼支持体は、符号２６で輪郭だけ示す位置決め手段によりそのような一定の間隔を置いた関係に保持される。例えばそのような位置決め手段は、剛性の金属ボルト、チューブ、ロッド、支柱等の少なくとも１つを含むことができる。
【００１６】
翼外端部２２と外部開口壁３０との間に、かつそれらの両方に接触させて、第１のコンプライアントシール３６が配置されている。シール３６は、外部開口壁３０から独立して、開口部２８内に翼外端部２２を支持し、翼１２と外側支持体１４との間の独立した相対的な動きを可能にする。例えば、そのような相対的な動きは、エンジンの作動中に、並置された材料間の膨張及び収縮率の違いから生じることがある。同時に、シール３６は、エンジンの流れによる翼端部２２の周りの流体の通過から翼端部２２を実質的にシールする。
【００１７】
図３の実施形態において、翼内端部２４と内側開口壁３４との間に、かつそれらの両方に接触させて、第２のコンプライアントシール３８が配置されている。シール３８は、内部開口壁３４から独立して、開口部３２内に翼内端部２４を支持し、翼１２と内側支持体１６との間の独立した相対的な動きを可能にする。同時に、シール３８は、エンジンの流れによる翼端部２４の周りの流体の通過から翼端部２４を実質的にシールする。
【００１８】
図３中の１つ又は複数のコンプライアントシールのそのような配置は、外部バンド１４と内部バンド１６との間で翼１２を捕捉すると同時に、翼及び支持体の独立した熱膨張及び収縮を可能にする。シールのコンプライアンスは、翼１２へ圧縮応力が掛からないようにして、翼の応力破壊を回避する。図３の実施形態に含まれているのは外部シール保持体４０であり、例えば溶融やろう付けで外側支持体１４に固着接合される。シール保持体４０は、翼外端部２２と外側支持体開口壁３０との間の位置にシール３６を保持する。またこの実施形態に含まれているのは、内部シール保持体４２であり、同様に内側支持体１６に接合され、翼内端部２４と内側支持体開口壁３４との間の位置にシール３８を保持する。
【００１９】
図４は、外部シール保持体４０を外側支持体１４に接合する前の、図３の一部の概略破断上面図である。図４は、翼外端部２２の全体的なエーロフォイル形状と、翼端部の周りでのコンプライアントシール３６の位置又は配置を示している。
【００２０】
図５は、本発明の別の実施形態の概略拡大破断断面図であり、そこでは図３と同じ総体的な構成部材を含む。図５は、金属支持構造体から独立した翼１２の膨張及び収縮を可能にする、翼１２の端部の少なくとも１つとシール保持体との間にある隙間４４をより明確に示している。
【００２１】
図６は、翼中空内部１８に配置されたインサート２０を示すために一部断面にした、図３と同様の概略破断図である。インサート２０は、翼１２の中空内部１８へ、またそれを通して冷却のための空気を供給する。例えば、矢印４８で表す冷却空気は、カップ状の構造体５０を通して翼１２内部のインサート２０へ供給される。冷却空気は、中空内部１８内のインサート２０により複数のインサート穴を通して分配されるが、インサート穴の幾つかが符号５２で表されている。典型的には、冷却空気は、翼１２の壁面を貫通する冷却空気孔（図示せず）を通して、及び／又は、少なくとも１つのシール保持体を貫通する穴（図示せず）を通して、ガスタービンエンジンの分野で周知の広く使用されている方法で翼中空内部１８から排出される。図６の実施形態では、インサート２０は最初に、適当な形状にされた外側シール保持体４０の開口を通して保持体４０と接合されて、単体として外側支持体１４に組み立てられ接合されるための、シール保持体と冷却空気インサートの組立体にされる。
【００２２】
図７は、本発明の別の実施形態の概略破断部分断面図である。この形態では、例えばＮｉＡｌ低延性金属間化合物材料からなる翼１２は、ＮｉＡｌの翼端キャップ５４と、全体を符号５６で示す、金属ピン、ワッシャ及びパッドの組立体との組合せにより、半径方向内端部２４で固定されている。しかしながら、翼１２の外端部２２は、前述のように、コンプライアントシール３６により遊動可能に、またコンプライアンスを持つように保持されており、翼１２が外側支持体１４から独立して膨張及び収縮することが可能になっている。
【００２３】
本発明を、材料と構造の具体的例及び組合せに関して説明してきたが、それらは決して本発明の技術的範囲を限定するものではなく、本発明の典型例を示そうとするものであることを理解されたい。例えば、ガスタービンエンジン、冶金、非金属材料、セラミックス、及び強化セラミック構造体等に関する種々の技術分野の当業者には、本発明は、特許請求の範囲の技術的範囲を逸脱することなく変更及び修正が可能であることが明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】  典型的なガスタービンエンジンノズルの翼セグメントの斜視図。
【図２】  図１の線２−２に沿った図１の翼セグメントの断面図。
【図３】  コンプライアントシールによって金属合金の外側及び内側翼支持体の間に支持された低延性の翼を示す、本発明の１つの実施形態の概略破断断面図。
【図４】  外側シール保持体を取り付ける前の、図３の翼の概略上面図。
【図５】  本発明の別の実施形態の概略破断断面図。
【図６】  翼の中空内部内に配置された冷却空気インサートを備えた、図３と同様の図。
【図７】  その半径方向内端部において固定構造によって支持され、またその外端部においてその外端部と金属合金の外側翼支持体との間のコンプライアントシールにより遊動可能に支持された低延性の翼を示す、本発明の別の実施形態の概略破断部分断面図。
【符号の説明】
１２    タービン翼
１４    外側翼支持体
１６    内側翼支持体
１８    中空内部
２２    翼外端部
２４    翼内端部
２６    位置決め手段
２８    外側支持体開口部
３０    外側支持体開口壁
３２    内側支持体開口部
３４    内側支持体開口壁
３６、３８  コンプライアントシール
４０、４２  シール保持体
【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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【図７】
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