(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービン航空機エンジン（１０）の中心軸線（１８）の周りにほぼ円周方向に延びるシュラウド組立体（４２）の内側表面（５６）を機械加工する方法であって、前記エンジン（１０）は、該エンジン（１０）の前記中心軸線（１８）の周りを回転するように前記シュラウド組立体（４２）の内側に支持されたディスク（２２）と、該ディスク（２２）の外径に隣接して位置する翼根元（２４）から該翼根元（２４）から外側寄りに位置する先端（２６）まで該ディスク（２２）の外径からほぼ半径方向外方に延びる、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたロータ翼（２０）とを含んでおり、該方法は、
前記航空機エンジン（１０）の、前記複数のロータ翼（２０）の前記先端（２６）と前記シュラウド組立体（４２）の前記内側表面（５６）との間の飛行中の前加工された半径方向間隙（６０）を、前記シュラウド組立体（４２）の周りの複数の円周方向に間隔を置いた位置の各々において求める段階と、
前記シュラウド組立体（４２）の周りの前記複数の円周方向に間隔を置いた位置の各々において、前記前加工された半径方向間隙（６０）に基づいて前記シュラウド組立体（４２）の前記内側表面（５６）を機械加工して、前記複数のロータ翼（２０）の前記先端（２６）と前記シュラウド組立体（４２）の前記内側表面（５６）との間の飛行中のほぼ一様な後加工された半径方向間隙を、得る段階と、
を含み、
前加工された間隙（６０）を求める前記段階は、製造航空機エンジン（１０）の過去データを分析する段階を含む
むことを特徴とする方法。
【請求項２】
前記前加工された間隙（６０）は、前記複数のロータ翼（２０）の前記先端（２６）の半径を飛行中に測定することなく、または前記シュラウド組立体（４２）の半径方向変位量を前記シュラウド組立体（４２）の周りの前記複数の円周方向に間隔を置いた位置において飛行中に測定することもなく、求められることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
ガスタービン航空機エンジン（１０）の中心軸線（１８）の周りにほぼ円周方向に延び、かつその各々が先端（２６）まで外方に延びて前記エンジン（１０）内に回転可能に支持された複数の翼（２０）を取り囲む、ガスタービンエンジン内に用いられるためのシュラウド組立体（４２）であって、該シュラウド組立体（４２）は、該シュラウド組立体（４２）が前記エンジン（１０）内に取り付けられたとき、前記エンジン（１０）の周りにほぼ円周方向に、かつ前記複数の翼（２０）の先端（２６）の外側に延びる内側表面（５６）を含んでおり、該内側表面（５６）は、前記エンジン（１０）が停止しているとき、該エンジン（１０）の前記中心軸線（１８）の周りで円周に沿って変化する距離（７０）だけ、前記エンジン（１０）の前記中心軸線（１８）から間隔を置いており、該内側表面（５６）は、前記組立体（４２）の上端（７６）からかつ前記表面（５６）の後部位置から時計回りに測定して約１３５度のところに位置する、前記内側表面（５６）の最小距離（７８）より約０．０１０インチ（０．０２５cm）大きい、前記エンジン（１０）が停止しているときの第１の局部最大距離（７２）と、前記上端（７６）からかつ前記後部位置から時計回りに測定して約３１５度のところに位置する、前記内側表面（５６）の前記最小距離（７８）より約０．００５インチ（０．０１３cm）大きい、前記エンジン（１０）が停止しているときの第２の局部最大距離（８０）とを有することを特徴とするシュラウド組立体（４２）。
【請求項４】
前記第１の局部最大距離は、前記内側表面（５６）の全体の最大距離（７２）であることを特徴とする、請求項３に記載のシュラウド組立体（４２）。
【請求項５】
前記内側表面（５６）の前記全体の最大距離（７２）は、約１４．３９インチ（３６．５５cm）から約１４．４１インチ（３６．６０cm）までの範囲にあることを特徴とする、請求項４に記載のシュラウド組立体（４２）。
【請求項６】
ガスタービン航空機エンジン（１０）の中心軸線（１８）の周りにほぼ円周方向に延び、かつ前記エンジン（１０）内に回転可能に支持された複数の翼（２０）を取り囲むシュラウド組立体（４２）であって、該シュラウド組立体（４２）は、
前記エンジン（１０）の前記中心軸線（１８）に対応する中心を有する環状の支持体（４４）と、
該支持体（４４）に取り付けられ該支持体（４４）の周りにほぼ連続して延びて、前記シュラウド組立体（４２）の前記内側表面（５６）を形成する複数のシュラウドセグメント（４６）と、を含んでおり、
前記内側表面（５６）は、前記支持体（４４）の中心に対応する第1の研削中心（１８）の周りで約１４．３８０インチ（３６．５２５cm）から約１４．４００インチ（３６．５７６cm）までの範囲の半径に前記表面（５６）を研削し、前記支持体（４４）の後部側から時計回りに測定して前記組立体（４２）の上端（７６）から約１３５度の位置に向かう第１の方向に前記第１の研削中心（１８）から約０．０１５インチ（０．０３８cm）偏位した第２の研削中心（８４）の周りで約１４．３７５（３６．５１３cm）から約１４．３９５インチ（３６．５６３cm）までの範囲の半径に前記表面（５６）を研削し、また前記第１の方向にほぼ対向する第２の方向に前記第１の研削中心（１８）から約０．０１５インチ（０．０３８cm）偏位した第３の研削中心（８８）の周りで約１４．３７０インチ（３６．５００cm）から約１４．３９０インチ（３６．５５１cm）までの範囲の半径に前記表面（５６）を研削することによって、機械加工されることを特徴とするシュラウド組立体（４２）。
【請求項７】
前記内側表面（５６）が前記第１の研削中心（１８）の周りで研削される半径は約１４．４００インチ（３６．５７６cm）であり、前記内側表面（５６）が前記第２の研削中心（８４）の周りで研削される半径は約１４．３９５インチ（３６．５６３cm）であり、また前記内側表面（５６）が前記第３の研削中心（８８）の周りで研削される半径は約１４．３９０インチ（３６．５５１cm）であることを特徴とする、請求項６に記載のシュラウド組立体（４２）。
【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のシュラウド組立体に関し、より具体的には、飛行中に翼先端の間隙を最小限にするように機械加工された内側表面を有するシュラウド組立体に関する。
【０００２】
【発明の背景】
ガスタービンエンジンは、ステータとステータ上に回転可能に支持された１つ又はそれ以上のロータを有する。各ロータは、ロータの周りに円周方向の列に配置された翼を有する。各翼は、根元から外方に先端まで延びる。ステータは、翼がステータの内部で回転するようにロータを収納する１つ又はそれ以上の管状の構造体から形成される。翼先端とステータの内部表面との間の間隙を最小限にすれば、エンジンの効率は向上する。
【０００３】
翼先端と内部表面の間の間隙は、エンジン運転中に翼先端のゆがみ及びステータの内部表面のゆがみにより変化する。翼先端のゆがみは、主として回転するロータ上の遠心力によって生ずる機械的ひずみ及び高温の流路ガス温度による熱膨張から生じる。同様に、ステータの内部表面のゆがみは、機械的ひずみ及び熱膨張の関数である。従って、ロータ及びステータのゆがみは、機械的ひずみ及び熱膨張を制御することによって調整され得る。一般的に、ゆがみは、特に飛行中のエンジン運転中の定常状態の間にロータ翼先端とステータの内部表面との間の間隙が最小限になるように調整されることが望ましい。
【０００４】
ステータのゆがみは、主として冷却空気をステータの部分に導いて熱に起因するゆがみを減少させ、それによって翼先端とステータの内部表面との間の間隙を減少させることにより制御される。しかしながら、冷却空気はステータの周りの別々の位置のパイプを通して導入されるので、ステータを一様に冷却せず、冷却空気が導入されるとステータは真円度を維持しない。この真円でなくなる状態を補うために、ステータの内側表面はある所定の状態の間にほぼ真円になるように機械加工される。過去においては、ステータ表面が真円となる所定の状態は、エンジンが停止しているときかまたはエンジンが地上テストを受けているときのどちらかであった。しかしながら、ステータの内側表面がそれらの状態のいずれかの間にほぼ真円になるようにステータを機械加工すると、結果として実際の飛行中には内側表面は真円でなくなることが見出された。飛行中に内側表面が真円でなくなると、翼先端とステータの内側表面との間の間隙が、エンジンの周りで円周に沿って変化し、局部的に必要以上に大きくなる。その結果、エンジン効率は、飛行中にステータの内側表面が真円になる場合に可能な効率よりも低下することになる。
【特許文献１】
特開平０４−３０１１０２号公報
【０００５】
【発明の概要】
本発明の注目すべき幾つかの特徴が、ガスタービン航空機エンジンのシュラウド組立体及びその内側表面を機械加工する方法によって得られる。  該エンジンは、ガスタービン航空機エンジンの中心軸線の周りにほぼ円周方向に延びるシュラウド組立体を含む。該エンジンは、エンジンの中心軸線の周りを回転するようにシュラウド組立体の内側に支持されたディスクと、ディスクの外径からほぼ半径方向外方に延びる、複数の円周方向に間隔を置いて配置されたロータ翼とを含む。翼の各々は、ディスクの外径に隣接して位置する翼根元から翼根元から外側寄りに位置する先端まで延びる。該方法は、航空機エンジンの、複数のロータ翼の先端とシュラウド組立体の内側表面との間の飛行中の前加工された半径方向間隙を、シュラウド組立体の周りの複数の円周方向に間隔を置いた位置の各々において求める段階を含む。さらに、該方法は、飛行中に、前加工された半径方向間隙に基づいてシュラウド組立体の内側表面を機械加工して、複数のロータ翼の先端とシュラウド組立体の内側表面との間のほぼ一様な後加工された半径方向間隙を、シュラウド組立体の周りの複数の円周方向に間隔を置いた位置の各々において得る段階を含む。
【０００６】
別の態様において、本発明は、ガスタービン内で用いられるためのシュラウド組立体に関する。シュラウド組立体は、ガスタービン航空機エンジンの中心軸線の周りにほぼ円周方向に延び、前記エンジン内に回転可能に支持された複数の翼を取り囲む。翼の各々は、先端まで外方に延びる。該組立体は、シュラウド組立体がエンジン内に取り付けられたとき、エンジンの周りにほぼ円周方向に、かつ翼の先端の外側に延びる内側表面を含む。該内側表面は、飛行前にはエンジンの中心軸線の周りで円周に沿って変化しているが、飛行中には内側表面と翼の先端との間の作動間隙を最小限にするようにほぼ一様である半径を有する。
【０００７】
さらに別の態様において、シュラウド組立体は、エンジンが停止しているとき、エンジンの中心軸線の周りで円周に沿って変化する距離だけ、エンジンの中心軸線から間隔を置いた内側表面を含む。該内側表面は、組立体の上端からかつ表面の後部位置から時計回りに測定して約１３５度のところに位置する、エンジンが停止しているときの第１の局部最大距離を有する。該第１の局部最大距離は、内側表面の最小距離より約０．０１０インチ（０．０２５cm）大きい。該内側表面は、上端からかつ後部位置から時計回りに測定して約３１５度のところに位置する、エンジンが停止しているときの第２の局部最大距離を有する。該第２の局部最大距離は、内側表面の最小距離より約０．００５インチ（０．０１３cm）大きい。
【０００８】
さらに別の態様において、シュラウド組立体は、エンジンの中心軸線に対応する中心を有する環状の支持体と、支持体に取り付けられ支持体の周りにほぼ連続して延びて、シュラウド組立体の内側表面を形成する複数のシュラウドセグメントとを含む。該内側表面は、支持体の中心に対応する第1の研削中心の周りで約１４．４００インチ（３６．５７６cm）の半径に該表面を研削し、支持体の後部側から時計回りに測定して組立体の上端から約１３５度の位置に向かう第１の方向に第１の研削中心から約０．０１５インチ（０．０３８cm）偏位した第２の研削中心の周りで約１４．３９５インチ（３６．５６３cm）の半径に該表面を研削し、また第１の方向にほぼ対向する第２の方向に第１の研削中心から約０．０１５インチ（０．０３８cm）偏位した第３の研削中心の周りで約１４．３９０インチ（３６．５５１cm）の半径に該表面を研削することによって、機械加工される。
【０００９】
本発明の他の特徴は、一部は明らかであろうし、また一部は以下に指摘されるであろう。
【００１０】
【発明の実施の形態】
対応する参照符号は、図面の幾つかの図にわたって対応する部分を示す。
【００１１】
ここで図面、特に図１を参照すると、ガスタービン航空機エンジンを、その全体を参照符号１０で示してある。エンジン１０は、低圧ロータ（全体を１２で示す）と、エンジンの中心軸線１８の周りで回転するようにステータ（全体を１６で示す）上に回転可能に支持された高圧ロータ（全体を１４で示す）を含む。ロータ１２、１４は、ステータ１６の内部に支持された軸方向に間隔を置いて配置されたディスク２２からほぼ半径方向外方に延びる、円周方向の列で配置された翼２０を有する。図２に示すように、翼２０の各々は、対応するディスク２２の外径に隣接する根元２４から根元から外側寄りに位置する先端２６まで外方に延びている。
【００１２】
図１にさらに示すように、エンジン１０は、エンジンを通って移動する流路空気を加圧するための高圧圧縮機（全体を３０で示す）と、圧縮機の下流に位置し加圧空気を加熱するための燃焼器（全体を３２で示す）と、燃焼器の下流に位置し高圧圧縮機を駆動するための高圧タービン（全体を３４で示す）とを含む。さらに、エンジン１０は、高圧タービン３２の下流に位置し、高圧圧縮機３０の上流に配置されたファン（全体を３８で示す）を駆動するための低圧タービン（全体を３６で示す）を含む。
【００１３】
図２に示すように、ステータ１６は、環状のケース４０及び環状のシュラウド組立体を含むほぼ管状の構造体であって、全体が４２で示され、エンジン１０の中心軸線１８（図１）の周りにほぼ円周方向に延びる。シュラウド組立体４２は、ケース４０の内側に局部的に取り付けられた環状の支持体４４及び支持体の周りにほぼ連続して延びる複数のシュラウドセグメント４６（例えば、４６個のセグメント）を含む。セグメント４６は、ハンガー４８、フック５２、及びクリップ５４からなる従来の構成を用いて支持体４４上に取り付けられて、翼先端２６を取り囲むシュラウド組立体４２のほぼ円筒形の内側表面５６を形成する。航空機エンジン１０の前述の特徴の全ては通常のものであり、さらに詳細には説明しない。
【００１４】
当業者には明らかであろうが、翼先端２６とシュラウド組立体４２の内側表面５６との間の間隙６０を最小限にして、エンジン効率を向上させ、流路ガス温度を低下させることが望ましい。これらの間隙６０を減少させるために、シュラウド組立体４２（また、より具体的には、支持体４４）は、冷却されて、内側表面５６の半径を小さくする。この冷却は、圧縮機流路から（例えば、圧縮機３０の第５段及び第９段から）比較的低温の空気を取り出し、この低温の圧縮機空気を、ステータケース４０の外側に延びるパイプ（図示せず）を介してケースと支持体４４の間に形成された空洞へ、また低圧タービン３６(図１)のステータ中の同様の空洞へ導くことにより達成される。この空気は、ステータ１６を局部的に冷却して、その熱によるゆがみを減少させる。空気は、ステータ１６の周りの別々の円周上の位置で（例えば、エンジンの上端からかつ支持体の後部位置から測定して約２０度、約６５度、約１５５度、約２００度、約２４５度、及び約３３５度の位置で）導入されるので、支持体４４は、円周全体にわたって一様には冷却されない。その結果、冷却空気が導入されると、支持体は熱によりひずみ、真円でなくなる。しかしながら、冷却空気流れが停止されると、支持体４４はほぼ円形の形状に戻る。
【００１５】
本発明の方法は、巡航状態のような所定の定常運転状態での飛行中に間隙６０を最小限にする。エンジン１０は、巡航で長時間運転するので、この運転状態の間に間隙６０を最小限にすることにより最大の効率及び温度低下の利点が実現される。飛行中に間隙６０を最小限にするために、ステータの内側表面５６は、飛行中にほぼ円形でなければならい。内側表面５６の半径が、組立体４２の周りで円周に沿って変化する場合には、半径が最小半径より大きい位置に、最適値よりも大きい間隙が存在することになる。本発明の方法を用いることで、航空機エンジンの飛行中の前加工（前機械加工：pre-machined）された半径方向間隙６０が、シュラウド組立体４２の周りの複数の円周方向に間隔を置いた位置の各々において求められる。この半径方向間隙を求めるのに、他の方法を用いることもできるが、１つの実施形態において、製造エンジンの過去データを検討することによりこの半径方向間隙が求められる。さらに、組立体４２の周りの他の数の円周方向に間隔を置いた位置においてこの半径方向間隙を求めることができるが、１つの実施形態においては、各シュラウドセグメント４６の円周の中心に対応する位置において半径方向間隙を求めることが行われる。
【００１６】
当業者には明らかであろうが、前加工された間隙６０が過去データから求められると、飛行中のロータ翼先端２６の半径も、シュラウド組立体の周りの前述の複数の円周方向に間隔を置いた位置における飛行中のシュラウド組立体４２の半径方向変位量も測定する必要はない。むしろ、前加工された間隙６０は、飛行中に翼先端２６がシュラウド組立体４２の内側表面５６により摩削された結果、ロータ翼が長さが短くなっている半径方向長さの平均値を飛行後に測定することにより求められる。エンジン１０が最初に組立てられた時、ロータ翼先端２６の直径が記録されているので、飛行後の先端の直径の変化は、先端２６が摩削されることにより翼が飛行中に短くなった量の２倍に相当する。その上に、翼先端２６が飛行中にシュラウド組立体４２の内側表面５６に接触した円周上の位置は、飛行後に目視検査により判断される。これらの観察から、前加工された飛行中間隙を求めることができる。製造エンジン全体を通しての初期間隙にはばらつきがあり、また異なる初期間隙は異なる接触パターンを生じるので、本当に正確な飛行中間隙は、通常のしかも良く知られた分析を用いて求めることができる。
【００１７】
これに代えて、前加工された間隙は、製造エンジンからの過去データを検討するのではなくて、シュラウド組立体４２が機械加工されている特定のエンジン１０の過去データを検討することにより求めることができると考えられる。さらに、前加工された間隙６０を求めるために過去データを検討するのではなくて、複数の円周上の位置において理論的な飛行中間隙を計算することができると考えられるが、これも本発明の範囲を逸脱するものではない。
【００１８】
前加工された間隙６０が求められると、シュラウド組立体４２の内側表面５６が、前加工された半径方向間隙に基づいて機械加工され、シュラウド組立体の周りの円周方向に間隔を置いた位置の各々においてロータ翼先端２６とシュラウド組立体の内側表面との間の飛行中のほぼ一様な後加工（後機械加工：post-machined）された半径方向間隙が得られる。当業者には明らかであろうが、任意の円周上の位置において内側表面５６から取り除かれる材料の量は、その位置における前加工された間隙６０に逆比例する。
【００１９】
図３に示すように、得られたシュラウド組立体４２は、飛行前には中心軸線の周りで円周に沿って変化しているが、飛行中には内側表面と翼先端２６との間の作動間隙６０を最小限にするようにほぼ一様である距離７０だけ、エンジン１０の中心軸線１８から間隔を置いた内側表面５６を有している。この距離７０は、本発明の範囲から逸脱することなく他の方法で変えることが可能であるが、フランスの会社であるＣＦＭ  Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ，ＳＡ，から入手可能なＣＦＭ５６−３エンジンの高圧タービン３２内で使用されることを目的とした１つの実施形態においては、内側表面は、組立体４２の上端７６からかつ表面の後部位置から時計回りに測定して約１３５度の角度７４のところに位置する全体の最大距離７２を有する。この最大距離７２は、約１４．４１０インチ（３６．６０１cm）であり、あるいは内側表面５６の最小距離７８より約０．０１０インチ（０．０２５cm）大きい。内側表面５６は、本発明の範囲から逸脱することなく異なる最小距離を有することも可能ではあるが、１つの実施形態において、最小距離７８は約１４．４００インチ（３６．５７６cm）である。さらに、１つの実施形態において、内側表面５６は、上端７６からかつ後部位置から時計回りに測定して約３１５度の角度８２のところに局部最大距離８０を有する。この第２の局部最大距離８０は、約１４．４０５インチ（３６．５８９cm）であり、あるいは内側表面５６の最小距離７８より０．００５インチ（０．０１３cm）大きい。当業者には明らかであろうが、内側表面５６は、本発明の範囲から逸脱することなく、エンジン１０の中央の中心軸線１８から別の距離７０だけ間隔を置いて配置されてもよい。例えば、エンジン１０がより短い翼２０を用いて組立てられる場合には、距離７０、７２、７８、８０が短縮されて、より短い翼に適合させることができる。翼２０が基準値より約０．０２０インチ（０．０５１cm）短い場合には、距離７０は、０．０２０インチ（０．０５１cm）だけ短縮されて翼に適合させることができる。当業者にはさらに明らかであろうが、ＣＦＭ５６−３エンジン以外の航空機エンジンは、異なる距離７０、７２、７８、８０及び異なる角度７４、８２を有するであろう。
【００２０】
この内側表面形状は、支持体４４の中心に対応する第１の研削中心１８の周りで約１４．４００インチ（３６．５７６cm）の半径に表面５６を研削することによって得ることができる。次いで、内側表面５６は、支持体４４の後部側から時計回りに測定して組立体の上端７６から約１３５度の位置に向かう第１の方向に第１の研削中心１８から約０．０１５インチ（０．０３８cm）の距離８６だけ偏位した第２の研削中心８４の周りで約１４．３９５インチ（３６．５６３cm）の半径に研削される。最後に、表面５６は、第１の方向にほぼ対向する第２の方向に第１の研削中心１８から約０．０１５インチ（０．０３８cm）の距離９０だけ偏位した第３の研削中心８８の周りで約１４．３９０インチ（３６．５５１cm）の半径に研削される。当業者には明らかであろうが、代わりの内側表面５６の形状は、表面を上述したものとは異なる半径に研削することにより得ることができる。例えば、エンジン１０がより短い翼２０を用いて組立てられる場合には、半径は短縮されてより短い翼に適合させることができる。翼２０が、基準値より約０．０２０インチ（０．０５１cm）短い場合には、半径は０．０２０インチ（０．０５１cm）だけ短縮されて翼に適合させることができる。
【００２１】
上述の方法は、エンジンが室温にあるとき、他の方法を用いて得られるよりも大きい平均初期間隙６０を生じるにも拘わらず、巡航中の間隙は減少される。巡航時のこの減少した間隙により、エンジン効率が向上し、流路温度が低下する。初期評価では、流路温度を摂氏６度かそれ以上低下できることを示している。往々にして、計画外メンテナンス作業の間隔時間は流路温度の関数であるので、本発明の方法を用いることで計画外メンテナンス作業の間隔時間を著しく延ばすことができると思われる。
【００２２】
本発明又は本発明の好ましい実施形態の要素を説明する場合に、「１つ」、「２つ」、「複数」及び「多数」などの数詞の特定のないものは、１つ又はそれ以上の要素があることを意図する。「備える」、「含む」、及び「有する」という用語は、包括的であり、記載した要素以外にも更なる要素があってもよいことを意味せんとするものである。
【００２３】
上述の構成において本発明の技術的範囲から逸脱することなく種々の変更を行うことができるので、上述の説明に含まれあるいは添付の図面に示す全ての事項は、例示として解釈され、限定的意味で解釈されるべきでないことを理解されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】  ガスタービン航空機エンジンの概略垂直断面図。
【図２】  エンジンの高圧タービンの１部の詳細垂直断面図。
【図３】  高圧タービンのシュラウド組立体の内側表面の形状を示す、図２の線２−２面で見た概略断面図。
【符号の説明】
１８  エンジンの中心軸線
４２  シュラウド組立体
５６  シュラウド組立体の内側表面
７０  エンジンの中心軸から内側表面までの距離
７２  内側表面の全体の最大距離
７４  約１３５度の角度
７６  組立体の上端
７８  内側表面の最小距離
８０  局部最大距離
８２  約３１５度の角度
８４  第２の研削中心
８８  第３の研削中心
【図１】
0004156246.tif 000002
【図２】
0004156246.tif 000003
【図３】
0004156246.tif 000004