(57)【要約】  環状の内側バンドと、内側バンドを囲む環状の外側バンドと、内側バンドと外側バンドとの間で延びて相互接続を行う複数の翼形形状の構造的ベーンと、内側バンドと外側バンドとの間に延びる複数の翼形形状の非構造的ベーンとを含むガスタービンエンジン用タービンノズル装置であって、非構造的ベーンの各々は、内側バンドに収容される根元端部と、外側バンドに収容される先端端部とを有し、非構造的ベーンの各々は、内側バンド及び外側バンドに対して制限された自由度で移動できる。【選択図】      図１
2016505103.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン用タービンノズル装置であって、
環状の内側バンド（１２）と、
前記内側バンドを囲む環状の外側バンド（１４）と、
前記内側バンドと前記外側バンドとの間で延びて相互接続を行う複数の翼形形状の構造的ベーン（１６Ａ）と、
前記内側バンドと前記外側バンドとの間に延びる複数の翼形形状の非構造的ベーン（１６Ｂ）と、
を備え、
前記非構造的ベーンの各々は、前記内側バンドに収容される根元端部（２２）と、外側バンドに収容される先端端部（２４）とを有し、前記非構造的ベーンの各々は、前記内側バンド及び前記外側バンドに対して制限された自由度で移動できる、
ことを特徴とする装置。
【請求項２】
前記内側バンド及び前記外側バンドの一方は、複数のブラインドポケットを含み、前記ブラインドポケットの各々は、前記非構造的ベーンの端部の１つを収容する、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記内側バンド及び前記外側バンドの一方は、その中に形成された複数の相隔たる開口、及び前記開口の各々に収容されたカバーを含み、前記開口は、少なくとも１つのブラインドポケットを含み、前記ブラインドポケットの各々は、前記非構造的ベーンの端部の１つを収容する、請求項１〜請求項２のいずれかに記載の。
【請求項４】
内側バンド及び外側バンドの一方は、少なくとも１つの分割セクションを含み、前記分割セクションは、
前記バンドの隣接セクションと一体であり、少なくとも１つの翼形形状ブラインドポケットの前方セクションを定める、前方セグメントと、
分割線に沿って前方セグメントと結合し、少なくとも１つの翼形形状ブラインドポケットの後方セクションを定める後方セグメントと、
を備え、
前記ブラインドポケットは、前記非構造的ベーンの端部の１つを収容する、請求項１に記載の装置。
【請求項５】
前記非構造的ベーンは、セラミックマトリックス複合材料を含む、請求項１に記載の装置。
【請求項６】
前記構造的ベーンは、金属合金を含む、請求項１に記載の装置。
【請求項７】
前記内側バンドは、各々が前記非構造的ベーンの１つの前記根元端部を収容する複数のブラインド根元ポケットを含み、
前記外側バンドは、その中に形成された相隔たる複数の開口と、前記開口の各々に収容されたカバーとを含み、
前記開口は、各々が前記非構造的ベーンの１つの前記先端端部の１つを収容する、複数のブラインドポケットを含む、
請求項１に記載の装置。
【請求項８】
外側バンドは、各々が前記非構造的ベーンの１つの前記先端端部の１つを収容する複数のブラインド先端ポケットを含み、
内側バンドは、少なくとも１つの分割セクションを含み、前記分割セクションは、
前記内側バンドの隣接セクションと一体であり、複数の翼形形状ブラインドポケットの前方セクションを定める、前方セグメントと、
分割線に沿って前方セグメントと結合し、複数の翼形形状ブラインドポケットの後方セクションを定める後方セグメントと、
を備え、
前記ブラインドポケットの各々は、前記非構造的ベーンの前記根元端部の１つを収容する、
請求項１に記載の装置。
【請求項９】
前記内側バンド及び外側バンドは、複数のセグメントに分割される、請求項１に記載の装置。
【請求項１０】
ガスタービンエンジン用タービンノズルを組み立てる方法であって、
環状の内側バンド（１２）と、前記内側バンドを囲む環状の外側バンド（１４）と、前記内側バンドと前記外側バンドとの間で延びて相互接続を行う複数の翼形形状の構造的ベーン（１６Ａ）と、を準備する段階と、
翼形形状の非構造的ベーン（１６Ｂ）を前記内側バンド及び前記外側バンドの一方に形成された開口（２８）を貫通して挿入する段階と、
前記非構造的ベーンが前記内側バンドと前記外側バンドとの間で延びるように前記開口を閉じる段階と、
を含み、
前記非構造的ベーンの各々は、前記内側バンドに収容された根元端部（２２）と、前記外側バンドに収容された先端端部（２４）とを有し、前記非構造的ベーンの各々は、前記内側バンド及び前記外側バンドに対して制限された自由度で移動できる、
ことを特徴とする方法。
【請求項１１】
１前記内側バンド及び前記外側バンドの一方は、複数のブラインドポケットを含み、前記ブラインドポケットの各々は、前記非構造的ベーンの端部の１つを収容する、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
前記内側バンド及び前記外側バンドの一方は、その中に形成された複数の相隔たる開口、及び前記開口の各々に収容されたカバーを含み、前記開口は、少なくとも１つのブラインドポケットを含み、前記ブラインドポケットの各々は、前記非構造的ベーンの端部の１つを収容する、請求項１０に記載の方法。
【請求項１３】
内側バンド及び外側バンドの一方は、少なくとも１つの分割セクションを含み、前記分割セクションは、
前記バンドの隣接セクションと一体であり、少なくとも１つの翼形形状ブラインドポケットの前方セクションを定める、前方セグメントと、
分割線に沿って前方セグメントと結合し、少なくとも１つの翼形形状ブラインドポケットの後方セクションを定める後方セグメントと、
を備え、
前記ブラインドポケットは、前記非構造的ベーンの端部の１つを収容する、請求項１０に記載の方法。
【請求項１４】
前記非構造的ベーンは、セラミックマトリックス複合材料を含む、請求項１０に記載の方法。
【請求項１５】
前記構造的ベーンは、金属合金を含む、請求項１０に記載の方法。
【請求項１６】
前記内側バンドは、各々が前記非構造的ベーンの１つの前記根元端部を収容する複数のブラインド根元ポケットを含み、
前記外側バンドは、その中に形成された相隔たる複数の開口と、前記開口の各々に収容されたカバーとを含み、
前記開口は、各々が前記非構造的ベーンの１つの前記先端端部の１つを収容する、複数のブラインドポケットを含む、請求項１０に記載の方法。
【請求項１７】
外側バンドは、各々が前記非構造的ベーンの１つの前記先端端部の１つを収容する複数のブラインド先端ポケットを含み、
内側バンドは、少なくとも１つの分割セクションを含み、前記分割セクションは、
前記内側バンドの隣接セクションと一体であり、複数の翼形形状ブラインドポケットの前方セクションを定める、前方セグメントと、
分割線に沿って前方セグメントと結合し、複数の翼形形状ブラインドポケットの後方セクションを定める後方セグメントと、
を備え、
前記ブラインドポケットの各々は、前記非構造的ベーンの前記根元端部の１つを収容する、請求項１０に記載の方法。
【請求項１８】
前記内側バンド及び外側バンドは、複数のセグメントに分割される、請求項１０に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的にはガスタービンエンジンに関し、詳細には、低延性材料で作られた翼形部を組み込んだエンジンのためのタービンノズルに関する。
【背景技術】
【０００２】
一般的なガスタービンエンジンは、直列流れ関係の高圧圧縮機、燃焼器、及び高圧タービンを有するターボ機械コアを含む。コアは、公知の方法で作動して主ガス流を発生する。高圧タービン（ガス発生器タービンとも呼ばれる）は、主ガス流からエネルギを抽出する１つ又はそれ以上の段を含む。各段は、固定タービンノズル及びその後に続くタービンブレードを支持する下流のロータを備える。これらの構成要素は、非常に高い温度環境で作動するので、空気流で冷却して適切な耐用期間を保証する必要がある。一般に、冷却用空気は、圧縮機から抽出（ブリード）される。ブリード空気の使用は、燃料消費率（ＳＦＣ）に悪影響を与えるので最小限にする必要がある。
【０００３】
金属タービン構造体は、セラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）等の高温性能の優れた材料で置き換えることができる。ＣＭＣの密度は、従来のタービンエンジンの高温部分に用いる金属超合金の３分の１であり、金属合金を同じ翼形形状のままでＣＭＣに置き換えることで構成要素の重量が低減する。タービンノズルの翼形部の大部分を置き換えることで、組立体の全重量が低減し、冷却用の空気流も必要性も同様である。
【０００４】
ＣＭＣ及び類似の材料は、シュラウドセグメント等の物品の設計及び利用時に考慮する必要がある固有の機械的性質を有する。例えば、ＣＭＣ材料は、金属材料に比べて相対的に低い引張延性又は低い破断歪みを有する。また、ＣＭＣの熱膨張率（ＣＴＥ）は、超合金の約３分の１であり、このことは、２つの異種材料の間の剛接合が、組立条件に起因する温度変化によって大きな歪み及び応力を引き起こすことを意味する。また、ＣＭＣの許容できる応力限界は金属合金よりも低く、このことは、ＣＭＣ構成要素についての単純かつ低応力設計の必要性をもたらす。
【０００５】
従って、構成要素に作用する機械的負荷を最小限にするようになったＣＭＣ及び他の低延性の翼形部の取付け装置に対するニーズがある。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】欧州公開特許番号２２１３８４０明細書
【発明の概要】
【０００７】
前記のニーズは、タービンノズルを提供する本発明によって対処され、このタービンノズルは、制限された移動の自由度を許容しながら、構造体を囲むように配置され保持される非構造的翼形部を有する。
【０００８】
本発明の１つの態様によれば、ガスタービンエンジン用シュラウド装置は、ガスタービンエンジン用タービンノズルを含み、本タービンノズルは、環状の内側バンドと、内側バンドを囲む環状の外側バンドと、内側バンドと外側バンドとの間で延びて相互接続を行う複数の翼形形状の構造的ベーンと、内側バンドと外側バンドとの間に延びる複数の翼形形状の非構造的ベーンとを含むガスタービンエンジン用タービンノズル装置であって、非構造的ベーンの各々は、内側バンドに収容される根元端部と、外側バンドに収容される先端端部とを有し、非構造的ベーンの各々は、内側バンド及び外側バンドに対して制限された自由度で移動できる。
【０００９】
本発明の他の態様によれば、ガスタービンエンジン用タービンノズルを組み立てる方法が提供される。本方法は、環状の内側バンドと、内側バンドを囲む環状の外側バンドと、内側バンドと外側バンドとの間で延びて相互接続を行う複数の翼形形状の構造的ベーンと、を準備する段階と、翼形形状の非構造的ベーンを内側バンド及び外側バンドの一方に形成された開口を貫通して挿入する段階と、非構造的ベーンが内側バンドと外側バンドとの間で延びるように開口を閉じる段階とを含み、非構造的ベーンの各々は、内側バンドに収容された根元端部と、外側バンドに収容された先端端部とを有し、非構造的ベーンの各々は、内側バンド及び外側バンドに対して制限された自由度で移動できる。
【００１０】
本発明は、添付図面と共に以下の説明を参照することで最もよく理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明の態様に従って構成された、ガスタービンエンジン用タービンノズル組立体の概略斜視図。
【図２】図１に示すタービンノズルの一部の拡大図。
【図３】別のガスタービンエンジン用タービンノズルの一部の概略斜視図。
【図４】図３に示すタービンノズルの一部の拡大図。
【図５】タービンノズルの一部の断面図。
【図６】図５の線６−６に沿った図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
種々の図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を表す図面を参照すると、図１及び２は、本発明の態様に従って構成された例示的なタービンノズル１０を示す。タービンノズル１０は、ガスタービンエンジンのタービンセクションの一部を形成する固定構成要素である。タービンノズル１０は、翼形形状のタービンブレードのアレイを支持するロータディスクを備えたタービンロータの上流においてガスタービンエンジンに取り付けることができ、ノズル及びロータはタービンの１つの段を定めることを理解できるはずである。ノズルの主たる機能は、燃焼ガス流を下流のタービンロータ段に案内するものである。
【００１３】
タービンは、公知のタイプのガスタービンエンジンで知られている構成要素であり、上流の燃焼器（図示せず）からの高温高圧の燃焼ガスからエネルギを抽出して、このエネルギを機械仕事に変換するように機能し、その後、この機械仕事は、圧縮機、ファン、シャフト、又は他の機械負荷（図示せず）を駆動するために利用される。本明細書で説明する原理は、ターボファン、ターボジェット、及びターボシャフトエンジン、並びに他の車両又は定置用途に使用されるタービンエンジンにも同様に適用できる。
【００１４】
本明細書で用いる場合、用語「軸方向」又は「長手方向」は、ガスタービンエンジンの回転軸に平行な方向を指すが、「半径方向」は軸方向に直交する方向を指し、「接線方向」又は「円周方向」は、軸方向及び半径方向に互いに直交する方向を指すことに留意されたい。図１の矢印「Ａ」、「Ｒ」、及び「Ｔ」を参照されたい。これらの方向を示す用語は、単に説明の便宜上用いられるものであり、それによって説明される構造体の特定の幾何学的配置を必要としない。
【００１５】
タービンノズル１０は、該タービンノズル１０を通る高温ガス流路の内側境界及び外側境界をそれぞれ規定する、環状内側バンド１２及び環状外側バンド１４を含む。
【００１６】
翼形形状のタービンベーンアレイは、内側バンド１２と外側バンド１４との間に配置される。タービンベーンアレイは、構造的ベーン１６Ａ（図１で「ｘ」を付与）のグループを含み非構造的ベーン１６Ｂのグループと交互になっている。タービンノズル１０は、「ハイブリッド」構造と見なすことができ、構造的ベーン１６Ａ及び非構造的ベーン１６Ｂは、異なる特性の材料で作られている。
【００１７】
構造的ベーン１６Ａの各々は、前縁と後縁との間に広がる反対側の凹状側面及び凸状側面を有し、根元端部１８と先端端部２０との間に広がっている。
エンジン作動時に内側バンド１２と外側バンド１４との間の同心関係を維持して、内側バンド１２と外側バンド１４との間の相対的な熱的膨張を管理するために、十分な数の構造的ベーン１６Ａが設けられている。本明細書で用いる場合、用語「構造的」は、内側バンド１２と外側バンド１４との間で熱負荷及び／又は機械負荷を伝達するように構成されて取り付けられたベーン１６Ａを特定する。構造的ベーン１６Ａは、内側バンド１２及び外側バンド１４と機能的に一体であり、単一の鋳造又は鍛造構成要素の一部とすること、又は内側バンド１２及び外側バンド１４に溶接、ろう付け、又は機械的に固定することができる。例示のように、内側バンド１２及び外側バンド１４の各々は、連続する環状構造体であるが、代替的に、バンドの一方及び両方は、複数のセグメントで構成することができる。図示の特定の実施例において、タービンノズル１０の外周の周りで等間隔に離間した１２の構造的ベーン１６Ａが存在する。
【００１８】
構造的ベーン１６Ａは、金属合金といった強固で延性のある材料で構成される。この目的のために、例えば、公知のタイプのニッケル系、鉄系、又はコバルト系「超合金」を使用することができる。
【００１９】
非構造的ベーン１６Ｂの各々は、前縁と後縁との間に広がる反対側の凹状側面及び凸状側面を有し、根元端部２２と先端端部２４との間に広がっている。構造的ベーン１６Ａの各対の間には、１つ又はそれ以上の非構造的ベーン１６Ｂが円周方向に配置される。図示の特定の実施例において、タービンノズル１０の円周の周りで等間隔に離間した４８の非構造的ベーン１６Ｂが存在し、非構造的ベーン１６Ｂは４つが各グループになって配置される。単一の構造的ベーン１６Ａは、隣接する非構造的ベーン１６Ｂの各グループを隔てる。
【００２０】
本明細書で用いる場合、用語「非構造的」は、内側バンド１２と外側バンド１４との間で有意な熱負荷及び／又は機械負荷を伝達しないように構成されて取り付けられたベーン１６Ｂを特定する。
【００２１】
全てのベーン１６Ａ及び１６Ｂは、作動時に著しい空気力学的（例えばガス圧）負荷を個別に受けるので、この負荷に耐えるために十分な剛性及び降伏強さをもつ必要があることを理解されたい。
【００２２】
非構造的ベーン１６Ｂの各々は、低延性で高温使用可能な材料で構成される。非構造的ベーン１６Ｂに関する適切な材料の例は、公知のタイプのセラミックマトリックス複合（ＣＭＣ）材料である。一般に、市販のＣＭＣ材料は、窒化ホウ素（ＢＮ）等の柔軟材料で被覆された形態の例えばＳｉＣであるセラミック系繊維を含有する。繊維は、１つの形態が炭化ケイ素（ＳｉＣ）であるセラミック系マトリックスに支持される。典型的には。ＣＭＣ系材料は、約１％より大きくない室温引張延性を有し、本明細書では低引張延性材料を定義及び意味するために用いる。一般に、ＣＭＣ系材料は、約０．４から約０．７％の範囲の室温引張延性を有する。これは少なくとも約５％、例えば、約５から約１５％の範囲の室温引張延性を有する金属と比較される。
【００２３】
本実施例において、内側バンド１２は、その中に形成された翼形形状のブラインド根元ポケット２６のアレイを包含する。根元ポケット２６の各々は、非構造的ベーン１６Ｂの１つの根元端部２２を収容する。根元ポケット２６は、根元ポケット２６と関連の非構造的ベーン１６Ｂとの間に小さな間隙を許容するようにサイズ決めされて成形される。
【００２４】
外側バンド１４は、その中に形成された開口２８のアレイを包含する。開口２８の各々は、隣接する構造的ベーン１６Ａの間の中心にあり、構造的ベーン１６Ａの各々は、先端端部２０において外側バンドセグメント３０を支持する。アーチ状カバー３２は、各開口２８に提供される。カバー３２は、開口２８に設置された場合に、外側バンドセグメント３０と協働して連続する環状構造体を形成するようにサイズ決めされて成形される。図示の実施例において、各カバー３２は、その中に形成された翼形形状のブラインド先端ポケット３４のアレイを有するが、代替的に、各カバー３２が、より少数の先端ポケット３４を有すること、又は個別のカバーを非構造的ベーン１６Ｂの各々に対して設けることができる。各先端ポケット３４は、非構造的ベーン１６Ｂの１つの先端端部２４を収容する。先端ポケット３４は、先端ポケット３４と関連の非構造的ベーン１６Ｂとの間に小さな間隙を許容するようにサイズ決めされて成形される。
【００２５】
タービンノズル１０は以下のように組み立てる。最初に、非構造的ベーン１６Ｂを、開口２８を通って根元端部２２が根元ポケット２６と係合するまで、外側バンド１４の半径方向外側から挿入する。次に、カバー３２を各開口２８に挿入する。次に、非構造的ベーン１６Ｂの先端端部２４を、カバー３２の先端ポケット３４に入るように操作する。
【００２６】
最後に、カバー３２を開口２８に固定する。これは、例えば公知のろう付け又は溶接技術を利用して、又は機械的ファスナ（図示せず）を利用して行うことができる。エンジンサービス後、随意的にカバー３２を取り外すことができ、ノズル１０全体を交換することなく、必要に応じて非構造的ベーン１６Ｂを交換することができる。
【００２７】
組み立て後、非構造的ベーン１６Ｂは、内側バンド１２と外側バンド１４との間に「緩く」保持されるので、これらは所定の制限された程度、例えば約０．２５ｍｍ（０．０１０インチ）から約０．５ｍｍ（０．０２０インチ）の間で移動することができる。エンジン作動時、非構造的ベーン１６Ｂにかかるガス圧は、これらをポケット２６及び３４に接触するように負荷を加え、長手（軸）方向及び接線方向にさらに移動するのを阻止するが、内側バンド１２及び外側バンド１４が非構造的ベーン１６Ｂに対して半径方向に移動することは許容する。ピン、タブ、又は類似の特徴部は、構造的ベーンと非構造的ベーンとの間の自由な熱的膨張を可能にしながら、非構造的ベーン１６Ｂの半径方向及び軸方向位置のより正確な管理に必要とされる、任意の組み合わせで追加できることに留意されたい。例えば、図５及び６は、ピン３３が、非構造的ベーン１６Ｂの根元端部２２及び根元ポケット２６を横方向に貫通し、先端ポケット３４の一部として形成されたリブ３５が、非構造的ベーン１６Ｂの先端端部２４の横方向スロット３７に係合する構成を示す。この作用は、外側バンド１４に対する半径方向の自由運動を可能にしながら、非構造的ベーン１６Ｂを半径方向で内側バンド１２に「乗せる」ことである。
【００２８】
図３及び４は、前述のタービンノズル１０と構造が似ているタービンノズル１１０の一部を示し、ベーンの取り付け方法の変形形態を示す。ノズル１１０は、内側バンド１１２、外側バンド１１４、及び非構造的ベーン１１６Ｂと交互になった構造的ベーン１１６Ａを含む。
【００２９】
構造的ベーン１１６Ａの各々は、前縁と後縁との間に広がる反対側の凹状側面及び凸状側面を有し、根元端部１１８と先端端部１２０との間に広がっている。構造的ベーン１１６Ａの数及び位置は前述のように選択される。構造的ベーン１１６Ａは、内側バンド１１２及び外側バンド１１４と機能的に一体である。
【００３０】
構造的ベーン１１６Ａは、金属合金といった強固で延性のある材料で構成される。この目的のために、例えば、公知のタイプのニッケル系、鉄系、又はコバルト系「超合金」を使用することができる。
【００３１】
非構造的ベーン１１６Ｂの各々は、前縁と後縁との間に広がる反対側の凹状側面及び凸状側面を有し、根元端部１２２と先端端部１２４との間に広がっている。構造的ベーン１１６Ａの各対の間には、１つ又はそれ以上の非構造的ベーン１１６Ｂが円周方向に配置される。
【００３２】
非構造的ベーン１１６Ｂの各々は、低延性で高温使用可能な材料で構成される。非構造的ベーン１１６Ｂに関する適切な材料の例は、前述のＣＭＣ材料である。
【００３３】
本実施例において、外側バンド１１４は、その中に形成されたブラインド先端ポケット１２６のアレイを包含する。先端ポケット１２６の各々は、非構造的ベーン１１６Ｂの１つの先端端部１２４を収容する。先端ポケット１２６は、先端ポケット１２６と関連の非構造的ベーン１１６Ｂとの間に小さな間隙を許容するようにサイズ決めされて成形される。
【００３４】
内側バンド１１２は、その中に形成された分割セクションのアレイを包含する。分割セクションの各々は、隣接する構造的ベーン１１６Ａの間に位置決めされ、内側バンド１１２の隣接部分に機能的かつ構造的に一体の固定された前方セグメント１２８と、別個の後方セグメント１３０とを含む。前方セグメント１２８及び後方セグメント１３０は、半径方向−接線方向平面に存在する分割線「Ｓ」に沿って接触する。前方セグメント１２８は、複数の翼形形状の根元ポケット１３４の前方セクション１３２を定め、後方セグメント１３０は、根元ポケット１３４の後方セクション１３６を定める。
【００３５】
後方セグメント１３０は、前方セグメント１２８に対して挿入された場合に、前方セグメント１２８と協働して連続する環状構造体を形成するようにサイズ決めされて成形される。この前方セグメント及び後方セグメントの構成は、本明細書では、「分割バンド」構成と呼ぶことができる。根元ポケット１３４の各々は、非構造的ベーン１１６Ｂの１つの根元端部１２２を収容する。根元ポケット１３４は、各々が関連の非構造的ベーン１１６Ｂとの間の小さな間隙を許容するようにサイズ決めされて成形される。根元ポケット１３４の前方セクション１３２の半径方向の深さは、非構造的ベーン１１６Ｂの挿入を容易にするために後方セクション１３６よりも深く作ることができる。
【００３６】
タービンノズル１１０は以下のように組み立てる。最初に、非構造的ベーン１１６Ｂを、先端端部１２４が先端ポケット１２６と係合するまで外側バンド１１４の半径方向内側から挿入する。非構造的ベーン１１６Ｂの根元端部１２２を、根元ポケット１３４の前方セクション１３２に向かって旋回させる。次に、後方セグメント１３０を、根元ポケット１３４の後方セクション１３６に挿入して非構造的ベーン１１６Ｂの根元端部１２２を収容する。
【００３７】
最後に、後方セグメント１３０を前方セグメント１２８に固定する。これは、例えば公知のろう付け又は溶接技術を利用して、又は機械的ファスナ（図示せず）を利用して行うことができる。エンジンサービス後、随意的に後方セグメント１３０を取り外すことができ、ノズル１１０全体を交換することなく、必要に応じて非構造的ベーン１１６Ｂを交換することができる。
【００３８】
内側バンド及び外側バンドの構成は、２つのバンドの一方が非構造的ベーンをタービンノズルに取り付けるのを可能にする前述の特徴部の１つを含む限りにおいて、特定の用途に適するように必要に応じて様々とすることができることに留意されたい。換言すると、タービンノズルの２つのバンドの一方は、開口及び関連のカバー、又は前方／後方の分割構造を含むことになる。２つのバンドの他方は、ブラインドポケットだけ、開口及び関連のカバー、又は前方／後方の分割構造を含む。
【００３９】
前述のタービンノズルは、従来に対していくつかの利点を有する。本発明のタービンノズルは、金属フレームの内側に大部分ＣＭＣの翼形部を用いることで全金属タービンノズルに比べて軽量である。また、このタービンノズルは、翼形部の大部分が空気冷却を必要としないので冷却流を低減するよう作用する。
【００４０】
この構成により、金属フレームは、ノズルの熱的膨張応答を決定することができるが、ＣＭＣ翼形部は、熱的膨張に無関係で空気力学的圧力負荷だけを伝える。ＣＭＣ翼形部は、空気力学的負荷によって運転状態の下で内側バンド及び外側バンドにしっかり固定され、金属バンド及び翼形部ストラットは、外側ケースに負荷を伝達して、従来のカンチレバーノズル構成が可能になる。本発明は、全金属ノズルに比べて、エンジンの残余部に非常に類似したノズル組立体の熱応答を維持する。カンチレバーノズルの他の特徴部（シール及びシールド）は、全金属ノズルと同じ方法でこの複合組立体に取り付けることができる。
【００４１】
以上はガスタービンエンジンのためのタービンノズルを説明する。本発明の特定の実施形態を説明してきたが、本発明の技術的思想及び範囲から逸脱することなく種々の修正形態を実施できることは、当業者であれば理解されるであろう。従って、本発明の好ましい実施形態及び本発明を実施するための最良の形態についての上記の説明は、単に例示の目的で提供され、限定を目的とするものではない。
【符号の説明】
【００４２】
１０  タービンノズル
１２  環状内側バンド
１４  環状外側バンド
１６Ａ  構造的ベーン
１６Ｂ  非構造的ベーン
１８  根元端部
２０  先端端部
２２  根元端部
２４  先端端部
２６  根元ポケット
２８  開口
３０  外側バンドセグメント
３２  カバー
【図１】
2016505103.tif 000003
【図２】
2016505103.tif 000004
【図３】
2016505103.tif 000005
【図４】
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【図５】
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【図６】
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【国際調査報告】
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