(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンにおけるタービンノズルを分割してなるタービンノズルセグメントにおいて、
セラミックス基複合材料により構成され、径方向外側にインナー流路面を有し、インナー嵌合孔が形成され、前記インナー流路面の反対側の面における前記インナー嵌合孔の周縁にインナーリブが連続して一体形成された円弧状のインナーバンドと、
前記インナーバンドに対向する位置に設けられ、径方向内側にアウター流路面を有し、アウター嵌合孔が形成され、前記アウター流路の反対側の面における前記アウター嵌合孔の周縁にアウターリブが連続して一体形成された円弧状のアウターバンドと、
前記インナーバンドと前記アウターバンドとの間に連結するように設けられ、セラミックス基複合材料により構成され、基端部が前記インナーバンドにおける前記インナー嵌合孔に嵌合してロウ接合され、先端部が前記アウターバンドにおける前記アウター嵌合孔に嵌合してロウ接合された静翼と、を備え、
前記インナーバンドおける前記インナーリブの内周面にロウ材の毛細管現象を抑制するインナー周溝が形成され、前記アウターバンドにおける前記アウターリブの内周面にロウ材の毛細管現象を抑制するアウター周溝が形成されていることを特徴とするタービンノズルセグメント。
【請求項２】
前記静翼の基端側に前記インナーバンドの前記インナー流路面に係止可能なインナー係止部が形成され、前記静翼の先端側に前記アウターバンドのアウター流路面に係止可能なアウター係止部が形成されたことを特徴とする請求項１に記載のタービンノズルセグメント。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ジェットエンジン等のガスタービンエンジンにおけるタービンノズルを分割してなるタービンノズルセグメントに関する。
【背景技術】
【０００２】
ジェットエンジン等のガスタービンエンジンの分野においては、ガスタービンエンジンにおけるタービンノズルの高温強度を向上させる等の理由により、タービンノズルを複数のタービンノズルセグメントに分割することが広く行われており、タービンノズルセグメントの具体的な構成は、次のようになる。
【０００３】
即ち、タービンノズルセグメントは、円弧状のインナーバンドを備えており、このインナーバンドは、径方向外側に、インナー流路面を有している。また、インナーバンドに対向する位置には、円弧状のアウターバンドが設けられており、このアウターバンドは、径方向内側に、アウター流路面を有している。そして、インナーバンドとアウターバンドとの間には、静翼が連結するように設けられている。ここで、インナーバンド、アウターバンド、及び静翼は、それぞれ、ニッケル合金等の耐熱合金により構成されており、鋳造によって一体成型されるものである。
【０００４】
なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１及び特許文献２に示すものがある。
【特許文献１】特開２００４−３１６５４２号公報
【特許文献２】特開２０００−３２０３０３号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ところで、近年、新素材の開発は目まぐるしく、ニッケル合金等の耐熱合金よりも耐熱性に優れかつ比重の小さいセラミックス基複合材料（ＣＭＣ）がガスタービンエンジンにおけるエンジン部品の素材として注目されている。また、タービンノズルセグメントの素材（構成材料）としてセラミックス基複合材料を採用することにより、ガスタービンの運転中における燃焼ガスの許容温度を上げて、ガスタービンエンジンの高効率化及び軽量化を図ることが期待される。
【０００６】
しかしながら、セラミックス基複合材料は、セラミック繊維をセラミックマトリックスに複合してなるものであって、セラミックス基複合材料からなるタービンノズルセグメントを一体成型することは容易でない。そのため、タービンノズルセグメントの素材としてセラミックス基複合材料を採用した場合には、静翼とインナーバンドの接続強度及び静翼とアウターバンドの接続強度を十分に確保することができず、高温環境下におけるタービンノズルセグメントの耐久性が低下するという問題がある。つまり、ガスタービンエンジンの高効率化及び軽量化を図りつつ、高温環境下におけるタービンノズルセグメントの耐久性を向上させることは困難であるという問題がある。
【０００７】
そこで、本発明は、前述の問題を解決することができる、新規な構成のタービンノズルセグメントを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明の特徴は、ガスタービンエンジンにおけるタービンノズルを分割してなるタービンノズルセグメントにおいて、セラミックス基複合材料により構成され、径方向外側にインナー流路面を有し、インナー嵌合孔が形成され、前記インナー流路面の反対側の面における前記インナー嵌合孔の周縁にインナーリブが連続して一体形成された円弧状のインナーバンドと、前記インナーバンドに対向する位置に設けられ、径方向内側にアウター流路面を有し、アウター嵌合孔が形成され、前記アウター流路の反対側の面における前記アウター嵌合孔の周縁にアウターリブが連続して一体形成された円弧状のアウターバンドと、前記インナーバンドと前記アウターバンドとの間に連結するように設けられ、セラミックス基複合材料により構成され、基端部が前記インナーバンドにおける前記インナー嵌合孔に嵌合してロウ接合され、先端部が前記アウターバンドにおける前記アウター嵌合孔に嵌合してロウ接合された静翼と、を備え、前記インナーバンドおける前記インナーリブの内周面にロウ材の毛細管現象を抑制するインナー周溝が形成され、前記アウターバンドにおける前記アウターリブの内周面にロウ材の毛細管現象を抑制するアウター周溝が形成されていることを要旨とする。
【０００９】
なお、前記インナーバンドの前記インナー流路面と前記アウターバンドの前記アウター流路面の間は、前記ガスタービンエンジンの運転中に燃焼ガスが流れるガス流路の一部になる。
【００１０】
本発明の特徴によると、前記静翼の基端部が前記インナーバンドにおける前記インナー嵌合孔に嵌合してロウ接合され、前記静翼の基端部と前記インナーバンドとのロウ接合部分が前記インナーバンドの前記インナー流路面よりも径方向内側に離隔し、換言すれば、前記ガスタービンエンジンの運転中に高温になる前記ガス流路から径方向内側に離隔してあるため、前記タービンノズルセグメントの素材（構成材料）としてセラミックス基複合材料を採用し、単純形状の部品により前記タービンノズルセグメントを構成しても、高温環境下における前記静翼と前記インナーバンドの接続強度を十分に確保することができる。
【００１１】
同様に、前記静翼の先端部が前記アウターバンドにおける前記アウター嵌合孔に嵌合してロウ接合され、前記静翼の先端部と前記アウターバンドとのロウ接合部分が前記アウターバンドの前記アウター流路面よりも径方向外側に離隔し、換言すれば、前記ガスタービンエンジンの運転中に高温になる前記ガス流路から径方向外側に離隔してあるため、前記タービンノズルセグメントの素材としてセラミックス基複合材料を採用し、単純形状の部品により前記タービンノズルセグメントを構成しても、高温環境下における前記静翼と前記アウターバンドの接続強度を十分に確保することができる。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、前記タービンノズルセグメントの素材としてセラミックス基複合材料を採用し、単純形状の部品により前記タービンノズルセグメントを構成しても、高温環境下における前記静翼と前記インナーバンドの接続強度及び前記静翼と前記アウターバンドの接続強度を十分に確保することができため、前記ガスタービンエンジンの高効率化及び軽量化を図りつつ、高温環境下における前記タービンノズルセグメントの耐久性を十分に向上させることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
本発明の実施形態について図１から図３を参照して説明する。
【００１４】
ここで、図１は、本発明の実施形態に係るタービンノズルセグメントの部分斜視図、図２は、図１におけるII−II線に沿ったタービンノズルセグメントの断面図、図３は、一部を変更したタービンノズルセグメントの断面図である。なお、図面中、「Ｆ」は、前側（主流のガスの流れ方向から見て上流側）、「Ｒ」は、後側（主流のガスの流れ方向から見て下流側）、「Ｉｎ」は、径方向内側、「Ｏｕ」は、径方向外側を指すものである。
【００１５】
図１及び図２に示すように、本発明の実施形態に係るタービンノズルセグメント１は、ジェットエンジン（図示省略）における高圧タービン（図示省略）を分割してなるものである。そして、タービンノズルセグメント１の具体的な構成は、以下のようになる。
【００１６】
タービンノズルセグメント１は、円弧状のインナーバンド３を備えており、このインナーバンド３は、セラミックス基複合材料により構成されてあって、径方向外側に、インナー流路面３ｆを有している。また、インナーバンド３は、１つ又は複数（１つのみ図示）のインナー嵌合孔５が形成されており、インナーバンド３における各インナー嵌合孔５の周縁には、インナーリブ７が連続して一体形成されている。
【００１７】
インナーバンド３に対向する位置には、円弧状のアウターバンド９が設けられており、このアウターバンド９は、セラミックス基複合材料により構成されてあって、径方向内側に、アウター流路面９ｆを有している。また、アウターバンド９は、１つ又は複数（１つのみ図示）のアウター嵌合孔１１が形成されており、アウターバンド９における各アウター嵌合孔１１の周縁には、アウターリブ１３が連続して一体形成されている。更に、アウターバンド９は、前後両側に、ジェットエンジンにおけるエンジンケース（図示省略）に対して取付可能なアウターリム（図示省略）をそれぞれ有している。
【００１８】
なお、インナーバンド３のインナー流路面３ｆとアウターバンド９のアウター流路面９ｆの間は、ジェットエンジンの運転中に燃焼ガスが流れるガス流路の一部になる。
【００１９】
インナーバンド３とアウターバンド９との間には、１つ又は複数（１つのみ図示）の静翼１５が連結するように設けられており、各静翼１５は、セラミックス基複合材料により構成されている。また、各静翼１５の基端部（一端部）は、インナーバンド３における対応するインナー嵌合孔５に嵌合してロウ接合されており、各静翼１５の先端部（他端部）は、アウターバンド９における対応するアウター嵌合孔１１に嵌合してロウ接合されている。
【００２０】
ここで、静翼１５の基端部とインナーバンド３とのロウ接合は、Ｔｉ、Ｚｒ等の活性金属を含む合金をロウ材として用い、インナーリブ７の内縁部に置かれたペースト状のロウ材を加熱して、熔解状態のロウ材を毛細管現象を利用して静翼１５とインナーリブ７の内周面との隙間に流し込むことよって行われるものである。そして、各静翼１５の基端部とインナーバンド３とのロウ接合部分Ｊがインナーバンド３のインナー流路面３ｆよりも径方向内側に離隔するように、インナーバンド３における各インナー嵌合孔５の内周面又は各インナーリブ７の内周面には、ロウ接合時にロウ材の毛細管現象を抑制するインナー周溝１７が形成されている。なお、インナーバンド３における各インナー嵌合孔５の内周面等にインナー周溝１７が形成される代わりに、各静翼１５の基端部の外周面にインナー周溝が形成されるようにしたり、ロウ接合する前にインナーバンド３における各インナー嵌合孔５の内周面等の適宜箇所にロウ流れ防止剤を塗布するようにしても構わない。
【００２１】
また、静翼１５の先端部とアウターバンド９とのロウ接合は、Ｔｉ、Ｚｒ等の活性金属を含む合金をロウ材として用い、アウターリブ１３の内縁部に置かれたペースト状のロウ材を加熱して、熔解状態のロウ材を毛細管現象を利用して静翼１５とアウターリブ１３の内周面との隙間に流し込むことによって行われるものである。そして、各静翼１５の先端部とアウターバンド９とのロウ接合部分Ｊがアウターバンドのアウター流路面９ｆよりも径方向外側に離隔するように、アウターバンド９における各アウター嵌合孔１１の内周面又は各アウターリブ１３の内周面には、ロウ接合時にロウ材の毛細管現象を抑制するアウター周溝１９が形成されている。なお、アウターバンド９における各アウター嵌合孔１１の内周面等にアウター周溝１９が形成される代わりに、各静翼１５の先端部の外周面にアウター周溝が形成されるようにしたり、ロウ接合する前にアウターバンド９おける各アウター嵌合孔１１の内周面等の適宜箇所にロウ流れ防止剤を塗布するようにしても構わない。
【００２２】
各静翼１５の基端側には、インナーバンド３のインナー流路面３ｆに係止可能なインナー係止突起（インナー係止部）２１が形成されており、各静翼１５の先端側には、アウターバンド９のアウター流路面９ｆに係止可能なアウター係止突起（アウター係止部）２３が形成されている。なお、各静翼１５にインナー係止突起２１及びアウター係止突起２３が形成される代わりに、図３に示すように、各静翼１５の基端側にインナーバンド３のインナー流路面３ｆに係止可能なインナー係止段差（インナー係止部）２５が形成され、各静翼１５の先端側にアウターバンド９のアウター流路面９ｆに係止可能なアウター係止段差（アウター係止部）２７が形成されるようにしても構わない。
【００２３】
なお、図１に示すように、各静翼１５の内部には、ジェットエンジンにおける圧縮機（図示省略）から抽気した冷却空気を導入する一対の冷却通路２９が形成されており、各静翼１５の翼面には、冷却通路２９に連通しかつ冷却空気を噴出する複数の噴出孔３１が形成されている。
【００２４】
続いて、本発明の実施形態の作用及び効果を説明する。
【００２５】
各静翼１５の基端部がインナーバンド３における対応するインナー嵌合孔５に嵌合してロウ接合され、各静翼１５の基端部とインナーバンド３とのロウ接合部分Ｊがインナーバンド３のインナー流路面３ｆよりも径方向内側に離隔し、換言すれば、ジェットエンジンの運転中に高温になるガス流路から径方向内側に離隔してあるため、タービンノズルセグメント１の素材（構成材料）としてセラミックス基複合材料を採用し、単純形状の部品によりタービンセグメント１を構成しても、高温環境下における静翼１５とインナーバンド３の接続強度を十分に確保することができる。
【００２６】
同様に、各静翼１５の先端部がアウターバンド９における対応するアウター嵌合孔１１に嵌合してロウ接合され、各静翼１５の先端部とアウターバンド９とのロウ接合部分がアウターバンド９のアウター流路面９ｆよりも径方向外側に離隔し、換言すれば、ジェットエンジンの運転中に高温になるガス流路から径方向外側に離隔してあるため、タービンノズルセグメント１の素材してセラミックス基複合材料を採用し、単純形状の部品によりタービンセグメント１を構成しても、高温環境下における静翼１５とアウターバンド９の接続強度を十分に確保することができる。
【００２７】
また、インナーバンド３における各インナー嵌合孔５の周縁にインナーリブ７が連続して一体形成されているため、インナーバンド３の肉厚を全体的に厚くしなくても、各静翼１５の基端部とインナーバンド３とのロウ接合部分Ｊをジェットエンジンの運転中に高温になるガス流路から径方向内側に離隔させることができる。
【００２８】
同様に、アウターバンド９における各アウター嵌合孔１１の周縁にアウターリブ１３が連続して一体形成されているため、アウターバンド９の肉厚を全体的に厚くしなくても、各静翼１５の先端部とアウターバンド９とのロウ接合部分Ｊをジェットエンジンの運転中に高温になるガス流路から径方向外側に離隔させることができる。
【００２９】
従って、本発明の実施形態によれば、タービンノズルセグメント１の素材としてセラミックス基複合材料を採用し、単純形状の部品によりタービンセグメント１を構成しても、高温環境下における静翼１５とインナーバンド３の接続強度及び静翼１５とアウターバンド９の接続強度を十分に確保することができため、ジェットエンジンの効率化及び軽量化を図りつつ、高温環境下におけるタービンノズルセグメント１の耐久性を向上させることができる。
【００３０】
特に、インナーバンド３の肉厚及びアウターバンド９の肉厚を全体的に厚くしなくても、各静翼１５の基端部とインナーバンド３とのロウ接合部分Ｊ及び各静翼１５の先端部とアウターバンド９とのロウ接合部分Ｊをジェットエンジンの運転中に高温になるガス流路から離隔させることができるため、インナーバンド３の肉厚及びアウターバンド９の肉厚を薄くして、ジェットエンジンの軽量化をより一層促進することができる。
【００３１】
なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限られるものではなく、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
【図面の簡単な説明】
【００３２】
【図１】本発明の実施形態に係るタービンノズルセグメントの部分斜視図である。
【図２】図１におけるII−II線に沿ったタービンノズルセグメントの断面図である。
【図３】一部を変更したタービンノズルセグメントの断面図である。
【符号の説明】
【００３３】
１          タービンノズルセグメント
３          インナーバンド
３ｆ        インナー流路面
５          インナー嵌合孔
７          インナーリブ
９          アウターバンド
９ｆ        アウター流路面
１１          アウター嵌合孔
１３          アウターリブ
１５          静翼
１７          インナー周溝
１９          アウター周溝
２１          インナー係止突起
２３          アウター係止突起
２５          インナー段差部
２７          アウター段差部
２９          冷却通路
３１          噴出孔
【図１】
0005088196.tif 000002
【図２】
0005088196.tif 000003
【図３】
0005088196.tif 000004