(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン動翼シュラウド付先端（７７）であって、
横断面が翼形（７２）の翼形部先端（７７）と、
上記翼形部先端に取り付けられた動翼先端シュラウド（８８）と
を含み、
前記先端シュラウドは、周方向に延在するとともに軸方向に隔設された前方シュラウド端（１００）及び後方シュラウド端（１０２）と、周方向に隔設された時計方向シュラウド側端（１０８）及び反時計方向シュラウド側端（１１０）とを含み、
前記タービン動翼シュラウド付先端（７７）は、
動翼先端シュラウド（８８）の内部に配設されたシュラウド冷却回路（１２０）を更に含み、
上記シュラウド冷却回路（１２０）が、上記シュラウドの実質的に全体を冷却するために、上記先端の中空内部（６２）の第１チャンバ（１０９）及び第２チャンバ（１１２）とそれぞれ流体連通している周方向に延在するシュラウド冷却通路（１２２）を前方及び後方に複数（１２８，１３０）含んでおり、
前記第１チャンバ（１０９）及び第２チャンバ（１１２）とそれぞれ通じている前方ポート（１２４）及び後方ポート（１２６）が前記先端シュラウドの周方向中央に設置されており、
前記複数のシュラウド冷却通路（１２２）はそれぞれ、対応する前記前方ポート（１２４）及び前記後方ポート（１２６）から前記時計方向シュラウド側端（１０８）及び前記反時計方向シュラウド側端（１１０）まで周方向に延在する
ことを特徴とする、タービン動翼シュラウド付先端（７７）。
【請求項２】
シュラウドの半径方向外側シュラウド面（８７）に周方向に延在する１以上のシール歯状部（９２）をさらに含み、歯状部（９２）が中空内部（６２）から半径方向遠方に延在する、請求項１記載のタービン動翼シュラウド付先端（７７）。
【請求項３】
周方向に延在する２以上のシール歯状部（９２，９４）が存在し、ガスタービンエンジンケーシング（１４）の内側に装着され、かつシール歯状部（９２，９４）から離隔してシール歯状部（９２，９４）と共にガス流路シールを構成する環状シール手段をさらに含む、請求項２記載のタービン動翼シュラウド付先端（７７）。
【請求項４】
前記環状シール手段が、シュラウドステータ（１０４）の半径方向内面（１９０）に装着されたハニカム材料（１０７）を支持するシュラウドステータ（１０４）を含み、ハニカム材料（１０７）がシール歯状部（９２，９４）と協働してシール歯状部（９２，９４）と共にガス流路シールを構成する、請求項３記載のタービン動翼シュラウド付先端（７７）。
【請求項５】
インピンジメント冷却の空気（１９３）をシュラウドステータ（１０４）の半径方向外面（１９０）に導くためのインピンジメント冷却手段（１９４）をさらに含む、請求項４記載のタービン動翼シュラウド付先端（７７）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は航空機ガスタービンエンジンのタービン動翼先端シュラウド及びシールに関し、さらに具体的にはシュラウド及び先端の冷却に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンでは、ランダムな振動の際の動翼の振幅を制限するとともに翼形部に流体の流れを導くため、個々の翼形部に先端シュラウドが多用される。殊にガスタービンエンジンの低圧セクションではそうである。隣り合ったシュラウド同士は、機械的剛性を与えるために周方向に当接する。かかるアセンブリ一式が取付けられると、シュラウドは実質的に連続した環状面をなす。周方向シュラウドの周方向両端部には当接面が設けられ、アセンブリに望ましい拘束をもたらす。
【０００３】
周方向に延在するシール歯状部はシュラウドから半径方向外方に延在してシールランド部と係合し、シュラウドとロータ周囲のケーシングとの間のガス流路をシールする。シールランド部は通常ハニカムでカバーしたステータシュラウドの形態をしている。
【０００４】
通例、ガスタービンエンジンは、タービン動翼のようなタービンロータ部品の受ける材料温度を抑制するため、冷却空気を部品に供給する冷却装置を含んでいる。従来技術の冷却装置では、タービン部品冷却用の空気をエンジン圧縮機から得て、空気を分岐して軸方向流路を介してエンジンのタービンセクションに導くのが普通である。
【０００５】
通例、低圧タービン動翼は冷却しない。冷却するのが通例の高圧タービン動翼では変形防止用先端シュラウドを用いない。高速民間航空機（ＨＳＣＴ）エンジンプログラムなど、遠距離超音速運転用の超音速高性能エンジンが開発段階にある。低圧タービンセクションの低圧タービン動翼は、高出力エンジン設定状態でのエンジン作動で飛行包絡線の大半にわたって長時間高温に暴露される。エンジンの軽量化及びエンジン長の短縮も望ましい。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
高速エンジンは現在用いられている冷却技術よりも優れた冷却技術を必要とする。高速民間輸送機用のエンジンの一例は、高圧タービン排出口に近接した低圧タービンを用いる。さらに、エンジンミッションでは、高出力エンジン設定状態で低圧タービンを長期にわたって非常に高い温度に暴露することが必要とされる。航空機用ガスタービンエンジン設計者は、軽量で短いエンジンを設計することとともに、ガスタービンエンジンの性能を向上させるべく絶えず奮闘している。冷却空気の使用は燃料消費を増すので、冷却空気の生成に使われるエンジンの仕事量を極力減らすのが極めて望ましい。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
ガスタービンエンジンのタービン動翼シュラウド付先端は、横断面が翼形の翼形部先端、その先端に取り付けられた動翼先端シュラウド、及び動翼先端シュラウド内に配設されたシュラウド冷却回路を含む。シュラウド冷却回路は、シュラウドの実質的に全体を冷却することができるようになっており、先端の中空内部と流体連通している。
【０００８】
本発明の一実施形態では、先端シュラウドは、中空内部から半径方向遠方に延在するシュラウドの半径方向外側シュラウド面に、周方向に延在する１以上のシール歯状部を有する。好ましくは、２以上のシール歯状部を用いる。本発明のさらに具体的な実施形態では、先端シュラウドは周方向に延在するとともに軸方向に隔設された前方シュラウド端及び後方シュラウド端、周方向に隔設された時計方向シュラウド側端及び反時計方向シュラウド側端をさらに含む。シュラウド冷却回路は、時計方向シュラウド側端と反時計方向シュラウド側端の間に周方向に延在するシュラウド冷却通路を含む。本発明のさらに具体的な実施形態では、先端シュラウド内にシュラウド冷却通路を前方及び後方に複数設け、それぞれ中空内部の第１中空チャンバ及び第２中空チャンバと流体連通させる。
【０００９】
本発明の別の実施形態では、翼形部先端に先端シュラウドを設けた翼形部を有する動翼は、シュラウド冷却回路と流体連通している翼形部冷却回路を含む。本発明のさらに具体的な実施形態では、動翼はさらにシュラウド冷却通路を前方及び後方に複数含んでいて、それぞれ翼形部冷却回路の第１中空チャンバ及び第２中空チャンバとそれぞれ流体連通させる。翼形部は、さらに具体的な実施形態では、約３以上のアスペクト比を有する。
【００１０】
ガスタービンエンジンのタービンアセンブリは、かかる複数のタービン動翼をタービンロータの外周に装着してなる。動翼は翼形部を有しており、翼形部は動翼プラットホームから翼形の翼先端まで半径方向外方に延在し、動翼プラットホームから半径方向内方に延びる付け根によってロータに装着される。動翼の中空内部はロータを介してロータ冷却流路と流体連通している。通例、中空内部の各々は、シュラウド冷却回路と流体連通した翼形部冷却回路の１つを含む。環状シールアセンブリは、エンジンケーシングの内側に装着され、シール歯状部から半径方向遠方に離隔してシール歯状部と共にガス流路シールを構成する。環状シールアセンブリは、シュラウドステータの半径方向内面に取付けられるハニカム材料を支持するシュラウドステータを含み、ハニカム材料はシール歯状部と協働してガス流路シールを構成する。
【００１１】
一実施形態では、インピンジメント冷却装置を用いて、インピンジメント冷却空気をシュラウドステータの半径方向外面に導く。かかる装置は、さらに具体的な実施形態では、インピンジメント冷却空気がシュラウドステータの半径方向外面を衝突冷却した後に、インピンジメント冷却空気を流路内及びシール歯状部の回りに流すための外部歯状部冷却アセンブリを含む。ある外部歯状部冷却アセンブリは、シュラウドステータの前方端とエンジンケーシングによってシュラウドステータを支持する支持ハンガとの間の漏れ流路を含む。
【００１２】
内部冷却式先端シュラウドは、低圧タービン動翼が非常に高い温度のガス流に暴露される高出力エンジン設定状態でガスタービンエンジンを長時間作動するのを役立つ。本発明により、特にステータが全く介在しない逆方向回転式の高圧及び低圧タービンロータを有するエンジン設計において、低圧タービン動翼を高圧タービン排気口に近接して配置することができる。本発明の利点としては、エンジンが軽量化され、エンジン長が短くなることが挙げられる。
【００１３】
本発明は、高出力状態に置かれる部品の充分な耐クリープ及び酸化寿命を得るのに有効な冷却を提供する。本発明は、目標とする耐クリープ及び酸化寿命を達成することができる水準までタービン動翼先端シュラウドを冷却しその金属温度を下げる。この冷却先端シュラウドは、振動周波数条件を満たすように動翼を細長く（アスペクト比を高く）することができるのでタービン動翼を軽量化するとともに軸方向長さを短くすることができるという利点をもつ。これは、先端シュラウドが動翼同士を拘束する作用によって得られる追加の支持によるものであり、設計条件を満足する動翼周波数が増える。
【００１４】
【発明の実施の形態】
本発明に特徴的であると思料される新規な側面は、特許請求の範囲に記載し、特定した。本発明を、その他の目的及び利点と併せて、添付の図面を参照してさらに具体的に説明する。
【００１５】
図１及び図２に示す超音速航空機ガスタービンエンジン（全体を符号２で示す）は、ガス発生器１０と、可変２Ｄノズル８をもった排気セクション６とを有する。ガス発生器１０は長手方向中心線Ａ及び中心線Ａと同軸かつ同心に配設された環状エンジンケーシング１４を有する。空気ＡＦは、多段式ファン１６を通って下流軸方向Ｆにガス発生器１０に入り、その後ファンバイパス１７を通って導かれるファンバイパス空気ＡＢと、コアエンジン２０を通って導かれるコア空気ＡＣとに分けられる。コアエンジン２０は多段式高圧圧縮機２４と、燃料噴射器２７をもつ環状燃焼器２６と、単段式高圧タービン２８とを含み、これらはすべてガス発生器１０の中心線Ａと同軸に直列流れの関係で配置される。高圧ロータ３１の高圧軸３０が、高圧圧縮機２４とコアエンジン２０の高圧タービン２８とを固定状態に相互接続する。高圧圧縮機２４は、単段式高圧タービン２８によって回転駆動され、コアエンジン２０に流入する空気を比較的高圧に圧縮する。この高圧空気は、次に燃焼器２６の中で燃料と混合され点火されて高エネルギーのガス流を形成する。このガス流は、後方に流れ、高圧タービン２８を通って進み、高圧タービン２８とコアエンジン２０の高圧軸３０を回転駆動し、高圧軸３０は次に多段式高圧圧縮機２４を回転駆動する。
【００１６】
コアエンジン高圧タービン２８から排出されるガス流は、高圧タービン２８とは逆方向に回転するよう設計された２段式低圧タービン２２（ＬＰＴ）を通って膨張する。なお、高圧タービン２８と低圧タービン２２の間にステータがないのは、エンジン作動時にそれらが互いに逆回転するからである。低圧タービン２２は、環状高圧軸３０を通して前方に延在する低圧軸３２を介してファン１６を駆動する。コアエンジンで生じる高圧高温ガスは、低圧タービン２２を通り抜けた後、可変混合機３６によって排出セクション６でバイパス空気ＡＢと混合される。ノズル８は、そのコアとバイパスとの流れが混合されたガスを受けてエンジン２の推力を生じる。
【００１７】
図３をさらに参照すれば、２段式低圧タービン２２は回転自在な環状低圧タービンロータ３４を含んでおり、低圧タービンロータから半径方向外方に延在する第１列３８の第１タービン動翼と第２列３９の第２タービン動翼が軸方向に隔設されている。１列のＬＰＴステータ動翼４０は、第１列３８の第１タービン動翼と第２列３９の第２タービン動翼の間で、静止エンジンケーシング１４に固定されており、ケーシング１４から半径方向内方に延在する。
【００１８】
本発明は低圧タービン用に設計されたもので、第２列３９の第１タービン動翼における第２段低圧タービン動翼７０のためのものをここで例示する。低圧タービン動翼７０は、その詳細は図５、図６、及び図７に示してあるが、正圧側面７４と負圧側面７６のある翼形部７２と、翼形部７２を低圧ロータ３４のディスク７３に装着する基部７８を有する。翼形部７２は下流後方に翼形部前縁ＬＥから翼形部後縁ＴＥまで延在する。基部７８は、翼形部７２を固定支持するプラットホーム８０及び動翼７０をディスク７３に取り付けるためのダブテール付け根８２とを有する。翼形部７２は、翼形部冷却回路８１を内部に含む中空内部６２を取り囲む外壁６０を有し、当技術分野で周知のように冷却空気を翼形部を通して流し、翼形部を内外両面からフィルム冷却孔を用いて冷却する。
【００１９】
図６及び図７に示す通り、冷却回路８１は、直列に流体連通した前方キャビティ１０９、中央キャビティ１１１及び後方キャビティ１１２を有する３つの流路を備える回路として示してある。前方キャビティ１０９及び後方キャビティ１１２はそれぞれ、縁部冷却空気１１４を前縁キャビティ１１７及び後縁キャビティ１１９を通して前縁ＬＥ及び後縁ＴＥに供給する。翼形部７２の外端部分８４には、横断面が翼形の先端シュラウド８８を備えた動翼先端７７を有する。なお、翼形部は翼幅Ｓを有しているが、翼幅Ｓは、翼幅の半分１／２Ｓで測定した、翼幅中央部での翼弦長ＣＬよりも実質的に大きく、基部７８から先端７７までごく僅かなテーパが付いている。本発明の翼形部７２は、約３以上のアスペクト比で非常に細くすることができる。
【００２０】
図４及び図８を参照すると、先端シュラウド８８は、高温ガス流を導くためのタービンガス流路８９の外側境界部分を画成する半径方向内側の先端シュラウド面９０を有する。１対の前方シール歯状部９２及び後方シール歯状部９４は、各々、先端シュラウド８８の半径方向外側シュラウド面から半径方向外方に延在しているとともにシュラウド面に沿って周方向にも延在している。先端シュラウド８８は、周方向に延在するとともに軸方向に隔設された前方シュラウド端１００及び後方シュラウド端１０２を含んでおり、周方向に隔設された時計方向シュラウド側端１０８及び反時計方向シュラウド側端１１０も含んでいる。時計方向シュラウド側端１０８及び反時計方向シュラウド側端１１０のうちの周方向に隣接する側端は、それらが時計方向側及び反時計方向側シュラウド側端のそれぞれに２つののこぎり歯１１８で示す、それぞれ相互に係合し当接するのこぎり歯形状１１６を有する。低圧タービン動翼７０の隣接するシール歯状部のそれぞれ前方及び後方シール歯状部９２及び９４の周方向に隣接するシール歯状部は、図８に示す通り相互に当接している。
【００２１】
図４、図５、図６及び図７を参照すれば、内部のシュラウド冷却回路１２０は先端シュラウド８８の内部に配設される。シュラウド冷却回路１２０はそのシュラウドの実質的に全体を冷却することができるようになっており、翼形部と動翼先端７７の中空内部にある翼形部冷却回路８１と流体連通している。ここに開示されるシュラウド冷却回路１２０の実施形態は、それぞれ時計方向シュラウド側端及び反時計方向シュラウド側端１０８及び１１０の間でそれぞれ周方向に延在するシュラウド冷却通路１２２を含む。
【００２２】
シュラウド冷却通路１２２は、それぞれ前方キャビティ及び後方キャビティ１０９及び１１２のうちの対応するキャビティに通じている先端シュラウド８８中の前方ポート及び後方ポート１２４，１２６をそれぞれ通して冷却空気を供給される。前方ポート及び後方ポート１２４及び１２６はそれぞれ、先端シュラウド８８の周方向の中央に設置され、シュラウド冷却通路１２２はそれぞれ、前方ポート及び後方ポートから時計回り及び反時計回りの方向に時計方向シュラウド側端及び反時計方向シュラウド側端１０８及び１１０の対応する側端まで周方向に延在する。これは時計回り及び反時計回りの方向に先端７７を一様に冷却することを助長する。
【００２３】
好ましくは、シュラウド冷却通路１２２のそれぞれ前方及び後方に複数の冷却通路１２８及び１３０は、それぞれ前方及び後方ポート１２４及び１２６を通してそれぞれ対応する前方及び後方キャビティ１０９及び１１２と流体連通しており、前方及び後方キャビティ１０９及び１１２によって冷却空気を供給される。このことは動翼先端７７に沿って軸方向に異なる冷却空気圧を調整するのに役立つ。シュラウド冷却通路１２２中の冷却空気は、時計方向シュラウド側端１０８及び反時計方向シュラウド側端１１０のそれぞれ周方向に隣接する側端の間に排出され、それによって先端シュラウド８８のこの領域を冷却しシュラウド及びシュラウド側端を冷却するのにさらに役立つする。
【００２４】
冷却空気は、当業者には周知の種々の技術で翼形部冷却回路８１に供給することができる。空気は通常、図６に示す通り、動翼７０のダブテール付け根８２を通して翼形部冷却回路８１の第１キャビティである前方キャビティ１０９に供給される。図２及び図３に示す本発明の実施形態には、高圧圧縮機２４の第４段１４０から高圧ロータ３１の第５段ディスク１４６上に装着された遠心ポンプ１４４によって高圧ロータと低圧タービンロータ３４との間の環状エンジンキャビティ１５０を通して導かれる冷却空気ＣＡを図示する。冷却空気ＣＡは、環状エンジンキャビティ１５０から図６に示す通り、動翼７０のダブテール付け根８２を通して前方キャビティ１０９に導かれる。
【００２５】
高圧圧縮機２４の第４段１４０からの第４段抽気１６０は、図２及び図３に示すように、抽気用パイプ１６２を通して冷却プレナム１６４に管で運ばれる。抽気１６０はそれから一列のＬＰＴステータ動翼４０を通して第１セットの接線方向の流れインデューサー１６８に導かれ、低圧タービン２２の第１ディスク冷却キャビティ１７０中に圧送される。抽気１６０は第１タービン動翼の第１列を冷却するのに用いられる。本発明の別の実施形態が図９に示されていて、その中で抽気１６０の１部分１７６が、第２セットの接線方向の流れインデューサー１７８に導かれ、図６に示す通り、動翼７０のダブテール付け根８２を通して前方キャビティ１０９に通じる低圧タービン２２の第２ディスク冷却キャビティ１８０に圧送される。
【００２６】
図３及び図４を参照すれば、環状タービンシュラウドステータ１０４が低圧タービン動翼を取り囲む。シュラウドステータ１０４はシールランド部１０６を有し、シールランド部１０６は好ましくはシュラウドステータ１０４のシールランド部の半径方向内側のシュラウド面に接着その他の固定方法で取付けられたハニカム又は同様にコンプライアンスを有する材料１０７でできている。シール歯状部９２及び９４は、摩削可能なハニカム材料１０７に対しててシールしその間のシール隙間を流れる高温ガスの量を極力少なくするようになっている。冷却プレナム１６４中の抽気はシュラウドステータ１０４をインピンジ冷却するのにも用いられる。
【００２７】
インピンジメント冷却空気１９３をシュラウドステータ１０４の半径方向外面１９０上に導くための、ある具体的実施形態でのインピンジメント冷却手段は、冷却プレナム１６４からの抽気１６０を受けるように構成されるインピンジメントプレナム１９２を含む。インピンジメントプレナム１９２の半径方向内側の壁１９８中のインピンジメント冷却孔１９４は、インピンジメント冷却空気１９３をシュラウドステータ１０４の半径方向外面１９０上に向けるのに用いられる。
【００２８】
外部歯状部冷却手段２１０は、インピンジメント冷却空気１９３がシュラウドステータ１０４の半径方向外面１９０上を衝突冷却した後、その冷却空気１９３を流路８９内で前方シール歯状部９２及び後方シール歯状部９４の周りに流すためにも用いられる。外部歯状部冷却手段の一実施形態は、シュラウドステータ１０４の前方端２１４とエンジンケーシング１４からシュラウドステータ１０４を支持する支持ハンガ２１６との間に漏れ流路２１２を含む。
【００２９】
本明細書では本発明の好ましい例示的な実施形態と思料するものについて説明してきたが、本発明のその他の形態は本明細書の教示内容から当業者には自明であり、本発明の技術的思想及び技術的範囲に属するかかる形態すべてが特許請求の範囲で保護されることを望むものである。
【００３０】
従って、特許による保護を望むのは、請求項に規定され特徴付けられた発明である。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の内部冷却式タービン動翼シュラウドの１つの例示的な実施形態を示すガスタービンエンジンの概略横断面図。
【図２】  図１におけるエンジンのガス発生器の拡大図。
【図３】  図２におけるガス発生器のタービンセクションの拡大図。
【図４】  図３におけるタービンセクションの低圧タービン動翼先端及びシールの拡大図。
【図５】  図４におけるタービン動翼先端の線５−５によるタービンシュラウドの概略上面図。
【図６】  図３におけるタービンセクションの低圧タービン動翼の概略横断面図。
【図７】  図６における低圧タービン動翼の翼形部の概略横断面図。
【図８】  図４におけるタービンシュラウド及び先端タービン動翼先端の斜視図。
【図９】  図３におけるガス発生器のタービンセクションに対する別の実施形態の拡大図。
【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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【図８】
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【図９】
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