(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
流線を画定するガスの流れがその中を通る、円周方向に間隔を置いた複数のエーロフォイル部（３２）を有するガスタービンエンジン（１０）における、非直線の湾曲を画定する少なくとも１つの円周方向の端縁（５２）を有する流れ通路（Ｃ）の静止構成要素（３６）であって、
前記非直線の湾曲が、前記流れ通路（Ｃ）の流線の湾曲に一致し、
前記構成要素（３６）がシュラウドであることを特徴とする、
静止構成要素（３６）。
【請求項２】
前記構成要素（３６）が、前記流線の湾曲に一致する湾曲を画定する第２の円周方向の端縁（５２）を含む請求項１記載の流れ通路の静止構成要素（３６）。
【請求項３】
複数の静止構成要素（３６）であって、
前記複数の静止構成要素（３６）のそれぞれは請求項１又は２に記載の静止構成要素（３６）であり、
前記シュラウド（３６）の隣接するシュラウド間に配置された可撓性シール部材（４６）をさらに含む、複数の静止構成要素（３６）。
【請求項４】
請求項３記載の複数の静止構成要素（３６）であって、
前記可撓性シール部材（４６）の各々が、複数のセグメント（４８）、および、
前記セグメント（４８）を回転するように一体に結合する手段
を含む、複数の静止構成要素（３６）。
【請求項５】
前記セグメント（４８）を回転するように結合する前記手段が、前記セグメント（４８）の隣接するセグメントを連結し、１つのセグメント（４８）が他のセグメントに対して回転することを可能にする締め具（５０）を含む、請求項４記載の複数の静止構成要素（３６）。
【請求項６】
前記可撓性シール部材（１４６）の各々が可撓性ワイヤ（１５０）に結合された複数のセグメント（１４８）を含む請求項３記載の複数の静止構成要素（３６）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は概してガスタービンエンジンに関するものであり、具体的にはノズルセグメントやタービンシュラウド等、ガスタービンエンジンに用いられる流れ通路の静止構成要素に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンは加圧した空気を燃焼器に供給する圧縮機を備え、燃焼器で空気は燃料と混合され点火されて高温燃焼ガスを作り出す。これらのガスは下流の１つまたはそれ以上のタービンへと流れ、タービンはガスからエネルギーを抽出し、圧縮機を駆動し、また飛行中の航空機を駆動する等の有用な働きを行う。タービンの各段は一般的にタービンロータと静止したタービンノズルを備え、燃焼ガスをタービンノズルの下流に配置したタービンロータへと導く。タービンロータはエンジンの中心軸線のまわりを回転するロータディスクから半径方向外方に延びる円周方向に間隔を置いた複数のブレードを含む。ノズルは半径方向にロータブレードと位置合わせされ円周方向に間隔を置いた複数のベーンを含む。タービンノズルは典型的にはその円周周囲をセグメントに分割され、各ノズルセグメントはノズルを通って流れる高温燃焼ガスの流れ通路の半径方向の境界を画定する内及び外壁の間に配置された１個またはそれ以上のノズルベーンを有する。
【０００３】
各タービン段はさらに、タービンノズルの直ぐ下流に配置されたシュラウド組立体を含む。シュラウド組立体はタービンロータを近接して取囲み、そこを通過する高温燃焼ガスの流れ通路の半径方向外側の境界を画定する。典型的なシュラウド組立体は、エンジンの外側ケースに固定され、複数のシュラウドを支持するシュラウド支持具を含む。シュラウドはロータブレードを取囲むように環状に並んで円周方向に配置されたアーチ状かつ矩形の構成要素である。
【０００４】
隣接するシュラウドの円周方向に相接する端縁には小さい隙間がある。隣接するシュラウドの間の漏洩を少なくするために、隙間には隙間にまたがるようにシュラウドの円周方向の端縁に切り込まれた細穴に挿入された薄板状金属片であるスプラインシールでシールを施してある。同様に、各ノズルセグメントの外側、内側の両壁は、隣接するノズルセグメントの円周方向の端縁に相接する円周方向の端縁を画定する。これらの接合部分も同様にスプラインシールでシールされている。
【０００５】
前記スプラインシールをより具合よく取り付けられるように、シュラウド及びノズルセグメントの円周方向の端縁は直線の端縁に限られてきた。典型的にはノズルの円周方向の端縁は、エンジンの軸線方向に対して角度を持たせた１本の直線、またはエーロフォイル部に対する張出し部分を少なくするために１連の直線カットを「ドッグレッグ」あるいは「Ｚ形」形状に形成している。シュラウドは、一般的にその円周方向の端縁が軸線方向に延びた矩形である。
【０００６】
ノズルセグメント及びシュラウドは高温の環境下で運転されるので、耐用年数の減少、さらには材料破壊をも避けるために、冷却が必要である。この冷却は通常は圧縮機から抽出された冷却空気を使用して内部的に行われる。しかし、これらの流れ通路の静止構成要素の直線的な円周方向の端縁は、冷却が困難な鋭いコーナを作り出す。このことは多くのノズルセグメントの単一カットの角度をつけた端縁では特に顕著で、極めて鋭いコーナを画定する。さらに、ノズルセグメント及びシュラウドの直線的な円周方向の端縁は、それぞれノズル及びタービンロータの自然に曲がる流線に沿っていない。従ってガスは少なくとも一回は（ノズル及びロータの両方で）相接する円周方向の端縁の間の隙間を横切る。隙間を横切ると、ガスの境界層が「トリップ現象」を起こし、これによって乱流を起こし対流係数が大きくなり、その結果円周方向の端縁に沿って局部的な高温領域を生み出す。境界層のトリップ現象の結果、多くの場合にノズルセグメント及びシュラウドの円周方向の端縁が最も冷却が困難な区域となる。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
従って、境界層のトリップ現象の発生を防止する流れ通路の静止構成要素の要求がある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
上記の要求は、非直線の湾曲を画定する円周方向の端縁を少なくとも１つ有する、タービンノズルセグメントまたはシュラウドのような流れ通路の静止構成要素を提供する本発明によって満たされる。好ましいのは、非直線の湾曲が、流れ通路の静止構成要素を通過するガスの流れによって画定される流線の湾曲に一致することである。非直線の端縁に適応させるために、可撓性シール部材が設けられる。
【０００９】
本発明及び従来の技術に対するその利点は、以下の詳細な説明及び添付の特許請求範囲を添付の図面を参照して読むことによって明らかになろう。
【００１０】
本発明の主題は明細書の結論部分に具体的に取り上げ、明確に記載してある。しかしながら、本発明は添付の図面を参照しながら、以下の説明により、最もよく理解できる。
【００１１】
【発明の実施の形態】
図面を通して同一の参照番号は同一の要素を指し示している添付の図面において、図１は他の構造物のなかでも特に、燃焼器１２、高圧タービン１４、低圧タービン１６を有するガスタービンエンジン１０の一部を示している。燃焼器１２は燃焼室１８をその中に画定している全般的に環状で中空の胴体を備えている。圧縮機（図示せず）は主として燃焼器１２内へと流れる圧縮空気を供給して燃焼を助け、圧縮空気の一部は燃焼器１２の周りを通ってそこで燃焼器のライナーとさらに下流にあるターボ機器の両方を冷却するのに用いられる。燃料は、従来の方式で燃焼器１２の前方端部に供給され空気と混合される。その結果できる燃料と空気の混合気は燃焼器18内に流れ込みそこで点火されて高温燃焼ガスを作り出す。高温燃焼ガスは燃焼器１２の下流に位置する高圧タービン１４に排出され、そこで膨張してエネルギーが取り出される。高温ガスは次に低圧タービン１６に流れそこでさらに膨張される。
【００１２】
高圧タービン１４はタービンノズル２０とタービンロータ２２を含む。タービンノズル２０は、多くのアーチ状の外壁２６とアーチ状の内壁２８の間に支持された円周方向に間隔を置いた複数のベーン２４（図１に１つのみ示す）を含む。ベーン２４と外壁２６と内壁２８とは、複数の円周方向に隣接するノズルセグメント３０として配置され、集合して３６０°の完全な組立体を形成する。図２で最もよく解るように、各ノズルセグメント３０は外壁２６の１つと内壁２８の１つとの間に配置されたベーン２４を２つ有する。他の数のベーンを有するノズルセグメントが知られているように、本発明は２つのベーンを有するノズルセグメントに限らるものではない。いずれにせよ、ベーン２４は燃焼ガスをタービンロータ２２へと導くのに最適の形状に作られたエーロフォイル部を有している。各ノズルセグメント３０の外壁２６と内壁２８とは、ノズル２０を通って流れるガスの流れのそれぞれ半径方向外側及び内側の境界を画定する。従って、本明細書においてはノズルセグメント３０は流れ通路の静止構成要素と呼ばれる。
【００１３】
タービンロータ２２は、エンジンの中心軸線まわりを回転するロータディスク３４から半径方向外方に延びる複数の円周方向に間隔を置いたブレード３２（図１に１つのみ示す）を含んでいる。ブレード３２はガスの流れの中に延びるエーロフォイル部を含んでいる。複数のアーチ型のシュラウド３６はブレード３２を近接して取囲むように円周方向に環状に並んで配列され、それによってタービンロータ２２を通って流れる高温燃焼ガスの流れ通路の半径方向外側の境界を画定する。シュラウド３６は、従来の方式でエンジン外側ケースに固定されたシュラウド支持具３８によって支持されている静止部材である。従って、シュラウド３６もまた流れ通路の静止構成要素と呼ばれる。
【００１４】
図３に高圧タービン１４の一部を半径方向に見た図を示す。通過する高温燃焼ガスの流れを図示するために２つの隣接するノズルベーン２４とベーン２４の直ぐ下流にある２つの隣接するロータブレード３２が示されている。タービンロータ２２の回転の方向が矢印Ａで示されている。燃焼器１２から排出される高温燃焼ガスは最初は実質的に軸線方向に流れる。ガスの流れがタービンノズル２０を通過するにつれて、ベーン２４がエンジン１０の軸線方向に対してある角度をとった流れ通路に沿うように高温ガスを導く。こうして、ベーン２４を通過するガスの流れはベーンのエーロフォイル部の輪郭によって形成された湾曲した流線Ｂとなる。ガスの流れは次にタービンロータ２２を通過するにつれてブレードエーロフォイル部の輪郭によって形成された湾曲した流線Ｃを画定するように、ロータブレード３２により再び方向を変えられる。
【００１５】
図２に戻り、各ノズルセグメント３０の外壁２６と内壁２８は両方とも２つの円周方向の端縁４０を持つ。隣接するノズルセグメント３０のそれぞれの外壁の円周方向の端縁４０は互いに密接に相接しており、隣接するノズルセグメント３０のそれぞれの内壁の円周方向の端縁４０もまた互いに密接に相接している。２つの隣接するノズルセグメント３０を示す図４に最もよく見られるとおり、円周方向の端縁４０はノズルの流線Ｂの湾曲に一致する非直線の湾曲を画定する形状になっている。具体的には外壁２６と内壁２８の両方の円周方向の端縁４０は、ノズルセグメント３０の前端部４２からベーン２４の前縁に画定される軸方向平面まで軸方向に延びている。この位置において円周方向の端縁４０は流線Ｂに一致して湾曲している。図４には内壁２８のみ示してあるが、外壁２６の円周方向の端縁４０も内壁２８の端縁と同一の形状を有する。
【００１６】
円周方向の端縁４０が流線Ｂに一致する湾曲を画定しているので、ガスの流れは隣接する円周方向の端縁によって形成される隙間を横切ることはない。従って、境界層のトリップ現象及びそれに伴う対流係数の上昇が大いに減少する。熱負荷の減少によって、ノズルセグメント３０は円周方向の端縁４０に沿ってより効率的に冷却することが可能になる。湾曲した円周方向の端縁４０には、直線の円周方向の端縁を持つ流れ通路の構成要素に見られる鋭いコーナがないので、ノズルセグメント３０の冷却がさらに容易になる。さらに、非直線の円周方向の端縁４０の前端部から後端部までの実際の長は一般に従来の角度を持たせた単一または複数の直線カットの端縁よりも短い。この長さが短いことにより隣接するノズルセグメント間の漏洩面積が減少し、それによりタービンの効率が改善される。
【００１７】
流線Ｂの湾曲はエンジンの異なった運転条件で幾分変わることは留意すべきである。例えば、航空機の動力に用いるガスタービンエンジンにおいては、離陸時と巡航時とでは流線は少し変化する。円周方向の端縁４０の湾曲は、従って最高の熱負荷を生み出す運転条件下で生じる流線Ｂに一致するように最適化されている。
【００１８】
従来のノズルセグメントの場合同様、隣接するノズルセグメント３０の相接する円周方向の端縁４０の間には小さな間隙が存在する。しかしながら、非直線的な円周方向の端縁４０にあっては、在来のスプラインシールは、機械的及び熱的負荷により生じる隣接するノズルセグメント３０間の相対的な半径方向の動きで、折れ曲がったり座屈したりしがちである。図５に示すように、本発明のシール構成では、各ノズルセグメント３０の内壁２８の円周方向の端縁４０に細穴４４が切り込まれている。（このシール構成は外及び内壁２６，２８とも同じなので、図には一方のみ示す。）隣接するノズルセグメント３０の内壁２８の細穴４４は半径方向に位置合わせされており、円周方向に関しては同じ広がりで延びている。
【００１９】
可撓性シール部材４６が隣接するノズルセグメント間の間隙にまたがるように隣接するノズルセグメントの細穴４４に挿入されるている。図６に示すのは、可撓性シール部材４６が縦方向に配置され、接合する末端が重なっている複数の薄板セグメント４８を含んでいるものである。重なった末端は、一方のセグメント４８が他方のセグメントに対して回転が可能な、ピンかリベット５０のような適切な締め具で互いに結合されている。このことにより、ノズルセグメント３０の相対的な半径方向の動きによる、湾曲した細穴４４に合うように切断された一枚板のスプラインシールの場合に起きる横方向の座屈を防ぐ。シールセグメント４８及びリベット５０は、コバルト基合金のような適当な金属材料で作られていることが好ましい。シール部材４６に使われるシールセグメント４８の長さと数量は、シールされる特定の隙間の幾何形状と半径方向の動きに合わせて、調整することができる。しかしながら、使用するシールセグメント４８が多いほど可撓性シール部材４６を通り抜ける漏洩が多くなる。従って、セグメント４８の数量は、座屈を防ぐ適当な可撓性を保ちながら最少に抑えられるべきである。
【００２０】
別の可撓性シール部材１４６を図７に示す。可撓性シール部材１４６は縦方向に配置された複数の薄板セグメント１４８を含む。セグメント１４８はセグメント１４８の長さに沿って延びる可撓性ワイヤ１５０に結合されている。ワイヤ１５０はセグメント１４８相互間の回転の運動を含む、相対的な動きを可能にし、シール部材１４６に、柔軟な支持と構造とを与える「背骨」としての働きをする。
【００２１】
図８及び９については、各シュラウド３６が２つの円周方向の端縁５２を持っていることが見られる。隣接するシュラウド３６のそれぞれの円周方向の端縁５２は、互いに密接に相接している。２つの隣接するシュラウド３６を示している図９に最もよく見られるように、円周方向の端縁５２はタービンロータの流線Ｃの湾曲に一致する非直線の湾曲を画定するような形状に作られている。かくして、ノズルセグメント３０の場合同様、円周方向の端縁５２の流線に一致する湾曲は境界層のトリップ現象及びそれに伴う対流係数の上昇を大いに減少させる。従って、シュラウド３６は円周方向の端縁５２に沿ってより効果的に冷却される。円周方向の端縁５２の湾曲は、最高の熱負荷を生み出すエンジン１０の運転条件下で生じる流線Ｃに一致するように最適化されている。
【００２２】
隣接するシュラウド３６の相接する円周方向の端縁５２もまたシールを必要とする小さな隙間を持つ。ノズルセグメント３０の場合同様、シール構成は各シュラウド３６の円周方向の端縁５２に切り込んだ細穴５４を含み、隣接するシュラウド３６の細穴５４は半径方向に位置合わせされ、円周方向については相互に同じ広がりで延びている。シール部材が隣接するシュラウド３６間の間隙にまたがるように隣接するシュラウド３６の細穴５４に挿入されている。このシール部材は、上記に説明した本発明の可撓性シール部材の一つとすることができるし、あるいは、シュラウドは一般的にノズルセグメントほど相対的な半径方向の動きを受けることはないので、シュラウドシール部材は単一シートのスプラインシールとすることができる。。
【００２３】
上記に境界層のトリップ現象を最少にする非直線の円周方向の端縁を持つ流れ通路の静止構成要素を説明した。本発明の具体的な実施形態を説明してきたが、添付の特許請求の範囲に記載した本発明の技術的思想及び技術的範囲から外れることなく種々の変形形態がなされ得ることは当業者には明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明による流れ通路の静止構成要素を持つガスタービンエンジンの部分断面図。
【図２】  図１のガスタービンエンジンのノズルセグメントの斜視図。
【図３】  図１のガスタービンエンジンのタービンセクションの一部の半径方向に見た図。
【図４】  ２つの隣接するノズルセグメントの半径方向に見た図。
【図５】  図４の線５−５による断面図。
【図６】  本発明の可撓性シール部材の第１の実施形態の斜視図。
【図７】  本発明の可撓性シール部材の第２の実施形態の斜視図。
【図８】  図１のガスタービンエンジンのタービンシュラウドの斜視図。
【図９】  ２つの隣接するシュラウドの半径方向に見た図。
【図１】
0004856306.tif 000002
【図２】
0004856306.tif 000003
【図３】
0004856306.tif 000004
【図４】
0004856306.tif 000005
【図５】
0004856306.tif 000006
【図６】
0004856306.tif 000007
【図７】
0004856306.tif 000008
【図８】
0004856306.tif 000009
【図９】
0004856306.tif 000010