(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
軸流ガスタービンエンジン用先端シュラウドアッセンブリにおいて、
基準軸線を中心として周方向に延びる、複数の円弧状セグメントを含む環状シュラウドを有し、各セグメントは、
第１円弧状部材、第２円弧状部材、及び前記第１円弧状部材と前記第２円弧状部材との間に配置された第３円弧状部材を有し、前記第３円弧状部材は、前記第１円弧状部材に対して間隔を隔てられた関係にあり且つ前記第１円弧状部材との間に第１隙間を構成し、前記第３円弧状部材は、前記第２円弧状部材に対して間隔を隔てられた関係にあり且つ前記第２円弧状部材との間に第２隙間を構成し、前記円弧状部材の各々は、前記基準軸線に向いた半径方向内面及び前記基準軸線から遠ざかる方向に向いた半径方向外面を有し、前記第３円弧状部材の前記半径方向内面が円錐体の一区分を構成し、更に、
前記第１円弧状部材及び前記第２円弧状部材の前記半径方向外面に密封をなして固定され、前記第３円弧状部材の前記半径方向外面に関して間隔を隔てられた関係にある、前記第１円弧状部材と前記第２円弧状部材との間を橋渡しする裏打ちシートと、
複数のベーン壁であって、前記第１円弧状部材、前記第２円弧状部材、及び前記第３円弧状部材と各々一体であり、各前記ベーン壁の第１端が前記第１隙間を橋渡しし、これによって前記第１円弧状部材及び前記第３円弧状部材の前記半径方向内面を連結し、各前記ベーン壁の第２端が前記第２隙間を橋渡しし、これによって前記第２円弧状部材及び前記第３円弧状部材の前記半径方向内面を連結する前記複数のベーン壁とを有する、先端シュラウドアッセンブリ。
【請求項２】
前記ベーン壁の各々は、前記第１円弧状部材から前記第２円弧状部材まで延びており、前記ベーン壁の各々は、前記第３円弧状部材から前記裏打ちシートまで延びており且つこの裏打ちシートに密封をなして固定されている、請求項１に記載の先端シュラウドアッセンブリ。
【請求項３】
前記第２円弧状部材及び前記第３円弧状部材の前記半径方向内面に取り付けられており且つここから半径方向内方に延びるアブレーダブル材料層を更に有し、前記層には、前記セグメント全体に亘って延びる環状チャンネルが設けられている、請求項２に記載の先端シュラウドアッセンブリ。
【請求項４】
前記円弧状部材及び前記ベーンは、単一の部品として鋳造されており、前記裏打ちシートは前記部品に取り付けられている、請求項３に記載の先端シュラウドアッセンブリ。
【請求項５】
前記セグメントの各々の前記裏打ちシートは、前記セグメントの前記ベーン、及び前記第１円弧状部材及び前記第２円弧状部材に鑞付けされている、請求項４に記載の先端シュラウドアッセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、軸流ガスタービンエンジンのコンプレッサの先端シュラウドアッセンブリに関し、更に詳細には、コンプレッサのエーロフォイルの先端で空気を再循環させてコンプレッサの機能停止が起こり難くすることに関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機で使用される種類の軸流ガスタービンエンジンでは、空気をコンプレッサ区分で圧縮し、燃焼器区分で燃焼した燃料と混合し、タービン区分で膨張させ、一つ又はそれ以上のシャフトを介してコンプレッサ区分を駆動する。このようなエンジンの全体としての効率は、とりわけ、コンプレッサ区分の空気圧縮効率の関数である。コンプレッサ区分は、代表的には、タービン区分の低圧タービンに連結されたシャフトで駆動される低圧コンプレッサ、及びタービン区分の高圧タービンに連結されたシャフトで駆動される高圧コンプレッサを含む。高圧コンプレッサ及び低圧コンプレッサの各々は、図１に示すように、エンジンの長手方向軸線１００を中心として回転する数段のコンプレッサブレードを含む。各ブレード１０は、ブレードプラットホーム１４から延びてブレード先端１６で終端するエーロフォイル１２を有し、ブレード先端１６は、外空気シール１８即ち「先端シュラウド」の直ぐ近くで回転する。先端シュラウド１８は、所与の段のブレード先端１６の周りで周方向に延びており、ブレードプラットホーム１４及び先端シュラウド１８は、コンプレッサを通る空気流ガス通路の半径方向内境界及び外境界を夫々構成する。
【０００３】
段は直列に配置されており、各段を通して空気を圧送するとき、空気の圧力を漸次増大する。コンプレッサによる全圧力上昇は、各段での漸次圧力上昇の和であり、任意の流れ損失について調節される。かくして、ガスタービンエンジンの効率を最大にするためには、所与の燃料流れで、コンプレッサの各段に亘る昇圧(pressure rise) （以後、「圧力比(pressure ratio)」と呼ぶ）を最大にするのが望ましい。
【０００４】
残念なことに、軸流ガスタービンエンジンの設計者が直面する問題点の一つは、コンプレッサの機能停止として周知の状態である。コンプレッサの機能停止は、コンプレッサ段のブレードによって空気に加えられたエネルギが、コンプレッサ段の前後の圧力比を克服するのに不十分であるため、コンプレッサ段の一部を通る空気流が停止した状態である。これを補正する方策がとられない場合には、コンプレッサの機能停止はコンプレッサ段を通して伝播し、エンジン速度を維持するのに十分な空気が燃焼器にいかなくなる。状況によっては、コンプレッサを通る空気の流れの方向が実際に逆転し、コンプレッサのサージとして周知の状態になる。航空機の動力装置に及ぼされるコンプレッサの機能停止及びサージの作用は、エンジン異常であり、これは、補正されない場合には航空機及び乗員を失うこととなる。
【０００５】
高圧コンプレッサでのコンプレッサ機能停止は、エンジンの設計者の大きな関心事であり、コンプレッサの所与の段内の幾つかの箇所でコンプレッサ機能停止が起きそうな場合には、コンプレッサ機能停止は渦が生じるブレード先端から伝播するのが一般的である。ブレード先端での空気流の軸線方向運動量がエーロフォイルに沿った他の箇所よりも低くなると考えられている。以上の議論から、このような低い運動量がコンプレッサの機能停止の引き金となるということが明らかである。
【０００６】
航空機用ガスタービンエンジンの作動時間が長くなるにつれ、ブレード先端が先端シュラウドを摩耗し、ブレード先端と先端シュラウドとの間の隙間を大きくする傾向がある。当業者には容易に理解されることであろうが、ブレード先端と先端シュラウドとの間の隙間が大きくなると、渦が大きくなり、その結果、上述のように、空気流の大部分の軸線方向運動量が低くなる。従って、エンジンの設計者は、高圧コンプレッサのブレード先端での軸線方向運動量の低下の問題点を小さくしようとする。
【０００７】
エンジンの高圧コンプレッサがブレード先端と先端シュラウドとの間の過度の隙間による影響を受け難くするように先端シュラウドを処理するための有効な装置が、１９９４年２月４日にコフ等に賦与された米国特許第５，２８２，７１８号に示されており且つ説明されている。同特許について触れたことにより、その特許に開示されている内容は本明細書中に組み入れたものとする。実際、米国特許第５，２８２，７１８号に開示された先端シュラウドアッセンブリは、図２に示すように、内リング２０及び外リング２２からつくられている。高圧コンプレッサの用途では、これらのリング２０、２２を先ず最初にプレス加工し、数百の複雑なベーン２４をこれらのリング２０、２２の一方に機械加工で形成する。次いで、内リング２０及び外リング２２をセグメント分割し、ボルト、リベット、溶接、又はこれらの組み合わせといった取り付け体２６を使用して内リング２０を外リング２２に取り付ける。残念なことに、経験によれば、この従来技術の先端シュラウドアッセンブリは、効果的であるけれども、ベーン２４を機械加工するのに多くの時間が必要とされるため高価である。費用の他に、ボルトやリベットのような取り付け体を使用しているためにこれらの取り付け体が外れてエンジンの流路内に入り込むことがあり、これは保守及び安全性の確保について問題である。同様に、内リング２０及び外リング２２の整合作業及び従来技術のシュラウドアッセンブリの捩じれの制御は、ボルトやリベットを使用しているために更に困難である。
【０００８】
従来技術の利点を提供するが、ボルトやリベットを使用することにより生じる問題点がなく、製造費用を大きく下げるとともに、従来技術と比べて保守性及び安全性が高い先端シュラウドアッセンブリが必要とされている。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
従って、本発明の目的は、従来技術の先端シュラウドの利点を提供するが、ボルト又はリベットの使用により生じる問題点のない先端シュラウドアッセンブリを提供することである。
【００１０】
本発明の別の目的は、従来技術の先端シュラウドの利点を提供するが、製造費用を大きく下げ、従来技術と比べて保守性及び安全性が高い先端シュラウドアッセンブリを提供することである。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、セグメント分割された環状シュラウドからなり、各セグメントが、第１円弧状部材、第２円弧状部材、及び第３円弧状部材と、これらの円弧状部材と一体の複数のベーン壁とを有し、各円弧状部材が半径方向内面を有し、第３円弧状部材が第１円弧状部材及び第２円弧状部材に対して間隔を隔てられた関係にあり、各ベーン壁が、第３円弧状部材の半径方向内面と第１円弧状部材及び第２円弧状部材の半径方向内面との間を橋渡しする、先端シュラウドアッセンブリが開示される。
【００１２】
本発明の上述の特徴及び他の特徴、及び利点は、以下の説明及び添付図面から更に明らかになるであろう。
【００１３】
【発明の実施の形態】
図３に示すように、本発明の先端シュラウドアッセンブリ３０は、このアッセンブリ３０をエンジン内にひとたび配置したとき、エンジンの長手方向軸線１００を構成する基準軸線３４を中心として周方向に延びる環状シュラウド３２を構成する。環状シュラウド３２は、複数の円弧状シュラウドセグメント３６からなる。これらのセグメントのうちの一つのセグメントを図３に示す。各セグメントは、内シュラウド３８及び外シュラウド４０が適当な材料から一部品で鋳造された鋳造体本体からなる。外シュラウド４０は、第１円弧状部材４２及び第２円弧状部材４４を含み、内シュラウド３８は、第１円弧状部材４２と第２円弧状部材４４との間に配置された第３円弧状部材４６からなる。図４に示すように、第３円弧状部材は第１円弧状部材４２に対して間隔を隔てられた関係にあり、第１円弧状部材との間に第１隙間４８を構成する。第１隙間４８は、基準軸線３４を中心として周方向に延びており、第１の所定長さを有する。第３円弧状部材４６は、第２円弧状部材４４に対して間隔を隔てられた関係にあり、第２円弧状部材との間に第２隙間５０を構成する。第２隙間５０もまた、基準軸線３４を中心として周方向に延びており、第２の所定長さを有する。円弧状部材４２、４４、４６の各々は、基準軸線３４に向いた、好ましくは、円錐形の区分を構成する半径方向内面５２、５４、５６と、基準軸線３４から遠ざかる方向に向いた半径方向外面５８、６０、６２とを有する。
【００１４】
各シュラウドセグメント３６は複数のベーン壁６４を有し、図３に示すように各ベーン壁６４は、第１円弧状部材４２、第２円弧状部材４４、及び第３円弧状部材４６と一体である。図４を再び参照すると、各ベーン壁６４は第１端６６及び第２端６８を有し、各ベーン壁６４の第１端６６は、第１隙間４８を橋渡ししており、これによって、第１円弧状部材４２及び第３円弧状部材４６の半径方向内面５２、５６を連結する。各ベーン壁６４の第２端６８は、第２隙間５０を橋渡ししており、これによって、第２円弧状部材４４及び第３円弧状部材４６の半径方向内面５４、５６を連結する。図４及び図５に示すように、ベーン壁６４の各々は、第１円弧状部材４２から第２円弧状部材４４まで延びている。図３及び図４に示すように、先端シュラウドアッセンブリ３０は、第１円弧状部材４２と第２円弧状部材４４との間を橋渡しする裏打ちシート７０を更に有し、このシートは、これらの円弧状部材の半径方向外面５８、６０に好ましくは鑞付けで密封をなして固定されている。裏打ちシート７０は、第３円弧状部材４６の半径方向外面６２に関して間隔を隔てられた関係にあり、ベーン壁６４の各々は、第３円弧状部材４６から裏打ちシート７０まで延びており且つこの裏打ちシートに密封をなして固定されている。この固定もまた、好ましくは鑞付けで行われる。当該技術分野で周知の種類のアブレーダブル材料(abradable material)でできた層７２が、エンジンの特定の用途の必要に応じて、第１円弧状部材４２、第２円弧状部材４４、及び第３円弧状部材４６の半径方向内面５２、５４、５６に取り付けられている。アブレーダブル材料は、半径方向内面５２、５４、５６から半径方向内方に延び、この層には、第１環状チャンネル７４及び第２環状チャンネル７６が設けられている。第１チャンネル７４は、第１隙間４８の半径方向内方に配置され、その第１の所定の長さ全体に沿って延びている。第１チャンネル７４は、その第１の所定の長さ全体に沿って第１隙間４８と連通している。同様に、第２チャンネル７６は、第２隙間５０の半径方向内方に配置されており、その第２の所定の長さ全体に沿って延びている。第２チャンネル７６は、その第２の所定の長さ全体に沿って第２隙間５０と連通している。別体の裏打ちシート７０を使用することに対する変形例として、裏打ちシートを円弧状部材４２、４４、４６及びベーン６４と一体に鋳造してもよい。
【００１５】
本発明のベーン６４は、これらのベーンが構造的機能並びに空気力学的機能を提供する点で従来技術のベーンと異なっている。本発明のベーン６４は、内シュラウド３８を外シュラウド３２に保持する全ての他のファスニング技術に取って代わる。更に、機械的取り付け体が無くなることに加え、これによって、整合の問題点及び溶接歪の問題点が無くなる。シュラウドアッセンブリ３０は、裏打ちシート７０と鋳造体本体との間の多くの取り付け箇所によって補剛され、大きく変形する可能性が小さくなり、繰り返し疲労に強くなる。
【００１６】
本発明のベーン６４は、第２円弧状セグメント４４及び第３円弧状セグメント４６の半径方向内面５４、５６から第１円弧状セグメント４２及び第３円弧状セグメント４６の半径方向内面５２、５６まで延びており、この点で従来技術のベーンよりも大きな距離に亘って橋渡しする。環状チャンネル７４、７６は、アブレーダブル層７２の環状通路であり、これに対し、隙間４８、５０はベーン６４により鋳造体本体で遮断されている。図５に示すように、第２隙間５０の各ベーンの部分７８には、周方向に移動する低運動量のガス通路境界層空気を捕捉する角度が付けてある。各ベーン６４のチャンバは、適正量の空気を返し、これを、コンプレッサブレード段に進入するガス通路空気と整合させるように設定されている。第１隙間４８の各ベーン６４の部分８０には、これを通って流れる空気をコンプレッサブレード段に進入するガス通路空気と整合させるように角度が付けてある。
【００１７】
本発明の鋳造構造は、製造費用を従来技術の半分以下に抑え、処理が施されていないシュラウドに対して価格競争力がある。内シュラウド及び外シュラウドを一緒に鋳造するため、保守性及び安全性について懸念があるファスナが不要である。変更したベーン形状により鋳造が可能になり、構造的取り付け体が提供され、長さを延ばしたベーン設計によりベーンの数を半分以下に減らすことができ、これと同時に空気力学的な堅固さが増大する。かくして、低運動量の空気をガス通路から取り出す角度及び空気を噴射してガス通路に戻す角度の制御において妥協がない。この設計は、裏打ちシートを鑞付けしてもよいし一体に鋳造してもよいという点で融通性があり、多くの取り付け箇所及びファスナを無くすことによって、従来技術と比較して薄い内シュラウド及び外シュラウドを使用できるという点で空間的効率が優れている。
【００１８】
本発明をその詳細な実施例に関して図示し且つ説明したが、その形態及び詳細における種々の変更を特許請求の範囲に記載した本発明の精神及び範囲から逸脱することなく行うことができるということは当業者には理解されよう。
【図面の簡単な説明】
【図１】従来技術のコンプレッサブレード及び先端シュラウドの概略断面図である。
【図２】米国特許第５，２８２，７１８号に開示された種類の先端シュラウドの断面図である。
【図３】本発明の先端シュラウドの断面斜視図である。
【図４】本発明の先端シュラウドの断面図である。
【図５】図４の５−５線に沿った本発明の先端シュラウドの断面図である。
【符号の説明】
３０  先端シュラウドアッセンブリ    ３２  環状シュラウド
３６  円弧状シュラウドセグメント    ３８  内シュラウド
４０  外シュラウド                  ４２、４４、４６  円弧状部材
４８、５０  隙間                    ５２、５４、５６  半径方向内面
５８、６０、６２  半径方向外面      ６４  ベーン壁
６６  第１端                        ６８  第２端
７０  裏打ちシート                  ７２  アブレーダブル材料層
７４、７６  環状チャンネル
【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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