JP2002256812A - シュラウド組立体及びその機械加工法 - Google Patents

シュラウド組立体及びその機械加工法

Info

Publication number
JP2002256812A
JP2002256812A JP2002037525A JP2002037525A JP2002256812A JP 2002256812 A JP2002256812 A JP 2002256812A JP 2002037525 A JP2002037525 A JP 2002037525A JP 2002037525 A JP2002037525 A JP 2002037525A JP 2002256812 A JP2002256812 A JP 2002256812A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
shroud assembly
engine
inches
flight
shroud
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP2002037525A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4156246B2 (ja
JP2002256812A5 (ja
Inventor
Jonathan J Stow
ジョナサン・ジェームズ・ストウ
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JP2002256812A publication Critical patent/JP2002256812A/ja
Publication of JP2002256812A5 publication Critical patent/JP2002256812A5/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4156246B2 publication Critical patent/JP4156246B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
    • Y10T29/49236—Fluid pump or compressor making
    • Y10T29/4924—Scroll or peristaltic type
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
    • Y10T29/49295—Push rod or rocker arm making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Electrical Discharge Machining, Electrochemical Machining, And Combined Machining (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 飛行中に、ガスタービン航空機エンジン（１
０）のシュラウド組立体（４２）の内側表面（５６）
が、中心軸線（１８）から一様になるように機械加工す
る方法を提供する。 【解決手段】 該方法は、エンジン（１０）のロータ翼
（２０）の先端（２６）とシュラウド組立体（４２）の
内側表面（５６）との間の飛行中の前加工された半径方
向間隙（６０）を、シュラウド組立体の周りの複数の円
周方向に間隔を置いた位置の各々において求めることを
含む。シュラウド組立体の内側表面が、前加工された半
径方向間隙に基づいて機械加工されて、ロータ翼の先端
とシュラウド組立体の内側表面との間の飛行中のほぼ一
様な後加工された半径方向間隙を、シュラウド組立体の
周りの複数の円周方向に間隔を置いた位置の各々におい
て得る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的にガスター
ビンエンジンのシュラウド組立体に関し、より具体的に
は、飛行中に翼先端の間隙を最小限にするように機械加
工された内側表面を有するシュラウド組立体に関する。
【０００２】
【発明の背景】ガスタービンエンジンは、ステータとス
テータ上に回転可能に支持された１つ又はそれ以上のロ
ータを有する。各ロータは、ロータの周りに円周方向の
列に配置された翼を有する。各翼は、根元から外方に先
端まで延びる。ステータは、翼がステータの内部で回転
するようにロータを収納する１つ又はそれ以上の管状の
構造体から形成される。翼先端とステータの内部表面と
の間の間隙を最小限にすれば、エンジンの効率は向上す
る。
【０００３】翼先端と内部表面の間の間隙は、エンジン
運転中に翼先端のゆがみ及びステータの内部表面のゆが
みにより変化する。翼先端のゆがみは、主として回転す
るロータ上の遠心力によって生ずる機械的ひずみ及び高
温の流路ガス温度による熱膨張から生じる。同様に、ス
テータの内部表面のゆがみは、機械的ひずみ及び熱膨張
の関数である。従って、ロータ及びステータのゆがみ
は、機械的ひずみ及び熱膨張を制御することによって調
整され得る。一般的に、ゆがみは、特に飛行中のエンジ
ン運転中の定常状態の間にロータ翼先端とステータの内
部表面との間の間隙が最小限になるように調整されるこ
とが望ましい。
【０００４】ステータのゆがみは、主として冷却空気を
ステータの部分に導いて熱に起因するゆがみを減少さ
せ、それによって翼先端とステータの内部表面との間の
間隙を減少させることにより制御される。しかしなが
ら、冷却空気はステータの周りの別々の位置のパイプを
通して導入されるので、ステータを一様に冷却せず、冷
却空気が導入されるとステータは真円度を維持しない。
この真円でなくなる状態を補うために、ステータの内側
表面はある所定の状態の間にほぼ真円になるように機械
加工される。過去においては、ステータ表面が真円とな
る所定の状態は、エンジンが停止しているときかまたは
エンジンが地上テストを受けているときのどちらかであ
った。しかしながら、ステータの内側表面がそれらの状
態のいずれかの間にほぼ真円になるようにステータを機
械加工すると、結果として実際の飛行中には内側表面は
真円でなくなることが見出された。飛行中に内側表面が
真円でなくなると、翼先端とステータの内側表面との間
の間隙が、エンジンの周りで円周に沿って変化し、局部
的に必要以上に大きくなる。その結果、エンジン効率
は、飛行中にステータの内側表面が真円になる場合に可
能な効率よりも低下することになる。
【０００５】
【発明の概要】本発明の注目すべき幾つかの特徴が、ガ
スタービン航空機エンジンのシュラウド組立体及びその
内側表面を機械加工する方法によって得られる。 該エ
ンジンは、ガスタービン航空機エンジンの中心軸線の周
りにほぼ円周方向に延びるシュラウド組立体を含む。該
エンジンは、エンジンの中心軸線の周りを回転するよう
にシュラウド組立体の内側に支持されたディスクと、デ
ィスクの外径からほぼ半径方向外方に延びる、複数の円
周方向に間隔を置いて配置されたロータ翼とを含む。翼
の各々は、ディスクの外径に隣接して位置する翼根元か
ら翼根元から外側寄りに位置する先端まで延びる。該方
法は、航空機エンジンの、複数のロータ翼の先端とシュ
ラウド組立体の内側表面との間の飛行中の前加工された
半径方向間隙を、シュラウド組立体の周りの複数の円周
方向に間隔を置いた位置の各々において求める段階を含
む。さらに、該方法は、飛行中に、前加工された半径方
向間隙に基づいてシュラウド組立体の内側表面を機械加
工して、複数のロータ翼の先端とシュラウド組立体の内
側表面との間のほぼ一様な後加工された半径方向間隙
を、シュラウド組立体の周りの複数の円周方向に間隔を
置いた位置の各々において得る段階を含む。
【０００６】別の態様において、本発明は、ガスタービ
ン内で用いられるためのシュラウド組立体に関する。シ
ュラウド組立体は、ガスタービン航空機エンジンの中心
軸線の周りにほぼ円周方向に延び、前記エンジン内に回
転可能に支持された複数の翼を取り囲む。翼の各々は、
先端まで外方に延びる。該組立体は、シュラウド組立体
がエンジン内に取り付けられたとき、エンジンの周りに
ほぼ円周方向に、かつ翼の先端の外側に延びる内側表面
を含む。該内側表面は、飛行前にはエンジンの中心軸線
の周りで円周に沿って変化しているが、飛行中には内側
表面と翼の先端との間の作動間隙を最小限にするように
ほぼ一様である半径を有する。
【０００７】さらに別の態様において、シュラウド組立
体は、エンジンが停止しているとき、エンジンの中心軸
線の周りで円周に沿って変化する距離だけ、エンジンの
中心軸線から間隔を置いた内側表面を含む。該内側表面
は、組立体の上端からかつ表面の後部位置から時計回り
に測定して約１３５度のところに位置する、エンジンが
停止しているときの第１の局部最大距離を有する。該第
１の局部最大距離は、内側表面の最小距離より約０．０
１０インチ（０．０２５cm）大きい。該内側表面は、上
端からかつ後部位置から時計回りに測定して約３１５度
のところに位置する、エンジンが停止しているときの第
２の局部最大距離を有する。該第２の局部最大距離は、
内側表面の最小距離より約０．００５インチ（０．０１
３cm）大きい。
【０００８】さらに別の態様において、シュラウド組立
体は、エンジンの中心軸線に対応する中心を有する環状
の支持体と、支持体に取り付けられ支持体の周りにほぼ
連続して延びて、シュラウド組立体の内側表面を形成す
る複数のシュラウドセグメントとを含む。該内側表面
は、支持体の中心に対応する第1の研削中心の周りで約
１４．４００インチ（３６．５７６cm）の半径に該表面
を研削し、支持体の後部側から時計回りに測定して組立
体の上端から約１３５度の位置に向かう第１の方向に第
１の研削中心から約０．０１５インチ（０．０３８cm）
偏位した第２の研削中心の周りで約１４．３９５インチ
（３６．５６３cm）の半径に該表面を研削し、また第１
の方向にほぼ対向する第２の方向に第１の研削中心から
約０．０１５インチ（０．０３８cm）偏位した第３の研
削中心の周りで約１４．３９０インチ（３６．５５１c
m）の半径に該表面を研削することによって、機械加工
される。
【０００９】本発明の他の特徴は、一部は明らかであろ
うし、また一部は以下に指摘されるであろう。
【００１０】
【発明の実施の形態】対応する参照符号は、図面の幾つ
かの図にわたって対応する部分を示す。
【００１１】ここで図面、特に図１を参照すると、ガス
タービン航空機エンジンを、その全体を参照符号１０で
示してある。エンジン１０は、低圧ロータ（全体を１２
で示す）と、エンジンの中心軸線１８の周りで回転する
ようにステータ（全体を１６で示す）上に回転可能に支
持された高圧ロータ（全体を１４で示す）を含む。ロー
タ１２、１４は、ステータ１６の内部に支持された軸方
向に間隔を置いて配置されたディスク２２からほぼ半径
方向外方に延びる、円周方向の列で配置された翼２０を
有する。図２に示すように、翼２０の各々は、対応する
ディスク２２の外径に隣接する根元２４から根元から外
側寄りに位置する先端２６まで外方に延びている。
【００１２】図１にさらに示すように、エンジン１０
は、エンジンを通って移動する流路空気を加圧するため
の高圧圧縮機（全体を３０で示す）と、圧縮機の下流に
位置し加圧空気を加熱するための燃焼器（全体を３２で
示す）と、燃焼器の下流に位置し高圧圧縮機を駆動する
ための高圧タービン（全体を３４で示す）とを含む。さ
らに、エンジン１０は、高圧タービン３２の下流に位置
し、高圧圧縮機３０の上流に配置されたファン（全体を
３８で示す）を駆動するための低圧タービン（全体を３
６で示す）を含む。
【００１３】図２に示すように、ステータ１６は、環状
のケース４０及び環状のシュラウド組立体を含むほぼ管
状の構造体であって、全体が４２で示され、エンジン１
０の中心軸線１８（図１）の周りにほぼ円周方向に延び
る。シュラウド組立体４２は、ケース４０の内側に局部
的に取り付けられた環状の支持体４４及び支持体の周り
にほぼ連続して延びる複数のシュラウドセグメント４６
（例えば、４６個のセグメント）を含む。セグメント４
６は、ハンガー４８、フック５２、及びクリップ５４か
らなる従来の構成を用いて支持体４４上に取り付けられ
て、翼先端２６を取り囲むシュラウド組立体４２のほぼ
円筒形の内側表面５６を形成する。航空機エンジン１０
の前述の特徴の全ては通常のものであり、さらに詳細に
は説明しない。
【００１４】当業者には明らかであろうが、翼先端２６
とシュラウド組立体４２の内側表面５６との間の間隙６
０を最小限にして、エンジン効率を向上させ、流路ガス
温度を低下させることが望ましい。これらの間隙６０を
減少させるために、シュラウド組立体４２（また、より
具体的には、支持体４４）は、冷却されて、内側表面５
６の半径を小さくする。この冷却は、圧縮機流路から
（例えば、圧縮機３０の第５段及び第９段から）比較的
低温の空気を取り出し、この低温の圧縮機空気を、ステ
ータケース４０の外側に延びるパイプ（図示せず）を介
してケースと支持体４４の間に形成された空洞へ、また
低圧タービン３６(図１)のステータ中の同様の空洞へ導
くことにより達成される。この空気は、ステータ１６を
局部的に冷却して、その熱によるゆがみを減少させる。
空気は、ステータ１６の周りの別々の円周上の位置で
（例えば、エンジンの上端からかつ支持体の後部位置か
ら測定して約２０度、約６５度、約１５５度、約２００
度、約２４５度、及び約３３５度の位置で）導入されるの
で、支持体４４は、円周全体にわたって一様には冷却さ
れない。その結果、冷却空気が導入されると、支持体は
熱によりひずみ、真円でなくなる。しかしながら、冷却
空気流れが停止されると、支持体４４はほぼ円形の形状
に戻る。
【００１５】本発明の方法は、巡航状態のような所定の
定常運転状態での飛行中に間隙６０を最小限にする。エ
ンジン１０は、巡航で長時間運転するので、この運転状
態の間に間隙６０を最小限にすることにより最大の効率
及び温度低下の利点が実現される。飛行中に間隙６０を
最小限にするために、ステータの内側表面５６は、飛行
中にほぼ円形でなければならい。内側表面５６の半径
が、組立体４２の周りで円周に沿って変化する場合に
は、半径が最小半径より大きい位置に、最適値よりも大
きい間隙が存在することになる。本発明の方法を用いる
ことで、航空機エンジンの飛行中の前加工（前機械加
工：pre-machined）された半径方向間隙６０が、シュラ
ウド組立体４２の周りの複数の円周方向に間隔を置いた
位置の各々において求められる。この半径方向間隙を求
めるのに、他の方法を用いることもできるが、１つの実
施形態において、製造エンジンの過去データを検討する
ことによりこの半径方向間隙が求められる。さらに、組
立体４２の周りの他の数の円周方向に間隔を置いた位置
においてこの半径方向間隙を求めることができるが、１
つの実施形態においては、各シュラウドセグメント４６
の円周の中心に対応する位置において半径方向間隙を求
めることが行われる。
【００１６】当業者には明らかであろうが、前加工され
た間隙６０が過去データから求められると、飛行中のロ
ータ翼先端２６の半径も、シュラウド組立体の周りの前
述の複数の円周方向に間隔を置いた位置における飛行中
のシュラウド組立体４２の半径方向変位量も測定する必
要はない。むしろ、前加工された間隙６０は、飛行中に
翼先端２６がシュラウド組立体４２の内側表面５６によ
り摩削された結果、ロータ翼が長さが短くなっている半
径方向長さの平均値を飛行後に測定することにより求め
られる。エンジン１０が最初に組立てられた時、ロータ
翼先端２６の直径が記録されているので、飛行後の先端
の直径の変化は、先端２６が摩削されることにより翼が
飛行中に短くなった量の２倍に相当する。その上に、翼
先端２６が飛行中にシュラウド組立体４２の内側表面５
６に接触した円周上の位置は、飛行後に目視検査により
判断される。これらの観察から、前加工された飛行中間
隙を求めることができる。製造エンジン全体を通しての
初期間隙にはばらつきがあり、また異なる初期間隙は異
なる接触パターンを生じるので、本当に正確な飛行中間
隙は、通常のしかも良く知られた分析を用いて求めるこ
とができる。
【００１７】これに代えて、前加工された間隙は、製造
エンジンからの過去データを検討するのではなくて、シ
ュラウド組立体４２が機械加工されている特定のエンジ
ン１０の過去データを検討することにより求めることが
できると考えられる。さらに、前加工された間隙６０を
求めるために過去データを検討するのではなくて、複数
の円周上の位置において理論的な飛行中間隙を計算する
ことができると考えられるが、これも本発明の範囲を逸
脱するものではない。
【００１８】前加工された間隙６０が求められると、シ
ュラウド組立体４２の内側表面５６が、前加工された半
径方向間隙に基づいて機械加工され、シュラウド組立体
の周りの円周方向に間隔を置いた位置の各々においてロ
ータ翼先端２６とシュラウド組立体の内側表面との間の
飛行中のほぼ一様な後加工（後機械加工：post-machine
d）された半径方向間隙が得られる。当業者には明らか
であろうが、任意の円周上の位置において内側表面５６
から取り除かれる材料の量は、その位置における前加工
された間隙６０に逆比例する。
【００１９】図３に示すように、得られたシュラウド組
立体４２は、飛行前には中心軸線の周りで円周に沿って
変化しているが、飛行中には内側表面と翼先端２６との
間の作動間隙６０を最小限にするようにほぼ一様である
距離７０だけ、エンジン１０の中心軸線１８から間隔を
置いた内側表面５６を有している。この距離７０は、本
発明の範囲から逸脱することなく他の方法で変えること
が可能であるが、フランスの会社であるＣＦＭ Ｉｎｔ
ｅｒｎａｔｉｏｎａｌ，ＳＡ，から入手可能なＣＦＭ５
６−３エンジンの高圧タービン３２内で使用されること
を目的とした１つの実施形態においては、内側表面は、
組立体４２の上端７６からかつ表面の後部位置から時計
回りに測定して約１３５度の角度７４のところに位置す
る全体の最大距離７２を有する。この最大距離７２は、
約１４．４１０インチ（３６．６０１cm）であり、ある
いは内側表面５６の最小距離７８より約０．０１０イン
チ（０．０２５cm）大きい。内側表面５６は、本発明の
範囲から逸脱することなく異なる最小距離を有すること
も可能ではあるが、１つの実施形態において、最小距離
７８は約１４．４００インチ（３６．５７６cm）であ
る。さらに、１つの実施形態において、内側表面５６
は、上端７６からかつ後部位置から時計回りに測定して
約３１５度の角度８２のところに局部最大距離８０を有
する。この第２の局部最大距離８０は、約１４．４０５
インチ（３６．５８９cm）であり、あるいは内側表面５
６の最小距離７８より０．００５インチ（０．０１３c
m）大きい。当業者には明らかであろうが、内側表面５
６は、本発明の範囲から逸脱することなく、エンジン１
０の中央の中心軸線１８から別の距離７０だけ間隔を置
いて配置されてもよい。例えば、エンジン１０がより短
い翼２０を用いて組立てられる場合には、距離７０、７
２、７８、８０が短縮されて、より短い翼に適合させる
ことができる。翼２０が基準値より約０．０２０インチ
（０．０５１cm）短い場合には、距離７０は、０．０２
０インチ（０．０５１cm）だけ短縮されて翼に適合させ
ることができる。当業者にはさらに明らかであろうが、
ＣＦＭ５６−３エンジン以外の航空機エンジンは、異な
る距離７０、７２、７８、８０及び異なる角度７４、８
２を有するであろう。
【００２０】この内側表面形状は、支持体４４の中心に
対応する第１の研削中心１８の周りで約１４．４００イ
ンチ（３６．５７６cm）の半径に表面５６を研削するこ
とによって得ることができる。次いで、内側表面５６
は、支持体４４の後部側から時計回りに測定して組立体
の上端７６から約１３５度の位置に向かう第１の方向に
第１の研削中心１８から約０．０１５インチ（０．０３
８cm）の距離８６だけ偏位した第２の研削中心８４の周
りで約１４．３９５インチ（３６．５６３cm）の半径に
研削される。最後に、表面５６は、第１の方向にほぼ対
向する第２の方向に第１の研削中心１８から約０．０１
５インチ（０．０３８cm）の距離９０だけ偏位した第３
の研削中心８８の周りで約１４．３９０インチ（３６．
５５１cm）の半径に研削される。当業者には明らかであ
ろうが、代わりの内側表面５６の形状は、表面を上述し
たものとは異なる半径に研削することにより得ることが
できる。例えば、エンジン１０がより短い翼２０を用い
て組立てられる場合には、半径は短縮されてより短い翼
に適合させることができる。翼２０が、基準値より約
０．０２０インチ（０．０５１cm）短い場合には、半径
は０．０２０インチ（０．０５１cm）だけ短縮されて翼
に適合させることができる。
【００２１】上述の方法は、エンジンが室温にあると
き、他の方法を用いて得られるよりも大きい平均初期間
隙６０を生じるにも拘わらず、巡航中の間隙は減少され
る。巡航時のこの減少した間隙により、エンジン効率が
向上し、流路温度が低下する。初期評価では、流路温度
を摂氏６度かそれ以上低下できることを示している。往
々にして、計画外メンテナンス作業の間隔時間は流路温
度の関数であるので、本発明の方法を用いることで計画
外メンテナンス作業の間隔時間を著しく延ばすことがで
きると思われる。
【００２２】本発明又は本発明の好ましい実施形態の要
素を説明する場合に、「１つ」、「２つ」、「複数」及
び「多数」などの数詞の特定のないものは、１つ又はそ
れ以上の要素があることを意図する。「備える」、「含
む」、及び「有する」という用語は、包括的であり、記
載した要素以外にも更なる要素があってもよいことを意
味せんとするものである。
【００２３】上述の構成において本発明の技術的範囲か
ら逸脱することなく種々の変更を行うことができるの
で、上述の説明に含まれあるいは添付の図面に示す全て
の事項は、例示として解釈され、限定的意味で解釈され
るべきでないことを理解されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】 ガスタービン航空機エンジンの概略垂直断面
図。
【図２】 エンジンの高圧タービンの１部の詳細垂直断
面図。
【図３】 高圧タービンのシュラウド組立体の内側表面
の形状を示す、図２の線２−２面で見た概略断面図。
【符号の説明】
１８ エンジンの中心軸線 ４２ シュラウド組立体 ５６ シュラウド組立体の内側表面 ７０ エンジンの中心軸から内側表面までの距離 ７２ 内側表面の全体の最大距離 ７４ 約１３５度の角度 ７６ 組立体の上端 ７８ 内側表面の最小距離 ８０ 局部最大距離 ８２ 約３１５度の角度 ８４ 第２の研削中心 ８８ 第３の研削中心

Claims (17)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービン航空機エンジン（１０）の
    中心軸線（１８）の周りにほぼ円周方向に延びるシュラ
    ウド組立体（４２）の内側表面（５６）を機械加工する
    方法であって、前記エンジン（１０）は、該エンジン
    （１０）の前記中心軸線（１８）の周りを回転するよう
    に前記シュラウド組立体（４２）の内側に支持されたデ
    ィスク（２２）と、該ディスク（２２）の外径に隣接し
    て位置する翼根元（２４）から該翼根元（２４）から外
    側寄りに位置する先端（２６）まで該ディスク（２２）
    の外径からほぼ半径方向外方に延びる、複数の円周方向
    に間隔を置いて配置されたロータ翼（２０）とを含んで
    おり、該方法は、 前記航空機エンジン（１０）の、前記複数のロータ翼
    （２０）の前記先端（２６）と前記シュラウド組立体
    （４２）の前記内側表面（５６）との間の飛行中の前加
    工された半径方向間隙（６０）を、前記シュラウド組立
    体（４２）の周りの複数の円周方向に間隔を置いた位置
    の各々において求める段階と、 前記シュラウド組立体（４２）の周りの前記複数の円周
    方向に間隔を置いた位置の各々において、飛行中に、前
    記前加工された半径方向間隙（６０）に基づいて前記シ
    ュラウド組立体（４２）の前記内側表面（５６）を機械
    加工して、前記複数のロータ翼（２０）の前記先端（２
    ６）と前記シュラウド組立体（４２）の前記内側表面
    （５６）との間のほぼ一様な後加工された半径方向間隙
    を、得る段階と、を含むことを特徴とする方法。
  2. 【請求項２】 前加工された間隙（６０）を求める前記
    段階は、製造航空機エンジン（１０）の過去データを分
    析する段階を含むことを特徴とする、請求項１に記載の
    方法。
  3. 【請求項３】 前記前加工された間隙（６０）は、前記
    複数のロータ翼（２０）の前記先端（２６）の半径を飛
    行中に測定することなく、または前記シュラウド組立体
    （４２）の半径方向変位量を前記シュラウド組立体（４
    ２）の周りの前記複数の円周方向に間隔を置いた位置に
    おいて飛行中に測定することもなく、求められることを
    特徴とする、請求項１に記載の方法。
  4. 【請求項４】 前加工された間隙（６０）を求める前記
    段階は、飛行中に前記複数のロータ翼（２０）の前記先
    端（２６）が前記シュラウド組立体（４２）の前記内側
    表面（５６）により摩削された結果、前記複数のロータ
    翼（２０）が長さが短かくなっている、半径方向長さの
    平均値を飛行後に測定する段階を含むことを特徴とす
    る、請求項３に記載の方法。
  5. 【請求項５】 前加工された間隙（６０）を求める前記
    段階は、前記複数の翼（２０）の前記先端（２６）が、
    飛行中に前記シュラウド組立体（４２）の前記内側表面
    （５６）に接触した位置を飛行後に目視で判断する段階
    を含むことを特徴とする、請求項４に記載の方法。
  6. 【請求項６】 前加工された間隙（６０）を求める前記
    段階は、前記複数の翼（２０）の前記先端（２６）が、
    飛行中に前記シュラウド組立体（４２）の前記内側表面
    （５６）に接触した位置を飛行後に目視で判断する段階
    を含むことを特徴とする、請求項３に記載の方法。
  7. 【請求項７】 ガスタービン航空機エンジン（１０）の
    中心軸線（１８）の周りにほぼ円周方向に延び、かつそ
    の各々が先端（２６）まで外方に延びて前記エンジン
    （１０）内に回転可能に支持された複数の翼（２０）を
    取り囲む、ガスタービンエンジン内で用いられるための
    シュラウド組立体（４２）であって、該シュラウド組立
    体（４２）は、該シュラウド組立体（４２）が前記エン
    ジン（１０）内に取り付けられたとき、前記エンジン
    （１０）の周りにほぼ円周方向に、かつ前記複数の翼
    （２０）の先端（２６）の外側に延びる内側表面（５
    ６）を含んでおり、該内側表面（５６）は、飛行前には
    前記エンジン（１０）の中心軸線（１８）の周りで円周
    に沿って変化しているが、飛行中には前記内側表面（５
    ６）と前記複数の翼（２０）の前記先端（２６）との間
    の作動間隙（６０）を最小限にするようにほぼ一様であ
    る半径を有することを特徴とするシュラウド組立体（４
    ２）。
  8. 【請求項８】 環状の支持体（４４）と、 該支持体（４４）上に取り付けられ該支持体（４４）の
    周りにほぼ連続して延びて、前記シュラウド組立体（４
    ２）の前記内側表面（５６）を形成する複数のシュラウ
    ドセグメント（４６）と、をさらに含むことを特徴とす
    る、請求項７に記載のシュラウド組立体（４２）。
  9. 【請求項９】 ガスタービン航空機エンジン（１０）の
    中心軸線（１８）の周りにほぼ円周方向に延び、かつそ
    の各々が先端（２６）まで外方に延びて前記エンジン
    （１０）内に回転可能に支持された複数の翼（２０）を
    取り囲む、ガスタービンエンジン内に用いられるための
    シュラウド組立体（４２）であって、該シュラウド組立
    体（４２）は、該シュラウド組立体（４２）が前記エン
    ジン（１０）内に取り付けられたとき、前記エンジン
    （１０）の周りにほぼ円周方向に、かつ前記複数の翼
    （２０）の先端（２６）の外側に延びる内側表面（５
    ６）を含んでおり、該内側表面（５６）は、前記エンジ
    ン（１０）が停止しているとき、該エンジン（１０）の
    前記中心軸線（１８）の周りで円周に沿って変化する距
    離（７０）だけ、前記エンジン（１０）の前記中心軸線
    （１８）から間隔を置いており、該内側表面（５６）
    は、前記組立体（４２）の上端（７６）からかつ前記表
    面（５６）の後部位置から時計回りに測定して約１３５
    度のところに位置する、前記内側表面（５６）の最小距
    離（７８）より約０．０１０インチ（０．０２５cm）大
    きい、前記エンジン（１０）が停止しているときの第１
    の局部最大距離（８０）と、前記上端（７６）からかつ
    前記後部位置から時計回りに測定して約３１５度のとこ
    ろに位置する、前記内側表面（５６）の前記最小距離
    （７８）より約０．００５インチ（０．０１３cm）大き
    い、前記エンジン（１０）が停止しているときの第２の
    局部最大距離（８０）とを有することを特徴とするシュ
    ラウド組立体（４２）。
  10. 【請求項１０】 前記第１の局部最大距離は、前記内側
    表面（５６）の全体の最大距離（７２）であることを特
    徴とする、請求項９に記載のシュラウド組立体（４
    ２）。
  11. 【請求項１１】 前記内側表面（５６）の前記全体の最
    大距離（７２）は、約１４．３９インチ（３６．５５c
    m）から約１４．４１インチ（３６．６０cm）までの範
    囲にあることを特徴とする、請求項１０に記載のシュラ
    ウド組立体（４２）。
  12. 【請求項１２】 前記内側表面（５６）の前記全体の最
    大距離（７２）は、約１４．４１インチ（３６．６０c
    m）であることを特徴とする、請求項１１に記載のシュ
    ラウド組立体（４２）。
  13. 【請求項１３】 前記内側表面（５６）の前記最小距離
    （７８）は、約１４．３８インチ（３６．５３cm）から
    約１４．４０インチ（３６．５８cm）までの範囲にある
    ことを特徴とする、請求項９に記載のシュラウド組立体
    （４２）。
  14. 【請求項１４】 前記内側表面（５６）の前記最小距離
    （７８）は、約１４．４０インチ（３６．５８cm）であ
    ることを特徴とする、請求項１３に記載のシュラウド組
    立体（４２）。
  15. 【請求項１５】 環状の支持体（４４）と、 該支持体（４４）上に取り付けられ該支持体（４４）の
    周りにほぼ連続して延びて、前記シュラウド組立体（４
    ２）の前記内側表面（５６）を形成する複数のシュラウ
    ドセグメント（４６）と、をさらに含むことを特徴とす
    る、請求項９に記載のシュラウド組立体（４２）。
  16. 【請求項１６】 ガスタービン航空機エンジン（１０）
    の中心軸線（１８）の周りにほぼ円周方向に延び、かつ
    前記エンジン（１０）内に回転可能に支持された複数の
    翼（２０）を取り囲むシュラウド組立体（４２）であっ
    て、該シュラウド組立体（４２）は、 前記エンジン（１０）の前記中心軸線（１８）に対応す
    る中心を有する環状の支持体（４４）と、 該支持体（４４）に取り付けられ該支持体（４４）の周
    りにほぼ連続して延びて、前記シュラウド組立体（４
    ２）の前記内側表面（５６）を形成する複数のシュラウ
    ドセグメント（４６）と、を含んでおり、 前記内側表面（５６）は、前記支持体（４４）の中心に
    対応する第1の研削中心（１８）の周りで約１４．３８
    ０インチ（３６．５２５cm）から約１４．４００インチ
    （３６．５７６cm）までの範囲の半径に前記表面（５
    ６）を研削し、前記支持体（４４）の後部側から時計回
    りに測定して前記組立体（４２）の上端（７６）から約
    １３５度の位置に向かう第１の方向に前記第１の研削中
    心（１８）から約０．０１５インチ（０．０３８cm）偏
    位した第２の研削中心（８４）の周りで約１４．３７５
    （３６．５１３cm）から約１４．３９５インチ（３６．
    ５６３cm）までの範囲の半径に前記表面（５６）を研削
    し、また前記第１の方向にほぼ対向する第２の方向に前
    記第１の研削中心（１８）から約０．０１５インチ
    （０．０３８cm）偏位した第３の研削中心（８８）の周
    りで約１４．３７０インチ（３６．５００cm）から約１
    ４．３９０インチ（３６．５５１cm）までの範囲の半径
    に前記表面（５６）を研削することによって、機械加工
    されることを特徴とするシュラウド組立体（４２）。
  17. 【請求項１７】 前記内側表面（５６）が前記第１の研
    削中心（１８）の周りで研削される半径は約１４．４０
    ０インチ（３６．５７６cm）であり、前記内側表面（５
    ６）が前記第２の研削中心（８４）の周りで研削される
    半径は約１４．３９５インチ（３６．５６３cm）であ
    り、また前記内側表面（５６）が前記第３の研削中心
    （８８）の周りで研削される半径は約１４．３９０イン
    チ（３６．５５１cm）であることを特徴とする、請求項
    １６に記載のシュラウド組立体（４２）。
JP2002037525A 2001-02-16 2002-02-15 シュラウド組立体及びその機械加工法 Expired - Fee Related JP4156246B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/785765 2001-02-16
US09/785,765 US6409471B1 (en) 2001-02-16 2001-02-16 Shroud assembly and method of machining same

Publications (3)

Publication Number Publication Date
JP2002256812A true JP2002256812A (ja) 2002-09-11
JP2002256812A5 JP2002256812A5 (ja) 2005-08-11
JP4156246B2 JP4156246B2 (ja) 2008-09-24

Family

ID=25136566

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2002037525A Expired - Fee Related JP4156246B2 (ja) 2001-02-16 2002-02-15 シュラウド組立体及びその機械加工法

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6409471B1 (ja)
EP (1) EP1233148B1 (ja)
JP (1) JP4156246B2 (ja)
BR (1) BR0200352B1 (ja)
CA (1) CA2370219C (ja)
SG (1) SG98475A1 (ja)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007247597A (ja) * 2006-03-17 2007-09-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンのシール構造
JP2012508843A (ja) * 2008-11-19 2012-04-12 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト ガスタービン
JP2019031970A (ja) * 2017-07-27 2019-02-28 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ターボ機械を修理するための方法およびシステム

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4698847B2 (ja) * 2001-01-19 2011-06-08 三菱重工業株式会社 ガスタービン分割環
US6906808B2 (en) * 2002-05-30 2005-06-14 General Electric Company Methods and apparatus for measuring a surface contour of an object
US6931751B2 (en) * 2002-08-28 2005-08-23 General Electric Company Methods and apparatus for securing components for inspection
US6886422B2 (en) * 2002-10-09 2005-05-03 General Electric Co. Methods and apparatus for inspecting components
US6842995B2 (en) * 2002-10-09 2005-01-18 General Electric Company Methods and apparatus for aligning components for inspection
US6890150B2 (en) * 2003-08-12 2005-05-10 General Electric Company Center-located cutter teeth on shrouded turbine blades
ITMI20041781A1 (it) 2004-09-17 2004-12-17 Nuovo Pignone Spa Dispositivo di protezione per uno statore di una turbina
US7207771B2 (en) * 2004-10-15 2007-04-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud segment seal
WO2007138489A2 (en) * 2006-06-01 2007-12-06 Rajiv Muradia Remote health care system with treatment verification
US7871244B2 (en) * 2007-02-15 2011-01-18 Siemens Energy, Inc. Ring seal for a turbine engine
EP2141328A1 (en) * 2008-07-03 2010-01-06 Siemens Aktiengesellschaft Sealing system between a shroud segment and a rotor blade tip and manufacturing method for such a segment
US20120177484A1 (en) * 2011-01-07 2012-07-12 General Electric Company Elliptical Sealing System
US20140321993A1 (en) * 2011-01-07 2014-10-30 General Electric Company Elliptical sealing system
US9874218B2 (en) 2011-07-22 2018-01-23 Hamilton Sundstrand Corporation Minimal-acoustic-impact inlet cooling flow
US9833869B2 (en) * 2013-02-11 2017-12-05 United Technologies Corporation Blade outer air seal surface
FR3002273B1 (fr) * 2013-02-20 2017-06-23 Snecma Dispositif avionique pour la surveillance d'une turbomachine
GB201309580D0 (en) * 2013-05-29 2013-07-10 Siemens Ag Rotor tip clearance
EP3078448B1 (en) * 2015-04-10 2018-07-11 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Method for machining a casing for a turbo engine.
US11428241B2 (en) * 2016-04-22 2022-08-30 Raytheon Technologies Corporation System for an improved stator assembly

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2740192C2 (de) 1977-09-07 1981-11-12 Mtu Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Spaltdichtung für eine um ihre Längsachse verstellbare, axial umströmte Leitschaufel einer Strömungsmaschine
US4363599A (en) 1979-10-31 1982-12-14 General Electric Company Clearance control
US4767272A (en) 1987-10-14 1988-08-30 United Technologies Corporation Method for reducing blade tip variation of a bladed rotor
US4999991A (en) 1989-10-12 1991-03-19 United Technologies Corporation Synthesized feedback for gas turbine clearance control
US5054997A (en) * 1989-11-22 1991-10-08 General Electric Company Blade tip clearance control apparatus using bellcrank mechanism
US5281085A (en) 1990-12-21 1994-01-25 General Electric Company Clearance control system for separately expanding or contracting individual portions of an annular shroud
GB9103809D0 (en) 1991-02-23 1991-04-10 Rolls Royce Plc Blade tip clearance control apparatus
US5212940A (en) * 1991-04-16 1993-05-25 General Electric Company Tip clearance control apparatus and method
US5462403A (en) * 1994-03-21 1995-10-31 United Technologies Corporation Compressor stator vane assembly
US5439348A (en) 1994-03-30 1995-08-08 United Technologies Corporation Turbine shroud segment including a coating layer having varying thickness
US5639210A (en) * 1995-10-23 1997-06-17 United Technologies Corporation Rotor blade outer tip seal apparatus
US5667358A (en) 1995-11-30 1997-09-16 Westinghouse Electric Corporation Method for reducing steady state rotor blade tip clearance in a land-based gas turbine to improve efficiency
GB2313414B (en) 1996-05-24 2000-05-17 Rolls Royce Plc Gas turbine engine blade tip clearance control
US6467339B1 (en) 2000-07-13 2002-10-22 United Technologies Corporation Method for deploying shroud segments in a turbine engine

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007247597A (ja) * 2006-03-17 2007-09-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンのシール構造
JP2012508843A (ja) * 2008-11-19 2012-04-12 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト ガスタービン
US9074490B2 (en) 2008-11-19 2015-07-07 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine
JP2019031970A (ja) * 2017-07-27 2019-02-28 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ターボ機械を修理するための方法およびシステム
JP7188927B2 (ja) 2017-07-27 2022-12-13 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ターボ機械を修理するための方法およびシステム

Also Published As

Publication number Publication date
EP1233148A3 (en) 2005-09-14
BR0200352B1 (pt) 2010-12-14
SG98475A1 (en) 2003-09-19
EP1233148A2 (en) 2002-08-21
JP4156246B2 (ja) 2008-09-24
EP1233148B1 (en) 2012-10-17
CA2370219A1 (en) 2002-08-16
US6409471B1 (en) 2002-06-25
BR0200352A (pt) 2002-10-08
CA2370219C (en) 2009-06-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2002256812A (ja) シュラウド組立体及びその機械加工法
JP5825811B2 (ja) タービンエンジンにおける先端クリアランスの算出に関する方法、システム及び装置
US10436070B2 (en) Blade outer air seal having angled retention hook
US10287902B2 (en) Variable stator vane undercut button
JP2002256812A5 (ja)
US7614845B2 (en) Turbomachine inner casing fitted with a heat shield
US9976438B2 (en) Stator vane adjusting device of a gas turbine
US9574455B2 (en) Blade outer air seal with cooling features
US8177493B2 (en) Airtight external shroud for a turbomachine turbine wheel
RU2568353C2 (ru) Статор осевой турбомашины, способ его производства и турбомашина, содержащая указанный статор
US8992168B2 (en) Rotating vane seal with cooling air passages
EP1630385A2 (en) Method and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
EP3124743A1 (en) Nozzle guide vane and method for forming a nozzle guide vane
JP2004523687A (ja) 予めセグメント化したスキーラチップを有するタービン翼
US10443397B2 (en) Impingement system for an airfoil
JP2008157251A (ja) 弓形要素を支持するための冠状レール
US20130094942A1 (en) Non-uniform variable vanes
EP1225308A3 (en) Split ring for gas turbine casing
JP3710480B2 (ja) 回転機械用回転可能なシール素子
EP2636850B1 (en) Stator of a gas turbine
JP2007533894A (ja) ガスタービンエンジンにおける漏出制御の改善
BR102016029936A2 (pt) Collector for use in a flow control system, gas turbine motor and manufacturing method of a collector
US8393855B2 (en) Flange with axially curved impingement surface for gas turbine engine clearance control
US9957829B2 (en) Rotor tip clearance
JPH0319883B2 (ja)

Legal Events

Date Code Title Description
A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20050118

A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20050118

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20070828

A521 Written amendment

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20071127

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20080610

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20080709

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110718

Year of fee payment: 3

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110718

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120718

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120718

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130718

Year of fee payment: 5

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees