JP2002256812A5

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Publication number: JP2002256812A5
Application number: JP2002037525A
Authority: JP
Filing date: 2002-02-15
Publication date: 2005-08-11
Anticipated expiration: 2022-02-15

Description

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。
特開平０４−３０１１０２号公報

Claims

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（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。
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。
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（４２）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。
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（５６）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（５６）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（４２）。
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（４２）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４に記載のシュラウド組立体（４２）。
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（５６）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）。
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６に記載のシュラウド組立体（４２）。
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（３６．５５cm）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７に記載のシュラウド組立体（４２）。
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（４２）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１４．３８０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（５６）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１４．３９０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）。
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１４．４００インチ（３６．５７６cm）であり、前記内側表面（５６）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９に記載のシュラウド組立体（４２）。