JP2004204844A - ガスタービンノズルを組み立てるための方法及び装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 ガスタービンエンジン（１０）のタービンノズル（５０）が組み立てる方法を提供する。
【解決手段】 内側バンド（５６）と外側バンド（５４）との間で延びる複数の翼形ベーン（１２０、１２２、１２４、１２６）を含み、該外側バンドが、該外側バンドから半径方向外向きに延びかつレール（９２、９４）と少なくとも１つのフック（９６）とを備えた少なくとも１つの支持システム（７０）を含むタービンノズル（５０）を準備する段階と、タービンノズルがフックによって部分的に支持されるように、支持システムを使用して、該タービンノズルをガスタービンエンジン内に結合する段階とを含む。この方法は更に、フックと外側バンドとの間にシール組立体（１７０）を配置して、タービンノズルを通り抜ける半径方向の漏洩を減少させるのを可能にする段階を含む。
【選択図】 図４

Description

本発明は、一般的にガスタービンエンジンのノズルに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンノズルを組み立てるための方法及び装置に関する。

ガスタービンエンジンは、空気・燃料混合気を燃焼させる燃焼器を含み、この燃焼した空気・燃料混合気は、次にタービンノズル組立体を通ってタービンへ送られる。少なくとも一部の公知のタービンノズル組立体は、円周方向に配列されかつダブレットとして構成された複数のノズルを含む。少なくとも一部の公知のタービンノズルは、２つ又はそれ以上の円周方向に間隔を置いて配置された中空の翼形ベーンを含み、これら翼形ベーンは、一体形に形成された内側及び外側バンドプラットフォームにより結合されている。具体的には、内側バンドは、半径方向内側の流路境界を形成し、外側バンドは、半径方向外側の流路境界を形成する。更に、少なくとも一部の公知の外側バンドは、タービンノズルをエンジン内に結合するために使用される前方及び後方フック組立体を含む。

複数の一体形に形成された翼形ベーンを備えたタービンノズルを形成することは、ただ１つの翼形ベーンを含むタービンノズルと比べて、耐久性を改善しかつ漏洩を減少させるのを助ける。しかしながら、冷却空気がタービンノズルへ送られる時、エンジンの組立てを容易にしかつタービンノズル間の熱膨張を吸収するためのギャップ又は接合面によって離間された円周方向に隣り合うタービンノズル間において、依然として漏洩が生じる可能性がある。従って、少なくとも一部の公知のタービンノズルでは、後方フック組立体の半径方向外側に配置されたシール組立体を含み、接合面を通り抜ける漏洩を最少にするようにしている。時間が経つにつれて、反復される熱サイクルにより、シールが劣化するおそれがある。しかしながら、ノズルの位置のために、そのような接合面シールへのアクセスが困難な場合がある。

１つの態様においては、ガスタービンエンジンのタービンノズルを組み立てる方法が提供される。この方法は、内側バンドと外側バンドとの間で延びる複数の翼形ベーンを含み、該外側バンドが、該外側バンドから半径方向外向きに延びかつレールと少なくとも１つのフックとを備えた少なくとも１つの支持システムを含むタービンノズルを準備する段階と、タービンノズルが少なくとも１つのフックによって少なくとも部分的に支持されるように、支持システムを使用して、該タービンノズルをガスタービンエンジン内に結合する段階とを含む。この方法は更に、少なくとも１つのフックと外側バンドとの間にシール組立体を配置して、タービンノズルを通り抜ける半径方向の漏洩を減少させるのを可能にする段階を含む。

本発明の別の態様においては、ガスタービンエンジンのタービンノズルが提供される。このノズルは、外側バンドと、内側バンドと、該外側バンドと該内側バンドとの間で延びる少なくとも１つの翼形ベーンと、シール組立体とを含む。外側バンドは、内表面と、外表面と、該外表面から外向きに延びる後方フック組立体とを含む。後方フック組立体は、レールと該レールから外向きに延びる少なくとも１つのフックとを含む。シール組立体は、外側バンドフック組立体に隣接して配置され、少なくとも１つのフックの半径方向内側に位置している。

更に別の態様においては、ガスタービンエンジンが提供される。このエンジンは、シール組立体と、外側バンドと、内側バンドと、該外側及び内側バンドにより互いに結合された複数の翼形ベーンと備えた少なくとも１つのタービンノズル組立体を含む。外側バンドは、該外側バンドから半径方向外向きに延び、かつレールと該レールから外向きに延びる少なくとも１つのフックとを備えたフック組立体を含む。シール組立体は、少なくとも１つのフックの半径方向内側に配置される。

図１は、直列の流れ配列の状態で、ファン組立体１２と、高圧圧縮機１４と、燃焼器１６とを含むガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０は更に、高圧タービン１８と低圧タービン２０とを含む。エンジン１０は、吸気側２８と排気側３０とを有する。１つの実施形態においては、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチ所在のGeneral Electric Aircraft Enginesから購入可能なＣＦ−３４型エンジンである。

作動時には、空気がファン組立体１２を通って流れ、加圧された空気が、高圧圧縮機１４に供給される。高度に加圧された空気は、燃焼器１６へ送られる。燃焼器１６からの空気流は、タービン１８及び２０を駆動し、タービン２０がファン組立体１２を駆動する。タービン１８は、高圧圧縮機１４を駆動する。

図２は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）に使用することができるタービンノズルセクタ５０の斜視図である。図３は、タービンノズルセクタ５０の側面斜視図である。図４は、タービンノズルセクタ５０の一部を含むエンジン１０の部分断面図である。ノズル５０は、弓形の半径方向外側バンド又はプラットフォーム５４と弓形の半径方向内側バンド又はプラットフォーム５６とにより互いに結合された複数の円周方向に間隔を置いて配置された翼形ベーン５２を含む。より具体的には、例示的な実施形態においては、各バンド５４及び５６は、翼形ベーン５２と一体形に形成されており、ノズルセクタ５０は、４つの翼形ベーン５２を含む。１つの実施形態においては、各弓形ノズルセクタ５０は、４枚羽根セグメントとして知られている。

内側バンド５６は、該内側バンドから半径方向内向きに延びる後方フランジ６０を含む。より具体的には、フランジ６０は、バンド５６の半径方向内表面６２に対して該バンド５６から半径方向内向きに延びる。内側バンド５６はまた、該内側バンドから半径方向内向きに延びる前方フランジ６４を含む。前方フランジ６４は、内側バンド５６の上流縁部６６と後方フランジ６０との間に配置され、該バンド５６から半径方向内向きに延びる。

外側バンド５４は、カンチレバー式支持システム７０を含み、該カンチレバー式支持システム７０は、前方保持部７２と、中間フック組立体７４と、後方フック組立体７６とを含む。カンチレバー式支持システム７０は、周囲の環状のエンジンケーシング（図示せず）によりタービンノズル５０をエンジン１０内に支持することを可能にする。前方保持部７２は、外側バンド５４の外表面８０から半径方向外向きに延び、該外側バンド５４の前縁部８４にわたって円周方向に連続して延びる溝８２を形成する。外側バンド５４はまた、後縁部８６を含み、該後縁部８６は、一対の対向して配置されたノズルセクタ端部８７により前縁部８４に結合されている。

中間フック組立体７４は、前方保持部７２の後方に配置され、例示的な実施形態においては、円周方向に間隔を置いて配置されかつ円周方向に整列した複数のフック９０を含み、該フック９０の各々は、前方レール９２から上流方向に延びる。前方レール９２は、外側バンド外表面８０から半径方向外向きに延びる。フック組立体７４は、円周方向端部８７間で外側バンド外表面８０にわたって円周方向に延びる。

後方フック組立体７６は、中間フック組立体７４の後方、つまりノズル後縁部８６と中間フック組立体７４との間に配置される。フック組立体７６は、後方レール９４と複数のフック９６とを含む。レール９４は、外側バンド外表面８０から半径方向外向きに延び、かつ円周方向端部８７間で該外側バンド外表面８０にわたって円周方向に延びる。

フック９６は、円周方向端部８７間で連続的に延びているのではなくて、フック９６は、隣り合うフック９６が距離１０２だけ間隔を置いて配置されるようにスカラップ状に切り込まれている。従って、隣り合う各組のフック９６間には、スカラップ状凹設区域１０４が形成される。具体的には、各凹設区域１０４は、それぞれの翼形ベーン５２と半径方向に整列しかつ該翼形ベーン５２の半径方向外側に位置している。そういうことなので、各フック９６は、隣り合うベーン５２間と半径方向に整列している。従って、例示的な実施形態においては、ノズル５０は、４つのスカラップ状凹設区域１０４を含む。

翼形ベーン５２は、ほぼ同じであって、その各々が、第１の側壁１１０と第２の側壁１１２とを含む。第１の側壁１１０は、凸状であって、各翼形ベーン５２の負圧側を形成し、また第２の側壁１１２は、凹状であって、各翼形ベーン５２の正圧側を形成する。側壁１１０及び１１２は、各翼形ベーン５２の前縁１１４と該前縁１１４から軸方向に間隔を置いた後縁１１６とにおいて結合されて、それらの間に空洞１１８が形成されるようになっている。スカラップ状凹設区域１０４は、ベーン５２内に形成された空洞に対するアクセスを可能にする。１つの実施形態においては、各空洞１１８内にはインサート（図示せず）が挿入され、凹設区域１０４は、これらインサートの取付け及び取外しを容易にする。より具体的には、各々の翼形部後縁１１６は、各々の対応する翼形部前縁１１４から翼弦方向かつ下流方向に間隔を置いて配置される。第１及び第２の側壁１１０、１１２はまた、それぞれ半径方向内側バンド５６から半径方向外側バンド５４まで長手方向つまり半径方向外向きにスパンにわたって延びる。

例示的な実施形態においては、各弓形のノズルセクタ５０は、一対の円周方向内側の翼形ベーン１２０、１２２と一対の円周方向外側の翼形ベーン１２４、１２６とを含む。また、翼形ベーン１２０、１２２、１２４、１２６は、互いにほぼ平行に配向される。翼形ベーン５２の離間距離１０２及び配向はそれぞれ、ノズル５０を通る高度に発散した流路を形成するのを可能にするように、またノズルセクタ５０を通る空力的加速流を最適化するのを可能にするように可変的に選択される。

エンジン１０は、低圧タービン２０のようなロータ組立体１４０を含み、該ロータ組立体１４０は、タービンノズル５０の下流に配置された少なくとも１つのロータブレード１４２の列を含む。ロータ組立体１４０は、該ロータ組立体１４０及びタービンノズル５０の周りで円周方向に延びるロータシュラウド１４４によって囲まれる。カンチレバー式支持システム７０が、シュラウド１４４に結合されかつ該シュラウド１４４によって支持されたハンガ１４８を介して、各タービンノズル５０をロータシュラウド１４４に結合する。より具体的には、各フック９６は、ハンガ１４８内に形成された半径方向外側の溝１５０内に摺動可能に結合される。

ハンガ１４８はまた、該ハンガ１４８内に形成された半径方向内側の溝１５２を含む。半径方向内側の溝１５２は、半径方向外側の溝１５０の半径方向内側に位置し、各溝１５０、１５２は、ハンガ１４８の下流側面１５４から内向きに形成されている。従って、各溝１５０、１５２は、後方フック組立体７６に隣接する。更に、後方フック組立体７６がハンガ１４８に結合された時、ハンガ１４８と後方フック組立体７６と外側バンド５４との間に空洞１６０が形成される。

シール組立体１７０は、フック９６の半径方向内側に配置され、ハンガの半径方向内側の溝１５２内で延びる。より具体的には、シール組立体１７０は、ハンガ１４８と後方フック組立体のレール９４との間でシール接触した状態で延びるシール部材１７２を含む。１つの実施形態においては、シール部材１７２は、以下においてより詳しく述べるように、ほぼ円周方向にエンジン１０全体にわたって延びて後方フック組立体７６を通り抜ける半径方向の漏洩を最少にするのを助ける。別の実施形態においては、シール部材１７２は、分割形スプラインシールである。例示的な実施形態においては、シール部材１７２はＷ字形シールである。

作動中、高温燃焼ガスがノズル５０を通って流れるので、冷却空気が、高圧圧縮機１４のような高圧源から抽出され、高い圧力で空洞１６０内へ導かれる。より具体的には、高圧冷却空気が、空洞１６０を通って循環し、外側バンド５４とタービンノズルベーン５２とを冷却するのを促進する。タービンノズル５０を通って流れる燃焼ガスは、ハンガ１４８と後方フック組立体７６との間を通しての高圧冷却空気の漏洩を引き起こす低圧域を作り出す。しかしながら、冷却空気の比較的高い圧力は、シール部材１７２を拡張させて、ハンガ１４８と後方フック組立体７６との間の漏洩を防止するのを可能にする。更に、シール部材１７２はフック９６の半径方向内側に位置し、従って流路に一層近いので、シール組立体１７０は、他の公知のタービンノズルに比較して強化されたシール作用を行うことを可能にする。シール部材１７２の強化されたシール作用と流路に対する位置との組合せにより、後方フック組立体レール９４が他の公知の後方レールよりも低い半径方向高さに作製されることが可能になる。これに加えて、後方フック組立体７６はまた、スカラップ状になっているので、凹設区域１０４を含まない他の公知のタービンノズルと比較して、タービンノズル５０の総重量が軽減される。その結果、ノズル５０内に生じる機械的応力及び熱応力が減少させることが可能になる。

上記のタービンノズルは、後方レールから延びるスカラップ状の後方フック組立体を含む。このフック組立体は、外側バンドにわたって円周方向に間隔を置いて配置された複数の凹設区域を含む。この凹設区域は、タービンノズル組立体の総重量を軽減させるだけでなく、タービンノズル内に生じる熱応力を減少させることを可能にする。これに加えて、タービンノズルは、後方フック組立体の半径方向内側に配置されたシール組立体を含む。従ってシール組立体は、他の公知のシール組立体よりも流路に近く、このことにより、他の公知のシール組立体と比較してシール作用の強化が可能になり、更にシール面上方の半径方向フランジの部分をスカラップ状にすること及び／又は除去することを含む、重量及び応力軽減のための方策を講じることを可能にする。その結果、スカラップ状フック組立体とシール組立体との組合せにより、タービンノズルの耐久性及び有効寿命を増大させることを可能にする。

タービンノズルの例示的な実施形態を上に詳しく説明した。ノズルは、本明細書に記載した特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ、各タービンノズルの構成要素は、本明細書に記載した他の構成要素とは独立してかつ別個に利用することができる。

特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。

ガスタービンエンジンの概略図。 図１に示すガスタービンエンジンに使用することができるタービンノズルの斜視図。 図２に示すタービンノズルの側面斜視図。 図２及び図３に示すタービンノズルの一部を含む、図１に示すエンジンの部分断面図。

符号の説明

１０ ガスタービンエンジン
５０ タービンノズル
５２ 翼形ベーン
５４ 外側バンド
５６ 内側バンド
７０ カンチレバー式支持システム
７２ 前方保持部
７４ 中間フック組立体
７６ 後方フック組立体
８６ 外側バンドの後縁部
９４ 後方レール
９６ フック
１４０ ロータ組立体
１４２ ロータブレード
１４４ ロータシュラウド
１４８ ハンガ
１５０ 半径方向外側の溝
１５２ 半径方向内側の溝
１５４ ハンガの下流側面
１６０ 空洞
１７０ シール組立体
１７２ シール部材

Claims (8)

1. ガスタービンエンジン（１０）のタービンノズル（５０）であって、
   内表面（６２）と、外表面（８０）と、前記外表面（８０）から外向きに延びかつレール（９４）及び前記レールから外向きに延びる少なくとも１つのフック（９６）を備えた後方フック組立体（７６）とを含む外側バンド（５４）と、
   内側バンド（５６）と、
   前記外側バンド（５４）と前記内側バンド（５６）との間で延びる少なくとも１つの翼形ベーン（１２０、１２２、１２４、１２６）と、
   前記外側バンドフック組立体（７４、７６）に隣接して、前記少なくとも１つのフックの半径方向内側に配置されたシール組立体（１７０）と、
   を含むことを特徴とするタービンノズル（５０）。
2. 前記シール組立体（１７０）が、前記外側バンド外表面（８０）と前記後方フック組立体（７６）の少なくとも１つのフック（９６）との間に配置されていることを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル（５０）。
3. 前記シール組立体（１７０）が、Ｗ字形シールを含むことを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル（５０）。
4. 前記外側バンド（５４）が、弓形であって、上流縁部（８４）と、下流縁部（８６）と、前記上流縁部（８４）と前記下流側面（８６）との間で延びる一対の円周方向外端部（８７）とを更に含み、前記後方フック組立体のレール（９４）が、前記円周方向外端部間で前記外側バンド外表面（８０）にわたって延び、前記少なくとも１つのフック（９６）が、少なくとも１つのスカラップ状凹設区域（１０４）を含むことを特徴とする、請求項１に記載のタービンノズル（５０）。
5. 前記少なくとも１つのスカラップ状凹設区域（１０４）が、ハンガ（１４８）の下流側面（１５４）とほぼ半径方向に整列していることを特徴とする、請求項４に記載のタービンノズル（５０）。
6. 前記少なくとも１つのスカラップ状凹設区域（１０４）が、前記タービンノズル内に生じる熱応力を減少させるのを可能にすることを特徴とする、請求項４に記載のタービンノズル（５０）。
7. 前記少なくとも１つのスカラップ状凹設区域（１０４）が、前記タービンノズル翼形ベーン（１２０、１２２、１２４、１２６）に対する半径方向アクセスを可能にすることを特徴とする、請求項４に記載のタービンノズル（５０）。
8. 前記シール組立体（１７０）が、前記タービンノズル（５０）を通り抜ける半径方向の流体漏洩を減少させるように構成されていることを特徴とする、請求項４に記載のタービンノズル（５０）。

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