JP2008002460A - 圧縮機案内翼アセンブリのセクターまたはターボ機械ノズルアセンブリのセクター - Google Patents

Abstract

【課題】従来技術の不利点を克服する案内翼アセンブリのセクターとノズルアセンブリのセクターとを提供する。
【解決手段】圧縮機案内翼アセンブリのセクターまたはターボ機械ノズルアセンブリのセクター。これは、内輪セクター（４）と、外輪セクター（６）と、内輪セクター（４）を外輪セクター（６）に連結する多数のブレード（８）とを備え、外輪セクター（６）または内輪セクター（４）は、存在するブレードと同じ数の基本セクターにセクターを分割するように２つの連続したブレード（８）の間に位置付けられたラジアルカット（１０）を備える。ラジアルカット（１０）に対して交差するようにハウジング（１４）が設けられ、上記ハウジングに緩衝用挿入物（１６）が位置決めされる。
【選択図】図３

Description

本発明は、圧縮機案内翼アセンブリのセクターまたはターボ機械ノズルアセンブリのセクターであって、内輪セクターと、外輪セクターと、内輪セクターを外輪セクターに連結する多数のブレードとを備え、外輪セクターまたは内輪セクターが、存在するブレードと同じ数の基本セクターにセクターを分割するように２つの連続したブレードの間に位置付けられた、斜めまたは他の形であることができるラジアルカットを備えるセクターに関する。

ターボ機械は一般に、低圧圧縮機、高圧圧縮機、燃焼室、高圧タービン、および低圧タービンを直列に備える。

圧縮機およびタービンは、固定翼の列によって分離された、円周方向に離隔された可動翼のいくつかの列を備える。最新式のターボ機械では、案内翼アセンブリおよびノズルアセンブリは大きな動的応力を受ける。これは、技術的進歩によって、同じまたはより高い性能について段の数が減少し、それによってより大きな負荷が各段にもたらされることによる。さらに製造技術の進歩により部品の数が減少し、それによって部品同士の連結による緩衝作用が低下する。これは、定位置に磨耗性材料をロウ付けすることを含む技術が使用される場合に特に当てはまるが、それは、振動エネルギーを消散させる大きな潜在的可能性がこれによってなくなってしまうからである。

外側環状構造物と、内側環状構造物と、外側環状構造物および内側環状構造物を連結する１セットの個別翼とを備えるステータ翼の集合体が知られている（米国特許第６３４３９１２号明細書から）。翼は、外側流面と内側流面をそれぞれ形成する内側プラットフォームと外側プラットフォームを有する。１セットの内側帯部と１セットの外側帯部がプラットフォーム同士の隙間を閉鎖する。これらの帯部は、室温で加硫処理することができる複合物などの適切な接着剤を使用して定位置に固定される。
米国特許第６３４３９１２号明細書 欧州特許出願公開第０９０３４６７号明細書 仏国特許出願公開第１３３０６５６号明細書

しかしこのアセンブリでは、これらの翼は、内輪と外輪を備えた１つの部片として形成されずに個別のものであり、これは、組み立てなければならない部品の数を増加させるため、製造の観点からは不利である。

本発明の課題は、これらの不利点を克服する案内翼アセンブリのセクターとノズルアセンブリのセクターとである。

これらの目的は、ラジアルカットに対して交差するようにハウジングが設けられ、上記ハウジングに緩衝用挿入物が位置決めされるという事実によって、またその挿入物は少なくとも１つの粘弾性の層からなり、粘弾性の各層は２つの金属層の間に挟まれるという事実によって達成される。

一実施形態では、緩衝用挿入物はそれらがフリーとなるようにハウジング内に嵌め入れられる。他の実施形態では、緩衝用挿入物はそれらに予め負荷が加えられるようにハウジング内に嵌め入れられる。

有利には、ハウジングはラジアルカットに対して垂直である。緩衝用挿入物は様々な幾何学的形状、例えばＨ字状、Ｘ字状、ヘアピン状、波型、Ｕ字状、Ｚ字状、またはＳ字状の幾何学的形状を有してもよい。

本発明の他の特徴および利点が、例証として本明細書に掲げるいくつかの例示的実施形態についての記述を、添付図を参照して読めば、さらに明らかとなろう。

図１は、本発明を適用することができる航空エンジン１００を表す。航空エンジン１００は、上流端部から下流に、低圧圧縮機１１０、高圧圧縮機１１２、環状燃焼室１１４、高圧タービン１１６、および低圧タービン１１８を備える。

図２は、圧縮機案内翼アセンブリのセクターの図を表している。部品の数を減らすために、このセクターは１つの部片に鋳造されている。このセクターは内輪セクター４と、外輪セクター６と、内輪セクター４を外輪セクター６に連結するブレード８とを備える。磨耗性材料の層９は、案内翼アセンブリのタイプによって粘弾性または磨耗性であることができるが、これが内輪４に固定される。内輪セクター４は１つの部片として作られるが、外輪セクター６はラジアルカット１０を備え、それは、存在するブレードと同じ数の基本セクター１２にセクターを分割するように２つの連続したブレードの間に位置付けられている。ラジアルカット１０は、部品が１つの部片として作られた後に、例えば放電加工機によって加工される。それらのラジアルカットは、２つのブレードの間のおおよそ中線に位置付けられた約１ｍｍ幅の隙間を形成している。その後、同じ方法を使用して第２の機械加工作業が実行されるが、２つの半部品からなるハウジング１４を形成するように、隙間１０に対して垂直の方向に実行される。本明細書に表す実施例では、ハウジング１４はラジアルカット１０に対して垂直に位置する。しかしこの特徴は必須ではなく、ハウジングはラジアルカット１０に対して非垂直であることもできる。

図３は、ハウジング１４の隙間１０の拡大詳細図である。薄い金属挿入物１６が各ハウジング１４に導入されている。各挿入物１６は２つの摩擦面を有し、その一方は基本セクター１２ａに対して擦れ、他方は基本セクター１２ｂに対して擦れる。したがって、ブレード８が振動すると、各セクターの動きは、それら自体と挿入物との間に摩擦面で滑り運動を強制的に引き起こす。空気力学的流れと外側との間の圧力勾配の作用によって、挿入物は、この圧力勾配から生じる垂直抗力で摩擦面に対して強く押し付けられる。

図４は、図１のセクターの外輪６の斜視図である。この図は挿入物１６を軸方向に保持するシステムを示す。各挿入物１６は、ターボ機械のケーシングのサブパーツ１７と１８との間に、それが軸方向に不動化されるような形で挟まれる。

図５は、本発明による圧縮機案内翼アセンブリのセクターの実施形態の代替的形態の概要図を表している。この代替的形態では、外輪セクター６は単一部片として作られ、内輪セクター４は、存在するブレードと同じ数の基本セクター１２に内輪セクター４を分割するように２つの連続的なブレード８の間に位置付けられたラジアルカット１０を有する。粘弾性または研磨性であってもよい磨耗性材料の層９も、ラジアルカット１０によって基本セクターに切り分けられる。ラジアルカット１０に対して交差するようにハウジング１４が設けられる。緩衝用挿入物１６がハウジング１４に位置決めされる。

図６は、このシステムの動的応答を示すグラフである。参照符号２０は、緩衝用挿入物のないシステムの応答を表し、参照符号２２は、挿入物が定位置で固定化されたシステムの応答を示している。動作中、システムは、曲線２０と２２との間を範囲とする、挿入物が定位置で固定化されている、または挿入物がハウジングの表面に対して滑動している連続した状態に対応する無数の不安定状態を経てゆく。したがって、振動の大きさによって決まる非線形剛性が得られる。振動の大きさが拡大すると、挿入物は脱離する。振動の大きさが縮小すると、この２つの面の圧力差の影響で、挿入物はハウジングの表面に固定化される。

動作原理は、剛性の非線形性を構造物の動的挙動に導入することによる。この非線形性は、全体としてのシステムの振動の閾値レベルから活動化される。この振動活動は、ブレードの基本セクターと緩衝用挿入物との間で相対的な動きを引き起こす。この相対的な動きによって、接着が失われ、緩衝用挿入物が連続的に再付着するようになる。こうしたことから、システムの局部的な剛性が連続的に変化する。結果として、振動活動に関わる１つまたは複数のモードが、それらに関連付けられる固有周波数の絶え間ない変化によって混乱状態に陥る。動的システムの状態が連続的に変化するためにシステムの共振は確立され得ない。このことから、システムの振動レベルが大幅に低下される。

図７から図１４は、緩衝用挿入物の様々な代替的形態の幾何学的形状を表している。図７では、挿入物はＨ字状の幾何学的形状を、図８では、挿入物はＸ字状の幾何学的形状を有する。図９では、緩衝用挿入物はＵ字状の幾何学的形状を有し、予め負荷が加えられている。言い換えれば、挿入物１６は、それらをハウジングの表面に対して強く押し付ける弾性を有する。図１０の表す緩衝用挿入物はＺ字状の幾何学的形状を有し、これにも予め負荷が加えられており、図１１は、ヘアピン状の幾何学的形状の、ここでも予め負荷が加えられた挿入物を表している。図１２は波型の幾何学的形状で予め負荷の加えられた挿入物を表し、図１３はＳ字状の幾何学的形状を有する、ここでも予め負荷が加えられた挿入物を表している。図１４は金属性−粘弾性−金属性のサンドイッチ状の挿入物を表している。これは、粘弾性材料の層が間に位置決めされた２枚の硬質材料２０からなる。当然ながら、単一層の弾性材料を設けるのではなく、いくつかの層を設け、粘弾性材料の各層が２層の硬質材料の間に挟まれるようにすることも可能である。最後に、言うまでもなく、Ｘ字状、Ｕ字状、Ｚ字状、ヘアピン状、波型またはＳ字状の幾何学的形状を有する緩衝用挿入物もそれ自体が、２層の硬質材料の間に挟まれた１つまたは複数の層の粘弾性材料からなることができる。

タービンエンジンの断面図である。 本発明による圧縮機案内翼アセンブリのセクターの全体図である。 図２のセクターの詳細斜視図である。 挿入物の軸方向保持システムを示す、図２のセクターの他の詳細斜視図である。 本発明によるセクターの代替的形態の実施形態の全体図である。 システムの動的応答を示すグラフである。 挿入物の幾何学的形状を示す図である。 挿入物の幾何学的形状を示す図である。 挿入物の幾何学的形状を示す図である。 挿入物の幾何学的形状を示す図である。 挿入物の幾何学的形状を示す図である。 挿入物の幾何学的形状を示す図である。 挿入物の幾何学的形状を示す図である。 挿入物の幾何学的形状を示す図である。

符号の説明

２ 高圧圧縮機
４ 内輪セクター
６ 外輪セクター
８ ブレード
９ 磨耗性材料の層
１０ ラジアルカット
１２ 基本セクター
１４ ハウジング
１６ 挿入物
１７、１８ ターボ機械のケーシングのサブパーツ
２０ 緩衝用挿入物のないシステムの応答
２２ 挿入物が定位置で固定化されたシステムの応答
１００ 航空エンジン
１１０ 低圧圧縮機
１１４ 環状燃焼室
１１６ 高圧タービン
１１８ 低圧タービン

Claims (14)

1. 圧縮機案内翼アセンブリのセクターまたはターボ機械ノズルアセンブリのセクターにおいて、内輪セクターと、外輪セクターと、内輪セクターを外輪セクターに連結する多数のブレードとを備え、外輪セクターまたは内輪セクターが、存在するブレードと同じ数の基本セクターにセクターを分割するように２つの連続したブレードの間に位置付けられた、ラジアルカットを備えるセクターであって、ラジアルカットに対して交差するようにハウジングが設けられ、前記ハウジングに緩衝用挿入物が位置決めされ、また挿入物は少なくとも１つの粘弾性の層からなり、粘弾性の各層は２つの金属層の間に挟まれていることを特徴とする、セクター。
2. 緩衝用挿入物が、それらがフリーとなるように前記ハウジング内に嵌め入れられる、請求項１に記載のセクター。
3. 緩衝用挿入物が、それらに予め負荷が加えられるように前記ハウジング内に嵌め入れられる、請求項１に記載のセクター。
4. ハウジングがラジアルカットに対して垂直である、請求項１から３の一項に記載のセクター。
5. 緩衝用挿入物がＨ字状の幾何学的形状を有する、請求項２に記載のセクター。
6. 挿入物がＸ字状の幾何学的形状を有する、請求項２に記載のセクター。
7. 緩衝用挿入物がヘアピン状の幾何学的形状を有する、請求項３に記載のセクター。
8. 緩衝用挿入物が波型の幾何学的形状を有する、請求項３に記載のセクター。
9. 緩衝用挿入物がＵ字状の幾何学的形状を有する、請求項３に記載のセクター。
10. 緩衝用挿入物がＺ字状の幾何学的形状を有する、請求項３に記載のセクター。
11. 緩衝用挿入物がＳ字状の幾何学的形状を有する、請求項３に記載のセクター。
12. 請求項１から１１の一項に記載のセクターが少なくとも１つ装備されている、ターボ機械圧縮機。
13. 請求項１から１１の一項に記載のセクターが少なくとも１つ装備されている、ターボ機械タービン。
14. 請求項１２に記載の圧縮機および／または請求項１３に記載のタービンを備える、ターボ機械。

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