JP2012246917A - ガスタービンエンジン用のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント、セラミックマトリクス複合構造体およびその組立方法 - Google Patents

Abstract

【課題】セラミックマトリクス複合材料の繊維に連続性を与える外形部を提供し、重量に対する強度を最大化する。
【解決手段】エアフォイルセグメント８２の各々の構成においては、ボックス型セラミックマトリクス複合繊維外形部９８が用いられている。セラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２の各々は、空力性能を維持するとともに強固な結合部を提供するために、セラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２の周囲区分に対して、直線正圧側結合ライン１００Ｐおよび直線負圧側結合ライン１００Ｓを画定する。直線結合ライン１００Ｐ，１００Ｓは、前縁８４Ｌ、後縁８４Ｔおよび各プラットホーム部９０，９２と概ね整列する。
【選択図】図７Ａ

Description

本発明は、ガスタービンエンジンに関し、特に、ガスタービンエンジンのセラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）構成要素に関する。

苛酷な酸化性ガス流環境において高温で動作するガスタービンエンジンのセクションの構成要素が、一般に、高温超合金から製造される。セラミックマトリクス複合材料が、金属合金よりも高い温度性能と、重量に対する強度の高い比率とを提供する。しかし、繊維の姿勢（ｏｒｉｅｎｔａｔｉｏｎ）が強度性能を主に決定するので、セラミックマトリクス複合材料には、製造上の特定の取り組みが必要とされている。

本発明の例示的な特徴によるガスタービンエンジン用のセラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）エアフォイルセグメントが、直線正圧側結合ラインおよび直線負圧側結合ラインを画定するボックス型繊維外形部を備えている。

本発明の例示的な特徴によるガスタービンエンジン用のセラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）構造体が、セラミックマトリクス複合外周側リングとセラミックマトリクス複合内周側リングとの間で結合された複数のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントを備えている。複数のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントの各々は、直線正圧側結合ラインおよび直線負圧側結合ラインを画定するボックス型セラミックマトリクス複合繊維外形部からなる。

本発明の例示的な特徴によるガスタービンエンジン用のセラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）構造体の組立方法が、直線正圧側結合ラインおよび直線負圧側結合ラインにおいてセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントを結合するステップを含む。

ガスタービンエンジンの概略的な断面図である。 ガスタービンエンジンのセクションの拡大断面図である。 ガスタービンエンジンのセラミックマトリクス複合リング状ベーン構造体の斜視図である。 ガスタービンエンジンのセラミックマトリクス複合リング状ベーン構造体の分解斜視図である。 セラミックマトリクス複合リング状ベーン構造体の２つのセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントの組立図である。 単一のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントの斜視図である。 図６のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントのボックス型セラミックマトリクス複合構造体の繊維姿勢におけるこれに限定されない一実施例の斜視図である。 図６のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントのボックス型セラミックマトリクス複合構造体の繊維姿勢におけるこれに限定されない他の実施例の斜視図である。 セラミックマトリクス複合リング状ベーン構造体の３つのセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントの組立図である。 図８の線９−９に沿った、３つのセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントの断面図である。 セラミックマトリクス複合リング状ベーン構造体の３つのセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントの正面図である。

図１には、ガスタービンエンジン２０が概略的に示されている。本明細書においては、ガスタービンエンジン２０は、一般に、ファンセクション２２、圧縮機セクション２４、燃焼器セクション２６およびタービンセクション２８を組み込んでなる２−スプールターボファンとして開示されている。代替的なエンジンが、他のシステムや特徴部の間に増加装置セクション（図示せず）を備え得る。ファンセクション２２は、バイパス流路に沿って空気を移動させ、圧縮機セクション２４は、圧縮のためにコア流路に沿って空気を移動させ、この空気は、燃焼器セクション２６へと通流し、そして、タービンセクション２８を通して膨張する。これに限定されない開示された実施例には、ターボファンガスタービンエンジンとして図示されているが、本明細書で説明される概念は、教示されたターボファンを用いて使用することに限定されるものではなく、他の形式のタービンエンジンにも適用することができることを理解されたい。

ガスタービンエンジン２０は、一般に、低速スプール３０および高速スプール３２を備えており、これらのスプール３０，３２は、種々のベアリングシステム３８を介してエンジンの静止構造体３６に対してエンジンの長手方向中心軸Ａを中心に回転するように取り付けられている。種々のベアリングシステム３８が、代替的にまたは付加的に様々な位置に設けられ得ることを理解されたい。

低速スプール３０は、一般に、ファン４２、低圧圧縮機４４および低圧タービン４６を相互接続する内側シャフト４０を備えている。内側シャフト４０は、低速スプール３０の速度よりも低速でファン４２を駆動するように、ギア構造体４８を介してファン４２に接続されている。高速スプール３２は、高圧圧縮機５２と高圧タービン５４とを相互接続する外側シャフト５０を備えている。燃焼器５６が、高圧圧縮機５２と高圧タービン５４との間に配置されている。内側シャフト４０および外側シャフト５０は、同軸に配置されており、これらのシャフトの長手方向軸と同一直線上にあるエンジンの長手方向中心軸Ａを中心に回転する。

コア空気流が、低圧圧縮機４４によって圧縮されてから高圧圧縮機５２を介して燃焼器５６へと運ばれ、燃焼器５６において燃料と混合されて燃焼し、そして、高圧タービン５４および低圧タービン４６にわたって膨張する。タービン５４，４６は、膨張に応答して低速スプール３０および高速スプール３２の各々を回転させる。

図２を参照すると、低圧タービン４６は、一般に、複数の低圧タービン段を有した低圧タービンケース６０を備えている。これに限定されない開示された実施例においては、低圧タービンケース６０は、セラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）材料または超合金から製造され得る。本明細書で説明される構成要素全てにおけるセラミックマトリクス複合材料の例が、例えば、Ｓ２００およびＳｉＣ／ＳｉＣを備え得るがこれらに限定されないことを理解されたい。また、本明細書で説明される構成要素全てにおける超合金の例が、例えば、インコネル７１８およびＷａｓｐａｌｏｙを備え得るがこれらに限定されないことを理解されたい。開示された実施例においては、低圧タービンとして図示されているが、本明細書で説明される概念は、教示された低圧タービンを用いて使用することに限定されるものではなく、他のセクション、例えば、高圧タービン、高圧圧縮機、低圧圧縮機、中間圧タービン、３−スプール構造のガスタービンエンジンの中間圧タービンにも適用することができることを理解されたい。

ロータ構造体６２Ａ，６２Ｂ，６２Ｃが、ベーン構造体６４Ａ，６４Ｂを挿入するように配置されている。任意の数の段が設けられ得ることを理解されたい。ベーン構造体６４Ａ，６４Ｂの各々が、リング−支柱−リングからなる完全なフープ（輪）状構造体を画定するようにセラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）材料から製造される。本明細書では、「完全なフープ」という用語は、ベーンが、従来のステータアッセンブリのようにこのフープに形成された開口部を貫通しないようにされた中断されていない部材として定義されることを理解されたい。

セラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）材料は、金属よりも高い温度性能と、重量に対する強度の高い比率とを有利に提供する。ベーン構造体６４Ｂが以下に詳細に説明されるが、ベーン構造体６４Ａ，６４Ｂの各々が概ね同等のものであり、単一のベーン構造体６４Ｂのみを詳細に説明する必要があることを理解されたい。

ベーン構造体６４Ｂは、一般に、セラミックマトリクス複合外周側リング６６と、セラミックマトリクス複合内周側リング６８と、セラミックマトリクス複合外周側リング６６とセラミックマトリクス複合内周側リング６８との間に配置された（図３および図４にも示されている）セラミックマトリクス複合エアフォイル部７０とを備えている。セラミックマトリクス複合外周側リング６６およびセラミックマトリクス複合内周側リング６８は、完全なフープを形成する周方向に巻かれた繊維を有しており、この完全なフープは、エアフォイル部７０の周囲に基本的に巻かれている。種々のセラミックマトリクス複合製造性が適用可能であることを理解されたい。

セラミックマトリクス複合外周側リング６６は、低圧タービンケース６０に取り付けるためのスプラインインタフェース７２を備えている。低圧タービンケース６０は、エンジン軸Ａに向かって半径方向内側へと延びる支持構造体７４を備えている。支持構造体７４は、対をなす半径方向フランジ７６Ａ，７６Ｂを備えており、半径方向フランジ７６Ａ，７６Ｂは、これらの間でスプラインインタフェース７２を受ける。スプラインインタフェース７２は、エアフォイル部７０に沿って軸方向に中央に配置されており、また、対の半径方向フランジ７６Ａ，７６Ｂによって支持される締結具８０を受けるスロット７８を備えている。

図５を参照すると、セラミックマトリクス複合エアフォイル部７０は、（２つのみが示されているが）複数のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２を備えており、これらのエアフォイルセグメント８２は、複数のエアフォイル８４を形成するように組み立てられる（図３）。本明細書では、ある程度一般的なエアフォイル８４を説明することになるが、種々の回転エアフォイルまたは回転ブレードおよび静止エアフォイルまたは静止ベーン、例えば、低圧タービン内のこれらの構成要素が、本明細書において説明される構成に特に適用可能であることを理解されたい。エアフォイル８４の各々は、各前縁８４Ｌと各後縁８４Ｔとの間に画定されており、ここで、フィレット８６，８８が、エアフォイル８４と各プラットホーム部９０，９２との間に移行部を提供することができる。プラットホーム部９０，９２は、コアガス通路の内周側直径部および外周側直径部を形成する。エアフォイル８４の各々は、正圧側９４を形成する概ね凹状部分と、負圧側９６を形成する概ね凸状部分とから構成される。

図６を参照すると、セラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２の各々は、概ね同等のものであるので、本明細書では、単一のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２のみを詳細に説明する必要がある。セラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２の各々は、１つのエアフォイル８４の正圧側部９４Ｐと、他のエアフォイル８４の負圧側部８４Ｓとを画定する。つまり、セラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２の各々は、１つのセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２の正圧側部９４Ｐと他の隣接するセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２の負圧側部８４Ｓとの間に単一のエアフォイル部８４を形成するために正圧側部９４Ｐが負圧側部８４Ｓと噛み合うように単一のエアフォイル８４の一部を画定する（図５）。このような隣接した構成は、リング状のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２がセラミックマトリクス複合エアフォイル部７０を画定するように連続する。

これに限定されない開示された実施例において、エアフォイルセグメント８２の各々の構成においては、（図７Ａおよび図７Ｂで概略的に示されている）ボックス型セラミックマトリクス複合繊維外形部９８が用いられている。セラミックマトリクス複合繊維外形部９８Ａが、積層構成の複数の個別のボックス型外形部を備えるか、または代替的にボックス形状を形成するコイル状のセラミックマトリクス複合繊維外形部９８Ｂを備えることができる。上記ボックス型外形部により、個々のセラミックマトリクス複合構造繊維の完全性が容易なものとなり、一体化した方法で、セラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２を、隣接したセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２、セラミックマトリクス複合外周側リング６６およびセラミックマトリクス複合内周側リング６８に強固に接続することができる。つまり、ボックス型外形部は、重量に対する強度を最大化するために、内部応力を保持するセラミックマトリクス複合構造繊維の連続性を与える。ボックス型外形部を提供する種々のセラミックマトリクス複合製造性が適用可能であることを理解されたい。

セラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２の各々は、空力性能を維持するとともに強固な結合部を提供するために、セラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２の周囲区分に対して、直線正圧側結合ライン１００Ｐおよび直線負圧側結合ライン１００Ｓをさらに画定する。直線結合ライン１００Ｐ，１００Ｓは、前縁８４Ｌ、後縁８４Ｔおよび各プラットホーム部９０，９２と概ね整列する。直線結合ライン１００Ｐ，１００Ｓは、単一の平面に含まれず、ある程度閉じられた形状を有し得ることを理解されたい。また、直線結合ライン１００Ｐ，１００Ｓは、ボックス形状を画定するセラミックマトリクス複合繊維外形部９８を横切る（図７）。

図８を参照すると、これに限定されない開示された他の実施例においては、結合ライン１００Ｐは、比較的薄い後縁８２Ｔの製造を容易にするために、後縁８４Ｔからオフセットしている（図９）。つまり、正圧側８４の結合ライン１００Ｐは、セラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２の負圧側結合ライン１００Ｓとは異なるものである。

直線結合ライン１００Ｐ，１００Ｓによって画定された結合面が、動作状態における遠心力による引っ張り方向と平行に整列しており、したがって、容易に強固な結合が得られる。概ね直線的なままであり、ボックス型外形による引っ張り方向と平行に整列された他の結合ライン配置を代替的に設けることができることを理解されたい。

プラットホーム部９０，９２は、リング−支柱−リングとした完全なフープ状構造体を容易にするために、隣接するプラットホーム部９０，９２と各当接エッジとが係合するように補完的なエッジ外形部９０Ｅ，９２Ｅを画定する。つまり、セラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント８２の各々は、エアフォイルのリングを形成するように、補完的に隣接させる方法（ａｄｊａｃｅｎｔ ｃｏｍｐｌｅｍｅｎｔａｒｙ ｍａｎｎｅｒ）によって組み立てられ、上記エアフォイルのリングは、複数の各隣接したプラットホーム部９０，９２の周囲にセラミックマトリクス複合外周側リング６６およびセラミックマトリクス複合内周側リング６８と共に巻かれる（図１０）。

種々の図全体について、同様の符号は、対応するまたは同様の構成要素を示すことを理解されたい。図示した実施例では、特定の構成要素配置が開示されているが、他の配置も本発明の恩恵を受けることになることを理解されたい。

特定のステップの順序が示され、説明され、特許請求されているが、これらのステップは、他に指示がなければ、任意の順序で実施され、分離され、または組み合わされ、本発明から恩恵を受けることになることを理解されたい。

本発明は、例示的なものであり、限定的なものではない。本発明の例示的な実施例について説明してきたが、当業者であれば、本発明の範囲を逸脱することなく、種々の変更がなされ得ることを理解されたい。

Claims (22)

1. 直線正圧側結合ラインおよび直線負圧側結合ラインを画定するボックス型セラミックマトリクス複合繊維外形部を備えたガスタービンエンジン用のセラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）エアフォイルセグメント。
2. 前記直線正圧側結合ラインおよび前記直線負圧側結合ラインの各々は、前縁、後縁、内周側プラットホーム部および外周側プラットホーム部と概ね整列することを特徴とする請求項１に記載のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント。
3. 前記直線正圧側結合ラインは、後縁からオフセットしていることを特徴とする請求項１に記載のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント。
4. 前記直線正圧側結合ラインおよび前記直線負圧側結合ラインの各々は、遠心力による引っ張り方向と概ね平行に配置されることを特徴とする請求項１に記載のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント。
5. 前記直線正圧側結合ラインおよび前記直線負圧側結合ラインの各々は、各エアフォイル部の一部によって画定されることを特徴とする請求項１に記載のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント。
6. 前記直線正圧側結合ラインは、エアフォイル部の正圧側の一部に沿って画定されることを特徴とする請求項１に記載のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント。
7. 隣接するエアフォイルセグメントの負圧側の一部に沿って画定された直線負圧側結合ラインが、前記直線正圧側結合ラインに対応することを特徴とする請求項６に記載のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント。
8. 前記直線負圧側結合ラインは、エアフォイル部の負圧側の一部に沿って画定されることを特徴とする請求項１に記載のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント。
9. 隣接するエアフォイルセグメントの正圧側の一部に沿って画定された直線正圧側結合ラインが、前記直線負圧側結合ラインに対応することを特徴とする請求項８に記載のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント。
10. 前記ボックス型セラミックマトリクス複合繊維外形部は、セラミックマトリクス複合材料の少なくとも１つの層を備えることを特徴とする請求項８に記載のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメント。
11. 外周側リングと、
    内周側リングと、
    前記外周側リングと前記内周側リングとの間で結合された複数のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントと、
    を備え、
    前記複数のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントの各々は、直線正圧側結合ラインおよび直線負圧側結合ラインを画定するボックス型セラミックマトリクス複合繊維外形部から構成されることを特徴とするガスタービンエンジン用のセラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）構造体。
12. 前記複数のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントは、低圧タービンのリング状ベーン内にエアフォイル部を形成することを特徴とする請求項１１に記載のセラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）構造体。
13. 前記複数のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントは、エアフォイルのリングを形成するように補完的に隣接させる方法で組み立てられることを特徴とする請求項１１に記載のセラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）構造体。
14. 前記外周側リングは、セラミックマトリクス複合外周側リングであることを特徴とする請求項１１に記載のセラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）構造体。
15. 前記内周側リングは、セラミックマトリクス複合内周側リングであることを特徴とする請求項１１に記載のセラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）構造体。
16. 前記外周側リングは、セラミックマトリクス複合外周側リングであり、前記内周側リングは、セラミックマトリクス複合内周側リングであることを特徴とする請求項１１に記載のセラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）構造体。
17. 第１のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントの直線正圧側結合ラインにおいて第２のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントに前記第１のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントを結合するステップと、
    前記第１のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントの直線負圧側結合ラインに第３のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントを結合するステップと、
    を含むガスタービンエンジン用のセラミックマトリクス複合（ＣＭＣ）構造体の組立方法。
18. 前記直線正圧側結合ラインおよび前記直線負圧側結合ラインの各々は、前縁、後縁、内周側プラットホーム部および外周側プラットホーム部に沿って概ね配置されることを特徴とする請求項１７に記載の組立方法。
19. 前記第１のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントおよび前記第２のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントは、ボックス型繊維外形部をそれぞれ画定することを特徴とする請求項１７に記載の組立方法。
20. セラミックマトリクス複合外周側リングおよびセラミックマトリクス複合内周側リングに前記第１のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントおよび前記第２のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントを結合するステップをさらに備えることを特徴とする請求項１７に記載の組立方法。
21. 前記直線正圧側結合ラインおよび前記直線負圧側結合ラインの各々は、内周側プラットホーム部および外周側プラットホーム部に沿って概ね配置され、前記内周側プラットホーム部および前記外周側プラットホーム部は、前記第１のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントと前記第２のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントとの間に補完的なエッジ外形部を画定することを特徴とする請求項１７に記載の組立方法。
22. 前記第１のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントと前記第２のセラミックマトリクス複合エアフォイルセグメントは、中空のエアフォイルを画定することを特徴とする請求項１７に記載の組立方法。

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