JP2012510027A - 航空タービンエンジン内のタービンディストリビュータのブレード用耐摩耗装置 - Google Patents

Abstract

本発明は、航空タービンエンジンのタービンケーシング（７）によって担持されるタービンンディストリビュータのブレードセクタで、タービンケーシング（７）によって支持されるホルダ（８）に載置するように設計された前方接続手段（９）と、後方接続手段（１０）とを備え、さらに、前方接続手段の前端部を包み込み前記前方接続手段（９）と前記ホルダ（８）との間に設けられて、前記２つの部品間を確実に摺動接触するようにする金属材料製片で形成された耐摩耗装置（１３）を含むブレードセクタであって、耐摩耗装置（１３）は、前方接続手段（９）と係合する固定手段（１４、１６、２０）によって前記ブレードセクタの定位置で軸方向に保持されることを特徴とするブレードセクタに関する。

Description

本発明の分野は、航空エンジンの分野、より詳細にはターボエンジンの分野である。

航空ターボエンジンは、従来、低圧（ＬＰ）圧縮機、その次に高圧（ＨＰ）圧縮機、燃焼チャンバ、対応するＬＰ圧縮機またはＨＰ圧縮機を駆動する高圧タービン、その次に低圧タービン、ガスの排出システムなどの複数のモジュールを備える。タービンの各々は、固定ブレードホイールまたはディストリビュータ、および一緒になってタービン段を形成する可動ブレードホイールによって形成される。ＬＰタービンモジュールは、複数の段（ほとんどの場合、２段）を備えることができる。

可動ブレードは、それらの下部でターボエンジンのロータによって支持され、タービンディスクに固定される。一方、ディストリビュータブレードは、それらの上部で保持されて、タービンケーシングとして知られているケーシングに固定される。先行技術に見られる構造を示した図１に見られるように、低圧タービンの２段の可動ブレード２、４は、その上部は自由であり、タービンリングによって支持されるアブレイダブル材料５、６に対抗して位置決めされる。ブレードの先端で支持される縁部は、振動および種々の材料の異なる膨張によって変形が生じても、ブレードの上流側部と下流側部との間を封止するためにアブレイダブル材料に係合する。

図１では、第１のＬＰ段のディストリビュータのブレード１は、エンジン構造物に直接固定されるが、第２のＬＰ段のディストリビュータのブレード３は、エンジン構造物に接続されるタービンケーシング７によって保持される。半径方向断面図では、このケーシングは軸方向（ターボエンジンの回転軸に対して）に伸びるフック８を有し、フック８上に、前方（流体の流れ方向に対して）接続手段を形成するレール９が配置される。レール９も第２段のブレード３のプラットフォームから軸方向に伸びる。ブレード３は、その前端部が前方レール９の支持体を形成するＬＰケーシングのフック８によって支持され、その後端部が、後方レール１０によって支持される。後方レール１０は、直接または図１に示されるようにＬＰタービンの第２段のタービンリングを使用してＬＰタービンケーシングによって支持される後方フック上に配置される。最後に、ディストリビュータブレード３のプラットフォームに接触して前方レール９上に防火プレート１１が位置決めされる。防火プレート１１とタービンケーシング７との間に圧縮性断熱材１２が配置される。

欧州特許第１６５７４０５号明細書 欧州特許第０９７４７３４号明細書

一定の使用時間経過後に、振動や部品間の熱膨張差による微小変位によってフック８の摩耗が生じることが分かっている。この摩耗は、ケーシングのフックの完全破壊にもつながる可能性があり、このことがブレード３の保持力の損失をもたらす。この時、ブレード３は後方フックを中心として枢動し、その下部で可動ＬＰブレード４の進路を妨げる可能性がある。この摩耗によって生じる結果は、エンジン故障につながる可能性があるためにかなり深刻である。

特に、欧州特許第１６５７４０５号明細書および欧州特許第０９７４７３４号明細書では、部品間の摺動接触を補助するために、耐摩耗装置が提案されている。これらの耐摩耗装置は、摩耗したブレードを修理する解決方法となる機能を持たずに、タービンブレードとタービンケーシングとの間に設置されるだけである。修理されたブレードの場合、新しいブレードに混じって修理されたブレードを標準化使用できるようにすること、ひいては、ロジスティックスに関する制約を低減することによってコストを低減することが重要である。

本発明の目的は、既存のエンジンの修理のために設置され、タービンディストリビュータ部品のストックの管理を容易にする解決策を提案することで、上述の欠点をなくすことである。

上述の目的を達成するために、本発明の主題は、航空ターボエンジンのタービンケーシングによって支持されるように設計されたタービンディストリビュータのブレードセグメントにして、タービンケーシングによって支持される支持体に載置するように設計された前方接続手段と、後方接続手段とを備え、さらに、前方接続手段の前端部を包み込み、前記前方接続手段と前記支持体との間に介在されて、例えば、これらの２つの部品間を摺動接触させる金属材料製部品で構成された耐摩耗装置を備えるブレードセグメントであって、耐摩耗装置は、前方接続手段と協働する固定手段によって前記ブレードセグメントの定位置で軸方向に保持されることを特徴とするブレードセグメントである。

耐摩耗装置によって、タービンケーシングのフックとＬＰディストリビュータブレードの前方レールとの間のフレッチングをなくし、ひいては、フックの耐用年数を改善することができ、それと同時に接触している部品の摺動を容易にすることができる。固定手段によって耐摩耗装置を保持することで、新しい部品とは別個に修理セグメントを操作するのを避けることができる。したがって、このことにより、タービンディストリビュータの部品のロジスティックスを改善することができる。

好ましくは、前方接続手段は軸方向に伸びる舌状体であり、前記装置の上部は前方接続手段の全長に沿って軸方向に伸びていない。

したがって、装置の上部は、タービンの防火プレートを妨げないで接続手段の舌状体上に収容される。

好適な特徴において、特許請求されるように、耐摩耗装置は：
前方接続手段の厚さ内に設けられた穴に取り付けられる少なくとも１つのピンによって前方接続手段の定位置で保持される、
前方接続手段の全長に沿って伸びて、その後端部で突出部だけ延長され、前記接続手段は軸方向に伸びる舌状体であり、その後端部に前記突出部が係合される溝を備える、
前方接続手段の全長に沿って伸びて、その後端部では突出部で終わる少なくとも１つのタブを備え、前記接続手段は軸方向に伸びる舌状体であり、その後端部に前記突出部が係合される溝を備える。好ましくは、その全厚は、半径方向に測定した場合、前記装置が前記舌状体の上部より突出しないように、前方接続手段と支持体との間に位置する前記装置の一部の厚さだけ増大した前記舌状体の全厚以下であり、前記舌状体は前記タブを挿入することができるセットバックを有する、
前方接続手段の全長に沿って伸びて、その後端部に少なくとも１つの垂れ下がり縁部を備え、前記接続手段は軸方向に伸びる舌状体であり、その後端部に前記垂れ下がり縁部を受けることができる少なくとも１つの切欠部を備える、
前方接続手段の全長に沿って伸びて、その上面に少なくとも１つの凹部を備え、前記接続手段は軸方向に伸びる舌状体であり、この舌状体の上部に前記装置の凹部と協働可能である少なくとも１つの凹部を備える。

有利には、耐摩耗装置は、前記セグメントにほぼ等しい周囲方向長さを有し、前記セグメントに対して角度的にオフセットして位置決めされて、隣接セグメントを少なくとも部分的に重なって２つのセグメント間を封止するようにする。

他の好適な特徴において、特許請求されるように、耐摩耗装置は：
ニッケルまたはコバルト系の超合金製である。好ましくは、金属材料は、品名ＨＡ１８８で販売されている合金である、
材料の厚さは、０．０５から０．４ｍｍである。

本発明はさらに、上述したセグメントで構成される少なくとも１つのディストリビュータブレードのホイールを備えるタービンモジュールを特許請求する。最後に、本発明は、このタイプのタービンモジュールを備える航空エンジンを特許請求する。

添付図面を参照して単なる例としてまた非限定的な例として考察された以下の本発明の複数の実施形態の詳細な説明の記述から、本発明はより十分に理解され、本発明の他の目的、詳細、特徴、利点がより明らかになるであろう。

先行技術で見られるＬＰタービンの第２段のディストリビュータブレードを取り付けるためのシステムの半径方向断面図である。 ＬＰタービンの第２段のディストリビュータブレードを取り付けるためのシステムで、前記ブレードのプラットフォームに本発明の一実施形態で見られる耐摩耗装置が設置された状態を示した半径方向断面図である。 複数のブレードを備え、本発明の図２の実施形態で主見られる耐摩耗装置が設置されたＬＰタービンの第２段のディストリビュータのセグメントの斜視図である。 図２に示された取り付けシステムの断面詳細図である。 第２の実施形態で主張される耐摩耗装置の断面図である。 第３の実施形態で主張される耐摩耗装置の断面図である。 第４の実施形態で主張される耐摩耗装置の断面図である。 第５の実施形態で主張される耐摩耗装置の断面図である。

図２から図４は、前方レール９と後方レール１０とを有するＬＰタービンの第２段のディストリビュータブレード３のプラットフォームを示す。前方レール９は、ＬＰタービンのケーシング７のフック８に載置する。また、前方レール９は、流れとＬＰケーシング７との間の熱障壁を構成するために防火プレート１１を支持する。断面図では、前方レール９は半径方向に伸びて多面的または丸い端部で終わる舌状体の形状をなし、この舌状体に本発明の主題の耐摩耗装置１３が固定され、耐摩耗装置は舌状体を覆い、舌状体の形状に一致する。図３に見られるように、この装置はセグメントの形状をなし、その開口角（ａｎｇｕｌａｒ ｏｐｅｎｉｎｇ）は装置が取り付けられるＬＰディストリビュータのセグメントの開口角と一致する。装置の半径方向断面は、「Ｕ」字形であり、前方レール９の舌状体の端部を包み込むことができ、装置は下部がフック８の後端部から軸方向に伸びるまで延長される。したがって、前方レール９とフック８との機械的境界面を形成し、これらの部品の直接的接触をなくす。

第１の実施形態では、装置は、前方レールの厚さ内に設けられた穴に取り付けられるピン１４を使用して前方レール９に固定される。ピン１４は、ブレードセグメントに沿って規則的に配置され、前方レールに耐摩耗装置を確実に保持させるために十分な数のピンが配置される。例えば、図３には２本のピンが示されているが、この数に制限されない。

図３は、ＬＰディストリビュータセグメントの円周方向端部のくぼんだ溝１５を示す。この溝の目的は、隣接セグメントと対抗して位置決めされた別の溝および接続ストリップと協働して、ディストリビュータの２つの連続したセグメント間を封止することである。この溝は、前方レール９の舌状体の端部を超えるまでは軸方向に伸びない。このことにより、耐摩耗装置を取り付けられるセグメントに対して角度的にオフセットして位置決めすることができる。２つの連続するブレードセグメントのまたがるように位置決めされることで、耐摩耗装置は、セグメント間の封止を強化するというさらなる利点を有する。

図４を参照すると、防火プレート１１は前方レール９の舌状体の前端部までは軸方向に伸びていないこと、また耐摩耗装置１３の上部がそこに収容できるようにこの舌状体に沿って空間を残していることが分かる。この実施形態では、防火プレート１１による耐摩耗装置１３の重なりがない、その逆もまた同じことが言える。

図５を参照して、第２の実施形態を説明する。第１の実施形態と同じ装置要素は、同じ符号で示されており、それについては再度説明されない。この場合、耐摩耗装置１３の上部は、前方レールの舌状体の端部だけでなくその外側部全体を覆う。装置の上部は、後側の突出部１６で終わる。突出部１６は、前方レール９の舌状体の後端部に設けられた溝１７に係合される。耐摩耗装置１３の厚さはその長さに比べて薄いので、スプリング力を生成する軸方向の可撓性を有し、突出部１６が溝１７の定位置にある時、前方レールの舌状体に接触した状態に保持する。耐摩耗装置は、突出部１６が溝１７に収容されるまで前方レール９に対して軸方向に押すことによって、またこのスプリング効果に逆らうことによって設置される。

図６を参照すると、第３の実施形態を示しているが、さらに耐摩耗装置１３を前方レール９の舌状体に固定する方法にも関連している。第１の実施形態と同様に、耐摩耗装置１３の軸方向長さは前方レール９の端部を覆う長さに限定される。一方、この装置はその周囲に規則的に分布される複数のタブ１８を有する。そのタブの数は図６では２つ示されているが、この数に限定されない。これらのタブは、第２の実施形態と同様に、タブが前方レール９の舌状体の全長を覆うまで軸方向に伸びて、前方レール９の溝１７に係合する突出部１６で終わる。これらのタブ１８の挿入を容易にするために、前記タブ１８と対向する前方レール９の舌状体の厚さ内にセットバック１９が設けられ、タブはこれ以上舌状体から突出することはなく、防火プレート１１と前方レール９の外側部との接触を妨げない。上述の形態と同様に、タブ１８は上述したスプリング効果を生成する軸方向の可撓性を有する。

さらに、図７、図８に上述の実施形態の変形例を示す。図７に示されている実施形態は、第２の実施形態の変形例であり、この変形例では、突出部１６は耐摩耗装置１３の後方の周囲に個々に配置された垂れ下がり縁部２０に置き換えられ、前記垂れ下がり縁部を受けるために前方レールの溝１７に切欠部２１が開けられる。図８に示されている実施形態も第２の実施形態の変形例であり、この変形例では、前方レール９の厚さ内に対向して開けられる凹部に挿入するために、耐摩耗装置１３の上部に凹部２２が形成されている。

耐摩耗装置１３のいずれかの実施形態によって得られる改善点について説明する。

航空エンジンの一般的な構造では、ＬＰタービンケーシングとＬＰタービンの第２段のディストリビュータブレードの前方の取り付け位置との接触部分は比較的高温領域に位置するために損傷しやすい場所であり、できるだけ軽量の装置を使用してこれらのブレードを保持するのが望ましい。後方の取り付け位置は、ブレードを保持するのに利用できる面がより大きいために損傷しにくい。

上述した金属箔のような耐摩耗装置を介在させることで、一方の部品の他方の部品上での摺動を容易にすることによって接触している部品の耐用年数は大幅に改善される。このことにより、ＬＰタービンケーシング７のフック８とＬＰディストリビュータブレード３の前方レール９とのフレッチングをなくすことができる。金属箔は、例えば、ＨＡ１８８（またはＫＣＮ２２Ｗ）などのニッケルまたはコバルト系の超合金のような金属材料から選択されるのが好ましい。この金属材料は、部品間の摺動面を形成して、部品が損傷することなく振動や膨張差によって生じる微小変位に耐えることができるようにする効果がある。

金属箔は、０．０８ｍｍの厚さで、許容差８μｍに選択されるのが好ましい。このことにより、金属箔でない場合と同じ許容差条件での組立を保証することができる。この厚さは単なる指標であり、この厚さに近い厚さ、例えば、０．０５から０．４ｍｍの金属箔を使用することも可能であることは理解されたい。

また、フック８と前方レール９との間に金属箔を介在させることは、巡航時に、レールでは６３７℃、フックでは７６５℃の公称温度で作動し、離陸時に、レールでは７７３℃、フックでは９０６℃で作動する２つの部品間に熱障壁を形成する効果がある。金属箔を挿入することは、レールとフックとの間の熱伝導を妨げる効果があり、それによって生じるレールの温度低下がレールの耐フレッチング性および機械的強度の両方を改善する。

最後に、金属箔を導入することを含む技術は、部品を変更しなくてもよく、またはほんのわずかだけ変更すればよく、また部品が新しいものであるか修理されたものであるかに関係なく、既存の部品へリトロフィットして金属箔を設置することができるという利点がある。固定手段によって保持できるということから、修理された部品を新しい部品と混ぜることができ、互いに交換することもできる。

タービンモジュールを構成する部品の組立の前に、金属箔を取り付けて、ディストリビュータブレード３の前方レール９と一体にすることで、組立誤差をなくすことができる。最後に、選択された固定システムによりこの金属箔は取り除かれる。

本発明は、ＬＰタービンの第２段のディストリビュータブレードに関して説明したが、変更すべきところは変更して、別のＬＰタービン段の固定ブレードであっても、またはＨＰタービン段の固定ブレードであっても他の固定ブレードにも適用できる。

本発明は、複数の特定の実施形態に関して説明したが、これらの実施形態に制限されないこと、また本発明の範囲内であれば上述の手段の全ての技術的等価物およびそれらの組み合わせを含むことは理解されたい。

Claims (14)

1. 航空ターボエンジンのタービンケーシング（７）によって支持されるように設計されたタービンディストリビュータのブレードセグメントにして、タービンケーシング（７）によって支持される支持体（８）に載置するように設計された前方接続手段（９）と、後方接続手段（１０）とを備え、さらに、前方接続手段の前端部を包み込み前記前方接続手段（９）と前記支持体（８）との間に介在されて、例えば、これらの２つの部品間を摺動接触させる金属材料製部品で構成された耐摩耗装置（１３）を備えるブレードセグメントであって、耐摩耗装置（１３）が、前方接続手段（９）と協働する固定手段（１４、１６、２０）によって前記ブレードセグメントの定位置で軸方向に保持されることを特徴とする、ブレードセグメント。
2. 前方接続手段（９）が、軸方向に伸びる舌状体であり、前記装置（１３）の上部が前方接続手段（９）の全長に沿って軸方向に伸びないことを特徴とする、請求項１に記載のブレードセグメント。
3. 耐摩耗装置（１３）が、前方接続手段（９）の厚さ内に設けられた穴に取り付けられる少なくとも１つのピン（１４）によって前方接続手段の定位置で保持されることを特徴とする、請求項１または２に記載のブレードセグメント。
4. 耐摩耗装置（１３）が、前方接続手段（９）の全長に沿って伸びて、その後端部で突出部（１６）だけ延長され、前記接続手段が軸方向に伸びる舌状体であり、その後端部に前記突出部が係合される溝（１７）を備えることを特徴とする、請求項１に記載のブレードセグメント。
5. 耐摩耗装置（１３）が、前方接続手段（９）の全長に沿って伸びて、その後端部では突出部（１６）で終わる少なくとも１つのタブ（１８）を備え、前記接続手段が軸方向に伸びる舌状体であり、その後端部に前記突出部（１６）が係合される溝（１７）を備えることを特徴とする、請求項１に記載のブレードセグメント。
6. 耐摩耗装置（１３）の全厚が、半径方向に測定した場合、前記装置が前記舌状体の上部より上に突出しないように、前方接続手段（９）と支持体（８）との間に位置する前記装置の一部の厚さだけ増大した前記舌状体の厚さ以下であり、前記舌状体が前記タブ（１８）を挿入することができるセットバック（１９）を有することを特徴とする、請求項５に記載のブレードセグメント。
7. 耐摩耗装置（１３）が、前方接続手段（９）の全長に沿って伸びて、その後端部に少なくとも１つの垂れ下がり縁部（２０）を備え、前記接続手段が軸方向に伸びる舌状体であり、その後端部に前記垂れ下がり縁部を受けることができる少なくとも１つの切欠部（２１）を備えることを特徴とする、請求項１に記載のブレードセグメント。
8. 耐摩耗装置（１３）が、前方接続手段（９）の全長に沿って伸びて、その上面に少なくとも１つの凹部（２２）を備え、前記接続手段が軸方向に伸びる舌状体であり、この舌状体の上部に前記装置の凹部（２２）と協働可能である少なくとも１つの凹部を備えることを特徴とする、請求項１に記載のブレードセグメント。
9. 耐摩耗装置（１３）が、前記セグメントにほぼ等しい周囲方向長さを有し、前記セグメントに対して角度的にオフセットして位置決めされて、隣接セグメントを少なくとも部分的に重なって２つのセグメント間を封止することができることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載のブレードセグメント。
10. 耐摩耗装置（１３）が、ニッケルまたはコバルト系の超合金製であることを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載のブレードセグメント。
11. 金属材料が、品名ＨＡ１８８で販売されている合金であることを特徴とする、請求項１０に記載のブレードセグメント。
12. 耐摩耗装置（１３）の材料の厚さが、０．０５から０．４ｍｍである、請求項１から１１のいずれか一項に記載のブレードセグメント。
13. 請求項１から１２のいずれか一項に記載のセグメントで構成される少なくとも１つのディストリビュータブレードのホイール（３）を備える、航空ターボエンジンのタービンモジュール。
14. 請求項１３に記載のタービンモジュールを少なくとも１つ備える航空エンジン。

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