JP2014088786A - タービンノズルの固定部構造及びこれを用いたタービン - Google Patents

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Abstract

【課題】性能ロスの低減及びタービンケースの長寿命化を実現し得るタービンノズルの固定部構造及びこれを用いたタービンを提供する。
【解決手段】 複数の静翼６を具備してジェットエンジンの軸心回りに環状に配置されて、ジェットエンジンのタービンケース２及びシュラウド４間に固定される複数のタービンノズル分割体１２を備えたタービンノズル１１の固定部構造であって、タービンノズル分割体１２には、複数の静翼６の各先端同士を互いに連結する円弧状のアウタバンド７が設けられ、タービンノズル分割体１２は、アウタバンド７の係合部７ｃをタービンケース２の受け部２ａに後方から係合すると共に、アウタバンド７の凹部７ｅを回り止め９に後方から嵌合し、凹部７ｅの裏側に形成された凸部７ｆに対して、シュラウド４に形成された切欠き部４ｃを後方から嵌合することで、タービンケース２及びシュラウド４間に固定される。
【選択図】図１

Description

本発明は、例えば、航空機用ジェットエンジンを構成するタービンノズルをタービンケース及びシュラウド間に固定するのに用いられるタービンノズルの固定部構造及びこれを用いたタービンに関するものである。
上記したようなジェットエンジンを構成するタービンノズルは、タービンケース内において、複数段のタービンディスクと交互に配置される。このタービンノズルには、高温強度を高める等の理由により、通常、複数のタービンノズル分割体に分ける構造が採用され、このタービンノズル分割体は、複数の静翼を具備してジェットエンジンの軸心周りに環状に配置される。
このタービンノズル分割体は、複数の静翼の各基端（ジェットエンジンの軸心側の端部）同士を互いに連結する円弧状のインナバンドと、複数の静翼の各先端（ジェットエンジンの軸心とは反対側の端部）同士を互いに連結する円弧状のアウタバンドを具備している。
タービンノズル分割体の円弧状のアウタバンドには、タービンケースに形成された受け部と係合する係合部と、タービンケースに固定された回り止めと係合する切欠き部が形成されており、このタービンノズル分割体は、アウタバンドの係合部をタービンケースの受け部にジェットエンジンの後方から係合させると共に、アウタバンドの切欠き部を回り止めに係合させたうえで、アウタバンドの切欠き部周辺をシュラウドの周縁部で押えることによって、タービンケース及びシュラウド間に固定されるようになっている。
このようなタービンノズルの固定部構造は、例えば、特許文献１に記載されている。
特許第4269763号公報
上記したタービンノズルの固定部構造において、燃焼器からの高温ガスのうちの大半はタービンノズル分割体のインナバンド及びアウタバンドの間を通過するものの、複数段のタービンノズルの段間における隙間から入り込む高温ガスが、タービンケース側の回り止めと係合するタービンノズル分割体のアウタバンドの切欠き部を通過してしまうことから、この切欠き部を通してリークする高温ガスの分だけ性能のロスが発生すると共に、タービンケースが高温に晒されてしまうという問題があり、この問題を解決することが従来の課題となっている。
本発明は、上記した従来の課題に着目してなされたもので、タービンケース側の回り止めとタービンノズル分割体との間からリークする高温ガスの量を少なく抑えて、性能ロスの低減及びタービンケースの長寿命化を実現することが可能であるタービンノズルの固定部構造及びこれを用いたタービンを提供することを目的としている。
上記した目的を達成するべく、本発明の請求項１に係る発明は、複数の静翼を具備してジェットエンジンの軸心周りに環状に配置されて、前記ジェットエンジンのタービンケース及びシュラウド間に固定される複数のタービンノズル分割体を備えたタービンノズルの固定部構造であって、前記タービンノズル分割体には、前記複数の静翼の前記軸心とは反対側の各先端同士を互いに連結する円弧状のアウタバンドが設けられ、前記タービンノズル分割体における前記アウタバンドには、前記タービンケースに形成された受け部と係合する係合部と、前記タービンケースに固定された回り止めと嵌合する凹部と、この凹部の裏側において該凹部の凹みに対応して前記ジェットエンジンの後方に向けて突出する凸部が形成され、前記タービンノズル分割体は、前記アウタバンドの前記係合部を前記タービンケースの受け部に前記ジェットエンジンの後方から係合すると共に、前記アウタバンドの前記凹部を前記回り止めに前記ジェットエンジンの後方から嵌合し、前記凹部の裏側において形成された前記凸部に対して、前記シュラウドに形成された切欠き部を前記ジェットエンジンの後方から嵌合することで、前記タービンケース及び前記シュラウド間に固定される構成としたことを特徴としており、この構成のタービンノズルの固定部構造を前述した従来の課題を解決するための手段としている。
一方、本発明の請求項２に係るタービンは、ジェットエンジンにおけるタービンを構成するタービンノズルの固定部構造として請求項１に記載のタービンノズルの固定部構造が用いられている構成としている。
本発明に係るタービンノズルの固定部構造では、タービンノズル分割体のアウタバンドの係合部が、タービンケースの受け部に対してジェットエンジンの後方から係合し、アウタバンドの凹部が、回り止めに対してジェットエンジンの後方から嵌合する。
そして、アウタバンドの凹部の裏側に形成された凸部に対して、シュラウドの切欠き部がジェットエンジンの後方から嵌合することで、タービンノズル分割体が、タービンケース及びシュラウド間に固定されるので、タービンケース側の回り止めとタービンノズル分割体との間からリークする高温ガスの量が少なく抑えられることとなる。
したがって、リークする高温ガスの量が少なく抑えられる分だけ性能のロスが低減するうえ、タービンケースが高温に晒され難くなる分だけタービンケースの長寿命化が図られることとなる。
また、アウタバンドの凹部の裏側に形成された凸部にシュラウドの切欠き部を嵌合させることでシュラウドのエンジン軸心周りの回転をも抑えるようにしているので、すなわち、アウタバンドの凹部の裏側においてこの凹部の凹みに対応して形成された凸部がシュラウドの回り止め機能をも有しているので、シュラウドの切欠き部と嵌合する回り止め部を別に設けなくて済む分だけ、重量の増加が抑えられることとなる。
さらに、上記したように、タービンケースが高温に晒され難くなることから、タービンケースを冷却して適正な大きさにするアクティブ・クリアランス・コントロール・システム（ＡＣＣシステム）を採用している場合には、タービンケースを冷却するための冷却空気を低減させ得ることとなる。
本発明に係るタービンでは、上記したタービンノズルの固定部構造を採用することで、性能の向上及び長寿命化が図られることとなる。
本発明に係るタービンノズルの固定部構造では、重量の増加を抑えたうえで、性能ロスの低減及びタービンケースの長寿命化を実現することが可能であるという非常に優れた効果がもたらされる。
本発明の一実施例によるタービンノズルの固定部構造を採用したタービンの部分断面説明図（ａ）及び図１（ａ）における円で囲った部分の拡大説明図（ｂ）である。 図１のタービンにおけるタービンノズルのタービンノズル分割体をタービンケースの裏側とともに詳細に示す斜視説明図である。 図１のタービンにおけるタービンノズルのタービンノズル分割体に形成された凹部を詳細に示す部分斜視説明図である。 図１のタービンにおけるシュラウドに形成された切欠き部を詳細に示す部分斜視説明図である。
以下、本発明を図面に基づいて説明する。
図１〜図４は本発明に係るタービンノズルの固定部構造の一実施例を示しており、この実施例では、ジェットエンジンを構成する低圧タービンを例に挙げて説明する。
図１（ａ）に示すように、ジェットエンジンを構成する低圧タービン１は、タービンケース２を備えている。このタービンケース２内には、エンジン軸心周りに回転する複数段のタービンディスク（図示省略）がエンジン軸心方向（図示左右方向）に適宜間隔をおいて配置されており、これらのタービンディスクの各周縁部には、複数枚のタービンブレード３がそれぞれ配置されている。
複数段のタービンディスクは、互いに一体で回転するように連結されており、これらのタービンディスクは、ジェットエンジンの前部に配置される図示しない低圧圧縮機の圧縮機ロータ及びファンのファンロータに一体的に連結されている。
また、タービンケース２内には、このタービンケース２の高温化を抑える複数段（図１では一段のみ示す）のシュラウド４が、各々対応するタービンブレード３を囲むようにして配置されており、シュラウド４の内側には、対応するタービンブレード３の先端との接触を許容された状態のハニカム部材５が配置されている。
このシュラウド４には分割構造が採用されており、シュラウド４の分割体は、その円弧状の係合部４ａをタービンケース２に形成されたシュラウド受け部２ｄに係合させることで、タービンケース２に取り付けられる。
さらに、タービンケース２内には、複数段（図１では一段のみ示す）のタービンノズル１１が、エンジン軸心方向に適宜間隔をおいて複数段のタービンディスクと交互に配置されており、このタービンノズル１１にも分割構造が採用されている。
つまり、この低圧タービン１では、図示しない燃焼器からの高温ガスの膨張により複数段のタービンディスクを回転させることで駆動力を得て、複数段の低圧圧縮機ロータ及びファンロータを一体的に回転させるようになっている。
タービンノズル１１は、複数のタービンノズル分割体１２を備えており、タービンノズル分割１２は、図２にも示すように、複数の静翼６と、複数の静翼６のエンジン軸心とは反対側の各先端同士を互いに連結する円弧状のアウタバンド７と、複数の静翼６のエンジン軸心側の各基端同士を互いに連結する円弧状のインナバンド８を具備している。
タービンノズル分割体１２におけるアウタバンド７は、流路形成部７ａと、この流路形成部７ａから遠心方向で且つ前方（図１左方向）に延出するフロントリム７ｂと、このフロントリム７ｂの先端に形成されてタービンケース２に形成された受け部２ａと係合する円弧状の係合部７ｃと、流路形成部７ａから遠心方向に延出する円弧状のリアリム７ｄと、図１（ｂ）及び図３にも示すように、このリアリム７ｄの先端に形成されてタービンケース２に固定された回り止め９と嵌合する凹部７ｅと、ジェットエンジンの後方（図１（ｂ）右方向）に向けて突出する凸部７ｆを具備しており、凸部７ｆは、凹部７ｅの裏側においてこの凹部７ｅの凹みに対応して形成されている。
この場合、回り止め９は、タービンケース２に形成された嵌合孔２ｂにはめ込んで固定されるようになっている。
このタービンノズル分割体１２におけるアウタバンド７の係合部７ｃは、タービンケース２の受け部２ａに対して、ジェットエンジンの後方（図１（ａ）右方向）から係合され、アウタバンド７の凹部７ｅも、回り止め９に対してジェットエンジンの後方から嵌合される。
そして、凹部７ｅの裏側において形成された凸部７ｆに対しては、図４にも示すように、シュラウド４の周縁部４ｂに形成された切欠き部４ｃがジェットエンジンの後方から嵌合され、これによって、タービンノズル分割体１２は、タービンケース２及びシュラウド４間に位置決めされた状態で固定されるようになっている。
一方、タービンノズル分割体１２におけるインナバンド８は、流路形成部８ａと、この流路形成部８ａから求心方向に延出するリム８ｂと、このリム８ｂの先端に形成されたシール支持部８ｃを具備しており、このシール支持部８ｃには、ハニカム部材１０が配置されている。
上記したように、この実施例に係るタービンノズルの固定部構造では、タービンノズル分割体１２におけるアウタバンド７の係合部７ｃが、タービンケース２の受け部２ａに対して、ジェットエンジンの後方（図１（ａ）右方向）から係合すると共に、図１（ｂ）に示すように、アウタバンド７の凹部７ｅが、回り止め９に対して、ジェットエンジンの後方から嵌合し、さらに、凹部７ｅの裏側に形成された凸部７ｆに対して、シュラウド４の周縁部４ｂの切欠き部４ｃがジェットエンジンの後方から嵌合することで、タービンノズル分割体１２が、タービンケース２及びシュラウド４間に位置決めされた状態で固定されるので、タービンケース２側の回り止め９とタービンノズル分割体１２との間からリークする図１（ｂ）に仮想線で示す高温ガスの量が少なく抑えられることとなる。
したがって、リークする高温ガスの量が少なく抑えられる分だけ性能のロスが低減するのに加えて、タービンケース２が高温に晒され難くなる分だけタービンケース２の長寿命化が図られることとなる。
また、アウタバンド７の凹部７ｅの裏側に形成された凸部７ｆにシュラウド４の切欠き部４ｃを嵌合させることでシュラウド４のエンジン軸心周りの回転をも抑えるようにしているので、すなわち、アウタバンド７の凹部７ｅの裏側においてこの凹部７ｅの凹みに対応して形成された凸部７ｆがシュラウド４の回り止めの役割をも果たしているので、シュラウド４の切欠き部４ｃと嵌合する回り止め部を凸部７ｆとは別個に設置しなくて済み、したがって、その分だけ重量の増加が抑えられることとなる。
さらに、上記したように、タービンケース２が高温に晒され難くなることから、低圧タービン１がアクティブ・クリアランス・コントロール・システムを採用している場合には、タービンケース２を冷却するための冷却空気を低減させ得ることとなる。
そして、この実施例に係る低圧タービン１では、性能の向上及び長寿命化が図られることとなる。
本発明に係るタービンノズルの固定部構造及びタービンの構成は、上記した実施例に限定されるものではない。
１ 低圧タービン（タービン）
２ タービンケース
２ａ 受け部
４ シュラウド
４ｃ 切欠き部
６ 静翼
７ アウタバンド
７ｃ 係合部
７ｅ 凹部
７ｆ 凸部
９ 回り止め
１１ タービンノズル
１２ タービンノズル分割体

Claims (2)

  1. 複数の静翼を具備してジェットエンジンの軸心回りに環状に配置されて、前記ジェットエンジンのタービンケース及びシュラウド間に固定される複数のタービンノズル分割体を備えたタービンノズルの固定部構造であって、
    前記タービンノズル分割体には、前記複数の静翼の前記軸心とは反対側の各先端同士を互いに連結する円弧状のアウタバンドが設けられ、
    前記タービンノズル分割体における前記アウタバンドには、前記タービンケースに形成された受け部と係合する係合部と、前記タービンケースに固定された回り止めと嵌合する凹部と、この凹部の裏側において該凹部の凹みに対応して前記ジェットエンジンの後方に向けて突出する凸部が形成され、
    前記タービンノズル分割体は、前記アウタバンドの前記係合部を前記タービンケースの受け部に前記ジェットエンジンの後方から係合すると共に、前記アウタバンドの前記凹部を前記回り止めに前記ジェットエンジンの後方から嵌合し、前記凹部の裏側において形成された前記凸部に対して、前記シュラウドに形成された切欠き部を前記ジェットエンジンの後方から嵌合することで、前記タービンケース及び前記シュラウド間に固定される
    ことを特徴とするタービンノズルの固定部構造。
  2. ジェットエンジンにおけるタービンを構成するタービンノズルの固定部構造として請求項１に記載のタービンノズルの固定部構造が用いられている
    ことを特徴とするタービン。
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