JP2016524072A

JP2016524072A - 可変後縁内側半径を有するタービンベーン

Info

Publication number: JP2016524072A
Application number: JP2016518333A
Authority: JP
Inventors: ポーター，スティーヴン，ディー．; オルス，ジョン，ティー．
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 2013-06-14
Filing date: 2014-05-20
Publication date: 2016-08-12
Anticipated expiration: 2034-05-20
Also published as: JP6392333B2; WO2014200673A1; US10619496B2; EP3008290A4; US20160069197A1; EP3008290B1; ES2695723T3; EP3008290A1

Abstract

タービンベーンは、内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に延在するエアフォイルを有する。エアフォイルは中空である。エアフォイル内部の中空部は、内側前縁と内側後縁との間に延在する。内側半径は、内側後縁において円周方向に画定され、内側前縁から内側後縁に延在する壁の間において測定される。内側半径は、内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に画定された半径方向の全長に沿って変化する。中間タービンフレーム及びガスタービンエンジンも開示される。

Description

（関連出願の参照）
本出願は、２０１３年６月１４日に出願された米国仮出願第６１／８３５０１５号の優先権を主張するものである。

本発明は、内側半径が半径方向に沿って変化するタービンベーンに関する。

ガスタービンエンジンは公知であり、これは一般に、圧縮空気を、燃料と混合して点火する燃焼セクション内に圧縮空気を供給するための圧縮機を含む。この燃焼生成物は、タービンロータを通して下流へと移動して、それらを回転させる。タービンロータは静止ベーンと交互に配置され、これらのベーンは、燃焼生成物が下流側のタービンロータに到達するときに燃焼生成物の流れを所望の状況になるよう適切に導くように使用される。

ベーンが用いられる一つの位置として、より高圧のタービンロータとより低圧のタービンロータとの間に位置付けられた中間タービンフレーム内が挙げられる。ベーンは、一般に、エアフォイル外周部を含み、中空である。エアフォイルの後縁の内側半径（inner radius）は、通常、ベーンの半径寸法に沿って一定であってきた。この内側半径は、円周方向において画定されるものである。

特徴的な実施形態では、タービンベーンは、内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に延在するエアフォイルを有する。エアフォイルは中空である。エアフォイル内部の中空部は、内側前縁と内側後縁との間に延在する。内側半径（inner radius）は、内側後縁において円周方向に画定され、内側前縁から内側後縁に延在する２つの壁の間において測定される。内側半径は、内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に画定された半径方向の全長に沿って変化する。

先の実施形態に従う別の実施形態では、内側半径は、内側及び外側プラットフォームの少なくとも一方における内側半径のほうが、内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間の半径方向に画定された領域内に配置されたより小さい半径位置における内側半径よりも大きい。

先の実施形態のいずれかに従う別の実施形態では、内側半径は、内側及び外側プラットフォームの両方における内側半径のほうが、より小さい半径位置における内側半径よりも大きい。

先の実施形態のいずれかに従う別の実施形態では、より小さい半径位置は、内側及び外側プラットフォームの少なくとも一方における内側半径よりも小さい、略一定の内側半径を含み、内側後縁の半径方向長さの大部分に沿って使用される。

先の実施形態のいずれかに従う別の実施形態では、内側及び外側プラットフォームの少なくとも一方における内側半径の、より小さい半径位置における内側半径に対する比は、１．１〜６．１である。

先の実施形態のいずれかに従う別の実施形態では、シール領域が、内側及び外側プラットフォームの少なくとも一方における後縁を越えた位置に形成される。

先の実施形態のいずれかに従う別の実施形態では、リブが、内側及び外側プラットフォームの少なくとも一方における内側後縁を越えた位置に形成される。

先の実施形態のいずれかに従う別の実施形態では、エアフォイルの外側前縁及び内側前縁が内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間を非垂直角度で延在するように、ベーンが傾斜する。

先の実施形態のいずれかに従う別の実施形態では、内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に複数個の長さが異なる内側半径が存在する。

別の特徴的な実施形態では、ガスタービンエンジンに使用される中間タービンフレームが、内側プラットフォーム及び外側プラットフォームを含む複数個のベーンを有する。各ベーンは、内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に延在するエアフォイルを有する。エアフォイルは中空であり、エアフォイル内部の中空部は、内側前縁と内側後縁との間に延在する。内側半径は、内側後縁において円周方向に画定され、中空部を画定する円周方向の壁の間において測定される。内側半径は、内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に画定された半径方向長さに沿って変化する。

先の実施形態のいずれかに従う別の実施形態では、内側半径は、内側及び外側プラットフォームの両方における半径のほうが、内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間の半径方向におけるより小さい半径位置の内側半径よりも長い。

先の実施形態のいずれかに従う別の実施形態では、より小さい半径位置は、内側及び外側プラットフォームの少なくとも一方における内側半径よりも小さい、略一定の内側半径を含み、その略一定の内側半径は、内側後縁の半径方向長さの大部分に沿って使用される。

別の特徴的な実施形態では、ガスタービンエンジンは、より高圧のタービンロータと、より低圧のタービンロータと、より高圧のタービンロータおよびより低圧のタービンロータの間に位置付けられるとともに、ベアリングを支持する中間タービンフレームと、を有する。中間タービンフレームは、内側プラットフォーム及び外側プラットフォームと、内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に延在するエアフォイルを各々が含む複数個のベーンとを含む。エアフォイルは中空であり、エアフォイル内部の中空部は、内側前縁と内側後縁との間に延在する。内側プラットフォーム及び外側プラットフォームの少なくとも一方における内側前縁の第一の位置は、内側後縁の半径方向中間の第二の位置よりも、エアフォイルの外側前縁からより長い距離をあけて離間される。

先の実施形態に従う別の実施形態では、内側半径が、内側後縁において円周方向に画定され、中空部を画定する円周方向の壁の間において測定される。内側半径は、内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に画定された半径方向長さに沿って変化し、第一の位置と第二の位置とにおいて異なる距離を提供する。

先の実施形態のいずれかに従う別の実施形態では、内側半径は、内側及び外側プラットフォームの少なくとも一方における内側半径のほうが、内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間の半径方向における領域内に配置されたより小さい半径位置における内側半径よりも大きい。

先の実施形態のいずれかに従う別の実施形態では、内側半径は、内側及び外側プラットフォームの両方における内側半径のほうが、内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間の半径方向におけるより小さい半径位置における内側半径よりも大きい。

先の実施形態のいずれかに従う別の実施形態では、シール領域が、内側及び外側プラットフォームの少なくとも一方における後縁を越えて画定された領域内の位置に形成される。

前の段落、特許請求の範囲または以下の記述及び図面の実施形態、実施例及び代替案は、任意のそれらのさまざまな態様または個々の特徴を含み、独立して用いられてもよいし、任意の組み合わせにおいて用いられてもよい。一実施形態に関連して記述された特徴は、そのような特徴が互いに矛盾しない限り、すべての実施形態に応用できる。

これらの及び他の特徴は、以下の図面及び明細書から最もよく理解できる。

ガスタービンエンジンを示す図である。図１Ａのガスタービンエンジンに組み込まれる中間タービンフレームを示す図である。ベーンの詳細を示す図である。第一の実行可能な後縁内側半径を示す図である。代替的な後縁内側半径を示す図である。図２Ａと図２Ｂの代替案との間の差異の詳細を示す図である。代替的な実施形態を示す図である。設計課題を示す図である。別の設計課題を示す図である。図２Ｃの線４−４に沿った断面図である。代替的な実施形態を示す図である。

図１Ａは、ガスタービンエンジン２０を概略的に図示する。ガスタービンエンジン２０は、２スプールターボファンとして本明細書に開示され、通常、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、及びタービンセクション２８を組み込む。代替的なエンジンは、他のシステムまたは特徴の中でも、オーグメンタセクション（図示せず）を含んでもよい。ファンセクション２２が、ナセル１５内に画定されたバイパスダクト内のバイパス流路Ｂに沿って空気を吹き流し、さらに、圧縮機セクション２４が、圧縮のためにコア流路Ｃに沿って空気を吹き流し、この空気は、燃焼器セクション２６へと連絡し、その後、タービンセクション２８を通して膨張する。開示した限定されない実施形態では、２スプールターボファンガスタービンエンジンとして描写したが、本明細書に記述した概念が２スプールターボファンの使用に限定されず、本教示が３スプール構成を含む他のタイプのタービンエンジンにも応用できることが理解されるはずである。

例示のエンジン２０は、通常、低速スプール３０及び高速スプール３２を含み、これらのスプールは、いくつかのベアリングシステム３８によって、エンジン静止構造体３６に対してエンジンの中心長手方向軸Ａを中心に回転するように取り付けられている。さまざまな位置におけるさまざまなベアリングシステム３８を、代替的または追加的に提供することができ、ベアリングシステム３８の位置を、用途に適切なように変えることができることが理解されるはずである。

低速スプール３０は、通常、ファン４２、低圧圧縮機４４及び低圧タービン４６を相互接続する内側シャフト４０を含む。内側シャフト４０は、変速機構を通じてファン４２に接続されており、例示のガスタービンエンジン２０では、ギア付き構造体４８として図示され、低速スプール３０よりも低速でファン４２を駆動する。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を含む。燃焼器５６が、例示のガスタービン２０では、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。エンジン静止構造体３６の中間タービンフレーム５７が、通常、高圧タービン５４と低圧タービン４６との間に配置されている。中間タービンフレーム５７は、さらに、ベアリングシステム３８をタービンセクション２８内において支持する。内側シャフト４０と外側シャフト５０とは同軸に配置されており、ベアリングシステム３８によって、それらの長手方向軸と同一直線上にあるエンジンの中心長手方向軸Ａを中心に回転する。図１Ａに示さない、３スプールを備えたエンジン２０の実施形態では、複数の中間タービンフレーム５７が、例えば、高スプールと中間スプールとの間、及び中間スプールと低スプールとの間に存在してもよい。当業者は、本明細書に開示されたさまざまな実施形態を、さまざまな構成のエンジン２０において見られる複数のそのようなスプール間位置に適用することができる。

コア空気流が、低圧圧縮機４４、その後、高圧圧縮機５２によって圧縮され、燃焼器５６内で混合されて燃料とともに燃焼される。その後、高圧タービン５４及び低圧タービン４６にわたる間に膨張される。中間タービンフレーム５７は、コア空気流路Ｃ内にエアフォイル５９を含む。タービン４６、５４は、それぞれ、膨張に反応して、低速スプール３０及び高速スプール３２を回転させる。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、タービンセクション２８及びファン駆動歯車装置４８の各々の位置を変えることができることが認識される。例えば、歯車装置４８は、燃焼器セクション２６の後方、さらにはタービンセクション２８の後方に位置してもよく、ファンセクション２２は、歯車装置４８の位置の前方に位置付けられてもよいし、後方に位置付けられてもよい。

一実施例のエンジン２０は、高バイパスギア付き航空機エンジンである。さらなる実施例では、エンジン２０のバイパス比は、約６（６）よりも大きく、実施例の実施形態では、約１０（１０）よりも大きい。そして、ギア付き構造体４８は、遊星歯車装置などの遊星歯車列またはギア減速比が約２．３よりも大きい他の歯車装置であり、低圧タービン４６は、約５よりも大きい圧力比を有する。開示した一実施形態では、エンジン２０のバイパス比は、約１０（１０：１）よりも大きく、ファンの直径が、低圧圧縮機４４の直径よりもかなり大きく、そして低圧タービン４６の圧力比が、約５（５：１）よりも大きい。低圧タービン４６の圧力比は、排気ノズルの前方の低圧タービン４６の出口における圧力に対する、低圧タービン４６の入口の前方で測定された圧力である。ギア付き構造体４８は、遊星歯車装置などの遊星歯車列またはギア減速比が約２．３：１よりも大きい他の歯車装置であってもよい。しかしながら、前述のパラメータが、ギア付き構造体エンジンの一実施形態の単なる例示であり、本発明を、直接駆動ターボファンを含む他のガスタービンエンジンにも応用できることが理解されるはずである。

高バイパス比に起因するバイパス流路Ｂによってかなりの量の推力がもたらされる。エンジン２０のファンセクション２２は、特定の飛行条件、一般の巡航であれば、約０．８マッハ及び約３５０００フィート用に設計されている。この０．８マッハ及び３５０００フィートの飛行条件は、エンジンの燃費が最良であり、「バケット巡航推力当たり燃料消費率（「ＴＳＦＣ」）」としても公知であり、燃焼される燃料のｌｂｍをその最小点でエンジンが発生する推力のｌｂｆで割った業界標準パラメータである。「低ファン圧力比」は、ファン出口ガイドベーン（「ＦＥＧＶ」）装置を含まない、ファンブレードのみにわたる圧力比である。限定されない一実施形態に従う、本明細書に開示されるような低ファン圧力比は、約１．４５未満である。「低修正ファン先端速度」は、実際のファン先端速度（ｆｔ／秒）を業界標準温度補正値［（Ｔｒａｍ°Ｒ）／（５１８．７°Ｒ）］^0.5で割ったものである。限定されない一実施形態に従う、本明細書に開示されるような「低修正ファン先端速度」は、約１１５０ｆｔ／秒よりも遅い。

図１Ｂは、ガスタービンエンジン２０に組み込むことができる中間タービンフレーム８０を図示する。換言すれば、中間タービンフレーム８０は、中間タービンフレーム５７の位置に使用し、ベアリング３８を支持することができる。外側プラットフォーム８２が、内側プラットフォーム８４と間隔をあけて位置する。エアフォイル８６が、内側プラットフォーム８４と外側プラットフォーム８２との間に延在する。エアフォイル８６は、中空状と見ることができる。

図１Ｃは、ベーン２００の詳細を示す。ベーン２００は、エアフォイル８６並びにプラットフォーム８２及び８４の一部分を含むように画定される。図１Ｃに示すように、ベーン２００は分割される。図１Ｃには、共に接続されて繰り返しユニットをもたらす二つのベーン２００を示すが、他の実施形態では、単一の繰り返しユニット内に存在するベーン２００の数は、一つでもよいし、複数であってもよい。繰り返しユニットは、エンジン２０の中心線を中心にして軸方向に組み立てられて、略円周方向の構造体を形成する。このように、一つ以上のベーン２００を含む複数の繰り返しユニットを共に結合することによって、図１Ｂに示すような中間タービンフレーム８０が形成される。他方で、開示した実施形態では、中間タービンフレーム８０は、単一パートとして鋳造される。

図２Ａに示すように、後縁９０における内側半径８９は、比較的小さい。代替的に、図２Ｂは、より大きい後縁半径１９０を示す。

図２Ｃは、図２Ｂの半径１９０と図２Ａの半径８９との間の材料の量の差異を示す。

図２Ｄは、プラットフォームにおける半径が過度に小さいことに関連して懸念が生じる別のベーンの実施形態４８６を概略的に示す。ベーン４８６は傾斜しており、これは、４９０における前縁の外端が内端４９１よりもさらに前方に離間されていることを意味する。この結果、外側後縁４９２も、内側後縁４９４に対して前方に離間される。別の言い方をすれば、前縁及び後縁は、非垂直角度でプラットフォームから延在する。

シール５００（概略的に示す）が、プラットフォーム８２及び８４の両方に位置付けられる。シール５００は、エアフォイル４８６内部の中空部を封鎖してはならない。いくぶん概略的に示すように、半径１９０ではなく、図２Ｃに図示するような半径８９を使用すると、後部の半径方向内端におけるシール５００が中空の部分を封鎖する可能性がある。これは望ましくはない。これにより、プラットフォームの一つにより大きい半径を有することは有益であり得るという別の理由となる。

図３Ａは、後縁内側半径１９０の終端が後縁内側半径８９の終端よりも前に位置することを示す。仮に、内側プラットフォーム８４において後縁内側半径８９を使用すると、それがシール領域９４を横切って延在する。それ故に、内側プラットフォーム８４においてはより大きい半径１９０であることが望ましい。

同様に、図３Ｂに示すリブ９８が外側プラットフォーム８２に形成され、後縁のより大きい内側半径１９０は、リブ９８を横切る手前で終端する。

しかしながら、図２Ｃから認識できるように、より大きい半径１９０を使用する結果として、追加の材料が必要となる。追加の材料は、必ずしも、プラットフォーム８２とプラットフォーム８４との間のベーン８６内の半径方向の全長に沿わなくてもよい。

それ故に、図４Ａは、後縁９０の内面１００の半径方向に沿った可変半径（variable radius）を示す。半径Ｒ₁が、外側プラットフォーム８２において使用され、後縁面１００の半径方向の全長の大部分に延在する半径Ｒ₂へと合流する。遷移半径Ｒ₃が、内側プラットフォーム８４に延在する半径Ｒ₄に遷移するように使用できる。Ｒ₁〜Ｒ₄が、図４の平面内に画定されることが理解されるはずである。換言すれば、Ｒ₁〜Ｒ₄は、図２Ｃに示すような、略円周方向かつベーン８６の壁１０２と壁１０４との間において測定される。

図４Ａは、エアフォイル８６の外側後縁における外壁１０１を示す。図４から認識できるように、この外面は、内面１００よりも一定である。他方で、外面は、変化させてもよい。

実施形態では、Ｒ₁及びＲ₄は、Ｒ₂よりもかなり大きくてもよい。実施例として、Ｒ₁及びＲ₄は、０．１５６インチ（約０．２２８６センチメートル）であり、一方で、Ｒ₂は、０．０３０インチ（約０．１０１６センチメートル）であってもよい。実施形態では、Ｒ₁またはＲ₄の、Ｒ₂に対する比は、１．１〜６．１であってもよい。ここでもまた、Ｒ₂は、面１００の半径方向の全長の大部分に延在してもよい。

実施形態では、任意の数の変化する半径を使用することができる。実施例として、小さい遷移半径と、その後に大きい内径半径（inner diameter radius）と、を持つ小半径（small radius）を外径（outer diameter）に使用することができる。さらに、前に開示したように、外側半径（outer radius）が大きく、内半径（internal radius）が小さく、そして内側半径が大きくてもよい。さらに、外側半径が大きく、内半径が大きく、そして内側半径が小さくてもよい。特定の用途に適切に、いくつかの半径の任意の数の組み合わせを使用することができる。

図４Ａに示すように、プラットフォーム８２及び８４における面１００の地点３００及び３０２は、符号３０１に示すような中間部よりも、流れ方向Ｄにおけるさらなる上流側に離間されてもよい。別の言い方をすれば、半径方向中間部３０１は、外側部３００及び３０２よりも、外壁１０１に近くてもよい。

図４Ａは、開示した特徴の実行力を示す実施例であり、さまざまな可能性を図示する。実施例として、半径方向中央突出部３０４の半径は、部分３０１よりも大きい。

実際に、図４Ｂは、さらに想定され得る実施形態２９０を示し、半径方向外側部により大きい半径Ｒ₀が存在し、遷移半径Ｔが一定半径Ｃと融合し、別の遷移半径Ｔに合流して、最終的に内端におけるより大きい半径Ｒ_Iに合流する。一定半径Ｃは、ベーン２９０の半径方向の全長の大部分に延在してもよい。

全長に沿って可変の半径を使用することにより、材料を除去し、それ故に、応力及び前述のような他の物理的な問題になおも対処しつつ、軽量化をもたらす。一実施例では、可変半径の使用によって、１ポンドほども軽量化を達成することができる。

本発明の実施形態を開示したが、当業者は、特定の変更が本開示の範囲内に収まることを認識する。その理由のために、以下の特許請求の範囲が、本開示の真の範囲及び内容を決定するように考慮されるはずである。

Claims

内側プラットフォームと外側プラットフォームとの間に延在するエアフォイルであって、中空であり、かつ、前記エアフォイル内の中空部が内側前縁と内側後縁との間に延在する、エアフォイルと、
前記内側前縁から前記内側後縁へと延在する２つの壁の間において測定された、前記内側後縁において円周方向に画定された内側半径であって、前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間に画定される半径方向長さに沿って変化する、内側半径と、
を備えた、タービンベーン。
前記内側半径は、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における内側半径のほうが、前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間の半径方向に画定された領域内に配置されたより小さい半径位置における内側半径よりも大きい、請求項１に記載のタービンベーン。
前記内側半径は、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの両方における内側半径のほうが、前記より小さい半径位置における内側半径よりも大きい、請求項２に記載のタービンベーン。
前記より小さい半径位置が、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における前記内側半径よりも小さい、略一定の内側半径を含み、前記一定の内側半径は、前記内側後縁の半径方向長さの大部分に沿って使用される、請求項２に記載のタービンベーン。
前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における前記内側半径の、前記より小さい半径位置における前記内側半径に対する比が、１．１〜６．１である、請求項２に記載のタービンベーン。
シール領域が、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における前記後縁を越えた位置に形成された、請求項２に記載のタービンベーン。
リブが、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における前記内側後縁を越えた位置に形成された、請求項２に記載のタービンベーン。
前記エアフォイルの外側前縁及び内側前縁が前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間を非垂直角度で延在するように、前記ベーンが傾斜する、請求項２に記載のタービンベーン。
前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間に複数個の長さが異なる内側半径が存在する、請求項２に記載のタービンベーン。
内側プラットフォーム及び外側プラットフォームを含み、かつ前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間に延在するエアフォイルを各々が有する、複数個のベーンを備えており、
前記エアフォイルは中空であり、前記エアフォイル内の中空部が内側前縁と内側後縁との間に延在し、前記中空部を画定する円周方向の壁の間において測定された、前記内側後縁において円周方向に画定された内側半径が、前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間に画定された半径方向長さに沿って変化する、ガスタービンエンジン用の中間タービンフレーム。
前記内側半径は、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における内側半径のほうが、前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間の半径方向に画定された領域内に配置されたより小さい半径位置における内側半径よりも大きい、請求項１０に記載のガスタービンエンジン用の中間タービンフレーム。
前記内側半径は、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの両方における半径のほうが、前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間の半径方向における前記より小さい半径位置における内側半径よりも大きい、請求項１１に記載のガスタービンエンジン用の中間タービンフレーム。
前記より小さい半径位置が、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における前記内側半径よりも小さい、略一定の内側半径を含み、前記一定の内側半径は、前記内側後縁の半径方向長さの大部分に沿って使用される、請求項１１に記載のガスタービンエンジン用の中間タービンフレーム。
前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における前記内側半径の、前記より小さい半径位置における前記内側半径に対する比が、１．１〜６．１である、請求項１１に記載のガスタービンエンジン用の中間タービンフレーム。
シール領域が、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における前記後縁を越えた位置に形成された、請求項１１に記載のガスタービンエンジン用の中間タービンフレーム。
リブが、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における前記内側後縁を越えた位置に形成された、請求項１１に記載のガスタービンエンジン用の中間タービンフレーム。
前記エアフォイルの外側前縁及び内側前縁が前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間を非垂直角度で延在するように、前記ベーンが傾斜する、請求項１１に記載の中間タービンフレーム。
前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間に複数個の長さが異なる内側半径が存在する、請求項１１に記載の中間タービンフレーム。
より高圧のタービンロータと、より低圧のタービンロータと、前記より高圧のタービンロータと前記より低圧のタービンロータとの間に位置付けられるとともにベアリングを支持する中間タービンフレームと、を備えたガスタービンエンジンであって、
前記中間タービンフレームが、内側プラットフォームと、外側プラットフォームと、前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間に延在するエアフォイルを各々が含む複数個のベーンと、を含み、
前記エアフォイルは中空であり、前記エアフォイル内の中空部が内側前縁と内側後縁との間に延在し、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における前記内側前縁の第一の位置が、前記内側後縁の半径方向中間の第二の位置よりも、前記エアフォイルの外側前縁からより長い距離をあけて離間された、ガスタービンエンジン。
前記中空部を画定する円周方向の壁の間において測定された、前記内側後縁において円周方向に画定された内側半径が、前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間に画定された半径方向長さに沿って変化し、前記第一の位置と前記第二の位置とにおいて異なる距離を提供する、請求項１９に記載のガスタービンエンジン。
前記内側半径は、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における内側半径のほうが、前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間の半径方向における領域内に配置されたより小さい半径位置における内側半径よりも大きい、請求項２０に記載のガスタービンエンジン。
前記内側半径は、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの両方における半径のほうが、前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間の半径方向における前記より小さい半径位置における内側半径よりも大きい、請求項２１に記載のガスタービンエンジン。
前記より小さい半径位置が、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における前記内側半径よりも小さい、略一定の内側半径を含み、前記一定の内側半径は、前記内側後縁の半径方向長さの大部分に沿って使用される、請求項２１に記載のガスタービンエンジン。
前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における前記内側半径の、前記より小さい半径位置における前記内側半径に対する比が、１．１〜６．１である、請求項２１に記載のガスタービンエンジン。
シール領域が、前記内側プラットフォーム及び前記外側プラットフォームの少なくとも一方における前記後縁を越えて画定される領域内の位置に形成された、請求項２０に記載のガスタービンエンジン。
前記エアフォイルの外側前縁及び内側前縁が前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間を非垂直角度で延在するように、前記ベーンが傾斜する、請求項２０に記載のガスタービンエンジン。
前記内側プラットフォームと前記外側プラットフォームとの間に複数個の長さが異なる内側半径が存在する、請求項２０に記載のガスタービンエンジン。