JP6818423B2 - ガスタービンエンジン用のシュラウドアセンブリ及びシュラウド - Google Patents
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Description
本主題は、一般に、ガスタービンエンジン用のシュラウドアセンブリ及びシュラウドに関する。より具体的には、本主題は、改善されたシュラウド構造に関する。
一般に、ガスタービンエンジンは、連続した流れの順序で、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、及び排気セクションを含む。運転中、空気は、圧縮機セクションの入口に流入し、そこでは、１つ以上の軸流圧縮機が、空気が燃焼セクションに到達するまで空気を徐々に圧縮する。燃料は、燃焼ガスを供給するために燃焼セクション内で圧縮空気と混合され、燃焼される。燃焼ガスは、燃焼セクションから、タービンセクション内に形作られた高温ガス通路を通して送られ、次に、排気セクションを介してタービンセクションから排気される。
特定の構成において、タービンセクションは、連続した流れの順序で、高圧（ＨＰ）タービン及び低圧（ＬＰ）タービンを含む。ＨＰタービン及びＬＰタービンはそれぞれ、様々な回転可能なタービン構成要素（タービンロータブレード、ロータディスク、及び保持器など）並びに様々な固定タービン構成要素（ステータベーン又はノズル、タービンシュラウド、及びエンジンフレームなど）を含む。回転可能なタービン構成要素及び固定タービン構成要素は、タービンセクションを通る高温ガス通路を少なくとも部分的に形作る。燃焼ガスが、高温ガス通路を通って流れるとき、熱エネルギーが、燃焼ガスから回転可能なタービン構成要素及び固定タービン構成要素に伝達される。
一般に、ＨＰタービン及びＬＰタービンは、さらに、高温ガス通路をさらに形作るシュラウドアセンブリを含む場合がある。隙間間隔が、シュラウドアセンブリのシュラウドと、回転可能なタービン構成要素の関連する段の回転可能なタービン構成要素との間に形作られる場合がある。シュラウドは、一般的に、シュラウドハンガによってガスタービンエンジン内に保持され、さらに、シュラウドハンガは、エンジンの様々な他の構成要素に結合される。
現在知られているシュラウドアセンブリ（特に、セラミックマトリックス複合材のシュラウドアセンブリ）に関する１つの問題点は、シュラウドの構造的剛性である。これは、シュラウドが、エンジンの運転中に比較的大きな荷重を受けるためである。最近開発されたシュラウドは、例えば、シュラウド本体の前端及び後端にあるフランジがシュラウドとハンガとを結合するためにシュラウド本体から延在する「開放」型を用いている。フランジの先端は、自由端であり、シュラウドの他の構成要素（横ビームなど）に結合されない。このような開放型の設計は、製造可能性に関して非常に多くの利点を提供するが、これらのシュラウドの構造的剛性に関して懸念が生じている。例えば、エンジンの運転中の圧力差が、シュラウドへの比較的大きな荷重をもたらす。さらに、このような荷重は、シュラウドの表面において不均一な場合がある。これらの荷重は、フランジとシュラウド本体の交点に応力をもたらす場合があり、これが、シュラウドの損傷につながる場合がある。このような問題点は、シュラウドがセラミックマトリックス複合材料から形成される場合に大きくなる懸念である。
したがって、ガスタービンエンジン用の改善されたシュラウド及びシュラウドアセンブリが求められている。特に、改善された構造的剛性を有する開放型のシュラウドが求められている。
本発明の態様及び利点は、以下の説明に部分的に述べられ、この説明から明らかになり得るし、本発明の実施を通して学ばれ得る。
本開示の一実施形態によれば、ガスタービンエンジン用のシュラウドが提供される。シュラウドは、シュラウド本体を含み、シュラウド本体は、前面と、前面から軸方向に離隔した後面と、前面と後面との間に延在する内面と、前面と後面との間に延在し、かつ内面から半径方向に離隔した外面とを含む。シュラウドは、シュラウド本体の外面から延在する前方フランジ及びシュラウド本体の外面から延在し、かつ前方フランジから軸方向に離隔した後方フランジをさらに含む。シュラウドは、前方フランジと後方フランジとの間に、これらと接触するように配置されたリブをさらに含む。
本開示の別の実施形態によれば、ガスタービンエンジン用のシュラウドアセンブリが提供される。シュラウドアセンブリは、ハンガを含み、ハンガは、前方ハンガアームと、該前方ハンガアームから軸方向に離隔した後方ハンガアームと、前方ハンガアームと後方ハンガアームとの間に延在するハンガ本体と、該ハンガ本体から延在するフランジとを含む。ハンガは、フランジに形作られた穿孔をさらに含む。シュラウドアセンブリは、シュラウドをさらに含む。シュラウドは、シュラウド本体を含み、シュラウド本体は、前面と、前面から軸方向に離隔した後面と、前面と後面との間に延在する内面と、前面と後面との間に延在し、かつ内面から半径方向に離隔した外面とを含む。シュラウドは、シュラウド本体の外面から延在する前方フランジ及びシュラウド本体の外面から延在し、かつ前方フランジから軸方向に離隔した後方フランジをさらに含む。シュラウドは、前方フランジと後方フランジとの間に、これらと接触するように配置されたリブをさらに含む。シュラウドアセンブリは、ハンガの穿孔及び前方フランジの穿孔又は後方フランジの穿孔の少なくとも１つを貫通するピンをさらに含む。
本開示の別の実施形態によれば、ガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、圧縮機と、燃焼セクションと、タービンと、圧縮機又はタービンの１つに配置されるシュラウドとを含む。シュラウドは、シュラウド本体を含み、シュラウド本体は、前面と、前面から軸方向に離隔した後面と、前面と後面との間に延在する内面と、前面と後面との間に延在し、かつ内面から半径方向に離隔した外面とを含む。シュラウドは、シュラウド本体の外面から延在する前方フランジ及びシュラウド本体の外面から延在し、かつ前方フランジから軸方向に離隔した後方フランジをさらに含む。シュラウドは、前方フランジと後方フランジとの間に、これらと接触するように配置されたリブをさらに含む。
本発明のこれら及び他の特徴、態様、及び利点は、以下の説明及び添付の特許請求の範囲を参照することによってより良く理解されるようになる。本明細書に組み込まれ、本明細書の一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を示しており、説明と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。
当業者を対象とした、本発明の完全かつ有効な開示（その最良の態様を含む）が、添付図面への参照がなされる本明細書に述べられている。
次に、本発明の現在の実施形態を詳細に参照するが、その１つ以上の例が、添付図面に示されている。詳細な説明では、図面中の特徴を参照するために、数字及び文字による指示が使用されている。図面及び説明における同じ又は同様の指示は、本発明の同じ又は同様の部分を参照するために使用されている。本明細書で使用される場合、「第１の」、「第２の」、及び「第３の」という用語は、構成要素を互いに区別するために交換可能に使用され得るものであり、個々の構成要素の位置又は重要性を意味するためのものではない。「上流」及び「下流」という用語は、流体経路における流体の流れに関する相対流れ方向を意味する。例えば、「上流」は、流体が流れてくる流れ方向を意味し、「下流」は、流体が流れていく流れ方向を意味する。
さらに、本明細書で使用される場合、用語「軸方向の」又は「軸方向に」は、エンジンの長手方向軸線に沿った次元を意味する。「軸方向の」又は「軸方向に」と共に使用される用語「前方の」は、エンジン入口への方向又はある構成要素が別の構成要素に比べて相対的にエンジン入口の近くにあることを意味する。「軸方向の」又は「軸方向に」と共に使用される用語「後方の」は、エンジンノズルへの方向又はある構成要素が別の構成要素に比べて相対的にエンジンノズルの近くにあることを意味する。用語「半径方向の」又は「半径方向に」は、エンジンの中心長手方向軸線とエンジンの外周との間に延びる次元を意味する。
次に図面を参照すると、図１は、本開示の様々な実施形態を組み込み得る、本明細書では「ターボファン１０」と呼ばれる例示的な高バイパスターボファン式エンジン１０の概略断面図である。図１に示されているように、ターボファン１０は、参照目的のために、そこを通って延びる長手方向又は軸方向の中心軸線１２を有する。一般に、ターボファン１０は、ファンセクション１６の下流に配置されたコアタービン又はガスタービンエンジン１４を含んでもよい。
ガスタービンエンジン１４は、一般に、環状入口２０を形作る略管状の外側ケーシング１８を含んでもよい。外側ケーシング１８は、多数のケーシングから形成されてもよい。外側ケーシング１８は、連続した流れ関係で、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２２、高圧（ＨＰ）圧縮機２４を有する圧縮機セクションと、燃焼セクション２６と、高圧（ＨＰ）タービン２８、低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクションと、ジェット排気ノズルセクション３２とを包み込んでいる。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール３４は、ＨＰタービン２８とＨＰ圧縮機２４とを駆動連結している。低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール３６は、ＬＰタービン３０とＬＰ圧縮機２２とを駆動連結している。また、（ＬＰ）スプール３６は、ファンセクション１６のファンスプール又はシャフト３８に連結されてもよい。特定の実施形態では、（ＬＰ）スプール３６は、直接駆動構成などでファンスプール３８に直接連結されてもよい。代替的な構成において、（ＬＰ）スプール３６は、間接駆動構成又はギヤ駆動構成で、減速ギヤのギヤボックスなどの減速装置３７を介してファンスプール３８に連結されてもよい。このような減速装置は、要求又は必要に応じてエンジン１０内の任意の適切なシャフト／スプールの間に含まれてもよい。
図１に示されているように、ファンセクション１６は、複数のファンブレード４０を含み、複数のファンブレード４０は、ファンスプール３８に結合され、これから半径方向外側に延在する。環状のファンケーシング又はナセル４２は、ファンセクション１６及び／又はガスタービンエンジン１４の少なくとも一部を周方向に囲んでいる。ナセル４２は、周方向に互いに離隔した複数の出口ガイドベーン４４によってガスタービンエンジン１４に対して支持されるように構成されてもよいことが、当業者によって認識されるべきである。さらに、ナセル４２の下流セクション４６（ガイドベーン４４の下流にある）は、ガスタービンエンジン１４の外側部分との間にバイパス空気流路４８を形作るようにガスタービンエンジン１４の外側部分を覆うよう延在してもよい。
図２は、本発明の様々な実施形態を組み込み得る、図１に示されているようなガスタービンエンジン１４のＨＰタービン２８の部分の拡大断面図を提供している。図２に示されているように、ＨＰタービン２８は、連続した流れ関係で、タービンロータブレード５８（１つしか示されていない）の環状配列５６から軸方向に離隔したステータベーン５４（１つしか示されていない）の環状配列５２を含む第１の段５０を含む。ＨＰタービン２８は、タービンロータブレード６８（１つしか示されていない）の環状配列６６から軸方向に離隔したステータベーン６４（１つしか示されていない）の環状配列６２を含む第２の段６０をさらに含む。タービンロータブレード５８、６８は、ＨＰスプール３４（図１）から半径方向外側に延在し、ＨＰスプール３４に結合されている。図２に示されているように、ステータベーン５４、６４及びタービンロータブレード５８、６８は、燃焼セクション２６（図１）からの燃焼ガスをＨＰタービン２８を通して送るための高温ガス通路７０を少なくとも部分的に形作っている。
図２にさらに示されているように、ＨＰタービンは、１つ以上のシュラウドアセンブリであって、それぞれがロータブレードの環状配列の周りの環状リングを形成する１つ以上のシュラウドアセンブリを含んでもよい。例えば、シュラウドアセンブリ７２は、第１の段５０のロータブレード５８の環状配列５６の周囲の環状リングを形成してもよく、シュラウドアセンブリ７４は、第２の段６０のタービンロータブレード６８の環状配列６６の周囲の環状リングを形成してもよい。一般に、シュラウドアセンブリ７２、７４のシュラウドは、ロータブレード５８、６８のそれぞれのブレード先端７６、７８から半径方向に離隔している。半径方向間隔又は隙間間隔ＣＬが、ブレード先端７６、７８とシュラウドとの間に形作られている。シュラウド及びシュラウドアセンブリは、一般に、高温ガス通路７０からの漏れを低減する。
シュラウド及びシュラウドアセンブリが、低圧圧縮機２２、高圧圧縮機２４、及び／又は低圧タービン３０において同様の方法でさらに利用され得ることに留意すべきである。したがって、本明細書に開示されているようなシュラウド及びシュラウドアセンブリは、ＨＰタービンでの使用に限定されず、それどころか、ガスタービンエンジンの任意の適切なセクションに利用され得る。
次に図３〜図１０を参照すると、改善されたシュラウドアセンブリ１００及びそのシュラウド１０２が開示されている。本明細書に開示されているようなシュラウドアセンブリ１００は、シュラウドアセンブリ７２、７４（上述したような）又はエンジン１０の任意の他の適切なシュラウドアセンブリの代わりに利用され得る。同様に、本明細書に開示されているようなシュラウド１０２は、シュラウド（上述したような）又はエンジン１０の任意の他の適切なシュラウドの代わりに利用され得る。
本開示に係るシュラウド１０２及びシュラウドアセンブリ１００は、多くの利点を提供する。特に、本開示に係るシュラウド１０２は、改善された構造的剛性を有する「開放」型のシュラウドである。例えば、このようなシュラウドは、好適には、シュラウドに補強効果を与え、これにより、フランジ本体の交点における応力を低減し、エンジンの運転中にシュラウドが受ける荷重の結果として結果的に生じるシュラウドへの損傷を低減するリブを含む。本開示に係るシュラウド設計は、シュラウドがセラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料から形成される場合に特に好適である。
図３は、シュラウドアセンブリ１００を示しており、シュラウドアセンブリ１００は、本開示に係るシュラウド１０２及びハンガ１０４を含む。図４〜図１０は、本開示に係るシュラウド１０２の様々な実施形態を示している。本開示に係るシュラウド１０２は、例えば、シュラウド本体１１０、前方フランジ１２０、及び後方フランジ１３０を含んでもよい。さらに、シュラウド１０２は、１つ以上のリブ１４０を含んでもよい。例示的な実施形態では、シュラウド本体１１０、フランジ１２０、１３０、及びリブ１４０（並びにシュラウド１０２一般）は、ＣＭＣ材料から形成されてもよいが、代替的な実施形態では、シュラウド本体１１０、フランジ１２０、１３０、及びリブ１４０（並びにシュラウド１０２一般）は、金属などの別の適切な材料から形成されてもよい。特に、例示的な実施形態では、シュラウド本体１１０、フランジ１２０、１３０、及びリブ１４０は、一体であってもよく、したがって、概ね単一部品として形成されてもよい。
シュラウド本体１１０は、前面１１２及び後面１１４を含んでもよい。後面１１４は、前面１１２から軸方向に（例えば、エンジン１０の場合は概ね中心線１２に沿って）離隔したている。内面１１６及び外面１１８がそれぞれ、前面１１２と後面１１４との間に延在してもよい。外面１１８は、内面１１６から半径方向に離隔したている。内面１１６は、シュラウド１０２がエンジン１０内にあるとき、高温ガス通路７０にさらされ、したがって、その一方で外面１１８は、高温ガス通路７０から半径方向に離隔しる。
前方フランジ１２０及び後方フランジ１３０はそれぞれ、シュラウド本体１１０（その外面１１８など）から延在してもよい。後方フランジ１３０は、前方フランジ１２０から軸方向に離隔してもよい。さらに、前方フランジ１２０は、概ね本体１１０の前面１１２の近くに配置されてもよく、一方、後方フランジ１３０は、概ね本体１１０の後面１１４の近くに配置されてもよい。フランジ１２０、１３０のそれぞれは、（それぞれ）前面１２２、１３２及び後面１２４、１３４を含んでもよい。図示のように、フランジ１２０、１３０はそれぞれ、その長さに沿って概ね周方向に延在してもよく、したがって、周方向に配置されてもよい。
さらに、１つ以上の穿孔１２６、１３６が、それぞれ、フランジ１２０、１３０のそれぞれに形作られてもよい。穿孔１２６、１３６のそれぞれは、例えば、関連するフランジ１２０、１３０の関連する前面１２２、１３２と関連する後面１２４、１３４を概ね軸方向に貫通してもよい。穿孔１２６、１３６は、一般に、シュラウド１０２とハンガ１０４とを結合するために利用される。例えば、ピンが、シュラウド１０２とハンガ１０４とを結合するために穿孔１２６、１３６及びハンガ１０４の関連する穿孔に挿入されてもよい。
簡単に図３を参照すると、例示的なハンガ１０４が示されている。ハンガ１０４は、一般に、エンジン１０のシュラウド１０２に結合され、これを支持し、また、ハンガ１０４自体が、エンジン１０の様々な他の構成要素によって支持される。ハンガ１０４は、ハンガ本体１６０並びにハンガ本体１６０から（例えば、ハンガ本体１６０から半径方向外側に（高温ガス通路７０から離れる方向に））延在する前方ハンガアーム１６２及び後方ハンガアーム１６４を含んでもよい。このように、ハンガ本体１６０は、アーム１６２、１６４間に延在してもよい。後方アーム１６４は、図示のように前方アーム１６２から軸方向に離隔してもよい。
ハンガ１０４は、ハンガ本体１６０から（例えば、ハンガ本体１６０から半径方向内側に（高温ガス通路７０に向かって））延在する１つ以上のフランジをさらに含んでもよい。例えば、前方フランジ１７２及び後方フランジ１７４が、ハンガ本体１６０から延在してもよい。後方フランジ１７４は、前方フランジ１７２から軸方向に離隔してもよい。前方フランジ１７２は、前方ハンガアーム１６２の近くにあってもよく、後方フランジ１７４は、後方ハンガアーム１６４の近くにあってもよい。１つ以上の穿孔１７６、１７８が、それぞれフランジ１７２、１７４に形作られてもよい。
組み立てられるとき、シュラウドフランジ１２０、１３０の穿孔１２６、１３６は、一般に、関連するハンガ穿孔１７６、１７８に位置合わせされてもよい。例えば、穿孔１２６は、穿孔１７６に位置合わせされてもよく、穿孔１３６は、穿孔１７８に位置合わせされてもよい。１つ以上のピン１８０が、ハンガ１０４とシュラウド１０２とを互いに結合するために関連する穿孔に挿入され、これにより、これらを貫通してもよい。図示のような一部の実施形態では、ピン１８０は、位置合わせされた穿孔１２６、１７６、１３６、及び１７８を貫通してもよい。或いは、別々のピンが、位置合わせされた穿孔１２６、１７６及び位置合わせされた穿孔１３６、１７８のために利用されてもよい。
再び図４〜図１０を参照すると、本開示に係るシュラウド１０２は、１つ以上のリブ１４０をさらに含んでもよい。リブ１４０のそれぞれは、前方フランジ１２０と後方フランジ１３０との間に、これらと接触するように配置されてもよい。一部の実施形態では、図４、図５、図７、及び図８に示されているように、リブ１４０は、シュラウド本体１１０から（その外面１１８などから）延在してもよい。他の実施形態では、図６に示されているように、リブ１４０は、シュラウド本体１１０から（その外面１１８などから）半径方向に離隔してもよい。特に、本開示に係るリブ１４０は、前方フランジ１２０の後面１２４と後方フランジ１３０の前面１３２との間に、これらと接触するように配置されてもよい。一般に、上述したように、リブ１４０は、好適には、関連するシュラウド１０２を安定化させ、これに構造的剛性を与え得る。特に、このような安定化及び構造的剛性は、リブ１４０とフランジ１２０、１３０との接触によって与えられる。
図示のような例示的な実施形態では、リブ１４０は、前方フランジ１２０と後方フランジ１３０との間に軸方向に（したがって、シュラウド１０２がエンジン１０に取り付けられた場合に中心線１２に沿って）延在してもよい。或いは、リブ１４０は、軸方向に対して適切な角度をなして前方フランジ１２０と後方フランジ１３０との間に延在してもよい。
図示のように、本開示に係るシュラウド本体１１０は、第１の側面１５０と第２の側面１５２との間に概ね周方向に延在する。これらの面は、シュラウド本体１１０の前面１１２と後面１１４との間に概ね軸方向に延在する。一部の実施形態では、図４及び図６に示されているように、リブ１４０は、第１の側面１５０及び／又は第２の側面１５２に配置されてもよい。さらに又は或いは、図５に示されているように、１つ以上のリブ１４０は、第１の側面１５０と第２の側面１５２との間に配置されてもよい。多数のリブ１４０が利用される場合、リブ１４０は、一般に、図４〜図６に示されているように周方向に互いに離隔してもよい。
リブ１４０のそれぞれは、高さ１４２（図示のようにリブ１４０の半径方向次元に沿って延びる）及び長さ１４４（前方フランジ１２０と後方フランジ１３０との間に延びるリブ１４０の次元に沿って延びる）をさらに有してもよい。一部の実施形態では、図４及び図６に示されているように、リブ１４０のそれぞれは、概ね同一の高さ１４２（又は長さ１４４にわたる最大高さ１４２）を有する。他の実施形態では、図５に示されているように、１つ以上のリブ１４０の高さ１４２（又は長さ１４４にわたる最大高さ１４２）は、別の１つ以上のリブ１４０の高さ１４２（又は長さ１４４にわたる最大高さ１４２）より大きくてもよい。
さらに、一部の実施形態では、図７に示されているように、高さ１４２は、長さ１４４の全体にわたって概ね一定であってもよい。注目すべきは、概ね一定の高さが、図７に示されているように、リブ１４０と前方フランジ１２０及び後方フランジ１３０との交点における面取り又は他の製造特徴に起因して高さの変化を含むことである。他の実施形態では、図８に示されているように、高さ１４２は、長さ１４４にわたって変化してもよい。例えば、図示のように、高さ１４２は、前方フランジ１２０及び／又は後方フランジ１３０から長さ１４４の少なくとも一部にわたって次第に低くなっていてもよい。
述べたように、シュラウド本体１１０、前方フランジ１２０、後方フランジ１３０、及びリブ１４０は、例示的な実施形態ではセラミックマトリックス複合材料から形成される。次に図９及び図１０を参照すると、本開示に係るリブ１４０は、それゆえに、例示的な実施形態ではセラミックマトリックス複合材の複数のプライ１４６から形成されてもよい。プライ１４６のそれぞれは、セラミックマトリックスに埋め込まれる繊維（セラミック繊維など）を含んでもよい。繊維は、連続繊維（プライの長さ全体にわたって延びる）又は非連続繊維（プライの長さの一部のみにわたって延びる）であってもよい。
さらに、プライ１４６の様々な構成が、リブ１４０を形成するために利用されてもよい。例えば、図９に示されているような一部の実施形態では、複数のプライ１４６は、半径方向に沿って積み重ねられてもよい。他の実施形態では、図１０に示されているように、１組以上のプライ１４６が、各組のプライの一部が半径方向に沿って積み重ねられ、その組のプライの一部が周方向に積み重ねられるように曲げられてもよい。図１０は、第１のプライ材１４７及び第２のプライ材１４８を示しており、第１のプライ材１４７及び第２のプライ材１４８はそれぞれ、上記のように曲げられた１組のプライから形成されている。これらの要素１４７、１４８は、リブ１４０を形成するように互いに対向するように配置されている。さらに、セラミックマトリックス複合材料の充填材１４９（これは、１つ以上のプライから形成され得るものであり、従来から「ヌードル（ｎｏｏｄｌｅ）」として知られている）が、部材１４７、１４８間の空隙を埋めるために設けられてもよい。さらに他の実施形態では、一般に、セラミックマトリックス複合材料のプライ又はセラミックマトリックス複合材料の任意の適切な配置が、このようなリブ１４０を形成するために利用され得る。
この記載された説明では、最良の態様を含めて本発明を開示するために、さらには、任意の当業者が任意の装置又はシステムの作製及び使用並びに任意の組み込み方法の実行を含めて本発明を実施することを可能にするために、例が使用されている。本発明の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって規定されており、また、当業者によって想到される他の例を含み得る。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を含む場合又は特許請求の範囲の文言と実質的に異ならない均等な構造的要素を含む場合に、特許請求の範囲内にあることが意図されている。
１０ ターボファンジェットエンジン
１２ 長手方向又は軸方向の中心線／中心軸線
１４ コア／ガスタービンエンジン
１６ ファンセクション
１８ 外側ケーシング
２０ 入口
２２ 低圧圧縮機
２４ 高圧圧縮機
２６ 燃焼セクション
２８ 高圧タービン
３０ 低圧タービン
３２ ジェット排気セクション
３４ 高圧シャフト／スプール
３６ 低圧シャフト／スプール
３７ 減速装置
３８ ファンスプール／シャフト
４０ ファンブレード
４２ ファンケーシング又はナセル
４４ 出口ガイドベーン
４６ 下流セクション
４８ バイパス空気流路
５０ 第１の段
５２ 列
５４ ステータベーン
５６ 列
５８ タービンロータブレード
６０ 第２の段
６２ 列
６４ ステータベーン
６６ 列
６８ タービンロータブレード
７０ 高温ガス通路
７２ シュラウドアセンブリ
７４ シュラウドアセンブリ
７６ ブレード先端
７８ ブレード先端
１００ シュラウドアセンブリ
１０２ シュラウド
１０４ ハンガ
１１０ 本体
１１２ 前面
１１４ 後面
１１６ 内面
１１８ 外面
１２０ 前方フランジ
１２２ 前面
１２４ 後面
１２６ 穿孔
１３０ 後方フランジ
１３２ 前面
１３４ 後面
１３６ 穿孔
１４０ リブ
１４２ 高さ
１４４ 長さ
１４６ プライ
１４７ 第１のプライ材
１４８ 第２のプライ材
１４９ 充填材
１５０ 第１の側面（シュラウド）
１５２ 第２の側面（シュラウド）
１６０ ハンガ本体
１６２ 前方ハンガアーム
１６４ 後方ハンガアーム
１７２ 前方フランジ
１７４ 後方フランジ
１７６ 穿孔
１７８ 穿孔
１８０ ピン
１２ 長手方向又は軸方向の中心線／中心軸線
１４ コア／ガスタービンエンジン
１６ ファンセクション
１８ 外側ケーシング
２０ 入口
２２ 低圧圧縮機
２４ 高圧圧縮機
２６ 燃焼セクション
２８ 高圧タービン
３０ 低圧タービン
３２ ジェット排気セクション
３４ 高圧シャフト／スプール
３６ 低圧シャフト／スプール
３７ 減速装置
３８ ファンスプール／シャフト
４０ ファンブレード
４２ ファンケーシング又はナセル
４４ 出口ガイドベーン
４６ 下流セクション
４８ バイパス空気流路
５０ 第１の段
５２ 列
５４ ステータベーン
５６ 列
５８ タービンロータブレード
６０ 第２の段
６２ 列
６４ ステータベーン
６６ 列
６８ タービンロータブレード
７０ 高温ガス通路
７２ シュラウドアセンブリ
７４ シュラウドアセンブリ
７６ ブレード先端
７８ ブレード先端
１００ シュラウドアセンブリ
１０２ シュラウド
１０４ ハンガ
１１０ 本体
１１２ 前面
１１４ 後面
１１６ 内面
１１８ 外面
１２０ 前方フランジ
１２２ 前面
１２４ 後面
１２６ 穿孔
１３０ 後方フランジ
１３２ 前面
１３４ 後面
１３６ 穿孔
１４０ リブ
１４２ 高さ
１４４ 長さ
１４６ プライ
１４７ 第１のプライ材
１４８ 第２のプライ材
１４９ 充填材
１５０ 第１の側面（シュラウド）
１５２ 第２の側面（シュラウド）
１６０ ハンガ本体
１６２ 前方ハンガアーム
１６４ 後方ハンガアーム
１７２ 前方フランジ
１７４ 後方フランジ
１７６ 穿孔
１７８ 穿孔
１８０ ピン
Claims (20)
- ガスタービンエンジン用のシュラウドであって、
前面、該前面から軸方向に離隔した後面、前面と後面との間に延在する内面、及び前面と後面との間に延在し、かつ内面から半径方向に離隔した外面を備えるシュラウド本体と、
シュラウド本体の外面から延在する前方フランジと、
シュラウド本体の外面から延在し、かつ前方フランジから軸方向に離隔した後方フランジと、
前方フランジと後方フランジとの間に前方フランジ及び後方フランジと接触するように配置されたリブであって、前記リブは、半径方向に積み重ねられた複数のプライを含み、前記複数のプライの各プライは、前記シュラウド本体の外面に平行である、リブと
を備えるシュラウド。 - リブが、前方フランジと後方フランジとの間に軸方向に延在する、請求項１に記載のシュラウド。
- リブが、半径方向に延びる高さ及び前方フランジと後方フランジとの間に延びる長さを有し、高さがその長さ全体にわたって概ね一定である、請求項１に記載のシュラウド。
- リブが、半径方向に延びる高さ及び前方フランジと後方フランジとの間に延びる長さを有し、高さが、前方フランジ及び後方フランジの少なくとも一方から長さの少なくとも一部にわたって次第に低くなっている、請求項１に記載のシュラウド。
- リブが、複数のリブである、請求項１に記載のシュラウド。
- 複数のリブのそれぞれが、複数のリブの他のリブから概ね周方向に離隔している、請求項５に記載のシュラウド。
- 複数のリブのそれぞれが、半径方向に延びる高さを有し、複数のリブの１以上の高さが、複数のリブの少なくとも別のリブの高さよりも大きい、請求項５に記載のシュラウド。
- シュラウド本体、前方フランジ、後方フランジ、及びリブが、セラミックマトリックス複合材料から形成されている、請求項１に記載のシュラウド。
- リブが、セラミックマトリックス複合材の複数のプライから形成されており、セラミックマトリックス複合材の複数のプライが、半径方向に沿って積み重ねられている、請求項８に記載のシュラウド。
- リブが、セラミックマトリックス複合材の複数のプライから形成されており、セラミックマトリックス複合材の複数のプライが、該複数のプライの一部が半径方向に沿って積み重ねられ、複数のプライの一部が周方向に積み重ねられるように曲げられている、請求項８に記載のシュラウド。
- セラミックマトリックス複合材の複数のプライが、第１のプライ材及び第２のプライ材を備え、第１のプライ材及び第２のプライ材のそれぞれが、セラミックマトリックス複合材の複数のプライであって、該複数のプライの一部が半径方向に沿って積み重ねられ、複数のプライの一部が周方向に積み重ねられるように曲げられた、セラミックマトリックス複合材の複数のプライを備える、請求項１０に記載のシュラウド。
- ガスタービンエンジン用のシュラウドアセンブリであって、
ハンガであって、前方ハンガアーム、該前方ハンガアームから軸方向に離隔した後方ハン
ガアーム、前方ハンガアームと後方ハンガアームとの間に延在するハンガ本体、及びハンガ本体から延在するフランジを備え、ハンガが、フランジに形作られた穿孔をさらに備えるハンガと、
シュラウドであって、
前面、該前面から軸方向に離隔した後面、前面と後面との間に延在する内面、及び前面と後面との間に延在し、かつ内面から半径方向に離隔した外面を備えるシュラウド本体、
シュラウド本体の外面から延在し、かつ穿孔を有する前方フランジ、
シュラウド本体の外面から延在し、前方フランジから軸方向に離隔し、穿孔を有する後方フランジ、並びに
前方フランジと後方フランジとの間に前方フランジ及び後方フランジと接触するように配置されたリブであって、前記リブは、半径方向に積み重ねられた複数のプライを含み、前記複数のプライの各プライは、前記シュラウド本体の外面に平行である、リブ
を備えるシュラウドと、
ハンガの穿孔及び前方フランジの穿孔又は後方フランジの穿孔の少なくとも１つを貫通するピンと
を備えるシュラウドアセンブリ。 - リブが、前方フランジと後方フランジとの間に軸方向に延在する、請求項１２に記載のシュラウドアセンブリ。
- リブが、半径方向に延びる高さ及び前方フランジと後方フランジとの間に延びる長さを有し、高さが、全長にわたって概ね一定である、請求項１２に記載のシュラウドアセンブリ。
- リブが、半径方向に延びる高さ及び前方フランジと後方フランジとの間に延びる長さを有し、高さが、前方フランジ及び後方フランジの少なくとも一方から長さの少なくとも一部にわたって次第に低くなっている、請求項１２に記載のシュラウドアセンブリ。
- リブが、複数のリブである、請求項１２に記載のシュラウドアセンブリ。
- 複数のリブのそれぞれが、複数のリブの他のリブから概ね周方向に離隔している、請求項１６に記載のシュラウドアセンブリ。
- 複数のリブのそれぞれが、半径方向に延びる高さを有し、複数のリブの１以上の高さが、複数のリブの少なくとも別のリブの高さよりも大きい、請求項１６に記載のシュラウドアセンブリ。
- シュラウド本体、前方フランジ、後方フランジ、及びリブが、セラミックマトリックス複合材料から形成されている、請求項１２に記載のシュラウドアセンブリ。
- ガスタービンエンジンであって、
圧縮機と、
燃焼セクションと、
タービンと、
圧縮機又はタービンの１つに配置されたシュラウドであって、
前面、該前面から軸方向に離隔した後面、前面と後面との間に延在する内面、及び前面と後面との間に延在し、かつ内面から半径方向に離隔した外面を備えるシュラウド本体、
シュラウド本体の外面から延在する前方フランジ、
シュラウド本体の外面から延在し、かつ前方フランジから軸方向に離隔した後方フランジ、並びに
前方フランジと後方フランジとの間に前方フランジ及び後方フランジと接触するように配置されたリブであって、前記リブは、半径方向に積み重ねられた複数のプライを含み、前記複数のプライの各プライは、前記シュラウド本体の外面に平行である、リブ
を備えるシュラウドと
を備えるガスタービンエンジン。
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| US10221713B2 (en) * | 2015-05-26 | 2019-03-05 | Rolls-Royce Corporation | Shroud cartridge having a ceramic matrix composite seal segment |
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| US10087770B2 (en) | 2015-05-26 | 2018-10-02 | Rolls-Royce Corporation | Shroud cartridge having a ceramic matrix composite seal segment |
| US10370998B2 (en) * | 2015-05-26 | 2019-08-06 | Rolls-Royce Corporation | Flexibly mounted ceramic matrix composite seal segments |
| US9963990B2 (en) * | 2015-05-26 | 2018-05-08 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Ceramic matrix composite seal segment for a gas turbine engine |
| US10352273B2 (en) * | 2016-11-08 | 2019-07-16 | Rohr, Inc. | Track beam with composite lug |
| KR101901683B1 (ko) * | 2017-02-06 | 2018-09-27 | 두산중공업 주식회사 | 직선형 냉각홀을 포함하는 가스터빈 링세그먼트 및 이를 포함하는 가스터빈 |
| FR3064023B1 (fr) * | 2017-03-16 | 2019-09-13 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine |
| CA3000376A1 (en) * | 2017-05-23 | 2018-11-23 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly having ceramic matrix composite track segments with metallic attachment features |
| US10619514B2 (en) * | 2017-10-18 | 2020-04-14 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite assembly with compliant pin attachment features |
| US10557366B2 (en) * | 2018-01-05 | 2020-02-11 | United Technologies Corporation | Boas having radially extended protrusions |
| US20190264578A1 (en) * | 2018-02-23 | 2019-08-29 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly |
| US20190309643A1 (en) * | 2018-04-05 | 2019-10-10 | United Technologies Corporation | Axial stiffening ribs/augmentation fins |
| US11085316B2 (en) * | 2018-08-22 | 2021-08-10 | Raytheon Technologies Corporation | Blade outer air seal formed of laminate and having radial support hooks |
| US10858949B2 (en) | 2018-09-12 | 2020-12-08 | Rolls-Royce Corporation | Multi-piece carrier assembly for mounting ceramic matrix composite seal segments |
| US10968761B2 (en) | 2018-11-08 | 2021-04-06 | Raytheon Technologies Corporation | Seal assembly with impingement seal plate |
| US10815810B2 (en) * | 2019-01-10 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | BOAS assemblies with axial support pins |
| US11047245B2 (en) * | 2019-08-12 | 2021-06-29 | Raytheon Technologies Corporation | CMC component attachment pin |
| US11255209B2 (en) | 2019-08-29 | 2022-02-22 | Raytheon Technologies Corporation | CMC BOAS arrangement |
| US11085317B2 (en) * | 2019-09-13 | 2021-08-10 | Raytheon Technologies Corporation | CMC BOAS assembly |
| US11466585B2 (en) | 2019-11-06 | 2022-10-11 | Raytheon Technologies Corporation | Blade outer air seal arrangement and method of sealing |
| US11208918B2 (en) | 2019-11-15 | 2021-12-28 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly with case captured seal segment carrier |
| US11053817B2 (en) | 2019-11-19 | 2021-07-06 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly with ceramic matrix composite blade track segments and full hoop carrier |
| US11174795B2 (en) | 2019-11-26 | 2021-11-16 | Raytheon Technologies Corporation | Seal assembly with secondary retention feature |
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| US11208896B1 (en) | 2020-10-20 | 2021-12-28 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud having ceramic matrix composite component mounted with cooled pin |
| US11255210B1 (en) * | 2020-10-28 | 2022-02-22 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite turbine shroud assembly with joined cover plate |
| US11459894B1 (en) * | 2021-03-10 | 2022-10-04 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil fairing with rib having radial notch |
| US11629607B2 (en) | 2021-05-25 | 2023-04-18 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly with radially and axially biased ceramic matrix composite shroud segments |
| US11286812B1 (en) * | 2021-05-25 | 2022-03-29 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly with axially biased pin and shroud segment |
| US11346251B1 (en) | 2021-05-25 | 2022-05-31 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly with radially biased ceramic matrix composite shroud segments |
| US11346237B1 (en) * | 2021-05-25 | 2022-05-31 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly with axially biased ceramic matrix composite shroud segment |
| US11761351B2 (en) | 2021-05-25 | 2023-09-19 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly with radially located ceramic matrix composite shroud segments |
| US11441441B1 (en) | 2021-06-18 | 2022-09-13 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud with split pin mounted ceramic matrix composite blade track |
| US11319828B1 (en) | 2021-06-18 | 2022-05-03 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly with separable pin attachment |
| US11499444B1 (en) | 2021-06-18 | 2022-11-15 | Rolls-Royce Corporation | Turbine shroud assembly with forward and aft pin shroud attachment |
| US11773751B1 (en) | 2022-11-29 | 2023-10-03 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating threaded insert |
| US11840936B1 (en) | 2022-11-30 | 2023-12-12 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating shim kit |
| US11713694B1 (en) | 2022-11-30 | 2023-08-01 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with two-piece carrier |
| US11732604B1 (en) | 2022-12-01 | 2023-08-22 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite blade track segment with integrated cooling passages |
| US11885225B1 (en) | 2023-01-25 | 2024-01-30 | Rolls-Royce Corporation | Turbine blade track with ceramic matrix composite segments having attachment flange draft angles |
Family Cites Families (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5071313A (en) * | 1990-01-16 | 1991-12-10 | General Electric Company | Rotor blade shroud segment |
| GB2290833B (en) | 1994-07-02 | 1998-08-05 | Rolls Royce Plc | Turbine blade |
| US5584651A (en) | 1994-10-31 | 1996-12-17 | General Electric Company | Cooled shroud |
| US5641267A (en) * | 1995-06-06 | 1997-06-24 | General Electric Company | Controlled leakage shroud panel |
| US5738490A (en) | 1996-05-20 | 1998-04-14 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Gas turbine engine shroud seals |
| CA2366357A1 (en) * | 1999-03-24 | 2000-09-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Covering element and arrangement with a covering element and with a carrying structure |
| US7033138B2 (en) * | 2002-09-06 | 2006-04-25 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Ring segment of gas turbine |
| US6884026B2 (en) | 2002-09-30 | 2005-04-26 | General Electric Company | Turbine engine shroud assembly including axially floating shroud segment |
| US6814538B2 (en) | 2003-01-22 | 2004-11-09 | General Electric Company | Turbine stage one shroud configuration and method for service enhancement |
| US7008183B2 (en) * | 2003-12-26 | 2006-03-07 | General Electric Company | Deflector embedded impingement baffle |
| US7306424B2 (en) * | 2004-12-29 | 2007-12-11 | United Technologies Corporation | Blade outer seal with micro axial flow cooling system |
| US8251637B2 (en) * | 2008-05-16 | 2012-08-28 | General Electric Company | Systems and methods for modifying modal vibration associated with a turbine |
| US8118546B2 (en) | 2008-08-20 | 2012-02-21 | Siemens Energy, Inc. | Grid ceramic matrix composite structure for gas turbine shroud ring segment |
| US8784037B2 (en) * | 2011-08-31 | 2014-07-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud segment with integrated impingement plate |
| US9308708B2 (en) * | 2012-03-23 | 2016-04-12 | General Electric Company | Process for producing ceramic composite components |
| EP2787178B1 (de) | 2013-04-03 | 2016-03-02 | MTU Aero Engines AG | Leitschaufelanordnung |
| BR112015028691A2 (pt) * | 2013-05-17 | 2017-07-25 | Gen Electric | sistema de sustentação de invólucro |
| FR3034132B1 (fr) * | 2015-03-23 | 2018-06-15 | Safran Ceramics | Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralite de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique |
-
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-
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