JPH0641722B2 - 中空の熱的に調整したタ−ビンステ−タノズル - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は高温度タービンに関するものであって、更に詳
細には、高温度タービンステータノズルに関するもので
ある。

周知の如く、タービンは多数のロータブレードを装着し
たロータを具備したシャフトを持っている。気体の如き
流体がロータブレードを通過すると、該ロータ及びそれ
と接続されているシャフトが回転し、圧縮機等を駆動す
ること等の有用な仕事を発生させる。

タービンの１例はガスタービンであって、その場合１つ
又はそれ以上の燃焼室からの燃焼気体がロータブレード
を通過して流れてシャフトを回転させ、そのシャフトは
軸方向空気圧縮機を駆動する。空気圧縮機からの圧縮さ
れた空気は燃焼室へ供給されて燃焼を行なう為に燃料と
混合される。タービンの別の例はターボ圧縮機である。
ロケットエンジンにおいては、酸素や水素等の圧縮気体
が燃焼室内で混合され、爆発的に反応して高温度気体を
発生し、該気体はロケットノズルを介して排出されてラ
ストを発生する。この排気気体の一部が１つ又はそれ以
上のターボ圧縮機へ指向される。上述したガスタービン
の場合における如く、ターボ圧縮機は、多数のロータブ
レードを具備したロータを装着した回転シャフトを持っ
ている。排気気体がブレードへ指向されてロータ及びシ
ャフトを回転させて圧縮機を駆動し、燃焼室へ供給する
為に水素又は酸素を圧縮する。

燃焼気体をブレードへ案内する為に、タービン、更に詳
細にはターボ圧縮機は、環状の静止ステータノズルを有
している。このステータノズルは、通常、多数の羽根を
有しており、これらの羽根は互いに離隔されると共に所
望の態様で流動する気体をロータブレードへ分配される
と共に指向させるべく形状構成されている。理解される
如く、ステータノズルは燃焼気体の高温度に耐えること
が可能でなければならない。更に、始動時においてター
ボ圧縮機が冷たい場合に、該ノズルは耐えることが可能
でなければばらないか、又は熱い気体が比較的冷たいス
テータノズル羽根に当たる場合に発生される熱応力を最
小とする手段を設けねばならない。この様な点に関し
て、屡々行なわれることであるが、ロケットエンジンを
停止する場合に、ロケットエンジンノズル及びターボ圧
縮機を低温気体で急冷する。この低温気体の温度は略-3
80゜F(80゜R)である。この場合においても、ステータノ
ズルは耐えることが可能でなければならないか、又は-3
80゜F(80゜R)の気体が高温の、例えば2040゜F(2500゜R)
のステータノズルに遭遇する場合の熱応力を最小とする
手段を設けねばならない。

新種の材料を使用したり製造方法を使用したりして上述
した如き温度や熱応力に耐えることの可能なステータノ
ズルを製造することは公知である。然し乍ら、この様な
方法でのステータノズルは高価となり、且つそれらを極
端な環境で操作した場合には損傷することがあるという
欠点を有している。

温度差に起因する熱応力に加えて、羽根は更に外力に露
呈される。この様な外力の１つの源は、適宜の支持体に
よって保持されている羽根に当たり羽根によって方向が
変えられる流動気体からの反作用力である。これらの羽
根はこれらの外力に耐えることが可能でなければならな
い。負荷される力の別の源は羽根の支持体に起因する。
典型的に、羽根は軸方向及び接線方向の運動の両方に対
して両端部において支持体に固着されている。組み立て
中、又は熱膨張乃至はクリープ又は極端な操作圧力の為
に操作中に発生するこれらの支持体の不整合に起因し
て、曲げ又は圧縮負荷が羽根に作用されることがある。
更に、羽根の不整合は反作用力が不均一にステータ羽根
に負荷を与えさせる。この様な曲げ及び／又は圧縮負荷
及び反作用力の不均一負荷の可能性がある為に、或る種
の材料、例えば比較的低廉であるが脆性であるセラミッ
クの如き材料をステータノズル羽根を製造する材料とし
て使用することが見逃されていた。従って、羽根が曲げ
乃至は圧縮力に露呈されることが無く且つ、不整合に拘
らず、反作用力が羽根の端部において等しく分布するこ
とを確保すべくステータノズル羽根を支持する手段が必
要である。

本発明は、以上の点に鑑みなされたものであって、上述
した如き従来技術の欠点を解消し改良したタービンのス
テータノズルを提供することを目的とする。

本発明の好適実施形態によれば、タービンシャフトの周
りに互いに環状に配設させた複数個の羽根を有するター
ビン用のステータノズルが提供される。各羽根は、ター
ビンロータブレードへの前方入口内に配設すべく適合さ
れた本体を有しており且つ該入口からの燃焼気体の流れ
を方向付ける。熱応力を最小とする為に、各羽根はそれ
を貫通して延在する中空のコアを有している。操作中、
場合により、高温燃焼気体又は低温冷却用気体の一部を
この中空コアを介して通過させその際に熱応力を最小と
させる。

支持体の不整合又は移動に拘らず曲げ乃至は圧縮力が印
加されることを防止し且つ反作用力の均等な分布を与え
且つ羽根を介して気体を通過させる為の手段を設ける為
に、各羽根の本体は第１端及び第２端を有しており、そ
の各々は前方突出部と後方突出部とを具備している。浮
遊支持体が各羽根を保持すべく設けられており、且つそ
れは外側及び内側の環状に離隔させた前方肩部を有して
いる。これらの外側及び内側前方肩部は前方突出部に当
接しており羽根が後方へ移動することを防止している。
この浮遊支持体は更に各羽根の後方突出部を受ける為の
溝を持った環状に離隔された後方肩部を有しており且つ
羽根の接線方向の移動を制止している。従って、衝突す
る燃焼気体から派生する力によって羽根に負荷がかけら
れると、この力の後方軸方向成分は各羽根の第１端及び
第２端の前方突出部間に均一に分布される。同時に、反
作用力の横方向接線成分が各羽根の第１端及び第２端の
後方突出部間に均等に分布される。第１及び第２支持体
が不整合状態となると、羽根は突出部上の軸方向及び接
線方向負荷を等しくさせる態様で浮遊支持体に基づいて
調整する。

更に、第１及び第２支持体の不都合を調節する為に羽根
が移動しても、浮遊支持体が設けられているので、曲げ
乃至は圧縮力が羽根に印加されることはない。

熱応力が最小とされており且つ曲げ及び圧縮力を回避す
べく羽根を支持し且つ不整合の場合に羽根にかかる反作
用負荷を均等に分布させる為の手段が設けられているの
で、ステータノズル羽根を、窒化シリコンセラミックの
如きインジェクションモールドしたセラミックや、例え
ばコロンビウム等の用なインジェクションモールドした
鋳造又は機械耐火性金属やMar-M-247等の機械加工した
超合金から製造することが可能である。

以下、添付の図面を参考に、本発明の具体的な実施の態
様に付いて詳細に説明する。

第１図は、タービンの一部を詳細に示しており、更に詳
細には、本発明に基づくステータノズル１２を組み込ん
だロケットエンジン用のターボ圧縮機１０を示してい
る。ターボ圧縮機１０はハウジング１４を有しており、
第１図にはその一部のみが示されている。ハウジング１
４の前方位置において、環状入口部１５が配設されてお
り、それは燃焼気体や低温冷却用気体の如きタービン駆
動流体を受け入れる。理解すべきことであるが、入口部
１５が前方に位置されていると説明するが、この前方と
いうことは必ずしもロケットに関して前方ということを
意味するものではない。場合によっては、ハウジング１
４はロケットに関して後方に面していることもある。

通常、水素又は酸素の如きロケット燃料気体の１つを圧
縮する為にロケットには１つ又はそれ以上のターボ圧縮
機１０が設けられている。圧縮された燃料気体はロケッ
トエンジン燃焼室（不図示）へ供給され、そこで燃焼し
ロケットエンジンノズルを介して排気されスラストを発
生させる。排気気体の温度は、水素−酸素エンジンの場
合、2,040゜F(2,500゜F)のオーダである。ロケットエン
ジンからの排気気体の一部は入口部１５へ指向されてタ
ーボ圧縮機１０を駆動する。

ターボ圧縮機１０は回転駆動シャフト（不図示）を持っ
ており、その軸は本明細書における説明上ターボ圧縮機
１０の中心線を画定している。この駆動シャフトはター
ボ圧縮機１０の圧縮機部分に接続されておりそれを駆動
する。通常、ターボ圧縮機１０は軸方向圧縮機である。
従って、シャフトの回転が軸方向圧縮機を回転させて燃
焼室へ供給する為に水素又は酸素気体を圧縮する。

シャフトを回転させる為に、ロータ１６がハウジング空
間１７内に収納されており、シャフトに接続されてい
る。ロータ１６は複数個の環状に配列されたロータブレ
ード１８を装着している。排気気体はターボ圧縮機１０
内のブレード１８に衝突し、ロータ１６とシャフトとを
回転させてターボ圧縮機１０を駆動する。

燃焼気体をロータブレード１８へ案内すると共に分布さ
せる為に、ステータノズル１２がロータブレード１８と
入口部１５との間に配設されている。ステータノズル１
２は圧縮機中心線に関してターボ圧縮機１０内に環状に
配設されており、且つ入口部１５へ入る排気気体の経路
内に位置されている。ステータノズル１２は、第２図に
最も良く示した如く、互いに並置関係に位置させた多数
のノズル羽根２０を有している。各羽根２０は、翼形状
をした本体２２を有しており、その長手軸はターボ圧縮
機１０の中心線に関して半径方向へ配設されており、該
本体２２は入口部１５の最も近くに配設されている長手
軸方向へ延在する前縁２４と後方に設けられた後縁２６
とを有している。第１及び第２羽根表面２８及び３０
は、前縁２４と後縁２６との間に延在しており、第３図
に示した如く、燃焼気体を軸方向から向きを変換させて
ブレード１８へ衝突させる様に燃焼気体を分布させると
共に指向させる。燃焼気体の衝突及び方向変更により、
第３図に矢印Ｆで示したごとく、羽根本体２２に対する
反作用力が発生する。

急に而も殆ど瞬間的に2,040゜F(2,800゜R)の環境へ露呈
されることによってターボ圧縮機１０に発生される熱応
力はかなり厳しいものである。

更に、ハウジング１４は又ステータノズル１２の関連し
た部品の熱膨張が羽根及び支持構造体をシフトさせ、そ
れにより羽根に曲げ又は圧縮力が作用する（以後、総括
的に外部負荷と呼称する）。従って、羽根が移動する
と、流動する気体によって羽根に印加される反作用力の
分布を不均一とさせることがある。熱応力及び外部負荷
に耐えるべく適合された新種の材料から構成した羽根を
使用することは公知である。然し乍ら、ロケットエンジ
ンを繰り返しオンオフ動作させると、比較的に少ない繰
り返し回数の後に羽根が破損していた。

外部負荷を除去し且つ反作用力を均一に分布させる様に
羽根をターボ圧縮機１０内に支持する手段を設ける為
に、各羽根２０は、第２図、第３図及び第６図に最も良
く示した如く、外部端部３４を有している。外側端部３
４は、本体２２へ接続されている外側プレート３６を有
しており、第４図における如く軸方向に見た場合に、こ
の本体２２はターボ圧縮機１０の中心線と同軸な円弧に
沿って湾曲している。第３図における如く、半径方向か
ら外側プレート３６を見た場合に、この外側プレート３
６は尖頭形状をしており前部３８と後部４０とを有して
おり、その両方がターボ圧縮機の中心線に直交する面内
に配設されており、且つ実質的に円弧状の側部４２がそ
れらの間に延在している。側部４２の大部分は、第１及
び第２羽根表面２８及び３０から離隔し且つそれと平行
である。外側プレート３６の側部４２は隣接する羽根２
０の側部４２と噛み合うべく適合されており、第２図及
び第３図に示した如く、ターボ圧縮機１０の中心線周り
に環状形状に一体的に羽根２０を組み合せてあり、一方
個々の又は一群の羽根が隣接する羽根２０と相対的に移
動することを可能としている。

各羽根外側プレート３６によって前方突出部４４（入口
部１５に最も近い）と後方突出部４６（第２図、第３図
及び第６図）とが支持されている。前方突出部４４は大
略立方体の形状をしており、夫々前部、側部及び後部壁
５０，５２，５４で外側プレート３６から離隔されてい
る頂部４８を持っている。前方突出部４４は、前部壁５
０が外側プレート３６の前部３８と同一平面である様に
外側プレート３６上に位置されている。更に、図示した
如く、後部壁５４は、ターボ圧縮機１０の中心線に直交
する平面内に実質的に存在している。後部壁５４は平坦
であり且つ前部壁５０と平行である様に図示したが、そ
れは円弧状であっても良い。更に第３図から理解される
如く、前方突出部４４の中心は前縁表面２４と実質的に
整合している。

後方突出部４６も又実質的に立方体であり、且つ前方突
出部４４の様に、外側プレート３６から半径方向外側へ
突出している。第３図に示した如く、後方突出部４６は
頂部５５と、前部、側部及び後部壁５６、５８、６０を
夫々有しており、後部壁６０は羽根２０の後部４０と同
一平面である様に構成されている。前部及び後部壁５６
及び６０は互いに平行であり、且つ羽根２０がターボ圧
縮機１０内に環状に配設された場合に、ターボ圧縮機１
０の中心線に対して直交する面内に存在する。側壁５８
は、中心線から延在する一対の半径方向面内に実質的に
配設されている。後方突出部４６上の外側プレート３６
の側部４２と同一平面である斜面６２は、後部突出部４
６の末端を外側プレート３６の外包へ制限させて、羽根
２０の製造を簡単化させると共に応力が集中する可能性
のある不必要な角部を取り除いている。

外側端部３４に対向して、各羽根２０は外側端部３４と
実質的に同一な内側端部６４を有している。内側端部６
４は内側プレート６６を有しており、該プレート６６
は、第２図及び第４図に示した如く、軸方向に見た場合
に、ターボ圧縮機１０の中心線と同軸な円弧に沿って存
在している。半径方向から見た場合に、内側プレートは
尖頭形状をしており、外側プレート３６の前部３８と同
一平面の前部６８と、外側プレート３６の後部４０と同
一平面の後部７０と、外側プレート３６の側部４２の中
心線へ向かう半径方向突起を構成している円弧状側部７
２とを有している。外側端部３４と同様に、内側端部６
４は、上述した前方及び後方突出部４４及び４６と同一
の前方及び後方突出部７４及び７６を有している。前方
突出部７４は、夫々、前部、側部及び後部壁８０、８２
及び８４によって内側プレート６６から離隔した底部７
８を持っており、前部壁８０は前部６８と同一平面上に
配設されている。後部壁８４は、外側プレート３６の前
方突出部４４の後部壁５４と実質的に同一の面内に存在
している。後方突出部７６は、夫々、前部、側部及び後
部壁８８、９０及び９２によって内側プレート６６から
離隔している底部８６を有している。側壁９０は外側端
後部突出部４６の側壁５８から中心線へ延在する半径方
向へ延在する面に沿って配設されている。

羽根支持手段を画定すべく前方及び後方突出部と協同す
る為に、ステータノズル１２は、第１図に示した如く、
ターボ圧縮機ハウジング１４に固着させた外側及び内側
リング９４及び９６を有している。外側リング９４は、
ターボ圧縮機１０の中心線と同軸的に配設されたスリー
ブ部分９８を有している。スリーブ部分９８にはその外
側表面に沿って円周方向に延在するボス１０２が設けら
れており、該ボス１０２はハウジング１４内の円周方向
へ延在する凹所１０４と係合すべく適合されており円周
方向へ延在する外側リング９４の軸方向運動を阻止して
いる。外側リング９４をハウジング１４へ固着する為
に、半径方向外側へ突出するリム１００に複数個の円周
方向へ離隔した孔１０６が設けられており、ハウジング
１４内の螺設ボア１０８と整合すべく適合されている。
ボルト等が孔１０６を延在してボア１０８内に螺合さ
れ、外側リング９４をハウジング１４へ強固に固定す
る。外側リング９４は一体的な構成とすることが可能で
あるが、複数個の部品を寄せ集めて構成することも可能
である。

外側リングスリーブ部分９８は、円周方向へ延在する前
方肩部１１０を有している。前方肩部１１０はリム１０
０から軸方向後方へ離隔されており円周方向へ延在する
着座部１１２を画定している。着座部１１２は、肩部１
１０に当接する前方突出部４４から接近して離隔してお
り且つ前方突出部４４を緩く受けるべく適合されてい
る。第１図に示した如く、前方肩部１１０はスリーブ部
分９８から半径方向内側へ突出しており、着座部１１２
は断面がＬ字形状をしている。第１図及び第４図から理
解される如く、前方肩部１１０は外側プレート３６から
離隔されており羽根外側端部３４の前方突出部４４の間
に一連の通路１２０を画定している。

スリーブ部分９８の後方には、後部肩部１１４が設けら
れており、該後部肩部１１４は同様にスリーブ部分９８
から半径方向内側へ突出している。後部肩部１１４は、
羽根２０の外側プレート３６から近接して離隔すべく位
置する様に延在して構成されている。外側端部３４の後
方突出部４６を受ける為に、後部肩部１１４には、後方
突出部４６を緩く受け且つ制限する幅を持っており且つ
後方突出部４６の頂部５５から近接して離隔する深さを
持った一連のノッチ１１６（第５図）が設けられてい
る。第１図から理解される如く、前方肩部１１０と後方
肩部１１４の間の空間は室１１８を画定しており、その
目的は後に明らかとなる。室１１８は通路１２０と連通
している（第２図参照） 各羽根２０の内側端部６４を支持する為に、ステータノ
ズル支持手段は円周方向に延在する内側リング９６を有
している。内側リング９６は外側リング９４と同様に構
成されており、スリーブ部分１２４とリム１２６とを有
している。スリーブ部分１２４は円周方向へ延在するボ
ス１２８を有しており、該ボス１２８はハウジング１４
内の円周方向へ延在する凹所１２９によって受けられて
おり、内側リング９６を装着している。リム１２６には
円周方向へ配設して孔１３２が設けられており、これら
の孔は取り付けボトル等を受ける為に螺設ボア１３４と
整合すべく適合されている。スリーブ部分１２４から半
径方向外側へ延在させて、内側リング９６は前方肩部１
３６を持っており、該前方肩部は外側リング９４の前方
肩部１１０と半径方向に整合しており円周方向に延在す
る着座部１３８を画定している。着座部１３８は、前方
肩部１３６と当接する前方突出部４４を緩く受け且つそ
れを制限すべく適合されている。

後方において、スリーブ部分１２４は、内側プレート６
６から近接して離隔されるべく適合されている後部肩部
１４２を有しており、該後部肩部は内側端部６４の後方
突出部７６を緩く受け且つ制限する一連のノッチ１４４
を持っている。外側リング９４の場合の様に、前方肩部
１３６及び後方肩部１４２の間の空間は室１４６を画定
している。

外側リング９４と異なり、内側リングスリーブ部分１２
４は、ハウジング１４内に配設された一連の出口部１５
０と整合すべくスリーブ部分１２４を貫通して延在する
と共に円周方向に離隔されており、且つ後に明らかとな
る目的の為にハウジング空間１７と連通している一連の
孔１４７を有している。

第１図及び第４図から理解される如く、羽根２０はター
ボ圧縮機１０の中心線周りに環状に組みつけられてお
り、環状の入口部１５と整合している。前方突出部４４
及び７４は夫々の着座部１１２及び１３８内に位置され
ており、前方突出部４４及び７４は前方肩部１１０及び
１３６に当接しており、羽根２０が軸方向後方へ移動す
ることを防止している。着座部１１２及び１３８は前方
突出部４４及び７４から幾分離隔されているので、ハウ
ジング１４、外側及び内側リング９４及び９６又は羽根
２０の熱膨張があっても、前方突出部４４及び７４及び
羽根２０に圧縮又は引張負荷を与えることはない。後方
突出部４６及び７６は、後方突出部４６及び７６の接線
方向の移動を制限する外側及び内側リングの後部肩部１
１４及び１４２のノッチ１１６及び１４４内に納められ
ている。更に、着座部１１２及び１３８に関連して上述
した如く、後部肩部１１４及び１４２と後方突出部４６
及び７６との間の空間は後方突出部４６及び７６と羽根
２０を応力を発生させることなしに熱膨張させることを
許容する。

ターボ圧縮機１０が始動され且つ燃焼気体がステータノ
ズル１２に衝突すると、上述した反作用力Ｆが羽根本体
２２に印加される。この力はその軸方向成分と接線成分
とに分割することが可能であり、それらを第３図におい
て夫々Ａ及びＴとして示してある。軸方向成分Ａは前方
突出部４４及び７４上に印加され、該突出部はこの力を
前部肩部１１０及び１３６へ又ハウジング１４へ伝達さ
せる。接線方向力Ｔは後方突出部４６及び７６へ負荷さ
れ、その力は外側及び内側リング９４及び９６の後部肩
部１１４及び１４２へ且つハウジング１４へ伝達され
る。

外側及び内側リング９４及び９６が製造公差の不正確性
又はハウジング１４乃至はリングの熱膨張によって軸方
向又は円周方向へ不整合となると、この様な不整合は、
本発明に基づく支持手段が無かった場合には、羽根に外
部負荷を誘起させ且つ羽根に作用する反作用力の分布を
不均一とさせる。然し乍ら、本発明の支持手段がある為
に、外側及び内側リング９４及び９６の不整合は羽根に
対するこの様な外部負荷を発生することがない。軸方向
不整合があると、前部突出部が夫々の着座部内において
自由に揺動し一方後部突出部がノッチ内において回動す
ることによって羽根を調整させる。円周方向の不整合が
あると、前方突出部が自由にそれらの着座部内で回動し
一方後部突出部がノッチ内において揺動する。更に、外
側及び内側リングの不整合がある場合に行なわれる羽根
の調節によって、前方突出部及び後方突出部の間の力Ａ
及びＴの分布が等しく維持される。

軸方向力Ａは前方突出部４４及び７４上に等しく負荷さ
れ、一方接線方向力Ｔは後方突出部４６及び７６へ等し
く負荷される。従って、リングの不整合は羽根に作用す
る外部負荷を発生することは無く、且つ反作用力の成分
は集中されず寧ろ前方及び後方突出部の対の間に均等に
分子されたままとなる。要するに、本支持手段は羽根２
０の浮遊支持体を与えており、外側及び内側リング９４
及び９６の不整合に応答して個々の又は一群の羽根２０
を軸方向乃至は接線方向へ調整して突出部上に均等な負
荷を維持することを可能としている。

上述した如く、ターボ圧縮機１０は2,040゜F(2,500゜R)
オーダの高温度で排気気体を受け取る。ロケットエンジ
ンが始動されると、周囲温度状態にあるステータノズル
１２に高温の排気気体が導入される。羽根２０の厚さの
為に、羽根２０の内側及び外側表面２８の間、更に詳細
には、その本体２２に熱応力が発生する。これらの熱応
力は羽根２０の内部と外部との間の温度差に比例してお
り、次式で表すことが可能である。

熱応力 ＝ ＬαΔＴ／２ ここで、Ｌは羽根本体の厚さであり、ΔＴは羽根の内部
と外部との間の温度差であり、αは材料の熱膨張係数で
ある。これらの熱応力は大きな温度差に起因するもので
あって、従来技術において経験されていたステータノズ
ル羽根２０の破損を発生させるものであった。

熱応力が最も強調される別の条件は、ロケットエンジン
の停止時に典型的に−380゜F(80゜R)の温度の低温気体
で急冷する場合である。冷却する直前においてはステー
タノズル１２は約2,040゜F(2,500゜R)の温度にあり、こ
れが急激に−380゜F(80゜R)の急冷温度に露呈される。
この場合にも、極端な温度差が熱応力を発生させ、これ
が従来始動と停止を高々数回繰り返すだけで羽根を欠損
させていた。

羽根２０上の熱応力を最小とする為に、第２図、第３
図、第５図、第６図に示した如く、各羽根には中空のコ
ア１５２が設けられている。このコア１５２は羽根本体
２２且つ外側及び内側プレート３６及び６６を長手軸方
向へ貫通して延在している。断面において、このコア１
５２は幾分楕円形状をしており、第１及び第２羽根表面
２８及び３０から離隔されるがそれに追従する構成を有
している。

羽根２０をハウジング内に組み込むと、各羽根２０のコ
アは室１１８及び１４６と整合する。気体が入口部１５
に進入すると、それが高温排気気体の場合も低温気体の
場合も、気体流の一部は通路１２０を通過して室１１８
内に進入する。気体が後方突出部４６を通過して室１１
８から後方へ流出することを防止する為に、適宜のリン
グシール２０３を設けて羽根２０と後部肩部１１４の間
の空き間をオーバレイし且つ封止することが可能であ
る。更に、気体が直接室１４６内に流入することを防止
する為に、リングシール２０５（第１図）を配設して前
方突出部７４及びリム１２６をオーバレイすることが可
能である。室１１８から、気体がコア１５２を介して流
れ、羽根２０から室１４６へ流出する。室１４６から、
気体は孔１４７及び出口部１５０を介してロータ空間内
に排出される。一方、気体出口通路を後部肩部１４２内
に形成することが可能である。

理解される如く、ステータノズルの設計において、熱応
力の式における温度差は一定であると考えられる。即
ち、ロケットエンジンの動作特性が与えられると、羽根
の外側における温度、即ち気体温度、と羽根の本体内の
温度の間の温度差は羽根の設計によって変えることは出
来ない。然し乍ら、同じく気体温度Ｌにあるコア１５２
を設けることによって、コア１５２と第１及び第２羽根
表面２８及び３０との間の羽根の厚さは従来の羽根と比
べて著しく減少されている。従って、羽根２０内に発生
される熱応力は同様に比例的に且つ実質的に減少され
る。注意すべくことであるが、熱応力の減少は自動的で
あり、且つ始動及び停止毎に発生する。

羽根２０は、羽根支持体に不整合があっても羽根２０上
の反作用力が不均一分布となることが無い様に支持され
ているので、曲げ及び圧縮力は回避されており且つコア
１５２によって熱応力は減少されており、又羽根の寿命
は著しく増加されている。更に、羽根２０を、インジェ
クションモールド成形した窒化シリコンセラミックや、
コロンビウムの如きインジェクションモールド成形した
鋳造又は機械耐火性金属や、Mar-M-247等の鋳造乃至は
機械加工した超合金等の材料から構成することが可能で
ある。インジェクションモールド成形したシリコンは、
典型的には、窒化シリコンをプラスチックバインダ内に
導入させることによって製造し、その結果得られる組成
体を羽根を形成するモールド内に注入する。羽根２０を
モールド成形した後に、プラスチックをそこから取り除
いて、羽根２０を中心位置とさせ、セラミックの窒化シ
リコン製の羽根２０が得られる。

以上、本発明の具体的実施の態様に付いて詳細に説明し
たが、本発明はこれら具体例にのみ限定されるべきので
は無く、本発明の技術的範囲を逸脱すること無しに種々
の変形が可能であることは勿論である。例えば、羽根２
０を任意のその他の適宜の材料から製造することが可能
である。

【図面の簡単な説明】

第１図はターボ圧縮機の一部の部分断面図、第２図は一
体的に組み込んだステータノズルの幾つかの羽根の斜視
図、第３図はステータノズルの羽根の上面図、第４図は
本発明のステータノズルの一部の正面図、第５図は第３
図の５−５線に沿ってのステータノズル羽根の説明図、
第６図はステータノズル羽根の頂部の斜視図、である。 （符号の説明） １０：ターボ圧縮機 １２：ステータノズル １４：ハウジング １５：環状入口部 １６：ロータ １８：ロータ羽根 ２０：ノズル羽根 ２２：羽根本体 ３６：外側プレート ４４：前方突出部 ４６：後方突出部

Claims (17)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】前方入口部からタービンのブレードへ流体
   の流れを案内するステータノズルにおいて、複数個の羽
   根を環状に配列させてステータノズルを構成しており、
   各羽根は実質的に半径方向へ延在する軸を具備しており
   且つ流体の流れを案内すべく構成された本体を持ってお
   り、前記本体は外側及び内側端の間に配設されており、
   各羽根はそれを半径方向へ貫通して延在する中空のコア
   を持っており、前方突出部が外側及び内側端の各々から
   外側へ突出して配設されており、後方突出部が前記前方
   突出部の後方において前記外側及び内側端の各々から外
   側へ突出して配設されており、各前方及び後方突出部へ
   負荷を均等に分布させるために夫々半径方向及び接線方
   向へ各羽根を調節することを可能とするための前記ター
   ビン内において各羽根に対して浮遊支持体を設けてあ
   り、前記浮遊支持体は一対の同心状に配列させた環状に
   離隔した前部肩部を有しており、前記前部肩部は前記外
   側及び内側端から離隔しており且つ羽根が後方へ移動す
   ることを防止するために各羽根の前方突出部と当接すべ
   く構成されており、又前記浮遊支持体は前記タービン内
   に一対の同心状に配列され環状に離隔された後部肩部を
   有しており、前記後部肩部は接線方向の移動を制限する
   ために各羽根の後方突出部を緩く受けるべく構成された
   ノッチを持っており、前記後部及び前部肩部の間の空間
   は各羽根の外側及び内側端において前記羽根コアと連通
   する外側室及び内側室を画定しており、前記コアを通過
   する流体の一部が前記羽根における熱応力を最小とさ
   せ、前記後方突出部を通り過ぎて前記外側室から流体が
   後方へ流出することを防止するために各羽根と後部肩部
   との間に存在することのある開口に重なり且つシールド
   する第１リングシールが設けられていることを特徴とす
   るステータノズル。
2. 【請求項２】特許請求の範囲第１項において、各羽根の
   外側及び内側端は、羽根を環状に組み込むことを可能と
   し且つ流体の流れを案内するために羽根本体を離隔させ
   るために隣接する羽根の外側及び内側端と係合すべく構
   成されていることを特徴とするステータノズル。
3. 【請求項３】特許請求の範囲第２項において、前記外側
   及び内側端は尖頭形状をしており、隣接する羽根の外側
   及び内側端の円弧状側部と係合すべく構成された円弧状
   側部を持っていることを特徴とするステータノズル。
4. 【請求項４】特許請求の範囲第１項において、前記各前
   方突出部は前記前部肩部と当接すべく構成された後部面
   を持っており、各羽根の前方突出部の後部面は実質的に
   同一の面内に配列されていることを特徴とするステータ
   ノズル。
5. 【請求項５】特許請求の範囲第４項において、各羽根の
   前方突出部の後部面は前記シャフトの中心軸に垂直な同
   一の面内に実質的に配列されていることを特徴とするス
   テータノズル。
6. 【請求項６】特許請求の範囲第１項において、前記各後
   方突出部は前記ノッチの境界に当接すべく構成された側
   壁を持っており、各羽根の後方突出部の側壁は実質的に
   同一の半径方向面内に位置されていることを特徴とする
   ステータノズル。
7. 【請求項７】特許請求の範囲第１項において、前記羽根
   はセラミック材料から構成されていることを特徴とする
   ステータノズル。
8. 【請求項８】特許請求の範囲第１項において、更に、流
   体が前記前方入口から前記内側室内に直接的に流入する
   ことを防止するために、前記内側端部から突出する前方
   突出部と前記浮遊支持体との間に存在することのある開
   口と重なり且つシールする第２リングシールが設けられ
   ていることを特徴とするステータノズル。
9. 【請求項９】ハウジングと、前記ハウジング内に回転自
   在に配設されており且つ複数個のロータブレードを持っ
   た少なくとも１個のロータを装着しているシャフトと、
   前記ロータブレードへの流体の流れを許容する前方入口
   部とを具備するタイプの改良されたタービンにおいて、
   前記シャフトの周り良されたタービンにおいて、前記シ
   ャフトの周りに環状に配列した複数個の羽根を持ったス
   テータノズルを設けてあり、各羽根は前記ロータブレー
   ドへの流体の流れを案内するための本体を具備すると共
   に外側及び内側端の間に延在しており且つ各羽根を支持
   するために外側及び内側端の各々に配設させた前方突出
   部及び後方突出部を具備しており、更に、各羽根は半径
   方向に貫通する中空のコアを有しており、前記前方及び
   後方突出部へ負荷を均等に分布させるために前記シャフ
   トに関して半径方向及び長手軸方向へ各羽根を調整する
   ことを可能とするために各羽根に対して浮遊支持体を設
   けてあり、前記支持体は前記前方突出部に当接し且つ前
   記羽根の後方への移動を防止するための前記ハウジング
   内の環状に離隔させた前部肩部と各羽根の接線方向の移
   動を制限するために前記後方突出部を緩く受けるべく構
   成されたノッチを持った環状に離隔させた後部肩部とを
   具備しており、前記後部及び前記肩部の間の空間は各羽
   根の外側及び内側端において前記羽根コアと連通する外
   側室及び内側室を画定しており、前記コアを通過する流
   体の一部が前記羽根における熱応力を最小とさせ、前記
   後方突出部を通り過ぎて前記外側室から流体が後方へ流
   出することを防止するために各羽根と後部肩部との間に
   存在することのある開口に重なり且つシールドする第１
   リングシールが設けられていることを特徴とするタービ
   ン。
10. 【請求項１０】特許請求の範囲第９項において、各羽根
    の外側及び内側端は、前記羽根を環状に組み込み且つ流
    体の流れを案内するために羽根本体を離隔させるために
    隣接する羽根の外側及び内側端と係合すべく構成されて
    いることを特徴とするタービン。
11. 【請求項１１】特許請求の範囲第１０項において、前記
    外側及び内側端の各々は隣接する羽根の外側及び内側端
    の側部と係合すべく構成された円弧状側部を有している
    ことを特徴とするタービン。
12. 【請求項１２】特許請求の範囲第９項において、前記前
    方突出部は尖頭形状であって後部面を有しており、各羽
    根の前方突出部の後部面は実質的に同一面内に配置され
    ていることを特徴とするタービン。
13. 【請求項１３】特許請求の範囲第９項において、前記前
    方突出部の後部面は前記シャフト軸に関して実質的に同
    一の半径方向面内に配置されていることを特徴とするタ
    ービン。
14. 【請求項１４】特許請求の範囲第９項において、前記後
    方突出部は尖頭形状であって前記受納用のノッチの境界
    に当接すべく構成された前方から後方へ延在した側壁を
    持っており、前記後方突出部の側壁は実質的に同一の面
    内に配置されていることを特徴とするタービン。
15. 【請求項１５】特許請求の範囲第１４項において、前記
    側壁は前記シャフト軸から半径方向へ突出する実質的に
    同一の面内に配設されていることを特徴とするタービ
    ン。
16. 【請求項１６】特許請求の範囲第９項において、前記浮
    遊支持体は前記羽根コアから前記ロータブレードへ流体
    を通過させるための出口部を有していることを特徴とす
    るタービン。
17. 【請求項１７】特許請求の範囲第９項において、更に、
    流体が前記前方入口部から前記内側室内に直接的に流入
    することを防止するために、前記内側端部から突出する
    前方突出部と前記浮遊支持体との間に存在することのあ
    る開口と重なり且つシールする第２リングシールが設け
    られていることを特徴とするタービン。