JPS6153521B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジンの多段タービン
に使用されるようなタービンノズル組立体に関す
るものであり、更に詳しく言えばタービンノズル
組立体の半径方向にのびる案内翼の根元部をたわ
み自在に連結するようにした案内翼配列体のため
の支持リングに関するものである。該支持リング
はノズル組立体に可撓性をもたせることによつて
発生する圧力洩れの量を最小限とするために圧力
ダムを具備するように構成される。

ガスタービンエンジンの多段タービンにおい
て、タービンユニツトの入口及び出口位置と同様
に各ロータホイールの間にも固定翼組立体が挿入
されている。ガスタービンエンジンの作動に当つ
て、固定翼組立体は、静圧を変え且つタービンを
貫流する高圧、高温ガスの速度を変える機能を有
する。従来、翼がガスタービンエンジンの過渡及
び定常状態作動時に組立体の各構成要素から熱負
荷を受けるとき、該翼の構造上の完全性を保証す
るために全ノズル組立体を一体にて鋳造するのが
常であつた。一体の組立体は外側の一体のシユラ
ウド、内側の一体のシユラウド及び半径方向にの
びる案内翼配列体を具備していた。このような従
来の構造によると、ガスタービンエンジンの過渡
及び定常状態作動時に薄くて応答性の良い翼と応
答性の悪いより質量の大きなシユラウドリングと
の間に存在する温度差によつてノズル組立体内に
は、ノズル組立体全体において温度差即ち熱勾配
が生じるということが分つた。熱勾配が生じる結
果、ノズル組立体の各構成要素の熱負荷即ち熱変
形に差が生じ、翼とシユラウドとの間の連結部に
局部的応力及び割れが発生することとなる。加う
るに、固定タービンノズルの内側シユラウドは通
常内側シユラウドにろう接された金属シート部材
によつて密封されるが、タービンノズルの各構成
要素の熱変形によつて金属シート部材に熱負荷作
用が働きろう接連結部をまげそして分離させそれ
によつて翼組立体を介して圧力洩れを生ぜしめる
ということが分つた。

従つて、本発明の目的は従来のタービンノズル
組立体の諸欠点を解決することであり、又ガスタ
ービンエンジンのノズルの半径方向に延在した案
内翼と内側シユラウドとの間にたわみ自在継手を
提供し、これら案内翼配列体のための新規な且つ
改良された支持リングを提供することである。

本発明の他の目的は、翼の根元端部と分割され
た内側シユラウドとの間のたわみ自在継手が該継
手を介しての圧力洩れを最小限とするべく可撓性
の圧力ダムによつて密封されるようにしたガスタ
ービンエンジンの半径方向に延在した案内翼配列
体のための新規な且つ改良された支持リングを提
供することである。

本発明の更に他の目的は、ガスタービンエンジ
ンの過渡及び定常状態作動条件下にガスタービン
エンジンのノズルの半径方向に延在した各案内翼
を半径方向且つ軸方向に整列せしめるための手段
を具備した案内翼配列体のための新規な且つ改良
された支持リングを提供することである。

本発明に係るノズル組立体はガスタービンエン
ジンに具体化される。該ノズル組立体は、半径方
向内側支持リングと、半径方向外側シユラウド
と、前記半径方向内側支持リングと半径方向外側
シユラウドリングとの間に配設された複数の半径
方向に延在する翼構造体とを具備する。各翼はそ
の先端部が半径方向外側シユラウドリングに固着
され、各翼の根元端部は内側支持リングに取付け
られる。内側支持リングは、概略円筒形状をした
基台と半径方向外方向へと突出したデイスクとを
備え且つ断面が概略Ｌ形状とされた内側基台構造
体を有する。各翼の根元端部は分割リングを画定
する複数のセグメントの一部分を形成する構造体
セグメントに連結される。各構造体セグメントは
半径方向内方向にのびた突起部を有し、該突起部
は内側基台構造体の半径方向外方向に延在するデ
イスク上で互いに直交する方向にのび摺動嵌合連
結手段を画定する協働スロツトに係合するように
される。該摺動嵌合連結手段は支持リングを外側
シユラウドリングに対して同中心に保持する機能
をなす。構造体セグメントとデイスクとの間の摺
動嵌合連結手段は又翼を内側シユラウドに連結す
るたわみ自在継手を介しての圧力洩れを最小限と
するための圧力ダムを画定する働きをなす。各セ
グメントとＬ形状内側基台構造体の基台との間に
は好ましくは概略Ｃ形状の断面を有したばねが延
在し、支持リング及び翼との間にたわみ自在の拘
束連結を提供する。本発明に係る新規な且つ改良
された支持リングはノズル組立体に可撓性を与
え、それによつてノズル組立体内に局部応力が発
生するのを防止し、且つノズル組立体に可撓性を
提供することによつて導入される洩れの量を最小
限とする。本発明において可撓性は分割されたリ
ングとばねを設けることによつて得られる。圧力
ダムは洩れを減少するのに有効であり、又構造体
セグメントと内側基台構造体のデイスク部分との
間の摺動嵌合連結手段によつて圧力ダムはタービ
ンエンジンの過渡及び定常状態作動条件下のノズ
ル組立体の構成要素の熱変形時にも得られる。

本発明の他の目的及び利益は以下の詳細な説明
によつて明らかとなるであろう。

第１図、第２図及び第３図を参照すると、本発
明に係る固定タービンノズル組立体が概略して番
号１０で示される。該固定タービンノズル組立体
１０は基本的には半径方向外側シユラウドリング
１２と、半径方向内側支持リング１４と、前記リ
ング１２と１４との間に配設された半径方向に延
在する案内翼配列体１６とを具備する。各案内翼
１６の半径方向外側先端部分１８は例えばろう接
又は鋳込みのような剛性連結態様によつて外側シ
ユラウドリング１２の内面に取付けられる。一
方、各案内翼１６の根元部分２０は本発明に係る
支持リングに撓み自在に連結される。支持リング
はガスタービンエンジンの過渡状態に於る作動時
及び定常状態に於る作動時に発生する熱による案
内翼１６の変形の問題を解決し、組立体に局部的
割れを発生せしめるような局部的応力の発現又は
ゆがみの発生を防止することができる。

本発明に係る支持リングは分割されたリング３
０を具備する。該分割リング３０は半径方向外側
シユラウドリング１２と同中心にて配列された複
数のセグメント３２によつて画定される。セグメ
ント３２は半径方向に延在した案内翼１６の根元
端部２０に連結される。第２図、第３図及び第４
図に例示されるように、Ｔ形状突起部３４がセグ
メント３２から半径方向内方向へと垂下して突出
している。各Ｔ形状突起部３４は、ガスタービン
エンジンの長手方向軸線と整列した脚部分３６
と、エンジンの長手方向軸線に対し直角方向に突
出した横バーセグメント、つまりフランジ３８と
を具備する。支持リングは更に、断面が概略Ｌ形
状をした内側基台構造体４０を有する（第２図を
参照せよ）。該内側基台構造体４０は、概略円筒
形状の基台４２と、半径方向外方向にのびるデイ
スク部分４４とから成る。デイスク部分４４に
は、組立体１０の後方からみて大体スカラツプ形
となるように（第３図を参照せよ）、半径方向に
のびる切欠５２の配列体を備えた屈曲リング部材
５０が取付けられる。リング５０の屈曲断面は
（第２図及び第４図を参照せよ）内側基台構造体
４０のデイスク部分の半径方向外径部のまわりに
延在する円周方向空間又はスロツト６０を形成せ
しめる。例示されるように、円周方向スロツト６
０はデイスク部分４４の下流に位置する。

各Ｔ形状突起部３４の脚部分３６がそれぞれ切
欠５２内に摺動自在に取付けられ、一方各突起部
３４の横バーセグメント３８はデイスク４４と屈
曲リング５０との間に画定された空間６０に摺動
自在に取付けられる（第２図及び第４図を参照せ
よ）。このような構成によつて各セグメント３２
と内側基台構造体４０との間には摺動嵌合連結手
段が画定される。該摺動嵌合連結手段は分割リン
グ３０と内側基台構造体４０との間の連続性を有
効に維持し、支持リングのたわみ自在継手を介し
ての圧力洩れを最小限にするための圧力ダムを画
定する。該圧力ダムは、翼に付与される熱負荷に
よつてセグメント３２が内側基台構造体４０に対
して運動するようなガスタービンエンジンの種々
の過渡状態及び定常状態に於る作動条件の全てに
わたつて維持されることに注目されたい。

各セグメント３２の上流にはＣ形状をした可撓
性のばね７０の形態をしたばね手段が配設され、
セグメント３２と基台４２の上流端との間に延在
している。第１図に図示されるように、好ましく
は分割リング３０のセグメント３２の数に対応し
て複数のばね７０が設けられる。各ばね７０は両
端がセグメント３２と内側基台構造体４０の基台
４２とに連結される。このような構成によつて、
ばね７０は、ガスタービンエンジンの過渡及び定
常状態に於る作動条件下に固定翼組立体１０及び
その構成要素が熱負荷を受けたときに各案内翼１
６を軸方向及び半径方向に維持するための一定の
偏倚力を提供する。従つて、ばね７０、分割リン
グ３０及び内側基台構造体４０から成る構造体は
本発明に係る支持リングの一部分としてのたわみ
自在継手を有効に画定する。更に又、各案内翼１
６を軸方向に位置決めする作用はＴ形状突起部３
４及び内側基台構造体４０の間の摺動嵌合連結に
よつて、特に突起部３４の横バーセグメント３８
と、デイスク４４及び屈曲リング５０によつて画
定された円周方向スロツト６０によつて形成され
た摺動嵌合連結によつて確実に行なわれる。

作動に当り、支持リングは翼組立体の上流の圧
力を所望通りに密封して翼組立体の下流の圧力と
の間に差圧を維持することを保証し、又たわみ自
在継手による連結態様によつて、シユラウド及び
案内翼の熱膨張及び熱負荷の相違は組立体１０に
割れを生ぜしめるような局部的応力を発現させる
ことなく容易に受容される。

従つて、本発明はガスタービンエンジンの過渡
及び定常状態作動時にノズル構成要素の熱負荷を
受容しそして無害なものとする可撓性の支持リン
グをもつた一部分割されたタービンノズルを提供
する。本発明に係るノズル組立体の支持リング位
置に形成されるたわみ自在継手は、翼先端を外側
シユラウドに通常ろう接による方法で固着するこ
とを可能とする。更に又、本発明に係る構造体は
組立体の各構成要素の熱膨張の差によつてもたら
される局部応力の問題を解決する。本発明に係る
タービンノズルの可撓性は、支持リングを分割す
る構成、及び内側基台構造体４０の半径方向位置
を保持し且つ案内翼の半径方向への撓みを可能と
したばねを設けることによつて達成される。内側
基台構造体の一部分を形成する圧力ダムは分割支
持リングを介しての洩れを減少させるのに有効で
あり、又該圧力ダムはガスタービンエンジンの
種々の作動条件時に圧力ダムを維持し且つ案内翼
の半径方向への自由な運動を可能とする摺動嵌合
構造体を具備する。更に又、本発明に係る圧力ダ
ムの特殊な構造は分割リングの軸方向位置を位置
決めしそして維持する機能を有し、又摺動嵌合構
造体は更に支持リングの中心位置決め作用を助長
せしめる。

本発明は好ましくは実施態様に対して説明した
けれども、当業者には本発明の範囲内で種々の変
更実施態様が想起されるであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に係る新規な且つ改良されたノ
ズル組立体の正面図である。第２図は第１図の線
２―２に沿つて取つた断面図である。第３図は本
発明に係る新規な且つ改良されたノズル組立体の
背面図である。第４図は第２図の線４―４に沿つ
て取つた断面図である。 １０…固定タービンノズル組立体、１２…半径
方向外側シユラウドリング、１４…支持リング、
１６…案内翼、３０…分割リング、４０…内側基
台構造体、４２…基台、４４…デイスク、５０…
屈曲部材、６０…スロツト、７０…ばね。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ シユラウドリングと、該シユラウドリングの
   内方に且つ該シユラウドリングと同中心にて配置
   された支持リングと、前記シユラウドリングと支
   持リングとの間に配設された半径方向に延在する
   複数の案内翼とを具備し、前記各翼は、その外端
   は前記シユラウドリングに固着され、又内端は前
   記支持リングに可動的に且つ摺動自在に取付けて
   構成されるガスタービンエンジンのノズル組立体
   であつて、前記支持リングは、 (a) 円筒形状基台と、半径方向外方向に延在した
   デイスクと、該デイスクに取付けられそして該
   デイスクとの間にて半径方向外方向に延在する
   環状スロツトを画定し且つ半径方向にのびる切
   欠配列体が円周方向に形成された屈曲リング部
   材とから成り、且つ断面が概略Ｌ形状とされた
   内側基台構造体と； (b) 前記内側基台構造体の半径方向外方向に配置
   され、そして各々脚部分と横バーセグメントと
   から成り半径方向内方向へと突出したＴ形状突
   起部を有した複数のセグメントによつて画定さ
   れた分割リングと； (c) 前記Ｔ形状突起部の脚部分は前記切欠に摺動
   自在に取付けられそして前記Ｔ形状突起部の横
   バーセグメントは前記環状スロツト内に摺動自
   在に嵌合し、そして翼を半径方向に整列して保
   持し且つ圧力ダムを画定し前記支持リングを介
   しての洩れを最小限とすること； (d) 前記内側基台構造体の前記円筒状基台と前記
   分割リングとの間に配置され、且つ前記外方向
   突出デイスクからは軸線方向に離隔して配置さ
   れた、実質的に断面がＣ形状のばね手段と；を
   具備し、それによつて前記支持リングは前記各
   翼の内端に撓み自在継手を画定し、それにより
   半径方向変形を受容し、同時にノズル組立体を
   軸方向及び半径方向に整列して保持するための
   偏倚力を有することを特徴とするガスタービン
   エンジンのノズル組立体。 ２ 各ばね手段の幅はガスタービンエンジンの長
   手方向軸線に沿つてみて半径方向外方向に増大し
   ている特許請求の範囲第１項記載のガスタービン
   エンジンのノズル。