WO2014069286A1 - 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

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 Download PDF

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turbine nozzle
jet engine
shroud
outer band
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寛行 青木
敦 都留
虎太郎 武甕
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株式会社Ihi
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a turbine nozzle fixing portion structure used for fixing, for example, a turbine nozzle constituting an aircraft jet engine between a turbine case and a shroud, and a turbine using the same.
  • the turbine nozzles constituting the jet engine as described above are alternately arranged with a plurality of stages of turbine disks in the turbine case.
  • This turbine nozzle usually has a structure in which it is divided into a plurality of turbine nozzle divided bodies for reasons such as increasing the high-temperature strength.
  • This turbine nozzle divided body is provided with a plurality of stationary blades and has the axis of a jet engine. It is arranged in a circle around it.
  • the turbine nozzle divided body includes an arc-shaped inner band that connects the base ends (end portions on the axial center side of the jet engine) of the plurality of stationary blades to each other, and the tip ends of the plurality of stationary blades (the shafts of the jet engine).
  • An arc-shaped outer band is provided to connect the end portions on the opposite side of the center to each other.
  • the arcuate outer band of the turbine nozzle divided body is formed with an engaging portion that engages with a receiving portion formed in the turbine case, and a notch portion that engages with a detent fixed to the turbine case,
  • the outer band engagement portion is engaged with the receiving portion of the turbine case from the rear of the jet engine, and the outer band notch portion is engaged with the rotation stopper, and then the outer band notch portion is engaged.
  • the present invention has been made paying attention to the above-described conventional problems, and reduces the amount of high-temperature gas leaking from between the rotation stop on the turbine case side and the turbine nozzle divided body, thereby reducing performance loss and turbine. It is an object of the present invention to provide a turbine nozzle fixing portion structure capable of realizing a long life of a case and a turbine using the same.
  • the present invention provides a plurality of turbine nozzles which are provided between a turbine case and a shroud of the jet engine, each having a plurality of stationary blades and arranged annularly around the axis of the jet engine.
  • a turbine nozzle fixing portion structure provided with a divided body, wherein the turbine nozzle divided body is provided with an arcuate outer band that connects the tip ends of the plurality of stationary blades opposite to the shaft center to each other.
  • the outer band of the turbine nozzle divided body includes an engaging portion that engages with a receiving portion that is formed on the turbine case, a concave portion that fits with a detent fixed to the turbine case, and a concave portion of the concave portion.
  • a convex portion that protrudes toward the rear of the jet engine is formed on the back side corresponding to the concave portion of the concave portion.
  • the engaging portion of the tabband is engaged with the receiving portion of the turbine case from the rear of the jet engine, and the concave portion of the outer band is fitted to the detent from the rear of the jet engine.
  • the present invention is a turbine, and the above-described turbine nozzle fixing portion structure is used as a turbine nozzle fixing portion structure constituting a turbine in a jet engine.
  • the engagement portion of the outer band of the turbine nozzle divided body is engaged with the receiving portion of the turbine case from the rear of the jet engine, and the concave portion of the outer band is against the rotation stop. Fit from behind the jet engine.
  • a turbine nozzle division object is fixed between a turbine case and a shroud.
  • the amount of high-temperature gas leaking from between the turbine case-side detent and the turbine nozzle divided body can be reduced.
  • the performance loss is reduced as much as the amount of high-temperature gas leaking is suppressed, and the life of the turbine case is extended by the amount that the turbine case is less likely to be exposed to high temperatures.
  • the shroud since the notch of the shroud is fitted to the convex portion formed on the back side of the concave portion of the outer band, the shroud is prevented from rotating around the engine axis, that is, on the back side of the concave portion of the outer band. Since the convex part formed corresponding to the concave part of the concave part also has a function of preventing the shroud from rotating, the amount of weight is reduced by the amount that it is not necessary to provide a separate locking part that fits into the notch part of the shroud. The increase will be suppressed.
  • the turbine nozzle fixing portion structure according to the present invention brings about a very excellent effect that it is possible to reduce the performance loss and extend the life of the turbine case while suppressing an increase in weight.
  • FIG. 1 is a partial cross-sectional explanatory view of a turbine that employs a turbine nozzle fixing portion structure according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 1B is an enlarged explanatory diagram of a portion surrounded by a circle in FIG. 1A. It is a perspective explanatory view showing in detail the turbine nozzle division body of the turbine nozzle in the turbine of Drawing 1A and Drawing 1B with the back side of a turbine case. It is a fragmentary perspective explanatory view which shows the recessed part formed in the turbine nozzle division body of the turbine nozzle in the turbine of FIG. 1A and FIG. 1B in detail.
  • FIG. 2 is a partial perspective view illustrating in detail a notch formed in a shroud in the turbine of FIGS. 1A and 1B.
  • FIG. 1A to 4 show an embodiment of a turbine nozzle fixing portion structure according to the present invention.
  • a low-pressure turbine constituting a jet engine will be described as an example.
  • a low-pressure turbine 1 constituting a jet engine includes a turbine case 2.
  • a plurality of stages of turbine disks (not shown) rotating around the engine axis are arranged at appropriate intervals in the engine axis direction (left-right direction in the figure).
  • a plurality of turbine blades 3 are arranged on each peripheral portion.
  • the multi-stage turbine disks are connected so as to rotate integrally with each other, and these turbine disks are integrated with a compressor rotor of a low-pressure compressor (not shown) and a fan rotor of a fan, which are arranged in front of the jet engine. Connected.
  • a plurality of stages (only one stage is shown in FIG. 1A) of shrouds 4 that suppress the temperature increase of the turbine case 2 are arranged so as to surround the corresponding turbine blades 3.
  • the honeycomb member 5 in a state in which contact with the tip of the corresponding turbine blade 3 is allowed is arranged.
  • the shroud 4 has a divided structure, and the divided body of the shroud 4 engages the arcuate engaging portion 4a with a shroud receiving portion 2d formed in the turbine case 2, whereby the turbine case 2 Attached to.
  • a plurality of stages (only one stage is shown in FIG. 1A) of turbine nozzles 11 are alternately arranged with a plurality of stages of turbine disks at appropriate intervals in the engine axial direction.
  • the nozzle 11 also has a divided structure.
  • this low-pressure turbine 1 a driving force is obtained by rotating a plurality of stages of turbine disks by expansion of high-temperature gas from a combustor (not shown), and a plurality of stages of low-pressure compressor rotors and fan rotors are rotated together. It is supposed to let you.
  • the turbine nozzle 11 includes a plurality of turbine nozzle division bodies 12, and the turbine nozzle division 12 is opposite to the plurality of stationary blades 6 and the engine axis of the plurality of stationary blades 6 as shown in FIG. 2.
  • An arc-shaped outer band 7 that connects the tip ends on the side with each other and an arc-shaped inner band 8 that connects the base ends on the engine axis side of the plurality of stationary blades 6 to each other are provided.
  • the outer band 7 in the turbine nozzle divided body 12 includes a flow path forming portion 7a, a front rim 7b extending from the flow path forming portion 7a in the centrifugal direction and forward (leftward in FIG. 1A), and a front end of the front rim 7b.
  • an arcuate engaging portion 7c that engages with the receiving portion 2a formed in the turbine case 2, an arcuate rear rim 7d extending in the centrifugal direction from the flow path forming portion 7a, FIG. 1B and FIG. 3, a recess 7 e formed at the front end of the rear rim 7 d and fitted with a detent 9 fixed to the turbine case 2, and a protrusion protruding rearward (rightward in FIG. 1B) of the jet engine.
  • the projection 7f is formed on the back side of the recess 7e corresponding to the recess of the recess 7e.
  • the rotation stopper 9 is fixed by being fitted into the fitting hole 2b formed in the turbine case 2.
  • the engaging portion 7c of the outer band 7 in the turbine nozzle divided body 12 is engaged with the receiving portion 2a of the turbine case 2 from the rear of the jet engine (right direction in FIG. 1A), and the recess 7e of the outer band 7 also rotates.
  • the stopper 9 is fitted from behind the jet engine.
  • a notch 4c formed in the peripheral edge 4b of the shroud 4 is fitted from the rear of the jet engine to the convex 7f formed on the back side of the concave 7e. Accordingly, the turbine nozzle divided body 12 is fixed in a state of being positioned between the turbine case 2 and the shroud 4.
  • the inner band 8 in the turbine nozzle divided body 12 includes a flow path forming portion 8a, a rim 8b extending from the flow path forming portion 8a in the centripetal direction, and a seal support portion 8c formed at the tip of the rim 8b.
  • the honeycomb member 10 is disposed on the seal support portion 8c.
  • the engaging portion 7c of the outer band 7 in the turbine nozzle divided body 12 is located behind the jet engine with respect to the receiving portion 2a of the turbine case 2 (see FIG. 1A right direction), and as shown in FIG. 1B, the recess 7e of the outer band 7 is fitted to the detent 9 from the rear of the jet engine.
  • the turbine nozzle division body 12 becomes turbine case 2 1B, the amount of the hot gas indicated by the phantom line in FIG. 1B leaking from between the rotation stopper 9 on the turbine case 2 side and the turbine nozzle divided body 12 can be suppressed. It will be.
  • the life of the turbine case 2 is extended by the amount that the turbine case 2 is hardly exposed to high temperatures. .
  • the notch portion 4c of the shroud 4 is fitted to the convex portion 7f formed on the back side of the concave portion 7e of the outer band 7, the rotation of the shroud 4 around the engine axis is also suppressed. Since the convex portion 7f formed on the back side of the concave portion 7e of the outer band 7 corresponding to the concave portion of the concave portion 7e also serves as a detent for the shroud 4, the detent that fits with the notch portion 4c of the shroud 4 is provided. It is not necessary to install the portion separately from the convex portion 7f, and therefore, an increase in weight is suppressed accordingly.
  • the performance is improved and the life is extended.
  • the turbine nozzle fixing portion structure and the turbine configuration according to the present invention are not limited to the above-described embodiments.

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Abstract

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、シュラウドに形成された切欠き部を後方から嵌合することで、タービンケース（２）及びシュラウド間に固定される。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できる。

Description

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
　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する。
　また、本発明はタービンであって、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上記したタービンノズルの固定部構造が用いられている構成とする。
　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である。 図１Ａにおける円で囲った部分の拡大説明図である。 図１Ａ，図１Ｂ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１Ａ，図１Ｂ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１Ａ，図１Ｂ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１Ａ～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１Ａ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１Ａ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１Ａ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１Ａ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１Ｂ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１Ｂ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１Ａ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１Ａ右方向）から係合すると共に、図１Ｂ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する。
　そして、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１Ｂ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タービン。
PCT/JP2013/078584 2012-10-29 2013-10-22 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 WO2014069286A1 (ja)

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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3156604B1 (en) * 2014-08-04 2022-09-14 Mitsubishi Power, Ltd. Stator vane arrangement and associated method

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10378371B2 (en) * 2014-12-18 2019-08-13 United Technologies Corporation Anti-rotation vane
JP6614407B2 (ja) 2015-06-10 2019-12-04 株式会社Ｉｈｉ タービン
US10309240B2 (en) * 2015-07-24 2019-06-04 General Electric Company Method and system for interfacing a ceramic matrix composite component to a metallic component
DE102015224378A1 (de) * 2015-12-04 2017-06-08 MTU Aero Engines AG Leitschaufelsegment mit Radialsicherung
DE102016203567A1 (de) 2016-03-04 2017-09-07 Siemens Aktiengesellschaft Strömungsmaschine mit mehreren Leitschaufelstufen und Verfahren zur teilweisen Demontage einer solchen Strömungsmaschine
JP6612161B2 (ja) * 2016-03-24 2019-11-27 川崎重工業株式会社 タービンの支持構造
US10450895B2 (en) * 2016-04-22 2019-10-22 United Technologies Corporation Stator arrangement
US10443451B2 (en) * 2016-07-18 2019-10-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Shroud housing supported by vane segments
EP3299591B1 (en) * 2016-09-27 2019-12-18 Siemens Aktiengesellschaft Guide blade carrier, turbine casing and turbine
US10539020B2 (en) 2017-01-23 2020-01-21 General Electric Company Two spool gas turbine engine with interdigitated turbine section
US10544793B2 (en) * 2017-01-25 2020-01-28 General Electric Company Thermal isolation structure for rotating turbine frame
US10605168B2 (en) 2017-05-25 2020-03-31 General Electric Company Interdigitated turbine engine air bearing cooling structure and method of thermal management
US10787931B2 (en) 2017-05-25 2020-09-29 General Electric Company Method and structure of interdigitated turbine engine thermal management
US10669893B2 (en) 2017-05-25 2020-06-02 General Electric Company Air bearing and thermal management nozzle arrangement for interdigitated turbine engine
US10718265B2 (en) 2017-05-25 2020-07-21 General Electric Company Interdigitated turbine engine air bearing and method of operation
KR101937586B1 (ko) * 2017-09-12 2019-01-10 두산중공업 주식회사 베인 조립체, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
US11085309B2 (en) * 2017-09-22 2021-08-10 General Electric Company Outer drum rotor assembly
US10465559B2 (en) * 2017-12-13 2019-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine vane attachment feature
FR3094747B1 (fr) * 2019-04-08 2021-03-05 Safran Aircraft Engines Dispositif amélioré d’attache d’aubes dans une turbine contrarotative.
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US11674400B2 (en) * 2021-03-12 2023-06-13 Ge Avio S.R.L. Gas turbine engine nozzles
US20240254887A1 (en) * 2023-02-01 2024-08-01 General Electric Company Nozzle segment for use with multiple different turbine engines

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6332105A (ja) * 1985-07-31 1988-02-10 ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン ガスタ−ビンエンジン組立体
JP4269763B2 (ja) 2003-04-28 2009-05-27 株式会社Ｉｈｉ タービンノズルセグメント
US20100284811A1 (en) * 2009-01-28 2010-11-11 Snecma Turbine shroud ring with rotation proofing recess

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1642008B1 (en) * 2003-07-04 2013-09-11 IHI Corporation Turbine shroud segment
US8092163B2 (en) 2008-03-31 2012-01-10 General Electric Company Turbine stator mount
DE102009003638A1 (de) * 2008-03-31 2009-10-01 General Electric Co. System und Verfahren zur Halterung von Statorkomponenten
JP5384983B2 (ja) * 2009-03-27 2014-01-08 本田技研工業株式会社 タービンシュラウド
FR2953252B1 (fr) * 2009-11-30 2012-11-02 Snecma Secteur de distributeur pour une turbomachine
US8684674B2 (en) * 2010-10-29 2014-04-01 General Electric Company Anti-rotation shroud for turbine engines

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6332105A (ja) * 1985-07-31 1988-02-10 ユナイテツド・テクノロジ−ズ・コ−ポレイシヨン ガスタ−ビンエンジン組立体
JP4269763B2 (ja) 2003-04-28 2009-05-27 株式会社Ｉｈｉ タービンノズルセグメント
US20100284811A1 (en) * 2009-01-28 2010-11-11 Snecma Turbine shroud ring with rotation proofing recess

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP2921652A4

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3156604B1 (en) * 2014-08-04 2022-09-14 Mitsubishi Power, Ltd. Stator vane arrangement and associated method

Also Published As

Publication number Publication date
EP2921652A1 (en) 2015-09-23
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US20150226075A1 (en) 2015-08-13
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