JP2014507603A - リングセクタ装着手段を備えるタービンケーシング - Google Patents

Abstract

本発明は、ガス流がタービンを通じてその内部を通過する導管を部分的に画定するリングセクタ（２８）の組を担持するように設計された航空機のタービンケーシング（３０）を開示しており、ケーシング（３０）は、リングセクタ（２８）の半径方向位置を調節する動的手段と、それぞれのリングセクタ（２８）の上流端部をケーシング（３０）に接続する上流半径方向突出部（３８）と、それぞれのリングセクタ（２８）の下流端部をケーシング（３０）に接続する下流半径方向突出部（４０）とを備え、
少なくとも上流突出部（３８）が、ケーシング（３０）と共に単一片として作製され、それぞれのリングセクタ（２８）の上流端部に直接接続されていることを特徴とする。

Description

本発明は、リングセクタ装着手段を備えるタービン機械ケーシングを開示する。

さらに詳しくは、本発明は、リングセクタの冷却空気の漏洩を制限するようにリングセクタが固定されるケーシングを開示する。

航空機のタービン機械においては、高圧タービンブレードの先端部の半径方向の位置がタービン機械の動作状態に応じて変化しており、その理由は、具体的には、燃焼ガスによる加熱に起因してブレードが可変量だけ膨張すると共に、タービン機械の回転速度によって遠心動作に起因してブレードの可変伸長が発生するためである。

高圧タービンのブレードは、隣接する複数のリングセクタによって形成された外側リングによって画定されたタービン内部の流路内に配置されている。ブレードの先端部は、それぞれのリングセクタの内側面に近接した状態において運動する。

それぞれのブレードの先端部の半径方向の位置がタービン機械の動作状態に応じて変化するので、それぞれのブレードの先端部とリングセクタの間の半径方向のクリアランスも変化する。

このクリアランスが過大である場合には、ガスがそれぞれのブレードの先端部において渦を形成する傾向を有し、この結果、タービン機械の効率が低下する。クリアランスが過小である場合には、ブレードの先端部が、リングセクタとの接触状態となり、これを損傷する可能性がある。

それぞれのリングセクタは、この半径方向のクリアランスの程度を制御することができるように作製されたタービン機械の外部ケーシングによって支持されている。

これを実現するために、ケーシングは、隆起部を備えており、この隆起部の上方において、ケーシングの温度を下回る温度において空気を強制流通させることにより、ケーシングを冷却すると共に、ケーシングを半径方向において収縮させている。このケーシングの収縮により、ケーシングおよびリングの直径が低減され、これにより、ブレード先端部とリングセクタの間の半径方向のクリアランスが低減される。

このケーシングは、通常、「パイロットケーシング（ｐｉｌｏｔｉｎｇ ｃａｓｉｎｇ）」と呼ばれている。

リングセクタとケーシングの間の接続は、第１には、ケーシングに対して、かつ、第２には、リングセクタに対して、固定された半径方向のスペーサを通じて行われる。

このようなリングセクタの装着形態は、例えば、欧州特許出願公開第１．９０３．１８６号明細書に開示されている。

それぞれのスペーサは、角度セクタ（ａｎｇｕｌａｒ ｓｅｃｔｏｒ）の周りに延在し、それぞれが、２つの結合されたリングセクタに対して固定されている。

これらのスペーサは、パイロットケーシングに固定されているため、半径方向において自由に運動することにより、リングセクタの半径方向の変位が可能になっている。また、隣接する２つのスペーサ間に機能的クリアランスも存在している。

しかしながら、スペーサ間のクリアランスに起因し、リングセクタの冷却に使用される空気が、このクリアランスを通じて流出して高圧タービンの流路に到達し、これにより、高圧タービンとタービン機械の効率が低減する可能性がある。

さらには、パイロットケーシング上におけるスペーサの設置は、相対的に複雑であり、スペーサの質量により、タービン機械の全体的な性能が低下する。

欧州特許出願公開第１９０３１８６号明細書

本発明の目的は、上述の問題点を解決するタービン機械ケーシングを開示することである。

本発明は、ガス流がタービンを通じてその内部を通過する導管を部分的に画定するリングセクタの組を担持するように設計された航空機タービンケーシングを開示しており、ケーシングは、ケーシングの環状壁の各部分上における空気流の制御された注入によってリングセクタの半径方向の位置を調節する動的手段を備え、ケーシングは、ガス流の流れの方向に沿ってそれぞれのリングセクタの上流端部をケーシングに接続する上流半径方向突出部と、それぞれのリングセクタの下流端部をケーシングに接続する下流半径方向突出部とを備え、少なくとも上流半径方向突出部が、ケーシングと共に単一片として作製され、かつ、それぞれのリングセクタの上流端部に直接接続されていることを特徴としている。

このような、少なくとも１つの上流突出部の実施形態により、ケーシング上への上流突出部の装着手段が除去され、この結果、ケーシングの重量を低減すると共に、これにより、漏洩のリスクを制限することができる。

好ましくは、２つの半径方向突出部は、ケーシングと共に単一片として作製され、それぞれのリングセクタに直接接続されている。

好ましくは、少なくとも上流半径方向突出部は、リングセクタの換気のための空気通過オリフィスを備える。

好ましくは、それぞれの半径方向突出部は、ケーシングの環状壁の内側環状面から始まって、タービンの主軸に対して半径方向平面内で半径方向に内向きに延在するリングから形成されている。

好ましくは、ケーシングは、ケーシングの環状壁の内側環状面に沿って空気流ガイド導管を備える。

好ましくは、前記ガイド導管は、リングセクタの方向に向かって開口している。

好ましくは、上流半径方向突出部内のオリフィスは、前記ガイド導管内に開口している。

好ましくは、導管は、環状壁により、かつ、環状壁とリングセクタの間において半径方向に配置された環状ガイドプレートにより、半径方向において画定されている。

本発明はまた、少なくともケーシングの上流半径方向突出部に直接固定された複数のリングセクタから構成された本発明によるケーシングから構成されたステータ組立体を備える、航空機タービン機械用のタービンをも開示している。

本発明はまた、本発明によるタービンおよび／または本発明によるケーシングを備える航空機タービン機械をも開示している。

本発明のその他の特徴および利点については、添付図面を参照することによってさらに容易に理解されるであろう、以下に付与されている詳細な説明を参照することにより、明らかとなろう。

本発明に従って作製されたケーシングを備えるタービン機械の部分軸方向断面図である。 図１に示されているパイロットケーシングのさらに拡大した詳細図であり、この場合には、２つの半径方向突出部が、ケーシングと共に単一片によって作製されている。 図２のものに類似した図であり、ケーシングの環状壁用の冷却流の環状ガイド導管を備える本発明の一変形実施形態を示す。 図３に示されている変形の詳細斜視図であり、環状導管を画定する環状プレートの２つのセグメントを示す。

図１は、ガス流の流れの方向に沿って順番に、換言すれば、この場合には、左側から右側に向かって、高圧コンプレッサ１２と、燃焼室１４と、高圧タービンとを備える主軸Ａを備えるタービン機械１０の部分図を含む。

高圧タービンは、燃焼室１４からのガスが上流から下流方向にそれを通じて循環する、流路と一般に呼ばれる環状の導管１８と、固定されたガイド羽根２０と、流路１８内に位置決めされた可動ブレード２２とを備える。

ブレード２２は、タービン機械１０の主軸Ａを中心として自由に回転すると共に高圧タービンを高圧コンプレッサ１２に接続する高圧タービンの高圧本体２４によって担持されている。

高圧タービンは、流路を部分的に画定すると共に、流路１８を半径方向において画定する複数の隣接するリングセクタ２８を備える半径方向外側のステータ組立体を備える。

ステータ組立体はまた、図２においてさらに詳細に観察することができるように、リングセクタ２８を担持する高圧タービンの外側ケーシングをも備える。

ケーシング３０は、リングセクタ２８から所定の距離に半径方向に配置された環状壁３４を備え、この内側面３４ｉ上にリングセクタ２８が取り付けられる。

ケーシング３０はまた、それぞれのブレード２２の先端部３２とそれぞれのリングセクタ２８に対向する内側面２８ｉとの間の半径方向のクリアランスを最適化するべく、タービン機械１０の主軸Ａに対してリングセクタ２８の半径方向の位置の動的な調節を可能とするように作製されている。

この動的な調節は、タービン機械１０の動作条件に応じて行われ、主には、ケーシング３０の冷却に寄与すると共にその膨張を低減するために、ケーシング３０の一部分に向かって所定量の空気を注入することから構成されている。

これは、高圧コンプレッサ１２内の所定量の空気を引き出すと共にこの空気を環状壁３４の外側面３４ｅ上に注入されるように導管を通じてケーシング３０に移動させることにより、実行される。

引き出された空気は、環状壁３４に固定されたケーシング３０のパイロットボックス６０内に注入される。

パイロットボックス６０は、環状壁３４の外側面３４ｅ上に形成された隆起部３６を備える。隆起部３６は、注入された空気との熱交換を改善するように形成されている。

パイロットボックス６０内には、複数の穿孔が形成されており、換言すれば、パイロットボックス６０は、空気との衝突によって隆起部３６を冷却するべく空気が通過する複数の穿孔を備える。

ケーシング３０は、隆起部３６内に注入される空気の量に応じて、相応して冷却され、従って、その膨張の大きさが制御される。

リングセクタ２８は、ケーシング３０の壁３４上に取り付けられており、従って、これらは、ケーシング３０の膨張または収縮に追随して半径方向に変位する。

従って、隆起部３６上に噴出される空気により、タービン機械１０の主軸Ａに対するリングセクタ２８の半径方向の位置が変化する。

それぞれのリングセクタ２８は、パイロットケーシング３０の環状壁３４からリングセクタ２８まで半径方向に延在する２つの半径方向突出部３８、４０により、パイロットケーシング３０上に組み付けられている。

第１の上流半径方向突出部３８は、ガス流の流れの方向に沿ってそれぞれのリングセクタ２８の上流端部２８ａに配置され、第２の下流半径方向突出部４０は、リングセクタ２８の下流端部２８ｂに配置されている。

それぞれの半径方向突出部３８、４０の内側半径方向端部３８ａ、４０ａは、従来の装着手段により、リングセクタ２８の結合された端部２８ａ、２８ｂに固定されている。

それぞれの半径方向突出部３８、４０の外側半径方向端部３８ｂ、４０ｂは、ケーシング３０の環状壁３４に固定されている。

本発明によれば、少なくとも上流半径方向突出部３８が、ケーシング３０の環状壁３４と共に単一片として作製され、図面に示されている好適な実施形態によれば、２つの半径方向突出部３８、４０が、ケーシング３０の環状壁３４と共に単一片として作製されている。

このような半径方向突出部３８、４０の実施形態により、部品数を低減することによって、タービン機械１０の構造が局所的に単純化される。さらには、これにより、具体的には、ケーシング３０の環状壁３４に対する半径方向突出部３８、４０の装着手段の除去により、組立体の重量を制限することができる。

さらには、半径方向突出部３８、４０は、環状壁３４に対して固定されており、この結果、機能的クリアランスと、従って、リングセクタ２８を冷却する空気流からの漏洩とが除去される。

それぞれの半径方向突出部３８、４０は、タービン機械１０の主軸Ａに対して半径方向の平面内を延在する平面リングから全体的に構成されている。

上流半径方向突出部３８はまた、タービン機械１０の主軸Ａの周りに均一な角度間隔において分散した複数のオリフィス４２をも備える。

これらのオリフィス４２は、リングセクタ２８を冷却するべくリングセクタ２８に向かう空気の循環を可能とするように作製されている。リングセクタ２８は、燃焼室から排出される高温ガスとの直接接触状態にある。このリング２８の冷却により、長寿命が保証される。

それぞれのリングセクタ２８は、内部オリフィス（図示せず）を備え、かつ、オリフィス４２からの冷却空気を方向付けするためのＵ字形のプレート４４を担持している。

パイロットケーシング３０の別の態様によれば、それぞれの半径方向突出部３８、４０の軸方向の位置は、パイロット隆起部３６と一致している。

この場合には、ケーシング３０は、相互に軸方向においてオフセットされた２つのパイロット隆起部３６を備える。

従って、上流半径方向突出部３８は、上流パイロット隆起部３６と軸方向に一致して配置され、下流半径方向突出部４０は、下流パイロット隆起部３６と軸方向において一致している。

本発明は、ケーシング３０が２つの隆起部３６を備えるこの実施形態に限定されるものではなく、異なる数の隆起部が存在している実施形態にも関係していることを理解されたい。その場合には、それぞれの半径方向突出部３８、４０は、パイロット隆起部３６に配置されるように、半径方向突出部３８、４０の位置が適合される。

図２に示されている実施形態によれば、それぞれのリングセクタ２８は、ケーシング３０の環状壁３４と直接対向している。

上述のように、リングセクタ２８は、流路１８内を循環するガスにより、高温に加熱される。

従って、リングセクタ２８は、放射により、ケーシング３０の環状壁３４を加熱することができる。

この環状壁３４の加熱により、パイロット隆起部３６上に噴出される冷却空気の効率が制限される。

この理由から、図３および図４に示されている本発明の別の態様によれば、ケーシング３０は、環状壁３４の内側面３４ｉに沿って空気流をガイドするための環状導管４６を備える。

空気流は、環状壁３４に沿って循環するのに伴って、ケーシングの環状壁３４を冷却する。従って、空気流は、リングセクタ２８からの熱放射に対する障壁を形成する。

一変形実施形態によれば、環状導管４６を通過する空気流も、リングセクタ２８を冷却する。

これを実現するために、環状導管４６の上流端部４６ａは、上流半径方向突出部３８と一致して配置され、オリフィス４２は、環状導管４６内に開口している。同様に、環状導管４６の下流端部４６ｂは、下流半径方向突出部４０と一致して配置され、リングセクタ２８の方向に開口するように作製されている。

この結果、空気流は、全体的に、環状導管４６内において下流方向に循環してケーシング３０の環状壁３４を冷却し、次いで、環状導管４６の下流端部から始まって、リングセクタ２８を冷却するべく、リングセクタ２８に向かって半径方向に方向変更される。

図３および図４に示されている実施形態によれば、環状導管４６は、ケーシング３０の環状壁３４により、かつ、環状壁３４とリングセクタ２８の間において半径方向に配置された環状プレート４８により、半径方向に画定されている。

環状プレート４８は、空気の漏洩を制限するべく、その軸方向端部が半径方向突出部３８、４０に隣接する面と接触して支承するように作製されている。好ましくは、この支持は、２つの半径方向突出部３８、４０の間において軸方向に圧縮される環状プレート４８の弾性変形によって促進される。

これを実現するために、環状プレート４８は、環状プレートの上流および下流軸方向端部エッジが少なくとも部分的にタービン機械１０の主軸Ａに向かって半径方向に方向付けされるように、形状が外向きの凸状となっている。

環状プレート４８の下流端部エッジ５０は、排出口オリフィス５２を備えており、この排出口オリフィス５２は、それぞれのリングセクタ２８によって支持されたＵプレート４４に向かって全体的に方向付けされており、これを通じて、環状導管４６からの空気流がリングセクタ２８に向かって方向変更されている。

図４に観察することができるように、環状プレート４８は、２つの半径方向突出部３８、４０間で組立を可能とするべく、それぞれが１つの角度セクタ上に延在するいくつかのセグメント５４として作製されている。

例えば、環状プレートは、それぞれが約１２０度の角度セクタ上に延在する３つのセグメントとして作製される。

２つの隣接するセグメント５４間の接続は、半径方向平面に垂直の方向に沿った相互にセグメントの変位を可能にするように行われる。

この場合には、２つの隣接するセグメント５４の結合された端部の間のリンクは、伸縮タイプであり、換言すれば、一方のセグメントの端部が、他方のセグメントの端部内に嵌合し、かつ、半径方向平面に対して垂直の方向に沿って摺動することができる。

相互のセグメント５４の相対的な変位により、リングセクタ２８とブレード２２の頂点の間のクリアランスの制御における環状プレート４８の直径の変動が可能となり、これにより、環状プレート４８またはパイロットケーシング３０の内部における機械的応力の発生が防止される。

この場合には、環状プレート４８は、環状壁３４を貫通する半径方向ねじ５６によってケーシング３０に固定されている。環状プレート４８と環状壁３４の間において結合された半径方向のねじによって半径方向に圧縮されたそれぞれのねじと結合されたワッシャ５８が、環状の空気通過導管４６に対応する予め画定された空間を維持している。

上述の本発明は、ケーシング３０と、リングセクタ２８とを備えるタービン機械１０の高圧タービンのステータ部分を参照している。

本発明は、ケーシング３０および高圧タービン１６に限定されるものではなく、本発明は、こちらもケーシングおよび類似のリングセクタを備えるタービン機械１０の低圧タービンのステータ部分にも関係していることを理解されたい。

Claims (10)

1. ガス流がタービンを通じてその内部を通過する導管を部分的に画定するリングセクタ（２８）の組を担持するように設計された航空機タービンケーシング（３０）にして、
   ケーシング（３０）の環状壁（３４）の各部分（３６）上への空気流の制御された注入によってリングセクタ（２８）の半径方向の位置を調節する動的手段と、
   ガス流の方向に沿ってそれぞれのリングセクタ（２８）の上流端部をケーシング（３０）に接続する上流半径方向突出部（３８）と、それぞれのリングセクタ（２８）の下流端部をケーシング（３０）に接続する下流半径方向突出部（４０）と
   を備えるケーシング（３０）であって、
   少なくとも上流半径方向突出部（３８）が、ケーシング（３０）と共に単一片として作製されており、それぞれのリングセクタ（２８）の上流端部に直接接続されていることを特徴とする、ケーシング（３０）。
2. ２つの半径方向突出部（３８、４０）が、ケーシング（３０）と共に単一片として作製されており、それぞれのリングセクタ（２８）に直接接続されていることを特徴とする、請求項１に記載のケーシング（３０）。
3. 少なくとも上流半径方向突出部（３８）が、リングセクタ（２８）の換気のための空気通過オリフィス（４２）を備えることを特徴とする、請求項１から２のいずれか一項に記載のケーシング（３０）。
4. それぞれの半径方向突出部（３８、４０）が、ケーシング（３０）の環状壁（３４）の内側環状面（３４ｉ）から始まって、タービンの主軸に対して半径方向平面内で半径方向に内向きに延在するリングから形成されることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のケーシング（３０）。
5. ケーシング（３０）の環状壁（３４）の内側環状面（３４ｉ）に沿って空気流ガイド導管（４６）を備えることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のケーシング（３０）。
6. 前記ガイド導管（４６）が、リングセクタ（２８）の方向に向かって開口していることを特徴とする、請求項３との組合せにおける請求項５に記載のケーシング（３０）。
7. 上流半径方向突出部（３８）内のオリフィス（４２）が、前記ガイド導管（４６）内に開口していることを特徴とする、請求項６に記載のケーシング（３０）。
8. 導管（４６）が、環状壁（３４）により、かつ、環状壁（３４）とリングセクタ（２８）の間において半径方向に配置された環状ガイドプレート（４８）により、半径方向において画定されていることを特徴とする、請求項６から８のいずれか一項に記載のケーシング（３０）。
9. 航空機のタービン機械（１０）用のタービンであって、少なくともケーシング（３０）の上流半径方向突出部（３８）に直接固定された複数のリングセクタ（２８）から構成された請求項１から８のいずれか一項に記載のケーシング（３０）から構成されたステータ組立体を備えることを特徴とする、タービン。
10. 航空機のタービン機械であって、請求項９に記載のタービンおよび／または請求項１から８のいずれか一項に記載のケーシングを備える、機械。

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