JP4216052B2 - 熱コンプライアンス性を有する抑制シール - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般的にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンで用いられる固定シールに関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンは、加圧された空気を燃焼器に供給する圧縮機を含み、燃焼器中において空気は燃料と混合され点火されて高温の燃焼ガスを発生する。これらのガスは、下流の１つ又はそれ以上のタービンに流れ、タービンがその高温ガスからエネルギーを取り出し、圧縮機に動力を供給しまた飛行中の航空機に動力を供給するような有用な仕事を行う。一般的にコアエンジンの前面に置かれたファンを含むターボファンエンジンでは、高圧タービンがコアエンジンの圧縮機に動力を供給する。低圧タービンが、高圧タービンの下流に配置され、ファンに動力を供給する。
【０００３】
エンジンは、圧縮機、燃焼器、及び高温の燃焼ガスのためのタービンを通る主流路を有する。また、例えば冷却空気流れ及びサンプ加圧等の様々な目的のための補助流路が、エンジンの主流路から分離されている様々な密閉式空洞と共に設けられる。
【０００４】
従来の技術では、高温ガスがエンジンの空洞内に吸い込まれるのを防止する目的で、ガスタービンエンジンの高温部分内の様々な位置において、主流路に隣接して抑制シールを必要とするのが一般的である。標準的な抑制シールは、例えば２つの固定構造体の間でボルト止めされた、シールを取り付けるための半径方向の脚部又はフランジと流路に隣接する軸方向に延びる脚部とを含むＬ字形断面を有する。抑制シールの機能の特性から、流路近くの軸方向脚部は極めて高温で作動するのに対して、フランジになった部分は一般的にそれよりずっと低温である。一般的には単純な円筒形のフランジである軸方向脚部に生じる熱応力は、非常に有害であり、シールの軸方向脚部の座屈又は低サイクル疲労亀裂を招く可能性がある。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
従って、高温に曝された場合に改良された耐久性を有する抑制シールの必要性がある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上述の必要性は、ガスタービンエンジン用シールを提供する本発明により満たされ、このシールは、半径方向に延びる脚部と軸方向に延びる脚部とを有するＬ字形断面を備える環状のリングを含む。複数の波形が、軸方向脚部に円周方向のコンプライアンス性を持たせるようにその脚部に形成される。
【０００７】
本発明及び従来技術より優れるその利点が、添付の図面を参照して以下の詳細な説明及び添付の特許請求の範囲を読めば明らかになるであろう。
【０００８】
本発明と見なされる主題が、本明細書の冒頭部分に特に指摘されまた明確に請求されている。しかしながら、本発明は、添付の図面の図に関連してなされる以下の説明を参照することによって最も良く理解することができる。
【０００９】
【発明の実施の形態】
図面においては様々な図を通じて同一の参照符号が同じ要素を示すが、その図面を参照して、図１は、ガスタービンエンジンの１部の部分断面図である。図示した特定の構成部品は、実例を示す目的のためのみであって、本発明は、類似の構成の他の構成部品にも同様に適用可能である。図１は、低圧タービンケーシング１２の前方端の１部を示し、該低圧タービンケーシング１２は、エンジンの長手方向の軸線（図示せず）を取り囲むほぼ環状の構造体である。環状のタービンセンタフレーム１４が、ケーシング１２に当接し、固締手段１６により該ケーシング１２に固定される。ケーシング１２及びタービンセンタフレーム１４は各々、図１にそれぞれ符号１３及び１５で示したほぼ半径方向に延びる接合面を有する。ケーシング１２は、その半径方向内側部分に配置された環状のフランジ５６を有する。図示した実施例においては、固締手段１６は、ねじが切られたナット１８及びボルト２０の形態を取る。２つの構成部品を互いに固定することができるあらゆる公知のタイプの固締手段が使用でき、例えばリベット（図示せず）が、ナット１８及びボルト２０の代りをすることができ、又はその代わりにケーシング１２又はフレーム１４のうちの１つが、ボルト２０が取り付けられる雌ねじを切った穴を有することもできる。
【００１０】
ほぼ環状のタービンノズル２２が、タービンセンタフレーム１４から垂下され、かつ高温ガス流路２７の境界の１部分を形成する表面２３を備えた円弧形ノズルバンド５４を有する。中空の冷却式ノズル翼形部５０（図１に一部を断面で示す）が、ノズルバンド５４から半径方向内向きに延びる。ほぼ環状のタービンシュラウド２４が、ケーシング１２の半径方向内方に配置され、かつ高温の流路２７の境界の１部分を形成する表面２５を有する。環状の空洞２８が、ケーシング１２とタービンシュラウド２４との間の空間に形成され、また環状の空洞２９が、タービンセンタフレーム１４とタービンノズル２２との間の空間に形成される。翼形部５０は、空洞２９から、例えば入口孔（図示せず）を通して冷却空気の流れを受ける内部空洞５２を有する。翼形部５０の内部を冷却した後、冷却空気は、出口孔２６を通って翼形部５０を流出する。円周方向の間隙５８が、タービンノズル２２とタービンシュラウド２４との間に存在する。環状の抑制シール３０が、タービンセンタフレーム１４とケーシング１２との間の継手内に配置される。抑制シール３０は、ほぼＬ字形断面を有するほぼ円形のリングである。抑制シール３０は、半径方向に延びる脚部３２を形成する円周方向のフランジと軸方向に延びる脚部３４を形成する別の円周方向のフランジとを有する。
【００１１】
ここで図２、図３及び図４を参照すると、抑制シール３０が、より詳細に示されている。シール３０の軸方向脚部３４は、該脚部に形成された波形３８の環状配列を有する。波形３８は、半径方向外向きに対してそれぞれ凹状及び凸状になっている交互の起伏４０及び４２を含む。波形３８は、軸方向脚部３４が高い温度変化の間に座屈することも亀裂を生じることもなしに収縮したり膨張したりすることができるように、軸方向脚部３４に円周方向のコンプライアンス性を与える。波形３８の数と寸法は、特定の用途に適合するように変化させることができる。
【００１２】
半径方向の脚部３２は、該半径方向脚部３２が接合面１３と１５の間に配置された時に、固締手段１６を受け入れるのに役立つようにそれを貫通して形成された複数の穴３６を有する。固締具（図示せず）の頭部を受けるように皿穴（図３を参照）を含む追加の穴３７が、半径方向脚部に形成されることができる。抑制シール３０は、皿穴３７を通して配置された固締具を用いてタービンセンタフレーム１４内のねじ付き穴（図示せず）に固定することができる。このことは、抑制シール３０が、タービンケーシング１２を取り付けることなしにタービンセンタフレーム１４に取り付けられ、従ってエンジンの組立て時にタービンノズルセグメント２２を定位置に保持する支持具として役立つことを可能にする。半径方向脚部３２はまた、１つ又はそれ以上のスロット３９を含み、該スロット３９は、空洞２９からタービンセンタフレーム１４内の通路（図示せず）を通してタービンケーシング１２内の通路（これも図示せず）に向けて、また続いて空洞２８に向けて、半径方向脚部３２を通る冷却空気の流れを許し又計量する目的を果たすことができる。図示した実施例において、スロット３９は、半径方向に長形になっている。抑制シール３０は、公知の方法により製造され、エンジン内の作動温度に耐えることができる任意の材料、例えばニッケル基又はコバルト基合金で作ることができる。１つの適切な材料は、ＳＡＥ仕様ＡＭＳ５６０８により定められた合金ような耐熱性コバルト合金である。
【００１３】
運転中に、燃焼ガスは、高温ガス流路２７を通してほぼ符号Ａを付した矢印（図１）の方向に流れる。冷却空気の分離した流れが、空洞２９に供給される。冷却空気は、翼形部５０の内部空洞５２内に流れ込み、該内部空洞５２内で熱を吸収し、その後符号Ｂを付した矢印で示すように、出口孔２６を通って翼形部５０を流出する。この使用済みの冷却空気は、出口孔２６を通って半径方向外向きに流れる。抑制されないままに放置しておくと、この流れは、ケーシング１２のフランジ５６を過熱しがちになる。抑制シール３０の軸方向脚部３４は、出口孔２６からの流れを妨害し、使用済みの冷却流れをフランジ５６から遠ざかるように半径方向内向きに方向転換させて、間隙５８を通して該流れを導き、流路２７中に還流させる働きをする。本発明の抑制シール３０の軸方向脚部３４に形成された波形３８は、シール３０に円周方向の高いコンプライアンス性を与える。運転中、軸方向脚部３４の温度がシール３０の残りの部分の温度よりずっと高くなった場合に、波形３８は、低い応力レベルを維持しながら、シール３０の軸方向及び半径方向脚部の異なる円周方向の膨張を可能にする。従って、シール３０は、従来技術による設計の有害な熱応力を免れるので、実働使用において一層耐久性が増す。
【００１４】
上記に、半径方向に延びる脚部と軸方向に延びる脚部とを有するＬ字形断面を備えた環状のリングを含む、ガスタービンエンジン用シールを説明した。複数の波形が、軸方向脚部に円周方向のコンプライアンス性を持たせるように該脚部内に形成されている。
【００１５】
特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】 ガスタービンエンジンの１部の部分断面図。
【図２】 本発明により構成された抑制シールの１部を後ろから前方に見た図。
【図３】 図２の線３−３に沿った断面図。
【図４】 図３の線４−４に沿った断面図。
【符号の説明】
１２ ケーシング
１３、１５ 接合面
１４ タービンセンタフレーム
１６ 固締手段
２２ タービンノズル
２４ タービンシュラウド
２６ 出口孔
２７ 高温ガス流路
２８、２９ 空洞
３０ 抑制シール３０
３２ 半径方向脚部
３４ 軸方向脚部
５０ ノズル翼形部
５２ 内部空洞
５４ ノズルバンド
５６ フランジ
５８ 間隙

Claims (11)

1. ガスタービンエンジン用シール（３０）であって、
   半径方向に延びる脚部（３２）と軸方向に延びる脚部とを有する、円周方向に延びるリングを含み、
   前記軸方向に延びる脚部（３４）は、複数の波形（３８）を含み、
   前記シール（３０）が、金属合金で形成されている
   ことを特徴とする、ガスタービンエンジン用シール（３０）。
2. 前記波形（３８）は、前記軸方向に延びる脚部に形成された交互の凹凸起伏の環状配列を含むことを特徴とする、請求項１に記載のシール（３０）。
3. 前記半径方向に延びる脚部（３２）を貫通して形成された複数の穴（３６）を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載のシール（３０）。
4. ガスタービンエンジン用シール（３０）であって、
   半径方向に延びる脚部（３２）と軸方向に延びる脚部とを有する、円周方向に延びるリングを含み、
   前記軸方向に延びる脚部（３４）は、複数の波形（３８）を含み、
   前記シール（３０）は、前記半径方向に延びる脚部（３２）を貫通して形成された複数の長形のスロット（３９）を更に含む
   ことを特徴とする、ガスタービンエンジン用シール（３０）。
5. 前記半径方向に延びる脚部（３２）を貫通して形成された複数の皿穴（３７）を更に含むことを特徴とする、請求項１に記載のシール（３０）。
6. 第１の半径方向に延びる接合面を有する第１のほぼ環状の部材と、
   第２の半径方向に延びる接合面を有する第２のほぼ環状の部材と、
   前記第１の環状の部材と第２の環状の部材との間に配置された環状のシール（３０）と、を含み、
   該シール（３０）は、軸方向に延びる脚部（３４）に接続された半径方向に延びる脚部（３２）を含み、該半径方向に延びる脚部（３２）は、前記第１の接合面と前記第２の接合面との間に配置され、また前記軸方向に延びる脚部（３４）は、円周方向に波形を付けられている、
   ことを特徴とするガスタービンエンジン用継手組立体。
7. 第１の半径方向に延びる接合面を有するほぼ環状のタービンフレーム（１４）と、
   該タービンフレーム（１４）の軸方向後方に配置され、第２の半径方向に延びる接合面を有するほぼ環状のタービンケーシング（１２）と、
   前記タービンフレーム（１４）の半径方向内方に配置され、中空の翼形部及びその中に形成された出口孔（２６）を有する円弧形のバンド（５４）を含む環状のタービンノズル（２２）と、
   環状の空洞が前記タービンケーシング（１２）との間に形成され、またガス流路及び前記環状の空洞と流体連通した円周方向に延びる間隙（５８）が、前記タービンノズル（２２）との間に形成されるように、前記タービンケーシング（１２）の半径方向内方に配置された、前記ガス流路を形成する表面を有する環状のタービンシュラウド（２４）と、
   前記タービンフレーム（１４）と前記タービンケーシング（１２）との間に配置され、軸方向に延びる脚部（３４）に接続された半径方向に延びる脚部（３２）を含み、該半径方向に延びる脚部（３２）は前記第１の接合面と前記第２の接合面との間に配置され、また前記軸方向に延びる脚部（３４）は、前記出口孔（２６）からの流体流れを向け直すように配置されかつ波形（３８）の環状配列を含む、環状の抑制シール（３０）と、
   を含むことを特徴とするガスタービンエンジン用継手組立体。
8. 前記シール（３０）は、金属合金で形成されていることを特徴とする、請求項６又は請求項７に記載の継手組立体。
9. 前記半径方向に延びる脚部（３２）を貫通して形成された複数の穴（３６）を更に含むことを特徴とする、請求項６又は請求項７に記載の継手組立体。
10. 前記半径方向に延びる脚部（３２）を貫通して形成された複数の長形のスロット（３９）を更に含むことを特徴とする、請求項６又は請求項７に記載の継手組立体。
11. 前記半径方向に延びる脚部（３２）を貫通して形成された複数の皿穴（３７）を更に含むことを特徴とする、請求項６又は請求項７に記載の継手組立体。

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