JP4432137B2 - ジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置 - Google Patents
ジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置 Download PDFInfo
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Description
【発明の属する技術分野】
本発明は航空機用エンジンの如きジェットエンジンを構成するガスタービンのタービンノズル支持装置に関するものである。
【0002】
【従来の技術】
ジェットエンジンは、図3にその一例の概略を示す如く、先端側より順に、ファン1、圧縮機2、燃焼器3、ガスタービン4を軸心O方向に配列してなるコアエンジン5を装備し、且つ該コアエンジン5の周りに、吸入空気がバイパスするようにストラット6を介してカウル7を設け、ガスタービン4により駆動されるファン1の回転で空気取入口8から空気を取り入れて、その大部分をカウル7から噴出させて推進力とし、残りの一部をガスタービン4により駆動される圧縮機2で圧縮し、該圧縮空気により燃焼器3で燃料を燃焼させ、高速燃焼ガス流によりガスタービン4を駆動するようにしてある。
【0003】
上記ジェットエンジンで使用されているガスタービン4は、静翼9と動翼10とを軸心O方向に多段に有し、且つこれら静翼9及び動翼10部の前部位置となる燃焼器3の出口部に、図4に詳細を示す如く、同心状に配置したインナーバンド12とアウターバンド13との間に多数のノズル翼14が周方向等間隔に取り付けてある周方向多分割(たとえば、38分割)構造のタービンノズル11を配置した構成としてある。
【0004】
上記ガスタービン4のタービンノズル11は、燃焼器3で発生させた燃焼ガスである主流ガスaを静翼9及び動翼10部に向けて導くものであり、軸方向空力荷重(モーメント荷重)を受けるため、インナーバンド12の後端側に設けたノズルフランジ15をロータ側(内径側)ケーシング16に設けた支持フランジ17に止めピン18によって取り付けるようにしてある。又、上記主流ガスaと燃焼器3の外側を通る二次空気bとのシール性を確保することが重要であるため、アウターバンド13の前端に設けたフランジ19に、折り曲げ形状としたシールリング20の外径側を係合させると共に、該シールリング20の内径側を、燃焼器3の外径側フレーム部3bの後端部に設けた後向きの溝22内に嵌入させ、且つインナーバンド12の前端に設けた内向きの溝23内にシールリング21の外径側を嵌入させると共に、該シールリング21の前面を、燃焼器3の内径側フレーム部3aの後端に接触させるようにし、更に、アウターバンド13の後端側に設けたノズルフランジ24の後面を、ステータ側(外径側)ケーシングの支持フランジ25に、公差隙間Sを隔てて対峙させるようにしてある。
【0005】
なお、上記シールリング20,21は、組み付けの都合上、周方向の1個所に切れ目が入れられている。
【0006】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、上記タービンノズル11の場合、インナーバンド12の後端側に張り出させたノズルフランジ15を、ロータ側ケーシング16の支持フランジ17に片持ち支持させるようにした片持ち支持構造としてあって、上記ノズルフランジ15に過大な応力が作用することとなるので、ノズルフランジ15の厚さを厚くして矢印Xで示すように全体が前後に倒れないようにしてある。そのため、重量軽減化を阻害する一因になっていた。
【0007】
又、燃焼器3の外径側フレーム部3bの外側を通る二次空気と内径側フレーム部3aの内側(内径側)を通る二次空気とは温度差があるため、外径側フレーム部3bと内径側フレーム部3aとの間に延び差が生じると、タービンノズル11のアウターバンド13前端と燃焼器3の外径側フレーム部3b後端との間に介在させてあるシールリング20に無理な荷重が掛かるので、該シールリング20を損傷させてしまうことがあり、燃焼器3の出口部のシール性を確保できなくなってしまう。
【0008】
更に、上記外径側のシールリング20や内径側のシールリング21は周方向に1個所しか切れ目がない構造であるため、周方向の温度分布が一様でなくなると、たとえば、周方向で部分的に波が出る等の変形が生じることにより、シール性を確保できなくなる場合がある。
【0009】
そこで、本発明は、タービンノズルの軽量化を図ることができるようにすると共に、燃焼器の内径側フレーム部と外径側フレーム部との間に延び差が発生しても安定してシールを行うことができるようにし、しかも、シールリングの周方向の温度分布が一様でなくなっても、確実なシール性が得られるようなジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置を提供しようとするものである。
【0010】
【課題を解決するための手段】
本発明は、上記課題を解決するために、燃焼器で発生させた燃焼ガス流を静翼及び動翼部へ導くように、同心状に配置したインナーバンドとアウターバンドとの間に多数のノズル翼が取り付けてある周方向多分割構造のタービンノズルを、上記燃焼器の出口部に配置し、該タービンノズルのインナーバンドの後端部側にタービンノズルを後方に傾倒させられるよう後面側の基端部から内径側へ向けて厚みが薄くなるようにテーパ状にして張り出させた内径側ノズルフランジを、ロータ側ケーシングに設けた前後2枚の支持フランジにより形成される溝内に嵌入させて上記支持フランジに、該溝の範囲で上記内径側ノズルフランジが傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付け、上記アウターバンドの後端部側に張り出させた外径側ノズルフランジを、上記タービンノズルが後方に傾倒させられたときに支持できるよう公差隙間を空けてステータ側ケーシングに設けた支持フランジに対峙させ、且つ上記インナーバンドの前端部に内向きの溝を、又、アウターバンドの前端部に外向きの溝をそれぞれ周方向に設けて、これら内向きと外向きの溝内に内径側シールリングと外径側シールリングをそれぞれ遊装し、更に、これら内向きと外向きの溝の後縁部に、周方向へ所要間隔を隔てて突片をそれぞれ設けると共に、該各突片に差し通して固定した支持ピンに、上記内径側シールリングと外径側シールリングをそれぞれ前後方向に変位可能に支持させ、内径側シールリングと外径側シールリングの前面を、上記燃焼器の内径側フレーム部と外径側フレーム部の後端に当接させるようにした構成とする。
【0011】
タービンノズルに大きな軸方向空力荷重が作用すると、該タービンノズルは内径側ノズルフランジの取付部分で倒れることになって、内、外径側の2個所の支持フランジで受けられる。このとき、内径側シールリングと外径側シールリングは前後に自由に動くことができることから、燃焼器の内径側フレーム部と外径側フレーム部に延び差があっても、燃焼器出口部のシール性が確保される。
【0012】
又、タービンノズルを後方に傾倒させられるよう内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状にして張り出させてロータ側ケーシングに設けた前後2枚の支持フランジにより形成される溝の範囲で傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付けられている内径側ノズルフランジが後端部側にあるインナーバンドの前端部の溝内に遊装した内径側シールリングとアウターバンドの前端部の溝内に遊装した外径側シールリングを、それぞれ周方向に配列した円弧状の多数のシールプレートからなる多分割構造とし、且つ該各シールプレートの両端部に、支持ピンを挿通させるようにした構成とすることにより、燃焼器出口部の温度が周方向で一様でない場合でも、シールリングの変形を僅かなものとすることができる。
【0013】
更に、タービンノズルのインナーバンドの後端部側に該タービンノズルを後方に傾倒させられるよう内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状にして張り出させた内径側ノズルフランジを前後2枚の支持フランジにより形成される溝の範囲で傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付けている上記支持フランジにおける後側の支持フランジを、上記内径側ノズルフランジの周方向の分割位置に角部が位置するような多角形状とした構成とすることにより、タービンノズルが倒れても、内径側ノズルフランジと内径側支持フランジの接触性を維持することができて、シールすることができる。
【0014】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を図面を参照して説明する。
【0015】
図1(イ)(ロ)及び図2は本発明の実施の一形態を示すもので、図3及び図4に示したジェットエンジン用ガスタービン4の場合と同様に、燃焼器3の出口部にタービンノズル11が配置してある構成において、該タービンノズル11のインナーバンド12の後端部側に、図4に示したノズルフランジ15よりも薄肉として内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状に加工した内径側ノズルフランジ26を張り出させ、一方、ロータ側ケーシング16には、前後2枚の支持フランジ27,28により、溝29を形成して、該溝29内に上記内径側ノズルフランジ26を嵌入させ、且つ該ノズルフランジ26を、支持フランジ27,28に、周方向の分割部毎に止めピン18により取り付けて、上記溝29の範囲でノズルフランジ26が軸心O方向(図3参照)となる前後方向へ傾倒できるようにしてタービンノズル11全体の前後の倒れを許容できる構造となし、更に、上記後部の支持フランジ28を、ノズルフランジ26の1個所置きの分割位置に合わせて角部28aが位置するような多角形(たとえば、19角形)状として、タービンノズル11が倒れても、ノズルフランジ26面に支持フランジ28の外周縁が常時直線的に接触してシールできるようにする。
【0016】
なお、上記内径側ノズルフランジ26の周方向の各分割部には止めピン18を通すための孔30が穿設してあるが、該孔30の端縁部には、ノズルフランジ26が前後方向に無理なく傾倒できるように面取り30aが施されている。又、周方向で1個所置きの孔30は、周方向に延びる長孔として、熱膨張に対応できるようにしてある。
【0017】
一方、上記タービンノズル11のアウターバンド13の後端部に張り出させた外径側ノズルフランジ24を、図4に示したと同様に、ステータ側ケーシングに設けた支持フランジ25に、公差隙間を介して対峙させ、タービンノズル11に作用する軸方向空力荷重を、上記内、外径2個所のノズルフランジ26,24を介して2個所の支持フランジ28,25で受けさせるようにする。
【0018】
又、上記タービンノズル11のインナーバンド12の前端部に、内向きの溝23を周方向に設けて、該溝23内に内径側シールリング31を遊装し、且つ上記溝23の後縁部に、周方向に所要間隔を隔てて突片32を設けると共に、該各突片32に差し通して固定した支持ピン33を、上記内径側シールリング31に挿通させて、該支持ピン33に内径側シールリング31を前後方向へ変位可能に支持させ、内径側シールリング31の前面を、燃焼器3の内径側フレーム部3aの後端に当接させるようにする。
【0019】
更に、上記タービンノズル11のアウターバンド13の前端部に、外向きの溝34を周方向に設けて、該溝34内に外径側シールリング35を遊装し、且つ上記溝35の後縁部に、周方向に所要間隔を隔てて突片36を設けると共に、該各突片36に差し通して固定した支持ピン37を、上記外径側シールリング35に挿通させて、該支持ピン37に外径側シールリング35を前後方向へ変位可能に支持させ、外径側シールリング35の前面を燃焼器3の外径側フレーム部3bの後端に当接させるようにする。
【0020】
上記内径側シールリング31は、周方向に配列した多数(たとえば、19枚)の円弧状のシールプレート31aからなり、一方、上記外径側シールリング35も、周方向に配列した多数(たとえば、19枚)の円弧状のシールプレート35aからなり、各シールプレート31aと35aの両端部に支持ピン33と37を挿通させるようにしてある。
【0021】
ジェットエンジンを運転すると、燃焼器3で発生させられてタービンノズル11内を通る主流ガスaの圧力よりもタービンノズル11の外側を通る二次空気bの圧力の方が高くなるので、図1(イ)に示す如く、タービンノズル11の内径側シールリング31と外径側シールリング35は、その後面側から大きな圧力を受けることになって、それぞれ燃焼器3の内径側フレーム部3aの後端と外径側フレーム部3bの後端に押付けられることにより、燃焼器3の出口部のシール性が保持される。
【0022】
上記の状態において、タービンノズル11が大きな軸方向空力荷重を受けると、ロータ側ケーシング16の支持フランジ27,28に取り付けられている内径側ノズルフランジ26に応力が集中するが、該内径側ノズルフランジ26は内径側へ向けて厚みが薄くなるようなテーパ状になっているため、支持フランジ27,28の部分で後方へ傾倒させられることになり、図1(イ)において二点鎖線で示す如く、タービンノズル11は全体的に後方へ倒れる状態となる。このとき、外径側ノズルフランジ24がステータ側ケーシングの支持フランジ25に当接させられるため、タービンノズル11に掛かる軸方向空力荷重は支持フランジ27,28と支持フランジ25の2個所で安定して受けられることになる。したがって、図4に示す如き片持ち支持の場合に比してタービンノズル11の重量を軽減することができる。
【0023】
又、上記のように、タービンノズル11に倒れが発生しても、上記内径側シールリング31と外径側シールリング35は、支持ピン33と支持ピン37に対し前後に自由に動けるように支持させてあるため、燃焼器3の内径側フレーム部3aと外径側フレーム部3bの後端に対して接触した状態を維持することができ、又、内径側フレーム部3aと外径側フレーム部3bに熱延び差が発生したとしても同様に接触状態を維持することができる。したがって、燃焼器3の出口部のシール性を確保することができる。更にこの際、上記内径側ノズルフランジ26の取付部である支持フランジ28は、ノズルフランジ26の1個所置きの分割位置に角部28aが位置するような多角形状としてあることから、タービンノズル11が倒れても、ノズルフランジ26面に支持フランジ28の外周縁を隙間があくことなく直線状に接触させている状態を維持することができることにより、この部分のシール性も確保することができる。
【0024】
更に、上記内径側シールリング31は円弧状のシールプレート31aによる周方向多分割構造としてあり、又、外径側シールリング35も同様な円弧状のシールプレート35aによる周方向多分割構造としてあることから、燃焼器3の出口部の温度分布が周方向で一様とならない場合でも、熱変形は僅かなものとなるので、シール性の悪化を防ぐことができる。
【0025】
なお、上記実施の形態では、シールリング31,35の分割数、支持フランジ28の角数を、タービンノズルの2つの分割体に合わせて選定した場合を示したが、分割体の数に合わせる等、任意の数としてよいこと、その他本発明の要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得ることは勿論である。
【0026】
【発明の効果】
以上述べた如く、本発明のジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置によれば、燃焼器で発生させた燃焼ガス流を静翼及び動翼部へ導くように、同心状に配置したインナーバンドとアウターバンドとの間に多数のノズル翼が取り付けてある周方向多分割構造のタービンノズルを、上記燃焼器の出口部に配置し、該タービンノズルのインナーバンドの後端部側にタービンノズルを後方に傾倒させられるよう後面側の基端部から内径側へ向けて厚みが薄くなるようにテーパ状にして張り出させた内径側ノズルフランジを、ロータ側ケーシングに設けた前後2枚の支持フランジにより形成される溝内に嵌入させて上記支持フランジに、該溝の範囲で上記内径側ノズルフランジが傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付け、上記アウターバンドの後端部側に張り出させた外径側ノズルフランジを、上記タービンノズルが後方に傾倒させられたときに支持できるよう公差隙間を空けてステータ側ケーシングに設けた支持フランジに対峙させ、且つ上記インナーバンドの前端部に内向きの溝を、又、アウターバンドの前端部に外向きの溝をそれぞれ周方向に設けて、これら内向きと外向きの溝内に内径側シールリングと外径側シールリングをそれぞれ遊装し、更に、これら内向きと外向きの溝の後縁部に、周方向へ所要間隔を隔てて突片をそれぞれ設けると共に、該各突片に差し通して固定した支持ピンに、上記内径側シールリングと外径側シールリングをそれぞれ前後方向に変位可能に支持させ、内径側シールリングと外径側シールリングの前面を、上記燃焼器の内径側フレーム部と外径側フレーム部の後端に当接させるようにした構成としてあるので、タービンノズルに掛かる軸方向空力荷重を、タービンノズルの倒れを利用して内、外径側の2個所の支持フランジで支持することができることにより、従来の如き片持ち支持の場合に比して重量の軽減化を図ることができると共に、タービンノズルが倒れることから、燃焼器の内径側フレーム部と外径側フレーム部に延び差が発生しても、燃焼器出口部のシール性を確保することができ、又、タービンノズルを後方に傾倒させられるよう内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状にして張り出させてロータ側ケーシングに設けた前後2枚の支持フランジにより形成される溝の範囲で傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付けられている内径側ノズルフランジが後端部側にあるインナーバンドの前端部の溝内に遊装した内径側シールリングとアウターバンドの前端部の溝内に遊装した外径側シールリングを、それぞれ周方向に配列した円弧状の多数のシールプレートからなる多分割構造とし、且つ該各シールプレートの両端部に、支持ピンを挿通させるようにした構成とすることにより、燃焼器出口部の温度が周方向で一様でなくても、シール性の悪化を防ぐことができ、更に、タービンノズルのインナーバンドの後端部側に該タービンノズルを後方に傾倒させられるよう内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状にして張り出させた内径側ノズルフランジを前後2枚の支持フランジにより形成される溝の範囲で傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付けている上記支持フランジにおける後側の支持フランジを、上記内径側ノズルフランジの周方向の分割位置に角部が位置するような多角形状とした構成とすることにより、タービンノズルが倒れても、内径側ノズルフランジ面に支持フランジを常に隙間なく線接触させることができて、シールすることができる、等の優れた効果を発揮する。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明のジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置の実施の一形態を示すもので、(イ)は切断側面図、(ロ)は(イ)のA部拡大図である。
【図2】図1(イ)のB−B方向矢視図である。
【図3】ジェットエンジンの一例を示す概略図である。
【図4】図3のC部拡大図である。
【符号の説明】
3 燃焼器
3a 内径側フレーム部
3b 外径側フレーム部
9 静翼
10 動翼
11 タービンノズル
12 インナーバンド
13 アウターバンド
14 ノズル翼
16 ロータ側ケーシング
18 止めピン
23 溝
24 外径側ノズルフランジ
25 支持フランジ
26 内径側ノズルフランジ
27 支持フランジ
28 支持フランジ
28a 角部
29 溝
31 内径側シールリング
31a シールプレート
32 突片
33 支持ピン
34 溝
35 外径側シールリング
35a シールプレート
36 突片
37 支持ピン
Claims (3)
- 燃焼器で発生させた燃焼ガス流を静翼及び動翼部へ導くように、同心状に配置したインナーバンドとアウターバンドとの間に多数のノズル翼が取り付けてある周方向多分割構造のタービンノズルを、上記燃焼器の出口部に配置し、該タービンノズルのインナーバンドの後端部側にタービンノズルを後方に傾倒させられるよう後面側の基端部から内径側へ向けて厚みが薄くなるようにテーパ状にして張り出させた内径側ノズルフランジを、ロータ側ケーシングに設けた前後2枚の支持フランジにより形成される溝内に嵌入させて上記支持フランジに、該溝の範囲で上記内径側ノズルフランジが傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付け、上記アウターバンドの後端部側に張り出させた外径側ノズルフランジを、上記タービンノズルが後方に傾倒させられたときに支持できるよう公差隙間を空けてステータ側ケーシングに設けた支持フランジに対峙させ、且つ上記インナーバンドの前端部に内向きの溝を、又、アウターバンドの前端部に外向きの溝をそれぞれ周方向に設けて、これら内向きと外向きの溝内に内径側シールリングと外径側シールリングをそれぞれ遊装し、更に、これら内向きと外向きの溝の後縁部に、周方向へ所要間隔を隔てて突片をそれぞれ設けると共に、該各突片に差し通して固定した支持ピンに、上記内径側シールリングと外径側シールリングをそれぞれ前後方向に変位可能に支持させ、内径側シールリングと外径側シールリングの前面を、上記燃焼器の内径側フレーム部と外径側フレーム部の後端に当接させるようにした構成を有することを特徴とするジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置。
- タービンノズルを後方に傾倒させられるよう内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状にして張り出させてロータ側ケーシングに設けた前後2枚の支持フランジにより形成される溝の範囲で傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付けられている内径側ノズルフランジが後端部側にあるインナーバンドの前端部の溝内に遊装した内径側シールリングとアウターバンドの前端部の溝内に遊装した外径側シールリングを、それぞれ周方向に配列した円弧状の多数のシールプレートからなる多分割構造とし、且つ該各シールプレートの両端部に、支持ピンを挿通させるようにした請求項1記載のジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置。
- タービンノズルのインナーバンドの後端部側に該タービンノズルを後方に傾倒させられるよう内径側へ向けて厚みが薄くなるように後面側をテーパ状にして張り出させた内径側ノズルフランジを前後2枚の支持フランジにより形成される溝の範囲で傾倒可能に周方向の分割部毎に止めピンにて取り付けている上記支持フランジにおける後側の支持フランジを、上記内径側ノズルフランジの周方向の分割位置に角部が位置するような多角形状とした請求項1又は2記載のジェットエンジン用ガスタービンのタービンノズル支持装置。
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