JP6472362B2 - ガスタービン用ケーシング及びガスタービン - Google Patents

Description

本発明は、ケーシング内に圧縮機と燃焼器とタービンが収容されて構成されるガスタービンにおいて、このガスタービン用ケーシング及びガスタービンに関するものである。

例えば、ヘリコプターやジェット機などの航空機エンジンとしてガスタービンが使用されている。この航空用のガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンにより構成されている。そのため、空気取入口から取り込まれた空気を圧縮機により圧縮することで高温・高圧の圧縮空気を生成し、燃焼器によりこの圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼することで高温・高圧の燃焼ガスを生成し、この燃焼ガスによりタービンを駆動する。そして、ヘリコプターの場合、このタービンの駆動力によりロータを回転し、ジェット機の場合、排気ガスのエネルギにより推力を得る。

航空用のガスタービンを構成する圧縮機と燃焼器とタービンは、円筒形状をなすケーシング内に収容されている。このケーシングは、例えば、圧縮機を収容する第１ケーシングと、燃焼器を収容する第２ケーシングと、タービンを収容する第３ケーシングとを有し、３つのケーシングが直列に連結されて構成されている。この場合、各ケーシングは、円筒形状をなすケース本体の端部にリング形状をなすフランジ部が設けられ、各フランジ部同士が密着した状態で複数のボルトにより締結されることで連結される。

ところで、航空用のガスタービンの運転時に、ケーシングは、内部に高温の燃焼ガスや排気ガスが流れることから高温となる。そして、ケーシングは、外部が低温の外気にさらされ、内部が高温のガスに接触する。そのため、航空用のガスタービンは、起動時や停止時に、急激な温度変化が発生して外部と内部で温度差が大きくなり、大きな熱応力が発生し、それに伴う熱変形量も大きくなる。特に、ケーシング連結部では、ケーシング本体とフランジ部における外周部との温度勾配が大きくなり、フランジ部のボルト孔や外周部で降伏応力を超える高い応力が発生し、起動と停止を繰り返すことでフランジ部に作用する低サイクル疲労により寿命が大幅に低下してしまう。

このような課題を解決するものとして、例えば、下記特許文献１に記載されたものがある。この特許文献１に記載された配管のフランジ構造は、配管のフランジの外周部に、フランジの半径方向内側に向けて窪む複数の切欠部をフランジの周方向に間隔を隔てて形成するものである。

特開２０１２−０２１６１８号公報

上述した特許文献１では、配管のフランジの外周部に複数の切欠部を所定の間隔を隔てて形成し、フランジの半径方向の幅寸法に対し各切欠部の間口寸法を２から３倍とし、切欠部相互の間隔をフランジの幅寸法以下とし、各切欠部におけるフランジの外周部から半径方向内側へ入り込む深さ寸法をフランジの幅寸法の２分の１以上としている。ところが、この特許文献１は、単なる配管のフランジ部に関するものであり、ボルト孔を考慮したものとなっていない。

本発明は上述した課題を解決するものであり、フランジ部に発生する熱応力を低減することで寿命の延長や信頼性の向上を図るガスタービン用ケーシング及びガスタービンを提供することを目的とする。

上記の目的を達成するための本発明のガスタービン用ケーシングは、圧縮機と燃焼器とタービンが収容されるガスタービン用ケーシングにおいて、円筒形状をなして軸方向の端部にリング形状をなす第１フランジ部が設けられると共に前記第１フランジ部に周方向に沿って複数の第１連結孔が設けられる第１ケーシングと、前記第１フランジ部における外周部で且つ前記複数の第１連結孔の間に設けられる複数の第１切欠部と、円筒形状をなして軸方向の端部にリング形状をなす第２フランジ部が設けられると共に前記第２フランジ部に周方向に沿って複数の第２連結孔が設けられる第２ケーシングと、前記第２フランジ部における外周部で且つ前記複数の第２連結孔の間に設けられる複数の第２切欠部と、前記第１フランジ部と前記第２フランジ部が密着した状態で前記第１連結孔と前記第２連結孔を貫通して締結される複数の締結ボルトと、を備え、前記第１フランジ部及び前記第２フランジ部における径方向長さをＨとし、前記第１切欠部及び前記第２切欠部における径方向長さをＬとすると、第１径方向割合Ｌ／Ｈが０．０９から０．１１に設定される、ことを特徴とするものである。

従って、各ケーシングの各フランジ部における外周部で各連結孔の間に複数の第２切欠部を設けることで、ケーシングの外部と内部での温度差により熱応力が発生しても、この発生する熱応力の増大を抑制することができる。そして、フランジ部における径方向長さと切欠部における径方向長さとの関係を最適値とすることで、フランジ部に発生する熱応力を低減して寿命を延長することができると共に、信頼性を向上することができる。

本発明のガスタービン用ケーシングでは、前記第１径方向割合Ｌ／Ｈの設定値は、第１連結孔及び前記第２連結孔に作用する最大応力と、前記第１切欠部及び前記第２切欠部に作用する最大応力が予め設定された基準値以下になるように設定されることを特徴としている。

従って、各連結孔に作用する最大応力と各切欠部に作用する最大応力が基準値以下になるように第１径方向割合Ｌ／Ｈを設定することで、連結孔や切欠部に作用する応力を低減することができる。

本発明のガスタービン用ケーシングでは、前記第１ケーシング及び前記第２ケーシングの内径をＲとすると、第２径方向割合Ｈ／Ｒが０．２５４から０．２５８に設定されることを特徴としている。

従って、各フランジ部の径方向長さと各ケーシングの内径との関係を最適値とすることで、フランジ部に発生する熱応力を低減して寿命を延長することができると共に、信頼性を向上することができる。

本発明のガスタービン用ケーシングでは、前記第２径方向割合Ｈ／Ｒの設定値は、前記第１連結孔及び前記第２連結孔に作用する最大応力と、前記第１切欠部及び前記第２切欠部に作用する最大応力が予め設定された基準値以下になるように設定されることを特徴としている。

従って、各連結孔に作用する最大応力と各切欠部に作用する最大応力が基準値以下になるように第２径方向割合Ｈ／を設定することで、連結孔や切欠部に作用する応力を低減することができる。

本発明のガスタービン用ケーシングでは、前記第１ケーシング及び前記第２ケーシングの内径Ｒと、前記第１フランジ部及び前記第２フランジ部における径方向長さＨと、前記第１ケーシング及び前記第２ケーシングの中心から前記第１連結孔及び前記第２連結孔の中心までの径方向長さＤは、前記圧縮機と前記燃焼器と前記タービンの設計仕様により設定されることを特徴としている。

従って、圧縮機と燃焼器とタービンの設計仕様により、ケーシングの内径と、フランジ部における径方向長さと、ケーシングの中心から連結孔の中心までの径方向長さを設定し、これに基づいて第１径方向割合Ｌ／Ｈや第２径方向割合Ｈ／Ｒの設定値を設計することで、第１径方向割合Ｌ／Ｈや第２径方向割合Ｈ／Ｒを容易に設定することができる。

本発明のガスタービン用ケーシングでは、航空用エンジンのケーシングに用いられることを特徴としている。

従って、航空用エンジンのケーシングのフランジ部に発生する熱応力を低減して寿命を延長することができると共に、信頼性を向上することができる。

また、本発明のガスタービンは、前記ガスタービン用ケーシングと、前記ケーシング内に収容される圧縮機と、前記ケーシング内に収容される燃焼器と、前記ケーシング内に収容されるタービンと、を備えることを特徴とするものである。

従って、フランジ部における径方向長さと切欠部における径方向長さとの関係を最適値とすることで、フランジ部に発生する熱応力を低減して寿命を延長することができると共に、信頼性を向上することができる。

本発明のガスタービン用ケーシング及びガスタービンによれば、第１径方向割合Ｌ／Ｈを０．０９から０．１１に設定するので、フランジ部における径方向長さと切欠部における径方向長さとの関係を最適値とすることで、フランジ部に発生する熱応力を低減して寿命を延長することができると共に、信頼性を向上することができる。

図１は、第１実施形態の航空用エンジンを表す概略構成図である。 図２は、第１実施形態の航空用エンジンのケーシングを表す要部拡大図である。 図３は、ケーシングの連結部を表す概略図である。 図４は、ケーシングの連結部を表す図３のIV−IV断面図である。 図５は、第１径方向割合Ｌ／Ｈに対する連結部の最大応力を表すグラフである。 図６は、第１ケーシングのフランジ部を表す斜視図である。 図７は、第２ケーシングのフランジ部を表す斜視図である。 図８は、第２実施形態の航空用エンジンのケーシングにおける第２径方向割合Ｈ／Ｒに対する連結部の最大応力を表すグラフである。

以下に添付図面を参照して、本発明に係るガスタービン用ケーシング及びガスタービンの好適な実施形態を詳細に説明する。なお、この実施形態により本発明が限定されるものではなく、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせて構成するものも含むものである。

［第１実施形態］
図１は、第１実施形態の航空用エンジンを表す概略構成図である。

第１実施形態において、図１に示すように、ガスタービンとしての航空用エンジン１０は、ファンケーシング１１と本体ケーシング１２とを有し、ファンケーシング１１内にファン１３が収容され、本体ケーシング１２内に圧縮機１４と燃焼器１５とタービン１６が収容されて構成されている。

ファン１３は、回転軸２１の外周部に複数のファンブレード２２が装着されて構成されている。圧縮機１４は、低圧コンプレッサ２３と高圧コンプレッサ２４とを有している。燃焼器１５は、圧縮機１４より圧縮空気の長方向の下流側に配置され、周方向に複数配置されている。タービン１６は、燃焼器１５より燃焼ガスの流れ方向の下流側に配置され、高圧タービン２５と低圧タービン２６とを有している。そして、ファン１３の回転軸２１と低圧コンプレッサ２３とが連結され、低圧コンプレッサ２３と低圧タービン２６とが第１ロータ軸２７により連結されている。また、高圧コンプレッサ２４と高圧タービン２５とが、第１ロータ軸２７の外周側に位置する円筒形状をなす第２ロータ軸２８により連結されている。

従って、圧縮機１４は、空気取入口から取り込まれた空気が低圧コンプレッサ２３と高圧コンプレッサ２４における図示しない複数の静翼と動翼を通過することで圧出され、高温・高圧の圧縮空気を生成する。燃焼器１５は、この圧縮空気に対して所定の燃料を供給することで燃焼し、高温・高圧の燃焼ガスを生成する。タービン１６は、燃焼器１５により生成された燃焼ガスが高圧タービン２５及び低圧タービン２６における図示しない複数の静翼と動翼を通過することで駆動回転する。この場合、低圧タービン２６の回転力が第１ロータ軸２７により低圧コンプレッサ２３に伝達されて駆動する。また、高圧タービン２５の回転力が第２ロータ軸２８により高圧コンプレッサ２４に伝達されて駆動する。その結果、ファン１３を駆動することができると共に、タービン１６から排出される排気ガスにより推力を得ることができる。

圧縮機１４と燃焼器１５とタービン１６を収容する本体ケーシング１２は、複数のケーシングが直列に連結され、複数の締結ボルトにより連結されている。

図２は、第１実施形態の航空用エンジンのケーシングを表す要部拡大図、図３は、ケーシングの連結部を表す概略図、図４は、ケーシングの連結部を表す図３のIV−IV断面図である。

本体ケーシング１２は、図２から図４に示すように、第１ケーシング３１と第２ケーシング３２とを有している。第１ケーシング３１は、第１ケーシング本体４１と、第１フランジ部４２と、複数の第１連結孔４３と、複数の第１切欠部４４とを有している。第１ケーシング本体４１は、円筒形状をなし、第１フランジ部４２は、この第１ケーシング本体４１における軸方向の一端部にリング形状をなして一体に設けられている。複数の第１連結孔４３は、この第１フランジ部４２に周方向に沿って所定間隔（等間隔）を空けて設けられ、第１ケーシング本体４１の軸方向に貫通する孔である。複数の第１切欠部４４は、第１フランジ部４２における外周部に周方向に沿って所定間隔（等間隔）を空けて設けられ、第１ケーシング本体４１の軸方向に貫通する切欠である。この複数の第１切欠部４４は、複数の第１連結孔４３の間に設けられている。

第２ケーシング３２は、第２ケーシング本体５１と、第２フランジ部５２と、複数の第２連結孔５３と、複数の第２切欠部５４とを有している。第２ケーシング本体５１は、円筒形状をなし、第２フランジ部５２は、この第２ケーシング本体５１における軸方向の一端部にリング形状をなして一体に設けられている。複数の第２連結孔５３は、この第２フランジ部５２に周方向に沿って所定間隔（等間隔）を空けて設けられ、第２ケーシング本体５１の軸方向に貫通する孔である。複数の第２切欠部５４は、第２フランジ部５２における外周部に周方向に沿って所定間隔（等間隔）を空けて設けられ、第２ケーシング本体５１の軸方向に貫通する切欠である。この複数の第２切欠部５４は、複数の第２連結孔５３の間に設けられている。

ここで、第１ケーシング３１の第１ケーシング本体４１と、第２ケーシング３２の第２ケーシング本体５１は、対向する各端部の近傍にて、外径及び内径が同径に設定されている。また、第１ケーシング３１の第１フランジ部４２と複数の第１連結孔４３と複数の第１切欠部４４は、第２ケーシング３２の第２フランジ部５２と複数の第２連結孔５３と複数の第２切欠部５４とは、ほぼ同形状であって、各第１連結孔４３及び各第１切欠部４４の位置と、各第２連結孔５３及び各第２切欠部５４との位置が一致している。

第１ケーシング３１と第２ケーシング３２は、第１フランジ部４２と第２フランジ部５２とが密着した状態で、複数の締結ボルト３３が各第１連結孔４３及び各第２連結孔５３をそれぞれ貫通し、複数のナット３４が螺合して締結されることで連結されている。

第１実施形態にて、第１ケーシング３１（第１ケーシング本体４１、第１フランジ部４２）及び第２ケーシング３２（第２ケーシング本体５１、第２フランジ部５２）の内径Ｒと、第１フランジ部４２及び第２フランジ部５２における径方向長さをＨと、第１ケーシング３１（第１ケーシング本体４１）及び第２ケーシング３２（第２ケーシング本体５１）の中心から第１連結孔４３及び第２連結孔５３の中心までの径方向長さＤは、航空用エンジン１０、つまり、圧縮機１４と燃焼器１５とタービン１６の設計仕様により決定される。

そして、第１実施形態では、第１切欠部４４及び第２切欠部５４における径方向長さをＬとするとき、第１径方向割合Ｌ／Ｈが０．０９から０．１１に設定されている。この場合、第１径方向割合Ｌ／Ｈを０．１に設定することが望ましい。

この第１径方向割合Ｌ／Ｈの設定値は、第１連結孔４３及び第２連結孔５３に作用する最大応力と、第１切欠部４４及び第２切欠部５４に作用する最大応力が、予め設定された基準値以下になるように設定される。

即ち、各ケーシング３１，３２の内径Ｒ、各フランジ部４２，５２の径方向長さＨ、各ケーシング３１，３２の中心から各連結孔４３，５３の中心までの径方向長さＤの体格寸法は、エンジン設計仕様から決定される。ここで、フランジ部４２，５２の内外で温度差が大きくなると、フランジ部４２，５２の外周部での周方向引張応力が高くなる。そのため、切欠部４４，５４を設けることで、この周方向引張応力が低減されるが、切欠部４４，５４により剛性が下がることで、フランジ部４２，５２の内周部での周方向圧縮応力が高くなる。このフランジ部４２，５２の外周部での周方向引張応力と内周部での周方向圧縮応力が基準値以下となるように、第１径方向割合Ｌ／Ｈを選定する。

図５は、第１径方向割合Ｌ／Ｈに対する連結部の最大応力を表すグラフ、図６は、第１ケーシングのフランジ部を表す斜視図、図７は、第２ケーシングのフランジ部を表す斜視図である。

図５に表す６個の線は、第１フランジ部４２及び第２フランジ部５２における各点にて、第１径方向割合Ｌ／Ｈを変化させたときの最大応力を表すものである。図５に表す線Ａは、図６に示す第１切欠部４４の応力であり、図５に表す線Ｂは、図６に示す第１連結孔４３における外周側の応力であり、図５に表す線Ｃは、図６に示す第１連結孔４３における内周側の応力である。同様に、図５に表す線Ｄは、図７に示す第２切欠部５４の応力であり、図５に表す線Ｅは、図７に示す第２連結孔５３における外周側の応力であり、図５に表す線Ｆは、図７に示す第２連結孔５３における内周側の応力である。

図５のグラフにおいて、第１径方向割合Ｌ／Ｈが増加すると、第１切欠部４４の応力Ａ１、第１連結孔４３における内周側の応力Ｃ１、第２切欠部５４の応力Ｄ１、第２連結孔５３における内周側の応力Ｆ１が増加する一方、第１連結孔４３における外周側の応力Ｂ１、第２連結孔５３における外周側の応力Ｅ１が減少する。これは、第１径方向割合Ｌ／Ｈが増加、つまり、各切欠部４４，５４の径方向長さＬが長くなると、各フランジ部４２，５２における外周側の剛性が低下するからであると考えられる。

そして、各応力Ａ１，Ｂ１，Ｃ１，Ｄ１，Ｅ１，Ｆ１がほぼ同程度となる第１径方向割合Ｌ／Ｈ＝０．０９から０．１１の範囲Ｓ１が良好なものであり、各応力Ａ１，Ｂ１，Ｃ１，Ｄ１，Ｅ１，Ｆ１が最低値Ｐ１で一致する第１径方向割合Ｌ／Ｈ＝０．１が最適なものである。

このように第１実施形態の航空用エンジンのケーシングにあっては、第１フランジ部４２と複数の第１連結孔４３と複数の第１切欠部４４が設けられる第１ケーシング３１と、第２フランジ部５２と複数の第２連結孔５３と複数の第２切欠部５４が設けられる第２ケーシング３２と、第１フランジ部４２と第２フランジ部５２が密着した状態で第１連結孔４３と第２連結孔５３を貫通して締結される複数の締結ボルト３３とを備え、第１フランジ部４２及び第２フランジ部５２における径方向長さをＨとし、第１切欠部４４及び第２切欠部５４における径方向長さをＬとしたとき、第１径方向割合Ｌ／Ｈを０．０９から０．１１に設定している。

従って、各ケーシング３１，３２の各フランジ部４２，５２における外周部で各連結孔４３，５３の間に第２切欠部４４，５４を設けることで、ケーシング３１，３２の外部と内部での温度差により熱応力が発生しても、この発生する熱応力の増大を抑制することができる。そして、フランジ部４２，５２における径方向長さＨと切欠部４４，５４における径方向長さＬとの関係を最適値とすることで、フランジ部４２，５２に発生する熱応力を低減して寿命を延長することができると共に、信頼性を向上することができる。

第１実施形態の航空用エンジンのケーシングでは、第１径方向割合Ｌ／Ｈの設定値を、第１連結孔４３及び第２連結孔５３に作用する最大応力と、第１切欠部４４及び第２切欠部５４に作用する最大応力が予め設定された基準値以下になるように設定している。従って、連結孔４３，５３や切欠部４４，５４に作用する応力を低減することができる。

第１実施形態の航空用エンジンのケーシングでは、第１ケーシング３１及び第２ケーシング３２の内径Ｒと、第１フランジ部４２及び第２フランジ部５２における径方向長さＨと、第１ケーシング３１及び第２ケーシング３２の中心から第１連結孔４３及び第２連結孔５３の中心までの径方向長さＤを、圧縮機１４と燃焼器１５とタービン１６の設計仕様により設定している。従って、圧縮機１４と燃焼器１５とタービン１６の設計仕様により、ケーシング３１，３２の内径Ｒと、フランジ部４２，５２における径方向長さＨと、ケーシング３１，３２の中心から連結孔４３，５３の中心までの径方向長さＤを設定し、これに基づいて第１径方向割合Ｌ／Ｈや第２径方向割合Ｈ／Ｒの設定値を設計することで、第１径方向割合Ｌ／Ｈや第２径方向割合Ｈ／Ｒを容易に設定することができる。

また、第１実施形態の航空用エンジンにあっては、航空用エンジンの本体ケーシング１２と、本体ケーシング１２内に収容される圧縮機１４と、本体ケーシング１２内に収容される燃焼器１５と、本体ケーシング１２内に収容されるタービン１６とを設けている。従って、フランジ部４２，５２における径方向長さＨと切欠部４４，５４における径方向長さＬとの関係を最適値とすることで、フランジ部４２，５２に発生する熱応力を低減して寿命を延長することができると共に、信頼性を向上することができる。

［第２実施形態］
図８は、第２実施形態の航空用エンジンのケーシングにおける第２径方向割合Ｈ／Ｒに対する連結部の最大応力を表すグラフである。なお、本実施形態の航空用エンジンのケーシングの基本的な構成は、上述した第１実施形態とほぼ同様の構成であり、図２から図４、図６及び図７を用いて説明すると共に、上述した第１実施形態と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。

第２実施形態にて、図３及び図４に示すように、第１ケーシング３１（第１ケーシング本体４１、第１フランジ部４２）及び第２ケーシング３２（第２ケーシング本体５１、第２フランジ部５２）の内径Ｒと、第１フランジ４２部及び第２フランジ部５２における径方向長さをＨと、第１ケーシング３１（第１ケーシング本体４１）及び第２ケーシング３２（第２ケーシング本体５１）の中心から第１連結孔４３及び第２連結孔５３の中心までの径方向長さＤは、航空用エンジン１０、つまり、圧縮機１４と燃焼器１５とタービン１６の設計仕様により決定される。

そして、第２径方向割合Ｈ／Ｒが０．２５４から０．２５８に設定されている。この場合、第２径方向割合Ｈ／Ｒを０．２５６に設定することが望ましい。

第２径方向割合Ｈ／Ｒの設定値は、第１連結孔４３及び第２連結孔５３に作用する最大応力と、第１切欠部４４及び第２切欠部５４に作用する最大応力が予め設定された基準値以下になるように設定される。

即ち、各ケーシング３１，３２の内径Ｒ、各フランジ部４２，５２の径方向長さＨ、各ケーシング３１，３２の中心から各連結孔４３，５３の中心までの径方向長さＤの体格寸法は、エンジン設計仕様から決定される。ここで、フランジ部４２，５２の内外で温度差が大きくなると、フランジ部４２，５２の外周部での周方向引張応力が高くなる。そのため、切欠部４４，５４を設けることで、この周方向引張応力が低減されるが、切欠部４４，５４により剛性が下がることで、フランジ部４２，５２の内周部での周方向圧縮応力が高くなる。このフランジ部４２，５２の外周部での周方向引張応力と内周部での周方向圧縮応力が基準値以下となるように、第２径方向割合Ｈ／Ｒの設定値を選定する。

図８に表す６個の線は、第１フランジ部４２及び第２フランジ部５２における各点にて、第２径方向割合Ｈ／Ｒを変化させたときの最大応力を表すものである。図８に表す線Ａは、図６に示す第１切欠部４４の応力であり、図８に表す線Ｂは、図６に示す第１連結孔４３における外周側の応力であり、図８に表す線Ｃは、図６に示す第１連結孔４３における内周側の応力である。同様に、図８に表す線Ｄは、図７に示す第２切欠部５４の応力であり、図８に表す線Ｅは、図７に示す第２連結孔５３における外周側の応力であり、図８に表す線Ｆは、図７に示す第２連結孔５３における内周側の応力である。

図８のグラフにおいて、第２径方向割合Ｈ／Ｒが減少すると、第１切欠部４４の応力Ａ２、第１連結孔４３における外周側の応力Ｂ２、第２切欠部５４の応力Ｄ２、第２連結孔５３における外周側の応力Ｅ２が減少する一方、第１連結孔４３における内周側の応力Ｃ２、第２連結孔５３における内周側の応力Ｆ１が増加する。これは、第２径方向割合Ｈ／Ｒが減少、つまり、各フランジ４２，５２における径方向長さＨが短くなると、各フランジ部４２，５２における外周側と内周側との温度差が低下し、周方向に発生する熱応力が低下するためと考えられる。

そして、各応力Ａ２，Ｂ２，Ｃ２，Ｄ２，Ｅ２，Ｆ２がほぼ同程度となる第２径方向割合Ｈ／Ｒ＝０．２５４から０．２５８の範囲Ｓ２が良好なものであり、各応力Ａ２，Ｂ２，Ｃ２，Ｄ２，Ｅ２，Ｆ２が最低値Ｐ２で一致する第２径方向割合Ｈ／Ｒ＝０．２５６が最適なものである。

このように第２実施形態の航空用エンジンのケーシングにあっては、第１ケーシング３１及び第２ケーシング３２の内径をＲとしたとき、第２径方向割合Ｈ／Ｒを０．２５４から０．２５８に設定している。

従って、各フランジ部４２，５２の径方向長さＨと各ケーシング３１，３２の内径Ｒとの関係を最適値とすることで、フランジ部４２，５２に発生する熱応力を低減して寿命を延長することができると共に、信頼性を向上することができる。

第２実施形態の航空用エンジンのケーシングでは、第２径方向割合Ｈ／Ｒの設定値を、第１連結孔４３及び第２連結孔５３に作用する最大応力と、第１切欠部４４及び第２切欠部５４に作用する最大応力が予め設定された基準値以下になるように設定している。従って、連結孔４３，５３や切欠部４４，５３に作用する応力を低減することができる。

なお、上出した実施形態では、本発明のガスタービン用ケーシングを航空用エンジンのケーシングとして説明し、ガスタービンを航空用エンジンとして説明したが、本発明のガスタービン用ケーシング及びガスタービンを陸上や船舶などで使用される発電用または推進用のガスタービン用ケーシング及びガスタービンに適用してもよい。

１０ 航空用エンジン（ガスタービン）
１１ ファンケーシング
１２ 本体ケーシング（ガスタービン用ケーシング）
１３ ファン
１４ 圧縮機
１５ 燃焼器
１６ タービン
２１ 回転軸
２２ ファンブレード
２３ 低圧コンプレッサ
２４ 高圧コンプレッサ
２５ 高圧タービン
２６ 低圧タービン
２７ 第１ロータ軸
２８ 第２ロータ軸
３１ 第１ケーシング
３２ 第２ケーシング
３３ 締結ボルト
３４ ナット
４１ 第１ケーシング本体
４２ 第１フランジ部
４３ 第１連結孔
４４ 第１切欠部
５１ 第２ケーシング本体
５２ 第２フランジ部
５３ 第２連結孔
５４ 第２切欠部

Claims (7)

1. 圧縮機と燃焼器とタービンが収容されるガスタービン用ケーシングにおいて、
   円筒形状をなして軸方向の端部にリング形状をなす第１フランジ部が設けられると共に前記第１フランジ部に周方向に沿って複数の第１連結孔が設けられる第１ケーシングと、
   前記第１フランジ部における外周部で且つ前記複数の第１連結孔の間に設けられる複数の第１切欠部と、
   円筒形状をなして軸方向の端部にリング形状をなす第２フランジ部が設けられると共に前記第２フランジ部に周方向に沿って複数の第２連結孔が設けられる第２ケーシングと、
   前記第２フランジ部における外周部で且つ前記複数の第２連結孔の間に設けられる複数の第２切欠部と、
   前記第１フランジ部と前記第２フランジ部が密着した状態で前記第１連結孔と前記第２連結孔を貫通して締結される複数の締結ボルトと、
   を備え、
   前記第１フランジ部及び前記第２フランジ部における径方向長さをＨとし、前記第１切欠部及び前記第２切欠部における径方向長さをＬとすると、第１径方向割合Ｌ／Ｈが０．０９から０．１１に設定される、
   ことを特徴とするガスタービン用ケーシング。
2. 前記第１径方向割合Ｌ／Ｈの設定値は、第１連結孔及び前記第２連結孔に作用する最大応力と、前記第１切欠部及び前記第２切欠部に作用する最大応力が予め設定された基準値以下になるように設定されることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン用ケーシング。
3. 前記第１ケーシング及び前記第２ケーシングの内径をＲとすると、第２径方向割合Ｈ／Ｒが０．２５４から０．２５８に設定されることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のガスタービン用ケーシング。
4. 前記第２径方向割合Ｈ／Ｒの設定値は、前記第１連結孔及び前記第２連結孔に作用する最大応力と、前記第１切欠部及び前記第２切欠部に作用する最大応力が予め設定された基準値以下になるように設定されることを特徴とする請求項３に記載のガスタービン用ケーシング。
5. 前記第１ケーシング及び前記第２ケーシングの内径Ｒと、前記第１フランジ部及び前記第２フランジ部における径方向長さＨと、前記第１ケーシング及び前記第２ケーシングの中心から前記第１連結孔及び前記第２連結孔の中心までの径方向長さＤは、前記圧縮機と前記燃焼器と前記タービンの設計仕様により設定されることを特徴とする請求項１から請求項４のいずれか一項に記載のガスタービン用ケーシング。
6. 航空用エンジンのケーシングに用いられることを特徴とする請求項１から請求項５のいずれか一項に記載のガスタービン用ケーシング。
7. 請求項１から請求項６のいずれか一項に記載のガスタービン用ケーシングと、
   前記ケーシング内に収容される圧縮機と、
   前記ケーシング内に収容される燃焼器と、
   前記ケーシング内に収容されるタービンと、
   を備えることを特徴とするガスタービン。

Images