JP2011508151A

JP2011508151A - Turbine nozzle segment and turbine nozzle assembly

Info

Publication number: JP2011508151A
Application number: JP2010540754A
Authority: JP
Inventors: モーガン、クライブ・アンドリュー; ヘフロン、トッド・スティーヴン; フォンセカ、サンジーワ・シュシタ
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2007-12-29
Filing date: 2008-12-11
Publication date: 2011-03-10
Also published as: GB201011336D0; WO2009085620A1; GB2467897A; CA2709933A1; US20090169369A1; DE112008003452T5

Abstract

タービンノズルセグメントが、周方向に離隔された複数のタブ（１３０）を有するバンド（１２２、１２４）と、バンドから延びる単一のエーロフォイル（１２０）とを含む。複数のタブのうちの少なくとも１つは、前記第１のバンドの周縁端に隣接することができる。複数のタブは、前記第１のバンドと一体であることができる。タービンノズルセグメントは、第２のバンドをさらに備えることができる、単一のエーロフォイルは第１のバンドと前記第２のバンドとの間を延びることができる。タービンノズルセグメントは、第１のバンドから延び、複数のタブから離隔され、それらの間に陥凹部を画定するレールと、陥凹部内に配置されたリーフシールとをさらに備えることができる。
【選択図】図３The turbine nozzle segment includes a band (122, 124) having a plurality of circumferentially spaced tabs (130) and a single airfoil (120) extending from the band. At least one of the plurality of tabs may be adjacent to a peripheral edge of the first band. The plurality of tabs may be integral with the first band. The turbine nozzle segment can further comprise a second band, and a single airfoil can extend between the first band and the second band. The turbine nozzle segment may further comprise a rail extending from the first band, spaced from the plurality of tabs and defining a recess therebetween, and a leaf seal disposed within the recess.
[Selection] Figure 3

Description

例示的な諸実施形態は、一般に、ガスタービンエンジン構成部品に関し、より詳細には、タービンノズルアセンブリ用のリーフシールアセンブリに関する。 Exemplary embodiments relate generally to gas turbine engine components, and more particularly to a leaf seal assembly for a turbine nozzle assembly.

ガスタービンエンジンは、通常、圧縮機、燃焼器、および少なくとも１つのタービンを含む。圧縮機は、空気を圧縮することができ、その空気は、燃料と混合し燃焼器に運ぶことができる。次いで、その混合物に点火して、高温の燃焼ガスを発生させることができ、その燃焼ガスをタービンに運ぶことができる。タービンは、その燃焼ガスから、圧縮機に動力を供給するエネルギー、ならびに、飛行中の航空機を推進させるため、または発電機などの負荷に動力を供給するために有用な仕事を生み出すエネルギーを取り出すことができる。 A gas turbine engine typically includes a compressor, a combustor, and at least one turbine. The compressor can compress air, which can be mixed with fuel and carried to the combustor. The mixture can then be ignited to generate hot combustion gases that can be carried to the turbine. The turbine extracts from its combustion gas the energy that powers the compressor, as well as the energy that creates useful work to propel the aircraft in flight or power a load such as a generator. Can do.

タービンは、ステータアセンブリおよびロータアセンブリを含むことができる。ステータアセンブリは、内側バンドと外側バンドとの間で径方向に延びる周方向に離隔された複数のエーロフォイルを有し、これらが燃焼ガスを運ぶための流路を画定する、固定式ノズルアセンブリを含むことができる。通常、エーロフォイルおよびバンドは、複数のセグメントの形に形成され、これらのセグメントは、内側バンドと外側バンドとの間を径方向に延びる離隔された１つ（通常、シングレット（ｓｉｎｇｌｅｔ）と呼ばれる）または２つのエーロフォイルを含むことができる。これらのセグメントは、１つに接合されてノズルアセンブリを形成する。 The turbine can include a stator assembly and a rotor assembly. The stator assembly comprises a stationary nozzle assembly having a plurality of radially spaced airfoils extending radially between an inner band and an outer band, which define a flow path for carrying combustion gases. Can be included. Typically, the airfoil and band are formed in the form of a plurality of segments, which are separated ones (usually called singlets) that extend radially between the inner and outer bands. Or it can contain two airfoils. These segments are joined together to form a nozzle assembly.

ロータアセンブリは、ステータアセンブリの下流におくことができ、また、ディスクから径方向外側に向かって延びる複数のブレードを含むことができる。各ロータブレードは、プラットフォームと翼端との間で延びることができるエーロフォイルを含むことができる。各ロータブレードは、また、プラットフォームの下方を延び、ディスク内の対応するスロットで受けることができる、翼根部を含むことができる。あるいは、ディスクは、翼根部の必要を軽減できるブリスクまたはブレード付きディスクとすることもでき、エーロフォイルは、ディスクから直接延びることもできる。ロータアセンブリは、翼端のところで固定式環状シュラウドと径方向に境界を接することができる。シュラウドおよびプラットフォーム（またはディスク（ブリスクの場合））は、燃焼ガスを運ぶための流路を画定する。ノズルおよびシュラウドは、別々に製造され、エンジンに組み立てられる。したがって、それらの間には、組立ての目的ならびにエンジン運転中の熱膨張および熱収縮の差に適応する目的で、必然的に隙間が設けられる。 The rotor assembly can be downstream of the stator assembly and can include a plurality of blades extending radially outward from the disk. Each rotor blade can include an airfoil that can extend between the platform and the tip. Each rotor blade may also include a blade root that extends below the platform and can be received in a corresponding slot in the disk. Alternatively, the disk can be a blisk or bladed disk that can reduce the need for the blade root, and the airfoil can extend directly from the disk. The rotor assembly may be radially bounded by a stationary annular shroud at the blade tip. The shroud and platform (or disk (in the case of blisk)) define a flow path for carrying combustion gases. The nozzle and shroud are manufactured separately and assembled into the engine. Therefore, there is necessarily a gap between them for the purpose of assembly and to accommodate the difference in thermal expansion and contraction during engine operation.

固定式構成部品間の隙間は、それらを通じた漏れを防ぐために適切に封止される。典型的なタービンノズルでは、空気の一部分は、圧縮機から抽気され、ノズルを冷却するためにそれらのノズルを通って運ばれる。抽気の使用は、エンジンの全体的な効率を低下させるので、可能なときは常に最小限に抑えられる。抽気は、タービンノズル内を流れる燃焼ガスの圧力よりも大きい、比較的高い圧力にある。したがって、固定式構成部品間に適切なシールが設けられていない場合、抽気は、流路内に漏れることになる。 The gap between the stationary components is properly sealed to prevent leakage through them. In a typical turbine nozzle, a portion of the air is extracted from the compressor and carried through those nozzles to cool the nozzles. The use of bleed air reduces the overall efficiency of the engine and is minimized whenever possible. The bleed air is at a relatively high pressure that is greater than the pressure of the combustion gas flowing through the turbine nozzle. Thus, if an appropriate seal is not provided between the stationary components, the bleed will leak into the flow path.

これらの隙間を封止するために使用される典型的なシールは、リーフシールである。典型的なリーフシールは、アーチ形であり、ステータ構成部品の周囲に端から端まで（ｅｎｄｔｏｅｎｄ）配置される。例えば、ノズルの径方向外側のバンドは、軸方向に離隔された前方レールおよび後方レールを含む。レールは、径方向外側に向かって延び、これだけに限るものではないが、シュラウド、シュラウドハンガ、および／または燃焼器ライナなど、隣接した構造構成部品の相補的な表面に当接し、レールとともに１次摩擦封止をもたらす。リーフシールは、この接合部のところで封止をもたらし、レールの一部分と隣接した構造構成部品とを橋渡しする。リーフシールは、通常、隣接した構造構成部品のうちの１つに固定されたピンに沿って摺動するように適合された、比較的薄いコンプライアントな部品片である。 A typical seal used to seal these gaps is a leaf seal. A typical leaf seal is arcuate and is placed end to end around the stator components. For example, the radially outer band of the nozzle includes a front rail and a rear rail that are axially spaced apart. The rail extends radially outward and abuts the complementary surface of an adjacent structural component such as, but not limited to, a shroud, shroud hanger, and / or combustor liner and is primary with the rail. Provides a friction seal. The leaf seal provides a seal at this junction, bridging a portion of the rail with an adjacent structural component. A leaf seal is typically a relatively thin compliant piece of piece adapted to slide along a pin secured to one of the adjacent structural components.

封止されるべき構造構成部品の特定の形状にかかわらず、リーフシールは、それらのリーフシールが各構造構成部品と係合してそれらの間のスペースを封止する閉じた封止位置、およびリーフシールの少なくとも一部分が構造構成部品から係脱してそのような構成部品間のガスの通過を可能にする開位置に移動可能である。ほとんどの用途で、ピンに沿ったリーフシールの閉位置への移動は、シールをまたぐ圧力差を与えることによって達成され、すなわち、シールの片側の相対的に高い圧力と、その反対側の比較的低い圧力とが、隣接した構造構成部品の表面に接する閉じた封止位置にシールを押し動かして、それらの構造構成部品間のガスの通過を防ぐ。 Regardless of the particular shape of the structural components to be sealed, the leaf seals are closed sealing positions where the leaf seals engage each structural component to seal the space between them, and At least a portion of the leaf seal is disengaged from the structural component and is movable to an open position that allows gas to pass between such components. In most applications, movement of the leaf seal along the pin to the closed position is accomplished by providing a pressure differential across the seal, i.e., a relatively high pressure on one side of the seal and a relatively high pressure on the opposite side. The low pressure pushes the seal into a closed sealing position that contacts the surface of adjacent structural components and prevents the passage of gas between those structural components.

リーフシールは、タービンエンジンにおいて広く使用されているが、液密封止を生み出す上でのリーフシールの有効性は、シールの片側と他方の側との間に十分な圧力差があることによって決まる。タービンエンジンのある運転段階の間には、リーフシールの両側の流体圧力差が比較的低い。これらの条件下では、リーフシールが、ターボ機械の当接する構造構成部品との係合から外れ、構造構成部品間に漏れを生じさせることが起こりうる。また、リーフシールをまたぐ比較的小さな圧力差があると、リーフシールが接触している構造構成部品に対してリーフシールが移動または振動することができる。タービンエンジンの運転および他の振動源によって引き起こされるリーフシールのこの振動は、リーフシール、およびリーフシールが接する構造構成部品の表面の、望ましくない摩損を生み出す。このような摩損は、単にリーフシールとタービンエンジンの構造構成部品との間のガス漏れをまねくだけでなく、それらの早期故障を引き起こすおそれがある。 Leaf seals are widely used in turbine engines, but the effectiveness of leaf seals in creating a fluid tight seal is determined by a sufficient pressure differential between one side of the seal and the other. During certain operating phases of the turbine engine, the fluid pressure differential across the leaf seal is relatively low. Under these conditions, the leaf seal can disengage from the abutting structural component of the turbomachine and cause leakage between the structural components. Also, if there is a relatively small pressure differential across the leaf seal, the leaf seal can move or vibrate relative to the structural component with which the leaf seal is in contact. This vibration of the leaf seal caused by the operation of the turbine engine and other sources of vibration creates undesirable wear on the surface of the leaf seal and the structural components it contacts. Such wear not only leads to gas leaks between the leaf seals and the structural components of the turbine engine, but can also cause premature failure thereof.

この問題を克服するために、他の設計は、リーフシールをある特定の位置に向かって偏倚させるための、ばねなどのバイアス構造を含んできた。例えば、バンドは、レールから軸方向に離隔された、径方向に延びる、周方向に離隔された２つのタブを有することができる。タブとレールとの間に、リーフシールおよびばねがそこに配置される陥凹部を形成することができる。タブ、リーフシール、およびばねは、バンドに据え付けるピンを受ける穴を含むことができる。タブの少なくとも１つは、通常、バンドの周縁端から離隔される。タブ、リーフシール、およびばねは、常にリーフシールを閉じた封止位置で維持するために、ばねがリーフシールを隣接した構造構成部品に押し当てるように配置される。 To overcome this problem, other designs have included biasing structures such as springs to bias the leaf seal toward a particular position. For example, the band can have two radially spaced tabs that are axially spaced from the rail and that extend radially. A recess may be formed between the tab and the rail in which the leaf seal and spring are disposed. The tabs, leaf seals, and springs can include holes that receive pins for mounting on the band. At least one of the tabs is typically spaced from the peripheral edge of the band. The tabs, leaf seals, and springs are arranged such that the springs press the leaf seals against adjacent structural components in order to always maintain the leaf seals in a closed sealing position.

これだけに限るものではないが、低排出燃焼器など、一部の場合には、この構成は、十分ではない。例えば、低排出燃焼器は、火炎不安定になりやすく、音響共振および高い動的圧力変動をまねくおそれがある。高振動数の圧力揺らぎは、隣接した構造構成部品に接するシールに繰り返し載荷／除荷することによって、リーフシール、特に、燃焼器ライナの後方縁部とノズルバンドの前縁部との間のリーフシールを損傷するおそれがある。シールは、特に、それらのシールがばねおよび／またはタブによって支持されていない場合に損傷を受けやすい。シールは、それらの周縁端、および／またはバンド上のタブ間で、完全には支持されないことがある。 This configuration is not sufficient in some cases, such as, but not limited to, low emission combustors. For example, low emission combustors are prone to flame instability and can lead to acoustic resonance and high dynamic pressure fluctuations. High frequency pressure fluctuations are caused by repeated loading / unloading of seals in contact with adjacent structural components, resulting in leaf seals, particularly the leaf between the rear edge of the combustor liner and the front edge of the nozzle band. Risk of damage to the seal. Seals are particularly susceptible to damage if they are not supported by springs and / or tabs. The seals may not be fully supported between their peripheral edges and / or tabs on the band.

米国特許第２００７／１５４３０５号US Patent No. 2007/154305

例示的な一実施形態では、タービンノズルセグメントは、周方向に離隔された複数のタブを有するバンドと、バンドから延びる単一のエーロフォイルとを含む。他の例示的な実施形態では、タービンノズルセグメントは、周方向に離隔された３つ以上のタブを有するバンドと、バンドから延びる複数のエーロフォイルとを含む。 In one exemplary embodiment, the turbine nozzle segment includes a band having a plurality of circumferentially spaced tabs and a single airfoil extending from the band. In another exemplary embodiment, the turbine nozzle segment includes a band having three or more circumferentially spaced tabs and a plurality of airfoils extending from the band.

他の例示的な実施形態では、タービンノズルアセンブリは、環状リングを形成するように１つに組み立てられた複数のタービンノズルセグメントを含んでおり、各セグメントが、周方向に離隔された３つ以上のタブを有する外側バンドと、タブから軸方向に離隔されてそれらの間に陥凹部を画定するレールとを有する。セグメントは、また、陥凹部内に配置されたリーフシールと、タブおよびリーフシールそれぞれを貫いて延びるピンと、各ピンに関係付けられた、リーフシールを偏倚させて隣接構成部品に当接させるバイアス構造とを有する。セグメントは、さらに、内側バンド、および外側バンドと内側バンドとの間を延びる複数のエーロフォイルを含む。 In another exemplary embodiment, the turbine nozzle assembly includes a plurality of turbine nozzle segments assembled together to form an annular ring, each segment having three or more circumferentially spaced segments. And an outer band having a tab and a rail axially spaced from the tab and defining a recess therebetween. The segment also includes a leaf seal disposed within the recess, a pin extending through each of the tab and leaf seal, and a biasing structure associated with each pin that biases the leaf seal and abuts adjacent components. And have. The segment further includes an inner band and a plurality of airfoils extending between the outer band and the inner band.

例示的なガスタービンエンジンの概略断面図である。1 is a schematic cross-sectional view of an exemplary gas turbine engine. 例示的なタービンノズルアセンブリの概略断面図である。1 is a schematic cross-sectional view of an exemplary turbine nozzle assembly. 例示的なタービンノズルセグメントの斜視図である。1 is a perspective view of an exemplary turbine nozzle segment. FIG. 例示的なタービンノズルリーフシールアセンブリの拡大断面図である。2 is an enlarged cross-sectional view of an exemplary turbine nozzle leaf seal assembly. FIG. 例示的なタービンノズルセグメントの上面図である。2 is a top view of an exemplary turbine nozzle segment. FIG. 例示的なタービンノズルセグメントの下面図である。2 is a bottom view of an exemplary turbine nozzle segment. FIG.

図１は、例示的なガスタービンエンジン１００の概略断面図を示す。ガスタービンエンジン１００は、低圧圧縮機１０２、高圧圧縮機１０４、燃焼器１０６、高圧タービン１０８、および低圧タービン１１０を含むことができる。低圧圧縮機は、シャフト１１２を通じて低圧タービンに結合することができる。高圧圧縮機１０４は、シャフト１１４を通じて高圧タービン１０８に結合することができる。運転時には、空気は、低圧圧縮機１０２および高圧圧縮機１０４を通って流れる。高度に圧縮された空気は、燃焼器１０６に供給され、その燃焼器１０６で燃料と混合され、点火されて燃焼ガスを発生させる。燃焼ガスは、燃焼器１０６から運ばれて、タービン１０８およびタービン１１０を駆動する。タービン１１０は、シャフト１１２を通じて低圧圧縮機１０２を駆動する。タービン１０８は、シャフト１１４を通じて高圧圧縮機１０４を駆動する。 FIG. 1 shows a schematic cross-sectional view of an exemplary gas turbine engine 100. The gas turbine engine 100 may include a low pressure compressor 102, a high pressure compressor 104, a combustor 106, a high pressure turbine 108, and a low pressure turbine 110. The low pressure compressor can be coupled to the low pressure turbine through shaft 112. High pressure compressor 104 may be coupled to high pressure turbine 108 through shaft 114. In operation, air flows through low pressure compressor 102 and high pressure compressor 104. The highly compressed air is supplied to a combustor 106 where it is mixed with fuel and ignited to generate combustion gases. Combustion gas is carried from combustor 106 and drives turbine 108 and turbine 110. Turbine 110 drives low pressure compressor 102 through shaft 112. Turbine 108 drives high pressure compressor 104 through shaft 114.

図２に示したように、高圧タービン１０８は、タービンノズルアセンブリ１１６を含むことができる。タービンノズルアセンブリ１１６は、燃焼器１０６の下流とすることもでき、またはタービンブレードの列とすることもできる。タービンノズルアセンブリ１１６は、タービンノズルセグメント１１８の環状アレイを含む。複数のアーチ形タービンノズルセグメント１１８を１つに接合して、環状タービンノズルアセンブリ１１６を形成することができる。図２〜図６に示したように、ノズルセグメント１１８は、内側バンド１２２と外側バンド１２４との間を延びる１つまたは複数のエーロフォイル１２０を含むことができる。ノズルセグメント１１８は、シングレット構成またはダブレット構成で形成することができる。シングレット構成は、内側バンド１２２と外側バンド１２４との間を延びる単一のエーロフォイル１２０を含むことができる。ダブレット構成は、内側バンド１２２と外側バンド１２４との間を延びる２つのエーロフォイル１２０を含むことができる。２つよりも多くのエーロフォイル１２０を有する構成を含め、任意の構成を使用できることが当業者には理解されるはずである。エーロフォイル１２０は、中空で、内部冷却通路を有することもでき、または１つもしくは複数の冷却インサートを受けることもできる。内側バンド１２２および外側バンド１２４は、ノズルセグメント１１８を上流および下流の隣接構成部品に連結する、軸方向に離隔された１つまたは複数のレールを有することができる。 As shown in FIG. 2, the high pressure turbine 108 may include a turbine nozzle assembly 116. The turbine nozzle assembly 116 may be downstream of the combustor 106 or may be a row of turbine blades. The turbine nozzle assembly 116 includes an annular array of turbine nozzle segments 118. A plurality of arcuate turbine nozzle segments 118 can be joined together to form an annular turbine nozzle assembly 116. As shown in FIGS. 2-6, the nozzle segment 118 may include one or more airfoils 120 extending between the inner band 122 and the outer band 124. The nozzle segment 118 can be formed in a singlet configuration or a doublet configuration. The singlet configuration can include a single airfoil 120 that extends between the inner band 122 and the outer band 124. The doublet configuration can include two airfoils 120 extending between the inner band 122 and the outer band 124. Those skilled in the art will appreciate that any configuration can be used, including configurations having more than two airfoils 120. The airfoil 120 can be hollow, have internal cooling passages, or can receive one or more cooling inserts. Inner band 122 and outer band 124 may have one or more axially spaced rails that connect nozzle segment 118 to upstream and downstream adjacent components.

内側バンド１２２は、前方レール１２６および後方レール１２８を含むことができる。内側バンド１２２は、また、周方向に離隔された複数のタブ１３０を有することができる。タブ１３０は、前方レール１２６から軸方向に離隔されて、タブ１３０と前方レール１２６との間に陥凹部１３２を画定することができる。リーフシール１３４は、陥凹部１３２内に配置することができ、また隣接構成部品に当接するように位置決めすることができる。例示的な一実施形態では、隣接構成部品は、燃焼器ライナ１３６などの燃焼器ライナとすることができる。他の例示的な実施形態では、隣接構成部品は、タービンシュラウドとすることができる。リーフシール１３４は、ピン１３８によって陥凹部１３２内で保持することができる。ピン１３８は、タブ１３０内の穴１４０およびリーフシール１３４内の対応する穴１４２に通して位置決めすることができる。バイアス構造１４４は、ピン１３８によって保持され、リーフシール１３４を偏倚させて隣接構成部品に当接させることができる。図３に示したように、タブ１３０、ピン１３８、およびバイアス構造１４４は、ノズルセグメント１１８の周縁端１４６および／または周縁端１４７に隣接することができる。 The inner band 122 can include a front rail 126 and a rear rail 128. The inner band 122 can also have a plurality of tabs 130 spaced circumferentially. The tab 130 can be axially spaced from the front rail 126 to define a recess 132 between the tab 130 and the front rail 126. The leaf seal 134 can be positioned in the recess 132 and can be positioned to abut adjacent components. In one exemplary embodiment, the adjacent component may be a combustor liner, such as combustor liner 136. In other exemplary embodiments, the adjacent component can be a turbine shroud. The leaf seal 134 can be held in the recess 132 by a pin 138. Pins 138 can be positioned through holes 140 in tab 130 and corresponding holes 142 in leaf seal 134. The bias structure 144 is held by a pin 138 and can bias the leaf seal 134 into contact with adjacent components. As shown in FIG. 3, the tab 130, the pin 138, and the bias structure 144 can be adjacent to the peripheral edge 146 and / or the peripheral edge 147 of the nozzle segment 118.

外側バンド１２４は、前方レール１４８および後方レール１５０を含むことができる。外側バンド１２４は、また、周方向に離隔された複数のタブ１５２を有することができる。タブ１５２は、前方レール１４８から軸方向に離隔されて、タブ１５２と前方レール１４８との間に陥凹部１５４を画定することができる。リーフシール１５６は、陥凹部１５４内に配置することができ、また隣接構成部品に当接するように位置決めすることができる。例示的な一実施形態では、隣接構成部品は、燃焼器ライナ１５８などの燃焼器ライナとすることができる。他の例示的な実施形態では、隣接構成部品は、タービンシュラウドとすることができる。リーフシール１５６は、ピン１６０によって陥凹部１５４内で保持することができる。ピン１６０は、タブ１５２内の穴１６２およびリーフシール１５６内の対応する穴１６４に通して位置決めすることができる。バイアス構造１６６は、ピン１６０によって保持され、リーフシール１５６を偏倚させて隣接構成部品に当接させることができる。タブ１５２、ピン１６０、およびバイアス構造１６６は、ノズルセグメント１１８の周縁端１６８および／または周縁端１７０に隣接することができる。 The outer band 124 can include a front rail 148 and a rear rail 150. The outer band 124 can also include a plurality of circumferentially spaced tabs 152. The tab 152 can be axially spaced from the front rail 148 to define a recess 154 between the tab 152 and the front rail 148. The leaf seal 156 can be disposed within the recess 154 and can be positioned to abut adjacent components. In one exemplary embodiment, the adjacent component can be a combustor liner, such as combustor liner 158. In other exemplary embodiments, the adjacent component can be a turbine shroud. The leaf seal 156 can be held in the recess 154 by the pin 160. Pin 160 can be positioned through hole 162 in tab 152 and corresponding hole 164 in leaf seal 156. The bias structure 166 is held by a pin 160 and can bias the leaf seal 156 into contact with adjacent components. Tab 152, pin 160, and biasing structure 166 can be adjacent to peripheral edge 168 and / or peripheral edge 170 of nozzle segment 118.

図３、図５、および図６は、シングレット構成１７２を有する２つのノズルセグメント１１８が１つに接合された、またはダブレット構成１７４を有するノズルセグメント１１８が１部品として鋳造された、ダブレット構成１７４を有するノズルセグメント１１８を示す。さらに、エーロフォイル１２０、内側バンド１２２、および／または外側バンド１２４は、一体的に鋳造された部品として形成することもでき、または別個に形成し、蝋付け（ｂｒａｚｉｎｇ）によって１つに接合することもできる。例えば、エーロフォイル１２０を外側バンド１２４と一体的に鋳造することができ、内側バンド１２２をエーロフォイルに蝋付けすることができる。タブ１３０およびタブ１５２は、それぞれ、内側バンドおよび外側バンドと一体的に鋳造することができる。 3, 5, and 6 show a doublet configuration 174 in which two nozzle segments 118 having a singlet configuration 172 are joined together or a nozzle segment 118 having a doublet configuration 174 is cast as one piece. A nozzle segment 118 is shown. Further, the airfoil 120, inner band 122, and / or outer band 124 can be formed as an integrally cast part or can be formed separately and joined together by brazing. You can also. For example, the airfoil 120 can be cast integrally with the outer band 124 and the inner band 122 can be brazed to the airfoil. Tabs 130 and 152 can be integrally cast with the inner and outer bands, respectively.

シングレット構成１７２を有する例示的な一実施形態では、外側バンド１２４は、周方向に離隔された複数のタブ１５２を有することができ、それらのタブのうちの少なくとも１つが外側バンドの周縁端１６８、１７０に隣接する。ダブレット構成１７４を有する他の例示的な実施形態では、内側バンド１２２は、１つのタブが内側バンド１２２の周縁端１４６に隣接し、１つのタブが内側バンド１２２の他の周縁端１４７に隣接し、それらの間に１つまたは複数のタブが位置する、３つ以上のタブ１３０を有することができる。ダブレット構成１７４を有する他の例示的な実施形態では、外側バンド１２４は、１つのタブが外側バンド１２４の周縁端１６８に隣接し、１つのタブが外側バンド１２４の他の周縁端１７０に隣接し、それらの間に１つまたは複数のタブが位置する、３つ以上のタブ１５２を有することができる。ダブレット構成１７４を有する他の例示的な実施形態では、内側バンド１２２は、１つのタブが内側バンド１２２の周縁端１４６に隣接し、１つのタブが内側バンド１２２の他の周縁端１４７に隣接し、それらの間に１つまたは複数のタブが位置する、３つ以上のタブ１３０を有することができる。外側バンド１２４は、また、１つのタブが外側バンド１２４の周縁端１６８に隣接し、１つのタブが外側バンド１２４の他の周縁端１７０に隣接し、それらの間に１つまたは複数のタブが位置する、３つ以上のタブ１５２を有することができる。 In an exemplary embodiment having a singlet configuration 172, the outer band 124 can have a plurality of circumferentially spaced tabs 152, at least one of which has an outer band peripheral edge 168, Adjacent to 170. In another exemplary embodiment having a doublet configuration 174, the inner band 122 has one tab adjacent to the peripheral edge 146 of the inner band 122 and one tab adjacent to the other peripheral edge 147 of the inner band 122. There may be more than two tabs 130 with one or more tabs between them. In other exemplary embodiments having doublet configuration 174, outer band 124 has one tab adjacent to peripheral edge 168 of outer band 124 and one tab adjacent to other peripheral edge 170 of outer band 124. There can be more than two tabs 152 with one or more tabs between them. In another exemplary embodiment having a doublet configuration 174, the inner band 122 has one tab adjacent to the peripheral edge 146 of the inner band 122 and one tab adjacent to the other peripheral edge 147 of the inner band 122. There may be more than two tabs 130 with one or more tabs between them. The outer band 124 also has one tab adjacent to the peripheral edge 168 of the outer band 124, one tab adjacent to the other peripheral edge 170 of the outer band 124, and one or more tabs therebetween. There may be more than two tabs 152 located.

運転中、リーフシールは、偏倚して隣接構成部品に当接し、タービンノズルセグメントと隣接構成部品との間に封止をもたらす。ここに記載の例示的な諸実施形態は、これだけに限るものではないが、内側バンドおよび／または外側バンドの周縁端に隣接した領域や、それらの間の中央領域など、損傷を受けやすい領域においてリーフシールに追加の支持をもたらす。例示的な諸実施形態は、また、機械的封止荷重を増大させ、リーフシールの支持されない長さを短縮する。 During operation, the leaf seals bias and abut against adjacent components, providing a seal between the turbine nozzle segment and the adjacent components. The exemplary embodiments described herein are not limited to this, but in areas that are susceptible to damage, such as areas adjacent to the peripheral edges of the inner and / or outer band and the central area between them. Provide additional support to the leaf seal. The exemplary embodiments also increase the mechanical sealing load and reduce the unsupported length of the leaf seal.

本明細書の記載は、当業者が例示的な諸実施形態を製造し使用できるようにするために、最良の形態を含めた例示的な諸実施形態を開示している。特許性のある範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者が思いつく他の諸実施例を含む可能性がある。そのような他の諸実施例は、それらが請求項の文字通りの文言と相違しない構造的要素を有する場合、またはそれらが請求項の文字通りの文言と実質的に相違しない均等な構造的要素を含む場合、特許請求の範囲内にあるものとする。 The description herein discloses exemplary embodiments, including the best mode, to enable any person skilled in the art to make and use exemplary embodiments. The patentable scope is defined by the claims, and may include other examples that occur to those skilled in the art. Such other embodiments include equivalent structural elements if they have structural elements that do not differ from the literal wording of the claims, or that they do not substantially differ from the literal wording of the claims. The case is within the scope of the claims.

１００ガスタービンエンジン
１０２低圧圧縮機
１０４高圧圧縮機
１０６燃焼器
１０８高圧タービン
１１０低圧タービン
１１２シャフト
１１４シャフト
１１６タービンノズルアセンブリ
１１８タービンノズルセグメント
１２０エーロフォイル
１２２内側バンド
１２４外側バンド
１２６前方レール
１２８後方レール
１３０タブ
１３２陥凹部
１３４リーフシール
１３６燃焼器ライナ
１３８ピン
１４０穴
１４２穴
１４４バイアス構造（偏倚構造）
１４６周縁端
１４７周縁端
１４８前方レール
１５０後方レール
１５２タブ
１５４陥凹部
１５６リーフシール
１５８燃焼器ライナ
１６０ピン
１６２穴
１６４穴
１６６バイアス構造（偏倚構造）
１６８周縁端
１７０周縁端
１７２シングレット構成
１７４ダブレット構成 100 Gas Turbine Engine 102 Low Pressure Compressor 104 High Pressure Compressor 106 Combustor 108 High Pressure Turbine 110 Low Pressure Turbine 112 Shaft 114 Shaft 116 Turbine Nozzle Assembly 118 Turbine Nozzle Segment 120 Aerofoil 122 Inner Band 124 Outer Band 126 Front Rail 128 Rear Rail 130 Tab 132 Depressed recess 134 Leaf seal 136 Combustor liner 138 Pin 140 Hole 142 Hole 144 Bias structure (biased structure)
146 Peripheral end 147 Peripheral end 148 Front rail 150 Rear rail 152 Tab 154 Depression 156 Leaf seal 158 Combustor liner 160 Pin 162 Hole 164 Hole 166 Bias structure (biasing structure)
168 Perimeter edge 170 Perimeter edge 172 Singlet configuration 174 Doublet configuration

Claims

A first band having a plurality of circumferentially spaced tabs;
A turbine nozzle segment comprising: a single airfoil extending from said first band.

The turbine nozzle segment of claim 1, wherein at least one of the plurality of tabs is adjacent to a peripheral edge of the first band.

The turbine nozzle segment of claim 2, wherein the plurality of tabs are integral with the first band.

A second band,
The turbine nozzle segment of claim 3, wherein the single airfoil extends between the first band and the second band.

A rail extending from the first band and spaced from the plurality of tabs and defining a recess therebetween;
The turbine nozzle segment of claim 4, further comprising a leaf seal disposed within the recess.

A pin extending through each of the tab and the leaf seal;
The turbine nozzle segment of claim 5, further comprising a biasing structure associated with each of the pins for biasing the leaf seal to abut adjacent components.

A rail extending from the first band and spaced from the plurality of tabs and defining a recess therebetween;
The turbine nozzle segment of claim 1, further comprising a leaf seal disposed within the recess.

A pin extending through each of the tab and the leaf seal;
The turbine nozzle segment of claim 7, further comprising a biasing structure associated with each of the pins for biasing the leaf seal to abut adjacent components.

A rail extending from the first band and spaced from the plurality of tabs and defining a recess therebetween;
The turbine nozzle segment of claim 2, further comprising a leaf seal disposed within the recess.

A pin extending through each of the tab and the leaf seal;
The turbine nozzle segment of claim 9, further comprising a biasing structure associated with each of the pins to bias the leaf seal to abut adjacent components.

A first band having three or more tabs spaced circumferentially;
A turbine nozzle segment comprising: a plurality of airfoils extending from the first band.

A rail extending from the first band, axially spaced from the tab and defining a recess therebetween;
The turbine nozzle segment of claim 11, further comprising a leaf seal disposed within the recess.

A pin extending through each of the tab and the leaf seal;
The turbine nozzle segment of claim 12, further comprising a biasing structure associated with each of the pins for biasing the leaf seal to abut adjacent components.

14. One of the tabs is adjacent to a first peripheral edge of the first band, and one of the tabs is adjacent to a second peripheral edge of the first band. The turbine nozzle segment according to claim 1.

The turbine nozzle segment of claim 14, wherein the tab is integral with the first band.

A second band,
The turbine nozzle segment of claim 15, wherein the plurality of airfoils extend between the first band and the second band.

A turbine nozzle assembly comprising a plurality of turbine nozzle segments assembled together to form an annular ring, each of the segments comprising:
An outer band having three or more tabs spaced circumferentially and a rail axially spaced from said tabs defining a recess therebetween;
A leaf seal disposed in the recess,
A pin extending through each of the tab and the leaf seal;
A biasing structure associated with each of the pins, biasing the leaf seal to abut against adjacent components;
An inner band,
A turbine nozzle assembly comprising a plurality of airfoils extending between the outer band and the inner band.

The inner band is
Three or more tabs spaced circumferentially, and a rail axially spaced from the tabs to define a recess therebetween,
A leaf seal disposed in the recess,
A pin extending through each of the tab and the leaf seal;
The turbine nozzle assembly of claim 17, further comprising a biasing structure associated with each of the pins for biasing the leaf seal to abut adjacent components.

One of the tabs on the outer band is adjacent to a first peripheral edge of the outer band, and one of the tabs on the outer band is adjacent to a second peripheral edge of the outer band; The turbine nozzle assembly of claim 18.

One of the tabs on the inner band is adjacent to a first peripheral edge of the inner band, and one of the tabs on the inner band is adjacent to a second peripheral edge of the inner band; The turbine nozzle assembly of claim 19.