JP2016191379A

JP2016191379A - ガスタービンエンジン用のハイブリッドノズルセグメント組立体

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Publication number: JP2016191379A
Application number: JP2016057768A
Authority: JP
Inventors: マシュー・マーク・ウィーバー; Matthew Mark Weaver
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2015-03-30
Filing date: 2016-03-23
Publication date: 2016-11-10
Anticipated expiration: 2036-03-23
Also published as: US20160290147A1; EP3075963A1; CN106014494B; JP6216820B2; CA2925246C; CA2925246A1; US9863260B2; EP3075963B1; CN106014494A; BR102016006912A2

Abstract

【課題】ＣＭＣ系ノズルに対する機械的支持を強化する、改良されたノズルセグメント組立体を提供すること。
【解決手段】ガスタービンエンジン用のノズルセグメント組立体は概して、内側及び外側リング支持セグメント、並びに内側リング支持セグメントと外側リング支持セグメントとの間に配置されたノズルフェアリングを含むことができる。ノズルフェアリングは、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料から形成することができ、外側端壁及び内側端壁の両方を含むことができる。加えて、ノズルフェアリングは、内側端壁と外側端壁との間を延在するストラット翼を含むことができる。ノズルセグメント組立体は又、外側リング支持と内側リング支持との間を、ストラット翼を通って延在する金属ストラットと、ノズルフェアリングの内側端壁と外側端壁との間をストラット翼に隣接する位置で延在するように、外側端壁又は内側端壁のうちの１以上を通って受け入れられるように構成された１以上の二次翼とを含むことができる。
【選択図】図１

Description

本主題は一般にガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ガスタービンエンジン用のハイブリッドノズルセグメント組立体に関する。

ガスタービンエンジンは、直列流れ関係で、高圧圧縮機、燃焼器、及び高圧タービン（ＨＰＴ）を有するターボ機械のコアを含む。コアは主ガス流を発生させるために、公知の方法で動作可能である。高圧タービンは、燃焼器から出るガスを動翼又はバケットに入れるように向ける静翼又はノズルの環状アレイ（列）を含む。一列のノズルと一列の動翼がまとまって「段」を構成する。典型的には、２以上の段が直列流れ関係で用いられる。これらの構成部品は極めて高い温度環境で動作し、従って、多くの場合、適正な寿命を確保するために空気流によってこれらを冷却しなければならない。

ガスタービンエンジン内の動作温度を考慮して、熱膨張率の小さな材料を使用することが望ましい。例えば、このような厳しい温度と圧力の条件で効果的に作動するために、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料などの複合材料が開発されてきた。ＣＭＣ材料は、温度及び密度の両方に関して金属材料を超える利点を有し、このことによって、これらの材料は、高温の高温ガス通路構成部品を製造するための望ましい選択肢となる。しかしながら、ＣＭＣ材料は又、ガスタービンエンジンの内部にこのような材料を設計及び適用する際、考慮しなければならない特有の機械的特性を有している。例えば、ＣＭＣ材料は、損傷するまでの引張延性又は歪みが金属材料に比べて比較的小さい。そのため、ガスタービンエンジンの作動中に大きな機械的負荷に対処するためにＣＭＣ系構成部品が装備されることは多くはない。

この点に関して、このような構成部品の高温特性を上げるためにノズル翼をＣＭＣ材料で形成する試みがなされてきた。しかしながら、これらの従来の試みは、ノズル翼に対する機械的負荷の問題に十分対処しておらず、そのため、ＣＭＣ系構成部品に対する耐久性が課題となっている。

従って、ＣＭＣ系ノズル翼に対する機械的支持を強化する、改良されたノズルセグメント組立体は、当技術分野で歓迎されるであろう。

米国特許出願公開第２０１４／０２１２２８４号公報

本発明の態様及び利点は、以下の説明で部分的に明らかにされ、又はその説明から理解することができ、又は本発明の実施を通じて学ぶことができる。

一態様では、本主題はガスタービンエンジン用のノズルセグメント組立体を対象とする。ノズルセグメント組立体は概して、外側リング支持セグメント及び内側リング支持セグメントを含むことができる。ノズルセグメント組立体は、内側リング支持セグメントと外側リング支持セグメントとの間に配置されたノズルフェアリングを含むことができる。ノズルフェアリングは、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料から形成することができ、外側リング支持セグメントに隣接して配置されるように構成された外側端壁、及び内側リング支持セグメントに隣接して配置されるように構成された内側端壁の両方を含むことができる。加えて、ノズルフェアリングは、内側端壁と外側端壁との間を延在するストラット翼を含むことができる。ノズルセグメント組立体は又、内側リング支持と外側リング支持との間を、ストラット翼を通って延在する金属ストラット、並びに、ノズルフェアリングの外側端壁と内側端壁との間をストラット翼に隣接する位置で延在するように、外側端壁又は内側端壁のうちの１以上を通って受け入れられるように構成された１以上の二次翼を含むことができる。

別の態様では、本主題はガスタービンエンジンを対象とする。本ガスタービンエンジンは概して、圧縮機と、圧縮機と流体連通する燃焼器と、燃焼器から燃焼生成物を受け入れるように構成されたタービンとを含むことができる。タービンは、ノズルセグメント組立体の環状アレイを有するタービンノズルを含むことができる。各ノズルセグメント組立体は概して、外側リング支持セグメント、内側リング支持セグメント、並びに、内側リング支持セグメントと外側リング支持セグメントとの間に配置されたノズルフェアリングを含むことができる。ノズルフェアリングは、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料から形成することができ、外側リング支持セグメントに隣接して配置されるように構成された外側端壁、及び内側リング支持セグメントに隣接して配置されるように構成された内側端壁の両方を含むことができる。加えて、ノズルフェアリングは、内側端壁と外側端壁との間を延在するストラット翼を含むことができる。各ノズルセグメント組立体は又、外側リング支持と内側リング支持との間を、ストラット翼を通って延在する金属ストラット、並びに、ノズルフェアリングの外側端壁と内側端壁との間をストラット翼に隣接する位置で延在するように、外側端壁又は内側端壁のうちの１以上を通って受け入れられるように構成された１以上の二次翼を含むことができる。

本発明のこれらの及び他の特徴、態様、及び利点は、以下の説明及び添付の特許請求の範囲を参照すればよりよく理解できるであろう。添付の図面は、本明細書に組み込まれ、その一部を構成するものであり、本記述と併せて本発明の実施形態を例示して、本発明の原理を説明する働きをしている。

当業者を対象として、最良の態様を含む本発明の完全且つ有効な開示を、添付の図面を参照して本明細書で説明する。

本主題の態様による、航空機に使用することができるガスタービンエンジンの一実施形態の断面図である。本主題の態様による、図１に示したガスタービン内での使用に適するタービンノズルの一実施形態の斜視図である。本主題の態様による、図２に示したタービンノズル内での使用に適するノズルセグメント組立体の一実施形態の斜視図である。図３に示したノズルセグメント組立体の分解図である。図３に示したノズルセグメント組立体の線５−５で見た断面図である。

次に、１以上の例が添付図面に示されている本発明の実施形態を詳細に参照する。各例は本発明を説明するために提示されているが、これは本発明を限定するものではない。実際、本発明の範囲又は精神から逸脱せずに、本発明において様々な修正及び変更を行うことができることは、当業者には明らかであろう。例えば、一実施形態の一部分として図示又は記述された特徴を、さらなる実施形態を得るために別の実施形態で使用することができる。従って、本発明は、このような修正及び変更を、添付の特許請求の範囲及びその等価物の範囲内にあるものとして包含することを意図している。

本主題は全体として、ガスタービンエンジン用のタービンノズルの一部分を形成するノズルセグメント組立体を対象とする。詳細には、いくつかの実施形態において、ノズルセグメント組立体は、ハイブリッドＣＭＣ／金属翼設計を含むことができ、ここでは、金属の構造構成部品又はストラットが、ＣＭＣフェアリング及びそれに対応するＣＭＣ端壁によって、ガスタービンエンジンの高温ガス通路に沿って流れる燃焼ガスから遮蔽される。加えて、ノズルセグメント組立体は又、ＣＭＣ遮蔽ストラットと並んで簡単に支持されるように構成された１以上のＣＭＣ系二次翼を含むことができる。例えば、一実施形態では、ノズルセグメント組立体は三つ組翼設計に対応することができる。このような実施形態では、ノズルセグメント組立体は、組立体の中央の翼として働くＣＭＣフェアリングとともに、外側の翼に相当する２つのＣＭＣ系二次翼を含むことができる。

開示するハイブリッドＣＭＣ／金属設計は、ノズルセグメント組立体が、ＣＭＣベース及び金属系構成部品の両方の利点を得ることを可能にすることを理解すべきである。例えば、金属ストラットは組立体の機械的負荷に対する特性を向上させる働きをすることができる。加えて、様々なＣＭＣ構成部品の高温特性は、組立体に対する冷却流の要件を低減する働きをすることができる。更に、ＣＭＣ系構成部品がかなり低密度であれば、これらも又、ノズルセグメント組立体の全体重量を、従来の金属系ノズル構成部品に比べて軽くする働きもすることができる。

次に、図面を参照すると、図１は、本主題の態様に従って、航空機に使用することができるガスタービンエンジン１０の一実施形態の断面図であり、参考のため、エンジン１０は、これを通る長手方向又は軸方向の中心線軸１２が併せて示されている。概して、エンジン１０はコアガスタービンエンジン（全体を参照符号１４で示す）、及びその上流に配置されたファンセクション１６を含むことができる。コアエンジン１４は、概して、環状の入口２０を画成する実質的に管状の外側ケーシング１８を含むことができる。加えて、外側ケーシング１８は更に、コアエンジン１４に入る空気の圧力を第１の圧力レベルに上げるためのブースタ圧縮機２２を収める、且つ支持することができる。次いで、高圧多段軸流圧縮機２４は、ブースタ圧縮機２２からの加圧空気を受け入れ、この空気の圧力を更に上げることができる。次いで、高圧圧縮機２４を出る加圧空気は、燃焼器２６に流れることができ、その中で燃料が加圧空気流中に噴射され、その結果生じた混合気が燃焼器２６内で燃焼される。高エネルギーの燃焼生成物は、エンジン１０の高温ガス通路に沿って燃焼器２６から第１の（高圧）タービン２８に導かれ、第１の（高圧）駆動軸３０を介して高圧圧縮機２４を駆動し、次いで、第２の（低圧）タービン３２に導かれて、第１の駆動軸３０と概ね同軸である第２の（低圧）駆動軸３４を介してブースタ圧縮機２２及びファンセクション１６を駆動する。燃焼生成物は、タービン２８及び３２のそれぞれを駆動した後、排気ノズル３６を経てコアエンジン１４から排出されて、ジェット推進力を与えることができる。

各タービン２８、３２は一般に１以上のタービン段を含むことができ、各段は、タービンノズル（図１には示さず）及び下流のタービンロータ（図１には示さず）を含むことを理解すべきである。後で説明するように、タービンノズルは、エンジン１０の中心線軸１２周りに環状アレイで配置された複数の翼を含むことができ、タービン段を通る燃焼生成物の流れを、タービンロータの一部分を形成するロータ動翼の対応する環状アレイの方へ転向させる、又は方向付ける。一般に理解されるように、ロータ動翼は、タービンロータのロータディスクに結合することができ、ロータディスクはタービンの駆動軸（例えば、駆動軸３０又は３４）に回転可能に結合される。

加えて、図１に示すように、エンジン１０のファンセクション１６は一般に、環状のファンケーシング４０によって取り囲まれるように構成された回転可能な軸流ファンロータ３８を含むことができる。実質的に半径方向に延在して周方向に離間した複数の出口案内翼４２によって、ファンケーシング４０は、コアエンジン１４に対して支持されるように構成することができることを当業者であれば理解すべきである。このようにして、ファンケーシング４０は、ファンロータ３８及びそれに対応するファンロータ動翼４４を収めることができる。更に、ファンケーシング４０の下流部４６はコアエンジン１４の外側部分を覆って延在して、二次又はバイパス空気流導管４８を画成して、ジェット推進力を更に加えることができる。

エンジン１０の作動中、最初の空気流（矢印５０で示す）はファンケーシング４０に付随する入口５２を通ってエンジン１０に入ることができることを理解すべきである。次いで、空気流５０は、ファン動翼４４を通って、導管４８を通って流れる第１の圧縮空気流（矢印５４で示す）とブースタ圧縮機２２に入る第２の圧縮空気流（矢印５６で示す）に分かれる。次いで、第２の圧縮空気流５６の圧力は上昇して、高圧圧縮機２４に入る（矢印５８で示す）。燃焼器２６内で燃料と混合されて燃焼した後、燃焼生成物６０は燃焼器２６を出て第１のタービン２８を通って流れる。その後、燃焼生成物６０は第２のタービン３２を通って流れて、排気ノズル３６を出て、エンジン１０に推進力を与える。

次に図２を参照すると、本主題の態様によるタービンノズル１００の一実施形態の斜視図が示されている。タービンノズル１００は概して、図１を参照して上で説明したガスタービンエンジン１０の第１の（又は高圧）タービン２８、及び／又は第２の（又は低圧）タービン３２などのガスタービンエンジンの適切な任意のタービンセクション内に配置されるように構成することができる。

概して、タービンノズル１００は、ノズルセグメント組立体１０２の環状アレイによって形成されたリング状の形状を画成することができる。一般的に理解されるように、ノズルセグメント組立体１０２は、タービンエンジン１０の高温ガス通路に沿って流れる燃焼ガスを下流に向けて、次に続く、支持ロータディスクから半径方向外向きに延在するロータ動翼の列（図示せず）を通るように構成することができる。図２に示すように、各ノズルセグメント組立体１０２は、半径方向内側の端壁１０８と外側の端壁１１０との間に延在するストラット翼１０６を有するノズルフェアリング１０４、及び端壁１０８と端壁１１０との間で支持された１以上の副ノズル翼１１２を含むことができる。加えて、各ノズルセグメント組立体１０２は、内側支持リングセグメント１１４、及びハンガー又は外側支持リングセグメント１１６を含むことができる。図２に示すように、内側及び外側支持リングセグメント１１４、１１６は、タービンノズル１００の内側及び外側のリング形状の周囲をそれぞれ画成するように、（例えば、エンジン中心線軸１２周りに）環状アレイに配置することができる。後で説明するように、各ノズルセグメント組立体１０２の外側支持リングセグメント１１６は全体として、そこから半径方向内向きに延在し、ストラット翼１０６内に受け入れられるように構成されたストラット（図２に示さず）を含んで、ノズルセグメント組立体１０２に対する構造的及び荷重分担する支持を提供することができる。

次に、図３〜５を参照すると、図２を参照して上で説明されたノズルセグメント組立体１０２のうちの１つのいろいろな図が、本主題の態様に従って示されている。具体的には、図３は、ノズルセグメント組立体１０２の斜視図であり、図４は、図３に示したノズルセグメント組立体１０２の分解図である。加えて、図５は、図３に示したノズルセグメント組立体１０２を線５−５に沿って見た断面図である。

図示のように、ノズルセグメント組立体１０２は、内側リング支持セグメント１１４と外側リング支持セグメント１１６との間に配置されるように構成されたノズルフェアリング１０４を含むことができる。概して、ノズルフェアリング１０４は、内側端壁１０８と外側端壁１１０との間を半径方向に延在するストラット翼１０６を含むことができる。ストラット翼１０６は、ガスタービンエンジン内のノズル翼に典型的に使用される任意の適切な翼形形状を画成するなど、空気力学的な断面輪郭を画成するように構成することができる。例えば、図５に示すように、ストラット翼１０６は、前縁１２４と後縁１２６との間を延在する圧力側１２０及び負圧側１２２を含む翼形形状を画成することができる。加えて、図５に示すように、ストラット翼１０６は中空となるように構成することができる。後で説明するように、中空構成などによって、翼１０６は、ノズルセグメント組立体１０２の荷重分担ストラットを受け入れることができる。

更に、図４で詳細に示すように、ストラット翼１０６は、内側端壁１０８と外側端壁１１０との間を端から端まで半径方向に延在するように構成することができる。その結果、内側及び外側端壁１０８、１１０は、タービンエンジン１０の高温ガス通路に沿って流れる高温燃焼ガスに対して、それぞれ、半径方向内側及び外側の流路境界を画成するように概ね構成することができる。例えば、ストラット翼１０６を流れて通り過ぎる燃焼ガスを、翼１０６の空気力学的な形状に沿って内側端壁１０８と外側端壁１１０との間に概ね導くことができる。

いくつかの実施形態では、ストラット翼１０６と端壁１０８、１１０とを、単一の一体構成部品として形成するように構成することができる。このような実施形態では、ストラット翼１０６と端壁１０８、１１０とを、当技術で知られている任意の適切な製造プロセスを用いて、一体形成することができる。上記のように、一実施形態では、このような構成部品を適切なＣＭＣ材料から形成することができる。このような例では、射出成形、鋳込み成形、テープ成形、含浸法（例えば、化学気相含浸、溶融含浸、及び／又はその他同様のもの）、及び様々な他の適切な方法、及び／又はプロセスなど、ＣＭＣ材料を使用して構成部品を製造するために知られている任意の適切なプロセスが、ストラット翼１０６と端壁１０８、１１０とを一体構成部品として形成するために利用することができる。しかしながら、代替の実施形態では、ストラット翼１０６と端壁１０８、１１０とを、別々の構成部品として製造することができる。

加えて、上記のように、ノズルセグメント組立体１０２は又、内側端壁１０８と外側端壁１１０との間で支持されるように構成された１以上の二次翼１１２を含むことができる。例えば、図示の実施形態では、ノズルセグメント組立体１０２は、「三つ組」設計として構成され、従って、ストラット翼１０６の両側に沿って、端壁１０８、１１０間を延在するように構成された第１及び第２の二次翼１１２を含む。しかしながら、別の実施形態では、ノズルセグメント組立体１０２は、「二つ組」設計として構成することができる。このような実施形態では、ノズルセグメント組立体１０２は、ストラット翼１０６と並んで（例えば、ストラット翼１０６の側のうちの一方に沿って）、端壁１０８、１１０間を延在する単一の二次翼１１２だけを含むことができる。

図示の実施形態に示すように、各二次翼１１２は概ね、内側翼端１３０（図４）と外側翼端１３２（図４）との間を半径方向に延在することができ、内側翼端１３０と外側翼端１３２との間に空気力学的な断面輪郭を画成することができる。例えば、図５に示すように、二次翼１１２は、前縁１３８と後縁１４０との間を延在する圧力側１３４及び負圧側１３６を含む翼形形状を画成することなどによって、ストラット翼１０６と同じ、又は同様の空気力学的な形状を画成することができる。加えて、いくつかの実施形態では、各二次翼１１２は、中空、又は実質的に中空となるように構成して、翼１１２を通る冷却媒体（例えば、空気）を供給するための１以上の流路を画成することができる。例えば、図５に示すように、各二次翼１１２は、冷却媒体を受け入れるための単一の内部空洞１４２を単純に画成する。しかしながら、他の実施形態では、二次翼１１２は、冷却媒体を受け入れるための複数の内部流路を（例えば、各翼１１２の内部に蛇行状の流れパターンで）画成することができる。或いは、二次翼１１２は、中実の断面を画成するように構成することができる。

二次翼１１２をノズルセグメント組立体１０２内に取り付けるとき、いくつかの実施形態では、翼１１２は、端壁１０８、１１０の一方又は両方を通して挿入されるように構成することができる。この点に関して、端壁１０８、１１０は、二次翼１１２の部分を受け入れるための翼形形状のスロット（又は、他の適切な形状のスロット）を画成することができる。例えば、図４に示すように、外側端壁１１０は第１及び第２の外側スロット１４４、１４６を画成して、それぞれ、第１及び第２の翼１１２の対応する部分を受け入れることができ、内側端壁１０８は第１及び第２の内側スロット１４８、１５０を画成して、それぞれ、第１及び第２の翼１１２の対応する部分を受け入れることができる。このような実施形態では、各翼１１２の内側翼端１３０が内側端壁１０８を半径方向内向きに超えて延在し、且つ、各翼１１２の外側翼端１３２が外側端壁１１０を半径方向外向きに超えて延在するように、二次翼１１２をスロット１４４、１４６、１４８、１５０内に配置することができる。後で説明するように、二次翼１１２の翼端１３０、１３２を半径方向に内側及び外側端壁１０８、１１０を超えて延在するように構成することによって、二次翼１１２は、内側及び外側リング支持セグメント１１４、１１６の部分内に取り付けられ、又は固定されて、翼１１２が確実にノズルセグメント組立体１０２内に適切に支持されるように構成することができる。

いくつかの実施形態では、ストラット翼１０６、端壁１０８、１１０、及び二次翼１１２はすべて、比較的低い熱膨張率の非金属材料から形成することができることを理解すべきである。例えば、上記のように、ストラット翼１０６、端壁１０８、１１０、及び二次翼１１２をすべて、ＣＭＣ材料から形成することができる。このような実施形態では、ＣＭＣ材料は一般に、当技術で知られている任意の適切なＣＭＣ材料に該当することができ、従って、一般に、適切な強化材料を中に組み入れて、材料の特性（例えば、材料強度、及び／又は熱物理特性）を向上させたセラミックマトリックスを含むことができる。一実施形態では、使用されるＣＭＣ材料を連続繊維強化ＣＭＣ材料として構成することができる。例えば、適切な連続繊維強化ＣＭＣ材料には、限定するものではないが、連続繊維レイアップ、及び／又は織られた繊維プリフォームを含む、カーボン連続繊維、酸化物繊維、炭化けい素モノフィラメント繊維で強化されたＣＭＣ材料、及び他のＣＭＣ材料が含まれる。他の実施形態では、使用されるＣＭＣ材料を不連続強化ＣＭＣ材料として構成することができる。例えば、適切な不連続強化ＣＭＣ材料には、限定するものではないが、粒子、プレートレット、ウィスカー、不連続繊維、インサイチュ及びナノ複合材強化ＣＭＣ材料が含まれる。

上記のように、ノズルセグメント組立体１０２は又、内側リング支持セグメント１１４及び外側リング支持セグメント１１６を含むことができる。いくつかの実施形態では、ノズルフェアリング１０４のストラット翼１０６及び端壁１０８、１１０は、二次翼１１２とともに、内側リング支持セグメント１１４と外側リング支持セグメント１１６との間に挟まれるように構成することができる。例えば、図示の実施形態のように、様々な構成部品を共に組み立てたときに、内側リング支持セグメント１１４は、ノズルセグメント組立体１０２の半径方向の最も内側の部分に概ね相当し、内側端壁１０８にすぐ隣接して配置されるように構成することができる。同様に、様々な構成部品を共に組み立てたときに、外側リング支持セグメント１１６は、ノズルセグメント組立体１０２の半径方向の最も外側の部分に概ね相当し、外側端壁１１０にすぐ隣接して配置されるように構成することができる。

いくつかの実施形態では、二次翼１１２の内側翼端１３０を、内側バンドセグメント１６０の部分内に受け入れる、且つ／又はそれに結合することができるように、内側リング支持セグメント１１４は、内側端壁１０８にすぐ隣接して配置されるように構成された弧状の内側バンドセグメント１６０を含むことができる。例えば、図４に示すように、第１及び第２の翼用凹部１６２、１６４は、内側バンドセグメント１６０の外面１６６に画成され、それぞれ、第１及び第２の二次翼１１２の内側翼端１３０を受け入れることができる。詳細には、上記のように、二次翼１１２は、各翼１１２の内側翼端１３０が内側端壁１０８から半径方向内向きに突出するように、内側端壁１０８を通って延在するように構成することができる。このような実施形態では、二次翼１１２の内側翼端１３０は、内側バンドセグメント１６０によって画成された対応する翼用凹部１６２、１６４内に受け入れられて、組立体１０２内に二次翼１１２を支持することができる。

いくつかの実施形態では、二次翼１１２の内側翼端１３０は、内側バンドセグメント１６０に対しては半径方向に自由に動くのを許容しながら、翼用凹部１６２、１６４内で軸方向及び／又は周方向に拘束されるように構成することができることを理解すべきである。一実施形態では、図４に示すように、各二次翼１１２の内側翼端１３０から半径方向外向きに延在するタブ１９８によって、二次翼１１２の内側翼端１３０をこのように軸方向及び／又は周方向に拘束することができる。

加えて、いくつかの実施形態では、内側リング支持セグメントは、内側バンドセグメント１６０から外向きに延在する段間シール機構１６８（破線で示す）を含む、且つ／又はそれに結合することができる。このような実施形態では、段間シール機構１６８は、当技術で知られている任意の適切な構成を有するように構成されて、隣接するロータディスク間、及び／又はロータディスクとガスタービンエンジン１０の別の構造体との間をシールすることを可能にする。例えば、段間シール機構１６８は、１以上のハニカム要素を含んで、ガスタービンエンジン１０の隣接するロータディスクから外向きに延在する、対応するロータの歯又は他の突起に対してシールすることができる。

図示の実施形態のように、ノズルセグメント組立体１０２の外側リング支持セグメント１１６は概ね、外側端壁１１０にすぐ隣接して配置されるように構成された弧状の外側バンドセグメント１７０を含み、その結果、二次翼１１２の外側翼端１３２を、外側バンドセグメント１７０の部分内に受け入れる、且つ／又はそれに結合することができる。例えば、いくつかの実施形態では、第１及び第２の翼用凹部１７２、１７４は、外側バンドセグメント１７０の内面（図示せず）に画成されて、それぞれ、第１及び第２の二次翼１１２の外側翼端１３２を受け入れることができる。詳細には、上記のように、二次翼１１２は、各二次翼１１２の外側翼端１３２が外側端壁１１０から半径方向外向きに突出するように、外側端壁１１０を通って延在するように構成することができる。このような実施形態では、二次翼１１２を組立体１０２内で支持するように、第１及び第２の二次翼１１２の外側翼端１３２を、外側バンドセグメント１７０によって画成された対応する翼用凹部１７２、１７４内に受け入れることができる。

いくつかの実施形態では、二次翼１１２の外側翼端１３２は、任意の適切な取付け手段及び／又は方法を用いて、翼用凹部１７２、１７４内に固定されるように構成することができることを理解すべきである。例えば、図示の実施形態のように、各外側翼端１３２は、それから半径方向外向きに突出するように構成された取付けタブ１７６を含むことができる。図４に詳細に示すように、各取付けタブ１７６は、取付けピン１８０を受け入れるように構成された貫通孔１７８を画成することができる。このような実施形態では、取付けピン１８０によるピン接続によって二次翼１１２を外側リング支持１１６に取り付けることに適応するように、外側バンドセグメント１７０に画成される凹部１７２、１７４を成形するか、又は別の仕方で形成することができる。例えば、図３及び４に示すように、各凹部１７２、１７４は、対応する翼１１２の取付けタブ１７６を受け入れるように構成された隆起部１８２を含むことができる。加えて、二次翼１１２の外側翼端１３２が凹部１７２、１７４内に受け入れられたときに、各取付けタブ１７６に画成された貫通孔１７８と位置が合うように構成された貫通孔１８４が、各凹部１７２、１７４の隆起部１８２を貫通して画成することができる。従って、取付けピン１８０を、位置合わせされた貫通孔１７８、１８４を通して挿入して、各二次翼１１２を外側リング支持セグメント１１６に固定することができる。代替の実施形態では、二次翼１１２の外側翼端１３２は、各凹部１７２、１７４内で翼端１３２をボルトで留めるなどの任意の他の適切な取付け手段を用いて、凹部１７２、１７４内に固定することができることを理解すべきである。

外側バンドセグメント１７０は又、外側リング支持セグメント１１６をガスタービンエンジン１０内の静止構造体（図示せず）に取り付ける、且つ／又はそれに対してシールするための適切な要素を含むことができることも又、理解すべきである。例えば、図４に示すように、外側バンドセグメント１７０の前方端１８６及び後方端１８８は共に、ガスタービンエンジン１０内で外側リング支持セグメント１１６を取り付ける／シールするためのスロット、溝、タブなどの要素を含むことができる。

加えて、図４に詳細に示すように、外側リング支持セグメント１１６は又、外側バンドセグメント１７０から半径方向内向きに延在する片持ちストラット１９０を含むことができる。詳細には、いくつかの実施形態では、ストラット１９０は、ストラット翼１０６の中空内部を通って、内側リング支持セグメント１１４まで、外側バンドセグメント１７０から半径方向内向きに延在するように構成することができる。その結果、ストラット１９０は、ノズルフェアリング１０４に対して、主に荷重を分担する構成部品として働くように構成することができる。詳細には、ノズルフェアリング１０４を通じてかかる機械的負荷は、ストラット１９０に伝えられ、半径方向外向きに外側バンドセグメント１７０に伝えられ、そこで、荷重は、外側リング支持セグメント１１６が結合された静止構造体に伝えることができる。

図４に示すように、ストラット１９０をストラット翼１０６内に受け入れることを可能にするため、ストラット翼１０６の内部空洞と位置が合ったストラット用開口１９１が内側及び外側端壁１０８、１１０（外側端壁１１０を貫通して画成されたストラット用開口１９１のみ示されている）を貫通して画成することができる。従って、開示された組立体１０２の様々な構成部品を組み立てるとき、ストラット１９０は、外側端壁１１０に画成されたストラット用開口１９１を経て、ストラット翼１０６の内部空洞内に挿入することができる。加えて、ストラット１９０の自由端又は先端１９３を受け入れるように構成された内側リング支持セグメント１１４の内側バンドセグメント１６０にストラット用凹部１９２を画成することができる。詳細には、いくつかの実施形態では、ストラット１９０がノズルフェアリング１０４内に完全に挿入されると（例えば、外側バンドセグメント１７０が外側端壁１１０に接触する、又はすぐ隣接した位置となるように挿入されると）、ストラット１９０の先端１９３は内側端壁１０８から半径方向内向きに突出することができる。このような実施形態では、先端１９３は、内側バンドセグメント１６０によって画成されたストラット用凹部１９２内に受け入れられて、内側リング支持セグメント１１４と外側リング支持セグメント１１６との間をストラット１９０でつなぐことができる。例えば、ストラット１９０の先端１９３は、ピン接続を用いて、先端１９３を凹部１９２内にろう付け、又は溶接することによって、並びに／或いは、任意の他の取付け手段及び／又は方法を用いて、ストラット用凹部１９２内に固定することができる。

いくつかの実施形態では、ストラット１９０と外側リング支持１１６の外側バンドセグメント１７０とを、単一の一体構成部品として形成するように構成することができることを理解すべきである。このような実施形態では、ストラット１９０と外側バンドセグメント１７０とを、鋳造、成形、機械加工など、当技術で知られている任意の適切な製造プロセスを用いて、一体形成することができる。しかしながら、代替の実施形態では、ストラット１９０と外側バンドセグメント１７０とを、別々の構成部品として製造することができる。このような実施形態では、ストラット１９０を、外側バンドセグメント１７０に片持ちとすることができる任意の適切な手段及び／又は方法を用いて外側バンドセグメント１７０に結合されるように構成することができる。

いくつかの実施形態では、ストラット１９０及び外側バンドセグメント１７０の両方とも、金属材料で形成することができることも又、理解すべきである。例えば、適切な金属材料には、限定するものではないが、単結晶及び非単結晶のニッケル合金が含まれる。

加えて、いくつかの実施形態では、ストラット１９０は概して、空気力学的な翼形形状の断面を画成するように構成することができる。詳細には、図５に示すように、ストラットは、ストラット翼１０６の空気力学的断面形状に概ね対応する断面形状を画成することができる。しかしながら、他の実施形態では、ストラット１９０は、ストラット翼１０６内に挿入することができる任意の他の適切な形状を画成することができる。

更に、いくつかの実施形態では、冷却媒体をストラット翼１０６内に受け入れて、翼１０６及び／又はストラット１９０を冷却するための１以上の流路を、ストラット１９０の周り、及び／又はその中に画成することができる。例えば、図５に示すように、ストラット翼１０６の内面１９５とストラット１９０の外面１９６との間に隙間１９４を画成することができ、それがストラット翼１０６とストラット１９０との間に冷却媒体を受け入れるための流路を画成する。加えて、図５に示すように、ストラット１９０は、ストラット１９０内に冷却媒体を受け入れるための１以上の内部冷却流路１９７を画成することができる。このような実施形態では、内部冷却流路１９７を、ストラット翼１０６とストラット１９０との間に画成された隙間１９４から流体的に隔離することができる。或いは、内部冷却流路１９７は、隙間１９４と流体連通することができる。例えば、冷却流路１９７を通って流れる冷却媒体の一部を隙間１９４内に導くために、外面１９６と冷却流路１９７との間に適切な冷却孔（図示せず）を、ストラット１９０を貫通して画成することができる。

本明細書では、最良の態様を含む例を用いて本発明を開示し、又、任意の装置、又はシステムの作製及び使用、並びに任意の組み入れられた方法の実施を含め、当業者が本発明を実施できるように本発明を開示している。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の例も含むことができる。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違ない構成要素を含む場合、又は特許請求の範囲の文言と実質的に相違ない等価の構成要素を含む場合、特許請求の範囲内であることを意図されている。

１０ガスタービンエンジン
１２中心線軸
１４コアエンジン
１６ファンセクション
１８外側ケーシング
２０入口
２２ブースタ圧縮機
２４高圧圧縮機
２６燃焼器
２８高圧タービン
３０高圧駆動軸
３２低圧タービン
３４低圧駆動軸
３６排気ノズル
３８ファンロータ
４０ファンケーシング
４２出口案内翼
４４ファン動翼
４６下流部
４８バイパス空気流導管
５０空気流
５２入口
５４第１の圧縮空気流
５６第２の圧縮空気流
５８高圧圧縮機に入る第２の圧縮空気流
６０燃焼生成物
１００タービンノズル
１０２ノズルセグメント組立体
１０４ノズルフェアリング
１０６ストラット翼
１０８内側端壁
１１０外側端壁
１１２二次翼
１１４内側リング支持セグメント
１１６外側リング支持セグメント
１２０圧力側
１２２負圧側
１２４前縁
１２６後縁
１３０内側翼端
１３２外側翼端
１３４圧力側
１３６負圧側
１３８前縁
１４０後縁
１４２内部キャビティ
１４４外側スロット
１４６外側スロット
１４８内側スロット
１５０内側スロット
１６０内側バンドセグメント
１６２翼用凹部
１６４翼用凹部
１６６外面
１６８段間シール機構
１７０外側バンドセグメント
１７２翼用凹部
１７４翼用凹部
１７６取付けタブ
１７８貫通孔
１８０取付けピン
１８２隆起部
１８４貫通孔
１８６前方端
１８８後方端
１９０ストラット
１９１ストラット用開口
１９２ストラット用凹部
１９３先端
１９４隙間
１９５内面
１９６外面
１９７冷却流路
１９８タブ

Claims

外側リング支持セグメント（１１６）及び内側リング支持セグメント（１１４）と、
内側リング支持セグメント（１１４）と外側リング支持セグメント（１１６）との間に配置され、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料から形成され、外側リング支持セグメント（１１６）に隣接して配置されるように構成された外側端壁（１１０）、及び内側リング支持セグメント（１１４）に隣接して配置されるように構成された内側端壁（１０８）を含み、且つ、内側端壁（１０８）と外側端壁（１１０）との間を延在するストラット翼（１０６）をさらに含む、ノズルフェアリング（１０４）と、
外側リング支持（１１６）と内側リング支持（１１４）との間を、ストラット翼（１０６）を通って延在する金属ストラット（１９０）と、
ノズルフェアリング（１０４）の内側端壁（１０８）と外側端壁（１１０）との間をストラット翼（１０６）に隣接する位置で延在するように、外側端壁（１１０）又は内側端壁（１０８）のうちの１以上を通って受け入れられるように構成された１以上の二次翼（１１２）と
を備える、ガスタービンエンジン（１０）用のノズルセグメント組立体（１０２）。
外側端壁（１１０）が外側スロット（１４４、１４６）を画成し、内側端壁（１０８）が内側スロット（１４８、１５０）を画成し、１以上の二次翼（１１２）の別々の部分が外側及び内側スロット（１４４、１４６、１４８、１５０）内に受け入れられるように構成される、請求項１記載のノズルセグメント組立体（１０２）。
１以上の二次翼（１１２）が外側翼端（１３２）と内側翼端（１３０）との間を半径方向に延在し、外側翼端（１３２）が外側端壁（１１０）から半径方向外向きに延在し、内側翼端（１３０）が内側端壁（１０８）から半径方向内向きに延在するように、１以上の二次翼（１１２）が、内側及び外側スロット（１４８、１５０、１４４、１４６）を通って延在するように構成された、請求項２記載のノズルセグメント組立体（１０２）。
外側翼端（１３２）が、外側リング支持（１１６）に画成された翼用凹部（１７２、１７４）内に受け入れられるように構成される、請求項３記載のノズルセグメント組立体（１０２）。
１以上の二次翼（１１２）が外側翼端（１３２）から延在する取付けタブ（１７６）を備え、取付けタブ（１７６）が、１以上の二次翼（１１２）を外側リング支持（１１６）に結合するための取付けピン（１８０）を受け入れるように構成された貫通孔（１７８）を画成する、請求項４記載のノズルセグメント組立体（１０２）。
内側翼端（１３０）が、内側リング支持（１１４）に画成された翼用凹部（１６２、１６４）内に受け入れられるように構成される、請求項３記載のノズルセグメント組立体（１０２）。
内側翼端（１３０）が凹部（１６２、１６４）内で結合されるように構成される、請求項６記載のノズルセグメント組立体（１０２）。
内側及び外側端壁（１０８、１１０）とストラット翼（１０６）とが単一の一体構成部品として一体形成される、請求項１記載のノズルセグメント組立体（１０２）。
金属ストラット（１９０）が、外側リング支持（１１６）からストラット翼（１０６）を通って半径方向内向きに延在する、請求項１記載のノズルセグメント組立体（１０２）。
外側リング支持セグメント（１１６）が外側バンドセグメント（１７０）を含み、金属ストラット（１９０）と外側バンドセグメント（１７０）とが単一の一体構成部品として一体形成される、請求項９記載のノズルセグメント組立体（１０２）。
金属ストラット（１９０）が外側リング支持（１１６）から先端（１９３）まで半径方向内向きに延在し、先端（１９３）が、内側リング支持セグメント（１１４）に画成されたストラット用凹部（１９２）内に受け入れられるように構成される、請求項９記載のノズルセグメント組立体（１０２）。
ストラット（１９０）がストラット翼（１０６）内に受け入れられると、ストラット翼（１０６）の内面（１９５）とストラット（１９０）の外面（１９６）との間に隙間（１９４）が画成される、請求項１記載のノズルセグメント組立体（１０２）。
隙間（１９４）が、ストラット翼（１０６）又はストラット（１９０）のうちの１以上を冷却するための冷却媒体を受け入れるように構成される、請求項１２記載のノズルセグメント組立体（１０２）。
圧縮機（２２、２４）と、
圧縮機と流体連通する燃焼器（２６）と、
燃焼器（２６）からの燃焼生成物を受け入れるように構成され、ノズルセグメント組立体（１０２）の環状アレイを有するタービンノズル（１００）を含むタービン（２８、３２）であって、ノズルセグメント組立体（１０２）が、
外側リング支持セグメント（１１６）及び内側リング支持セグメント（１１４）と、
内側リング支持セグメント（１１４）と外側リング支持セグメント（１１６）との間に配置され、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）材料から形成され、外側リング支持セグメント（１１６）に隣接して配置されるように構成された外側端壁（１１０）、及び内側リング支持セグメント（１１４）に隣接して配置されるように構成された内側端壁（１０８）を含み、且つ、内側端壁（１０８）と外側端壁（１１０）との間を延在するストラット翼（１０６）をさらに含む、ノズルフェアリング（１０４）と、
外側リング支持（１１６）と内側リング支持（１１４）との間を、ストラット翼（１０６）を通って延在する金属ストラット（１９０）と、
ノズルフェアリング（１０４）の外側端壁（１１０）と内側端壁（１０８）との間をストラット翼（１０６）に隣接する位置で延在するように、外側端壁（１１０）又は内側端壁（１０８）のうちの１以上を通って受け入れられるように構成された１以上の二次翼（１１２）と
を含む、タービン（２８、３２）と
を備えるガスタービンエンジン（１０）。
外側端壁（１１０）が外側スロット（１４４、１４６）を画成し、内側端壁（１０８）が内側スロット（１４８、１５０）を画成し、１以上の二次翼（１１２）の別々の部分が外側及び内側スロット（１４４、１４６、１４８、１５０）内に受け入れられるように構成される、請求項１４記載のガスタービンエンジン（１０）。