JP6763157B2 - タービンノズル - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンのタービンノズルに関する。

動翼によるタービンブレードと静翼によるタービンノズルとを回転軸の軸方向に交互に配置した軸流式のガスタービンにおいては、タービンノズルがセグメント構造となっている。セグメント構造のタービンノズルでは、複数のタービン静翼で構成した静翼セグメントが環状に複数接続される。

そして、隣り合う２つのタービン静翼のバンド部間には、ガスの主流が漏れるのを防ぐために、バンド部間の隙間を塞ぐシール部材が設置される（例えば、特許文献１）。

特開２００９−２０３９４７号公報

ところで、高温環境下で使用されるガスタービンのタービンブレードやタービンノズルには、従来から耐熱性の高い金属が使用されているが、近年では、耐熱性が高く金属よりも軽量のセラミックス基複合材料（Ceramic Matrix Composites 、以下、「ＣＭＣ」と言う。）を用いることが検討されている。特に、ＣＭＣの平板を折り曲げてタービンノズルのタービン静翼を形成すると、ＣＭＣの強化繊維が断ち切られないので、軽量でありながら高い強度を担保することができる。

したがって、タービン静翼をＣＭＣで形成する場合には、バンド部間の隙間をシール部材で塞ぐ際に、強化繊維が断ち切られて連続性が損なわれることがないようにして、ＣＭＣで形成したタービン静翼に期待される強度を維持する必要がある。

本発明は前記事情に鑑みなされたもので、本発明の目的は、ガスタービンのタービンノズルのタービン静翼をＣＭＣで形成する場合に、ＣＭＣの強化繊維を断ち切らずに２つの隣り合うタービン静翼のバンド部間の隙間を適切に塞ぐことができるタービンノズルを提供することにある。

上記目的を達成するため本発明の第１の態様によるタービンノズルは、
端部を折曲して翼部と該翼部に連なるバンド部とに対応する形状に一体成形した強化繊維織物をセラミックスと一体化して形成したタービン静翼を複数有し、隣り合う２つのタービン静翼の翼部間にガスのフローパスを有するタービンノズルにおいて、
前記隣り合う２つのタービン静翼のうち一方のタービン静翼の前記バンド部の、前記翼部と連なる折曲部分と、前記隣り合う２つのタービン静翼のうち他方のタービン静翼の、前記一方のタービン静翼の前記折曲部分から間隔をおいて配置された前記バンド部の先端部分とに跨がって、それら両バンド部の前記フローパスに臨む内側面とは反対側の外側面にそれぞれ当て付けられて、前記両バンド部間の隙間を塞ぐシール部材と、
前記他方のタービン静翼の前記バンド部の前記内側面に形成され、該バンド部の前記外側面及び前記内側面間の肉厚が前記折曲部分よりも先端において薄い薄肉部と、
前記隣り合う２つのタービン静翼のうち一方のタービン静翼の前記バンド部の、前記翼部と連なる折曲部分と、前記隣り合う２つのタービン静翼のうち他方のタービン静翼の、前記一方のタービン静翼の前記折曲部分から間隔をおいて配置された前記バンド部の先端部分とに跨がるシール部材と、
前記他方のタービン静翼の前記バンド部の前記フローパスに臨む内側面に形成され、該バンド部の前記内側面とは反対側の外側面及び前記内側面間の肉厚が前記折曲部分よりも先端において薄い薄肉部と、
を備える。

本発明の第１の態様によるタービンノズルによれば、隣り合う２つのタービン静翼のバンド部の外側面に跨がって当て付けられたシール部材は、両タービン静翼の翼間のフローパスの気密性を確保し、タービンノズルを用いたガスの圧縮効率を良好に保持する。

ここで、シール部材によって外側面から塞がれた両バンド部間の隙間はフローパスと連通するデッドスペースとなる。しかし、一方のバンド部の内側面に薄肉部を形成することで、シール部材で塞がれた隙間のフローパスからの深さは、薄肉部を形成しない場合の深さ、即ち、バンド部の薄肉部を形成していない部分の肉厚よりも浅くなる。

したがって、隣り合う２つのタービン静翼のバンド部における内側面に近い部分にＣＭＣの強化繊維を断ち切って凹部を形成し、バンド部間の隙間を塞ぐシール部材をバンド部の内側面に近い箇所に配置しなくても、シール部材の内側に発生するフローパスに連通したデッドスペースを小さくし、フローパスを通過するガスの圧縮効率の低下を抑制できる。

これにより、ガスタービンのタービンノズルのタービン静翼をＣＭＣで形成する場合に、ＣＭＣの強化繊維を断ち切らずに２つの隣り合うタービン静翼のバンド部間の隙間を、ＣＭＣの強化繊維を断ち切ることなく適切に塞ぐことができる。

また、本発明の第２の態様によるタービンノズルは、
端部を折曲して翼部と該翼部に連なるバンド部とに対応する形状に一体成形した強化繊維織物をセラミックスと一体化して形成したタービン静翼を複数有し、隣り合う２つのタービン静翼の翼部間にガスのフローパスを有するタービンノズルにおいて、
前記隣り合う２つのタービン静翼のうち一方のタービン静翼の前記バンド部の、前記翼部と連なる折曲部分と、前記隣り合う２つのタービン静翼のうち他方のタービン静翼の、前記一方のタービン静翼の前記折曲部分から間隔をおいて配置された前記バンド部の先端部分とに跨がって、それら両バンド部の前記フローパスに臨む内側面とは反対側の外側面にそれぞれ当て付けられて、前記両バンド部間の隙間を塞ぐシール部材と、
前記他方のタービン静翼の前記バンド部の前記内側面に形成され、該バンド部の前記外側面及び前記内側面間の肉厚が前記折曲部分よりも先端において薄い薄肉部とを備え、
前記両バンド部の前記外側面に前記シール部材の係止片がそれぞれ設けられており、前記各バンド部の前記係止片と前記外側面とにより形成される係止溝に前記シール部材をそれぞれ挿入することで、前記両バンド部の前記外側面に前記シール部材が当て付けられる。

本発明の第２の態様によるタービンノズルによれば、両バンド部間の隙間を防ぐシール部材を各バンド部の係止溝にそれぞれ挿入することで、シール部材を外側からバンド部に押し付けるための構成を別途設けなくても、シール部材を各バンド部の外側面に跨がって当て付けた状態に保持することができる。

さらに、本発明の第３の態様によるタービンノズルは、前記薄肉部は、前記内側面のうち前記翼部の翼幅に対応する部分に形成されている。したがって、バンド部が翼部よりも翼幅方向に大きい形状である場合に、翼部よりも翼幅方向の外側までバンド部の内側面に薄肉部を形成しないことで、フローパスを通過するガスの流れの上流側や下流側において、隣り合う２つのバンド部の内側面の位置が一致するようになる。

このため、フローパスを通過するガスの流れの上流側や下流側において、タービンノズルの隣り合う２つのバンド部の内側面の間に翼長方向の位置のギャップが生じて、ガス流の回折などによる乱流が発生するのを避け、フローパスを通過するガスの圧縮効率の低下を抑制することができる。

なお、他方のタービン静翼のバンド部の内側面に形成する薄肉部は、好ましくは、本発明の第４の態様によるタービンノズルのように、バンド部の先端に向かうにつれて外側面側に近づくテーパ面で形成することができる。

また、前記隣り合う２つのタービン静翼は、好ましくは、本発明の第５の態様によるタービンノズルのように、前記タービンノズルを複数に分割した複数の静翼セグメントのうち前記隙間を挟んで隣り合う２つの前記静翼セグメントがそれぞれ有する複数のタービン静翼のうち、前記隙間を挟んで隣り合う２つの前記タービン静翼である。

本発明によれば、ガスタービンのタービンノズルのタービン静翼をＣＭＣで形成する場合に、ＣＭＣの強化繊維を断ち切らずに２つの隣り合うタービン静翼のバンド部間の隙間を適切に塞ぐことができる。

本発明の一実施形態に係るタービンノズルを構成する静翼セグメントの斜視図である。 図１のタービン静翼に用いる強化繊維織物の展開状態を模式的に示す平面図である。 図２の強化繊維織物をタービン静翼の形状に合わせて折り曲げて仮成形した状態を示す斜視図である。 図３の仮成形した強化繊維織物をセラミックスと一体化したセラミックス基複合材料で形成された図１のタービン静翼の斜視図である。 図４のタービン静翼を用いた図１の静翼セグメントの分解斜視図である。 図１の静翼セグメント同士のシール部の構成要素を示す分解斜視図である。 図１の静翼セグメント同士のシール部の要部を拡大して示すもので、（ａ）はアウタバンド部の断面図、（ｂ）はインナバンド部の断面図である。 図７のテーパ面部をバンド部に設けたタービン静翼の要部を拡大して示すもので、（ａ）はアウタバンド部の正面図、（ｂ）はインナバンド部の側面図である。 本発明の他の実施形態に係るタービンノズルを構成する静翼セグメント同士のシール部の要部を拡大して示すもので、（ａ）はアウタバンド部の断面図、（ｂ）はインナバンド部の断面図である。 図９のテーパ面部をバンド部に設けたタービン静翼の要部を拡大して示すもので、（ａ）はアウタバンド部の正面図、（ｂ）はインナバンド部の側面図である。

以下、本発明の実施形態について図面を参照しながら説明する。図１は、本発明の一実施形態に係るタービンノズルを構成する静翼セグメントの斜視図である。

なお、本実施形態では、ジェットエンジンを構成する低圧タービンに適用した場合を例に挙げて説明する。また、以下の説明において、ジェットエンジンの軸心方向に沿ってガス上流側を前方、ガス下流側を後方とし、軸心回りの方向を周方向とし、軸心に対し垂直な方向を径方向とし、当該径方向において軸心側を内側、軸心とは逆側を外側として説明する。

図１に示す静翼セグメント１０は、ジェットエンジンの低圧タービンに用いられるタービンノズル（静翼）を不図示のタービン軸の回転方向（周方向）に複数に分割したもので、複数の静翼セグメント１０を環状に接続してジェットエンジンの低圧タービンが構成される。

静翼セグメント１０は、主に、複数（本実施形態では３つ）のタービン静翼１１と、ハンガー１２（支持部材）と、複数のシール部材１３とを備えており、隣り合う２つのタービン静翼１１の間に、ガスが通過するフローパス１４を形成している。

詳しくは、タービン静翼１１は、セラミックス基複合材料（ＣＭＣ）からなる。ＣＭＣに用いられる強化繊維としては、例えば、炭化珪素ファイバ、カーボンファイバ、窒化珪素ファイバ、アルミナファイバ、窒化ホウ素ファイバがあるが、他の適宜のセラミックスよりなる繊維でもよく、またこれらの２以上の混合物であってもよい。

タービン静翼１１は強度確保に必要な厚さに応じて、好ましくは強化繊維が３次元的に織成された３次元織物を利用する。又は複数の２次元織物を積み重ねたもの、複数の２次元織物を積み重ねて強化繊維により互いに縫い合わせた織物を利用してもよい。織物の向きは、タービン静翼１１にかかる応力の向きを考慮して選択される。

タービン静翼１１は、強化繊維よりなる一枚の織物を仮成形し、含浸や焼結等の工程によりセラミックスを形成して織物と一体化させた後、機械加工されて製造されたものである。

図２は、タービン静翼１１に用いる強化繊維織物の展開状態を模式的に示す平面図である。図２に示すように、強化繊維織物４０は、まず、タービン静翼１１の原型に応じた形状に切断される。切断はセラミックス形成の前であってもよいし、後でもよい。

すなわち、タービン静翼１１に用いる強化繊維織物４０は、概ね、翼部となるべき部分４１と、かかる部分４１の一方の端から幅方向に広がりアウタバンド部になるべき部分４３と、他方の端から幅方向に広がりインナバンド部になるべき部分４５と、を含むように切り出される。ただし織物を折り曲げることによる変形や、後工程における機械加工により失われる分を見込み、最小限必要な形状（図中において一点鎖線で示されている）よりも適宜のマージンを確保する。もちろんこれらの全体において強化繊維が連続している。

強化繊維織物４０は、図３の斜視図に示すように、折り曲げによってタービン静翼１１に近似した形状に仮成形される。強化繊維織物４０の折り曲げは、強化繊維織物４０を型に嵌め込んで加圧することによって行ってもよく、他の方法で行ってもよい。

タービン静翼１１に近似した形状に強化繊維織物４０を折り曲げて仮成形することで、強化繊維織物４０の翼部となるべき部分４１は、その長手方向には真直に近く、幅方向には緩やかに反った湾曲部５１とする。かかる湾曲部５１は、一方の面５１ａを凸状に湾曲した背面とし、他方の面５１ｂを凹状に湾曲した腹面とした所謂エアフォイル形状に近似する。

また、強化繊維織物４０のアウタバンド部になるべき部分４３は、湾曲部５１に対して略直角に曲げ、外側屈曲部５３とする。曲げる方向は、タービンノズルにおいて周方向に相当する。さらに軸方向に前方に相当するその一方の端５３ａと軸方向に後方に相当する他方の端５３ｂとにおいて、湾曲部５１はそれぞれ上方に（タービンノズルの径方向外方に）曲げられる。上方に曲げられた端５３ａ，５３ｂはそれぞれ、アウタバンド部のフォアフック部、アフトフック部となるべき部分である。

同様に、強化繊維織物４０のインナバンド部になるべき部分４５は、湾曲部５１に対して略直角に曲げ、内側屈曲部５５とする。曲げる方向は、タービンノズルにおいて周方向に相当する。さらに軸方向に前方に相当する端５５ａにおいて下方に（タービンノズルの径方向内方に）曲げられる。下方に曲げられた端５５ａは、インナバンド部のフランジ部となるべき部分である。

上述のように仮成形された強化繊維織物４０は、セラミックスよりなるマトリックスと一体化する。マトリックスを形成する方法としては公知の方法を採用することができ、例えば気体からの化学反応を利用して繊維中にマトリックスを含浸させることができるし、あるいはセラミックスのプリカーサである固体粉末をスラリー状にし、これを繊維に流し込むことにより含浸し、次いでこれを熱分解あるいは焼結させてもよい。かかる工程により、セラミックスよりなるマトリックスが生成し、強化繊維織物４０に一体化する。

強化繊維織物４０に一体化したセラミックスは、下記のように機械加工されてタービン静翼１１とされる。

まず、湾曲部５１は機械加工されて、図４の斜視図に示すような、背面２０ａと腹面２０ｂとを有する所謂エアフォイル形状の翼部２０とされる。

また、図３の外側屈曲部５３は機械加工されて、図４に示すようなアウタバンド部２１の基部２１ａになる。図３の外側屈曲部５３の両端５３ａ，５３ｂもそれぞれ機械加工されて、フォアフック部２１ｂ、アフトフック部２１ｃにされる。

さらに、図３の内側屈曲部５５は機械加工されて、図４に示すようなインナバンド部２２の基部２２ａになる。図３の内側屈曲部５５の端５５ａはフランジ部２２ｂとなる。

以上に説明した加工の末、単体のタービン静翼１１は、図４に示すように全体として略コ字形状を呈するものとなる。そして、タービン静翼１１は、不図示のタービン軸の周方向の径方向に延びる翼部２０と、翼部２０の径方向外端から翼部２０の腹面２０ｂ側に屈曲し周方向一側に延びるアウタバンド部２１と、翼部２０の径方向内端から翼部２０の腹面２０ｂ側に屈曲し周方向一側に延びるインナバンド部２２とを有する構成のものとなる。

上述したアウタバンド部２１は、ガス流路を形成する基部２１ａに対して、前端のフォアフック部２１ｂが径方向外側に向けて傾斜して延びた構造を有している。またアウタバンド部２１の後端のアフトフック部２１ｃは、基部２１ａに対して径方向外側に向けて傾斜し、かつ、先端部分が軸心方向に突出して、端面略Ｓ字状をなしている。

また、インナバンド部２２は、ガス流路を形成する基部２２ａに対して、前端のフランジ部２２ｂが径方向内側に屈曲して延び、後部２２ｃが径方向内側に僅かに突出した構造を有している。

アウタバンド部２１及びインナバンド部２２のそれぞれにおける周方向一側の端面２１ｄ，２２ｄは、翼部２０の背面２０ａの形状に合わせた円弧状をなしている。これにより、図１に示すように、静翼セグメント１０として複数のタービン静翼１１を組み合わせた際には、隣のタービン静翼１１におけるアウタバンド部２１やインナバンド部２２に、翼部２０に連なる折曲部分側から密に接することとなる。そして、アウタバンド部２１及びインナバンド部２２同士が接し合っている部分にはろう付けが施される。

図１に示すハンガー１２は、金属材料（例えばニッケル合金）で形成されている。図１の静翼セグメント１０の分解斜視図である図５に示すように、ハンガー１２は、静翼セグメント１０の径方向外側に位置しており、静翼セグメント１０を不図示のタービンケースに固定するものである。

詳しくは、ハンガー１２は静翼セグメント１０の外周面と間隔をあけつつ当該外周面を覆う基部１２ａを有しており、当該基部１２ａの前辺には各タービン静翼１１のアウタバンド部２１のフォアフック部２１ｂを係止する前係止部１２ｂが形成されている。また、基部１２ａの後辺には各タービン静翼１１のアウタバンド部２１のアフトフック部２１ｃを係止する後係止部１２ｃが形成されている。

各係止部１２ｂ、１２ｃは、ハンガー１２の内面側にて軸心方向中央に向けて開口した溝状をなし、前係止部１２ｂの溝部分にアウタバンド部２１のフォアフック部２１ｂを、後係止部１２ｃの溝部分にアウタバンド部２１のアフトフック部２１ｃを、それぞれ周方向に摺動させることで、ハンガー１２にアウタバンド部２１を係止することができる。

また、ハンガー１２の外面側には、前係止部１２ｂからさらに斜め前方に延びるフロントリム１２ｄと、軸心方向中央部分から径方向外側に延びるリアリム１２ｅが形成されている。リアリム１２ｅには貫通孔（図示せず）が複数形成されている。

このように構成されたハンガー１２は、リアリム１２ｅの先端部分を不図示のタービンケースの取付用リブに当接させて、タービンケースの取付用リブに形成した不図示の貫通孔にリアリム１２ｅの不図示の貫通孔を重ね合わせて両貫通孔に跨がる固定ピン（図示せず）を挿入することで、タービンケースに取り付けられる。

一方、静翼セグメント１０の径方向内側については、例えば図１に示すように、複数のタービン静翼１１のうちの一部のタービン静翼１１（図１においては最も左側のタービン静翼）のインナバンド部２２におけるフランジ部２２ｂの先端に形成した二股状の切欠２２ｅを、静翼セグメント１０の固定に用いる。

即ち、不図示のタービンケースに設けた不図示の軸心側支持部の係合部にインナバンド部２２のフランジ部２２ｂを係合させて、係合部を貫通させた不図示のピンにフランジ部２２ｂの切欠２２ｅを嵌め込む。これにより、静翼セグメント１０の周方向へのインナバンド部２２の移動が規制され、また、静翼セグメント１０の軸心方向へのインナバンド部２２の移動が、切欠２２ｅを嵌め込んだ不図示のピンによって規制される。

タービンノズルは、基本的に、以上に説明した静翼セグメント１０を環状に一周分連結することで構成することができる。したがって、隣り合う２つの静翼セグメント１０間には隙間（図７（ａ），（ｂ）の隙間Ｓ）が生じる。

そこで、隙間を挟んで隣り合う２つの静翼セグメント１０のタービン静翼１１の翼部２０間に形成されるガスのフローパス１４の気密性が、両静翼セグメント１０間に設けた隙間によって損なわれないように、この隙間を塞ぐシール部材１３（図１参照）が、隣り合う静翼セグメント１０間に跨がって設けられる。

本実施形態のシール部材１３は、図５に示すフックシール３０と、図６の分解斜視図に示すハンガーシール３１、アウタシール３２、インナシール３３とを有している。

図５に示すフックシール３０はタービン静翼１１のアウタバンド部２１とハンガー１２との間に介装され、アウタバンド部２１のフォアフック部２１ｂ及びアフトフック部２１ｃとハンガー１２の前係止部１２ｂ及び後係止部１２ｃとの間をシールするものである。

詳しくは、フックシール３０の基部３０ａは四辺と十字の骨格とから構成され、前辺３０ｂ及び後辺３０ｃはハンガー１２の前係止部１２ｂ及び後係止部１２ｃの溝形状に合わせて屈曲している。

フックシール３０の後辺３０ｃの２箇所には切欠３０ｄが形成されている。また、当該切欠３０ｄに対応して、ハンガー１２の後係止部１２ｃ上面に貫通孔（図示せず）が形成され、一部のタービン静翼１１（図５において両端のタービン静翼１１）のアウタバンド部２１のアフトフック部２１ｃに切欠２１ｅが形成されている。静翼セグメント１０の各タービン静翼１１とフックシール３０は、これら切欠３０ｄ、２１ｅ及びハンガー１２の不図示の貫通孔に挿入されるピン（図示せず）によって、ハンガー１２に対するタービン軸の周方向への移動が規制される。

なお、アウタバンド部２１のフォアフック部２１ｂ及びアフトフック部２１ｃとハンガー１２の前係止部１２ｂ及び後係止部１２ｃとの隙間及びフックシール３０の厚さ等は、ＣＭＣからなるタービン静翼１１及び金属材料からなるハンガー１２の各熱膨張の差を考慮して、ジェットエンジン運転時の高温状態においてタービン静翼１１にかかる熱応力を抑制し、かつ、ガスの漏れを防ぐように設定されている。

図６に示すハンガーシール３１、アウタシール３２、インナシール３３は、隣り合う２つの静翼セグメント１０同士の隙間をシールするものである。詳しくは、ハンガーシール３１は、ハンガー１２の周方向端面に形成されたシール用の溝に設けられている。またハンガーシール３１の屈曲部分には補助シール３１ａが積層されている。

アウタシール３２は、フックシール３０の基部３０ａとアウタバンド部２１の径方向外側面との間と、アウタバンド部２１のアフトフック部２１ｃの周方向端面に形成されたシール用の溝に設けられている。インナシール３３は、インナバンド部２２の径方向内側面と、インナバンド部２２のフランジ部２２ｂの周方向端面に形成された溝に設けられている。

アウタシール３２やインナシール３３は、隙間を挟んで隣り合う２つの静翼セグメント１０のタービン静翼１１に跨がって、各タービン静翼１１のアウタバンド部２１やインナバンド部２２における基部２１ａ，２２ａの外側面にそれぞれ当接される。

そして、アウタシール３２やインナシール３３は、タービンノズルの内側（フローパス１４）と外側との差圧によって、アウタバンド部２１やインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａの外側面にそれぞれ密着する。これにより、アウタバンド部２１側やインナバンド部２２側の隙間からのガスの漏れが防止される。

このように、本実施形態におけるタービンノズルでは、静翼セグメント１０のタービン静翼１１は、ガス流路であるフローパス１４を構成するアウタバンド部２１及びインナバンド部２２を含みつつ、全体が連続したコ字状をなしていることで、１枚の織物で成形可能な簡易な構造でありつつ、ガス流路のほとんどをＣＭＣにより構成することができる。

さらに、図５に示すように、ハンガー１２の各係止部１２ｂ、１２ｃとアウタバンド部２１のフォアフック部２１ｂ及びアフトフック部２１ｃとの隙間にはフックシール３０を設け、かつ、静翼セグメント１０同士の間には、図６に示すハンガーシール３１、アウタシール３２及びインナシール３３を設けることで、フローパス１４からのガス流出を防ぐことができる。

そして、シール部材１３のフックシール３０、ハンガーシール３１、アウタシール３２、インナシール３３を配置するのに、それらを挿入する係止用の溝をアウタバンド部２１やインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａに形成する必要がないので、基部２１ａ，２２ａにおけるＣＭＣの強化繊維の連続性が確保される。このため、フローパス１４を構成するアウタバンド部２１及びインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａを、ＣＭＣによって得られる強度を保持した構造とすることができる。

ところで、隣り合う静翼セグメント１０間に設けた隙間を、上述したアウタシール３２やインナシール３３によって塞ぐと、アウタシール３２やインナシール３３の内側に、フローパス１４と連通するデッドスペースが発生する。このデッドスペースを通過する主流ガスは、ノズル出口で設計通りの速度を得られず、後方の動翼で仕事（回転力）を取り出す効率を低下させる原因となる。

そこで、本実施形態のタービンノズルでは、図７（ａ），（ｂ）の断面図に示すように、隙間Ｓを挟んで隣り合う２つの静翼セグメント１０のタービン静翼１１のうち一方のタービン静翼１１のアウタバンド部２１やインナバンド部２２に、上述したデッドスペースを減らすための工夫を施している。

ここで、隣り合う２つの静翼セグメント１０間に隙間Ｓを設けると、隙間Ｓの左側に位置するタービン静翼１１（請求項中の一方のタービン静翼に相当）のアウタバンド部２１やインナバンド部２２の翼部２０に連なる折曲部分側と、隙間Ｓの右側に位置するタービン静翼１１（請求項中の他方のタービン静翼に相当）のアウタバンド部２１やインナバンド部２２の先端側、即ち、端面２１ｄ，２２ｄとが、密着せず近接して配置される。

したがって、隣り合う静翼セグメント１０間の隙間Ｓをアウタシール３２やインナシール３３で塞ぐことで発生する、フローパス１４に連なるデッドスペースは、タービン静翼１１のアウタバンド部２１やインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａの肉厚に応じた深さとなる。

そこで、本実施形態では、隙間Ｓの右側に位置するタービン静翼１１のアウタバンド部２１やインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａにおけるフローパス１４に臨む内側面に、テーパ面部２１ｆ，２２ｆ（請求項中の薄肉部、テーパ面に相当）を形成している。このテーパ面部２１ｆ，２２ｆは、基部２１ａ，２２ａの先端、即ち、端面２１ｄ，２２ｄに向かうにつれて外側面に近づくテーパ面によって形成されている。

これにより、アウタバンド部２１やインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａの肉厚を、端面２１ｄ，２２ｄにおいては翼部２０に連なる折曲部分側よりも薄くして、フローパス１４に連なるデッドスペースの深さを小さくし、フローパス１４を通過するガスに乱れが生じにくいようにして、タービン効率の低下を抑制することができる。

また、隙間Ｓを塞ぐアウタシール３２やインナシール３３の一部を挿入する不図示の溝を、アウタバンド部２１やインナバンド部２２の内側面寄りの部分に形成して、アウタシール３２やインナシール３３をフローパス１４に近付けなくても、デッドスペースの深さを小さくすることができる。

このため、アウタシール３２やインナシール３３を挿入する溝をアウタバンド部２１やインナバンド部２２に形成することで強化繊維が断ち切られて、アウタバンド部２１やインナバンド部２２の強度が低下するのを防ぐことができる。

ちなみに、基部２１ａ，２２ａの内側面にテーパ面部２１ｆ，２２ｆを形成した部分の外側面には、アウタシール３２やインナシール３３が当て付けられる。このため、基部２１ａ，２２ａの肉厚が薄くなってもアウタシール３２やインナシール３３で補強される。したがって、基部２１ａ，２２ａのテーパ面部２１ｆ，２２ｆを形成した部分に強度上の問題は生じない。

なお、本実施形態のタービン静翼１１では、アウタバンド部２１やインナバンド部２２が翼部２０よりも翼幅方向において大きい寸法で形成されている。このため、翼部２０の翼幅方向の全長に亘ってテーパ面部２１ｆをアウタバンド部２１の基部２１ａに形成すると、アウタバンド部２１のフォアフック部２１ｂ側やアフトフック部２１ｃ側において、テーパ面部２１ｆの有無による内側面の位置のギャップが生じる。翼部２０の翼幅方向の全長に亘ってテーパ面部２２ｆをインナバンド部２２の基部２２ａに形成しても、同じように、テーパ面部２２ｆの有無によってインナバンド部２２の内側面の位置にギャップが生じる。

このように、フローパス１４を通過するガスの流れの上流側や下流側において、隣り合う２つのタービン静翼１１のアウタバンド部２１における基部２１ａの内側面間やインナバンド部２２における基部２２ａの内側面間に、翼部２０の翼長方向（タービン軸の径方向）の位置のギャップが生じると、ガス流の回折などによる渦流等の乱れが発生する原因となる。

そこで、アウタバンド部２１やインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａのフローパス１４に臨む内側面にテーパ面部２１ｆ，２２ｆを形成する範囲を、図８（ａ），（ｂ）の側面図に要部を拡大して示すように、翼部２０の翼幅に対応する図中の範囲Ｗで示す部分に限るようにしても良い。

これにより、フローパス１４を通過するガスの流れの上流側や下流側では、アウタバンド部２１やインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａの内側面にテーパ面部２１ｆ，２２ｆが形成されないので、隙間Ｓを挟んだ隣りのタービン静翼１１とアウタバンド部２１やインナバンド部２２における基部２１ａ，２２ａの内側面の位置が一致する。よって、ガスがフローパス１４を通過する際にガスの乱れが発生してタービン効率が低下するのを抑制することができる。

また、上述した実施形態では、アウタバンド部２１やインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａの外側面にアウタシール３２やインナシール３３を当接させる構成としたが、アウタシール３２やインナシール３３の端部が係止される係止溝をアウタバンド部２１やインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａの外側面に形成しても良い。

詳しくは、例えば図９（ａ），（ｂ）の断面図に示すように、隙間Ｓの両側に位置するタービン静翼１１のアウタバンド部２１の基部２１ａの外側面に係止片２１ｇ，２１ｈを設け、各タービン静翼１１のインナバンド部２２の基部２２ａの外側面にも係止片２２ｇ，２２ｈをそれぞれ設ける。

そして、アウタバンド部２１の基部２１ａの外側面と係止片２１ｇ，２１ｈで構成される係止溝２１ｉ，２１ｊや、インナバンド部２２の基部２２ａの外側面と係止片２２ｇ，２２ｈで構成される係止溝２２ｉ，２２ｊに、アウタシール３２やインナシール３３の両端部をそれぞれ挿入する。

これにより、上述したフックシール３０の押圧力やタービンノズルの回転による遠心力に依存せずに、アウタシール３２やインナシール３３をアウタバンド部２１やインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａの外側面に当接させて、隣り合う静翼セグメント１０間の隙間Ｓをアウタシール３２やインナシール３３で適切に塞ぐことができる。

また、係止溝２２ｉ，２２ｊによりＣＭＣの強化繊維が断ち切られてその連続性が断たれるのは、アウタバンド部２１やインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａの外側面よりも外側である。このため、係止溝２２ｉ，２２ｊの存在により基部２１ａ，２２ａにおけるＣＭＣの強化繊維の連続性が損なわれることはない。

したがって、先に説明した実施形態のタービンノズルと同様に、フローパス１４を構成するアウタバンド部２１及びインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａを、ＣＭＣによって得られる強度を保持した構造とすることができる。

なお、本実施形態においても、アウタバンド部２１やインナバンド部２２の基部２１ａ，２２ａのフローパス１４に臨む内側面にテーパ面部２１ｆ，２２ｆを形成する範囲を、図１０（ａ），（ｂ）の側面図に要部を拡大して示すように、翼部２０の翼幅に対応する図中の範囲Ｗで示す部分に限るようにしても良い。

以上で本発明に係るタービンノズルについての説明を終えるが、本発明の実施形態は上記実施形態に限られるものではない。

例えば、上述した各実施形態においては、隙間Ｓの右側に位置するタービン静翼１１のアウタバンド部２１やインナバンド部２２のフローパス１４に臨む内側面に、先端、即ち、端面２１ｄ，２２ｄに向かうにつれて外側面に近づくテーパ面部２１ｆ，２２ｆを薄肉部として形成した。

しかし、アウタバンド部２１やインナバンド部２２の外側面及び内側面間の肉厚が、アウタバンド部２１やインナバンド部２２の先端、即ち、端面２１ｄ，２２ｄにおいて、翼部２０に連なる折曲部分側よりも薄い構造であれば、テーパ面部２１ｆ，２２ｆ以外の構造の例えば凹部等を薄肉部として形成しても良い。

また、上述した各実施形態においては、タービン静翼１１を複数有する静翼セグメント１０同士を隙間Ｓを挟んで接続する場合を例に取って説明した。しかし、本発明は、複数のタービン静翼１１によって静翼セグメント１０を構成するか否かに拘わらず、少なくとも一部のタービン静翼１１同士を隙間を挟んで接続する場合に、広く適用可能である。

さらに、上述した各実施形態においては、ジェットエンジンの低圧タービンのタービンノズルを例に取って説明したが、本発明はＣＭＣによって形成したタービン静翼を複数有するタービンノズルであれば、形式等に限定されることなく適用可能である。

１０ 静翼セグメント
１１ タービン静翼
１２ ハンガー
１２ａ 基部
１２ｂ 前係止部
１２ｃ 後係止部
１２ｄ フロントリム
１２ｅ リアリム
１３ シール部材
１４ フローパス
２０ 翼部
２０ａ 背面
２０ｂ 腹面
２１ アウタバンド部
２１ａ 基部
２１ｂ フォアフック部
２１ｃ アフトフック部
２１ｄ 基部端面
２１ｅ 切欠
２１ｆ テーパ面部（薄肉部、テーパ面）
２１ｇ，２１ｈ 係止片
２１ｉ，２１ｊ 係止溝
２２ インナバンド部
２２ａ 基部
２２ｂ フランジ部
２２ｃ 後部
２２ｄ 基部端面
２２ｅ 切欠
２２ｆ テーパ面部（薄肉部、テーパ面）
２２ｇ，２２ｈ 係止片
２２ｉ，２２ｊ 係止溝
３０ フックシール
３０ａ 基部
３０ｂ 前辺
３０ｃ 後辺
３０ｄ 切欠
３１ ハンガーシール
３１ａ 補助シール
３２ アウタシール
３３ インナシール
４０ 強化繊維織物
４１ 翼部となるべき部分
４３ アウタバンド部になるべき部分
４５ インナバンド部になるべき部分
５１ 湾曲部
５１ａ 湾曲部の一方の面
５１ｂ 湾曲部の他方の面
５３ 外側屈曲部
５３ａ 外側屈曲部の一方の端
５３ｂ 外側屈曲部の他方の端
５５ 内側屈曲部
５５ａ 内側屈曲部の軸方向に前方に相当する端
Ｓ 隙間
Ｗ テーパ面部の形成範囲

Claims (5)

1. 端部を折曲して翼部と該翼部に連なるバンド部とに対応する形状に一体成形した強化繊維織物をセラミックスと一体化して形成したタービン静翼を複数有し、隣り合う２つのタービン静翼の翼部間にガスのフローパスを有するタービンノズルにおいて、
   前記隣り合う２つのタービン静翼のうち一方のタービン静翼の前記バンド部の、前記翼部と連なる折曲部分と、前記隣り合う２つのタービン静翼のうち他方のタービン静翼の、前記一方のタービン静翼の前記折曲部分から間隔をおいて配置された前記バンド部の先端部分とに跨がって、それら両バンド部の前記フローパスに臨む内側面とは反対側の外側面にそれぞれ当て付けられて、前記両バンド部間の隙間を塞ぐシール部材と、
   前記他方のタービン静翼の前記バンド部の前記内側面に形成され、該バンド部の前記外側面及び前記内側面間の肉厚が前記折曲部分よりも先端において薄い薄肉部と、
   を備えるタービンノズル。
2. 端部を折曲して翼部と該翼部に連なるバンド部とに対応する形状に一体成形した強化繊維織物をセラミックスと一体化して形成したタービン静翼を複数有し、隣り合う２つのタービン静翼の翼部間にガスのフローパスを有するタービンノズルにおいて、
   前記隣り合う２つのタービン静翼のうち一方のタービン静翼の前記バンド部の、前記翼部と連なる折曲部分と、前記隣り合う２つのタービン静翼のうち他方のタービン静翼の、前記一方のタービン静翼の前記折曲部分から間隔をおいて配置された前記バンド部の先端部分とに跨がって、それら両バンド部の前記フローパスに臨む内側面とは反対側の外側面にそれぞれ当て付けられて、前記両バンド部間の隙間を塞ぐシール部材と、
   前記他方のタービン静翼の前記バンド部の前記内側面に形成され、該バンド部の前記外側面及び前記内側面間の肉厚が前記折曲部分よりも先端において薄い薄肉部とを備え、
   前記両バンド部の前記外側面に前記シール部材の係止片がそれぞれ設けられており、前記各バンド部の前記係止片と前記外側面とにより形成される係止溝に前記シール部材をそれぞれ挿入することで、前記両バンド部の前記外側面に前記シール部材が当て付けられる、
   タービンノズル。
3. 前記薄肉部は、前記内側面のうち前記翼部の翼幅に対応する部分に形成されている請求項１又は２記載のタービンノズル。
4. 前記薄肉部は、前記バンド部の前記先端に向かうにつれて前記外側面側に近づくテーパ面で形成されている請求項１、２又は３記載のタービンノズル。
5. 前記隣り合う２つのタービン静翼は、前記タービンノズルを複数に分割した複数の静翼セグメントのうち前記隙間を挟んで隣り合う２つの前記静翼セグメントがそれぞれ有する複数のタービン静翼のうち、前記隙間を挟んで隣り合う２つの前記タービン静翼である請求項１、２、３又は４記載のタービンノズル。

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