JPS60222504A - 中空の熱的に調整したタ−ビンステ−タノズル - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は高温度タービンに関するものであって、更に詳
細には、高温度タービンステータノズルに関するもので
ある。

周知の如く、タービンは多数のロータブレードを装着し
たロータを具備したシャフトを持っている。気体の如き
流体がロータブレードを通過すると、該ロータ及びそれ
と接続されているシャフトが回転し、圧縮機等を駆動す
ること等の有用な仕事を発生させる。

タービンの１例はガスタービンであって、その場合１つ
又はそれ以上の燃焼室からの燃焼気体がロータブレード
を通過して流れてシャフトを回転させ、そのシャフトは
軸方向空気圧縮機を駆動する。空気圧縮機からの圧縮さ
れた空気は燃焼室へ供給さｄれて燃焼を行なう為に燃料
と混合される。

タービンの別の例はターボ圧縮機である。ロケットエン
ジンにおいては、酸素や水素等の圧縮気体が燃焼室内で
混合され、爆発的に反応して高温度気体を発生し、゛諌
気体はロケットノズルを介して排出されてスラストを発
生する。この排気気体の一部が１つ又はそれ以上のター
ボ圧縮機へ指向される。上述したガスタービンの場合に
おける如く、ターボ圧縮機は、多数のロータブレードを
具備したロータを装着した回転シャフトを持っている。

排気気体がブレードへ指向されてロータ及びシャフトを
回転させて圧縮機を駆動し、燃焼室へ供給する為に水素
又は酸素を圧縮する。

燃焼気体をブレードへ案内する為に、タービン、更に詳
細にはターボ圧縮機は、環状の静止ステータノズルを有
している。このステータノズルは、通常、多数の羽根を
有しており、これらの羽根は互いに離隔されると共に所
望の態様で流動する気体をロータブレードへ分配させる
と共に指向させるべく形状構成されている。理解される
如く、ステータノズルは燃焼気体の高温度に耐えること
が可能でなければならない。更に、始動時においてター
ボ圧縮機が冷たい場合に、該ノズルは耐えることが可能
ななければばらないか、又は熱い気体が比較的冷たいス
テータノズル羽根に当たる場合に発生される熱応力を最
小とする手段を設けねばならない。この様な点に関して
、屡々行なわれることであるが、ロケットエンジンを停
止する場合に、ロケットエンジンノズル及びターボ圧縮
機を低温気体で急冷する。この低温気体の温度は略−３
８０＠Ｆ（８０’　Ｒ）である。この場合においても、
ステータノズルは耐えることが可能でなければならない
か、又は−３８０°Ｆ（８０°Ｒ）の気体が高温の、例
えば２０４０’　Ｆ（２５００°Ｒ）のステータノズル
に遭遇する場合の熱応力を最小とする手段を設けねばな
らない。

新種の材料を使用したり製造方法を使用したりして上述
した如き温度や熱応力に耐えることの可能なステータノ
ズルを製造することは公知である。

然し乍ら、この様な方法でのステータノズルは高価と゛
なり、且つそれらを極端な環境で操作した場合には損傷
することがあるという欠点を有している。

温度差に起因する熱応力に加えて、羽根は更に外力に露
呈される。この様な外力の１つめ源は、適宜の支持体に
よって保持されている羽根に当たり羽根によって方向が
変えられる流動気体からの反作用力である。これらの羽
根はこれらの外力に耐えることが可能でなければならな
い。負荷される力の別の源は羽根の支持体に起因する。

典型的に、羽根は軸方向及び接線方向の運動の両方に対
して両端部において支持体に固着されている。組み立て
中、又は熱膨張乃至はクリープ又は極端な操作圧力の為
に操作中に発生するこれらの支持体の不整合に起因して
、曲げ又は圧縮負荷が羽根に作用されることがある。更
に、羽根の不整合は反作用力が不均一にステータ羽根に
負荷を与えさせる。この様な曲げ及び／又は圧縮負荷及
び反作用力の不均一負荷の可能性がある為に、成る種の
材料、例えば比較的低置であるが脆性であるセラミック
の如き材料をステータノズル羽根を製造する材料として
使用することが見逃されていた。従って、羽根が曲げ乃
至は圧縮力に露呈されることが無く且つ、不整合に拘ら
ず１反作用力が羽根の端部において等しく分布すること
を確保すべくステータノズル羽根を支持する手段が必要
である。

本発明は、以上の点に鑑みなされたものであって、上述
した如き従来技術の欠点を解消し改良したタービンのス
テータノズルを提供することを目的とする。

本発明の好適実施形態によれば、タービンシャフトの周
りに互いに環状に配設させた複数個の羽根を有するター
ビン用のステータノズルが提供される。各羽根は、ター
ビンロータブレードへの前方入口内に配設すべく適合さ
れた本体を有しており且つ該入口からの燃焼気体の流れ
を方向付ける。

熱応力を最小とする為に、各羽根はそれを貫通して延在
する中空のコアを有している。操作中、場合により、高
温燃焼気体又は低温冷却用気体の一部をこの中空コアを
介して通過させその際に熱応力を最小とさせる。

支持体の不整合又は移動に拘らず曲げ乃至は圧縮力が印
加されることを防止し且つ反作用力の均等な分布を与え
且つ羽根を介して気体を通過させる為の手段を設ける為
に、各羽根の本体は第１端及び第２端を有しており、そ
の各々は前方突出部と後方突出部とを具備している。浮
遊支持体が各羽根を保持すべく設けられており、且つそ
れは外側及び内側の環状に離隔させた前方肩部を有して
いる。これらの外側及び内側前方肩部は前方突出部に当
接しており羽根が後方へ移動することを防止している。

この浮遊支持体は更に各羽根の後方突出部を受ける為の
溝を持った環状に離隔された後方肩部を有しており且つ
羽根の接線方向の移動を制止している。従って、衝突す
る燃焼気体から派生する力によって羽根に負荷がかけら
れると、この力の後方軸方向成分は各羽根の第１端及び
第２端の前方突出部間に均一に分布される。同時に、反
作用力の横方向接線成分が各羽根の第１端及び第２＠の
後方突出部間に均等に分布される。第１及び第２支持体
が不整合状態となると１羽根は突出部上の軸方向及び接
線方向負荷を等しくさせる態様で浮遊支持体に基づいて
調整する。

更に、第１及び第２支持体の不整合を調節する為に羽根
が移動しても、浮遊支持体が設けられているので、曲げ
乃至は圧縮力が羽根に印加されることはない。

熱応力が最小とされており且つ曲げ及び圧縮力を回避す
べく羽根を支持し且つ不整合の場合に羽根にかかる反作
用負荷を均等に分布させる為の手段が設けられているの
で、ステータノズル羽根を、窒化シリコンセラミックの
如きインジェクションモールドしたセラミックや、例え
ばコロンビウム等の用なインジェクションモールドした
鋳造又は　−機械耐火性金属やＭａｒ−Ｍ−２４７等の
機械加工した超合金から製造することが可能である。

以下、添付の図面を参考に、本発明の具体的な実施の態
様に付いて詳細に説明する。

第１図は、−タービンの一部を詳細に示しており、更に
詳細には、本発明に基づくステータノズル１２を組み込
んだロケットエンジン用のターボ圧縮機１０を示してい
る。ターボ圧縮機１０はハウジング１４を有しており、
第１図にはその一部のみが示されている。ハウジング１
４の前方位置において、環状入口部１５が配設されてお
り、それは燃焼気体や低温冷却用気体の如きタービン駆
動流体を受け入れる。理解すべきことであるが、入口部
１５が前方に位置されていると説明するが、この前方と
いうことは必ずしもロケットに関して前方ということを
意味するものではない。場合によっては、この入口部１
４はロケットに関して後方に面していることもある。

通常、水素又は酸素の如きロケット燃料気体の１つを圧
縮する為にロケットには１つ又はそれ以上のターボ圧縮
機１０が設けられている。圧縮された燃料気体はロケッ
トエンジン燃焼室（不図示）へ供給され、そこで燃焼し
ロケットエンジンノズルを介して排気されスラストを発
生させる。排気気体の温度は、水素−酸素エンジンの場
合、２，０４０°Ｆ（２，８００°Ｆ）のオーダである
。ロケットエンジンからの排気気体の一部は入口部１５
へ指向されてターボ圧縮機１０を駆動する。

ターボ圧縮機１０は回転駆動シャフト（不図示）を持っ
ており、その軸は本明細書における説明上ターボ圧縮機
１０の中心線を画定している。この　゛駆動シャフトは
ターボ圧縮機１０の圧縮機部分に接続されておりそれを
駆動する６通常、ターボ圧縮機１０は軸方向圧縮機であ
る。従って、シャフトの回転が軸方向圧縮機を回転させ
て燃焼室へ供給する為に水素又は酸素気体を圧縮する。

シャフトを回転させる為に、ロータ１６がハウジング空
間１７内に収納されており、シャフトに接続されている
。ロータ１６は複数個の環状に配列されたロータブレー
ド１８を装着している。排気気体はターボ圧縮機１０内
のブレード１８に衝突し、ロータ１６とシャフトとを回
転させてターボ圧縮機１０を駆動する。

燃焼気体をロータブレード１８八案内すると共に分布さ
せる為に、ステータノズル１２がロータブレード１８と
入口部１５との間に配設されている。ステータノズル１
２は圧縮機中心線に関してターボ圧縮機１０内に環状に
配設されており、且つ入口部１５へ入る排気気体の経路
内に位置されている。ステータノズル１２は、第２図に
最も良く示した如く、互いに並置関係に位置させた多数
のノズル羽根２０を有している。各羽根２０は、翼形状
をした本体２２を有しており、その長手軸はターボ圧縮
機１０の中心線に関して半径方向へ配設されており、該
本体２２は入口部１５の最も近くに配設されている長手
軸方向へ延在する前縁２４と後方に設けられた後縁２６
とを有している。

第１及び第２羽根表面２８及び３０は、前縁２４と後縁
２６との間に延在しており、第３図に示した如く、燃焼
気体を軸方向から向きを変換させてブレード１８へ衝突
させる様に燃焼気体を分布させると共に指向させる。燃
焼気体の衝突及び方向変更により、第３図に矢印Ｆで示
したごとく、羽根本体２２に対する反作用力が発生する
。

急に而も殆ど瞬間的ニ２，０４０°Ｆ（２，８００°Ｒ
）ノ環境へ露呈されることによってターボ圧縮機１０に
発生される熱応力はかなり厳しいものである。

更に、ハウジング１４又はステータノズル１２の関連し
た部品の熱膨張が羽根及び支持構造体をシフトさせ、そ
れにより羽根に曲げ又は圧縮力が作用する（以後、総括
的に外部負荷と呼称する）。

従って２羽根が移動すると、流動する気体によって羽根
に印加される反作用力の分布を不均一とさせることがあ
る。熱応力及び外部負荷に耐えるべく適合された新種の
材料から構成した羽根を使用することは公知である。然
し乍ら、ロケットエンジンを繰り返しオンオフ動作させ
ると、比較的に少ない繰り返し回数の後に羽根が破損し
ていた。

外部負荷を除去し且つ反作用力を均一に分布させる様に
羽根をターボ圧縮機１０内に支持する手段を設ける為に
、各羽根２０は、第２図、第３図及び第６図に最も良く
示した如く、外側端部３４を有している。外側端部３４
は、本体２２へ接続されている外側プレート３６を有し
ており、第４図における如く軸方向に見た場合に、この
本体２２はターボ圧縮機１０の中心線と同軸な円弧に沿
って湾曲している。第３図における如く、半径方向から
外側プレート３６を見た場合に、この外側プレート３６
は尖頭形状をしており前部３８と後部４０とを有してお
り、その両方がターボ圧縮機の中心線に直交する面内に
配設されており、且つ実質的に円弧状の側部４２がそれ
らの間に延在している。側部４２の大部分は、第１及び
第２羽根表面２８及び３０から離隔し且つそれと平行で
ある。外側プレート３６の側部４２は隣接する羽根２０
の側部４２と噛み合うべく適合されており、第２図及び
第３図に示した如く、ターボ圧縮機１０の中心線屑りに
環状形状に一体的に羽根２ｏを組み合せてあり、−右側
々の又は一群の羽根が隣接する羽根２０と相対的に移動
することを可能としている。

各羽根外側プレート３６によって前方突出部４４（入口
部１５に最も近い）と後部突出部４６（第２図、第３図
及び第６図）とが支持されている。前方突出部４４は大
略立方体の形状をしており、夫々前部、側部及び後部壁
５０，５２．５４で外側プレート３６から離隔されてい
る頂部４８を持っている。前方突出部４４は、前部壁５
ｏが外側プレート３６の前部３８と同一平面である様に
外側プレート４６上に位置されている。更に、図示した
如く、後部壁５４は、ターボ圧縮機１０の中心線に直交
する平面内に実質的に存在している。後部壁５４は平坦
であり且つ前部壁５０と平行である様に図示したが、そ
れは円弧状であっても良い。更に第３図から理解される
如く、前、方突出部４４の中心は前縁表面２４と実質的
に整合している。

後部突出部４６も又実質的に立方体であり、且つ前方突
出部４４の様に、外側プレート３６から半径方向外側へ
突出している。第３図に示した如く、後部突出部４６は
頂部５５と、前部、側部及び後部壁５６．５８．６０を
夫々有しており、後部壁６０は羽根２０の後部４０と同
一平面である様に構成されている。前部及び後部壁５６
及び６０は互いに平行であり、且つ羽根２０がターボ圧
縮機１０内に環状に配設された場合に、ターボ圧縮機１
０の中心線に対して直交する面内に存在する。側壁５８
は、中心線から延在する一対の半径方向面内に実質的に
配設されている。後部突出部４６上の外側プレート３６
の側部４２と同一平面である斜面６２は、後部突出部４
６の末端を外側プレート３６の外包へ制限させて、羽根
２ｏの製造を簡単化させると共に応力が集中する可能性
のある不必要な角部を取り除いている。

外側端部３４に対向して、各羽根２ｏは外側端部３４と
実質的に同一な内側端部６４を有している。内側端部６
４は内側プレート６６を有しており、該プレート６６は
、第２図及び第４図に示した如く、軸方向に見た場合に
、ターボ圧縮機１゜の中心線と同軸な円弧に沿って存在
している。半径方向から見た場合に、内側プレートは尖
頭形状をしており、外側プレート３６の前部３８と同一
平面の前部６８と、外側プレート３６の後部４゜と同一
平面の後部７ｏと、外側プレート３６の側部４２の中心
線へ向かう半径方向突起を構成している円弧状側部７２
とを有している。外側端部３４と同様に、内側端部６４
は、上述した前方及び後方突出部４４及び４６と同一の
前方及び後方突出部７４及び７６を有している。前方突
出部７４は、夫々、前部、側部及び後部壁８ｏ、８２及
び８４によって内側プレート６６から離隔した底部７８
を持っており、前部壁８ｏは前部６８と同一平面上に配
設されている。後部壁８４は、外側プレート３６の前方
突出部４４の後部壁５４と実質的に同一の面内に存在し
ている。後部突出部７６は、夫々、前部、側部及び後部
壁８８．９０及び９２によって内側プレート６６から離
隔している底部８６を有している。側壁９ｏは外側端後
部突出部４６の側壁５８から中心線へ延在する半径方向
へ延在する面に沿って配設されている。

羽根支持手段を画定すべく前方及び後方突出部と協同す
る為に、ステータノズル１２は、第１図に示した如く、
ターボ圧縮機ハウジング１４に固着させた外側及び内側
リング９４及び９６を有している。外側リング９４は、
ターボ圧縮機１ｏの中心線と同軸的に配設されたスリー
ブ部分９８を有している。スリーブ部分９８にはその外
側表面に沿って円周方向に延在するボス１０２が設けら
れており、該ボス１０２はハウジング１４内の円周方向
へ延在する凹所】０４と係合すべく適合されており円周
方向へ延在する外側リング９４の軸方向運動を阻止して
いる。外側リング９４をハウジング１４へ固着する為に
、半径方向外側へ突出するリム１００に複数個の円周方
向へ離隔また孔１０６が設けられており、ハウジング１
４内の螺設ボア１０８と整合すべく適合されている。ボ
ルト等が孔１０６を延在してボア１０８内に螺合され、
外側リング９４をハウジング１４へ強固に固定する。外
側リング９４は一体的な構成とすることが可能であるが
、複数個の部品を寄せ集めて構成することも可能である
。

外側リングスリーブ部分９８は、円周方向へ延在する前
方肩部１１０を有している。前方肩部１１０はリム１０
０から軸方向後方へ離隔されており円周方向へ延在する
着座部１１２を画定している。着座部１１２は、肩部１
１０に当接する前方突出部４４から接近して離隔してお
り且つ前方突出部４４を緩く受けるべく適合されている
。第１図に示した如く、前方肩部１１０はスリーブ部分
９８から半径方向内側へ突出しており、着座部１１２は
断面がＬ字形状をしている。第１図及び第４図から理解
される如く、前方肩部１１０は外側プレート３６から離
隔されており羽根外側端部３４の前方突出部４４の間に
一連の通路１２０を画定している。

スリーブ部分９８の後方には、後部肩部１１４が設けら
れており、該後部肩部１１４は同様にスリーブ部分９８
から半径方向内側へ突出している。

後部肩部１１４は、羽根２０の外側プレート３６から近
接して離隔すべく位置する様に延在して構成されている
。外側端部３４の後方突出部４６を受ける為に、後部肩
部１１４には、後方突出部４６を緩く受け且つ制限する
幅を持っており且つ後方突出部４６の頂部５３から近接
して離隔する深さを持った一連のノツチ１１６（第５図
）が設けられている。第１図から理解される如く、前方
肩部１１０と後方肩部１１４の間の空間・は室１１８を
画定しており、その目的は後に明らかとなる。

室１１８は通路１２０と連通している。

各羽根２０の内側端部６４を支持する為に、ステータノ
ズル支持手段は円周方向に延在する内側リング９６を有
している。内側リング９６は外側リング９４と同様に構
成されており、スリーブ部分１２４とリム１２６とを有
している。スリーブ部分１２４は円周方向へ延在するボ
スト２８を有しており、該ボス１２８はハウジング１４
内の円周方向へ延在する凹所１２９によって受けられて
おり、内側リング９６を装着している。リム１２６には
円周方向へ配設して孔１３２が設けられており、これら
の孔は取り付はボルト等を受ける為に螺設ボア１３４と
整合すべく適合されている。

スリーブ部分１２４から半径方向外側へ延在させて、内
側リング９６は前方肩部１３６を持っており、該前方肩
部は外側リング９４の前方肩部１１０と半径方向に整合
しており円周方向に延在する着座部１３８を画定してい
る。着座部１３８は、前方肩部１３６と当接する前方突
出部７４を緩く受け且つそれを制限すべく適合されてい
る。外側リングの前方肩部１１０と異なり、前方肩部１
３６はスリーブ部分１２４から外側へ突出し内側プレー
ト６６に隣接して終端している。従って、気体は前方突
出部７４間を流れることが防止されている。前方突出部
の間接気体が流れることを更に防止する為に、適宜の材
料からなる封止リング２０１を前方肩部１０の後ろに配
設し内側プレート６６とスリーブ部分１２４との間にサ
ンドイッチさせることが可能である。

後方において、スリーブ部分１２４は、内側プレート６
６から近接して離隔されるべく適合されている後部肩部
１４２を有しており、該後肩部は内側端部６４の後方突
出部７０を緩く受け且つ制限する一連のノツチ１４４を
持っている。外側リング９４の場合の様に、前方肩部１
３６及び後方肩部１４２の間の盛量は室１４６を画定し
ている。

外側リング９４と異なり、内側リングスリーブ部分１２
４は、ハウジング１４内に配設された一連の出口部１５
０と整合すべくスリーブ部分１２４を貫通して延在する
と共に円周方向に離隔されており、且つ後に明らかとな
る目的の為にロータ空間１７と連通している一連の孔１
４７を有している。

第１図及び第４図から理解される如く、羽根２０はター
ボ圧縮機１０の中心縁周りに環状に組みつけられており
、環状の入口部１４と整合している。前方突出部４４及
び７４は夫々の着座部１１２及び１３８内に位置されて
おり、前方突出部４４及び７４は前方肩部１１０及び１
３６に当接しており、羽根２０が軸方向後方へ移動する
ことを防止している。着座部１１２及び１３８は前方突
出部１１２及び１３８から幾分離隔されているので、ハ
ウジング１４、外側又は内側リング９４及び１２２又は
羽根２０の熱膨張があっても、前方突出部４４及び７４
及び羽根２０に圧縮又は引張負荷を与えることはない。

後方突出部４６及び７６は、後方突出部４６及び７６の
接線方向の移動を制限する内側及び外側リングの後部肩
部１１４及び１４２のノツチ１１６及び１４４内に納め
られている。更に、着座部１１２及び１３８に関連して
上述した如く、後部肩部１１４及び１４２と後方突出部
４６及び７６との簡の空間は後方突出部４６及び７６と
羽根２ｏを応力を発生させることなしに熱膨張させるこ
とを許容する。

ターボ圧縮機１０が始動され且つ燃焼気体がステータノ
ズル１２に衝突すると、上述した反作用力Ｆが羽根本体
２２に印加される。この力はその軸方向成分と接線成分
とに分割することが可能であり、それらを第３図におい
て夫々Ａ及びＴとして示しである。軸方向成分Ａは前方
突出部４４及び７４上に印加され、該突出部はこの力を
前部肩部１１０及び１３６へ又ハウジング１４へ伝達さ
せる。接線方向力Ｔは後部突出部４６及び７６へ負荷さ
れ、その力は外側及び内側スリーブ９４及び９６の後部
肩部１１４及び１４２へ且つハウジング１４へ伝達され
る。

外側及び内側リング９４及び９６が製造公差の不正確性
又はハウジング１４乃至はリングの熱膨張によって軸方
向又は円周方向へ不整合となると、この様な不整合は、
本発明に基づく支持手段が無かった場合には、羽根に外
部負荷を誘起させ且つ羽根に作用する反作用力の分布を
不均一とさせる。

然し乍ら、本発明の支持手段がある為に、外側及び内側
リング９４及び９６の不整合は羽根に対するこの様な外
部負荷を発生することがない。軸方向不整合があると、
前部突出部が夫々の着座部内において自由に揺動し一方
後部突出部がノツチ内において回動することによって羽
根を調整させる。

円周方向の不整合があると、前部突出部が自由にそれら
の着座部内で回動し一方後部突出部がノツチ内において
揺動する。更に、外側及び内側リングの不整合がある場
合に行なわれる羽根の調節によって、前方突出部及び後
方突出部の間の力Ａ及びＴの分布が等しく維持される。

軸方向力Ａは前方突出部４４及び７４上に等しく負荷さ
れ、一方接線方向力Ｔは後方突出部４６及び７６へ等し
く負荷される。従って、リングの不整合は羽根に作用す
る外部負荷を発生することは無く、且つ反作用力の成分
は集中されず寧ろ前方及び後方突出部の対の間に均等に
分布されたままとなる。要するに、本支持手段は羽根２
０の浮遊支持体を与えており、外側及び内側リング９４
及び９６の不整合に応答して個々の又は一群の羽根２０
を軸方向乃至は接線方向へ調整して突出部上に均等な負
荷を維持することを可能としている。

上述した如く、ターボ圧縮機１０は２，０４０’　Ｆ（
２゜５００°Ｒ）のオーダの高温度で排気気体を受け取
る。

ロケットエンジンが始動されると、周囲温度状態にある
反テータノズル１２に高温の排気気体が導入される。羽
根２０の厚さの為に、羽根２０の内側及び外側表面２８
の間、更に詳細には、その本体２２に熱応力が発生する
。これらの熱応力は羽根２０の内部と外部との間の温度
差に比例しており、次式で表すことが可能である。

熱応力　＝　ＬαΔＴ／２ ここで、Ｌは羽根本体の厚さであり、八Ｔは羽根の内部
と外部との間の温度差であり、αは材料の熱膨張係数で
ある。これらの熱応力は大きな温度差に起因するもので
あって、従来技術において経験されていたステータノズ
ル羽根２０の破損を発生させるものであった。

熱応力が最も強調される別の条件は、ロケットエンジン
の停止時に典型的に一３８０°Ｆ（８０°Ｒ）の温度の
低温気体で急冷する場合である。冷却する直前において
はステータノズル１２は約２，０４０”　Ｆ（２，５０
０°Ｒ）の温度にあり、これが急激に−３８０”　Ｆ（
８０°Ｒ）の急冷温度に露呈される。この場合にも、極
端な温度差が熱応力を発生させ、これが従来始動と停止
を高々数回繰り返すだけで羽根を欠損させていた。

羽根２０上の熱応力を最小とする為に、第２図、第３図
、第５図、第６図に示した如く、各羽根には中空のコア
１５２が設けられている。このコア１５２は羽根本体２
２且っ外側及び内側プレート３４及び６４を長手軸方向
へ貫通して延在している。断面において、このコア１５
２は幾分楕円形状をしており、第１及び第２羽根表面２
８及び３０から離隔されるがそれに追従する構成を有し
ている。

羽根２０をハウジング内に組み込むと、各羽根２０のコ
アは室１１８及び１４６と整合する。気体が入口部１５
に進入すると、それが高温排気気体の場合も低温気体の
場合も、気体流の一部は通路１２０を通過して室１１８
内に進入する。気体が後方突出部４６を通過して室１１
８から後方へ流出することを防止する為に、適宜のリン
グシール２０３を設けて羽根２０と後部肩部１１４の間
の空き間をオーバレイし且つ封止することが可能である
。更に、気体が直接室１４６内に流入することを防止す
る為に、リングシール２０５（第１図）を配設して前方
突出部７４及びリム１２６をオーバレイすることが可能
である。室１１８から、気体がコア１５２を介して流れ
、羽根２０から室１４６へ流出する。室１４６から、気
体は孔１４９及び出口部１５０を介してロータ空間内に
排出される。一方、気体出口通路を後部肩部１４２内に
形成することが可能である。

理解される如く、ステータノズルの設計において、熱応
力の式における温度差は一定であると考えられる。即ち
、ロケットエンジンの動作特性が与えられると、羽根の
外側における温度、即ち気体温度、と羽根の本体内の温
度の間の温度差は羽根の設計によって変えることは出来
ない。然し乍ら、同じく気体温度りにあるコア１５２を
設けることによって、コア１５２と第１及び第２羽根表
面２８及び３０との間の羽根の厚さは従来の羽根と比べ
て著しく減少されている。従って、羽根２０内に発生さ
れる熱応力は同様に比例的に且つ実質的に減少される。

注意すべきことであるが、熱応力の減少は自動的であり
、且つ始動及び停止毎に発生する。

羽根２０は、羽根支持体に不整合があっても羽根２０上
の反作用力が不均一分布となることが無い様に支持され
ているので、曲げ及び圧縮力は回避されており且つコア
１５２によって熱応力は減少されており、又羽根の寿命
は著しく増加されている。更に、羽根２０を、インジェ
クションモールド成形した窒化シリコンセラミックや、
コロンビウムの如きインジェクションモールド成形した
鋳造又は機械耐火性金属や、Ｍａｒ−Ｍ−２４７等の鋳
造乃至は機械加工した超合金等の材料から構成すること
が可能である。インジェクションモールド成形したシリ
コンは、典型的には、窒化シリコンをプラスチックバイ
ンダ内に導入させることによって製造し、その結果得ら
れる組成体を羽根を形成するモールド内に注入する。羽
根２０をモールド成形した後に、プラスチックをそこか
ら取り除いて、羽根２０を中心位置とさせ、セラミック
の窒化シリコン製の羽根２０が得られる。

以上、本発明の具体的実施の態様に付いて詳細に説明し
たが、本発明はこれら具体例にのみ限定されるべきもの
では無く、本発明の技術的範囲を逸脱すること無しに種
々の変形が可能であることは勿論である。例えば、羽根
２０を任意のその他の適宜の材料から製造することが可
能である。

【図面の簡単な説明】

第１図はターボ圧縮機の一部の部分断面図、第２図は一
体的に組み込んだステータノズルの幾つかの羽根の斜視
図、第３図はステータノズルの羽根の上面図、第４図は
本発明のステータノズルの一部の正面図、第５図は第３
図の５−５＠に沿っての不テータノズル羽根の説明図、
第６図はステータノズル羽根の頂部の斜視図、である。 （符号の説明） １０：ターボ圧縮機 １２：ステータノズル １４：ハウジング １５：環状入口部 １６二ロータ １８二ロ一タ羽根 ２０：ノズル羽根 ２２：羽根本体 ３６：外側プレート ４４：前方突出部 ４６：後方突出部 図面の浄書（内容に変更なし） 手続補正書 昭和６０年５月２５日 特許庁長官　志　賀　学　殿 １、事件の表示　昭和６０年　特　許　願　第３５４０
０号２、発明の名称　中空の熱的に調整したタービンス
テータノズル３、補正をする者 事件との関係　特許出願人 ４、代理人 ５、補正命令の日付　自　発

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、　タービンを介して流体の流れを指向させる為のス
   テータノズルにおいて、ステータノズルを構成する複数
   個の羽根が配設されており、前記各羽根は前記タービン
   内に支持されており且つ前記流体の一部を通過させる為
   に該羽根を貫通して延在するコアを有しており該羽根の
   熱応力を最小とさせることを特徴とするステータノズル
   。 ２、特許請求の範囲第１項において、前記タービン内に
   前記羽根を支持する手段を設けてあり、前記支持手段は
   前記流体を受け且つ前記羽根コアへ指向させる通路及び
   前記流体を前記羽根コアから流出させる出口部とを有す
   ることを特徴とするステータノズル。 ３、特許請求の範囲第１項において、各羽根は前記流体
   の経路内に配設された本体を有しており、前記本体は前
   記流体の流れを指向させると共に分布させる為の表面を
   持っており、各羽根のコアは羽根表面から離隔されると
   共に実質的に羽根表面の外形に従属する形状であること
   を特徴とするステータノズル。 ４、特許請求の範囲第１項において、前記羽根はセラミ
   ック材料で構成されていることを特徴とするステータノ
   ズル。 ５、前方入口部からタービンを介して流体の流れを案内
   する為のステータノズルにおいて、各々が流体の流れの
   中に配設され且つそれを案内すべく適合された本体を具
   備する複数個の羽根を設けてあり、前記本体は第１端と
   第２端との間に延在しており、前記第１及び第２端の各
   々に前方突出部及び後方突出部が配設されており、各羽
   根上の負荷を前記前方及び後方突出部に均等に分布させ
   る為に流体の流れの方向及びそれに垂直な方向に各羽根
   を調整することを許容する前記羽根の浮遊支持手段を設
   けてあり、前記支持手段は各羽根の前方突出部に当接す
   べく構成された前記タービン内の前部肩部であって前記
   肩部と相対的な各羽根の後方への移動を防止する前部肩
   部と近接し離隔した関係で各羽根の後方突出部を受ける
   べく構成されたノツチを具備する前記タービン内の後部
   肩部であって流体の流れに垂直な前記羽根の移動を制限
   する後部肩部とを有していることを特徴とするステータ
   ノズル。 ６、特許請求の範囲第２５項において、各羽根の前方突
   出部は前記前部肩部に当接すべく構成された後部壁を有
   しており、前記後部壁は実質的に同一面内に存在してい
   ることを特徴とするステータノズル。 ７、特許請求の範囲第５項において、各羽根の後方突出
   部はノツチの境界に当接すべく構成された側壁を具備し
   ており、各後方突出部の前記側壁は前記他方の後方突出
   部の側壁と実質的に同一面内に存在していることを特徴
   とするステータノズル。 ８、　シャフトを具備するタービンを介して前方入口部
   から流体の流れを案内するステータノズルにおいて、前
   記シャフトに関して環状に配列されておリステータノズ
   ルを構成する複数個の羽根を設けてあり、各羽根は前記
   流体を案内すべく配設される様に構成された本体を有し
   ており且つ各羽根は更に外側及び内側端を有しており、
   各羽根の外側及び内側端上に配設され且つそこから突出
   する前方突出部を設けてあり、前記前方突出部の後方で
   あって各羽根の外側及び内側端上に配設され且つそこか
   ら突出する後方突出部を設けてあり、前記タービン内に
   配設されており且つ羽根の軸方向移動を防止する為に外
   側端の前方突出部に当接すべく構成された内側へ突出す
   る前部肩部と接線方向移動を制限する為に羽根の後方突
   出部を緩く受ける様に構成されたノツチを具備する後方
   突出部とを有する外側リングを設けてあり、軸方向移動
   を防止する為に前記内側端の前方突出部に当接すべく構
   成された前部肩部と接線方向の移動を制限する為に後方
   突出部を受けるべく各々が構成された複数個のノツチと
   を有する内側リングを設けてあり、前記外側及び内側リ
   ングが互いに相対的に変位された場合に前記前方及び後
   方突出部上の軸方向及び接線方向負荷を均等に分布させ
   るべく前記羽根が移動して調節することを特徴とするス
   テータノズル。 ９、特許請求の範囲第８項において、前記内側及び外側
   端は同軸的であり、前記シャフトは前記羽根を環状に組
   付ける為の接線方向に離隔した係合側部を有しているこ
   とを特徴とするステータノズル。 １０、特許請求の範囲第８項において、前記外側リング
   は大略円筒状であり、前記前部肩部は前記リングと協同
   して前記前方突出部を緩く受けると共にそれを制限する
   前方着座部を画定することを特徴とするステータノズル
   。 １１、特許請求の範囲第８項において、前記内側リング
   は大略円筒状であり、前記前部肩部は前記内側リングと
   協同して前記内側端前方突出部を緩く受ける為の着座部
   を画定していることを特徴とするステータノズル。 １２、特許請求の範囲第８項において、前記羽根はセラ
   ミック材料から構成されていることを特徴とするステー
   タノズル。 １３、前方入口部からタービンのブレードへ流体の流れ
   を案内するステータノズルにおいて、複数個の羽根を環
   状に配列させてステータノズルを構成しており、各羽根
   は実質的に半径方向へ延在する軸を具備しており且つ流
   体の流れを案内すべく構成された本体を持っており、前
   記本体は外側及び内側端の間に配設されており、各羽根
   はそれを半径方向へ貫通して延在する中空のコアを持っ
   ており、前方突出部が外側及び内側端の各々から外側へ
   突出して配設されており、後方突出部が前記前方突出部
   の後方において前記外側及び内側端の各々から外側へ突
   出して配設されており、前記前方及び後方突出部へ負荷
   を均等に分布させる為に夫々半径方向及び接線方向へ各
   羽根を調節することを可能とする為の前記タービン内に
   おける前記羽根の浮遊支持体を設けてあり、前記浮遊支
   持体は一対の同心状に配列させた環状に離隔した前部肩
   部を有しており、前記前部肩部は前記外側及び内側端か
   ら離隔しており且つ羽根が後方へ移動することを防止す
   る為に各羽根の前方突出部と当接すべく構成されており
   、又前記浮遊支持体は前記タービン内に一対の同心状に
   配列され環状に離隔された後部肩部を有しており、前記
   後部肩部は接線方向の移動を制限する為に各羽根の後方
   突出部を緩く受けるべく構成されたノツチを持っており
   、前記後部及び前部肩部の間の空間は各羽根の外側及び
   内側端において前記羽根コアと連通ずる室を画定してお
   り、前記コアを通過する流体の一部が前記羽根における
   熱応力を最小とさせることを特徴とするステータノズル
   。 １４、特許請求の範囲第１２項において、各羽根の外側
   及び内側端は９羽根を環状に組み込むことを可能とし且
   つ流体の流れを案内する為に羽根本体を離隔させる為に
   隣接する羽根の外側及び内側端と係合すべく構成されて
   いることを特徴とするステータノズル。 １５、特許請求の範囲第１４項において、前記外側及び
   内側端は尖頭形状をしており、隣接する羽根の外側及び
   内側端の円弧状側部と係合すべく構成された円弧状側部
   を持っていることを特徴とするステータノズル。 １６、特許請求の範囲第１３項において、前記各前方突
   出部は前記前部肩部と当接すべく構成された後部面を持
   っており、各羽根の前方突出部の後部面は実質的に同一
   の面内に配列されていることを特徴とするステータノズ
   ル。 １７、特許請求の範囲第１６項において、各羽根の前方
   突出部の後部面は前記シャフトの中心軸に垂直な同一の
   面内に実質的に配列されていることを特徴とするステー
   タノズル。 １８、特許請求の範囲第１３項において、前記各後方突
   出部は前記ノツチの境界に当接すべく構成された側壁を
   持っており、各羽根の後方突出部の側壁は実質的に同一
   の半径方向面内に位置されていることを特徴とするステ
   ータノズル。 １９、特許請求の範囲第１３項において、前記羽根はセ
   ラミック材料から構成されていることを特徴とするステ
   ータノズル。 ２０、ハウジングと、前記ハウジング内に回転自在に配
   設されており且つ複数個のロータブレードを持った少な
   くとも１個のロータを装着しているシャフトと、前記ロ
   ータブレードへの流体の流れを許容する前方入口部とを
   具備するタイプの改良されたタービンにおいて、前記シ
   ャフトの周りに環状に配列した複数個の羽根を持ったス
   タータノズルを設けてあり、各羽根は前記ロータブレー
   ドへ流体の流れを案内する為の本体を具備すると共に外
   側及び内側端の間に延在しており且つ各羽根を支持する
   為に外側及び内側端の各々に配設させた前方突出部及び
   後方突出部を具備しており、前記前方及び後方突出部へ
   負荷を均等に分布させる為に前記シャフトに関して半径
   方向及び長手軸方向へ各羽根を調整することを可能とす
   る前記羽根の浮遊支持体を設けてあり、前記支持体は前
   記前方突出部に当接し且つ前記羽根の後方への移動を防
   止する為の前記ハウジング内の環状に離隔させた前部肩
   部と各羽根の接線方向の移動を制限する為に前記後方突
   出部を緩く受けるべく構成されたノツチを持った環状に
   離隔させた後部肩部とを具備することを特徴とするター
   ビン。 ２、特許請求の範囲第２０項において、各羽根の外側及
   び内側端は、前記羽根を環状に組み込み且つ流体の流れ
   を案内する為に羽根本体を離隔させる為に隣接する羽根
   の外側及び内側端と係合すべく構成されていることを特
   徴とするタービン。 ２、特許請求の範囲第２１項において、前記外側及び内
   側端の各々は隣接する羽根の外側及び内側端の側部と係
   合すべく構成された円弧状側部を有していることを特徴
   とするタービン。 ２、特許請求の範囲第２０項において、前記前方突出部
   は尖頭形状であって後部面を有しており、各羽根の前方
   突出部の後部面は実質的に同一面内に配置されているこ
   とを特徴とするタービン。 ２、特許請求の範囲第２０項において、前記前方突出部
   の後部面は前記シャフト軸に関して実質的に同一の半径
   方向面内に配置されていることを特徴とするタービン。 ２、特許請求の範囲第２０項において、前記後方突出部
   は尖頭形状であって前記受納用のノツチの境界に当接す
   べく構成された前方から後方へ延在した側壁を持ってお
   り、前記後方突出部の側壁は実質的に同一の面内に配置
   されていることを特徴とするタービン。 ２、特許請求の範囲第２５項において、前記側壁は前記
   シャフト軸から半径方向へ突出する実質的に同一の面内
   に配設されていることを特徴とするタービン。 ２、特許請求の範囲第２０項において、各羽根は、熱応
   力を最小とする為に前記流体の一部を通過させる為に前
   記本体と外側及び内側端を貫通して延在する中空コアを
   有していることを特徴とするタービン。 ２、特許請求の範囲第２７項において、前記前部肩部は
   前記外側端から離隔されており前記コアを介して通過す
   る流体を受け入れる為の通路を構成していることを特徴
   とするタービン。 ２、特許請求の範囲第２７項において、前記浮遊支持体
   は前記羽根コアから前記ロータブレード八流体を通過さ
   せるための出口部を有していることを特徴とするタービ
   ン。