(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ブレード根元部（１４）の下に位置するオリフィス（２２）を介して流入する冷却流体の内部流れによって冷却されるタービンブレードであって、ブレードが、前記オリフィス（２２）と位置合わせして配置された穴（２９）を備えた調節板（２７）を含むことと、前記調節板（２７）が、ブレード根元部を構成する材料の膨張率とは異なる膨張率を有する材料製であることと、調節板が、長手方向に案内されてブレード根元部の下に取り付けられ、流体流れの断面が温度の上昇に伴って増大するように、調節板の穴とブレード根元部のオリフィスとが相対移動する可能性を維持するように固定されること（３１）とを特徴とする、タービンブレード。
【請求項２】
ブレードが可動ブレードであることを特徴とする、請求項１に記載のタービンブレード。
【請求項３】
前記調節板（２７）が、ブレード根元部を構成する材料の膨張率よりも低い膨張率を有する材料製であることを特徴とする、請求項１または２に記載のタービンブレード。
【請求項４】
前記調節板（２７）が、前記ブレード根元部の膨張率に比べて低い膨張率を有するセラミック材料製であることを特徴とする、請求項１から３のいずれかに記載のタービンブレード。
【請求項５】
前記調節板（２７）が、前記ブレード根元部の膨張率に比べて低い膨張率を有する複合材料製であることを特徴とする、請求項１から３のいずれか一項に記載のタービンブレード。
【請求項６】
前記ブレード根元部が、その底部に、前記調節板（２７）の穴に対応する前記オリフィス（２２）が形成された較正金属板（２５）を含むことを特徴とする、請求項１から５のいずれかに記載のタービンブレード。
【請求項７】
前記調節板（２７）が、その両端のうちの一端のみが前記ブレード根元部に固定される（３１）ことを特徴とする、請求項１から６のいずれかに記載のタービンブレード。
【請求項８】
前記調節板が、前記ブレード根元部（１４）または較正板（２５）に固定された直線ガイド（３３）に係合されることを特徴とする、請求項７に記載のタービンブレード。
【請求項９】
ブレード根元部の下に位置するオリフィス（２２）が、三角形であることを特徴とする、請求項１から８のいずれかに記載のタービンブレード。
【請求項１０】
調節板の穴（２９）が、正方形または長方形であることを特徴とする、請求項１から９のいずれかに記載のタービンブレード。
【請求項１１】
ディスク（１７）とブレード（１１）とを含むタービンにして、ディスクがその周囲にスロット（１９）を有し、各スロットがブレード根元部（１４）を受承し、空気が前記スロットへと導かれるタービンであって、各ブレード（１１）は請求項１から１０のいずれかに記載のブレードであることを特徴とする、タービン。
【請求項１２】
航空機ターボジェットの高圧タービンであることを特徴とする、請求項１１に記載のタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、空気などの冷却流体の内部流れによって冷却されるタービンブレードに関する。より詳細には、本発明は、航空機ターボジェットの高圧ロータのブレードにおける冷却流体の流量を自動的および受動的に、すなわち、外部制御なしに、冷却流体の流量がターボジェットの動作速度に応じて変化するように調節可能である改良型に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機ターボジェットでは、高圧タービンの可動ブレードは、燃焼チャンバからの出口のすぐ後に位置する。可動ブレードは、非常に高い温度にさらされる。したがって、可動ブレードは連続的に冷却される必要がある。通常の手順は、冷却流体、特に、高圧圧縮機の出口から抽気された空気の内部流れを作ることである。
【０００３】
この高圧タービンは、ブレード根元部を受承するスロットが周囲に付けられたディスクを有することを想起されたい。したがって、ブレードは、スロットと前記ブレード根元部との間に画定される形状接続によってディスクに取り付けられる。
【０００４】
各ブレードは、冷却流体が供給される空洞を有する。したがって、高圧圧縮機から取り出された空気はブレード根元部の下に形成される数個の穴に侵入し、空洞を通過して、ブレードの表面に分布する複数のオリフィスを介して抜ける。高圧圧縮機から取り出された冷却空気は、ブレード内に侵入できるように、ディスクのスロット内に注入される。
【０００５】
このような冷却空気が高圧圧縮機を通る流れから抽気され、またこの冷却空気が燃焼チャンバ内の燃焼に寄与しないと考えると、ジェットの性能を向上させ、ひいては燃料消費率を低減するために、その流量を最小限に抑えることが重要である。
【０００６】
本発明は、以下の分析の結果得られたものである。
【０００７】
離陸時および上昇する間に、最高温度に達する。したがって、ブレードに損傷を与えるこれらの段階で、温度が最も高い。
【０００８】
ブレードの所定の寿命を保証するために、離陸時に許容可能な最高温度を考慮することが一般的である。この温度は、冷却空気の特定の流量を決定する。
【０００９】
しかしながら、巡航段階は、最も長い時間を有する段階であるが、巡航中は、ブレードの温度は他の段階より摂氏約１００°低い。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
したがって、この段階で、冷却空気の流量を低減して、それによりブレードの温度を上昇させることが有利である。この温度上昇は、巡航中に調整可能である。しかしながら、このように計算された冷却空気の新しい流量は、実際には、離陸時と同じままであり、したがって、離陸時のブレードの温度に相当する温度上昇を引き起こして、その結果、ブレードの寿命をかなり短くしてしまう。離陸時および上昇の間のこの温度の２０°の上昇が寿命を約半分短くしてしまうと推定される。
【００１１】
本発明が基本とする考えは、（現在実施されている規則に基づいて決定された値に対して）冷却空気流量を低減することであるが、巡航中のみに、受動的に、すなわち、外部制御なしに、流量を調節することで流量を低減して、巡航時の温度と他のエンジン速度での（特に、離陸時の）温度とのブレードの温度差によって完全に駆動されるというものである。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
より詳細には、本発明は、ブレード根元部の下に位置するオリフィスを介して流入する冷却流体の内部流れによって冷却されるタービンブレードであって、ブレードは、前記オリフィスと位置合わせして配置された穴を備えた調節板を含むこと、前記調節板は、ブレード根元部を構成する材料の膨張率とは異なる膨張率を有する材料製であること、調節板は、長手方向に案内されてブレード根元部の下に取り付けられ、流体流れの断面が温度の上昇に伴って増大するように、調節板の穴とブレード根元部のオリフィスとが相対移動する可能性を維持するように固定されることを特徴とするブレードを提供する。
【００１３】
当該ブレードは、タービンロータの可動ブレード、特に、航空機ターボジェットの高圧タービンのロータブレードとしてよい。
【００１４】
有利な実施形態では、調節板は、ブレード根元部の膨張率に比べて低い膨張率を有するセラミック製である。
【００１５】
知られている形では、ブレード根元部は、その底部に、上述のオリフィスが形成された較正金属板を有する。したがって、これらのオリフィスは、前記調節板の穴と一部が一致する。金属板は、例えば、ブレード根元部の下で溶接されてもよい。
【００１６】
有利には、前記調節板は、その両端のうちの一端のみが前記ブレード根元部に固定され、前記ブレード根元部は調節板に対して自由に膨張することができる。
【００１７】
一実施形態では、調節板は、調節板がブレード根元部に対して回転しないように、ブレード根元部に固定された直線ガイドに係合される。
【００１８】
ブレード根元部（すなわち、較正板）の長さ変化の大きさを最大限に利用するために、ブレードの下に位置するオリフィスの形状は三角形でもよい。
【００１９】
別の有利な特徴によれば、調節板の穴の形状は、正方形または長方形でもよい。
【００２０】
本発明はさらに、周囲に前記の定義によるブレードが取り付けられたディスクを含むタービンを提供する。
【００２１】
単なる例として添付図面を参照して考察された以下の説明から、本発明はより十分に理解され、本発明の他の利点がより明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明のブレードとロータディスクの一部との分解斜視図である。
【図２】離陸時のブレード根元部の下から見た図である。
【図３】流量の変化を示した、ブレード根元部の下から見た部分図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
翼１２とブレード根元部１４とからなるタービン可動ブレード１１が示されている。翼は、プラットフォーム１５によってブレード根元部から分離される。タービンホイールは、ディスク１７と複数のこのようなブレードとによって構成される。ディスク１７は、その周囲に、スロット１９を有する。各スロットは、各ブレードがスロットとブレード根元部との所定の形状接続によってディスクに取り付けられるように、ブレード根元部１４の形状に対応する形状のスロットである。プラットフォーム１５は、ターボジェットの燃焼チャンバから排出された高温ガスの流れ断面の内壁を再構成する。この構成は知られているので、さらに詳細には説明しない。タービンが高温ガスの流れによって駆動されるので、ブレードを冷却する必要があることも知られている。このために、各ブレードは、中空であり、ブレード根元部の下に位置する較正オリフィス２２を介して冷却流体が供給される空洞２０を含む。したがって、冷却流体の内部流れは、各ブレード内で維持される。より正確には、通常は燃焼チャンバに酸化剤を供給する働きをする高圧圧縮機から空気が抽気される。この空気は、ディスク１７のスロット１９へと導かれて、ブレード根元部の下に位置するオリフィス２２を介して侵入し、内部空洞２０に沿って流れて、翼１２の表面に向かって開口する複数のオリフィスを介して排気されるようにする。
【００２４】
空気の流量を較正するために、較正金属板２５がブレード根元部１４の内側面に固定される、通常はろう付けされる。この較正板２５は、オリフィス２２を画定する一定数の穴を有する狭い長方形の舌状体である。温度に応じて一緒に膨張するように、ブレード根元部１４の膨張率と較正板２５の膨張率とは同じである。本発明において、熱膨張は、冷却空気の流量を変化させる。
【００２５】
より詳細には、ブレード根元部１４および較正板２５を構成する材料の膨張率と異なる膨張率を有する材料製の調節板２７が配設され、調節板は、較正板のオリフィス２２と位置合わせして配置される穴２９を含む。調節板２７は、較正板の形状に相当するほぼ狭い長方形である。
【００２６】
前記調節板２７は、較正板２２と位置合わせして接触するようにブレード根元部の下に取り付けられ、（直線ガイド３３によって）長手方向に案内され、調節板の穴２９とブレード根元部（この場合、較正板）のオリフィス２２とが相対移動する可能性を保つような固定形態を使用して、流体流れ断面が温度の上昇に伴って増大するようにする。
【００２７】
より詳細には、調節板２７は、金属製であるブレード根元部および較正板の膨張率に比べて非常に低い膨張率を有するセラミックまたは複合材料製である。
【００２８】
ブレード根元部の下に形成される入口オリフィス２２は、調節板２７の穴２９と一致する。調節板は、その両端のうちの一端のみがアンカー要素３１によって前記ブレード根元部に固定される。調節板２７は、ブレード根元部１４または較正板２５に固定された直線ガイド３３で保持される。調節板は、遠心力によって較正板に押圧される。
【００２９】
このようにして、離陸時には、可動ブレード１１（当然、より高い温度になる）は、全体が膨張される。ブレード根元部１４では、調節板はほとんど伸びないので、較正板のオリフィス２２と調節板２７の穴２９との一致が変化するのが見られる。図２に示されるように、この相対的変化によって、離陸時に冷却空気の最大使用可能入口断面が得られる。この変化は、離陸時の温度がブレードの所定の寿命を保証する値の限界に達するように、この断面を較正するのに十分である。一方、巡航中は、ブレードの温度の低下によって引き起こされるブレード根元部の収縮が冷却空気供給断面の縮小をもたらし（図３）、その結果、圧縮機から抽気される空気が少なくなる。このことが、巡航中のターボジェットの全体効率を上げる。流量が巡航中のみ低減される場合、ブレードの寿命は短くなるが、短くなるのはわずか約１５％のみである。これは、離陸および上昇段階での流量をわずか増加させることによって容易に補償できる。つまり、ブレードの所定の寿命は、ターボジェットの性能を向上させながら維持され、それにより、巡航中の燃料消費率を低減できる。
【００３０】
ブレード根元部と調節板との膨張差に応じて流量変化を最適化するために、較正板の穴は三角形にされ、調節板の穴は正方形または長方形にされる。
【００３１】
この例では、各オリフィス２２は３．５ｍｍ２の面積を有する。較正板の各オリフィスに面して、調節板の正方形または長方形の穴２９がある。ブレード根元部が離陸時に５８０℃になったときに、穴の縁部は三角形の横辺と一致する。
【００３２】
離陸後、ブレード根元部は収縮し、それにより、三角形のオリフィスをその横断方向底辺近くで一部閉鎖する。ターボジェットが巡航中は、ブレードの温度は４５０℃に下がる。セラミックプレートの場合に見られるブレード根元部の収縮は０．０２５ｍｍである。この収縮により、２．８％の断面の縮小が得られる。巡航中に可動ブレードによって使われる流量の低減は、この面積縮小に比例する。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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