(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンの軸へ同軸配置され、結合された第１および第２の可動ブレードクラウンを搭載する第１および第２のタービンディスクをそれぞれ備える第１の回転ブレードセクタおよび少なくとも１つの第２の回転ブレードセクタを備え、前記第１および第２のタービンディスクは、関連づけられるブレードと共に前記タービンディスクのための冷却用空気の塊が通過できる第１の通路および個別の第２の通路を画定している航空エンジンのためのガスタービンであって、
前記第１の通路を出る前記冷却用空気を前記第２の通路の方へ運ぶために、前記第１のブレードセクタと第２のブレードセクタとの間に置かれる前記冷却用空気の運搬手段と、
高温ガスの流れを前記冷却用空気の前記運搬手段から断熱するための断熱手段と、
前記第１および第２の可動ブレードクラウン間に置かれる第１および第２のステータ本体と、をさらに備え、
前記第１の可動ブレードクラウンと前記第１のステータ本体との間には第１のシール手段が置かれ、かつ前記第２のステータ本体と前記第２のブレードクラウンとの間には第２のシール手段が置かれ、
前記断熱手段は、前記ステータ本体へ安定して接続されかつ前記ステータ本体と共に前記第１のシール手段を通って出る抽気された高温ガス流を前記第２のシール手段へと運搬するための別の環状ダクトを画定する機械的なバリアを備えることを特徴とする、ガスタービン。
【請求項２】
前記運搬手段は、前記第２の通路へ向かう前記冷却用空気のダクトを少なくとも部分的に画定する隔壁を備えることを特徴とする、請求項１に記載のタービン。
【請求項３】
前記第１および第２の通路ならびに前記ダクトは、前記第１および第２のブレードセクタを通過する同等の冷却用空気の塊を供給するために閉回路の一部を形成することを特徴とする、請求項２に記載のタービン。
【請求項４】
前記閉回路は、片側で前記ダクトのセクションとそれぞれ連通し、反対側で前記第１の通路および前記第２の通路とそれぞれ連通する第１および第２のチャンバをさらに備えることを特徴とする、請求項３に記載のタービン。
【請求項５】
前記隔壁は、前記ブレードセクタの各々のための個々の案内本体を備え、
前記案内本体は、互いに独立し、かつ前記タービンディスク同士の接続部位において互いに接続され、
前記案内本体は各々、関連づけられるタービンディスクの個々の部分と共に前記ダクトのセグメントを画定することを特徴とする、請求項２から４のいずれか一項に記載のタービン。
【請求項６】
前記第２のシール手段は、前記さらなるダクトによって運搬される前記抽気された高温ガス流の前記高温ガス流への再注入通路を画定することを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載のタービン。
【請求項７】
前記さらなるダクトは、前記第１および第２のシール手段を部分的に収容することを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載のタービン。
【請求項８】
前記さらなるダクトは、前記冷却用空気の前記運搬手段から半径方向に離隔されることを特徴とする、請求項７に記載のタービン。
【請求項９】
前記機械的なバリアは、前記第１および第２のタービンディスクの接合部位の近くに達成されるサポート付加物から軸に沿って反対方向へ突き出す２つの金属本体を備えることを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載のタービン。
【請求項１０】
前記断熱手段は、前記さらなる環状ダクトと前記冷却用空気の前記運搬手段との間に配置される環状チャンバをさらに備え、
前記チャンバは、断熱性のエアクッションを収容することを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載のタービン。
【請求項１１】
前記環状チャンバは、前記さらなるダクトの入口および出口と個々の絞り込まれた通路を介して連通することを特徴とする、請求項１０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、航空エンジンのためのガスタービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
周知のように、航空エンジンのためのガスタービンは概して幾つかの回転ブレードセクタを備え、各セクタは、隣接するタービンディスクへ接続されかつ結合されるブレードクラウンを搭載するタービンディスクを備える。
【０００３】
同じく周知のように、タービンディスクは、遠心コンポーネントの影響に起因する機械的応力、とりわけ、ブレードに衝撃を与える高温ガスの流れへの近接に起因する極度の高温環境で動作することによる熱的応力の双方である高いストレスを受ける。従って、タービンを最適に動作させるためには、これらのディスクの動作温度を制御して、動作温度を設定されたしきい値または臨界しきい値より下に保持することが必要になる。
【０００４】
そのために、タービンディスクの固有の冷却空気流を他の冷却空気流とは分離して各タービンディスクに送ることが知られている。各冷却空気流は、通常、圧縮機から既定量の空気を抽気し、抽気された空気をブレードと個々のタービンディスクとの接続部位まで運ぶことによって形成される。ブレードとディスクとの接続部位において、空気は、各々が片側を冷却されるべきタービンディスク内のスロットによって画定され、かつもう一方の側を関連するブレードの先端部分またはローブによって画定されている複数の通路を介して流される。これらの通路を通り抜ける間、冷却用空気は対流により熱を奪って漸次温まる。出口において、温まった空気はまず混合室へ送り込まれ、ここで先に述べた高温ガスの流れの一部と混ざり合ってより低い温度の混合体を形成し、ブレードおよびタービンディスクの側壁上を流れる。この後、この混合体は、高温ガスの流れが冷却されるタービンディスクの下流側へ配置されたブレードセクタ上を通る前にこの流れへと再度挿入される。
【０００５】
記述したこの冷却方法は、使用されてはいるものの、様々な理由で満足のいくものではないことが分かっている。
【０００６】
まず第１に、ディスクの冷却は低効率状態で実行され、従って流入してくる空気の冷却能力は部分的にしか活用されない。その結果、個々のタービンディスクから出る空気の温度は比較的低く、このため、下流段へ入っていく高温ガスと混合されると、高温ガスの温度を望ましくない形で著しく下げる。
【０００７】
抽気はタービンディスク毎に実行されることから、タービンディスクの数が増大するにつれて使用される空気の量も増大し、よって必然的に全体的効率は下がる。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
本発明の目的は、その具象的特性が上述の問題点の単純かつ安価な方法による解決を可能にする、航空エンジンのためのガスタービンを製造することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明によれば、タービンの軸へ同軸配置され、結合された第１および第２の可動ブレードクラウンをそれぞれ搭載する第１および第２のタービンディスクをそれぞれ備える第１の回転ブレードセクタおよび少なくとも１つの第２の回転ブレードセクタを備え、前記第１および第２のタービンディスクは個々のブレードと共に、前記タービンディスクのための冷却用空気の塊が通過できる第１の通路および個別の第２の通路を画定している航空エンジンのためのガスタービンが製造され、航空エンジンのための本ガスタービンの特徴は、前記第１の通路を出る冷却用空気を前記第２の通路の方へ運ぶために、前記第１のブレードセクタと第２のブレードセクタとの間に置かれる前記冷却用空気を運搬するための手段をさらに備えることにある。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】本発明の原理に従って製造された航空エンジン用ガスタービンの一実施形態を部分的に示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
次に、本発明を、本発明の原理に従って製造された航空エンジン用ガスタービンの限定的でない好適な実施形態を部分的に示す添付図面を参照して説明する。
【００１２】
添付図面において、参照符号１は、全体として、航空エンジン（不図示）のためのガスタービンを示す。タービン１は、添付図面では２つしか見えていない複数の回転ブレードセクタ２と、２つのブレードセクタ２間に配置される、添付図面では２つしか見えていない複数のステータ本体３とを備える。
【００１３】
回転ブレードセクタ２は、同軸上を参照符号５で示されるタービン軸へと延び、各々が軸５を中心に回転するタービンディスク６、７を備える。タービンディスク６、７は各々、個々のディスク状の中心部分８、９を備え、かつ各ディスク状の中心部分毎に内側フランジの付いた付属の側方管状本体ペア１０、１１を備える。
【００１４】
側方管状本体１０、１１は、関連づけられるディスク状の中心部分８、９から一体式に反対方向へ突き出し、添付図面では１つしか見えていない複数のねじ１３のリングによって互いへ安定して接続される個々の内側フランジ１０ａ、１１ａで終わる。
【００１５】
タービンディスク６、７は、各々参照符号１５、１６で示され、既知の方法で結合される個々のブレードクラウンを搭載し、これらのブレードクラウン１５、１６は、関連づけられるディスク状の中心部分８、９へ安定して結合される個々のルート１５ａ、１６ａと、使用中に高温ガスの機能的な流れＡが上を通る関連の外側成形部分１５ｂ、１６ｂとを備える。
【００１６】
各ルート１５ａは、ディスク状の中心部分８の外周上へ作られる関連の座内へ収容され、関連の座と共に、記述されている例では軸５に平行する個々の通し開口または軸方向通路１８を画定する。図示されていない変形例によれば、軸方向通路１８は軸５に対して傾斜される。
【００１７】
代わって各ルート１６ａは、ディスク状の中心部分９の内周上へ作られる関連の座内へ収容され、関連の座と共に、常に軸５に平行するさらなる通し開口または軸方向通路１９を画定する。
【００１８】
添付図面を参照すると、通路１８、１９は、常時、タービンディスク６、７のための冷却空気流の閉循環回路２０の一部を構成する。通路１８、１９に加えて、回路２０は、通路１８を出る冷却用空気の塊を受け入れてこの空気の塊を通路１９の入口へと運びかつ通路１９へ通すための運搬デバイス２２を備える。
【００１９】
記述されているこの具体例において、デバイス２２は、参照符号２３、２４で示される２つの成形された環状本体を備え、これらは各々部分１０、部分１１を囲み、互いに接触して配置され、かつねじ１３によってフランジ１０ａと１１ａとの間のパック内で締め付けられる個々の内側フランジ２３ａ、２４ａを有する。環状本体２３、２４は直線母線を有する個々の中間部分２３ｂ、２４ｂを備え、これらは、関連の内側フランジ２３ａ、２４ａから個々のブレードクラウンまで延び、かつ部分１０、１１と共にダクト２７の２つのセクション２５、２６を画定する。セクション２５、２６は、フランジ２３ａ、２４ａを介して作られる開口Ｄのクラウンを介して互いに連通する。
【００２０】
最後に、添付図面を参照すると、常時、環状本体２３、２４は個々の末端部分２３ｃ、２４ｃを備え、記述されている具体例では、これらは、中間部分２３ｂ、２４ｂのそれより大きい内径を有し、関連のブレードクラウン１６、１５へ略流体密封式に結合され、ブレードクラウン１６、１５および関連のタービンディスク７、８と共に個々のチャンバ２９、３０を画定する。チャンバ２９、３０は回路２０の一部を構成し、かつ片側でダクト２７の関連するセクション２５、２６と連通し、反対側で個々の開口１９、１８と連通する。この方法では、開口１８を通過する冷却用空気はチャンバ３０内に集められ、ここからダクト２７を介してチャンバ２９へ送られる。この空気は、チャンバ２９から通路１９を介して、この方法では冷却タービンディスク７も介して進む。
【００２１】
引き続き添付図面を参照すると、各部分１５ｂは、個々の漏れ制御シール３２によって隣接するステータ本体３へ結合される。記述されているこの具体例において、シール３２は部分１５ｂによって支えられる１対の環状フィン３３、３４を備え、フィン３３は、ステータ本体３によって支えられる摩耗材料製の本体３５と協働し、一方でフィン３４はステータ本体３の内面と直に協働する。正常な運転状況では、フィン３３、３４は、高温ガスの流れＡの厳密な部分Ｃが引き込まれる通路３６を画定する。
【００２２】
代わって、記述されている例では、各部分１６ｂは、シール３２に類似する関連のシール３７によって隣接するステータ本体３へ結合され、かつ高温ガスの流れＡへと戻る高温ガスの抽気部分Ｃの再注入通路３８を画定する。
【００２３】
回路２０の内部を通過するタービンディスク６、７のための冷却用空気は、高温ガスの流れＡから、但しとりわけシール３２を介して抽気される部分Ｃから、全体として参照符号４０で示される遮熱層によって断熱される。
【００２４】
遮熱層４０は、ステータ本体３へ安定的に接続され、これらのステータ本体３と共に追加的な環状フィードダクト４２を画定する機械的なガイドバリア４１を備え、環状フィードダクト４２は、シール３２を出る高温ガスの部分Ｃを受入れ、高温ガスのこの部分Ｃを、高温ガスの流れＡへのその再注入を許容するシール３８へ運ぶことができる。
【００２５】
記述されているこの具体例では、常時、ダクト４２は、容量が異なるその軸方向終端セクションの内部にシール３２、３８を収容し、一方で機械的なバリア４１は２つの環状金属本体４３、４４を備える。環状金属本体４３、４４は互いへ流体密封式に結合され、かつタービンディスク６、７の接合部位の近くに達成される有孔のサポート付加物４５から軸に沿って反対方向へ突き出す。
【００２６】
機械的なバリア４１に加えて、遮熱層４０は、抽気される高温ガスの部分Ｃを運ぶためのダクト４２と冷却用空気を運ぶためのダクト２７との間に配置される環状チャンバ４７も備える。チャンバ４７は、外側を本体４３、４４によって、かつ内側を本体２３、２４によって周状に区切られ、参照符号４７ａ、４７ｂで示される２つの絞り込まれた通路を介してダクト４２の入口および出口と連通する。使用に際して、チャンバ４７は、通路４７ａ、４７ｂの形状に起因して実際には周方向にしか移動できない空気の塊を収容し、よって、熱流ＡおよびＣを冷却用空気の流れＢから分離する断熱性のクッションを形成し、冷却用空気の流れＢが１つのタービンディスクから次のタービンディスクへの移行中に加熱されることを防止する。
【００２７】
何よりもまず、上記から、記述されているタービン１では、全てのタービンディスク６、７に共通する単一の冷却空気流が用いられることは明らかである。実際に、各回路２０は、上流側のタービンディスクを出る冷却用空気を取り出し、これを下流側の直近に配置されるタービンディスクへ送ることを有効化する。この方法では、既知の解決手段に比べて、常時、タービンディスクを冷却することになっている空気の塊は大幅に低減される。
【００２８】
この冷却用空気は高温ガスの流れへは絶対に混合または追加されず、よって、これらの高温ガスの温度は冷却用空気の塊および温度によって影響されない。
【００２９】
さらに、１つのタービンディスクから次のタービンディスクへの移行の間の空気の望ましくない加熱を回避するために、記述されているタービン１内には、記述されているこの具体例では抽気された高温ガスを再び主流へと再注入する機能を有する機械的なバリアと、様々なタービンディスクを介して冷却空気流を案内するために装備されるデバイスの機械的なバリアを断熱するための断熱性エアクッションとを備える断熱障壁が設けられる。
【００３０】
上記から、独立クレームに規定されている保護の範囲を逸脱することなく本明細書に記述されているタービン１に対して変更および修正を行い得ることは明らかである。
【００３１】
具体的には、冷却用空気を下流側タービンディスクの軸方向通路へ向けて案内するためのデバイスの構造は、例示として記述されているものとは異なっていることも可能である。具体的には、冷却用空気は、例えば部分２３ｃ、２４ｃとブレード１５、１６との間の界面部位における抽気の可能性に起因して閉止されない画定された経路に沿って進むことも可能である。
【図１】
0006004644.tif 000002