(57)【要約】【課題】  本発明は、ガスタービンエンジン内のタービン冷却に関する。【解決手段】  ターボファン式エンジン（１０）は、直列流れ連通状態で、第１のファン（１２）、第２のファン（１４）、多段圧縮機（１６）、燃焼器（２０）、第１のタービン（２６）、第２のタービン（３０）及び第３のタービン（３４）を含む。第１のタービン（２６）は、第１のシャフト（２８）によって圧縮機に連結される。第２のタービン（３０）は、第２のシャフト（３２）によって第２のファン（１４）に連結される。また、第３のタービン（３４）は、第３のシャフト（３６）によって第１のファン（１２）に連結される。第１、第２及び第３の冷却回路（４０、４２、４４）は、圧縮機（１６）の異なる段に結合されて、異なる圧力の空気で第１のタービン（２６）の前面、後面及び中心ボアを冷却するようになっている。【選択図】      図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
直列流れ連通状態で連結されて空気（１８）を加圧するようになった第１のファン（１２）、第２のファン（１４）及び多段圧縮機（１６）と、
前記圧縮機（１６）の吐出端に配置されて燃料（２２）を前記加圧空気と混合して燃焼ガス（２４）を形成するようになった燃焼器（２０）と、
前記燃焼器に後続し、第１のシャフト（２８）によって前記圧縮機に連結された第１のタービン（２６）と、
前記第１のタービン（２６）に後続し、第２のシャフト（３２）によって前記第２のファン（１４）に連結された第２のタービン（３０）と、
前記第２のタービン（３０）に後続し、第３のシャフト（３６）によって前記第１のファン（１２）に連結された第３のタービン（３４）と、
前記圧縮機（１６）の中間段に結合されて前記第１のタービンの中心部を通して第１の圧力の空気を流すようになった第１の冷却回路（４０）と、
前記圧縮機（１６）の別の中間段に結合されて前記第１のタービン（２６）の後面に第２の圧力の空気を流すようになった第２の冷却回路（４２）と、
前記圧縮機（１６）の吐出端に結合されて前記第１のタービンの前面に第３の圧力の空気を流すようになった第３の冷却回路（４４）と、を含み、
前記第１、第２及び第３の冷却回路（４０、４２、４４）が、前記圧縮機（１６）の連続した段に結合されて該連続した段から対応して上昇する圧力及び温度の前記第１の圧力の空気、第２の圧力の空気及び第３の圧力の空気を抽出するようになっている、
ターボファン式エンジン（１０）。
【請求項２】
前記第２のタービンが、第２のロータディスク（３０）を含み、
前記第２のロータディスク（３０）が、第２の中心ボア（５０）と該第２のロータディスクの周縁リムから半径方向外向きに延びる第２のロータブレード（５２）の列とを有し、
前記第３のタービンが第３のロータディスク（３４）と第３のタービンノズル（６０）とを含み、前記第３のロータディスク（３４）が、第３の中心ボア（５４）と該第３のロータディスクの周縁リムから半径方向外向きに延びる第３のロータブレード（５６）の列とを有し、前記第３のタービンノズル（６０）が、前記第２及び第３のブレード（５２、５６）間に配置され、
前記第２のブレード（５２）が、前記第1のブレードとの間にタービンノズルが無い状態で、該第1のブレード（４８）の後方に配置され、
前記第２の冷却回路（４２）が、前記第３のノズル（６０）を通って半径方向内向きに、前記第２のボア（５０）を通って軸方向前方に、また前記第１及び第２のディスク（２６、３０）の対向する面間に延びている、
請求項１記載のエンジン。
【請求項３】
前記第３のタービンノズルが中空の可変位置ベーン（６０）を含み、前記冷却回路（４２）が、前記ベーンを通って前記第２のボア（５０）まで延びている、請求項２記載のエンジン。
【請求項４】
前記第１のタービンが、第１のロータディスク（２６）を含み、前記第１のロータディスク（２６）が、第１の中心ボア（４６）と該第１のロータディスクの周縁リムから半径方向外向きに延びる第１のロータブレード（４８）の列とを有し、
前記第１の冷却回路（４０）が、前記ボア（４６）を通って延び、前記第２の冷却回路（４２）が、前記ディスク（２６）の後面に沿って半径方向外向きに延び、前記第３の冷却回路（４４）が、前記ディスクの前面に沿って半径方向外向きに延びている、
請求項３記載のエンジン。
【請求項５】
前記第２の冷却回路（４２）が半径方向に分流されて、その一部分が前記第２のボア（５０）を通って流れ、また残りの部分が前記第２のディスク（３０）の後面に沿って流れるようになっている、請求項４記載のエンジン。
【請求項６】
前記第２の冷却回路（４２）が、第２の圧力の空気を前記第２のロータディスク（３０）の周りで接線方向に加速するようになった第２の固定インデューサ（６４）を含み、
前記第３の冷却回路（４４）が、第３の圧力の空気を前記第１のロータディスク（２６）の周りで接線方向に加速するようになった第３の固定インデューサ（６６）を含む、
請求項５記載のエンジン。
【請求項７】
前記第１のタービンが、前記第１のディスク（２６）から部分的に間隔をおいて配置され、前記第３のインデューサ（６６）に整列して該第３のインデューサから前記第３の圧力の空気を受けるようになった開口（７０）の列を有する前方ブレードリテーナ（６８）をさらに含み、
前記第２のタービンが、前記第２のディスク（３０）から部分的に間隔をおいて配置され、前記第２のインデューサ（６４）に整列して該第２のインデューサから前記第２の圧力の空気を受けるようになった開口（７４）の列を有する後方ブレードリテーナ（７２）をさらに含む、
請求項６記載のエンジン。
【請求項８】
前記第１のタービン（２６）が、前記リムから半径方向内向きに延び、かつ前記第１の中心ボア（４６）を含むより厚いハブがそれに続く薄いウエブをさらに含み、
前記第１のシャフト（２８）が、中空でありかつ前記第１のタービンのウエブ及びハブ間における該第１のタービンの前面及び後面から延びて、その一部が該第１のタービンハブを冷却するための第１の冷却回路（４０）を画成している、
請求項６記載のエンジン。
【請求項９】
前記第１及び第２のロータブレード（４８、５２）が、前記第２のシャフト（３２）を前記第１のシャフト（２８）とは逆方向に回転させるように正反対に構成されている、請求項６記載のエンジン。
【請求項１０】
前記第１、第２及び第３の冷却回路（４０、４２、４４）の各々が、前記第１のタービン（２６）の前面、後面及び第１のボア（４６）を互いに隔離して異なる温度の冷却空気でそれらを冷却することを可能にする対応するシール（６２）を含む、請求項６記載のエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジン内のタービン冷却に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンでは、空気が圧縮機内で加圧され、燃焼器内で燃料と混合されて高温燃焼ガスを発生する。複数のタービン段が燃焼器に後続して燃焼ガスからエネルギーを取り出して、圧縮機に動力を与えまた有用な仕事を生み出す。
【０００３】
典型的なターボファン式ガスタービンエンジン構成においては、高圧タービン（ＨＰＴ）が燃焼器の直後に後続して燃焼器から最も高温の燃焼ガスを受け、この燃焼ガスからエネルギーを取り出して圧縮機に動力を与えるようになっている。低圧タービン（ＬＰＴ）が、ＨＰＴに後続して燃焼ガスから追加のエネルギーを取り出して、出圧縮機の上流に配置されたファンを駆動して飛行中の航空機に動力を与えるための推進力を発生する。
【０００４】
ＨＰＴは、燃焼器の吐出端にタービンノズルを含み、このタービンノズルは、支持ロータディスクの周縁部の周りに列の形態で配置された第１段タービンロータブレード間に燃焼ガスを向ける。次いでディスクは、対応するシャフトによって圧縮機のロータに連結されて圧縮機内の対応する圧縮機ブレードを回転させる。
【０００５】
ノズルベーン及びロータブレードは、高温燃焼ガスからのエネルギーの取出しを最大にするように特別に調製した対応する翼形部構成を有する。ベーン及びブレードは中空であり、それらを冷却するために一般的には圧縮機吐出圧力（ＣＤＰ）空気の一部分を使用する内部冷却回路を含む。作動中にノズルベーンは固定されており、またロータブレードは回転するので、それらベーン及びブレードは一般的に異なる内部冷却構成を有しているが、それらの外部フィルム冷却を行うために、それらはいずれも正圧及び負圧側面を貫通した類似の様々なフィルム冷却孔の列を有する。
【０００６】
燃焼過程から反らされたいずれのＣＤＰ空気も、エンジンの効率を低下させるので、最小化すべきである。しかしながら、ベーン及びブレードの作動温度を制限して、それらの適切な有効寿命を保証するためには、十分な冷却空気を使用しなくてはならない。
【０００７】
タービンのベーン及びブレードは、一般的に最新のガスタービンエンジン内で受ける高い温度において高強度を有する典型的にはニッケル又はコバルト基の最先端技術の超合金材料で作られる。タービンベーン及びブレードにおける超合金材料及び入り組んだ冷却回路の使用は、それらを冷却するために圧縮機から吐出空気を反らせる必要量を最小化する助けとなる。
【０００８】
さらに、典型的な商用航空機は、離陸、巡航、降下及び着陸を含む規定運転サイクルを有しており、エンジンは、対応した短期間だけ最大出力又は高いタービンロータ入口温度で作動される。
【０００９】
絶え間ない高性能ガスタービンエンジンの開発においては、効率又は性能を最大にするために、非常に高い圧縮機吐出温度及びこれに対応した高いタービンロータ入口温度で長時間にわたってエンジンをほとんど連続的に作動させることが望まれる。小型商用ジェット機又は高性能軍用機用途においてこのタイプのエンジンを使用して利点を得ることができる。
【００１０】
しかしながら、この長時間にわたる高温作動状態は、今日入手可能な超合金ディスク材料を使用した高圧タービンロータの冷却に非常に難しい課題を提起する。燃焼過程において使用する空気の高い吐出圧力を達成するように圧縮機を作動させることによって、その高圧空気の温度もそれに応じて上昇し、このことがそのＣＤＰ空気の高圧タービン冷却能力を低下させることになる。タービンの長い有効寿命を保証しまた定期的メインテナンスの必要性を減らすためには、タービンの十分な冷却が必要とされる。
【特許文献１】特表２００３−５００５８５号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１１】
従って、ガスタービンエンジンの高圧タービンのための冷却構成を改良したガスタービンエンジンを提供することが望まれている。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
ターボファン式エンジンは、直列流れ連通状態で、第１のファン、第２のファン、多段圧縮機、燃焼器、第１のタービン、第２のタービン及び第３のタービンを含む。第１のタービンは、第１のシャフトによって圧縮機に連結される。第２のタービンは、第２のシャフトによって第２のファンに連結される。また、第３のタービンは、第３のシャフトによって第１のファンに連結される。第１、第２及び第３の冷却回路は、圧縮機の異なる段に結合されて、異なる圧力の空気で第１のタービンの前面、後面及び中心ボアを冷却するようになっている。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１３】
好ましくかつ例示的な実施形態により本発明の更なる目的及び利点と共に本発明を、添付図面に関連してなされる以下の詳細な記載においてより具体的に説明する。
【００１４】
図1に示すのは、飛行中の航空機に動力を与えるための例示的な構成を有するターボファン式ガスタービンエンジン１０である。エンジンは、長手方向又は軸方向中心軸線について軸対称であり、第１の又は前方ファン１２と、第２の又は後方ファン１４と、互いに直列流れ連通状態に連結されて空気１８を圧縮するようになった多段軸流圧縮機１６とを含む。
【００１５】
これらの構成部品は、任意の従来型の構成を有することができ、第１及び第２のファンは、支持ロータディスクから半径方向外向きに延びる対応するファンブレードの列を含む。軸流圧縮機は、例えば例示的に示した６つの段１〜６のような様々な段を含み、これらの段は、相互接続された対応するロータディスクから半径方向外向きに延びて、対応するステータベーンの列と協働する対応するロータブレードの列を含む。
【００１６】
アニュラ型燃焼器２０が、圧縮機１６の吐出端に配置されて、燃料２２を加圧空気と混合して高温燃焼ガス２４を形成する。
【００１７】
第１の又は高圧タービン２６が、燃焼器から最も高温の燃焼ガスを受けるように該燃焼器の直後に後続し、作動中に圧縮機のロータを駆動するように第１のシャフト２８によって圧縮機１６に連結される。
【００１８】
第２の又は中間出力タービン３０が、第１のタービン２６から燃焼ガスを受けるように該第１のタービンに後続し、第２のシャフト３２によって第２のファン１４に連結される。
【００１９】
第３の又は低圧タービン３４が、第２のタービン３０から燃焼ガスを受けるように該第２のタービンに後続し、第３のシャフト３６によって第１のファン１２に連結される。
【００２０】
３つのタービン２６、３０、３４は、それらの対応するロータ又はシャフト２８、３２、３６によって独立して回転可能であり、その中で２段ファン１２、１４及び圧縮機が作動中に周囲空気を順次加圧する３つのスプール型エンジンを形成する。還状のバイパスダクト３８が、一般的なタービン構成における２つのファンの後方でコアエンジンを囲み、コアエンジンを迂回するファン空気により大部分の推進力を発生するようになっている。
【００２１】
高圧タービン２６を効果的に冷却するために、３つの独立した冷却回路４０、４２、４４が使用される。第１の冷却回路４０は、圧縮機１６の第２段のような中間段に結合されて、タービン２６の中心部を通して第１の圧力の空気Ｓ２を流してこの領域を局所的に冷却するための手段を提供する。
【００２２】
第２の冷却回路４２は、圧縮機の第５段のような別の中間段に結合されて、高圧タービン２６の後面すなわち下流面に第２の圧力の空気Ｓ５を流すための手段を提供する。
【００２３】
また、第３の冷却回路４４は、圧縮機の吐出端に結合されて、高圧タービン２６の上流面すなわち前面に圧縮機の最終の又は第６段のＣＤＰ空気Ｓ６である第３の圧力の空気を流すための手段を提供する。
【００２４】
第１、第２及び第３の冷却回路４０、４２、４４は、圧縮機１６の連続した段に流れ連通状態で適切に結合されて、対応して上昇する圧力及び温度の第１の圧力の空気Ｓ２、第２の圧力の空気Ｓ５及び第３の圧力の空気Ｓ６を圧縮機１６から抽出すなわちブリードする。空気１８の圧力及び温度は両方とも、空気が圧縮機の各段で加圧されるにつれて上昇し、第２段の空気は第１の圧力Ｐ１及び温度Ｔ１を有し、第５段の空気は第２の圧力Ｐ２及び温度Ｔ２を有し、また第６段のＣＤＰ空気は第３の圧力Ｐ３及び温度Ｔ３を有し、これらの圧力及び温度は段から段へ進むにつれて上昇する。
【００２５】
３つの冷却回路は、３つの異なるブリード流に関連した３つの異なる温度による異なる冷却能力を使用し、またタービンの異なる圧力領域における該領域に関連した３つの異なる圧力を付加的に使用して、高圧タービン２６の異なる部分を別々に冷却するように構成される。
【００２６】
より具体的には、図２には第１のタービンをより詳細に示しており、この第１のタービンは、前面及び後面を有する第１のロータディスク２６を含み、これらの前面及び後面は、周縁リムからより大きな中心ハブで終端する薄いウエブまで半径方向内向きに延びる。ハブは、第１の中心ボア４６を含み、第１段タービンロータブレード４８の列が、タービンディスクのリムから半径方向外向きに延びる。
【００２７】
第１の冷却回路４０は、圧縮機から第１のタービンのボア４６を通って延びるように適切に構成される。第２の冷却回路４２は、第1のディスク２６の後面に沿って半径方向外向きに延びるように適切に構成される。また、第３の冷却回路４４は、第1のディスク２６の前面に沿って半径方向外向きに延びるように適切に構成される。
【００２８】
このようにして、最も低温の抽出空気Ｓ２は、第1のタービンロータディスク２６のボア及び大きなハブを冷却するために使用し、２番目に低温の抽出空気Ｓ５は、第１のタービンディスク２６上の第１のブレードの下方において該第１のタービンディスク２６の後面を冷却するために使用し、最も高温のＣＤＰ空気Ｓ６は、第１段タービンロータディスク２６上に支持したブレード４８の下方において該第１段タービンロータディスク２６の前面を冷却するために使用する。
【００２９】
燃焼ガス２４の圧力は、第１段タービンブレード４８によって該燃焼ガスからエネルギーを取り出した時に低下するので、異なる圧力の冷却空気を使用して第１段タービンロータディスク２６の両側に作用する異なる圧力に合わせるようにするのが有利である。第１のタービンディスク２６の前面は、最も高い圧力の燃焼ガスに曝され、従って、この領域を冷却するのに最も高圧の圧縮機吐出空気を使用する。第１のディスク２６の後面はより低い圧力に曝され、この領域を冷却するのにより低い圧力のブリード空気を使用することができる。また、ディスクボア４６は、第２段ブリード空気のさらに低い圧力で効果的に冷却することができる。
【００３０】
図２に示す第１のタービンと同様に、第２のタービンは、前面及び後面と、外側リムと、より薄いウエブと、第１の中心ボア４６と同心に配置された第２の中心ボア５０を有する中心ハブとを有する第２のロータディスク３０を含む。中間段第２ロータブレード５２の列が、第２のタービンディスク３０の周縁リムから半径方向外向きに延びる。
【００３１】
同様に、第３のタービンは、前面及び後面と、外縁リムと、より薄いウエブと、第１及び第２のボアと同心に配置された第３の中心ボア５４をその中に有するより大きなハブとを有する第３のロータディスク３４を含む。第３段又は低圧ロータブレード５６の列が、第３のタービンロータディスク３４の周縁リムから半径方向外向きに延びる。
【００３２】
図２に示すＨＰＴはさらに、従来の方式で外側及び内側バンド間で半径方向に延びる中空のベーンの列を有する高圧タービンノズル５８を含む。ノズルベーンは、燃焼器の吐出端から第1段タービンロータブレード４８に燃焼ガスを向け、この第１段タービンロータブレード４８が、ディスク２６を回転させるように燃焼ガスからエネルギーを取り出して、第１のシャフト２８を駆動する。
【００３３】
同様に、ＬＰＴは、第２及び第３段ブレード５２、５６の列の軸方向間に配置されて燃焼ガスをＬＰＴブレード５６に向けて流すようになった低圧又は第３のタービンノズル６０を含む。
【００３４】
対応するロータブレードと共にタービンノズルを使用する従来の実施とは異なり、中間圧力タービン（ＩＰＴ）は、ベーンつまり第２のタービンノズルを持たず、その第２段ブレード５２は、第１段ブレード４８との間に対応するタービンノズルが無い状態で該第１段ブレード４８の後方に直接配置される。ＩＰＴブレード５２は、次に燃焼ガスをＬＰＴノズル６０に向けて吐出する。
【００３５】
このことは、第２の冷却回路４２が、第３のノズル６０を通って半径方向内向きに、第２のボア５０を通って軸方向前向きに、また第１及び第２段ディスク２６及び３０の対向する前面及び後面間で半径方向に延びることを可能にする。従って、第２の冷却回路４２内での圧力損失が減少し、第５段冷却空気を第１のタービンディスク２６の後面を直接冷却するように効果的に使用することができる。
【００３６】
図３のさらに拡大した図に示すように、第２の冷却回路４２は、様々な固定及び回転構成部品によって画成され、後方ブレードリテーナ７２によって半径方向に分流又は分岐された部分を含み、一部分が第２のボア５０を通って流れ、また残りの部分が第２のディスク３０の後面に沿って流れる。このようにして、第５段空気を使用して、第２のディスク３０の両面及び第1のディスク２６の後面を冷却する。
【００３７】
３つの冷却回路４０、４２、４４は、ターボファン式エンジン内で従来から使用されている様々な要素を使用して適切に構成することができ、これらの要素には、ラビリンスシールのような対応するシール６２が含まれ、これらシール６２は、回路を互いに隔離すると共に第1のタービンディスク２６の前面及び後面を該第１のタービンディスクの第１のボア４６から隔離して第１のディスク２６の異なる部分を異なる温度の冷却空気で冷却するようにする。
【００３８】
タービンの様々な構成部品には回転及び固定構成部品が含まれるので、図３に示す第２の冷却回路４２は、接線方向に傾斜したベーン又は開口の形態をした第２の固定インデューサ６４を含み、第５段空気を第２のロータディスク３０の周りで円周方向つまり接線方向に加速して回転及び固定構成部品間の空力学的損失を最小化するよにするのが好ましい。
【００３９】
同様に、第３の冷却回路４４は、傾斜したベーン又は開口を有し、第６段空気を第１のロータディスク２６の周りで円周方向つまり接線方向に加速して空力学的損失を最小化するよになった第３の固定インデューサ６６を含む。インデューサ６４、６６は、上記の方式で協働するように特別に構成された任意の従来の構成を有することができる。
【００４０】
図３に示す第１のタービンはさらに、その大部分が第２のディスク３０から前方に間隔をおいて配置されたディスクの形態をした前方ブレードリテーナ６８を含む。ブレードリテーナ６８の外端部は、第１段ブレード４８を従来の方式でロータディスク内に保持し、ブレードリテーナの内端部は、第３のインデューサ６６と整列して該第３のインデューサ６６から第６段空気を受けるようになった軸方向開口７０の列を含む。
【００４１】
同様に、第２のタービンはさらに、その一部分が第２のディスク３０から軸方向後方に間隔をおいて配置された環状のプレートの形態をした後方ブレードリテーナ７２を含む。リテーナ７２の外端部は、第２段ブレード５２を従来の方式で第２のディスク内に保持する。また、リテーナ７２の内端部は、第２のインデューサ６４と整列して該第２のインデューサ６４から第５段空気を受けるようになった軸方向開口７４の列を含む。
【００４２】
リテーナ６８、７２は、その一部が対応する冷却回路の吐出端を画成し、異なる温度のブリード空気を使用して、固定インデューサから回転ロータに向けてブリード空気を加速しながら２つのディスク２６、３０のそれぞれの面を冷却するようにする。
【００４３】
これに対応して、図３に示す第１の冷却回路４０は、中空又は円筒状である第１のシャフト２８によってその後方部が画成され、この第１のシャフト２８を通して第２段空気を圧縮機から流すことができる。第１のシャフト２８は、第１のタービンディスク２６の薄いウエブ及びより厚いハブ間の連結部において第１のタービンディスク２６の前面及び後面から反対方向に延びて、第１の回路４０を通って流れる低温の第２段ブリード空気でより厚いハブを取り囲むようにする。このようにして、第１のディスク２６の大きなハブを低温の空気によって冷却し、また第１のディスク２６の薄いウエブの両面を、異なる温度の第５及び第６段空気によって冷却する。
【００４４】
図２は、ノズルベーンとタービンブレードとを形成する様々な翼形部の例示的な輪郭を概略的に示す。図示した好ましい実施形態では、第１及び第２のロータブレード４８、５２は、これら２つのタービン段間にタービンノズルが無い状態で第２のシャフト３２を第１のシャフト２８とは逆方向に回転させるような空力学的輪郭で正反対に構成される。また、第３のロータブレード５６の空力学的輪郭は、第２のブレード５２とは逆方向に回転するように該第２のブレード５２と正反対にすることができる。
【００４５】
それに対応して、第３のタービンノズルは、可変位置又は可変面積ノズルベーン６０を含み、このノズルベーン６０は、該ノズルベーンを貫通して半径方向に延びるスピンドルを有し、これらスピンドルが、タービンノズルの可変面積を調製するようにスピンドル又はベーンを回転させるための適当な手段に連結される。可変面積ノズルにおいては、任意の従来の構成を使用することができる。
【００４６】
ノズルベーン６０は、中空であるのが好ましく、第２の冷却回路４２が、この中空のベーンを通って第２のボア５０まで延び、その一部が対応する通路壁によって画成される。
【００４７】
図２に示すように、３つのタービンディスク２６、３０、３４は、対応する支持体、軸受及びフレームを使用してエンジン内に適切に取付けられる。上に示したように、第２のシャフト３２は、第１のシャフト２８とは逆方向に回転し、第３のシャフト３６は、第２のシャフト３２とは逆方向にかつ第１のシャフト２８とは同方向に回転する。従って、３つのシャフトの様々な部分間に様々なシールを設けて、３つの冷却回路を互いに隔離すると共に軸受に給油するために設けられたオイル回路を隔離するようにする。
【００４８】
図２に示す３つのロータシャフトを取付けることの複雑さにもかかわらず、３つの独立した冷却回路を該冷却回路の様々な構成部品内に導入して、３つの異なる温度のブリード空気流で高圧タービンディスク２６を冷却してその冷却を高めるようにすることができる。最初に第３の冷却回路４４を通って流れてタービンディスク２６の前面を冷却する第６段ＣＤＰ空気は、次に任意の従来の方式で第１段ブレード４８自体を通って吐出されて、第１段ブレード４８を冷却するようになる。
【００４９】
第１のタービンディスク２６の後面を冷却する第５段空気は、タービン流路に戻される。また、第１のタービンディスク２６のハブ及びボアを冷却する第２段空気は、該第１のタービンディスク２６から吐出されて、様々な軸受空洞をパージする。
【００５０】
従って、タービン構成部品のための最新の超合金材料と共に３スプール型ターボファン式エンジンの第１段タービンのためのこの改良した冷却構成を使用することにより、エンジンの長期間にわたる作動において、エンジンの対応する長い有効寿命を維持しながらより高圧の圧縮機吐出空気及びより高いタービンロータ入口温度を使用することが可能になる。
【００５１】
本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると思われるものについて説明してきたが、本発明のその他の変更も本明細書の教示から当業者には明らかであろう。また、特許請求の範囲に記載した参照符号は、本発明の技術的範囲を狭めるためではなく、それらを容易に理解するためのものである。
【図面の簡単な説明】
【００５２】
【図１】例示的な多ロータ型ターボファン式航空機エンジンの軸方向概略図。
【図２】図１に示すエンジンのタービン領域の拡大軸方向断面図。
【図３】図２に示すエンジンのタービン領域のさらに拡大した軸方向断面図。
【符号の説明】
【００５３】
１０  ターボファン式ガスタービンエンジン
２０  燃焼器
２４  燃焼ガス
２６  第１のタービン
２８  第１のシャフト
３０  第２のタービン
３２  第２のシャフト
４０  第１の冷却回路
４２  第２の冷却回路
４４  第３の冷却回路
４６  第１の中心ボア
４８  第１段タービンブレード
５０  第２の中心ボア
５２  第２段タービンブレード
５８  高圧タービンノズル
６０  低圧タービンノズル
６２  シール
６４  第２のインデューサ
６６  第３のインデューサ
６８  前方ブレードリテーナ
７０  前方ブレードリテーナの軸方向開口
７２  後方ブレードリテーナ
７４  後方ブレードリテーナの軸方向開口
Ｓ２  第１の圧力の空気
Ｓ５  第２の圧力の空気
Ｓ６  第３の圧力の空気
【図１】
2005155623.tif 000003
【図２】
2005155623.tif 000004
【図３】
2005155623.tif 000005
【外国語明細書】
2005155623000001.pdf