(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボ機械用の高圧タービンであって、タービンが、ディスク（２４）のハブ（６４）を収容する半径方向内側環状空洞（７２）を２つの半径方向外側環状空洞から分離する上流および下流環状フランジ（３０、３２；４０、４２）を有する少なくとも１つの羽根付きロータディスク（２４）を含み、２つのうち１つの空洞（５０）が、ディスクより上流にあって、ディスクのはねを通気するための、燃焼チャンバ端から来る空気のストリーム（４８）を受け、もう一方の空洞（８８）がディスクより下流にあって、タービンが、ディスクの上流フランジ（３０、３２）が、ディスク（２４）のハブ（６４）を通気するために上流半径方向外側空洞（５０）を半径方向内側空洞（７２）と連通させる手段（７４）を含むことを特徴とする、高圧タービン。
【請求項２】
上流半径方向外側空洞（５０）を半径方向内側空洞（７２）と連通させる手段がディスクの上流フランジ（３０）の上流面に形成された放射状溝（７４）を含み、これらの溝（７４）が、上流フランジ（３０）と、前記フランジが接続されるターボ機械の回転部品との間に、空気流路を形成することを特徴とする、請求項１に記載の高圧タービン。
【請求項３】
ディスクの下流フランジ（４０）が、半径方向内側空洞（７２）を下流半径方向外側空洞（８８）と連通させる手段（８４）を含むことを特徴とする、請求項１または２に記載の高圧タービン。
【請求項４】
下流半径方向外側空洞（８８）を半径方向内側空洞（７２）と連通させる手段が、ディスクの下流フランジ（４０）の下流面に形成された放射状溝（８４）を含み、これらの溝（８４）が、下流フランジ（４０）と、フランジが接続されるターボ機械の回転部品（８２）との間に空気流路を形成することを特徴とする、請求項３に記載の高圧タービン。
【請求項５】
半径方向内側空洞（７２）が、その上流端がディスク（２４）の上流フランジ（３０）を担持する構成要素（２８）に固定され、その下流端がディスクの下流フランジ（４０）を担持する構成要素（８２）に固定されている円筒形シュラウドまたはシース（８０）によって、半径方向内向きに定義されることを特徴とする、請求項１から４のいずれかに記載の高圧タービン。
【請求項６】
シース（８０）がターボ機械の低圧タービンの軸（９１）と協働して、ターボ機械の高圧圧縮機の段から送られる通気空気（６６）を送達するための環状通路（９０）を定義することを特徴とする、請求項５に記載の高圧タービン。
【請求項７】
ディスク（２４）の上流フランジ（３０）を担持する構成要素が、ラビリンスシール（３６）を担持し、燃焼チャンバ端から送られる空気（４８）のストリームを通過させるためのオリフィス（６２）を含む、ロータディスク（２８）であることを特徴とする、請求項１から６のいずれかに記載の高圧タービン。
【請求項８】
ラビリンスシール（３６）を担持するディスク（２８）のオリフィス（６２）が、燃焼チャンバの内壁（５８）に固定された注入器（５２）に合わせて形成されていることを特徴とする、請求項７に記載の高圧タービン。
【請求項９】
ディスクの下流フランジ（４０）を担持する構成要素がロータの駆動コーン（８２）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高圧タービン。
【請求項１０】
請求項１から９のいずれかに記載の高圧タービンを含むことを特徴とする、ターボ機械。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機ターボジェットなどのツインスプールターボ機械において高圧タービンを通気することに関し、より具体的には、高圧タービンディスクを通気することに関する。
【背景技術】
【０００２】
ツインスプールターボ機械は、燃焼チャンバによって排出されるガスのストリームからエネルギーを抽出して、前記チャンバに圧縮空気を供給するために燃焼チャンバより上流に位置する高圧圧縮機に回転駆動を付与するために、燃焼チャンバからの排出口に配置された高圧タービンを有する。このようなターボ機械は、ガスストリームから更なるエネルギーを抽出して、高圧圧縮機より上流に配置された低圧圧縮機に回転駆動を付与するために、高圧タービンよりも下流に配置された低圧タービンも、含む。
【０００３】
高圧タービンは通常、燃焼チャンバからの排出口に位置して前記燃焼チャンバによって排出されるガスのストリームによって回転駆動される羽根を担持するディスクを含み、ディスクは、タービンを通るガスの流通部を封止するために、扇形リングなどのステータ要素によって包囲されている。
【０００４】
燃焼ガスによって到達される高温のため、ステータ封止リングおよびロータディスクは、これらの構成要素を膨張させる類の高レベルな熱的応力に曝される。
【０００５】
ディスクは、比較的高質量を有し、そのためガスの温度における変動に対して、封止リングよりもゆっくりと応答し、この温度の変動は、ターボ機械の動作速度の変動によって引き起こされ、これによって熱膨張差を生じさせるが、これは特に、ディスクが担持する羽根およびステータの封止リングよりも、ディスクの方が燃焼ガスに曝されないためである。
【０００６】
このような熱膨張差は、ターボ機械の様々な動作段階の間、羽根の先端の間隙のばらつきを生じさせ、このため比較的大きな間隙を提供する必要性が生じ、タービン性能を損なう。
【０００７】
さらに、ディスク内の温度が、特に燃焼ガスに接する羽根を担持する半径方向外周と、燃焼ガスから離間しているそのハブとの間で、均一ではない。
【０００８】
ディスクにおける温度勾配は、その寿命を短縮し、比較的厚くて大きいディスクを使用する必要性を生じるが、これはこのようなターボ機械の設計に伴う軽量化を達成する試みに反する。
【０００９】
これらの欠点を制限するために、ディスクは通常、その熱膨張を促進するように速度が上昇しているときにこれを加熱し、その収縮を促進するように速度が低下しているときにこれを冷却するために、上流から送られてくる空気によって通気される。
【００１０】
ディスクの羽根は通常、ディスクのすぐ上流に形成されて、羽根の内側に形成された通気回路と連通している環状空洞内に、注入器を通じて前記空気を搬送するために、燃焼チャンバ端から空気を流す専用通気回路の恩恵を受ける。
【００１１】
ディスクのハブは、通常高圧圧縮機の段から送られて、たとえば圧縮機の上述の段から軸方向に延伸して、高圧タービンのディスクまで下流に延伸する上述の空洞内半径方向にある環状空洞を定義する、円筒形シュラウドまたはシースに沿ってなど、下流に流れる、通気空気を受ける。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
しかしながら、ディスクのハブを通気するために高圧圧縮機から取り込まれた空気は、前記ディスクの羽根を通気するために燃焼チャンバ端から送られてくる空気と同じ温度を有さず、これはかなり長い通路を通る。速度の変化の間、ディスクのハブを通気する空気はしたがって、羽根を通気するための空気に対して、および燃焼ガスに対して、遅れて温度変化を受ける。
【００１３】
これは、羽根先端の間隙の制御を困難にし、羽根およびこれらを包囲する封止リングの早期摩耗の危険を制限するために、タービンの性能に不利益をもたらすような類の比較的大きい間隙を設ける必要性を生じる。
【００１４】
さらに、これはタービンのディスクにおける温度勾配の十分な減少の実現に対して有害である。
【００１５】
また、高圧タービンの羽根を通気するために燃焼チャンバ端から送られてくる空気は、前記タービンのディスクのハブを通気するために高圧圧縮機から送られてくる空気の圧力よりも高い圧力である。
【００１６】
羽根通気空気は、羽根の内部通気回路に接続されている環状空洞を通過し、そのためディスクの上流側面の半径方向外側部に圧力を印加し、その一方でハブ通気空気は、ディスクのハブの両側の半径方向内側空洞を通じて流れる。
【００１７】
これによってディスクは不均衡な圧力に曝され、それによってディスクに対する下流軸方向推力を誘発し、ターボ機械をますます制御しにくくする。
【００１８】
本発明の具体的な目的は、これらの問題に対して単純で、低コストで、効果的な、そして従来技術の欠点を回避することが可能な、解決方法を提供することである。
【００１９】
本発明の具体的な目的は、高圧タービンのロータディスクにおける温度勾配を減少すること、および前記ディスクの温度応答時間を減少することである。
【００２０】
別の目的は、ディスクに印加される軸方向の力を制限するように、ディスクの各側に印加される圧力を均衡させることである。
【課題を解決するための手段】
【００２１】
この目的のため、本発明は、ターボ機械用の高圧タービンを提供し、タービンは、ディスクのハブを収容する半径方向内側環状空洞を２つの半径方向外側環状空洞から分離する上流および下流環状フランジを有する少なくとも１つの羽根付きロータディスクを含み、２つのうち１つの空洞は、ディスクより上流にあって、ディスクの羽根を通気するための、燃焼チャンバ端から来る空気のストリームを受け、もう一方の空洞はディスクより下流にあって、タービンは、ディスクの上流フランジが、ディスクのハブを通気するために上流半径方向外側空洞を半径方向内側空洞と連通させる手段を含むことを特徴とする。
【００２２】
その結果、高圧タービンディスクのハブは、もはやタービンの高圧圧縮機の段から送られる空気によって通気されないが、しかし燃焼チャンバ端から送られてディスクより上流に位置する半径方向外側空洞内に注入される空気の一部によって通気され、その一方で前記空気の残りの部分は、ディスクによって担持される羽根を通気するために使用される。
【００２３】
結果的に、ディスクのハブを通気するための空気は、その温度が実際に遅延することなくターボ機械の動作速度の変動に従うように、羽根を通気するための空気と同様に、比較的短い通路を通る。
【００２４】
これにより、羽根および封止リングの早期摩耗のいかなる危険も伴わずに、タービンの寸法を決めるときに羽根先端の間隙をより小さくすることができるように、高圧タービンのロータと前記ロータを包囲する封止リングとの間の熱膨張差を減少させることが可能となる。
【００２５】
本発明はまた、高圧タービンのディスク内の温度勾配を減少させることも可能であり、これによって前記ディスクの寿命を延長し、比較的薄いディスクの使用を可能にし、それによってターボ機械の重量を減少させるが、これは航空機ターボジェットにとって特に有利である。より薄いディスクの使用は、ディスクの温度応答時間を改善すること、および上述の熱膨張差をより良く制限することにも、役立つ。
【００２６】
さらに、ディスクのハブを通気するための空気は、上流および下流の両方のディスクに対して同じ圧力が通気空気によって印加されるように、ディスクの羽根を通気する空気と同じ圧力を有し、それによってディスク上の通気空気の軸方向推力を減少させることができる。これは、特に高圧タービンのロータを支持する転がり軸受の寸法を決めるための、利点を呈する。
【００２７】
本発明の好適な実施形態において、上流半径方向外側空洞を半径方向内側空洞と連通させる手段は、ディスクの上流フランジの上流面に形成された放射状溝を含み、これらの溝は、上流フランジと、前記フランジが接続されるターボ機械の回転部品との間に、空気流路を形成する。
【００２８】
上流フランジの溝は、クレセントと称される場合もあるが、フランジの機械的強度を損なうことなく半径方向外側空洞から半径方向内側空洞へ空気を通過させるのに役立つ。
【００２９】
有利には、ディスクの下流フランジは、半径方向内側空洞を下流半径方向外側空洞と連通させる手段を含み、これらの手段は、好ましくはディスクの下流フランジの下流面に形成された放射状溝を含む。これらの溝は、下流フランジと、前記下流フランジが接続されるターボ機械の回転部品との間に、空気流路を形成する。
【００３０】
下流半径方向外側空洞を半径方向内側空洞と連通させることで、ディスクハブの通気空気の圧力は、前記ディスクの下流側面の全てに印加されることが可能となり、それによってディスクに印加される軸方向推力を可能な限り減少させる。
【００３１】
下流フランジの溝は、機械的特性に関して、上流フランジの溝と同じ利点を実現する。
【００３２】
本発明の別の特徴によれば、半径方向内側空洞は、その上流端がディスクの上流フランジを担持する構成要素に固定され、その下流端がディスクの下流フランジを担持する構成要素に固定されている円筒形シュラウドまたはシースによって、半径方向内向きに定義される。
【００３３】
シースは、半径方向内側空洞を漏れないように閉鎖するのに役立ち、これはそこから近距離にある高圧タービンのディスクよりも上流および下流に固定されるので、従来技術によるシースよりもかなり短いという利点を呈する。このシースの短尺化は、軽量化の実現のみならず、シースの曲げモードに一致した振動のいかなる危険も減少させるのに役立つ。
【００３４】
本発明の好適な実施形態において、シースは、ターボ機械の低圧タービンの軸と協働して、ターボ機械の高圧圧縮機の段から送られる通気空気を送達するための環状通路を定義する。
【００３５】
一例として、この通気空気は、高圧タービンより下流で、低圧タービンのロータ要素を通気するために使用されてもよい。
【００３６】
一例として、ディスクの上流フランジを担持する構成要素は、ラビリンスシールを担持し、燃焼チャンバ端から送られる空気のストリームを通過させるように燃焼チャンバの内壁に固定された注入器を延長するように形成されたオリフィスを含む、ロータディスクである。
【００３７】
一例として、ディスクの下流フランジを担持する構成要素は、ロータの駆動コーンである。
【００３８】
本発明は、上述のようなタイプの高圧タービンを含むターボ機械も提供する。
【００３９】
非限定的な例示による以下の説明を読むことで、および以下の添付図面を参照することで、本発明がよりよく理解され、本発明のその他の詳細、利点、および特徴がより明確になる。
【図面の簡単な説明】
【００４０】
【図１】従来技術による高圧タービンを含むターボ機械の軸方向断面における部分概略図である。
【図２】本発明の高圧タービンを含むターボ機械の、より拡大された軸方向断面における部分概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００４１】
図１は、特に上流から下流に向かって、高圧圧縮機、燃焼チャンバ、および高圧タービンを含む、知られているタイプのツインスプール航空機ターボジェット１０を示す。
【００４２】
高圧圧縮機は、圧縮機を通る空気のストリームを案内するためにその間に介在されたステータ段２０を備える羽根１６、１８を担持するディスク１２、１４で構成されるロータを含む。その排出口において、高圧圧縮機は圧縮された空気を燃焼室に送達するための、遠心羽根車２２を有する。
【００４３】
高圧タービンは基本的に、高圧タービンおよび高圧圧縮機のロータに知られている方法で回転駆動を付与するようにそのガスストリームから機械的エネルギーを抽出する目的のため、燃焼チャンバによって排出された燃焼ガスのために流通部において延伸する羽根２６を担持するロータディスク２４を含む。ディスク２４の羽根２６は、高圧タービンケーシングに固定されて、前記タービンを通る燃焼ガスのための流通部を封止するのに役立つ、扇形封止リング（図示せず）によって包囲されている。
【００４４】
高圧タービンのディスク２４は、高圧タービンのディスク２４の上流側面３４から上流に延伸する円筒壁３２の上流端から半径方向に延伸する環状フランジ３０によって、ディスク２４より上流に位置する回転ディスク２８に接続されている。ディスク２８は、ラビリンスシールのワイパ３６を担持し、高圧圧縮機のロータに接続されている。
【００４５】
高圧タービンのディスク２４は、高圧タービンのディスク２４の下流側面４４から下流に延伸する円筒壁４２の下流端において半径方向に延伸する環状フランジ４０によって、ディスク２４より下流に位置する駆動コーン３８にも接続されている。駆動コーン３８もまた、ラビリンスシールのワイパ４６を担持する。
【００４６】
動作中、高圧タービンのディスク２４の羽根２６およびこれらの羽根を包囲する封止リングは、タービンを通る超高温の燃焼ガスの通路のため、高レベルの熱的応力に曝される。
【００４７】
羽根２６の寿命に対するこのような熱的応力の悪影響を制限するために、羽根は、燃焼チャンバの末端から送られる、燃焼ガスの温度よりも低い温度の通気空気を搬送するダクトの内部回路を含む。
【００４８】
この空気は、矢印４８で表されるが、ターボジェットの軸の周りに角度分配され、燃焼チャンバの周りを通過して前記チャンバの半径方向内側コーン台形壁５８によって定義される管状空間５６に接続された湾曲パイプ５４の上流端に取り付けられた注入器５２によって、環状空洞５０に取り込まれる。注入器を離れる通気空気４８は、ディスク２８に形成されたオリフィス６２を通じて空洞５０に侵入する。
【００４９】
空洞５０は、ディスク２８、上流フランジ３０を担持する円筒壁３２、およびディスク２４の上流側面３４によって定義され、この空洞５０は、羽根２６内に設けられて羽根根元部を通じて前記空洞内に開口している通気回路と連通する。通気空気４８は、羽根２６の通気回路の流入オリフィスに到達するまで、ディスクの上流側面３４に沿って半径方向外向きに、空洞５０内を流れる。
【００５０】
動作中、燃焼ガスの高温は、羽根２６を包囲する封止リングとともに羽根２６を熱的に膨張させ、羽根を担持するディスク２４も膨張させる。
【００５１】
この温度は、動作速度が上昇および低下するときに上述の要素が膨張および収縮するように、ターボジェットの動作速度に応じて変化する。
【００５２】
ディスクのハブ６４は、たとえばロータディスク１２および１４の間など、ターボジェットの高圧圧縮機から送られる空気６６によって通気され、これはその上流端が高圧圧縮機のディスク１２に接続されてその下流端がフランジ７０によって駆動コーン３８に接続されている、円筒形シュラウドまたはシース６８に沿って、下流に案内される。空気６６は、ディスク２４の孔を通ってそのハブ６４の周りを通過し、特にシース６８によって、ならびにディスク２４の上流および下流円筒壁３２および４２によって定義される半径方向内側空洞７２に流入し、この通気空気６６はその後、シースのフランジ７０および駆動コーン３８に形成されたオリフィスを通じて下流に逃げる。
【００５３】
通気空気６６は、前記ディスク内の温度勾配を制限するための温度レベルにディスク２４を維持するのに、役立つ。
【００５４】
また、ターボジェットの動作速度の上昇中に、空気６６の温度が上昇し、それによってディスク２４を加熱し、こうしてその熱膨張を促進して、羽根を包囲する封止リングのより急速な膨張にもかかわらず、高圧タービンの羽根２６の先端の間隙におけるいかなる増加も制限する。
【００５５】
速度の低下中には、空気６６の温度は、前記空気がディスクを冷却してその熱収縮を過促進するように低下し、こうして羽根２６の先端と、より急速に収縮する封止リングとの間の摩擦のいかなる危険も減少させるのに役立つ。
【００５６】
しかしながら、高圧圧縮機から送られる空気６６の温度は、燃焼チャンバの末端から送られる空気４８の温度とは異なり、これは感知可能な遅延を伴うターボジェットの動作速度における変化に応答し、このためディスク２４のハブを通気するためのこの技術の有効性を制限する。
【００５７】
また、燃焼チャンバの末端から送られる通気空気４８は、高圧圧縮機から取り込まれる通気空気６６の圧力よりも高い圧力の下にあり、これはディスク２４の上流側面３４の半径方向外側部にこの圧力を印加し、その一方で通気空気６６のより低い圧力が、ディスクのハブ６４の両側に印加される。その結果、ディスク２４に対して下流方向に作用する軸方向の力が存在し、それによってターボジェットの制御をより困難にする。
【００５８】
これらの問題を解決するために、本発明は、高圧タービンのディスク２４を通気する手段を改造することを提案し、より正確には、ディスク２４のハブ６４を通気するために、燃焼チャンバの末端から送られる通気空気４８の一部を使用することを、提案する。
【００５９】
図２は、本発明によるターボジェット１０の一部、より具体的にはその直接的な環境とともに、前記ターボジェットの高圧タービンのディスク２４を、示す。
【００６０】
本発明において、ディスク２４の上流フランジ３０は、上流円筒壁３２の外側に半径方向に配置される環状空洞５０を前記壁３２の内側に半径方向に配置される環状空洞７２と連通させる経路を形成するように、ディスク２８の下流側面に対して押しつけられるその上流面に形成される、放射状溝７４を含む。
【００６１】
これらの溝７４は、クレセントと称される場合もあるが、通気空気４８の一部７６を半径方向内部空洞７２内に侵入させることが可能であり、その中でディスク２４のハブ６４はハブを通気するように延伸し、その一方で通気空気４８の残りの部分７８は、羽根２６の内部回路に供給し続ける。
【００６２】
半径方向内側空洞７２は、その上流端がディスク２８に固定され、その下流端がタービンのディスク２４よりも下流に取り付けられている駆動コーン８２に固定されている、円筒形シース８０によって定義される。このためこのシースは、上述の先行技術によるシース６８の軸方向長さよりもかなり短い軸方向長さの利点を呈する。
【００６３】
さらに、半径方向内側空洞７２を、下流フランジ４０を担持する円筒壁４２の半径方向外側に位置し、ディスク２４の下流側面４４およびステータ要素８９によって定義される、下流環状空洞８８と連通させるための経路を形成するために、駆動コーン８２の上流半径方向壁８６に対して押しつけられる下流フランジ４０の下流面に、溝７４と類似の溝８４が形成される。
【００６４】
通気空気６６は、上述の従来技術と同じように、高圧圧縮機から送られ続けるが、しかしこの空気はもはや半径方向内側空洞７２に侵入せず、高圧タービンよりも下流に配置された低圧タービンのロータのシース８０および軸９１によって定義される環状通路９０を通じて案内される。この空気６６は下流に流れて駆動コーン８２のオリフィス９２を通過し、ロータディスクなどの低圧タービンの要素を通気するのに役立つ。このように、従来技術による駆動コーン３８とは異なり、駆動コーン８２は、半径方向内側空洞７２の内部に向かって開口しているオリフィスを有していない。
【００６５】
動作中、燃焼チャンバの末端から送られる通気空気４８の一部７８は羽根２６を通気するのに役立ち、その一方でこの空気の別の一部７６は、上流フランジ３０の溝７４によって形成される経路を通って、半径方向内側空洞７２に到達する。空気７６はこのように、矢印９４および９６によって示されるように、ハブ６４を通過して流れるようなやり方で、空洞７２を通って上流から下流へ流れることによって、高圧タービンのディスク２４、特にハブ６４を、通気するのに役立つ。ディスク２４を通気するための空気はその後、矢印９８によって示されるように、下流半径方向外側空洞８８内に侵入するまで、下流フランジ４０の溝８４によって形成される経路を通り、それによってディスク２４の下流側面４４を通気する。
【００６６】
ディスク２４を通気するための空気７６はこのため、羽根２６を通気するための空気７８と同じ温度である。この温度は、空気７８が継続的に羽根を冷却するように、燃焼チャンバから排出される燃焼ガスの温度よりも低く、この温度は、空気７６が、速度の上昇中にはディスク２４を加熱して、速度の低下中にはディスク２４を冷却するように、ターボジェットの動作速度に応じて変化する。
【００６７】
燃焼チャンバの末端から送られる通気空気７６の温度は、高圧圧縮機から送られる通気空気６６の温度よりも迅速に、ターボジェットの速度の変動に応答する。
【００６８】
これにより、高圧タービンステータの封止リングの熱膨張と前記タービンのロータの熱膨張との間により良い同期を生じ、それによってディスク２４によって担持される羽根２６の先端の間隙に対するより良い制御を実現する。
【００６９】
これはまた、ディスク２４においてより均一な温度を生じ、それによってディスクの寿命を改善し、高圧タービンの寸法を決めるときに従来技術よりも薄いディスクを使用することができるようにし、それによって軽量化を実現し、ディスクの温度応答時間をさらに改善する。
【００７０】
さらに、それぞれ半径方向外側空洞５０および８８、ならびに半径方向空洞７２の、３つの環状空洞の中を空気７６が流れることにより、通気空気によってディスクにかけられる軸方向推力が実質的にゼロになるように、ディスク２４の上流および下流側面３４および４４に同じ圧力がかかることを保証し、それによってターボジェットを制御しやすくする。
【００７１】
最後に、シース８０が先行技術によるシース６８よりも短いことで、軽量化も実現し、シースの曲げモードに一致した振動の危険も減少する。
【００７２】
上述のように図２に示される例において、半径方向外側空洞５０および８８を半径方向内側空洞７２と連通させる手段は、フランジ３０および４０に形成される放射状溝によって形成される経路である。このような溝は、フランジ３０および４０を担持する円筒壁３２および４２の剛性を維持しながら、上述の空洞を連通させるのに役立つ。
【００７３】
変形例において、または追加として、通気空気を様々な空洞内に通過させるために、これらの円筒壁３２および４２を通るオリフィスを提供することが可能である。
【図１】
0005346382.tif 000002
【図２】
0005346382.tif 000003