JP2008151138A - ブルノーズシールタービン段 - Google Patents

Abstract

【課題】タービン効率を改善するために、ステータノズル及びロータ動翼間に改良型回転シールを有するタービン段を提供する。
【解決手段】内側バンド４４及び外側バンド間に取り付けられた一列状の静翼４２を有する環状ステータノズルであって内側バンド４４が半径方向内向きに延びる取り付けフランジ４８を含む、環状ステータノズルと、ロータディスクの外周に取り付けられて、取り付けフランジ４８から後方に間隔をおいて配置された一列状の動翼５２とを備えるタービン段であって、各動翼５２は、パージ空気を排出するために前キャビティ５６の上部に配置された回転シール６０の位置で、内側バンド４４に隣接する内側プラットフォーム５８を有し、内側バンド４４はその後縁に、回転シール６０と協働してその位置での空力的損失を減少させるためのステータブルノーズ６２を有するタービン段。
【選択図】図３

Description

本発明は、包括的にはガスタービンエンジンに、特に、それにおけるタービン効率に関する。

ガスタービンエンジンでは、空気が圧縮機内で加圧されて、燃焼器内で燃料と混合され、それにより、高温燃焼ガスを発生する。タービン段内で燃焼ガスからエネルギが取り出され、タービン段は、１本の駆動軸を介して圧縮機に動力を供給して、ターボファン航空機エンジン用途では上流側ファンに動力を供給する、又は船及び工業（Ｍ＆Ｉ）用途では外部駆動軸を駆動する追加的作業を生じる。

基本的なコアエンジンは通常、タービン段内で周囲空気を圧縮し、それに対応してその温度を上昇させる列状の圧縮機動翼及び対応のガイド静翼を有する多段軸方向圧縮機を備える。圧縮機の後端部から排出された空気は、一般的に圧縮機排出圧力（ＣＤＰ）と呼ばれる最高圧力、及びそれに対応した高温を有する。

例示的な構成では、圧縮機は、圧縮サイクルのために、空気圧力を大気の何倍にも増加させるとともに、何百度もの温度上昇を与える７段を有してもよい。ガスタービンエンジンの特定構造及びそれに意図される使用に応じて、使用する圧縮段の数を所望通りに増減させてもよい。

圧縮機から排出されるＣＤＰ空気の大部分は、燃焼器内で燃料と混合され、それにより、高温燃焼ガスを発生する。これらの燃焼ガスは次に、それからエネルギを取り出すために、幾つかのタービン段内で膨張サイクルを受けて、それに対応して、燃焼ガスの圧力及びその温度が低下する。燃焼器のすぐ後に高圧タービン（ＨＰＴ）が続き、コアエンジン内の圧縮機動翼に動力を供給するために使用される。

低圧タービン（ＬＰＴ）がＨＰＴに続いて、ターボファンエンジン用途では上流側ファンに動力を供給するために、又はＭ＆Ｉ用途では外部駆動軸を駆動するために、第２軸を駆動する。

ガスタービンエンジンの全体効率は、タービン段内での空気圧縮の効率、燃焼の効率、及び燃焼ガス膨張の効率によって決まる。

各タービン段は一般的に、一列状のノズル静翼を有し、それらが燃焼ガスを対応列のタービンロータ動翼に通して下流へ向かわせる上流側タービンノズル又はステータを有する。動翼は一般的に、支持ロータディスクの外周に、その内部に形成された対応のダブテールスロットに嵌めて取り付けられる。

タービン動翼及び静翼は一般的に、中空翼形であって、動作中に圧縮機排出空気を受け取ってその冷却を行う対応の内部冷却チャネルをその内部に有する。中空の動翼及び静翼は一般的に、その圧力側壁及び吸引側壁に貫設されたさまざまな列のフィルム冷却及び他の排出穴を有し、それにより、翼形をさらに保護するために、使用済みの内部冷却空気を対応の外部フィルム内へ排出するようにしている。

主タービン流路は、燃焼ガスがエンジン内を流れる時に燃焼ガスを閉じ込めて、燃焼器からの温度及び圧力を減少させるように設計される。タービン構成部品用のさまざまな冷却回路は、主流路から独立しており、動作中に内部の高温燃焼ガスの吸い込みを防止するのに十分な圧力で、冷却空気を供給されなければならない。

たとえば、高温燃焼ガスの、冷却回路内への吸い込み又は逆流を防止するために、静止タービンノズルと回転タービン動翼との間に適当な回転シールが設けられる。

ノズル静翼及びタービン動翼の翼形は一般的に、列状の冷却空気出口穴を有するので、冷却空気はまた、高温燃焼ガスの、タービン翼形自体内への吸い込みを防止するために適当な逆流限界を与えるように、外部燃焼ガスより十分に高い圧力を有しなければならない。

燃焼ガス及び冷却空気はエンジン内の対応の流路又は流動回路を通って流れるので、それらはさまざまな空力的損失を受け、それらはエンジン効率をさらに低下させる。流体流は、摩擦又は抗力損失、境界層はがれ損失及び混合損失を受け、これらはすべて、圧力を減少させて効率を低下させる。

第１段のタービンノズルと第１段のタービンロータ動翼との間の回転シールは、タービン効率に重大な影響を与える１つの重要な場所にある。内側バンドを含むノズルは、静止又はステータ構成部品であって、そのすぐ下流に、回転タービン動翼及びそれらの対応の回転プラットフォームが続き、これらは、第１段タービンを通って流れている高温燃焼ガス用の半径方向内側の流路境界を形成する。

タービンノズルから排出された燃焼ガスは、タービン動翼に到達するために、その間の軸方向ギャップ及びロータシールの上方を必ず流れなければならない。回転シールは、軸方向ギャップを通って流れる内部加圧パージ空気と協働して、高温燃焼ガスがパージ冷却回路内へ逆流するのを防止する。

したがって、高温燃焼ガスの滑らかな流れは、内側バンド−プラットフォームの軸方向ギャップで中断されて、この場所でパージ空気が燃焼ガスと合流し、滑らかな流れがさらに悪化する。

この回転シールの位置で、燃焼ガスの境界層はがれが発生し、燃焼ガスは異なった速度のパージ空気と合流し、これらが集合的に効率をさらに低下させる。

この場所での効率損失は、タービン動翼で得られる燃焼ガスの全圧力を低下させ、それに対応してタービン効率を低下させる。また、動翼プラットフォームの開始位置での分断流れは、それの加熱増加をもたらす可能性がある。
米国特許第３，９４５，７５８号 米国特許第４，１８７，０５４号 米国特許第４，３５３，６７９号 米国特許第４，４０３，９１７号 米国特許第４，７０２，６７０号 米国特許第５，２１１，５３６号 米国特許第５，２２４，８２２号 米国特許第５，２５２，０２６号 米国特許第５，３５８，３７４号 米国特許第５，３７２，４７６号 米国特許第５，６０９，４６６号 米国特許第６，０７７，０３５号 米国特許第６，３９８，４８８Ｂ１号 米国特許第６，４８１，９５９Ｂ１号 米国特許第７，１４０，８３５Ｂ２号 米国特許出願第１０／９０７４７６号

したがって、タービン効率を改善するために、ステータノズル及びロータ動翼間に改良型回転シールを有するタービン段を提供することが望まれる。

タービン段は、一列状のタービン動翼と協働するステータノズルを有する。ノズルは、内側バンド及び外側バンド間に取り付けられた一列状の静翼を有し、内側バンドは、回転シールの位置で、動翼の内側プラットフォームに隣接する。内側バンドはその後縁に、回転シールと協働してその位置での空力的損失を減少させるためのステータブルノーズを有する。

好適な例示的実施形態により、本発明をそのさらなる目的及び利点とともに、添付の図面と組み合わせた以下の詳細な説明に特に記載する。

図１に、例示的なターボファン航空機ガスタービンエンジン１０を概略的に示す。エンジンは、長手軸又は軸方向の中心線軸１２を中心にして軸対称的であり、例示的な用途では、飛行中の航空機に動力を供給するために、航空機（図示せず）の翼又は胴体に適当に取り付けられる。

エンジンは、ファン１４と、低圧又はブースタ圧縮機１６と、高圧（ＨＰ）圧縮機１８と、環状燃焼器２０と、高圧タービン（ＨＰＴ）２２と、低圧タービン（ＬＰＴ）２４とを直列流動連通状態で有する。

環状ナセル２６が、ファン１４を包囲しており、ブースタ圧縮機１６の周囲で後方に延びる環状バイパスダクト２８を画定する。第１駆動軸３０が、ＨＰＴ２２をＨＰ圧縮機１８に結合し、第２駆動軸３２が、ＬＰＴ２４をファン１４及びブースタ圧縮機１６に結合する。２本の駆動軸は、上記のさまざまなエンジン構成部品の従来の構成であって、エンジン内の対応のフレーム内に軸受けで適当に取り付けられる。

動作中、周囲空気３４がエンジンの入口に流入して、ファン１４によって部分的に圧縮されて、バイパスダクト２８を通って排出され、それにより、大部分の推進力を与えることができる。ファンを通過する空気３４の一部は、ブースタ圧縮機１６に流入して、その軸方向多重段でさらなる圧縮サイクルを受けて、さらに追加的な圧縮が、ＨＰ圧縮機１８内の軸方向多重段で行われる。

加圧空気３４は、圧縮機から排出されて、燃焼室２０内で燃料３６と適当に混合され、それにより、高温燃焼ガス３８を発生する。ＨＰＴ２２内で燃焼ガス３８からエネルギが取り出され、それにより、第１駆動軸３０を駆動して、ＨＰ圧縮機１８に動力を供給することができる。ＬＰＴ２４内で燃焼ガスから追加エネルギが取り出され、それにより、第２駆動軸３２を駆動して、ファン１４及びブースタ圧縮機１６に動力を供給することができる。

上記のエンジンは、構成及び動作が従来通りであり、多重圧縮段及び多重ターボ段を有する。たとえば、ブースタ圧縮機１６は、４列の圧縮機動翼を４列の入口ガイド静翼と軸方向に交互させた４つの軸方向段を有してもよい。

高圧圧縮機１８は、たとえば、７列の圧縮機動翼を対応列の入口ガイド静翼と軸方向に交互させた７つの軸方向段を有してもよく、従来型のディフューザを通してＣＤＰ空気３４を排出する。

ＨＰＴ２２は、単段タービンであって、それに例示的な５段ＬＰＴ２４が続く。

図２は、燃焼器２０の出口とＬＰＴ２４の入口との間に直列流動連通状態に配置されたＨＰＴ２２をより詳細に示す。

ＨＰＴ２２は、内側バンド４４及び外側バンド４６内に適当に取り付けられた一列状の静翼４２を有する第１段又はＨＰタービンノズル４０を含む。

一般的に、２つのノズル静翼４２が、一体構成のノズルダブレット内のバンドの対応の弓形部分内で一体状に互いに結合される。また、完全な一列のダブレットが、環状ノズルを完成する。

内側バンド４４は通常、円錐形ノズル支持体５０上の対応のフランジに、たとえば一列状の締め付けボルトによって適当に固定された、半径方向内向きに延びる取り付けフランジ４８を有する。

静翼に続いて、第１段又はＨＰロータディスク５４の外周又はリムに取り外し可能に取り付けられた単一列のＨＰタービン動翼５２が設けられる。ディスク５４は、第１駆動軸３０に固定され、また第１駆動軸は、高圧圧縮機１８の圧縮機動翼を支持するロータディスクに固定される。

各ノズル静翼４２は、上流側前縁及び下流側後縁間に弦をなして軸方向に延びるほぼ凹状の圧力側、及びその反対側の、ほぼ凸状の吸引側を備える典型的な翼形形状を有する。それに対応して、第１段タービンブレード５２の翼形部分は、前縁及び後縁間に軸方向に延びるほぼ凹状の圧力側、及びその反対側の、ほぼ凸状の吸引側を有する。

静翼４２及び動翼５２は、任意の適当な内部冷却構造を有してもよい。図２は、静翼用の前方及び後方の冷却キャビティを示す。動翼は、中間弦領域全体にわたって１対の３路式蛇行冷却チャネルを有し、対応の入口がダブテールに貫設されている。また、動翼の前縁及び後縁は、それのための専用冷却チャネルを有する。

このように、加圧空気が圧縮機から流出して、静翼４２及び動翼５２の幾つかの内部冷却回路を通って流れ、それにより、従来通りにその内部冷却を行うことができ、使用済み空気は、翼形の圧力側及び吸引側に見られるさまざまな列の出口穴を通って前縁から後縁へ排出される。

タービンノズル４０は静止部材であり、タービン動翼５２及び支持ディスク５４は動作中に回転するので、環状の前プレナム又はキャビティ５６が、軸方向でその間に形成されて、加圧ＣＤＰ空気３４の、このステータ−ロータ境界面又は結合部の冷却及びパージに使用される部分を受け取るようになっている。

各タービン動翼翼形は、半径方向内側プラットフォーム５８から周囲のタービンシュラウドのすぐ近くの位置の半径方向外側翼端までにわたって半径方向に延在する。動翼プラットフォームは、ロータディスク５４の外周の相補的なダブテールスロット内に保持される従来型の軸方向入口取り付けダブテールに一体状に結合される。

図２に示す環状ノズル内側バンド４４は後方が、周方向に合わさって別の完全な円環になって延びる動翼プラットフォーム５８の列の前端部と一緒の半径方向位置又は高さで終端する。したがって、内側バンド及び動翼プラットフォームは、同様な半径方向高さで軸方向に共通の広がりを有し、それにより、ノズル静翼及びタービン動翼間の主流路を通って流れる高温燃焼ガス３８用のほぼ連続した内側流路又は境界を与える。

動翼プラットフォーム５８は、小さい軸方向ギャップで内側バンド４４に隣接し、回転シール６０がその間に延在して、前キャビティ５６から主タービン流路内への内部パージ空気３４の排出を制御し、それにより、高温燃焼ガスの、前キャビティ内への半径方向内向きの逆流又は吸い込みを防止している。パージ空気は、局部的に燃焼ガスの圧力より高い十分な圧力を有し、それにより、パージ空気は、回転シール６０を通過して、ノズルの内側バンド及び動翼プラットフォームの結合部に沿った主流路内へ確実に排出される、又は流出することができる。

上述したように、ステータノズル４０及びロータ動翼５２間のこの軸方向ギャップは、高温燃焼ガス用の、それ以外は滑らかな内部流路内に局部的な中断部を与える。さらに、回転シールから排出されるパージ空気３４は、局部燃焼ガスと必然的に混合し、それに伴う追加の空力的損失を生じる。

したがって、図３により詳細に示す内側バンド４４は、その後縁部又は後縁に、回転シール６０と協働する、半径方向にほぼ全高のステータブルノーズ６２を有するように変更され、それにより、そこでの空力的損失を大幅に減少させることができる。

それに対応して、各動翼プラットフォーム５８は、その前縁又は前縁部にロータブルノーズ６４を有し、これは、それから半径方向内向きに延びる平坦な、又は鈍い垂直前面６６に結合されている。

ステータブルノーズ６２及びロータブルノーズ６４は、軸方向輪郭が外側に凸状であり、内側バンド及び動翼プラットフォームの周りで円周方向に均一である。両方のブルノーズ６２、６４は、半径方向内向きに延びて互いに近寄り、鈍い前面６６は、例示的な実施形態では傾斜することなく、垂直方向すなわち半径方向に配置されている。

プラットフォームの前面６６は、半径方向内向きに延びており、それから軸方向前方且つ各動翼プラットフォームの全周に沿って延びるシール又はロータウィング６８と一体状に結合する。一般的にエンジェルウィングと呼ばれるシールウィング６８は、ステータブルノーズ６２の下方に間隔をおいて配置され、それにより、一般的にラビリンスシールとも呼ばれる回転シール６０を画定する。

これらの回転シールにおいて、協働する回転構成部品及びステータ構成部品は、互いに接触しないが、互いに極めて近接した間隔にあり、それにより、それを通過する加圧流体の自由な流れを妨げる実質的な流動絞りを付与する。

したがって、加圧パージ空気３４が半径方向上方へ流れる時、その自由流動が回転シール６０によって抑制されるが、回転シールは、２つのブルノーズ(bullnose)６２、６４間に画定された軸方向ギャップを通るパージ空気の排出を可能にする。この位置で、排出されたパージ空気は、主タービン流路を通って下流へ流れる燃焼ガス３８と合流して混合する。

比較的大きいステータブルノーズ６２を導入することにより、燃焼ガスが回転シール上を下流へ流れる時の、燃焼ガスの境界層はがれの開始が遅れ、これにより、結果的に生じる境界層はがれが、ステータブルノーズ６２と動翼プラットフォームの前面６６との間に設けられたくぼみ空間又はポケット内で起きることができる。この保護領域内で、パージ空気３４は半径方向外向きに排出されて、分離した燃焼ガス流と合流して混合する。

したがって、燃焼ガスの境界層はがれ、速度が異なる燃焼ガス及び排出パージ空気の混合、及び回転シールの上方での燃焼ガスの滑らかな連続の中断による空力的損失が減少し、それにより、タービン段の空力効率が大幅に増加する。

計算流体力学（ＣＦＤ）解析は、協働するステータブルノーズ境界面を用いるタービン段の空力効率の大幅な、たとえば約何分の１％までの改善を予測する。

図３に示すように、ステータブルノーズ６２は軸方向後方で、ロータウィング６８の前方又は前縁部分の上に重なり、鈍い面６６の方へ半径方向内向きに近寄る。凸状のブルノーズ６２はコアンダ効果を利用し、それにより、局部燃焼ガス境界流を、半径方向外向きに流れるパージ空気３４と合流する場所で半径方向内側に引き寄せることができる。

ステータブルノーズ６２は、その後縁に内側バンド４４の後方外面を画定し、内側バンドはさらに、後方ブルノーズ６２の下に、ロータウィング６８に対してほぼ平行に配置されるとともに、その上に軸方向に重なって、それと協働できるようにした下面７０を有する。パージ空気３４は、エンジェルウィング６８の周囲を流れる時、鋭角に旋回しなければならず、またステータブルノーズ６２の下面７０は、後方にパージ流を囲い込み、それにより、内側バンド及び動翼プラットフォーム間のくぼみポケット内で分流燃焼ガスと合流できるようにする。

ステータブルノーズ６２の下面７０は、内側バンドの後縁での局部的段差の形であってもよく、又は図３に仮想線で示すように、段差を伴わないでそれから上流へ延びてもよい。

ステータブルノーズ６２は、軸方向に凸状であり、好ましくは半径方向内向きに凸状ロータブルノーズ６４を越えて延在し、ロータウィング６８の上方で鈍いプラットフォーム面６６の約中間高さにおいて終端する。ステータブルノーズ６２は、好ましくはノズル静翼４２の後縁から凸状であって、内側バンドの下面７０との結合部までの半径方向高さで完全に弓形且つ凸状である。

このように、ステータブルノーズ６２は、静翼後縁から後方の内側バンド４４の後縁全体で、内側バンドの後縁での厚さの少なくとも大部分にわたり、好ましくはその半径方向厚さ又は広がりの全体にわたって、完全に弓形且つ凸状である。したがって、凸状のブルノーズ６２は、半径方向に連続して中断なく滑らかな空力面を実現し、それに沿って燃焼ガスが滑らかな境界層と密接に付着して、それからの境界層はがれをできる限り遅らせることができる。

内側バンドの後縁領域に沿った不連続性を最小限に抑えるか、回避し、それにより、回転シールの上方を後方に流れる燃焼ガス流の望ましくない早期境界層はがれを防止すべきである。

図３に示す内側バンド４４及び動翼プラットフォーム５８は、回転シール６０の半径方向高さにおいて、好ましくは軸方向に整合して共通の広がりを有し、それにより、燃焼ガス用の空力的に滑らかな内側境界を実現できるようにする。また、内側バンド及びプラットフォームは、ステータブルノーズ６２及び半径方向の鈍い面６６間で半径方向内向きに近寄る。

このように、その間に形成される小さいポケットは、燃焼流路の内側境界から共通高さにくぼみ、それにより、ポケット内でパージ空気を分離燃焼ガスと事前混合することができるようにし、それにより、それに関連した空力的損失を減少させる。

上述したように、ステータブルノーズ６２は、好ましくはノズル静翼４２の後縁で始まって、動翼プラットフォーム５８の前端部のロータブルノーズ６４に向かって後方に延びる。

反対に、ロータブルノーズ６４は、動翼５２の前縁の前方の位置で、又はそれの前方から間隔をおいて始まり、次に、鈍い面６６の中間高さで終端するステータブルノーズ６２の終端前に、鈍い面６６と半径方向に整合した状態で半径方向内向きに終端する。このように、燃焼ガスは、ロータウィング６８の上方の出口ポケットの中間部分の方へ半径方向内向きに引き込まれ、そこで排出パージ空気と合流して混合する。

タービン動翼５２及びそれらのプラットフォーム５８の構成は、図３に示す例示的な実施形態では、従来通りであり、軸方向プラットフォーム５８と半径方向の鈍い面６６との間の鋭角のコーナー移行を実現する比較的小さいロータブルノーズ６４を有する。

それに対応して、ステータブルノーズ６２は、それで空力的性能を改善させるような特殊な構成であって、ロータブルノーズ６４より大きい曲率半径を有する。

主流路内での排出パージ空気３４及び燃焼ガス３８の流れ場は、回転シール６０を通過するとともにその周囲を通って非常に複雑であるので、空力的損失を最小限に抑えてタービン効率を増加させるために、凸状のステータブルノーズ６２の正確な形状は、動翼プラットフォーム５８の前方領域の形状に対して相補的でなければならない。

たとえば、ノズルの内側バンドの後縁の一般的な輪郭は比較的角張って、大きい鈍い後面を有する。内側バンドの鈍い後面は、境界層はがれを、またそれに対応したタービン効率低下を促進する。

反対に、ほぼ完全に凸状のステータブルノーズ６２は、境界面はがれが広がりやすい鈍い、又はまっすぐないずれの後面もなくす、又はほぼなくす。

図３に示す例示的な実施形態では、回転シール６０は、ロータウィング６８の半径方向下方に配置されたステータエンジェルウィング７２も有し、これは、軸方向後方に延びて、ロータウィングと部分的に重なり、回転シールによって画定される蛇行流路内での旋回を増加させ、それにより、排出パージ空気の自由流れをさらに抑制することができる。

このように、パージ空気は、前キャビティ５６から半径方向外向きに送られ、次にロータウィング６８の周囲を回る流路を進む。ステータウィング７２は、最初にパージ空気を軸方向前方へ流し、次に半径方向外向きに流してから、ロータウィング６８の上部全体で逆向きに軸方向後方へ流す。

ここで、パージ空気は、凸状ステータブルノーズ６２のコアンダ効果によって半径方向内向きに引き込まれた燃焼ガスと結合し、それにより、燃焼ガスの境界層はがれを遅らせるとともに、回転シールから排出中のパージ空気との事前混合を可能にする。

図３で達成されたブルノーズ回転シール６０は、燃焼ガスがノズルの内側バンド４４から排出される時の燃焼ガスの流れ付着を改善し、その境界層はがれを減少させ、さらに前パージキャビティ５６から排出中の異なる速度のパージ空気との混合による損失を減少させる。

排出パージ空気及び分流燃焼ガス間のこの境界領域では、混合流が受ける循環が小さくなるとともに、混合が少なく、より低温のパージ空気が、ロータブルノーズ６４を有する動翼プラットフォーム５８の前方部分を熱的に保護することができる。

この構成は、タービン動翼５２の前縁での燃焼ガスの全圧力を増加させて、タービン効率を向上させるだけでなく、動翼プラットフォームの前縁に沿った温度を低下させる。より低温で動作するプラットフォームは、その内部の熱応力を減少させて、その寿命を延ばすことができる、又は動翼プラットフォーム自体の内部冷却用に特化して与えられる冷却空気を減少させるために使用されてもよい。

好適と思われるもの、及び本発明の例示的な実施形態を本明細書に記載してきたが、本明細書の教示から、当業者には本発明の他の変更が明らかになるはずであり、したがって、そのような変更すべてが本発明の真の精神及び範囲に含まれることが、添付の特許請求の範囲において確保されることが望ましい。

したがって、特許によって確保しようとするものは、本発明を、添付の特許請求の範囲において定義して区別することである。

ターボファンガスタービンエンジンの、一部断面で示す軸方向概略図である。 図１に示す高圧タービンの拡大した軸方向断面図である。 図２に示すステータノズル及びロータ動翼間の回転シールの、さらに拡大した軸方向断面図である。

符号の説明

１０ エンジン
１２ 中心線軸
１４ ファン
１６ ブースタ圧縮機
１８ （ＨＰ）圧縮機
２０ 燃焼器
２２ 高圧タービン（ＨＰＴ）
２４ 低圧タービン（ＬＰＴ）
２６ ナセル
２８ バイパスダクト
３０ 第１駆動軸
３２ 第２駆動軸
３４ 空気
３６ 燃料
３８ 燃焼ガス
４０ タービンノズル
４２ 静翼
４４ 内側バンド
４６ 外側バンド
４８ 取り付けフランジ
５０ ノズル支持体
５２ タービン動翼
５４ ロータディスク
５６ キャビティ
５８ 内側プラットフォーム
６０ 回転シール
６２ ステータブルノーズ
６４ ロータブルノーズ
６６ 垂直面
６８ ロータウィング
７０ 下面
７２ ステータウィング

Claims (10)

1. 内側バンド（４４）及び外側バンド（４６）間に取り付けられた一列状の静翼（４２）を有する環状ステータノズル（４０）であって前記内側バンド（４４）が半径方向内向きに延びる取り付けフランジ（４８）を含む、環状ステータノズル（４０）と、
   ロータディスク（５４）の外周に取り付けられて、前記取り付けフランジ（４８）から後方に間隔をおいて配置され、それにより、パージ空気（３４）を通して流すための前キャビティ（５６）を画定するようにした、一列状の動翼（５２）と
   を備えるタービン段（２２）であって、
   各動翼（５２）は、前記パージ空気を排出するために前記前キャビティ（５６）の上部に配置された回転シール（６０）の位置で、前記内側バンド（４４）に隣接する内側プラットフォーム（５８）を有し、
   前記内側バンド（４４）はその後縁に、前記回転シール（６０）と協働してその位置での空力的損失を減少させるためのステータブルノーズ（６２）を有する、
   タービン段。
2. 前記動翼プラットフォーム（５８）は、鈍い前面（６６）に結合されたロータブルノーズ（６４）を有し、該鈍い前面（６６）は、前記ロータブルノーズ（６４）からロータウィング（６８）まで半径方向内向きに延在し、前記ロータウィング（６８）は、前記鈍い前面から軸方向前方に延在し、且つ前記ステータブルノーズ（６２）から下方に間隔をおいて配置されて、それとともに前記回転シール（６０）を画定するようにした、請求項１に記載のタービン段。
3. 前記ステータブルノーズ（６２）は、軸方向において前記ロータウィング（６８）の上に重なるとともに、前記ロータブルノーズ（６４）及び前記鈍い前面（６６）の方へ内向きに近寄る、請求項２に記載のタービン段。
4. 前記ステータブルノーズ（６２）は、前記ロータブルノーズ（６４）を越えて半径方向内向きに凸状であって、前記ロータウィング（６８）の上方で前記鈍い面（６６）の約中間高さにおいて終端する、請求項３に記載のタービン段。
5. 前記内側バンド（４４）及び前記プラットフォーム（５８）は、前記回転シール（６０）の高さで共通の広がりを有し、また前記ステータブルノーズ（６２）及び前記ロータブルノーズ（６４）間で半径方向内向きに近寄る、請求項４に記載のタービン段。
6. 前記ステータブルノーズ（６２）は、前記静翼（４２）の後縁で始まって、後方へ前記ロータブルノーズ（６４）に向かって延出し、
   前記ロータブルノーズ（６４）は、前記動翼（５２）の前縁の前方で始まって、半径方向に整合した鈍い面（６６）で終端する、請求項５に記載のタービン段。
7. 前記ステータブルノーズ（６２）及び前記ロータブルノーズ（６４）は、半径方向高さにおいて完全に凸状である、請求項６に記載のタービン段。
8. 前記ステータブルノーズ（６２）は、前記ロータブルノーズ（６４）より大きい曲率半径を有する、請求項６に記載のタービン段。
9. 前記回転シール（６０）は、前記ロータウィング（６８）の下方で前記取り付けフランジ（４８）から後方へ延出するステータウィング（７２）をさらに有する、請求項６に記載のタービン段。
10. 前記内側バンド（４４）は、前記ステータブルノーズ（６２）の下に、前記ロータウィング（６８）に対してほぼ平行であるとともにその上に軸方向に重なる下面（７０）を有する、請求項６に記載のタービン段。

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