JP4921220B2 - ターボ機械のタービンケーシングを冷却する装置 - Google Patents

Description

本発明はターボ機械のタービンケーシング、詳細には航空機用ターボジェットエンジンまたはターボプロップのタービンケーシングを冷却する装置に関する。

この種類のタービンは複数のステージを備え、各ステージは、タービンのケーシングにより保持される固定翼の環状の列から形成されるディストリビュータと、Ｃ形またはＵ形の留め具によってタービンのケーシングのフックの周囲に固定されたリングセクタにより形成される円筒形シュラウド内で、ノズルアセンブリの下流で回転するように取り付けられた回転翼とを含む。

第１ステージの翼または上流ステージのノズルアセンブリは、高温に曝され、さらに、ターボ機械コンプレッサの上流から抽気され、タービンの上流のノズルアセンブリの周りでケーシング内に形成されるある容積部分にダクトにより輸送される、冷却空気の流れに対する内部空洞を備える。円筒形の接合管は上述の容積内に取り付けられ、それぞれ、上述の容積を上流のノズルアセンブリの翼の内部空洞に接続する。冷却空気は翼の半径方向内側端でこの空洞を離れ、翼の後縁はさらに、空洞に通じるオリフィスを備えて冷却空気が離れるようにしている。

リングセクタを固定するフック、詳細には、上流ステージのノズルアセンブリの翼の直ぐ下流に配置されるフックは、ケーシングのフックを収容する環状空間に半径方向外向きの気流からのガスが通過するのを制限するために、リングセクタとノズルアセンブリの翼の外端の間に装着される、環状のシーリング板により熱から遮蔽される。

しかし、シーリングは不十分であり、タービンの気流からの高温ガスの漏出によりケーシングフックの温度が上昇し、ひび割れまたは亀裂を生じてフックを破壊する可能性がある。

さらに、複雑性、空間的な制限および関連の費用のため、これらの懸垂フックに燃焼室の上流から冷却空気を抽気する追加の冷却回路を、タービンに装着することは不可能であろう。

本発明の特定の目的は、簡単に、効果的におよび経済的にこの問題に対応することである。

この目的のために、本発明は、ターボ機械、詳細には、航空機用ターボジェットエンジンまたはターボプロップのタービンのケーシングを冷却する装置を提案する。このタービンは、複数のステージを備え、各ステージは、タービンのケーシングにより保持される固定翼の環状の列から形成されるノズルアセンブリと、ケーシングの周囲に固定されたリングセクタにより形成される円筒形シュラウド内のケーシング内部で回転するように取り付けられた回転翼と、上流ステージのノズルアセンブリの翼を冷却する冷却回路とを含み、冷却回路は、ノズルアセンブリの翼内に形成される空洞に冷却空気を輸送するダクトと、上流ステージの回転翼の周囲でリングセクタを懸垂するケーシングの上流のフックに空気を輸送する手段と、を備え、これらの空気輸送手段は、上流ステージのノズルアセンブリの翼の内部空洞を上流のフックが位置する環状空間に接続し、翼の内部空洞はノズルアセンブリに取り付けられた板により半径方向外側端部で閉じられ、空気輸送手段は、これらの板に形成された穿孔と、翼を冷却する空洞の半径方向外側の壁面とリングセクタを懸垂するための上流のフックとの間に半径方向に延びる、ノズルアセンブリの外側環状リムに形成された穿孔とを備える。

ケーシングの上流ステージのノズルアセンブリの翼の空洞から抽気される空気は、ケーシングの上流のフックを収容する環状空間に輸送され、これにより温度を低下させ、タービンケーシングに冷却空気を輸送するダクトを追加する必要なく、フックのひび割れまたは亀裂の危険性の明らかな低減をもたらす。

この空気はさらに、フックが収容される環状空間を、タービンを通過する燃焼ガスより高い圧力に維持することを可能にし、この空気自体がフックを収容する環状空間へのこれらのガスの進入を防止する。

上流のフックを冷却する抽気された気流は、ノズルアセンブリの翼を冷却するために使用される気流全体の小部分を表し、したがって、上流ステージのノズルアセンブリの翼の冷却およびターボ機械の出力にほとんど影響を与えない。

本発明の別の特徴によると、上流のケーシングのフックに空気を輸送する手段は、ノズルアセンブリの周辺に分散され、各固定翼内に形成される。

空気輸送手段は、上流ステージのノズルアセンブリの翼冷却空洞を密閉するために翼の半径方向外側端に取り付けられる板に形成される穿孔と、翼を冷却する空洞の半径方向外側の壁面とリングセクタを懸垂するための上流のフックとの間に放射状に延びる、ノズルアセンブリの外側環状リムに形成される穿孔とを備える。

穿孔は放電加工により形成され、約０．１〜５ｍｍの直径を有する。

本発明の一実施形態においては、ノズルアセンブリの外側環状リムに形成される穿孔はこのリムに対しておよび回転軸に対して斜めに延びる。

これらの穿孔は、下流端で、ケーシングの上流のフックが位置する環状空間に直接通じる。

代替形態として、穿孔は外部の環状リムの内側周囲に形成され、下流端で、ノズルアセンブリの外側環状リムとノズルアセンブリの下流の外側端の一部に取り付けられ固定される環状のデフレクタとの間に形成される環状通路に通じる。

この場合、穿孔はノズルアセンブリの回転体の外側壁に近接したノズルアセンブリの外側リムに形成され、これにより、ノズルアセンブリの外側リムにおける温度勾配の生成を回避できる。このような温度勾配は、リムの放射状の広がりにわたりリムの熱膨張差を生じ、ノズルアセンブリの翼に大きな応力を発生させる。

環状デフレクタは例えば、ノズルアセンブリの外側の環状溝に係合および固定され、リングセクタの上流端上に軸方向に保持されており、これにより、タービン気流からのガスが半径方向の外側に向かって、ケーシングのフックを収容する環状通路に流れ込むのを制限する。

有利には、環状デフレクタは複数の部分に分割され、シーリングストリップを介して端と端を連結して組み立てられた複数の部分から形成される。

さらに別の代替形態では、ノズルアセンブリの外側環状リムに形成される穿孔は、このリムに対してほぼ垂直であり、このリムがタービンのケーシングを保持する領域に形成されるスロットを通して冷却空気を供給される。

本発明はまた、航空機用ターボジェットエンジンまたはターボプロップのようなターボ機械のタービンに関し、タービンは上述の冷却装置を備える。

本発明はまた、半径方向内側端で回転体の内側壁に連結され、および半径方向外側端で回転体の外側壁に連結された翼の環状の列を備える、ターボ機械タービンの上流のノズルアセンブリに関し、翼は冷却空気の流れに対する内部空洞を備え、外側壁はその下流端に外側環状リムを備え、リムはターボ機械のケーシングを保持する手段を用いて形成され、翼の内部空洞は、半径方向外側端で、ノズルアセンブリの外側壁に取り付けられる板により閉じられ、これらの板およびノズルアセンブリの環状リムは冷却空気の通過する穿孔を備える。

穿孔は環状リムの内側周囲に形成され得る。これら穿孔はまた、環状リムに対して斜めにまたは垂直に形成され得る。

環状デフレクタはさらに、この環状リムの下流のノズルアセンブリの回転体の外側壁に固定され得る。

本発明はより十分に理解され、本発明の他の特徴、詳細および利点は、添付図面を参照した非限定の例により与えられる、以下の説明を読むことによりさらに明らかになるであろう。

図１では、参照符号１０は燃焼室１４の出口に配置された高圧モジュール１２および高圧モジュール１２の下流に置かれる低圧モジュール１６からなるターボ機械のタービンを表す。タービンは４つのステージを備え、各ステージは、タービンの外部ケーシング２２により保持される固定翼２０の環状の列から形成されるノズルアセンブリ１８およびノズルアセンブリ１８の下流の回転翼２４を含む。

回転翼２４は、環状フランジ２８によって相互に軸方向に組み合わされたディスク２６を備え、放射状翼３０を保持する。回転翼２４はディスク２６の環状フランジ２８に固定されたドライブコーン３２によりタービンシャフト（図示せず）に連結される。

各回転翼２４は、Ｃ形またはＵ形の固定部品（以下により詳細に説明される）によりタービンのケーシング２２の周囲に固定されるリングセクタ３４から形成される円筒形シュラウドにより、小さな隙間を備えて外側を囲まれる。

ノズルアセンブリ１８は、それぞれ回転体の内側壁３６および外側壁３８を備え、これらの間で、タービンを通るガスの流れに対する気流を区切り、これらの間で翼２０は放射状に延びる。

図２ａで最も明らかに示される上流ステージのノズルアセンブリ１８の外側壁３８は、軸方向の環状突起部４４を含む、上流４０および下流４２の半径方向外側の環状リムを備え、突起部４４は、上流方向に向けられ、タービンのケーシング２２の対応する軸方向の環状溝４５に係合される。

このノズルアセンブリ１８の翼２０は、冷却空気の循環を、ノズルアセンブリの外側壁３８に対して半径方向外側の供給容積４８から発生させる（矢印４３で示される）内部空洞４６を備え、この空気は、翼２０の後縁近くに形成され、内部空洞４６に通じるオリフィス５０を通してタービンのガス気流中に一部を除去され（矢印５１）、ノズルアセンブリの内側壁３６に対して半径方向内側の容積５２内に一部を除去される（矢印５３）。冷却空気は、ターボ機械のコンプレッサから上流に抽気され、図示されていないダクトにより供給容積に輸送される。

翼の空洞４６はそれぞれ円筒形管５４および５５により外側容積４８および内側容積５２に接続される。外側容積４８と翼の空洞４６との間に空気を通過する各管５４は、外側環状リム４０と４２との間のノズルアセンブリの壁３８に形成され、翼の内部空洞４６に通じるオリフィスに固定されるブッシング５６に気密に係合される一端を有する。この端部のもう一方はタービンのケーシング２２に形成されるオリフィスに固定されるブッシング５７に気密に係合される。翼の空洞４６と内側容積５２との間に空気を通過する管５５は、それぞれ、ノズルアセンブリのおよび容積５２のケーシング６０の環状リムの、壁３６のオリフィス５８、５９に気密に係合される端部を有する。

ノズルアセンブリ１８の各翼の空洞４６は、ブッシング５６が固定されるオリフィス近くのノズルアセンブリの外側壁３８に形成される開口部を備える。板６４は、翼の空洞４６を密閉して閉鎖するために、図３で確認できるとおり、壁３８に取り付けられ固定される。

上流ステージのノズルアセンブリ１８の直ぐ下流に配置されるリングセクタ３４（図２ａおよび図２ｂはそれぞれ、上流端に、ケーシング２２の一部である円筒体の一部の形で対応する円周のフック７２に押し付けられる、シリンダの一部の形状の周辺フック７０を備え、周辺フック７０および７２を覆って上流側から係合されるＣ形またはＵ形の留め具７４により所定の位置に保持される。

留め具７４およびフック７０、７２は、ケーシングとノズルアセンブリ１８との間のリングセクタ３４の周りに広がる、環状空間７６内に収容される。留め具７４は、その上流端を、ノズルアセンブリの外側壁３８の下流側環状リム４２の下流側面に接触して保持する。

リングセクタ３４およびケーシング２２の留め具７４および周辺フック７０および７２は、リングセクタ３４とノズルアセンブリの環状リム４２の下流面との間に装着される、環状のシーリングシート７８により熱から遮蔽され、これにより、ケーシングフック７２を収容する環状空間７６内への半径方向外側からのタービン気流のガスの通過を制限する。

ケーシングフック７２は、動作中に、破壊を生じる可能性のあるひび割れまたは亀裂を発生させ得る高温に曝される。

本発明は、これらのフックに冷却空気を輸送する手段によりこの問題に対する容易な解決法を提供する。

図２（ａ、ｂ）および図３に示される本発明の第１実施形態では、これらの手段は、フック７０、７２を収容する環状空間７６に翼の内部空洞４６を接続するために、各翼の板６４に形成される穿孔８０およびノズルアセンブリの外側壁３８の下流の外側リム４２に斜めに形成される穿孔８２を備え、穿孔８０および８２はタービンの軸の周りに均一に分散される。

図示されている例では、各板６４はほぼ中間に円筒形穿孔８０を備え（図３）、この穿孔８０は、タービンの軸に対してほぼ放射状に方向付けられ、一方では対応する翼の空洞４６に、他方ではノズルアセンブリの外側壁３８の半径方向の外側に置かれ、ノズルアセンブリの外側環状リム４０、４２により軸方向に囲まれる環状通路７９に通じる。代替として、板の一部だけに、穿孔８０を有するか、または板は２つ以上の穿孔８０を備えてもよい。穿孔は、タービンの軸に対して均一に傾斜し、例えば、下流側および外側に方向付けられ得る。

ノズルアセンブリ１８の外側環状リム４２に形成される穿孔８２は、タービンの軸に対して傾斜しており、下流側および外側に方向付けられる。上流端では、環状通路７９に通じ、下流端では、フック７０、７２にはめ込まれる留め具７４の内側の円筒面に面している。

ノズルアセンブリ１８の翼の空洞４６を通って循環する気流の一部は、板６４の穿孔８０を通って環状通路７９に入り、その後、矢印８４により示されているとおり、ノズルアセンブリの環状リム４２の穿孔８２を通ってフック７０、７２を収容する環状空間７６に入る。その結果、フック７２は十分に冷却され、フックのひび割れまたは亀裂の危険性を無くする。

この空気の供給はまた、フックを収容する環状空間７６をタービンを通って流れる高温ガスより高い圧力に維持でき、その結果、これらのガスが、環状シーリングシート７８の位置でリングセクタ３４とノズルアセンブリ１８の環状リム４２との間を通過するのを防止する。

図示されている例における板６４に形成される穿孔８０の数は、ノズルアセンブリ１８の環状リム４２に形成される穿孔８２の数より多い。穿孔８０の数は、例えば約９６個であり、穿孔８２の数は、例えば約７２個である。

代替として、板６４に形成される穿孔８０の数は、ノズルアセンブリ１８の環状リム４２に形成される穿孔８２の数と等しいかまたは少なくてもよい。

図４ａおよび図４ｂに示されている本発明の実施形態の代替形態では、ノズルアセンブリの板６４に形成される穿孔８０は、図２ａ、図２ｂおよび図３を参照して説明されるものと同一であり、環状通路７９はノズルアセンブリの外側環状リム４２に形成される軸方向の穿孔９０によりおよびこの外部リム４２の環状突起部４４に形成される軸方向のスロット９２により、フックを収容する環状空間７６に接続される。穿孔９０およびスロット９２は、タービンの軸の周りに均一に分散される。

ノズルアセンブリ１８の外側環状リム４２に形成される穿孔９０は、タービンの軸にほぼ平行で、リム４２に垂直である。穿孔９０の上流端は、その面が環状の嵌合突起部４４の外側に半径方向に位置する環状リム４２の上流面に通じ、穿孔９０の下流端は、フック７０、７２を収容する環状空間７６内の環状リム４２の下流面に通じている。

スロット９２は、ケーシング２２の環状溝４５に係合される環状突起部の内側円筒面９４および外側円筒面９６に形成される。

外側円筒面９６上のスロット９２は、下流端では穿孔９０の上流端の周辺に通じ、上流端では溝４５の底部に通じ、内側円筒面９４上のスロットは、上流端では溝４５の底部に通じ、下流端では環状通路７９に通じる。

図示されている例では、各穿孔９０はそれぞれ、環状突起部４４の内側円筒面９４および外側円筒面９６に形成される２つのスロット９２と連通しており、スロットは穿孔９０と同一の半径方向平面に位置してもしなくてもよい。

翼の内部空洞４６から発生する環状通路７９内の空気は、矢印９８により示されているとおり、ノズルアセンブリの外側リム４２の環状突起部４４の内側面上の、次いで外側面上のスロット９２により、その後外側リム４２の穿孔９０により、フックを収容する環状空間７６内に輸送される。

代替として、スロット９２はタービンの軸に平行ではなくてもよい。これらのスロット９２はまた、環状突起部４４の円筒面９４、９６が接触して保持される、溝４５の円筒面上に形成されてもよく、これらのスロットは、上述のとおり、環状通路７９に穿孔９０の周辺で通じる。

図５から図７に示されている代替形式では、ノズルアセンブリ１８の外側環状リム４２の穿孔１００は、リム４２の中心または半径方向外側の部分には形成されないが、ノズルアセンブリの外側壁３８に近接して形成され、この壁にほぼ平行に延びる。

穿孔１００は、その上流端で環状通路７９に通じ、その下流端で第２環状通路１０２に通じる。この、第２環状通路１０２は、タービンの軸に対して横方向に延び、その外側周辺でフック７２を収容する環状空間７６に連通する。

環状通路１０２はノズルアセンブリの外側壁３８を取り囲み、外部リム４２の下流で、ノズルアセンブリのリム４２により、およびノズルアセンブリの外側壁３８に取り付けられ固定されたデフレクタ１０４により、軸方向に囲まれる。

図示されている例では、穿孔１００は、下流端で外側に開き、リム４２の下流で、ノズルアセンブリの外側壁３８に形成される環状溝１０６に通じ、また半径方向の壁１０８を備え、この壁１０８に対して、デフレクタ１０４の半径方向内側端の部分が押し付けられ、蝋付けまたは溶接により固定される。

デフレクタ１０４は、半径方向外側端の一部を押すことにより軸方向に付勢して、リングセクタ３４の上流端上に取り付けられた環状のシーリングシート７８に押し付けられ、これにより、フック７０、７２を収容する環状空間７６内への半径方向外側からのタービン気流のガスの通過を制限する。

代替として、デフレクタ１０４はリングセクタ３４の下流端に直接軸方向に保持することができる。

第１環状通路７９からの空気は穿孔１００を通り第２環状通路１０２に入り、その後、矢印１１０に示されているとおりフックを収容する環状空間７６に輸送される。

図６に示されている例では、穿孔１００の数は板６４に形成される穿孔８０の数より多い（図３）。穿孔１００の数は例えば３６０から５０４の間である。

好ましくは、デフレクタ１０４は複数のセクタに分割され、シーリングストリップによって端と端を連結して組み立てられた複数の部分１１２から形成される。

図７で示されている例では、部分１１２は、その各端部で、その中にシーリングストリップがはめ込まれる手段１１４と結合され（図示されていないが）、各ストリップの一端は１つの部分１１２の手段１１４内に係合され、反対端は近接部分１１４の手段１１２内に係合される。

リングセクタ３４上の留め具７４およびフック７０はまた、空気の通路のための穿孔１１６および１１８を備え、これによりケーシング２２のフック７２を冷却する（図５）。

穿孔８０、８２、９０、１００、１１６および１１８はまた、約０．１〜５ｍｍの直径を有し、放電加工または任意のほかの適切な技法により形成され得る。

図５から図７の実施形態では、ノズルアセンブリの外側環状リム４２における温度勾配の生成を回避できる。このような温度勾配は、リムの放射状の広がりにわたりリムの熱膨張差を生じ、ノズルアセンブリ１８の翼に大きな応力を発生させる。多数の穿孔１００により、リム４２の内側周辺の温度を均一にでき、この温度を大幅に低下できる。

デフレクタ１０４により、リム４２を冷却するのに用いられた空気を回収して、ケーシングフック７２を冷却することができる。冷却空気の流量の僅かな増加は、エンジン性能を低下させることなく、環状リム４２を冷却することによって僅かに温められるという事実を補償する。

本発明による装置が装備されているターボ機械の軸方向断面の概略部分図である。 図１の一部の拡大図であり、タービンの上流ステージのノズルアセンブリを示す。 図２ａの細部Ｉ_２の拡大図である。 側面および上流端から見た、タービンの上流ステージのノズルアセンブリの概略部分斜視図である。 図２ａに対応する図であって、本発明による装置の実施形態の代替形式を示す。 図４ａの細部Ｉ_４の拡大図である。 本発明による装置の実施形態の別の代替形式の軸方向断面の概略部分図である。 図５のノズルアセンブリの外側環状リムの概略部分斜視図である。 図５のノズルアセンブリの外側環状リムの概略部分斜視図である。

１２ 高圧モジュール
１４ 燃焼室
１６ 低圧モジュール
１８ ノズルアセンブリ
２０ 固定翼
２２ 外部ケーシング
２４ 回転翼
２６ ディスク
２８ 環状フランジ
３０ 放射状翼
３２ ドライブコーン
３４ リングセクタ
３６ 内側壁
３８ 外側壁
４０、４２ 外側環状リム
４３、５１、５３、９８ 矢印
４４ 環状突起部
４５ 環状溝
４６ 内部空洞
４８ 供給容積
５０、５８、５９ オリフィス
８０、８２、９０、１００、１１６、１１８ 穿孔
５２ 内側容積
５４、５５ 円筒形管
５６、５７ ブッシング
６４ 板
７０、７２ 周辺フック
７４ 留め具
７６ 環状空間
７８ シーリングシート
７９ 環状通路
９２ スロット
９４ 内側円筒面
９６ 外側円筒面
１０２ 第２環状通路
１０４ デフレクタ
１０８ 壁
１１２ 部分
１１４ 近接部分

Claims (14)

1. ターボ機械、詳細には航空機用ターボジェットエンジンまたはターボプロップのタービンのケーシングを冷却する装置であって、このタービンは、複数のステージを備え、
   各ステージは、
   タービンのケーシングにより保持される固定翼の環状の列から形成されるノズルアセンブリと、ケーシングの周囲に固定されたリングセクタにより形成される円筒形シュラウド内のケーシング内部で回転するように取り付けられた回転翼と、上流ステージのノズルアセンブリの翼を冷却する冷却回路と、を含み、
   冷却回路は、
   ノズルアセンブリの翼内に形成される空洞に冷却空気を輸送するダクトと、
   上流ステージの回転翼の周囲でリングセクタを懸垂するケーシングの上流のフックに空気を輸送する手段と、を備え、
   これらの空気輸送手段は、上流ステージのノズルアセンブリの翼の内部空洞を上流のフックが位置する環状空間に接続し、
   翼の内部空洞はノズルアセンブリに取り付けられた板により半径方向外側端部で閉じられ、
   空気輸送手段は、冷却空気が翼の内部空洞から出ることができるようにそれらの板に形成された穿孔と、翼を冷却する空洞の半径方向外側の壁面とリングセクタを懸垂するための上流のフックとの間に半径方向に延びる、ノズルアセンブリの外側環状リムに形成された穿孔とを備える、前記装置。
2. 上流側のケーシングフックに空気を輸送する手段が、ノズルアセンブリの周辺に分散され、各固定翼に形成される、請求項１に記載の装置。
3. 穿孔が放電加工により形成される、請求項１または２に記載の装置。
4. ノズルアセンブリの外側環状リムに形成される穿孔がこのリムに対しておよび回転軸に対して斜めに延びる、請求項１から３の一項に記載の装置。
5. 穿孔が、下流端で、ケーシングの上流側フックが収容されている環状空間に直接通じる、請求項４に記載の装置。
6. 穿孔が外側環状リムの内側周辺に形成され、穿孔の下流端は、ノズルアセンブリの外側環状リムとノズルアセンブリの下流端の部分に取り付けられ固定された環状デフレクタとの間に形成される環状通路に通じている、請求項１から４の一項に記載の装置。
7. 環状デフレクタがノズルアセンブリの外側環状溝に係合および固定され、リングセクタの上流端上に軸方向に保持されている、請求項６に記載の装置。
8. 環状デフレクタが複数のセクタに分割され、シーリングストリップによって端と端を連結して組み立てられた複数の部分から形成されている、請求項６または７に記載の装置。
9. ノズルアセンブリの外側環状リムに形成される穿孔が、このリムに対してほぼ垂直であり、このリムがタービンのケーシング上に保持する領域に形成されるスロットを通して冷却空気を供給される、請求項１から３の一項に記載の装置。
10. 航空機用ターボジェットエンジンまたはターボプロップなどのターボ機械のタービンであって、請求項１から９の一項に記載の冷却装置を備えるタービン。
11. 半径方向内側端で回転体の内側壁に連結され、半径方向外側端で回転体の外側壁に連結された翼の環状の列を備える、ターボ機械タービンの上流のノズルアセンブリであって、
    翼は冷却空気の流れに対する内部空洞を備え、
    外側壁はその下流端に外側環状リムを備え、リムはターボ機械のケーシングを保持する手段を用いて形成されている、ノズルアセンブリであって、
    翼の内部空洞は、半径方向外側端で、ノズルアセンブリの外側壁に取り付けられる板により閉じられ、
    これらの板が、冷却空気を翼の内部空洞から出すための穿孔を備えており、ノズルアセンブリの環状リムが、冷却空気を通過させる穿孔を備えている、前記ノズルアセンブリ。
12. 穿孔が環状リムの内側周囲に形成されている、請求項１１に記載のノズルアセンブリ。
13. 穿孔が環状リムに対して斜めにまたは垂直に形成されている、請求項１１または１２に記載のノズルアセンブリ。
14. 環状デフレクタが環状リムの下流の回転体の外側壁に固定されている、請求項１１または１２に記載のノズルアセンブリ。

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