FR2464363A1

FR2464363A1 - TURBINE ROTOR FOR TURBOMACHINES WITH COOLANT TRANSFER SYSTEM

Info

Publication number: FR2464363A1
Application number: FR8017848A
Authority: FR
Inventors: Alan Moore; David Alexander Campbell
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1979-08-30
Filing date: 1980-08-13
Publication date: 1981-03-06
Also published as: GB2057573A; DE3031553A1; DE3031553C2; JPS5634906A

Abstract

L'INVENTION CONCERNE UN ENSEMBLE ROTOR DE TURBINE POUR UNE TURBOMACHINE TELLE QU'UN MOTEUR A TURBINE A GAZ. L'ENSEMBLE ROTOR COMPREND UN OU PLUSIEURS ETAGES DE TURBINE CONSTITUES CHACUN PAR UN DISQUE DE TURBINE 18A ET DES AUBES DE TURBINE 20 ESPACEES AUTOUR DU POURTOUR DU DISQUE. AU MOINS UN ETAGE DE TURBINE EST POURVU DE MOYENS 46 POUR RECEVOIR L'AIR DE REFROIDISSEMENT IMMEDIATEMENT A L'AMONT DU DISQUE 18A ET POUR L'ENVOYER A DES MOYENS INJECTEURS 54 DE MANIERE QUE L'AIR PUISSE ETRE ENVOYE A L'AVAL DU DISQUE 18A INDEPENDAMMENT DU COURANT DE GAZ QUI PASSE SUR LES AUBES 20 DE LA TURBINE. LESMOYENS INJECTEURS 54 SONT ADJACENTS AU POURTOUR DU DISQUE 18A, OU DANS CE POURTOUR, ET ILS SONT CONFORMES ET DISPOSES POUR DIRIGER L'AIR DE REFROIDISSEMENT VERS L'ARRIERE PAR RAPPORT A LA DIRECTION DE ROTATION DE L'ENSEMBLE ROTOR.THE INVENTION RELATES TO A TURBINE ROTOR ASSEMBLY FOR A TURBOMACHINE SUCH AS A GAS TURBINE ENGINE. THE ROTOR ASSEMBLY INCLUDES ONE OR MORE TURBINE STAGES, EACH CONSISTING OF A TURBINE 18A DISC AND 20 TURBINE BLADES SPACED AROUND THE DISC. AT LEAST ONE TURBINE FLOOR IS PROVIDED WITH MEANS 46 FOR RECEIVING COOLING AIR IMMEDIATELY UPSTREAM OF DISC 18A AND FOR SENDING IT TO INJECTOR MEANS 54 SO THAT AIR CAN BE SENT DOWNSTREAM DISC 18A INDEPENDENT OF THE GAS CURRENT THAT PASSES ON VANE 20 OF THE TURBINE. THE INJECTOR MEANS 54 ARE ADJACENT TO THE SURROUNDING OF THE DISC 18A, OR IN THIS SURROUNDING, AND THEY ARE CONFORMING AND ARRANGED TO DIRECT THE COOLING AIR BACKWARDS RELATING TO THE ROTATION DIRECTION OF THE ROTOR ASSEMBLY.

Description

La présente invention concerne des rotors de turbine pourThe present invention relates to turbine rotors for

turbomachines telles que des moteurs à turbine à gaz. turbomachinery such as gas turbine engines.

Il existe de nombreux cas o il y a un excès d'air de refroidissement dans la zone située immédiatement à l'amont de l'ensemble rotor de la turbine et adjacente au pourtour de la There are many cases where there is an excess of cooling air in the area immediately upstream of the turbine rotor assembly and adjacent to the periphery of the

turbine, en dessous des plates-formes des aubes de la turbine. turbine, below the platforms of the turbine blades.

Si cet air de refroidissement est déchargé dans le courant gazeux passant sur les aubes de la turbine, le rendement de la turbine baisse. Pour surmonter le problème il est courant de dévier l'excès d'air radialement vers l'intérieur sur la surface amont du disque de turbine et à l'encontre des effets centrifuges du disque de turbine qui tourne. L'air passe alors par un alésage central du disque pour être déchargé dans le courant gazeux à l'aval du rotor de la turbine. L'air redirigé est utilisé pour If this cooling air is discharged into the gas stream passing over the blades of the turbine, the efficiency of the turbine decreases. To overcome the problem it is common to deflect excess air radially inward on the upstream surface of the turbine disc and against the centrifugal effects of the spinning turbine disc. The air then passes through a central bore of the disc to be discharged into the gas stream downstream of the turbine rotor. The redirected air is used for

refroidir et pressuriser le disque et les paliers de la turbine. cool and pressurize the disc and the turbine bearings.

Cependant, le passage de l'air de refroidissement en direction radiale et vers l'intérieur dans la zone adjacente à la face amont du disque de turbine, puis radialement vers l'extérieur dans la zone adjacente à la face aval d'un disque de turbine, absorbe une partie de la puissance de la turbine et réduit de ce However, the passage of the cooling air in the radial direction and inward in the area adjacent to the upstream face of the turbine disc, then radially outward in the area adjacent to the downstream face of a disc of turbine, absorbs part of the power of the turbine and reduces

fait le rendement effectif de la turbine, et donc du moteur. makes the effective output of the turbine, and therefore of the engine.

Dans les moteurs à rotors multiples, le diamètre de l'alésage central par lequel passe l'air de refroidissement est déterminé par le diamètre des arbres internes et les dimensions des jeux radiaux qui sont nécessaires pour être certain d'un courant approprié d'air de refroidissement. Les dimensions de l'alésage central ont une influence sur les dimensions d'ensemble du disque de turbine et les dimensions de la partie renflée centrale des aubes. Plus l'alésage central est important, plus la largeur de la partie renflée centrale des aubes doit être importante pour résister aux contraintes d'éclatement élevées In multiple rotor motors, the diameter of the central bore through which the cooling air passes is determined by the diameter of the internal shafts and the dimensions of the radial clearances which are necessary to be certain of an appropriate air flow. cooling. The dimensions of the central bore have an influence on the overall dimensions of the turbine disc and the dimensions of the central bulged part of the blades. The larger the central bore, the greater the width of the central bulging portion of the blades to resist the high burst stresses

et avoir une durée de service appropriée. and have an appropriate service life.

Il en résulte qu'il est souhaitable de réduire au minimum As a result, it is desirable to minimize

le diamètre de l'alésage central du disque de turbine. the diameter of the central bore of the turbine disc.

Lorsqu'il s'agit de moteurs pourvus de systèmes d'alimen- In the case of engines fitted with fuel systems

tation à pression élevée des aubes.de turbine, la mise en place d'un système de courant dirigé radialement et vers l'intérieur à partir de la zone adjacente au pourtour du disque jusqu'à la face amont d'un disque de turbinepeut être à la fois complexe tation at high pressure of the turbine blades, the installation of a current system directed radially and inward from the area adjacent to the periphery of the disc to the upstream face of a turbine disc can be both complex

et lourde.and heavy.

Il en résulte, après avoir tenu compte du travail d'absorption de la turbine, des dimensions des disques de turbine pour obtenir des durées de vie appropriées et de la simplification des systèmes d'air interne du moteur, qu'il est avantageux de dévier au moins une partie du courant d'air en excès sur le pourtour d'un disque de turbine dans une zone adjacente à la face amont, loin de l'alésage du disque de turbine, et de transférer cet air en excès à l'arrière du disque de turbine de façon efficace. Un but de l'invention est de réduire ou de surmonter les problèmes mentionnés ci-dessus en prévoyant un ensemble rotor de turbine capable de transférer l'air de refroidissement d'un côté à l'autre sans le faire passer par un alésage central du As a result, after taking into account the absorption work of the turbine, the dimensions of the turbine discs in order to obtain appropriate lifetimes and the simplification of the internal air systems of the engine, it is advantageous to deviate at least part of the excess air flow around the periphery of a turbine disc in an area adjacent to the upstream face, far from the bore of the turbine disc, and to transfer this excess air to the rear of the turbine disk effectively. An object of the invention is to reduce or overcome the problems mentioned above by providing a turbine rotor assembly capable of transferring the cooling air from one side to the other without passing it through a central bore of the

disque du rotor.rotor disc.

Selon la présente invention, il est proposé un ensemble rotor de turbine pour turbomachine, comprenant un ou plusieurs étages de turbine constitués par un disque de turbine et une série d'aubes de turbine espacées autour du pourtour du disque, caractérisé en ce qu'au moins l'un des étages de la turbine est According to the present invention, there is provided a turbine rotor assembly for a turbomachine, comprising one or more turbine stages constituted by a turbine disk and a series of turbine blades spaced around the periphery of the disk, characterized in that at minus one of the turbine stages is

pourvu de moyens récepteurs destinés à recevoir l'air de refroidis- provided with receiving means intended to receive the cooling air

sement provenant d'une zone située immédiatement à l'amont de l'étage de la turbine, et des moyens injecteurs adjacents au pourtour de la turbine, ou disposés dans ce pourtour, pour envoyer l'air de refroidissement sur le côté aval de l'étage de turbine considéré indépendamment des gaz qui passent sur les aubes de la turbine, les moyens injecteurs étant conformés et positionnés pour diriger l'air de refroidissement vers l'arrière from an area located immediately upstream of the turbine stage, and from the injector means adjacent to or around the periphery of the turbine to send the cooling air to the downstream side of the turbine. turbine stage considered independently of the gases which pass over the blades of the turbine, the injector means being shaped and positioned to direct the cooling air towards the rear

par rapport à la direction de rotation de l'ensemble rotor. relative to the direction of rotation of the rotor assembly.

De préférence, le disque, ou chacun des disques, est pourvu d'une série de fentes de fixation des aubes disposées axialement et espacées autour de son pourtour, les aubes de la turbine étant pourvues de moyens de fixation de leur racine qui sont disposés et retenus dans les fentes, les aubes comprenant une plate-forme entre les moyens de fixation et leur racine et une section aérodynamique, et une plaque formant joint étant Preferably, the disc, or each of the discs, is provided with a series of blades fixing slots arranged axially and spaced around its periphery, the blades of the turbine being provided with means for fixing their root which are arranged and retained in the slots, the blades comprising a platform between the fixing means and their root and an aerodynamic section, and a gasket plate being

prévue pour fermer efficacement l'extrémité arrière des fentes. designed to effectively close the rear end of the slots.

Les moyens injecteurs peuvent être prévus dans la plaque de scellement ou dans le pourtour du disque de turbine, ou encore dans une partie des aubes de la turbine qui fait face vers l'arrière, en un emplacement situé en dessous des plats-formes The injector means can be provided in the sealing plate or in the periphery of the turbine disc, or in a part of the blades of the turbine which faces rearward, at a location located below the platforms.

des aubes.blades.

L'ensemble rotor de la turbine pelit être du type comprenant un disque à aubes en une seule pièce, auquel cas les moyens The rotor assembly of the turbine pelit be of the type comprising a paddle disc in one piece, in which case the means

injecteurs sont prévus sur le pourtour du disque. injectors are provided on the periphery of the disc.

Une partie de l'air de refroidissement immédiatement à Some of the cooling air immediately

l'amont du disque peut être envoyée par des passages de refroidis- the upstream of the disc can be sent by cooling passages

sement à l'intérieur des aubes de la turbine pour les refroidir inside the turbine blades to cool them

et une partie peut être envoyée aux moyens injecteurs. and a part can be sent to the injector means.

Dans le cas o l'étage de la turbine, ou chacun des étages de la turbine, comprend des aubes qui sont disposées dans les fentes de fixation sur le pourtour du disque, les moyens récepteurs peuvent comprendre une fente de fixation des aubes et une partie de l'air pénétrant dans les fentes peut être envoyé par des passages de refroidissement à l'intérieur des aubes pour les refroidir, et une partie peut être envoyée auxdits In the case where the turbine stage, or each of the stages of the turbine, comprises blades which are arranged in the fixing slots around the periphery of the disc, the receiving means can comprise a blade fixing slot and a part air entering the slots can be sent through cooling passages inside the blades to cool them, and a portion can be sent to said blades

moyens injecteurs.means injectors.

Selon une disposition différente, les moyens récepteurs peuvent comprendre des chambres constituées entre les racines des aubes de turbine adjacentes en dessous des plates-formes des aubes. Dans ce cas, les moyens injecteurs communiquent avec les chambres. According to a different arrangement, the receiving means may comprise chambers formed between the roots of the adjacent turbine blades below the platforms of the blades. In this case, the injector means communicate with the chambers.

On décrira maintenant des modes de réalisation de l'in- We will now describe embodiments of the invention.

vention à titre d'exemples et en référence aux dessins ci-annexés dans lesquels: la fig. 1 est une vue schématique d'une turbomachine à gaz à rotors multiples pour aéronefs, du type à dérivation et comprenant un ensemble rotor de turbine selon l'invention la fig. 2 est une vue en élévation avec coupe d'une partie de la turbine à deux étages à haute pression du moteur de la fig. 1, et -4 la fig. 3 est une vue en coupe d'une partie du premier étage de la turbine à haute pression de la fig. 2 suivant III-III de vention by way of examples and with reference to the accompanying drawings in which: FIG. 1 is a schematic view of a gas turbine engine with multiple rotors for aircraft, of the bypass type and comprising a turbine rotor assembly according to the invention, FIG. 2 is a sectional elevation view of part of the two-stage high-pressure turbine of the engine of FIG. 1, and -4 fig. 3 is a sectional view of part of the first stage of the high pressure turbine of FIG. 2 following III-III of

la fig. 2.fig. 2.

Si l'on se reporte à la fig. 1, celle-ci représente une turbomachine à gaz du type pour aéronef, comprenant un venti- lateur compresseur 11 à étage unique et à basse pression monté dans une conduite en dérivation 12 et un moteur central comprenant en série un compresseur axial 13 à haute pression et à étages multiples, une chambre de combustion 14, une turbine à deux étages et haute pression 15, une turbine à basse pression et à étages If we refer to fig. 1, this represents a gas turbomachine of the aircraft type, comprising a low-pressure single-stage compressor fan 11 mounted in a bypass line 12 and a central motor comprising in series a high-pressure axial compressor 13 and multi-stage, a combustion chamber 14, a two-stage, high-pressure turbine 15, a low-pressure, multi-stage turbine

multiples 16, et une tuyère d'éjection 17. multiple 16, and an ejection nozzle 17.

Si l'on se reporte en particulier aux-fig. 2 et 3, la turbine à haute pression 15 comprend un rotor de turbine consistant en deux étages de turbine 15a, 15b. Chaque étage de turbine 15a, 15b comprend lui-même un disque de turbine annulaire 18a, 18b avec un fort renflement central 19 et une série d'aubes équidistantes les unes des autres autour du pourtour du disque. Chaque disque 18a, 18b est pourvu de fentes de fixation 21 pour les aubes, équidistantes les unes des autres et du type bien connu en forme de sapin. Chaque aube 20 comprend une racine en forme de sapin 22 disposée et retenue dans les fentes 21 de chaque disque 18a, 18b. Les aubes comprennent une section de forme aérodynamique 23, une joue de pointe 24, une plate-forme 25 et une queue 26 entre la plate-forme 25 et la racine en forme de If we refer in particular to FIGS. 2 and 3, the high pressure turbine 15 comprises a turbine rotor consisting of two turbine stages 15a, 15b. Each turbine stage 15a, 15b itself comprises an annular turbine disk 18a, 18b with a large central bulge 19 and a series of blades equidistant from each other around the periphery of the disk. Each disc 18a, 18b is provided with fixing slots 21 for the blades, equidistant from each other and of the well-known type in the shape of a fir tree. Each blade 20 includes a fir-shaped root 22 arranged and retained in the slots 21 of each disc 18a, 18b. The blades include an aerodynamically shaped section 23, a tip cheek 24, a platform 25 and a tail 26 between the platform 25 and the root in the shape of

sapin 22.fir 22.

Le disque de turbine 18a du premier étage est pourvu d'une collerette 27 par laquelle elle est fixée à l'arbre 28 du compresseur de haute pression qui est supporté à ses extrémités avant dans un palier de butée (non représenté). Le disque de turbine 18a du premier étage est boulonné au disque de turbine 18b du second étage et le disque 18b est pourvu d'une collerette 29 faisant saillie vers l'arrière et sur laquelle est boulonné un joint à labyrinthe 30. Le joint à labyrinthe 30 coopère avec la structure fixe 31 et le disque 18a est supporté par un coussinet de fusée (non représenté) au moyen d'un carter de liaison 32 The turbine disc 18a of the first stage is provided with a collar 27 by which it is fixed to the shaft 28 of the high pressure compressor which is supported at its front ends in a thrust bearing (not shown). The turbine disc 18a of the first stage is bolted to the turbine disc 18b of the second stage and the disc 18b is provided with a flange 29 projecting towards the rear and on which is bolted a labyrinth seal 30. The labyrinth seal 30 cooperates with the fixed structure 31 and the disc 18a is supported by a rocket bearing (not shown) by means of a connection housing 32

monté de façon rotative dans le coussinet de fusée. rotatably mounted in the rocket bearing.

L'arbre 33 qui relie le compresseur de basse pression à la turbine de basse pression traverse l'alésage central des disques 18a, 18b et un tube de recouvrement 34 s'étend entre le carter 32 et l'arbre 28 du compresseur de haute pression pour déterminer un couvercle étanche à l'air sur l'arbre 33. Entre les pourtours des deux disques de turbine 18a, 18b est monté un disque 35 constituant un joint à labyrinthe et coopérant avec les surfaces cylindriques 36 portées par des aubes directrices intermédiaires 37. Les aubes directrices 37 sont montées dans le carter externe 38 de la turbine et déterminent également les surfaces de scellement 39 avec lesquelles les pointes 40 des The shaft 33 which connects the low pressure compressor to the low pressure turbine passes through the central bore of the discs 18a, 18b and a covering tube 34 extends between the casing 32 and the shaft 28 of the high pressure compressor to determine an airtight cover on the shaft 33. Between the edges of the two turbine discs 18a, 18b is mounted a disc 35 constituting a labyrinth seal and cooperating with the cylindrical surfaces 36 carried by intermediate guide vanes 37 The guide vanes 37 are mounted in the external casing 38 of the turbine and also determine the sealing surfaces 39 with which the tips 40 of the

aubes de turbine du second étage coopèrent pour former un joint. second stage turbine blades cooperate to form a seal.

La base des racine des aubes de turbine 20 de la turbine a du premier étage est écourtée pour définir une cavité 41 entre les racines 22 des aubes et la base des fentes 21. L'avant des aubes 20 du premier étage 15a de la turbine est pourvu d'une collerette 42 faisant saillie vers l'avant et d'un évidement 43 définissant une entrée d'air. Des passages de refroidissement 44 conduisent de la cavité 41 à l'intérieur des aubes pour The base of the roots of the turbine blades 20 of the turbine a of the first stage is shortened to define a cavity 41 between the roots 22 of the blades and the base of the slots 21. The front of the blades 20 of the first stage 15a of the turbine is provided with a collar 42 projecting forward and a recess 43 defining an air inlet. Cooling passages 44 lead from the cavity 41 inside the blades for

déterminer le refroidissement tel qu'il est décrit plus complète- determine the cooling as described more fully-

ment dans les demandes française NO 78 35354 et anglaise No 46540o/? Les collerettes avant 42 des aubes du premier étage 15a de la turbine sont pourvues de joints 45 coopérant avec des collerettes 46 portées par la structure fixe 47 qui constitue une partie du support des aubes directrices d'entrée 48. Les aubes directrices d'entrée 48 sont en outre supportées par le carter interne 49 de la chambre de combustion et le carter externe 38 de la turbine de haute pression et détermine des surfaces cylindriques contre lesquelles les pointes des joues ment in French requests NO 78 35354 and English No 46540o /? The front flanges 42 of the blades of the first stage 15a of the turbine are provided with seals 45 cooperating with flanges 46 carried by the fixed structure 47 which constitutes part of the support of the inlet guide vanes 48. The inlet guide vanes 48 are further supported by the internal casing 49 of the combustion chamber and the external casing 38 of the high pressure turbine and determines the cylindrical surfaces against which the tips of the cheeks

des aubes forment un joint.vanes form a seal.

Un joint 51 est prévu à l'avant des plates-formes des aubes du premier étage 15a de la turbine pour minimiser les fuites d'air de refroidissement dans le courant de gaz chauds passant sur A seal 51 is provided at the front of the platforms of the blades of the first stage 15a of the turbine to minimize the leakage of cooling air in the stream of hot gases passing over

les aubes de la turbine.the turbine blades.

Une plaque de scellement 52 est également prévue pour fermer de façon efficace les extrémités arrière-des fentes 21 des aubes de la turbine. La plaque de scellement 52 coopère également avec le pourtour du disque pour déterminer une force de réaction résistant au mouvement vers l'arrière des aubes dans A sealing plate 52 is also provided for effectively closing the rear ends of the slots 21 of the turbine blades. The sealing plate 52 also cooperates with the periphery of the disc to determine a reaction force resistant to the rearward movement of the blades in

les fentes 21.the slots 21.

Les aubes 20 du premier étage 15a de la turbine comprennent une collerette 53 faisant saillie radialement vers l'intérieur The vanes 20 of the first stage 15a of the turbine comprise a flange 53 projecting radially inwards

à l'arrière de la queue de l'aube et juste en dessous de la plate- at the back of the dawn tail and just below the platform

forme -Une série de trous 54 sont prévus dans la joue 53, les trous 54 étant dirigés vers l'arrière par rapport à la direction de la rotation de la turbine et formant ensemble des moyens form - A series of holes 54 are provided in the cheek 53, the holes 54 being directed towards the rear relative to the direction of rotation of the turbine and forming together means

injecteurs.injectors.

L'air de refroidissement qui parvient du compresseur à haute pression est admis dans l'espace 55 par l'intermédiaire d'injecteurs à pré-tourbillon 58 situés immédiatement à l'amont du disque 15a du premier étage de la turbine et de la plaque de recouvrement 59. Une partie de l'air passe dans l'évidement de la collerette avant 28 des aubes et passe par l'intermédiaire des cavités 41 et des passages de refroidissement 44 de manière à refroidir les aubes du premier étage de la turbine. La partie restante de l'air de refroidissement peut passer devant les joints 45 et parvenir dans les chambres 56 (voir fig. jentre The cooling air which arrives from the high pressure compressor is admitted into the space 55 via pre-vortex injectors 58 located immediately upstream of the disc 15a of the first stage of the turbine and of the plate. 59. Part of the air passes through the recess of the front flange 28 of the blades and passes through the cavities 41 and the cooling passages 44 so as to cool the blades of the first stage of the turbine. The remaining part of the cooling air can pass in front of the seals 45 and reach the chambers 56 (see fig. Jentre

les queues adjacentes des aubes 20 du premier étage de la turbine. the adjacent tails of the blades 20 of the first stage of the turbine.

Les chambres 56 constituent un dispositif récepteur qui reçoit l'air de refroidissement et qui le dirige vers les moyens injecteurs constitués par les trous 54. En dirigeant l'air provenant des moyens injecteurs selon un angle tourbillonnaire élevé pour impartir une composante de vitesse importante à l'air en excès en direction opposée à la direction de rotation de la turbine, la différence de pression entre les pressions statiques immédiatement à l'amont et à l'aval du disque de turbine peut être utilisée dans les moyens injecteurs pour extraire de l'énergie de l'air en excès, et augmenter de ce fait le rendement de la turbine et refroidir en outre l'air à l'arrière du disque de turbine. Eair en excès provenant des trous 54 peut être utilisé pour déterminer la pressurisation de l'espace 57 entre les étages de la turbine, et il peut être également utilisé pour refroidir les aubes directrices 37 injectrices de l'étage suivant de la turbine. Si on le souhaite, l'air de refroidissement soufflé par les moyens injecteurs du premier étage de la turbine peut être The chambers 56 constitute a receiving device which receives the cooling air and which directs it towards the injector means constituted by the holes 54. By directing the air coming from the injector means at a high vortex angle to impart a large speed component to excess air in the direction opposite to the direction of rotation of the turbine, the pressure difference between the static pressures immediately upstream and downstream of the turbine disc can be used in the injector means to extract from the excess air energy, thereby increasing the efficiency of the turbine and further cooling the air at the rear of the turbine disc. Excess air from the holes 54 can be used to determine the pressurization of the space 57 between the stages of the turbine, and it can also be used to cool the guide vanes 37 injectors of the next stage of the turbine. If desired, the cooling air blown by the injector means of the first stage of the turbine can be

également utilisé pour refroidir le second étage de la turbine. also used to cool the second stage of the turbine.

Si on avait recours à cette solution, il serait nécessaire de modifier la forme des fixations des aubes du second étage de la turbine par rapport à ce que représente le dessin, pour parvenir à un type de construction semblable à celui utilisé dans le If this solution were used, it would be necessary to modify the shape of the fastenings of the blades of the second stage of the turbine compared to what the drawing represents, in order to achieve a type of construction similar to that used in the

premier étage de la turbine.first stage of the turbine.

Selon une autre modification, au lieu de prévoir les trous 54 dans une collerette des aubes de turbine faisant face vers l'arrière, les moyens injecteurs peuvent se présenter sous la forme d'une série de trous pratiqués dans la plaque de scellement 52. Les trous de la plaque de scellement doivent alors être disposés pour recevoir l'air provenant des chambres 56 et le renvoyer vers l'arrière par rapport à la direction de rotation According to another modification, instead of providing the holes 54 in a flange of the turbine blades facing backwards, the injector means can be in the form of a series of holes made in the sealing plate 52. The holes in the sealing plate must then be arranged to receive the air coming from the chambers 56 and return it backwards with respect to the direction of rotation

du disque de turbine.of the turbine disc.

Selon une autre modification encore, au lieu de compter sur l'air qui passe par le joint 45 et qui pénètre dans les chambres 56, on peut utiliser l'air qui est reçu dans la cavité 41 et déterminer une canalisation interne dans la racine de l'aube, pour laisser passer une partie de l'air reçu et refroidir l'aube, à partir de la cavité 41 et jusqu'à des moyens injecteurs prévus soit dans la plaque de scellement, soit dans la collerette According to yet another modification, instead of relying on the air which passes through the joint 45 and which enters the chambers 56, it is possible to use the air which is received in the cavity 41 and to determine an internal channeling in the root of the blade, to let part of the air received pass and cool the blade, from the cavity 41 and to the injector means provided either in the sealing plate or in the flange

53 des aubes.53 of the blades.

Selon une autre modification encore, on peut constituer les étages de la turbine au moyen d'un disque rotor dont les aubes font partie intégrante, auquel cas les moyens injecteurs destinés à provoquer un tourbillon dans l'air de refroidissement According to yet another modification, the stages of the turbine can be constituted by means of a rotor disc of which the blades are an integral part, in which case the injector means intended to cause a vortex in the cooling air

peuvent traverser une partie constituant le pourtour du disque. may pass through a part constituting the periphery of the disc.

En fait et bien que cela ne soit pas pratique avec les étages de turbine représentés sur les dessins, il pourrait être possible, quand les étages de la turbine se présentent sous d'autres formes, d'utiliser une série d'aubes disposées dans des fentes autour du disque de turbine pour constituer des moyens injecteurs traversant une partie du pourtour du disque, au lieu de traverser la plaque In fact and although this is not practical with the turbine stages shown in the drawings, it might be possible, when the turbine stages are presented in other forms, to use a series of blades arranged in slots around the turbine disc to form injector means passing through part of the periphery of the disc, instead of passing through the plate

de scellement ou les collerettes montées sur les aubes. sealing or flanges mounted on the blades.

Claims

1.- Turbine rotor assembly for a turbomachine, comprising one or more turbine stages constituted by a disc of

turbine and a series of turbine blades spaced around the -

disc, characterized in that at least one of the stages 15a, 15b of the turbine is provided with receiving means (56) intended to receive the cooling air coming from a region located immediately upstream of the stage of the turbine, and injector means (54) adjacent to the periphery of the disc (18a, 18b), or

inside this perimeter, to send the cooling air

sement on the internal side of the respective turbine stage independently of the gases which pass over the blades (20) of the turbine, the injector means (54) being shaped and arranged so as to direct the cooling air towards the back by

relative to the direction of rotation of the rotor assembly.

2.- turbine rotor assembly according to claim 1, characterized in that the disc (18) or each of the discs (18a, 18b) is provided with a series of fixing slots (21)

blades (20) arranged axially and spaced around its

tower, the turbine blades (20) being provided with means for fixing the root (22) which are arranged or retained in the slots (21), the blades (20) comprising a platform (25) between the means of attachment of the root (22) and an aerodynamic section (23) of the blade, and a sealing plate (52) being provided to effectively close the rear end

slots (21).

3.- turbine rotor assembly according to claim 2, characterized in that the injector means (54) are provided in a portion of the turbine blades (20) facing rearward, at a location located below the plate -form (25) of the blades.

4.- turbine rotor assembly according to claim 2, characterized in that the injector means (54) are provided in the

the sealing plate (52).

5.- turbine rotor assembly according to claim 2, characterized in that the injector means are provided in the

periphery of the disc (18a, 18b).

6.- turbine rotor assembly according to claim 1, characterized in that the turbine stage (15a, 15b) or each of the turbine stages, comprises a blade disc (18a, 18b) in one piece, and in that the injector means (54) are provided on the periphery of the disc.

7.- Turbine rotor assembly according to any one of

previous claims, characterized in that part of

the cooling air immediately upstream of the disc (18a, 18b) is sent into cooling passages (44) inside the blades (20) of the turbine to cool them,

while a part is sent to said injector means (54).

8.- turbine rotor assembly according to claim 2, characterized in that the receiving means comprise the slots (21) for fixing the blades (20), and in that part of the cooling air which enters the slots (21) for fixing the blades are sent into cooling passages (44) inside the turbine blades to cool them, then

that a part is sent to the injector means (54).

9.- turbine rotor assembly according to claim 2, characterized in that the receiving means comprise chambers (41) formed between the part constituting the root

(22) adjacent turbine blades (20), below the platforms

shapes (25) of the blades, and in that the injector means (54)

communicate with the rooms (41).