JP2005530956A - Gas turbine ventilation circuit - Google Patents

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JP2005530956A JP2004516864A JP2004516864A JP2005530956A JP 2005530956 A JP2005530956 A JP 2005530956A JP 2004516864 A JP2004516864 A JP 2004516864A JP 2004516864 A JP2004516864 A JP 2004516864A JP 2005530956 A JP2005530956 A JP 2005530956A
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クロン，シルビー
マフル，ジヤン−フイリツプ
タイヤン，ジヤン−クロード
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スネクマ・モトウール
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

本発明は、タービンディスク３と、燃焼室の上流側に配置され、かつ空洞１２によって燃焼室から離間された上流側方プレート５とを備えた、ガスタービンロータ１の通気回路に関する。第１の冷却空気回路が、主噴射装置１５および側方プレート５に設けられた穴を介して、空気を空洞１２内に送る。第２の冷却空気回路が、排出ラビリンスを介し、燃焼室の内部ハウジングおよびロータによって範囲を定められたチャンバと、副噴射装置ラビリンスと、環状構造２７と側方プレート５とのの間で、主噴射装置の下流側に配置された少なくとも１つのラビリンスとを通して空気を送る。本発明は、各々が主噴射装置の下流側に漏れ防止ユニットを備え、タービンディスク３のパージ空洞２０の上流側に２つの空洞３４、３５を画定する、３つのラビリンス３１、３２、３３が設けられることを特徴とする。前記空洞３４、３５のうちの１つには、副噴射装置ラビリンスの上流側の第２の回路から捕らえられる空気が、ロータの回転方向に接線方向に傾斜しかつ環状構造２７内に配置された穴３８を通って供給される。The present invention relates to a ventilation circuit for a gas turbine rotor 1 comprising a turbine disk 3 and an upstream side plate 5 arranged upstream of the combustion chamber and spaced from the combustion chamber by a cavity 12. The first cooling air circuit sends air into the cavity 12 through holes provided in the main injector 15 and the side plate 5. A second cooling air circuit is connected between the chamber delimited by the combustion chamber inner housing and the rotor, the secondary injector labyrinth, the annular structure 27 and the side plate 5 via the exhaust labyrinth. Air is routed through at least one labyrinth located downstream of the injector. The present invention is provided with three labyrinths 31, 32, 33 each comprising a leakage prevention unit downstream of the main injector and defining two cavities 34, 35 upstream of the purge cavity 20 of the turbine disk 3. It is characterized by being able to. In one of the cavities 34, 35, air trapped from the second circuit upstream of the sub-injector labyrinth is disposed in an annular structure 27 that is inclined tangentially to the rotational direction of the rotor. Supplied through hole 38.

Description

本発明は、航空機ターボマシンにおける高圧タービンの通気の分野に関する。   The present invention relates to the field of high pressure turbine ventilation in aircraft turbomachines.

より詳細には、本発明は、タービンロータと燃焼室の内部ケーシングとの間にシーリング装置を有するターボマシンに関し、前記タービンロータは、第一に、圧縮機の下流側コーンに固定するための上流側クランプ環状部分を呈するタービンディスクを備え、第二に、前記ディスクの上流側に配置され、前記ディスクから１つの空洞によって離間されたフランジを備えており、前記フランジは、前記ディスクの上流側クランプ環状部分によって横断される内部ボアと、前記下流側コーンに固定されることが可能になるような上流側クランプ環状部分とを有し、第１の空気回路が、前記内部ケーシングに固定され、第１の空気回路は、第１の冷却流を、主噴射装置と前記フランジに設けた穴とを介して前記空洞内へ送り、前記シーリング装置は、下流側コーンと前記内部ケーシングとの間の排出ラビリンスと、フランジと第１の空気回路の内壁との間に配置された主噴射装置下方のラビリンスと、第１の空気回路の外壁および前記内部ケーシングの間の環状構造とフランジとの間に設けられた少なくとも１つの噴射装置上方のラビリンスとを備えており、第２の冷却空気の流れが、前記ラビリンスを介して前記内部ケーシングおよび前記ロータで範囲を定められたエンクロージャによって画定された第２の回路内を流れ、前記ディスクの上流側通気空洞内に一部が排出される。   More particularly, the present invention relates to a turbomachine having a sealing device between a turbine rotor and an inner casing of a combustion chamber, wherein the turbine rotor is primarily upstream for securing to a downstream cone of a compressor. A turbine disk having a side clamp annular portion, and secondly, a flange disposed upstream of the disk and spaced from the disk by a cavity, the flange being an upstream clamp of the disk An inner bore traversed by an annular portion and an upstream clamp annular portion that is capable of being secured to the downstream cone, wherein a first air circuit is secured to the inner casing, The first air circuit sends a first cooling flow into the cavity through a main injection device and a hole provided in the flange, and the sealing device A discharge labyrinth between the downstream cone and the inner casing, a labyrinth below the main injection device disposed between the flange and the inner wall of the first air circuit, an outer wall of the first air circuit and the inner casing And a labyrinth above the injector provided between the flange and the second cooling air flow through the labyrinth in the inner casing and the rotor. Flows in a second circuit defined by the defined enclosure and is partially evacuated into the upstream vent cavity of the disk.

図１は、燃焼室２の下流側に配置され、ブレード４が取り付けられたタービンディスク３と、ディスク３から上流側に配置されたフランジ５とを備えた、１つのこのような高圧タービンロータ１を示している。ディスク３とフランジ５の両方は、これらをロータ１により駆動される高圧圧縮機の下流側コーン７の下流側端部６に固定することを可能にするために、それぞれの上流側クランプ環状部分を含んでおり、これらの上流側クランプ環状部分は、ディスク３に関しては３ａで示され、フランジ５に関しては５ａで示されている。   FIG. 1 shows one such high-pressure turbine rotor 1, which is arranged downstream of the combustion chamber 2 and comprises a turbine disk 3 to which blades 4 are attached and a flange 5 arranged upstream from the disk 3. Is shown. Both the disk 3 and the flange 5 have their respective upstream clamp annulus in order to be able to fix them to the downstream end 6 of the downstream cone 7 of the high pressure compressor driven by the rotor 1. These upstream clamping annular portions are indicated by 3a for the disc 3 and 5a for the flange 5.

ディスク３は、低圧タービンのシャフト９を通る内部ボア８を含み、また、フランジ５は、ディスク３のクランプ環状部分３ａを包囲する内部ボア１０を呈し、さらに、通気穴１１を備え、燃焼室の底部から取った冷却空気の第１の流れＣ１が、この通気穴の内部を通り、フランジ５の下流側面をディスク３の上流側面と分離する空洞１２内へと送られる。冷却空気の流れＣ１が、径方向外方に向かって流れ、ブレード４の基部を含んだ凹部４ａ内に浸入して、該基部を冷却する。燃焼室の底部からの空気の流れが、フランジ５を燃焼室の底部から分離するエンクロージャ１４内部に配置されたダクト１３内に流れ込み、空洞１２内に送られた空気の温度を低下させるために、噴射装置１５によって回転で引き込まれる。   The disc 3 includes an internal bore 8 through the shaft 9 of the low pressure turbine, and the flange 5 presents an internal bore 10 that surrounds the clamp annular portion 3a of the disc 3, and further comprises a vent hole 11, comprising a combustion chamber chamber. A first flow C 1 of cooling air taken from the bottom passes through the interior of this vent hole and is sent into a cavity 12 that separates the downstream side of the flange 5 from the upstream side of the disk 3. A flow C1 of cooling air flows outward in the radial direction and enters the recess 4a including the base of the blade 4 to cool the base. In order for the air flow from the bottom of the combustion chamber to flow into a duct 13 located inside the enclosure 14 that separates the flange 5 from the bottom of the combustion chamber and to reduce the temperature of the air sent into the cavity 12, It is pulled in by the injection device 15 by rotation.

燃焼室の底部から取った冷却空気の第２の流れＣ２が、高圧圧縮機内の下流側コーン７を、燃焼室２の内部ケーシング１７から分離するエンクロージャ１６内部の下流側を流れる。空気の流れＣ２が、排出ラビリンス１８を通って流れ、また、流れの一部Ｃ２ａが、エンクロージャ１４内へと進入してから、フランジ５の上流側クランプ環状部分５ａに設けられたオリフィス１９を介して流れ、次に、フランジの径方向内部を冷却し、かつブレード４を冷却する空気の流れＣ１に合流するために、フランジ５のボア１０を通過する。第２の空気流Ｃ２の別の部分Ｃ２ｂが、フランジ５の上流側面を冷却し、噴射装置１５の周囲を流れ、タービンロータ１の上流側通気空洞２０内へ排出される。   A second flow C2 of cooling air taken from the bottom of the combustion chamber flows downstream in the enclosure 16 that separates the downstream cone 7 in the high pressure compressor from the internal casing 17 of the combustion chamber 2. The air flow C2 flows through the discharge labyrinth 18, and after the flow portion C2a enters the enclosure 14, it passes through an orifice 19 provided in the upstream clamp annular portion 5a of the flange 5. And then passes through the bore 10 of the flange 5 to cool the radial interior of the flange and join the air flow C1 that cools the blade 4. Another portion C2b of the second air flow C2 cools the upstream side of the flange 5, flows around the injector 15 and is discharged into the upstream ventilation cavity 20 of the turbine rotor 1.

最後に、第２の空気流Ｃ２の第３の部分Ｃ２ｃが、噴射装置１５の下に配置された第２のラビリンス２２を介して、フランジ５の上流側頂面２１を通気する機能をする。この第３の部分Ｃ２ｃは、フランジ５と噴射装置１５との間の第２のラビリンス２２の下流側に配置されたエンクロージャ２３内に浸入し、噴射装置１５の上に配置された第３のラビリンス２４を介して、タービンロータ１の上流側通気空洞内へ排出されるか、あるいは、第１の空気流Ｃ１と混合される。   Finally, the third portion C2c of the second air flow C2 functions to vent the upstream top surface 21 of the flange 5 via the second labyrinth 22 disposed below the injector 15. The third portion C2c penetrates into the enclosure 23 disposed on the downstream side of the second labyrinth 22 between the flange 5 and the injection device 15, and the third labyrinth disposed on the injection device 15. 24 is discharged into the upstream ventilation cavity of the turbine rotor 1 or mixed with the first air stream C1.

第２の空気流Ｃ２は、下流側コーン７を冷却する機能し、また、接続ドラムが、高圧圧縮機を、高圧タービンおよびフランジ５と接続する。チャンバに固定された固定壁と、ロータに固定された調整可能な回転壁とにより範囲を定められている環状空間内を軸方向に流れる第２の空気流が、ロータとステータとの間で放散されるパワーによって加熱される。   The second air flow C2 functions to cool the downstream cone 7 and the connecting drum connects the high pressure compressor with the high pressure turbine and the flange 5. A second air flow that flows axially in an annular space delimited by a fixed wall fixed to the chamber and an adjustable rotating wall fixed to the rotor is dissipated between the rotor and the stator. Heated by the power to be.

機械動作仕様に準拠させるべく上流側フランジの温度を低下するためには、高圧圧縮機から下流側に配置されている排出ラビリンス１８を通る空気の流れＣ２を増加して、これを、ブレードを冷却するための回路内か、あるいは、高圧タービンホイールから上流側に位置する排出気体流内に吐出する必要がある。このような流量の増加の結果、ブレード冷却回路内で加熱された空気が排出されるため、ブレードを冷却する空気の温度が上昇し、また、排出気体ストリーム内への排出のために、タービンの効率が低下する。   In order to reduce the temperature of the upstream flange to comply with the machine operating specifications, the air flow C2 through the discharge labyrinth 18 located downstream from the high pressure compressor is increased to cool the blade. Or in the exhaust gas stream located upstream from the high pressure turbine wheel. As a result of this increase in flow rate, the air heated in the blade cooling circuit is exhausted, resulting in an increase in the temperature of the air that cools the blades, and the exhaust of the turbine for exhaust into the exhaust gas stream. Efficiency is reduced.

さらに、噴射装置１５の下に配置された第２のラビリンス２２から下流側のフランジを冷却するべく機能する空気の流れＣ２ｃは、容易に制御することができない。なぜなら、排出ラビリンス１８、第２のラビリンス２２、および噴射装置１５の上に配置されている第３のラビリンス２４における間隔は、エンジンの動作中、およびこのエンジンの寿命を通して発生する変化にさらされるためである。   Furthermore, the air flow C2c, which functions to cool the downstream flange from the second labyrinth 22 arranged under the injector 15, cannot be easily controlled. Because the spacing in the exhaust labyrinth 18, the second labyrinth 22, and the third labyrinth 24 disposed above the injector 15 is subject to changes that occur during engine operation and throughout the life of the engine. It is.

大量の漏出が、噴射装置１５の上に配置された第３のラビリンス２４を通過することを防止するために、前記第３のラビリンスは、フランジ５の角度付けされた部分２５上に形成されている３つの連続したワイパを備えており、前記ワイパは、ダクト１３の外壁２８と内部ケーシング２７の上流側部分２９との間に挿入された環状構造２７に固定されているシーリング要素２６と協働する。このタイプの３つのワイパを備えたラビリンスの重量は相当に重く、また、遠心力のために、フランジ５を、爪結合３０の手段によってタービンディスク３の上流側面に固定する必要がある。   The third labyrinth is formed on the angled portion 25 of the flange 5 in order to prevent a large amount of leakage from passing through the third labyrinth 24 disposed on the injector 15. Three continuous wipers, which cooperate with a sealing element 26 fixed to an annular structure 27 inserted between the outer wall 28 of the duct 13 and the upstream part 29 of the inner casing 27. To do. The weight of the labyrinth with three wipers of this type is quite heavy, and due to the centrifugal force, the flange 5 has to be fixed to the upstream side of the turbine disk 3 by means of a pawl connection 30.

この従来技術は、フランス特許第２５４１３７１号明細書およびフランス特許第第２７４４７６１号明細書にも記載されている。これらの文献の両方が、主噴射装置から下流側の２つのラビリンスの存在と、分岐ダクトを介して第２の空気流と交差する第１の空気流が、第１の空気流用の回路を通過することを示唆している。   This prior art is also described in French Patent 2,541,371 and French Patent 2,744,761. Both of these documents show that the presence of two labyrinths downstream from the main injector and the first air flow that intersects the second air flow through the branch duct passes through the circuit for the first air flow. Suggests to do.

本発明の第１の目的は、上流側フランジを軽量化するために、主噴射装置から上流側のシーリング装置を改良することである。   The first object of the present invention is to improve the upstream sealing device from the main injection device in order to reduce the weight of the upstream flange.

本発明の第２の目的は、ロータから上流側の通気流量の減少を可能にし、これにより、比消費量の節約を達成することである。   A second object of the present invention is to allow a reduction in the air flow upstream from the rotor, thereby achieving a specific consumption saving.

本発明の第３の目的は、ブレードの冷却に有利となるよう、タービンホイールの冷却空気供給回路内の圧力レベルを上昇させることである。   A third object of the present invention is to increase the pressure level in the turbine wheel cooling air supply circuit to favor blade cooling.

本発明は、第２の冷却空気流の流れ方向における主噴射装置から下流側で、シーリング装置が、径方向に離間しフランジと環状構造との間に配置されている、少なくとも３つのラビリンスを備えることによって、第１の目的を達成する。   The invention comprises at least three labyrinths, wherein the sealing device is arranged radially between the flange and the annular structure downstream from the main injection device in the flow direction of the second cooling air flow. Thus, the first object is achieved.

最も有利なことに、前記３つのラビリンスは、各々単一のワイパを備えている。   Most advantageously, the three labyrinths each comprise a single wiper.

したがって、ラビリンスの各々の構造は軽量であるため、爪結合を省略することが可能である。   Therefore, each structure of the labyrinth is lightweight, so that the claw coupling can be omitted.

本発明は、前記３つのラビリンスのうち２つの連続したラビリンスの間に位置する環状空洞の１つに、噴射装置下方のラビリンスから上流側の第２の回路からの冷却空気を供給することによって、第２および第３の目的を達成する。   The present invention provides cooling air from the second circuit upstream from the labyrinth below the injector to one of the annular cavities located between two consecutive labyrinths of the three labyrinths. The second and third objectives are achieved.

有利なことに、この第３の空気の流れが、第２の噴射装置によるロータの回転と同方向の回転で引き込まれる。   Advantageously, this third air flow is drawn with a rotation in the same direction as the rotation of the rotor by the second injector.

第２の噴射装置は、環状構造に形成された傾斜した穴の形態に作られることが好ましい。   The second injection device is preferably made in the form of an inclined hole formed in an annular structure.

本発明のこれ以外の利点および特徴は、添付の図面を参照して、例として示された以下の記述を読むことで明白になる。   Other advantages and features of the invention will become apparent upon reading the following description, given by way of example, with reference to the accompanying drawings.

図１に示す従来技術は、導入部分において説明しているため、これ以上の説明は不要である。   Since the prior art shown in FIG. 1 is explained in the introduction part, further explanation is unnecessary.

図２は、燃焼室２から下流側に配置されており、外周にブレード４を装備したタービンディスク３と、ディスク３から上流側に配置されたフランジ５とを備えている、参照符号１を付した高圧タービンロータを示している。ディスク３とフランジ５は、ディスク３とフランジ５との間に空洞１２が画定し、この空洞１２は、主噴射装置１５を介し、さらに主噴射装置１５と対向するフランジ５に設けられた穴１１を介して、冷却空気を供給される。主噴射装置１５は、供給する空気をタービンロータ１の回転方向に向けるように、タービンの回転軸に対して傾斜している。   FIG. 2 shows a reference numeral 1 which is arranged downstream from the combustion chamber 2 and comprises a turbine disk 3 equipped with blades 4 on the outer periphery and a flange 5 arranged upstream from the disk 3. 1 shows a high pressure turbine rotor. The disk 3 and the flange 5 define a cavity 12 between the disk 3 and the flange 5, and the cavity 12 passes through the main injection device 15 and further has a hole 11 provided in the flange 5 facing the main injection device 15. The cooling air is supplied via The main injection device 15 is inclined with respect to the rotation axis of the turbine so that the supplied air is directed in the rotation direction of the turbine rotor 1.

主噴射装置１５には、径方向内壁１３ａと径方向外壁２８とを備えた管状ダクト１３の手段により、燃焼室の底部から取った空気が供給される。   The main injector 15 is supplied with air taken from the bottom of the combustion chamber by means of a tubular duct 13 having a radially inner wall 13a and a radially outer wall 28.

図２には示されていない第２のラビリンスが、主噴射装置の下方で径方向内壁１３ａとフランジ５との間に配置されている。ダクト１３の径方向外壁２８と燃焼室２の内部ケーシングの上流側部分２９との間には、環状構造２７が挿入されている。   A second labyrinth not shown in FIG. 2 is arranged between the radial inner wall 13a and the flange 5 below the main injection device. An annular structure 27 is inserted between the radially outer wall 28 of the duct 13 and the upstream portion 29 of the inner casing of the combustion chamber 2.

図２に見られるように、本発明は、従来技術の第３のラビリンス２４の代わりである３つの径方向に離間したラビリンス３１、３２、および３３を備えており、前記３つのラビリンスは、第２のラビリンスの上流側に配置された空洞２３と、タービンロータ１内の上流側通気空洞２０との間に、主噴射装置１５よりも上方に設けられている。これら３つのラビリンス３１、３２、および３３の各々は、単一のワイパを備えており、さらに、これら３つのラビリンスが共に、主噴射装置１５および上流側通気空洞２０が現れるエンクロージャ２３間に、２つの中間空洞３４および３５を画定している。   As seen in FIG. 2, the present invention comprises three radially spaced labyrinths 31, 32, and 33 that replace the third prior art labyrinth 24, wherein the three labyrinths are Between the cavity 23 arranged on the upstream side of the labyrinth 2 and the upstream-side ventilation cavity 20 in the turbine rotor 1, it is provided above the main injection device 15. Each of these three labyrinths 31, 32, and 33 is provided with a single wiper, and in addition, these three labyrinths together have two 2 between the enclosure 23 where the main injector 15 and the upstream vent cavity 20 appear. Two intermediate cavities 34 and 35 are defined.

本発明の範囲から逸脱することなく、ラビリンス３１、３２、および３３を、ブラシガスケットのような他のロータ／ステータシーリングシステムで代用することが可能であり、さらに、ラビリンスとブラシガスケットの組み合わせであってもよい。   Without departing from the scope of the present invention, the labyrinths 31, 32, and 33 can be replaced with other rotor / stator sealing systems such as brush gaskets, and moreover, the labyrinth and brush gasket combination. May be.

環状ダクト１３の壁に設けた分岐穴３６によって、燃焼室の下方に位置し、かつ主噴射装置の下方に設けた第２ラビリンスから下流側に配置されているエンクロージャ１４が、環状ダクト１３の径方向外側に配置されたエンクロージャ３７と連通する。タービンロータ１の回転軸に対して傾斜したボア穴３８が、環状構造２７内で、エンクロージャ３７と通気空洞２０からすぐ上流側に位置した空洞３５との間に形成されている。フランジ５の径方向外方壁の冷却空気の温度を低下させるために、ボア穴３８は、タービンロータ１の回転方向に傾斜している。   An enclosure 14 located below the combustion chamber and disposed downstream from the second labyrinth provided below the main injection device by means of a branch hole 36 provided on the wall of the annular duct 13 has a diameter of the annular duct 13. It communicates with the enclosure 37 arranged on the outer side in the direction. A bore hole 38 inclined with respect to the rotation axis of the turbine rotor 1 is formed in the annular structure 27 between the enclosure 37 and the cavity 35 located immediately upstream from the ventilation cavity 20. In order to reduce the temperature of the cooling air on the radially outer wall of the flange 5, the bore hole 38 is inclined in the rotational direction of the turbine rotor 1.

ボア穴３８を通って空洞３５内に浸入する空気が、噴射装置下方のラビリンスの上流側から来るため、空洞３５内の圧力が上昇し、ラビリンス３１および３２から逃げる空気量が減少する。   Since air entering the cavity 35 through the bore hole 38 comes from the upstream side of the labyrinth below the injector, the pressure in the cavity 35 rises and the amount of air escaping from the labyrinths 31 and 32 decreases.

これにより、空洞２３および１２内の圧力が上昇するため、ブレード４の冷却にとって好都合である。   This increases the pressure in the cavities 23 and 12, which is advantageous for cooling the blade 4.

本発明が、３つのワイパを備えた従来技術の１つの噴射装置上方のラビリンス２４を、各々が１つの単一のワイパを有する３つの径方向に離間したラビリンス３１、３２、および３３に置き換えることにより、フランジ５の径方向外方部分の構造を簡素化することが可能になる。この部分は、ブレード４の基部、およびディスクの歯に位置した径方向内方端部を有するウェブの形態をなしている。このような配置によって、フランジ５の重量が低減され、フランジ５のディスク３への爪結合を回避でき、フランジ５とディスク３の寿命が延びる。   The present invention replaces the labyrinth 24 above one prior art injector with three wipers with three radially spaced labyrinths 31, 32 and 33 each having one single wiper. Thus, the structure of the radially outer portion of the flange 5 can be simplified. This part is in the form of a web having a base of the blade 4 and a radially inner end located on the teeth of the disk. With such an arrangement, the weight of the flange 5 is reduced, the claw coupling of the flange 5 to the disk 3 can be avoided, and the life of the flange 5 and the disk 3 is extended.

ボア穴３８は、通気空洞２０から逃げる空気の量を低減するべく選別されており、これにより、比消費量を約０．１％低減することが可能である。   The bore hole 38 has been screened to reduce the amount of air escaping from the vent cavity 20, which can reduce the specific consumption by about 0.1%.

ボア穴３８は、上流側フランジの頂部を冷却するために、分岐穴３６を介して、燃焼室下方の空洞内にある空気の殆どを使用することを可能にする、第２の噴射装置のシステムを構成している。この空気流が、ブレードを冷却する空気と合流するが、これが、一般に「シャント」流と呼ばれる所以である。本発明の範囲から逸脱することなく、傾斜しているボア穴３８の代わりに、環状構造２７の壁内に組み立てた羽根付き噴射装置または傾斜管で代用してもよい。   The bore hole 38 allows the use of most of the air in the cavity below the combustion chamber via the branch hole 36 to cool the top of the upstream flange. Is configured. This air flow merges with the air that cools the blades, which is why it is commonly referred to as a “shunt” flow. Instead of the inclined bore hole 38, a vaned injector or inclined tube assembled in the wall of the annular structure 27 may be substituted without departing from the scope of the present invention.

ターボジェット内の高圧タービンロータの軸方向における半断面図であり、従来技術の冷却空気回路と、異なるシーリングラビリンスとを示す図である。FIG. 2 is a half sectional view in the axial direction of a high-pressure turbine rotor in a turbojet, showing a cooling air circuit according to the prior art and a different sealing labyrinth. ターボジェットタービンロータの軸方向における半断面図であり、主噴射装置の上流側の、本発明によるフランジとラビリンスの配置を示す図である。It is a half sectional view in the axial direction of a turbo jet turbine rotor, and is a figure showing arrangement of a flange and a labyrinth by the present invention on the upper stream side of a main injection device.

Claims (5)

タービンロータ（１）と燃焼室の内部ケーシングとの間にシーリング装置を有するターボマシンであって、前記タービンロータは、第一に、圧縮機の下流側コーンに固定するための上流側クランプ環状部分を呈するタービンディスク（３）を備え、第二に、前記ディスクの上流側に配置され、前記ディスクから１つの空洞によって離間されたフランジ（５）を備えており、前記フランジは、前記ディスクの上流側クランプ環状部分によって横断される内部ボアと、前記下流側コーンに固定されることが可能になるような上流側クランプ環状部分とを有し、第１の空気回路が、前記内部ケーシングに固定され、前記第１の空気回路は、第１の冷却流を、主噴射装置（１５）と前記フランジに設けた穴（１１）とを介して前記空洞（１２）内へ送り、前記シーリング装置は、下流側コーンと前記内部ケーシングとの間の排出ラビリンスと、フランジと第１の空気回路の内壁との間に配置された主噴射装置下方のラビリンスと、第１の空気回路の外壁および前記内部ケーシングの間の環状構造体（２７）とフランジとの間に設けられた少なくとも１つの噴射装置上方のラビリンスとを備えており、第２の冷却空気の流れが、前記ラビリンスを介して前記内部ケーシングおよび前記ロータで範囲を定められたエンクロージャによって画定された第２の回路内を流れ、前記ディスクの上流側通気空洞（２０）内に一部が排出され、前記ターボマシンは、主噴射装置から、第２の冷却空気流の流れ方向の下流側において、シーリング装置が、径方向に離間しかつフランジ（５）と環状構造体（２７）との間に配置された、少なくとも３つのラビリンス（３１、３２、３３）を備えていることを特徴とする、ターボマシン。   A turbomachine having a sealing device between a turbine rotor (1) and an inner casing of a combustion chamber, said turbine rotor being firstly an upstream clamp annular part for fixing to a downstream cone of a compressor And, second, a flange (5) disposed upstream of the disk and spaced from the disk by a cavity, the flange upstream of the disk An inner bore traversed by a side clamp annulus and an upstream clamp annulus that is capable of being secured to the downstream cone, and a first air circuit is secured to the inner casing. The first air circuit sends the first cooling flow into the cavity (12) via the main injection device (15) and the hole (11) provided in the flange. The sealing device includes a discharge labyrinth between the downstream cone and the inner casing, a labyrinth below the main injection device disposed between the flange and the inner wall of the first air circuit, and a first air circuit. A labyrinth above at least one injector provided between an annular structure (27) between the outer wall and the inner casing and the flange, and a second cooling air flow causes the labyrinth to flow Through a second circuit defined by an enclosure delimited by the inner casing and the rotor, partly discharged into the upstream venting cavity (20) of the disk, On the downstream side in the flow direction of the second cooling air flow from the main injection device, the sealing device is radially spaced and has a flange (5) and an annular structure (2 ) Disposed between, characterized in that it comprises at least three labyrinth (31, 32, 33), a turbo machine. 前記３つのラビリンスの各々は、単一のワイパを備えていることを特徴とする、請求項１に記載のターボマシン。   The turbomachine according to claim 1, wherein each of the three labyrinths includes a single wiper. 前記３つのラビリンスのうち２つの連続したラビリンス（３２、３３）間の環状空洞（３５）の１つに、噴射装置下方のラビリンスから上流側の第２の回路からの冷却空気が供給されることを特徴とする、請求項１または２に記載のターボマシン。   Cooling air from the second circuit upstream from the labyrinth below the injector is supplied to one of the annular cavities (35) between two consecutive labyrinths (32, 33) of the three labyrinths. The turbomachine according to claim 1, wherein: 冷却空気の流れが、第２の噴射装置によるロータの回転と同じ方向に回転されることを特徴とする、請求項３に記載のターボマシン。   The turbomachine according to claim 3, wherein the flow of the cooling air is rotated in the same direction as the rotation of the rotor by the second injection device. 第２の噴射装置が、環状構造体（２７）に形成された傾斜穴（３８）の形態で作られることを特徴とする、請求項４に記載のターボマシン。   Turbomachine according to claim 4, characterized in that the second injection device is made in the form of an inclined hole (38) formed in the annular structure (27).
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