JP6457500B2 - ターボ機械用ロータリアセンブリ - Google Patents

Description

本発明は、特に航空機のジェットエンジンなどのターボ機械用のロータリアセンブリと、そのようなアセンブリを含むターボ機械とに関する。

特にタービンに見受けられることが可能なそのようなアセンブリは、ディスクとディスクから半径方向に延在する翼とを備え、その翼根は、歯と交互に配置されたディスクの外周の空洞内に軸方向に係合され空洞内に半径方向に保持される。翼は、タービン内を循環する高温ガス流の内境界を一緒に画定するように端同士を接して円周方向に配置された内側プラットフォームも備える。内側プラットフォームと翼根との間の翼の一部位はスティルトと呼ばれる。本方策によれば、隣接し合った２つのスティルトの間に空間が形成され、それらはスティルト間空洞または翼間空洞を形成する。プラットフォームは、翼間空洞を軸方向に部分的に閉鎖するように、それらの上流端および下流端で、半径方向に内側の方へ延在する壁の中へ延在することができる。翼根と穴の底との間に形成された半径方向空間内に、所謂穴底空洞も形成される。

ターボ機械の適正な作動を保証するために、例えば低圧圧縮機または高圧圧縮機から冷却空気が取り出され、それがディスクの上流または下流から穴底空洞へと送られて、ディスクの冷却を保証し、隣接し合った２つのプラットフォームの間を循環する流れからの高温ガスによって引き起こされる加熱からディスクを保護するようにする。

さらに、上述のロータリアセンブリがタービンロータの上流に配置されるとき、ディスクと上流のステータ要素との間に環状空間が形成される。このように、この環状空間は、高温ガス流とターボ機械の内部要素との間の直接的な連通をもたらす。この場合、ディスクの上流から供給される冷却空気は、ディスクの上流環状空間の中へのガス流の再導入を防止するためにも使用される。

翼間空洞と、例えばプラットフォームの放射壁などの被覆部との上流に特別の封止技術が適用されない場合、翼同士間の接合区域で冷却空気が漏れ、それが翼間空洞内を循環する場合がある。このように、適切であっても、そのような冷却空気は穴底空洞からのディスクの冷却に関与せず、ターボ機械の内部構成要素の方へのガス流の再導入を防止することに寄与しない。このような空気の漏洩は、低圧圧縮機での空気採取をより多く必要とし、そのことがターボ機械の出力を低下させる。

このような空気の漏洩を最小限に抑えるために、１つの解決法として、英国特許第２１４８４０４号明細書のように、環状リングを使用して翼間空洞を封止することから成るものがある。この環状リングは、穴底空洞と翼間空洞との間に半径方向に位置決めされたエリアを覆うように翼根とディスクの歯とに対して軸方向に取り付けられ、フランジによってディスク上にきっちりと保持される。リングの内側で半径方向に、フランジとディスクとの間に冷却空気をディスクの内側から穴底空洞の方に案内するための環状通路が画定される。このように、このリングは前記環状冷却空気通路とリングの外側に位置付けられた翼間空洞との間に絶縁をもたらす。

しかし、作動中、翼は空洞内にある程度の軸方向の自由を有することが認められている。これは、一方では、例えばディスクの上流面に当てられたフランジによって翼根上に引き起こされる軸方向の締め付け応力を加えるのを回避するために、翼根の端が空洞の軸端よりも決して先に行かないことを確実にするように、翼根の軸方向寸法がディスクの軸方向寸法よりも名目上小さくなくてはならないことによる。それに加え、この程度の自由は、特に翼がセラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）で製造され、ディスクが金属合金で製造されるとき、ディスクと翼の間の伸び差によって可能になる。

このように、作動中この自由度は、ディスクの歯に対して軸方向に締め付けられた環状封止リングと翼根の軸端との間で隙間が形成されるようにする。このように、穴底空洞の中に供給された冷却空気の一部がこれらの隙間を通って翼間空洞へ流れ、それはもはやディスク内の空洞を冷却するという主要な機能を果たさない。

英国特許第２１４８４０４号明細書では、翼根と歯の前に、リングセクタ内のトレイの連なり（そのうちの１つは本明細書の図２では参照番号８４を有する）が延在し、それが、環状リングまたは封止リングを軸方向ショルダによって画定された空間の中へ押圧する。ターボ機械が作動すると、遠心効果によって環状シールはショルダに対して密接して押圧され、そのようにして所望の封止をもたらす。作動中、大きな応力がシールに掛かる（シールはＳ字形状または実質的に垂直方向に逆さにされたオメガ形状の断面を有する）。明細書では３頁に、封止はシールがいかに変形するかに依存すると述べられている。このように、シールの疲労が封止をより不確実なものにする場合がある。その上、遠心効果があまり大きくなく、または無効にされると（機械が停止された状態で）、シールはその空間内で可動となる。損傷または不正確な位置決めが発生する場合がある。

英国特許第２１４８４０４号明細書

本発明は、これらの問題に対するシンプル、効果的、かつ経済的な解決方法を提供することによってそのような状況を防止することと、封止を確実にすることとを目的とする。

この目的のために、本発明は、ターボ機械用のロータリアセンブリにおいて、交互配置された空洞と歯から外周が形成されるディスクと、ディスクから半径方向に延在する、そのディスクの空洞内に翼根が軸方向に係合され空洞内に半径方向に保持される翼とを備え、ディスクの歯と翼根とは、それらの上流および／または下流の軸端に、端同士を接して交互に円周方向に配設された軸方向ショルダにおいて、ディスクの内側の方に半径方向に向いた円筒表面を一緒に形成する、ディスクと一体的に製造された部品によって環状シールが接して保持される軸方向ショルダを備える、ロータリアセンブリであって、前記部品はショルダの下に延在し、環状シールを前記円筒表面に対して半径方向に押圧することを特徴とするロータリアセンブリを提供する。

このように、シール締め環状部品が上述のように空気の供給を保証するとき、ショルダによって形成された円筒表面とシールが連続的に接触することによって、冷却空気はもはや翼間空洞の方に流れることが可能ではない。

ディスクと一体的に製造されたシール保持部品は、環状ガスケットが取り付けられる環状溝を含むことが好ましい。このように、接合は正確に保持され、より小さな応力にしか晒されない。このことは長期の実用寿命と効率とにとって有利である。

本発明の他の特徴によると、翼根のショルダは、横断方向に翼根に延在する、外部で翼のプラットフォームに連結された、内部で翼根に連結された上流および／または下流の放射壁の半径方向内端面の表面によって形成される（その自由端からいくらか半径方向に間隔をおいたところに前記ショルダが位置付けられる）。このように、環状シールは円筒表面に接して締め付けられ、もはや翼根の自由端の半径方向表面上へは締め付けられない。作動中、翼根とディスクの空洞との間にどのような相対的な軸方向移動があろうとも、環状シールは常に円筒表面と接触したままである。このことは、歯および翼根の軸方向ショルダによって形成された円筒表面上のシールの外表面全体に不連続性が無い状態より効果的な締め付けを可能にする（適切な翼根の幅または軸方向寸法がいかなるものでも、翼根ショルダの幅は必要であれば適合されることができる）。

横断壁は、流れに対して翼間空洞を封止するという追加の利点を有する。

ディスクと一体的に製造された前記部品は、ディスクの上流面および／または下流面上へ当てられる環状フランジにおいて、フランジをディスク上に軸方向に保持する、ディスクの対応噛合クラッチ手段と協働する噛合クラッチ手段を備える環状フランジであることができる。

フランジは、端同士を接して円周方向に配置された数個のセクターで形成されることが好ましく、各フランジセクションは、環状シールによって外側の方に半径方向に支持される内側部位と、ディスクの歯上に形成された前記対応噛合クラッチ手段と協働する前記噛合クラッチ手段を備える外側部位とを備え、ディスクの前記対応噛合クラッチ手段は翼根に対して軸方向に突出する。

各フランジセクションの外側部位は、張り出た周縁部として外部に延在する放射壁を有利に備え、その外側自由端は翼の上流または下流横断壁の一方上に載るためのものである。

最大の効果を得るために、各フランジセクションの内側部位は円筒壁を備え、ディスクに向いたその一方端部位は環状シール上で外側の方に半径方向に支持され、ディスクから離れて内方に延在する円錐台形壁によって延長され、円錐台形壁とディスクの間に環状分割リングが軸方向に挿入される。

シールに円筒壁のラジアル軸受けを１つだけ備えたこのような取付けは、部品の遠心力の回復によって、フランジの円筒壁とショルダによって形成された円筒表面との間のシールを圧迫して、最適な封止を得ることを可能にする。寒冷時は、翼がそれらの空洞内に収容された後に、部品は噛合クラッチによって取り付けられる。作動中、遠心力が、円錐台形壁上に載ったリングの直径の拡大を引き起こし、噛合クラッチラインのまわりのフランジセクタの軸方向の傾動を引き起こして、張り出たフランジの自由端が翼の横断放射壁と接触するようにさせ、そのようにして張り出た周縁部と横断方向放射壁との間に気流が再導入されるのを回避し、歯のより充分な熱防御を保証する。

本発明の他の実施形態によると、ディスクと一体的に製造された前記部品は、摩耗性材料で製造された半径方向に反対側のブロックと協働するためのシールリップ支持リングである。

有利に、翼はセラミックマトリックス複合材料で製造され、ディスクは金属合金で製造されて、そのようにしてロータの質量の大幅な縮小を可能にして（金属合金とセラミックマトリックス複合材料の密度比は３から４である）、ターボ機械のエネルギー消費の縮小を可能にする。

本発明は、先行する請求項の一項に記載のロータリアセンブリを備えることを特徴とするターボ機械タービンにも関する。

本発明は最終的に、先行する請求項の一項に記載のロータリアセンブリを備えることを特徴とする、ターボプロップエンジンまたはターボジェットエンジンなどのターボ機械に関する。

非制限的な例としてここに掲げられる以下の説明を、添付図面を参照しながら読めば、本発明の他の詳細、特徴、および利点が明らかになろう。

先行技術のタービンロータリアセンブリの軸方向横断面概略図である。 図１の線ＩＩ−ＩＩに沿った概略図である。 選択された実施形態による、下流方向で見た本発明によるロータリアセンブリの斜視図である。 本発明による、図２と同じタイプの概略図である。 本発明の第１実施形態によるタービンロータリアセンブリの軸方向断面概略図である。 本発明の第２実施形態によるタービンロータリアセンブリの軸方向断面概略図である。

図１および図２で示された、知られている技法によると、タービンロータリアセンブリは、ロータリディスク１０においてタービンの軸１１上に心合わせされ、その外周に、翼根（その内端に参照数字１６が付されている）が中へと軸方向に係合され中で半径方向に保持される空洞（その基部に参照数字１４が付されている）と交互に配置された歯（その頂部に参照数字１２が付されている）を備えるロータリディスク１０から成り、そのような翼１８は、空洞１４から半径方向に、燃焼室（図示されず）からの気流２０の環状流れ（矢印Ａ）の中へと延在する。

さらに具体的には、各翼１８は、半径方向に外側から内側にかけて翼２２と、翼１８の伸張軸２６に実質的に垂直であり、高温ガス流２０の内側の環状境界を画定するプラットフォーム２４とを含み、スティルト２８がプラットフォーム２４を、例えば蟻継ぎなどの形状を有する翼根１６に連結して、空洞１４内での翼根１６の半径方向の保持を保証する。本方策によると、円周方向に隣接した２つのスティルトの間に空間が形成され、それらはスティルト間空洞３０または翼間空洞３０と呼ばれる。翼根１６と穴１４の底との間に形成された半径方向空間内に、所謂穴底空洞３２も形成される。

例えば上流に配置された低圧圧縮機から冷却気流Ｂがタービンの内側に搬送され、これが一方で穴底空洞３２、したがってディスク１０を冷却するために使用され、他方でガス流れＡがディスク１０と上流のステータ要素３６との間に形成された環状空間３４の中へと再導入されるのを防止するために使用される。このような環状空間は高温ガス流れ２０とターボ機械の内部要素との間の直接的な連通を形成する。

ターボ機械の性能にとって致命的である圧縮機からの冷却空気の採取を制限するために、ディスク１０の上流および下流に封止手段が形成されて、冷却空気Ｂが穴底空洞３２を通ってディスク１０の上流の環状空間３４の中へと循環する封止された２つの環状回路を画定する。特に、そのような封止手段の目的は、冷却空気Ｂが、スティルト２８同士間の円周空間を通って翼間空洞３０内を循環することを防止し、穴底空洞３２を通ってディスク１０を冷却することにも、ガス流Ａがディスクの上流の環状空間３４の中へ再導入されるのを防止することにも関与しないことである。

封止手段は壁３８を備える。壁３８は、翼１８のプラットフォーム２４の上流から半径方向内方に延在して、翼間空洞３０、環状フランジ４０、および環状リング４２を軸方向に部分的に封止する。

環状フランジ４０は、連結壁４８を介してディスク１０と一体的に製造された半径方向環状フランジ４６上にボルト４４によって締め付けるための内側放射壁４２を含む。それは円錐台形壁５０も備え、円錐台形壁５０は内側放射壁４２を、下流方向に環状リング４２上に軸方向に凭れながら、外側環状放射壁５２に連結する。フランジ４０の内側放射壁４２とディスクの環状フランジ４６との間の接合部に、空気が通行する孔５４が設けられて、空気Ｂがフランジの円錐台形壁５０とディスク１０の連結壁４８との間から空洞３２の穴底へ循環するのを可能にする。

このように環状リング４２は、翼根１６およびディスク１０の上流で、プラットフォーム２４と穴底空洞３２との間で、プラットフォーム２４の上流から延在する放射壁３８とフランジ４０の放射壁５２とによって、半径方向に押圧される。このアセンブリは上流の翼間空洞３０を軸方向に封止するために使用される。

下流の封止手段は、マニホルド（図示されず）によって担持される摩耗性材料で製造されたブロック６０と協働するリップ５８支持リング５６を備える。リング５６は、ディスク１０の下流環状フランジ６４と下流ディスクの上流環状フランジ（図示されず）との間でボルト締め６２される。リングは湾曲された下流環状アーム６６を含む。環状アーム６６は、ディスクの歯１２と翼根１６との下流の面に対して当てられた環状リング６８上に弾性的に軸方向に載る。リング６８は、冷却空気Ｂが下流方向に、リング５６のアーム６６の半径方向に内側に流れるように半径方向に穴底空洞３２の直ぐ上に配置される。下流のプラットフォームから半径方向内方に環状リング６８の外周に放射壁７０も延在して、下流の翼間空洞３０を軸方向に封止する。

この構成によると、作動中、冷却空気Ｂの一部が空洞３２の穴底から翼間空洞３０へ流れることが認められている。実際のところ、作動中、環状リング４２、６８がディスクの歯１２の半径方向端表面に対して押圧される間、環状リング４２、６８と翼根１６の軸端との間に軸方向隙間７２が形成される。このことは第一に、翼根１６の軸方向寸法がディスク１０の軸方向寸法よりも名目上小さくて、翼根の端部同士が空洞１４を決して超えないことを保証して、フランジ４０およびリップ支持リング５６が翼根１６に軸方向の締め付け応力を掛けることを防止するという事実に起因し、他方で、翼根１６がディスクの歯よりも比較的小さくしか拡張しないという事実に起因する。特に、セラミックマトリックス複合材料（ＣＭＣ）の翼１８と、例えばニッケル基の高温耐熱金属合金で製造された、鍛造されることが可能なディスク１０とでは、これらの部品の伸び差と延び差の間に２から３の比率が存在する。これに関して、図２は、環状リング４２と翼根１６の軸端との間に軸方向隙間７２がどのように形成されることが可能であって、冷却空気が穴底空洞から翼間空洞に半径方向に隙間の外側に向かって流れるようにするかを示す。

図３および図４に示されるように、本発明は有利に、穴底空洞３２と翼間空洞３０との間に、封止手段において、部品同士の拡張差と製造の許容誤差とに起因する、翼根１６の端とディスク１０の歯１２の端との間の相対的な軸方向の食い違いを受けない封止手段を形成することを可能にする。

本発明によると、翼根１６とディスクの歯１２との上流端および下流端で、ショルダ７４、７６が端同士を接して交互に円周方向に配置されて、内方に配向された、環状シール８０が上に掛けられる上流円筒表面７８と下流円筒表面７８とを形成する。これらの上流円筒表面および下流円筒表面は、翼とディスクのショルダ同士の当接配置によって連続的であると考えられることが可能である。このようなショルダは、翼根が遠心効果によって外側の方へ翼に対して押圧されるとき、ディスクの歯１２の側面と翼根１６の側面との間の界面と同じレベルで半径方向に形成される。図３で見られるように、翼根１６が空洞１４内にあり、そのように半径方向に空洞３２の穴底へ延在するとき、各翼根の自由端１６０はそのショルダ７４よりも半径方向に内側へより深く位置付けられる。そして各空洞の底３２は閉鎖され、隣接する翼根を収容するものとは連通しない。これは、英国特許第２１４８４０４号明細書に開示されたものとは異なっている。そこでは、各翼根の自由端６８がシール７０用のショルダを形成するので、受け取り空間５６は円周となり、全翼根に共通である。個別化された歯と空洞を使用する本明細書で提示される解決法が好ましい。

この目的のために、各翼は、プラットフォーム２４と翼根１６との間を半径方向に延在する上流の横断方向放射壁８４と下流の横断方向放射壁８４とを含む。翼がＣＭＣで製造されるとき、これらの横断方向放射壁８４は、製織または焼結によって製造され、ロウ付け、焼き締め、シリコン処理によって組み立てられることが可能である。翼が金属で製造されるとき、それらは、成形によってスティルト２８の上流端および下流端と一体的に形成されることができる。これらの上流横断壁および下流横断壁８４は、翼のプラットフォーム２４上に類似の方法で外部的に取り付けられることもできる。これらの壁８４は、それらの内端に、部分的に翼根１６、９０の高さを超えて、ディスクの歯１２の外端の軸方向に突き出た部位同士の間に延在する放射フィンガ８８を有する。フィンガ８８の内端面７４とディスクの歯１２の突出部９０の内面７６とは、円周方向に位置合わせされた円筒表面部位７８を形成する。それらは半径方向にそれらの内側に向き、空洞３２の穴底の半径方向外側に位置付けられ、環状シール８０が掛けられることができるショルダ７４、７６を形成するのに充分な軸方向の厚みを有する。

これらの表面７４、７６は端同士を接して円周方向に位置合わせされる。そのことが、シールの嵌め込みに使用されることが可能な締まった表面７８を得るのを可能にする。円筒表面部位の寸法は、円筒表面７８が作動中そこに留まるのに充分軸方向に大きく、ディスクの歯１２の軸端と翼根１６と間の上述の相対差にも関わらず、そこでシール８０は接触したままとなって、恒久的な封止をもたらす。横断方向放射壁８４は、ＣＭＣ翼の場合には、翼の軸端面上でウェーハをハンダ付けすることによって製造される。

上述の本発明は２つの実施形態で実装され、第１のものは図５に、第２のものは図６に示される。いずれの実施形態でも、シール８０をショルダ７４、７６の円筒表面７８に対してきっちりと保持し、空洞３２の穴底を通過する冷却空気回路を形成するように、ディスク１０の面と翼１８の面との一方に対して環状部品がもたらされる。このように、冷却空気回路から翼間空洞３０への漏洩はもはや存在しない。

図５に示された第１実施形態では、上流に加えられた環状部品は、内側部位９４と外側部位９６を備えるセクター化フランジ９２である。内側部位９４は円筒壁９８を備え、そのディスクの反対側に延在する部位はスポイラを形成し、そのショルダ７４、７６の下に延在するディスク付近の部位は、環状シール８０が中に取り付けられ、ショルダの円筒表面７８に対して押圧される環状溝１００を含む。円筒壁付近の部位は円錐台形壁１０２に連結され、円錐台形壁１０２は内方にディスクから離れて延在し、その内端でディスク１０の方に延在する円筒周縁部１０４に連結される。フランジの前記円錐台形壁１０２と円錐台形壁の軸方向に反対側の歯１２および翼根１６の半径方向面との間に、楔形状または三角形状の断面を備えた環状の分割リング１０６が取り付けられる。

フランジ９２の円筒壁９８は、放射壁１０８を備える外側部分９６にも連結される。放射壁１０８は、ディスクの歯１２の突出部位９０の上流端に形成された噛合クラッチ部材１１０の上流で半径方向外方に延在する。ディスクのこのような噛合クラッチ部材１１０は、翼の上流の横断方向放射壁８４に対して上流方向に突出し、Ｌ字形状のフックと円周方向に交互に配置される中空部位とを備える。フランジ９２の放射壁１０８の外端は、Ｌ字形状のフック８６と中空部位を備える。フランジ９２のＬ字形状フックは、ディスクの歯１２のフックと協働して、フランジ９２をディスク１０上に軸方向に保持するのを保証する。放射壁１０８は、翼の横断方向放射壁８４に対して凭れ掛かるための下流の張り出た周縁部１１２に、外部でさらに連結される。

このような取付けは、部品の遠心力の回復によって、フランジの円筒壁９８とショルダ７４、７６によって形成された円筒表面７８との間のシール８０を半径方向に圧迫して最適な封止を得ることを可能にする。寒冷時には、部品は、翼１８がそれらの空洞１４内に収容された後に噛合クラッチによって取り付けられる。作動中、分割リング１０６は遠心効果によって円周方向に開き、テーパ形壁１０２とディスク１０との間に滑り込んで、噛合クラッチ区域に位置付けられた、タービンの軸１１に実質的に垂直の軸のまわりのフランジ９２セクターの傾動を引き起こして、張り出た周縁部１１２の自由端が横断方向放射壁８４上に接触するのを保証し、そのようにしてディスク歯の突出部位９０を気流Ａから保護する。

作動中、冷却空気はテーパ形壁１０２とディスク１０との間を流れ、そのとき分割リング１０６の下に位置付けられている空洞３２の穴底に到達する。

ディスクの下流で、かつ冷却回路が穴底だけに限られず、シールリップを支持するリング５６の冷却にも繋がっている場合、シール８０の圧迫は、作動中の遠心力の効果の下で、リング５６のアーム６６の上流端の外部表面によって保証される。

したがって、ディスクの上流の本発明による封止手段は、ディスクの下流の封止手段と組み合わせて、または互いから独立して使用されることが可能である。実際のところ、最適な封止はディスクの上流および下流でショルダを形成することを必要としない。

図６に示された第２実施形態では、上流で挿入された環状部品は、一体として製造された環状フランジ１１４である。この実施形態では、ディスク１０のハブ１１６はその外端の直ぐ前で軸方向の拡幅部１１８を有する。噛合クラッチ手段１１０は、この実施形態ではハブ１１６の上流面上、その拡幅部１１８の内側に形成される。

第１実施形態とは異なって、フランジ１１４の円筒壁１１６がディスクの歯と翼根とのショルダ７４、７６の下に延在し、環状シール８０に対して半径方向に凭れ掛かる際、それはその端で円錐台形壁にではなく、環状壁１２０に連結される。環状壁１２０は半径方向にディスク１０の内側の方にハブの噛合クラッチ手段１１０に延在し、ディスク１０の形状と一致する形状を有する。この壁は反対側のディスクの一部位と共に、壁１２０とディスクとの間に環状の冷却空気流通路Ｂを画定する。この壁はその内端に、フランジ１１４の軸方向の転び止め用の、ディスクの噛合クラッチ手段１１０と協働する噛合クラッチ手段８６も有する。

寒冷時、フランジ１１４は、ショルダの円筒表面７８上に半径方向に凭れる環状シール８０に対してプレストレスを掛けて取り付けられる。

上流フランジ１１４のこの第２実施形態は、第１実施形態と比較して、その一体設計によってディスクの上流部位内でより充分な封止を達成するという利点を有する。さらに、それは、ハブ１１６での噛合クラッチ手段の位置決めによって、ディスク１０の歯１２に掛けられる軸方向の応力を低減する。しかし第１実施形態のフランジ９２はより充分な機械的強度を有する。それは、フランジ９２がセクター化され、張り出た周縁部１２１と横断方向放射壁８４との間のより確実な軸方向の接触を可能にすることによる。

Claims (13)

1. ターボ機械用のロータリアセンブリにして、交互配置された、空洞（１４）と歯（１２）から外周が形成されるディスク（１０）と、ディスク（１０）および翼根（１６）から半径方向に延在する翼（１８）とを備え、前記翼はディスクの空洞（１４）内に軸方向に係合され半径方向に保持され、ディスクの歯（１２）と翼根（１６）とは、それらの上流および／または下流の軸端に、端同士を接して交互に円周方向に配設された軸方向ショルダ（７４、７６）において、ディスクの内側の方に半径方向に向いた連続的な円筒表面（７８）を一緒に形成する、ディスクと一体的に製造された部品（５６、９２、１１４）によって環状シール（８０）が接して保持される軸方向ショルダ（７４、７６）を備える、ロータリアセンブリであって、前記部品（５６、９２、１１４）はショルダ（７４、７６）の下に延在し、環状シール（８０）を前記円筒表面（７８）に対して半径方向に押圧することを特徴とするロータリアセンブリ。
2. 前記部品（５６、９２、１１４）が、環状シール（８０）が取り付けられる環状溝（１００）を備えることを特徴とする、請求項１に記載のロータリアセンブリ。
3. 翼根（１６）のショルダ（７４）が、横断方向に翼根に延在する、外部で翼のプラットフォーム（２４）に、内部で翼根（１６）に連結された上流および／または下流の放射壁（８４）の半径方向内端面によって形成されることを特徴とする、請求項１または２に記載のアセンブリ。
4. ディスクと一体的に製造された前記部品が、ディスクの上流面および／または下流面上へ当てられる環状フランジ（９２、１１４）にして、フランジをディスク上に軸方向に保持する、ディスク（１０）の対応噛合クラッチ手段（１１０）と協働する噛合クラッチ手段（８６）を備える環状フランジ（９２、１１４）であって、フランジ（９２）は、端同士を接して円周方向に配置された数個のセクターで形成されることと、
   各フランジセクションは、環状シール（８０）によって外側の方に半径方向に支持される内側部位（９４）と、ディスクの歯（１２）上に形成された前記対応噛合クラッチ手段（１１０）と協働する前記噛合クラッチ手段（８６）を備える外側部位（９６）とを備え、ディスクの前記対応噛合クラッチ手段は翼根（１６）に対して軸方向に突出することを特徴とする、
   請求項１から３のいずれか一項に記載のアセンブリ。
5. 各フランジセクション（９２）の外側部位（９６）が、張り出た周縁部（１１２）として外部に延在する放射壁（１０８）を備え、その外側自由端は翼の上流または下流横断壁（８４）の一方上に載るためのものであることを特徴とする、請求項３に従属した請求項４に記載のアセンブリ。
6. 各フランジセクション（９２）の内側部位（９４）が円筒壁（９８）を備え、ディスクに向いたその一方端部位は環状シール（８０）上で外側の方に半径方向に支持され、ディスク（１０）から離れて内方に延在する円錐台形壁（１０２）によって延長され、円錐台形壁（１０２）とディスク（１０）の間に環状分割リング（１０６）が軸方向に挿入されることを特徴とする、請求項４または５に記載のアセンブリ。
7. ディスクと一体的に製造された前記部品が、摩耗性材料で製造された半径方向に反対側のブロック（６０）と協働するためのシールリップ（５８）を支持するリング（５６）であることを特徴とする、請求項３に記載のアセンブリ。
8. 翼（１８）がセラミックマトリックス複合材料で製造され、ディスク（１０）は金属合金で製造されることを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載のアセンブリ。
9. ディスクの内側に半径方向に向き、環状シール（８０）が上に載るように保持される円筒表面（７８）が、環状シールが取り付けられることが可能となる溝を有さないことを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載のアセンブリ。
10. 各空洞（１４）が底を有し、各空洞の底は閉鎖され、隣接する翼根が収容される空洞とは連通しないことを特徴とする、請求項１から９のいずれか一項に記載のアセンブリ。
11. ショルダ（７４、７６）が、翼根（１６）が遠心効果によって外側の方へ歯に対して押圧されるとき、ディスクの歯（１２）の側面と翼根（１６）の側面との間の界面と同じレベルで半径方向に形成されることを特徴とする、請求項１から１０のいずれか一項に記載のアセンブリ。
12. 請求項１から１１のいずれか一項に記載のロータリアセンブリを備えることを特徴とする、ターボ機械用のタービン。
13. 請求項１から１１のいずれか一項に記載のロータリアセンブリを備えることを特徴とする、ターボジェットまたはターボプロップなどのターボ機械。

Images