タービンエンジンの外ケーシングの周状のリムの対応するリングセクタからの絶縁
本発明は、ロータホイール（５）を外ケーシング（４）によって保持されたセクタ化されたリングの内側に取り付けて備えており、外ケーシング（４）が、リングセクタ（６）の下流端（１３）を取り付けるために前記環状の空洞に収容される周状のリム（２２）を少なくとも有しているタービンエンジンのタービン段（１）であって、リングセクタ（６）の環状の空洞の底壁（１６）が、外ケーシング（４）の周状のリム（２２）から半径方向に離れたままであって、両者の間に熱絶縁の空間をもたらしている一方で、周状のリム（２２）に作用する半径方向の位置決め手段（２４）を備えていることを特徴とするタービン段（１）に関する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機のターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジンのタービン段に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジンの低圧タービンは、複数の段を備えており、各々の段が、環状に並べられた固定翼を外ケーシングによって保持することによって形成されたノズルと、ノズルの下流に回転可能に取り付けられた羽根付きのホイールとを有しており、羽根付きのホイールは、リングセクタを突き合わせて外ケーシングに周状に取り付けることによって形成された円柱形または円錐台形の外被の内側に位置している。
【０００３】
タービンエンジンの燃焼室を出る加圧された高温ガスが、ノズルの翼の間を通過し、タービンホイールの羽根へと流れることで、リングセクタによって形成された外被の温度を上昇させるという影響を有する。
【０００４】
例えば、本出願の出願人の名義の仏国特許出願公開第２８９９２７３号明細書に記載のとおり、外ケーシングは、リングセクタの下流端を取り付けるための少なくとも１つの周状リムを有している。
【０００５】
公知の方式で、各々のリングセクタの下流端に、上流側の環状の当接部と、下流側の環状の当接部と、底壁とによって画定された環状の空洞が形成されており、この空洞にケーシングの周状のリムが係合し、リングセクタが空洞の環状の当接部によってリム上の軸方向の位置に保持される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】仏国特許出願公開第２８９９２７３号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
ケーシングの周状のリムと各々のリングセクタとの間の接触面積が大きいため、リングの熱のかなりの部分が、周状のリムを介して外ケーシングへと導かれる。これが、動作時に、使用される材料の許容可能な限界である約７３０℃の温度に達する可能性がある。
【０００８】
これが、周状のリムおよび外ケーシングについて、劣化の多大な恐れにつながる。
【０００９】
本発明の特段の目的は、この問題に対する単純、効果的、かつ安価な技術的解決策を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
上記の目的のため、本発明は、ロータホイールを外ケーシングによって保持されたセクタ化されたリングの内側に取り付けて備えており、各々のリングセクタが、環状の空洞が形成された下流端を有し、この環状の空洞は、上流側の環状の当接部と、下流側の環状の当接部と、底壁とによって画定されており、外ケーシングが、リングセクタの下流端を取り付けるために前記環状の空洞に収容される周状のリムを少なくとも有しているタービンエンジンのタービン段であって、リングセクタの環状の空洞の底壁が、外ケーシングの周状のリムから半径方向に離れたままであって、両者の間に熱絶縁の空間をもたらしている一方で、周状のリムに作用する半径方向の位置決め手段を備えていることを特徴とするタービン段を提供する。
【００１１】
このようにして、周状のリムと各々のリングセクタとの間の接触面積が大幅に縮小されることで、周状のリムの加熱が抑えられ、より全体的には外ケーシングの加熱が抑えられる。
【００１２】
本発明の一実施形態においては、半径方向の位置決め手段が、環状の空洞の底壁から突き出すように形成された少なくとも２つのスタッドを備える。
【００１３】
結果として、リングセクタと周状のリムとの間の接触面積が、スタッドの端部の面積にまで抑えられる。
【００１４】
好都合には、スタッドが、底壁の周方向の端部に位置する。
【００１５】
これは、リングセクタについて、周状のリムに対する適切な配置を保証することを可能にする。しかしながら、リングの周方向の膨張が、周状のリムの周方向の膨張よりも大きいため、タービンエンジンの動作時にスタッドと周状のリムとの間に相対移動が生じ、摩擦および摩耗が生じる。
【００１６】
本発明の別の特徴によれば、リングセクタが半径方向において適切に位置することを保証するために、スタッドが、底壁の軸方向中央面から離れて位置する。
【００１７】
好ましくは、接触する上述の構成要素の摩耗を抑えるために、スタッドが、底壁の軸方向中央面と底壁の周方向の端部との間に位置する。
【００１８】
また、環状の当接部の各々が、環状のセクタの全周に及ぶ半径方向の表面を備えており、外ケーシングの周状リムが、リングセクタの環状の当接部の半径方向の表面の間にすき間なく取り付けられることが、好都合である。
【００１９】
これは、周状のリムとリングセクタとの間のシールをもたらす。
【００２０】
スタッドは、矩形の形状であってもよい。
【００２１】
さらに、外ケーシングに対するリングセクタの適切な配置を保証するために、外ケーシングの周状のリムが、環状の当接部の間で軸方向に圧迫されることも好都合である。
【００２２】
好ましくは、スタッドの接触面積と環状の空洞の底壁の面積との間の比が、０．１〜０．２５の範囲にある。
【００２３】
さらに本発明は、航空機のターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジンであって、本発明のタービン段を備えることを特徴とするタービンエンジンを提供する。
【００２４】
添付の図面を参照しつつあくまでも本発明を限定するものではない例として行なわれる以下の説明を検討することで、本発明をよりよく理解することができ、本発明の他の詳細、特徴、および利点が明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】先行技術の低圧タービンの一部分の軸方向断面の概略図である。
【図２】図１の一部分の拡大である。
【図３】図２の拡大図であり、リングセクタの下流端がどのように外ケーシングの周状のリムに取り付けられるのかを示している。
【図４】図３に対応する図であり、本発明を示している。
【図５】本発明のリングセクタの一部分の斜視図である。
【図６】図１のリングセクタの斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
図１〜図３が、複数の段を備える先行技術のタービンエンジンの低圧タービン１を示しており、各々の段が、タービンの外ケーシング４によって保持された固定翼３からなるノズル２と、ノズル２の下流に取り付けられたロータホイール５とを有しており、ロータホイール５が、タービンの外ケーシング４によって周状に突き合わせて保持されたリングセクタ６によって形成される実質的に円錐台形状の外被の内側で回転する。
【００２７】
ノズル２は、回転面を構成する内壁（図示せず）および外壁７を有しており、これらの回転面の間に、ガスがタービンを通過して流れる環状の通路８が画定され、内壁および外壁７は、翼３によって半径方向おいて互いに接続されている。
【００２８】
ロータホイール２は、タービンシャフト（図示せず）へと固定され、各々が、外シュラウド９および内シュラウド（見て取ることができない）を備えており、外シュラウド９が、わずかなすき間でリングセクタ６によって外側から囲まれた半径方向の外リブ１０を有している。
【００２９】
各々のリングセクタ６が、円錐台形状の壁１１と、ろう付けおよび／または溶接によって円錐台形状の壁１１の半径方向内側の表面に取り付けられた摩耗可能な材料からなるブロック１２とを備えており、ブロック１２が、ハニカム式であり、ホイール５とリングセクタ６との間の半径方向のすき間を最小限にするためにホイール５のリブ１０との摩擦によって摩耗するように設計されている。
【００３０】
リングセクタの円錐台形状の壁１１は、外側へと開いた環状の空洞が形成された下流端１３を有しており、この外側へと開いた環状の空洞は、上流側の環状の当接部１４と、下流側の環状の当接部１５と、底壁１６とで画定されている。環状の当接部１４、１５の各々が、リングセクタ６の全周に及ぶ表面を有している。さらに、底壁１６が、空洞の機械加工を可能にする下流側の環状溝１７および上流側の環状溝１８を有している（図３を参照）。
【００３１】
各々のリングセクタ６の下流端１３が、下流に位置するノズル２の外壁７の２つの環状のリム（それぞれ、上流を向いた半径方向内側のリム２０および半径方向外側のリム２１）の間に画定された環状の空間１９に係合する。
【００３２】
外ケーシング４が、内側の周状のリム２２を備えており、この周状のリム２２が、下流を向いたフックの断面形状であり、環状セクタの円錐台形状の壁１１の空洞に係合し、ノズル２の半径方向外側のリム２１によって保持される。外ケーシング４の周状のリム２２は、リングセクタ６の環状の当接部１４、１５の間で軸方向に圧迫され、この圧迫は、タービンエンジンのすべての動作段階において維持される。
【００３３】
より詳しくは、前記リム２２が、ノズルの半径方向外側のリム２１に当接する半径方向外側の環状面と、リングセクタの底壁１６に当接する半径方向内側の環状面とを有する。
【００３４】
半径方向外側のリム２１の上流端と、リム２２と外ケーシング４との間の接続ゾーン２３との間に、軸方向のすき間ｊ１が設けられている。このすき間は、膨張の影響を補償するように機能し、タービンエンジンの動作時に実質的にゼロになってもよい。
【００３５】
このように、リングセクタ６が、下流端１３においてノズル２によってケーシングの周状のリム２２に対して固定され、周状リム２２とリングセクタ６との間のシールが、軸方向の当接部１４、１５および底壁１６によってもたらされている。
【００３６】
さらに、リングセクタ６は、上流端において、ここでは詳しくは説明しない構造によってケーシングへと取り付けられている。
【００３７】
動作時、燃焼室からのガスがリングセクタ６を加熱し、次いでこの熱が、伝導によってケーシングの周状リム２２へと伝えられる。
【００３８】
残念なことに、リングセクタ６と周状のリム２２との間の伝導の面積または接触面積が大きいため、実際に、リム２２の温度が限界値（例えば、７３０℃）に達する可能性があり、すなわち一般的に使用される材料の最大許容温度に達する可能性がある。
【００３９】
本発明のリングセクタが、図４〜図６に示されている。このリングセクタは、環状の空洞の底壁１６が半径方向外側へと突き出す少なくとも２つのスタッド２４を備えており、スタッドの端部が周状のリム２２に対する当接面２５を形成している点で、上述のセクタと相違する。スタッド２４は、好ましくはリングセクタ６の上流側の当接部１４の付近に配置される。
【００４０】
このやり方で、周状のリム２２とリングセクタ６との間の接触面積が小さくなり、絶縁空気の層が、底部１６と周状リム２２の内壁との間に形成される。
【００４１】
スタッド２４の接触面積と底壁１６の面積との間の比は、０．１〜０．２５の範囲にある。
【００４２】
実際に、このような構造は、タービンエンジンの動作時に周状のリム２２の温度を約４０℃下げることを可能にする。
【００４３】
図５および図６の実施形態においては、スタッド２４が矩形の形状であり、底壁１６の周方向の両端に位置している。
【００４４】
スタッド２４は、好ましくは、底壁１６の軸方向中央面Ｐから、この中央面Ｐの各側に離して配置され、軸方向中央面Ｐと底壁１６の周方向の一端との間に位置する。各々のリングセクタのケーシングに対する周方向の移動が、リングセクタの中央面Ｐに位置する手段によって防止されるため、リングセクタは、ケーシングに対して中央面Ｐの各側に膨張する。スタッド２４を中央面Ｐに近付けると、スタッドとケーシングの周状のリム２２との間の摩擦の量も少なくなる。スタッドを中央面Ｐから遠くに位置させると、リングセクタが中央面Ｐの一方の側または他方の側から傾く恐れを避けつつ、周状のリム２２に対するリングセクタの良好な半径方向の位置決めが保証される。
【００４５】
さらに、スタッド２４は、任意の他の所望の形状を有することができ、例えば正方形、円柱形、円錐台形、などであってもよい。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機のターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジンのタービン段に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジンの低圧タービンは、複数の段を備えており、各々の段が、環状に並べられた固定翼を外ケーシングによって保持することによって形成されたノズルと、ノズルの下流に回転可能に取り付けられた羽根付きのホイールとを有しており、羽根付きのホイールは、リングセクタを突き合わせて外ケーシングに周状に取り付けることによって形成された円柱形または円錐台形の外被の内側に位置している。
【０００３】
タービンエンジンの燃焼室を出る加圧された高温ガスが、ノズルの翼の間を通過し、タービンホイールの羽根へと流れることで、リングセクタによって形成された外被の温度を上昇させるという影響を有する。
【０００４】
例えば、本出願の出願人の名義の仏国特許出願公開第２８９９２７３号明細書に記載のとおり、外ケーシングは、リングセクタの下流端を取り付けるための少なくとも１つの周状リムを有している。
【０００５】
公知の方式で、各々のリングセクタの下流端に、上流側の環状の当接部と、下流側の環状の当接部と、底壁とによって画定された環状の空洞が形成されており、この空洞にケーシングの周状のリムが係合し、リングセクタが空洞の環状の当接部によってリム上の軸方向の位置に保持される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】仏国特許出願公開第２８９９２７３号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
ケーシングの周状のリムと各々のリングセクタとの間の接触面積が大きいため、リングの熱のかなりの部分が、周状のリムを介して外ケーシングへと導かれる。これが、動作時に、使用される材料の許容可能な限界である約７３０℃の温度に達する可能性がある。
【０００８】
これが、周状のリムおよび外ケーシングについて、劣化の多大な恐れにつながる。
【０００９】
本発明の特段の目的は、この問題に対する単純、効果的、かつ安価な技術的解決策を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
上記の目的のため、本発明は、ロータホイールを外ケーシングによって保持されたセクタ化されたリングの内側に取り付けて備えており、各々のリングセクタが、環状の空洞が形成された下流端を有し、この環状の空洞は、上流側の環状の当接部と、下流側の環状の当接部と、底壁とによって画定されており、外ケーシングが、リングセクタの下流端を取り付けるために前記環状の空洞に収容される周状のリムを少なくとも有しているタービンエンジンのタービン段であって、リングセクタの環状の空洞の底壁が、外ケーシングの周状のリムから半径方向に離れたままであって、両者の間に熱絶縁の空間をもたらしている一方で、周状のリムに作用する半径方向の位置決め手段を備えていることを特徴とするタービン段を提供する。
【００１１】
このようにして、周状のリムと各々のリングセクタとの間の接触面積が大幅に縮小されることで、周状のリムの加熱が抑えられ、より全体的には外ケーシングの加熱が抑えられる。
【００１２】
本発明の一実施形態においては、半径方向の位置決め手段が、環状の空洞の底壁から突き出すように形成された少なくとも２つのスタッドを備える。
【００１３】
結果として、リングセクタと周状のリムとの間の接触面積が、スタッドの端部の面積にまで抑えられる。
【００１４】
好都合には、スタッドが、底壁の周方向の端部に位置する。
【００１５】
これは、リングセクタについて、周状のリムに対する適切な配置を保証することを可能にする。しかしながら、リングの周方向の膨張が、周状のリムの周方向の膨張よりも大きいため、タービンエンジンの動作時にスタッドと周状のリムとの間に相対移動が生じ、摩擦および摩耗が生じる。
【００１６】
本発明の別の特徴によれば、リングセクタが半径方向において適切に位置することを保証するために、スタッドが、底壁の軸方向中央面から離れて位置する。
【００１７】
好ましくは、接触する上述の構成要素の摩耗を抑えるために、スタッドが、底壁の軸方向中央面と底壁の周方向の端部との間に位置する。
【００１８】
また、環状の当接部の各々が、環状のセクタの全周に及ぶ半径方向の表面を備えており、外ケーシングの周状リムが、リングセクタの環状の当接部の半径方向の表面の間にすき間なく取り付けられることが、好都合である。
【００１９】
これは、周状のリムとリングセクタとの間のシールをもたらす。
【００２０】
スタッドは、矩形の形状であってもよい。
【００２１】
さらに、外ケーシングに対するリングセクタの適切な配置を保証するために、外ケーシングの周状のリムが、環状の当接部の間で軸方向に圧迫されることも好都合である。
【００２２】
好ましくは、スタッドの接触面積と環状の空洞の底壁の面積との間の比が、０．１〜０．２５の範囲にある。
【００２３】
さらに本発明は、航空機のターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジンであって、本発明のタービン段を備えることを特徴とするタービンエンジンを提供する。
【００２４】
添付の図面を参照しつつあくまでも本発明を限定するものではない例として行なわれる以下の説明を検討することで、本発明をよりよく理解することができ、本発明の他の詳細、特徴、および利点が明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２５】
【図１】先行技術の低圧タービンの一部分の軸方向断面の概略図である。
【図２】図１の一部分の拡大である。
【図３】図２の拡大図であり、リングセクタの下流端がどのように外ケーシングの周状のリムに取り付けられるのかを示している。
【図４】図３に対応する図であり、本発明を示している。
【図５】本発明のリングセクタの一部分の斜視図である。
【図６】図１のリングセクタの斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２６】
図１〜図３が、複数の段を備える先行技術のタービンエンジンの低圧タービン１を示しており、各々の段が、タービンの外ケーシング４によって保持された固定翼３からなるノズル２と、ノズル２の下流に取り付けられたロータホイール５とを有しており、ロータホイール５が、タービンの外ケーシング４によって周状に突き合わせて保持されたリングセクタ６によって形成される実質的に円錐台形状の外被の内側で回転する。
【００２７】
ノズル２は、回転面を構成する内壁（図示せず）および外壁７を有しており、これらの回転面の間に、ガスがタービンを通過して流れる環状の通路８が画定され、内壁および外壁７は、翼３によって半径方向おいて互いに接続されている。
【００２８】
ロータホイール２は、タービンシャフト（図示せず）へと固定され、各々が、外シュラウド９および内シュラウド（見て取ることができない）を備えており、外シュラウド９が、わずかなすき間でリングセクタ６によって外側から囲まれた半径方向の外リブ１０を有している。
【００２９】
各々のリングセクタ６が、円錐台形状の壁１１と、ろう付けおよび／または溶接によって円錐台形状の壁１１の半径方向内側の表面に取り付けられた摩耗可能な材料からなるブロック１２とを備えており、ブロック１２が、ハニカム式であり、ホイール５とリングセクタ６との間の半径方向のすき間を最小限にするためにホイール５のリブ１０との摩擦によって摩耗するように設計されている。
【００３０】
リングセクタの円錐台形状の壁１１は、外側へと開いた環状の空洞が形成された下流端１３を有しており、この外側へと開いた環状の空洞は、上流側の環状の当接部１４と、下流側の環状の当接部１５と、底壁１６とで画定されている。環状の当接部１４、１５の各々が、リングセクタ６の全周に及ぶ表面を有している。さらに、底壁１６が、空洞の機械加工を可能にする下流側の環状溝１７および上流側の環状溝１８を有している（図３を参照）。
【００３１】
各々のリングセクタ６の下流端１３が、下流に位置するノズル２の外壁７の２つの環状のリム（それぞれ、上流を向いた半径方向内側のリム２０および半径方向外側のリム２１）の間に画定された環状の空間１９に係合する。
【００３２】
外ケーシング４が、内側の周状のリム２２を備えており、この周状のリム２２が、下流を向いたフックの断面形状であり、環状セクタの円錐台形状の壁１１の空洞に係合し、ノズル２の半径方向外側のリム２１によって保持される。外ケーシング４の周状のリム２２は、リングセクタ６の環状の当接部１４、１５の間で軸方向に圧迫され、この圧迫は、タービンエンジンのすべての動作段階において維持される。
【００３３】
より詳しくは、前記リム２２が、ノズルの半径方向外側のリム２１に当接する半径方向外側の環状面と、リングセクタの底壁１６に当接する半径方向内側の環状面とを有する。
【００３４】
半径方向外側のリム２１の上流端と、リム２２と外ケーシング４との間の接続ゾーン２３との間に、軸方向のすき間ｊ１が設けられている。このすき間は、膨張の影響を補償するように機能し、タービンエンジンの動作時に実質的にゼロになってもよい。
【００３５】
このように、リングセクタ６が、下流端１３においてノズル２によってケーシングの周状のリム２２に対して固定され、周状リム２２とリングセクタ６との間のシールが、軸方向の当接部１４、１５および底壁１６によってもたらされている。
【００３６】
さらに、リングセクタ６は、上流端において、ここでは詳しくは説明しない構造によってケーシングへと取り付けられている。
【００３７】
動作時、燃焼室からのガスがリングセクタ６を加熱し、次いでこの熱が、伝導によってケーシングの周状リム２２へと伝えられる。
【００３８】
残念なことに、リングセクタ６と周状のリム２２との間の伝導の面積または接触面積が大きいため、実際に、リム２２の温度が限界値（例えば、７３０℃）に達する可能性があり、すなわち一般的に使用される材料の最大許容温度に達する可能性がある。
【００３９】
本発明のリングセクタが、図４〜図６に示されている。このリングセクタは、環状の空洞の底壁１６が半径方向外側へと突き出す少なくとも２つのスタッド２４を備えており、スタッドの端部が周状のリム２２に対する当接面２５を形成している点で、上述のセクタと相違する。スタッド２４は、好ましくはリングセクタ６の上流側の当接部１４の付近に配置される。
【００４０】
このやり方で、周状のリム２２とリングセクタ６との間の接触面積が小さくなり、絶縁空気の層が、底部１６と周状リム２２の内壁との間に形成される。
【００４１】
スタッド２４の接触面積と底壁１６の面積との間の比は、０．１〜０．２５の範囲にある。
【００４２】
実際に、このような構造は、タービンエンジンの動作時に周状のリム２２の温度を約４０℃下げることを可能にする。
【００４３】
図５および図６の実施形態においては、スタッド２４が矩形の形状であり、底壁１６の周方向の両端に位置している。
【００４４】
スタッド２４は、好ましくは、底壁１６の軸方向中央面Ｐから、この中央面Ｐの各側に離して配置され、軸方向中央面Ｐと底壁１６の周方向の一端との間に位置する。各々のリングセクタのケーシングに対する周方向の移動が、リングセクタの中央面Ｐに位置する手段によって防止されるため、リングセクタは、ケーシングに対して中央面Ｐの各側に膨張する。スタッド２４を中央面Ｐに近付けると、スタッドとケーシングの周状のリム２２との間の摩擦の量も少なくなる。スタッドを中央面Ｐから遠くに位置させると、リングセクタが中央面Ｐの一方の側または他方の側から傾く恐れを避けつつ、周状のリム２２に対するリングセクタの良好な半径方向の位置決めが保証される。
【００４５】
さらに、スタッド２４は、任意の他の所望の形状を有することができ、例えば正方形、円柱形、円錐台形、などであってもよい。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロータホイール（５）を外ケーシング（４）によって保持されたセクタ化されたリングの内側に取り付けて備えており、各々のリングセクタ（６）が、環状の空洞が形成された下流端（１３）を有し、該環状の空洞は、上流側の環状の当接部（１４）と、下流側の環状の当接部（１５）と、底壁（１６）とによって画定されており、外ケーシング（４）が、リングセクタ（６）の下流端（１３）を取り付けるために前記環状の空洞に収容される周状のリム（２２）を少なくとも有しているタービンエンジンのタービン段（１）であって、
リングセクタ（６）の環状の空洞の底壁（１６）が、外ケーシング（４）の周状のリム（２２）から半径方向に離れたままであって、両者の間に熱絶縁の空間をもたらしている一方で、周状のリム（２２）に作用する半径方向の位置決め手段（２４）を備えており、位置決め手段は、環状の空洞の底壁（１６）から突き出す少なくとも２つのスタッド（２４）によって形成されていることを特徴とする、タービン段（１）。
【請求項２】
スタッド（２４）が、底壁（１６）の周方向の端部に位置することを特徴とする、請求項１に記載のタービン段（１）。
【請求項３】
スタッド（２４）が、底壁（１６）の軸方向中央面（Ｐ）から離れて位置していることを特徴とする、請求項１に記載のタービン段（１）。
【請求項４】
スタッド（２４）が、底壁（１６）の軸方向中央面（Ｐ）と底壁（１６）の周方向の端部との間に位置することを特徴とする、請求項３に記載のタービン段（１）。
【請求項５】
環状の当接部（１４、１５）の各々が、環状のセクタの全周に及ぶ半径方向の表面を備えており、外ケーシング（４）の周状リム（２２）が、リングセクタ（６）の環状の当接部（１４、１５）の半径方向の表面の間にすき間なく取り付けられていることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のタービン段（１）。
【請求項６】
外ケーシング（４）の周状のリム（２２）が、環状の当接部（１４、１５）の間で軸方向に圧迫されていることを特徴とする、請求項５に記載のタービン段（１）。
【請求項７】
スタッド（２４）が矩形の形状であることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載のタービン段（１）。
【請求項８】
スタッド（２４）の接触面積と環状の空洞の底壁（１６）の面積との間の比が、０．１〜０．２５の範囲にあ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タービン段（１）。
【請求項９】
請求項１から８のいずれか一項に記載のタービン段（１）を備えることを特徴とする航空機のターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジン。
【請求項１】
ロータホイール（５）を外ケーシング（４）によって保持されたセクタ化されたリングの内側に取り付けて備えており、各々のリングセクタ（６）が、環状の空洞が形成された下流端（１３）を有し、該環状の空洞は、上流側の環状の当接部（１４）と、下流側の環状の当接部（１５）と、底壁（１６）とによって画定されており、外ケーシング（４）が、リングセクタ（６）の下流端（１３）を取り付けるために前記環状の空洞に収容される周状のリム（２２）を少なくとも有しているタービンエンジンのタービン段（１）であって、
リングセクタ（６）の環状の空洞の底壁（１６）が、外ケーシング（４）の周状のリム（２２）から半径方向に離れたままであって、両者の間に熱絶縁の空間をもたらしている一方で、周状のリム（２２）に作用する半径方向の位置決め手段（２４）を備えており、位置決め手段は、環状の空洞の底壁（１６）から突き出す少なくとも２つのスタッド（２４）によって形成されていることを特徴とする、タービン段（１）。
【請求項２】
スタッド（２４）が、底壁（１６）の周方向の端部に位置することを特徴とする、請求項１に記載のタービン段（１）。
【請求項３】
スタッド（２４）が、底壁（１６）の軸方向中央面（Ｐ）から離れて位置していることを特徴とする、請求項１に記載のタービン段（１）。
【請求項４】
スタッド（２４）が、底壁（１６）の軸方向中央面（Ｐ）と底壁（１６）の周方向の端部との間に位置することを特徴とする、請求項３に記載のタービン段（１）。
【請求項５】
環状の当接部（１４、１５）の各々が、環状のセクタの全周に及ぶ半径方向の表面を備えており、外ケーシング（４）の周状リム（２２）が、リングセクタ（６）の環状の当接部（１４、１５）の半径方向の表面の間にすき間なく取り付けられていることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のタービン段（１）。
【請求項６】
外ケーシング（４）の周状のリム（２２）が、環状の当接部（１４、１５）の間で軸方向に圧迫されていることを特徴とする、請求項５に記載のタービン段（１）。
【請求項７】
スタッド（２４）が矩形の形状であることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載のタービン段（１）。
【請求項８】
スタッド（２４）の接触面積と環状の空洞の底壁（１６）の面積との間の比が、０．１〜０．２５の範囲にあ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タービン段（１）。
【請求項９】
請求項１から８のいずれか一項に記載のタービン段（１）を備えることを特徴とする航空機のターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジン。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【公表番号】特表２０１３−５１２３８２（Ｐ２０１３−５１２３８２Ａ）
【公表日】平成２５年４月１１日（２０１３．４．１１）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−５４０４７８（Ｐ２０１２−５４０４７８）
【出願日】平成２２年１１月２４日（２０１０．１１．２４）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＦＲ２０１０／０５２４９５
【国際公開番号】ＷＯ２０１１／０６４４９６
【国際公開日】平成２３年６月３日（２０１１．６．３）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２５年４月１１日（２０１３．４．１１）
【国際特許分類】
【出願日】平成２２年１１月２４日（２０１０．１１．２４）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＦＲ２０１０／０５２４９５
【国際公開番号】ＷＯ２０１１／０６４４９６
【国際公開日】平成２３年６月３日（２０１１．６．３）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
【Ｆターム（参考）】
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