CA2785202A1 - Method for cooling turbine stators and cooling system for implementing said method - Google Patents
Method for cooling turbine stators and cooling system for implementing said method Download PDFInfo
- Publication number
- CA2785202A1 CA2785202A1 CA2785202A CA2785202A CA2785202A1 CA 2785202 A1 CA2785202 A1 CA 2785202A1 CA 2785202 A CA2785202 A CA 2785202A CA 2785202 A CA2785202 A CA 2785202A CA 2785202 A1 CA2785202 A1 CA 2785202A1
- Authority
- CA
- Canada
- Prior art keywords
- cooling
- vein
- stator
- circulation
- turbine
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Abandoned
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
- F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
- F05D2220/3215—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage the last stage of the turbine
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
L'invention concerne un procédé et un système de refroidissement de turbines (1) de turbomachines comportant au moins un couple de pièces à refroidir composé d'un stator amont de distributeur à aubes fixes (7) et d'un support d'anneau d'étanchéité (9) d'un rotor à aubage mobile aval (11) adjacent au stator (7), un carter de turbine (3) et une veine de sortie (13). En particulier, ce système comporte au moins une ouverture (15) dans le carter (3) en regard d'au moins une pièce à refroidir (7, 9), un circuit d'air produisant une convection forcée (19, 24, 26, 30) en liaison avec ces pièces (7, 9) et au moins une sortie avale (56) dans la veine (13), pour aspirer et acheminer un flux d'air ambiant (Fs).The invention relates to a method and a system for cooling turbines (1) of turbomachines comprising at least one pair of parts to be cooled composed of an upstream stator of a fixed vane distributor (7) and a ring support. sealing (9) of a rotor with downstream movable blading (11) adjacent to the stator (7), a turbine housing (3) and an outlet duct (13). In particular, this system comprises at least one opening (15) in the casing (3) facing at least one room to be cooled (7, 9), an air circuit producing forced convection (19, 24, 26 , 30) in conjunction with these parts (7, 9) and at least one downstream outlet (56) in the vein (13), to suck and convey an ambient air flow (Fs).
Description
WO 2011/07671 WO 2011/07671
2 PCT/EP2010/070199 PROCÉDÉ DE REFROIDISSEMENT DE STATORS DE TURBINES, SYSTEME
DE REFROIDISSEMENT POUR SA MISE EN OEUVRE
[0001] L'invention concerne un procédé de refroidissement de stators, distributeurs ou anneaux de turbines à gaz équipant les turbomachines de propulsion d'aéronefs, en particulier d'hélicoptères, ainsi qu'un système de refroidissement de mise en oeuvre du procédé.
[0002] Les cycles thermodynamiques des turbomachines sont de plus en plus élevés en température, ce qui nécessite un refroidissement étendu aux parties statoriques de la turbine : l'aubage fixe du distributeur de la turbine, ainsi que le support d'anneau lisse ou à joint d'étanchéité (ci-après dénommé support d'anneau) de l'aubage mobile ou rotor. L'air est alors introduit à travers les aubes du distributeur puis au-dessus de l'anneau du rotor. L'air est ensuite réintroduit dans la veine de sortie. 2 PCT / EP2010 / 070199 METHOD FOR COOLING TURBINE STATORS, SYSTEM
COOLING FOR ITS IMPLEMENTATION
The invention relates to a method of cooling stators, distributors or rings of gas turbines equipping the turbomachines of propulsion of aircraft, in particular helicopters, as well as a system of cooling of the process.
The thermodynamic cycles of turbomachines are more and more high temperature, which requires extensive cooling to the parties stator of the turbine: the fixed blade of the turbine distributor, and that the smooth or gasketed ring support (hereinafter referred to as ring) of the moving blade or rotor. The air is then introduced through the vanes of the distributor then above the rotor ring. The air is then reintroduced in the exit vein.
[0003] Or, la tuyère de sortie présente aux faibles régimes un coefficient de récupération (Cp) pouvant atteindre des valeurs négatives, ce qui se traduit par une inversion de l'écart de pressions entre l'atmosphère et le plan de sortie de la turbine. Des réintroductions d'air chaud peuvent alors se produire par refoulement et empêcher le refroidissement du stator. However, the outlet nozzle has at low speeds a coefficient of recovery (Cp) can reach negative values, which translates by a reversal of the pressure difference between the atmosphere and the exit plan of the turbine. Reintroductions of hot air can then occur by suppression and prevent the cooling of the stator.
[0004]Par ailleurs, l'utilisation d'air de refroidissement prélevé au niveau du compresseur a un coût en performance car il ne contribue plus au travail moteur. [0004] Furthermore, the use of cooling air taken at the level of of compressor has a cost in performance because it no longer contributes to the work engine.
[0005] L'invention vise à remédier à ces inconvénients en proposant une aspiration d'air ambiant au niveau du stator à refroidir. The invention aims to remedy these drawbacks by proposing a suction of ambient air at the stator to be cooled.
[0006] Plus précisément, l'invention a pour objet un procédé de refroidissement de pièces de turbine d'un moteur présentant à l'échappement une architecture à
Cp positif sur l'ensemble des régimes de fonctionnement pour lesquels un refroidissement est souhaité, consistant à prélever un flux d'air ambiant par aspiration au niveau d'au moins une pièce à refroidir, suivi d'une traversée produisant une convection forcée en liaison avec cette pièce, puis d'une réintroduction avale de l'air dans la veine de sortie. More specifically, the subject of the invention is a method of cooling of turbine parts of an engine presenting to the exhaust an architecture to Positive Cp on all operating regimes for which a cooling is desired, consisting of taking a flow of ambient air through suction at the level of at least one piece to be cooled, followed by a traverse producing a forced convection in connection with this piece, then a reintroduction downstream of the air in the exit vein.
[0007] Les termes amont et aval se rapportent au sens de l'écoulement de l'air dans le moteur et les termes interne - respectivement externe -se rapportent à des localisations vues de - respectivement en direction de -l'axe de rotation de la turbine. The terms upstream and downstream relate to the direction of flow of the air in the engine and the terms internal - respectively external -himself relate to locations seen from - respectively towards -the axis of rotation of the turbine.
[0008]Ce procédé est particulièrement efficace dans le cas de configurations de turbines ou de moteurs qui permettent de définir une dépression en sortie suffisante pour garantir un Cp qui reste positif sur un ensemble de régimes de fonctionnement. Il en est ainsi :
- des turbines mono - étage travaillant au même taux de détente qu'une turbine bi - étages, ce qui permet d'obtenir une pression statique en sortie sensiblement plus faible qu'avec une turbine bi-étage ;
- des moteurs à tuyères axisymétriques, utilisées en particulier avec une architecture à arbre traversant. This method is particularly effective in the case of configurations of turbines or engines that define a vacuum output sufficient to guarantee a CP that remains positive over a set of operation. It's like that :
- single-stage turbines working at the same rate of expansion a two-stage turbine, which makes it possible to obtain a static pressure in exit significantly lower than with a two-stage turbine;
- axisymmetric nozzle engines, used in particular with a traversing tree architecture.
[0009] Selon des modes de mise en oeuvre préférés :
- le refroidissement étant destiné à au moins un couple de pièces comportant un stator amont et un support d'anneau aval adjacent au stator, ce refroidissement est réalisé en mode série par une circulation successive d'un même flux d'air dans les deux pièces, en mode parallèle par des circulations indépendantes de flux d'air dans chacune des pièces ou en mode mixte par la circulation successive d'un même flux et une circulation indépendante dans la deuxième pièce par prélèvement de l'air ambiant au niveau du stator amont pour des refroidissements série et mixte, et au niveau de chaque pièce pour des refroidissements parallèle et mixte ;
- les réintroductions avales dans la veine de sortie sont réalisées par des échappements parallèles ;
- l'air prélevé est également mis en contact avec au moins une pièce moteur à refroidir comme par exemple le verrou de maintien du support d'anneau sur le bras du carter. [0009] According to preferred embodiments:
the cooling being intended for at least one pair of parts having an upstream stator and a downstream ring support adjacent to the stator, this cooling is carried out in series mode by a successive circulation of a same flow of air in both rooms, in parallel mode by circulations independent airflow in each room or in mixed mode by the successive circulation of the same flow and an independent circulation in the second piece by sampling the ambient air at the upstream stator for serial and mixed cooling, and at the level of each part for parallel and mixed cooling;
- the return reintroductions in the exit vein are carried out by parallel escapements;
the air taken is also brought into contact with at least one piece engine to be cooled, such as the ring support holding latch on the casing arm.
[0010] L'invention a également pour objet un système de refroidissement de turbines de turbomachines comportant au moins un stator amont de distributeur à
aubes fixes, un support d'anneau d'aubage mobile, un carter de turbine et une veine de sortie, le système étant apte à mettre en oeuvre le procédé ci-dessus. Ce système comporte une ouverture dans le carter en regard d'au moins une pièce à
refroidir, une circulation d'air forcée en liaison avec cette pièce et au moins une sortie avale dans la veine. The invention also relates to a cooling system of turbomachine turbines comprising at least one upstream distributor stator at vanes, a movable vane ring support, a turbine casing and a the exit system, the system being able to implement the method above. This system has an opening in the housing opposite at least one cool, a forced air flow in connection with this piece and at least one exit swallows in the vein.
[0011]Selon des modes de réalisation particuliers :
- une ouverture est formée dans le carter en regard d'une entrée de circulation d'air dans chaque aube du distributeur à refroidir, cette circulation étant réalisée par un circuit radial comportant au moins deux canaux, ainsi qu'une sortie d'air dans la veine de sortie de la turbine ;
- une cavité axisymétrique est prévue entre les deux canaux pour homogénéiser la pression du flux d'air et réaliser un meilleur refroidissement des aubes fixes ;
- le distributeur et le support d'anneau d'étanchéité du rotor d'une turbine sont refroidis en série par un canal de communication en sortie d'une aube de distributeur, lequel canal débouche dans une cavité en liaison radiale avec la face externe du support d'anneau puis vers la veine de sortie de la turbine par au moins un orifice formé dans le support d'anneau , - le support d'anneau présente au moins un crochet amont apte à
enserrer des brides sectorisées ou non lamées du carter et du distributeur pour former le canal de communication , - le canal de chaque aube du distributeur comporte un prolongement débouchant directement dans la cavité pour former le canal de communication , WO 2011/0767According to particular embodiments:
an opening is formed in the housing opposite an entrance of air circulation in each dawn of the distributor to cool, this traffic being made by a radial circuit comprising at least two channels, as well as a air outlet in the outlet vein of the turbine;
an axisymmetric cavity is provided between the two channels for homogenize the pressure of the airflow and achieve better cooling of the fixed vanes;
- the distributor and the sealing ring support of the rotor of a turbine are cooled in series by a communication channel at the output of a distributor vane, which channel opens into a cavity in radial connection with the outer face of the ring holder and then towards the exit vein of the turbine by at least one orifice formed in the ring support, the ring support has at least one upstream hook adapted to enclose sectorized or unshielded flanges of crankcase and distributor for form the communication channel, the channel of each dawn of the dispenser comprises an extension opening directly into the cavity to form the communication channel, WO 2011/0767
12 PCT/EP2010/070199 - le refroidissement étant effectué en mode parallèle, le circuit radial de l'aube du distributeur débouche en regard d'une entrée de canal aménagé
dans le support d'anneau du rotor pour le traverser jusqu'à la veine de sortie, et un orifice est formé dans le carter en vis-à-vis du support d'anneau pour prélever un flux d'air ambiant par aspiration et former un circuit de circulation d'air parallèle traversant la cavité et le support d'anneau par un orifice de sortie;
- une tôle annulaire perforée est prévue dans la cavité du circuit de refroidissement du support d'anneau pour améliorer l'échange thermique avec l'air prélevé;
- le refroidissement est effectué en mode série et/ou en parallèle par combinaison des circulations d'air série ou parallèle ci-dessus , - la circulation d'air est réalisée par lamage des structures des aubes de stator et/ou des carters participant à cette circulation;
- au moins un circuit d'air est équipé de clapets anti-retour d'air qui pourraient se situer au niveau des ouvertures pratiquées dans le carter.
[0012] L'invention s'applique en particulier aux turbines mono - étages, et aux architectures moteurs à arbre traversant, permettant avantageusement l'utilisation de tuyères axisymétriques qui présentent des courbes de CP particulièrement favorables sur l'ensemble des régimes. 12 PCT / EP2010 / 070199 the cooling being carried out in parallel mode, the radial circuit of the dawn of the distributor opens in front of a fitted canal entrance in the rotor ring holder to cross it up to the vein of exit, and an orifice is formed in the housing opposite the ring support for withdraw an ambient air flow by suction and form an air circulation circuit parallel through the cavity and the ring holder through a hole exit;
a perforated annular plate is provided in the cavity of the circuit of cooling of the ring support to improve the heat exchange with the air taken;
the cooling is carried out in series mode and / or in parallel by combination of series or parallel air circulation above, - The air circulation is carried out by countersinking the structures of the stator vanes and / or casings participating in this circulation;
at least one air circuit is equipped with air check valves which could be located at the openings in the housing.
The invention applies in particular to single-stage turbines, and to the traversing shaft motor architectures, allowing advantageously use of axisymmetric nozzles which have CP curves particularly favorable on all plans.
[0013] D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée d'exemples de réalisation ci-après, en référence aux figures annexées qui représentent, respectivement :
- la figure 1, une vue partielle en coupe d'un exemple de circuit de refroidissement en série d'un distributeur statorique et d'un support d'anneau d'étanchéité de rotor d'une turbine de turbomachine ;
- les figures la et lb, un agrandissement de l'assemblage entre le distributeur et le carter par un crochet et une vue en coupe partielle selon I - I de la figure la au niveau de cet assemblage ;
- la figure l c, une vue partielle en coupe d'une cavité
5 axisymétrique située entre les deux canaux de refroidissement ;
- la figure 2, l'exemple de la figure 1 avec une étanchéité amont doublée et une variante de canal de circulation d'air dans le distributeur ;
- la figure 3, une vue partielle en coupe d'un exemple de circuit de refroidissement en série d'un distributeur et d'un support d'anneau de rotor à
aubes sans talon, et - la figure 4, une vue partielle en coupe d'un exemple de circuit de refroidissement en parallèle d'une turbine à aubage mobile sans talon. Other features and advantages of the invention will appear at the reading of the detailed description of examples of embodiment below, in reference in the appended figures which represent, respectively:
- Figure 1, a partial sectional view of an exemplary circuit series cooling of a stator distributor and a support ring rotor sealing of a turbomachine turbine;
FIGS. 1a and 1b, an enlargement of the assembly between the distributor and the housing by a hook and a sectional view partial according I - I of Figure la at this assembly;
- Figure lc, a partial sectional view of a cavity 5 axisymmetric located between the two cooling channels;
FIG. 2, the example of FIG. 1 with an upstream seal doubled and a variant of air circulation channel in the dispenser;
- Figure 3, a partial sectional view of an exemplary circuit series cooling of a distributor and a ring support of rotor to blades without heel, and - Figure 4, a partial sectional view of an example of a circuit in parallel cooling of a turbine with moving blades without heel.
[0014] Les termes interne ou externe qualifient un élément vu du côté
de l'axe de rotation de la turbine ou du côté opposé à cet axe. Par ailleurs, des signes de référence identiques sur les figures se rapportent à des éléments identiques ou équivalents. [0014] The terms internal or external qualify an element seen from the side of the axis of rotation of the turbine or the opposite side to this axis. Moreover, identical reference signs in the figures refer to elements identical or equivalent.
[0015] En référence à la figure 1, la turbine 1 se compose notamment d'un carter 3, d'un stator de distribution d'air ou distributeur à aubes fixes 7, d'un support d'anneau 9 d'étanchéité d'un aubage mobile 11, et d'une veine de sortie 13 d'accès aux tuyères (non représentées). Le carter 3 fixe la position du distributeur et du support d'anneau par des bras de support 3a, 3b et 3c. L'air sous capot est aspiré sous forme d'un flux Fs par dépression à travers un orifice d'admission du carter 3 et jusqu'à la veine de sortie 13 à travers le distributeur 7 et le support d'anneau 9. [0015] With reference to FIG. 1, the turbine 1 is composed in particular of a box 3, an air distribution stator or fixed blade distributor 7, a support sealing ring 9 of a moving blade 11, and an outlet vein 13 access to nozzles (not shown). The casing 3 sets the position of the distributor and the ring support by supporting arms 3a, 3b and 3c. Hooded air is drawn in the form of a flow Fs by depression through an intake port of the casing 3 and up to the outlet vein 13 through the distributor 7 and the support ring 9.
[0016] L'orifice 15 est disposé en regard d'une ouverture d'entrée d'air 17 prévue à une extrémité d'un premier canal radial de circulation 19 à l'intérieur du distributeur 7. L'étanchéité amont du distributeur 7 sur le carter 3 est assurée par un joint 20 entre le premier bras amont 3a du carter 3 et un rebord amont 7r du distributeur 7. The orifice 15 is disposed opposite an air inlet opening 17 expected at one end of a first radial circulation channel 19 within the distributor 7. The upstream seal of the distributor 7 on the casing 3 is insured by a seal 20 between the first upstream arm 3a of the casing 3 and an upstream edge 7r of distributor 7.
[0017] Une paroi radiale centrale 22 sépare le premier canal 19 d'un deuxième canal de circulation 24, les canaux étant également bordés par les bords d'attaque 7a et de fuite 7f des aubes du distributeur 7. Les deux canaux communiquent par une cavité 25 qui permet au flux Fs de circuler du premier au deuxième canal selon deux sens opposés. Dans une solution alternative, montrée à la figure l c, une pièce 25a est fixée par tout moyen connu (vis, soudure) à
l'extrémité de l'aube 7 pour assurer la transition entre les canauxl9 et 24.
L'intérieur de cette pièce est usinée de façon à constituer une cavité
axisymétrique 25b située entre les deux canaux 19 et 24 pour homogénéiser la pression du flux d'air FS et obtenir ainsi un meilleur refroidissement des aubes fixes 7. Cette configuration de pièce rapportée favorise également la fabrication de l'aube 7 puisque son extrémité radiale interne est ouverte. Des perturbateurs d'écoulement d'air 28, du type dit en trombone , sont prévus à l'intérieur des canaux afin d'augmenter les transferts thermiques. A central radial wall 22 separates the first channel 19 from a second circulation channel 24, the channels being also bordered by the edges 7a and 7f leakage vanes of the distributor 7. The two channels communicate through a cavity 25 which allows the flow Fs to flow from first to second channel in two opposite directions. In an alternative solution, shown in FIG. 1c, a part 25a is fixed by any known means (screw, weld) to the end of the blade 7 to ensure the transition between the channels 19 and 24.
The interior of this room is machined to form a cavity axisymmetric 25b located between the two channels 19 and 24 to homogenize the pressure of the FS air flow and thus obtain a better cooling of the vanes 7. This patch configuration also promotes the manufacturing of the blade 7 since its inner radial end is open. of the disruptors 28, of the so-called paperclip type, are provided inside of the channels to increase heat transfer.
[0018]A l'extrémité radiale du deuxième canal 24, le flux Fs pénètre et circule provoquant une convection forcée dans une cavité 26 située entre le carter 3 et la face externe Fe du support d'anneau 9. Une tôle annulaire 30 radialement externe est solidarisée en ses extrémités au support d'anneau fixe 9. Comme illustré
plus particulièrement sur les figures la et 1 b, la liaison entre le canal 24 et la cavité 26 est réalisée par des lamages 7e et 3e formées dans les bras 7b et 3b, respectivement, du distributeur 7 et du carter 3. Ces brides sont maintenues dans un crochet 32 constituant l'extrémité amont du support d'anneau 9. Des perforations 30a sont réalisées dans la tôle annulaire pour former un jet d'impact à vitesse d'air augmentée annulaire 30 afin de faciliter le transfert thermique entre le support d'anneau 9 et la cavité 26. La tôle annulaire est solidarisée en son extrémité amont à une face radiale du crochet 32. At the radial end of the second channel 24, the flow Fs penetrates and flows causing forced convection in a cavity 26 located between the casing 3 and the external face Fe of the ring support 9. An annular plate 30 radially external is secured at its ends to the fixed ring support 9. As illustrated more particularly in FIGS. 1a and 1b, the connection between the channel 24 and the cavity 26 is formed by countersinks 7 and 3 formed in the arms 7b and 3b, respectively, of the distributor 7 and the housing 3. These flanges are maintained in a hook 32 constituting the upstream end of the ring support 9.
perforations 30a are made in the annular plate to form a jet impact at increased annular air speed 30 to facilitate transfer thermal between the ring support 9 and the cavity 26. The annular plate is secured in his upstream end at a radial face of the hook 32.
[0019] Dans l'exemple illustré, les aubes mobiles 11 sont équipées de talons à leurs extrémités externes, en regard d'un matériau abradable en nid d'abeille 36. Ce matériau abradable est solidaire de la face interne Fi du support d'anneau 9. L'extrémité avale du support d'anneau 9, sur laquelle l'extrémité avale de la tôle annulaire 30 est solidarisée, et la bride avale 3c du carter 3 sont maintenues serrés par un verrou 38. Ce matériau permet de limiter les jeux entre les aubes mobiles 11 et le support d'anneau d'étanchéité 9 lors des dilatations des aubes, en particulier aux régimes élevés : les lèvres 34a du talon 34 peuvent alors pénétrer dans le matériau 36 sans se dégrader pour assurer l'étanchéité entre le rotor et l'anneau. In the example shown, the blades 11 are equipped with heels at their outer ends, facing an abradable material in a nest bee 36. This abradable material is integral with the internal face Fi of the support ring 9. The downstream end of the ring support 9, on which the end swallows the annular plate 30 is secured, and the flange swallows 3c of the housing 3 are maintained locked by a lock 38. This material makes it possible to limit the games between vanes 11 and the sealing ring support 9 during the expansions of the blades, especially at high speeds: the lips 34a of the heel 34 can then penetrate the material 36 without degrading to ensure the seal between the rotor and the ring.
[0020] Le flux Fs remonte par dépression, toujours en assurant une convection forcée, vers l'extrémité avale du support d'anneau puis est aspiré par une ouverture 40 réalisée dans le support d'anneau 9. Avantageusement, le transfert thermique peut être amélioré par convection forcée sur une surface rugueuse formée sur la tôle annulaire 30. Le flux s'échappe ensuite dans la veine 13 par des passages 42 en aval de l'aubage mobile 11. The flow Fs goes up by depression, always ensuring a convection forced to the downstream end of the ring holder and then sucked in by a opening 40 made in the ring holder 9. Advantageously, the transfer thermal can be improved by forced convection on a rough surface formed on the annular plate 30. The flow then escapes into the vein 13 by passages 42 downstream of the moving blade 11.
[0021]De manière alternative, d'une part, le joint d'étanchéité amont 20 de l'aube fixe 7 peut être un joint à lèvres en w et, d'autre part, le support d'anneau peut se présenter sous forme annulaire continue ou sous forme de secteurs annulaires (sectorisation). [0021] Alternatively, on the one hand, the upstream gasket 20 of dawn fixed 7 may be a w-lip seal and, secondly, the support ring may be in continuous annular form or in the form of sectors annular (sectorisation).
[0022] En variante, telle que représentée en figure 2, l'étanchéité amont du distributeur 7 est doublée : un emplacement pour un deuxième joint 44 est réalisé
par la présence d'un épaulement 46, formé sur une excroissance du bord d'attaque 7a, en regard d'une rainure 48 aménagée dans la bride amont 3a du carter 3. In a variant, as shown in FIG. 2, the upstream seal of the distributor 7 is doubled: a location for a second seal 44 is realized by the presence of a shoulder 46 formed on an edge protrusion 7a, opposite a groove 48 formed in the upstream flange 3a of the casing 3.
[0023] De plus, la figure 2 montre une variante de passage du flux du deuxième canal de refroidissement 24 du distributeur 7 vers la cavité 26. Ce passage s'obtient par un prolongement 24p du canal 24. Ce prolongement vient, en se courbant et se rétrécissant dans l'exemple illustré, déboucher directement dans la cavité 26 par une ouverture 50 formée dans la bride 3b du carter 3. In addition, FIG. 2 shows a variant of the flow of the second flow.
cooling channel 24 of the distributor 7 to the cavity 26. This passage is obtained by an extension 24p of the channel 24. This extension comes, in itself curving and narrowing in the illustrated example, directly in the cavity 26 through an opening 50 formed in the flange 3b of the housing 3.
[0024]Selon une autre alternative, illustrée à la figure 3, l'aubage mobile ne présente pas de talon. Le support d'anneau 9 reste à distance suffisante du bord 11 b de l'aube 11 afin d'empêcher tout contact lors de dilatations thermiques de l'aubage mobile 11. De plus, une couche de matériau abradable 37 peut être projetée sur le support d'anneau pour assurer l'étanchéité en sommet de l'aubage. Cette configuration présente l'avantage de pouvoir disposer d'une cavité 26 de plus grand volume et donc d'une plus grande quantité de flux d'air Fs permettant un meilleur transfert thermique avec la face externe Fe du support d'anneau, avant échappement par l'ouverture 56 vers la veine de sortie 13. Une tôle annulaire perforée 30 peut également être prévue dans cette cavité, par exemple par soudage à mi-hauteur. De plus, le montage du support d'anneau 9 est simplifié par maintien sur le carter 3 à l'aide d'une bride 33. According to another alternative, illustrated in Figure 3, the mobile blading does not does not have a heel. The ring support 9 remains at a sufficient distance from the edge 11 b of dawn 11 to prevent contact during thermal expansions of mobile blading 11. In addition, a layer of abradable material 37 can be projected on the ring support to ensure the seal at the top of blading. This configuration has the advantage of being able to have a cavity 26 of larger volume and therefore a greater amount of flow Fs allowing a better thermal transfer with the external face Fe of the support ring, before escaping through the opening 56 to the exit vein 13.
perforated annular plate 30 may also be provided in this cavity, by example by welding at mid-height. In addition, the mounting of the ring support 9 is simplified by holding on the housing 3 with a flange 33.
[0025] La figure 4 illustre un exemple de système de refroidissement en mode parallèle conforme à l'invention à partir d'une configuration d'aubage mobile sans talon. Ce système de refroidissement comporte deux circuits de circulation de flux d'air Fs et Fs' indépendants. Le premier circuit se rapporte au refroidissement du distributeur 7 à partir de l'aspiration par l'ouverture 15 du carter 3 et la circulation de flux d'air Fs dans les canaux 19 et 24, telle que décrite en référence aux figures 1 et 2, jusqu'au premier lamage 7eformé dans le bras 7b du distributeur 7. Aucun lamage n'est ici formé dans la bride 3b du carter 3.
Un canal 52 de sortie directe est formé dans le support d'anneau 9 en vis-à-vis du lamage 7e et débouche dans la veine de sortie 13. En sortie du lamage 7e, l'air du flux Fs pénètre alors dans l'entrée 53 du canal 52 pour sortir dans la veine 13. [0025] FIG. 4 illustrates an example of a cooling system in operating mode.
parallel according to the invention from a mobile blade configuration without heel. This cooling system comprises two circuits of traffic independent air flow Fs and Fs'. The first circuit relates to cooling the distributor 7 from the suction through the opening 15 of casing 3 and the circulation of airflow Fs in the channels 19 and 24, such as described with reference to Figures 1 and 2, until the first countersink 7eformed in the arm 7b 7. No countersink is here formed in the flange 3b of the casing 3.
A
direct output channel 52 is formed in the ring support 9 vis-à-vis of 7th countersink and leads into the exit vein 13. At the exit of the 7th countersink, the air of flux Fs then enters the inlet 53 of the channel 52 to exit in the vein 13.
[0026] Le deuxième circuit d'air est réalisé à partir d'un deuxième orifice 54 formé
dans le carter 3 au niveau du support d'anneau 9. Par dépression, le flux d'air Fs' traverse la cavité 26 et sort par une deuxième ouverture 56 pratiquée dans le support d'anneau 9, parallèlement à la sortie du canal 52. Les deux circuits contribuent ainsi au refroidissement du support d'anneau 9. The second air circuit is made from a second orifice 54 form in the housing 3 at the ring support 9. By depression, the flow of air Fs' through the cavity 26 and out through a second opening 56 formed in the ring support 9, parallel to the output of the channel 52. The two circuits thus contribute to the cooling of the ring support 9.
[0027] L'invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation décrits et représentés. Ainsi, les circulations d'air en liaison avec le stator et avec le support d'anneau d'étanchéité peuvent être totalement indépendantes en prévoyant une sortie du canal radial 24 des aubes 7 du stator directement dans la veine 13.
Il est par ailleurs possible de prévoir un nombre de canaux radiaux supérieur à deux dans les aubes du distributeur, plusieurs ouvertures dans le carter au niveau de chaque stator, distributeur, ou support d'anneau, ou encore des montages du distributeur ou du support d'anneau sur le carter par tout moyen approprié
connu de l'homme de l'art (sertissage, frettage, soudage, etc.). Par ailleurs, le nombre de distributeurs et de rotors n'est pas limité à un mais correspond à toute turbine visée par la présente invention. The invention is not limited to the described exemplary embodiments and represented. Thus, the air flows in connection with the stator and with the support sealing rings can be totally independent by providing a output of the radial channel 24 of the vanes 7 of the stator directly into the vein 13.
It is it is also possible to provide a number of radial channels greater than two in the vanes of the distributor, several openings in the housing at the level of of each stator, distributor, or ring support, or assemblies of the distributor or ring holder on the housing by any suitable means known those skilled in the art (crimping, hooping, welding, etc.). Moreover, number of distributors and rotors is not limited to one but corresponds to any turbine covered by the present invention.
Claims (10)
refroidir (7, 9), suivi d'une traversée produisant une convection forcée (19, 24, 52, 26, 30) en liaison avec cette pièce (7, 9), puis d'une réintroduction avale (42, 56) de l'air dans la veine de sortie (13), caractérisé en ce que le refroidissement est réalisé en mode série par une circulation successive du même flux d'air (Fs) dans les deux pièces (7, 9), en mode parallèle par des circulations indépendantes de flux d'air (Fs, Fs') dans chacune des deux pièces (7, 9), ou en mode mixte par la circulation successive d'un même flux (Fs) dans les deux pièces et la circulation indépendante d'un deuxième flux (Fs') dans la deuxième pièce (9), par prélèvement d'air ambiant au niveau du stator amont (7) pour des refroidissements série et mixte, et de chaque pièce (7, 9) pour des refroidissements parallèle et mixte. 1. Method for cooling turbine parts (7, 9) (1) of an engine exhibiting a positive Cp architecture on the exhaust operating regimes for which cooling is desired, for at least one pair of parts comprising a stator upstream (7) and a sealing ring support (9) of a moving blade (11) downstream adjacent to the stator (7), comprising taking (15, 54) a flow of ambient air (Fs, Fs') by suction at at least one cool (7, 9), followed by a traverse producing forced convection (19, 24, 52, 26, 30) in connection with this part (7, 9), then from a downstream reintroduction (42, 56) of the air into the outlet vein (13), characterized in that the cooling is carried out in series mode by a successive circulation of the same air flow (Fs) in both rooms (7, 9), in parallel mode by independent flows of air flow (Fs, Fs') in each of the two pieces (7, 9), or in mixed mode by the successive circulation of the same flow (Fs) in both rooms and the independent circulation of a second stream (Fs') in the second piece (9), by taking ambient air at the upstream stator (7) for series and mixed cooling, and of each piece (7, 9) for parallel and mixed cooling.
(9) de rotor de turbine sont effectués en série, un canal de communication (3~, 7~; 24p) en sortie d'une aube du distributeur (7) débouchant dans une cavité (26) en liaison radiale avec la face externe (Fe) du support d'anneau (9) puis vers la veine de sortie (13) de la turbine par au moins un orifice (40) formé dans le support d'anneau (9). 3. Turbomachinery turbine cooling system for the implementation implementation of the method according to one of claims 1 or 2, comprising at least one pair of parts to be cooled composed of an upstream stator of stationary-blade distributor (7) and a sealing ring support (9) a rotor with a downstream moving blade (11) adjacent to the stator (7), a housing of turbine (3) and an outlet vein (13), at least one opening (15, 54) in the casing (3) facing at least one piece to be cooled (7, 9), a forced air circulation (19, 24, 26) in connection with this piece (7, 9) and least one downstream outlet (42, 56) into the vein (13), characterized in that cooling the distributor (7) and the sealing ring support (9) are made in series, a communication channel (3 ~, 7 ~, 24p) at the outlet of a dawn of the dispenser (7) opening into a cavity (26) in radial connection with the external face (Fe) of the support of ring (9) then to the exit vein (13) of the turbine by at least an orifice (40) formed in the ring support (9).
refroidir, cette circulation étant réalisée par un circuit radial comportant au moins deux canaux (19, 24), ainsi qu'une sortie d'air (42) dans la veine de sortie (13) de la turbine. 4. Cooling system according to the preceding claim, in which an opening (15) is formed in the housing (3) opposite a inlet (17) of air circulation in each dawn (7) of the distributor to to cool, this circulation being carried out by a radial circuit comprising at least two channels (19, 24) and an air outlet (42) in the vein of outlet (13) of the turbine.
(26) du circuit de refroidissement de l'anneau (9). 8. Cooling system according to any one of claims 3 7, wherein a perforated annular plate (30) is provided in the cavity (26) of the cooling circuit of the ring (9).
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0959492A FR2954401B1 (en) | 2009-12-23 | 2009-12-23 | METHOD FOR COOLING TURBINE STATORS AND COOLING SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION |
| FR0959492 | 2009-12-23 | ||
| PCT/EP2010/070199 WO2011076712A1 (en) | 2009-12-23 | 2010-12-20 | Method for cooling turbine stators and cooling system for implementing said method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CA2785202A1 true CA2785202A1 (en) | 2011-06-30 |
Family
ID=42641206
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CA2785202A Abandoned CA2785202A1 (en) | 2009-12-23 | 2010-12-20 | Method for cooling turbine stators and cooling system for implementing said method |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20120257954A1 (en) |
| EP (1) | EP2516807A1 (en) |
| JP (1) | JP2013515893A (en) |
| KR (1) | KR20120115973A (en) |
| CN (1) | CN102686832B (en) |
| CA (1) | CA2785202A1 (en) |
| FR (1) | FR2954401B1 (en) |
| RU (1) | RU2556150C2 (en) |
| WO (1) | WO2011076712A1 (en) |
Families Citing this family (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011005858A2 (en) * | 2009-07-09 | 2011-01-13 | Frontline Aerospace, Inc. | Compressor cooling for turbine engines |
| RU2547541C2 (en) * | 2010-11-29 | 2015-04-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Axial gas turbine |
| RU2547351C2 (en) * | 2010-11-29 | 2015-04-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Axial gas turbine |
| ES2731206T3 (en) | 2012-03-12 | 2019-11-14 | MTU Aero Engines AG | Gas turbine, director blade for the housing of a gas turbine, as well as a procedure for the manufacture of a director blade |
| US8961108B2 (en) * | 2012-04-04 | 2015-02-24 | United Technologies Corporation | Cooling system for a turbine vane |
| RU2499893C1 (en) * | 2012-04-16 | 2013-11-27 | Николай Борисович Болотин | Gas turbine engine turbine |
| RU2498087C1 (en) * | 2012-04-16 | 2013-11-10 | Николай Борисович Болотин | Gas-turbine engine turbine |
| US9670785B2 (en) * | 2012-04-19 | 2017-06-06 | General Electric Company | Cooling assembly for a gas turbine system |
| US9103225B2 (en) * | 2012-06-04 | 2015-08-11 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal with cored passages |
| JP5951386B2 (en) * | 2012-07-20 | 2016-07-13 | 株式会社東芝 | Turbine and turbine cooling method |
| US9316153B2 (en) | 2013-01-22 | 2016-04-19 | Siemens Energy, Inc. | Purge and cooling air for an exhaust section of a gas turbine assembly |
| EP2863020A1 (en) * | 2013-10-16 | 2015-04-22 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine vane, shroud segment, corresponding turbine vane assembly, stator, rotor, turbine and power plant |
| US9797259B2 (en) * | 2014-03-07 | 2017-10-24 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil cooling system with cooling systems using high and low pressure cooling fluids |
| US10400627B2 (en) * | 2015-03-31 | 2019-09-03 | General Electric Company | System for cooling a turbine engine |
| US9988934B2 (en) * | 2015-07-23 | 2018-06-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engines including channel-cooled hooks for retaining a part relative to an engine casing structure |
| CN104964594B (en) * | 2015-07-27 | 2017-10-24 | 武汉大学 | A kind of banding plug-in unit coordinates strengthening and heat transferring device with fin |
| US10550721B2 (en) | 2016-03-24 | 2020-02-04 | General Electric Company | Apparatus, turbine nozzle and turbine shroud |
| GB201612646D0 (en) * | 2016-07-21 | 2016-09-07 | Rolls Royce Plc | An air cooled component for a gas turbine engine |
| US20180347399A1 (en) * | 2017-06-01 | 2018-12-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud with integrated heat shield |
| FR3072711B1 (en) | 2017-10-19 | 2021-07-16 | Safran Aircraft Engines | COOLING FLUID DISTRIBUTION ELEMENT AND ASSOCIATED TURBINE RING ASSEMBLY |
| US10619492B2 (en) * | 2017-12-11 | 2020-04-14 | United Technologies Corporation | Vane air inlet with fillet |
| US11492914B1 (en) * | 2019-11-08 | 2022-11-08 | Raytheon Technologies Corporation | Engine with cooling passage circuit for air prior to ceramic component |
| US11415007B2 (en) | 2020-01-24 | 2022-08-16 | Rolls-Royce Plc | Turbine engine with reused secondary cooling flow |
| US11248481B2 (en) | 2020-04-16 | 2022-02-15 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine vane having dual source cooling |
| EP4333263A1 (en) * | 2021-04-26 | 2024-03-06 | Amotech Co., Ltd. | Stator, and propeller driving apparatus and aircraft using same |
Family Cites Families (20)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3645096A (en) * | 1969-01-23 | 1972-02-29 | Georg S Mittelstaedt | Peripheral suction openings in gas turbine engines |
| GB1484288A (en) * | 1975-12-03 | 1977-09-01 | Rolls Royce | Gas turbine engines |
| US4157232A (en) * | 1977-10-31 | 1979-06-05 | General Electric Company | Turbine shroud support |
| SU1251621A1 (en) * | 1983-06-23 | 1996-05-10 | Производственное Объединение "Турбомоторный Завод" Им.К.Е.Ворошилова | Device for discharging and supplying cooling gas to gas turbine rotor |
| US4820116A (en) * | 1987-09-18 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Turbine cooling for gas turbine engine |
| US5048288A (en) * | 1988-12-20 | 1991-09-17 | United Technologies Corporation | Combined turbine stator cooling and turbine tip clearance control |
| US5593277A (en) * | 1995-06-06 | 1997-01-14 | General Electric Company | Smart turbine shroud |
| JP3727701B2 (en) * | 1995-12-27 | 2005-12-14 | 三菱重工業株式会社 | Gas turbine blade cooling system |
| US5993150A (en) * | 1998-01-16 | 1999-11-30 | General Electric Company | Dual cooled shroud |
| JP3268261B2 (en) * | 1998-03-02 | 2002-03-25 | 三菱重工業株式会社 | Cooling structure around output shaft of L-shaped vertical gas turbine |
| US6146091A (en) * | 1998-03-03 | 2000-11-14 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine cooling structure |
| US6431820B1 (en) * | 2001-02-28 | 2002-08-13 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine blade tips |
| GB2378730B (en) * | 2001-08-18 | 2005-03-16 | Rolls Royce Plc | Cooled segments surrounding turbine blades |
| US6902371B2 (en) * | 2002-07-26 | 2005-06-07 | General Electric Company | Internal low pressure turbine case cooling |
| US7186078B2 (en) * | 2003-07-04 | 2007-03-06 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | Turbine shroud segment |
| FR2899281B1 (en) * | 2006-03-30 | 2012-08-10 | Snecma | DEVICE FOR COOLING A TURBINE HOUSING OF A TURBOMACHINE |
| DE102006043610A1 (en) * | 2006-09-16 | 2008-03-27 | Man Diesel Se | Exhaust gas turbocharger for internal combustion engine, has shut-off device attached to channel that is opened out into exhaust gas flow channel section and allowing discharge of ambient air of turbine and/or of turbocharger into section |
| FR2923525B1 (en) * | 2007-11-13 | 2009-12-18 | Snecma | SEALING A ROTOR RING IN A TURBINE FLOOR |
| US7946801B2 (en) * | 2007-12-27 | 2011-05-24 | General Electric Company | Multi-source gas turbine cooling |
| RU2547541C2 (en) * | 2010-11-29 | 2015-04-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Axial gas turbine |
-
2009
- 2009-12-23 FR FR0959492A patent/FR2954401B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2010
- 2010-12-20 EP EP10795376A patent/EP2516807A1/en not_active Withdrawn
- 2010-12-20 US US13/515,520 patent/US20120257954A1/en not_active Abandoned
- 2010-12-20 WO PCT/EP2010/070199 patent/WO2011076712A1/en active Application Filing
- 2010-12-20 KR KR1020127016774A patent/KR20120115973A/en not_active Application Discontinuation
- 2010-12-20 RU RU2012131396/06A patent/RU2556150C2/en not_active IP Right Cessation
- 2010-12-20 CN CN201080059393.3A patent/CN102686832B/en not_active Expired - Fee Related
- 2010-12-20 JP JP2012545262A patent/JP2013515893A/en active Pending
- 2010-12-20 CA CA2785202A patent/CA2785202A1/en not_active Abandoned
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012131396A (en) | 2014-01-27 |
| CN102686832B (en) | 2015-07-29 |
| CN102686832A (en) | 2012-09-19 |
| EP2516807A1 (en) | 2012-10-31 |
| FR2954401B1 (en) | 2012-03-23 |
| JP2013515893A (en) | 2013-05-09 |
| FR2954401A1 (en) | 2011-06-24 |
| KR20120115973A (en) | 2012-10-19 |
| US20120257954A1 (en) | 2012-10-11 |
| RU2556150C2 (en) | 2015-07-10 |
| WO2011076712A1 (en) | 2011-06-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2785202A1 (en) | Method for cooling turbine stators and cooling system for implementing said method | |
| JP4130321B2 (en) | Gas turbine engine components | |
| EP1503061B1 (en) | Method for cooling hot turbine parts using air partly cooled by an external heat exchanger and correspondingly cooled gas turbine engine | |
| EP2236767B1 (en) | Gas turbine inner flowpath coverpiece | |
| FR2758855A1 (en) | VENTILATION SYSTEM FOR MOBILE VANE PLATFORMS | |
| CA2590047A1 (en) | Turbine engine low pressure compressor bleed system | |
| EP1413771A1 (en) | Casing, compressor, turbine and gas turbine engine having such casing | |
| CA2521983A1 (en) | Process for air circulation in a turbine engine compressor, compressor arrangement putting it into play, stage of compression and compressor comprising such an arrangement, and aircraft engine equipped with such a compressor | |
| FR2970030A1 (en) | METHOD FOR SEALING THE FLOOR BETWEEN STAGES OF A TURBINE | |
| FR3013096A1 (en) | SEALING SYSTEM WITH TWO ROWS OF COMPLEMENTARY LECHETTES | |
| EP1452695B1 (en) | Cooled turbine blade having reduced cooling air leakage | |
| FR3072127B1 (en) | INTERMEDIATE CASTER HUB DISCHARGE DUCT FOR AN AIRCRAFT AIRCRAFT COMPRISING COOLING CHANNELS | |
| FR3081499A1 (en) | ANGULAR BLADE SECTOR OF IMPROVED SEALING TURBOMACHINE | |
| FR2999249A1 (en) | High pressure axial compressor for e.g. turbojet for aircraft, has air draining unit for injecting cooling air between rotating element and static element such that cooling air immerses side of annular sealing ribs | |
| EP3320186B1 (en) | Assembly of a gas turbine | |
| FR3095005A1 (en) | TURBOMACHINE FOR AN AIRCRAFT | |
| WO2018020131A1 (en) | Turbine comprising a ventilation system between rotor and stator | |
| FR3114838A1 (en) | Turbine blade for an aircraft turbomachine, comprising a platform provided with a primary flow rejection channel towards a purge cavity | |
| WO2022123148A1 (en) | Turbine blade for an aircraft turbomachine, provided with a channel for ejecting a primary flow towards an inter-lip cavity | |
| FR3114839A1 (en) | Turbine blade for an aircraft turbomachine, comprising a platform provided with a primary flow rejection channel downstream of the platform | |
| EP3899207A1 (en) | Turbomachine assembly comprising fan blades with an extended trailing edge | |
| WO2018215718A1 (en) | Blade for a turbomachine turbine, comprising internal passages for circulating cooling air | |
| FR3115562A1 (en) | Turbomachinery Turbine Cooling Air Injector | |
| WO2021224565A1 (en) | Improved cmc guide vane for a turbomachine turbine | |
| FR3099522A1 (en) | Cooling circuit turbomachine movable blade having a double row of discharge slots |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| EEER | Examination request |
Effective date: 20151209 |
|
| FZDE | Discontinued |
Effective date: 20171220 |