EP0893577A1 - Dispositif de refroidissement d'un anneau de turbomachine - Google Patents

Dispositif de refroidissement d'un anneau de turbomachine Download PDF

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EP0893577A1
EP0893577A1 EP98401872A EP98401872A EP0893577A1 EP 0893577 A1 EP0893577 A1 EP 0893577A1 EP 98401872 A EP98401872 A EP 98401872A EP 98401872 A EP98401872 A EP 98401872A EP 0893577 A1 EP0893577 A1 EP 0893577A1
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Daniel Jean Marey
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Safran Aircraft Engines SAS
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Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
SNECMA SAS
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    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • 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
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Definitions

  • the subject of the invention is a device for ventilating a turbomachine ring.
  • the problem we are trying to solve here is the machine yield loss that the subtraction of the induced ventilation flow: on seeks to limit this flow to the minimum necessary for a good ventilation.
  • the solution chosen consists of arrange in the room behind the ring, and in which the gas supply duct opens, a annular distributor comprising a pierced wall holes and a cover placed between the wall and the conduit and pierced with other orifices, intended for restrict the flow of gas; these holes of lids are fewer and have a section total smaller than the holes in the wall.
  • a stator 1 of a turbomachine is equipped spacers 2 (only one of which is shown) intended to support as many 3 rings which contribute to delimit the gas flow stream of the machine in front of circular stages of moving rotor blades 4.
  • the subject of the invention is an annular housing 5 composed of a cover 6 and a wall 7.
  • the housing 5 is housed in a room 8 delimited by the spacer 2 and the ring 3, and it cuts it between this and the outlet 9 of a gas supply circuit relatively fresh from the bottom of the combustion; the rest of the power circuit is not shown because it is not original, but we may refer to French patent 2,416,345 cited higher for more detail.
  • the integrity of the case 5 is ensured by providing the cover 6 and the wall 7 lateral edges 10 and 11 circular and likewise diameter which are joined in pairs by welds, rivets or other means; the side edges 11 of the wall 7 are also fixed to the spacer 2.
  • the wall 7 is foraminated, that is to say pierced with numerous orifices 12, here substantially more long as wide thanks to their finesse and fairly large wall thickness 7.
  • the cover 6 is pierced by other holes 13, less numerous than those 12 of wall 7 but whose cross section opening hours is also quite small. They are established at the top of projections 14 obtained by pushing back the material of the cover 6 towards the outside of the case 5 and whose shape is more or less conical so that the orifices 13 communicate with the interior of the housing 5 by pavilions 15 opening towards the wall 7.
  • the gas entering chamber 8 accumulates in front of the housing 5 and passes through the holes 13 then 12 to come and lick the ring 3 before being evacuated in the gas flow stream passing through holes 16 drilled through the ring 3.
  • the constitution of orifices 13 precisely calibrated allows to restrict the gas flow through them without excessively reducing the flow load thanks to the flared shape of the pavilions 15.
  • the projections 14 can however be oriented to favor the mean direction of gas flow in the box 5 to one region or the other of the wall 7.
  • the gas flow is therefore distributed properly in the housing 5 and flows out through the orifices 12, who distribute it by directing it with precision and with the desired spatial distribution towards different portions of the ring 3.
  • the density and direction of the orifices 12 can therefore vary over the wall 7.
  • the conception of the invention is certainly applicable to other parts of the machine than the high pressure turbine rings, and it can also be used with charged gases to warm up the structure on which they are blown.

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Abstract

Ce dispositif de ventilation utilisant du gaz sous pression détourné d'une partie plus fraîche de la turbomachine et parvenant dans une chambre (8) traverse successivement un couvercle (6) percé d'orifices (13) de restriction de débit et, de façon connue, une paroi (7) percé d'orifices (12) de distribution avant d'atteindre un anneau exposé à la chaleur et qu'il faut refroidir, qui économise le gaz de ventilation grâce au couvercle (6) presque continu. Cette construction peut équiper des anneaux de turbine à haute pression. <IMAGE>

Description

Le sujet de l'invention est un dispositif de ventilation d'un anneau de turbomachine.
De tels systèmes ont été déjà largement employés pour refroidir certaines parties de turbomachines soumises à des échauffements très importants, et notamment les anneaux statoriques des turbines à haute pression, où la température peut atteindre 1500°C environ. Du gaz de ventilation sous pression est soustrait d'une autre partie, plus fraíche, de la machine, et s'écoule dans un conduit qui aboutit à une chambre située derrière l'anneau à refroidir. Le gaz vient donc lécher l'anneau et évacue sa chaleur avant de quitter la chambre par des orifices de sortie ménagés à travers l'anneau ou des parties avoisinantes de la machine pour rejoindre la veine d'écoulement des gaz ou passer au refroidissement d'un autre anneau.
Le problème auquel on s'efforce de remédier ici est la perte de rendement de la machine que la soustraction du débit de ventilation induit : on cherche à limiter ce débit au minimum nécessaire à une bonne ventilation. La solution retenue consiste à disposer dans la chambre derrière l'anneau, et dans laquelle le conduit d'alimentation en gaz débouche, un distributeur annulaire comprenant une paroi percée d'orifices ainsi qu'un couvercle placé entre la paroi et le conduit et percé d'autres orifices, destinés à restreindre l'écoulement du gaz ; ces orifices de couvercles sont moins nombreux et ont une section totale plus petite que les orifices de la paroi.
Le couvercle et la paroi coupent successivement la chambre, ce qui oblige le gaz de ventilation à les traverser successivement avant d'atteindre l'anneau à refroidir. La paroi foraminée a pour but essentiel de répartir convenablement le gaz de ventilation sur les différentes parties de l'anneau. On en trouve de nombreux exemples dans l'art antérieur, parmi lesquels on peut citer le brevet américain 5 273 396 et le brevet français 2 416 345, qui présentent en plus l'intérêt de comporter un couvercle ressemblant à celui de l'invention. Toutefois, le couvercle du premier brevet cité est simplement destiné à la fixation de la paroi sur la surface de la chambre et consiste en un ensemble de bordures latérales entourant des évidements sous lesquels la paroi foraminée s'étend, et il est évident que ces évidements n'ont aucun effet de restriction du débit de gaz de ventilation. Le couvercle du second brevet antérieur est au contraire continu et a pour seul but de réduire le volume de la chambre d'écoulement du gaz ; l'entrée du gaz est produite par des orifices latéraux percés à travers l'anneau. Il s'agit d'une conception différente où les perçages n'ont pas non plus pour but de restreindre l'écoulement du gaz.
La nature de l'invention, sa constitution générale et les avantages particuliers à certaines de ses réalisations seront maintenant décrits plus concrètement à l'aide des figures suivantes :
  • la figure 1 est une représentation d'un anneau de turbine équipé de l'invention,
  • et la figure 2 illustre une autre réalisation de l'invention.
Un stator 1 de turbomachine est équipé d'entretoises 2 (dont une seule est représentée) destinées à soutenir autant d'anneaux 3 qui contribuent à délimiter la veine d'écoulement des gaz de la machine devant des étages circulaires d'aubes mobiles de rotor 4. Le sujet de l'invention est un boítier 5 annulaire composé d'un couvercle 6 et d'une paroi 7. Le boítier 5 est logé dans une chambre 8 délimitée par l'entretoise 2 et l'anneau 3, et il la coupe entre celui-ci et le débouché 9 d'un circuit d'alimentation en gaz relativement frais originaire du fond de la chambre de combustion ; le reste du circuit d'alimentation n'est pas représenté car il n'est pas original, mais on pourra se reporter au brevet français 2 416 345 cité plus haut pour plus de détail. L'intégrité du boítier 5 est assurée en pourvoyant le couvercle 6 et la paroi 7 de bords latéraux 10 et 11 circulaires et de même diamètre qui sont unis par paires par des soudures, des rivets ou d'autres moyens ; les bords latéraux 11 de la paroi 7 sont par ailleurs fixés à l'entretoise 2.
La paroi 7 est foraminée, c'est-à-dire percée de nombreux orifices 12, ici sensiblement plus longs que larges grâce à leur finesse et à une épaisseur assez importante de la paroi 7. Le couvercle 6 est percé par d'autres orifices 13, moins nombreux que ceux 12 de la paroi 7 mais dont la section d'ouverture est également assez réduite. Ils sont établis au sommet de saillies 14 obtenues en repoussant la matière du couvercle 6 vers l'extérieur du boítier 5 et dont la forme est plus ou moins conique pour que les orifices 13 communiquent avec l'intérieur du boítier 5 par des pavillons 15 s'ouvrant vers la paroi 7.
Le gaz entrant dans la chambre 8 s'accumule devant le boítier 5 et traverse les orifices 13 puis 12 pour venir lécher l'anneau 3 avant d'être évacué dans la veine d'écoulement des gaz en traversant des orifices 16 percés à travers l'anneau 3. La constitution des orifices 13 calibrés avec précision permet de restreindre le débit de gaz qui les traverse sans réduire excessivement la charge de l'écoulement grâce à la forme évasée des pavillons 15. Les saillies 14 peuvent cependant être orientées pour favoriser la direction moyenne de l'écoulement des gaz dans le boítier 5 vers une région ou l'autre de la paroi 7. L'écoulement du gaz se répartit donc convenablement dans le boítier 5 et s'en écoule par les orifices 12, qui le distribuent en le dirigeant avec précision et avec la répartition spatiale souhaitée vers les différentes portions de l'anneau 3. La densité et la direction des orifices 12 peuvent donc varier sur la paroi 7. Une telle construction de la paroi n'est cependant pas indispensable, et on peut préférer celle de la figure 2, plus simple et légère, où la paroi 7 épaisse est remplacée par une paroi 7' aussi mince que le couvercle 6. Tout le reste de la description est valable, si ce n'est que les orifices 12', qui peuvent avoir d'ailleurs la même répartition que les orifices 12, sont beaucoup plus courts et n'exercent donc pas d'effet directionnel sensible sur l'écoulement des gaz. La seule possibilité de réglage offerte avec cette construction est donc la répartition du refroidissement au moyen de la densité variable des orifices 12'.
La restriction du débit de gaz de ventilation est obtenue à condition que la section totale des orifices 13 du couvercle 6 soit plus petite que celle des orifices 12 de la paroi 7, dont on ne peut réduire excessivement le nombre sous peine de produire des irrégularités de refroidissement de l'anneau 3. On voit que le débit de gaz peut être réduit même si les orifices 12 de la paroi 7 sont nombreux.
Enfin, la conception de l'invention est certainement applicable à d'autres parties de la machine que les anneaux de turbine à haute pression, et elle peut aussi être employée avec des gaz chargés d'échauffer la structure sur laquelle ils sont soufflés.

Claims (3)

  1. Dispositif de ventilation d'un anneau (3) de turbomachine comprenant un circuit d'alimentation (9) en gaz de ventilation originaire d'une autre portion de la turbomachine débouchant dans une chambre (8) derrière l'anneau (3), la chambre (8) étant coupée par un distributeur annulaire comprenant une paroi (7) percée d'orifices (12) entre l'anneau (3) et le circuit (9), caractérisé en ce que le distributeur est en forme de boítier (5) et comprend un couvercle (6) placé entre la paroi (7) et le circuit (9) et percé d'orifices (13) de restriction d'écoulement du gaz, les orifices (13) du couvercle étant moins nombreux, ayant une section totale plus petite que les orifices (12) de la paroi et étant disposés sur des saillies (14) obtenues en repoussant la matière du couvercle (6) vers l'extérieur du boítier (5) et forment des pavillons (15) s'ouvrant vers la paroi.
  2. Dispositif de ventilation selon la revendication 1, caractérisé en ce que la paroi (7) possède une épaisseur sensiblement plus grande que le couvercle (6) et les orifices (12) de la paroi sont plus longs que larges.
  3. Dispositif de ventilation selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que le couvercle et la paroi sont unis par des paires de bords latéraux (10, 11) circulaires de même diamètre.
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1489265A3 (fr) * 2003-06-19 2007-09-19 General Electric Company Méthode et dispositif d'alimentation en fluide de refroidissement des aubes de turbines
EP2093384A2 (fr) * 2008-02-24 2009-08-26 United Technologies Corporation Système de filtre pour un joint d'air externes de lames
EP2657462A1 (fr) * 2012-04-25 2013-10-30 General Electric Company Système de refroidissement pour turbine
WO2016028310A1 (fr) * 2014-08-22 2016-02-25 Siemens Aktiengesellschaft Système de refroidissement de carénage pour des carénages adjacents à des surfaces portantes dans des moteurs à turbine à gaz
EP3219932A1 (fr) * 2016-03-16 2017-09-20 United Technologies Corporation Joint d'air extérieur d'aube doté de collecteur de guide d'écoulement
EP3628818A1 (fr) * 2018-09-25 2020-04-01 United Technologies Corporation Refroidissement par impact pour composant de moteur à turbine à gaz

Families Citing this family (60)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6139257A (en) * 1998-03-23 2000-10-31 General Electric Company Shroud cooling assembly for gas turbine engine
FR2780443B1 (fr) * 1998-06-25 2000-08-04 Snecma Anneau de stator de turbine haute pression d'une turbomachine
JP2001221065A (ja) * 2000-02-10 2001-08-17 General Electric Co <Ge> ガスタービンシュラウドのインピンジメント冷却
US6390769B1 (en) * 2000-05-08 2002-05-21 General Electric Company Closed circuit steam cooled turbine shroud and method for steam cooling turbine shroud
FR2816352B1 (fr) * 2000-11-09 2003-01-31 Snecma Moteurs Ensemble de ventilation d'un anneau de stator
FR2819010B1 (fr) * 2001-01-04 2004-05-28 Snecma Moteurs Secteur d'entretoise de support d'anneau de stator de la turbine haute pression d'une turbomachine avec rattrapage de jeux
EP1247943A1 (fr) * 2001-04-04 2002-10-09 Siemens Aktiengesellschaft Segment de virole réfroidi pour turbine à gaz
US6508620B2 (en) 2001-05-17 2003-01-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Inner platform impingement cooling by supply air from outside
KR100444854B1 (ko) * 2001-08-16 2004-08-18 현대자동차주식회사 터보차저의 터빈 블레이드 냉각 구조
EP1400751A1 (fr) * 2002-09-17 2004-03-24 Siemens Aktiengesellschaft Chambre de combustion pour turbine à gaz
ITMI20022418A1 (it) * 2002-11-15 2004-05-16 Nuovo Pignone Spa Assieme migliorato di cassa interna a dispositivo di
US6997673B2 (en) * 2003-12-11 2006-02-14 Honeywell International, Inc. Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly
FR2867224B1 (fr) * 2004-03-04 2006-05-19 Snecma Moteurs Dispositif de maintien axial de secteur d'entretoise pour anneau d'une turbine haute-pression de turbomachine
FR2868125B1 (fr) * 2004-03-26 2006-07-21 Snecma Moteurs Sa Turbomachine comprenant deux sous-ensembles assembles sous contrainte axiale
US7118326B2 (en) * 2004-06-17 2006-10-10 Siemens Power Generation, Inc. Cooled gas turbine vane
US7097418B2 (en) * 2004-06-18 2006-08-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Double impingement vane platform cooling
DE102005013797A1 (de) * 2005-03-24 2006-09-28 Alstom Technology Ltd. Wärmestausegment
DE102005013796A1 (de) * 2005-03-24 2006-09-28 Alstom Technology Ltd. Wärmestausegment
US20070009349A1 (en) * 2005-07-11 2007-01-11 General Electric Company Impingement box for gas turbine shroud
US7491029B2 (en) 2005-10-14 2009-02-17 United Technologies Corporation Active clearance control system for gas turbine engines
US20070249823A1 (en) * 2006-04-20 2007-10-25 Chemagis Ltd. Process for preparing gemcitabine and associated intermediates
US7607885B2 (en) * 2006-07-31 2009-10-27 General Electric Company Methods and apparatus for operating gas turbine engines
FR2907841B1 (fr) * 2006-10-30 2011-04-15 Snecma Secteur d'anneau de turbine de turbomachine
US7665962B1 (en) 2007-01-26 2010-02-23 Florida Turbine Technologies, Inc. Segmented ring for an industrial gas turbine
US7597533B1 (en) 2007-01-26 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. BOAS with multi-metering diffusion cooling
US8439629B2 (en) * 2007-03-01 2013-05-14 United Technologies Corporation Blade outer air seal
US8100633B2 (en) * 2008-03-11 2012-01-24 United Technologies Corp. Cooling air manifold splash plates and gas turbines engine systems involving such splash plates
US8092146B2 (en) * 2009-03-26 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Active tip clearance control arrangement for gas turbine engine
FR2955891B1 (fr) * 2010-02-02 2012-11-16 Snecma Secteur d'anneau de turbine de turbomachine
FR2972483B1 (fr) * 2011-03-07 2013-04-19 Snecma Carter de turbine comportant des moyens de fixation de secteurs d'anneau
US8998565B2 (en) * 2011-04-18 2015-04-07 General Electric Company Apparatus to seal with a turbine blade stage in a gas turbine
US9080458B2 (en) 2011-08-23 2015-07-14 United Technologies Corporation Blade outer air seal with multi impingement plate assembly
US8840370B2 (en) 2011-11-04 2014-09-23 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US9726043B2 (en) 2011-12-15 2017-08-08 General Electric Company Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
US9127549B2 (en) * 2012-04-26 2015-09-08 General Electric Company Turbine shroud cooling assembly for a gas turbine system
DE102012016493A1 (de) * 2012-08-21 2014-02-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenbrennkammer mit prallgekühlten Bolzen der Brennkammerschindeln
CN103775139B (zh) * 2012-10-26 2015-09-23 中航商用航空发动机有限责任公司 涡轮发动机的间隙控制系统及涡轮发动机的间隙控制方法
EP2728255A1 (fr) * 2012-10-31 2014-05-07 Alstom Technology Ltd Agencement de segment de gaz chaud
CN103161520A (zh) * 2013-03-01 2013-06-19 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种中低热值燃机第一级涡轮护环装置及其拆卸方法
FR3002972B1 (fr) * 2013-03-06 2015-04-17 Snecma Dispositif de ventilation d'un carter de stator d'une turbomachine comprenant un ajustement en direction axiale
FR3002971B1 (fr) * 2013-03-06 2015-04-17 Snecma Dispositif de ventilation d'un carter de stator d'une turbomachine, comprenant un ajustement sur des circonferences
US20140271154A1 (en) * 2013-03-14 2014-09-18 General Electric Company Casing for turbine engine having a cooling unit
BR112015028691A2 (pt) * 2013-05-17 2017-07-25 Gen Electric sistema de sustentação de invólucro
WO2015088869A1 (fr) 2013-12-12 2015-06-18 General Electric Company Système de support de carénage cmc
WO2015138027A2 (fr) * 2013-12-17 2015-09-17 United Technologies Corporation Plaque de dosge pour élément d'étanchéité à l'air externe d'aube
US10690055B2 (en) * 2014-05-29 2020-06-23 General Electric Company Engine components with impingement cooling features
WO2015191185A1 (fr) 2014-06-12 2015-12-17 General Electric Company Ensemble dispositif de suspension de carénage
EP3155230B1 (fr) 2014-06-12 2022-06-01 General Electric Company Ensemble de suspension de carénage à multiples pièces
JP6363232B2 (ja) 2014-06-12 2018-07-25 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ シュラウドハンガーアセンブリ
US9874104B2 (en) 2015-02-27 2018-01-23 General Electric Company Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly
US11193386B2 (en) * 2016-05-18 2021-12-07 Raytheon Technologies Corporation Shaped cooling passages for turbine blade outer air seal
US10626751B2 (en) * 2017-05-30 2020-04-21 United Technologies Corporation Turbine cooling air metering arrangement
US10612406B2 (en) 2018-04-19 2020-04-07 United Technologies Corporation Seal assembly with shield for gas turbine engines
FR3082872B1 (fr) * 2018-06-25 2021-06-04 Safran Aircraft Engines Dispositif de refroidissement d'un carter de turbomachine
US10914186B2 (en) * 2018-12-05 2021-02-09 Raytheon Technologies Corporation BOAS control structure with center support hook
US10830050B2 (en) * 2019-01-31 2020-11-10 General Electric Company Unitary body turbine shrouds including structural breakdown and collapsible features
US11761343B2 (en) * 2019-03-13 2023-09-19 Rtx Corporation BOAS carrier with dovetail attachments
US11248482B2 (en) * 2019-07-19 2022-02-15 Raytheon Technologies Corporation CMC BOAS arrangement
US11035248B1 (en) 2019-11-25 2021-06-15 General Electric Company Unitary body turbine shrouds including shot peen screens integrally formed therein and turbine systems thereof
FR3108367B1 (fr) * 2020-03-20 2023-07-21 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbine et turbomachine munie d’un tel ensemble

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2407343A1 (fr) * 1977-10-31 1979-05-25 Gen Electric Turbomachine comprenant un dispositif d'etancheite et de support ameliore
US5048288A (en) * 1988-12-20 1991-09-17 United Technologies Corporation Combined turbine stator cooling and turbine tip clearance control
EP0515130A1 (fr) * 1991-05-20 1992-11-25 General Electric Company Canal conique de dosage pour refroidissement d'anneau de turbine à gaz

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3703808A (en) * 1970-12-18 1972-11-28 Gen Electric Turbine blade tip cooling air expander
US3825364A (en) * 1972-06-09 1974-07-23 Gen Electric Porous abradable turbine shroud
US3844343A (en) * 1973-02-02 1974-10-29 Gen Electric Impingement-convective cooling system
GB2116639B (en) * 1982-03-05 1985-11-20 Rolls Royce Turbine shroud segments and turbine shroud assembly

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2407343A1 (fr) * 1977-10-31 1979-05-25 Gen Electric Turbomachine comprenant un dispositif d'etancheite et de support ameliore
US5048288A (en) * 1988-12-20 1991-09-17 United Technologies Corporation Combined turbine stator cooling and turbine tip clearance control
EP0515130A1 (fr) * 1991-05-20 1992-11-25 General Electric Company Canal conique de dosage pour refroidissement d'anneau de turbine à gaz

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1489265A3 (fr) * 2003-06-19 2007-09-19 General Electric Company Méthode et dispositif d'alimentation en fluide de refroidissement des aubes de turbines
EP2093384A2 (fr) * 2008-02-24 2009-08-26 United Technologies Corporation Système de filtre pour un joint d'air externes de lames
EP2093384A3 (fr) * 2008-02-24 2012-05-30 United Technologies Corporation Système de filtre pour un joint d'air externes de lames
US8439639B2 (en) 2008-02-24 2013-05-14 United Technologies Corporation Filter system for blade outer air seal
EP2657462A1 (fr) * 2012-04-25 2013-10-30 General Electric Company Système de refroidissement pour turbine
CN103375204A (zh) * 2012-04-25 2013-10-30 通用电气公司 涡轮冷却系统
WO2016028310A1 (fr) * 2014-08-22 2016-02-25 Siemens Aktiengesellschaft Système de refroidissement de carénage pour des carénages adjacents à des surfaces portantes dans des moteurs à turbine à gaz
US9963996B2 (en) 2014-08-22 2018-05-08 Siemens Aktiengesellschaft Shroud cooling system for shrouds adjacent to airfoils within gas turbine engines
EP3219932A1 (fr) * 2016-03-16 2017-09-20 United Technologies Corporation Joint d'air extérieur d'aube doté de collecteur de guide d'écoulement
US10337346B2 (en) 2016-03-16 2019-07-02 United Technologies Corporation Blade outer air seal with flow guide manifold
EP3628818A1 (fr) * 2018-09-25 2020-04-01 United Technologies Corporation Refroidissement par impact pour composant de moteur à turbine à gaz

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