EP1221555A1 - Stator de compresseur axial de turbine a gaz - Google Patents

Stator de compresseur axial de turbine a gaz Download PDF

Info

Publication number
EP1221555A1
EP1221555A1 EP02290004A EP02290004A EP1221555A1 EP 1221555 A1 EP1221555 A1 EP 1221555A1 EP 02290004 A EP02290004 A EP 02290004A EP 02290004 A EP02290004 A EP 02290004A EP 1221555 A1 EP1221555 A1 EP 1221555A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
frame
sheet
outer sheet
sectors
compressor stator
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.)
Withdrawn
Application number
EP02290004A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Stéphane Caron
Pierre Debeneix
Philippe Guerout
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA Moteurs SA
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA Moteurs SA filed Critical SNECMA Moteurs SA
Publication of EP1221555A1 publication Critical patent/EP1221555A1/fr
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F01D9/044—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators permanently, e.g. by welding, brazing, casting 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers

Definitions

  • the invention relates to the field of turbine compressors with gas and in particular of turbojets.
  • an axial compressor stator comprising a rigid external annular frame and rings axially juxtaposed arranged radially inside the frame and carrying crowns of stationary blades which extend radially towards the interior, these rings being constituted by circular sectors fixed to the frame by fixing means and delimiting externally the aerodynamic duct of the compressed gases.
  • circular sectors have an internal wall delimiting the aerodynamic duct, and directed radial ribs outwards and bearing against the external annular reinforcement, these ribs having bases for fixing the sectors on the frame by means of bolts.
  • the fixed blades are fixed in a opening in the inner wall.
  • the gases tablets have a high temperature.
  • the internal walls of circular sectors are in direct contact with hot gases and expand, which results in increased play between the rotor and the stator. Conduction heat transfers occur between the internal wall and the annular reinforcement via the ribs and bolts.
  • the increase in temperature of the armature leads an increase in displacements which directly impact clearances between rotor and stator. To remedy this, the structure is cooled by taking a cooler gas flow in an upstream region of the compressor, which is detrimental to the overall performance of the turbine engine.
  • the first object of the invention is to propose a stator of compressor in which the heat transfers from the vein aerodynamics towards the frame are greatly reduced.
  • the second object of the invention is to propose a stator of compressor in which the dynamic behavior of the sectors is improved.
  • the invention achieves these goals by the fact that the sectors circular are brazed sectors made up of a honeycomb taken sandwiched between an inner sheet delimiting the duct aerodynamics and an outer sheet and by the fact that the connection with the reinforcement is only ensured by the external sheet.
  • the conduction is reduced because the connection between the hot inner sheet and the outer sheet is provided only by the honeycomb which limits the surfaces of conduction and contact between the hot interior and the cold exterior.
  • the outer sheet is at a temperature significantly lower than that of the inner sheet. It is a fortiori so for the annular reinforcement external. Because the brazed sectors provide a good seal, there is also a limitation of air circulation in the cavities located between the outer sheet and the inner sheet, which causes a decrease in heat loss by convection.
  • the amount of air to be taken upstream for cooling the rigid annular reinforcement can be greatly reduced compared to the current state of the art.
  • the outer sheet is fixed to the frame by bolts.
  • the outer sheet is fixed to the frame at its downstream end and at its upstream end by a plurality of bolts.
  • the fixed blades are embedded both in the inner sheet and in the sheet exterior.
  • Honeycomb areas help reduce leaks parasites between downstream and upstream, which improves the efficiency of the compressor.
  • Figure 1 shows a compressor stator part of turbojet engine which has inside an outer casing internally delimiting a cold flow vein, a structure rigid annular 2 connected to the outer casing by walls frustoconical 3, and a plurality of juxtaposed rings 4a, 4b, 4c axially and arranged concentrically inside the structure annular 2.
  • Each ring carries a crown of fixed vanes 5 which extend radially inward.
  • a rotor rim, not shown in the drawings, and having crowns of movable blades is arranged coaxially inside the rings 4a, 4b, 4c, the movable blade crowns alternating axially with the crowns fixed vanes in the stream 6 of gas compressed by the compressor.
  • each ring consists of a plurality of circular sectors 7 circumferentially juxtaposed.
  • each circular sector 7 consists of a honeycomb 8 taken in sandwich between an outer sheet 9 and an inner sheet 10.
  • the sheet exterior 9 has at its upstream 11 and downstream 12 ends, a plurality of holes 13, allowing its fixing by means of bolts 14 on the fixed annular structure 2.
  • the upstream ends 11 and downstream 12 of the outer sheet 9 are swollen outward so that the outer sheet 9 and rigid annular reinforcement 2 are not in contact that at the upstream 11 and downstream 12 ends of the outer sheet 9, in order to reduce heat transfers as much as possible by conduction between the outer sheet 9 and the annular frame 2.
  • Honeycomb 8, outer sheet 9 and inner sheet 10 are interconnected by patching.
  • the section of the walls constituting the honeycomb 8 is weak in order to decrease the transfer by conduction to through the honeycomb 8 between the inner wall 10 and the wall exterior 9.
  • the walls constituting the honeycomb 8 define with the outer 9 and inner 10 sheets a plurality of almost tight cavities, which limit the air flow through the nest from bee downstream to upstream, and thereby the transfer of convection heat between the inner sheet 10 and the outer sheet 9.
  • the inner sheet 10 externally delimits the flow stream 6 hot gas compressed by the compressor. These gases are at a high temperature and the inner wall 10 is also at a high temperature.
  • the inner sheet 10 can thus expand freely without harming to the dynamic behavior of the sectors 7. It should be noted that the upstream and downstream ends of the inner sheets 10 of adjacent sectors are simply joined, in order to form the outer wall of the aerodynamic duct of the stream 6 of hot gas flow. This simplifies the technology because there is no need to place sealing elements in these zones, the sealing of the rings 7 being provided by honeycomb 8 and overlapping of the upstream ends 11 and downstream 12 of the outer sheets 9.
  • the outer ends stationary vanes 5 are embedded in suitable orifices formed in the outer 9 and inner 10 sheets and in the nest bee 8.
  • the outer 9 and inner 10 sheets are rigidly linked by honeycomb 8 and are sufficiently distant from each other to limit the efforts due to embedding and improve damping of the fixed blades 5.
  • Aligned orifices 15, 16, 17 can be provided respectively in the inner sheet to take a sample of an air flow F1 for cooling the turbine blades by example.
  • the internal ends of the fixed blades 5 of a circular sector 7 are fixed in a known manner to a ferrule 18.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

L'invention concerne un stator de compresseur axial de turbine à gaz comportant une armature (2) annulaire externe rigide, des anneaux (4a, 4b, 4c) axialement juxtaposés, disposés à l'intérieur de l'armature (2) et portant des couronnes d'aubes fixes (5), ces anneaux étant constitués par des secteurs circulaires (7) fixés à l'armature (2) et dont la paroi interne délimite extérieurement le conduit aérodynamique du fluide gazeux comprimé, caractérisé par le fait que les secteurs circulaires (7) sont des secteurs brasés constitués d'un nid d'abeille (8) pris en sandwich entre une tôle intérieure (10) délimitant le conduit aérodynamique et une tôle extérieure (9) et par le fait que la liaison avec l'armature (2) est uniquement assurée par la tôle extérieure (9).

Description

L'invention concerne le domaine des compresseurs de turbine à gaz et notamment de turboréacteurs.
Elle concerne plus précisément un stator de compresseur axial comportant une armature annulaire externe rigide et des anneaux axialement juxtaposés disposés radialement à l'intérieur de l'armature et portant des couronnes d'aubes fixes qui s'étendent radialement vers l'intérieur, ces anneaux étant constitués par des secteurs circulaires fixés à l'armature par des moyens de fixation et délimitant extérieurement le conduit aérodynamique des gaz comprimés.
En général, les secteurs circulaires comportent une paroi interne délimitant le conduit aérodynamique, et des nervures radiales dirigées vers l'extérieur et venant en appui contre l'armature annulaire externe, ces nervures présentant des embases pour la fixation des secteurs sur l'armature au moyen de boulons. Les aubes fixes sont fixées dans un orifice ménagé dans la paroi interne.
Dans un compresseur haute pression d'un turboréacteur, les gaz comprimés ont une température élevée. Les parois internes des secteurs circulaires sont directement en contact avec les gaz chauds et se dilatent, ce qui entraíne une augmentation des jeux entre le rotor et le stator. Des transferts de chaleur par conduction se produisent entre la paroi interne et l'armature annulaire par l'intermédiaire des nervures et des boulons. L'augmentation de température de l'armature entraíne une augmentation des déplacements qui impactent directement les jeux entre rotor et stator. Pour y remédier on refroidit la structure en prélevant un débit de gaz plus frais dans une région amont du compresseur, ce qui est préjudiciable au rendement global de la turbomachine.
Le premier but de l'invention est de proposer un stator de compresseur dans lequel les transferts de chaleur de la veine aérodynamique vers l'armature sont fortement diminués.
Le deuxième but de l'invention est de proposer un stator de compresseur dans lequel le comportement dynamique des secteurs est amélioré.
L'invention atteint ces buts par le fait que les secteurs circulaires sont des secteurs brasés constitués d'un nid d'abeille pris en sandwich entre une tôle intérieure délimitant le conduit aérodynamique et une tôle extérieure et par le fait que la liaison avec l'armature est uniquement assurée par la tôle extérieure.
Grâce à cette structure, la conduction est diminuée du fait que la liaison entre la tôle intérieure chaude et la tôle extérieure est assurée uniquement par le nid d'abeille qui limite les surfaces de conduction et de contact entre l'intérieur chaud et l'extérieur froid. La tôle extérieure est à une température nettement inférieure à celle de la tôle intérieure. Il en est à fortiori ainsi pour l'armature annulaire externe. Du fait que les secteurs brasés assurent une bonne étanchéité, il y a en outre une limitation de la circulation d'air dans les cavités situés entre la tôle extérieure et la tôle intérieure, ce qui entraíne une diminution des pertes de chaleur par convection.
La quantité d'air à prélever en amont pour le refroidissement de l'armature annulaire rigide peut être fortement diminuée par rapport à l'état de la technique actuel.
Avantageusement la tôle extérieure est fixée à l'armature par des boulons. De préférence la tôle extérieure est fixée à l'armature à son extrémité aval et à son extrémité amont par une pluralité de boulons.
Cette fixation rigide permet d'améliorer le comportement dynamique des secteurs tout en laissant libre la dilatation de la tôle intérieure. Il s'ensuit une diminution des fuites entre l'amont et l'aval, ce qui améliore le rendement du compresseur.
Selon une autre caractéristique de l'invention, les aubes fixes sont encastrées à la fois dans la tôle intérieure et dans la tôle extérieure.
Ces deux tôles sont rigidement liées par le nid d'abeille brasé et suffisamment éloignées l'une de l'autre pour limiter les efforts dus à l'encastrement et améliorer l'amortissement des aubages.
Les secteurs en nid d'abeille permettent de diminuer les fuites parasites entre l'aval et l'amont, ce qui améliore le rendement du compresseur.
En outre, la technologie est simplifiée, car il n'est plus nécessaire d'installer des éléments d'étanchéité supplémentaires entre les cavités et entre les secteurs.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
  • la figure 1 est une coupe selon un plan contenant l'axe de rotation, d'un stator de compresseur de turboréacteur selon l'invention ; et
  • la figure 2 est une vue en perspective d'un secteur circulaire de stator selon l'invention.
    • La figure 1 montre une partie de stator de compresseur de turboréacteur qui comporte à l'intérieur d'un carter extérieur délimitant intérieurement une veine de flux froid, une structure annulaire rigide 2 reliée au carter extérieur par des parois tronconiques 3, et une pluralité d'anneaux 4a, 4b, 4c juxtaposés axialement et disposés concentriquement à l'intérieur de la structure annulaire 2. Chaque anneau porte une couronne d'aubes fixes 5 qui s'étendent radialement vers l'intérieur. Une jante de rotor, non montrée sur les dessins, et comportant des couronnes d'aubes mobiles est disposée coaxialement à l'intérieur des anneaux 4a, 4b, 4c, les couronnes d'aubes mobiles alternant axialement avec les couronnes d'aubes fixes dans la veine 6 de gaz comprimé par le compresseur.
    Afin de permettre le montage du stator autour du rotor, chaque anneau est constitué par une pluralité de secteurs circulaires 7 juxtaposés circonférentiellement.
    Selon l'invention, ainsi que cela est visible sur les figures 1 et 2, chaque secteur circulaire 7 est constitué d'un nid d'abeille 8 pris en sandwich entre une tôle extérieure 9 et une tôle intérieure 10. La tôle extérieure 9 présente à ses extrémités amont 11 et aval 12, une pluralité d'orifices 13, permettant sa fixation au moyen de boulons 14 sur la structure annulaire fixe 2.
    Il est à noter que les mêmes boulons 14 fixent ensemble l'extrémité amont 11 et l'extrémité aval 12 de deux secteurs 7 juxtaposés axialement. Cette disposition particulière assure l'étanchéité entre les anneaux juxtaposés 4a, 4b, 4c au droit des tôles extérieures 9.
    Ainsi que cela se voit sur les dessins, les extrémités amont 11 et aval 12 de la tôle extérieure 9 sont renflées vers l'extérieur afin que la tôle extérieure 9 et l'armature annulaire rigide 2 ne soient en contact qu'au niveau des extrémités amont 11 et aval 12 de la tôle extérieure 9, afin de diminuer autant que faire se peut les transferts de chaleur par conduction entre la tôle extérieure 9 et l'armature annulaire 2.
    Le nid d'abeille 8, la tôle extérieure 9 et la tôle intérieure 10 sont reliés entre eux par brassage. La section des parois constituant le nid d'abeille 8 est faible afin de diminuer le transfert par conduction à travers le nid d'abeille 8 entre la paroi intérieure 10 et la paroi extérieure 9. En outre, les parois constituant le nid d'abeille 8 définissent avec les tôles extérieure 9 et intérieure 10 une pluralité de cavités quasi étanches, qui limitent la circulation d'air à travers le nid d'abeille de l'aval vers l'amont, et par le fait même le transfert de chaleur par convection entre la tôle intérieure 10 et la tôle extérieure 9. La tôle intérieure 10 délimite extérieurement la veine 6 de flux gazeux chaud comprimé par le compresseur. Ces gaz sont à une température élevée et la paroi intérieure 10 est également à une température élevée.
    Grâce à la présence du nid d'abeille 8 et de l'espace séparant la tôle extérieure 9 de l'armature annulaire 2 en dehors de ses extrémités amont 11 et aval 12, le transfert de chaleur par conduction entre la tôle intérieure 10 et la tôle extérieure 9, d'une part, et entre la tôle extérieure 9 et l'armature annulaire 2 est fortement diminué.
    La tôle intérieure 10 peut ainsi se dilater librement sans nuire au comportement dynamique des secteurs 7. Il est à noter que les extrémités amont et aval des tôles intérieures 10 de secteurs adjacents sont simplement jointives, afin de former la paroi extérieure du conduit aérodynamique de la veine 6 de flux gazeux chaud. Ceci simplifie la technologie, car il n'est pas nécessaire de placer des éléments d'étanchéité dans ces zones, l'étanchéité des anneaux 7 étant assurée par le nid d'abeille 8 et le recouvrement des extrémités amont 11 et aval 12 des tôles extérieures 9.
    Ainsi que cela se voit sur la figure 2, les extrémités extérieures des aubes fixes 5 sont encastrées dans des orifices appropriés ménagés dans les tôles extérieure 9 et intérieure 10 et dans le nid d'abeille 8. Les tôles extérieure 9 et intérieure 10 sont liées rigidement par le nid d'abeille 8 et sont suffisamment éloignées l'une de l'autre pour limiter les efforts dus à l'encastrement et améliorer l'amortissement des aubes fixes 5.
    Des orifices alignés 15, 16, 17 peuvent être ménagés respectivement dans la tôle intérieure pour réaliser un prélèvement d'un flux d'air F1 pour le refroidissement des aubes de turbine par exemple.
    Les extrémités internes des aubes fixes 5 d'un secteur circulaire 7 sont fixées de manière connue sur une virole 18.

    Claims (5)

    1. Stator de compresseur axial de turbine à gaz comportant une armature (2) annulaire externe rigide, des anneaux (4a, 4b, 4c) axialement juxtaposés, disposés à l'intérieur de l'armature (2) et portant des couronnes d'aubes fixes (5), ces anneaux étant constitués par des secteurs circulaires (7) fixés à l'armature (2) et dont la paroi interne délimite extérieurement le conduit aérodynamique du fluide gazeux comprimé, caractérisé par le fait que les secteurs circulaires (7) sont des secteurs brasés constitués d'un nid d'abeille (8) pris en sandwich entre une tôle intérieure (10) délimitant le conduit aérodynamique et une tôle extérieure (9) et par le fait que la liaison avec l'armature (2) est uniquement assurée par la tôle extérieure (9).
    2. Stator de compresseur selon la revendication 1, caractérisé par le fait que la tôle extérieure (9) est fixée à l'armature (2) par des boulons (14).
    3. Stator de compresseur selon la revendication 2, caractérisé par le fait que chaque tôle extérieure (9) est fixée à l'armature (2) à son extrémité aval (12) et à son extrémité amont (11) par une pluralité de boulons (14).
    4. Stator de compresseur selon la revendication 3, caractérisé par le fait qu'un espace sépare la tôle extérieure (9) de l'armature (2) en dehors de ses extrémités amont (11) et aval (12).
    5. Stator de compresseur selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé par le fait que les aubes fixes (5) sont encastrées dans la tôle intérieure (10) et dans la tôle extérieure (9).
    EP02290004A 2001-01-04 2002-01-03 Stator de compresseur axial de turbine a gaz Withdrawn EP1221555A1 (fr)

    Applications Claiming Priority (2)

    Application Number Priority Date Filing Date Title
    FR0100060 2001-01-04
    FR0100060A FR2819026B1 (fr) 2001-01-04 2001-01-04 Stator de compresseur axial de turbine a gaz

    Publications (1)

    Publication Number Publication Date
    EP1221555A1 true EP1221555A1 (fr) 2002-07-10

    Family

    ID=8858505

    Family Applications (1)

    Application Number Title Priority Date Filing Date
    EP02290004A Withdrawn EP1221555A1 (fr) 2001-01-04 2002-01-03 Stator de compresseur axial de turbine a gaz

    Country Status (8)

    Country Link
    US (1) US6918745B2 (fr)
    EP (1) EP1221555A1 (fr)
    JP (1) JP2004522891A (fr)
    CA (1) CA2433549A1 (fr)
    FR (1) FR2819026B1 (fr)
    RU (1) RU2247872C1 (fr)
    UA (1) UA72834C2 (fr)
    WO (1) WO2002053918A1 (fr)

    Families Citing this family (3)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    JP2006521653A (ja) * 2003-03-24 2006-09-21 コーニンクレッカ　フィリップス　エレクトロニクス　エヌ　ヴィ 焦点オフセット領域を有する光ディスク
    SE531167C2 (sv) * 2007-05-31 2009-01-07 Kemira Oyj Förfarande för behandling av slam vid vattenrening
    ITFI20130118A1 (it) * 2013-05-21 2014-11-22 Nuovo Pignone Srl "compressor with a thermal shield and methods of operation"

    Citations (1)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    US3291382A (en) * 1964-05-08 1966-12-13 Rolls Royce Bladed structure, for example, for a gas turbine engine compressor

    Family Cites Families (3)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    US3365173A (en) * 1966-02-28 1968-01-23 Gen Electric Stator structure
    GB1485032A (en) * 1974-08-23 1977-09-08 Rolls Royce Gas turbine engine casing
    FR2654463A1 (fr) * 1989-11-15 1991-05-17 Snecma Element de stator de turbomachine.

    Patent Citations (1)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    US3291382A (en) * 1964-05-08 1966-12-13 Rolls Royce Bladed structure, for example, for a gas turbine engine compressor

    Also Published As

    Publication number Publication date
    FR2819026B1 (fr) 2003-02-28
    US6918745B2 (en) 2005-07-19
    CA2433549A1 (fr) 2002-07-11
    RU2247872C1 (ru) 2005-03-10
    FR2819026A1 (fr) 2002-07-05
    RU2003124062A (ru) 2005-02-27
    US20040086382A1 (en) 2004-05-06
    WO2002053918A1 (fr) 2002-07-11
    UA72834C2 (en) 2005-04-15
    JP2004522891A (ja) 2004-07-29

    Similar Documents

    Publication Publication Date Title
    EP3523507B1 (fr) Assemblage d'anneau mobile de turbine de turbomachine
    EP2053200B1 (fr) Contrôle du jeu en sommet d'aubes dans une turbine haute-pression de turbomachine
    FR2834753A1 (fr) Disque de compresseur axial de turbomachine a prelevement d'air centripete
    CA2725864C (fr) Turbine haute pression d'une turbomachine avec montage ameliore du boitier de pilotage des jeux radiaux d'aubes mobiles
    EP3049637A1 (fr) Ensemble rotatif pour turbomachine
    EP1580403A1 (fr) Joint d'étanchéité entre les carters intérieur et extérieur d'une section de turboréacteur
    US20100209233A1 (en) Catenary turbine seal systems
    CA2827591A1 (fr) Carter de turbine comportant des moyens de fixation de secteurs d'anneau
    FR2967716A1 (fr) Segment de distributeur de turbomachine ayant un diaphragme integre
    FR3006366A1 (fr) Roue de turbine dans une turbomachine
    FR2550275A1 (fr)
    EP1519009A1 (fr) Turboréacteur avec prélèvement d'air de cabine par tube à double rotule
    FR2997996A1 (fr) Support de tube d'evacuation d'air dans une turbomachine
    EP1221555A1 (fr) Stator de compresseur axial de turbine a gaz
    FR3000985A1 (fr) Dispositif de refroidissement pour un carter de turbine
    FR2992018A1 (fr) Montage d'un distributeur de turbine haute-pression sur une chambre a combustion d'une turbomachine
    FR3062169A1 (fr) Carter de module de turbomachine d'aeronef, comprenant un caloduc associe a un anneau d'etancheite entourant une roue mobile aubagee du module
    EP4136327A1 (fr) Dispositif de refroidissement d'un carter de turbine
    FR3097299A1 (fr) Ensemble pour une turbine a gaz
    FR2961849A1 (fr) Etage de turbine dans une turbomachine
    EP3976935B1 (fr) Anneau d'étanchéité pour une roue de turbine de turbomachine
    FR3063103A1 (fr) Assemblage pour turbine a gaz, turbine a gaz associee
    FR2961556A1 (fr) Isolation du carter externe d'une turbine de turbomachine vis-a-vis d'un anneau sectorise
    WO2024089339A1 (fr) Anneau d'etancheite pour turbine demontable par l'amont
    EP4143422A1 (fr) Montage d'un anneau d'etancheite sur une turbomachine aeronautique

    Legal Events

    Date Code Title Description
    PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

    Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

    17P Request for examination filed

    Effective date: 20020112

    AK Designated contracting states

    Kind code of ref document: A1

    Designated state(s): AT BE CH CY DE DK ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE TR

    AX Request for extension of the european patent

    Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI

    AKX Designation fees paid

    Designated state(s): DE ES FR GB IT SE

    RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

    Owner name: SNECMA

    GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

    Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

    STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

    Free format text: STATUS: THE APPLICATION HAS BEEN WITHDRAWN

    18W Application withdrawn

    Effective date: 20060724