EP1319804A1 - Plate-forme d'aube de distributeur pour moteur à turbine à gaz - Google Patents

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EP1319804A1
EP1319804A1 EP02292971A EP02292971A EP1319804A1 EP 1319804 A1 EP1319804 A1 EP 1319804A1 EP 02292971 A EP02292971 A EP 02292971A EP 02292971 A EP02292971 A EP 02292971A EP 1319804 A1 EP1319804 A1 EP 1319804A1
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EP
European Patent Office
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platform
flange
platform according
reliefs
turbine
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Withdrawn
Application number
EP02292971A
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German (de)
English (en)
Inventor
Grégory Lafarge
Christophe Texier
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
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Publication date
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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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for 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
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to the general field of gas turbine engines, and more specifically that of platforms high pressure turbine distributor vanes of a turbine engine gas.
  • a gas turbine engine typically includes a nacelle which forms an opening for the admission of a determined flow of air to the motor itself.
  • the engine has a section of compression of the air admitted into the engine and a combustion in which the air thus compressed is mixed with fuel before being burned. The gases from this combustion are then directed to a high-pressure turbine before being evacuated.
  • the high-pressure turbine conventionally comprises one or several rows of turbine blades spaced circumferentially apart around the turbine rotor. It also includes an assembly of distributor for directing the flow of gas from the chamber combustion towards the turbine blades at an appropriate angle and speed in order to rotate the blades and the rotor of the turbine.
  • the distributor assembly generally includes a plurality of guide vanes which extend radially between platforms lower and upper annulars which are spaced circumferentially with respect to each other. These platforms blades are thus directly in contact with the hot gases from the combustion chamber. They are subjected to very high temperatures and therefore need to be cooled.
  • the continuous increase in temperature at the outlet of the combustion chamber and the use of double-headed chambers to increase engine performance furthermore lead to increasingly higher temperatures at vicinity of the platforms. This increase in constraints thermal at the blade platforms leads to reconsider the techniques used to cool them.
  • a device cooling for gas turbine distributor platforms notably includes an internal circuit fitted inside of the platform to allow coolant to flow through the platform and cool it.
  • a coating forming a thermal barrier is arranged on the side of the platform bordering the flow vein of gas, and extends from an area between the vanes downstream of the platform to reduce the temperature gradient between the two sides of the platform.
  • the distributor platform cooling device described in this document may prove to be insufficient, especially downstream of guide vanes in the wake of their trailing edge where can appear burns.
  • the thermal barrier provided is deposited at the vane neck surface, it can affect the distributor neck section and degrade turbine performance high pressure.
  • the area to be covered by the barrier coating is also difficult to access (in particular at the level of the inter-blade channel) thus increasing the cost of realization of the platform.
  • the present invention therefore aims to overcome such drawbacks by proposing a distributor blade platform comprising a cooling device ensuring thermal protection of the platform in a region where other cooling techniques do not are not usable. It also targets a distributor platform, the cooling device does not disturb the vane neck section and does not require an internal cooling circuit at the platform. It also targets a distributor platform, the cooling system presents no particular difficulty development. Finally, it targets a high-pressure turbine distributor comprising at least one platform according to the invention.
  • a distributor blade platform is provided. of a high-pressure turbine for a gas turbine engine, comprising a internal side supporting at least one guide vane whose trailing edge is directed towards a downstream end of the platform, and an external side, opposite to the inner side, from which a flange extends radially defining, on the one hand upstream of the flange a passage for air from cooling, and on the other hand downstream of the flange a cavity, characterized in that the internal side of the platform is provided, between the trailing edge of the guide vane and the downstream end of the platform, of a coating forming thermal barrier to accentuate the thermal gradient generated in the platform by a gyration of the air in said cavity.
  • the presence of the barrier coating protects the platform from burns likely to appear downstream of the guide vanes, in the wake of their edge leak.
  • the thermal barrier coating has a surface which extends in continuity from the surface of the internal side of the platform upstream of the thermal barrier.
  • the external side of the platform comprises disruptive reliefs extending between the flange and the downstream end of the platform in order to increase the thermal gradient generated in the platform and therefore to improve the efficiency of the thermal barrier.
  • the disturbing reliefs can be in the form of ribs substantially parallel or inclined with respect to the axis of the turbine or in the form of curvilinear ribs or spikes.
  • the gases from this combustion are directed to a high-pressure turbine comprising a or more rows of circumferentially spaced turbine blades all around a moving wheel.
  • the high-pressure turbine includes also a distributor assembly to direct the flow of gases from the combustion chamber to the turbine blades at a appropriate angle and speed in order to rotate the blades and the movable wheel.
  • Distributor assembly has a plurality of vanes guidelines which extend radially between an annular platform lower and an upper annular platform, each platform can be composed of a single or a plurality of segments adjacent forming a circular and continuous surface.
  • Figure 1 shows in section a platform vane of a high-pressure turbine distributor according to the invention. In this figure, only a lower platform 10 is shown. Well understood, the present invention also applies to platforms higher.
  • the platform 10 includes an internal side 12 supporting the at least one guide vane 14, it being noted that a plurality of vanes guidelines are regularly spaced circumferentially while around an axis (not shown) of the high-pressure turbine.
  • Dawn director 14 is arranged on the internal side of the platform 10 so that its trailing edge 14a is directed towards a downstream end 16 of the platform, in the direction of flow 17 of the hot gases from the combustion chamber.
  • the platform further comprises an external side 18, opposite on the internal side 12, from which a flange 20 extends radially intended to allow the mounting of the platform in the engine gas turbine.
  • the flange 20 defines on the one hand, upstream thereof, a passage 21 for air intended to cool the platform 10, and other share, downstream of the flange, a cavity 22 delimited by the flange and by a movable impeller 24 of the turbine.
  • This movable wheel 24 extends radially from the downstream end 16 of the platform and supports one or more rows of turbine blades (not shown).
  • the internal side 12 of the platform 10 is provided, between the trailing edge 14a of the guide blade 14 and the downstream end 16 of the platform, of a coating 26 forming a thermal barrier.
  • the coating extends over the entire circumference of the platform in case it is unique, and over the entire width of each segment in case the platform is consists of a plurality of adjacent segments.
  • the coating 26 is for example composed of a thin layer of ceramic typically made from zirconia.
  • An underlay of connection can be interposed between the platform and the layer of ceramic to improve the adhesion of the ceramic layer.
  • the deposition of the thermal barrier is preferably carried out by a process plasma, better suited for localized deposition. It offers the advantage of presenting lower cost implementation and better mechanical strength compared to a physical vapor deposition process under electron beam.
  • the coating 26 makes it possible to accentuate a thermal gradient generated in platform 10 by a gyration of the air contained in the cavity 22. Indeed, the air present in this cavity 22 is rotated by the gyration of the movable wheel 24 around the axis of the high-pressure turbine which has the effect of creating a convection phenomenon thermal along platform 10. This convection allows a removal of calories and the creation of a thermal gradient in the platform in a direction perpendicular to it. The presence of coating 26 forming a thermal barrier then accentuates this thermal gradient and thus to ensure efficient cooling of the platform downstream of the flange 20.
  • the coating 26 forming a thermal barrier has a surface which extends in the continuity of the upstream surface of the internal side 12 of the platform so not to degrade the aerodynamic performance of the high-pressure turbine by surface discontinuity.
  • it is notably deposited downstream of the neck, i.e. downstream of a connection zone between the guide blade 14 and the internal side 12 of the platform 10.
  • the cavity 22 is advantageously provided, at the level of the external side 18 of the platform, disruptive reliefs 28 extending between the flange 20 and the downstream end 16 of the platform. These disruptive reliefs increase the thermal convection phenomenon described above and therefore improve the effectiveness of the thermal barrier.
  • the disturbing reliefs appear under the ribs 30 projecting radially from the outer side 18 of the platform and extending substantially parallel to the axis of the turbine.
  • These ribs are thus positioned across the flow 32 of the air contained in the cavity 22 in order to disturb this flow.
  • these ribs are substantially inclined relative to the axis of the turbine.
  • the ribs can also be curvilinear by extending for example in a general direction parallel to the axis of the turbine.
  • the disturbing reliefs are formed of spikes 34 projecting radially from the outer side 18 of the platform.
  • the pins 34 are staggered. Can also imagine that they are aligned in rows substantially parallel to the axis of the turbine.
  • the disturbing reliefs can be composed at both ribs and spikes.
  • the platform as described above can also be fitted with devices commonly used to cool the parts central and upstream of the platform.
  • the platform may include, upstream of the flange 20, at minus an impact plate 36 fixed on the external side 18 in order to ensure a impact cooling of the platform.
  • the platform can be drilled upstream of the flange 20 by a plurality of holes 38 emitting air which extend between the inner and outer sides and are slightly inclined to a radial direction to create a cooling film on the internal side of the platform.
  • the layout an impact plate is not possible on the downstream side of the platform due to the smallness of the cavity 22 and the gyration of the air in this cavity that would not allow effective feeding of the impact holes.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Plate-forme d'aube de distributeur de turbine haute-pression pour moteur à turbine à gaz, comprenant un côté interne (12) supportant au moins une aube directrice (14) dont le bord de fuite (14a) est dirigé vers une extrémité aval (16) de la plate-forme (10), et un côté externe (18), opposé au côté interne, à partir duquel s'étend radialement une bride (20) définissant, d'une part en amont de la bride un passage (21) pour de l'air de refroidissement, et d'autre part en aval de la bride une cavité (22), le côté interne (12) de la plate-forme étant muni, entre le bord de fuite (14a) de l'aube directrice et l'extrémité aval (16) de la plate-forme, d'un revêtement (26) formant barrière thermique permettant d'accentuer un gradient thermique engendré dans la plate-forme par une giration de l'air dans ladite cavité.

Description

La présente invention se rapporte au domaine général des moteurs à turbine à gaz, et plus particulièrement à celui des plates-formes d'aubes de distributeur de turbine haute-pression d'un moteur à turbine à gaz.
Un moteur à turbine à gaz comporte typiquement une nacelle qui forme une ouverture pour l'admission d'un flux déterminé d'air vers le moteur proprement dit. Généralement, le moteur comprend une section de compression de l'air admis dans le moteur et une chambre de combustion dans laquelle l'air ainsi comprimé est mélangé avec du carburant avant d'y être brûlé. Les gaz issus de cette combustion sont alors dirigés vers une turbine haute-pression avant d'être évacués.
La turbine haute-pression comporte classiquement une ou plusieurs rangées d'aubes de turbine espacées circonférentiellement tout autour du rotor de la turbine. Elle comprend également un assemblage de distributeur permettant de diriger le flux de gaz issus de la chambre de combustion vers les aubes de turbine à un angle et une vitesse appropriés afin d'entraíner en rotation les aubes et le rotor de la turbine.
L'assemblage de distributeur comporte généralement une pluralité d'aubes directrices qui s'étendent radialement entre des plates-formes annulaires inférieure et supérieure et qui sont espacées circonférentiellement les unes par rapport aux autres. Ces plates-formes d'aubes sont ainsi directement en contact avec les gaz chauds issus de la chambre de combustion. Elles sont soumises à de très fortes températures et nécessitent donc d'être refroidies. L'augmentation continue de la température en sortie de chambre de combustion et l'utilisation de chambres à deux têtes afin d'accroítre les performances des moteurs conduisent en outre à des températures de plus en plus élevées au voisinage des plates-formes. Cette augmentation des contraintes thermiques au niveau des plates-formes d'aubes amène à reconsidérer les techniques utilisées pour les refroidir.
On connaít du brevet américain US 5,197,852 un dispositif de refroidissement pour les plates-formes de distributeurs de turbine à gaz. Ce dispositif comprend notamment un circuit interne aménagé à l'intérieur de la plate-forme pour permettre à un fluide de refroidissement de s'écouler au travers de la plate-forme et refroidir celle-ci. En complément de ce circuit interne, un revêtement formant barrière thermique est disposé sur le côté de la plate-forme bordant la veine d'écoulement des gaz, et s'étend depuis une zone située entre les aubes jusqu'à l'aval de la plate-forme afin de réduire le gradient de température entre les deux côtés de la plate-forme.
Le dispositif de refroidissement de la plate-forme de distributeur décrit dans ce document peut s'avérer insuffisant, notamment à l'aval des aubes directrices dans le sillage de leur bord de fuite où peuvent apparaítre des brûlures. De plus, la barrière thermique prévue étant déposée au niveau de la surface de col des aubes, elle peut affecter la section de col du distributeur et dégrader les performances de la turbine haute-pression. La zone à recouvrir par le revêtement formant barrière thermique est en outre difficilement accessible (en particulier au niveau du canal inter-aubes) entraínant ainsi une augmentation du coût de la réalisation de la plate-forme.
Objet et résumé de l'invention
La présente invention vise donc à pallier de tels inconvénients en proposant une plate-forme d'aube de distributeur comprenant un dispositif de refroidissement assurant la protection thermique de la plate-forme dans une région où les autres techniques de refroidissement ne sont pas utilisables. Elle vise en outre une plate-forme de distributeur dont le dispositif de refroidissement ne perturbe pas la section de col des aubes directrices et ne nécessite pas de circuit de refroidissement interne à la plate-forme. Elle vise encore une plate-forme de distributeur dont le système de refroidissement ne présente pas de difficulté particulière d'aménagement. Elle vise enfin un distributeur de turbine haute-pression comportant au moins une plate-forme selon l'invention.
A cet effet, il est prévu une plate-forme d'aube de distributeur de turbine haute-pression pour moteur à turbine à gaz, comprenant un côté interne supportant au moins une aube directrice dont le bord de fuite est dirigé vers une extrémité aval de la plate-forme, et un côté externe, opposé au côté interne, à partir duquel s'étend radialement une bride définissant, d'une part en amont de la bride un passage pour de l'air de refroidissement, et d'autre part en aval de la bride une cavité, caractérisée en ce que le côté interne de la plate-forme est muni, entre le bord de fuite de l'aube directrice et l'extrémité aval de la plate-forme, d'un revêtement formant barrière thermique permettant d'accentuer le gradient thermique engendré dans la plate-forme par une giration de l'air dans ladite cavité.
De la sorte, la présence du revêtement formant barrière thermique permet de protéger la plate-forme des brûlures susceptibles d'apparaítre à l'aval des aubes directrices, dans le sillage de leur bord de fuite.
Afin de ne pas dégrader les performances aérodynamiques de la turbine haute-pression, le revêtement formant barrière thermique a une surface qui s'étend dans la continuité de la surface du côté interne de la plate-forme en amont de la barrière thermique.
Avantageusement, le côté externe de la plate-forme comporte des reliefs perturbateurs s'étendant entre la bride et l'extrémité aval de la plate-forme afin d'accroítre le gradient thermique engendré dans la plate-forme et donc d'améliorer l'efficacité de la barrière thermique.
Les reliefs perturbateurs peuvent se présenter sous la forme de nervures sensiblement parallèles ou inclinées par rapport à l'axe de la turbine ou sous la forme de nervures curvilignes ou encore de picots.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures :
  • la figure 1 est une vue en coupe d'une plate-forme de distributeur de turbine haute-pression selon l'invention ;
  • la figure 2 est une vue selon II-II de la figure 1 ;
  • la figure 3 est une vue selon III-III de la figure 1 ; et
  • les figures 4a et 4b sont des vues selon IV-IV de la figure 1 montrant deux exemples de réalisation de reliefs perturbateurs.
Description détaillée d'un mode de réalisation
Dans un moteur à turbine à gaz, les gaz issus de cette combustion sont dirigés vers une turbine haute-pression comportant une ou plusieurs rangées d'aubes de turbine espacées circonférentiellement tout autour d'une roue mobile. La turbine haute-pression comprend également un assemblage de distributeur permettant de diriger le flux de gaz issus de la chambre de combustion vers les aubes de turbine à un angle et une vitesse appropriés afin d'entraíner en rotation les aubes et la roue mobile. L'assemblage de distributeur est muni d'une pluralité d'aubes directrices qui s'étendent radialement entre une plate-forme annulaire inférieure et une plate-forme annulaire supérieure, chaque plate-forme pouvant être composée d'un seul ou d'une pluralité de segments adjacents formant une surface circulaire et continue.
On se réfère à la figure 1 qui représente en coupe une plate-forme d'aube de distributeur de turbine haute-pression selon l'invention. Sur cette figure, seule une plate-forme inférieure 10 est représentée. Bien entendu, la présente invention s'applique également aux plates-formes supérieures.
La plate-forme 10 comprend un côté interne 12 supportant au moins une aube directrice 14, étant noté qu'une pluralité d'aubes directrices sont régulièrement espacées de façon circonférentielle tout autour d'un axe (non représenté) de la turbine haute-pression. L'aube directrice 14 est disposée sur le côté interne de la plate-forme 10 de façon à ce que son bord de fuite 14a soit dirigé vers une extrémité aval 16 de la plate-forme, dans le sens d'écoulement 17 des gaz chauds issus de la chambre de combustion.
La plate-forme comporte en outre un côté externe 18, opposé au côté interne 12, à partir duquel s'étend radialement une bride 20 destinée à permettre le montage de la plate-forme dans le moteur à turbine à gaz. La bride 20 définit d'une part, en amont de celle-ci, un passage 21 pour de l'air destiné à refroidir la plate-forme 10, et d'autre part, en aval de la bride, une cavité 22 délimitée par la bride et par une roue mobile 24 de la turbine. Cette roue mobile 24 s'étend radialement depuis l'extrémité aval 16 de la plate-forme et supporte une ou plusieurs rangées d'aubes de turbine (non représentées).
Conformément à l'invention et comme illustré par la figure 2, le côté interne 12 de la plate-forme 10 est muni, entre le bord de fuite 14a de l'aube directrice 14 et l'extrémité aval 16 de la plate-forme, d'un revêtement 26 formant barrière thermique. Le revêtement s'étend sur toute la circonférence de la plate-forme dans le cas où celle-ci est unique, et sur toute la largeur de chaque segment dans le cas où la plate-forme se compose d'une pluralité de segments adjacents.
Le revêtement 26 est par exemple composé d'une fine couche de céramique typiquement constituée à base de zircone. Une sous-couche de liaison peut être intercalée entre la plate-forme et la couche de céramique afin d'améliorer l'adhérence de la couche de céramique. Le dépôt de la barrière thermique s'effectue de préférence par un procédé plasma, mieux adapté à un dépôt localisé. Il offre l'avantage de présenter une mise en oeuvre d'un coût moindre et une meilleure tenue mécanique par rapport à un procédé de dépôt physique en phase vapeur sous faisceau d'électrons.
Le revêtement 26 permet d'accentuer un gradient thermique engendré dans la plate-forme 10 par une giration de l'air contenu dans la cavité 22. En effet, l'air présent dans cette cavité 22 est mis en rotation par la giration de la roue mobile 24 autour de l'axe de la turbine haute-pression ce qui a pour effet de créer un phénomène de convection thermique le long de la plate-forme 10. Cette convection permet une évacuation des calories et la création d'un gradient thermique dans la plate-forme dans une direction perpendiculaire à celle-ci. La présence du revêtement 26 formant barrière thermique permet alors d'accentuer ce gradient thermique et donc d'assurer un refroidissement efficace de la plate-forme à l'aval de la bride 20.
Selon une caractéristique avantageuse de l'invention, le revêtement 26 formant barrière thermique a une surface qui s'étend dans la continuité de la surface amont du côté interne 12 de la plate-forme afin de ne pas dégrader les performances aérodynamiques de la turbine haute-pression par discontinuité de surface. De plus, afin de limiter tout risque de dégradation de la barrière thermique, celle-ci est notamment déposée à l'aval du col, c'est à dire à l'aval d'une zone de raccordement entre l'aube directrice 14 et le côté interne 12 de la plate-forme 10.
Sur la figure 3, on remarque que la cavité 22 est avantageusement munie, au niveau du côté externe 18 de la plate-forme, de reliefs perturbateurs 28 s'étendant entre la bride 20 et l'extrémité aval 16 de la plate-forme. Ces reliefs perturbateurs permettent d'accroítre le phénomène de convection thermique décrit ci-dessus et donc d'améliorer l'efficacité de la barrière thermique.
On se réfère aux figures 4a et 4b qui illustrent deux exemples de réalisation des reliefs perturbateurs.
Sur la figure 4a, les reliefs perturbateurs se présentent sous la forme de nervures 30 faisant saillies radialement depuis le côté externe 18 de la plate-forme et s'étendant sensiblement parallèlement à l'axe de la turbine. Ces nervures sont ainsi positionnées en travers de l'écoulement 32 de l'air contenu dans la cavité 22 afin de perturber cet écoulement. Bien entendu, on peut aussi imaginer que ces nervures soient sensiblement inclinées par rapport à l'axe de la turbine. Les nervures peuvent également être curvilignes en s'étendant par exemple dans une direction générale parallèle à l'axe de la turbine.
Sur la figure 4b, les reliefs perturbateurs sont formés de picots 34 faisant saillies radialement depuis le côté externe 18 de la plate-forme. Sur cette figure, les picots 34 sont disposés en quinconce. On peut aussi imaginer qu'ils soient alignés en rangées sensiblement parallèles à l'axe de la turbine. Par ailleurs, les reliefs perturbateurs peuvent être composés à la fois de nervures et de picots.
La plate-forme telle que décrite précédemment peut en outre être munie de dispositifs couramment utilisés pour refroidir les parties centrale et amont de la plate-forme. Par exemple, comme illustré sur la figure 1, la plate-forme peut comporter, en amont de la bride 20, au moins une tôle d'impact 36 fixée sur le côté externe 18 afin d'assurer un refroidissement par impact de la plate-forme. Alternativement, la plate-forme peut être percée en amont de la bride 20 par une pluralité de trous d'émission d'air 38 qui s'étendent entre les côtés interne et externe et sont légèrement inclinés par rapport à une direction radiale afin de créer un film de refroidissement du côté interne de la plate-forme. L'aménagement d'une tôle d'impact n'est pas envisageable du côté aval de la plate-forme du fait de l'exiguïté de la cavité 22 et de la giration de l'air dans cette cavité qui ne permettrait pas une alimentation efficace des trous d'impact. De même, le perçage de trous d'émissions d'air s'étendant entre les côtés interne et externe ne peut être prévu du côté aval de la plate-forme, la réintroduction d'air à l'aval du col du distributeur dans une zone où l'écoulement est supersonique risquant de dégrader fortement les performances aérodynamiques de la turbine.

Claims (12)

  1. Plate-forme d'aube de distributeur de turbine haute-pression pour moteur à turbine à gaz, comprenant :
    un côté interne (12) supportant au moins une aube directrice (14) dont le bord de fuite (14a) est dirigé vers une extrémité aval (16) de la plate-forme (10), et
    un côté externe (18), opposé au côté interne, à partir duquel s'étend radialement une bride (20) définissant, d'une part en amont de la bride un passage (21) pour de l'air de refroidissement, et d'autre part en aval de la bride une cavité (22),
       caractérisée en ce que le côté interne (12) de la plate-forme est muni, entre le bord de fuite (14a) de l'aube directrice et l'extrémité aval (16) de la plate-forme, d'un revêtement (26) formant barrière thermique permettant d'accentuer un gradient thermique engendré dans la plate-forme par une giration de l'air dans ladite cavité.
  2. Plate-forme selon la revendication 1, caractérisée en ce que le revêtement (26) formant barrière thermique a une surface qui s'étend dans la continuité d'une surface du côté interne (12) de la plate-forme en amont de la barrière thermique.
  3. Plate-forme selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisée en ce que le côté externe (18) de la plate-forme comporte des reliefs perturbateurs (28) s'étendant entre la bride (20) et l'extrémité aval (16) de la plate-forme.
  4. Plate-forme selon la revendication 3, caractérisée en ce que les reliefs perturbateurs (28) sont des nervures (30) s'étendant sensiblement parallèlement à un axe de la turbine.
  5. Plate-forme selon la revendication 3, caractérisée en ce que les reliefs perturbateurs (28) sont des nervures (30) sensiblement inclinées par rapport à un axe de la turbine.
  6. Plate-forme selon la revendication 3, caractérisée en ce que les reliefs perturbateurs (28) sont des nervures (30) curvilignes.
  7. Plate-forme selon la revendication 3, caractérisée en ce que les reliefs perturbateurs (28) sont des picots (34).
  8. Plate-forme selon la revendication 7, caractérisée en ce que les picots (34) sont alignés en rangées sensiblement parallèles à un axe de la turbine.
  9. Plate-forme selon la revendication 7, caractérisée en ce que les picots (34) sont disposés en quinconce.
  10. Plate-forme selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le côté externe (18) de la plate-forme comporte, en amont de la bride (20), au moins une tôle d'impact (36) pour assurer un refroidissement par impact de ladite plate-forme.
  11. Plate-forme selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisée en ce que la plate-forme est percée, en amont de la bride (20), par une pluralité de trous d'émission d'air (38) destinés à assurer un refroidissement par film de ladite plate-forme.
  12. Distributeur de turbine haute-pression pour moteur à turbine à gaz, caractérisé en ce qu'il comporte au moins une plate-forme supérieure et au moins une plate-forme inférieure selon l'une quelconque des revendications précédentes.
EP02292971A 2001-12-05 2002-12-03 Plate-forme d'aube de distributeur pour moteur à turbine à gaz Withdrawn EP1319804A1 (fr)

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