FR2576358A1 - Module haute-pression et haute-temperature pour turboreacteurs - Google Patents
Module haute-pression et haute-temperature pour turboreacteurs Download PDFInfo
- Publication number
- FR2576358A1 FR2576358A1 FR8501009A FR8501009A FR2576358A1 FR 2576358 A1 FR2576358 A1 FR 2576358A1 FR 8501009 A FR8501009 A FR 8501009A FR 8501009 A FR8501009 A FR 8501009A FR 2576358 A1 FR2576358 A1 FR 2576358A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- compressor
- air
- turbine
- axial
- centrifugal
- 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- Withdrawn
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
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the 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
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
- F01D5/087—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor in the radial passages of the rotor disc
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/08—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising at least one radial stage
-
- 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
Abstract
LE MODULE HAUTE-PRESSION ET HAUTE-TEMPERATURE POUR TURBOREACTEURS SE COMPOSE D'UN ENSEMBLE COMPRESSEUR CENTRIFUGE 2 AVEC DISQUE 1 PORTANT LES AILETTES DE TURBINE 3 ET 9 A SA PERIPHERIE, AINSI QUE LES PALES DISTRIBUTRICES 8 INSEREES ENTRE 3 ET 9 AU MONTAGE. UN SECOND ENSEMBLE STATIQUE, COMPRENANT UN ANNEAU D'ELEMENTS DIFFUSEUR-AILETTES DIRECTRICES 5 MONTE SUR LA CHAMBRE DE COMBUSTION 6, BLOQUE PAR UN DEFLECTEUR 7, MIS EN PLACE SUR LA GOULOTTE 4, SERT DE SUPPORT A LA PARTIE ROTATIVE, LES DEUX ENSEMBLES ETANT BLOQUES PAR UN COUVERCLE 11, 12, 13, 14.
Description
La présente invention concerne un module haute-pression et haute-température pour turboréacteurs, composé d'un ensemble rotatif compresseur-turbine,dans un ensemble statique composé de la chambre de combustion avec diffuseur-pales directrices, et des éléments accessoires indispensables formant un tout, facil à démonter comme à entretenir.
On connait de nombreux types de turboréacteurs, de con ception- diverse, avec compresseur d'air axial multi-étages, compresseur centrifuge, ou compresseur axial et centrifuge.
Après la partie compression vient a chambre de combustion de construction diverse, souvent annulaire, qui débouche sur la partie turbine, avec un étage de détente, souvent deux, quelquefois jusqu'à six étages pour les turboréacteurs d'avions de transport.
Les problèmes d'étanchéité, de dilatation linéaire et de résistance à haute-pression et haute-temxpérature,ont trouvédiverses solutions depuis une cinquantaine d'années. L'évolution technologique des turboréacteurs vers les taux de compression élevés, 25 et plus, les températures maximales d'entrée de turbine de 15800 K, posent de très difficils problèmes: le refro-idissement,par circulation interne d'air et par film d'air de protection des parties chaudes,a augmenté la durée de résistance de celles-ci.
Après avoir examiné les détails de construction de très nombreux turboréacteurs conçus et exploités depuis quarante ans, une nouvelle solution est possible: former un ensemble, avec le dernier étage de compression et le premier étage de détente, afin de mieux refroidir la partie la plus chaude. Après avoir préparé de nombreux croquis, fait des comparaisons, des calculs, une nouvelle famille de turboréacteurs est maintenant possible.
La présente invention,doit pouvoir mieux résoudre les problèmes de refroidissement et d'étanchéité de la partie hautetempérature et haute-pression des turboréacteurs.
Un des buts de l'invention,est de supprimer le système d'étanchéité extrêmement complexe entre le compresseur et la turbine, dans tous les turboréacteurs où la chambre de combustion est comprise entre compresseur et turbine, en construisant un ensemble compression-détente, avec chambre de combustion externe.
Un autre but est,de remplacer deux ou trois étages finaux du compresseur axial, par un compresseur centrifuge, réduisant ainsi le nombre des pièces d'un turboréacteur et aussi sa longueur.
Un but important est d'augmenter l'efficacité du refroidissement des aubes directrices de la chambre de combustion, et aussi des pales de turbine du premier étage et maeme du se cond- étage.
Un but de l'invention, est de réunir ensemble pales de compresseur et pales de turbine et d'avoir un dispositif de retenue axiale et radiale sur le même disque.
De mêmeJen réunissant les aubes du diffuseur d'air avec les aubes directrices de gaz chaud, les problèmes de refroidissement par circulation d'air seront mieux résolus.
Un but pour les petites machines est de réunir ensemble compresseur centrifuge et turbine, -sur un seul disque.
Pour les grands turboréacteurs, un but de l'invention est de réunir sur le même disque, le compresseur centrifuge, le premier étage de turbine et le second étage.
Un autre but est de réunir dans un seul module, le compresseur axial haute-pression, le compresseur centrifuge, 1' injection de vapeur d'eau, la chambre de combustion, les turbines de détente.
Pouvoir construire des modules pour les micro-turboréacteurs, comme pour les réacteurs géants, est un des buts principaux.
Tout en énumérant les buts de l'invention, les avantages ont aussi été mentionnés: - augmentation des performances, amélioration du rendement
thermique avec des taux de compression encore plus élevés,
des températures supérieures, des pertes d'entropie minimales.
thermique avec des taux de compression encore plus élevés,
des températures supérieures, des pertes d'entropie minimales.
- augmentation de la fiabilité des parties critiques.
- réduction du nombre des pièces et en conséquence du côut.
- maintenance améliorée et plus facile.
- pilotabilité élevée pour les turboréacteurs d'avions de com
bat, l'automaticité de l'ensemble compression-détente étant
plus facile à réaliser, sans les systèmes d'étanchéité et de
dilatation classiques entre compression, combustion, détente.
bat, l'automaticité de l'ensemble compression-détente étant
plus facile à réaliser, sans les systèmes d'étanchéité et de
dilatation classiques entre compression, combustion, détente.
- réduction des phénomènes vibratoires au centre du turboréac
teur, la compression et la détente étant sur le même disque.
teur, la compression et la détente étant sur le même disque.
Les turboréacteurs sont, comme tout produit complexe de très haute technicité, le fruit de nombreux compromis entre des exigences bien souvent contradictoires. I1 y eut, dans le passé, une évolution continue des techniques, mais aussi parfois des nouveautés technologiques qui donnèrent des changements radicaux comme: - le passage au double corp des turboréacteurs classiques, - la chambre de combustion annulaire, - les aubes refroidies par convection et film d'air, - les très forts taux de dilution, etc...
le module HP (Haute Pression) et HT ( Haute Température) est p-eut-être une telle innovation, car il est applicable à presque tous les types actuels de turboréacteurs.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui suit de plusieurs modes de réalisation et en se référant aux dessins annexés. Bien entendu, l'invention n'est pas -limitative- et l'homme de l'art pourra y apporter des améliorations sans pour autant sortir du domaine de l'invention.
- La Fig.l représente schématiquement la technique actuelle d'
un turboréacteur avec compresseur centrifuge, résultat d'un
programme lancé par la NASA, le QCGAT ( Quiet Clean General
Aviation Turbofan ) en 1976 et qui donna naissance à une
famille de petits turboréacteurs-à double flux, très réussis.
un turboréacteur avec compresseur centrifuge, résultat d'un
programme lancé par la NASA, le QCGAT ( Quiet Clean General
Aviation Turbofan ) en 1976 et qui donna naissance à une
famille de petits turboréacteurs-à double flux, très réussis.
- La Fig.2 représente schématiquement la technique actuelle
des turboréacteurs classiques pour avions de transport et
avions de combat, avec la chambre de combustion "CC" entre
le compresseur axial et la turbine, cet espace étant aussi
utilisé pour des systèmes de compensation des dilatations
thermiques et des circuits de refroidissement et lubrifiea-
tion.
des turboréacteurs classiques pour avions de transport et
avions de combat, avec la chambre de combustion "CC" entre
le compresseur axial et la turbine, cet espace étant aussi
utilisé pour des systèmes de compensation des dilatations
thermiques et des circuits de refroidissement et lubrifiea-
tion.
- La Fig.3 montre en exemple un turboréacteur classique d'avion
de transport, modifié suivant l'invention, par l'insertion
d'un module HP - HT, à la place "CC" et "T1, de la Fig.2.
de transport, modifié suivant l'invention, par l'insertion
d'un module HP - HT, à la place "CC" et "T1, de la Fig.2.
- la Fig.4 représente en coupe un ensemble compresseur-turbine
avec un seul étage turbine de détente et un compresseur cen
trifugo-axial.
avec un seul étage turbine de détente et un compresseur cen
trifugo-axial.
- La Fig.5 est une coupe d'un ensemble compresseur-turbine avec
deux étages pour la turbine de détente sur le même disque.
deux étages pour la turbine de détente sur le même disque.
- La Fig.6 est une coupe d'un module HP - HT avec trois ensem
bles: - un compresseur axial moyenne pression, - un ensemble compresseur-turbine HP - HT, à deux étages de dé
tente des gaz, - un ensemble chambre de combustion annulaire,
la description pourrait contenir beaucoup plus de dessins car cette innovation est applicable à presque tous les turboréacteurs actuels, depuis les micro-turboréacteurs pour missiles, aux turboréacteurs moyens d'hélicoptères et avions d'affaires, jusqu'aux très grands et puissants turboréacteurs avions de transport et d'avions de combat. Des dessins ont été préparés pour des turbines d'un diamètre extérieur de 200 mm jusqu'à 1000 mm, pour des vitesses de rotation de 50 000 à 10 000 tr/mn.Seulement une demande de brevet parmi des dizai- nes d'autres m'incita à faire beaucoup mieux; la demande de brevet d'invention N 2 533 977 concernant "une roue centrifuge à plusieurs étages, de la GENERAL ELECTRIC CONSANY.
bles: - un compresseur axial moyenne pression, - un ensemble compresseur-turbine HP - HT, à deux étages de dé
tente des gaz, - un ensemble chambre de combustion annulaire,
la description pourrait contenir beaucoup plus de dessins car cette innovation est applicable à presque tous les turboréacteurs actuels, depuis les micro-turboréacteurs pour missiles, aux turboréacteurs moyens d'hélicoptères et avions d'affaires, jusqu'aux très grands et puissants turboréacteurs avions de transport et d'avions de combat. Des dessins ont été préparés pour des turbines d'un diamètre extérieur de 200 mm jusqu'à 1000 mm, pour des vitesses de rotation de 50 000 à 10 000 tr/mn.Seulement une demande de brevet parmi des dizai- nes d'autres m'incita à faire beaucoup mieux; la demande de brevet d'invention N 2 533 977 concernant "une roue centrifuge à plusieurs étages, de la GENERAL ELECTRIC CONSANY.
Cette roue centrifuge de compresseur comporte plusieurs étages, une entrée d'air asiale et une sortie d'air centrifuge. Mon compresseur centrifugo-axial est aussi à plusieurs étages, avec une entrée axiale, une partie centrifuge mais la sortie est presqu'axiale et inversée, avec une ailette rapportée en extrémitée, de forme très spéciale.
La Fig .1 représente un turboréacteur du type QCGAT de puissance moyenne qui comporte un compresseur axial et centrifuge "HPA", un diffuseur radial 20, un diffuseur axial 21, une chambre de combustion annulaire "CC" avec flux de gaz inversé avec détente dans la turbine "T" et d'autres étages "3PU" (Basse Pression de Gaz). l'espace important entre le compresseur centrifuge et la turbine sert pour les pales directrices, et pour la compensation des dilatations thermiques. Pour de tels turboréacteurs QCGA?-, la modification suivant l'invention est relativement simple en remplaçant le compresseur centrifuge et la turbine par un ensemble compresseur-turbine, la chambre de combustion passant vers l'avant.La construction d'untel turboréacteur est plus courte de 15 à lS %, le poids réduit et l'efficacité accrue.
La Fig.2 représente schématiquement la partie HP et HT de la majorité des turboréacteurs d'avions de transport et d'avions de combat modernes. le compresseur axial HPA ( Haute
Pression d'Air ) est suivi de la chambre de combustion "cl", d'un ou deux étages de turbine -"T" HP et HT, et de plusieurs étages BPG ( Basse Pression des Gaz ). Dans la construction de ces turboréacteurs, l'espace central sous la chambre de combustion et au centre des disques des turbines est utilisé pour des systèmes complexes de compensation des dilatations, des ensembles d'étanchéité, de circulation d'air et de lubrification des paliers.C'est en étudiant de nombreux détails de construction de ce point des turboréacteurs, et aussi une étude de nombreuses demandes de brevets, que j'ai trouvé une possibilité d'innovation: éliminer une grande partie de ces systèmes très complexes, ne garder que le minimum nécessaire.
Pression d'Air ) est suivi de la chambre de combustion "cl", d'un ou deux étages de turbine -"T" HP et HT, et de plusieurs étages BPG ( Basse Pression des Gaz ). Dans la construction de ces turboréacteurs, l'espace central sous la chambre de combustion et au centre des disques des turbines est utilisé pour des systèmes complexes de compensation des dilatations, des ensembles d'étanchéité, de circulation d'air et de lubrification des paliers.C'est en étudiant de nombreux détails de construction de ce point des turboréacteurs, et aussi une étude de nombreuses demandes de brevets, que j'ai trouvé une possibilité d'innovation: éliminer une grande partie de ces systèmes très complexes, ne garder que le minimum nécessaire.
En examinant bien la Fig.3 dans la zone"CC" et "T" et en la comparant à la Fig.2, on constate que l'introduction d' un module HP - HT simplifie la construction du turboréacteur et élimine presqu' entièrement l'ensemble complexe cité précédemment, réduisant par là même une source de vibration, de dilatations thermiques et de tensions mécaniques. L'air "AH entre dans la soufflante 22 et le compresseur axial basse pression 22, tous deux entrainés par la turbine à 4 étages 24. le compresseur moyenne pression 25 axial est entrainé par l'ensemble compresseur centrifugo-axial et turbine 26.
les détails de cette figure étant très complexes et à trop petite échelle, il est bon d'examiner la Fig.6 pour mieux comprendre la modification, objet de l'invention.
La Fig.4 montre en coupe un ensemble compresseur eentrifugo-axial avec turbine HT-HP mono-étage. L'air "A" arrive du compresseur axial moyenne pression entre le carter conduite d'air 16 avec ailettes, et l'arbre conique 17 d'entrainement du compresseur axial. L'étage turbine d'entrainement du compresseur axial n'a pas été représenté sur la figure. le compresseur centrifugo-axial 18 tourne sur l'arbre 17 et c'est là seulement qu'il y a des paliers soumis à une température et une pression moyenne. te disque 1 porte des ailettes axiales et radiales du compresseur 2, mais surtout en périphérie et à la sortie, sont fixées des ailettes 3 de forme complexe: la partie inférieure, côté compression d'air, comporte des pales avec des orifices d'entrée d'air; la partie supérieure à la forme des ailettes de turbine HP-HT, refroidies par convection d'air intérieur et par film d'air extérieurement; ces ailettes 2 sont fixées à la périphérie du disque b par un des procédé connu de fixation des ailettes de turbine sur les disques, comme "De Lavai bulb Root", "BMW Hollow Blade" ou "Fir Tree Root", mais aussi directement par une vis du coté intérieur compresseur. Ce sont ces ailettes qui font que le compresseur devient centrifugo-axial, et qui le différencie du compresseur mentionné de la GENERAL CTRIC COMPANY.
l'idée principale de l'invention est l'utilisation du disque 1 pour le compresseur et pour la turbine, remplacer deux disques compresseur et turbine, par un disque unique et par là même, éliminer l'espace entre ceux-ci.
Les aubes fixes 5 sont aussi de forme complexe car la partie inférieure sert de diffuseur d'air, à la sortie du compresseur centrifugo-axial, et la partie supérieure sert de pales directrices de gaz HT - HP à la sortie de la chambre de combustion 6. Ces aubes sont représentées à plus grande échelle sur la Fig.5-. On voit bien comment l'air HP de refroidissement HAn pénètre à l'intérieur des pales 5 pour refroidir la partie directrice des gaz chauds, jusqu'à 1580 Og, par convection mais aussi par film d'air à l'extérieur. Le déflecteur d' air 7 sert aussi à fixer les pales 5 sur la chambre 6, cet ensemble S + 6 + 1 trouvant place sur le col du carter 16.Un anneau d'ailettes directrices 8 vient après la turbine de détente 3, l'air "A" de refroidissement étant prélevé à l'intérieur du compresseur centrifuge et arrivant sous l'anneau d1 étanchéité 19.
La Fig.5 montre à plus grande échelle un ensemble coN- presseur centrifugo-axialavec turbines HT-HP, deux étages ici, mais il est possible aussi d'en avoir trois. lé disque 1 porte les ailettes de compression axiale et centrifuge 2, et à la périphérie les ailettes 2 du compresseur et de la turbine HT.
Sur le pourtour vient l'anneau de turbine 15 avec étanchéité.
Une virole avec des ailettes directrices 8 vient ensuite, sur un peigne d'étanchéité, sous lequel arrive de l'air de refroidissement prélevé dans le compresseur centrifuge. Un second étage de turbine est représenté par l'ailette 9 fixée sur le disque par un procédé classique comme le "FIR TREE", l'anneau 10 servant d'étanchéité. le refroidissement des ailettes 9 est fait par convection et film d'air, de l'air prélevé dans le compresseur centrifuge. Les pièces 1,2,2,5,8,2,10 assemblées ensembles constituent le rotor HP-HT.
La partie stator est composée par les ailettes complexes 5 qui servent de diffuseur d'air et dedirectrice de gaz HT, de la chambre de combustion 6, du déflecteur d'air 7, ceux-ci venant en place sur le carter intérieur 4. Ce carter est aussi prévu pour une injection de vapeur d'eau dans l'air HP sortant du compresseur centrifugo-axial "V", le débit étant règlé suivant les conditions de fonctionnement du module. les deux ensembles stator et rotor sont assemblés l'un dans l'autre au moyen du couvercle 11, du couvercle arrière 14, du cerceau 12 et des boulons 12.
La partie axe de rotation n'a pas été représentée sur la figure car elle dépassait les limites du dessin, et mieux valait présenter clairement les détails principaux. C'est pourquoi l'axe central est montré sur la Fig.6 qui montre en coupe tout un module HT - HP, avec ensemble centrifugo-axial et turbine suivant la Piu,4, la chambre de combustion "CC" en entier, le compresseur moyenne pression 25 entrainé par l'ensemble HT
HP, le compresseur basse pression 23 étant entrainé par les turbines de détente en 24.
HP, le compresseur basse pression 23 étant entrainé par les turbines de détente en 24.
Nombre de détails de constru-ctions ont été simplifiés,car pour chaque type de turboréacteurs il est nécessaire de concevoir une fonLequi répond au mieux aux impératifs de service et de maintenance améliorée. il en est de même de l'utilisation des matériaux les mieux adaptés pour résister aux difficiles conditions. I1 est un problème important, celui des vibrations, mais il ne peut être résolu que par des essais en marche ou par des essais de simulation sur ordinateur. I1 y aura aussi des recherches scientifiques à effectuer, longues et côuteuses.
Inévitablement il y aura de nouvelles idées avec chaque amélioration des modules HT - HP.
Claims (7)
1. Module Haute Température RT et Haute Pression HP pour Turbo
réacteurs, caractérisés par un ensemble rotatif composé d'
un compresseur centrifugo-axial et d'une turbine de détente
sur le mème disque X, la partie fixe comprenant un carter
d'entrée d'air, un diffuseur axial aubes directrices, une
chambre de combustion 6, le stator et le rotor formant un
tout, prévu pour remplacer la chambre de combustion"CC" et
la turbine des turboréacteurs classiques actuels.
2. Module HT - HP suivant la revendication 1, caractérisé par
un compresseur centrifugo-axial 2, ayant un disque I commun
au compresseur, ayant à sa périphérie un anneau d'ailettes
2 de compression radiale qui sont aussi ailettes de turbine,
celles-ci étant fixées au disque par des procédés class-
ques et refroidis par entrée d'air HP, convection et film
d'air, le même disque 1 servant aussi comme disque de turbi
ne de détente, premier étage.
3. Module HT - HP suivant 1es revendications 1 et 2, caractéri
sé par un second étage de détente dans l'anneau d'ailettes
9 refroidies par prélèvement d'air dans l-e compresseur cen
trifuge, l'anneau 8 de pales directrices venant entre les
anneaux d'étanchéité 15 et 10, refroidir aussi par prélève
ment d'air dans le compresseur.
4. Module HT - HP suivant les revendications 1,2 et 3, avec
sur les carters 16 ou 4 d'entrée d'air, un ensemble d'élé
ments complexes 5, diffuseur d'air et pale directrice de gaz,
à la sortie de la chambre de combustion 6 annulaire, l'an
neau des éléments 5 étant refroidi par entrée d'air, convec
tion et film d'air, et fixé au moyen d'un déflecteur 7.
5. Module HT - HP suivant les revendications 1 à 4, comportant
uh ensemble compresseur centrifugo-axial et turbine un étage,
solution ensemble libre c'est-à-dire non relié à aucun autre
compresseur.
6. Module HT - HP suivant les revendications 1 à 4, caractérisé
par l'entrainement d'un compresseur moyenne pression 25i.
7. Module HT - HP suivant les revendications 1 à 6 caractérisé
par un carter creux 4 refroidi par circulation d'eau et in
jectant de la vapeur "V" dans l'air "A" haute pression sor
tant du diffuseur 5.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8501009A FR2576358A1 (fr) | 1985-01-24 | 1985-01-24 | Module haute-pression et haute-temperature pour turboreacteurs |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8501009A FR2576358A1 (fr) | 1985-01-24 | 1985-01-24 | Module haute-pression et haute-temperature pour turboreacteurs |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2576358A1 true FR2576358A1 (fr) | 1986-07-25 |
Family
ID=9315571
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8501009A Withdrawn FR2576358A1 (fr) | 1985-01-24 | 1985-01-24 | Module haute-pression et haute-temperature pour turboreacteurs |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2576358A1 (fr) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0402693A1 (fr) * | 1989-06-10 | 1990-12-19 | Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàNchen Gmbh | Turbine à gaz avec compresseur à écoulement mixte |
| WO2000065201A1 (fr) * | 1999-04-27 | 2000-11-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Refroidissement de turbine haute pression pour moteur a turbine a gaz |
| EP1167722A2 (fr) | 2000-06-20 | 2002-01-02 | General Electric Company | Méthode et dispositif d'alimentation d'air de refroidissement dans des turbines à gaz |
| US6735956B2 (en) | 2001-10-26 | 2004-05-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | High pressure turbine blade cooling scoop |
| CN105508081A (zh) * | 2015-12-29 | 2016-04-20 | 西北工业大学 | 共轴涡轴发动机 |
-
1985
- 1985-01-24 FR FR8501009A patent/FR2576358A1/fr not_active Withdrawn
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0402693A1 (fr) * | 1989-06-10 | 1990-12-19 | Mtu Motoren- Und Turbinen-Union MàNchen Gmbh | Turbine à gaz avec compresseur à écoulement mixte |
| WO2000065201A1 (fr) * | 1999-04-27 | 2000-11-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Refroidissement de turbine haute pression pour moteur a turbine a gaz |
| US6227801B1 (en) | 1999-04-27 | 2001-05-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine engine having improved high pressure turbine cooling |
| EP1167722A2 (fr) | 2000-06-20 | 2002-01-02 | General Electric Company | Méthode et dispositif d'alimentation d'air de refroidissement dans des turbines à gaz |
| EP1167722A3 (fr) * | 2000-06-20 | 2003-05-28 | General Electric Company | Méthode et dispositif d'alimentation d'air de refroidissement dans des turbines à gaz |
| US6735956B2 (en) | 2001-10-26 | 2004-05-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | High pressure turbine blade cooling scoop |
| CN105508081A (zh) * | 2015-12-29 | 2016-04-20 | 西北工业大学 | 共轴涡轴发动机 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0435770B1 (fr) | Turbomachine refroidie par air et procédé de refroidissement de cette turbomachine | |
| FR2640686A1 (fr) | Support de turbine pour moteur a reaction | |
| JP4204310B2 (ja) | タービン間エンジンフレームによって支持された二重反転式低圧タービンロータを備える航空機用エンジン | |
| EP2337929B1 (fr) | Ventilation d'une turbine haute-pression dans une turbomachine | |
| US20070020094A1 (en) | Inner diameter variable vane actuation mechanism | |
| FR2617907A1 (fr) | Moteur a turbine a gaz | |
| EP1120544A1 (fr) | Turbomachine comportant un dispositif de fourniture de gaz pressurisé | |
| FR2641328A1 (fr) | Montage de moteur a turbine muni d'aubes directrices de sortie montees a l'arriere | |
| FR2635824A1 (fr) | Turbomoteur a turbine a gaz entrainant par un reducteur des rotors a helices ou des rotors de soufflante | |
| CN108799202B (zh) | 具有包括导流板的排放槽的压缩机设备 | |
| FR2598179A1 (fr) | Dispositif de transfert d'air de refroidissement pour une turbine | |
| CN113757172A (zh) | 具有排放槽和辅助法兰的压缩机设备 | |
| US10934845B2 (en) | Dual cooling airflow to blades | |
| FR2464363A1 (fr) | Rotor de turbine pour turbomachines avec systeme de transfert de l'agent de refroidissement | |
| FR3084909A1 (fr) | Moteur à turbine à gaz efficace | |
| FR2576358A1 (fr) | Module haute-pression et haute-temperature pour turboreacteurs | |
| FR3084910A1 (fr) | Moteur d'aeronef efficace | |
| FR3088955A1 (fr) | Turboréacteur à double flux comprenant un cône de sortie refroidi par son flux secondaire | |
| FR3108359A1 (fr) | Moteur à turbine avec compresseur centrifuge ayant un soutirage de plaque d’appui de rouet | |
| US10364041B2 (en) | Twin centrifugal single spool engine | |
| JPH0219613A (ja) | ガスタービン装置 | |
| FR3084911A1 (fr) | Moteur a turbine a gaz | |
| RU2141051C1 (ru) | Турбореактивный двигатель | |
| US11208892B2 (en) | Rotor assembly with multiple rotor disks | |
| US11434771B2 (en) | Rotor blade pair for rotational equipment |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |