FR2598179A1 - Dispositif de transfert d'air de refroidissement pour une turbine - Google Patents
Dispositif de transfert d'air de refroidissement pour une turbine Download PDFInfo
- Publication number
- FR2598179A1 FR2598179A1 FR8705805A FR8705805A FR2598179A1 FR 2598179 A1 FR2598179 A1 FR 2598179A1 FR 8705805 A FR8705805 A FR 8705805A FR 8705805 A FR8705805 A FR 8705805A FR 2598179 A1 FR2598179 A1 FR 2598179A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- cooling air
- turbine
- transfer device
- impeller
- air
- 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.)
- Granted
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
- F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Motor Or Generator Cooling System (AREA)
- Separation By Low-Temperature Treatments (AREA)
Abstract
L'INVENTION CONCERNE LA CONSTRUCTION DES MOTEURS A TURBINE A GAZ. UN DISPOSITIF PERFECTIONNE POUR DIRIGER DE L'AIR DE REFROIDISSEMENT SUR DES AUBES DE TURBINE24 DANS UN MOTEUR A TURBINE A GAZ COMPREND LA COMBINAISON D'UN DISPOSITIF D'ADMISSION D'AIR44 ET D'UNE ROUE A AUBES A ECOULEMENT RADIAL46 EQUIPEE D'UN JOINT48 POUR L'AIR. LE DISPOSITIF D'ADMISSION D'AIR RECOIT DE L'AIR COMPRIME PROVENANT DU COMPRESSEUR ET DIRIGE CET AIR VERS LA ROUE A AUBES DANS UNE DIRECTION PRATIQUEMENT TANGENTIELLE PAR RAPPORT AU DISQUE DE TURBINE22 QUI SUPPORTE LA ROUE A AUBES. UNE PARTIE DE L'AIR DE REFROIDISSEMENT PEUT EGALEMENT ETRE DIRIGEE VERS UN DISQUE DE TURBINE A BASSE PRESSION28. APPLICATION AUX TURBOREACTEURS.
Description
La présente invention concerne des perfectionnements aux moteurs à turbine
à gaz, et elle porte plus particulièrement sur un perfectionnement dans le refroidissements des
aubes de turbine de moteurs à turbine à gaz.
Les moteurs à turbine à gaz comprennent habituellement un compresseur destine à comprimer de l'air pour permettre la combustion du carburant, de façon à produire un flux de gaz chaud. Ce flux de gaz chaud entraine une turbine accouplée au compresseur, et il est ensuite utilisé pour obte10 nir à partir du moteur soit une puissance de propulsion, soit une puissance disponible sur un arbre entrainé. Pour obtenir des rendements de fonctionnement plus élevés et des puissances de sortie plus élevées, le flux de gaz chaud qui traverse la turbine est fréquemment à une température qui dépasse les 15 possibilités physiques des matières à partir desquelles on fabrique les turbines, en particulier lorsqu'on prend en considération les efforts élevés qui sont imposés au rotor de la turbine. Ceci a conduit à de nombreuses propositions pour réaliser des systèmes de refroidissement pour laturbine, en particulier pour les parties qui sont exposées au flux de gaz chaud. Une pratique générale a consisté à diriger vers les aubes de la turbine de l'air relativement froid provenant du compresseur du moteur, selon un chemin distinct de celui du flux de gaz chaud, pour assurer le refroidissement nécessaire 25 des aubes. On rencontre cependant dans de tels systèmes de
refroidissement un problème qui réside dans le mécanisme uti-
lisé pour diriger l'air de refroidissement du compresseur vers la turbine qui tourne à une vitesse élevée, et pour amener ensuite l'air aux aubes du rotor de la turbine elles-mêmes.
Dans un système qui a été employé pour assurer le refroidissement par air des aubes de turbine, on a utilisé un joint annulaire de diamètre relativement grand placé un peu en avant du disque de la turbine, pour former entre le joint annulaire et le disque une chambre destinée à recevoir l'air de refroidissement provenant du compresseur, et pour amener cet 10 air aux aubes de turbine qui sont montées à la périphérie du disque de turbine. Des systèmes de ce type sont cependant
lourds par nature, à cause du grand diamètre du joint annulaire, et ils sont également sujets à une fuite d'air importante.
D'autres systèmes ont utilisé des joints annulaires de diam,-' 15 tre relativement inférieur pour former des chambres annulaires ayant des dimensions réduites de façon correspondante, entre le joint et le disque de turbine, et dans ces systèmes, l'air de refroidissement passe de la chambre annulaire de dimensions inférieures vers les aubes de turbine, le long de la surface du disque, sous l'action d'une roue à aubes qui est montée sur le joint. Bien que des systèmes de ce type éliminent une partie de la fuite qu'on rencontre lorsqu'on utilise de plus
grands joints annulaires, ils sont encore relativement lourds et exigent que le joint annulaire supporte une charge relati25 vement élevée, sous la forme de la roue à aubes.
Un but de l'invention est de procurer un système perfectionné pour diriger de l'air de refroidissement vers les
aubes de turbine d'un moteur à turbine à gaz.
Un autre but de l'invention est de procurer un sys30 tême perfectionné pour diriger de l'air de refroidissement vers les aubes de turbine, qui évite la nécessité de joints annulaires de grand diamètre et qui réduise la fuite d'air au
niveau du joint.
Un autre but de l'invention est de procurer un sys35 tème perfectionné pour diriger de l'air de refroidissement vers les aubes de turbine, qui évite de placer des trous ou
des fentes de refroidissement directement dans le disque luimême, de façon à maintenir la résistance structurale du disque.
Un autre but encore de l'invention est de procurer un système perfectionné pour diriger de l'air de refroidissement du disque de turbine à haute pression vers le disque de turbine à basse pression, qui évite la nécessité d'un système
d'alimentation en air inter-étage à compresseur et d'une 10 tuyauterie externe.
L'invention est prévue pour l'utilisation dans un moteur à turbine à gaz qui comprend un disque de turbine à partir duquel des aubes font saillie radialement dans un flux de gaz chaud, un compresseur qui fournit de l'air de refroi15 dissement sous pression, et un dispositif de transfert d'air de refroidissement destine à transférer de l'air de refroidissement du compresseur vers la turbine. Le dispositif de transfert d'air de refroidissement comprend des moyens d'admission d'air, qui canalisent l'air de refroidissement dans une direc20 tion pratiquement tangentielle par rapport au disque de turbine, et une roue à aubes à écoulement radial, qui reçoit l'air
de refroidissement et le dirige vers les aubes de turbine.
Dans un mode de réalisation particulier de l'invention, le dispositif de transfert d'air de refroidissement com25 prend des seconds moyens d'admission d'air qui canalisent une seconde partie de l'air de refroidissement dans une direction
générale tangentielle par rapport à la direction d'un second disque de turbine, et une seconde roue à aubes à écoulement radial qui reçoit la seconde partie de l'air de refroidisse30 ment et la dirige vers les aubes de turbine.
La suite de la description se réfère aux dessins
annexés dans lesquels les références numériques applicables ont été conservées sur les différentes figures, et qui représentent respectivement: Figure 1: une coupe d'un moteur à turbine à gaz comportant des disques de turbine à haute pression et à basse pression; Figure 2: une coupe partielle montrant le dispositif de transfert d'air de refroidissement; Figure 3: une représentation partielle arrachée du dispositif d'admission d'air de l'invention, et une représentation partielle arrachée, de profil, de la roue à aubes de l'invention; et
Figure 4: une représentation partielle arrachée de 10 la roue à aubes de l'invention.
La figure 1 montre un moteur à turbine à gaz à flux axial, désigné de façon générale par la référence 10, qui comprend un dispositif de transfert d'air de refroidissement conforme à un mode de réalisation de l'invention, qui est placé 15-de façon générale à l'endroit désigné par la référence 12. Le moteur 10 comprend, en série au point de vue de l'écoulement des gaz: une soufflante 14, un compresseur 16, une chambre de combustion 18, une turbine à haute pression 20 comprenant un disque de turbine à haute pression 22 qui porte un ensemble 20 d'aubes de turbine à haute pression, 24, réparties à la circonférence du disque et s'étendant radialement vers l'extérieur à partir de ce dernier, et une turbine à basse pression 26 qomportant un disque de turbine à basse pression 28 qui porte un ensemble d'aubes de turbine à basse pression 30, qui 25 sont réparties à la circonférence du disque de turbine à basse pression et s'étendent radialement vers l'extérieur à partir
de ce dernier.
Dans le fonctionnement classique, l'air d'entrée 32 est comprimé par le compresseur 16. La majeure partie de l'air 30 d'entrée 32 est ensuite canalisée de façon appropriée vers la chambre de combustion 18 dans laquelle cet air est mélangé avec du carburant pour produire des gaz de combustion à pression relativement élevée qui s'écoulent vers la turbine à haute pression 20, pour fournir de la puissance au compresseur 35 16 par l'intermédiaire d'n arbre d'accouplement 34. Les gaz de combustion traversent ensuite une turbine à basse pression 26 pour fournir de la puissance à un compresseur à basse pression (non représenté) et/ou à la soufflante 14, par l'intermédiaire d'un arbre d'accouplement 15, et ces gaz sont ensuite évacués du moteur 10. On utilise une partie de l'air d'entrée comprimé 32 qui sort du compresseur 16 pour fournir de l'air de refroidissement comprimé 36, indiqué sur la figure 2, qui est destiné à refroidir les éléments du rotor qui sont environnés par les gaz de combustion évacués. L'air de refroidissement 36 est canalisé vers le dispositif de transfert d'air 12 par un conduit intérieur annulaire 38 qui est défini par un carter intérieur de chambre de combustion (non représenté) et par une structure
de support de canal de turbine, 40 et 42.
Le dispositif de transfert d'air conforme à un mode de réalisation, qui est représenté sur les figures 2 et 3, comprend des moyens d'admission d'air annulaires 44 et il a pour action de canaliser l'air de refroidissement 36 dans une direction pratiquement tangentielle par rapport au disque de 20 turbine à haute pression 22, et de le faire pénétrer dans la roue à aubes à écoulement radial 46 qui est montée aux points
A et B sur le disque de turbine à haute pression 22.
Comme le montre la figure 3, les moyens d'admission d'air annulaires 44 comprennent des aubes directrices 76 di25 mensionnées de façon classique de façon à accélérer l'air de refroidissement 36 jusqu'à une vitesse pratiquement égale à la vitesse tangentielle de la roue à aubes 46. Plus précisément, les bords avant et arrière 76a et 76b, respectivement, d'aubes directrices adjacentes 76 définissent respectivement 30 des aires de section droite d'écoulement d'entrée A1 et de sortie A2. L'aire d'écoulement d'entrée A1 est supérieure de façon appropriée à l'aire de sortie A2, de façon à accélerer
d'une manière appropriée l'air de refroidissement 36.
L'air de refroidissement 36 est ensuite dirigé vers 35 les aubes de turbine à haute pression 24, par l'intermédiaire de la roue à aubes 46, comme le montre la figure 2, pour refroidir ces aubes. Un joint labyrinthe annulaire 48 est placé du côté avant de la roue à aubes 46 pour empêcher le passage de l'air entre la structure fixe 50 et le disque de turbine à 5 haute pression 22 et la roue à aubes 46 en rotation. La roue à aubes 46 comporte des parois à rebord annulaires 52 et 54, placées respectivement à sa circonférence intérieure et à sa circonférence extérieure. La paroi à rebord 52 procure commodément un moyen de fixation de la roue à aubes au disque de 10 turbine à haute pression 22, à l'aide d'un anneau de retenue 56, tandis que la paroi à rebord extérieure 54 s'adapte contre le disque 22 et le pied de l'aube de turbine à haute
pression 24, et elle forme au niveau de son diamètre intérieur un élément empêchant le passage de l'air.
En considérant les figures 3 et 4, on note que la roue à aubes à écoulement radial 46 consiste essentiellement en un disque annulaire qui comporte des canaux ou des passages radiaux 58 dans le but d'augmenter la pression par pompage centrifuge et de diriger l'air de refroidissement 36 vers 20 les aubes de turbine 24 (représentées sur la figure 2). Les passages radiaux dans la roue à aubes 46, qui sont évidemment ouverts aux deux extrémités pour permettre le passage de l'air, sont par ailleurs entièrement fermés. Les passages 58 peuvent en fait être des passages ayant une section transver25 sale de forme générale elliptique, circulaire ou autre, qui ne sont mutuellement séparés que par une cloison ou une paroi radiale mince 60, pour maintenir la résistance structurale et pour former la roue à aubes 46. On notera à cet égard que la configuration de section transversale de la roue à aubes 46 doit procurer un passage tel que la quantité nécessaire d'air de refroidissement comprimé 36 (indiqué sur la figure 2) soit dirigée vers les aubes de turbine à haute pression 24 (indiquées sur la figure 2) avec une chute de pression suffisamment faible.
En considérant la figure 2, on note que la combi-
naison du dispositif d'admission d'air et de la roue à aubes de l'invention permet de réduire la pression de l'air de refroidissement à la sortie du dispositif d'admission à une valeur inférieure à celle exigée en l'absence d'une roue à au5 bes 46. Avec cette pression inférieure, la fuite d'air à travers le joint labyrinthe annulaire 48 est plus faible, et l'effet défavorable de la fuite sur le rendement de la turbine est moindre. De plus, la plus faible pression de sortie du dispositif d'admission d'air permet d'augmenter le rapport de 10 pression du dispositif d'admission d'air et le nombre de Mach en sortie de ce dispositif. L'augmentation résultante de la vitesse de l'écoulement tangentiel qui sort du dispositif d'admission d'air 44 réduit le travail que la turbine doit fournir à l'air de refroidissement 36 pour faire pénétrer
l'écoulement dans les passages 58 de la roue à aubes (représentés sur les figures 3 et 4).
Si la vitesse tangentielle de l'air qui sort du dispositif d'admission d'air 44 est supérieure à la vitesse du disque de turbine 22, du travail est fourni au disque, ce qui 20 entraine une amélioration du rendement de la turbine, plus un avantage supplémentaire consistant en une température d'air de refroidissement réduite à l'entrée des aubes 24. La combinaison du dispositif d'admission d'air et de la roue à aubes
élimine également toute discordance entre la vitesse du disque 25 et la vitesse tangentielle de l'air de refroidissement à l'entrée des aubes 24, ce qui élimine des chutes de pression associées à l'entrée de l'écoulement dans les aubes 24.
Dans un autre mode de réalisation du dispositif de transfert d'air de refroidissement de turbine 12, représenté sur la figure 2, une seconde partie 36A de l'air de refroidissement comprimé 36 est dirigée vers un dispositif de tranquillisation 62, dans le but de modifier de façon aérodynamique la direction d'écoulement de l'air de refroidissement 36A, et de guider cet air vers un espace annulaire 64 situé dans une po35 sition intérieure par rapport au disque de turbine à haute pression 22. Le dispositif de tranquillisation 62 est directement fixé sur l'arbre d'accouplement 34 de façon à tourner exactement de la même manière que celui-ci. Cette caractéristique permet au dispositif de tranquillisation 62 de réduire 5 la vitesse tangentielle de l'air de refroidissement 36A pour la faire correspondre à la vitesse tangentielle du disque de turbine à haute pression 22, tout en conservant son moment cinétique. L'air de refroidissement 36A est ensuite dirigé à travers une série de trous 65 vers un second dispositif 10 d'admission d'air en rotation, 66. Le second dispositif d'admission d'air 66 dirige l'air de refroidissement 36A dans une direction pratiquement tangentielle par rapport au disque de turbine à basse pression 28. Le dispositif d'admission d'air 66 extrait également une partie de l'énergie de pression 15 contenue dans l'air de refroidissement 36A, et il la convertit en travail pour contribuer à l'entrainement du disque de turbine à haute pression 22. En transférant une partie de l'énergie de l'air à la turbine, on obtient une diminution de la température de l'air de refroidissement. La température rédui20 te de l'air de refroidissement permet de réduire le débit d'air de refroidissement, ce qui améliore le rendement de la
turbine et les performances du moteur.
Entre le second dispositif d'admission d'air 66 et l'entrée d'une seconde roue à aubes annulaire 68, le moment 25 cinétique de l'air de refroidissement 36A est généralement conserve, tandis que la vitesse tangentielle diminue jusqu'à
l'arrivée à la seconde roue à aubes annulaire 68, au niveau de laquelle la vitesse tangentielle de l'air de refroidissement 36A et du disque de turbine à basse pression 28 sont pra30 tiquement égales.
La roue à aubes 68 est montée sur le disque à basse pression 28 et elle comporte des passages 70 à travers lesquels l'air de refroidissement 36A passe vers la circonférence du disque de turbine à basse pression 28, et ensuite vers les 35 aubes de turbine à basse pression 30. Un joint 72 dirigé vers l'avant est établi sur la face avant de la roue à aubes 68 pour s'adapter au joint monté entre le disque de turbine à
haute pression 22 et le disque de turbine à basse pression 28.
On notera que l'utilisation de la roue à aubes à écoulement radial de l'invention offre l'avantage d'éviter la nécessité de joints lourds et de grand diamètre, et elle minimise la fuite d'air par le fait que les joints sont placés relativement près des arbres tournants centraux et concentriques du moteur. De plus, l'utilisation d'une combinaison d'un dis10 positif d'admission d'air et d'une roue à aubes a pour effet de diriger l'air de refroidissement vers les aubes de turbine en rotation sans placer directement des trous ou des fentes de refroidissement dans le disque de rotor lui-même, ce qui maintient la résistance structurale du disque. En outre, la combi15 naison du dispositif d'admission d'air et de la roue à aubes de la turbine à basse pression permet d'acheminer l'air de
refroidissement vers la turbine à basse pression, sans nécessiter un système d'alimentation en air inter-étage à compresseur et une tuyauterie extérieure.
La roue à aubes de l'invention permet également de s'affranchir de pratiques de l'art antérieur consistant à former des trous ou des fentes de refroidissement directement dans le disque de turbine lui-même, ce qui affaiblit la structure, et elle évite simultanément le mauvais rendement qui ré25 sulte du montage de la structure de roue à aubes ou de son équivalent sur une pièce séparée, avec une seule structure en forme de disque ou à parois à rebords. L'invention procure donc l'avantage important de performances accrues du moteur,
d'une plus grande résistance structurale et d'une fuite d'air 30 réduite.
- Il apparaîtra clairement à l'homme de l'art que
l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation spécifiques décrits et représentés.
On notera que les dimensions et les relations de
proportion et de structure qui sont représentées sur les des-
sins ne constituent que des exemples, et on ne doit pas considérer que ces ilnstrations mctrent les dimensions réelles ou les relations de proportion ou de structure réelles utilisées dans le dispositif de transfert d'air de refroidissement de turbine de l'invention.
Claims (16)
1. Dispositif de transfert d'air de refroidissement incorporé dans un moteur à turbine à gaz (10) qui comprend un disque de turbine f22) à partir duquel des aubes (24) font saillie en direction radiale dans un flux de gaz chaud, et un compresseur (16) qui fournit de l'air de refroidissement comprimé, ce dispositif de transfert d'air de refroidissement ayant pour fonction de transférer de l'air de refroidissement du compresseur (16) vers le disque de turbine (22), séparément 10 du flux de gaz chaud, et étant caractérisé en ce qu'il comprend, en combinaison: des moyens d'admission d'air (44) qui canalisent l'air de refroidissement dans une direction pratiquement tangentielle par rapport au disque de turbine (22); et une roue à aubes à écoulement radial (46), destinée à rece15 voir l'air de refroidissement et à le diriger vers les aubes
de turbine (24).
2. Dispositif de transfert d'air de refroidissement
selon la revendication 1, caractérisé en ce que la roue à aubes (46) est supportée par le disque de turbine (22).
3. Dispositif de transfert d'air de refroidissement selon la revendication 1, caractérisé en ce que la roue à aubes (46) comprend un ensemble de passages radiaux (58) destinés à recevoir l'air de refroidissement et à le diriger vers
les aubes de turbine (24).
4. Dispositif de transfert d'air de refroidissement selon la revendication 3, caractérisé en ce que les passages radiaux (58) sont contenus à l'intérieur de la roue à aubes (46).
5. Dispositif de transfert d'air de refroidissement 30 selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens d'admission d'air (44) comprennent un ensemble d'aubes directrices de stator (76) réparties sur une circonférence et qui
canalisent l'air de refroidissement dans une direction pratiquement tangentielle par rapport au rotor (22).
6. Dispositif de transfert d'air de refroidissement
selon la revendication 1, caractérisé en ce que la roue à aubes (46) comporte un joint annulaire (48) pour l'air.
7. Dispositif de transfert d'air de refroidissement incorporé dans un moteur à turbine à gaz (10) qui comprend un compresseur (16) produisant de l'air de refroidissement comprimé; et des premier et second disques de turbine (22, 28) accouplés à des premier et second arbres coaxiaux espacés (34, 15) qui accouplent le compresseur (16) aux disques de turbine (22, 28); ce dispositif de transfert d'air de re10 froidissement ayant pour action de transférer de l'air de refroidissement du compresseur (16) vers les disques de turbine (22, 28), séparément du flux de gaz chaud, et étant caractérisé en ce qu'il comprend, en combinaison: des moyens d'admission d'air (44) qui canalisent une première partie de 15 l'air de refroidissement dans une direction pratiquement tangentielle par rapport au premier disque de turbine (22), et qui canalisent une seconde partie (36A) de l'air de refroidissement vers des moyens de tranquillisation (62); une première roue à aubes à écoulement radial (46) qui reçoit la première 20 partie de l'air de refroidissement et qui la dirige vers les aubes de turbine (24); et une seconde roue à aubes à écoulement radial (68) qui reçoit la seconde partie (36A) de l'air de refroidissement et la dirige vers les aubes de turbine (30).
8. Dispositif de transfert d'air de refroidissement selon la revendication 7, caractérisé en ce que la première roue à aubes (46) est supportée par le premier disque de turbine (22) et la seconde roue à aubes (68) est supportée par
le second disque de turbine (28).
9. Dispositif de transfert d'air de refroidissement selon la revendication 7, caractérisé en ce que chacune des
première et seconde roues à aubes (46, 68) comprend un ensemble de passages radiaux (58) destinés à recevoir l'air de refroidissement et à le diriger vers les aubes de turbine res35 pectives (24, 30).
10. Dispositif de transfert d'air de refroidissement
selon la revendication 9, caractérisé en ce que les passages radiaux (58) sont contenus à l'intérieur des première et seconde roues à aubes (46, 68) .
11. Dispositif de transfert d'air de refroidissement selon la revendication 7, caractérisé en ce que les premiers moyens d'admission d'air (44) comprennent un ensemble d'aubes directrices de stator (76) réparties sur une circonférence, et ayant pour action de canaliser l'air de refroidissement dans une direction pratiquement tangentielle par rapport au premier
disque de turbine (22).
12. Dispositif de transfert d'air de refroidissement selon la revendication 7, caractérisé en ce que les moyens de tranquillisation (62) comprennent un ensemble d'aubes direc15 trices de stator réparties sur une circonférence et ayant pour action de canaliser la seconde partie (36A) de-l'air de refroidissement vers un espace annulaire (64), et dans une direction qui est de façon générale tangentielle par rapport à
la direction de rotation du premier disque de turbine (22).
13. Dispositif de transfert d'air de refroidissement selon la revendication 7, caractérisé en ce que la seconde partie (36A) de l'air de refroidissement est dirigée vers la seconde roue à aubes annulaire (68) , à travers des seconds
moyens d'admission d'air (66).
14. Dispositif de transfert d'air de refroidissement selon la revendication 13, caractérisé en ce que les seconds moyens d'admission d'air (68) ont pour action d'extraire une partie de l'énergie de pression contenue dans la seconde partie (36A) de l'air de refroidissement, et de convertir cette énergie en travail pour contribuer à l'entraînement du premier
disque de turbine (22).
15. Dispositif de transfert d'air de refroidissement selon la revendication 13, caractérisé en ce que les seconds moyens d'admission d'air (66) dirigent la seconde partie (36A) 35 de l'air de refroidissement dans une direction pratiquement
tangentielle par rapport au second disque de turbine (28).
16. Dispositif de transfert d'air de refroidissement selon la revendication 13, caractérisé en ce que les seconds moyens d'admission d'air (66) tournent avec le premier disque de turbine (22).
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US85728286A | 1986-04-30 | 1986-04-30 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2598179A1 true FR2598179A1 (fr) | 1987-11-06 |
| FR2598179B1 FR2598179B1 (fr) | 1993-05-21 |
Family
ID=25325635
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR8705805A Expired - Lifetime FR2598179B1 (fr) | 1986-04-30 | 1987-04-24 | Dispositif de transfert d'air de refroidissement pour une turbine |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH079194B2 (fr) |
| DE (1) | DE3713923C2 (fr) |
| FR (1) | FR2598179B1 (fr) |
| GB (1) | GB2189845B (fr) |
| IT (1) | IT1208035B (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1445421A1 (fr) * | 2003-02-06 | 2004-08-11 | Snecma Moteurs | Dispositif de ventilation d'un rotor de turbine à haute pression d'une turbomachine |
Families Citing this family (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3835932A1 (de) * | 1988-10-21 | 1990-04-26 | Mtu Muenchen Gmbh | Vorrichtung zur kuehlluftzufuehrung fuer gasturbinen-rotorschaufeln |
| FR2656657A1 (fr) * | 1989-12-28 | 1991-07-05 | Snecma | Turbomachine refroidie par air et procede de refroidissement de cette turbomachine. |
| DE59102139D1 (de) * | 1990-03-23 | 1994-08-18 | Asea Brown Boveri | Axialdurchströmte Gasturbine. |
| US5143512A (en) * | 1991-02-28 | 1992-09-01 | General Electric Company | Turbine rotor disk with integral blade cooling air slots and pumping vanes |
| DE4433289A1 (de) | 1994-09-19 | 1996-03-21 | Abb Management Ag | Axialdurchströmte Gasturbine |
| US5697208A (en) * | 1995-06-02 | 1997-12-16 | Solar Turbines Incorporated | Turbine cooling cycle |
| US5755556A (en) * | 1996-05-17 | 1998-05-26 | Westinghouse Electric Corporation | Turbomachine rotor with improved cooling |
| GB2319308B (en) * | 1996-11-12 | 2001-02-28 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine turbine system |
| US20020152753A1 (en) * | 1998-09-25 | 2002-10-24 | Anatoly Rakhmailov | Fuel mixing in a gas turbine engine |
| US6305157B1 (en) * | 1998-09-25 | 2001-10-23 | Alm Development, Inc. | Gas turbine engine |
| US6460324B1 (en) | 1999-10-12 | 2002-10-08 | Alm Development, Inc. | Gas turbine engine |
| US6397576B1 (en) | 1999-10-12 | 2002-06-04 | Alm Development, Inc. | Gas turbine engine with exhaust compressor having outlet tap control |
| US6363708B1 (en) | 1999-10-12 | 2002-04-02 | Alm Development, Inc. | Gas turbine engine |
| US6398487B1 (en) * | 2000-07-14 | 2002-06-04 | General Electric Company | Methods and apparatus for supplying cooling airflow in turbine engines |
| US6442945B1 (en) | 2000-08-04 | 2002-09-03 | Alm Development, Inc. | Gas turbine engine |
| US6540477B2 (en) * | 2001-05-21 | 2003-04-01 | General Electric Company | Turbine cooling circuit |
| GB0200992D0 (en) | 2002-01-17 | 2002-03-06 | Rolls Royce Plc | Gas turbine cooling system |
| EP1705339B1 (fr) | 2005-03-23 | 2016-11-30 | General Electric Technology GmbH | Arbre de rotor, particulièrement pour une turbine à gaz |
| ITMI20061086A1 (it) | 2006-06-01 | 2007-12-02 | Nuovo Pignone Spa | Dispositivo per ottimizzare il raffreddamento nelle turbine a gas |
| US8708652B2 (en) * | 2007-06-27 | 2014-04-29 | United Technologies Corporation | Cover plate for turbine rotor having enclosed pump for cooling air |
| JP5326894B2 (ja) * | 2009-07-15 | 2013-10-30 | 株式会社Ｉｈｉ | ガスタービンの動翼冷却構造 |
| BR112012005612A2 (pt) | 2009-09-13 | 2016-06-21 | Lean Flame Inc | pré-misturador de entrada para aparelho de combustão |
| US9188010B2 (en) * | 2012-06-25 | 2015-11-17 | General Electric Company | Systems and methods to control flow in a rotor wheel |
| CN109798153B (zh) * | 2019-03-28 | 2023-08-22 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种应用于船用燃气轮机涡轮轮盘的冷却结构 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB742288A (en) * | 1951-02-15 | 1955-12-21 | Power Jets Res & Dev Ltd | Improvements in the cooling of turbines |
| FR1192382A (fr) * | 1956-12-26 | 1959-10-26 | Gen Electric | Rotor de turbine à gaz |
| FR1207772A (fr) * | 1957-07-18 | 1960-02-18 | Rolls Royce | Perfectionnements aux machines à fluide comportant des rotors à aubes |
| FR2086406A1 (fr) * | 1970-04-28 | 1971-12-31 | United Aircraft Corp | |
| FR2209041A1 (fr) * | 1972-12-01 | 1974-06-28 | Avco Corp | |
| US4236869A (en) * | 1977-12-27 | 1980-12-02 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having bleed apparatus with dynamic pressure recovery |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| NL89082C (fr) * | 1953-07-06 | |||
| US2988325A (en) * | 1957-07-18 | 1961-06-13 | Rolls Royce | Rotary fluid machine with means supplying fluid to rotor blade passages |
| DE1210254B (de) * | 1962-03-26 | 1966-02-03 | Rolls Royce | Gasturbinentriebwerk mit gekuehlten Turbinen-laufschaufeln |
| GB1268301A (en) * | 1970-01-13 | 1972-03-29 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas turbine engines |
| US4086757A (en) * | 1976-10-06 | 1978-05-02 | Caterpillar Tractor Co. | Gas turbine cooling system |
-
1987
- 1987-04-13 GB GB8708767A patent/GB2189845B/en not_active Expired - Lifetime
- 1987-04-21 JP JP62096399A patent/JPH079194B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1987-04-24 FR FR8705805A patent/FR2598179B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1987-04-25 DE DE3713923A patent/DE3713923C2/de not_active Expired - Lifetime
- 1987-04-30 IT IT8720334A patent/IT1208035B/it active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB742288A (en) * | 1951-02-15 | 1955-12-21 | Power Jets Res & Dev Ltd | Improvements in the cooling of turbines |
| FR1192382A (fr) * | 1956-12-26 | 1959-10-26 | Gen Electric | Rotor de turbine à gaz |
| FR1207772A (fr) * | 1957-07-18 | 1960-02-18 | Rolls Royce | Perfectionnements aux machines à fluide comportant des rotors à aubes |
| FR2086406A1 (fr) * | 1970-04-28 | 1971-12-31 | United Aircraft Corp | |
| FR2209041A1 (fr) * | 1972-12-01 | 1974-06-28 | Avco Corp | |
| US4236869A (en) * | 1977-12-27 | 1980-12-02 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having bleed apparatus with dynamic pressure recovery |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1445421A1 (fr) * | 2003-02-06 | 2004-08-11 | Snecma Moteurs | Dispositif de ventilation d'un rotor de turbine à haute pression d'une turbomachine |
| FR2851010A1 (fr) * | 2003-02-06 | 2004-08-13 | Snecma Moteurs | Dispositif de ventilation d'un rotor de turbine a haute pression d'une turbomachine |
| US6916151B2 (en) | 2003-02-06 | 2005-07-12 | Snecma Moteurs | Ventilation device for a high pressure turbine rotor of a turbomachine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2598179B1 (fr) | 1993-05-21 |
| DE3713923A1 (de) | 1987-11-05 |
| GB2189845B (en) | 1991-01-23 |
| GB8708767D0 (en) | 1987-05-20 |
| DE3713923C2 (de) | 1998-02-12 |
| IT8720334A0 (it) | 1987-04-30 |
| GB2189845A (en) | 1987-11-04 |
| JPS62276226A (ja) | 1987-12-01 |
| IT1208035B (it) | 1989-06-01 |
| JPH079194B2 (ja) | 1995-02-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2598179A1 (fr) | Dispositif de transfert d'air de refroidissement pour une turbine | |
| CA2764408C (fr) | Turbomachine comprenant des moyens ameliores de reglage du debit d'un flux d'air de refroidissement preleve en sortie de compresseur haute pression | |
| CA2475404C (fr) | Echangeur sur circuit de ventilation de turbine | |
| EP0333585B1 (fr) | Propulseur combiné turbo-fusée aérobie | |
| EP3377732B1 (fr) | Partie avant de turbomachine d'aéronef | |
| FR2535394A1 (fr) | Turbine de travail a contre-rotation | |
| CA2837498C (fr) | Distributeur de turbine radiale a calage variable, en particulier de turbine de source de puissance auxiliaire | |
| FR2635824A1 (fr) | Turbomoteur a turbine a gaz entrainant par un reducteur des rotors a helices ou des rotors de soufflante | |
| FR2866074A1 (fr) | Architecture d'un turboreacteur ayant une double soufflante a l'avant | |
| FR2870884A1 (fr) | Joint d'etancheite pour dispositifs de retenue d'aubages de turbines | |
| FR2617907A1 (fr) | Moteur a turbine a gaz | |
| FR2867223A1 (fr) | Turbomachine comme par exemple un turboreacteur pour avion | |
| FR2962160A1 (fr) | Ensemble rotor destine a etre utilise dans des moteurs a turbine a gaz et moteur a turbine | |
| FR2586754A1 (fr) | Moyen de commande d'air, en particulier pour moteur a turbine a gaz | |
| FR2610039A1 (fr) | Moyen d'equilibrage a piston de vapeur dans un moteur a turbine et procede de fonctionnement de ce moteur | |
| FR3030614B1 (fr) | Ensemble de turbine haute pression de turbomachine | |
| FR2581423A1 (fr) | Turbine de travail a contre-rotation | |
| FR2464363A1 (fr) | Rotor de turbine pour turbomachines avec systeme de transfert de l'agent de refroidissement | |
| WO2020109705A1 (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 | |
| FR2549310A1 (fr) | Combinaison d'un diffuseur de ventilateur et d'un collecteur de gaz pour systemes de refroidissement de machines dynamoelectriques | |
| FR2794492A1 (fr) | Perfectionnements aux turbomachines radiales | |
| EP2078822B1 (fr) | Moteur à turbine à gaz avec clapet de mise en communication de deux enceintes | |
| FR3119199A1 (fr) | Conduit de decharge a etancheite perfectionnee | |
| FR2688271A1 (fr) | Moteur de propulsion, notamment pour avion supersonique. |