FR2656899A1 - Assemblage a auto-refroidissement pour segments en aboutement dans un moteur a turbine a gaz, segment de turbine pour moteur a turbine a gaz, et procede de refroidissement de tels segments. - Google Patents
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Abstract
Un assemblage pour des segments (10, 12) s'étendant circonférentiellement, en aboutement, dans un moteur à turbine à gaz, tels que les segments d'une tuyère de turbine, comporte un élément d'étanchéité qui peut être inséré entre des fentes (30) s'étendant longitudinalement, ménagées dans les bords latéraux en aboutement (22, 24; 27, 28) de deux segments adjacents. Les segments comportent chacun un certain nombre de rainures qui sont espacées longitudinalement les unes des autres sur la longueur des fentes et qui s'étendent au-dessous de l'élément d'étanchéité porté à l'intérieur des fentes. Un trajet pour l'écoulement de l'air de refroidissement est ainsi formé qui s'étend à partir d'un côté de l'élément d'étanchéité, pour entrer dans la fente longitudinale de chaque segment et ensuite par l'intermédiaire des rainures jusqu'au côté opposé de l'élément d'étanchéité de sorte que la totalité de l'asemblage ou zone d'étanchéité entre les bords latéraux en aboutement des segments se trouve refroidie. Application aux moteurs à turbine à gaz.
Description
La présente invention concerne les moteurs à turbine à
gaz et, plus particulièrement, un assemblage à auto-refroi-
dissement pour les bords en aboutement de segments s'étendant circonférentiellement dans des moteurs à turbine à gaz, tels que des bandages, des anneaux de renforcement, des plates- formes d'aubes de turbine et/ou des bardeaux de chambre de combustion.
L'un des aspects les plus importants dans la concep-
tion des moteurs à turbine à gaz est d'assurer que les divers composants du moteur sont maintenus à des températures de sécurité pendant le fonctionnement Cela est particulièrement vrai pour les éléments de la chambre de combustion et de la turbine, lesquels sont exposés aux températures les plus
élevées pendant le fonctionnement du moteur.
Dans la turbine des moteurs à turbine à gaz, par exemple, un rendement thermique de valeur élevée dépend de la présence de hautes températures à l'entrée de la turbine Ces temératures d'entrée sont, à leur tour, limitées par la chaleur que les matériaux constituant les aubes de la turbine
et les aubages directeurs peuvent supporter en toute sécu-
rité En plus des perfectionnements apportés aux types des matériaux utilisés pour fabriquer de tels composants, on a employé un écoulement d'air continu pour permettre à la température de l'environnement du moteur de dépasser pendant
son fonctionnement le point de fusion des matériaux consti-
-2- tuant les aubes et les aubages directeurs sans affecter leur intégrité. On fait appel à un certain nombre de techniques pour
tenter de refroidir efficacement et uniformément les compo-
sants de la turbine, de la chambre de combustion et des autres parties des moteurs à turbine à gaz Les segments de tuyère de la turbine, par exemple, sont conventionnellement refroidis par la combinaison de l'impact d'air, d'une pellicule, d'ailettes, de trous de convection/film et de revêtements formant barrière thermique Chaque segment, qui comprend des bandes intérieures et extérieures reliées par des aubages directeurs fixes, est soumis à une combinaison de méthodes de refroidissement de cette sorte afin de réduire tant la température interne que la température externe des
bandes et des aubages directeurs.
Un domaine soulevant des problèmes dans le refroidis-
sement des segments d'une tuyère de turbine, et autres
composants du moteur à turbine à gaz, réside dans l'assem-
blage entre segments en aboutement Pour éviter les contrain-
tes thermiques périphériques,les bandes intérieure et exté-
rieure supportant les aubages directeurs doivent être segmen-
tées, c'est-à-dire qu'un certain nombre de segments ayant chacun des bandes intérieure et extérieure en forme d'arc s'étendent circonférentiellement autour du carter de la turbine et butent les uns contre les autres à leurs bords latéraux Il est classique qu'une fente ou alvéole soit formée dans le bord latéral en aboutement de segments adjacents et qu'un élement d'étanchéité s'étende entre les fentes des segments en aboutement pour créer un joint entre eux On a trouvé que cette zone d'étanchéité entre segments en aboutement est refroidie de manière moins efficace que le reste des bandes intérieure et extérieure du segment, ce qui crée une distribution irrégulière de la chaleur le long des segments. On a procédé à des tentatives pour améliorer le refroidissement de l'assemblage ou zone d'étanchéité entre les segments en aboutement, mais des problèmes ont été soulevés par chaque conception Une conception dépend de la conduction de la chaleur entre la zone d'étanchéité et les zones des bandes intérieure et extérieure qui sont frappées par l'air On a également utilisé pour refroidir la zone d'étanchéité le refroidissement par film fluide, c'est-à-dire le passage de l'air de refroidissement très près de la
surface des bandes intérieure et extérieure D'autres concep-
tions dépendent de la fuite de l'air au droit des joints pour
obtenir le refroidissement nécessaire dans la zone d'étan-
chéité La conduction de la chaleur jusqu'aux zones des bandes intérieure et extérieure qui sont frappées par l'air de refroidissement, et le refroidissement par film fluide de la zone d'étanchéité, se sont tous deux avérés inefficaces pour obtenir un refroidissement convenable de la zone d'étanchéité Alors que la fuite de l'air de refroidissement au droit des joints peut être suffisante pour assurer le refroidissement nécessaire une telle fuite d'air est répartie de façon irrégulière le long des bords latéraux en aboutement des segments de tuyère et leurs bandes intérieure et extérieure peuvent devenir très chaudes à certains endroits localisés, en particulier là o le joint est assis solidement et empêche le mouvement de l'air de refroidissement à sa
hauteur.
Une autre technique qu'on a suggérée pour refroidir la zone d'étanchéité entre segments entre aboutement comprend la formation de trous de convection entre la zone d'étanchéité et le côté des bandes intérieure et/ou extérieure qui sont frappées par l'air de refroidissement En fonction de la température des gaz à laquelle fonctionne le moteur à turbine à gaz, il faut un nombre relativement grand de trous de convection Le perçage d'un nombre aussi grand de trous est coûteux, et les tolérances des emplacements sont difficiles à respecter De plus, un nombre élevé de trous de convection 4 -
peut affaiblir la pièce en créant des concentrations locali-
sées de contraintes En outre, de tels trous de convection peuvent provoquer des discontinuités dans le revêtement formant barrière thermique qui est appliqué au côté chaud ou côté des gaz, des bandes intérieure et extérieure des segments, ce qui réduit l'efficacité du revêtement formant
barrière thermique.
En conséquence, la présente invention a comme objets de proposer un assemblage entre les bords en aboutement de segments dans un moteur à turbine à gaz, tels que les segments de la tuyère de la turbine, qui procédera à un refroidissement efficace de la zone d'étanchéité entre segments en aboutement, réduira les concentrations des
contraintes dans la zone d'étanchéité, maintiendra l'inté-
grité des revêtements formant barrière thermique appliqués
aux segments et contrôlera l'écoulement de l'air de refroi-
dissement dans la zone d'étanchéité.
On atteint ces objets dans un assemblage pour segments en aboutement dans un moteur à turbine à gaz, tels que les segments de tuyère de la turbine, o le bord latéral tant de la bande intérieure que de la bande extérieure de chaque
segment présente une alvéole, ou fente, s'étendant longitu-
dinalement à partir de la face des bords et dans la direction de l'intérieur des bandes intérieure et extérieure Les fentes ménagées dans les bords latéraux des bandes intérieure et extérieure ont généralement la forme d'un U définissant des parois intérieure et extérieure connectées par une paroi latérale intérieure Dans les modes de réalisation ayant actuellement la préférence, l'une des parois intérieure et extérieure de chaque fente en forme de U présente un certain nombre de canaux ou rainures qui s'étendent entre la paroi latérale intérieure et la face du bord latéral des bandes
intérieure et extérieure.
Un élément d'étanchéité s'étend entre les fentes en forme de U dans les bords latéraux en aboutement de deux segments contigus de sorte que cet élément recouvre les rainues ménagées dans la paroi intérieure ou extérieure de la fente en forme de U dans chaque segment Un trajet pour l'écoulement de l'air se trouve ainsi formé dans la zone d'étanchéité des segments en aboutement, o l'air de refroi-
dissement peut circuler sur un côté de l'élément d'étan-
chéité, pour entrer dans chaque fente en forme de U des bandes intérieure et extérieure en aboutement des segments, contourner les bords de l'élément d'étanchéité et entrer alors dans les canaux ou rainures ménagées dans la paroi intérieure ou extérieure de la fente en forme de U au côté
opposé de l'élément d'étanchéité.
La présente invention est par concéquent basée sur le concept de la création d'une "fuite" contrôlée d'air de refroidissement autour des éléments d'étanchéité qui sont placés entre les bords latéraux en aboutement de segments adjacents dans la turbine du moteur à turbine à gaz L'air de refroidissement va d'un côté de l'élément d'étanchéité à l'autre en étant contrôlé, c'est-à-dire que l'écoulement de l'air de refroidissement est dirigé dans un certain nombre de rainures espacées longitudinalement les unes des autres dans les alvéoles ou poches en forme de U aux bords latéraux en aboutement des segments de façon à être réparti régulièrement
sur l'étendue longitudinale des bords latéraux des segments.
Cela a pour effet de refroidir effectivement et uniformément
toute la zone du joint à approximativement la même tempéra-
ture que les autres parties des bandes intérieure et extérieure des segments et des aubages directeurs montés
entre eux.
Un avantage de la construction de la présente inven-
tion est que les trous de convection pour le refroidissement de la zone du joint peuvent être réduits, voire éliminés, par les rainures ménagées dans la paroi intérieure ou extérieure
des fentes en forme de U des bandes intérieure et extérieure.
De tels trous de convection, qui s'étendent entre le côté des 6 -
bandes intérieure et extérieure frappé par l'air de refroi-
dissement et la zone du joint, peuvent être difficiles à placer correctement et peuvent créer des concentrations de contraintes dans la pièce, en particulier dans le cas o il faut un grand nombre de trous de convection L'élimination ou la réduction sensible de ces trous de convection réduit aussi les discontinuités dans le revêtement formant barrière thermique qui est appliqué au côté chaud ou côté des gaz, des
bandes intérieure et extérieure des segments.
La suite de la description se réfère aux figures
annexées qui représentent respectivement: figure 1, une vue schématique en perspective de deux segments en aboutement de tuyère dans un moteur à turbine à gaz employant le joint de bord latéral de la présente invention; figure 2, une vue en coupe des segments en aboutement prise le long de la ligne 2-2 de la figure 1; figure 3, une vue prise le long de la ligne 3-3 de la
figure 2, représentant l'élément d'étanchéité en position au-
dessus des rainures ménagées dans les fentes en forme de U des bords latéraux de chaque segment; figure 4, une vue partielle en perspective d'une
partie du bord latéral d'une bande d'un segment de turbine.
Dans les figures on a représenté un premier segment 10 de tuyère de turbine et une partie d'un second segment 12 de turbine en aboutement l'un avec l'autre, formant une portion d'un étage de segments de turbine essentiellement continu, s'étendant circonférentiellement, à l'intérieur de la turbine d'un moteur à turbine à gaz Aux fins de la présente invention, on ne discutera en détail que de la construction du segment 10, étant entendu que l'autre segment 12, et tous les autres segments de la tuyère de la turbine sont
identiques au point de vue structure et fonctionnement.
Le segment 10 comprend une bande intérieure 14, une bande extérieure 16 et une paire d'aubes de guidage 18, 20 montées entre les bandes intérieure et extérieure 14, 16 La bande intérieure 14 du segment 10 présente des bords latéraux opposés 22, 24, ayant chacun une face 26 D'une façon similaire, la bande extérieure 16 du segment 10 présente des bords latéraux opposés 27, 28 ayant chacun une face 29 Après montage, les bords latéraux 22, 24 de la bande intérieure 14 et les bords latéraux 27, 28 de la bande extérieure 16 butent contre la même structure des segments adjacents de la tuyère, tel que le segment 12, pour former un étage essentiellement continu, s'étendant circonférentiellement, de segments dans
la turbine d'un moteur à turbine à gaz.
Les bords latéraux, 22, 24 de la bande intérieure 14 et les bords latéraux 27, 28 de la bande extérieure 16
présentent chacun une alvéole ou fente 30 s'étendant longi-
tudinalement Aux fins de la présente discussion, la fente 30 ménagée dans les bords 27, 28 de la bande extérieure 16 des segments 10, 12 sera décrite en détail, étant entendu que la fente 30 pratiquée dans la bande intérieure 14 sera identique
en matière de structure et de fonction.
En figures 2 et 3, on a représenté l'assemblage des bandes extérieures 16 des segments 10 et 11, dans lesquelles le bord latéral 28 de la bande extérieure 16 du segment 10 est en aboutement avec le bord latéral 27 de la bande extérieure 16 du segment 12 L'interstice entre les bandes extérieures 16 en aboutement est représenté de façon exagérée en figures 2 et 3 La fente 30 ménagée dans les bords latéraux 27, 28 de chaque bande extérieure 16 a sensiblement la forme d'un U et s'étend à partir de la face 29 des bords 27, 28 dans la direction de l'intérieur de chaque bande extérieure 16 Chaque fente 30 forme une paroi intérieure 32, une paroi extérieure 34 et une paroi latérale intérieure 36 en forme d'arc qui s'étend entre les deux précédentes Dans le mode de réalisation ayant actuellement la préférence, un
certain nombre de canaux ou rainures 38, espacés longitudina-
lement les uns des autres, sont ménagés dans la paroi intérieure 32 sur la longueur de la fente 30, qui s'étendent sur une partie de la paroi latérale intérieure 36 jusqu'à la
face 29 du bord 27 ou 28 des bandes extérieures 16.
Un élément d'étanchéité 40, présentant une surface intérieure 42, une surface extérieure 44 et des cotés opposés 46, 48 recouvre l'interstice séparant les segments adjacents , 12 et s'étend à l'intérieur des fentes longitudinales 30 formées dans les bords latéraux en aboutement 27 et 28 de leurs bandes extérieures 16 Dans cette position, la surface
intérieure 42 de l'élément d'étanchéité 40 est située au-
dessus de la paroi intérieure 32 des fentes 30 et recouvre les rainures 38 formées le long de cette paroi intérieure De préférence, l'élément 40 s'étend à partir de la face 29 de chaque bord latéral 27, 28 des bandes extérieures 16 en aboutement, dans la direction de la paroi latérale intérieure
36, mais sans être en contact avec celle-ci.
Le but de l'assemblage de la présente invention entre les segments de tuyère 10, 12 en aboutement est de permettre la circulation de l'air de refroidissement dans la "zone à joint" les séparant, c'est-à-dire la zone des bords latéraux 22, 24 en aboutement des bandes intérieures 14 et des bords latéraux 27, 28 des bandes extérieures 16 Un trajet pour l'écoulement de l'air de refroidissement est créé par l'élément d'étanchéité 40 et la configuration des fentes 30,
ce qui permet de refroidir effectivement la zone du joint.
Plus spécialement, l'air de refroidissement est dirigé sur la surface extérieure 44 de l'élément d'étanchéité 40 et s'écoule le long de celleci pour entrer dans les fentes 30
de chaque segment de tuyère 10 et 12 Cet air de refroidis-
sement s'écoule alors sur les bords 46, 48 de l'élément 40, le long de la paroi latérale intérieure 36 des fentes 30 et entre dans les canaux ou rainures 38 pratiqués dans la paroi intérieure 32 de la fente 30 jusqu'au côté intérieur, opposé, 42 de l'élément d'étanchéité 40 Les rainures 38 sont espacées longitudinalement les unes des autres sur la paroi 9 intérieure 32 de la fente 30 pour assurer que toute l'étendue
longitudinale des bords latéraux 22, 24 des bandes inté-
rieures 14 et des bords latéraux 27, 28 des bandes exté-
rieures 16 reçoit l'air de refroidissement Cela permet de refroidir efficacement la zone d'étanchéité entre les seg- ments 10, 12 et assure que le refroidissement des bandes intérieure et extérieure 14, 16 des segments 10,12 est
réparti uniformément sur toute leur surface.
Alors qu'on a décrit la présente invention en liaison avec un mode de réalisation préféré, le technicien remarquera qu'on peut lui apporter divers changements et qu'on peut substituer des équivalents à certains de ses éléments sans
s'éloigner de son domaine De plus, de nombreuses modifica-
tions peuvent être apportées afin d'adapter une situation ou un matériau particuliers aux enseignements de l'invention sans s'écarter de son domaine essentiel Par exemple, on a représenté l'assemblage décrit dans la présente invention comme créant un assemblage ou joint à autorefroidissement entre des segments de tuyère de turbine en aboutement dans la turbine d'un moteur à turbine à gaz Cependant, on remarquera que le présent assemblage à auto-refroidissement pourrait être également utilisé dans d'autres zones du moteur à turbine à gaz telles que les plates-formes des aubes du stator et l'anneau de renforcement dans le compresseur, les bardeaux de la chambre de combustion et les autres éléments segmentés du moteur à turbine à gaz dans lesquels il est souhaitable de procéder au refroidissement des surfaces en
aboutement de segments adjacents.
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Claims (8)
1 Assemblage entre les bords latéraux ( 22,24; 27,
28) en aboutement de segments ( 10, 12) s'étendant circonfé-
rentiellement dans un moteur à turbine à gaz, chaque segment présentant une paire de bords latéraux opposés qui butent contre les bords latéraux de segments adjacents, caractérisé en ce qu'il comprend: une première fente ( 30) ménagée dans un bord latéral d'un premier segment, la première fente s'étendant à partir de la face ( 29) du bord latéral du premier segment vers son bord latéral opposé, la première fente définissant une paroi intérieure ( 32), une paroi extérieure ( 34) et une paroi
latérale intérieure ( 36) s'étendant entre les parois inté-
rieure et extérieure, l'une des parois intérieure et exté-
rieure présentant des rainures ( 38) s'étendant chacune au moins en partie entre la paroi latérale intérieure de la
première fente et la face du bord latéral du premier seg-
ment; une seconde fente ( 30) formée dans un bord latéral d'un second segment, la seconde fente s'étendant à partir de la face de ce bord latéral du second segment vers son bord latéral opposé, la seconde fente définissant une paroi intérieure, une paroi extérieure, et une paroi latérale
intérieure s'étendant entre les parois intérieure et exté-
rieure, l'une des parois intérieure et extérieure présentant des rainures s'étendant chacune au moins en partie entre la paroi latérale intérieure de la seconde fente et la face du bord latéral du second segment, un élément d'étanchéité ( 40) s'étendant entre la première fente du premier segment ( 10) et la second fente du second segment ( 12), l'élément d'étanchéité ayant un premier côté ( 42) surplombant les rainures ( 38) ménagées dans chacun des premier et second segments et un second côté ( 44) opposé aux rainures, d'o il résulte qu'un trajet d'écoulement d'air se trouve formé entre les bords latéraux en aboutement des il - premier et second segments dans lequel un écoulement d'air de refroidissement est tout d'abord dirigé sur le second côté ( 44) de l'élément d'étanchéité ( 40) entre dans la première fente ( 30) ménagée dans le premier segment ( 10) et la seconde fente ( 30) pratiquée dans le second segment ( 12) et ensuite traverse les rainures ( 38) des première et seconde fentes
jusqu'au premier côté ( 42) de l'élément d'étanchéité.
2 Assemblage selon la revendication 1, caractérisé en ce que les premier et second segments ( 10, 12) sont des segments de tuyère dans la turbine d'un moteur à turbine à gaz. 3 Assemblage selon la revendication 1, caractérisée en ce que les rainures ( 38) sont ménagées dans la paroi
intérieure ( 32) des première et seconde fentes ( 30).
4 Assemblage selon la revendication 1, caractérisé en ce que la paroi latérale intérieure ( 36) des première et seconde fentes a la forme d'un arc entre ses parois
intérieure ( 32) et extérieure ( 34).
Assemblage selon la revendication 1, caractérisé en ce que les rainures s'étendent au moins en partie le long de
la paroi latérale intérieure des première et seconde fentes.
6 Assemblage selon la revendication 1, caractérisé en ce que les rainures s'étendent sur toute la largeur de la paroi intérieure des première et seconde fentes entre la paroi latérale intérieure et la face du bord latéral des
premier et second segments.
7 Segment ( 10; 12) de tuyère de turbine pour moteur à turbine à gaz, caractérisé en ce qu'il comprend:
une bande intérieure ( 14) présentant des bords laté-
raux opposés ( 22, 24), une surface intérieure et une surface extérieure,
une bande extérieure ( 16) présentant des bords laté-
raux opposés ( 27, 28), une surface intérieure et une surface extérieure, au moins un aubage directeur ( 18; 20) monté entre la 12 - surface extérieure de la bande intérieure et la surface intérieure de la bande extérieure, chacun des bords latéraux des bandes intérieure et
extérieure présentant une fente ( 30) s'étendant longitudina-
lement et définissant une paroi intérieure ( 32), une paroi extérieure ( 34) et une paroi latérale intérieure ( 36) s'étendant entre les deux précédentes, l'une des parois intérieure et extérieure de la fente comportant des rainures ( 38) espacées longitudinalement les unes des autres afin de
permettre le passage de l'air de refroidissement.
8 Segment selon la revendication 7, caractérisé en ce que le bord latéral de chaque bande intérieure et extérieure comporte une face ( 26; 29), les rainures s'étendant au moins en partie entre la paroi latérale intérieure des fentes et la
face des bords latéraux des bandes intérieure et extérieure.
9 Segment selon la revendication 8, caractérisé en ce que les rainures ( 38) sont ménagées dans une partie de la paroi latérale intérieure des fentes dans chacune des bandes intérieure et extérieure, les rainures s'étendant entre la paroi latérale intérieure des fentes et la face des bords
latéraux de chacune des bandes intérieure et extérieure.
Segment selon la revendication 7, caractérisé en ce que la paroi latérale intérieure ( 36) de chaque fente ( 30) a la forme d'un arc entre ses parois intérieure ( 32) et
extérieure ( 34).
11 Procédé pour le refroidissement des bords latéraux ( 22, 24; 27, 28) en aboutement de segments ( 10; 12) s'étendant circonférentiellement dans un moteur à turbine à gaz, caractérisé en ce qu'il comprend les étapes consistant à diriger de l'air de refroidissement sur un premier côté ( 42) d'un élément d'étanchéité ( 40) porté à l'intérieur d'une fente s'étendant longitudinalement ( 30) ménagée dans le bord latéral d'un premier segment ( 10) et à l'intérieur d'une fente ( 30) s'étendant longitudinalement pratiquée dans le 13 - bord latéral d'un second segment ( 12), en aboutement; diriger l'air de refroidissement à partir du premier côté de l'élément d'étanchéité jusque dans l'intérieur de chacune des fentes s'étendant longitudinalement, diriger l'air de refroidissement jusque dans des rainures ( 38) ménagées dans chacun des premier et second
segments à l'intérieur des fentes s'étendant longitudinale-
ment, le second côté ( 44), ou côté opposé, de l'élément d'étanchéité recouvrant les rainures pratiquées dans les fentes de façon que l'air de refroidissement s'écoule à partir du premier côté de l'élément d'étanchéité pour entrer dans les rainures et ensuite jusqu'au second côté, ou côté
opposé, de cet élément.
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|---|---|---|---|
| US46195290A | 1990-01-08 | 1990-01-08 |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
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|---|---|---|---|
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Country Status (6)
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|---|---|
| US (1) | US5167485A (fr) |
| JP (1) | JPH03213602A (fr) |
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| DE (1) | DE4027812A1 (fr) |
| FR (1) | FR2656899A1 (fr) |
| GB (1) | GB2239679A (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2974839A1 (fr) * | 2011-05-04 | 2012-11-09 | Snecma | Anneau sectorise de turbine a orifices de ventilation, et turbomachine equipee d'un tel anneau |
Families Citing this family (80)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5333992A (en) * | 1993-02-05 | 1994-08-02 | United Technologies Corporation | Coolable outer air seal assembly for a gas turbine engine |
| GB2280935A (en) * | 1993-06-12 | 1995-02-15 | Rolls Royce Plc | Cooled sealing strip for nozzle guide vane segments |
| US5927942A (en) * | 1993-10-27 | 1999-07-27 | United Technologies Corporation | Mounting and sealing arrangement for a turbine shroud segment |
| US5380150A (en) * | 1993-11-08 | 1995-01-10 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment |
| US5374161A (en) * | 1993-12-13 | 1994-12-20 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal cooling enhanced with inter-segment film slot |
| US5486090A (en) * | 1994-03-30 | 1996-01-23 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment with serpentine cooling channels |
| US5439348A (en) * | 1994-03-30 | 1995-08-08 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment including a coating layer having varying thickness |
| US5423659A (en) * | 1994-04-28 | 1995-06-13 | United Technologies Corporation | Shroud segment having a cut-back retaining hook |
| US5531457A (en) * | 1994-12-07 | 1996-07-02 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Gas turbine engine feather seal arrangement |
| US5538393A (en) * | 1995-01-31 | 1996-07-23 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment with serpentine cooling channels having a bend passage |
| US5609469A (en) * | 1995-11-22 | 1997-03-11 | United Technologies Corporation | Rotor assembly shroud |
| US5823741A (en) * | 1996-09-25 | 1998-10-20 | General Electric Co. | Cooling joint connection for abutting segments in a gas turbine engine |
| FR2758855B1 (fr) * | 1997-01-30 | 1999-02-26 | Snecma | Systeme de ventilation des plates-formes des aubes mobiles |
| US6261063B1 (en) * | 1997-06-04 | 2001-07-17 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Seal structure between gas turbine discs |
| EP1260678B1 (fr) * | 1997-09-15 | 2004-07-07 | ALSTOM Technology Ltd | Arrangement des segments pour plate-formes |
| EP0903467B1 (fr) * | 1997-09-17 | 2004-07-07 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Aubes statoriques accouplées |
| US6126400A (en) * | 1999-02-01 | 2000-10-03 | General Electric Company | Thermal barrier coating wrap for turbine airfoil |
| US6273683B1 (en) * | 1999-02-05 | 2001-08-14 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine blade platform seal |
| JP3999395B2 (ja) * | 1999-03-03 | 2007-10-31 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン分割環 |
| US6254333B1 (en) * | 1999-08-02 | 2001-07-03 | United Technologies Corporation | Method for forming a cooling passage and for cooling a turbine section of a rotary machine |
| US6290459B1 (en) * | 1999-11-01 | 2001-09-18 | General Electric Company | Stationary flowpath components for gas turbine engines |
| DE19963371A1 (de) * | 1999-12-28 | 2001-07-12 | Alstom Power Schweiz Ag Baden | Gekühltes Hitzeschild |
| US6352404B1 (en) | 2000-02-18 | 2002-03-05 | General Electric Company | Thermal control passages for horizontal split-line flanges of gas turbine engine casings |
| DE10016081A1 (de) * | 2000-03-31 | 2001-10-04 | Alstom Power Nv | Plattenförmiger, auskragender Bauteilabschnitt einer Gasturbine |
| US6340285B1 (en) * | 2000-06-08 | 2002-01-22 | General Electric Company | End rail cooling for combined high and low pressure turbine shroud |
| WO2003027445A1 (fr) * | 2001-09-25 | 2003-04-03 | Alstom Technology Ltd | Systeme de joint destine a reduire un espace d'etancheite dans une turbomachine rotative |
| US6769865B2 (en) * | 2002-03-22 | 2004-08-03 | General Electric Company | Band cooled turbine nozzle |
| US6843479B2 (en) * | 2002-07-30 | 2005-01-18 | General Electric Company | Sealing of nozzle slashfaces in a steam turbine |
| US6883807B2 (en) | 2002-09-13 | 2005-04-26 | Seimens Westinghouse Power Corporation | Multidirectional turbine shim seal |
| US6733234B2 (en) | 2002-09-13 | 2004-05-11 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Biased wear resistant turbine seal assembly |
| US6910854B2 (en) | 2002-10-08 | 2005-06-28 | United Technologies Corporation | Leak resistant vane cluster |
| US6814538B2 (en) | 2003-01-22 | 2004-11-09 | General Electric Company | Turbine stage one shroud configuration and method for service enhancement |
| EP1510654A1 (fr) * | 2003-08-25 | 2005-03-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Matrice unitaire d'aubes de turbine et procédé de fabrication d' une matrice unitaire d'aubes de turbine |
| GB0328952D0 (en) * | 2003-12-12 | 2004-01-14 | Rolls Royce Plc | Nozzle guide vanes |
| US7562880B2 (en) * | 2004-02-09 | 2009-07-21 | Siemens Energy, Inc. | Seal usable between thermally movable components |
| GB2412702B (en) * | 2004-03-31 | 2006-05-03 | Rolls Royce Plc | Seal assembly |
| EP1591625A1 (fr) * | 2004-04-30 | 2005-11-02 | ALSTOM Technology Ltd | Virole pour aube de turbine à gaz |
| US7217081B2 (en) * | 2004-10-15 | 2007-05-15 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling system for a seal for turbine vane shrouds |
| US7779866B2 (en) * | 2006-07-21 | 2010-08-24 | General Electric Company | Segmented trapped vortex cavity |
| US7527472B2 (en) * | 2006-08-24 | 2009-05-05 | Siemens Energy, Inc. | Thermally sprayed conformal seal |
| WO2008033897A1 (fr) * | 2006-09-12 | 2008-03-20 | Parker-Hannifin Corporation | Ensemble joint |
| US7922444B2 (en) * | 2007-01-19 | 2011-04-12 | United Technologies Corporation | Chamfer rail pockets for turbine vane shrouds |
| US7762780B2 (en) * | 2007-01-25 | 2010-07-27 | Siemens Energy, Inc. | Blade assembly in a combustion turbo-machine providing reduced concentration of mechanical stress and a seal between adjacent assemblies |
| US20080298973A1 (en) * | 2007-05-29 | 2008-12-04 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine vane with divided turbine vane platform |
| US8240981B2 (en) * | 2007-11-02 | 2012-08-14 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil with platform cooling |
| EP2229507B1 (fr) * | 2007-12-29 | 2017-02-08 | General Electric Technology GmbH | Turbine à gaz |
| JP4884410B2 (ja) * | 2008-03-04 | 2012-02-29 | 株式会社日立製作所 | 二軸ガスタービン |
| US8240985B2 (en) * | 2008-04-29 | 2012-08-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Shroud segment arrangement for gas turbine engines |
| GB0910177D0 (en) | 2009-06-15 | 2009-07-29 | Rolls Royce Plc | A cooled component for a gas turbine engine |
| US8371800B2 (en) * | 2010-03-03 | 2013-02-12 | General Electric Company | Cooling gas turbine components with seal slot channels |
| US8382424B1 (en) * | 2010-05-18 | 2013-02-26 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine vane mate face seal pin with impingement cooling |
| US8899051B2 (en) | 2010-12-30 | 2014-12-02 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine flange assembly including flow circuit |
| US20130039758A1 (en) * | 2011-08-09 | 2013-02-14 | General Electric Company | Turbine airfoil and method of controlling a temperature of a turbine airfoil |
| US8956120B2 (en) | 2011-09-08 | 2015-02-17 | General Electric Company | Non-continuous ring seal |
| US9022728B2 (en) * | 2011-10-28 | 2015-05-05 | United Technologies Corporation | Feather seal slot |
| US20130177383A1 (en) * | 2012-01-05 | 2013-07-11 | General Electric Company | Device and method for sealing a gas path in a turbine |
| US8905708B2 (en) * | 2012-01-10 | 2014-12-09 | General Electric Company | Turbine assembly and method for controlling a temperature of an assembly |
| US8845285B2 (en) * | 2012-01-10 | 2014-09-30 | General Electric Company | Gas turbine stator assembly |
| US20130234396A1 (en) * | 2012-03-09 | 2013-09-12 | General Electric Company | Transition Piece Aft-Frame Seals |
| US9771818B2 (en) | 2012-12-29 | 2017-09-26 | United Technologies Corporation | Seals for a circumferential stop ring in a turbine exhaust case |
| US9518478B2 (en) | 2013-10-28 | 2016-12-13 | General Electric Company | Microchannel exhaust for cooling and/or purging gas turbine segment gaps |
| US9416675B2 (en) * | 2014-01-27 | 2016-08-16 | General Electric Company | Sealing device for providing a seal in a turbomachine |
| EP2907977A1 (fr) * | 2014-02-14 | 2015-08-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Composant pouvant être alimenté par un gaz chaud pour une turbine à gaz et système d'étanchéité doté d'un tel composant |
| GB201413456D0 (en) | 2014-07-30 | 2014-09-10 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine end-wall component |
| JP5844503B1 (ja) * | 2014-10-21 | 2016-01-20 | 住友精密工業株式会社 | 航空機エンジン用の熱交換器 |
| JP6422308B2 (ja) * | 2014-11-05 | 2018-11-14 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | シール構造を備えたガスタービン |
| DE102015203872A1 (de) * | 2015-03-04 | 2016-09-22 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Stator einer Turbine einer Gasturbine mit verbesserter Kühlluftführung |
| US20160281521A1 (en) * | 2015-03-23 | 2016-09-29 | United Technologies Corporation | Flowing mateface seal |
| US10458264B2 (en) * | 2015-05-05 | 2019-10-29 | United Technologies Corporation | Seal arrangement for turbine engine component |
| DE102015208572A1 (de) * | 2015-05-08 | 2016-12-15 | MTU Aero Engines AG | Gasturbinen-Leitschaufelelement |
| CN105650676A (zh) * | 2016-03-15 | 2016-06-08 | 西北工业大学 | 一种地面燃机燃烧室的旋流叶片 |
| WO2018004583A1 (fr) * | 2016-06-30 | 2018-01-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Ensemble aube de stator ayant un joint d'étanchéité à face d'accouplement comportant des trous de refroidissement |
| US10865654B2 (en) * | 2017-06-15 | 2020-12-15 | General Electric Company | Turbine shroud assembly |
| US10900378B2 (en) | 2017-06-16 | 2021-01-26 | Honeywell International Inc. | Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having internal cooling passages |
| US10677084B2 (en) | 2017-06-16 | 2020-06-09 | Honeywell International Inc. | Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having inter-segment seal arrangement |
| WO2019035178A1 (fr) * | 2017-08-15 | 2019-02-21 | 東芝エネルギーシステムズ株式会社 | Rangée d'aubes fixes de turbine et turbine |
| US10907491B2 (en) * | 2017-11-30 | 2021-02-02 | General Electric Company | Sealing system for a rotary machine and method of assembling same |
| US11156116B2 (en) * | 2019-04-08 | 2021-10-26 | Honeywell International Inc. | Turbine nozzle with reduced leakage feather seals |
| US11078802B2 (en) * | 2019-05-10 | 2021-08-03 | Rolls-Royce Plc | Turbine engine assembly with ceramic matrix composite components and end face seals |
| US11781440B2 (en) * | 2021-03-09 | 2023-10-10 | Rtx Corporation | Scalloped mateface seal arrangement for CMC platforms |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3965066A (en) * | 1974-03-15 | 1976-06-22 | General Electric Company | Combustor-turbine nozzle interconnection |
| US4465284A (en) * | 1983-09-19 | 1984-08-14 | General Electric Company | Scalloped cooling of gas turbine transition piece frame |
| GB2195403A (en) * | 1986-09-17 | 1988-04-07 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to sealing and cooling means |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1175816A (en) * | 1968-06-24 | 1969-12-23 | Rolls Royce | Improvements relating to the Cooling of Aerofoil Shaped Blades |
| GB1483532A (en) * | 1974-09-13 | 1977-08-24 | Rolls Royce | Stator structure for a gas turbine engine |
| US3947145A (en) * | 1974-10-07 | 1976-03-30 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine stationary shroud seals |
| US4017213A (en) * | 1975-10-14 | 1977-04-12 | United Technologies Corporation | Turbomachinery vane or blade with cooled platforms |
| US4551064A (en) * | 1982-03-05 | 1985-11-05 | Rolls-Royce Limited | Turbine shroud and turbine shroud assembly |
| US4524980A (en) * | 1983-12-05 | 1985-06-25 | United Technologies Corporation | Intersecting feather seals for interlocking gas turbine vanes |
| GB2161220B (en) * | 1984-07-02 | 1988-09-01 | Gen Electric | Stator vane |
| US4650394A (en) * | 1984-11-13 | 1987-03-17 | United Technologies Corporation | Coolable seal assembly for a gas turbine engine |
| US4688988A (en) * | 1984-12-17 | 1987-08-25 | United Technologies Corporation | Coolable stator assembly for a gas turbine engine |
| US4720236A (en) * | 1984-12-21 | 1988-01-19 | United Technologies Corporation | Coolable stator assembly for a gas turbine engine |
| US4767260A (en) * | 1986-11-07 | 1988-08-30 | United Technologies Corporation | Stator vane platform cooling means |
-
1990
- 1990-08-28 JP JP2224528A patent/JPH03213602A/ja active Pending
- 1990-08-29 FR FR9010790A patent/FR2656899A1/fr active Pending
- 1990-09-01 DE DE4027812A patent/DE4027812A1/de not_active Ceased
- 1990-09-06 CA CA002024721A patent/CA2024721A1/fr not_active Abandoned
- 1990-09-07 GB GB9019574A patent/GB2239679A/en not_active Withdrawn
-
1992
- 1992-04-06 US US07/866,094 patent/US5167485A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3965066A (en) * | 1974-03-15 | 1976-06-22 | General Electric Company | Combustor-turbine nozzle interconnection |
| US4465284A (en) * | 1983-09-19 | 1984-08-14 | General Electric Company | Scalloped cooling of gas turbine transition piece frame |
| GB2195403A (en) * | 1986-09-17 | 1988-04-07 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to sealing and cooling means |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2974839A1 (fr) * | 2011-05-04 | 2012-11-09 | Snecma | Anneau sectorise de turbine a orifices de ventilation, et turbomachine equipee d'un tel anneau |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US5167485A (en) | 1992-12-01 |
| DE4027812A1 (de) | 1991-07-11 |
| CA2024721A1 (fr) | 1991-07-09 |
| GB2239679A (en) | 1991-07-10 |
| JPH03213602A (ja) | 1991-09-19 |
| GB9019574D0 (en) | 1990-10-24 |
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