FR2678318A1 - Aube refroidie de distributeur de turbine. - Google Patents

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Abstract

La présente invention concerne une aube refroidie de distributeur de turbine comportant trois circuits de refroidissement grâce à des cloisons radiales (8, 11) prévues à l'intérieur de la cavité de la paroi externe 3. Des canaux radiaux (17, 18) sont ménagés dans la paroi externe (3) au voisinage du bord d'attaque (2) et de l'extrados (5). La zone du bord d'attaque (2) est refroidie par l'air circulant dans les canaux (17) et la première canalisation (14). La zone de l'extrados (5) est refroidie par l'air circulant dans les canaux (18) et la deuxième canalisation (15). La zone de l'intrados (7) est refroidie par l'air circulant dans la troisième canalisation (16). Les canalisations intérieures (14, 15, 16) communiquent avec l'extérieur de l'aube par les fentes (21, 22, 23).

Description

AUBE REFROIDIE DE DISTRIBUTEUR DE TURBINE
La présente invention concerne une aube de distributeur de turbine, balayée intérieurement par de l'air de refroidissement et comportant une paroi extérieure délimitant un espace interne, ladite paroi extérieure ayant un profil externe aérodynamique définissant le bord d'attaque de ladite aube, son extrados, son
bord de fuite et son intrados.
La compétition industrielle et commerciale conduit les motoristes d'aviation à améliorer constamment les performances des turbomachines. Ces résultats peuvent être obtenus par l'augmentation de
la température des gaz à l'entrée de la turbine.
La pièce la plus sollicitée par ces hauts niveaux de
température est le premier étage de distributeur à aubes fixes.
Plusieurs solutions ont déjà été proposées pour le
refroidissement des aubes de distributeurs.
La demande de brevet N O 2 290 659 propose de placer un insert à l'intérieur de l'espace interne de l'aube, la paroi extérieure de celle-ci présentant sur sa face intérieure des saillies axiales qui communiquent au voisinage du bord d'attaque avec la cavité interne de l'insert Dans ce mode de construction, le bord d'attaque est refroidi par impact de l'air issu de la cavité interne de l'insert On peut rencontrer des difficultés pour homogénéiser les volumes d'air de refroidissement émis entre le pied d'aube et la tête de l'aube, et pour homogénéiser les
températures dans la section de l'aube.
Le brevet américain US 4 153 386 concerne une aube directrice dans laquelle l'espace interne de l'aube est séparé en deux canaux et comporte des inserts munis de trous pour l'évacuation de l'air vers la paroi externe Dans ce mode de construction, l'air s'évacue également le long des canaux d'arrivée et circule axialement près de la paroi extérieure de l'aube pour
refroidir celle-ci.
Les documents américains US 3 574 481 et US 2 879 028 décrivent des aubes dans lesquelles un canal intérieur est alimenté en air, l'air s'évacue le long de ce canal par des ouvertures et
circule axialement au voisinage de la paroi extérieure de l'aube.
La demande de brevet anglais GB 2 184 492 concerne une aube mobile comportant une pluralité de canaux radiaux communiquant avec des conduits de faible diamètre reliés à l'extérieur de l'aube par une pluralité de trous Ici aussi l'air s'évacue au fur et à
mesure qu'on s'éloigne du pied de l'aube.
Dans toutes les aubes décrites ci-dessus, le volume d'air de refroidissement diminue au fur et à mesure qu'on s'éloigne d'une
extrémité de l'aube.
La demande de brevet français FR 2 460 387 montre une aube creuse dans laquelle il est prévu des canalisations de refroidissement dans la paroi extérieure de l'aube, celle-ci présentant des surépaisseurs au voisinage des zones les plus chaudes Ce document ne mentionne pas la possibilité d'un voile d'air de refroidissement le long des surfaces extérieures de l'aube Cette aube ne peut donc être une aube distributrice
disposée en tête de turbine.
Le but de la présente invention est de proposer une aube directrice de turbine dont le dispositif de refroidissement interne permet une bonne tenue des pièces soumises à de très hautes températures, et une homogénéisation des températures dans
toute la section de l'aube.
Le but est atteint selon l'invention par le fait que l'aube proposée est caractérisée en ce qu'elle comporte en outre une première cloison disposée du côté de l'intrados et sensiblement parallèle au plan bissecteur du bord de fuite et une deuxième cloison reliant l'intrados à ladite première cloison, lesdites cloisons étant étanches et s'étendant sur toute la longueur de ladite aube de manière à partager l'espace interne de ladite aube en une première canalisation située du côté du bord d'attaque, une deuxième canalisation située du côté de l'extrados et une troisième canalisation située du côté de l'intrados Ladite paroi externe comporte au voisinage du bord d'attaque, des premiers canaux radiaux alimentés en air par une extrémité de l'aube et, le long de ladite deuxième canalisation, des deuxièmes canaux radiaux également alimentés en air par une extrémité d'aube Lesdits premiers canaux communiquent avec ladite première canalisation par l'autre extrémité de l'aube, et lesdits deuxièmes canaux communiquent également avec ladite deuxième canalisation par l'autre extrémité de l'aube Ladite première canalisation et ladite deuxième canalisation sont respectivement en communication avec l'extérieur de l'aube par des premières fentes débouchant sur l'extrados au voisinage du bord d'attaque, et des deuxièmes fentes
débouchant sur l'intrados au voisinage immédiat du bord de fuite.
Ladite troisième canalisation est alimentée en air par une extrémité d'aube et est en communication avec l'extérieur de l'aube par des troisièmes fentes débouchant sur l'intrados au
voisinage du bord de fuite.
Grâce à cette structure, les moyens de refroidissement de l'aube sont partagés en trois circuits distincts: un circuit de refroidissement du bord d'attaque, un circuit de refroidissement de l'extrados et un circuit de refroidissement de l'intrados De plus, l'air de refroidissement du bord d'attaque circule sans perte dans les canaux radiaux du bord d'attaque avant de pénétrer dans la première canalisation à partir de laquelle il s'évacue pour former un film d'air protecteur sur l'extrados De même l'air de refroidissement de l'extrados circule sans perte dans les canaux radiaux prévus dans la paroi extérieure côté extrados avant de pénétrer dans la deuxième canalisation à partir de laquelle il s'évacue dans la zone du bord de fuite Enfin, il faut noter que, dans chacun de ces deux circuits de refroidissement, l'air circule dans un sens donné dans la première partie de son trajet et en
sens inverse dans la dernière partie de son trajet.
Cette disposition permet un refroidissement intense de la paroi extérieure de l'aube, en particulier dans les zones les plus
exposées aux hautes températures.
La construction de l'aube est également facilitée du fait
que tous les canaux sont radiaux.
De préférence au moins un desdits premiers canaux
présente des ailettes de refroidissement disposées radialement.
De préférence les deuxièmes canaux ont une section oblongue, la plus grande dimension de ladite section étant
sensiblement parallèle à l'extrados.
Avantageusement les premières fentes sont disposées en
quinconce sur toute la longueur de l'aube.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention
ressortiront à la lecture de la description suivante faite à titre
d'exemple et en référence aux dessins annexés dans lesquels: la figure 1 représente une coupe transversale de l'aube selon l'invention, la figure 2 est une coupe transversale d'un deuxième mode de réalisation de l'aube selon l'invention, la figure 3 représente en perspective une portion de l'aube de la figure 1, et la figure 4 représente en perspective la zone d'attaque
de l'aube de la figure 2.
L'aube directrice 1 de la présente invention fait partie d'un ensemble d'aubes fixes régulièrement réparties dans l'espace annulaire par lequel s'échappent des gaz chauds générés dans la chambre de combustion d'un turboréacteur Cet ensemble d'aubes fixes est disposé en amont d'un ensemble d'aubes mobiles d'une turbine à haute pression, et il a pour rôle de dévier le jet de gaz chauds issu de la chambre de combustion et venant frapper le bord
d'attaque 2 de chaque aube fixe avec une vitesse axiale.
Chaque aube fixe 1 est reliée en tête d'aube au carter extérieur du turboréacteur et en pied d'aube à un carter intérieur Des plates-formes délimitant l'espace annulaire de la veine de gaz chauds sont prévues entre deux aubes fixes
consécutives au voisinage des têtes d'aubes et des pieds d'aubes.
Chaque aube fixe 1 est creuse et comporte une paroi extérieure 3 délimitant un espace interne La paroi extérieure 3 présente en section un profil aérodynamique définissant le bord d'attaque 2 de l'aube 1, son extrados 5, son bord de fuite 6 et son
intrados 7.
L'espace interne de l'aube 1 est partagé en trois espaces étanches les uns par rapport aux autres grâce à une première cloison 8 qui s'étend, sur toute la longueur de l'aube, dans un plan sensiblement parallèle au plan bissecteur du bord de fuite 6
et situé par rapport à ce plan bissecteur du côté de l'intrados 7.
La première cloison 8 relie ainsi la région 9 de l'intrados 7 qui est voisine du bord de fuite 6 à la région de l'extrados 10 qui est voisine du bord d'attaque 2 Une deuxième cloison 11 de faible largeur relie la première cloison 8 à la région 12 de l'intrados située sensiblement à mi-distance entre la région 9 de l'intrados 7 et le bord d'attaque 2 La deuxième cloison Il s'étend également
sur toute la longueur de l'aube 1.
La cavité interne délimitée par la paroi extérieure 3 est ainsi partagée en une première canalisation 14 de section sensiblement trapézoïdale située du côté du bord d'attaque, une deuxième canalisation 15 de section oblongue s'étendant sur la plus grande partie de l'extrados 3 côté bord de fuite, et une troisième canalisation 16 de forme triangulaire s'étendant le long de la
partie de l'intrados située du côté du bord de fuite 6.
La paroi extérieure 3 présente une surépaisseur le long de la première canalisation et de la deuxième canalisation Dans ces surépaisseurs sont ménagés des canaux radiaux qui s'étendent sur toute la longueur de l'aube 1 L'aube 1 comporte ainsi des premiers canaux radiaux 17, sur la paroi extérieure 3 voisine de la première canalisation 14, au niveau du bord d'attaque 2 et de l'intrados 7 Elle présente de plus des deuxièmes canaux radiaux 18 tout le long de la paroi de l'extrados 5 voisine de la deuxième
canalisation 15.
Ces deuxièmes canaux radiaux 18 présentent une section de forme oblongue dont la plus grande dimension est sensiblement
parallèle à l'extrados 5.
Les premiers canaux radiaux 17 ont une section plus grande que la section des deuxièmes canaux 18 et ont une forme polygonale De préférence certains de ces premiers canaux radiaux 17 présentent des ailettes de refroidissement 20 qui s'étendent sur
toute la longueur de l'aube 1, à partir de la paroi extérieure 3.
Comme on le voit sur le dessin, la première canalisation 14 communique avec l'extérieur par des premières fentes 21 disposées en quinconce sur toute la longueur de l'aube 1 sur la
partie de l'extrados 5 voisine du bord d'attaque 2.
La deuxième canalisation 15 communique également avec l'extérieur de l'aube par des deuxièmes fentes 22 disposées au voisinage du bord de fuite 6 La troisième canalisation est en communication avec l'extérieur par des troisièmes fentes 23 prévues
sur l'intrados 7 au voisinage de la région 9.
Les sens de circulation de l'air de refroidissement dans les canaux radiaux 17, 18 et dans les canalisations 14, 15, 16 sont
représentés par des flèches sur les dessins.
Comme on le voit sur les figures 1 à 3, les premiers canaux radiaux 17 sont alimentés en air de refroidissement en tête d'aube Cet air de refroidissement, après avoir circulé dans les premiers canaux radiaux 17, pénètre en pied d'aube dans la première canalisation 14, avant d'être émis sur l'extrados 5 par
les premières fentes 21.
Les deuxièmes canaux radiaux 18 sont alimentés en air de refroidissement *en pied d'aube; cet air de refroidissement est récupéré en tête d'aube pour recirculer dans la deuxième canalisation 15 avant d'être émis au bord de fuite 6 par les
deuxièmes fentes 22.
La troisième canalisation 16 est constamment alimentée en tête d'aube; l'air de refroidissement de ce troisième circuit est émis par les troisièmes fentes 23 sur l'intrados 7 au voisinage du
bord de fuite 6.
Comme on le voit, l'air de refroidissement du bord d'attaque 2 circule sans perte dans la première partie de son trajet, c'est-à-dire dans les premiers canaux radiaux 17, puis en sens inverse dans la deuxième partie de son trajet, c'est-à-dire
dans la première canalisation 14.
De même, l'air de refroidissement du circuit de refroidissement de l'extrados 5 circule sans perte dans la première partie de son trajet, c'est-à-dire dans les deuxièmes canaux radiaux 18, puis en sens inverse dans la deuxième partie de son
trajet, c'est-à-dire dans la deuxième canalisation 15.
La paroi extérieure 3 est ainsi balayée par une quantité constante d'air frais sur toute la longueur de l'aube 1 près du bord d'attaque 2 et de l'extrados 5 De plus, l'air de refroidissement circule de la tête de l'aube vers le pied dans les premiers canaux radiaux 17 et en sens inverse dans les deuxièmes
canaux radiaux 18.
Naturellement l'air de refroidissement peut circuler dans le même sens dans les premiers canaux radiaux 17 et les deuxièmes canaux radiaux 18 De même les premiers canaux radiaux 17, les deuxièmes canaux radiaux 18 et la troisième canalisation 16 peuvent être alimentés respectivement en pied d'aube, en tête d'aube et en
pied d'aube.
Pour permettre un meilleur échange thermique, les canaux radiaux 17 et 18, ainsi que les canalisations internes 14, 15 et 16 peuvent comporter sur leurs parois internes des mini-perturbateurs
non représentés sur les dessins.
Comme on le voit sur un premier mode de réalisation représenté par les figures 1 et 3, les premiers canaux radiaux 17 situés au voisinage immédiat du bord d'attaque 2 présentent des ailettes de refroidissement 20 Les figures 2 et 4 montrent un deuxième mode de réalisation dans lequel tous les premiers canaux
17 présentent des ailettes radiales 20 en forme de peignes.
L'aube 1 de la présente invention peut résister à une température des gaz de 2 5000 K avec une température d'air de refroidissement à 8800 K tout en prélevant moins d'air au compresseur que dans les solutions actuelles Il faut noter que l'air de refroidissement peut être réutilisé pour refroidir les
plates-formes des aubes.

Claims (9)

REVENDICATIONS
1 Aube de distributeur de turbomachine, balayée intérieurement par de l'air de refroidissement et comportant une paroi extérieure ( 3) délimitant un espace interne, ladite paroi extérieure ( 3) ayant un profil aérodynamique définissant le bord d'attaque ( 2) de ladite aube, son extrados ( 5), son bord de fuite ( 6), et son intrados ( 7), ladite aube étant caractérisée en ce qu'elle comporte de plus une première cloison ( 8) disposée du côté de l'intrados ( 5) et sensiblement parallèle au plan bissecteur du bord de fuite ( 6) et une deuxième cloison ( 11) reliant l'intrados ( 7) à ladite première cloison ( 8), lesdites cloisons ( 8, 11) étant étanches et s'étendant sur toute la longueur de ladite aube ( 1) de manière à partager l'espace interne de ladite aube ( 1) en une première canalisation ( 14)située du côté du bord d'attaque ( 2), une deuxième canalisation ( 15) située du côté de l'extrados ( 5) et une troisième canalisation ( 16) située du côté de l'intrados ( 7), en ce que ladite paroi externe ( 3) comporte, au voisinage du bord d'attaque ( 2), des premiers canaux radiaux ( 17) alimentés en air par une extrémité d'aube et communiquant avec ladite première canalisation ( 14) par l'autre extrémité d'aube, ladite première canalisation ( 14) étant en communication avec l'extérieur de ladite aube ( 1) par des premières fentes ( 21) débouchant sur l'extrados ( 5) au voisinage du bord d'attaque ( 2), en ce que ladite paroi externe ( 3) comporte, le long de ladite deuxième canalisation ( 15), des deuxièmes canaux radiaux ( 18) alimentés en air par une extrémité d'aube et communiquant avec ladite deuxième canalisation ( 18) par l'autre extrémité d'aube, ladite deuxième canalisation ( 18) étant en communication avec l'extérieur de l'aube par des deuxièmes fentes ( 22) débouchant sur l'intrados ( 7) au voisinage immédiat du bord de fuite ( 6), et en ce que ladite troisième canalisation ( 16) est alimentée en air par une extrémité d'aube et est en communication avec l'extérieur de l'aube par des troisièmes fentes ( 23) débouchant sur l'intrados
( 7) au voisinage du bord de fuite ( 6).
2 Aube selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'au moins un desdits premiers canaux ( 17) présente des ailettes
de refroidissement ( 20) disposées radialement.
3 Aube selon l'une quelconque des revendications 1 et 2,
caractérisée en ce que lesdits deuxièmes canaux ( 18) ont une section oblongue, la plus grande dimension de ladite section étant
sensiblement parallèle à l'extrados ( 5).
4 Aube selon l'une quelconque des revendications 1 à 3,
caractérisée en ce que les sens de circulation de l'air de refroidissement dans lesdits premiers canaux ( 17) et lesdits
deuxièmes canaux ( 18) sont opposés.
Aube selon l'une quelconque des revendications 1 à 3,
caractérisée en ce que les circulations de l'air de refroidissement dans lesdits premiers canaux ( 17) et lesdits deuxièmes canaux ( 18)
se font dans le même sens.
6 Aube selon l'une quelconque des revendications 1 à 5,
caractérisée en ce que lesdits premiers canaux ( 17) sont
alimentés en tête d'aube.
7 Aube selon l'une quelconque des revendications 1 à 5,
caractérisée en ce que lesdits premiers canaux ( 17) sont
alimentés en pied d'aube.
8 Aube selon l'une quelconque des revendications 1 à
7, caracérisée en ce que ladite troisième canalisation ( 16) est
alimentée en air par la tête d'aube.
9 Aube selon l'une quelconque des revendications 1 à 7,
caractérisée en ce que ladite troisième canalisation ( 16) est
alimentée en pied d'aube.
10 Aube selon l'une quelconque des revendications 1 à
9, caractérisée en ce que lesdites premières fentes ( 21) sont
disposées en quinconce sur toute la longueur de ladite aube.
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GB (1) GB2257479B (fr)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0887515A1 (fr) * 1997-06-26 1998-12-30 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Aubage refroidi par rampe hélicoidale, par impact en cascade et par système à pontets dans une double peau
WO2001062265A1 (fr) * 2000-02-23 2001-08-30 The Procter & Gamble Company Compositions a administration orale, kits et procedes d'hydratation de la peau d'un mammifere
WO2021019156A1 (fr) * 2019-07-30 2021-02-04 Safran Aircraft Engines Aube mobile de turbomachine a circuit de refroidissement ayant une double rangee de fentes d'evacuation
FR3102794A1 (fr) * 2019-10-31 2021-05-07 Safran Aircraft Engines Composant de turbomachine comportant des orifices de refroidissement ameliores

Families Citing this family (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2259118B (en) * 1991-08-24 1995-06-21 Rolls Royce Plc Aerofoil cooling
FR2689176B1 (fr) * 1992-03-25 1995-07-13 Snecma Aube refrigeree de turbo-machine.
DE4328401A1 (de) * 1993-08-24 1995-03-02 Abb Management Ag Turbinenschaufel für eine Gasturbine
US5387085A (en) * 1994-01-07 1995-02-07 General Electric Company Turbine blade composite cooling circuit
FR2715693B1 (fr) * 1994-02-03 1996-03-01 Snecma Aube fixe ou mobile refroidie de turbine.
US5484258A (en) * 1994-03-01 1996-01-16 General Electric Company Turbine airfoil with convectively cooled double shell outer wall
US5702232A (en) * 1994-12-13 1997-12-30 United Technologies Corporation Cooled airfoils for a gas turbine engine
US5931638A (en) * 1997-08-07 1999-08-03 United Technologies Corporation Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer
FR2782118B1 (fr) * 1998-08-05 2000-09-15 Snecma Aube de turbine refroidie a bord de fuite amenage
GB9901218D0 (en) 1999-01-21 1999-03-10 Rolls Royce Plc Cooled aerofoil for a gas turbine engine
US6174135B1 (en) * 1999-06-30 2001-01-16 General Electric Company Turbine blade trailing edge cooling openings and slots
JP2002221005A (ja) * 2001-01-26 2002-08-09 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 冷却タービン翼
US6478535B1 (en) * 2001-05-04 2002-11-12 Honeywell International, Inc. Thin wall cooling system
JP4798416B2 (ja) * 2001-08-09 2011-10-19 株式会社Ihi タービン翼部品
US6599092B1 (en) 2002-01-04 2003-07-29 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
US6602047B1 (en) 2002-02-28 2003-08-05 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
US6932570B2 (en) * 2002-05-23 2005-08-23 General Electric Company Methods and apparatus for extending gas turbine engine airfoils useful life
US6746209B2 (en) 2002-05-31 2004-06-08 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine nozzle assemblies
US6923616B2 (en) * 2003-09-02 2005-08-02 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US6981840B2 (en) * 2003-10-24 2006-01-03 General Electric Company Converging pin cooled airfoil
US7600972B2 (en) * 2003-10-31 2009-10-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US6984112B2 (en) * 2003-10-31 2006-01-10 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine rotor blades
GB2411440B (en) * 2004-02-24 2006-08-16 Rolls Royce Plc Gas turbine nozzle guide vane
US7131818B2 (en) * 2004-11-02 2006-11-07 United Technologies Corporation Airfoil with three-pass serpentine cooling channel and microcircuit
GB0603705D0 (en) * 2006-02-24 2006-04-05 Rolls Royce Plc Aerofoils
US7527475B1 (en) 2006-08-11 2009-05-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with a near-wall cooling circuit
EP1921268A1 (fr) 2006-11-08 2008-05-14 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbine
US7568887B1 (en) 2006-11-16 2009-08-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with near wall spiral flow serpentine cooling circuit
GB0700499D0 (en) 2007-01-11 2007-02-21 Rolls Royce Plc Aerofoil configuration
US7845906B2 (en) 2007-01-24 2010-12-07 United Technologies Corporation Dual cut-back trailing edge for airfoils
JP2008248733A (ja) * 2007-03-29 2008-10-16 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン用高温部材
US10156143B2 (en) * 2007-12-06 2018-12-18 United Technologies Corporation Gas turbine engines and related systems involving air-cooled vanes
US8721285B2 (en) * 2009-03-04 2014-05-13 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with incremental serpentine cooling channels beneath a thermal skin
EP2392775A1 (fr) 2010-06-07 2011-12-07 Siemens Aktiengesellschaft Aude mobile à utiliser dans un écoulement de fluide d'une turbine et turbine correspondant
US8764394B2 (en) 2011-01-06 2014-07-01 Siemens Energy, Inc. Component cooling channel
JP2012189026A (ja) * 2011-03-11 2012-10-04 Ihi Corp タービン翼
US20150110611A1 (en) * 2012-05-31 2015-04-23 General Electric Company Airfoil cooling circuit and corresponding airfoil
EP2941543B1 (fr) 2013-03-13 2017-03-22 Rolls-Royce Corporation Agencement de trou de refroidissement à tranchée pour une ailette composite à matrice céramique
JP6245740B2 (ja) * 2013-11-20 2017-12-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン翼
EP3114322B1 (fr) * 2014-03-05 2018-08-22 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbine
US10502066B2 (en) 2015-05-08 2019-12-10 United Technologies Corporation Turbine engine component including an axially aligned skin core passage interrupted by a pedestal
US10323524B2 (en) * 2015-05-08 2019-06-18 United Technologies Corporation Axial skin core cooling passage for a turbine engine component
RU2706211C2 (ru) 2016-01-25 2019-11-14 Ансалдо Энерджиа Свитзерлэнд Аг Охлаждаемая стенка компонента турбины и способ охлаждения этой стенки
US10753210B2 (en) * 2018-05-02 2020-08-25 Raytheon Technologies Corporation Airfoil having improved cooling scheme
CN111927564A (zh) * 2020-07-31 2020-11-13 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种采用高效冷却结构的涡轮导向器叶片

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3191908A (en) * 1961-05-02 1965-06-29 Rolls Royce Blades for fluid flow machines
DE2202858B1 (de) * 1972-01-18 1973-07-26 Bbc Sulzer Turbomaschinen Gekuehlte leitschaufel fuer gasturbinen
JPS56148601A (en) * 1980-04-18 1981-11-18 Natl Aerospace Lab Structure of cooling turbine blade
JPS57153903A (en) * 1981-03-20 1982-09-22 Hitachi Ltd Cooling structure for turbing blade
JPS59122705A (ja) * 1982-12-28 1984-07-16 Toshiba Corp タ−ビン翼
GB2163218A (en) * 1981-07-07 1986-02-19 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2879028A (en) * 1954-03-31 1959-03-24 Edward A Stalker Cooled turbine blades
GB950355A (en) * 1961-05-02 1964-02-26 Rolls Royce Blades for fluid flow machines
US3844678A (en) * 1967-11-17 1974-10-29 Gen Electric Cooled high strength turbine bucket
US3574481A (en) * 1968-05-09 1971-04-13 James A Pyne Jr Variable area cooled airfoil construction for gas turbines
GB1404757A (en) * 1971-08-25 1975-09-03 Rolls Royce Gas turbine engine blades
CH584347A5 (fr) * 1974-11-08 1977-01-31 Bbc Sulzer Turbomaschinen
US4153386A (en) * 1974-12-11 1979-05-08 United Technologies Corporation Air cooled turbine vanes
GB2051964B (en) * 1979-06-30 1983-01-12 Rolls Royce Turbine blade
JPS5848702A (ja) * 1981-09-18 1983-03-22 Hitachi Ltd ガスタ−ビン空冷翼
GB2107405B (en) * 1981-10-13 1985-08-14 Rolls Royce Nozzle guide vane for a gas turbine engine
DE3416087A1 (de) * 1984-04-30 1985-10-31 Klöckner-Humboldt-Deutz AG, 5000 Köln Gekuehlte turbinenschaufel
JPS61205301A (ja) * 1985-03-06 1986-09-11 Hitachi Ltd ガスタ−ビン翼
US4770608A (en) * 1985-12-23 1988-09-13 United Technologies Corporation Film cooled vanes and turbines
US5002460A (en) * 1989-10-02 1991-03-26 General Electric Company Internally cooled airfoil blade

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3191908A (en) * 1961-05-02 1965-06-29 Rolls Royce Blades for fluid flow machines
DE2202858B1 (de) * 1972-01-18 1973-07-26 Bbc Sulzer Turbomaschinen Gekuehlte leitschaufel fuer gasturbinen
JPS56148601A (en) * 1980-04-18 1981-11-18 Natl Aerospace Lab Structure of cooling turbine blade
JPS57153903A (en) * 1981-03-20 1982-09-22 Hitachi Ltd Cooling structure for turbing blade
GB2163218A (en) * 1981-07-07 1986-02-19 Rolls Royce Cooled vane or blade for a gas turbine engine
JPS59122705A (ja) * 1982-12-28 1984-07-16 Toshiba Corp タ−ビン翼

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 6, no. 260 (M-180)(1138) 18 Décembre 1982 & JP-A-57 153 903 ( HITACHI SEISAKUSHO ) 22 Septembre 1982 *
PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 6, no. 33 (M-114)(911) 27 Février 1982 & JP-A-56 148 601 ( KITAO TAKAHARA ) 18 Novembre 1981 *
PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 8, no. 244 (M-337)(1681) 9 Novembre 1984 & JP-A-59 122 705 ( TOSHIBA ) 16 Juillet 1984 *

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0887515A1 (fr) * 1997-06-26 1998-12-30 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Aubage refroidi par rampe hélicoidale, par impact en cascade et par système à pontets dans une double peau
FR2765265A1 (fr) * 1997-06-26 1998-12-31 Snecma Aubage refroidi par rampe helicoidale, par impact en cascade et par systeme a pontets dans une double peau
US5993156A (en) * 1997-06-26 1999-11-30 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Snecma Turbine vane cooling system
WO2001062265A1 (fr) * 2000-02-23 2001-08-30 The Procter & Gamble Company Compositions a administration orale, kits et procedes d'hydratation de la peau d'un mammifere
WO2021019156A1 (fr) * 2019-07-30 2021-02-04 Safran Aircraft Engines Aube mobile de turbomachine a circuit de refroidissement ayant une double rangee de fentes d'evacuation
FR3099522A1 (fr) * 2019-07-30 2021-02-05 Safran Aircraft Engines Aube mobile de turbomachine à circuit de refroidissement ayant une double rangée de fentes d’évacuation
CN114207249A (zh) * 2019-07-30 2022-03-18 赛峰航空器发动机 具有带有双排排放槽的冷却回路的涡轮发动机移动叶片
US11913354B2 (en) 2019-07-30 2024-02-27 Safran Aircraft Engines Turbomachine moving blade with cooling circuit having a double row of discharge slots
CN114207249B (zh) * 2019-07-30 2024-03-29 赛峰航空器发动机 具有带有双排排放槽的冷却回路的涡轮发动机移动叶片
FR3102794A1 (fr) * 2019-10-31 2021-05-07 Safran Aircraft Engines Composant de turbomachine comportant des orifices de refroidissement ameliores

Also Published As

Publication number Publication date
FR2678318B1 (fr) 1993-09-10
GB9212466D0 (en) 1992-07-22
US5215431A (en) 1993-06-01
GB2257479A (en) 1993-01-13
GB2257479B (en) 1994-08-31

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