FR2851010A1 - Dispositif de ventilation d'un rotor de turbine a haute pression d'une turbomachine - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un dispositif de ventilation d'un rotor de turbine à haute pression d'une turbomachine, la turbine comportant des disques amont (3) et aval ( 5) équipés d'aubes (4,6), le dispositif comprenant un circuit de refroidissement alimenté par un débit d'air de refroidissement D prélevé en fond de chambre. Selon l'invention, le circuit est tel que le débit d'air traverse des orifices (74) ménagés dans une bride amont (66) du disque amont, afin que ce débit d'air circule axialement vers l'aval entre un alésage intérieur (48) du disque amont et une bride amont (78) du disque aval, le dispositif comportant également un labyrinthe (80) interposé entre les deux disques, de sorte que le débit d'air se sépare en un premier et un second flux F1 et F2 circulant de part et d'autre du labyrinthe en direction des aubes (4,6).
Description
DISPOSITIF DE VENTILATION D'UN ROTOR DE TURBINE A HAUTE PRESSION D'UNE
TURBOMACHINE
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte de façon générale au domaine de la ventilation d'un rotor de turbine à haute pression d'une turbomachine.
Plus précisément, l'invention se rapporte à un dispositif de ventilation d'un rotor de turbine à 15 haute pression, comprenant un disque de turbine amont ainsi qu'un disque de turbine aval.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
La figure 1 représente un rotor de turbine à haute pression 1 classique de l'art antérieur, 20 disposé en aval d'une chambre de combustion 2, et comportant un disque de turbine amont 3 équipé d'aubes 4, ainsi que d'un disque de turbine aval 5 équipé d'aubes 6.
Le disque amont 3 est muni d'une part d'une 25 bride amont 8 assurant sa fixation sur une entretoise 9 disposée autour d' un arbre 11 de rotor d' une turbine basse pression, et d'autre part d'une bride aval 10 assemblée fixement à une bride amont 12 du disque aval 5. Il est précisé qu'un joint inter-disque 14, porté 30 par une structure creuse 16 solidaire d'un étage SP 22213 AP distributeur fixe 18 ou stator, est situé au niveau de l'assemblage entres les deux brides 10 et 12. Le joint inter- disque 14, du type joint à labyrinthe, permet ainsi de créer une séparation entre les deux étages 5 rotoriques 20 et 22, disposés de part et d'autre de l'étage distributeur 18.
Par ailleurs, le disque aval 5 comporte une bride aval 13, également assemblée sur l'entretoise 9 entourant l'arbre 11 de la turbine basse pression.
Dans ce type de turbine 1 classique de l'art antérieur, un premier débit d'air de refroidissement Dl prélevé en fond de chambre de combustion 2 est délivré dans une cavité 26 délimitée d'une part à l'aide d'une face aval d'un labyrinthe 15 amont 24 disposé à proximité du disque amont 3, et d'autre part à l'aide d'une face amont de ce même disque amont 3. Ce débit d'air Dl est effectivement prélevé dans le fond de la chambre de combustion 2, puis acheminé dans une cavité 30 notamment délimitée 20 par un joint à labyrinthe amont 32 et un joint à labyrinthe aval 34, par l'intermédiaire d'un conduit 28 disposé dans une enceinte 29 séparant le labyrinthe amont 24 du fond de la chambre de combustion 2, ainsi qu'à l'aide d'injecteurs 36 agencés dans le 25 prolongement du conduit 28 et débouchant dans la cavité 30. Notons que les joints 32 et 34 sont agencés de façon à être en contact avec le labyrinthe amont 24.
De plus, l'air de refroidissement se situant dans la cavité 30 est apte à pénétrer dans la 30 cavité 26 en empruntant des orifices 38 prévus dans une partie amont du labyrinthe amont 24, ces orifices 38 SP 22213 AP étant d' axes sensiblement perpendiculaires à l'axe longitudinal 40 de la turbine.
De cette façon, le débit d'air de refroidissement Dl circule dans la cavité 26 d' abord 5 longitudinalement puis radialement vers l' extérieur le long de la face amont du labyrinthe amont 24 afin de le refroidir, puis pénètre dans des alvéoles 4a contenant les pieds des aubes 4 afin de refroidir également ces dernières.
En outre, un second débit d'air de refroidissement D2, également prélevé en fond de chambre de combustion 2, pénètre dans l'enceinte 29 et s'écoule à travers des orifices 44 et 42, respectivement prévus dans la partie amont du 15 labyrinthe amont 24, et dans la bride amont 8 du disque amont 3. Une fois les orifices 44 et 42 traversés, le second débit d'air de refroidissement D2 emprunte une chambre annulaire 46 intérieurement délimitée par l'entretoise 9, et extérieurement délimitée par 20 successivement, d'amont en aval, la bride 8, un alésage intérieur 48 du disque amont 3, les brides 10 et 12, un alésage intérieur 50 du disque aval 5, et la bride 13.
A partir de la chambre annulaire 46, une première partie D2a du second débit d'air de 25 refroidissement D2 s'écoule à travers des orifices 52 pratiqués dans la bride aval 10 du disque amont 3, afin de rejoindre les alvéoles 4a contenant les pieds des aubes 4.
De plus, une seconde partie D2b du second 30 débit d'air de refroidissement D2 s'écoule à travers des orifices 54 ménagés dans la bride aval 13 du disque SP 22213 AP aval 5, pour pénétrer à 1' intérieur d' une cavité 56 délimitée d' une part à 1' aide d' une face amont d' un labyrinthe aval 58 disposé à proximité du disque aval 5, et d'autre part à l'aide d'une face aval de ce même disque aval 5.
Ainsi, le second débit d'air de refroidissement D2b circule sensiblement radialement dans la cavité 56 vers l'extérieur le long de la face aval du labyrinthe aval 58 afin de le refroidir, puis 10 pénètre dans des alvéoles 6a contenant les pieds des aubes 6 afin de refroidir également ces dernières.
Dans ce type de turbine classique de l'art antérieur, le dispositif de ventilation du rotor présente donc deux circuits de refroidissement 15 distincts, chacun associé à l'un des deux disques de turbine, et respectivement alimentés par les premier et second débits d'air de refroidissement Dl et D2.
Néanmoins, cette solution classique de l'art antérieur s'avère contraignante en ce sens que le 20 labyrinthe amont est une pièce de conception extrêmement complexe, de masse importante, et dont le cot de production est grandement élevé, notamment en raison de la nécessité d'utiliser des matériaux spéciaux susceptibles de supporter des sollicitations 25 thermiques de forte intensité.
En outre, il est précisé que même lorsque les matériaux employés sont de bonne qualité, la durée de vie du labyrinthe amont reste relativement limitée.
EXPOSE DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de proposer un dispositif de ventilation d'un rotor de turbine à haute SP 22213 AP pression d'une turbomachine, la turbine étant disposée en aval d' une chambre de combustion et comportant des disques de turbine amont et aval équipés d'aubes, le dispositif comportant un circuit de refroidissement 5 muni d'injecteurs disposés en amont du disque amont et étant alimenté par un débit d'air de refroidissement D prélevé en fond de chambre de combustion, le dispositif remédiant au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus relatifs aux réalisations de l'art 10 antérieur.
Pour ce faire, l'invention a pour objet un dispositif de ventilation d'un rotor de turbine à haute pression d'une turbomachine, la turbine étant disposée en aval d'une chambre de combustion et comportant un 15 disque de turbine amont équipé d'aubes ainsi que d'un disque de turbine aval également équipé d'aubes, le dispositif comportant un circuit de refroidissement muni d'injecteurs disposés en amont du disque amont, le circuit étant alimenté par un débit d'air de 20 refroidissement D prélevé en fond de chambre de combustion. Selon l'invention, le circuit de refroidissement est agencé de manière à ce que le débit d'air de refroidissement D provenant des injecteurs traverse des orifices ménagés dans une bride amont du 25 disque amont autorisant sa fixation sur une bride amont 78 du disque aval, afin que ce débit d'air de refroidissement D circule axialement vers l'aval entre un alésage intérieur du disque amont et une bride amont du disque aval autorisant sa fixation sur une bride 30 aval d'un compresseur haute pression ainsi que le centrage du disque amont, le dispositif de ventilation SP 22213 AP comportant en outre un labyrinthe unique solidaire de l'un des deux disques de turbine et étant interposé entre ces deux disques, de sorte que le débit d'air de refroidissement D se sépare en un premier flux Fl 5 circulant entre une face aval du disque amont 3 et une face amont du labyrinthe unique en direction des aubes du disque amont, et en un second flux F2 circulant entre une face amont du disque aval et une face aval du labyrinthe unique en direction des aubes du disque 10 aval.
Avantageusement et contrairement aux réalisations de l'art antérieur, le dispositif de ventilation ne comporte plus deux labyrinthes respectivement associés aux disques de turbine amont et 15 aval, mais dispose d'un unique labyrinthe inter-disque dont chacune des faces amont et aval est destinée à guider un flux d'air de refroidissement en direction des aubes. La réduction du nombre de pièces utilisées permet par conséquent de réduire considérablement la 20 masse, l'encombrement et le cot de production du rotor. En outre, le positionnement spécifique du labyrinthe unique conduit ce dernier à être moins sollicité thermiquement qu'un labyrinthe agencé en amont du disque amont, principalement en raison de son 25 emplacement par rapport à la chambre de combustion.
Cette caractéristique engendre ainsi une augmentation de la durée de vie de ce labyrinthe, par rapport à la durée de vie que pouvait présenter un labyrinthe amont de l'art antérieur.
Par ailleurs, il est indiqué que l'injection de l'air de refroidissement à l'amont du SP 22213 AP disque amont, le contournement de ce disque amont par l'alésage intérieur ainsi que la possibilité de réaliser des éléments constitutifs du rotor de faibles dimensions, permet, par une cavité simple délimitée 5 conjointement par une face aval du disque amont et par une face amont du labyrinthe unique, d'obtenir une pression suffisante au niveau des aubes de ce disque amont.
A cette égard, la cavité adjacente 10 délimitée conjointement par une face amont du disque aval et par une face aval du labyrinthe unique est avantageusement utilisée pour diminuer la pression d'alimentation des aubes du disque aval. La faible pression à l'intérieur de cette cavité adjacente permet 15 effectivement de ne pas avoir à prévoir des trous d'alimentation des aubes de dimensions trop petites, qui sont difficilement réalisables.
De façon avantageuse, le rotor rendu plus compact par la diminution du nombre d'éléments 20 constitutifs du rotor autorise un rapprochement du palier sous chambre des disques amont et aval, de sorte qu'il est alors possible d'obtenir une meilleure maîtrise des jeux en sommet d'aubes.
D'autre part, il est noté que le débit 25 d'air de refroidissement D transitant au niveau de l'alésage intérieur du disque de turbine amont est suffisamment important pour permettre à celui-ci de présenter un temps de réponse relativement faible, et donc de prévoir un jeu en sommet d'aubes peu élevé.
Enfin, un tel agencement selon l'invention autorise un démontage stator rapide et aisé, dans la SP 22213 AP mesure o cette tâche ne nécessite qu' un retrait des aubes du disque de turbine aval sans avoir à dissocier les deux disques du rotor, cette dernière opération ayant pourtant toujours été obligatoire avec les réalisations de l'art antérieur.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
Cette description sera faite au regard des
dessins annexés parmi lesquels; - la figure 1, déjà décrite, représente en demi-coupe une turbine à haute pression d'un turboréacteur selon l'art antérieur, et - la figure 2 représente en demi-coupe une turbine à haute pression d'un turboréacteur, comportant un dispositif de ventilation selon un mode de réalisation préféré de la présente invention.
EXPOS D TAILL DE MODES DE R ALISATION PR F R S En référence à la figure 1, il est représenté une turbine 100 à haute pression d'un turboréacteur, comportant un dispositif de ventilation du rotor de la turbine selon un mode de réalisation préféré de la présente invention. Notons que sur la 25 figure 2, les éléments portant les mêmes références numériques que celles attachées aux éléments représentés sur la figure 1 correspondent à des éléments identiques ou similaires.
Ainsi, la figure 2 montre une turbine 100 30 qui se différencie tout d'abord de la turbine 1 de SP 22213 AP l'art antérieur par le fait qu'un débit d'air de refroidissement D, prélevé en fond de chambre de combustion 2 et apte à traverser les injecteurs 36, est destiné à alimenter simultanément les aubes 4 et 6 des disques amont 3 et aval 5.
En effet, l'air de refroidissement provenant de la chambre de combustion 2 transite par le conduit 28 afin de rejoindre les injecteurs 36, cet ensemble constitué du conduit 28 et des injecteurs 36 10 étant situé dans une enceinte 62 séparant le disque amont 3 du fond de la chambre de combustion 2.
Le débit d'air de refroidissement D provenant des injecteurs 36 pénètre alors dans une cavité 64 partiellement délimitée par une bride amont 15 66 du disque de turbine amont 3, cette bride amont 66 ayant pour principale fonction d'assurer la fixation de ce disque amont 3 sur une bride amont 78 du disque aval 5. D'autre part, cette cavité 64 est également délimitée conjointement par le joint amont 32 et le 20 joint aval 34, de préférence du type joint à labyrinthe, agencés à proximité des injecteurs 36 respectivement en amont et en aval de ce dernier. A ce titre, il est précisé que le joint amont 32 coopère avec une bride aval 70 de la turbine haute pression, 25 cette bride aval 70 étant ménagée de manière à se situer radialement vers l'extérieur par rapport à la bride amont 66. De plus, le joint amont 32 ferme la cavité 64 en épousant l'extrémité amont de la bride amont 66. En outre, le joint aval 34 coopère avec une 30 bride amont secondaire 72 du disque de turbine amont 3, ménagée de manière à se situer radialement vers SP 22213 AP l'extérieur par rapport à la bride amont 66. Ainsi, l'air de refroidissement s'échappant de la cavité 64 par le joint aval 34 peut circuler radialement vers l'extérieur, le long de la face amont du disque amont 3, en direction des aubes 4.
Des orifices 74 sont prévus dans la bride amont 66 du disque de turbine amont 3, afin que le débit d'air de refroidissement D puisse être acheminé en direction des deux disques de turbine 3 et 5. Les 10 orifices 74 sont de préférence agencés de manière à se situer radialement en regard des injecteurs 36.
Une fois les orifices 74 traversés, le débit d'air de refroidissement D pénètre dans une chambre annulaire 76 d'axe 40, délimitée extérieurement 15 par l'intermédiaire de la bride amont 66 du disque amont 3, et à l'aide de l'alésage intérieur 48 de ce même disque. En outre, la chambre annulaire 76 est délimitée intérieurement par la bride amont 78 du disque aval 5, cette bride amont 78 ayant pour 20 principale fonction d'assurer la fixation de ce disque aval 5 sur la bride amont 66 du disque amont 3, et de centrer l'ensemble de la turbine haute pression 100 sur une bride aval 79 d'un compresseur haute pression.
Le débit d'air de refroidissement D peut 25 alors circuler axialement vers l'aval entre l'alésage intérieur 48 et la bride amont 78, de sorte que le disque de turbine amont 3 peut être convenablement refroidi par contact de l'air de refroidissement avec son alésage intérieur 48.
Comme on peut le voir sur la figure 2, le dispositif de ventilation selon l'invention comporte un SP 22213 AP labyrinthe unique 80 interposé entre les disques de turbine 3 et 5, et est solidaire de l' un de ces deux disques. A titre d'exemple non limitatif, le labyrinthe unique 80, également appelé labyrinthe inter-disque, 5 est fixé à une bride amont secondaire 82 du disque de turbine aval 5, celle-ci étant agencée de manière à se situer radialement vers l'extérieur par rapport à la bride amont 78. De plus, le labyrinthe 80 s'étend radialement jusqu'à épouser l'étage distributeur fixe 10 18 ou stator prévu entre les deux étages rotoriques 20 et 22, et dispose d'un alésage intérieur 83 entourant la bride amont 78 du disque 5, cet alésage 83 présentant de préférence un diamètre sensiblement identique au diamètre de l'alésage intérieur 48 du 15 disque 3.
Par conséquent, le débit d' air de refroidissement D transitant dans la chambre annulaire 76 et arrivant au niveau de la face aval du disque amont 3, se sépare en deux flux Fl et F2, 20 respectivement destinés à alimenter les aubes 4 et les aubes 6 des disques 3 et 5.
Le premier flux Fl circule donc dans une cavité 68 située entre la face aval du disque de turbine amont 3 et la face amont du labyrinthe 80 afin 25 de refroidir la face aval du disque 3, puis pénètre dans des alvéoles 4a contenant les pieds des aubes 4 afin de refroidir également ces dernières.
De la même façon, le second flux F2 circule dans une cavité 69 située entre la face amont du disque 30 de turbine aval 5 et la face aval du même labyrinthe 80 afin de refroidir la face amont du disque 5, puis SP 22213 AP pénètre dans des alvéoles 6a contenant les pieds des aubes 6 afin de refroidir également ces dernières.
Notons que pour que le second flux F2 atteigne les aubes 6 du disque de turbine aval 5, une pluralité 5 d'orifices 84 est pratiquée dans la bride amont secondaire 82 du disque aval 5.
Par conséquent, le dispositif de ventilation selon l'invention est tel que le débit d'air de refroidissement D prélevé en fond de chambre 10 de combustion 2 et destiné à alimenter simultanément les aubes 4 et 6, emprunte un circuit de refroidissement unique jusqu'à la sortie du passage entre l'alésage 48 du disque amont 3 et la bride amont 78 du disque de turbine aval 5. Cette caractéristique 15 spécifique simplifie considérablement la conception de la turbine 100 par rapport à celle de la turbine 1 de l'art antérieur, dans laquelle deux débits d'air de refroidissement étaient prélevés en fond de chambre de combustion 2, afin d'emprunter deux circuits de 20 refroidissement totalement séparés.
D'autre part, la bride amont 78 du disque de turbine aval 5 comporte une pluralité d'orifices 86 aptes à être traversés par un troisième flux F3 du débit d'air de refroidissement D. Ce troisième flux F3 25 est donc acheminé de la chambre annulaire 76 vers un espace annulaire 88 de même axe, l'espace 88 étant situé entre d'une part la bride amont 78 du disque aval 5 et l'alésage intérieur 50 de ce même disque aval 5, et d'autre part l'entretoise 9 disposée autour de 30 l'arbre 11 de rotor de la turbine basse pression.
Ainsi, le flux d'air de refroidissement F3 peut SP 22213 AP circuler axialement vers l'aval dans l'espace annulaire 88, afin de refroidir le disque aval 5 par contact de l'air avec son alésage intérieur 50. Le troisième flux F3 est ensuite évacué en aval de la turbine 100 par les 5 orifices 54 ménagés sur la bride aval 13 du disque de turbine aval 5, cette bride aval 13 participant également à la délimitation extérieure de l'espace annulaire 88 et étant assemblée sur l'entretoise 9 d'axe 40.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à la turbine 100 et à son dispositif de ventilation qui viennent d'être décrits, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.
SP 22213 AP
Claims (4)
1. Dispositif de ventilation d'un rotor de turbine (100) à haute pression d'une turbomachine, la turbine (100) étant disposée en aval d' une chambre de 5 combustion (2) et comportant un disque de turbine amont (3) équipé d'aubes (4) ainsi que d'un disque de turbine aval (5) équipé d'aubes (6), ledit dispositif comportant un circuit de refroidissement muni d'injecteurs (36) disposés en amont du disque amont (3) 10 et étant alimenté par un débit d'air de refroidissement D prélevé en fond de chambre de combustion (2), caractérisé en ce que ledit circuit de refroidissement est agencé de manière à ce que le débit d'air de refroidissement D provenant des injecteurs ( 36) 15 traverse des orifices (74) ménagés dans une bride amont (66) du disque amont (3) autorisant sa fixation sur une bride amont (78) du disque aval (5), afin que ce débit d'air de refroidissement D circule axialement vers l'aval entre un alésage intérieur (48) du disque amont 20 (3) et la bride amont (78) du disque aval (5) autorisant sa fixation sur une bride aval (79) d'un compresseur haute pression ainsi que le centrage du disque amont (3), ledit dispositif de ventilation comportant en outre un labyrinthe unique (80) solidaire 25 de l'un des deux disques de turbine (3,5) et étant interposé entre ces deux disques, de sorte que le débit d'air de refroidissement D se sépare en un premier flux Fl circulant entre une face aval du disque amont (3) et une face amont du labyrinthe unique (80) en direction 30 des aubes (4), et en un second flux F2 circulant entre SP 22213 AP une face amont du disque aval (5) et une face aval du labyrinthe unique (80) en direction des aubes (6).
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que les injecteurs ( 36) débouchent 5 dans une cavité ( 64) partiellement délimitée par la bride amont ( 66) du disque de turbine amont (3), ainsi que par un joint amont ( 32) et un joint aval (34), ce dernier coopérant avec une bride amont secondaire (72) du disque de turbine amont (3).
3. Dispositif selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que la bride amont ( 78) du disque de turbine aval (5) dispose d'une pluralité d'orifices (86) aptes à être traversés par un troisième flux F3 du débit d'air de refroidissement D, 15 ledit troisième flux F3 étant susceptible de circuler axialement vers l'aval dans un espace annulaire (88) situé entre d'une part la bride amont (78) du disque aval (5) et un alésage intérieur (50) de ce disque aval (5), et d'autre part une entretoise (9) disposée autour 20 d'un arbre (11) de rotor d'une turbine basse pression.
4. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le labyrinthe unique (80) est solidaire d'une bride amont secondaire ( 82) du disque de turbine aval (5), dans 25 laquelle est pratiquée une pluralité d'orifices (84) autorisant la circulation du second flux F2 du débit d'air de refroidissement D, en direction des aubes (6).
SP 22213 AP
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|---|---|---|---|
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| CA2456589A CA2456589C (fr) | 2003-02-06 | 2004-02-02 | Dispositif de ventilation pour rotor de turbine haute pression de turbomachine |
| JP2004026230A JP4060279B2 (ja) | 2003-02-06 | 2004-02-03 | ターボ機械の高圧タービンロータ用の通気装置 |
| EP04100404A EP1445421B1 (fr) | 2003-02-06 | 2004-02-04 | Dispositif de ventilation d'un rotor de turbine à haute pression d'une turbomachine |
| DE602004000301T DE602004000301T2 (de) | 2003-02-06 | 2004-02-04 | Vorrichtung für die Belüftung eines Rotor einer Hochdruckturbine |
| ES04100404T ES2255697T3 (es) | 2003-02-06 | 2004-02-04 | Dispositivo de ventilacion de un rotor de turbina de alta presion de una turbomaquina. |
| RU2004103479/06A RU2330976C2 (ru) | 2003-02-06 | 2004-02-05 | Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины |
| US10/771,540 US6916151B2 (en) | 2003-02-06 | 2004-02-05 | Ventilation device for a high pressure turbine rotor of a turbomachine |
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| RU (1) | RU2330976C2 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2892148A1 (fr) * | 2005-10-19 | 2007-04-20 | Snecma Sa | Fourreau d'arbre de turboreacteur et turboreacteur comportant ce fourreau |
Families Citing this family (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8668437B1 (en) * | 2006-09-22 | 2014-03-11 | Siemens Energy, Inc. | Turbine engine cooling fluid feed system |
| US8562285B2 (en) * | 2007-07-02 | 2013-10-22 | United Technologies Corporation | Angled on-board injector |
| FR2937371B1 (fr) * | 2008-10-20 | 2010-12-10 | Snecma | Ventilation d'une turbine haute-pression dans une turbomachine |
| FR2946687B1 (fr) | 2009-06-10 | 2011-07-01 | Snecma | Turbomachine comprenant des moyens ameliores de reglage du debit d'un flux d'air de refroidissement preleve en sortie de compresseur haute pression |
| US8371127B2 (en) * | 2009-10-01 | 2013-02-12 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Cooling air system for mid turbine frame |
| FR2960260B1 (fr) * | 2010-05-21 | 2014-05-09 | Snecma | Turbomachine comprenant un circuit de ventilation de turbine basse pression ameliore |
| JP5494457B2 (ja) * | 2010-12-13 | 2014-05-14 | トヨタ自動車株式会社 | ガスタービンエンジン |
| US20120308360A1 (en) * | 2011-05-31 | 2012-12-06 | General Electric Company | Overlap seal for turbine nozzle assembly |
| US9279341B2 (en) | 2011-09-22 | 2016-03-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Air system architecture for a mid-turbine frame module |
| US9091173B2 (en) * | 2012-05-31 | 2015-07-28 | United Technologies Corporation | Turbine coolant supply system |
| US20130327061A1 (en) * | 2012-06-06 | 2013-12-12 | General Electric Company | Turbomachine bucket assembly and method of cooling a turbomachine bucket assembly |
| US10167723B2 (en) * | 2014-06-06 | 2019-01-01 | United Technologies Corporation | Thermally isolated turbine section for a gas turbine engine |
| US9915204B2 (en) * | 2014-06-19 | 2018-03-13 | United Technologies Corporation | Systems and methods for distributing cooling air in gas turbine engines |
| CN104675447A (zh) * | 2015-01-30 | 2015-06-03 | 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 | 一种燃气轮机涡轮冷却气路 |
| US10634055B2 (en) * | 2015-02-05 | 2020-04-28 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having section with thermally isolated area |
| US9920652B2 (en) | 2015-02-09 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having section with thermally isolated area |
| JP2018514685A (ja) * | 2015-04-06 | 2018-06-07 | シーメンス エナジー インコーポレイテッド | タービン翼の二圧力冷却 |
| US10718220B2 (en) * | 2015-10-26 | 2020-07-21 | Rolls-Royce Corporation | System and method to retain a turbine cover plate with a spanner nut |
| US10030519B2 (en) * | 2015-10-26 | 2018-07-24 | Rolls-Royce Corporation | System and method to retain a turbine cover plate between nested turbines with a tie bolt and spanner nut |
| US10273812B2 (en) | 2015-12-18 | 2019-04-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine rotor coolant supply system |
| US11421597B2 (en) | 2019-10-18 | 2022-08-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Tangential on-board injector (TOBI) assembly |
| CN111946464B (zh) * | 2020-07-21 | 2021-09-07 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种用于高压涡轮盘后轴承腔的导流阻挡密封结构 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3043561A (en) * | 1958-12-29 | 1962-07-10 | Gen Electric | Turbine rotor ventilation system |
| FR2598179A1 (fr) * | 1986-04-30 | 1987-11-06 | Gen Electric | Dispositif de transfert d'air de refroidissement pour une turbine |
| FR2712029A1 (fr) * | 1993-11-03 | 1995-05-12 | Snecma | Turbomachine pourvue d'un moyen de réchauffage des disques de turbines aux montées en régime. |
| DE19854907A1 (de) * | 1998-11-27 | 2000-05-31 | Rolls Royce Deutschland | Kühlluftführung an einer Axialturbine |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2081392B (en) * | 1980-08-06 | 1983-09-21 | Rolls Royce | Turbomachine seal |
| US4462204A (en) * | 1982-07-23 | 1984-07-31 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling airflow modulator |
| US4882902A (en) * | 1986-04-30 | 1989-11-28 | General Electric Company | Turbine cooling air transferring apparatus |
| US5555721A (en) * | 1994-09-28 | 1996-09-17 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling supply circuit |
| US6468032B2 (en) * | 2000-12-18 | 2002-10-22 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Further cooling of pre-swirl flow entering cooled rotor aerofoils |
| US6540477B2 (en) * | 2001-05-21 | 2003-04-01 | General Electric Company | Turbine cooling circuit |
| US6735956B2 (en) * | 2001-10-26 | 2004-05-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | High pressure turbine blade cooling scoop |
-
2003
- 2003-02-06 FR FR0301391A patent/FR2851010B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-02-02 CA CA2456589A patent/CA2456589C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2004-02-03 JP JP2004026230A patent/JP4060279B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2004-02-04 EP EP04100404A patent/EP1445421B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-04 DE DE602004000301T patent/DE602004000301T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-04 ES ES04100404T patent/ES2255697T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-05 RU RU2004103479/06A patent/RU2330976C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2004-02-05 US US10/771,540 patent/US6916151B2/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3043561A (en) * | 1958-12-29 | 1962-07-10 | Gen Electric | Turbine rotor ventilation system |
| FR2598179A1 (fr) * | 1986-04-30 | 1987-11-06 | Gen Electric | Dispositif de transfert d'air de refroidissement pour une turbine |
| FR2712029A1 (fr) * | 1993-11-03 | 1995-05-12 | Snecma | Turbomachine pourvue d'un moyen de réchauffage des disques de turbines aux montées en régime. |
| DE19854907A1 (de) * | 1998-11-27 | 2000-05-31 | Rolls Royce Deutschland | Kühlluftführung an einer Axialturbine |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2892148A1 (fr) * | 2005-10-19 | 2007-04-20 | Snecma Sa | Fourreau d'arbre de turboreacteur et turboreacteur comportant ce fourreau |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US6916151B2 (en) | 2005-07-12 |
| JP2004239260A (ja) | 2004-08-26 |
| FR2851010B1 (fr) | 2005-04-15 |
| RU2004103479A (ru) | 2005-07-10 |
| CA2456589A1 (fr) | 2004-08-06 |
| US20040219008A1 (en) | 2004-11-04 |
| CA2456589C (fr) | 2012-04-24 |
| DE602004000301T2 (de) | 2006-08-31 |
| RU2330976C2 (ru) | 2008-08-10 |
| EP1445421B1 (fr) | 2006-01-04 |
| EP1445421A1 (fr) | 2004-08-11 |
| DE602004000301D1 (de) | 2006-03-30 |
| JP4060279B2 (ja) | 2008-03-12 |
| ES2255697T3 (es) | 2006-07-01 |
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