FR2858829A1 - Aube refroidie de moteur a turbine a gaz - Google Patents

Aube refroidie de moteur a turbine a gaz Download PDF

Info

Publication number
FR2858829A1
FR2858829A1 FR0309869A FR0309869A FR2858829A1 FR 2858829 A1 FR2858829 A1 FR 2858829A1 FR 0309869 A FR0309869 A FR 0309869A FR 0309869 A FR0309869 A FR 0309869A FR 2858829 A1 FR2858829 A1 FR 2858829A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
blade
liner
throat
blade according
opening
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR0309869A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2858829B1 (fr
Inventor
Christophe Texier
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA Moteurs SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority to FR0309869A priority Critical patent/FR2858829B1/fr
Application filed by SNECMA Moteurs SA filed Critical SNECMA Moteurs SA
Priority to JP2004234330A priority patent/JP4234650B2/ja
Priority to EP04300530.5A priority patent/EP1508670B1/fr
Priority to UA20040806736A priority patent/UA84395C2/uk
Priority to RU2004124543/06A priority patent/RU2351768C2/ru
Priority to US10/916,435 priority patent/US7204675B2/en
Priority to CA2478954A priority patent/CA2478954C/fr
Publication of FR2858829A1 publication Critical patent/FR2858829A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2858829B1 publication Critical patent/FR2858829B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/14—Two-dimensional elliptical
    • F05D2250/141—Two-dimensional elliptical circular
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/232—Three-dimensional prismatic conical
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
    • F05D2250/292—Three-dimensional machined; miscellaneous tapered
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
    • F05D2250/323—Arrangement of components according to their shape convergent
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

L'aube de moteur à turbine à gaz refroidie de l'invention comprend une pièce de fonderie (11) et une chemise longitudinale (14) obtenue par formage de tôle ; la pièce de fonderie (11) comporte un corps longitudinal pourvu d'une cavité longitudinale (16) avec une première ouverture (19) et une seconde ouverture (20) aux extrémités, la chemise (14) étant montée dans la cavité (16) en étant fixée de façon solidaire à la paroi de la première ouverture (19), et dont une portion d'extrémité (21) est libre de coulisser dans la seconde ouverture formant glissière (20). Ladite portion d'extrémité (21) comprend une portion (22) aux dimensions transversales rétrécies par rapport aux dimensions transversales de la glissière (20).

Description

La présente invention concerne le refroidissement d'aubes dans un moteur à
turbine à gaz, en particulier d'aubes de distributeur de turbine.
Dans un moteur à turbine à gaz, l'air est comprimé dans un compresseur et est mélangé à un carburant dans la chambre de combustion. Le flux sortant de cette dernière entraîne une ou plusieurs turbines, avant d'être éjecté dans une tuyère d'éjection.
Les étages de turbines comprennent des rotors séparés par des distributeurs, destinés à orienter les flux de gaz. En raison de la température des gaz qui les parcourent, les aubes sont soumises à des conditions de fonctionnement très sévères; il est donc nécessaire de les refroidir, en général par convection forcée ou bien par impact d'air, à l'intérieur des aubes.
La figure 1 représente une aube 1 de distributeur de l'art antérieur, dans laquelle le refroidissement est assuré par une chemise longitudinale multiperforée 4. L'aube 1 s'étend entre deux plates-formes, une plateforme intérieure 3 et une plate-forme extérieure 2, qui délimitent le canal annulaire 5 de circulation du gaz dans la turbine. Ce canal est subdivisé circonférentiellement par les aubes 1.
La chemise multiperforée 4 est glissée longitudinalement dans la cavité 6 centrale de l'aube 1. Au niveau de la plate-forme extérieure 2, un conduit 7 alimente la chemise 4 en air froid, prélevé au compresseur par exemple. En raison de la différence de pression existant entre l'intérieur de la chemise 4 et la zone périphérique de la cavité 6 délimitée par la paroi extérieure de la chemise 4 et la paroi intérieure de l'aube 1, une partie de l'air est projetée, via les perforations de la chemise 4, contre la paroi interne de l'aube 1, assurant ainsi son refroidissement. Cet air est ensuite évacué, le long du bord de fuite de l'aube 1, par des perforations calibrées, dans la veine de gaz 5. Le reste de l'air est évacué à travers la plate-forme interne 3 dans un second conduit 8 qui le mène vers d'autres parties du moteur à refroidir, telles que le disque de turbine ou les paliers.
La cavité centrale 6 de l'aube 1 comprend deux ouvertures 9, 10, au niveau respectivement de la plate-forme extérieure 2 et de la plate-forme intérieure 3. Au moment du montage de l'aube, la chemise 4 est glissée par l'ouverture extérieure 9 de l'aube 1, et rendue solidaire à la plateforme extérieure 2, généralement par brasage le long de la paroi de l'ouverture extérieure 9. La partie opposée de la chemise 4 est guidée dans l'ouverture intérieure 10 de l'aube 1, formant une glissière dans la plate-forme intérieure 3 pour autoriser les déplacements relatifs entre la chemise et l'aube. En effet, en raison des différences entre les matériaux et les modes de fabrication entre l'aube 1 et la chemise 4, ainsi qu'entre les températures de fonctionnement, il s'ensuit une variation d'allongement entre l'aube 1 et la chemise 4. La glissière 10 assure le maintien de l'ensemble.
L'aube 1 est formée par fonderie, tandis que la chemise 4 est formée par formage d'une tôle. Compte tenu de la différence entre les modes d'élaboration de l'aube 1 et de la chemise 4, le jeu le long de la glissière 10 est relativement important; ce jeu résulte notamment des tolérances de fabrication. Il crée une fuite d'air au niveau de la sortie de chemise 4, puisque la pression dans la zone io périphérique de la cavité 6 est plus faible que dans le canal central formé par la chemise 4.
En référence à la figure 2, la fuite d'air illustrée par la flèche F présente le premier inconvénient d'entraîner une surpression dans la zone périphérique de la cavité 6. Cette surpression est préjudiciable à la qualité du refroidissement interne de l'aube 1 et plus particulièrement au niveau de la zone du bord d'attaque qui en est la zone la plus chaude, puisque l'air passant dans la cavité centrale de la chemise 4 a moins tendance à être projeté via les perforations de la chemise 4 contre la paroi interne de l'aube 1. Par ailleurs, l'air provenant de la fuite ne participe pas au refroidissement de l'aube puisqu'il est entraîné directement vers les orifices d'évacuation situés sur le bord de fuite. En outre, la quantité d'air entraîné dans le conduit 8 afin de refroidir d'autres parties du moteur est réduite du fait de la fuite.
Il a été envisagé de remédier à la fuite d'air par des systèmes d'étanchéité, mais ces derniers nuisent au coulissement de la chemise 4 dans la glissière 10, nécessaire à la compensation des différences de dilatation évoquées plus haut.
La présente invention vise à pallier ces inconvénients.
A cet effet, l'invention concerne une aube de moteur à turbine à gaz refroidie comprenant une pièce de fonderie et une chemise longitudinale obtenue par formage de tôle, la pièce de fonderie comportant un corps longitudinal pourvu d'une cavité longitudinale avec une première et une seconde ouvertures aux extrémités, la chemise étant montée dans la cavité en étant fixée à la paroi de la première ouverture, et dont une portion d'extrémité est libre de coulisser dans la seconde ouverture formant glissière, caractérisée par le fait que ladite portion d'extrémité comporte un rétrécissement de sa section transversale de passage pour le flux d'air évacué par la chemise.
La solution de l'invention est simple et peu coûteuse. Elle présente aussi l'avantage de permettre le calibrage du débit de refroidissement des disques.
L'invention sera mieux comprise grâce à la description suivante de la forme de réalisation préférée de l'aube de l'invention, en rapport au dessin annexé, sur lequel: - la figure 1 représente une vue de profil en coupe d'une aube de l'art antérieur; - la figure 2 représente une vue de profil en coupe de la chemise dans la glissière de l'aube de la figure 1; - la figure 3 représente une vue de profil en coupe d'une première forme io de réalisation de l'aube de l'invention; - la figure 4 représente une vue de profil en coupe de la chemise de l'aube de la figure 3; - la figure 5 représente une vue de profil en coupe de la chemise d'une deuxième forme de réalisation de l'aube de l'invention, et - la figure 6 représente une vue de profil en coupe de la chemise d'une troisième forme de réalisation de l'aube de l'invention.
Bien que l'invention s'applique à tout type d'aube, elle sera particulièrement décrite en lien avec une aube de distributeur de turbine.
En référence à la figure 3, l'aube 11 de distributeur de l'invention s'étend entre une plate-forme extérieure 12 et une plate-forme intérieure 13 du distributeur du moteur à turbine à gaz, qui délimitent un canal annulaire 15 de circulation du gaz dans la turbine. Elle comprend une cavité centrale 16 longitudinale, ménageant deux ouvertures extérieure 19 et intérieure 20, respectivement au niveau de la plate-forme extérieure 12 et de la plate-forme intérieure 13.
Une chemise 14 est insérée dans la cavité centrale 16 de l'aube, ménageant une cavité périphérique de refroidissement entre la paroi externe de la chemise 14 et la paroi interne de l'aube 11. La chemise 14 est fixée à la paroi de l'ouverture extérieure 19 de l'aube 11, par brasage ou soudage, par exemple. Elle est en outre guidée, au niveau d'une portion d'extrémité 21, dans l'ouverture intérieure 20 formant glissière à cet effet. Ainsi, il lui est possible de coulisser dans la glissière 20, afin de rendre l'ensemble de l'aube solidaire malgré les dilatations différentielles entre ses divers éléments.
Au niveau de la plate-forme extérieure 12, la chemise 14 est alimentée, par un conduit 17, en air provenant de niveaux plus froids du moteur à turbine.
Du fait de la différence de pression existant entre la cavité centrale de la chemise 14 et la cavité périphérique de refroidissement de la cavité 16, une partie de cet air est projeté de la cavité centrale de la chemise vers la paroi interne de l'aube, par des perforations ménagées à cet effet sur la chemise 14, du côté notamment du bord d'attaque de l'aube 11. Cet air est ensuite évacué par des perforations calibrées ménagées au bord de fuite de l'aube 11.
La partie de l'air non projeté sur la paroi interne de l'aube 11 est évacuée s de la chemise 14 par un conduit 18 s'étendant, au niveau de la plate-forme intérieure 13, à la suite de la glissière 20.
En référence à la figure 4, la chemise 14 de l'aube 11 de la figure 3, formée par pliage de tôle, est repliée dans la zone de sa portion d'extrémité 21 io guidée par la glissière 20, de manière à former un rétrécissement 22 pour le flux d'air qui est guidé dans sa cavité. Plus précisément, le rétrécissement 22 est effectué dans la zone de la portion d'extrémité 21 de la chemise 14 logée à l'intérieur de la glissière 20. Dans la forme de réalisation de la figure 4, ce pliage est de profil courbe.
Il s'agit en fait de créer, dans la portion d'extrémité 21 de la chemise 14 guidée par la glissière 20, une zone 22 dont les dimensions transversales sont nettement rétrécies par rapport aux dimensions transversales de la glissière 20.
Ainsi, grâce au pliage de la chemise 14, une perte de charge est créée à l'extrémité repliée 22 de la chemise 14. Cette perte de charge implique une chute de la pression statique en sortie de la chemise 14. Par conséquent, grâce à une conformation ad hoc du pliage, il est possible de régler la pression statique en sortie de la chemise 14 par rapport à la pression statique de la zone de refroidissement de la cavité 16 de l'aube 14, de façon à annuler ou au moins réduire la fuite d'air en sortie de la chemise 14 vers ladite zone de refroidissement.
Ainsi, grâce à l'invention, il est possible de remédier à la fuite d'air sans changer la structure ni le mode d'élaboration du corps de l'aube 11, en conformant convenablement la portion d'extrémité 21 de la chemise 1l, sans coûts de production supplémentaires.
La figure 5 représente une deuxième forme de réalisation d'une chemise 14' de l'aube 11. Dans cette dernière, il est prévu, pour obtenir les mêmes résultats que précédemment, de braser ou souder, à l'extrémité de la portion d'extrémité 21' de la chemise 14' destinée à être guidée par la glissière 20, une plaquette calibrée 23' percée, sur la majeure partie de sa surface en l'occurrence, d'une ouverture 24' de passage de l'air. On obtient bien ainsi une portion 22' de dimensions transversales rétrécies par rapport aux dimensions transversales de la glissière 20.
La figure 6 représente une troisième forme de réalisation d'une chemise 14" de l'aube 11. Dans cette dernière, il est prévu de braser, à l'extrémité de la portion d'extrémité 21" de la chemise 14" destinée à être guidée par la glissière 20, un tube 23" de forme conique dont les dimensions transversales vont en s s'amoindrissant en s'éloignant de l'extrémité de la chemise 14". On obtient bien ainsi une portion 22" de dimensions transversales rétrécies par rapport aux dimensions transversales de la glissière 20.
La troisième forme de réalisation de la chemise de l'invention est io avantageuse par rapport à la deuxième en ce sens qu'elle permet de minimiser les pertes de charge à l'entrée du cône.

Claims (8)

Revendications
1- Aube de moteur à turbine à gaz refroidie comprenant une pièce de s fonderie (11) et une chemise longitudinale (14, 14', 14") de guidage de flux d'air de refroidissement obtenue par formage de tôle, la pièce de fonderie (11) comportant un corps longitudinal pourvu d'une cavité longitudinale (16) avec une première ouverture (19) d'alimentation et une seconde ouverture (20) d'évacuation d'air aux extrémités, la chemise (14, 14', 14") étant montée dans la io cavité (16) en étant fixée à la paroi de la première ouverture (19), et dont une portion d'extrémité (21, 21', 21") est libre de coulisser dans la seconde ouverture formant glissière (20), caractérisée par le fait que ladite portion d'extrémité (21, 21', 21") comprend un rétrécissement (22, 22', 22") de sa section transversale de passage pour le flux d'air.
2- Aube selon la revendication 1, dans laquelle la chemise (14, 14', 14") est fixée à la paroi de la première ouverture (19) par soudage ou par brasage.
3- Aube selon l'une des revendications 1 ou 2, dans laquelle le 20 rétrécissement (22) est obtenu par pliage de l'extrémité de la chemise (14).
4- Aube selon la revendication 3, dans laquelle le pliage est de section de profil courbe.
5- Aube selon l'une des revendications 1 ou 2, dans laquelle le rétrécissement (22') est obtenu par fixation d'une plaquette calibrée (23') percée d'une ouverture (24') à l'extrémité de la chemise (14').
6- Aube selon l'une des revendications 1 ou 2, dans laquelle le rétrécissement (22") est obtenu par fixation d'un tube (23") de forme conique dont les dimensions transversales vont en diminuant en s'éloignant de l'extrémité de la chemise (14").
7- Aube selon l'une des revendications 1 à 6, dans laquelle la chemise 35 (14, 14', 14") est perforée.
8- Aube selon la revendication 7, dans laquelle la pièce de fonderie comporte des perforations calibrées.
FR0309869A 2003-08-12 2003-08-12 Aube refroidie de moteur a turbine a gaz Expired - Lifetime FR2858829B1 (fr)

Priority Applications (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0309869A FR2858829B1 (fr) 2003-08-12 2003-08-12 Aube refroidie de moteur a turbine a gaz
EP04300530.5A EP1508670B1 (fr) 2003-08-12 2004-08-11 Aube refroidie de moteur à turbine à gaz
UA20040806736A UA84395C2 (uk) 2003-08-12 2004-08-11 Охолоджувана лопатка газотурбінного двигуна
RU2004124543/06A RU2351768C2 (ru) 2003-08-12 2004-08-11 Охлаждаемая лопатка газотурбинного двигателя
JP2004234330A JP4234650B2 (ja) 2003-08-12 2004-08-11 冷却式ガスタービンエンジン羽根
US10/916,435 US7204675B2 (en) 2003-08-12 2004-08-12 Cooled gas turbine engine vane
CA2478954A CA2478954C (fr) 2003-08-12 2004-08-12 Aube refroidie de moteur a turbine a gaz

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0309869A FR2858829B1 (fr) 2003-08-12 2003-08-12 Aube refroidie de moteur a turbine a gaz

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2858829A1 true FR2858829A1 (fr) 2005-02-18
FR2858829B1 FR2858829B1 (fr) 2008-03-14

Family

ID=34043774

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR0309869A Expired - Lifetime FR2858829B1 (fr) 2003-08-12 2003-08-12 Aube refroidie de moteur a turbine a gaz

Country Status (7)

Country Link
US (1) US7204675B2 (fr)
EP (1) EP1508670B1 (fr)
JP (1) JP4234650B2 (fr)
CA (1) CA2478954C (fr)
FR (1) FR2858829B1 (fr)
RU (1) RU2351768C2 (fr)
UA (1) UA84395C2 (fr)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7921654B1 (en) 2007-09-07 2011-04-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Cooled turbine stator vane
FR2921937B1 (fr) * 2007-10-03 2009-12-04 Snecma Procede d'aluminisation en phase vapeur d'une piece metallique de turbomachine
FR2922597B1 (fr) 2007-10-19 2012-11-16 Snecma Aube refroidie de turbomachine
US8353668B2 (en) * 2009-02-18 2013-01-15 United Technologies Corporation Airfoil insert having a tab extending away from the body defining a portion of outlet periphery
FR2943380B1 (fr) * 2009-03-20 2011-04-15 Turbomeca Aube de distributeur comprenant au moins une fente
IT1394713B1 (it) * 2009-06-04 2012-07-13 Ansaldo Energia Spa Pala di turbina
US8944751B2 (en) * 2012-01-09 2015-02-03 General Electric Company Turbine nozzle cooling assembly
US9771816B2 (en) 2014-05-07 2017-09-26 General Electric Company Blade cooling circuit feed duct, exhaust duct, and related cooling structure
US9638045B2 (en) * 2014-05-28 2017-05-02 General Electric Company Cooling structure for stationary blade
US9745920B2 (en) * 2014-09-11 2017-08-29 General Electric Company Gas turbine nozzles with embossments in airfoil cavities
US9909436B2 (en) 2015-07-16 2018-03-06 General Electric Company Cooling structure for stationary blade
FR3094034B1 (fr) 2019-03-20 2021-03-19 Safran Aircraft Engines Chemise tubulaire de ventilation pour un distributeur de turbomachine

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3767322A (en) * 1971-07-30 1973-10-23 Westinghouse Electric Corp Internal cooling for turbine vanes
EP0381955A1 (fr) * 1989-02-06 1990-08-16 Westinghouse Electric Corporation Turbine à gaz avec des aubes refroidies par air
US5511937A (en) * 1994-09-30 1996-04-30 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine airfoil with a cooling air regulating seal
EP0974733A2 (fr) * 1998-07-22 2000-01-26 General Electric Company Aubes de guidage pour une turbine ayant un système de transfert de l'air de refroidissement
US6109867A (en) * 1997-11-27 2000-08-29 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Cooled turbine-nozzle vane
EP1149982A2 (fr) * 2000-04-11 2001-10-31 General Electric Company Procédé d'insertion une structure interieure dans une aube de turbine a gaz
EP1154124A1 (fr) * 2000-05-10 2001-11-14 General Electric Company Aube refroidie par impact
EP1191189A1 (fr) * 2000-09-26 2002-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbine à gaz
EP1251243A1 (fr) * 2001-04-19 2002-10-23 Snecma Moteurs Aube pour turbine comportant un déflecteur d'air de refroidissement
US20030026689A1 (en) * 2001-08-03 2003-02-06 Burdgick Steven Sebastian Turbine vane segment and impingement insert configuration for fail-safe impingement insert retention

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4288201A (en) * 1979-09-14 1981-09-08 United Technologies Corporation Vane cooling structure
JP3480069B2 (ja) * 1994-10-11 2003-12-15 石川島播磨重工業株式会社 ジェットエンジンの固定冷却翼
US5749701A (en) * 1996-10-28 1998-05-12 General Electric Company Interstage seal assembly for a turbine
US6398486B1 (en) * 2000-06-01 2002-06-04 General Electric Company Steam exit flow design for aft cavities of an airfoil
US7008185B2 (en) * 2003-02-27 2006-03-07 General Electric Company Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3767322A (en) * 1971-07-30 1973-10-23 Westinghouse Electric Corp Internal cooling for turbine vanes
EP0381955A1 (fr) * 1989-02-06 1990-08-16 Westinghouse Electric Corporation Turbine à gaz avec des aubes refroidies par air
US5511937A (en) * 1994-09-30 1996-04-30 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine airfoil with a cooling air regulating seal
US6109867A (en) * 1997-11-27 2000-08-29 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Cooled turbine-nozzle vane
EP0974733A2 (fr) * 1998-07-22 2000-01-26 General Electric Company Aubes de guidage pour une turbine ayant un système de transfert de l'air de refroidissement
EP1149982A2 (fr) * 2000-04-11 2001-10-31 General Electric Company Procédé d'insertion une structure interieure dans une aube de turbine a gaz
EP1154124A1 (fr) * 2000-05-10 2001-11-14 General Electric Company Aube refroidie par impact
EP1191189A1 (fr) * 2000-09-26 2002-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbine à gaz
EP1251243A1 (fr) * 2001-04-19 2002-10-23 Snecma Moteurs Aube pour turbine comportant un déflecteur d'air de refroidissement
US20030026689A1 (en) * 2001-08-03 2003-02-06 Burdgick Steven Sebastian Turbine vane segment and impingement insert configuration for fail-safe impingement insert retention

Also Published As

Publication number Publication date
CA2478954A1 (fr) 2005-02-12
JP2005061412A (ja) 2005-03-10
RU2004124543A (ru) 2006-01-27
EP1508670B1 (fr) 2017-12-13
EP1508670A3 (fr) 2005-03-09
US7204675B2 (en) 2007-04-17
CA2478954C (fr) 2012-05-01
JP4234650B2 (ja) 2009-03-04
US20050089395A1 (en) 2005-04-28
EP1508670A2 (fr) 2005-02-23
FR2858829B1 (fr) 2008-03-14
UA84395C2 (uk) 2008-10-27
RU2351768C2 (ru) 2009-04-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2582638C (fr) Ensemble d'une aube et d'une chemise de refroidissement, distributeur de turbomachine comportant l'ensemble, turbomachine, procede de montage et de reparation de l'ensemble
EP1508670B1 (fr) Aube refroidie de moteur à turbine à gaz
EP1908921B1 (fr) Procédé de refroidissement par impact d'une aube de turbine et aube de turbine associée
EP0785339A1 (fr) Aube refrigerée de distributeur de turbine
FR2571428A1 (fr) Pales creuses de turbines refroidies par un fluide et moteur equipe de telles pales
EP1496207B1 (fr) Dispositif pour piloter passivement la dilatation thermique du carter d'un turboréacteur
WO2003040524A1 (fr) Stator pour turbomachine
CA2472324C (fr) Aubes refroidies de moteur a turbine a gaz
EP1783326A1 (fr) Agencement de refroidissement d'une aube d'une turbine, aube de turbine le comportant, turbine et moteur d'aéronef en étant équipés
FR2872541A1 (fr) Aube fixe de turbine a refroidissement ameliore
CA2605947C (fr) Canal de transition entre deux etages de turbine
CA2456696C (fr) Aubes de turbine refroidie a fuite d'air de refroidissement reduite
EP3286500B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine comportant un dispositif de guidage de flux d'air de forme spécifique
CA2641438C (fr) Aube refroidie de turbomachine
FR3066783B1 (fr) Chemise pour aube de turbine a refroidissement optimise
FR3094034A1 (fr) Chemise tubulaire de ventilation pour un distributeur de turbomachine
WO2019229377A1 (fr) Dispositif de refroidissement d'un carter de turbomachine
FR3092135A1 (fr) Turbomachine, telle qu’un turboreacteur d’avion
FR3089544A1 (fr) Dispositif de refroidissement d’un carter de turbomachine
FR3079869A1 (fr) Aube de turbine haute pression comportant une cavite morte presentant une reduction de section
WO2020193913A1 (fr) Aube de turbomachine equipee d'un circuit de refroidissement optimise
EP3942157A1 (fr) Aube de turbomachine equipee d'un circuit de refroidissement et procede de fabrication a cire perdue d'une telle aube
FR3129987A1 (fr) Tuyere d’echappement de gaz de combustion pour une turbomachine d’aeronef
EP3735524A1 (fr) Turbomachine comportant un echangeur de chaleur constitue d'au moins une plateforme inter aubes
FR3115561A1 (fr) Aubage d’entrée d'air pour une turbomachine d’aéronef, turbomachine d'aéronef équipée d’un tel aubage d’entrée d’air et son procédé de fabrication

Legal Events

Date Code Title Description
CD Change of name or company name
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 13

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 14

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 15

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20170717

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 16

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 17

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 18

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 19

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 20