FR2881472A1 - Gas turbine engine for propulsion of aircraft, has outer radial seal arranged between conduit and turbine and permitting to withdraw cooling air from enclosure of combustion chamber in downstream of diffuser - Google Patents
Gas turbine engine for propulsion of aircraft, has outer radial seal arranged between conduit and turbine and permitting to withdraw cooling air from enclosure of combustion chamber in downstream of diffuser Download PDFInfo
- Publication number
- FR2881472A1 FR2881472A1 FR0550250A FR0550250A FR2881472A1 FR 2881472 A1 FR2881472 A1 FR 2881472A1 FR 0550250 A FR0550250 A FR 0550250A FR 0550250 A FR0550250 A FR 0550250A FR 2881472 A1 FR2881472 A1 FR 2881472A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- air
- cooling
- conduit
- combustion chamber
- chamber
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 29
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 20
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 17
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 claims description 9
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 8
- 210000003462 vein Anatomy 0.000 claims 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 4
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 2
- 238000005299 abrasion Methods 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 238000010926 purge Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
- F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
- F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
- F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
- F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
La présente invention concerne le domaine des moteurs à turbine à gaz etThe present invention relates to the field of gas turbine engines and
notamment celui des moteurs utilisés pour la propulsion des aéronefs. particularly that of engines used for the propulsion of aircraft.
Un moteur de ce type comprend au moins un compresseur alimentant en air une chambre de combustion dont les gaz sont dirigés sur une turbine puis éjectés dans une tuyère d'éjection. La turbine et le compresseur sont montés sur un arbre commun, en forme de fût notamment, autour duquel est disposée la chambre de combustion, cet ensemble rotatif constituant un corps. Le moteur peut comprendre plusieurs corps, généralement deux ou io trois, tournant à des vitesses différentes. An engine of this type comprises at least one compressor supplying air to a combustion chamber whose gases are directed on a turbine and then ejected into an exhaust nozzle. The turbine and the compressor are mounted on a common shaft, in particular barrel shape, around which is disposed the combustion chamber, this rotating assembly constituting a body. The engine may comprise several bodies, generally two or three, rotating at different speeds.
La présente invention concerne le corps haute pression du moteur et vise en particulier la ventilation du rotor de turbine haute pression. The present invention relates to the high-pressure body of the engine and is intended in particular to ventilate the high-pressure turbine rotor.
On a représenté sur la figure 1 une vue en coupe longitudinale partielle du corps haute pression d'un moteur actuellement en service, dont on voit un rotor 1 de compresseur HP, sans les aubes, relié par une portion cylindrique en forme de fût 2, au rotor 3 de turbine HP. L'ensemble est mobile autour d'un axe ici horizontal. Le compresseur 1 alimente l'enceinte 5 de la chambre de combustion à travers un diffuseur 4 dont les aubes fixes en redressent le flux. L'enceinte de chambre est délimitée longitudinalement par deux parois concentriques, dont on voit la paroi intérieure 51 en deux parties. Dans cette enceinte 5, on voit la chambre de combustion annulaire 7, elle-même avec ses parois 71 et 72 concentriques et un brûleur. FIG. 1 shows a partial longitudinal sectional view of the high pressure body of a motor currently in service, of which a rotor 1 of an HP compressor, without the vanes, connected by a barrel-shaped cylindrical portion 2, to the HP turbine rotor 3. The set is mobile around a horizontal axis here. The compressor 1 supplies the chamber 5 of the combustion chamber through a diffuser 4 whose fixed blades straighten the flow. The chamber chamber is delimited longitudinally by two concentric walls, whose inner wall 51 is seen in two parts. In this chamber 5, we see the annular combustion chamber 7, itself with its walls 71 and 72 concentric and a burner.
La ventilation du rotor de turbine haute pression est assurée par deux circuits Cl et C2 parcourus par de l'air: un circuit Cl destiné plus particulièrement au refroidissement des aubes de turbine haute pression et un circuit C2 de refroidissement du cône aval du compresseur HP, du fût de liaison 2 et du flasque amont 31 de turbine HP. The ventilation of the high-pressure turbine rotor is ensured by two circuits C1 and C2 traversed by air: a circuit C1 intended more particularly for cooling the high-pressure turbine blades and a cooling circuit C2 for the downstream cone of the HP compressor, connecting shaft 2 and upstream flange 31 HP turbine.
Le circuit C l alimente les aubes de turbine en air de refroidissement par une cavité ménagée entre un flasque 31 et le disque du rotor de la turbine HP. Le flasque 31 est pourvu d'orifices axiaux 31A de ventilation en regard d'un conduit 9 annulaire ou en secteur d'anneau, qui est ouvert en amont, en 91, sur l'enceinte 5 de chambre et forme un injecteur. Le conduit 9 est pourvu de moyens de guidage, imprimant au flux d'air qui le traverse une pré-rotation de manière à ce que la température totale relative soit la plus faible possible. Ce flux d'air est injecté à travers les trous de ventilation du flasque amont puis est guidé entre ce dernier et le disque de turbine jusqu'aux alvéoles ménagés sur la jante d'où il alimente les canaux de refroidissement des aubes mobiles qui y sont montés. L'étanchéité entre le conduit 9 et le flasque 31 est assurée par deux joints d'étanchéité à labyrinthe, l'un 32 intérieur et l'autre 33 extérieur. The circuit C l supplies the turbine blades with cooling air through a cavity formed between a flange 31 and the disk of the rotor of the HP turbine. The flange 31 is provided with axial ventilation holes 31A opposite an annular duct 9 or ring sector, which is open upstream, 91, on the chamber chamber 5 and forms an injector. The duct 9 is provided with guiding means, printing to the flow of air passing through it a pre-rotation so that the relative total temperature is as low as possible. This air flow is injected through the ventilation holes of the upstream flange and is guided between the latter and the turbine disk to the cells formed on the rim from which it feeds the cooling channels of the blades which are there mounted. The seal between the conduit 9 and the flange 31 is provided by two labyrinth seals, one inside 32 and the other 33 outside.
io Le circuit C2 comprend un prélèvement d'air entre le rotor 1 du compresseur et le diffuseur 4, un chemin le long de la paroi intérieure 51 de l'enceinte de chambre entre celle-ci et le fût 2 du corps haute pression. Un joint d'étanchéité à labyrinthe 21 entre le fût 2 et la paroi 51 permet un contrôle du flux vers l'aval. Cet air ensuite est dirigé contre le flasque amont 31 de turbine pour en assurer la ventilation puis il est évacué en partie dans le circuit Cl à travers le joint à labyrinthe intérieur 32, en partie dans la cavité de purge amont de turbine HP en bipassant par des tubes radiaux 92 les injecteurs 9 via les injecteurs secondaires dits shunt . Cet air refroidit le stator du joint à labyrinthe 33. The circuit C2 comprises an air sampling between the rotor 1 of the compressor and the diffuser 4, a path along the inner wall 51 of the chamber chamber between the latter and the barrel 2 of the high pressure body. A labyrinth seal 21 between the barrel 2 and the wall 51 allows control of the flow downstream. This air is then directed against the upstream upstream flange 31 of the turbine to ensure ventilation and is partially discharged into the circuit C1 through the inner labyrinth seal 32, partly into the upstream HP turbine purge cavity bypassing by radial tubes 92 the injectors 9 via secondary injectors called shunt. This air cools the stator of the labyrinth seal 33.
Par rapport à cette disposition connue, le déposant a cherché à améliorer le refroidissement du joint extérieur 33 ainsi que la robustesse du système d'alimentation des aubes de turbine HP. La robustesse est la capacité du système à assurer le refroidissement de l'aube en cas de détérioration des labyrinthes ou de tolérance maximale. With respect to this known arrangement, the applicant has sought to improve the cooling of the outer seal 33 as well as the robustness of the HP turbine blade feed system. Robustness is the ability of the system to cool the dawn in the event of labyrinth damage or maximum tolerance.
Conformément à l'invention on parvient à réaliser ces objectifs sur un moteur à turbine à gaz avec une turbine entraînée par les gaz issus de la chambre de combustion, comprenant un conduit d'air alimentant une cavité 3o ménagée dans le rotor de turbine en air de refroidissement depuis l'enceinte de la chambre de combustion, un joint d'étanchéité extérieur entre le conduit et le rotor, un moyen de refroidissement dudit joint d'étanchéité extérieur, caractérisé par le fait que l'air de refroidissement dudit joint extérieur est prélevé dans l'enceinte de la chambre en aval du diffuseur. En particulier, cet air est prélevé depuis des orifices ménagés dans la paroi de la chambre de combustion, et de préférence les orifices sont situés de telle manière que le stator du joint extérieur comprend une zone d'impact d'air. According to the invention it is possible to achieve these objectives on a gas turbine engine with a turbine driven by the gases from the combustion chamber, comprising an air duct supplying a cavity 3o formed in the turbine rotor in air cooling device from the chamber of the combustion chamber, an outer seal between the conduit and the rotor, a cooling means of said outer seal, characterized in that the cooling air of said outer seal is taken from the enclosure of the chamber downstream of the diffuser. In particular, this air is taken from orifices in the wall of the combustion chamber, and preferably the orifices are located in such a way that the stator of the outer seal comprises an air impact zone.
Le joint extérieur est avantageusement un joint à labyrinthe, de type connu 5 en soi, avec des léchettes solidaires du rotor, coopérant avec une partie statorique supportant un matériau d'usure, dit abradable. The outer seal is advantageously a labyrinth seal, of a type known per se, with wipers integral with the rotor, cooperating with a stator part supporting a wear material, said to be abradable.
Par rapport à l'art antérieur, la solution de l'invention revient donc à inverser le sens de circulation de l'air de refroidissement de la partie o statorique du joint extérieur. Compared to the prior art, the solution of the invention is therefore to reverse the direction of circulation of the cooling air of the stator part of the outer seal.
Elle présente plusieurs avantages.It has several advantages.
Cela permet de ventiler le support d'abradable du joint à labyrinthe extérieur sans avoir recours aux injecteurs secondaires qui pénalisent la consommation spécifique. Cette solution est particulièrement intéressante lorsque, pour certaines applications, la tenue thermique du flasque amont est suffisante sans qu'aucune ventilation par les injecteurs secondaires ne soit nécessaire. On peut alors les supprimer. This makes it possible to ventilate the abradable support of the external labyrinth seal without resorting to the secondary injectors which penalize the specific consumption. This solution is particularly advantageous when, for certain applications, the thermal resistance of the upstream flange is sufficient without any ventilation by the secondary injectors is necessary. We can then delete them.
On ventile le support de stator du joint à labyrinthe extérieur par de l'air plus froid que l'air prélevé au compresseur et qui a subi les échauffements par frottement visqueux de la cavité sous chambre. Le gain est par exemple de 60 C. Cet air plus froid permet de réduire le jeu radial du joint à labyrinthe en régime stabilisé. The stator support of the outer labyrinth seal is ventilated by cooler air than the air taken from the compressor and which has undergone viscous friction heating of the chamber cavity. The gain is for example 60 C. This colder air makes it possible to reduce the radial clearance of the labyrinth seal in steady state.
On permet aussi d'améliorer la robustesse de l'alimentation des aubes de turbine car l'air est plus froid. On diminue l'impact de l'air 3o chaud venu du compresseur HP sur la température d'air d'alimentation des aubes. It is also possible to improve the robustness of the supply of the turbine blades because the air is colder. The impact of hot air coming from the HP compressor on the supply air temperature of the blades is reduced.
Conformément à une autre caractéristique, l'air, après refroidissement dudit joint, est mélangé en partie au moins, avec l'air du conduit d'air alimentant la cavité ménagée dans le rotor. En particulier, il est introduit dans le conduit. According to another characteristic, the air, after cooling of said seal, is at least partially mixed with the air of the air duct supplying the cavity formed in the rotor. In particular, it is introduced into the conduit.
Conformément à une autre caractéristique l'air, après refroidissement dudit joint, est dirigé au moins en partie le long de la paroi de la chambre vers l'amont, en direction de la veine du compresseur. According to another characteristic, the air, after cooling said seal, is directed at least partly along the wall of the chamber upstream, towards the compressor stream.
Conformément à une autre caractéristique, l'air, après refroidissement dudit joint, est mélangé en majorité avec l'air du premier circuit, la ventilation de la paroi de la chambre de combustion étant assurée par de l'air prélevé au compresseur et circulant le long de la paroi de la chambre de combustion o d'amont en aval. According to another characteristic, the air, after cooling said gasket, is mixed in majority with the air of the first circuit, the ventilation of the wall of the combustion chamber being provided by air taken from the compressor and circulating the along the wall of the combustion chamber o from upstream to downstream.
La présente invention est décrite ci-après plus en détail, en référence aux dessins annexés sur lesquels: - la figure 1 est une vue partielle en coupe longitudinale d'un moteur conforme à l'art antérieur, -la figure 2 est une vue partielle en coupe longitudinale d'un moteur conforme à l'invention, - la figure 3 est une vue partielle de la figure 2 présentant une première 20 variante de réalisation de l'invention, - la figure 4 montre une seconde variante de réalisation. The present invention is described below in more detail with reference to the accompanying drawings in which: - Figure 1 is a partial longitudinal sectional view of an engine according to the prior art, -la figure 2 is a partial view In longitudinal section of a motor according to the invention, - Figure 3 is a partial view of Figure 2 having a first embodiment of the invention, - Figure 4 shows a second embodiment.
On se reporte à la figure 2 qui est une coupe longitudinale partielle d'un moteur à turbine à gaz présentant les caractéristiques de l'invention. Les parties du moteur correspondant à celles de la figure 1 en portent les mêmes références mais augmentées de 100 ou 1000. Referring to Figure 2 which is a partial longitudinal section of a gas turbine engine having the features of the invention. The motor parts corresponding to those of Figure 1 bear the same references but increased by 100 or 1000.
Le corps haute pression du moteur comprend un compresseur 101 et une turbine 103 reliées par une partie cylindrique 102 en forme de fût. Le 3o compresseur débouche dans une enceinte de chambre de combustion 105 à travers un diffuseur 104, comme cela est connu. L'enceinte 105 annulaire avec une paroi intérieure 1051, ici en deux parties boulonnées entre elles, et une paroi extérieure non visible, contient la chambre de combustion 107 annulaire dont on voit la chemise intérieure 1071 et un brûleur 1074. La chambre 107 est soutenue en aval par une tôle ajourée 1053. La chambre de combustion débouche par un redresseur 108 dans le canal de turbine. The high pressure body of the engine comprises a compressor 101 and a turbine 103 connected by a cylindrical portion 102 in the shape of a drum. The compressor 3 opens into a combustion chamber chamber 105 through a diffuser 104, as is known. The annular enclosure 105 with an inner wall 1051, here in two parts bolted together, and a non-visible outer wall, contains the annular combustion chamber 107 which shows the inner liner 1071 and a burner 1074. The chamber 107 is supported downstream by a perforated plate 1053. The combustion chamber opens by a rectifier 108 in the turbine channel.
Le rotor de turbine 103 comprend un disque 103'. Un flasque amont 1031 est solidaire du disque sur lequel il est boulonné de manière à ménager une cavité communiquant avec les aubes montées sur la jante du disque. The turbine rotor 103 comprises a disk 103 '. An upstream flange 1031 is secured to the disk on which it is bolted so as to provide a cavity communicating with the vanes mounted on the disk rim.
Le flasque comprend des ouvertures 1031A axiales communiquant avec un conduit annulaire 109. Ce conduit est solidaire de la paroi 1051 et communique avec l'enceinte 105 par des orifices 1091 ménagés dans la paroi. Le conduit 109 comprend une pluralité de tubes radiaux 1095 qui to permettent une communication radiale à travers lui. The flange comprises axial openings 1031A communicating with an annular duct 109. This duct is integral with the wall 1051 and communicates with the enclosure 105 through orifices 1091 formed in the wall. The conduit 109 includes a plurality of radial tubes 1095 that allow radial communication therethrough.
L'étanchéité entre l'ensemble tournant et le conduit 109 est assurée à ce niveau par deux joints d'étanchéité de type à labyrinthe. Un joint radialement extérieur 1033 et un joint radialement intérieur 1032. Ces 1s joints sont constitués par une pluralité de léchettes circonférentielles, 1032A respectivement 1033A, ici radiales, ménagées sur le flasque, et coopérant avec une partie de stator., 1032B respectivement 1033B, supportant un matériau d'usure, tel qu'un matériau connu sous le terme abradable. Il peut s'agir d'une structure en nid d'abeille ou bien d'un matériau peu résistant à l'abrasion et qui cède lorsque les léchettes viennent à son contact. Le jeu entre les léchettes radiales et la surface du stator détermine la fuite de gaz au travers du joint. Le stator 1033B du joint extérieur est solidaire de la partie aval de la paroi de l'enceinte de chambre au niveau du redresseur 108. Le stator 1033B est espacé de la paroi 1051. The seal between the rotating assembly and the conduit 109 is provided at this level by two labyrinth type seals. A radially outer seal 1033 and a radially inner seal 1032. These 1s joints are constituted by a plurality of circumferential wipers, 1032A respectively 1033A, here radial, formed on the flange, and cooperating with a portion of the stator., 1032B respectively 1033B, supporting a wear material, such as a material known as abradable. It may be a honeycomb structure or a material that is not very resistant to abrasion and that gives way when the wipers come into contact with it. The clearance between the radial wipers and the stator surface determines the leakage of gas through the seal. The stator 1033B of the outer seal is secured to the downstream portion of the wall of the chamber chamber at the rectifier 108. The stator 1033B is spaced from the wall 1051.
Sur cette dernière des trous calibrés 1051B ont été percés en face du stator 1033B. On the latter calibrated holes 1051B were drilled in front of the stator 1033B.
On décrit maintenant la circulation de l'air de refroidissement en fonctionnement du moteur. Cette circulation d'air est visualisée par les 30 flèches en traits gras. The circulation of the cooling air during operation of the engine is now described. This air flow is visualized by the arrows in bold lines.
Un premier circuit est constitué par le conduit 109. L'air est prélevé en fond de chambre à travers les orifices 1091, passe dans le conduit 109 qui est de forme convergente. Comme dans l'art antérieur, il est pourvu de moyens de guidage, imprimant au flux d"air qui le traverse une prérotation de manière à ce que la température totale relative soit la plus faible s possible. Ce flux d'air est injecté à travers les trous de ventilation du flasque amont 1031 puis est guidé entre ce dernier et le disque de turbine jusqu'aux alvéoles ménagés sur la jante d'où il alimente les canaux de refroidissement des aubes mobiles qui y sont montés. A first circuit is constituted by the conduit 109. The air is taken at the bottom of the chamber through the orifices 1091, passes through the conduit 109 which is of convergent shape. As in the prior art, it is provided with guiding means, impressing the flow of air passing through it with a pre-rotation so that the relative total temperature is as low as possible. through the ventilation holes of the upstream flange 1031 and is guided between the latter and the turbine disk to the cavities formed on the rim from which it feeds the cooling channels of the blades which are mounted therein.
Un second circuit d'air comprend un prélèvement en fond de chambre également à travers les orifices 1051B. Ce flux d'air vient buter contre le stator 1033B qu'il refroidit. L'air ensuite est évacué ensuite à travers les tubes radiaux 1095 du conduit 109. A second air circuit comprises a sample at the bottom of the chamber also through the orifices 1051B. This air flow abuts against the stator 1033B that it cools. The air is then discharged through the radial tubes 1095 of the duct 109.
Selon ce mode de réalisation une partie ensuite est évacuée à travers le joint intérieur 1032 entre les léchettes et le stator. Une autre partie remonte en amont le long de la paroi 1051 entre celle-ci et le fût 102, jusqu'au compresseur où il est réinjecté en amont du diffuseur 104. On observe que ls dans ce mode de réalisation le joint d'étanchéité entre le fut 102 et la paroi de chambre a été omis. According to this embodiment a part is then evacuated through the inner seal 1032 between the wipers and the stator. Another part goes upstream along the wall 1051 between the latter and the drum 102, to the compressor where it is reinjected upstream of the diffuser 104. It is observed that ls in this embodiment the seal between was 102 and the chamber wall was omitted.
Grâce à cette disposition on assure un refroidissement efficace du stator 1033 en raison du refroidissement par impact et de la température de l'air qui peut être inférieure de 60 C à celle qui est prélevée au compresseur 101. On réduit ainsi le jeu radial en régime stabilisé. Thanks to this arrangement, the stator 1033 is effectively cooled because of the impact cooling and the air temperature, which can be 60 C lower than that taken at the compressor 101. The radial clearance is thus reduced under steady state conditions. stabilized.
On améliore la robustesse de l'alimentation des aubes de la turbine HP car on peut alimenter le circuit avec de l'air plus froid par le joint 1032. On compense ainsi l'absence du labyrinthe sous chambre sur la spécification en température d'air de refroidissement des aubes. On contrôle le débit provenant de la cavité sous chambre par le jeu du joint 1032. The robustness of the power supply to the blades of the HP turbine is improved because it is possible to feed the circuit with colder air through the seal 1032. This makes up for the absence of the labyrinth under the chamber on the air temperature specification. cooling the blades. The flow rate from the chamber cavity is controlled by the clearance of seal 1032.
On permet une calibration du débit de l'air circulant sous la chambre par 30 des orifices, ce qui est facilement modifiable en développement. Calibration of the flow rate of the air circulating under the chamber through the orifices is allowed, which is easily modifiable during development.
La figure 3 illustre une variante de réalisation du circuit d'air de refroidissement. Seule la partie aval est représentée avec indication de la circulation de l'air par les flèches en traits gras. Comme précédemment l'air est prélevé par un perçage 105113 dans le fond de chambre et il refroidit par impact le stator 1033B du joint extérieur 1033. Il passe par les tubes radiaux 1095 et est intégralement évacué par le joint intérieur 1032 en étant par exemple injecté entre deux séries de léchettes 1032A. Une ouverture est ménagée à cet effet dans le stator 1032B. Dans cette réalisation, l'air de ventilation de la paroi 1051 de l'enceinte de chambre est dirigé d'amont en aval depuis un prélèvement dans le compresseur en amont du diffuseur. Figure 3 illustrates an alternative embodiment of the cooling air circuit. Only the downstream part is represented with indication of the air circulation by the arrows in bold lines. As previously, the air is taken by a hole 105113 in the chamber bottom and it cools the stator 1033B of the outer joint 1033. It passes through the radial tubes 1095 and is completely discharged through the inner seal 1032, for example by being injected. between two sets of 1032A wipers. An opening is provided for this purpose in the stator 1032B. In this embodiment, the ventilation air of the wall 1051 of the chamber chamber is directed from upstream to downstream from a sampling in the compressor upstream of the diffuser.
Par rapport à la réalisation précédente, cette solution permet de gonfler la pression à l'intérieur du joint à labyrinthe sous injecteurs 1032, ce qui rend Io ce dernier plus étanche et isole le circuit d'alimentation des aubes HP. Compared with the previous embodiment, this solution makes it possible to inflate the pressure inside the labyrinth seal under injectors 1032, which makes the latter more watertight and isolates the supply circuit of the blades HP.
La figure 4 montre une autre variante de réalisation du circuit d'air de refroidissement. Elle se distingue de la solution précédente par le fait que l'air prélevé dans le fond de chambre à travers les perçages 1051B est, après impact du stator du joint extérieur 1033 injecté par une ouverture appropriée dans le convergent du conduit 109 en profitant de l'écart de pression totale/pression statique. Figure 4 shows another alternative embodiment of the cooling air circuit. It differs from the previous solution in that the air taken from the chamber bottom through the bores 1051B is, after impact of the stator of the outer seal 1033 injected by a suitable opening in the convergent duct 109 taking advantage of the total pressure difference / static pressure.
D'autres variantes sont à la portée de l'homme du métier. Notamment, on n'a pas représenté d'écoulement d'air en direction du redresseur 108 pour un injecteur de type shunt. Les réalisations de l'invention permettent d'en ménager si cela est nécessaire. Other variants are within the reach of those skilled in the art. In particular, no air flow has been shown towards the rectifier 108 for a shunt-type injector. The embodiments of the invention allow to spare if necessary.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0550250A FR2881472B1 (en) | 2005-01-28 | 2005-01-28 | VENTILATION CIRCUIT FOR A HIGH PRESSURE TURBINE ROTOR IN A GAS TURBINE ENGINE |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0550250A FR2881472B1 (en) | 2005-01-28 | 2005-01-28 | VENTILATION CIRCUIT FOR A HIGH PRESSURE TURBINE ROTOR IN A GAS TURBINE ENGINE |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2881472A1 true FR2881472A1 (en) | 2006-08-04 |
| FR2881472B1 FR2881472B1 (en) | 2011-07-15 |
Family
ID=34953730
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0550250A Active FR2881472B1 (en) | 2005-01-28 | 2005-01-28 | VENTILATION CIRCUIT FOR A HIGH PRESSURE TURBINE ROTOR IN A GAS TURBINE ENGINE |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2881472B1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2951405A4 (en) * | 2013-01-29 | 2016-08-17 | United Technologies Corp | Common joint for a combustor, diffuser, and tobi of a gas turbine engine |
| CN116537895A (en) * | 2023-07-04 | 2023-08-04 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | Pre-rotation air supply system with comb gap control |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4662821A (en) * | 1984-09-27 | 1987-05-05 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteur D'aviation S.N.E.C.M.A. | Automatic control device of a labyrinth seal clearance in a turbo jet engine |
| US4668163A (en) * | 1984-09-27 | 1987-05-26 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation S.N.E.C.M.A. | Automatic control device of a labyrinth seal clearance in a turbo-jet engine |
| EP0501066A1 (en) * | 1991-02-28 | 1992-09-02 | General Electric Company | Turbine rotor disk with integral blade cooling air slots and pumping vanes |
| US5800125A (en) * | 1996-01-18 | 1998-09-01 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Turbine disk cooling device |
-
2005
- 2005-01-28 FR FR0550250A patent/FR2881472B1/en active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4662821A (en) * | 1984-09-27 | 1987-05-05 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteur D'aviation S.N.E.C.M.A. | Automatic control device of a labyrinth seal clearance in a turbo jet engine |
| US4668163A (en) * | 1984-09-27 | 1987-05-26 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation S.N.E.C.M.A. | Automatic control device of a labyrinth seal clearance in a turbo-jet engine |
| EP0501066A1 (en) * | 1991-02-28 | 1992-09-02 | General Electric Company | Turbine rotor disk with integral blade cooling air slots and pumping vanes |
| US5800125A (en) * | 1996-01-18 | 1998-09-01 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Turbine disk cooling device |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2951405A4 (en) * | 2013-01-29 | 2016-08-17 | United Technologies Corp | Common joint for a combustor, diffuser, and tobi of a gas turbine engine |
| CN116537895A (en) * | 2023-07-04 | 2023-08-04 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | Pre-rotation air supply system with comb gap control |
| CN116537895B (en) * | 2023-07-04 | 2023-09-15 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | Pre-rotation air supply system with comb gap control |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2881472B1 (en) | 2011-07-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1505261B1 (en) | Device to control clearances in a gas turbine | |
| CA2583132C (en) | Apparatus for cooling the turbine casing of a turbine engine | |
| CA2764408C (en) | Turbine engine including an improved means for adjusting the flow rate of a secondary air flow sampled at the output of a high-pressure compressor | |
| CA2772763C (en) | Device for supporting a turbine ring, turbine having such a device, and turbine engine having such a turbine | |
| EP0176447B1 (en) | Apparatus for the automatic control of the play of a labyrinth seal of a turbo machine | |
| CA2430143C (en) | Cooling of upstream flange of high pressure turbine by chamber end twin injectors | |
| EP0177408B1 (en) | Apparatus for the automatic control of the play of a labyrinth seal of a turbo machine | |
| EP1526253B1 (en) | Labyrinth seal for a turbo machine | |
| EP1445421B1 (en) | Apparatus for the ventilation of a high pressure turbine rotor | |
| EP2337929A1 (en) | Ventilation of a high-pressure turbine in a turbomachine | |
| WO2003040524A1 (en) | Gas turbine stator | |
| EP1503061A1 (en) | Method for cooling hot turbine parts using air partly cooled by an external heat exchanger and correspondingly cooled gas turbine engine | |
| FR2872541A1 (en) | FIXED WATER TURBINE WITH IMPROVED COOLING | |
| EP1552111A1 (en) | Gas turbine ventilation circuitry | |
| EP1577530A1 (en) | Device and method for providing ignition to a post-combustor for bypass gas turbine | |
| FR2881472A1 (en) | Gas turbine engine for propulsion of aircraft, has outer radial seal arranged between conduit and turbine and permitting to withdraw cooling air from enclosure of combustion chamber in downstream of diffuser | |
| FR3064050A1 (en) | COMBUSTION CHAMBER OF A TURBOMACHINE | |
| FR3108656A1 (en) | Device for cooling and pressurizing a turbomachine turbine. | |
| EP4136327A1 (en) | Turbine housing cooling device | |
| FR2999249A1 (en) | High pressure axial compressor for e.g. turbojet for aircraft, has air draining unit for injecting cooling air between rotating element and static element such that cooling air immerses side of annular sealing ribs | |
| FR3106616A1 (en) | Turbomachine stator assembly comprising an internal ferrule comprising upstream and downstream parts assembled by axial translation | |
| FR3081974A1 (en) | COMBUSTION CHAMBER OF A TURBOMACHINE | |
| WO2021224565A1 (en) | Improved cmc guide vane for a turbomachine turbine | |
| WO2023047055A1 (en) | Cooling-air injection casing for a turbomachine turbine | |
| FR3122695A1 (en) | DOUBLE WALL DIFFUSION CONE DEFINING A COOLING PLENUM FOR THE BACK PART OF A TURBOJET |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| CD | Change of name or company name | ||
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SNECMA, FR Effective date: 20170713 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 15 |
|
| 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 |