FR2960904A1 - Element de paroi d'une piece de turbomachine, telle qu'une aube, comportant des nanotubes - Google Patents
Element de paroi d'une piece de turbomachine, telle qu'une aube, comportant des nanotubes Download PDFInfo
- Publication number
- FR2960904A1 FR2960904A1 FR1054431A FR1054431A FR2960904A1 FR 2960904 A1 FR2960904 A1 FR 2960904A1 FR 1054431 A FR1054431 A FR 1054431A FR 1054431 A FR1054431 A FR 1054431A FR 2960904 A1 FR2960904 A1 FR 2960904A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- wall element
- face
- blade
- turbomachine
- faces
- 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
- 239000002071 nanotube Substances 0.000 title claims abstract description 18
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 title claims abstract description 13
- 239000002184 metal Substances 0.000 title claims abstract description 13
- 239000002826 coolant Substances 0.000 title abstract 2
- BASFCYQUMIYNBI-UHFFFAOYSA-N platinum Chemical compound [Pt] BASFCYQUMIYNBI-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 8
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 7
- 239000002041 carbon nanotube Substances 0.000 claims abstract description 4
- 229910021393 carbon nanotube Inorganic materials 0.000 claims abstract description 4
- 229910052697 platinum Inorganic materials 0.000 claims abstract description 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 3
- 230000000873 masking effect Effects 0.000 claims abstract 2
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 claims description 10
- 229910000601 superalloy Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 11
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 9
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 description 5
- 239000003054 catalyst Substances 0.000 description 4
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 239000010408 film Substances 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 239000000758 substrate Substances 0.000 description 3
- XKRFYHLGVUSROY-UHFFFAOYSA-N Argon Chemical compound [Ar] XKRFYHLGVUSROY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 210000003462 vein Anatomy 0.000 description 2
- 229910000531 Co alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- OTMSDBZUPAUEDD-UHFFFAOYSA-N Ethane Chemical compound CC OTMSDBZUPAUEDD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000007792 addition Methods 0.000 description 1
- 150000001298 alcohols Chemical class 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 229910052786 argon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000012298 atmosphere Substances 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 150000001722 carbon compounds Chemical class 0.000 description 1
- 238000005229 chemical vapour deposition Methods 0.000 description 1
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 description 1
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 238000000151 deposition Methods 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000001307 helium Substances 0.000 description 1
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 description 1
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 description 1
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 1
- 238000005495 investment casting Methods 0.000 description 1
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 239000002243 precursor Substances 0.000 description 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 239000002109 single walled nanotube Substances 0.000 description 1
- 239000011343 solid material Substances 0.000 description 1
- 238000005507 spraying Methods 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
- 238000004381 surface treatment Methods 0.000 description 1
- 239000002470 thermal conductor Substances 0.000 description 1
- 239000010409 thin film Substances 0.000 description 1
- 239000002699 waste material Substances 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Chemical compound O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 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
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B82—NANOTECHNOLOGY
- B82Y—SPECIFIC USES OR APPLICATIONS OF NANOSTRUCTURES; MEASUREMENT OR ANALYSIS OF NANOSTRUCTURES; MANUFACTURE OR TREATMENT OF NANOSTRUCTURES
- B82Y30/00—Nanotechnology for materials or surface science, e.g. nanocomposites
-
- 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
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F23M5/00—Casings; Linings; Walls
- F23M5/08—Cooling thereof; Tube walls
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/002—Wall structures
-
- 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
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
- F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
- F23R2900/03045—Convection cooled combustion chamber walls provided with turbolators or means for creating turbulences to increase cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Nanotechnology (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Condensed Matter Physics & Semiconductors (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
La présente invention porte sur un élément de paroi d'une pièce métallique de turbomachine avec une première face et une seconde face (11int) opposée à la première, la première face étant agencée pour être balayée par un fluide chaud caractérisé par le fait que la seconde face (11int) comprend une couche (30) de nanotubes et est destinée à être mise en contact avec un fluide de refroidissement dudit élément de paroi. L'invention concerne particulièrement le refroidissement d'aubes de turbine.
Description
1 La présente invention concerne le domaine du refroidissement de pièces de turbomachines soumises à des températures élevées telles que les aubes fixes ou mobiles de turbine dans un moteur à turbine à gaz. Arrière plan de l'invention
Dans un moteur à turbine à gaz, le refroidissement des aubes de turbine soumises aux gaz provenant directement de la chambre de combustion, est 10 important car il détermine le niveau de la température maximale que peut supporter cette pièce et les performances du moteur qui en dépendent. En effet une élévation de la température des gaz en entrée de l'étage haute pression de la turbine permet d'améliorer le rendement du moteur.
15 Le niveau de température est limité par les valeurs maximales que peuvent supporter sans dommage les matériaux constituant les différentes pièces qui sont en contact avec ces gaz. En général on réalise ces pièces en alliages base nickel ou cobalt qui offrent de bonnes caractéristiques de tenue à haute température. Cela a pour conséquence d'imposer des contraintes 20 rigoureuses dans la conception et l'élaboration de ces dernières.
On cherche en permanence à réaliser des aubes de turbine qui peuvent résister à de sévères conditions de fonctionnement et à des températures de plus en plus élevées. Ce problème s'adresse plus généralement à d'autres 25 pièces métalliques soumises à des températures élevées telles que des éléments de paroi de chambre de combustion ou de post combustion ou des distributeurs.
Afin de résoudre ce problème, il est généralement prévu de munir les aubes 30 de circuits internes de refroidissement visant à maintenir le matériau à une température convenable pour sa tenue dans le temps.
L'air de refroidissement qui est généralement introduit dans l'aube par son pied, suit un trajet sinueux formé par des canaux au dessin complexe 35 pratiqués dans l'aube, avant d'être éjecté par des orifices s'ouvrant en surface de l'aube.
Ainsi, le brevet FR 2765265 (Snecma) propose un aubage de turbine qui est refroidi par une rampe hélicoïdale avec un système d'impact et un système 40 à pontets.5
2 La fabrication de ces pièces avec de tels circuits de canaux est principalement réalisée par des techniques de fonderie à cire perdue complexes. En raison des exigences accrues, elles sont de plus en plus difficiles à mettre au point et onéreuses. Par exemple, il est difficile de contrôler la géométrie interne des canaux. Les différentes structures et canaux de circulation de l'air de refroidissement pour garantir les échanges thermiques requis se traduisent aussi par des ajouts de matière et donc de poids.
Dans le cas des aubes monocristallines en particulier des contraintes supplémentaires inhérentes au respect des qualités métallurgiques viennent s'ajouter aux risques de rebut des pièces.
Objet et résumé de l'invention. L'invention a pour objectif de remédier aux inconvénients mentionnés ci-dessus concernant les aubes de turbomachines mais aussi plus généralement d'améliorer les échanges thermiques à travers les parois d'une pièce métallique de turbomachine. 20 C'est ainsi que conformément à l'invention un élément de paroi d'une pièce métallique de turbomachine avec une première face et une seconde face opposée à la première, la première face étant agencée pour être balayée par un fluide chaud, est caractérisé par le fait que la seconde face 25 comprend une couche de refroidissement dudit élément de paroi.
On améliore les échanges thermiques à travers les parois de telles pièces par un traitement de surface augmentant de manière importante la surface d' échange utile. Plus particulièrement, on améliore encore la qualité des échanges thermiques avec un élément de paroi dont les nanotubes de carbone sont disposés perpendiculairement à ladite seconde face.
35 L'invention présente un avantage notamment pour les aubes de turbomachine. Elles comprennent alors un élément de paroi dont la première face est extérieure et la face opposée définit une cavité intérieure parcourue par un fluide de refroidissement. 30
3 Par cet accroissement de l'efficacité des échanges il est ainsi possible de réduire la complexité des canaux de refroidissement ménagés à l'intérieur de la pale et par voie de conséquence le poids des pièces.
L'aube par exemple comprend une cavité interne avec une ouverture radiale d'alimentation en fluide de refroidissement et éventuellement au moins une ouverture d'évacuation du fluide de refroidissement, ménagée notamment à proximité du bord de fuite de la pale.
L'invention sera mieux comprise, et d'autres buts, détails caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement au cours de la description explicative détaillée qui va suivre, d'un mode de réalisation de l'invention donné à titre d'exemple purement illustratif et non limitatif en référence aux dessins schématiques annexés.
Sur ces dessins : La figure 1 représente schématiquement une vue en coupe d'une aube mobile de turbomachine conforme à l'invention, La figure 2 représente schématiquement une vue agrandie de la paroi interne de l'aube de la figure 1.
Comme on le voit sur la figure 1, une aube 1 mobile de turbine comprend un pied 10, une pale 11 et une plateforme 12. Le pied est la partie de l'aube par laquelle elle est retenue sur le rotor de la turbine. La pale est la partie de l'aube dont une première face llext, la face extérieure, est au contact des gaz moteurs F de la turbomachine, à l'intérieur de la veine annulaire de la turbine. L'extrémité distale de la pale, c'est-à-dire opposée au pied est généralement pourvue d'un moyen d'étanchéité coopérant avec la paroi externe de la veine de manière à éviter que les gaz contournent la pale. L'ensemble des plateformes délimite la paroi interne de la veine entre les aubes de l'étage de turbine.
Pour l'étage de turbine situé immédiatement en aval de la chambre de combustion, la température des gaz impose outre l'emploi de matériaux, tels que des superalliages, et une structure métallique adaptés, un refroidissement des parois qui y sont exposées. Dans l'art antérieur on cherche généralement à améliorer la circulation du fluide de refroidissement à l'intérieur de l'aube dans laquelle on a ménagé des canaux et on combine les différents modes de refroidissement : convection, impact et film.
Conformément à l'invention, on améliore les échanges thermiques entre la paroi et le fluide de refroidissement circulant à l'intérieur, tout simplifiant la géométrie de la circulation du fluide de refroidissement, en déposant des nanotubes sur la face interne 11Int de l'aube. Les nanotubes sont de très bons conducteurs thermiques dans le sens de leur longueur. La conductivité thermique théorique à température ambiante est voisine de 6600Wm IK-i pour un nanotube de carbone mono paroi isolé. L'aube comprend une ouverture d'alimentation en air de refroidissement Fa située du côté du pied 10. L'air circule le long de la paroi interne de la pale notamment, qu'il refroidit et est évacué dans la veine de gaz, par des orifices le long de son bord de fuite BF, par exemple. Le circuit représenté sur la figure 1 est simple puisque l'aube creuse ne comporte qu'une seule cavité. Cependant l'invention ne se limite pas à une aube pourvue d'une seule cavité. Un circuit avec plusieurs cavités ou des chicanes est possible.
Un exemple de réalisation de cette couche de nanotubes est décrit dans la demande de brevet US 20090272935. Il consiste en un dépôt chimique en phase vapeur qui transforme des molécules gazeuses du précurseur en un matériau solide formant un film de nanotubes à la surface d'un substrat.
Une source de composés de carbone est constituée d'hydrocarbures 25 notamment à faible longueur de chaîne de carbones tels que le méthane, l'éthane etc. ou d'alcools ou d'autres composés carboxyliques.
L'atmosphère dans laquelle s'opère la réaction est inerte à la température de réaction et ne réagit pas avec les nanotubes de carbone. Elle comprend 30 par exemple l'hélium ou l'argon sous une pression à l'intérieur d'un intervalle de pression auquel les nanotubes peuvent être produits, à savoir entre 102 et 10' Pa.
La réaction se fait en présence d'un catalyseur approprié, et connu en soi, 35 tel que par exemple des films fins à base de fer ou de platine. L'alliage base nickel ou cobalt constituant l'aube peut aussi être le catalyseur. Le film de matériau catalyseur a une épaisseur déterminée selon son type. Il est lui-même appliqué par toute méthode appropriée, notamment par pulvérisation électronique ou chimique, sur le substrat. La température de 40 la réaction est déterminée en fonction des autres paramètres cités ci-dessus. Un agent oxydant tel que de la vapeur d'eau peut être introduit dans l'enceinte de réaction. Il améliore la croissance des nanotubes alignés.
Cette technique permet donc la formation d'une couche 30, voir figure 2, 5 de nanotubes orientés perpendiculairement à la surface du substrat 11 ici la face interne de la pale traitée. Conformément à une variante préférée, on applique une couche intermédiaire de platine 31 sur le métal constituant la paroi de la pièce. De cette façon, on limite la diffusion du carbone dans le superalliage qui serait susceptible d'affecter ses propriétés de résistance mécanique. Cette couche sert également de catalyseur comme indiqué précédemment.
Cette couche présente la propriété, outre son excellente conductivité thermique dans le sens de la longueur des nanotubes, d'augmenter la 15 rugosité de la surface et d'augmenter par là la surface d'échange.
Les nanotubes ainsi produits ont une longueur de plusieurs dizaines de micromètres et un recouvrement de la surface de 10 nanotubes par micromètre environ. Un autre avantage des nanotubes est de permettre un contrôle de la densité surfacique du dépôt. On peut ainsi maîtriser les refroidissements locaux et limiter les gradients thermiques.
25 Cette couche additionnelle de nanotubes présente un intérêt particulier pour les aubes mobiles et les distributeurs de turbine coulés à parois creuses (ou doubles parois) selon les technologies de noyaux plaques, en permettant de créer des éléments assimilables aux perturbateurs dans les fentes minces. 20
Claims (10)
- REVENDICATIONS1. Elément de paroi d'une pièce métallique de turbomachine avec une première face (11ext) et une seconde face (11int) opposée à la première, la première face étant agencée pour être balayée par un fluide chaud (F), caractérisé par le fait que la seconde face (11int) comprend une couche (30) de nanotubes et est destinée à être mise en contact avec un fluide de refroidissement dudit élément de paroi.
- 2. Elément de paroi selon la revendication précédente dont les nanotubes de carbone sont disposés perpendiculairement à ladite seconde face (1lint).
- 3. Elément de paroi selon l'une des revendications précédentes dont la couche de nanotubes est appliquée sur une couche de métal (31) tel que le platine, masquant le métal de la pièce.
- 4. Elément de paroi selon l'une des revendications précédentes réalisé en superalliage.
- 5. Aube de turbomachine comprenant un élément de paroi selon l'une des revendications précédentes dont la première face est extérieure et la face opposée définit une cavité intérieure destinée à être parcourue par un fluide de refroidissement.
- 6. Aube selon la revendication précédente dont la cavité interne comprend une ouverture radiale pour une alimentation en fluide de refroidissement. 30
- 7. Aube selon la revendication précédente dont la cavité comprend au moins une ouverture pour l'évacuation du fluide de refroidissement.
- 8. Aube selon la revendication précédente dont l'ouverture d'évacuation est ménagée à proximité du bord de fuite de la pale.
- 9. Turbomachine comprenant au moins une pièce métallique selon l'une des revendications 1 à 3.
- 10. Turbomachine comprenant au moins une aube selon l'une des 40 revendications 5 à 8. 25 35
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1054431A FR2960904B1 (fr) | 2010-06-04 | 2010-06-04 | Element de paroi d'une piece de turbomachine, telle qu'une aube, comportant des nanotubes |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1054431A FR2960904B1 (fr) | 2010-06-04 | 2010-06-04 | Element de paroi d'une piece de turbomachine, telle qu'une aube, comportant des nanotubes |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2960904A1 true FR2960904A1 (fr) | 2011-12-09 |
| FR2960904B1 FR2960904B1 (fr) | 2012-07-27 |
Family
ID=43432031
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1054431A Active FR2960904B1 (fr) | 2010-06-04 | 2010-06-04 | Element de paroi d'une piece de turbomachine, telle qu'une aube, comportant des nanotubes |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2960904B1 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2555197A (en) * | 2016-10-19 | 2018-04-25 | Airbus Defence & Space Gmbh | Cleaning assembly for leading edges of aerofoils |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1586675A1 (fr) * | 2004-04-16 | 2005-10-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Procédé de revêtement de l'intérieur d'un corps creux et un corps creux avec un revêtement interne |
| WO2007093609A1 (fr) * | 2006-02-16 | 2007-08-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Composant dote d'une couche qui présente des éléments structurels nanoscopiques et procede de fabrication de cette couche |
-
2010
- 2010-06-04 FR FR1054431A patent/FR2960904B1/fr active Active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1586675A1 (fr) * | 2004-04-16 | 2005-10-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Procédé de revêtement de l'intérieur d'un corps creux et un corps creux avec un revêtement interne |
| WO2007093609A1 (fr) * | 2006-02-16 | 2007-08-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Composant dote d'une couche qui présente des éléments structurels nanoscopiques et procede de fabrication de cette couche |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2555197A (en) * | 2016-10-19 | 2018-04-25 | Airbus Defence & Space Gmbh | Cleaning assembly for leading edges of aerofoils |
| US10640236B2 (en) | 2016-10-19 | 2020-05-05 | Airbus Defence and Space GmbH | Cleaning assembly for leading edges of airfoils |
| GB2555197B (en) * | 2016-10-19 | 2020-05-20 | Airbus Defence & Space Gmbh | Cleaning assembly for leading edges of aerofoils |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2960904B1 (fr) | 2012-07-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2640224C (fr) | Procede d'aluminisation en phase vapeur d'une piece metallique de turbomachine et chemise donneuse et aube de turbomachine comportant une telle chemise | |
| FR2512111A1 (fr) | Structure refroidie par impacts multiples | |
| FR2857406A1 (fr) | Refroidissement des anneaux de turbine | |
| FR2967456A1 (fr) | Turbomachine avec des aubes fixes refroidies | |
| FR2970031A1 (fr) | Aube profilee de turbomachine avec passages de refroidissement. | |
| CA2638812C (fr) | Secteur de distributeur de turbine | |
| FR2921939A1 (fr) | Procede d'aluminisation en phase vapeur sur pieces metalliques creuses de turbomachine | |
| FR2587411A1 (fr) | Turbocompresseur entraine par un gaz d'echappement et du type a deux passages d'ecoulement | |
| CA2642059C (fr) | Paroi de chambre de combustion a dilution et refroidissement optimises, chambre de combustion et turbomachine en etant munies | |
| FR2977274A1 (fr) | Joint d'etancheite a labyrinthe pour turbine d'un moteur a turbine a gaz | |
| FR2960904A1 (fr) | Element de paroi d'une piece de turbomachine, telle qu'une aube, comportant des nanotubes | |
| FR2830874A1 (fr) | Procede de protection par aluminisation de pieces metalliques de turbomachines munies de trous et cavites | |
| FR3052502A1 (fr) | Chambre de combustion de moteur fusee avec ailettes a composition variable | |
| FR2906172A1 (fr) | Procede de retouche locale par brasage induction | |
| EP2591138B1 (fr) | Barriere thermique pour aube de turbine, a structure colonnaire avec des colonnes espacees | |
| FR3079551A1 (fr) | Aube de distributeur de turbine comportant une paroi interne de refroidissement issue de fabrication additive | |
| FR3109406A1 (fr) | Dispositif de refroidissement d’un carter de turbine | |
| EP2452065B1 (fr) | Chambre de combustion comportant une barriere anti-condensation sur circuit regeneratif | |
| WO2019173065A1 (fr) | Soupape creuse pour un moteur | |
| FR2979664A1 (fr) | Paroi stator de turbomachine recouverte d'un revetement abradable a faible rugosite aerodynamique | |
| FR2906571A1 (fr) | Culasse munie d'inserts pour moteurs a combustion interne | |
| FR3065024A1 (fr) | Anneau de turbine de turbomachine et procede de fabrication d'un tel anneau | |
| FR3142779A1 (fr) | Aube pour turbomachine comprenant un systeme barriere thermique et son procede de fabrication | |
| WO2024023428A1 (fr) | Procede d'application de revetement et aube de turbine avec revetement applique suivant ce procede | |
| FR2966167A1 (fr) | Procede de depot d'un revetement de protection a l'oxydation et a la corrosion a chaud sur un substrat en superalliage, revetement obtenu |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20170719 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 15 |