FR2974387A1 - Roue de turbine pour une turbomachine - Google Patents

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Abstract

Roue de turbine pour une turbomachine, comprenant un disque portant des aubes (114) ayant chacune une plate-forme (116) portant une pale (115) et reliée par une échasse à un pied, et des tôles d'étanchéité et d'amortissement (118) logées dans les espaces inter-échasses, les plates-formes comprenant sur leurs faces radialement internes des saillies (122) d'appui radial des tôles en fonctionnement, pour définir un jeu radial (J) et créer au moins un espace (126) de circulation d'air entre les tôles et les plates-formes, et les tôles comprenant des perçages (120) d'alimentation en air de l'espace ou de chaque espace.

Description

1 Roue de turbine pour une turbomachine
La présente invention concerne une roue de turbine pour une turbomachine, cette roue comprenant un disque portant des aubes dont les pieds sont engagés dans des rainures de la périphérie du disque. Typiquement, chaque aube d'une roue de turbine comprend une pale portée par une plate-forme qui est reliée à un pied par une échasse. Les rainures du disque sont régulièrement réparties autour de l'axe du disque et définissent entre elles des dents. En position de montage, les plates-formes des aubes sont légèrement écartées en direction circonférentielle les unes des autres et sont espacées en direction radiale des dents du disque. Les échasses des aubes sont espacées les unes des autres en direction circonférentielle et définissent entre elles des espaces dans lesquels sont montés des organes d'amortissement destinés à dissiper l'énergie des vibrations auxquelles sont soumises les aubes en fonctionnement, par frottement sur leurs plates-formes (EP-A1-0 062 558). Ces organes sont de façon simple et économique constitués par des tôles et assurent également une étanchéité radiale entre les plates-formes des aubes par appui radial sur les faces radialement internes des plates-formes. Les aubes sont maintenues axialement dans les rainures du disque au moyen de flasques annulaires qui sont montés respectivement en amont et en aval du disque et prennent appui axialement par leurs périphéries sur les pieds d'aubes. En fonctionnement, de l'air de ventilation et de refroidissement circule d'amont en aval sur les dents du disque. On a déjà proposé d'utiliser une partie de ce débit d'air de ventilation pour refroidir les plates-formes des aubes, qui sont soumises à des températures élevées en fonctionnement. Une solution consiste à réaliser des circuits de passage d'air de refroidissement dans des organes d'étanchéité qui sont formés par des blocs de matière relativement épais. L'air qui passe dans ces circuits est destiné à impacter les faces internes des plates-formes (voir par exemple EP-A2-2 110 515). Cependant, cette solution n'est pas satisfaisante car les circuits précités sont difficiles à réaliser et augmentent le coût de fabrication des organes ainsi que leur masse. L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique au problème précité de la technique antérieure. Elle propose à cet effet une roue de turbine pour une turbomachine, comprenant un disque portant des aubes ayant chacune une plate-forme portant une pale et reliée par une échasse à un pied, les pieds des aubes étant engagés dans des rainures de la périphérie du disque et leurs échasses définissant entre elles des espaces de logement de tôles d'étanchéité et d'amortissement, caractérisée en ce qu'au moins un espace de circulation d'air est formé entre les faces internes des plates-formes et les tôles précitées, ces dernières comprenant des perçages de passage d'air pour l'alimentation en air de l'espace ou de chaque espace et le refroidissement des plates-formes. Selon une autre caractéristique de l'invention, les plates-formes comprennent sur leurs faces radialement internes des saillies formant un appui radial des tôles et définissant un jeu radial entre les tôles et les faces internes des plates-formes. Les saillies formées sur les faces radialement internes des plates-formes prennent appui sur les tôles et les maintiennent écartées des faces internes des plates-formes pour créer un ou des espaces de circulation d'air s'étendant sensiblement sur toute la dimension longitudinale des tôles. La dimension radiale de chaque espace est égale à l'épaisseur ou dimension radiale des saillies et est par exemple de l'ordre de 1 mm. Une partie du débit d'air qui circule sur les dents du disque en fonctionnement passe par les perçages des tôles, impacte les faces internes des plates- formes, puis circule entre les tôles et les plates-formes, pour refroidir les plates-formes et réduire leurs gradients thermiques. Par ailleurs, les saillies augmentent les surfaces d'échange thermique entre l'air de refroidissement et les plates-formes et améliorent donc l'efficacité du refroidissement par rapport à la technique antérieure. Le jeu circonférentiel entre les tôles et les échasses ou les pieds des aubes est sensiblement nul, pour conserver un débit maximal d'air de ventilation vers le flasque aval de maintien des aubes. Chaque tôle peut comprendre au moins une ou deux rangées de perçages, ces rangées de perçages s'étendant sensiblement parallèlement à l'axe longitudinal de la roue. Les perçages sont de préférence régulièrement espacés les uns des autres. Avantageusement, chaque tôle comprend deux rangées de perçages parallèles et écartées l'une de l'autre en direction circonférentielle, les perçages d'une première rangée débouchant radialement à l'intérieur d'une face interne d'une plate-forme et les perçages de la seconde rangée débouchant radialement à l'intérieur d'une face interne d'une plate-forme adjacente. Chaque tôle a de préférence une forme de cuvette allongée dont la concavité est orientée radialement vers l'intérieur et dont la paroi de fond 20 comprend les perçages précités. Avantageusement, la paroi de fond de chaque tôle a en section transversale une forme ondulée comportant une partie médiane convexe vers l'extérieur située entre deux parties latérales concaves vers l'extérieur, la partie médiane étant en appui radial vers l'extérieur sur des parties 25 d'extrémité circonférentielle des plates-formes de deux aubes adjacentes. Chaque tôle est ainsi en appui radial sur les parties d'extrémité circonférentielle des plates-formes des aubes entre lesquelles elle est montée, pour garantir une étanchéité radiale entre les plates-formes de ces aubes. Les parties concaves de la tôle, situées de part et d'autre de la 30 partie convexe, sont destinées à être en appui radial sur les saillies des plates-formes, et définissent chacune un espace de circulation d'air du type précité avec une plate-forme d'aube. Les saillies d'appui radial des plates-formes des aubes comprennent par exemple des picots ou des ergots formés sur les faces internes des plates-formes. Ces picots ou ergots peuvent avoir une forme générale circulaire, oblongue, rectangulaire ou allongée. Ils sont par exemple sensiblement cylindriques ou hémisphériques, et peuvent être au nombre de 3, 4, 5, 6, voire plus. Ces picots ou ergots peuvent être obtenus de fonderie ou par usinage des plates-formes des aubes. Le débit d'air passant à travers les perçages des tôles est destiné à circuler entre les picots ou ergots. Les picots ou ergots peuvent être disposés le long d'une ligne sensiblement parallèle à l'axe longitudinal de la roue et être régulièrement espacés les uns des autres. Cette ligne est avantageusement située dans un plan passant sensiblement par l'axe longitudinal de la roue de turbine et par une des deux rangées précitées de perçages de la tôle correspondante. Les picots ou ergots peuvent être séparés les uns des autres par une distance qui est sensiblement égale à celle séparant deux perçages consécutifs de la tôle. Avantageusement, la zone d'impact de l'air sur la face interne de la plate-forme est située entre deux picots ou ergots consécutifs. La présente invention concerne également une aube de turbine pour une turbomachine, comprenant une plate-forme portant une pale et reliée par une échasse à un pied, caractérisée en ce que la plate-forme comprend des picots ou des ergots en saillie sur ses faces radialement internes. L'invention concerne enfin une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle 30 comprend au moins une roue de turbine du type précitée.
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés, dans lesquels : - la figure 1 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'une roue de turbine haute-pression d'une turbomachine selon la technique antérieure ; - la figure 2 est une vue schématique partielle en perspective d'une aube de turbine haute-pression et d'une tôle d'amortissement selon la technique antérieure ; - la figure 3 est une vue schématique en perspective d'une tôle d'amortissement selon l'invention ; - la figure 4 est une vue schématique partielle en perspective d'une aube de turbine selon l'invention ; - la figure 5 est une vue schématique partielle en perspective de l'aube de turbine de la figure 4 et de la tôle d'amortissement de la figure 3 ; - la figure 6 est une vue très schématique en coupe transversale d'une tôle d'amortissement montée entre deux aubes adjacentes d'une roue de turbine ; et - les figures 7 et 8 sont des vues similaires à la figure 4 et représentent des variantes de réalisation de l'aube de turbine selon l'invention. On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente une roue 10 de turbine haute-pression d'une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, cette roue 10 comprenant un disque 11 comportant à sa périphérie des rainures 12 sensiblement axiales dans lesquelles sont engagés des pieds 13 d'aubes 14. Les pieds d'aubes 13 peuvent être du type à section en sapin ou en queue d'aronde et les rainures 12 du disque 11 ont des formes complémentaires de celles des pieds d'aube et définissent entre elles des dents.
Chaque aube 14 comprend une pale 15 reliée à son extrémité radialement interne à une plate-forme 16, qui est elle-même reliée à un pied 13 par une échasse 17. En position de montage, comme cela est visible en figure 1, les plates-formes 16 de deux aubes 14 consécutives sont écartées en direction circonférentielle l'une de l'autre et en direction radiale des dents du disque. Les échasses 17 des aubes sont écartées en direction circonférentielle les unes des autres et définissent entre elles des espaces inter-échasses dans lesquels sont montés des tôles d'amortissement 18.
Comme cela est mieux visible en figure 2, chaque tôle 18 est une pièce emboutie ayant une forme de gouttière ou cuvette allongée avec deux flancs sensiblement parallèles et reliés à leurs extrémités radialement externes par un fond dont la surface radialement externe est destinée à frotter sur les plates-formes 16 des aubes 14 pour dissiper l'énergie des vibrations auxquelles ces aubes sont soumises en fonctionnement. Chaque tôle 18 assure également une étanchéité radiale au niveau du jeu circonférentiel entre les plates-formes 16 des aubes 14, par appui radial vers l'extérieur sur ces plates-formes. De l'air de ventilation circule en fonctionnement axialement d'amont en aval à l'intérieur des plates-formes 16 et lèche les extrémités radialement externes des dents 13 du disque (flèche 19). Les plates-formes 16 des aubes 14 sont soumises en fonctionnement à des températures élevées, ce qui provoque l'apparition de gradients thermiques importants dans les plates-formes, et peut se traduire par la formation de criques ou de fissures réduisant la durée de vie des plates-formes. L'invention permet de remédier à ce problème grâce à des moyens de prélèvement d'une partie du débit d'air précité de ventilation des dents du disque, et de circulation de cet air sur les faces internes des plates- formes.
Selon un premier mode de réalisation de l'invention représenté aux figures 3 à 5, ces moyens comprennent des perçages 120 de passage d'air formés dans les tôles d'amortissement 118 (figure 3) et des saillies 122 formées sur les faces radialement internes 124 des plates-formes 116 des aubes 114 d'une roue de turbine haute-pression (figure 4), ces saillies 122 étant destinées à former des appuis en fonctionnement pour les tôles 118 pour créer un entrefer (en direction radiale) entre les tôles 118 et les plates-formes 116 et ainsi former au moins un espace longitudinal 126 de circulation d'air de refroidissement (flèche 128) entre les tôles et les faces internes 124 des plates-formes (figure 5). La tôle d'amortissement 118 représentée en figure 3 se distingue de celle de la technique antérieure en ce que sa paroi de fond 130 comprend des perçages 120 de passage d'air de refroidissement prélevé sur le débit d'air de ventilation des dents du disque, représenté en figure 1 par la flèche 19. Dans l'exemple représenté, la tôle 118 comprend deux rangées de perçages 120, chaque rangée comportant six perçages. Ces rangées de perçages 120 sont écartées l'une de l'autre et sensiblement parallèles entre elles et à l'axe longitudinal de la roue. Ces orifices sont avantageusement des perçages. En position de montage, chaque rangée de perçages 118 est destinée à être située radialement à l'intérieur d'une face interne latérale 124 d'une plate-forme 116, comme cela sera expliqué plus en détail dans ce qui suit.
La plate-forme 116 de l'aube 114 représenté en figure 4 comprend deux faces latérales radialement internes 124, qui sont situées de part et d'autre du pied d'aube 113. Chaque face interne 124 de la plate-forme comprend des saillies 122 d'appui radial d'une tôle 118 en fonctionnement.
Les saillies 122 sont ici formées par des picots ou des ergots de forme sensiblement hémisphérique ou cylindrique. Ces picots ou ergots sont au nombre de six et sont régulièrement espacés les uns des autres et disposés le long d'une ligne s'étendant sensiblement parallèlement à l'axe longitudinal du pied d'aube 113 et de la roue. Comme cela est visible en figure 5, les saillies 122 sont en appui par leurs extrémités radialement internes sur la paroi de fond de la tôle 118. Le jeu radial J défini par ces saillies 122 a une valeur égale à l'épaisseur ou dimension radiale des saillies et permet de définir chaque espace longitudinal 126 précité, qui est alimenté en air par les perçages 120 de la tôle 118.
Une première rangée de perçages 118 de la tôle et la rangée de saillies 122 de la plate-forme peuvent être situées dans un même plan passant sensiblement par l'axe longitudinal de la roue. La seconde rangée de perçages de la tôle et la rangée de saillies 122 d'une plate-forme adjacente peuvent être situées dans un autre même plan passant sensiblement par l'axe longitudinal de la roue. En position de montage, les perçages 120 et les saillies 122 sont disposés en quinconce dans un des plans précités de sorte que chaque zone d'impact 129 sur la plate-forme de l'air sortant d'un orifice 120, soit située entre deux saillies 122 consécutives (figure 5).
L'air qui passe à travers les perçages 120 des tôles impacte ainsi les faces internes des plates-formes 116 puis circule d'amont en aval autour des saillies, et peut ensuite être évacué vers la veine de turbine à travers au moins un orifice traversant 132 formé dans la plate-forme, au voisinage de son extrémité aval (flèche 134).
Cet orifice 132 s'étend ici d'amont en aval radialement vers l'extérieur et débouche à son extrémité aval au voisinage du bord de fuite 136 de la pale 115 de l'aube, en vue de son refroidissement. Comme cela est représenté en figure 6, les flancs de chaque tôle 118 affleurent les échasses 117, 117' de deux aubes 114, 114' adjacentes ou sont en appui circonférentiel sur celles-ci pour limiter ou annuler les fuites de l'air de refroidissement entre les tôles et les échasses.
De plus, chaque tôle 118 est en appui radial vers l'extérieur sur des parties d'extrémité circonférentielle des plates-formes 116, 116' de ces aubes 114, 114' et assurent ainsi une étanchéité radiale entre les plates-formes.
La paroi de fond 130 de chaque tôle 118 peut avoir en section transversale une forme ondulée (figure 6) comportant une partie médiane 131 convexe vers l'extérieur, qui est en appui radial sur les parties d'extrémité précitées de plates-formes 116, 116', et qui est située entre deux parties 133 concaves vers l'extérieur. Ces parties concaves 133 sont en appui radial vers l'extérieur sur les saillies 122 des plates-formes et définissent chacune un espace 126 de circulation d'air du type précité. Par ailleurs, la position des orifices 120 sur la tôle 118 peut être optimisée pour diminuer les gradients thermiques au niveau des plates-formes 116, 116' des aubes. Dans l'exemple représenté, chaque rangée d'orifices 120 est décalée circonférentiellement par rapport au plan précité passant par une rangée de saillies 122 et par l'axe longitudinal de la roue, du côté de la plate-forme adjacente à celle portant ces saillies. Les variantes de réalisation des aubes de turbine selon l'invention représentées aux figures 7 et 8 diffèrent de celle de la figure 4 par le nombre et la forme de leurs saillies. Les saillies 222 de l'aube 214 de la figure 7 sont au nombre de trois et ont une forme oblongue dont l'axe d'allongement est sensiblement parallèle à l'axe longitudinal du pied d'aube et à l'axe longitudinal de la roue. Le nombre des perçages de la tôle associée à cette aube 214 peut être égal ou supérieur au nombre de ces saillies. Les saillies 322, 322' de l'aube 314 de la figure 8 sont au nombre de 4 et sont de deux types différents : des saillies 322 similaires à celles décrites en référence à la figure 1, au nombre de trois, et une nervure 322' de forme générale rectangulaire qui s'étend sur plus de la moitié de la dimension longitudinale de la face interne 324 de l'aube et sur sensiblement toute la dimension circonférentielle de cette face.

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS1. Roue de turbine pour une turbomachine, comprenant un disque portant des aubes (114) ayant chacune une plate-forme (116) portant une pale (115) et reliée par une échasse (117) à un pied (113), les pieds des aubes étant engagés dans des rainures de la périphérie du disque et leurs échasses définissant entre elles des espaces de logement de tôles d'étanchéité et d'amortissement (118), caractérisée en ce qu'au moins un espace (126) de circulation d'air est formé entre les faces internes (124) des plates-formes et les tôles précitées, ces dernières comprenant des perçages (120) de passage d'air pour l'alimentation en air de l'espace ou de chaque espace et le refroidissement des plates-formes.
  2. 2. Roue de turbine selon la revendication 1, caractérisée en ce que les plates-formes (116) comprennent sur leurs faces radialement internes (124) des saillies (122) formant un appui radial des tôles (118) et définissant un jeu radial (J) entre les tôles et les faces internes des plates-formes.
  3. 3. Roue selon la revendication 2, caractérisée en ce que le jeu radial (J) entre une tôle (118) et la face interne (124) de la plate-forme (116) est d'environ 1 mm, le jeu entre cette tôle et les échasses (117) des aubes étant sensiblement nul.
  4. 4. Roue selon la revendication 2 ou 3, caractérisée en ce que les saillies (122) d'appui radial comprennent des picots ou des ergots formés en saillie sur les faces internes (124) des plates-formes (116).
  5. 5. Roue selon la revendication 4, caractérisée en ce que les picots ou ergots sont disposés le long d'une ligne sensiblement parallèle à l'axe longitudinal de la roue et sont régulièrement espacés les uns des autres.
  6. 6. Roue de turbine selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque tôle (118) comprend au moins une ou deux rangées de perçages (120), la ou chaque rangée de perçages s'étendant sensiblement parallèlement à l'axe longitudinal de la roue.
  7. 7. Roue selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque tôle (118) a une forme de cuvette allongée dont la concavité est orientée radialement vers l'intérieur et dont la paroi de fond (130) comprend les perçages (120) précités.
  8. 8. Roue selon la revendication 7, caractérisée en ce que la paroi de fond (130) de chaque tôle a en section transversale une forme ondulée comportant une partie médiane (131) convexe vers l'extérieur située entre deux parties latérales (133) concaves vers l'extérieur, la partie médiane étant en appui radial vers l'extérieur sur des parties d'extrémité circonférentielle des plates-formes (116, 116') de deux aubes (114, 114') adjacentes.
  9. 9. Aube de turbine (114) pour une turbomachine, comprenant une plate-forme (116) portant une pale (115) et reliée par une échasse à un pied (113), caractérisée en ce que la plate-forme comprend des picots ou des ergots en saillie sur ses faces radialement internes (124).
  10. 10. Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins une roue de turbine selon l'une des revendications 1 à 8.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3139359A1 (fr) * 2022-09-06 2024-03-08 Safran Helicopter Engines Amortisseur configuré pour amortir un mouvement d’aube de turbomachine et ensemble comprenant l’amortisseur
FR3139358A1 (fr) * 2022-09-06 2024-03-08 Safran Helicopter Engines Ensemble pour turbomachine

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2981979B1 (fr) 2011-10-28 2013-11-29 Snecma Roue de turbine pour une turbomachine
FR3006364B1 (fr) * 2013-05-30 2018-07-13 Safran Aircraft Engines Roue de turbomachine, notamment pour turbine basse pression
US10060262B2 (en) 2013-06-03 2018-08-28 United Technologies Corporation Vibration dampers for turbine blades
US10030523B2 (en) * 2015-02-13 2018-07-24 United Technologies Corporation Article having cooling passage with undulating profile
US9810075B2 (en) 2015-03-20 2017-11-07 United Technologies Corporation Faceted turbine blade damper-seal
US10196903B2 (en) * 2016-01-15 2019-02-05 General Electric Company Rotor blade cooling circuit
US10662784B2 (en) 2016-11-28 2020-05-26 Raytheon Technologies Corporation Damper with varying thickness for a blade
US10731479B2 (en) 2017-01-03 2020-08-04 Raytheon Technologies Corporation Blade platform with damper restraint
US10677073B2 (en) * 2017-01-03 2020-06-09 Raytheon Technologies Corporation Blade platform with damper restraint

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3119595A (en) * 1961-02-23 1964-01-28 Gen Electric Bladed rotor and baffle assembly
JPS62251404A (ja) * 1986-04-24 1987-11-02 Yanmar Diesel Engine Co Ltd ガスタ−ビンの動翼の自然内部冷却装置
US5281097A (en) * 1992-11-20 1994-01-25 General Electric Company Thermal control damper for turbine rotors
EP0856641A1 (fr) * 1997-01-30 1998-08-05 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Système de ventilation des plates-formes des aubes mobiles
EP1164253A1 (fr) * 2000-06-15 2001-12-19 Snecma Moteurs Système de ventilation d'une paire de plates-formes d'aubes juxtaposées
EP1380726A2 (fr) * 2002-07-10 2004-01-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Aube statorique pour turbine à gaz et turbine à gaz comprenant cet élément
EP2180142A1 (fr) * 2008-10-23 2010-04-28 ALSTOM Technology Ltd Aube de turbine à gaz

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2503247B1 (fr) * 1981-04-07 1985-06-14 Snecma Perfectionnements aux etages de turbine a gaz de turboreacteurs munis de moyens de refroidissement par air du disque de la roue de la turbine
US4712979A (en) * 1985-11-13 1987-12-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Self-retained platform cooling plate for turbine vane
FR2840352B1 (fr) * 2002-05-30 2005-12-16 Snecma Moteurs Maitrise de la zone de fuite sous plate-forme d'aube
EP1413715A1 (fr) * 2002-10-21 2004-04-28 Siemens Aktiengesellschaft Dispositif de refroidissement pour une plate-forme d'une aube d'une turbine à gaz
FR2915510B1 (fr) * 2007-04-27 2009-11-06 Snecma Sa Amortisseur pour aubes de turbomachines
GB0806893D0 (en) * 2008-04-16 2008-05-21 Rolls Royce Plc A damper
US8240987B2 (en) * 2008-08-15 2012-08-14 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving baffle assemblies
US8393869B2 (en) * 2008-12-19 2013-03-12 Solar Turbines Inc. Turbine blade assembly including a damper
EP2406464B1 (fr) * 2009-03-09 2015-05-06 GE Avio S.r.l. Rotor pour turbomachines
FR2963382B1 (fr) * 2010-08-02 2016-01-29 Snecma Roue de turbine a aubes en composite a matrice ceramique

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3119595A (en) * 1961-02-23 1964-01-28 Gen Electric Bladed rotor and baffle assembly
JPS62251404A (ja) * 1986-04-24 1987-11-02 Yanmar Diesel Engine Co Ltd ガスタ−ビンの動翼の自然内部冷却装置
US5281097A (en) * 1992-11-20 1994-01-25 General Electric Company Thermal control damper for turbine rotors
EP0856641A1 (fr) * 1997-01-30 1998-08-05 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Système de ventilation des plates-formes des aubes mobiles
EP1164253A1 (fr) * 2000-06-15 2001-12-19 Snecma Moteurs Système de ventilation d'une paire de plates-formes d'aubes juxtaposées
EP1380726A2 (fr) * 2002-07-10 2004-01-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Aube statorique pour turbine à gaz et turbine à gaz comprenant cet élément
EP2180142A1 (fr) * 2008-10-23 2010-04-28 ALSTOM Technology Ltd Aube de turbine à gaz

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3139359A1 (fr) * 2022-09-06 2024-03-08 Safran Helicopter Engines Amortisseur configuré pour amortir un mouvement d’aube de turbomachine et ensemble comprenant l’amortisseur
FR3139358A1 (fr) * 2022-09-06 2024-03-08 Safran Helicopter Engines Ensemble pour turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
GB201206497D0 (en) 2012-05-30
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US8961137B2 (en) 2015-02-24
FR2974387B1 (fr) 2015-11-20
GB2490216B (en) 2017-05-03
US20120269650A1 (en) 2012-10-25

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