FR3066783A1 - SHIRT FOR OPTIMIZED COOLING TURBINE BLADE - Google Patents
SHIRT FOR OPTIMIZED COOLING TURBINE BLADE Download PDFInfo
- Publication number
- FR3066783A1 FR3066783A1 FR1754558A FR1754558A FR3066783A1 FR 3066783 A1 FR3066783 A1 FR 3066783A1 FR 1754558 A FR1754558 A FR 1754558A FR 1754558 A FR1754558 A FR 1754558A FR 3066783 A1 FR3066783 A1 FR 3066783A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- cooling
- cooling air
- hollow part
- flow
- jacket
- 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 68
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 7
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 4
- 238000010926 purge Methods 0.000 description 4
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 3
- 238000005219 brazing Methods 0.000 description 2
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 2
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 2
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 description 1
- 238000009527 percussion Methods 0.000 description 1
- 230000001737 promoting effect Effects 0.000 description 1
- 238000003756 stirring Methods 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation Methods 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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
- F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- 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
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Chemise de refroidissement (30) pour le refroidissement d'une pièce creuse dans laquelle elle est destinée à être insérée, comportant un corps creux longitudinal (32) surmonté par une collerette (34) destinée à être solidarisée à sa périphérie de façon étanche avec cette pièce creuse, la collerette comportant une pluralité de perforations (34A, 34B, 34C) pour séparer un flux principal d'air de refroidissement Ft alimentant la chemise de refroidissement en deux flux secondaires séparés, un premier secondaire flux d'air de refroidissement Fc traversant le corps creux longitudinal au niveau d'une cavité centrale (32A) pour être évacué vers l'extérieur et un second flux secondaire d'air de refroidissement F1, F2, F3 traversant les perforations et circulant autour du corps creux longitudinal.Cooling jacket (30) for cooling a hollow part in which it is intended to be inserted, comprising a longitudinal hollow body (32) surmounted by a flange (34) intended to be secured at its periphery in a sealed manner with this hollow part, the flange comprising a plurality of perforations (34A, 34B, 34C) for separating a main flow of cooling air Ft feeding the cooling jacket into two separate secondary flows, a first secondary cooling air flow Fc passing through the longitudinal hollow body at a central cavity (32A) to be discharged to the outside and a second secondary flow of cooling air F1, F2, F3 passing through the perforations and circulating around the longitudinal hollow body.
Description
Domaine de l'inventionField of the invention
La présente invention se rapporte au domaine général des aubages de turbine de turbomachine, et plus particulièrement aux aubes de turbine munies de chemises de refroidissement.The present invention relates to the general field of turbomachine turbine blades, and more particularly to turbine blades provided with cooling jackets.
Art antérieurPrior art
De façon connue en soi, une turbomachine comporte une chambre de combustion dans laquelle de l'air et du carburant sont mélangés avant d'y être brûlés. Les gaz issus de cette combustion s'écoulent vers l'aval de la chambre de combustion et alimentent ensuite une turbine haute pression et une turbine basse pression. Chaque turbine comporte une ou plusieurs rangées d'aubes fixes (appelées distributeurs) formant stator alternant avec une ou plusieurs rangées d'aubes mobiles (appelées roues mobiles), espacées de façon circonférentielle tout autour du rotor de la turbine. Les aubes fixes de turbine sont soumises aux températures très élevées des gaz de combustion, lesquelles atteignent des valeurs largement supérieures à celles que peuvent supporter sans dommages les aubes qui sont en contact direct avec ces gaz, ce qui a pour conséquence de limiter leur durée de vie.In a manner known per se, a turbomachine comprises a combustion chamber in which air and fuel are mixed before being burned there. The gases from this combustion flow downstream of the combustion chamber and then supply a high pressure turbine and a low pressure turbine. Each turbine has one or more rows of fixed vanes (called distributors) forming a stator alternating with one or more rows of movable vanes (called movable wheels), circumferentially spaced around the rotor of the turbine. The fixed turbine blades are subjected to very high temperatures of the combustion gases, which reach values much higher than those which the blades which are in direct contact with these gases can withstand without damage, which has the consequence of limiting their duration of life.
Aussi, afin d'en réduire la température, il est connu de munir ces aubes fixes de chemises de refroidissement perforées.Also, in order to reduce the temperature, it is known to provide these fixed blades with perforated cooling jackets.
Les figures 2 et 3 représentent un secteur de distributeur conventionnel 10 de moteurs aéronautiques comportant une pluralité d'aubes fixes 12 formant une grille redressant le flux d'air F traversant la veine de gaz moteur délimitée par une virole ou plate-forme externe 14 et une virole ou plate-forme interne 16 supportant les aubes fixes 12. L'aube creuse 12 comporte une chemise de refroidissement 18 qui définit une cavité périphérique annulaire 20 entre la paroi interne de l'aube et l'extérieur de la chemise (Sur la figure 2 et dans un souci de meilleure compréhension, la chemise 18 la plus à gauche a été illustrée extraite partiellement de la cavité 20). A sa partie supérieure 18A en forme de collerette, la chemise est fixée de façon étanche sur la plateforme externe de l'aube par soudure ou brasure et sa partie d'extrémité inférieure 18B vient s'encastrer dans la plate-forme interne de l'aube au niveau d'une zone de guidage 16A, en laissant un jeu déterminé nécessaire au montage et au coulissement de la chemise sous les effets de la dilatation thermique. Selon la configuration envisagée, des plots 22 solidaires de la paroi interne ou formés par des bossages de la chemise maintiennent un écartement constant entre la chemise et cette paroi interne.FIGS. 2 and 3 represent a conventional distributor sector 10 of aeronautical engines comprising a plurality of fixed vanes 12 forming a grid straightening the air flow F passing through the engine gas stream delimited by a ferrule or external platform 14 and a ferrule or internal platform 16 supporting the fixed vanes 12. The hollow vane 12 comprises a cooling jacket 18 which defines an annular peripheral cavity 20 between the internal wall of the blade and the outside of the jacket (On the Figure 2 and for the sake of better understanding, the jacket 18 furthest to the left has been shown partially extracted from the cavity 20). At its upper part 18A in the form of a collar, the jacket is tightly fixed to the external platform of the blade by welding or brazing and its lower end part 18B is embedded in the internal platform of the blade at a guide zone 16A, leaving a certain clearance necessary for mounting and sliding the jacket under the effects of thermal expansion. Depending on the configuration envisaged, studs 22 secured to the internal wall or formed by bosses of the liner maintain a constant spacing between the liner and this internal wall.
La chemise 18 est du type multi-perforée de sorte que le débit d'air de refroidissement délivré par une source d'air sous pression, en général le compresseur de la turbomachine, pénètre dans la plate-forme externe 14 par un orifice d'entrée 24, arrive à l'intérieur de la chemise 18 et s'échappe en partie par la multi-perforation de la chemise en formant dans la cavité périphérique 20 des jets d'air qui refroidissent par impact (ou via des ailettes 26 formant perturbateurs) la paroi interne de l'aube 12, puis sont évacués par des perçages calibrés réalisés sur le bord de fuite ou sur la face intrados de cette pale afin de former un film d'air protecteur (des pontets non représentés peuvent être prévus à l'intérieur de l'aube pour y aménager la circulation de cet air de refroidissement). Le débit d'air restant sort de la chemise par la plate-forme interne 16 qu'il traverse en la refroidissant pour s'échapper par un orifice de sortie 28 à l'extérieur de l'aube vers d'autres organes du moteur à refroidir et notamment les disques de turbine (purges haute ou basse pression).The jacket 18 is of the multi-perforated type so that the flow of cooling air delivered by a source of pressurized air, in general the compressor of the turbomachine, enters the external platform 14 through an orifice inlet 24, arrives inside the liner 18 and partly escapes by the multi-perforation of the liner, forming in the peripheral cavity 20 air jets which cool by impact (or via fins 26 forming disturbers ) the inner wall of the blade 12, then are evacuated by calibrated bores made on the trailing edge or on the underside of this blade in order to form a protective air film (bridges not shown may be provided at the 'interior of the dawn to arrange the circulation of this cooling air). The remaining air flow leaves the jacket through the internal platform 16 which it crosses while cooling it to escape through an outlet orifice 28 outside the blade towards other organs of the engine. cool and in particular the turbine discs (high or low pressure purges).
Cette configuration présente toutefois des inconvénients liés au fait que ce refroidissement par impact (ou percussion) dans des zones bien spécifiques de l'aube, son bord de fuite et son bord d'attaque notamment, crée des gradients thermiques très importants entre le flux froid et la zone chaude impactée qui ont pour effet de charger d'autres zones et de provoquer leur usure prématurée. De plus, il est difficile d'assurer un transfert de l'air de refroidissement vers les disques de turbines à la bonne pression et à la bonne température.However, this configuration has drawbacks related to the fact that this impact (or percussion) cooling in very specific areas of the blade, its trailing edge and its leading edge in particular, creates very large thermal gradients between the cold flow. and the impacted hot zone which have the effect of charging other zones and causing their premature wear. In addition, it is difficult to ensure a transfer of the cooling air to the turbine discs at the right pressure and at the right temperature.
Objet et résumé de l'inventionSubject and summary of the invention
La présente invention vise donc à pallier les inconvénients liés à cette création inappropriée de gradients thermiques en proposant une chemise de refroidissement qui évite cette usure prématurée de l'aube. L'invention a aussi pour objet de réaliser une aube dont la géométrie et donc le processus de fabrication est très peu modifié par rapport au processus de fabrication traditionnelle en fonderie, de façon à éviter toute dégradation dans la tenue mécanique générale de cette aube. Elle vise enfin toute turbine de turbomachine équipée de telles aubes à chemise de refroidissement améliorée. A cet effet, il est prévu une chemise de refroidissement pour le refroidissement d'une pièce creuse dans laquelle elle est destinée à être insérée, comportant un corps creux longitudinal terminé par une extrémité libre et surmonté par une collerette destinée à être solidarisée à sa périphérie de façon étanche avec ladite pièce creuse, caractérisée en ce que ladite collerette comporte une pluralité de perforations pour séparer un flux principal d'air de refroidissement Ft alimentant ladite chemise de refroidissement en deux flux secondaires séparés, un premier secondaire flux d'air de refroidissement Fc traversant ledit corps creux longitudinal au niveau d'une cavité principale pour être évacué au travers de ladite extrémité libre et un second flux secondaire d'air de refroidissement Fl, F2, F3 traversant lesdites perforations et circulant autour dudit corps creux longitudinal.The present invention therefore aims to overcome the drawbacks associated with this inappropriate creation of thermal gradients by proposing a cooling jacket which avoids this premature wear of the dawn. The object of the invention is also to produce a blade whose geometry and therefore the manufacturing process is very little modified compared to the traditional manufacturing process in foundries, so as to avoid any deterioration in the general mechanical strength of this blade. Finally, it relates to any turbomachine turbine equipped with such blades with improved cooling jacket. To this end, a cooling jacket is provided for cooling a hollow part into which it is intended to be inserted, comprising a longitudinal hollow body terminated by a free end and surmounted by a flange intended to be secured to its periphery sealingly with said hollow part, characterized in that said flange comprises a plurality of perforations for separating a main flow of cooling air Ft supplying said cooling jacket in two separate secondary flows, a first secondary flow of cooling air Fc passing through said longitudinal hollow body at a main cavity to be evacuated through said free end and a second secondary flow of cooling air F1, F2, F3 passing through said perforations and circulating around said longitudinal hollow body.
De la sorte, on assure par simple convection une bonne ventilation de la pièce creuse dans laquelle la chemise est insérée et par le passage d'air dans la cavité centrale on remplit les conditions de température, pression et débit désirées pour le refroidissement d'éléments externes à cette pièce creuse, par exemple des disques de turbine dans le cas où cette pièce creuse est une aube de distributeur de turbomachine. La structure de la chemise s'en trouve simplifiée par la suppression de sa multi-perforation sans modifier le processus de fabrication de la pièce creuse dans laquelle la chemise est insérée.In this way, by simple convection, good ventilation of the hollow part into which the jacket is inserted is ensured and by the passage of air in the central cavity, the conditions of temperature, pressure and flow rate desired for cooling elements are met. external to this hollow part, for example turbine disks in the case where this hollow part is a blade of a turbomachine distributor. The structure of the shirt is thereby simplified by eliminating its multi-perforation without modifying the manufacturing process of the hollow part in which the shirt is inserted.
De préférence, ladite cavité principale est une cavité centrale de forme sensiblement oblongue et disposée en position centrée.Preferably, said main cavity is a central cavity of substantially oblong shape and arranged in a centered position.
Selon le mode de réalisation envisagé, ladite collerette comporte deux perforations disposées à deux extrémités de ladite cavité centrale et de préférence au moins une perforation latérale disposée sur un flanc de ladite cavité centrale.According to the embodiment envisaged, said flange comprises two perforations arranged at two ends of said central cavity and preferably at least one lateral perforation disposed on a side of said central cavity.
Avantageusement, ledit premier flux secondaire d'air de refroidissement Fc représente 55 à 65% dudit flux principal d'air de refroidissement Ft et préférentiellement 60%. L'invention concerne également une pièce creuse comportant une chemise de refroidissement telle que précitée définissant une cavité annulaire entre une paroi extérieure de ladite chemise de refroidissement et une paroi interne de ladite pièce creuse, ledit flux principal d'air de refroidissement Ft étant introduit dans ladite pièce creuse pour d'une part, en traversant lesdites perforations, assurer son refroidissement interne et pour d'autre part, en traversant ladite cavité principale, évacuer une partie de cet air de refroidissement à l'extérieur de ladite pièce creuse.Advantageously, said first secondary flow of cooling air Fc represents 55 to 65% of said main flow of cooling air Ft and preferably 60%. The invention also relates to a hollow part comprising a cooling jacket as mentioned above defining an annular cavity between an external wall of said cooling jacket and an internal wall of said hollow part, said main flow of cooling air Ft being introduced into said hollow part for the one hand, by crossing said perforations, ensuring its internal cooling and for the other hand, by crossing said main cavity, evacuating part of this cooling air outside of said hollow part.
Ladite pièce creuse forme avantageusement une aube fixe de distributeur de turbomachine, l'air de refroidissement traversant ladite cavité principale étant destiné à refroidir un disque portant ladite aube fixe. L'invention concerne enfin toute turbine de turbomachine munie d'une pluralité d'aubes fixes telles que précitées.Said hollow part advantageously forms a fixed blade of a turbomachine distributor, the cooling air passing through said main cavity being intended to cool a disc carrying said fixed blade. Finally, the invention relates to any turbomachine turbine fitted with a plurality of fixed blades as mentioned above.
Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur lesquels : - la figure 1 est une vue en perspective d'une chemise d'une aube de distributeur de turbine selon l'invention, - la figure IA est une vue en coupe d'une aube munie de la chemise de la figure 1, -la figure 2 est une vue en perspective d'une partie de distributeur de turbine de l'art antérieur, et - la figure 3 est une vue en coupe du distributeur de la figure 2.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other characteristics and advantages of the present invention will emerge from the description given below, with reference to the appended drawings which illustrate an embodiment thereof devoid of any limiting nature and in which: - Figure 1 is a perspective view of a jacket of a turbine distributor blade according to the invention, - Figure IA is a sectional view of a blade provided with the jacket of Figure 1, - Figure 2 is a view in perspective of part of a turbine distributor of the prior art, and - Figure 3 is a sectional view of the distributor of Figure 2.
Description détaillée d'un mode de réalisationDetailed description of an embodiment
On notera tout d'abord que si l'invention telle que décrite est appliquée aux aubes fixes de distributeurs basse pression, elle peut bien entendu être facilement adaptée à n'importe quelle autre pièce nécessitant un refroidissement interne (plus généralement toute pièce creuse devant être ventilée).It will be noted first of all that if the invention as described is applied to the fixed blades of low pressure distributors, it can of course be easily adapted to any other part requiring internal cooling (more generally any hollow part to be vented).
Conformément à l'invention, il est proposé de changer la façon de répartir l'air de refroidissement dans cette pièce creuse en favorisant la convection pour refroidir les parois chaudes de la pièce tout en gardant une cavité centrale naturellement éloignée de ces parois chaudes pour diriger un air plus frais en direction de zones externes à cette pièce, en l'espèce, les disques de turbine basse pression lorsque cette pièce creuse est une aube fixe de distributeur de turbomachine.According to the invention, it is proposed to change the way of distributing the cooling air in this hollow room by promoting convection to cool the hot walls of the room while keeping a central cavity naturally away from these hot walls to direct cooler air in the direction of zones external to this part, in this case, the low-pressure turbine discs when this hollow part is a fixed blade of a turbomachine distributor.
Ainsi, si l'on considère le flux total de refroidissement disponible, la présente invention permet par la configuration innovante de la chemise de refroidissement de séparer ce flux principal en deux flux secondaires : l'un traversant la chemise de refroidissement, et allant directement à l'extérieur vers les disques de turbine et l'autre circulant à l'intérieur de l'aube, autour de la chemise de refroidissement, avant d'être expulsé par le bord de fuite et/ou le bord d'attaque pour le ou les refroidir par la formation d'un film d'air protecteur. Cette configuration permet de respecter les critères de purge, de refroidissement des disques et de refroidir le bord d'attaque et/ou le bord de fuite, tout en évitant de privilégier un type particulier de dégradation thermique comme dans les dispositifs de l'art antérieur.Thus, if we consider the total cooling flow available, the present invention allows, by the innovative configuration of the cooling jacket, to separate this main flow into two secondary flows: one passing through the cooling jacket, and going directly to the outside towards the turbine discs and the other circulating inside the blade, around the cooling jacket, before being expelled by the trailing edge and / or the leading edge for the or cool them by forming a protective air film. This configuration makes it possible to meet the criteria for purging, cooling the disks and cooling the leading edge and / or the trailing edge, while avoiding favoring a particular type of thermal degradation as in the devices of the prior art. .
On a rappelé en préambule de la présente demande qu'une aube fixe de distributeur de turbine est montée entre une plate-forme externe et une plate-forme interne, la plate-forme externe définissant une paroi externe pour la veine d'écoulement des gaz de combustion au travers de la turbine et la plate-forme interne une paroi interne pour cette même veine d'écoulement. Une telle aube fixe de structure creuse est soumise aux températures très élevées des gaz de combustion et nécessite donc d'être refroidie. A cet effet et comme illustrée aux figures 1 et IA, l'aube 12 comporte une chemise de refroidissement 30 comprenant d'une part un corps creux longitudinal 32 terminé par une extrémité libre 33, alimenté en air de refroidissement par un premier flux d'air secondaire Fc entrant à une première extrémité dans une cavité principale 32A de ce corps et sortant par cette extrémité libre, et qui définit une cavité périphérique annulaire 20 entre la paroi interne de l'aube et la paroi extérieure de la chemise et d'autre part une collerette perforée 34 surmontant ce corps creux et agencée pour fixer cette chemise de façon étanche sur la plateforme externe 14 de l'aube par soudure ou brasure et alimentée en air de refroidissement par un second flux d'air secondaire Fl, F2, F3 traversant ses perforations 34A, 34B, 34C, l'ensemble de ces flux d'air secondaires formant le flux d'air principal Ft. Le premier flux d'air secondaire Fc représente 55 à 65% du flux d'air principal Ft et préférentiellement 60%. La cavité principale est avantageusement de forme sensiblement oblongue et disposée en position centrée.It has been recalled in the preamble to the present application that a fixed turbine distributor blade is mounted between an external platform and an internal platform, the external platform defining an external wall for the gas flow stream combustion through the turbine and the internal platform an internal wall for this same flow stream. Such a fixed blade of hollow structure is subjected to the very high temperatures of the combustion gases and therefore needs to be cooled. To this end and as illustrated in FIGS. 1 and 1A, the blade 12 comprises a cooling jacket 30 comprising on the one hand a longitudinal hollow body 32 terminated by a free end 33, supplied with cooling air by a first flow of secondary air Fc entering at a first end into a main cavity 32A of this body and leaving through this free end, and which defines an annular peripheral cavity 20 between the internal wall of the blade and the external wall of the jacket and other share a perforated flange 34 surmounting this hollow body and arranged to fix this jacket in a sealed manner on the external platform 14 of the blade by welding or brazing and supplied with cooling air by a second secondary air flow F1, F2, F3 crossing its perforations 34A, 34B, 34C, all of these secondary air flows forming the main air flow Ft. The first secondary air flow Fc represents 55 to 65% of the main air flow F t and preferably 60%. The main cavity is advantageously of substantially oblong shape and arranged in a centered position.
La collerette est de préférence obtenue par formage de la tôle constituant la chemise mais elle pourrait également être rapportée sur le corps de cette chemise et elle comporte les différentes perforations permettant le passage du second flux d'air secondaire. Plus particulièrement, une première perforation 34A pratiquée dans le prolongement d'une première extrémité de la cavité principale 32A formant la partie interne de la chemise permet le passage d'un premier flux Fl d'air de refroidissement proportionnel à la section de cette ouverture. De même, une deuxième perforation 34B pratiquée dans le prolongement d'une autre extrémité de la cavité principale permet le passage d'un deuxième flux F2 d'air de refroidissement proportionnel à la section de cette ouverture et éventuellement une troisième perforation 34C (représentée en pointillés sur la figure) pratiquée sur un des deux flancs de la cavité principale permet le passage d'un troisième flux F3 d'air de refroidissement proportionnel également à la section de cette ouverture. Plus généralement, ces perforations dont le nombre n'est pas limité sont pratiquées dans les espaces disponibles de la collerette autour de la cavité principale 32A à l'exception bien entendu de la périphérie 34D de la collerette nécessaire à sa fixation de façon étanche à la plate-forme externe. L'air de refroidissement introduit dans la cavité principale 32A de la chemise ressort quant à elle directement à sa partie inférieure pour assurer la purge des disques de turbine.The collar is preferably obtained by forming the sheet forming the jacket but it could also be attached to the body of this jacket and it has the various perforations allowing the passage of the second secondary air flow. More particularly, a first perforation 34A made in the extension of a first end of the main cavity 32A forming the internal part of the jacket allows the passage of a first flow F1 of cooling air proportional to the section of this opening. Similarly, a second perforation 34B made in the extension of another end of the main cavity allows the passage of a second flow F2 of cooling air proportional to the section of this opening and possibly a third perforation 34C (shown in dotted on the figure) formed on one of the two sides of the main cavity allows the passage of a third flow F3 of cooling air proportional also to the section of this opening. More generally, these perforations, the number of which is not limited, are made in the available spaces of the flange around the main cavity 32A, with the exception of course of the periphery 34D of the flange necessary for its sealing sealing external platform. The cooling air introduced into the main cavity 32A of the jacket, for its part, comes out directly at its lower part to purge the turbine discs.
Ainsi, en séparant le refroidissement de l'aube de celle des disques de turbine, il peut être tenu compte des besoins spécifiques en température, pression et débit tant de l'aube que des disques permettant alors un refroidissement optimisé.Thus, by separating the cooling of the blade from that of the turbine disks, account can be taken of the specific temperature, pressure and flow requirements both of the blade and of the disks, thus allowing optimized cooling.
Avec l'invention, on peut noter que le processus de fabrication de l'aube n'a pas à être modifié, seule la configuration de la chemise étant changée de façon mineure, son processus de fabrication par emboutissage et brassage n'étant pas non plus modifié. En outre, cela permet d'alimenter les disques de turbine avec une température et un débit permettant d'étendre leur durée de vie par rapport à une aube sans chemise sans changer le débit d'air de refroidissement (pas de variation de la purge). Cela permet aussi d'augmenter la durée de vie de l'aube par une diminution des criques et des brûlures. L'invention permet donc de cumuler les bienfaits des deux solutions (avec et sans chemise) habituellement utilisées pour de telles pièces creuses ventilées sans ajouter de complexification de fabrication et sans changer le dessin de pièces ayant fort impact industriel et en restant interchangeable avec les pièces déjà en mises en œuvre (ce « retrofit » pouvant par exemple être effectué lors d'une opération de maintenance). De plus, dans le cas des distributeurs de turbomachines, le cycle de fabrication de la chemise s'en trouve diminué du fait de l'absence de multi-perforation sur cette chemise.With the invention, it can be noted that the process of manufacturing the blade does not have to be modified, only the configuration of the jacket being changed in a minor way, its manufacturing process by stamping and stirring not being not more modified. In addition, this makes it possible to supply the turbine disks with a temperature and a flow allowing their lifespan to be extended relative to a blade without a jacket without changing the flow of cooling air (no variation of the purge). . It also increases the lifespan of dawn by reducing cracks and burns. The invention therefore makes it possible to combine the benefits of the two solutions (with and without jacket) usually used for such ventilated hollow parts without adding manufacturing complexity and without changing the design of parts having a strong industrial impact and remaining interchangeable with the parts. already implemented (this "retrofit" can for example be carried out during a maintenance operation). In addition, in the case of turbomachine distributors, the liner manufacturing cycle is reduced due to the absence of multi-perforation on this liner.
Claims (9)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1754558A FR3066783B1 (en) | 2017-05-23 | 2017-05-23 | SHIRT FOR OPTIMIZED COOLING TURBINE BLADE |
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1754558A FR3066783B1 (en) | 2017-05-23 | 2017-05-23 | SHIRT FOR OPTIMIZED COOLING TURBINE BLADE |
FR1754558 | 2017-05-23 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
FR3066783A1 true FR3066783A1 (en) | 2018-11-30 |
FR3066783B1 FR3066783B1 (en) | 2019-07-19 |
Family
ID=62017313
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
FR1754558A Active FR3066783B1 (en) | 2017-05-23 | 2017-05-23 | SHIRT FOR OPTIMIZED COOLING TURBINE BLADE |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
FR (1) | FR3066783B1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR3095232A1 (en) * | 2019-04-16 | 2020-10-23 | Safran Aircraft Engines | SET FOR A TURBOMACHINE TURBINE |
WO2023012421A1 (en) * | 2021-08-05 | 2023-02-09 | Safran Aircraft Engines | Cooling jacket of a hollow blade of a distributor |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2159376A2 (en) * | 2008-08-28 | 2010-03-03 | United Technologies Corporation | Airfoil insert and method for cooling an airfoil |
WO2015057309A2 (en) * | 2013-09-18 | 2015-04-23 | United Technologies Corporation | Insert and standoff design for a gas turbine engine vane |
US20150354382A1 (en) * | 2014-06-06 | 2015-12-10 | General Electric Company | Exhaust frame cooling via strut cooling passages |
-
2017
- 2017-05-23 FR FR1754558A patent/FR3066783B1/en active Active
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2159376A2 (en) * | 2008-08-28 | 2010-03-03 | United Technologies Corporation | Airfoil insert and method for cooling an airfoil |
WO2015057309A2 (en) * | 2013-09-18 | 2015-04-23 | United Technologies Corporation | Insert and standoff design for a gas turbine engine vane |
US20150354382A1 (en) * | 2014-06-06 | 2015-12-10 | General Electric Company | Exhaust frame cooling via strut cooling passages |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR3095232A1 (en) * | 2019-04-16 | 2020-10-23 | Safran Aircraft Engines | SET FOR A TURBOMACHINE TURBINE |
WO2023012421A1 (en) * | 2021-08-05 | 2023-02-09 | Safran Aircraft Engines | Cooling jacket of a hollow blade of a distributor |
FR3126020A1 (en) * | 2021-08-05 | 2023-02-10 | Safran Aircraft Engines | Distributor Hollow Blade Cooling Jacket |
CN117795177A (en) * | 2021-08-05 | 2024-03-29 | 赛峰航空器发动机 | Cooling jacket for hollow blades of a distributor |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR3066783B1 (en) | 2019-07-19 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0785339B1 (en) | Cooled turbine vane | |
CA2254259C (en) | Cooling system for turbine distributor blades | |
CA2510669C (en) | Improved cooling stationary turbine blade | |
CA2981994A1 (en) | Ceramic core for a multi-cavity turbine blade | |
EP1452695B1 (en) | Cooled turbine blade having reduced cooling air leakage | |
FR3057906A1 (en) | OPTIMIZED COOLING TURBINE TANK | |
EP3149281B1 (en) | Turbine blade having a central cooling conduit and two lateral cavities merged downstream of the central conduit | |
CA2418241A1 (en) | Moving blade of a high-pressure turbine equipped with a trailing edge with improved thermal properties | |
FR3066783B1 (en) | SHIRT FOR OPTIMIZED COOLING TURBINE BLADE | |
FR3021351B1 (en) | TURBOMACHINE WALL HAVING AT LEAST ONE PORTION OF COOLING ORIFICES OBSTRUCTIONS | |
EP1318274B1 (en) | High-pressure turbine blade with cooled trailing edge | |
EP3942156B1 (en) | Tubular impingement insert for a turbomachine vane | |
CA2641438C (en) | Cooled turbomachine blade | |
WO2021023945A1 (en) | Ring for a turbomachine or turboshaft engine turbine | |
FR3064050A1 (en) | COMBUSTION CHAMBER OF A TURBOMACHINE | |
EP3768949B1 (en) | Turbine vane comprising impingement cooling features | |
EP3942158A1 (en) | Turbine engine blade provided with an optimised cooling circuit | |
FR3126020A1 (en) | Distributor Hollow Blade Cooling Jacket | |
EP3947916B1 (en) | Turbine vane of a turbomachine, turbine, turbomachine and associated ceramic core for manufacturing a turbine vane of a turbomachine | |
WO2022171950A1 (en) | Wall provided with a cooling orifice having a triangular-section diffusion portion | |
CA3146412A1 (en) | Turbomachine moving blade with cooling circuit having a double row of discharge slots | |
WO2018215718A1 (en) | Blade for a turbomachine turbine, comprising internal passages for circulating cooling air | |
FR2947035A1 (en) | Combustion chamber for use in gas turbine engine of vehicle i.e. aerial vehicle, has central part assembled with external annular ferrule, and cooling air inlet openings distributed on surface of central part | |
FR3100564A1 (en) | Turbine distributor blade liner | |
FR3066551A1 (en) | MOVABLE DAWN OF A TURBINE COMPRISING AN INTERNAL COOLING CIRCUIT |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20181130 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |