FR3094398A1 - Ensemble pour un rotor de turbomachine - Google Patents

Ensemble pour un rotor de turbomachine Download PDF

Info

Publication number
FR3094398A1
FR3094398A1 FR1903333A FR1903333A FR3094398A1 FR 3094398 A1 FR3094398 A1 FR 3094398A1 FR 1903333 A FR1903333 A FR 1903333A FR 1903333 A FR1903333 A FR 1903333A FR 3094398 A1 FR3094398 A1 FR 3094398A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
disc
upstream
branch
flange
deflection member
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR1903333A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3094398B1 (fr
Inventor
Kevin Eugène Henri GIBOUDEAUX
Pascal Michel Noël LEFEBVRE
Hadrien Paul Alexandre Mage
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR1903333A priority Critical patent/FR3094398B1/fr
Publication of FR3094398A1 publication Critical patent/FR3094398A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3094398B1 publication Critical patent/FR3094398B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3023Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses
    • F01D5/303Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses in a circumferential slot
    • F01D5/3038Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses in a circumferential slot the slot having inwardly directed abutment faces on both sides
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F01D5/066Connecting means for joining rotor-discs or rotor-elements together, e.g. by a central bolt, by clamps
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/10Stators
    • F05D2240/15Heat shield
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00Geometry
    • F05D2250/70Shape
    • F05D2250/75Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/20Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/94Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

L’invention concerne un ensemble pour un rotor (1) d’une turbomachine s’étendant selon un axe, comportant un disque (2) annulaire s’étendant radialement, au moins une virole (9) amont ou aval, comportant une bride (10) en appui sur une face amont ou aval du disque (2), ladite bride (10) étant fixée au disque (2) par l’intermédiaire d’au moins un boulon (13), le boulon (13) comportant une vis (16) coopérant avec un écrou (18), caractérisé en ce que ledit ensemble comporte au moins un organe de déflection (23) présentant une forme générale en U comprenant une base (24) radialement externe à partir de laquelle une branche amont (25) et une branche aval (26) s’étendent radialement vers l’intérieur, l’une (26) desdites branches (25, 26) étant fixée à la bride (10) et au disque (2) par l’intermédiaire du boulon (13), ladite branche (26) comportant au moins une ouverture (27) de fixation traversée par la vis (16). Figure à publier avec l’abrégé : Figure 2

Description

ENSEMBLE POUR UN ROTOR DE TURBOMACHINE
Domaine technique de l’invention
L’invention concerne un ensemble pour un rotor d’une turbomachine, telle qu’un turboréacteur ou un turbopropulseur d’avion.
Etat de la technique antérieure
Le document FR 2 607 866, au nom de la Demanderesse, divulgue un rotor de compresseur pour une turbomachine. Les termes axial, radial et circonférentiel sont définis par rapport à l’axe X du rotor. Les termes amont et aval sont définis par rapport au sens de circulation du flux de gaz au seins du compresseur.
Une partie d’un tel rotor 1 est représenté à la figure 1. Le rotor 1 comporte des disques annulaires 2 écartés axialement les uns des autres. Chaque disque 2 comprend une partie radialement externe 3 dans laquelle sont formés des alvéoles 4 servant au montage de pieds 5 d’aubes 6, régulièrement réparties sur la circonférence du disque 2. Le disque 2 comporte en outre une jante 7 reliant la partie radialement externe 3 à une partie radialement interne d’équilibrage 8. Les disques 2 sont reliés entre eux par des viroles cylindriques 9. Les viroles 9 peuvent être formées intégralement avec certains des disques 2 et être boulonnées à d’autres disques 2.
Dans la forme de réalisation représentée à la figure 1, le disque 2 situé au centre de la figure est dépourvu de viroles 9. Les disques 2 situés axialement en amont et en aval du disque 2 central comprennent des viroles 9 comportant des brides radiales 10 en appui sur des faces amont 11 et aval 12 du disque 2 central et fixées au disque 2 central par l’intermédiaire de boulons 13.
Chaque virole 9 comporte une partie cylindrique 14 à partir de laquelle des léchettes 15 s’étendent radialement vers l’extérieur, destinées à coopérer avec un bloc de matériau abradable d’un stator, non représenté.
Chaque boulon 13 comporte une vis 16 comprenant une tête 17 en appui sur l’une des brides 10, à savoir la bride 10 de la virole 9 amont dans le cas de la figure 1. Chaque boulon 13 comporte en outre un écrou 18 coopérant avec la partie filetée de la vis 16, l’écrou 18 étant en appui sur l’autre bride 10, à savoir la bride 10 de la virole 9 aval dans le cas de la figure 1.
La vis 16 de chaque boulon 13 traverse des ouvertures ménagées dans les brides 10 et dans le disque 2.
En fonctionnement, la température et la pression de l’air dans l’espace annulaire 19 délimité axialement entre le disque 2 central et le disque 2 aval est supérieur à la température et à la pression de l’air dans l’espace annulaire 20 délimité axialement entre le disque 2 central et le disque 2 amont. Compte tenu des différences de pression entre les deux espaces 19, 20 et compte tenu du fait que la liaison boulonnée ne peut pas être parfaitement étanche, un flux d’air de fuite à haute température traverse les ouvertures des brides 10 et du disque 2, autour de la vis 16, cet air débouchant ensuite en regard de la partie cylindrique 14 de la virole amont 9. Ceci provoque une élévation de la température de la virole 9 amont, ce qui a pour effet de modifier les jeux de fonctionnement et de réduire la durée de vie de cette zone du compresseur.
Présentation de l’invention
L’invention vise à remédier à cet inconvénient, de manière simple, fiable et peu onéreuse.
A cet effet, l’invention concerne un ensemble pour un rotor d’une turbomachine s’étendant selon un axe, comportant un disque annulaire s’étendant radialement, au moins une virole amont ou aval, comportant une bride en appui sur une face amont ou aval du disque, ladite bride étant fixée au disque par l’intermédiaire d’au moins un boulon, le boulon comportant une vis coopérant avec un écrou, caractérisé en ce que ledit ensemble comporte au moins un organe de déflection présentant une forme générale en U comprenant une base radialement externe à partir de laquelle une branche amont et une branche aval s’étendent radialement vers l’intérieur, l’une desdites branches étant fixée à la bride et au disque par l’intermédiaire du boulon, ladite branche comportant au moins une ouverture de fixation traversée par la vis.
De cette manière, l’air traversant la zone boulonnée du disque et de la bride débouche dans le volume interne de l’organe de déflection, au travers de l’ouverture. Ce volume interne, délimité par les branches et la base, forme ainsi un collecteur, d’où l’air est redirigé notamment radialement vers l’intérieur en étant guidé par les branches. La partie située radialement à l’extérieur de la base de l’organe de déflection est ainsi protégée du flux d’air traversant la zone boulonnée du disque et de la bride.
L’organe de déflection peut être annulaire. L’axe de l’organe de déflexion correspond alors à l’axe du rotor.
En variante, l’organe de déflection peut s’étendre uniquement sur une portion circonférentielle de la bride, uniquement au niveau de la zone boulonnée correspondante.
La virole peut comporter une partie cylindrique dont une extrémité amont ou aval comporte la bride de fixation au disque.
La partie cylindrique de la virole peut comporter des léchettes s’étendant radialement vers l’extérieur, destinées à coopérer avec un bloc de matériau abradable d’un stator.
L’organe de déflection peut être situé en amont du disque.
Dans le cas d’un compresseur en particulier, l’espace situé en aval du disque est soumis à une température et à une pression plus élevée que l’espace situé en amont du disque. L’air traversant la zone boulonnée circule donc de l’aval vers l’amont avant de déboucher dans le volume interne de l’organe de déflection.
La base de l’organe de déflection peut comporter au moins une perforation située axialement en regard d’une partie de la virole.
Une partie de l’air débouchant dans le volume interne de l’organe de déflection est ainsi dirigée vers une partie de la virole, par exemple une partie cylindrique équipée de léchettes, de manière à contrôler sa température.
L’organe de déflection peut comporter plusieurs perforations régulièrement réparties sur la circonférence de la base.
La branche de l’organe de déflection servant à sa fixation peut être en appui direct sur la bride de la virole, elle-même en appui direct sur le disque.
En variante, l’un et/ou l’autre de ces appuis peut être réalisé par l’intermédiaire d’une pièce additionnelle.
La branche de l’organe de déflection opposée à la branche servant à la fixation peut s’étendre de façon oblique par rapport à un plan radial.
La branche oblique, appelée branche de déflection, peut être annulaire et tronconique. La branche de déflection peut se rapprocher de la branche de fixation, radialement vers l’intérieur.
L’angle entre la branche oblique et le plan radial peut être compris entre 45 et 90°, de préférence entre 45 ° et 70°.
La branche de fixation peut s’étendre uniquement dans le plan radial.
La base peut être cylindrique. En variante, la base peut être tronconique.
L’invention concerne également un compresseur de turbomachine comportant au moins un ensemble du type précité.
Brève description des figures
est une vue en coupe axiale d’une partie d’un compresseur de turbomachine de l’art antérieur,
est une vue en coupe axiale d’une partie d’un compresseur de turbomachine selon une forme de réalisation de l’invention,
est une vue en perspective et en coupe, d’une partie d’un organe de déflection annulaire conformément à l’invention.
Description détaillée de l’invention
La figure 2 illustre une partie d’un rotor 1 de compresseur de turbomachine selon une forme de réalisation de l’invention. Le compresseur peut être un compresseur basse pression ou un compresseur haute pression de turbomachine.
Comme précédemment, le rotor 1 comporte des disques 2, chaque disque 2 comportant une partie radialement externe 3 dans laquelle sont formés des alvéoles 4 servant au montage de pieds 5 d’aubes 6, régulièrement réparties sur la circonférence du disque 2. Le disque 2 comporte en outre une jante 7 reliant la partie radialement externe 3 à une partie radialement interne d’équilibrage 8. Les disques 2 sont reliés entre eux par des viroles cylindriques 9. Les viroles 9 peuvent être formées intégralement avec certains des disques 2 et être boulonnées à d’autres disques 2.
Dans la forme de réalisation représentée à la figure 2, le disque 2 central est dépourvu de viroles. Les disques 2 situés axialement en amont et en aval du disque 2 central comprennent des viroles 9 comportant des brides annulaires radiales 10 en appui sur des faces amont 11 et aval 12 du disque 2 central et fixées au disque 2 central par l’intermédiaire de boulons 13. Les boulons 13 sont régulièrement répartis sur la circonférence.
Chaque virole 9 comporte une partie cylindrique 14 à partir de laquelle des léchettes 16 s’étendent radialement vers l’extérieur, destinées à coopérer avec un bloc de matériau abradable d’un stator, non représenté.
Chaque boulon 13 comporte une vis 16 comprenant une tête 17, située ici du côté amont. Chaque boulon 13 comporte en outre un écrou 18 coopérant avec la partie filetée de la vis 16, l’écrou 18 étant en appui sur la bride 10 de la virole 9 aval, directement ou par l’intermédiaire d’une pièce intermédiaire.
La vis 16 de chaque boulon 13 traverse des ouvertures 21, 22 ménagées respectivement dans les brides 10 et dans le disque 2.
Par ailleurs, un organe de déflection 23 de forme annulaire est monté en amont de la bride 10 amont et du disque 2. L’axe de l’organe de déflexion 23 correspond à l’axe X du compresseur. L’organe de déflection 23 présente une section en forme générale de U et comporte une base cylindrique 24 à partir de laquelle une branche amont 25 et une branche aval 26 s’étendent radialement vers l’intérieur. La branche aval 26 est située intégralement dans un plan radial. La branche aval 26 vient ici en appui direct sur la bride radiale 10 de la virole 9 amont et comporte des ouvertures 27 permettant le passage de la vis 16. Bien entendu, l’appui de la branche aval 26 sur la bride 10 peut être réalisé par l’intermédiaire d’une pièce supplémentaire.
La branche amont 25 présente une forme tronconique s’évasant vers l’amont. L’angle α de la branche amont 25 par rapport au plan radial est par exemple compris entre 45 et 70°.
La base 24 comporte par ailleurs des perforations 28, par exemple de forme circulaire, régulièrement réparties sur la circonférence et situées axialement en regard de la partie cylindrique 14 de la virole 9 amont.
Comme précédemment, en fonctionnement, la température et la pression de l’air dans l’espace annulaire 19 délimité axialement entre le disque 2 central et le disque 2 aval est supérieur à la température et à la pression de l’air dans l’espace annulaire 20 délimité axialement entre le disque 2 central et le disque 2 amont. Un flux d’air de fuite à haute température traverse les ouvertures 21, 22 des brides et du disque 2, autour des vis 16, puis les ouvertures correspondantes 27 de la bride aval 26, avant de déboucher dans le volume interne 29 de l’organe de déflection 23 délimité par la base 24 et les branches 25, 26.
Une majeure partie de ce flux d’air est chassé radialement vers l’intérieur de l’espace interne 29, une faible partie de ce flux d’air étant expulsé par les perforations 28 et vient impacter la virole 9 amont de façon ciblée afin de contrôler les contraintes thermiques au sein de la virole 9.
De cette manière, il est possible de contrôler les jeux de fonctionnement et d’augmenter la durée de vie du rotor 1 du compresseur.

Claims (9)

  1. Ensemble pour un rotor (1) d’une turbomachine s’étendant selon un axe (X), comportant un disque (2) annulaire s’étendant radialement, au moins une virole (9) amont ou aval, comportant une bride (10) en appui sur une face amont ou aval du disque (2), ladite bride (10) étant fixée au disque (2) par l’intermédiaire d’au moins un boulon (13), le boulon (13) comportant une vis (16) coopérant avec un écrou (18), caractérisé en ce que ledit ensemble comporte au moins un organe de déflection (23) présentant une forme générale en U comprenant une base (24) radialement externe à partir de laquelle une branche amont (25) et une branche aval (26) s’étendent radialement vers l’intérieur, l’une (26) desdites branches (25, 26) étant fixée à la bride (10) et au disque (2) par l’intermédiaire du boulon (13), ladite branche (26) comportant au moins une ouverture (27) de fixation traversée par la vis (16).
  2. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’organe de déflection (23) est annulaire.
  3. Ensemble selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la virole (9) comporte une partie cylindrique (14) dont une extrémité amont ou aval comporte la bride (10) de fixation au disque (2).
  4. Ensemble selon la revendication 3, caractérisé en ce que la partie cylindrique (14) de la virole (9) comporte des léchettes (15) s’étendant radialement vers l’extérieur, destinées à coopérer avec un bloc de matériau abradable d’un stator.
  5. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que l’organe de déflection (23) est situé en amont du disque (2).
  6. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que la base (24) de l’organe de déflection (23) comporte au moins une perforation (28) située axialement en regard d’une partie de la virole (9).
  7. Ensemble selon la revendication 6, caractérisé en ce que la branche (26) de l’organe de déflection (23) servant à sa fixation est en appui direct sur la bride (10) de la virole (9), elle-même en appui direct sur le disque (2).
  8. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que la branche (25) de l’organe de déflection (23) opposée à la branche (26) servant à la fixation s’étend de façon oblique par rapport à un plan radial.
  9. Compresseur de turbomachine comportant au moins un ensemble selon l’une des revendications 1 à 8.
FR1903333A 2019-03-29 2019-03-29 Ensemble pour un rotor de turbomachine Active FR3094398B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1903333A FR3094398B1 (fr) 2019-03-29 2019-03-29 Ensemble pour un rotor de turbomachine

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1903333 2019-03-29
FR1903333A FR3094398B1 (fr) 2019-03-29 2019-03-29 Ensemble pour un rotor de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3094398A1 true FR3094398A1 (fr) 2020-10-02
FR3094398B1 FR3094398B1 (fr) 2021-03-12

Family

ID=67107890

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1903333A Active FR3094398B1 (fr) 2019-03-29 2019-03-29 Ensemble pour un rotor de turbomachine

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3094398B1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4144957A1 (fr) * 2021-09-07 2023-03-08 MTU Aero Engines AG Disque de rotor pourvu de bras incurvé de rotor pour une turbine à gaz d'avion

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2570764A1 (fr) * 1984-09-27 1986-03-28 Snecma Dispositif de controle automatique du jeu d'un joint a labyrinthe de turbomachine
FR2607866A1 (fr) 1986-12-03 1988-06-10 Snecma Axes de fixation de rotors de turbomachine, procede de montage et rotors ainsi montes
US5562404A (en) * 1994-12-23 1996-10-08 United Technologies Corporation Vaned passage hub treatment for cantilever stator vanes
FR2856755A1 (fr) * 2003-06-26 2004-12-31 Snecma Moteurs Dispositif de fixation par vis et ecrous
FR2962160A1 (fr) * 2010-06-30 2012-01-06 Gen Electric Ensemble rotor destine a etre utilise dans des moteurs a turbine a gaz et moteur a turbine
EP2570601A2 (fr) * 2011-05-26 2013-03-20 United Technologies Corporation Disque de rotor en composite à matrice céramique pour moteur à turbine à gaz et ensemble de rotor associé

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2570764A1 (fr) * 1984-09-27 1986-03-28 Snecma Dispositif de controle automatique du jeu d'un joint a labyrinthe de turbomachine
FR2607866A1 (fr) 1986-12-03 1988-06-10 Snecma Axes de fixation de rotors de turbomachine, procede de montage et rotors ainsi montes
US5562404A (en) * 1994-12-23 1996-10-08 United Technologies Corporation Vaned passage hub treatment for cantilever stator vanes
FR2856755A1 (fr) * 2003-06-26 2004-12-31 Snecma Moteurs Dispositif de fixation par vis et ecrous
FR2962160A1 (fr) * 2010-06-30 2012-01-06 Gen Electric Ensemble rotor destine a etre utilise dans des moteurs a turbine a gaz et moteur a turbine
EP2570601A2 (fr) * 2011-05-26 2013-03-20 United Technologies Corporation Disque de rotor en composite à matrice céramique pour moteur à turbine à gaz et ensemble de rotor associé

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4144957A1 (fr) * 2021-09-07 2023-03-08 MTU Aero Engines AG Disque de rotor pourvu de bras incurvé de rotor pour une turbine à gaz d'avion

Also Published As

Publication number Publication date
FR3094398B1 (fr) 2021-03-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1965027B1 (fr) Turbine haute-pression d'une turbomachine
CA2592483C (fr) Cone d'echappement pour la canalisation d'une veine de gaz a l'aval d'une turbine
EP1265031B1 (fr) Fixation de casquettes métalliques sur des parois de chambre de combustion CMC de turbomachine
CA2726016A1 (fr) Ensemble d'un disque de turbine d'un moteur a turbine a gaz et d'un tourillon support de palier, circuit de refroidissement d'un disque de turbine d'un tel ensemble
FR3077097A1 (fr) Dispositif de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
FR2973433A1 (fr) Rotor de turbine pour une turbomachine
FR3099801A1 (fr) Ensemble pour une turbine de turbomachine
FR3094398A1 (fr) Ensemble pour un rotor de turbomachine
EP3824221B1 (fr) Ensemble pour une turbomachine
FR3071273A1 (fr) Ensemble d'etancheite de turbine pour turbomachine
FR3061741A1 (fr) Turbine pour turbomachine
WO2020099762A1 (fr) Etancheite entre une roue mobile et un distributeur d'une turbomachine
FR3073581B1 (fr) Dispositif de maintien d'un organe de prelevement d'air radial centripete
EP4010564A1 (fr) Ensemble visant à maintenir un boîtier collecteur d'un dispositif de refroidissement de carter d'une turbine de turbomachine
WO2021144519A1 (fr) Ensemble pour une turbomachine
FR3115830A1 (fr) Ensemble pour une turbomachine
FR3109795A1 (fr) Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc
FR3099799A1 (fr) Ensemble pour une turbine de turbomachine
FR2944090A1 (fr) Turbomachine a chambre annulaire de combustion
FR3107311A1 (fr) Ensemble pour une turbomachine
FR3126014A1 (fr) Distributeur pour turbomachine
FR3119646A1 (fr) Rotor de turbomachine
FR3129988A1 (fr) Tuyere d’echappement de gaz de combustion pour une turbomachine d’aeronef
FR3137122A1 (fr) Ensemble aubagé à liaison inter-plateformes par organe de friction
FR3145380A1 (fr) Turbomachine d’aeronef a jonc d’arret de fourreau de protection

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20201002

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