FR3108661A1 - Couronne d’injecteurs de turbine - Google Patents

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Abstract

La couronne d’injecteurs de turbine est traversée par des canaux (20) formant des injecteurs et présentant chacun un tronçon principal (38) s’étendant dans un plan (P) perpendiculaire à un axe principal (X-X) de la couronne.Chaque canal présente une embouchure d’entrée (32) et une embouchure de sortie (34) située plus près de l’axe (X-X) que l’embouchure d’entrée.L’embouchure d’entrée (32) prolonge le tronçon principal (38) dans une direction inclinée par rapport à une direction radiale à l’axe (X-X). Figure pour l’abrégé : Figure 3

Description

Couronne d’injecteurs de turbine
DOMAINE DE L’INVENTION
L'invention concerne la ventilation d'une turbine de turbomachine, notamment la ventilation d’une turbine haute-pression d'une turbomachine à double corps, telle qu'un turboréacteur d'avion.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Une turbomachine à double corps comprend une turbine haute-pression qui est positionnée en sortie d'une chambre de combustion pour récupérer de l'énergie d'un flux de gaz de combustion et entraîner ainsi en rotation un compresseur haute-pression disposé en amont de la chambre et alimentant cette dernière en air sous pression.
Typiquement, la turbine haute-pression comprend un disque de rotor sur lequel sont montées des aubes entraînées en rotation par le flux de gaz éjecté par la chambre de combustion. Du fait des températures élevées atteintes par les gaz, le disque et les aubes sont soumis à d'importantes contraintes thermiques pouvant induire des dilatations. Pour en limiter l'impact négatif sur la durée de vie des aubes, ces dernières sont munies de circuits internes de refroidissement qui comprennent des conduits parcourus par de l'air de ventilation.
Pour cela, des injecteurs répartis autour de l'axe de la turbomachine sont raccordés en amont à un espace annulaire de contournement de la chambre de combustion. L'air de ventilation sortant des injecteurs pénètre dans une cavité annulaire en traversant des orifices formés dans un flasque d'étanchéité disposé en amont du disque de rotor. La cavité communique avec les circuits internes de refroidissement aménagés à l'intérieur des aubes. Les injecteurs ont donc pour objectif de fournir un débit d’air «froid» aux aubes et à la purge de la turbine haute pression. On pourra se référer à la publication FR-2 937 371 qui décrit un exemple d'une telle architecture de turbine haute-pression.
On connaît plus particulièrement la configuration avantageuse dite d’injecteurs radiaux dans laquelle chaque injecteur s'étend dans un plan perpendiculaire à l'axe de la turbine. Cependant, l'injecteur étant alimenté par de l’air qui traverse la cavité sous la chambre de combustion, cette cavité génère des pertes de charge à l’entrée des injecteurs, réduisant ainsi le débit fourni aux aubages de turbine et l’étanchéité des cavités situées hors de la veine principale de ventilation. Les pertes de charge usuelles dans la cavité sous la chambre sont généralement engendrées par :
- des formes singulières de la chambre telles qu'un coude,
- des éléments géométriques du carter de la machine dans la cavité sous la chambre propices à l’établissement de cellules turbulentes, et
- le développement d’une couche limite turbulente le long des parois de la cavité sous la chambre.
Étant donné que les aubes nécessitent une alimentation constante en débit d’air «frais», il est important de réduire ces pertes de charge afin de prévenir tout risque d’introduction d’air de veine dans les cavités et de brûlure ou de dommage des aubes. Par ailleurs, les pertes de charge réduisent la vitesse de l’écoulement en sortie d’injecteur et donc le refroidissement des aubages. En effet, la température totale vue par le rotor ou température totale relative Ttrest fonction de la vitesse tangentielle de l’air. Plus cette vitesse est importante, plus Ttrdiminue.
La vitesse tangentielle de l’air est donnée par le coefficient d’entraînement Ke:
Ke= Vθ, air/ Vθ, rotor
où:
- Vθ, airdésigne la vitesse tangentielle de l’air, et
- Vθ, rotordésigne la vitesse tangentielle du rotor.
Un but de l'invention est de fournir un débit et une vitesse d’air plus importants à la turbine sans dégrader sa performance globale.
A cet effet, on prévoit selon l’invention une couronne d’injecteurs de turbine,
la couronne s’étendant autour d’un axe et étant traversée par des canaux formant des injecteurs et présentant chacun un tronçon principal s’étendant dans un plan radial vis-à-vis de l’axe,
chaque canal présentant une embouchure d’entrée et une embouchure de sortie située plus près de l’axe que l’embouchure d’entrée,
l’embouchure d’entrée prolongeant le tronçon principal dans une direction inclinée par rapport à une direction radiale à l’axe.
Ainsi, ce prolongement de l'embouchure d'entrée vers l’amont par référence au flux de gaz traversant les injecteurs réduit la perte de charge lors du passage de l’air de la cavité sous la chambre de combustion dans les injecteurs, ce qui augmente le débit et la vitesse de l'air fourni à la turbine. L’invention améliore ainsi les performances au sein de la turbine.
On peut prévoir que, la couronne comprenant une paroi principale radiale, l’embouchure d’entrée s’étend de façon inclinée vis-à-vis de la paroi principale radiale.
Par exemple, l’embouchure d’entrée s’étend en saillie d’une face principale amont de la paroi principale radiale.
Il s’agit par exemple de la situation dans laquelle les canaux se trouvent du côté aval de la paroi principale radiale présentant cette face amont.
On peut prévoir que chaque canal comprend un coude s’étendant de l’embouchure d’entrée au tronçon principal.
Par exemple, chaque canal présente une face plane formant le coude avec le tronçon principal.
On peut prévoir que le coude forme un angle compris entre 90 et 150°.
Une valeur comprise entre 110 et 120°, par exemple de 115°, est particulièrement intéressante.
Ces caractéristiques contribuent chacune à éviter le décollement de l'écoulement à l'embouchure d'entrée de chaque injecteur et l'apparition de recirculations.
On peut aussi prévoir que le coude présente un congé ayant un rayon compris entre 1 et 10 mm.
Ce congé évite la survenue d’un décollement de l’écoulement lors du franchissement du coude à l’intérieur du canal.
En outre, plus la hauteur de l'embouchure est élevée suivant la direction radiale à l'axe principal, plus le risque d'ingestion dans le canal de couche limite et de flux turbulent, générés par les parois de la cavité sous la chambre, est réduit.
On peut prévoir que l’embouchure d’entrée comprend une paroi inclinée vis-à-vis de l’axe.
Dans un mode de réalisation, l’embouchure d’entrée est délimitée par un bord et le bord s’étend dans un plan perpendiculaire à la direction radiale à l’axe.
Par exemple, l’embouchure d’entrée a une forme de rectangle surmonté d’un triangle.
Dans un autre mode de réalisation, l’embouchure a une forme rectangulaire, circulaire ou ovoïde.
On peut prévoir que chaque canal est agencé pour mettre en giration le gaz traversant le canal, lui imprimer une vitesse tangentielle et/ou l’accélérer.
Le tronçon principal est par exemple courbe.
Les embouchures d'entrée des injecteurs peuvent être réalisées par fabrication additive ou selon un mode de fabrication classique (moulage, usinage, …) en fonction de leur configuration.
On prévoit également selon l'invention une turbine haute pression de turbomachine comprenant une couronne selon l'invention, ainsi qu'une turbomachine comprenant une couronne selon l'invention.
Dans toute cette demande, la direction axiale désigne celle de l'axe principal de la turbine et notamment de la turbomachine, axe autour duquel les pièces tournantes sont en rotation. La direction radiale désigne une direction perpendiculaire à cet axe. Le cas échéant, il s'agit de la direction radiale locale, à savoir à l'endroit considéré.
DESCRIPTION DES FIGURES
Nous allons maintenant présenter un mode de réalisation de l'invention à titre d'exemple non-limitatif à l'appui des dessins sur lesquels :
la figure 1 est une vue en coupe axiale d'un turboréacteur d'aéronef selon l'invention ;
la figure 2 est une vue à plus grande échelle d’une partie du turboréacteur de la figure 1 ;
la figure 3 est une vue partielle en perspective et en coupe axiale de la couronne d'injecteurs du turboréacteur de la figure 1 ;
la figure 4 est une vue à plus grande échelle d'un détail D de la couronne de la figure 3 ;
la figure 5 est une vue partielle en perspective de la couronne montrant sa face amont,
la figure 6 est une vue de la couronne suivant la direction radiale en direction de l’axe, au niveau des embouchures d'entrée de quelques canaux, et
la figure 7 est un schéma illustrant la fabrication additive de la couronne des figures précédentes.
L'invention s'applique aux turbines haute-pression d'une turbomachine à double corps, telles que la turbine haute-pression 2 d'un turboréacteur 1 d'avion représenté sur la figure 1. Le turboréacteur s’étend autour d’un axe longitudinal X-X. Il comporte de gauche à droite, c’est-à-dire de l’amont vers l’aval par référence au flux de gaz qui s’écoule en fonctionnement dans la turbomachine : une soufflante 9, un compresseur haute pression 5, une chambre de combustion 4, la turbine haute pression 2 et une turbine basse pression 3. La turbine haute pression 2 est dotée d’aubes 8.
De façon connue, la turbine haute-pression 2 est positionnée en sortie de la chambre de combustion 4 pour récupérer de l'énergie d'un flux de gaz de combustion issu de cette chambre et entraîner en rotation le compresseur haute-pression 5 disposé en amont de la chambre et alimentant cette dernière en air sous pression.
La turbine haute-pression 2 comprend un disque de rotor 6 centré sur l’axe longitudinal X-X et qui est disposé en sortie de la chambre de combustion 4. Les aubes de turbine 8 sont montées sur le disque de rotor 6 et entraînées en rotation par le flux de gaz éjecté par cette chambre de combustion 4.
La turbine 2 comprend également un flasque d'étanchéité 10 qui est centré sur l'axe longitudinal X-X et disposé en amont du disque de rotor 6. Ce flasque 10 est mobile en rotation et tourne avec le disque. Il porte un joint d'étanchéité à labyrinthe destiné à réaliser une étanchéité avec un carter 7 de la turbomachine.
Par ailleurs, le flasque d'étanchéité 10 délimite avec le disque de rotor 6 une cavité annulaire de ventilation 24 destinée à recevoir de l'air de ventilation pour le diriger vers des circuits internes de refroidissement des aubes 8. A cet effet, des injecteurs d'air de ventilation 26 sont régulièrement répartis suivant la direction circonférentielle autour de l'axe longitudinal X-X. Ils sont raccordés en amont à un espace annulaire 28 de contournement de la chambre de combustion 4, pour acheminer l'air de ventilation du compresseur vers la cavité de ventilation 24. Comme représenté sur la demie vue en coupe de la figure 2, l’espace annulaire 28 s’étend autour de la chambre de combustion 4. Plus précisément, l'air de ventilation sortant des injecteurs 26 pénètre dans la cavité 24 en traversant des orifices formés dans le flasque d'étanchéité 10. La cavité de ventilation 24 communique avec les circuits internes de refroidissement aménagés à l'intérieur des aubes de turbine 8.
Nous allons maintenant décrire plus en détail la configuration des injecteurs 26 et de la couronne 30 qui les porte.
En référence aux figures 3 à 6, la couronne 30 comprend un stator 31 ayant une forme de révolution d'axe X-X et présentant une bordure extérieure 12 et une bordure intérieure 14, toutes deux annulaires. L’axe X-X étant l’axe géométrique de révolution de la couronne 10, en partant de l’axe, on rencontre selon une direction radiale tout d’abord la bordure intérieure 14, puis la bordure extérieure 12.
Le stator 31 comprend une paroi principale radiale 33 plane et perpendiculaire à l'axe. Cette paroi présente une face amont 35 et une face aval 37. La figure 3 montre la couronne dans la position qu'elle occupe au sein du turboréacteur de la figure 1. La face amont 35 est donc orientée en direction de la chambre de combustion 4 et la face aval en direction de la turbine haute pression 2.
En référence à la figure 5, la couronne 30 présente une série de perçages longitudinaux 18 (i.e. parallèles à l’axe X-X et perpendiculaires au plan P). Les perçages 18 permettent de visser ou de riveter la couronne 10 dans la turbomachine, la couronne étant rigidement fixée par rapport au carter 7 de la turbomachine.
La couronne 30 présente une pluralité de canaux 20 formant les injecteurs 26. Ces canaux sont formés sur la paroi principale radiale du stator de la couronne et rigidement fixés à lui, en l’espèce contre la face aval 37 de la paroi 33.
Chaque canal 20 présente un tronçon principal 38. Les tronçons principaux 38 des canaux respectifs s’étendent tous dans un même plan P de la couronne 30, comme on le voit sur la figure 3. Cette orientation signifie plus précisément que la fibre moyenne du tronçon s'étend dans ce plan P. Le plan P est normal à l’axe longitudinal X-X.
Chaque canal 20 présente une embouchure d’entrée 32 à proximité de la bordure extérieure 12 et une embouchure de sortie 34 à proximité de la bordure intérieure 14. L’embouchure de sortie 34 est plus proche de l’axe X-X que l’embouchure d’entrée 32. Chaque canal est entièrement fermé entre ses deux embouchures.
Dans chaque canal 20, l'embouchure d’entrée 32 s’étend en saillie de la face principale amont 35 de la paroi principale du stator 31 et du tronçon principal 38. Elle prolonge donc le canal 30 en direction de la chambre 28 avec une composante parallèle à l'axe X-X. Elle prolonge le tronçon principal dans une direction inclinée par rapport à la direction radiale à l’axe X-X. Elle s’étend de façon inclinée vis-à-vis de la paroi principale radiale 33 du stator 31.
Pour cela, le canal 20 présente, en amont du tronçon principal 38, une paroi plane 41 ayant une face plane 40 interne au canal et une face plane 42 externe au canal. Cette dernière forme un coude avec le tronçon principal du canal et avec la face amont 35 de la paroi 33.
Comme illustré à la figure 4, le coude forme un angle α compris entre 90 et 150°, et en l'espèce égal à 115°. De plus, le coude présente un congé ayant un rayonRcompris entre 1 et 10 mm. On lui donne ici la valeur de 5,5 mm. Ce congé a pour fonction de faciliter l’écoulement de l’air dans le canal. Il est donc présent à l’intérieur du canal au niveau du coude. La valeur de rayonRest celle qu’on mesure à l’intérieur du canal, bien qu’elle ait été illustrée à l’extérieur sur la figure 4. Il en va de même pour l’angle du coude.
Par ailleurs, l’embouchure d’entrée 32 est ouverte en direction radiale à l’axe, en direction opposée à l’axe. Cela ressort en particulier de la figure 6 sur laquelle la direction radiale est perpendiculaire au plan de la figure pour le canal se situant au centre parmi les trois illustrés. L’embouchure d’entrée 32 présente un bord 44 s’étendant dans un plan perpendiculaire à la direction radiale à l’axe. Ce bord 44 donne en l'espèce à l’embouchure d’entrée une forme de rectangle surmonté d’un triangle. Le triangle se situe du côté aval du rectangle. Le côté 46 du rectangle opposé au triangle est défini par la paroi plane 41 précitée du canal. Les quatre autres côtés 48, 50, 52 et 54 sont définis par des parois planes respectives du canal qui s'étendent suivant la direction radiale.
Chaque canal 20 présente une variation progressive de son orientation selon une composante tangentielle entre une section d’entrée Φ32de l'embouchure d’entrée 32 et une section de sortie Φ34de l'embouchure de sortie 34. Préférentiellement, la variation progressive d’orientation est monotone. Par variation progressive d’orientation, on entend une variation de l’orientation d’un vecteur normal à une section du canal 20 et ayant pour origine le centre de la section. En vue de procurer ces orientations, les tronçons principaux 28 des canaux sont ici courbés, afin de changer progressivement l'orientation de l'écoulement du gaz à l'intérieur du canal.
La section d’entrée du tronçon principal 38, située en aval de l'embouchure 32, est orientée selon une direction présentant une composante radiale par rapport à l’axe longitudinal. Par exemple, elle peut être inclinée d’une vingtaine de degrés par rapport à la direction radiale ou être radiale.
L’embouchure de sortie 34 est orientée selon une direction non radiale. En l’espèce, elle est orientée selon une direction présentant une composante tangentielle par rapport à l’axe. Par composante tangentielle, on entend une composante appartenant au plan P de la couronne 30 et sensiblement tangente à la bordure intérieure 14. Cette direction peut être purement tangentielle.
La variation de l’orientation du canal 20 permet d’assurer une accélération régulière et une mise en giration de l’écoulement de gaz dans le canal. Elle imprime une vitesse tangentielle à l’air de refroidissement, ce qui permet de limiter l’échauffement du disque de rotor de turbine situé en regard de chaque injecteur.
En l'espèce, l’embouchure de sortie 34 du tronçon principal est géométriquement différente de son embouchure d’entrée. Et chaque section d’entrée présente une aire supérieure à l’aire de la section de sortie correspondante. Notamment, on cherche à avoir le rapport « aire de la section d’entrée sur aire de la section de sortie » le plus élevé possible. Néanmoins, ce rapport est limité par les contraintes d’intégration dans la turbomachine. Ici, on privilégie un rapport compris entre 1 et 10.
Typiquement, la section d’entrée du tronçon principal 38 peut présenter la forme d’un parallélogramme surmonté d’un triangle. D’une manière générale, la forme en triangle peut présenter des arêtes arrondies. En d’autres termes, les arêtes peuvent être des congés. En outre, l’embouchure de sortie peut présenter la forme d’un parallélogramme surmonté d’un triangle. En variante, il peut s'agir d'un parallélogramme ou encore d'une forme en rectangle avec des parois bombées (convexes). Ainsi, la section évolue alors d’une forme en rectangle surmonté d’un triangle vers une forme en rectangle avec des parois bombées (convexes)
De façon plus générale, on peut prévoir que la section courante du tronçon principal 38 entre sa section d’entrée et sa section de sortie évolue progressivement de la forme de l’une à la forme de l’autre.
En l'espèce, le tronçon principal présente une paroi d’épaisseur constante. Néanmoins, selon un autre mode de réalisation, elle peut présenter une épaisseur variable.
Chaque canal 20 peut présenter une longueur allant de 10 à 100 millimètres.
En fonctionnement, un flux de gaz pénètre dans l'embouchure d’entrée 32 de chaque canal 20.
La variation de section et la courbure de chaque canal 20 permet d’accélérer le flux de gaz qui s’échappe par l'embouchure de sortie 34 du canal. Cette disposition permet de maximiser la vitesse tangentielle de l’air en sortie de l’injecteur 20, ce qui permet de limiter l’échauffement de la roue mobile formant la turbine 2 située en regard des injecteurs. Plus la vitesse tangentielle de l’air en sortie d’injecteur 20 est élevée, plus le refroidissement de la roue mobile est efficace.
Chaque canal 20 est donc agencé pour mettre en giration le gaz traversant le canal, lui imprimer une vitesse tangentielle et l’accélérer.
L’invention permet de réduire au minimum les pertes de charge à l’entrée de l’injecteur. Cette diminution de perte de charge augmente alors le débit en sortie d’injecteur.
L’invention est réalisable par fabrication additive, ce qui peut simplifier le processus de fabrication. Ainsi, la portion de canal formant l’embouchure d’entrée 32 peut être réalisée en fabrication additive. En effet, sa géométrie répond aux principales contraintes de la fabrication additive. Ces contraintes sont représentées schématiquement sur la figure 7 qui montre l’une des parois 54 de l’embouchure d’entrée 32 et un support 58 de fabrication additive. Ces contraintes concernent :
- l’épaisseur δ de la matière : une épaisseur minimale δ de la paroi 54 d’embouchure doit être maintenue afin que la paroi ne soit pas déformée par le racleur lors de l’impression 3D ;
- l’angle β d’inclinaison des parois : un angle minimal β d’inclinaison entre la paroi 54 et le support de fabrication 58 doit être respecté. En effet, plus l’angle est petit, plus l’état de surface de la paroi inclinée est mauvais.
- le diamètreden sommet de paroi : une paroi rayonnée 60 peut être fabriquée en option au sommet de la paroi 54. Une valeur limite de diamètredest imposée afin d’obtenir un état de surface satisfaisant.
D’une manière connue, le procédé de fabrication additive comprend la superposition de couches de poudre fondues par une source d’énergie telle qu’un laser ou un canon à électrons. La flèche 56 indique la direction de fabrication lors de la fabrication additive à partir du support 58.
La solution présentée pour les injecteurs et leur embouchure d’entrée peut être généralisée à tout type d’injecteurs localisés dans un circuit de ventilation d’une turbomachine.
Bien entendu, on pourra apporter à l’invention de nombreuses modifications sans sortir du cadre de celle-ci.
L'entrée du canal pourra présenter des formes différentes de celles qui ont été décrites. Il pourra s'agir en particulier de formes courbes à section ronde, ovale ou en ellipse. La configuration générale du canal pourra également être différente. Par exemple la section d’entrée du tronçon principal peut présenter la forme d’un triangle. Le tronçon principal peut ne pas être intégralement radial. Il peut ainsi au moins en partie s’étendre en ayant une composante parallèle à l’axe X-X.

Claims (10)

  1. Couronne (30) d’injecteurs de turbine,
    la couronne s’étendant autour d’un axe (X-X) et étant traversée par des canaux (20) formant des injecteurs et présentant chacun un tronçon principal (38) s’étendant dans un plan (P) radial vis-à-vis de l’axe (X-X),
    chaque canal présentant une embouchure d’entrée (32) et une embouchure de sortie (34) située plus près de l’axe (X-X) que l’embouchure d’entrée,
    l’embouchure d’entrée (32) prolongeant le tronçon principal (38) dans une direction inclinée par rapport à une direction radiale à l’axe (X-X).
  2. Couronne selon la revendication précédente, comprenant une paroi principale radiale (33) et dans laquelle l’embouchure d’entrée (32) s’étend de façon inclinée vis-à-vis de la paroi principale radiale (33).
  3. Couronne selon l’une quelconque des revendications précédentes dans laquelle chaque canal (20) comprend un coude s’étendant de l’embouchure d’entrée (32) au tronçon principal (38).
  4. Couronne selon la revendication précédente dans laquelle chaque canal (20) présente une face plane (42) formant le coude avec le tronçon principal (38).
  5. Couronne selon l’une quelconque des revendications 3 à 4 dans laquelle le coude forme un angle (α) compris entre 90 et 150°.
  6. Couronne selon l’une quelconque des revendications 3 à 5 dans laquelle le coude présente un congé ayant un rayon (R) compris entre 1 et 10 mm.
  7. Couronne selon l’une quelconque des revendications précédentes dans laquelle l’embouchure d’entrée (32) comprend une paroi (41) inclinée vis-à-vis de l’axe (X-X).
  8. Couronne selon l’une quelconque des revendications précédentes dans laquelle l’embouchure d’entrée (32) est délimitée par un bord (44) et le bord (44) s’étend dans un plan perpendiculaire à la direction radiale à l’axe (X-X).
  9. Couronne selon l’une quelconque des revendications précédentes dans laquelle l’embouchure d’entrée (32) a une forme de rectangle surmonté d’un triangle.
  10. Turbomachine (1) comprenant une couronne (30) selon l’une quelconque des revendications précédentes.
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4730978A (en) * 1986-10-28 1988-03-15 United Technologies Corporation Cooling air manifold for a gas turbine engine
WO2000071854A1 (fr) * 1999-05-21 2000-11-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Tuyere a injection moulee embarquee a zone de flux reglable
EP1211386A2 (fr) * 2000-12-04 2002-06-05 General Electric Company Anneau d'étanchéité pour turbines
EP2011968A2 (fr) * 2007-07-02 2009-01-07 United Technologies Corporation Injecteur embarqué angulaire
FR2937371A1 (fr) 2008-10-20 2010-04-23 Snecma Ventilation d'une turbine haute-pression dans une turbomachine
EP3144478A1 (fr) * 2015-09-21 2017-03-22 United Technologies Corporation Injecteurs tangentiels embarqués pour moteurs à turbine à gaz

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4730978A (en) * 1986-10-28 1988-03-15 United Technologies Corporation Cooling air manifold for a gas turbine engine
WO2000071854A1 (fr) * 1999-05-21 2000-11-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Tuyere a injection moulee embarquee a zone de flux reglable
EP1211386A2 (fr) * 2000-12-04 2002-06-05 General Electric Company Anneau d'étanchéité pour turbines
EP2011968A2 (fr) * 2007-07-02 2009-01-07 United Technologies Corporation Injecteur embarqué angulaire
FR2937371A1 (fr) 2008-10-20 2010-04-23 Snecma Ventilation d'une turbine haute-pression dans une turbomachine
EP3144478A1 (fr) * 2015-09-21 2017-03-22 United Technologies Corporation Injecteurs tangentiels embarqués pour moteurs à turbine à gaz

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