FR3127518A1 - TURBOMACHINE STAGE INCLUDING AT LEAST ONE SEAL RING - Google Patents

TURBOMACHINE STAGE INCLUDING AT LEAST ONE SEAL RING Download PDF

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Bertrand Guillaume Robin PELLATON
Adrien Joseph Raymond BETOU
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Safran Helicopter Engines SAS
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    • F05D2250/28—Three-dimensional patterned
    • F05D2250/283—Three-dimensional patterned honeycomb

Abstract

Un étage de turbomachine, en particulier d’aéronef, ayant un axe principal (A-A) et comporte une roue (2A) aubagée comportant un disque portant à sa périphérie des aubes (4), ces aubes (4) comportant des plateformes (6) formant en amont un becquet (6A) annulaire s’étendant autour de l’axe (A-A) et orienté axialement vers l’amont et un distributeur (2B) comportant une virole (12) annulaire s’étendant autour de l’axe (A-A) et des pales (11) s’étendant radialement vers l’extérieur depuis cette virole (12). L’étage comporte également au moins un premier anneau d’étanchéité (17) s’étendant autour de l’axe (A-A) et agencé radialement à l’intérieur de ladite virole (12), ce premier anneau d’étanchéité (17) étant situé axialement en amont et en regard dudit becquet (6A) et étant réalisé dans un matériau abradable de façon à pouvoir s’user par frottement avec le becquet (6A). Figure pour l'abrégé : Figure 4A turbomachine stage, in particular an aircraft stage, having a main axis (A-A) and comprising a bladed wheel (2A) comprising a disk carrying vanes (4) at its periphery, these vanes (4) comprising platforms (6) forming upstream an annular spoiler (6A) extending around the axis (A-A) and oriented axially upstream and a distributor (2B) comprising an annular ferrule (12) extending around the axis (A-A ) and blades (11) extending radially outwards from this shroud (12). The stage also comprises at least a first sealing ring (17) extending around the axis (A-A) and arranged radially inside the said shroud (12), this first sealing ring (17) being located axially upstream and facing said spoiler (6A) and being made of an abradable material so as to be able to wear by friction with the spoiler (6A). Figure for abstract: Figure 4

Description

ÉTAGE DE TURBOMACHINE COMPRENANT AU MOINS UN ANNEAU D’ÉTANCHÉITÉTURBOMACHINE STAGE INCLUDING AT LEAST ONE SEAL RING

Domaine technique de l'inventionTechnical field of the invention

La présente invention concerne un étage de turbomachine, en particulier d’aéronef, comprenant au moins un anneau d’étanchéité. La présente invention concerne également une turbomachine comprenant un tel étage.The present invention relates to a turbomachine stage, in particular an aircraft stage, comprising at least one sealing ring. The present invention also relates to a turbomachine comprising such a stage.

Arrière-plan techniqueTechnical background

De manière générale, une turbomachine d’aéronef, qu’il s’agisse d’un avion de transport civil ou militaire, d’un hélicoptère, … comprend, d’amont en aval par rapport à la direction générale d’écoulement des gaz, une pluralité de compresseurs qui compriment l’air entrant dans une nacelle. L’air qui peut préalablement avoir été accéléré par une soufflante située en amont des compresseurs, est ensuite introduit dans une chambre de combustion où il est mélangé à un carburant et brûlé. Les gaz de combustion traversent une ou plusieurs turbines formées de plusieurs étages qui, à leur tour, entraînent le ou les compresseurs. Les étages de la ou des turbine(s) présentent un axe de rotation principal coaxial à l’axe longitudinal de la turbomachine. Chaque étage comprend une roue mobile et un distributeur qui lui est axialement adjacent.In general, an aircraft turbine engine, whether it is a civil or military transport aircraft, a helicopter, etc. comprises, from upstream to downstream with respect to the general direction of gas flow , a plurality of compressors that compress air entering a nacelle. The air, which may have previously been accelerated by a fan located upstream of the compressors, is then introduced into a combustion chamber where it is mixed with fuel and burned. The combustion gases pass through one or more turbines formed of several stages which, in turn, drive the compressor or compressors. The stages of the turbine(s) have a main axis of rotation coaxial with the longitudinal axis of the turbomachine. Each stage comprises a mobile wheel and a distributor which is axially adjacent to it.

De manière usuelle, une roue mobile comprend une pluralité d’aubes comprenant chacun une pale qui s’étend radialement entre un carter externe et une plateforme interne. Un distributeur comprend une pluralité de pales fixes qui s’étendent radialement entre le carter externe et une virole interne. Dans la turbomachine, l’espace entre le carter externe d’une part et la virole interne et la plateforme interne d’autre part forme un canal d’écoulement des gaz de combustion appelé veine primaire de la turbomachine. Par ailleurs, l’espace radialement interne à la virole et aux plateformes définit des cavités appelés zone de purge en dehors de la veine. Ces cavités appartiennent au circuit d’air secondaire dans lequel une partie des gaz provenant des compresseurs est prélevée pour refroidir les pièces mobiles. Cette partie de gaz également appelé flux de purge traverse notamment la zone de purge radialement de l’intérieur vers l’extérieur avant d’être évacuée dans la veine primaire au niveau de la virole interne et des plateformes.Usually, a moving wheel comprises a plurality of blades each comprising a blade which extends radially between an outer casing and an inner platform. A distributor includes a plurality of stationary vanes that extend radially between the outer housing and an inner shroud. In the turbomachine, the space between the outer casing on the one hand and the inner shroud and the internal platform on the other hand forms a combustion gas flow channel called the primary stream of the turbomachine. Furthermore, the space radially internal to the shell and to the platforms defines cavities called purge zone outside the vein. These cavities belong to the secondary air circuit from which part of the gases coming from the compressors are taken to cool the moving parts. This portion of gas, also called the purge flow, notably crosses the purge zone radially from the inside outwards before being evacuated into the primary stream at the level of the inner shroud and the platforms.

Pour limiter le passage de gaz de combustion de la veine primaire dans la zone de purge, et autrement dit maximiser la quantité de gaz traversant les pales des distributeurs, il est possible de modifier la géométrie de la roue et/ou du distributeur en arrangeant les labyrinthes sur le parcours du flux de purge tout en limitant les interférences entre la virole interne et les plateformes. Cependant, suivant les compromis dimensionnels effectués, cela peut augmenter des jeux axiaux et radiaux entre la roue mobile et le distributeur au niveau de la zone de purge. Or, ces jeux peuvent conduire à une augmentation du passage de gaz de combustion dans la zone de purge. Pour contrer ce flux d’air chaud dans la zone de purge, il est nécessaire d’accroître le débit de flux de purge du système d’air secondaire. Mais cela impacte significativement les performances de la turbomachine.To limit the passage of combustion gas from the primary stream into the purge zone, and in other words to maximize the quantity of gas passing through the blades of the distributors, it is possible to modify the geometry of the wheel and/or of the distributor by arranging the labyrinths on the path of the purge flow while limiting interference between the inner shell and the platforms. However, depending on the dimensional compromises made, this can increase axial and radial play between the impeller and the distributor at the purge zone. Now, these clearances can lead to an increase in the passage of combustion gases into the purge zone. To counteract this flow of hot air into the purge area, it is necessary to increase the purge flow rate of the secondary air system. But this has a significant impact on the performance of the turbomachine.

Par ailleurs, on connaît, par le document FR-A1-2 841 591 de la demanderesse, des étages de turbine comprenant respectivement une pluralité de léchettes alignées radialement et faisant face à des labyrinthes. Par ailleurs, le document FR-A1-3 039 589 de la demanderesse propose une virole interne de distributeur qui comprend sur une partie radialement interne au moins un organe formant un obstacle supplémentaire dans la zone de purge.Furthermore, document FR-A1-2 841 591 of the applicant discloses turbine stages comprising respectively a plurality of wipers aligned radially and facing labyrinths. Furthermore, document FR-A1-3 039 589 of the applicant proposes an internal distributor shroud which comprises on a radially internal part at least one member forming an additional obstacle in the purge zone.

La présente invention a pour but de proposer des moyens d’étanchéité compatibles avec une réduction de la distance axiale de la zone de purge.The aim of the present invention is to propose sealing means compatible with a reduction in the axial distance of the purge zone.

À cet effet, l’invention concerne un étage de turbomachine, en particulier d’aéronef, cet étage ayant un axe principal et comportant :
- une roue aubagée comportant un disque portant à sa périphérie des aubes, ces aubes comportant des plateformes formant en amont un becquet annulaire s’étendant autour de l’axe et orienté axialement vers l’amont,
- un distributeur comportant une virole annulaire s’étendant autour de l’axe et des pales s’étendant radialement vers l’extérieur depuis cette virole.
Selon l’invention, l’étage comporte également au moins un premier anneau d’étanchéité s’étendant autour de l’axe et agencé radialement à l’intérieur de ladite virole, ce premier anneau d’étanchéité étant situé axialement en amont et en regard dudit becquet et étant réalisé dans un matériau abradable de façon à pouvoir s’user par frottement avec le becquet.To this end, the invention relates to a turbomachine stage, in particular an aircraft stage, this stage having a main axis and comprising:
- a bladed wheel comprising a disc carrying blades at its periphery, these blades comprising platforms forming upstream an annular spoiler extending around the axis and oriented axially upstream,
- A distributor comprising an annular shroud extending around the axis and blades extending radially outwards from this shroud.
According to the invention, the stage also comprises at least one first sealing ring extending around the axis and arranged radially inside said shroud, this first sealing ring being located axially upstream and regard of said spoiler and being made of an abradable material so as to be able to wear by friction with the spoiler.

Ainsi, grâce à l’invention, la distance axiale entre la roue mobile et le distributeur est réduite sans que la plateforme n’endommage la virole interne. En effet, la présence de l’anneau d’étanchéité en matière abradable préserve la virole de tout frottement avec le becquet de la plateforme. De plus, en réduisant la distance axiale entre la roue et le distributeur, la pression dans la zone de purge augmente ce qui favorise la gestion des flux de refroidissement des pièces de cette zone. En effet, le rapprochement de la roue mobile et du distributeur limite ainsi le risque d’un passage d’air chaud de ré-ingestion de la veine vers la zone de purge et permet d’éviter d’augmenter le débit du flux de purge du système d’air secondaire.Thus, thanks to the invention, the axial distance between the mobile wheel and the distributor is reduced without the platform damaging the inner shroud. Indeed, the presence of the sealing ring made of abradable material protects the shell from any friction with the spoiler of the platform. In addition, by reducing the axial distance between the impeller and the distributor, the pressure in the purge zone increases, which favors the management of the cooling flows of the parts in this zone. Indeed, the bringing together of the moving wheel and the distributor thus limits the risk of a passage of hot air re-ingesting the stream towards the purge zone and makes it possible to avoid increasing the flow rate of the purge flow. of the secondary air system.

L’étage de turbomachine peut également présenter une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison les unes avec les autres :
- ledit premier anneau d’étanchéité est réalisé en matériau alvéolaire du type nid d’abeille,
- ladite virole est reliée à la périphérie externe d’une paroi radiale dont la périphérie interne est reliée à un second anneau d’étanchéité indépendant dudit premier anneau d’étanchéité ; la paroi radiale peut être reliée à une paroi cylindrique de support du second anneau ou peut être fixée par des moyens du type vis-écrou par exemple à un support de ce second anneau,The turbomachine stage may also have one or more of the following characteristics, taken alone or in combination with each other:
- said first sealing ring is made of alveolar material of the honeycomb type,
- Said ferrule is connected to the outer periphery of a radial wall, the inner periphery of which is connected to a second sealing ring independent of said first sealing ring; the radial wall can be connected to a cylindrical support wall of the second ring or can be fixed by means of the screw-nut type, for example to a support of this second ring,

- ledit premier anneau d’étanchéité est fixé sur une face radiale aval de ladite paroi radiale,
- ledit premier anneau d’étanchéité a en section transversale une forme générale rectangulaire ou carré,
- ledit premier anneau d’étanchéité comporte une pluralité de cheminées orientées en direction radiale par rapport audit axe et réparties autour de cet axe, ces cheminées étant configurées pour autoriser des passages de flux de purge ; de préférence y compris dans une situation de contact rotor-stator entre la roue mobile et le distributeur, le blocage de flux de purge étant ainsi évité,- said first sealing ring is fixed on a downstream radial face of said radial wall,
- said first sealing ring has in cross section a generally rectangular or square shape,
- said first sealing ring comprises a plurality of chimneys oriented in the radial direction with respect to said axis and distributed around this axis, these chimneys being configured to allow purge flow passages; preferably including in a situation of rotor-stator contact between the impeller and the distributor, blockage of the purge flow thus being avoided,

-- les cheminées sont inclinées en direction azimutale pour mettre l'air de purge en rotation et permettre une meilleure adaptation à la giration de l'air dans la veine,
- le nombre de cheminées est compris entre 2 et 50 et de préférence entre 10 et 50 ; ce nombre peut dépendre de la taille de la turbomachine considérée et peut avoir un impact sur l'homogénéité de ventilation,
- ledit premier anneau d’étanchéité a un diamètre interne inférieur au diamètre dudit becquet, et un diamètre externe supérieur au diamètre dudit becquet,
- chacune des cheminées débouchent sur une surface cylindrique interne dudit premier anneau d’étanchéité, qui a ledit diamètre interne, et sur une surface cylindrique externe dudit premier anneau d’étanchéité, qui a ledit diamètre externe,
- ladite virole a une forme générale tronconique et comprend à une extrémité aval un diamètre supérieur au diamètre externe dudit premier anneau d’étanchéité, et à une extrémité amont un diamètre inférieur au diamètre externe dudit premier anneau d’étanchéité,
-- lesdites cheminées sont agencées à proximité de la face radiale aval de la paroi radiale, et
-- le becquet annulaire comprend, à une extrémité amont, un bord annulaire comprenant des dents de scie et/ou présentant une forme évasée.-- the chimneys are inclined in the azimuthal direction to put the purge air in rotation and allow better adaptation to the gyration of the air in the vein,
- the number of chimneys is between 2 and 50 and preferably between 10 and 50; this number may depend on the size of the turbine engine considered and may have an impact on the homogeneity of ventilation,
- said first sealing ring has an internal diameter smaller than the diameter of said spoiler, and an external diameter greater than the diameter of said spoiler,
- each of the chimneys open onto an internal cylindrical surface of said first sealing ring, which has said internal diameter, and onto an external cylindrical surface of said first sealing ring, which has said external diameter,
- said ferrule has a generally frustoconical shape and comprises at a downstream end a diameter greater than the external diameter of said first sealing ring, and at an upstream end a diameter smaller than the external diameter of said first sealing ring,
-- said chimneys are arranged close to the downstream radial face of the radial wall, and
-- the annular spoiler comprises, at an upstream end, an annular edge comprising saw teeth and/or having a flared shape.

L’invention concerne, en outre, une turbomachine, en particulier d’aéronef, comprenant au moins un étage selon l’une des caractéristiques précédentes.The invention further relates to a turbomachine, in particular for an aircraft, comprising at least one stage according to one of the preceding characteristics.

Brève description des figuresBrief description of figures

D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :Other characteristics and advantages of the invention will appear during the reading of the detailed description which will follow for the understanding of which reference will be made to the appended drawings in which:

La est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d’une turbine de turbomachine comprenant une pluralité d’étages.
La est une vue agrandie de la turbine représentée sur la . There is a partial schematic half-view in axial section of a turbomachine turbine comprising a plurality of stages.
There is an enlarged view of the turbine shown in the .

La représente schématiquement un étage comprenant un anneau d’étanchéité selon un mode de réalisation de l’invention. There schematically represents a stage comprising a sealing ring according to one embodiment of the invention.

La représente schématiquement un étage comprenant un anneau d’étanchéité en contact avec un becquet selon un autre mode de réalisation de l’invention. There schematically represents a stage comprising a sealing ring in contact with a spoiler according to another embodiment of the invention.

La représente schématiquement une coupe axiale de l’anneau d’étanchéité selon un mode de réalisation de l’invention.
La illustre la circulation d’un flux de purge dans un étage comprenant un anneau d’étanchéité sans contact avec un becquet selon un mode de réalisation. There schematically represents an axial section of the sealing ring according to one embodiment of the invention.
There illustrates the circulation of a purge flow in a stage comprising a sealing ring without contact with a spoiler according to one embodiment.

La illustre la circulation d’un flux de purge dans un étage à travers les cheminées d’un anneau d’étanchéité en contact avec un becquet selon un mode de réalisation. There illustrates the circulation of a purge flow in a stage through the chimneys of a sealing ring in contact with a spoiler according to one embodiment.

Claims (11)

Étage de turbomachine, en particulier d’aéronef, cet étage ayant un axe principal (A-A) et comportant :
  • une roue (2A) aubagée comportant un disque (3) portant à sa périphérie des aubes (4), ces aubes (4) comportant des plateformes (6) formant en amont un becquet (6A) annulaire s’étendant autour de l’axe (A-A) et orienté axialement vers l’amont,
  • un distributeur (2B) comportant une virole annulaire (12) s’étendant autour de l’axe (A-A) et des pales (11) s’étendant radialement vers l’extérieur depuis cette virole annulaire (12),
caractérisé en ce que l’étage comporte également au moins un premier anneau d’étanchéité (17) s’étendant autour de l’axe (A-A) et agencé radialement à l’intérieur de ladite virole (12), ce premier anneau d’étanchéité (17) étant situé axialement en amont et en regard dudit becquet (6A) et étant réalisé dans un matériau abradable de façon à pouvoir s’user par frottement avec le becquet (6A).Turbomachine stage, in particular an aircraft stage, this stage having a main axis (A-A) and comprising:
  • a bladed wheel (2A) comprising a disc (3) carrying vanes (4) at its periphery, these vanes (4) comprising platforms (6) forming upstream an annular spoiler (6A) extending around the axis (AA) and oriented axially upstream,
  • a distributor (2B) comprising an annular shroud (12) extending around the axis (AA) and blades (11) extending radially outwards from this annular shroud (12),
characterized in that the stage also comprises at least a first sealing ring (17) extending around the axis (A-A) and arranged radially inside the said shroud (12), this first sealing ring sealing (17) being located axially upstream and opposite said spoiler (6A) and being made of an abradable material so as to be able to wear by friction with the spoiler (6A). Étage de turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que ledit premier anneau d’étanchéité (17) est réalisé en matériau alvéolaire du type nid d’abeille.Turbomachine stage according to the preceding claim, characterized in that the said first sealing ring (17) is made of alveolar material of the honeycomb type. Étage de turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite virole (12) est reliée à la périphérie externe d’une paroi radiale (13) dont la périphérie interne (13B) est reliée à un second anneau d’étanchéité (15) indépendant dudit premier anneau d’étanchéité (17).Turbomachine stage according to any one of the preceding claims, characterized in that the said shroud (12) is connected to the outer periphery of a radial wall (13) whose inner periphery (13B) is connected to a second sealing (15) independent of said first sealing ring (17). Étage de turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que ledit premier anneau d’étanchéité (17) est fixé sur une face radiale (13C) aval de ladite paroi radiale (13).Turbomachine stage according to the preceding claim, characterized in that said first sealing ring (17) is fixed on a radial face (13C) downstream of said radial wall (13). Étage de turbomachine, selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit premier anneau d’étanchéité (17) a en section transversale une forme générale rectangulaire ou carré.Turbomachine stage, according to any one of the preceding claims, characterized in that the said first sealing ring (17) has in cross section a generally rectangular or square shape. Étage de turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit premier anneau d’étanchéité (17) comporte une pluralité de cheminées (18) orientées en direction radiale par rapport audit axe (A-A) et réparties autour de cet axe (A-A), ces cheminées (18) étant configurées pour autoriser des passages de flux de purge (F).Turbomachine stage according to any one of the preceding claims, characterized in that the said first sealing ring (17) comprises a plurality of chimneys (18) oriented in the radial direction with respect to the said axis (A-A) and distributed around this axis. (A-A), these chimneys (18) being configured to allow purge flow passages (F). Étage de turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le nombre de cheminées (18) est compris entre 2 et 50 et de préférence entre 10 et 50.Turbomachine stage according to the preceding claim, characterized in that the number of chimneys (18) is between 2 and 50 and preferably between 10 and 50. Étage de turbomachine selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit premier anneau d’étanchéité (17) a un diamètre interne (D3B) inférieur au diamètre (D1A) dudit becquet (6A), et un diamètre externe (D3A) supérieur au diamètre (D1A) dudit becquet (6A).Turbomachine stage according to one of the preceding claims, characterized in that said first sealing ring (17) has an internal diameter (D3B) smaller than the diameter (D1A) of said spoiler (6A), and an external diameter (D3A) greater than the diameter (D1A) of said spoiler (6A). Étage de turbomachine selon la revendication 8, en dépendance de la revendication 6 ou 7, caractérisé en ce que chacune des cheminées (18) débouchent sur une surface cylindrique interne (17C) dudit premier anneau d’étanchéité (17), qui a ledit diamètre interne (D3B), et sur une surface cylindrique externe (17B) dudit premier anneau d’étanchéité (17), qui a ledit diamètre externe (D3A).Turbomachine stage according to Claim 8, dependent on Claim 6 or 7, characterized in that each of the chimneys (18) open out onto an internal cylindrical surface (17C) of the said first sealing ring (17), which has the said diameter (D3B), and on an outer cylindrical surface (17B) of said first sealing ring (17), which has said outer diameter (D3A). Étage de turbomachine selon la revendication 8 ou 9, caractérisé en ce que ladite virole (12) a une forme générale tronconique et comprend à une extrémité aval (12B) un diamètre (D2B) supérieur au diamètre externe (D3A) dudit premier anneau d’étanchéité (17), et à une extrémité amont (12A) un diamètre (D2A) inférieur au diamètre externe (D3A) dudit premier anneau d’étanchéité (17).Turbomachine stage according to claim 8 or 9, characterized in that said ferrule (12) has a generally frustoconical shape and comprises at a downstream end (12B) a diameter (D2B) greater than the external diameter (D3A) of said first sealing (17), and at an upstream end (12A) a diameter (D2A) smaller than the outer diameter (D3A) of said first sealing ring (17). Turbomachine, en particulier d’aéronef, comprenant au moins un étage selon l’une des revendications précédentes.Turbomachine, in particular aircraft, comprising at least one stage according to one of the preceding claims.
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2841591A1 (en) 2002-06-27 2004-01-02 Snecma Moteurs CIRCUITS FOR VENTILATION OF THE TURBINE OF A TURBOMACHINE
EP2239422A2 (en) * 2009-04-06 2010-10-13 General Electric Company Seal for a gas turbine engine
FR2977275A1 (en) * 2011-06-29 2013-01-04 Gen Electric TURBOMACHINE WITH FLOW DEFLECTING SYSTEM
EP2886801A1 (en) * 2013-12-20 2015-06-24 Alstom Technology Ltd Seal system for a gas turbine and corresponding gas turbine
FR3039589A1 (en) 2015-07-28 2017-02-03 Snecma STAGE OF TURBOMACHINE, ESPECIALLY LOW-PRESSURE TURBINE
FR3080646A1 (en) * 2018-04-26 2019-11-01 Safran Aircraft Engines SEALING BETWEEN A FIXED WHEEL AND A MOBILE WHEEL OF A TURBOMACHINE
FR3088671A1 (en) * 2018-11-16 2020-05-22 Safran Aircraft Engines SEALING BETWEEN A MOBILE WHEEL AND A DISTRIBUTOR OF A TURBOMACHINE

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2841591A1 (en) 2002-06-27 2004-01-02 Snecma Moteurs CIRCUITS FOR VENTILATION OF THE TURBINE OF A TURBOMACHINE
EP2239422A2 (en) * 2009-04-06 2010-10-13 General Electric Company Seal for a gas turbine engine
FR2977275A1 (en) * 2011-06-29 2013-01-04 Gen Electric TURBOMACHINE WITH FLOW DEFLECTING SYSTEM
EP2886801A1 (en) * 2013-12-20 2015-06-24 Alstom Technology Ltd Seal system for a gas turbine and corresponding gas turbine
FR3039589A1 (en) 2015-07-28 2017-02-03 Snecma STAGE OF TURBOMACHINE, ESPECIALLY LOW-PRESSURE TURBINE
FR3080646A1 (en) * 2018-04-26 2019-11-01 Safran Aircraft Engines SEALING BETWEEN A FIXED WHEEL AND A MOBILE WHEEL OF A TURBOMACHINE
FR3088671A1 (en) * 2018-11-16 2020-05-22 Safran Aircraft Engines SEALING BETWEEN A MOBILE WHEEL AND A DISTRIBUTOR OF A TURBOMACHINE

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