WO2009144191A1 - Turbine haute pression d'une turbomachine avec montage ameliore du boitier de pilotage des jeux radiaux d'aubes mobiles - Google Patents

Turbine haute pression d'une turbomachine avec montage ameliore du boitier de pilotage des jeux radiaux d'aubes mobiles Download PDF

Info

Publication number
WO2009144191A1
WO2009144191A1 PCT/EP2009/056279 EP2009056279W WO2009144191A1 WO 2009144191 A1 WO2009144191 A1 WO 2009144191A1 EP 2009056279 W EP2009056279 W EP 2009056279W WO 2009144191 A1 WO2009144191 A1 WO 2009144191A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
pressure turbine
annular
damping element
high pressure
ring
Prior art date
Application number
PCT/EP2009/056279
Other languages
English (en)
Inventor
Alain Dominique Gendraud
Delphine Leroux
Jean-Luc Le Strat
Pascal Tatiossian
Original Assignee
Snecma
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 Snecma filed Critical Snecma
Priority to CA2725864A priority Critical patent/CA2725864C/fr
Priority to BRPI0912994 priority patent/BRPI0912994B1/pt
Priority to EP09753846.6A priority patent/EP2300688B1/fr
Priority to CN200980119048.1A priority patent/CN102046926B/zh
Priority to US12/994,969 priority patent/US8662828B2/en
Priority to JP2011510967A priority patent/JP5615808B2/ja
Priority to RU2010153596/06A priority patent/RU2503822C2/ru
Publication of WO2009144191A1 publication Critical patent/WO2009144191A1/fr

Links

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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • 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
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise

Definitions

  • a turbomachine high-pressure turbine comprises at least one stage comprising a distributor formed of an annular row of stationary vanes for rectification and a rotor wheel rotatably mounted downstream of the distributor in a cylindrical or frustoconical assembly of ring sectors arranged butt circumferentially. These ring sectors comprise at their upstream and downstream ends means for hooking on an annular support which is fixed to an outer casing of the turbine.
  • the radial clearances between the moving blades of the wheel and the ring sectors must be minimized to improve the efficiency of the turbomachine while avoiding friction of the ends of the blades on the ring sectors, which would result in wear of these parts. extremes and degradation of the efficiency of the turbomachine at all operating speeds.
  • FIGS. 1 and 1A An example of mounting of the control box on the outer casing of the turbomachine high-pressure turbine is shown in FIGS. 1 and 1A.
  • a wall 400 of the control box 40 is fixed to the outer casing 22 of the turbine 10 at two diametrically opposite points via a threaded ring 4.
  • control box is subjected to vibrations that can be damaging at its attachment points. Indeed, it appears a risk of cracks at its attachment points.
  • the object of the invention is then to propose a solution which makes it possible to avoid troublesome solicitations at the fixing points of the housing of piloting to the outer casing, during the operation of the high-pressure turbine of a turbomachine.
  • turbomachine high-pressure turbine comprising:
  • At least one distributor formed of an annular row of fixed vanes for straightening
  • a device for controlling radial play between the tops of the rotating blades and the ring comprising a pilot box supporting annular drilled ramps and fixed to the outer casing at at least two remote points,
  • annular support carrying the ring and fixed to the outer casing, characterized in that it further comprises an annular element having a predetermined flexibility with one end fixed to the annular support and with the other end in axial single support with a pressure given against the upstream of the control box, the annular element with predetermined flexibility and support with given pressure thus constituting a damper of at least a portion of the box vibrations generated during operation of the turbomachine.
  • control box that can be used in the invention is that disclosed in the embodiment of the patent application FR 2 865 237.
  • the content of this prior application is therefore fully included in the present application.
  • a dissipation of the energy of the vibrations of the case generated by modes of excitations of the turbomachine by combination of friction at the level of the axial support and braking of the control box is provided by the bending of the casing. additional annular element.
  • the damping element is a metal section obtained by machining or sheet metal forming.
  • the geometric shape of the damping element is composed of a continuous ring fixed to the annular support and extended by a plurality of identical blades, regularly spaced and inclined with respect to the ring and whose curved end constitutes the support by pressure with the upstream of the box.
  • the number of blades of the damping element is preferably equal to a multiple of eighteen. Studies have shown that such a choice, such as a number of seventy-two blades regularly distributed circumferentially for a diameter of 0.680m gave full satisfaction.
  • control box and the damping element are made of the same material.
  • an anti-wear material is interposed in the bearing zone between the damping element and the upstream of the housing in order to reduce the frictional wear of the damper or the housing.
  • a layer of antiwear material is deposited on the upstream of the housing in the bearing zone with the damping element.
  • the damping element consists of at least two angular sectors fixed end-to-end and forming the complete annular shape of the damper.
  • the damping element consists of a number of two, six or eighteen angular sectors fixed end to end and realizing the complete annular shape of the damper.
  • the damping element is fixed to the annular support by means of screws which are also used for fixing axial abutment spacer parts. These parts are usually called stop plates.
  • the invention also relates to a metal profile for turbomachine high pressure turbine, comprising at least one continuous crown angular sector extended by a plurality of identical blades, regularly spaced and inclined relative to the crown sector and whose end is bent.
  • the invention finally relates to a turbomachine comprising a high pressure turbine described above.
  • FIG. 1 is a diagrammatic cross-sectional view of a turbojet high pressure turbine produced at the attachment points of the control box with the outer casing;
  • FIG. 1A is a detail view of FIG. fixing area of the control box with the outer casing,
  • FIG. 2 is a partial schematic half-view in longitudinal section of a high-pressure turbojet turbine according to the invention
  • FIG. 3 is a detailed perspective view of a damping element according to the invention.
  • FIG. 4 is a partial sectional view in perspective of a high pressure turbine according to the invention made at the fixing points of the control box with the outer casing.
  • FIG. 1 schematically represents a portion of a turbomachine such as an airplane turbojet or turboprop comprising a high-pressure turbine 10 arranged downstream of a combustion chamber 12, and upstream of a low turbine pressure 14 of the turbomachine.
  • a turbomachine such as an airplane turbojet or turboprop comprising a high-pressure turbine 10 arranged downstream of a combustion chamber 12, and upstream of a low turbine pressure 14 of the turbomachine.
  • the combustion chamber 12 comprises a wall of external revolution 50 connected at its downstream end to a radially inner end of a frustoconical wall 58 which has at its radially outer end a radially outer annular flange 60 for fixing on a corresponding annular flange 62 of an outer casing 64 of the chamber.
  • the high-pressure turbine 10 comprises a single turbine stage comprising a distributor 16 formed of an annular row of fixed vanes for rectification, and a rotary wheel 18 rotatably mounted downstream of the distributor 16.
  • the low-pressure turbine 14 comprises several turbine stages, each of these stages also comprising a distributor and a paddle wheel, only the distributor 47 of the upstream low-pressure stage being visible in FIG. 1.
  • the wheel 18 of the high-pressure turbine 10 rotates at the same time. inside a substantially cylindrical set of ring sectors 20 which are arranged circumferentially end to end and suspended from an outer casing of turbine 22 by means of an annular support 24.
  • This annular support 24 comprises at its inner periphery means 26 for hooking ring sectors 20 and comprises a wall 28 which extends upstream and outwards and which is connected at its radially outer end to a radially outer annular flange 30 for fixing the outer casing of turbine 22.
  • the flange 60 is interposed axially between the flange 30 and the flange 62 of the turbine casing 22 and is clamped axially between these flanges by appropriate means of the screw-nut type 7.
  • the annular support 24 comprises at its inner periphery two radial annular walls 34, 36, respectively upstream and downstream, which are connected to one another by a cylindrical wall 38.
  • the radial walls 34, 36 comprise at their radially internal ends downstream cylindrical flanges 40 which cooperate with circumferential hooks 42, 44 provided at the upstream and downstream ends of the ring sectors 20.
  • An annular locking member 46 with a C-section is engaged axially from downstream on the downstream cylindrical rim 40 of the support and on the downstream hooks 44 of the ring sectors to ensure the locking of the assembly.
  • the wall 28 of the annular support 24 defines with the frustoconical wall 58 of the chamber an annular enclosure 80 which is supplied with ventilation and cooling air through orifices 82 formed in the frustoconical wall 58. Unrepresented orifices are formed in the wall radial upstream 34 of the annular support 24 to establish fluid communication between the enclosure 80 and an annular cavity 86 for cooling the ring sectors 20 delimited externally by the cylindrical wall 38 of the support annular.
  • the outer wall 66 of the distributor comprises at each of its upstream and downstream ends an annular groove 74 opening radially outwards.
  • Annular sealing gaskets 76 are housed in these grooves 74 and cooperate with cylindrical ribs 78 formed on the frustoconical wall 58 and on the upstream radial wall 34 of the annular support 24, respectively, to prevent the passage of gas from the flow duct.
  • the turbine radially outwardly of the outer wall 66, and conversely, the passage of air from the enclosure 80 radially inward in the vein of the turbine.
  • This device D comprises a circular control box 40 surrounding the fixed ring 20, and more precisely the annular support 24.
  • control unit 40 is intended to cool or heat the upstream fins 240 and downstream 242 of the annular support 24 by discharge (or impact) of air thereon. Under the effect of this air discharge, the annular support 24 retracts or expands, which decreases or increases the diameter of the fixed ring segments 20 of the turbine in order to adjust the clearance at the top of blades 18.
  • the control box 40 supports at least three annular air circulation ramps 41, 42 and 43 which surround the annular support 24 of the fixed ring assembly. These ramps are spaced axially from one another and are substantially parallel to each other. They are arranged on either side of the lateral faces of each of the fins 240, 242 whose shape they roughly conform to.
  • the control unit 40 also comprises an unrepresented air collection tube for supplying air to the air circulation ramps 41, 42 and 43.
  • This air collection tube surrounds the ramps 41, 42 and 43 and supplies them with air. air through air ducts 44.
  • such a control box 40 consists of two half-shells clamped together and is fixed to the outer casing 22 by means of threaded rings 45 at two diametrically opposite points ( Figure 1).
  • FIGS. 1 and 1A show schematically by elliptical contours the precise zones Z of occurrence of the risk of cracks near the fixing ports 46.
  • an annular element 5 with predetermined flexibility is implanted in the cavity defined by the annular support 24 and the outer casing 22 upstream of the control box 40 ( Figures 2 and 4). Its implantation is performed such that one of its ends 51 is fixed to the annular support 14 by means of a screw / nut system 29 and the other end 52 is in axial single support with a given pressure against the upstream 401 of the control box 40.
  • This annular element 5 with predetermined flexibility and support with given pressure thus constitutes a damper of at least a portion of the vibrations of the control box 40 generated during operation of the turbine.
  • the damping thus provided according to the invention is a dissipation of energy of the vibrations of the case 40 generated during the operation of the turbomachine by combination of friction at the level of the axial support 51 and braking of the control box 40 thanks to the bending the annular element between its ends 51, 52 during operation of the turbomachine.
  • the damping element 5 improves the energy dissipation and the dynamic damping of the ramps 41, 42, 43 for controlling the radial clearance of the rotary vanes 18.
  • the damping element 5 thus provided makes it possible to avoid the vibratory mechanical stresses of the control box 40 without having to modify its mode of attachment to the outer casing 22 (FIG. 4).
  • each angular sector constituting the damping element 5 is a metal section obtained by forming sheet metal.
  • the geometric shape of the damping element 5 is composed of a continuous ring 51 fixed to the annular support and extended by a plurality of identical blades 510, regularly spaced and inclined with respect to the ring 51 and whose curved end 52 constitutes the pressure support with the upstream 401 of the housing.
  • These blades 510 which make it possible to obtain pressure support on the upstream end of the housing can for example be made in a continuous metal section by machining of the "saw-cut" type, schematized by the spacing 53 between two consecutive blades 510. .
  • the number of blades 510 around the circumference can be adapted by changing the width of the kerf made.
  • the number of blades of the damping element 5 is equal to a multiple of eighteen. For example, a number of seventy-two blades is desirable. It is also possible to implant thirty-six or one hundred and forty-four blades.
  • the control unit 40 and the damping element 5 are preferably made of the same material. It may be a HastelloyE X type alloy.
  • an anti-wear material into the zone d. 52 support between the damping element 5 and the upstream 401 of the housing 40. It may be an alloy TribaloyE 800 or TribaloyE 800 with CoCrAlYSi.
  • the intercalated material may advantageously be a layer of anti-wear material deposited on the upstream 401 of the housing 40 in the bearing zone 52 with the damping element 5. By thus producing a rough deposit, the coefficient of friction is changed and improves the energy dissipation.
  • the damping element 5 consists of at least two angular sectors fixed end to end and forming the complete annular shape of the damper.
  • a minimum of two angular sectors meets the mounting and differential expansion constraints encountered at attachment zone 51 with the annular support 24 of the high pressure turbine.
  • the number of angular sectors can be increased as desired. It may for example consist of a number of two, six or eighteen angular sectors fixed end to end and realizing the complete annular shape of the damper.
  • a number of eighteen identical angular sectors is particularly advantageous since it allows the attachment of each of them to the annular support by means of screws / nuts. which are also used for fixing axial stop pieces of the spacers 36. These parts are generally called stop plates.
  • the number of angular sectors and the number of blades must be a multiple of the number of fixing screws in order to have identical sectors.
  • any embodiment of angular sectors that allows their attachment by screw / nut systems 29 already existing to fix the axial abutment pieces is advantageous because no additional fastening means of the damping element is to be expected in the context of the 'invention.
  • the invention which has just been described is advantageous because it makes it possible to respond to the problem of annoying mechanical stress experienced by the control box during operation of the turbomachine which is equipped with a damping element: - simple embodiment (profiled metallic

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

L' invention concerne une amélioration apportée aux turbines haute pression (10) de turbomachine, telle qu'un turboréacteur, dans lesquelles est prévu un boitier de pilotage (40) des jeux radiaux d'aubes rotatives (18). Selon l'invention, on prévoit un élément annulaire (5) à flexibilité déterminée dont l'une des extrémités (51) est fixée à un support annulaire (24) et dont l'autre extrémité (52) est en appui simple axial avec une pression donnée contre l'amont (401) du boitier de pilotage (40). On évite ainsi les sollicitations vibratoires gênantes au niveau des points de fixation (45, 46) du boitier de pilotage avec le carter externe (22) des turbines, et par là, le risque d'apparition de criques.

Description

TURBINE HAUTE PRESSION D'UNE TURBOMACHINE AVEC MONTAGE AMELIORE DU BOITIER DE PILOTAGE DES JEUX
RADIAUX D'AUBES MOBILES
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE ET ART ANTÉRIEUR
La présente invention concerne une turbine haute-pression dans une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion. Une turbine haute-pression de turbomachine comprend au moins un étage comportant un distributeur formé d'une rangée annulaire d'aubes fixes de redressement et une roue à aubes montée rotative en aval du distributeur dans un ensemble cylindrique ou tronconique de secteurs d'anneau disposés bout à bout circonférentiellement . Ces secteurs d'anneau comprennent à leurs extrémités amont et aval des moyens d' accrochage sur un support annulaire qui est fixé à un carter externe de la turbine. Les jeux radiaux entre les aubes mobiles de la roue et les secteurs d'anneau doivent être minimisés pour améliorer le rendement de la turbomachine tout en évitant un frottement des extrémités des aubes sur les secteurs d'anneau, qui se traduirait par une usure de ces extrémités et par une dégradation du rendement de la turbomachine à tous les régimes de fonctionnement.
Pour minimiser ces jeux radiaux, il a déjà été proposé d' implanter des couronnes annulaires entourant l'anneau fixe qui sont parcourues par de l'air prélevé sur d'autres parties de la turbomachine. L'air prélevé est ainsi injecté sur la surface externe de l'anneau fixe et provoque des dilatations ou contractions thermiques de ce dernier en faisant ainsi varier son diamètre. Les dilatations et contractions thermiques sont commandées selon le régime de fonctionnement de la turbine par l'intermédiaire d'une vanne dont la commande permet de commander le débit et la température de l'air alimentant les conduites. L'ensemble constitué par les conduites et la vanne est appelé communément boitier de pilotage du jeu en sommet d' aubes .
La demanderesse a ainsi proposé, dans la demande de brevet FR 2 865 237, un boitier de pilotage particulièrement performant car l'air injecté permet un refroidissement efficace et homogène.
Un exemple de montage de boitier de pilotage sur le carter externe de la turbine haute pression de turbomachine est montré en figures 1 et IA. Sur ces figures, on peut distinguer qu'une paroi 400 du boitier de pilotage 40 est fixée au carter externe 22 de la turbine 10 en deux points diamétralement opposés par l'intermédiaire d'une bague filetée 4.
Les inventeurs ont constaté que lors du fonctionnement de la turbomachine équipé de la turbine haute pression, le boitier de pilotage est soumis à des vibrations qui peuvent être endommageantes au niveau de ses points de fixation. En effet, il apparaît un risque de criques au niveau de ses points de fixation.
Le but de l'invention est alors de proposer une solution qui permette d'éviter les sollicitations gênantes au niveau des points de fixation du boitier de pilotage au carter externe, lors du fonctionnement de la turbine haute pression d'une turbomachine .
EXPOSÉ DE L'INVENTION
Pour ce faire, l'invention a pour objet une turbine haute pression de turbomachine comprenant :
- un carter externe,
- au moins un distributeur formé d'une rangée annulaire d'aubes fixes de redressement,
- une roue à aubes montée rotative en aval du distributeur,
- un ensemble formant anneau disposé à la circonférence des aubes rotatives,
- un dispositif de contrôle de jeu radial entre les sommets des aubes rotatives et l'anneau comprenant un boitier de pilotage supportant des rampes annulaires percées et fixé au carter externe en au moins deux points distants,
- un support annulaire portant l'anneau et fixé au carter externe, caractérisée en ce qu'elle comprend en outre un élément annulaire présentant une flexibilité prédéterminée avec une extrémité fixée au support annulaire et avec l'autre extrémité en appui simple axial avec une pression donnée contre l'amont du boitier de pilotage, l'élément annulaire à flexibilité prédéterminée et en appui avec pression donnée constituant ainsi un amortisseur d'au moins une partie des vibrations du boitier générées lors du fonctionnement de la turbomachine.
Un exemple avantageux du boitier de pilotage utilisable dans l'invention est celui divulgué dans le mode de réalisation de la demande de brevet FR 2 865 237. Le contenu de cette demande antérieure est donc intégralement compris dans la présente demande . On prévoit selon l'invention une dissipation de l'énergie des vibrations du boitier générées par des modes d'excitations de la turbomachine par combinaison de frottement au niveau de l'appui axial et de freinage du boitier de pilotage grâce à la flexion de l'élément annulaire supplémentaire.
Ainsi, on évite le risque d'apparitions de criques au niveau des points de fixation en ne rendant plus néfastes certaines sollicitations vibratoires.
En d'autres termes, grâce à l'élément amortisseur selon l'invention, on perturbe l'installation de modes de vibration néfastes.
On améliore en conséquence la durée de vie du boitier de pilotage.
Selon un mode de réalisation, l'élément amortisseur est un profilé métallique obtenu par usinage ou par formage de tôle
Avantageusement, la forme géométrique de l'élément amortisseur est composée d'une couronne continue fixée au support annulaire et prolongée d'une pluralité de lames identiques, régulièrement espacées et inclinées par rapport à la couronne et dont l'extrémité recourbée constitue l'appui par pression avec l'amont du boitier.
Le nombre de lames de l'élément amortisseur est de préférence égal à un multiple de dix-huit. Des études ont montré qu'un tel choix, comme par exemple un nombre de soixante douze lames réparties régulièrement circonférentiellement pour un diamètre de 0.680m ont donné pleinement satisfaction.
Selon une variante de réalisation avantageuse, le boitier de pilotage et l'élément amortisseur sont réalisés dans le même matériau.
Selon une autre variante, un matériau anti-usure est intercalé dans la zone d'appui entre l'élément amortisseur et l'amont du boitier afin de diminuer l'usure par frottement de l'amortisseur ou du boitier. De préférence, une couche de matériau antiusure est déposée sur l'amont du boitier dans la zone d'appui avec l'élément amortisseur.
Selon une variante de réalisation, l'élément amortisseur est constitué d'au moins deux secteurs angulaires fixés en bout à bout et réalisant la forme annulaire complète de l'amortisseur. Ainsi, de préférence, l'élément amortisseur est constitué d'un nombre de deux, six ou dix-huit secteurs angulaires fixés en bout en bout et réalisant la forme annulaire complète de l'amortisseur.
De préférence, l'élément amortisseur est fixé au support annulaire par l'intermédiaire de vis qui servent également à la fixation de pièces de butée axiale d' entretoise . Ces pièces sont généralement appelées tôles d'arrêt.
L' invention concerne également un profilé métallique pour turbine haute pression de turbomachine, comprenant au moins un secteur angulaire de couronne continue prolongé d'une pluralité de lames identiques, régulièrement espacées et inclinées par rapport au secteur de couronne et dont l'extrémité est recourbée.
L' invention concerne enfin une turbomachine comprenant une turbine haute pression décrite ci- dessus.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront mieux à la lecture de la description détaillée faite, à titre d'exemple, en référence aux figures suivantes parmi lesquelles :
- la figure 1 est une vue schématique en coupe transversale d'une turbine haute pression de turboréacteur réalisée au niveau des points de fixation du boitier de pilotage avec le carter externe, - la figure IA est une vue de détail de la figure 1 montrant une zone de fixation du boitier de pilotage avec le carter externe,
- la figure 2 est une demi-vue schématique partielle en coupe longitudinale d'une turbine haute pression de turboréacteur selon l'invention,
- la figure 3 est une vue de détail en perspective d'un élément amortisseur selon l'invention,
- la figure 4 est une vue en coupe partielle et en perspective d'une turbine haute pression selon l'invention réalisée au niveau des points de fixation du boitier de pilotage avec le carter externe. EXPOSE DETAILLE DE MODES DE REALISATION PARTICULIERS
La figure 1 représente de manière schématique une partie d'une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion comprenant une turbine haute-pression 10 agencée en aval d'une chambre de combustion 12, et en amont d'une turbine basse-pression 14 de la turbomachine.
La chambre de combustion 12 comprend une paroi de révolution externe 50 reliée à son extrémité aval à une extrémité radialement interne d'une paroi tronconique 58 qui comporte à son extrémité radialement externe une bride annulaire radialement externe 60 de fixation sur une bride annulaire 62 correspondante d'un carter externe 64 de la chambre. La turbine haute-pression 10 comprend un seul étage de turbine comportant un distributeur 16 formé d'une rangée annulaire d'aubes fixes de redressement, et une roue à aubes 18 montée rotative en aval du distributeur 16. La turbine basse-pression 14 comprend plusieurs étages de turbine, chacun de ces étages comportant également un distributeur et une roue à aubes, seul le distributeur 47 de l'étage basse- pression amont étant visible en figure 1. La roue 18 de la turbine haute-pression 10 tourne à l'intérieur d'un ensemble sensiblement cylindrique de secteurs d'anneau 20 qui sont disposés circonférentiellement bout à bout et suspendus à un carter externe de turbine 22 par l'intermédiaire d'un support annulaire 24. Ce support annulaire 24 comprend à sa périphérie interne des moyens 26 d'accrochage des secteurs d'anneau 20 et comprend une paroi 28 qui s'étend vers l'amont et vers l'extérieur et qui est reliée à son extrémité radialement externe à une bride annulaire radialement externe 30 de fixation le carter externe de turbine 22. La bride 60 est intercalée axialement entre la bride 30 et la bride 62 du carter de turbine 22 et est serrée axialement entre ces brides par des moyens appropriés du type vis-écrou 7.
Le support annulaire 24 comprend à sa périphérie interne deux parois annulaire radiales 34, 36, respectivement amont et aval, qui sont reliées l'une à l'autre par une paroi cylindrique 38. Les parois radiales 34, 36 comprennent à leurs extrémités radialement internes des rebords cylindriques 40 orientés vers l'aval qui coopèrent avec des crochets circonférentiels 42, 44 prévus aux extrémités amont et aval des secteurs d'anneau 20. Un organe annulaire de verrouillage 46 à section en C est engagé axialement depuis l'aval sur le rebord cylindrique aval 40 du support et sur les crochets aval 44 des secteurs d'anneau pour assurer le verrouillage de l'ensemble.
La paroi 28 du support annulaire 24 définit avec la paroi tronconique 58 de la chambre une enceinte annulaire 80 qui est alimentée en air de ventilation et de refroidissement par des orifices 82 formés dans la paroi tronconique 58. Des orifices non représentés sont formés dans la paroi radiale amont 34 du support annulaire 24 pour établir une communication fluidique entre l'enceinte 80 et une cavité annulaire 86 de refroidissement des secteurs d'anneau 20 délimitée extérieurement par la paroi cylindrique 38 du support annulaire .
La paroi externe 66 du distributeur comprend à chacune de ses extrémités amont et aval une rainure annulaire 74 débouchant radialement vers l'extérieur. Des garnitures annulaires d'étanchéité 76 sont logées dans ces rainures 74 et coopèrent avec des nervures cylindriques 78 formées sur la paroi tronconique 58 et sur la paroi radiale amont 34 du support annulaire 24, respectivement, pour empêcher le passage de gaz depuis la veine de la turbine radialement vers l'extérieur de la paroi externe 66, et inversement, le passage d'air depuis l'enceinte 80 radialement vers l'intérieur dans la veine de la turbine . En outre, afin d'accroître le rendement de la turbine, il est nécessaire de réduire autant que possible le jeu radial entre le sommet des aubes mobiles 18 et l'anneau 20.
Un dispositif de contrôle de jeu supplémentaire D est donc prévu. Ce dispositif D comprend un boîtier circulaire de pilotage 40 entourant l'anneau fixe 20, et plus précisément le support annulaire 24.
Selon les régimes de fonctionnement de la turbomachine, le boîtier de pilotage 40 est destiné à refroidir ou à réchauffer les ailettes amont 240 et aval 242 du support annulaire 24 par décharge (ou impact) d'air sur celles-ci. Sous l'effet de cette décharge d'air, le support annulaire 24 se rétracte ou se dilate, ce qui diminue ou augmente le diamètre des segments d'anneau fixe 20 de la turbine afin d'ajuster le jeu en sommet d'aubes 18.
Le boîtier de pilotage 40 supporte au moins trois rampes annulaires de circulation d'air 41, 42 et 43 qui entourent le support annulaire 24 de l'ensemble à anneau fixe. Ces rampes sont espacées axialement l'une de l'autre et sont sensiblement parallèles les unes par rapport aux autres. Elles sont disposées de part et d'autre de faces latérales de chacune des ailettes 240, 242 dont elles épousent approximativement la forme.
Le boîtier de pilotage 40 comporte également un tube collecteur d'air non représenté pour alimenter en air les rampes de circulation d'air 41, 42 et 43. Ce tube collecteur d'air entoure les rampes 41, 42 et 43 et les alimente en air par l'intermédiaire de conduites d'air 44.
Dans le mode de réalisation illustré, un tel boitier de pilotage 40 est constitué de deux demi- coquilles bridées entre elles et est fixé au carter externe 22 au moyen de bagues filetées 45 en deux points diamétralement opposés (figure 1) .
Les inventeurs ont constaté que lors du fonctionnement de la turbomachine comprenant la turbine haute pression 10 tel qu'illustrée précédemment, il pouvait y avoir un risque d'apparitions de criques au niveau des points de fixation 45.11s ont mis en évidence que cela était du au fait que le boitier de pilotage 40 est soumis à des vibrations néfastes qui peuvent être endommageantes au niveau de ses points de fixation 45. Sur les figures 1 et IA, on a représenté schématiquement par des contours elliptiques les zones précises Z d'apparition du risque de criques aux abords des bouches de fixation 46. Pour pallier ce risque de criques, selon l'invention, un élément annulaire 5 à flexibilité prédéterminée est implanté dans la cavité délimitée par le support annulaire 24 et le carter externe 22 en amont du boitier de pilotage 40 (figures 2 et 4) . Son implantation est réalisée telle que l'une de ses extrémités 51 est fixée au support annulaire 14 par l'intermédiaire d'un système de vis/écrou 29 et l'autre extrémité 52 est en appui simple axial avec une pression donnée contre l'amont 401 du boitier de pilotage 40.
Cet élément annulaire 5 à flexibilité prédéterminée et en appui avec pression donnée constitue ainsi un amortisseur d'au moins une partie des vibrations du boitier de pilotage 40 générées lors du fonctionnement de la turbine.
L'amortissement ainsi prévu selon l'invention est une dissipation d'énergie des vibrations du boitier 40 générées lors du fonctionnement de la turbomachine par combinaison de frottement au niveau de l'appui axial 51 et de freinage du boitier de pilotage 40 grâce à la flexion de l'élément annulaire entre ses extrémités 51, 52 lors du fonctionnement de la turbomachine. En d'autres termes, l'élément amortisseur 5 améliore la dissipation d'énergie et l'amortissement dynamique des rampes 41, 42, 43 de pilotage du jeu radial des aubes rotatives 18. L'élément amortisseur 5 ainsi prévu permet d'éviter les sollicitations mécaniques vibratoires du boitier de pilotage 40 sans avoir à modifier son mode de fixation au carter externe 22 (figure 4) . Dans le mode de réalisation illustré, chaque secteur angulaire constituant l'élément amortisseur 5 est un profilé métallique obtenu par formage de tôle.
Tel qu'illustré en figure 3, la forme géométrique de l'élément amortisseur 5 est composée d'une couronne continue 51 fixée au support annulaire et prolongée d'une pluralité de lames identiques 510, régulièrement espacées et inclinées par rapport à la couronne 51 et dont l'extrémité 52 recourbée constitue l'appui par pression avec l'amont 401 du boitier. Ces lames 510 qui permettent d'obtenir l'appui par pression sur l'amont du boitier peuvent par exemple être réalisées dans un profilé métallique continu par des usinages de type « traits de scie » schématisés par l'espacement 53 entre deux lames 510 consécutives. Suivant le besoin, notamment en fonction de la pression d'appui donnée que l'on cherche à obtenir sur le boitier, le nombre de lames 510 sur toute la circonférence peut être adapté par modification de la largeur du trait de scie effectuée. Le nombre de lames de l'élément amortisseur 5 est égal à un multiple de dix-huit. Par exemple, un nombre de soixante douze lames est souhaitable. Il est envisageable également d'implanter trente-six ou cent quarante quatre lames. Le boîtier de pilotage 40 et l'élément amortisseur 5 sont de préférence réalisés dans le même matériau. Il peut s'agir d'un alliage de type HastelloyE X.
Afin d'éviter l'usure prématurée du boitier de pilotage 40 ou de l'élément amortisseur 5 en frottement mutuel et d'améliorer la dissipation d'énergie par frottement, il est préférable d' intercaler un matériau anti-usure dans la zone d'appui 52 entre l'élément amortisseur 5 et l'amont 401 du boitier 40. Il peut s'agir d'un alliage de type TribaloyE 800 ou du TribaloyE 800 avec du CoCrAlYSi. Le matériau intercalé peut avantageusement être une couche de matériau anti-usure déposée sur l'amont 401 du boitier 40 dans la zone d'appui 52 avec l'élément amortisseur 5. En réalisant ainsi un dépôt rugueux on change le coefficient de frottement et on améliore la dissipation d'énergie.
L'élément amortisseur 5 est constitué d'au moins deux secteurs angulaires fixés en bout en bout et réalisant la forme annulaire complète de l'amortisseur. Un minimum de deux secteurs angulaires répond aux contraintes de montage et de dilatation différentielle rencontrées au niveau de zone de fixation 51 avec le support annulaire 24 de la turbine haute pression. Le nombre de secteurs angulaires peut être augmenté à souhait. Il peut par exemple être constitué d'un nombre de deux, six ou dix-huit secteurs angulaires fixés en bout à bout et réalisant la forme annulaire complète de l'amortisseur. Un nombre de dix-huit secteurs angulaires identiques est particulièrement avantageux car il permet la fixation de chacun d'entre eux au support annulaire par l'intermédiaire de vis/écrou 29 qui servent également à la fixation de pièces de butée axiale des entretoises 36. Ces pièces sont généralement appelées tôles d'arrêt.
Ainsi, selon l'invention, le nombre de secteurs angulaires et le nombre de lames doivent être un multiple du nombre de vis de fixation dans le but d'avoir des secteurs identiques.
Ainsi, toute réalisation de secteurs angulaires qui permet leur fixation par les systèmes vis/écrous 29 déjà existants pour fixer les pièces de butée axiale est avantageuse car aucun moyen de fixation supplémentaire de l'élément amortisseur n'est à prévoir dans le cadre de l'invention.
L'invention qui vient d'être décrite est avantageuse car elle permet de répondre au problème de sollicitations mécaniques gênantes subies par le boitier de pilotage lors du fonctionnement de la turbomachine qui en est équipée grâce à un élément amortisseur : - simple de réalisation (profilé métallique
5 au montage aisé) ,
- adaptable à une turbine haute-pression existante sans modification de l'environnement
(fixation du profilé dans une cavité structurelle existante entre carter externe 22 et support annulaire au moyen de vis/écrou déjà prévus pour fixer d'autres pièces ; aucune modification du mode de fixation du boitier de pilotage) .

Claims

REVENDICATIONS
1. Turbine haute pression (10) de turbomachine comprenant : - un carter externe,
- au moins un distributeur (16) formé d'une rangée annulaire d'aubes fixes de redressement,
- une roue à aubes (18) montée rotative en aval du distributeur, - un ensemble formant anneau (20) disposé à la circonférence des aubes rotatives,
- un dispositif de contrôle de jeu radial (D) entre les sommets des aubes rotatives et l'anneau comprenant un boitier de pilotage (40) supportant des rampes annulaires percées (41, 42, 43) et fixé au carter externe (22) en au moins deux points distants,
- un support annulaire (24) portant l'anneau (20) et fixé au carter externe (22), caractérisée en ce qu'elle comprend en outre un élément annulaire (5) présentant une flexibilité prédéterminée, avec une extrémité (51) fixée au support annulaire (24) et avec l'autre extrémité (52) en appui simple axial avec une pression donnée contre l'amont (401) du boitier de pilotage (40), l'élément annulaire à flexibilité prédéterminée et en appui avec pression donnée constituant ainsi un amortisseur d'au moins une partie des vibrations du boitier générées lors du fonctionnement de la turbomachine.
2. Turbine haute pression (10) selon la revendication 1, dans laquelle l'élément amortisseur (5) est un profilé métallique obtenu par usinage ou par formage de tôle.
3. Turbine haute pression (10) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle la forme géométrique de l'élément amortisseur (5) est composée d'une couronne (51) continue fixée au support annulaire
(24) et prolongée d'une pluralité de lames identiques
(510), régulièrement espacées et inclinées par rapport à la couronne et dont l'extrémité (52) recourbée constitue l'appui par pression avec l'amont (401) du boitier (40) .
4. Turbine haute pression (10) selon la revendication 3, dans laquelle le nombre de lames (510) de l'élément amortisseur (5) est égal à un multiple de dix-huit .
5. Turbine haute pression (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle le boitier de pilotage (40) et l'élément amortisseur (5) sont réalisés dans le même matériau.
6. Turbine haute pression (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle un matériau anti-usure est intercalé dans la zone d'appui entre l'élément amortisseur et l'amont du boitier afin de diminuer l'usure par frottement de l'amortisseur ou du boitier.
7. Turbine haute pression (10) selon la revendication 6, dans laquelle une couche de matériau anti-usure est déposée sur l'amont du boitier (40) dans la zone d'appui (401) avec l'élément amortisseur (5) .
8. Turbine haute pression (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle l'élément amortisseur est constitué d'au moins deux secteurs angulaires fixés en bout en bout et réalisant la forme annulaire complète de l'amortisseur.
9. Turbine haute pression (10) selon la revendication 8, dans laquelle l'élément amortisseur est constitué d'un nombre de deux, six ou dix-huit secteurs angulaires fixés en bout à bout et réalisant la forme annulaire complète de l'amortisseur.
10. Turbine haute pression (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle l'élément amortisseur est fixé au support annulaire par l'intermédiaire de vis qui servent également à la fixation de pièces de butée axiale d' entretoises (36) .
11. Profilé métallique pour turbine haute pression (10) de turbomachine selon l'une quelconque des revendications précédentes, comprenant un secteur angulaire (5) de couronne continue (51) prolongée d'une pluralité de lames identiques (510), régulièrement espacées et inclinées par rapport au secteur de couronne (51) et dont l'extrémité (52) est recourbée.
12. Turbomachine comportant une turbine haute pression selon l'une des revendications 1 à 10.
PCT/EP2009/056279 2008-05-28 2009-05-25 Turbine haute pression d'une turbomachine avec montage ameliore du boitier de pilotage des jeux radiaux d'aubes mobiles WO2009144191A1 (fr)

Priority Applications (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CA2725864A CA2725864C (fr) 2008-05-28 2009-05-25 Turbine haute pression d'une turbomachine avec montage ameliore du boitier de pilotage des jeux radiaux d'aubes mobiles
BRPI0912994 BRPI0912994B1 (pt) 2008-05-28 2009-05-25 turbina de alta pressão de turbomáquina e turbomáquina
EP09753846.6A EP2300688B1 (fr) 2008-05-28 2009-05-25 Turbine haute pression d'une turbomachine avec montage ameliore du boitier de pilotage des jeux radiaux d'aubes mobiles
CN200980119048.1A CN102046926B (zh) 2008-05-28 2009-05-25 具有活动叶片径向间隙控制盒的改进组件的涡轮发动机的高压涡轮机
US12/994,969 US8662828B2 (en) 2008-05-28 2009-05-25 High pressure turbine of a turbomachine with improved assembly of the mobile blade radial clearance control box
JP2011510967A JP5615808B2 (ja) 2008-05-28 2009-05-25 可動ブレードの径方向の隙間を制御するためのハウジングの取付けが改善されたタービンエンジン用の高圧タービン
RU2010153596/06A RU2503822C2 (ru) 2008-05-28 2009-05-25 Турбина высокого давления с усовершенствованной камерой регулирования радиального зазора подвижных лопаток и турбомашина, использующая такую турбину

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0853471 2008-05-28
FR0853471A FR2931872B1 (fr) 2008-05-28 2008-05-28 Turbine haute pression d'une turbomachine avec montage ameliore du boitier de pilotage des jeux radiaux d'aubes mobiles.

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2009144191A1 true WO2009144191A1 (fr) 2009-12-03

Family

ID=40158650

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2009/056279 WO2009144191A1 (fr) 2008-05-28 2009-05-25 Turbine haute pression d'une turbomachine avec montage ameliore du boitier de pilotage des jeux radiaux d'aubes mobiles

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8662828B2 (fr)
EP (1) EP2300688B1 (fr)
JP (1) JP5615808B2 (fr)
CN (1) CN102046926B (fr)
BR (1) BRPI0912994B1 (fr)
CA (1) CA2725864C (fr)
FR (1) FR2931872B1 (fr)
RU (1) RU2503822C2 (fr)
WO (1) WO2009144191A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11686215B2 (en) 2015-07-06 2023-06-27 Safran Aircraft Engines Assembly for turbine

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2921410B1 (fr) * 2007-09-24 2010-03-12 Snecma Organe de verrouillage de secteurs d'anneau sur un carter de turbomachine, comprenant des moyens permettant sa prehension
EP2954173A1 (fr) 2013-02-08 2015-12-16 General Electric Company Système de régulation d'espacement actif basé sur une aspiration
US9976436B2 (en) * 2013-03-28 2018-05-22 United Technologies Corporation Movable air seal for gas turbine engine
JP6563312B2 (ja) * 2015-11-05 2019-08-21 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジンの抽気構造
FR3081027B1 (fr) * 2018-05-09 2020-10-02 Safran Aircraft Engines Turbomachine comportant un circuit de prelevement d'air
KR102579798B1 (ko) * 2018-10-15 2023-09-15 한화에어로스페이스 주식회사 터보기기
FR3096395B1 (fr) * 2019-05-21 2021-04-23 Safran Aircraft Engines Turbine pour une turbomachine, telle qu’un turboréacteur ou un turbopropulseur d’avion
US11788425B2 (en) * 2021-11-05 2023-10-17 General Electric Company Gas turbine engine with clearance control system
FR3140115A1 (fr) * 2022-09-22 2024-03-29 Safran Aircraft Engines Pièce d'amortissement des déformations d'un carter de récupération d'huile, ensemble qui le comporte et turbomachine ainsi équipée

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2258719A1 (de) * 1971-12-09 1973-06-14 Westinghouse Electric Corp Gasturbine
EP0892153A1 (fr) * 1997-07-18 1999-01-20 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Dispositif d'échauffement ou de refroidissement d'un carter circulaire
EP1505261A1 (fr) * 2003-08-06 2005-02-09 Snecma Moteurs Dispositif de contrôle de jeu dans une turbine a gaz
FR2865237A1 (fr) 2004-01-16 2005-07-22 Snecma Moteurs Perfectionnements apportes aux dispositifs de controle de jeu dans une turbine a gaz

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2129880A (en) * 1982-11-09 1984-05-23 Rolls Royce Gas turbine rotor tip clearance control apparatus
US5205115A (en) * 1991-11-04 1993-04-27 General Electric Company Gas turbine engine case counterflow thermal control
RU2133384C1 (ru) * 1995-11-22 1999-07-20 Открытое акционерное общество "Самарский научно-технический комплекс им.Н.Д.Кузнецова" Статор многоступенчатой турбомашины
GB2310255B (en) * 1996-02-13 1999-06-16 Rolls Royce Plc A turbomachine
FR2816352B1 (fr) * 2000-11-09 2003-01-31 Snecma Moteurs Ensemble de ventilation d'un anneau de stator
FR2819010B1 (fr) * 2001-01-04 2004-05-28 Snecma Moteurs Secteur d'entretoise de support d'anneau de stator de la turbine haute pression d'une turbomachine avec rattrapage de jeux
US6732530B2 (en) * 2002-05-31 2004-05-11 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine compressor and clearance controlling method therefor
US6869082B2 (en) * 2003-06-12 2005-03-22 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine spring clip seal
US7367776B2 (en) * 2005-01-26 2008-05-06 General Electric Company Turbine engine stator including shape memory alloy and clearance control method
US7421842B2 (en) * 2005-07-18 2008-09-09 Siemens Power Generation, Inc. Turbine spring clip seal
FR2922589B1 (fr) * 2007-10-22 2009-12-04 Snecma Controle du jeu en sommet d'aubes dans une turbine haute-pression de turbomachine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2258719A1 (de) * 1971-12-09 1973-06-14 Westinghouse Electric Corp Gasturbine
EP0892153A1 (fr) * 1997-07-18 1999-01-20 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Dispositif d'échauffement ou de refroidissement d'un carter circulaire
EP1505261A1 (fr) * 2003-08-06 2005-02-09 Snecma Moteurs Dispositif de contrôle de jeu dans une turbine a gaz
FR2865237A1 (fr) 2004-01-16 2005-07-22 Snecma Moteurs Perfectionnements apportes aux dispositifs de controle de jeu dans une turbine a gaz

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11686215B2 (en) 2015-07-06 2023-06-27 Safran Aircraft Engines Assembly for turbine

Also Published As

Publication number Publication date
EP2300688B1 (fr) 2013-08-28
CA2725864C (fr) 2016-07-12
US20110076135A1 (en) 2011-03-31
RU2010153596A (ru) 2012-07-10
BRPI0912994A2 (pt) 2015-10-13
US8662828B2 (en) 2014-03-04
JP5615808B2 (ja) 2014-10-29
JP2011522150A (ja) 2011-07-28
RU2503822C2 (ru) 2014-01-10
CN102046926A (zh) 2011-05-04
FR2931872B1 (fr) 2010-08-20
EP2300688A1 (fr) 2011-03-30
CN102046926B (zh) 2014-11-05
BRPI0912994B1 (pt) 2019-11-26
FR2931872A1 (fr) 2009-12-04
CA2725864A1 (fr) 2009-12-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2300688B1 (fr) Turbine haute pression d'une turbomachine avec montage ameliore du boitier de pilotage des jeux radiaux d'aubes mobiles
EP1847686B1 (fr) Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine d'une turbomachine
EP1965027B1 (fr) Turbine haute-pression d'une turbomachine
EP1965034B1 (fr) Etage de turbine dans une turbomachine
EP2683917B1 (fr) Carter de turbine comportant des moyens de fixation de secteurs d'anneau, turbine et turbomachine associées
WO2016146920A1 (fr) Ensemble à plaquettes d'étanchéité pour turbine à gaz
FR2971022A1 (fr) Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine
FR2997996A1 (fr) Support de tube d'evacuation d'air dans une turbomachine
WO2021209707A1 (fr) Turbine pour une turbomachine
FR2939852A1 (fr) Etage d'aubes statoriques dans un compresseur
FR2899273A1 (fr) Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine d'une turbomachine
EP3721058B1 (fr) Liaison entre un secteur de distributeur en composite a matrice ceramique et un support metallique d'une turbine de turbomachine
FR3066533A1 (fr) Ensemble d'etancheite pour une turbomachine
FR2961556A1 (fr) Isolation du carter externe d'une turbine de turbomachine vis-a-vis d'un anneau sectorise
FR2948737A1 (fr) Secteur de virole exterieure pour couronne aubagee de stator de turbomachine d'aeronef, comprenant des cales amortisseuses de vibrations
FR3040735A1 (fr) Carter de turbine haute-pression d'une turbomachine a refroidissement localise
WO2022208007A1 (fr) Ensemble d'anneau de turbine pour une turbomachine
FR2944554A1 (fr) Turbine haute-pression de turbomachine
FR3038655A1 (fr) Ensemble comprenant un carter rainure et des moyens de refroidissement du carter, turbine comprenant ledit ensemble, et turbomachine comprenant ladite turbine
FR3107924A1 (fr) Anneau mobile pour turbine de turbomachine, comprenant une extrémité axiale d’appui pourvue de rainures de refroidissement différentiel
FR3094395A1 (fr) turbine
FR3008455A1 (fr) Redresseur pour compresseur comportant des moyens de rattrapage de jeu
FR3116305A1 (fr) Arbre de liaison d’un corps haute pression d’une turbomachine
FR3009582A1 (fr) Raidisseur pour section d'echappement de turbomachine
FR3083566A1 (fr) Ensemble de turbine pour turbomachine d'aeronef a circuit de refroidissement de disque equipe d'un dispositif d'etancheite

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 200980119048.1

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 09753846

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2011510967

Country of ref document: JP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2009753846

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2725864

Country of ref document: CA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 12994969

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2010153596

Country of ref document: RU

ENP Entry into the national phase

Ref document number: PI0912994

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20101122