WO2010130959A1 - Diffuseur pour une turbomachine - Google Patents

Diffuseur pour une turbomachine Download PDF

Info

Publication number
WO2010130959A1
WO2010130959A1 PCT/FR2010/050931 FR2010050931W WO2010130959A1 WO 2010130959 A1 WO2010130959 A1 WO 2010130959A1 FR 2010050931 W FR2010050931 W FR 2010050931W WO 2010130959 A1 WO2010130959 A1 WO 2010130959A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
diffuser
turbomachine
arm
arms
turbine
Prior art date
Application number
PCT/FR2010/050931
Other languages
English (en)
Inventor
Florian André François Bessagnet
Jérôme CAMEAU
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
Publication of WO2010130959A1 publication Critical patent/WO2010130959A1/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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a diffuser for a turbomachine such as an aircraft turbojet or turboprop engine.
  • a turbomachine generally consists of a set of three modules: a compressor module, a combustion chamber module and a turbine module.
  • the compressor module compresses an air flow from upstream to downstream of the turbomachine.
  • the air flow is injected into the combustion chamber via a diffuser.
  • the flow of gas exiting the combustion chamber passes through the turbine from upstream to downstream of the turbomachine.
  • the turbine comprises paddle wheels which transform the pressure of the gas flow passing through the turbine into mechanical energy for driving the compressor.
  • the diffuser is a generally monobloc element, which fulfills two distinct functions: it ensures, on the one hand, the recovery of the compressed air flow coming from the compressor and, on the other hand, the diffusion of the compressed air flow in the combustion chamber.
  • the airflow is straightened by blades arranged and oriented so as to transform the tangential speed of the compressed air flow into axial speed.
  • the ends of the blades are delimited by an inner ferrule and an outer ferrule forming diverging cones from upstream to downstream.
  • the diffusion of the flow of compressed air into the combustion chamber is ensured by the divergent shape of the diffuser.
  • the flow of gas is directed by a distributor which, unlike the rectifiers, converts the axial speed of the air flow into a tangential speed in order to drive the turbine blades.
  • the flow of gas exerts on the distributor a force which results in a mechanical torque of rotation transmitted to the diffuser by an inner casing of turbine which connects the combustion chamber, the diffuser and the distributor.
  • This torque can cause deformation of the inner turbine casing.
  • it is known to increase the rigidity of the inner casing turbine, which has the disadvantage of increasing the mass of the turbomachine.
  • the present invention relates to a diffuser for reducing the mechanical stresses generated by the radial arms in operation and to withstand the forces generated by the distributor without increasing the mass of the inner housing.
  • a turbomachine combustion chamber which comprises inner and outer ring ferrules and a plurality of arms connecting said annular rings, characterized in that the axis of each arm forms a non-zero angle with a radial axis passing through a point of the arm.
  • the inclined arms of the diffuser according to the invention no longer work only in tension but also in flexion, which results in a rotational flexibility which makes it possible to better absorb the differences in expansion between the arms and the ferrules.
  • the connection areas of the arms to the ferrules undergo less stress, which significantly increases their service life. Residual stresses in these areas at the foundry fabrication are also reduced.
  • the invention also proposes a turbomachine equipped with such a diffuser.
  • FIG. 1 a diagrammatic view in axial section of an example of a turbomachine according to the prior art
  • FIG. 2 is a partial view in axial section of a turbomachine according to the invention
  • FIG. 3 is a complete and detailed isometric view of a diffuser according to the invention.
  • FIG. 4 is a partial schematic perspective view of a diffuser and dispenser assembly according to the invention.
  • FIG. 1 illustrates an example of a turbine engine integrated in an outdoor nacelle 201 and which comprises from upstream to downstream: an air inlet 208, a fan 202 comprising a plurality of vanes mounted on a first rotor disc, a low compressor pressure 203 comprising at least one bladed rotor and a stator, a high-pressure compressor 204 comprising at least one bladed rotor and a stator, a combustion chamber 205, a high-pressure turbine 206 comprising at least one bladed rotor and a stator, a turbine low pressure 207 comprising at least one bladed rotor and a stator.
  • the X axis is the axis of rotation of the turbomachine.
  • the outside air enters through the air inlet 208 and passes through the fan blades 202.
  • the air flow is separated into two streams, comprising a first flow or primary flow Fp, directed towards the inlet of the low-pressure compressor 203 and a second flow or secondary flow Fs directed towards the rear of the turbomachine.
  • the low-pressure compressor 203 first compresses the primary air flow Fp and then directs it to the high-pressure compressor 204. The latter compresses the primary flow Fp a second time to supply the combustion chamber 205.
  • Part of the primary flow Fp passing through the high pressure compressor is taken for the air requirements of the turbomachine but also for the compressed air requirements of the aircraft.
  • the primary flow Fp is raised to a very high temperature.
  • the flow of hot gases passes through the high-pressure turbine 206 and then into the low-pressure turbine 207 which transforms the expansion of the hot gases into mechanical energy.
  • the power recovered by the high pressure turbine 206 drives the high pressure compressor 204 through a first axial shaft.
  • the low-pressure turbine 207 rotates the low-pressure compressor 203 and the fan rotor 202 through a second axial shaft concentric with the first shaft.
  • FIG. 2 represents a partial view in axial section of a turbomachine according to the invention, which comprises a final stage of a compressor 204 which delivers a primary air flow Fp.
  • the primary air flow Fp passes through a rectifier 3 which directs it to a diffuser 1 located downstream with an optimal axial speed.
  • the rectifier 3 is here an independent mechanical part assembled to the diffuser 1 by bolting.
  • the diffuser 1 supplies pressurized air to the combustion chamber 205.
  • the diffuser comprises an outer shell 101 connected to an outer casing 4 of the combustion chamber 205 via an annular plate 112, and an inner shell 102 connected to an inner shell 5 of the combustion chamber 205 and to an inner casing 6 of turbine through an annular plate 111.
  • the outer ring 101 and inner ring 102 have a diameter increasing from upstream to downstream of the turbomachine and thus form two diverging coaxial cones.
  • the inner annular plate 111 and outer 112 of the diffuser 1 have at their ends respectively attachment flanges 109 and 107 for connection with adjacent parts.
  • the attachment flanges 109 and 107 are respectively connected to the inner ferrule 102 and the outer ferrule 101.
  • the diffuser 1 may further comprise an intermediate annular ferrule 103 interposed between the outer ferrule 101 and inner ferrule 102 in order to facilitate the diffusion of the primary air flow Fp in the combustion chamber.
  • the combustion chamber 205 is mounted between the outer casing 4 and an inner casing constituted by the annular plate 111 of the diffuser 1 and the inner casing 6 of the turbine. At the outlet of the combustion chamber 205, the flow of hot gases is deflected by a distributor 2 which converts the axial speed of the primary flow Fp into tangential speed in order to drive the turbine wheels 9 located downstream of the distributor 2.
  • FIG. 3 is a complete and detailed isometric view of a diffuser according to the invention, which comprises a plurality of arms 104 distributed circumferentially around the X axis and connecting the outer shell 101, the intermediate shell 103 and the inner shell 102.
  • Each arm 104 has an inner end 120 and an outer end 121 between which passes a longitudinal axis 105 contained in a plane perpendicular to the axis X of the turbomachine.
  • the axis 105 of the arm 104 forms a non-zero angle ⁇ with a radial axis R passing through a point of the arm, for example by its end 120.
  • each arm is offset circumferentially relative to its lower end 120 and each arm is inclined circumferentially by an angle ⁇ relative to a radial plane passing through a point of the arm.
  • the arms 104 expand and their length increases, creating a rotational movement between the outer rings 101 and internal 102. This rotation and the torque caused by the expansion of the arms 104 depend on the value of the angle ⁇ . This angle is between 5 and 30 °, 30 ° being the maximum value for producing the diffuser, particularly by foundry.
  • FIG. 4 represents a partial schematic perspective view of a diffuser and distributor assembly in which the distributor 2 of the turbine is connected to the diffuser 1 via the inner turbine casing 6.
  • the flow of hot gases leaving the combustion chamber 205 applies to the distributor 2 a force F2.
  • F2 Depending on the orientation of the blades 20 of the distributor 2, F2 generates a rotational torque in the clockwise or counterclockwise direction.
  • Figure 4 which is a view where the diffuser 1 is placed in the foreground, the force F2 generates a torque C2 in the clockwise direction, rotating the inner turbine housing clockwise.
  • the arms 104 of the diffuser 1 are inclined with respect to radial axes so that the force F1 generated by the thermal expansion of the radial arms of the diffuser generates a counterclockwise rotation torque C1.
  • the angle of inclination ⁇ is chosen to generate a torque C1 in the inner ferrule 102 in the opposite direction and a value close to or equal to that of the torque C2 generated by the distributor 2.
  • a diffuser 1 having arms 104 inclined relative to radial axes according to the invention has two advantages:
  • the choice of the orientation of the arms 104 and the value of the angle ⁇ makes it possible to compensate for the forces generated by the distributor 2 connected to the diffuser without increasing the mass of the parts.
  • the geometry of the diffuser thus defined is compatible with obtaining said diffuser 1 by casting. Indeed, to avoid deformation of the inner ferrule 102 and outer 101 during cooling, it is necessary to tilt the radial arms.

Landscapes

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

Abstract

Le diffuseur selon l'invention comporte des viroles annulaires intérieure (102) et extérieure (101) et des bras (104) reliant lesdites viroles et inclinés de manière que l'axe de chaque bras (105) forme un angle α non nul avec un axe radial R passant par un point du bras. L'orientation de chaque bras est choisie pour engendrer un couple C1 dans la virole intérieure (102) de sens contraire à un couple C2 engendré par un distributeur (2) de turbine haute-pression relié au diffuseur par l'intermédiaire d'un carter intérieur de turbine (6).

Description

DIFFUSEUR POUR UNE TURBOMACHINE
La présente invention concerne un diffuseur pour une turbomachine telle notamment qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'aéronef.
Une turbomachine est en général constituée d'un ensemble de trois modules : un module compresseur, un module chambre de combustion et un module turbine. Le module compresseur permet de comprimer un flux d'air de l'amont vers l'aval de la turbomachine. En sortie de compresseur, le flux d'air est injecté dans la chambre de combustion par l'intermédiaire d'un diffuseur. Enfin, le flux de gaz sortant de la chambre de combustion traverse la turbine de l'amont vers l'aval de la turbomachine. La turbine comporte des roues à aubes qui transforment la pression du flux de gaz traversant la turbine en énergie mécanique permettant d'entraîner le compresseur.
Le diffuseur est un élément en général monobloc, qui remplit deux fonctions distinctes : il assure, d'une part, le redressement du flux d'air comprimé provenant du compresseur et, d'autre part, la diffusion du flux d'air comprimé dans la chambre de combustion. Le redressement du flux d'air est assuré par des aubes disposées et orientées de manière à transformer la vitesse tangentielle du flux d'air comprimé en vitesse axiale. Les extrémités des aubes sont délimitées par une virole intérieure et une virole extérieure formant des cônes divergents de l'amont vers l'aval. La diffusion du flux d'air comprimé dans la chambre de combustion est assurée par la forme divergente du diffuseur.
Pour simplifier la réalisation des carters diffuseurs, il est connu de réaliser d'une part un redresseur remplissant la fonction de redressement du flux et d'autre part un diffuseur remplissant la fonction de diffusion du flux d'air. Dans ce dernier cas, la fonction de redressement du flux étant reportée sur un autre élément, les aubes du diffuseur sont remplacées par des bras radiaux. Or, en fonctionnement, ces bras radiaux se dilatent et déforment les viroles intérieure et extérieure, conduisant à une dégradation rapide du diffuseur, en raison de concentrations de contraintes dans les zones de raccordement des bras radiaux aux viroles annulaires du diffuseur.
En sortie de chambre de combustion, le flux de gaz est orienté par un distributeur qui à l'inverse des redresseurs, convertit la vitesse axiale du flux d'air en vitesse tangentielle afin d'entraîner les aubes de turbine. Le flux de gaz exerce sur le distributeur un effort qui se traduit par un couple mécanique de rotation transmis au diffuseur par un carter intérieur de turbine qui relie la chambre de combustion, le diffuseur et le distributeur. Ce couple de rotation peut entraîner une déformation du carter intérieur de turbine. Pour supporter ce couple, il est connu d'augmenter la rigidité du carter intérieur de turbine, ce qui présente l'inconvénient d'augmenter la masse de la turbomachine.
La présente invention a pour objet un diffuseur permettant de diminuer les contraintes mécaniques engendrées par les bras radiaux en fonctionnement et de supporter les efforts engendrés par le distributeur sans augmenter la masse du carter intérieur. Pour cela, elle propose un diffuseur d'alimentation en air d'une chambre de combustion de turbomachine qui comporte des viroles annulaires intérieure et extérieure et une pluralité de bras reliant lesdites viroles annulaires, caractérisé en ce que l'axe de chaque bras forme un angle non nul avec un axe radial passant par un point du bras. Les bras inclinés du diffuseur selon l'invention ne travaillent plus seulement en traction mais aussi en flexion, d'où il résulte une souplesse en rotation qui permet de mieux absorber les différences de dilatation entre les bras et les viroles. Les zones de raccordement des bras aux viroles subissent moins de contraintes, ce qui augmente notablement leur durée de vie. Les contraintes résiduelles dans ces zones à la fabrication par fonderie sont également réduites.
Enfin, l'inclinaison de ces bras par rapport à des axes radiaux ne se traduit pas par une augmentation du prix de revient du diffuseur. L'invention propose également à une turbomachine équipée d'un tel diffuseur.
L'invention sera mieux comprise et ses avantages apparaîtront plus clairement à la lecture de la description détaillée qui suit, donnée à titre d'exemple non limitatif et en référence aux figures annexées qui représentent respectivement :
- la figure 1 , une vue schématique en coupe axiale d'un exemple de turbomachine selon l'art antérieur,
- la figure 2, une vue partielle en coupe axiale d'une turbomachine selon l'invention, - la figure 3 une vue isométrique complète et en détail d'un diffuseur selon l'invention ; et
- la figure 4 une vue schématique partielle en perspective d'un ensemble diffuseur et distributeur selon l'invention.
La figure 1 illustre un exemple de turbomachine intégrée dans une nacelle extérieure 201 et qui comporte d'amont en aval : une entrée d'air 208, une soufflante 202 comportant une pluralité d'aubes montées sur un premier disque de rotor, un compresseur basse pression 203 comportant au moins un rotor aubagé et un stator, un compresseur haute pression 204 comportant au moins un rotor aubagé et un stator, une chambre de combustion 205, une turbine haute pression 206 comportant au moins un rotor aubagé et un stator, une turbine basse pression 207 comportant au moins un rotor aubagé et un stator.
L'axe X constitue l'axe de rotation de la turbomachine. Dans l'exemple représenté, l'air extérieur entre par l'entrée d'air 208 et traverse les aubes de soufflante 202. En sortie des aubes de soufflante, le flux d'air est séparé en deux flux, comprenant un premier flux ou flux primaire Fp, dirigé vers l'entrée du compresseur basse pression 203 et un deuxième flux ou flux secondaire Fs, dirigé vers l'arrière de la turbomachine. Le compresseur basse pression 203 comprime une première fois le flux d'air primaire Fp puis le dirige vers le compresseur haute pression 204. Ce dernier comprime une deuxième fois le flux primaire Fp pour alimenter la chambre de combustion 205. Une partie du flux primaire Fp traversant le compresseur haute pression est prélevée pour les besoins en air de la turbomachine mais également pour les besoins en air comprimé de l'aéronef. Dans la chambre de combustion 205, le flux primaire Fp est porté à très haute température. En sortie de la chambre de combustion 205, le flux de gaz chauds passe dans la turbine haute pression 206 puis dans la turbine basse pression 207 qui transforment la détente des gaz chauds en énergie mécanique. La puissance récupérée par la turbine haute pression 206 permet d'entraîner le compresseur haute pression 204 par l'intermédiaire d'un premier arbre axial. La turbine basse pression 207 entraîne en rotation le compresseur basse pression 203 et le rotor de soufflante 202 par l'intermédiaire d'un deuxième arbre axial concentrique au premier arbre. La figure 2 représente une vue partielle en coupe axiale d'une turbomachine selon l'invention, qui comporte un étage final d'un compresseur 204 qui délivre un flux d'air primaire Fp. En sortie du compresseur 204, le flux d'air primaire Fp traverse un redresseur 3 qui le dirige vers un diffuseur 1 situé en aval avec une vitesse axiale optimale. Le redresseur 3 est ici une pièce mécanique indépendante assemblée au diffuseur 1 par boulonnage.
Le diffuseur 1 alimente en air sous pression la chambre de combustion 205. Le diffuseur comporte une virole externe 101 reliée à un carter extérieur 4 de la chambre de combustion 205 par l'intermédiaire d'une tôle annulaire 112, et une virole interne 102 reliée à une virole intérieure 5 de la chambre de combustion 205 et à un carter intérieur 6 de turbine par l'intermédiaire d'une tôle annulaire 111. Les viroles externe 101 et interne 102 ont un diamètre croissant de l'amont vers l'aval de la turbomachine et forment ainsi deux cônes coaxiaux divergents. Les tôles annulaires intérieure 111 et extérieure 112 du diffuseur 1 comportent à leurs extrémités respectivement des brides d'attachement 109 et 107 permettant la liaison avec les pièces adjacentes. Les brides d'attachement 109 et 107 sont raccordées respectivement à la virole intérieure 102 et à la virole extérieure 101. Le diffuseur 1 peut en outre comporter une virole annulaire intermédiaire 103 intercalée entre les viroles externe 101 et interne 102 afin de faciliter la diffusion du flux d'air primaire Fp dans la chambre de combustion.
La chambre de combustion 205 est montée entre le carter extérieur 4 et un carter intérieur constitué par la tôle annulaire 111 du diffuseur 1 et le carter intérieur 6 de turbine. En sortie de la chambre de combustion 205, le flux de gaz chauds est dévié par un distributeur 2 qui convertit la vitesse axiale du flux primaire Fp en vitesse tangentielle afin d'entraîner les roues de turbine 9 situées en aval du distributeur 2.
La figure 3 est une vue isométrique complète et en détail d'un diffuseur selon l'invention, qui comporte une pluralité de bras 104 répartis circonférentiellement autour de l'axe X et reliant la virole extérieure 101 , la virole intermédiaire 103 et la virole intérieure 102. Chaque bras 104 comporte une extrémité intérieure 120 et une extrémité extérieure 121 entre lesquelles passe un axe longitudinal 105 contenu dans un plan perpendiculaire à l'axe X de la turbomachine. L'axe 105 du bras 104 forme un angle α non nul avec un axe radial R passant par un point du bras, par exemple par son extrémité 120. De cette manière, l'extrémité supérieure 121 de chaque bras est décalée circonférentiellement par rapport à son extrémité inférieure 120 et chaque bras est incliné circonférentiellement d'un angle α par rapport à un plan radial passant par un point du bras. En fonctionnement, les bras 104 se dilatent et leur longueur augmente, créant un mouvement de rotation entre les viroles externe 101 et interne 102. Cette rotation et le couple provoqués par la dilatation des bras 104 dépendent de la valeur de l'angle α. Cet angle est compris entre 5 et 30°, 30° étant la valeur maximale permettant de réaliser le diffuseur, notamment par fonderie. La figure 4 représente une vue schématique partielle en perspective d'un ensemble diffuseur et distributeur dans lequel le distributeur 2 de la turbine est relié au diffuseur 1 par l'intermédiaire du carter intérieur de turbine 6.
Le flux de gaz chauds sortant de la chambre de combustion 205 applique au distributeur 2 une force F2. Selon l'orientation des aubes 20 du distributeur 2, F2 engendre un couple de rotation dans le sens horaire ou anti-horaire. Dans l'exemple de la figure 4, qui est une vue où le diffuseur 1 est placé au premier plan, la force F2 engendre un couple C2 dans le sens horaire, faisant tourner le carter intérieur de turbine dans le sens horaire. Les bras 104 du diffuseur 1 sont inclinés par rapport à des axes radiaux de telle façon que la force F1 engendrée par la dilatation thermique des bras radiaux du diffuseur engendre un couple de rotation C1 de sens anti-horaire. L'angle d'inclinaison α est choisi pour engendrer un couple C1 dans la virole intérieure 102 de sens contraire et d'une valeur proche de ou égale à celle du couple C2 engendré par le distributeur 2.
Un diffuseur 1 comportant des bras 104 inclinés par rapport à des axes radiaux selon l'invention possède deux avantages :
Le choix de l'orientation des bras 104 et de la valeur de l'angle α permet de compenser les efforts engendrés par le distributeur 2 relié au diffuseur sans augmenter la masse des pièces. La géométrie du diffuseur ainsi définie est compatible avec l'obtention dudit diffuseur 1 par fonderie. En effet, pour éviter une déformation des viroles intérieure 102 et extérieure 101 lors du refroidissement, il est nécessaire d'incliner les bras radiaux.

Claims

REVENDICATIONS
1. Diffuseur d'alimentation en air d'une chambre de combustion de turbomachine, comportant des viroles annulaires intérieure
(102) et extérieure (101 ) et une pluralité de bras (104) reliant lesdites viroles annulaires (101 , 102), caractérisé en ce que l'axe (105) de chaque bras (104) forme un angle (α) non nul avec un axe radial (R) passant par un point du bras.
2. Diffuseur selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'angle (α) est compris entre 5 et 30°.
3. Diffuseur selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comporte une virole intermédiaire (103) située entre les viroles intérieure (102) et extérieure (101 ) et reliée aux bras (104).
4. Diffuseur selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il est réalisé par fonderie.
5. Turbomachine comportant un diffuseur selon l'une des revendications 1 à 4
6. Turbomachine selon la revendication 5, comportant un distributeur (2) de turbine haute-pression relié au diffuseur par l'intermédiaire d'un carter intérieur de turbine (6), caractérisé en ce que l'orientation de chaque bras par rapport à un axe radial est choisie pour engendrer un couple (C1 ) dans la virole intérieure (102) de sens contraire à un couple (C2) engendré par le distributeur (2).
PCT/FR2010/050931 2009-05-14 2010-05-12 Diffuseur pour une turbomachine WO2010130959A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0902335A FR2945589B1 (fr) 2009-05-14 2009-05-14 Diffuseur.
FR0902335 2009-05-14

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2010130959A1 true WO2010130959A1 (fr) 2010-11-18

Family

ID=41258440

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2010/050931 WO2010130959A1 (fr) 2009-05-14 2010-05-12 Diffuseur pour une turbomachine

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR2945589B1 (fr)
WO (1) WO2010130959A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2971022A1 (fr) * 2011-02-02 2012-08-03 Snecma Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB700688A (en) * 1950-12-08 1953-12-09 Rolls Royce Improvements in or relating to gas-turbine engines
EP0628728A1 (fr) * 1993-06-10 1994-12-14 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Diffuseur-séparateur multiplex avec redresseur intégré pour turboréacteur
US20040093871A1 (en) * 2002-11-19 2004-05-20 Burrus David Louis Combustor inlet diffuser with boundary layer blowing
FR2880391A1 (fr) * 2005-01-06 2006-07-07 Snecma Moteurs Sa Diffuseur pour chambre annulaire de combustion, en particulier pour un turbomoteur d'avion
EP1703083A1 (fr) * 2005-02-16 2006-09-20 The General Electric Company Boîte d'aubes statoriques d'une turbine à vapeur

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB700688A (en) * 1950-12-08 1953-12-09 Rolls Royce Improvements in or relating to gas-turbine engines
EP0628728A1 (fr) * 1993-06-10 1994-12-14 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Diffuseur-séparateur multiplex avec redresseur intégré pour turboréacteur
US20040093871A1 (en) * 2002-11-19 2004-05-20 Burrus David Louis Combustor inlet diffuser with boundary layer blowing
FR2880391A1 (fr) * 2005-01-06 2006-07-07 Snecma Moteurs Sa Diffuseur pour chambre annulaire de combustion, en particulier pour un turbomoteur d'avion
EP1703083A1 (fr) * 2005-02-16 2006-09-20 The General Electric Company Boîte d'aubes statoriques d'une turbine à vapeur

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2971022A1 (fr) * 2011-02-02 2012-08-03 Snecma Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine
US9644640B2 (en) 2011-02-02 2017-05-09 Snecma Compressor nozzle stage for a turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
FR2945589A1 (fr) 2010-11-19
FR2945589B1 (fr) 2015-08-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2419616B1 (fr) Moteur à turbine à gaz à double corps pourvu d'un palier inter-arbres
EP3361055B1 (fr) Ensemble de turbomachine axiale et procédé de contrôle de jeux corconférentiels
CA2837498C (fr) Distributeur de turbine radiale a calage variable, en particulier de turbine de source de puissance auxiliaire
EP1621744A1 (fr) Cone d'entrée d'une turbomachine
EP2805029B1 (fr) Support pour au moins un palier de section chaude de turbomoteur, et turbomoteur associé
FR3027053A1 (fr) Stator de turbomachine d'aeronef
WO2016151236A1 (fr) Turbomachine d'aeronef a reducteur planetaire ou epicycloïdal
FR3082896A1 (fr) Ensemble pour la commande d'aubes a calage variable
FR2925108A1 (fr) Module de turbomachine muni d'un dispositif d'amelioration des jeux radiaux
EP3299605B1 (fr) Carter avec bras aspirant pour turbomachine axiale
FR2887924A1 (fr) Dispositif de guidage d'un flux d'air entre un compresseur et une chambre de combustion dans une turbomachine
FR2960923A1 (fr) Controle de la poussee axiale par guidage de l'air preleve sur un compresseur centrifuge
FR3111667A1 (fr) Turbomachine d’aeronef a cycle recupere
WO2010130959A1 (fr) Diffuseur pour une turbomachine
FR3119199A1 (fr) Conduit de decharge a etancheite perfectionnee
EP4045768A1 (fr) Virole amelioree de roue mobile de turbine contrarotative
BE1024523B1 (fr) Stator a aubes ajustables pour compresseur de turbomachine axiale
EP4222052A1 (fr) Module de turbomachine equipe d'une helice et d'aubes de stator portees par deux carters et turbomachine correspondante
FR3118093A1 (fr) Aube de turbine, en particulier destinée à une turbine contrarotative
WO2022069835A1 (fr) Module de turbomachine equipe d'une helice et d'aubes de stator deportees
FR3101103A1 (fr) architecture améliorée de carter tournant de turbine contrarotative
FR2953486A1 (fr) Moyeu d'helice a anneau polygonal plein et turbomachine equipee d'un tel moyeu
FR3131600A1 (fr) Ensemble propulsif pour un aéronef
FR3106363A1 (fr) Module de soufflante pour un banc d’essai de turbomachine d’aeronef
FR3064296A1 (fr) Carter intermediaire de turbomachine d'aeronef comprenant une piece intermediaire entre un pied d'aube et le moyeu

Legal Events

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

Ref document number: 10728755

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 10728755

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1