WO2011073570A1 - Etage de turbine dans une turbomachine - Google Patents

Etage de turbine dans une turbomachine Download PDF

Info

Publication number
WO2011073570A1
WO2011073570A1 PCT/FR2010/052721 FR2010052721W WO2011073570A1 WO 2011073570 A1 WO2011073570 A1 WO 2011073570A1 FR 2010052721 W FR2010052721 W FR 2010052721W WO 2011073570 A1 WO2011073570 A1 WO 2011073570A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
ring
annular
downstream
casing
turbine stage
Prior art date
Application number
PCT/FR2010/052721
Other languages
English (en)
Inventor
Emmanuel Berche
Vincent Philippot
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 RU2012130351/06A priority Critical patent/RU2012130351A/ru
Priority to US13/511,266 priority patent/US20120237342A1/en
Priority to CN2010800579245A priority patent/CN102667066A/zh
Priority to EP10809013A priority patent/EP2513428A1/fr
Priority to CA2777370A priority patent/CA2777370A1/fr
Priority to BR112012010257A priority patent/BR112012010257A2/pt
Publication of WO2011073570A1 publication Critical patent/WO2011073570A1/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
    • 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
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • 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

  • each downstream circumferential rim 52 of a ring sector comprises a notch aligned radially with a notch in the cylindrical portion of the annular downstream lug of the casing for axial mounting of the locking member 32 with a C-section.
  • the ring 54 may be made of ceramic matrix composite material resistant to high temperatures such as those in a high pressure turbine and the housing 14 is made of a metal material such as INCO or steel.

Landscapes

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

Abstract

Etage de turbine pour une turbomachine, comprenant une roue à aubes tournant à l'intérieur d'un anneau sectorisé (54) en matériau composite porté par un carter(14), chaque secteur d'anneau comprenant un rebord circonférentiel aval (52) maintenu en appui radial sur une patte annulaire (56) laquelle est engagée radialement dans une rainure annulaire (50) du rebord circonférentiel aval (52) de l'anneau (54) avec un jeu axial à froid défini pour s'annuler à chaud en fonctionnement et permettre un serrage axial étanche de la patte annulaire (56) du carter (14) dans la rainure annulaire (50) du secteur d'anneau.

Description

ETAGE DE TURBINE DANS UNE TURBOMACHINE
La présente invention concerne un étage de turbine dans une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur.
Une turbomachine comprend essentiellement d'amont en aval un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, le compresseur alimentant la chambre de combustion en air sous pression, et la turbine recevant les gaz chauds provenant de la chambre de combustion pour en extraire de l'énergie.
Classiquement, un étage de turbine basse pression comprend un redresseur formé d'une rangée annulaire d'aubes fixes s'étendant radialement entre deux plates-formes annulaires interne et externe et une roue de rotor montée en aval du redresseur à l'intérieur d'un anneau sectorisé porté par un carter entourant l'étage de turbine.
Chaque secteur d'anneau porte sur une face interne une garniture d'étanchéité coopérant avec les périphéries externes des aubes de la roue de rotor et comprend sur une face externe des moyens d'accrochage sur le carter formés par des rebords circonférentiels amont et aval. Le rebord circonférentiel amont est engagé axialement dans une gorge annulaire portée par une patte annulaire amont du carter et le rebord circonférentiel aval est serré radialement sur une patte annulaire aval du carter par un organe de verrouillage à section en C engagé axialement depuis l'aval sur le rebord circonférentiel aval et la patte annulaire aval.
Une cavité annulaire est définie entre l'anneau et le carter et délimitée en amont et aval par les pattes annulaires du carter. La patte annulaire amont comprend des orifices alimentant cette cavité en air prélevé sur un étage de compression de la turbomachine.
L'introduction d'air de refroidissement dans une cavité au droit de l'anneau de turbine permet d'éviter une ouverture importante du jeu en sommet d'aubes, c'est-à-dire entre les extrémités radialement externes des aubes et la garniture d'étanchéité, pour minimiser le passage d'air sous pression en dehors de la zone balayée par les aubes et éviter ainsi que les performances de la turbine ne soient pénalisées.
Il est connu de réaliser les secteurs d'anneau en matériau composite à matrice céramique pour tirer parti de leurs bonnes propriétés mécaniques à des températures élevées tandis que le carter est généralement réalisé dans un matériau métallique. L'anneau est donc plus rigide que le carter et possède un coefficient de dilatation thermique inférieur à celui du carter métallique, ce qui conduit à des différences de dilatation entre l'anneau et le carter.
Dans sa demande FR0951446, la demanderesse a proposé de bloquer axialement l'anneau sur la patte annulaire aval par engagement radial de formes complémentaires prévues sur l'anneau et sur la patte annulaire, un jonc annulaire étant monté dans une gorge annulaire d'une face de la patte annulaire en regard du rebord circonférentiel aval de l'anneau et compressé sur ce rebord.
Toutefois, en fonctionnement, chaque secteur d'anneau se dilate et se déforme en prenant une forme incurvée concave dans la direction circonférentielle, avec une concavité tournée vers l'extérieur (phénomène de décambrage). Ainsi, on observe la formation d'espacements radiaux entre la patte annulaire aval du carter et les rebords circonférentiels aval des secteurs d'anneau.
Ces espacements radiaux sont tels que le jonc annulaire s'avère insuffisant pour réaliser l'étanchéité du rebord circonférentiel aval sur la patte annulaire du carter et des fuites d'air de refroidissement se produisent entre les rebords circonférentiels aval des secteurs d'anneau et la patte annulaire aval du carter.
Dans d'autres réalisations où l'anneau n'est pas en matériau composite, l'étanchéité de la fixation aval entre le rebord circonférentiel aval de l'anneau et la patte annulaire aval du carter est réalisée par une précontrainte axiale de la patte annulaire aval sur une face radiale du rebord circonférentiel aval qui est opposée à l'organe de verrouillage. Cependant, ce montage avec précontrainte axiale à froid n'est pas envisageable dans le cas d'un anneau en composite du fait de sa rigidité importante et de sa faible dilatation thermique.
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces problèmes, permettant d'éviter les inconvénients de la technique connue.
A cette fin, elle propose un étage de turbine pour une turbomachine, comprenant une roue à aubes tournant à l'intérieur d'un anneau sectorisé en matériau composite porté par un carter, chaque secteur d'anneau comprenant un rebord circonférentiel aval maintenu en appui radial sur une patte annulaire du carter par un verrou en C, caractérisé en ce que la patte annulaire du carter est engagée radialement dans une rainure annulaire du rebord circonférentiel aval de l'anneau avec un jeu axial à froid défini pour s'annuler à chaud en fonctionnement et permettre un serrage axial étanche de la patte annulaire du carter dans la rainure annulaire du secteur d'anneau.
Selon l'invention, l'étanchéité du rebord circonférentiel aval de l'anneau en fonctionnement est assurée par le serrage axial des extrémités amont et aval de la patte annulaire aval du carter dans la rainure annulaire, du fait de la dilatation plus importante du carter par rapport à l'anneau en composite. La courbure concave de l'anneau et de son rebord circonférentiel aval est ainsi compensée par le serrage axial de la patte annulaire garantissant l'étanchéité de la fixation aval de l'anneau.
Avantageusement, la patte annulaire du carter comprend des faces radiales amont et aval destinées à venir en appui à chaud sur des flancs radiaux de la rainure. En fonctionnement, les faces radiales de la patte annulaire et les flancs radiaux de la rainure conservent leur forme radiale assurant un contact annulaire entre les faces radiales de l'anneau et les flancs radiaux de la rainure.
Selon une autre caractéristique de l'invention, le jeu axial précité à froid est de l'ordre du dixième de millimètre. Il est également possible de prévoir un jonc annulaire d'étanchéité logé dans une gorge annulaire de la face de la patte annulaire qui est appliquée sur le fond de la rainure annulaire du secteur d'anneau.
Avantageusement, le matériau composite est du type à matrice céramique et le carter est réalisé en matériau métallique.
L'invention concerne également une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comprenant un étage de turbine haute pression du type décrit précédemment.
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif, en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un étage de turbine selon la technique antérieure ;
- la figure 2 est une vue schématique en coupe transversale selon le plan de coupe A-A indiqué sur la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un étage de turbine à froid selon l'invention et selon un plan de coupe ne passant pas par un organe de verrouillage ;
- la figure 4 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un étage de turbine à chaud selon l'invention et selon un plan de coupe passant par un organe de verrouillage.
On se réfère tout d'abord à la figure 1 qui représente une partie d'un étage de turbine 10 dans une turbomachine qui comprend un étage distributeur comportant une pluralité d'aubes fixes et agencé en amont d'une roue mobile comportant une pluralité d'aubes et tournant à l'intérieur d'un anneau 12 porté par un carter externe 14.
L'anneau 12 est formé d'une pluralité de secteurs d'anneau sensiblement cylindriques juxtaposés circonférentiellement bout à bout. Chaque secteur d'anneau comprend une partie cylindrique 16 portant sur sa face interne une garniture d'étanchéité 18 en matériau abradable coopérant avec les périphéries externes des aubes de la roue de rotor. Chaque secteur d'anneau comprend deux pattes annulaires amont 18 et aval 20 d'accrochage sur le carter 14. L'extrémité externe de la patte annulaire amont 18 comprend un rebord circonférentiel 22 orienté vers l'amont et engagé axialement dans une gorge annulaire 24 tournée vers l'aval formée dans une patte annulaire radiale 26 du carter. L'extrémité externe de la patte annulaire aval 20 de l'anneau comprend un rebord circonférentiel 28 orienté vers l'aval et serré radialement sur une partie cylindrique 30 d'une patte annulaire 32 du carter 14 grâce à un organe de verrouillage 32 à section en C engagé axialement sur le rebord circonférentiel aval 28 et sur la partie cylindrique 30 de la patte annulaire aval 32 du carter 14.
Chaque rebord circonférentiel aval 20 d'un secteur d'anneau comprend au moins une encoche alignée radialement avec une encoche de la partie cylindrique 30 de la patte annulaire 32 aval du carter 14 et dont la largeur est suffisante pour permettre l'engagement axial de l'organe de verrouillage 32 et la fixation de l'anneau 12 sur le carter 14.
Une cavité annulaire 34 est définie entre l'anneau 12 sectorisé et le carter 14 et délimitée en amont par les pattes annulaires amont 18, 26 de l'anneau 14 et du carter 14, respectivement, et en aval par les pattes annulaires aval 20, 32 de l'anneau 12 et du carter 14, respectivement.
La patte annulaire amont 26 du carter 14 comprend des orifices 36 de passage d'air de refroidissement provenant d'un espace de contournement de la chambre de combustion, c'est-à-dire de l'air circulant entre le carter externe de la chambre de combustion et la paroi de révolution externe de la chambre de combustion. Pour éviter des fuites d'air de refroidissement entre la partie cylindrique 30 de la patte annulaire aval 32 du carter 14 et le rebord circonférentiel aval 20 de l'anneau 12, un jonc annulaire d'étanchéité 38 est monté dans une gorge annulaire 40 de la face interne de la partie cylindrique 30. Ce jonc 38 est comprimé radialement dans la gorge annulaire 40 et sur le rebord circonférentiel aval 28 de l'anneau 12. La face interne de la partie cylindrique 30 comprend une nervure 42 engagée radialement dans un évidement annulaire du rebord circonférentiel aval 28 de l'anneau 12 pour assurer le blocage axial de l'anneau 12 sur le carter 14.
Les faces radiales des extrémités circonférentielles de chaque secteur d'anneau comprennent chacune trois fentes 44, 46, 48 logeant chacune une lamelle d'étanchéité. Une première fente 44 est formée dans la partie cylindrique 16 de l'anneau 12 et s'étend sensiblement sur toute la longueur de l'anneau 12 et est parallèle à l'axe longitudinal de l'anneau 12. Les deux autres fentes 46, 48 sont obliques et formées chacune dans la patte annulaire amont 18 et la patte annulaire aval 20 de l'anneau, respectivement. Les extrémités radialement internes des deux fentes 46, 48 obliques débouchent dans une partie médiane de la fente longitudinale 44 et leurs extrémités radiales débouchent au niveau des faces externes des rebords circonférentiels amont 22 et aval 28. Chaque lamelle est insérée pour moitié dans une fente 44, 46, 48 d'un secteur et pour l'autre moitié dans une fente correspondante en vis-à-vis formée dans une face radiale d'un secteur d'anneau adjacent.
Toutefois, comme expliqué précédemment, chaque secteur d'anneau en composite se déforme sous l'effet de la chaleur et adopte une forme incurvée concave à concavité tournée vers l'extérieur (figure 2). Le carter 14 subit également une déformation et comporte des ondulations circonférentielles. Il s'ensuit, du fait des dilatations différentielles entre l'anneau 12 en composite et le carter 14, la formation d'un espace radial R entre chaque rebord circonférentiel 28 et la partie cylindrique 30 d'une patte aval 32 du carter 14 conduisant à des fuites de l'air de ventilation de la cavité annulaire 34 vers la veine de gaz de la turbine.
L'invention permet de remédier à ce problème ainsi qu'à ceux mentionnés précédemment en formant une rainure annulaire 50 dans la face cylindrique externe du rebord circonférentiel aval 52 de l'anneau 54, dans laquelle est engagée radialement la partie cylindrique aval 55 de la patte annulaire aval 56 du carter 14 avec un jeu axial j à froid destiné à s'annuler en fonctionnement du fait de la dilatation plus importante du carter 14 et de sa patte annulaire aval 56 par rapport à la dilatation de l'anneau 54 en composite (figure 3).
La rainure annulaire 50 comprend deux flancs annulaires radiaux amont 58 et aval 60. La partie cylindrique aval 55 de la patte annulaire aval 56 du carter 14 comprend deux faces radiales amont 62 et aval 64. En fonctionnement à chaud, les faces radiales 62, 64 de la patte annulaire aval 56 du carter 14 viennent en appui sur les flancs radiaux 58, 60 de la rainure 50, du fait de la dilatation différentielle entre l'anneau 54 en composite et le carter 14, ce qui assure un serrage axial de la patte annulaire 56 dans la rainure 50 et réalise une étanchéité à l'air de ventilation circulant dans la cavité 34. Ce serrage axial permet d'assurer en même temps le blocage axial de l'anneau 54 sur le carter 14.
La profondeur de la rainure 50 est choisie de manière à être supérieure à l'écart radial R maximal en fonctionnement entre la face interne 66 de la partie cylindrique aval 55 de la patte aval 56 du carter 14 et la paroi de fond 68 de la rainure 50, afin d'assurer en permanence un serrage axial étanche à chaud et éviter une désolidarisation axiale de l'anneau 54 par rapport au carter 14.
Le montage d'un secteur d'anneau est réalisé en insérant le rebord circonférentiel amont 22 de l'anneau 54 dans la gorge annulaire de la patte amont 18 du carter 14 puis l'extrémité aval de l'anneau est basculée vers l'extérieur pour que la partie cylindrique 55 s'applique dans le fond de la rainure 50. Le jeu axial j à froid permet de faciliter le basculement vers l'extérieur de l'anneau 54 sur le carter 14.
Un jonc annulaire 38 est logé dans une gorge annulaire 40 de la face 66 de la patte annulaire aval 56 du carter qui est appliquée sur le fond 68 de la rainure 50.
De manière similaire à la technique antérieure, chaque rebord circonférentiel aval 52 d'un secteur d'anneau comprend une encoche alignée radialement avec une encoche de la partie cylindrique de la patte annulaire aval du carter pour le montage axial de l'organe de verrouillage 32 à section en C.
Les moyens d'étanchéité inter-secteurs sont similaires à ceux de la technique antérieure. On notera toutefois, que selon l'invention, la fente oblique de la patte annulaire aval 64 de l'anneau 54 débouche dans la rainure 50 et au niveau du jonc 38.
Dans une réalisation particulière de l'invention, le jeu axial à froid est de l'ordre de 0,1 millimètre.
L'anneau 54 peut être réalisé en matériau composite à matrice céramique résistant bien aux températures élevées telles que celles régnant dans une turbine haute pression et le carter 14 est réalisé dans un matériau métallique tel que de l'INCO ou de l'acier.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Etage de turbine pour une turbomachine, comprenant une roue à aubes tournant à l'intérieur d'un anneau sectorisé (54) en matériau composite porté par un carter (14), chaque secteur d'anneau comprenant un rebord circonférentiel aval (52) maintenu en appui radial sur une patte annulaire (56) du carter (14) par un verrou en C, caractérisé en ce que la patte annulaire (56) du carter (14) est engagée radialement dans une rainure annulaire (50) du rebord circonférentiel aval (52) de l'anneau (54) avec un jeu axial à froid défini pour s'annuler à chaud en fonctionnement et permettre un serrage axial étanche de la patte annulaire (56) du carter (14) dans la rainure annulaire (50) du secteur d'anneau.
2. Etage de turbine selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la patte annulaire (56) du carter (14) comprend des faces radiales amont (62) et aval (64) destinées à venir en appui à chaud sur des flancs radiaux (58, 60) de la rainure (50).
3. Etage de turbine selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le jeu axial à froid est de l'ordre du dixième de millimètre.
4. Etage de turbine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'un jonc annulaire (38) d'étanchéité est logé dans une gorge annulaire (40) de la face (66) de la patte annulaire qui est appliquée sur le fond (68) de la rainure annulaire (50) du secteur d'anneau.
5. Etage de turbine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le matériau composite est du type à matrice céramique et le carter (14) est réalisé en matériau métallique.
6. Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comprend un étage de turbine haute pression selon l'une des revendications 1 à 5.
PCT/FR2010/052721 2009-12-18 2010-12-14 Etage de turbine dans une turbomachine WO2011073570A1 (fr)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2012130351/06A RU2012130351A (ru) 2009-12-18 2010-12-14 Ступень турбины в турбомашине
US13/511,266 US20120237342A1 (en) 2009-12-18 2010-12-14 Turbine stage in a turbine engine
CN2010800579245A CN102667066A (zh) 2009-12-18 2010-12-14 涡轮发动机中的涡轮级
EP10809013A EP2513428A1 (fr) 2009-12-18 2010-12-14 Etage de turbine dans une turbomachine
CA2777370A CA2777370A1 (fr) 2009-12-18 2010-12-14 Etage de turbine dans une turbomachine
BR112012010257A BR112012010257A2 (pt) 2009-12-18 2010-12-14 estágio de turbina para turbomáquina, e, turbomáquina, tal como um turborreator ou um turbopropulsor de avião

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0906162A FR2954400B1 (fr) 2009-12-18 2009-12-18 Etage de turbine dans une turbomachine
FR09/06162 2009-12-18

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2011073570A1 true WO2011073570A1 (fr) 2011-06-23

Family

ID=42331016

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2010/052721 WO2011073570A1 (fr) 2009-12-18 2010-12-14 Etage de turbine dans une turbomachine

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20120237342A1 (fr)
EP (1) EP2513428A1 (fr)
CN (1) CN102667066A (fr)
BR (1) BR112012010257A2 (fr)
CA (1) CA2777370A1 (fr)
FR (1) FR2954400B1 (fr)
RU (1) RU2012130351A (fr)
WO (1) WO2011073570A1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3401509A1 (fr) * 2017-05-12 2018-11-14 United Technologies Corporation Ensemble de joints externes d'aubes de turbine

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2935815T3 (es) * 2013-09-06 2023-03-10 MTU Aero Engines AG (Des)montaje de un rotor de una turbina de gas, en particular delantero
US10100659B2 (en) 2014-12-16 2018-10-16 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Hanger system for a turbine engine component
GB201508323D0 (en) * 2015-05-15 2015-06-24 Rolls Royce Plc A wall cooling arrangement for a gas turbine engine
JP6614407B2 (ja) * 2015-06-10 2019-12-04 株式会社Ｉｈｉ タービン
FR3041993B1 (fr) * 2015-10-05 2019-06-21 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial
FR3045715B1 (fr) * 2015-12-18 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud
US12037926B2 (en) 2016-02-05 2024-07-16 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Rotor comprising a rotor component arranged between two rotor discs
FR3056637B1 (fr) * 2016-09-27 2018-10-19 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec calage a froid
FR3061738B1 (fr) * 2017-01-12 2019-05-31 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
EP4013950B1 (fr) * 2019-10-18 2023-11-08 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Rotor comprenant un composant de rotor disposé entre deux disques de rotor
CN113898414B (zh) * 2021-12-09 2022-03-18 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气轮机高压转子防热振动变形的补强结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR951446A (fr) 1942-09-01 1949-10-25 Dynamit Nobel Ag Traverse de chemin de fer
US20050004810A1 (en) * 2003-07-04 2005-01-06 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Turbine shroud segment
EP1749973A2 (fr) * 2005-08-06 2007-02-07 General Electric Company Ensemble thermiquement flexible d'un anneau de cerclage d'une turbine
FR2913717A1 (fr) * 2007-03-15 2008-09-19 Snecma Propulsion Solide Sa Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz
US20080260524A1 (en) * 2005-03-24 2008-10-23 Alstom Technology Ltd Heat shield for sealing a flow channel of a turbine engine

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2780443B1 (fr) * 1998-06-25 2000-08-04 Snecma Anneau de stator de turbine haute pression d'une turbomachine
FR2885168A1 (fr) * 2005-04-27 2006-11-03 Snecma Moteurs Sa Dispositif d'etancheite pour une enceinte d'une turbomachine, et moteur d'aeronef equipe de celui-ci
FR2899275A1 (fr) * 2006-03-30 2007-10-05 Snecma Sa Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine d'une turbomachine
FR2899274B1 (fr) * 2006-03-30 2012-08-17 Snecma Dispositif de fixation de secteurs d'anneau autour d'une roue de turbine d'une turbomachine
US7686577B2 (en) * 2006-11-02 2010-03-30 Siemens Energy, Inc. Stacked laminate fiber wrapped segment

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR951446A (fr) 1942-09-01 1949-10-25 Dynamit Nobel Ag Traverse de chemin de fer
US20050004810A1 (en) * 2003-07-04 2005-01-06 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Turbine shroud segment
US20080260524A1 (en) * 2005-03-24 2008-10-23 Alstom Technology Ltd Heat shield for sealing a flow channel of a turbine engine
EP1749973A2 (fr) * 2005-08-06 2007-02-07 General Electric Company Ensemble thermiquement flexible d'un anneau de cerclage d'une turbine
FR2913717A1 (fr) * 2007-03-15 2008-09-19 Snecma Propulsion Solide Sa Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3401509A1 (fr) * 2017-05-12 2018-11-14 United Technologies Corporation Ensemble de joints externes d'aubes de turbine
US10815812B2 (en) 2017-05-12 2020-10-27 Raytheon Technologies Corporation Geometry optimized blade outer air seal for thermal loads

Also Published As

Publication number Publication date
US20120237342A1 (en) 2012-09-20
CN102667066A (zh) 2012-09-12
FR2954400A1 (fr) 2011-06-24
EP2513428A1 (fr) 2012-10-24
RU2012130351A (ru) 2014-01-27
FR2954400B1 (fr) 2012-03-09
BR112012010257A2 (pt) 2016-03-29
CA2777370A1 (fr) 2011-06-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2011073570A1 (fr) Etage de turbine dans une turbomachine
EP2060743B1 (fr) Etanchéité d'un anneau de rotor dans un étage de turbine
EP1975374B1 (fr) Enveloppe externe étanche pour une roue de turbine de turbomachine
EP2839117B1 (fr) Étage de turbine pour une turbomachine
EP0967364B1 (fr) Anneau de stator de turbine haute pression d'une turbomachine
EP3591178B1 (fr) Module d'étanchéité de turbomachine
EP2504529B1 (fr) Isolation d'un rebord circonférentiel d'un carter externe de turbomachine vis-à-vis d'un secteur d'anneau correspondant
WO2010043778A1 (fr) Etanchéité entre une chambre de combustion et un distributeur de turbine dans une turbomachine
EP3049636B1 (fr) Ensemble rotatif pour turbomachine
EP2836684B2 (fr) Turbomachine, tel qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion
EP2060751B1 (fr) Etage de turbine ou de compresseur d'un turboréacteur
FR2919345A1 (fr) Anneau pour une roue de turbine de turbomachine.
EP3911842A1 (fr) Ensemble pour une turbomachine
FR2961848A1 (fr) Etage de turbine
EP2060744B1 (fr) Etage de turbine ou de compresseur de turbomachine
FR2961849A1 (fr) Etage de turbine dans une turbomachine
FR2961556A1 (fr) Isolation du carter externe d'une turbine de turbomachine vis-a-vis d'un anneau sectorise
FR2960590A1 (fr) Distributeur de turbine pour une turbomachine
FR3108674A1 (fr) Assemblage a etancheite renforcee pour turbomachine d’aeronef, comprenant une roue aubagee de stator ainsi qu’un carter exterieur agence autour de la roue aubagee
FR3113923A1 (fr) Turbine pour turbomachine comprenant des clinquants de protection thermique
EP3906357A1 (fr) Distributeur pour turbine, turbine de turbomachine équipée de ce distributeur et turbomachine équipée de cette turbine

Legal Events

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

Ref document number: 201080057924.5

Country of ref document: CN

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

Ref document number: 10809013

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2010809013

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2010809013

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2777370

Country of ref document: CA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 13511266

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: 5369/DELNP/2012

Country of ref document: IN

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2012130351

Country of ref document: RU

REG Reference to national code

Ref country code: BR

Ref legal event code: B01A

Ref document number: 112012010257

Country of ref document: BR

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 112012010257

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20120430