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EP1164253A1 - Système de ventilation d'une paire de plates-formes d'aubes juxtaposées - Google Patents

Système de ventilation d'une paire de plates-formes d'aubes juxtaposées Download PDF

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Publication number
EP1164253A1
EP1164253A1 EP01401534A EP01401534A EP1164253A1 EP 1164253 A1 EP1164253 A1 EP 1164253A1 EP 01401534 A EP01401534 A EP 01401534A EP 01401534 A EP01401534 A EP 01401534A EP 1164253 A1 EP1164253 A1 EP 1164253A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
platforms
holes
ventilation
bosses
cavity
Prior art date
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Application number
EP01401534A
Other languages
German (de)
English (en)
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EP1164253B1 (fr
Inventor
Serge Louis Antunes
Eric Stephan Bil
Isabelle Monique Marie Bourriaud
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA Moteurs SA
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Publication date
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    • 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
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2240/00—Components
    • F05B2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05B2240/801—Platforms for stationary or moving blades cooled platforms
    • 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
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms

Definitions

  • the subject of this invention is a system ventilation of a pair of blade platforms juxtaposed.
  • the ventilation systems found in turbomachinery are generally used for blowing a stream of gas over a portion of the structure brought to a different temperature for this gas to protect it excessive heating or, in some applications, to adjust its thermal expansion and perform a game setting that improves performance of the machine.
  • the cavities can be taken advantage of by blowing gas ventilation. However, it would come out of the cavities by the juxtaposition gaps of the platforms and would have little effect. This is why we have still sealing means placed under the platforms and which obstruct the interstices of juxtaposition.
  • the sealing parts are designed to let the ventilation gas get to the portions platforms that you want to ventilate; these portions have vent holes that gas crosses to leave the cavities. It is especially in running through these vent holes that the gas produces the desired heat exchange.
  • the invention may be held for a improvement of the system described in the patent French 2,758,855, where the sealing parts are metal sleeves made of a sheet metal which rests under the underside of the platforms and that the forces centrifugals produced on the moving blades during machine operation press against platforms.
  • the sheet is provided with holes that crosses the ventilation gas to reach the platforms; these holes lead into collecting dimples dug in the platforms and which constitute the ends of coils, that is to say sinuous conduits, still dug in the platforms and that the ventilation gases must browse to reach the vent holes crossing the platforms.
  • the heat exchange is accomplished by convection. However, it was concluded that this provision was not effective enough.
  • the object of the invention is therefore to improve the sheet metal or metal sheet sealing jacket so as to increase the heat exchange due to gas ventilation, without compromising the tightness and obtaining satisfactory vibration damping blade platforms.
  • the shirt is provided with bosses at the location of holes, chambers being formed between the platforms and the bosses, and the vent holes opening into the bedrooms. It follows from this that the ventilation gas crossing the holes of the shirt is blown towards platforms at a speed that increases exchange heat from impact against platforms which is realized.
  • the bosses lengthen parallel to a junction of the platforms of so as to each include several holes or several vent holes; he is otherwise advantageous that the vent holes make respectively facing the holes to facilitate the flow of ventilation gases.
  • FIG. 1 is a front view of a pair of blades
  • FIG. 2 is a perspective view of the system.
  • the vanes envisaged in the invention can be mobile turbine blades, in particular first stage of a high pressure turbine, which are subject to very high temperature rises in the chamber of neighboring combustion, and which are inserted in grooves of a disc 1. They include a foot 2 engaged in a groove of the disc 1, a stilt 3, and a blade 4 placed in the gas flow stream of combustion 5 and which constitutes the useful part of dawn. In addition, they include a platform 6 substantially in an arc and extending around the junction of the stilt 3 and the blade 4. The platforms 6 of a pair of neighboring blades are juxtaposed in leaving only a gap 7 between them, which unites the vein 5 with a cavity 8 delimited by the platforms 6 and stilts 3 of the adjacent blades and by the disc 1. This interstice 7 is closed by a sealing part consisting here of a jacket 9 in metal sheet placed in the cavity 8 and covering the underside of platforms 6 and the gap 7 from one stilt 3 to another.
  • Fresh ventilation gas is blown in the cavity 8 by a conduit such as 10 dug at through foot 2 and stilt 3 of one of the blades neighbors or through an inter-blade hole upstream of the cavity 8.
  • the gas usually comes from compressors or turbine. But like the possibilities to build the circuit of conduit 10 are numerous and have been extensively described elsewhere, we will not recall them here.
  • Ports 11 cross the platforms 6 aux places to wear cooling while allowing gas to exit the cavity 8 and join the vein 5.
  • the shirt 9 is provided with holes 12 located respectively opposite the vent holes 11; in addition, bosses 13 are formed on the jacket 9 at the locations of these holes 12 in order to form chambers 14 therebetween and platforms 6. We see in Figure 2 that the bosses 13 have a longitudinal extension parallel to interstice 7 to encompass multiple orifices 11 and holes 12.
  • bosses The purpose of the bosses is that the ventilation gas passing through the holes 12 and blown to platforms 6 cools them by impact, more strongly than in design anterior where cooling was achieved by convection.
  • the shirt 9 substantially matches the surface bottom of the platforms 6 outside the bosses 12, except maybe at the ends, which can be curved. It is flexible enough to rest well under platforms 6, with some pressure, when centrifugal forces from the rotation of the disk 1 are applied to it, and then contributes to dampen their vibrations.

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

Abstract

Une chemise d'étanchéité (9) en tôle métallique posée sous une paire de plates-formes d'aubes (6) afin de couvrir leurs interstices (7) doit cependant laisser s'écouler du gaz de ventilation des plates-formes (6), originaire d'un circuit (10). Des évents (11, 12) sont à cet effet prévus. De manière originale, des bossages (13) sont exécutés sur la chemise (9) pour réaliser un échange de chaleur plus important grâce à l'impact du gaz soufflé avec force sous les plates-formes (6). Enfin, la chemise (9) contribue à amortir les vibrations des plates-formes.

Description

Le sujet de cette invention est un système de ventilation d'une paire de plates-formes d'aubes juxtaposées.
Les systèmes de ventilation qu'on trouve dans les turbomachines servent généralement à souffler un courant de gaz sur une portion de structure portée à une température différente de ce gaz pour la protéger d'échauffements excessifs ou, dans certaines applications, pour régler sa dilatation thermique et accomplir un réglage de jeu qui améliore le rendement d'écoulement de la machine. On s'intéresse ici à la ventilation de plates-formes d'aubes implantées côte à côte sur une même circonférence et qui servent à couvrir les cavités séparant les portions inférieures des aubes, et à donner un contour plus régulier à la veine d'écoulement de la machine. Les cavités peuvent être mises à profit en y soufflant le gaz de ventilation. Toutefois, il sortirait des cavités par les interstices de juxtaposition des plates-formes et aurait alors peu d'effet. C'est pourquoi on dispose encore des moyens d'étanchéité placés sous les plates-formes et qui obstruent les interstices de juxtaposition. Les pièces d'étanchéité sont conçues pour laisser le gaz de ventilation arriver aux portions des plates-formes qu'on souhaite ventiler ; ces portions sont munies d'orifices d'éventement que le gaz traverse pour quitter les cavités. C'est surtout en parcourant ces orifices d'éventement que le gaz produit l'échange thermique souhaité.
L'invention peut être tenue pour un perfectionnement du système décrit dans le brevet français 2 758 855, où les pièces d'étanchéité sont des chemises métalliques formées d'une tôle qui repose sous la face inférieure des plates-formes et que les forces centrifuges produites sur les aubes mobiles pendant le fonctionnement de la machine pressent contre les plates-formes. La tôle est munie de perçages que traverse le gaz de ventilation pour parvenir aux plates-formes ; ces perçages débouchent dans des fossettes collectrices creusées dans les plates-formes et qui constituent des extrémités de serpentins, c'est-à-dire de conduits sinueux, encore creusés dans les plates-formes et que les gaz de ventilation doivent parcourir pour atteindre les orifice d'éventement traversant les plates-formes. L'échange de chaleur est accompli par convexion. On a toutefois conclu que cette disposition n'était pas assez efficace.
L'objet de l'invention est donc d'améliorer la chemise d'étanchéité en tôle ou plaque métallique de façon à accroítre l'échange de chaleur redevable au gaz de ventilation, sans compromettre l'étanchéité et en obtenant un amortissement satisfaisant des vibrations des plates-formes d'aubes.
Selon l'invention, la chemise est munie de bossages à l'emplacement des perçages, des chambres étant formées entre les plates-formes et les bossages, et les orifices d'éventement débouchant dans les chambres. Il résulte de cela que le gaz de ventilation traversant les perçages de la chemise est soufflé vers les plates-formes à une vitesse qui accroít l'échange de chaleur grâce à l'impact contre les plates-formes qui est réalisé.
Avantageusement, les bossages s'allongent parallèlement à une jonction des plates-formes de manière à englober chacun plusieurs perçages ou plusieurs orifices d'éventement ; il est par ailleurs avantageux que les orifices d'éventement fassent respectivement face aux perçages pour faciliter l'écoulement des gaz de ventilation.
Une réalisation possible de l'invention sera maintenant décrite en référence aux figures, parmi lesquelles la figure 1 est une vue de face d'une paire d'aubes, et la figure 2 est une vue en perspective du système.
Les aubes envisagées dans l'invention peuvent être des aubes mobiles de turbine, notamment du premier étage d'une turbine à haute pression, qui sont soumises à des échauffements très élevés de la chambre de combustion voisine, et qui sont insérées dans des rainures d'un disque 1. Elles comprennent un pied 2 engagé dans une rainure du disque 1, une échasse 3, et une pale 4 placée dans la veine d'écoulement des gaz de combustion 5 et qui constitue la partie utile de l'aube. De plus, elles comprennent une plate-forme 6 sensiblement en arc de cercle et qui s'étend autour de la jonction de l'échasse 3 et de la pale 4. Les plates-formes 6 d'une paire d'aubes voisines se juxtaposent en ne laissant subsister qu'un interstice 7 entre elles, qui unit la veine 5 à une cavité 8 délimitée par les plates-formes 6 et les échasses 3 des aubes adjacentes et par le disque 1. Cet interstice 7 est fermé par une pièce d'étanchéité consistant ici en une chemise 9 en tôle métallique disposée dans la cavité 8 et couvrant la face inférieure des plates-formes 6 et l'interstice 7 d'une échasse 3 à l'autre.
Du gaz frais de ventilation est soufflé dans la cavité 8 par un conduit tel que 10 creusé à travers le pied 2 et l'échasse 3 d'une des aubes voisines ou par un trou inter-aubes à l'amont de la cavité 8. Le gaz est ordinairement originaire des compresseurs ou de la turbine. Mais comme les possibilités de construire le circuit du conduit 10 sont nombreuses et ont été abondamment décrites ailleurs, on ne les rappellera pas ici. Des orifices d'éventement 11 traversent les plates-formes 6 aux endroits sur lesquels il faut faire porter le refroidissement tout en permettant au gaz de quitter la cavité 8 et de rejoindre la veine 5. La chemise 9 est munie de perçages 12 situés respectivement en face des orifices d'éventement 11 ; de plus, des bossages 13 sont formés sur la chemise 9 aux emplacements de ces perçages 12 afin de former des chambres 14 entre eux et les plates-formes 6. On voit à la figure 2 que les bossages 13 ont une extension longitudinale parallèle à l'interstice 7 afin d'englober plusieurs orifices d'éventement 11 et perçages 12.
Le but des bossages consiste en ce que le gaz de ventilation traversant les perçages 12 et soufflé vers les plates-formes 6 les refroidit par impact, plus fortement que dans la conception antérieure où le refroidissement était réalisé par convection.
La chemise 9 épouse sensiblement la surface inférieure des plates-formes 6 hors des bossages 12, sauf peut-être aux extrémités, qui peuvent être courbées. Elle est assez souple pour bien reposer sous les plates-formes 6, avec une certaine pression, quand les forces centrifuges provenant de la rotation du disque 1 lui sont appliquées, et contribue alors à amortir leurs vibrations.

Claims (3)

  1. Système de ventilation d'une paire de plates-formes (6) d'aubes juxtaposées et couvrant une cavité (8), comprenant des moyens (10) pour insuffler du gaz de ventilation dans la cavité, une chemise (9) d'étanchéité disposée sous les plates-formes dans la cavité et munie de perçages (12), et des orifices d'éventement (11) traversant les plates-formes, caractérisé en ce que la chemise est munie de bossages (13) à l'emplacement des perçages (12), des chambres (14) étant formées entre les plates-formes et les bossages, les orifices d'éventement débouchant dans les chambres.
  2. Système de ventilation d'une paire de plates-formes d'aubes suivant la revendication 1, caractérisé en ce que les bossages s'allongent parallèlement à une jonction (7) des plates-formes.
  3. Système de ventilation d'une paire de plates-formes d'aubes suivant l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que les orifices d'éventement (11) font respectivement face aux perçages (12).
EP01401534A 2000-06-15 2001-06-14 Système de ventilation d'une paire de plates-formes d'aubes juxtaposées Expired - Lifetime EP1164253B1 (fr)

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FR0007611 2000-06-15
US09/883,948 US6457935B1 (en) 2000-06-15 2001-06-20 System for ventilating a pair of juxtaposed vane platforms

Publications (2)

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EP1164253A1 true EP1164253A1 (fr) 2001-12-19
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EP (1) EP1164253B1 (fr)
JP (1) JP4047560B2 (fr)
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Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1496199A3 (fr) * 2003-07-11 2007-04-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Roue de turbine refroidie pour un moteur d'avion
EP2055898A2 (fr) * 2007-11-02 2009-05-06 United Technologies Corporation Aube de turbine dotée de refroidissement de plate-forme
FR2927357A1 (fr) * 2008-02-12 2009-08-14 Snecma Sa Dispositif d'amortissement des vibrations entre deux aubes de roue aubagee de turbomachine
WO2010103551A1 (fr) * 2009-03-09 2010-09-16 Avio S.P.A. Rotor pour turbomachines
FR2974387A1 (fr) * 2011-04-19 2012-10-26 Snecma Roue de turbine pour une turbomachine
FR2981979A1 (fr) * 2011-10-28 2013-05-03 Snecma Roue de turbine pour une turbomachine
EP2110515A3 (fr) * 2008-04-16 2013-07-03 Rolls-Royce plc Système de refroidissement situé entre deux plateformes d'aubes pour un moteur à turbine à gaz
EP2540971B1 (fr) * 2011-06-27 2019-04-03 General Electric Company Procédé de fabrication d'un passage de refroidissement de plate-forme dans une aube de rotor de turbine, et aube de rotor de turbine associé
US10851661B2 (en) 2017-08-01 2020-12-01 General Electric Company Sealing system for a rotary machine and method of assembling same

Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2411697B (en) * 2004-03-06 2006-06-21 Rolls Royce Plc A turbine having a cooling arrangement
US7198467B2 (en) * 2004-07-30 2007-04-03 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US20060056968A1 (en) * 2004-09-15 2006-03-16 General Electric Company Apparatus and methods for cooling turbine bucket platforms
US7186089B2 (en) * 2004-11-04 2007-03-06 Siemens Power Generation, Inc. Cooling system for a platform of a turbine blade
GB2420162A (en) * 2004-11-16 2006-05-17 Cross Mfg Company A seal arrangement for sealing between turbine blades
US20060269409A1 (en) * 2005-05-27 2006-11-30 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade having a platform, a method of forming the moving blade, a sealing plate, and a gas turbine having these elements
GB0523106D0 (en) 2005-11-12 2005-12-21 Rolls Royce Plc A cooliing arrangement
DE502006006344D1 (de) * 2006-10-16 2010-04-15 Siemens Ag Turbinenschaufel für eine Turbine mit einem Kühlmittelkanal
JP5129633B2 (ja) * 2008-03-28 2013-01-30 三菱重工業株式会社 冷却通路用カバーおよび該カバーの製造方法ならびにガスタービン
US8240987B2 (en) * 2008-08-15 2012-08-14 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems involving baffle assemblies
US8292587B2 (en) * 2008-12-18 2012-10-23 Honeywell International Inc. Turbine blade assemblies and methods of manufacturing the same
EP2282014A1 (fr) * 2009-06-23 2011-02-09 Siemens Aktiengesellschaft Section de canal d'écoulement annulaire pour une turbomachine
US8356978B2 (en) * 2009-11-23 2013-01-22 United Technologies Corporation Turbine airfoil platform cooling core
WO2011084040A2 (fr) * 2010-01-05 2011-07-14 Alibi Akhmejanov Procédé de blocage d'éléments mobiles et dispositif permettant de le réaliser
US8777568B2 (en) * 2010-09-30 2014-07-15 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8814517B2 (en) * 2010-09-30 2014-08-26 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
GB201016597D0 (en) 2010-10-04 2010-11-17 Rolls Royce Plc Turbine disc cooling arrangement
US8641368B1 (en) * 2011-01-25 2014-02-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Industrial turbine blade with platform cooling
RU2460886C1 (ru) * 2011-04-26 2012-09-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Ротор турбины
FR2981132B1 (fr) * 2011-10-10 2013-12-06 Snecma Ensemble pour turbomachine a refroidissement de disque
US8840370B2 (en) 2011-11-04 2014-09-23 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8845289B2 (en) 2011-11-04 2014-09-30 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8870525B2 (en) 2011-11-04 2014-10-28 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
CN103982250B (zh) * 2014-05-12 2015-07-22 天津大学 具有冷却功能的金属橡胶减振器
JP6422308B2 (ja) * 2014-11-05 2018-11-14 三菱日立パワーシステムズ株式会社 シール構造を備えたガスタービン
US10030523B2 (en) * 2015-02-13 2018-07-24 United Technologies Corporation Article having cooling passage with undulating profile
US10066488B2 (en) * 2015-12-01 2018-09-04 General Electric Company Turbomachine blade with generally radial cooling conduit to wheel space
DE102016104957A1 (de) * 2016-03-17 2017-09-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Kühleinrichtung zur Kühlung von Plattformen eines Leitschaufelkranzes einer Gasturbine
RU2695160C2 (ru) * 2017-06-06 2019-07-22 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Брянский государственный технический университет" Устройство демпфирования колебаний ротора газотурбинного двигателя
US20190085706A1 (en) * 2017-09-18 2019-03-21 General Electric Company Turbine engine airfoil assembly
FR3094034B1 (fr) * 2019-03-20 2021-03-19 Safran Aircraft Engines Chemise tubulaire de ventilation pour un distributeur de turbomachine

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6022002A (ja) * 1983-07-18 1985-02-04 Hitachi Ltd タ−ボ機械の翼構造
DE3730411A1 (de) * 1986-09-17 1988-04-07 Rolls Royce Plc Dichtung
US4767260A (en) * 1986-11-07 1988-08-30 United Technologies Corporation Stator vane platform cooling means
EP0357984A1 (fr) * 1988-08-31 1990-03-14 Westinghouse Electric Corporation Turbine à gaz à refroidissement pelliculaire de frettes de distributeur
US5281097A (en) * 1992-11-20 1994-01-25 General Electric Company Thermal control damper for turbine rotors
GB2280935A (en) * 1993-06-12 1995-02-15 Rolls Royce Plc Cooled sealing strip for nozzle guide vane segments
US5513955A (en) * 1994-12-14 1996-05-07 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade platform seal
FR2758855A1 (fr) 1997-01-30 1998-07-31 Snecma Systeme de ventilation des plates-formes des aubes mobiles

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB612097A (en) * 1946-10-09 1948-11-08 English Electric Co Ltd Improvements in and relating to the cooling of gas turbine rotors
GB1259750A (en) * 1970-07-23 1972-01-12 Rolls Royce Rotor for a fluid flow machine
US5075621A (en) 1988-12-19 1991-12-24 International Business Machines Corporation Capacitor power probe
FR2726323B1 (fr) * 1994-10-26 1996-12-13 Snecma Ensemble d'un disque rotatif et d'aubes, notamment utilise dans une turbomachine
US5573375A (en) * 1994-12-14 1996-11-12 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade platform sealing and vibration damping device

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6022002A (ja) * 1983-07-18 1985-02-04 Hitachi Ltd タ−ボ機械の翼構造
DE3730411A1 (de) * 1986-09-17 1988-04-07 Rolls Royce Plc Dichtung
US4767260A (en) * 1986-11-07 1988-08-30 United Technologies Corporation Stator vane platform cooling means
EP0357984A1 (fr) * 1988-08-31 1990-03-14 Westinghouse Electric Corporation Turbine à gaz à refroidissement pelliculaire de frettes de distributeur
US5281097A (en) * 1992-11-20 1994-01-25 General Electric Company Thermal control damper for turbine rotors
GB2280935A (en) * 1993-06-12 1995-02-15 Rolls Royce Plc Cooled sealing strip for nozzle guide vane segments
US5513955A (en) * 1994-12-14 1996-05-07 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade platform seal
FR2758855A1 (fr) 1997-01-30 1998-07-31 Snecma Systeme de ventilation des plates-formes des aubes mobiles
US6017189A (en) * 1997-01-30 2000-01-25 Societe National D'etede Et De Construction De Moteurs D'aviation (S.N.E.C.M.A.) Cooling system for turbine blade platforms

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 009, no. 142 (M - 388) 18 June 1985 (1985-06-18) *

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1496199A3 (fr) * 2003-07-11 2007-04-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Roue de turbine refroidie pour un moteur d'avion
EP2055898A3 (fr) * 2007-11-02 2012-10-31 United Technologies Corporation Aube de turbine dotée de refroidissement de plate-forme
EP2055898A2 (fr) * 2007-11-02 2009-05-06 United Technologies Corporation Aube de turbine dotée de refroidissement de plate-forme
FR2927357A1 (fr) * 2008-02-12 2009-08-14 Snecma Sa Dispositif d'amortissement des vibrations entre deux aubes de roue aubagee de turbomachine
EP2110515A3 (fr) * 2008-04-16 2013-07-03 Rolls-Royce plc Système de refroidissement situé entre deux plateformes d'aubes pour un moteur à turbine à gaz
US9121293B2 (en) 2009-03-09 2015-09-01 Avio S.P.A. Rotor for turbomachines
WO2010103551A1 (fr) * 2009-03-09 2010-09-16 Avio S.P.A. Rotor pour turbomachines
FR2974387A1 (fr) * 2011-04-19 2012-10-26 Snecma Roue de turbine pour une turbomachine
US8961137B2 (en) 2011-04-19 2015-02-24 Snecma Turbine wheel for a turbine engine
EP2540971B1 (fr) * 2011-06-27 2019-04-03 General Electric Company Procédé de fabrication d'un passage de refroidissement de plate-forme dans une aube de rotor de turbine, et aube de rotor de turbine associé
FR2981979A1 (fr) * 2011-10-28 2013-05-03 Snecma Roue de turbine pour une turbomachine
US9863263B2 (en) 2011-10-28 2018-01-09 Snecma Turbine wheel for a turbine engine
US10851661B2 (en) 2017-08-01 2020-12-01 General Electric Company Sealing system for a rotary machine and method of assembling same

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