[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

EP1508670A2 - Aube refroidie de moteur à turbine à gaz - Google Patents

Aube refroidie de moteur à turbine à gaz Download PDF

Info

Publication number
EP1508670A2
EP1508670A2 EP04300530A EP04300530A EP1508670A2 EP 1508670 A2 EP1508670 A2 EP 1508670A2 EP 04300530 A EP04300530 A EP 04300530A EP 04300530 A EP04300530 A EP 04300530A EP 1508670 A2 EP1508670 A2 EP 1508670A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
blade according
opening
jacket
blade
slide
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Granted
Application number
EP04300530A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP1508670A3 (fr
EP1508670B1 (fr
Inventor
Christophe Texier
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
SNECMA SAS
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 Moteurs SA, SNECMA SAS filed Critical SNECMA Moteurs SA
Publication of EP1508670A2 publication Critical patent/EP1508670A2/fr
Publication of EP1508670A3 publication Critical patent/EP1508670A3/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP1508670B1 publication Critical patent/EP1508670B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/14—Two-dimensional elliptical
    • F05D2250/141—Two-dimensional elliptical circular
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/232—Three-dimensional prismatic conical
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
    • F05D2250/292—Three-dimensional machined; miscellaneous tapered
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
    • F05D2250/323—Arrangement of components according to their shape convergent
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Definitions

  • the present invention relates to the cooling of vanes in a gas turbine engine, in particular turbine nozzle blades.
  • the air is compressed in a compressor and is mixed with a fuel in the combustion chamber.
  • the outgoing flow of the latter involves one or more turbines, before to be ejected into an ejection nozzle.
  • the turbine stages comprise rotors separated by distributors, intended to guide the flow of gas. Because of the temperature gases that run through them, the blades are subject to conditions of very severe operation; it is therefore necessary to cool them, in by forced convection or by air impact, within blades.
  • FIG. 1 represents a distributor vane 1 of the prior art, in which the cooling is provided by a longitudinal jacket multiperforated 4.
  • Dawn 1 extends between two platforms, a platform interior 3 and an outer platform 2, which delimit the channel ring 5 of gas circulation in the turbine. This channel is subdivided circumferentially by the blades 1.
  • the multiperforated jacket 4 is slid longitudinally into the central cavity 6 of the dawn 1.
  • a duct 7 supplies the jacket 4 with cold air, withdrawn from the compressor by example. Due to the pressure difference between the interior of the liner 4 and the peripheral zone of the cavity 6 delimited by the wall outer of the shirt 4 and the inner wall of the dawn 1, a part of the air is projected via the perforations of the jacket 4 against the inner wall of the dawn 1, thus ensuring its cooling.
  • This air is then evacuated, the along the trailing edge of the blade 1, by calibrated perforations, in the gas vein 5.
  • the rest of the air is evacuated through the inner platform 3 in a second conduit 8 which leads to other parts of the engine to cool, such as the turbine disk or bearings.
  • the central cavity 6 of the blade 1 comprises two openings 9, 10, at level of the outer platform 2 and the platform respectively 3.
  • the liner 4 is slid by the outer opening 9 of the dawn 1, and secured to the platform 2, generally by soldering along the wall of the opening 9.
  • the opposite part of the liner 4 is guided in the opening inside 10 of the dawn 1, forming a slide in the platform interior 3 to allow relative movement between the shirt and dawn. Indeed, because of the differences between materials and modes between dawn 1 and jacket 4, as well as between temperatures of operation, it follows a variation of elongation between the blade 1 and the sleeve 4.
  • the slide 10 maintains the assembly.
  • the blade 1 is formed by casting, while the jacket 4 is formed by forming a sheet. Given the difference between the modes dawn 1 and shirt 4, play along the slide 10 is relatively important; this game results in particular from the tolerances of manufacturing. It creates an air leak at the outlet of the jacket 4, since the pressure in the peripheral zone of the cavity 6 is lower only in the central channel formed by the jacket 4.
  • the air leak illustrated by the arrow F has the first disadvantage of causing overpressure in the zone cavity device 6.
  • This overpressure is detrimental to the quality internal cooling of the blade 1 and more particularly at the level of the zone of the leading edge which is the hottest zone, since the air passing into the central cavity of the shirt 4 is less likely to be projected through the perforations of the liner 4 against the inner wall of the dawn 1.
  • the air coming from the leak does not participate in the cooling of dawn since it is driven directly to the evacuation holes located on the trailing edge.
  • the amount of air entrained in the ducts 8 in order to cool other parts of the engine is reduced because of the leak.
  • the present invention aims to overcome these disadvantages.
  • the invention relates to a gas turbine engine blade. cooled including a casting and a longitudinal jacket obtained by forming sheet metal, the casting part comprising a body longitudinal axis provided with a longitudinal cavity with a first and a second openings at the ends, the jacket being mounted in the cavity by being fixed to the wall of the first opening, and a portion of which end is free to slide in the second opening forming slideway, characterized in that said end portion, guided by the slide, has a narrowing of its passage cross-section for the flow of air evacuated by the jacket.
  • the solution of the invention is simple and inexpensive. She presents also the advantage of allowing the calibration of the cooling flow of discs.
  • the distributor vane 11 of the invention extends between an outer platform 12 and an inner platform 13 of the gas turbine engine distributor, which delimit an annular channel 15 of circulation of the gas in the turbine. It includes a central cavity 16 longitudinally, providing two outer openings 19 and inner 20, respectively at the level of the outer platform 12 and the platform inside 13.
  • a liner 14 is inserted into the central cavity 16 of the blade, providing a peripheral cooling cavity between the outer wall the liner 14 and the inner wall of the blade 11.
  • the liner 14 is attached to the wall of the outer opening 19 of the blade 11, by brazing or welding, for example. It is further guided at an end portion 21, in the inner opening 20 forming a slide for this purpose. So, he It is possible to slide in the slideway 20, in order to make the set of dawn solidarity despite the differential dilations between its various elements.
  • the shirt 14 is fed, via a conduit 17, with air from colder levels of the turbine engine. Due to the pressure difference between the central cavity of the liner 14 and the peripheral cooling cavity of the cavity 16, part of this air is projected from the central cavity of the shirt to the inner wall of the dawn, by perforations provided for this effect on the liner 14, in particular on the leading edge of the blade 11. This air is then evacuated by calibrated perforations at the edge dawn leak 11.
  • the part of the air not projected on the inner wall of the dawn 11 is evacuated from the liner 14 by a duct 18 extending at the level of the inner platform 13, following the slide 20.
  • the jacket 14 of the blade 11 of FIG. formed by folding sheet metal is folded in the zone of its end portion 21 guided by the slide 20, so as to form a narrowing 22 for the airflow that is guided into its cavity. More specifically, the narrowing 22 is performed in the area of the end portion 21 of the liner 14 housed inside the slide 20. In the form of embodiment of Figure 4, this folding is curved profile.
  • FIG. 5 represents a second embodiment of a shirt 14 'dawn 11.
  • a shirt 14 'dawn 11 it is expected, to obtain the same results as before, to solder or solder, at the end of the end portion 21 'of the sleeve 14' intended to be guided by the slide 20, a calibrated plate 23 'pierced, over most of its surface in this case, an opening 24 'of passage of air.
  • a portion 22 'of transverse dimensions narrowed relative to the transverse dimensions of the slide 20.
  • Fig. 6 shows a third embodiment of a dawn 14 "shirt.
  • it is planned to braze, to the end of the end portion 21 “of the jacket 14" intended to be guided by the slide 20, a tube 23 "of conical shape whose cross-sectional dimensions are diminishing as they move away from the end of the jacket 14 ", thus obtaining a portion 22" of narrowed transverse dimensions in relation to transverse dimensions of the slide 20.
  • the third embodiment of the shirt of the invention is advantageous compared to the second in that it allows to minimize the losses of load at the entrance of the cone.

Landscapes

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

Abstract

L'aube de moteur à turbine à gaz refroidie comprend une pièce de fonderie (11) et une chemise longitudinale (14) obtenue par formage de tôle; la pièce de fonderie (11) comporte un corps longitudinal pourvu d'une cavité longitudinale (16) avec une première ouverture (19) et une seconde ouverture (20) aux extrémités, la chemise (14) étant montée dans la cavité (16) en étant fixée de façon solidaire à la paroi de la première ouverture (19), et dont une portion d'extrémité (21) est libre de coulisser dans la seconde ouverture formant glissière (20). Ladite portion d'extrémité (21) comprend une portion (22) aux dimensions transversales rétrécies par rapport aux dimensions transversales de la glissière (20). <IMAGE>

Description

La présente invention concerne le refroidissement d'aubes dans un moteur à turbine à gaz, en particulier d'aubes de distributeur de turbine.
Dans un moteur à turbine à gaz, l'air est comprimé dans un compresseur et est mélangé à un carburant dans la chambre de combustion. Le flux sortant de cette dernière entraíne une ou plusieurs turbines, avant d'être éjecté dans une tuyère d'éjection.
Les étages de turbines comprennent des rotors séparés par des distributeurs, destinés à orienter les flux de gaz. En raison de la température des gaz qui les parcourent, les aubes sont soumises à des conditions de fonctionnement très sévères ; il est donc nécessaire de les refroidir, en général par convection forcée ou bien par impact d'air, à l'intérieur des aubes.
La figure 1 représente une aube 1 de distributeur de l'art antérieur, dans laquelle le refroidissement est assuré par une chemise longitudinale multiperforée 4. L'aube 1 s'étend entre deux plates-formes, une plate-forme intérieure 3 et une plate-forme extérieure 2, qui délimitent le canal annulaire 5 de circulation du gaz dans la turbine. Ce canal est subdivisé circonférentiellement par les aubes 1.
La chemise multiperforée 4 est glissée longitudinalement dans la cavité 6 centrale de l'aube 1. Au niveau de la plate-forme extérieure 2, un conduit 7 alimente la chemise 4 en air froid, prélevé au compresseur par exemple. En raison de la différence de pression existant entre l'intérieur de la chemise 4 et la zone périphérique de la cavité 6 délimitée par la paroi extérieure de la chemise 4 et la paroi intérieure de l'aube 1, une partie de l'air est projetée, via les perforations de la chemise 4, contre la paroi interne de l'aube 1, assurant ainsi son refroidissement. Cet air est ensuite évacué, le long du bord de fuite de l'aube 1, par des perforations calibrées, dans la veine de gaz 5. Le reste de l'air est évacué à travers la plate-forme interne 3 dans un second conduit 8 qui le mène vers d'autres parties du moteur à refroidir, telles que le disque de turbine ou les paliers.
La cavité centrale 6 de l'aube 1 comprend deux ouvertures 9, 10, au niveau respectivement de la plate-forme extérieure 2 et de la plate-forme intérieure 3. Au moment du montage de l'aube, la chemise 4 est glissée par l'ouverture extérieure 9 de l'aube 1, et rendue solidaire à la plate-forme extérieure 2, généralement par brasage le long de la paroi de l'ouverture extérieure 9. La partie opposée de la chemise 4 est guidée dans l'ouverture intérieure 10 de l'aube 1, formant une glissière dans la plate-forme intérieure 3 pour autoriser les déplacements relatifs entre la chemise et l'aube. En effet, en raison des différences entre les matériaux et les modes de fabrication entre l'aube 1 et la chemise 4, ainsi qu'entre les températures de fonctionnement, il s'ensuit une variation d'allongement entre l'aube 1 et la chemise 4. La glissière 10 assure le maintien de l'ensemble.
L'aube 1 est formée par fonderie, tandis que la chemise 4 est formée par formage d'une tôle. Compte tenu de la différence entre les modes d'élaboration de l'aube 1 et de la chemise 4, le jeu le long de la glissière 10 est relativement important ; ce jeu résulte notamment des tolérances de fabrication. Il crée une fuite d'air au niveau de la sortie de chemise 4, puisque la pression dans la zone périphérique de la cavité 6 est plus faible que dans le canal central formé par la chemise 4.
En référence à la figure 2, la fuite d'air illustrée par la flèche F présente le premier inconvénient d'entraíner une surpression dans la zone périphérique de la cavité 6. Cette surpression est préjudiciable à la qualité du refroidissement interne de l'aube 1 et plus particulièrement au niveau de la zone du bord d'attaque qui en est la zone la plus chaude, puisque l'air passant dans la cavité centrale de la chemise 4 a moins tendance à être projeté via les perforations de la chemise 4 contre la paroi interne de l'aube 1. Par ailleurs, l'air provenant de la fuite ne participe pas au refroidissement de l'aube puisqu'il est entraíné directement vers les orifices d'évacuation situés sur le bord de fuite. En outre, la quantité d'air entraíné dans le conduit 8 afin de refroidir d'autres parties du moteur est réduite du fait de la fuite.
Il a été envisagé de remédier à la fuite d'air par des systèmes d'étanchéité, mais ces derniers nuisent au coulissement de la chemise 4 dans la glissière 10, nécessaire à la compensation des différences de dilatation évoquées plus haut.
La présente invention vise à pallier ces inconvénients.
A cet effet, l'invention concerne une aube de moteur à turbine à gaz refroidie comprenant une pièce de fonderie et une chemise longitudinale obtenue par formage de tôle, la pièce de fonderie comportant un corps longitudinal pourvu d'une cavité longitudinale avec une première et une seconde ouvertures aux extrémités, la chemise étant montée dans la cavité en étant fixée à la paroi de la première ouverture, et dont une portion d'extrémité est libre de coulisser dans la seconde ouverture formant glissière, caractérisée par le fait que ladite portion d'extrémité, guidée par la glissière, comporte un rétrécissement de sa section transversale de passage pour le flux d'air évacué par la chemise.
La solution de l'invention est simple et peu coûteuse. Elle présente aussi l'avantage de permettre le calibrage du débit de refroidissement des disques.
L'invention sera mieux comprise grâce à la description suivante de la forme de réalisation préférée de l'aube de l'invention, en rapport au dessin annexé, sur lequel :
  • la figure 1 représente une vue de profil en coupe d'une aube de l'art antérieur ;
  • la figure 2 représente une vue de profil en coupe de la chemise dans la glissière de l'aube de la figure 1 ;
  • la figure 3 représente une vue de profil en coupe d'une première forme de réalisation de l'aube de l'invention ;
  • la figure 4 représente une vue de profil en coupe de la chemise de l'aube de la figure 3 ;
  • la figure 5 représente une vue de profil en coupe de la chemise d'une deuxième forme de réalisation de l'aube de l'invention, et
  • la figure 6 représente une vue de profil en coupe de la chemise d'une troisième forme de réalisation de l'aube de l'invention.
Bien que l'invention s'applique à tout type d'aube, elle sera particulièrement décrite en lien avec une aube de distributeur de turbine.
En référence à la figure 3, l'aube 11 de distributeur de l'invention s'étend entre une plate-forme extérieure 12 et une plate-forme intérieure 13 du distributeur du moteur à turbine à gaz, qui délimitent un canal annulaire 15 de circulation du gaz dans la turbine. Elle comprend une cavité centrale 16 longitudinale, ménageant deux ouvertures extérieure 19 et intérieure 20, respectivement au niveau de la plate-forme extérieure 12 et de la plate-forme intérieure 13.
Une chemise 14 est insérée dans la cavité centrale 16 de l'aube, ménageant une cavité périphérique de refroidissement entre la paroi externe de la chemise 14 et la paroi interne de l'aube 11. La chemise 14 est fixée à la paroi de l'ouverture extérieure 19 de l'aube 11, par brasage ou soudage, par exemple. Elle est en outre guidée, au niveau d'une portion d'extrémité 21, dans l'ouverture intérieure 20 formant glissière à cet effet. Ainsi, il lui est possible de coulisser dans la glissière 20, afin de rendre l'ensemble de l'aube solidaire malgré les dilatations différentielles entre ses divers éléments.
Au niveau de la plate-forme extérieure 12, la chemise 14 est alimentée, par un conduit 17, en air provenant de niveaux plus froids du moteur à turbine. Du fait de la différence de pression existant entre la cavité centrale de la chemise 14 et la cavité périphérique de refroidissement de la cavité 16, une partie de cet air est projeté de la cavité centrale de la chemise vers la paroi interne de l'aube, par des perforations ménagées à cet effet sur la chemise 14, du côté notamment du bord d'attaque de l'aube 11. Cet air est ensuite évacué par des perforations calibrées ménagées au bord de fuite de l'aube 11.
La partie de l'air non projeté sur la paroi interne de l'aube 11 est évacuée de la chemise 14 par un conduit 18 s'étendant, au niveau de la plate-forme intérieure 13, à la suite de la glissière 20.
En référence à la figure 4, la chemise 14 de l'aube 11 de la figure 3, formée par pliage de tôle, est repliée dans la zone de sa portion d'extrémité 21 guidée par la glissière 20, de manière à former un rétrécissement 22 pour le flux d'air qui est guidé dans sa cavité. Plus précisément, le rétrécissement 22 est effectué dans la zone de la portion d'extrémité 21 de la chemise 14 logée à l'intérieur de la glissière 20. Dans la forme de réalisation de la figure 4, ce pliage est de profil courbe.
Il s'agit en fait de créer, dans la portion d'extrémité 21 de la chemise 14 guidée par la glissière 20, une zone 22 dont les dimensions transversales sont nettement rétrécies par rapport aux dimensions transversales de la glissière 20.
Ainsi, grâce au pliage de la chemise 14, une perte de charge est créée à l'extrémité repliée 22 de la chemise 14. Cette perte de charge implique une chute de la pression statique en sortie de la chemise 14. Par conséquent, grâce à une conformation ad hoc du pliage, il est possible de régler la pression statique en sortie de la chemise 14 par rapport à la pression statique de la zone de refroidissement de la cavité 16 de l'aube 14, de façon à annuler ou au moins réduire, dans la glissière 20, la fuite d'air en sortie de la chemise 14 vers ladite zone de refroidissement.
Ainsi, grâce à l'invention, il est possible de remédier à la fuite d'air sans changer la structure ni le mode d'élaboration du corps de l'aube 11, en conformant convenablement la portion d'extrémité 21 de la chemise 11, sans coûts de production supplémentaires.
La figure 5 représente une deuxième forme de réalisation d'une chemise 14' de l'aube 11. Dans cette dernière, il est prévu, pour obtenir les mêmes résultats que précédemment, de braser ou souder, à l'extrémité de la portion d'extrémité 21' de la chemise 14' destinée à être guidée par la glissière 20, une plaquette calibrée 23' percée, sur la majeure partie de sa surface en l'occurrence, d'une ouverture 24' de passage de l'air. On obtient bien ainsi une portion 22' de dimensions transversales rétrécies par rapport aux dimensions transversales de la glissière 20.
La figure 6 représente une troisième forme de réalisation d'une chemise 14" de l'aube 11. Dans cette dernière, il est prévu de braser, à l'extrémité de la portion d'extrémité 21" de la chemise 14" destinée à être guidée par la glissière 20, un tube 23" de forme conique dont les dimensions transversales vont en s'amoindrissant en s'éloignant de l'extrémité de la chemise 14". On obtient bien ainsi une portion 22" de dimensions transversales rétrécies par rapport aux dimensions transversales de la glissière 20.
La troisième forme de réalisation de la chemise de l'invention est avantageuse par rapport à la deuxième en ce sens qu'elle permet de minimiser les pertes de charge à l'entrée du cône.

Claims (8)

  1. Aube de moteur à turbine à gaz refroidie comprenant une pièce de fonderie (11) et une chemise longitudinale (14, 14', 14") de guidage de flux d'air de refroidissement obtenue par formage de tôle, la pièce de fonderie (11) comportant un corps longitudinal pourvu d'une cavité longitudinale (16) avec une première ouverture (19) d'alimentation et une seconde ouverture (20) d'évacuation d'air aux extrémités, la chemise (14, 14', 14") étant montée dans la cavité (16) en étant fixée à la paroi de la première ouverture (19), et dont une portion d'extrémité (21, 21', 21") est libre de coulisser dans la seconde ouverture formant glissière (20), caractérisée par le fait que ladite portion d'extrémité (21, 21', 21"), guidée par la glissière (20), comprend un rétrécissement (22, 22', 22") de sa section transversale de passage pour le flux d'air.
  2. Aube selon la revendication 1, dans laquelle la chemise (14, 14', 14") est fixée à la paroi de la première ouverture (19) par soudage ou par brasage.
  3. Aube selon l'une des revendications 1 ou 2, dans laquelle le rétrécissement (22) est obtenu par pliage de l'extrémité de la chemise (14).
  4. Aube selon la revendication 3, dans laquelle le pliage est de section de profil courbe.
  5. Aube selon l'une des revendications 1 ou 2, dans laquelle le rétrécissement (22') est obtenu par fixation d'une plaquette calibrée (23') percée d'une ouverture (24') à l'extrémité de la chemise (14').
  6. Aube selon l'une des revendications 1 ou 2, dans laquelle le rétrécissement (22") est obtenu par fixation d'un tube (23") de forme conique dont les dimensions transversales vont en diminuant en s'éloignant de l'extrémité de la chemise (14").
  7. Aube selon l'une des revendications 1 à 6, dans laquelle la chemise (14, 14', 14") est perforée.
  8. Aube selon la revendication 7, dans laquelle la pièce de fonderie comporte des perforations calibrées.
EP04300530.5A 2003-08-12 2004-08-11 Aube refroidie de moteur à turbine à gaz Expired - Lifetime EP1508670B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0309869A FR2858829B1 (fr) 2003-08-12 2003-08-12 Aube refroidie de moteur a turbine a gaz
FR0309869 2003-08-12

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP1508670A2 true EP1508670A2 (fr) 2005-02-23
EP1508670A3 EP1508670A3 (fr) 2005-03-09
EP1508670B1 EP1508670B1 (fr) 2017-12-13

Family

ID=34043774

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP04300530.5A Expired - Lifetime EP1508670B1 (fr) 2003-08-12 2004-08-11 Aube refroidie de moteur à turbine à gaz

Country Status (7)

Country Link
US (1) US7204675B2 (fr)
EP (1) EP1508670B1 (fr)
JP (1) JP4234650B2 (fr)
CA (1) CA2478954C (fr)
FR (1) FR2858829B1 (fr)
RU (1) RU2351768C2 (fr)
UA (1) UA84395C2 (fr)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2050930A1 (fr) 2007-10-19 2009-04-22 Snecma Aube refroidie de turbomachine
FR2943380A1 (fr) * 2009-03-20 2010-09-24 Turbomeca Aube de distributeur comprenant au moins une fente
WO2020188212A1 (fr) 2019-03-20 2020-09-24 Safran Aircraft Engines Insert tubulaire de refroidissement par impact pour un distributeur de turbomachine

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7921654B1 (en) 2007-09-07 2011-04-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Cooled turbine stator vane
FR2921937B1 (fr) * 2007-10-03 2009-12-04 Snecma Procede d'aluminisation en phase vapeur d'une piece metallique de turbomachine
US8353668B2 (en) * 2009-02-18 2013-01-15 United Technologies Corporation Airfoil insert having a tab extending away from the body defining a portion of outlet periphery
IT1394713B1 (it) * 2009-06-04 2012-07-13 Ansaldo Energia Spa Pala di turbina
US8944751B2 (en) * 2012-01-09 2015-02-03 General Electric Company Turbine nozzle cooling assembly
US9771816B2 (en) 2014-05-07 2017-09-26 General Electric Company Blade cooling circuit feed duct, exhaust duct, and related cooling structure
US9638045B2 (en) * 2014-05-28 2017-05-02 General Electric Company Cooling structure for stationary blade
US9745920B2 (en) * 2014-09-11 2017-08-29 General Electric Company Gas turbine nozzles with embossments in airfoil cavities
US9909436B2 (en) 2015-07-16 2018-03-06 General Electric Company Cooling structure for stationary blade

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3767322A (en) * 1971-07-30 1973-10-23 Westinghouse Electric Corp Internal cooling for turbine vanes
EP0381955A1 (fr) * 1989-02-06 1990-08-16 Westinghouse Electric Corporation Turbine à gaz avec des aubes refroidies par air
US5511937A (en) * 1994-09-30 1996-04-30 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine airfoil with a cooling air regulating seal
EP0974733A2 (fr) * 1998-07-22 2000-01-26 General Electric Company Aubes de guidage pour une turbine ayant un système de transfert de l'air de refroidissement
US6109867A (en) * 1997-11-27 2000-08-29 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Cooled turbine-nozzle vane
EP1149982A2 (fr) * 2000-04-11 2001-10-31 General Electric Company Procédé d'insertion une structure interieure dans une aube de turbine a gaz
EP1154124A1 (fr) * 2000-05-10 2001-11-14 General Electric Company Aube refroidie par impact
EP1160418A2 (fr) * 2000-06-01 2001-12-05 General Electric Company Echappement de vapeur des cavitées à l'arête arrière des aillettes de turbine
EP1191189A1 (fr) * 2000-09-26 2002-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbine à gaz
EP1251243A1 (fr) * 2001-04-19 2002-10-23 Snecma Moteurs Aube pour turbine comportant un déflecteur d'air de refroidissement
US20030026689A1 (en) * 2001-08-03 2003-02-06 Burdgick Steven Sebastian Turbine vane segment and impingement insert configuration for fail-safe impingement insert retention

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4288201A (en) * 1979-09-14 1981-09-08 United Technologies Corporation Vane cooling structure
JP3480069B2 (ja) * 1994-10-11 2003-12-15 石川島播磨重工業株式会社 ジェットエンジンの固定冷却翼
US5749701A (en) * 1996-10-28 1998-05-12 General Electric Company Interstage seal assembly for a turbine
US7008185B2 (en) * 2003-02-27 2006-03-07 General Electric Company Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3767322A (en) * 1971-07-30 1973-10-23 Westinghouse Electric Corp Internal cooling for turbine vanes
EP0381955A1 (fr) * 1989-02-06 1990-08-16 Westinghouse Electric Corporation Turbine à gaz avec des aubes refroidies par air
US5511937A (en) * 1994-09-30 1996-04-30 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine airfoil with a cooling air regulating seal
US6109867A (en) * 1997-11-27 2000-08-29 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Cooled turbine-nozzle vane
EP0974733A2 (fr) * 1998-07-22 2000-01-26 General Electric Company Aubes de guidage pour une turbine ayant un système de transfert de l'air de refroidissement
EP1149982A2 (fr) * 2000-04-11 2001-10-31 General Electric Company Procédé d'insertion une structure interieure dans une aube de turbine a gaz
EP1154124A1 (fr) * 2000-05-10 2001-11-14 General Electric Company Aube refroidie par impact
EP1160418A2 (fr) * 2000-06-01 2001-12-05 General Electric Company Echappement de vapeur des cavitées à l'arête arrière des aillettes de turbine
EP1191189A1 (fr) * 2000-09-26 2002-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbine à gaz
EP1251243A1 (fr) * 2001-04-19 2002-10-23 Snecma Moteurs Aube pour turbine comportant un déflecteur d'air de refroidissement
US20030026689A1 (en) * 2001-08-03 2003-02-06 Burdgick Steven Sebastian Turbine vane segment and impingement insert configuration for fail-safe impingement insert retention

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2050930A1 (fr) 2007-10-19 2009-04-22 Snecma Aube refroidie de turbomachine
FR2943380A1 (fr) * 2009-03-20 2010-09-24 Turbomeca Aube de distributeur comprenant au moins une fente
WO2020188212A1 (fr) 2019-03-20 2020-09-24 Safran Aircraft Engines Insert tubulaire de refroidissement par impact pour un distributeur de turbomachine
FR3094034A1 (fr) 2019-03-20 2020-09-25 Safran Aircraft Engines Chemise tubulaire de ventilation pour un distributeur de turbomachine
US11434769B2 (en) 2019-03-20 2022-09-06 Safran Aircraft Engines Impact-cooling tubular insert for a turbomachine distributor

Also Published As

Publication number Publication date
RU2004124543A (ru) 2006-01-27
UA84395C2 (uk) 2008-10-27
JP4234650B2 (ja) 2009-03-04
US20050089395A1 (en) 2005-04-28
US7204675B2 (en) 2007-04-17
RU2351768C2 (ru) 2009-04-10
FR2858829B1 (fr) 2008-03-14
JP2005061412A (ja) 2005-03-10
FR2858829A1 (fr) 2005-02-18
CA2478954A1 (fr) 2005-02-12
CA2478954C (fr) 2012-05-01
EP1508670A3 (fr) 2005-03-09
EP1508670B1 (fr) 2017-12-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2582638C (fr) Ensemble d&#39;une aube et d&#39;une chemise de refroidissement, distributeur de turbomachine comportant l&#39;ensemble, turbomachine, procede de montage et de reparation de l&#39;ensemble
EP1508670B1 (fr) Aube refroidie de moteur à turbine à gaz
EP1908921B1 (fr) Procédé de refroidissement par impact d&#39;une aube de turbine et aube de turbine associée
EP1496205B1 (fr) Aubes refroidies de moteur à turbine à gaz
EP1612374B1 (fr) Aube fixe de turbine à refroidissement amélioré
EP1496207B1 (fr) Dispositif pour piloter passivement la dilatation thermique du carter d&#39;un turboréacteur
EP0785339A1 (fr) Aube refrigerée de distributeur de turbine
FR2571428A1 (fr) Pales creuses de turbines refroidies par un fluide et moteur equipe de telles pales
EP1783326A1 (fr) Agencement de refroidissement d&#39;une aube d&#39;une turbine, aube de turbine le comportant, turbine et moteur d&#39;aéronef en étant équipés
CA2605947C (fr) Canal de transition entre deux etages de turbine
CA2456696C (fr) Aubes de turbine refroidie a fuite d&#39;air de refroidissement reduite
EP3286500B1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine comportant un dispositif de guidage de flux d&#39;air de forme spécifique
CA2641438C (fr) Aube refroidie de turbomachine
FR3094034A1 (fr) Chemise tubulaire de ventilation pour un distributeur de turbomachine
FR3066783A1 (fr) Chemise pour aube de turbine a refroidissement optimise
WO2020193913A1 (fr) Aube de turbomachine equipee d&#39;un circuit de refroidissement optimise
WO2019229377A1 (fr) Dispositif de refroidissement d&#39;un carter de turbomachine
FR3089544A1 (fr) Dispositif de refroidissement d’un carter de turbomachine
FR2943380A1 (fr) Aube de distributeur comprenant au moins une fente
FR3129987A1 (fr) Tuyere d’echappement de gaz de combustion pour une turbomachine d’aeronef
WO2018215718A1 (fr) Aube pour turbine de turbomachine comprenant des cavites internes de circulation d&#39;air de refroidissement
WO2019162600A1 (fr) Turbomachine comportant un echangeur de chaleur constitue d&#39;au moins une plateforme inter aubes
FR3079869A1 (fr) Aube de turbine haute pression comportant une cavite morte presentant une reduction de section

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

17P Request for examination filed

Effective date: 20040827

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IT LI LU MC NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL HR LT LV MK

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A3

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IT LI LU MC NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL HR LT LV MK

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: SNECMA

AKX Designation fees paid

Designated state(s): DE ES FR GB IT SE

17Q First examination report despatched

Effective date: 20070726

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: SNECMA

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20170904

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE ES FR GB IT SE

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 602004052159

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: TRGR

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 15

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20171213

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 602004052159

Country of ref document: DE

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Payment date: 20180719

Year of fee payment: 15

26N No opposition filed

Effective date: 20180914

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FI

Payment date: 20180822

Year of fee payment: 15

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: EUG

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20190812

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20190811

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20230720

Year of fee payment: 20

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20230720

Year of fee payment: 20

Ref country code: DE

Payment date: 20230720

Year of fee payment: 20

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R071

Ref document number: 602004052159

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: PE20

Expiry date: 20240810

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF EXPIRATION OF PROTECTION

Effective date: 20240810

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF EXPIRATION OF PROTECTION

Effective date: 20240810