FR2662742A1 - Dispositif de refroidissement de bandage de tuyere en porte-a-faux. - Google Patents
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Abstract
La présente invention consiste en un assemblage de tuyère unique (40) pour une turbine haute pression d'un moteur à turbine à gaz. L'assemblage de tuyère (40) comporte une pluralité d'aubes directrices (48) espacées de manière circonférencielle et un bandage de tuyère (52). Le bandage de tuyère (52) supporte les aubes directrices (48) et comprend une collerette de montage (56) qui s'étend radialement depuis le bandage de tuyère (52) et qui est adaptée pour être fixée au moteur à turbine à gaz. Le bandage de tuyère (52) comporte une partie en porte-à-faux (60) qui s'étend axialement en aval de la collerette de montage (56). Une rampe à aiguilles est formée à l'intérieur de la partie en porte-à-faux (60) pour permettre à un fluide de refroidissement de s'écouler au travers afin de refroidir la partie en porte-à-faux (60).
Description
La présente invention concerne de façon générale des moteurs à turbine à
gaz et plus particulièrement un assemblage de tuyère pour une turbine haute pression
d'un moteur à turbine à gaz.
Les moteurs à turbine à gaz comprennent typique- ment un châssis externe ou compartiment qui constitue une entrée dimensionnée de manière à assurer un
écoulement d'air prédéterminé pour un coeur de moteur.
Le coeur de moteur comporte généralement un compresseur pour comprimer l'air d'entrée qui est déchargé dans une chambre de combustion dans laquelle du carburant est brûlé afin de produire des gaz de combustion à haute énergie, ces gaz entraînant une turbine de coeur de moteur ou turbine haute pression Cette turbine haute
pression, à son tour, entraîne le compresseur.
La turbine haute pression comporte classiquement une ou plusieurs rangées ou étages composés d'une pluralité d'aubes de turbine qui sont espacées de
manière circonférencielle autour d'un rotor de turbine.
La turbine haute pression comporte également un assemblage de tuyère qui permet de diriger les gaz haute pression depuis la chambre de combustion sur les aubes de turbine selon un angle et une vitesse appropriés afin de mettre en rotation ou d'entraîner
les aubes de turbine et les rotors.
De manière générale, l'assemblage de tuyère comporte une pluralité d'aubes directrices de tuyère qui s'étendent radialement entre des bandages de tuyère annulaires interne et externe et qui sont espacées de manière circonférencielle autour de ces bandages Le bandage de tuyère interne constitue une plate-forme pour les aubes directrices de tuyère et comporte une collerette de montage qui s'étend radialement vers l'intérieur pour le montage du bandage de tuyère interne sur un support de tuyère afin de réagir contre les charges de pression qui s'exercent sur les aubes directrices de tuyère Afin de constituer une voie d'écoulement continue jusqu'à la plate-forme des aubes directrices de tuyère, le bandage de tuyère interne s'étend axialement à l'arrière de la collerette de montage de manière à former un rebord solide continu ou
"porte-à-faux" de bandage.
Typiquement, les aubes directrices de tuyère sont refroidies par l'air de décharge du compresseur qui s'écoule au travers d'une série de trous de bord d'attaque et de trous de volet ou ouvertures ménagées sur chaque côté des aubes directrices de tuyère L'air qui s'écoule de ces trous forme un mince film d'air de refroidissement sur la surface externe de l'aube directrice de tuyère A l'intérieur, l'aube directrice de tuyère est divisée en deux cavités et de l'air qui s'écoule à l'intérieur de la cavité postérieure est déchargé au travers de fentes de bord de fuite Qui plus est, les bandages de tuyère sont refroidis par de l'air qui arrive en incidence sur le côté dirigé radialement vers l'intérieur ou côté arrière ainsi que par le film d'air de refroidissement qui se forme sur le côté dirigé radialement vers l'extérieur ou côté de
la voie d'écoulement des gaz.
Un inconvénient du schéma de refroidissement des aubes de tuyère mentionné ci-avant réside dans le fait qu'il est difficile de refroidir le porte-à-faux de bandage qui constitue typiquement une zone laissée pour compte Il en résulte que des fissures axiales peuvent se développer dans le porte-à-faux de bandage du fait de l'existence d'un gradient de température élevé entre l'extrémité postérieure chaude du porte-à-faux de
bandage et la collerette de montage refroidie, particu-
lièrement en régime transitoire.
Une solution proposée pour refroidir le porte-à-
faux de bandage par incidence d'air sur le côté arrière implique l'utilisation d'un système distributeur d'air incident Un exemple de ce système est décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique no 4 187 054, délivré le 5 février 1990 à Landis, Jr et suivants, qui a été déposé par la même demanderesse que la demanderesse de la présente invention Ce système distributeur d'air
incident permet l'introduction de l'air de refroidisse-
ment au niveau du côté arrière du porte-à-faux de
bandage ainsi qu'au-delà de la collerette de montage.
Le système distributeur d'air incident peut être intégré au côté de la voie d'écoulement des gaz Il en résulte qu'un gradient de température élevé peut exister entre le côté de la voie d'écoulement des gaz chauds et le côté arrière refroidi, ce qui limite de façon critique la durée de vie du porte-à-faux de bandage. Par le passé, d'autres tentatives ont été faites pour refroidir le porte-à-faux de bandage, mais aucune ne s'est avérée répondre avec succès à ce que l'on attendait d'elle et au mieux, elles ont permis d'obtenir des résultats limités Une tentative
consistait à refroidir de manière interne le porte-à-
faux de bandage au moyen d'un refroidissement par serpentin Un exemple de ce serpentin est décrit dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique no 4 353 679 délivré le 12 octobre 1982, la demanderesse étant la même que celle de la présente invention Le serpentin était incorporé à l'intérieur du bandage de tuyère et du porte-à-faux de bandage De l'air entrait et s'écoulait au travers du serpentin De l'air en provenance du serpentin était déchargé sous la forme d'un film en amont d'un col de tuyère, ce col constituant un passage minimum entre une paire d'aubes directrices adjacentes o la pression statique de la
voie d'écoulement des gaz est la plus élevée.
Cependant, le serpentin s'est avéré être un moyen inefficace pour conduire la chaleur depuis le côté de la voie d'écoulement des gaz jusqu'au côté arrière, d'o des gradients de température élevés entre le côté de la voie d'écoulement des gaz et le côté arrière Des fissures axiales se sont par conséquent développées dans le porte-à-faux de bandage et de l'air de refroidissement s'est échappé au travers du serpentin au lieu de s'écouler au travers de la totalité du passage Cette fuite a réduit à la fois l'écoulement sous forme de film ainsi que le degré de refluement au travers des trous, ce qui a provoqué une augmentation de la température du côté de la voie d'écoulement des gaz, et en outre une augmentation du gradient de température.
Une autre tentative pour refroidir le porte-à-
faux de bandage utilisait un refroidissement à aiguil-
les Le côté arrière du porte-à-faux de bandage était constitué par un revêtement en tôle brasé sur une
pluralité d'axes s'étendant radialement vers l'inté-
rieur depuis le bandage de tuyère Le revêtement en tôle ne pouvait cependant pas être brasé efficacement sur l'ensemble des axes La conduction de chaleur depuis le côté de la voie d'écoulement des gaz jusqu'au côté arrière était par conséquent localisée, ce qui conduisait à des gradients de température élevées En outre, le matériau de brasage tendait à remplir certains des axes, ce qui conduisait à des points
chauds.
Par conséquent, un objet essentiel de la présente
invention consiste à fournir un dispositif de refroi-
dissement pour le porte-à-faux de bandage d'un assem-
blage de tuyère, et ce pour une turbine haute pression d'un moteur à turbine à gaz. Un autre objet de la présente invention consiste à réduire les fissures axiales qui se produisent au niveau du porte-à-faux de bandage d'un bandage de
tuyère d'un assemblage de tuyère.
Encore un autre objet de la présente invention consiste à réduire le gradient de température entre le porte-à-faux de bandage et la collerette de montage
d'un bandage de tuyère.
Encore un autre objet de la présente invention consiste à fournir une structure simple pour refroidir
le porte-à-faux de bandage.
Les objets brièvement énoncés ci-avant sont réalisés dans le mode de réalisation de la présente invention dans lequel un assemblage unique de tuyère d'une turbine haute pression est inclus dans un moteur à turbine à gaz L'assemblage de tuyère comporte une pluralité d'aubes directrices espacées de manière circonférencielle ainsi qu'un bandage de tuyère Le bandage de tuyère supporte les aubes directrices et comporte une collerette de montage qui s'étend radialement depuis le bandage de tuyère et qui est adaptée pour être fixée au moteur à turbine à gaz Le bandage de tuyère présente une partie en porte-à-faux qui est située axialement en aval de la collerette de montage Un moyen forme une rampe à aiguilles à l'intérieur de la partie en porte-à-faux, ce qui permet au fluide de refroidissement de s'écouler au travers de
la rampe afin de refroidir la partie en porte-à-faux.
Selon un mode de réalisation de l'invention, le bandage de tuyère comporte comporte un moyen formant
une pluralité d'ouvertures d'alimentation pour permet-
tre à l'air de refroidissement de pénétrer dans le
moyen de rampe à aiguilles.
Selon un autre mode de réalisation de l'inven-
tion, le bandage de tuyère comporte un moyen formant une pluralité d'ouvertures de décharge pour permettre à l'air de refroidissement de sortir du moyen de rampe à aiguilles. Selon un autre mode de réalisation de
l'invention, l'assemblage de tuyère comprend un revê-
tement formant barrière thermique sur un côté de la
voie d'écoulement des gaz de la partie en porte-à-faux.
Un avantage de la présente invention réside dans le fait que le refroidissement du porte-à-faux de bandage d'un assemblage de tuyère d'une turbine haute pression est réalisé Un autre avantage de la présente invention réside dans le fait que la rampe à aiguilles assure au porte-àfaux de bandage une durée de vie plus importante, et ce avec moins d'écoulement d'air de refroidissement que pour un porte-à-faux solide Encore un autre avantage de la présente invention réside dans le fait que l'utilisation d'un revêtement formant barrière thermique réduit les gradients de température entre le côté de la voie d'écoulement des gaz et le côté arrière de la rampe à aiguilles, particulièrement en régime transitoire Encore un autre avantage de la présente invention réside dans le fait que la rampe à aiguilles constitue une structure plus simple qui permet d'avoir un chemin de conductivité direct depuis le côté de la voie d'écoulement des gaz jusqu'au côté
arrière du porte-à-faux de bandage.
D'autres objets, caractéristiques et avantages de
la présente invention pourront être facilement appré-
ciés lorsque cette invention sera mieux comprise à la
lecture de la description qui suit que l'on parcourra
en relation avec les figures qui l'accompagent, parmi lesquelles: la figure 1 est une vue en coupe transversale d'un moteur à turbine à gaz qui comprend un dispositif de refroidissement de porte-à-faux de bandage de tuyère selon la présente invention; la figure 2 est une vue agrandie, en perspective partielle, de la partie qui est entourée d'un cercle sur la figure 1; la figure 3 est une vue en élévation des aubes directrices de tuyère de la figure 2, ces aubes
comprenant un dispositif de refroidissement de porte-à-
faux de bandage de tuyère selon la présente invention; la figure 4 est une vue partielle agrandie de la partie qui est entourée d'un cercle sur la figure 3; et la figure 5 est une vue de dessus partielle des aubes directrices de tuyère des figures 2 à 4 qui
comprennent le dispositif de refroidissement de porte-
à-faux de bandage de tuyère selon la présente inven-
tion. Si l'on se reporte aux figures dans lesquelles des index de référence analogues correspondent à des éléments analogues, l'attension sera tout d'abord dirigée sur la figure 1 Sur la figure 1, on peut voir un moteur à turbine à gaz classique 10, tel qu'un moteur à turbine à gaz à réacteur à double flux communément appelé turbofan Le moteur à turbine à gaz comporte un châssis externe ou compartiment 12 dont l'extrémité amont forme une entrée, généralement indiquée en 14, qui est dimensionnée de manière à assurer un écoulement d'air prédéterminé pour les composants internes du moteur 10 Une soufflante, communément appelée fan et indiquée de façon générale en 16, est placée à l'intérieur de l'entrée 14 Le fan 16 comprime l'écoulement d'air qui provient de l'entrée 14 En aval du fan 16 se trouve un coeur de moteur indiqué de façon générale en 18 Le coeur de moteur 18 comporte un compresseur à écoulement axial indiqué de façon générale en 20 L'air comprimé qui provient du fan 16 pénètre à l'intérieur du coeur de moteur 18 par l'intermédiaire d'une entrée de compresseur 22 et il est ensuite comprimé par le compresseur 20 et déchargé dans une chambre de combustion indiquée de façon générale en 24 Dans la chambre de combustion 24, du carburant est brûlé afin d'obtenir des gaz de combustion haute énergie qui entraînent une turbine de coeur de moteur ou turbine haute pression indiquée de façon générale en 26 La turbine haute pression 26 entraîne à son tour le compresseur 20 au moyen d'un arbre 28, comme il est d'usage pour un moteur à turbine à gaz Les gaz de combustion chauds peuvent ensuite parvenir jusqu'à une turbine de fan ou turbine basse pression indiquée de façon générale en 30 et peuvent l'entraîner, cette turbine basse pression entraînant à son tour le fan 16 au moyen d'un arbre 32, comme il est
d'usage pour un moteur à turbine à gaz Une description
plus détaillée du moteur à turbine à gaz 10 est décrite dans les deux brevets des Etats-Unis d'Amérique N O 3 879 941 et 4 080 785, le premier étant dû à Sargisson et le second à Koff et suivants, ces deux brevets ayant tous deux été déposés par la même demanderesse que
celle de la présente invention.
La turbine haute pression 26 comporte typiquement une ou plusieurs rangées ou étages d'une pluralité d'aubes de turbines 34 et 36 qui sont espacées de manière circonférencielle autour des rotors de turbines respectifs 38 et 39 La turbine haute pression 26 comporte également un assemblage de tuyère, indiqué de façon générale en 40, tel qu'un assemblage de tuyère de premier étage, cet assemblage dirigeant les gaz haute pression depuis la chambre de combustion 26 sur les aubes de turbine 34, et ce selon un angle et une vitesse prédéterminés afin de mettre en rotation ou d'entraîner les aubes de turbine 34 et le rotor de turbine 38 On notera que le rotor de turbine 38 est
relié à l'arbre 28 pour entraîner un rotor du compres-
seur 20 On notera également qu'un assemblage de tuyère similaire 40 peut être utilisé pour d'autres étages de
la turbine haute pression 26.
Si l'on se reporte à la figure 2, l'assemblage de tuyère 40 comporte un support de tuyère 42 qui est un composant annulaire Le support de tuyère 42 forme une paroi de voie d'écoulement interne et est typiquement fixé à un châssis arrière du compresseur 20 par un
moyen tel que des attaches (non représentées) L'assem-
blage de tuyère 40 comprend également une pièce d'étanchéité externe en forme de bague 44 ainsi qu'une
pièce d'étanchéité interne en forme de bague 46.
L'assemblage de tuyère 40 comporte en outre une pluralité d'aubes directrices de tuyère de turbine espacées de manière circonférencielle et généralement radiales, indiquées de façon générale en 48 Les aubes
directrices de tuyère 48 comprennent des aubes direc-
trices 49 qui s'étendent radialement et qui sont portées par un bandage de tuyère externe, annulaire et segmentées 50 ainsi que par un bandage de tuyère interne et segmenté similaire 52 On notera que les pièces d'étanchéité externe et interne en forme de bague 44 et 46 empêchent toute fuite des gaz de combustion chauds autour des bandages de tuyère
respectifs externe et interne 50 et 52 Une description
plus détaillée de l'assemblage de tuyère est décrite dans le brevet des Etats-Unis d'Amérique No 4 353 679 dont la demanderesse est la même que celle de la
présente invention.
Si l'on se reporte aux figures 2 et 3, le bandage de tuyère interne 52 constitue une paroi ou plate-forme annulaire 54 qui s'étend latéralement par rapport aux aubes directrices de tuyère 49 Le bandage de tuyère interne 52 comporte également une collerette de montage 56 qui se projette radialement vers l'intérieur pour le montage du bandage de tuyère interne 52 sur le support de tuyère 42 La collerette de montage 56 est reliée au support de tuyère 42 par un moyen tel qu'une pièce
métallique de maintien segmentée 58 La pièce métal-
lique de maintien 58 s'étend radialement et est partiellement placée dans des gorges correspondantes de
la collerette de montage 56 et du support de tuyère 42.
Le bandage de tuyère interne 52 comporte en outre un rebord ou porte-àfaux de bandage 60 qui s'étend axialement vers l'arrière et qui permet de constituer un chemin d'écoulement continu jusqu'à la plate-forme 54 On notera que le maintien sans boulon de la collerette de montage 56 réduit la longueur axiale du porte-à-faux de bandage 60 On notera également que la collerette de montage 56 pourrait être reliée au support de tuyère 42 au moyen d'une liaison par boulons classique, mais cette liaison par boulons aboutirait à une augmentation de la longueur axiale du porte-àfaux
de bandage 60.
Si l'on se reporte à la figure 4, le bandage de tuyère interne 52 comporte une pluralité de trous ou ouvertures de refroidissement 62 qui s'étendent au
travers de la plate-forme 54 en formant un angle aigu.
De l'air, représenté par des flèches 63, s'échappe d'un côté arrière 64 du bandage de tuyère interne 52, traverse les ouvertures de refroidissement 62, va jusqu'à un côté de la voie d'écoulement des gaz 66 et forme un mince film d'air de refroidissement sur la
plate-forme 54 Le bandage de tuyère interne 52 compor-
te également une pluralité de trous ou ouvertures d'acheminement d'air de refroidissement 68 qui s'étendent au travers de la collerette de montage 56 en formant un certain angle, depuis le côté arrière 64 et
jusqu'au porte-à-faux de bandage 60.
il
Si l'on se reporte aux figures 4 et 5, le porte-
à-faux de bandage 60 comporte un arrangement ou rampe à aiguilles, indiquée de façon générale en 70, qui permet d'augmenter le refroidissement et la conduction au niveau du côté arrière 64 La rampe à aiguilles 70 est obtenue par moulage dans le porte-à-faux de bandage 60 et fait corps avec La rampe à aiguilles 70 comporte une pluralité d'aiguilles axialement et latéralement espacées 72, 74 et 76 qui sont alignées selon des rangées qui s'étendent latéralement Les aiguilles 72, 74 et 76 ont typiquement une section circulaire et sont
espacées les unes des autres du double de leur diamè-
tre Les aiguilles 72, 74 et 76 ont un diamètre prédéterminé de l'ordre de 1,52 mm environ Les aiguilles 72, 74 et 76 sont espacées axialement de manière à former des passages 78, 80, 82 et 84 qui s'étendent latéralement entre les rangées On notera que ces passages s'étendent axialement entre les aiguilles 72, 74 et 76 Le passage d'entrée 78 a une hauteur radiale d'approximativement 1,52 mm et le passage de sortie 84 a une hauteur radiale d'approximativement 1,02 mm Une pluralité de trous ou ouvertures de décharge 86 s'étend depuis le passage de sortie 84 et sont dirigés tangentiellement Les ouvertures de décharge 86 sont réalisées par étincelage ou électro-érosion (EDM) ou sont percées au laser afin
de réduire les pertes de performances de la turbine.
Le porte-à-faux de bandage 60 comporte également un revêtement formant barrière thermique indiqué de façon générale en 88 qui est situé sur le côté de la voie d'écoulement des gaz 66 afin de réduire le flux de
chaleur et les gradients de température transitoires.
Le revêtement formant barrière thermique 88 comporte une première couche ou couche interne 90 qui est réalisée en un matériau rugeux à haute résistance à l'oxydation et qui est disposée sur une partie évidée 91 du porte-à-faux de bandage 60 La première couche 90 à une épaisseur d'approximativement 0,127 mm et est appliquée sur la partie évidée 91 par pulvérisation de plasma sous vide classique Le revêtement formant barrière thermique 88 comporte également une seconde couche ou couche externe 92 réalisée en un matériau en céramique De préférence, le matériau en céramique est composé de huit pour cent ( 8 %) de Y 203 et de quatre vingt douze pour cent ( 92 %) de Zr O 2 La seconde couche 1 o 92 a une épaisseur d'approximativement 0,381 mm est appliquée sur la première couche 90 ou est adjacente à cette première couche, l'application s'effectuant par pulvérisation de plasma à l'air libre classique de telle sorte que la surface externe de la seconde couche 92 affleure la surface externe de la plate-forme 54 ou
soit continue avec cette surface externe.
Le porte-à-faux de bandage 60 comporte en outre une paroi externe ou paroi de voie d'écoulement des gaz 93 qui est espacée radialement par rapport à une paroi interne ou paroi de côté arrière 94 La paroi de côté arrière 94 a une épaisseur prédéterminée de l'ordre de 1,27 mm afin de réduire ou de minimiser les gradients de température transitoires entre le côté de la voie d'écoulement des gaz 66 et le côté arrière 64 De préférence, le bandage de tuyère interne 52 comprend un matériau réalisé en un alliage monocristallin orienté de telle sorte que l'axe secondaire du monocristal (le premier est radial) soit situé le long du bandage de tuyère interne 52, de manière circonférencielle On notera que l'axe secondaire de l'alliage monocristallin peut être orienté selon une direction prédéterminée
appropriée par un procédé classique connu.
Lors du fonctionnement, l'air de décharge de refroidissement qui provient du compresseur 20 s'écoule au travers d'un passage jusqu'au côté arrière 64 du bandage de tuyère interne 52 en avant de la collerette de montage 56 L'air de refroidissement, représenté par des flèches 63, s'écoule ensuite au travers des ouvertures de refroidissement 62 et s'échappe sous la forme d'un mince film sur la plate-forme 54 L'air de refroidissement, représenté par des flèches 96, s'écoule également depuis le côté arrière 64 en avant de la collerette de montage 56, au travers des ouvertures d'alimentation 68 et à l'intérieur du passage d'entrée 78 de la rampe à aiguilles 70 L'air s'écoule ensuite au travers des autres passsages 80 et 82, jusqu'au passage de sortie 84 L'air est déchargé du passage de sortie 84 au travers des ouvertures de décharge 86, représentées par des flèches 96, et est éloigné de manière tangentielle afin de réduire les
pertes de performance de la turbine.
Par conséquent, de l'air de refroidissement introduit au travers des ouvertures d'alimentation 68 assure un refroidissement par convection, ce qui conduit à des coefficients de transmission thermique internes élevés Le refroidissement du côté arrière 64 du porte-à-faux de bandage 60 augmente fortement l'effet d'isolation thermique du revêtement formant barrière thermique 88 La combinaison de l'ensemble de ces phénomènes conduit à des niveaux de température acceptables pour le porte-à-faux de paroi 60, et ce
avec des besoins d'air de refroidissement minimums.
En outre, la rampe à aiguilles 70 assure une durée de vie supérieure avec un écoulement d'air de refroidissement inférieur à celui que l'on a pour un
porte-à-faux de bandage continu et solide L'utilisa-
tion du revêtement formant barrière thermique 88 est particulièrement efficace en régime transitoire pour réduire les gradients de température entre le côté de la voie d'écoulement des gaz 66 et le côté arrière 64 du porte-à-faux de bandage 60 La rampe à aiguilles 70 assure une circulation d'air uniforme et fournit également un chemin de conductivité direct entre le côté de la voie d'écoulement des gaz 66 et le côté arrière 64 du porte-à-faux de bandage 60, ce qui permet d'obtenir sensiblement plus de conduction qu'avec le serpentin. En outre, l'air de refroidissement qui est
déchargé au niveau de l'extrémité arrière du porte-à-
faux de bandage 60 n'affecte pas sérieusement les performances puisque cette zone est la première zone de mesure de l'écoulement et puisque la chute de pression est utilisée pour produire une vitesse significative suivant la direction de l'écoulement des gaz Ceci aide également à réduire l'introduction des gaz à l'intérieur de la cavité de rotor antérieure Le degré de refluement n'est pas affecté si des fissures axiales se développent dans le porte-à-faux de bandage 60 puisque la plupart des mesures d'écoulement sont réalisées au niveau des ouvertures de décharge de bord
de fuite 86.
L'orientation de l'axe secondaire du monocristal de manière circonférencielle le long du porte-à-faux de bandage 60 réduit également fortement les contraintes thermiques et augmente la durée de vie du porteà-faux de bandage 60 Du fait du maintien sans boulon de la
collerette de montage 56, la longueur axiale du porte-
à-faux de bandage 60 est courte si on la compare avec les longueurs actuelles, et par conséquent, ont obtient une réduction des gradiants thermiques En outre,
l'épaisseur de la paroi de côté arrière 94 du porte-à-
faux de bandage 60 était réglée selon une épaisseur prédéterminée pour réduire les gradiants de température transitoire entre le côté de la voie d'écoulement des gaz 66 et le côté arrière 64 Qui plus est, la hauteur radiale des passages en rampe à aiguilles 78, 80, 82 et 84 était réglée selon des hauteurs prédéterminées afin de réduire les gradients de température en régime permanent suivant la direction axiale Il résulte de cela que l'extrémité antérieure ou l'extrémité d'entrée des passages est grande lorsque le film amont est haut et l'extrémité postérieure ou l'extrémité de sortie des passages est réduite afin d'améliorer le refroidisse- ment du côté arrière lorsque l'efficacité du film se dégrade. La présente invention a été décrite au moyen
d'illustrations Il est bien entendu que la terminolo-
gie qui a été utilisée entend refléter la nature des
termes de la description plutôt que la limiter.
Bon nombre de modification et de variations peuvent être apportées à la présente invention, à la lumière des enseignements mentionnés ci-avant Il est par conséquent bien entendu que la présente invention peut être mise en oeuvre d'une manière autre que celle décrite tout particulièrement ici, et ce pourvu que
l'on reste dans le cadre de la présente invention.
Claims (14)
1 Assemblage de tuyère pour un moteur à turbine à gaz caractérisé en ce qu'il comprend: une pluralité d'aubes directrices ( 48) espacées de manière circonférencielle; un bandage de tuyère ( 52) pour supporter les aubes directrices ( 48), ce bandage comprenant une collerette de montage ( 56) qui s'étend radialement depuis le bandage de tuyère ( 52) et qui est adaptée pour être fixée au moteur à turbine à gaz ( 10), le bandage de tuyère ( 52) ayant une partie en porte-à-faux ( 60) en aval de la collerette de montage ( 56); et un moyen formant une rampe à aiguilles ( 70) à l'intérieur de la partie en porte-à-faux ( 60) pour permettre au fluide de refroidissement de s'écouler au travers de la partie en porte-àfaux ( 60) pour
refroidir celle-ci.
2 Assemblage de tuyère selon la revendication 1, caractérisé en ce que le bandage de tuyère ( 52) comporte un moyen formant une pluralité d'ouvertures
d'alimentation ( 68) pour permettre à l'air de refroi-
dissement de pénétrer dans le moyen de rampe à
aiguilles ( 70).
3 Assemblage de tuyère selon la revendication 2, caractérisé en ce que le bandage de tuyère ( 52) comporte un moyen formant une pluralité d'ouvertures de décharge ( 86) pour permettre à l'air de refroidissement
de sortir du moyen de rampe à aiguilles ( 70).
4 Assemblage de tuyère selon la revendication 3, caractérisé en ce que le moyen de rampe à aiguilles ( 70) comprend une pluralité d'aiguilles ( 72, 74, 76)
espacées latéralement et axialement.
Assemblage de tuyère selon la revendication 4, caractérisé en ce que les aiguilles ( 72, 74, 76) ont généralement une section transversale circulaire. 6 Assemblage de tuyère selon la revendication 4, caractérisé en ce que le moyen de rampe à aiguilles ( 70) forme une pluralité de passages ( 78, 80, 82, 84) qui s'étendent latéralement et qui sont espacés axialement, un de ces passages étant disposé entre des rangées latérales adjacentes des aiguilles ( 72, 74, 76). 7 Assemblage de tuyère selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend un revêtement formant barrière thermique ( 88) sur un côté de la voie d'écoulement des gaz ( 66) de la partie en porte-à-faux
( 60).
8 Assemblage de tuyère pour une turbine haute pression d'un moteur à turbine à gaz, caractérisé en ce qu'il comprend:
une pluralité d'aubes directrices ( 48) espa-
cées de manière circonférencielle; un bandage de tuyère ( 52) pour supporter des aubes directrices ( 48), ce bandage comprenant une collerette de montage ( 56) qui s'étend radialement depuis le bandage de tuyère ( 52) et qui est adaptée pour être fixée au moteur à turbine à gaz ( 10), le bandage de tuyère ( 52) ayant une partie en porte-à-faux ( 60) en aval de la collerette de montage ( 56); un moyen formant une rampe à aiguilles ( 70) à l'intérieur de la partie en porte-à-faux ( 60) pour permettre au fluide de refroidissement de s'écouler au travers de celleci; et un revêtement formant barrière thermique ( 88) sur un côté de la voie d'écoulement des gaz ( 66)
de la partie en porte-à-faux ( 60).
9 Assemblage de tuyère selon la revendication 8, caractérisé en ce que le revêtement formant barrière thermique ( 88) comporte une première couche ( 90) placée
dans une partie évidée ( 91) de la partie en porte-à-
faux ( 60) et une seconde couche ( 92) qui est adjacente à la première couche ( 90) et qui a une surface externe qui est continue avec une surface externe du bandage de
tuyère ( 52).
Assemblage de tuyère selon la revendication 9, caractérisé en ce que la première couche ( 90)
comprend un matériau à haute résistance à l'oxydation.
11 Assemblage de tuyère selon la revendication 9, caractérisé en ce que la seconde couche ( 92)
comprend un matériau en céramique.
12 Assemblage de tuyère selon la revendication 8, caractérisé en ce que le bandage de tuyère ( 52) comprend un alliage monocristallin qui a un axe secondaire placé de manière circonférencielle le long
du bandage de tuyère ( 52).
13 Assemblage de tuyère selon la revendication 8, caractérisé en ce que la partie en porte-à-faux ( 60) comporte une paroi de voie d'écoulement des gaz ( 93) et une paroi de côté arrière ( 94), le moyen de rampe à aiguilles ( 70) étant espacé radialement de la paroi de voie d'écoulement des gaz ( 93) et de la paroi de côté
arrière ( 94).
14 Assemblage de tuyère selon la revendication 13, caractérisé en ce que la paroi de côté arrière ( 94)
a une épaisseur prédéterminée.
15 Assemblage de tuyère selon la revendication 13, caractérisé en ce que le moyen de rampe à aiguilles ( 70) comprend une pluralité d'aiguilles ( 72, 74, 76)
espacées latéralement et axialement.
16 Assemblage de tuyère selon la revendication 15, caractérisé en ce que les aiguilles ( 72, 74, 76) font corps avec la paroi de voie d'écoulement des gaz
( 93) et la paroi de côté arrière ( 94).
17 Assemblage de tuyère selon la revendication
16, caractérisé en ce qu'une première rangée d'aiguil-
les ( 72, 74, 76) s'étendant latéralement a une hauteur radiale supérieure à celle d'une seconde rangée d'aiguilles ( 72, 74, 76) qui s'étend latéralement et qui est espacée axialement par rapport à la première rangée. 18 Assemblage de tuyère selon la revendication 8, caractérisé en ce que le bandage de tuyère ( 52) comporte un moyen formant une pluralité d'ouvertures d'alimentation ( 68) pour permettre à l'air de refroidissement d'entrer dans le moyen de rampe à aiguilles ( 70) depuis un côté arrière du bandage de
tuyère ( 52).
19 Assemblage de tuyère selon la revendication 18, caractérisé en ce que le bandage de tuyère ( 52) comporte un moyen formant une pluralité d'ouvertures de décharge ( 86) pour permettre à l'air de refroidissement de sortir du moyen de rampe à aiguilles ( 70) au niveau
d'une extrémité postérieure de la partie en porte-à-
faux ( 60).
Assemblage de tuyère pour une turbine haute pression d'un moteur à turbine à gaz, caractérisé en ce qu'il comprend: une pluralité d'aubes directrices ( 48) espacées de manière circonférencielle; un bandage de tuyère ( 52) pour supporter les aubes directrices ( 48), ce bandage comprenant une partie qui s'étend généralement latéralement des aubes directrices ( 48) en amont d'une gorge d'une autre partie qui s'étend généralement latéralement des aubes directrices ( 48) en aval de la gorge; une pluralité d'aiguilles ( 72, 74, 76) espacées latéralement et axialement et formant une rampe à aiguilles ( 70) à l'intérieur de la partie aval; un moyen formant une pluralité d'ouvertures d'alimentation ( 68) pour permettre à l'air de refroi- dissement d'entrer dans la rampe à aiguilles ( 70); et un moyen formant une pluralité d'ouvertures de décharge ( 86) pour permettre à l'air de refroidissement de sortir de la rampe à aiguilles ( 70), et ce faisant, l'air de refroidissement entre dans la rampe à aiguilles ( 70) au travers des ouvertures d'alimentation ( 68), s'écoule au travers de la rampe à aiguilles ( 70) et sort de la rampe à aiguilles ( 70) pour refroidir la
partie aval.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/531,413 US5197852A (en) | 1990-05-31 | 1990-05-31 | Nozzle band overhang cooling |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2662742A1 true FR2662742A1 (fr) | 1991-12-06 |
Family
ID=24117533
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR9100752A Withdrawn FR2662742A1 (fr) | 1990-05-31 | 1991-01-23 | Dispositif de refroidissement de bandage de tuyere en porte-a-faux. |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5197852A (fr) |
| JP (1) | JPH04231605A (fr) |
| CA (1) | CA2039820A1 (fr) |
| DE (1) | DE4102033A1 (fr) |
| FR (1) | FR2662742A1 (fr) |
| GB (1) | GB2244520A (fr) |
| IL (1) | IL96976A (fr) |
Families Citing this family (74)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5252026A (en) * | 1993-01-12 | 1993-10-12 | General Electric Company | Gas turbine engine nozzle |
| US5649806A (en) * | 1993-11-22 | 1997-07-22 | United Technologies Corporation | Enhanced film cooling slot for turbine blade outer air seals |
| US5413458A (en) * | 1994-03-29 | 1995-05-09 | United Technologies Corporation | Turbine vane with a platform cavity having a double feed for cooling fluid |
| EP0777818B1 (fr) * | 1994-08-24 | 1998-10-14 | Westinghouse Electric Corporation | Ailette de turbine a gaz a plate-forme refroidie |
| EP0791127B1 (fr) * | 1994-11-10 | 2000-03-08 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Aube de turbine a gaz avec un renforcement interne avec refroidissement |
| US5560198A (en) * | 1995-05-25 | 1996-10-01 | United Technologies Corporation | Cooled gas turbine engine augmentor fingerseal assembly |
| DE59601728D1 (de) * | 1995-07-25 | 1999-05-27 | Siemens Ag | Erzeugnis mit einem metallischen grundkörper mit kühlkanälen und dessen herstellung |
| US5931641A (en) * | 1997-04-25 | 1999-08-03 | General Electric Company | Steam turbine blade having areas of different densities |
| WO1999060253A1 (fr) * | 1998-05-18 | 1999-11-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Plate-forme d'aube de turbine a refroidissement |
| US6077036A (en) * | 1998-08-20 | 2000-06-20 | General Electric Company | Bowed nozzle vane with selective TBC |
| DE19963377A1 (de) * | 1999-12-28 | 2001-07-12 | Abb Alstom Power Ch Ag | Turbinenschaufel mit aktiv gekühltem Deckbandelement |
| DE10016081A1 (de) * | 2000-03-31 | 2001-10-04 | Alstom Power Nv | Plattenförmiger, auskragender Bauteilabschnitt einer Gasturbine |
| US6402471B1 (en) * | 2000-11-03 | 2002-06-11 | General Electric Company | Turbine blade for gas turbine engine and method of cooling same |
| EP1207268B1 (fr) * | 2000-11-16 | 2005-02-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Aube de turbine à gaz et procédé de fabrication d'une aube de turbine à gaz |
| ATE500350T1 (de) * | 2001-07-17 | 2011-03-15 | Air Liquide | Verfahren zur herstellung einer passivierten oberfläche |
| US7832550B2 (en) * | 2001-07-17 | 2010-11-16 | American Air Liquide, Inc. | Reactive gases with concentrations of increased stability and processes for manufacturing same |
| US20030017359A1 (en) * | 2001-07-17 | 2003-01-23 | American Air Liquide, Inc. | Increased stability low concentration gases, products comprising same, and methods of making same |
| FR2833035B1 (fr) * | 2001-12-05 | 2004-08-06 | Snecma Moteurs | Plate-forme d'aube de distributeur pour moteur a turbine a gaz |
| JP4504184B2 (ja) * | 2002-05-29 | 2010-07-14 | レール・リキード−ソシエテ・アノニム・プール・レテュード・エ・レクスプロワタシオン・デ・プロセデ・ジョルジュ・クロード | 酸性ガスおよびマトリックスガスを含む水分の減少した組成物、この組成物を含む製品およびそれを製造するための方法 |
| US6749396B2 (en) * | 2002-06-17 | 2004-06-15 | General Electric Company | Failsafe film cooled wall |
| US7234304B2 (en) * | 2002-10-23 | 2007-06-26 | Pratt & Whitney Canada Corp | Aerodynamic trip to improve acoustic transmission loss and reduce noise level for gas turbine engine |
| US7108479B2 (en) * | 2003-06-19 | 2006-09-19 | General Electric Company | Methods and apparatus for supplying cooling fluid to turbine nozzles |
| US7029228B2 (en) * | 2003-12-04 | 2006-04-18 | General Electric Company | Method and apparatus for convective cooling of side-walls of turbine nozzle segments |
| US7140835B2 (en) * | 2004-10-01 | 2006-11-28 | General Electric Company | Corner cooled turbine nozzle |
| US7452184B2 (en) * | 2004-12-13 | 2008-11-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Airfoil platform impingement cooling |
| US7306859B2 (en) * | 2005-01-28 | 2007-12-11 | General Electric Company | Thermal barrier coating system and process therefor |
| US7255536B2 (en) * | 2005-05-23 | 2007-08-14 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil platform cooling circuit |
| US8708658B2 (en) * | 2007-04-12 | 2014-04-29 | United Technologies Corporation | Local application of a protective coating on a shrouded gas turbine engine component |
| US7766609B1 (en) | 2007-05-24 | 2010-08-03 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine vane endwall with float wall heat shield |
| US8376706B2 (en) * | 2007-09-28 | 2013-02-19 | General Electric Company | Turbine airfoil concave cooling passage using dual-swirl flow mechanism and method |
| US8235652B2 (en) * | 2007-12-29 | 2012-08-07 | General Electric Company | Turbine nozzle segment |
| US8296945B2 (en) * | 2007-12-29 | 2012-10-30 | General Electric Company | Method for repairing a turbine nozzle segment |
| US20090169361A1 (en) * | 2007-12-29 | 2009-07-02 | Michael Scott Cole | Cooled turbine nozzle segment |
| EP2093381A1 (fr) * | 2008-02-25 | 2009-08-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Aube rotorique ou statorique de turbine à plateforme refroidie |
| US8206101B2 (en) * | 2008-06-16 | 2012-06-26 | General Electric Company | Windward cooled turbine nozzle |
| EP2211024A1 (fr) | 2009-01-23 | 2010-07-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Moteur à turbine à gaz |
| CH700320A1 (de) * | 2009-01-30 | 2010-07-30 | Alstom Technology Ltd | Verfahren zum herstellen eines bauteils einer gasturbine. |
| US20100284800A1 (en) * | 2009-05-11 | 2010-11-11 | General Electric Company | Turbine nozzle with sidewall cooling plenum |
| US8490408B2 (en) * | 2009-07-24 | 2013-07-23 | Pratt & Whitney Canada Copr. | Continuous slot in shroud |
| GB201016423D0 (en) * | 2010-09-30 | 2010-11-17 | Rolls Royce Plc | Cooled rotor blade |
| EP2458148A1 (fr) * | 2010-11-25 | 2012-05-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Composant de turbomachine avec surface de refroidissement |
| US8814518B2 (en) * | 2010-10-29 | 2014-08-26 | General Electric Company | Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades |
| US8915712B2 (en) | 2011-06-20 | 2014-12-23 | General Electric Company | Hot gas path component |
| US8376705B1 (en) | 2011-09-09 | 2013-02-19 | Siemens Energy, Inc. | Turbine endwall with grooved recess cavity |
| US8870525B2 (en) | 2011-11-04 | 2014-10-28 | General Electric Company | Bucket assembly for turbine system |
| 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 |
| US8944751B2 (en) | 2012-01-09 | 2015-02-03 | General Electric Company | Turbine nozzle cooling assembly |
| US9039350B2 (en) | 2012-01-09 | 2015-05-26 | General Electric Company | Impingement cooling system for use with contoured surfaces |
| US9011079B2 (en) | 2012-01-09 | 2015-04-21 | General Electric Company | Turbine nozzle compartmentalized cooling system |
| US9133724B2 (en) | 2012-01-09 | 2015-09-15 | General Electric Company | Turbomachine component including a cover plate |
| US8864445B2 (en) | 2012-01-09 | 2014-10-21 | General Electric Company | Turbine nozzle assembly methods |
| US9011078B2 (en) | 2012-01-09 | 2015-04-21 | General Electric Company | Turbine vane seal carrier with slots for cooling and assembly |
| US9297261B2 (en) * | 2012-03-07 | 2016-03-29 | United Technologies Corporation | Airfoil with improved internal cooling channel pedestals |
| US9109452B2 (en) | 2012-06-05 | 2015-08-18 | United Technologies Corporation | Vortex generators for improved film effectiveness |
| US9175565B2 (en) | 2012-08-03 | 2015-11-03 | General Electric Company | Systems and apparatus relating to seals for turbine engines |
| US20140196433A1 (en) | 2012-10-17 | 2014-07-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component platform cooling |
| FR3013390B1 (fr) * | 2013-11-19 | 2019-01-25 | Safran Helicopter Engines | Turbomachine et procede de regulation |
| WO2015147930A2 (fr) * | 2013-12-19 | 2015-10-01 | United Technologies Corporation | Refroidissement de profil aérodynamique de turbine |
| US9765699B2 (en) * | 2014-12-30 | 2017-09-19 | General Electric Company | Gas turbine sealing |
| EP3043024A1 (fr) * | 2015-01-09 | 2016-07-13 | Siemens Aktiengesellschaft | Refroidissement de plate-forme d'aube et turbine à gaz correspondante |
| DE102015110615A1 (de) | 2015-07-01 | 2017-01-19 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Leitschaufel eines Gasturbinentriebwerks, insbesondere eines Flugtriebwerks |
| US9988916B2 (en) | 2015-07-16 | 2018-06-05 | General Electric Company | Cooling structure for stationary blade |
| US20170145834A1 (en) * | 2015-11-23 | 2017-05-25 | United Technologies Corporation | Airfoil platform cooling core circuits with one-wall heat transfer pedestals for a gas turbine engine component and systems for cooling an airfoil platform |
| US10221694B2 (en) * | 2016-02-17 | 2019-03-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component having vascular engineered lattice structure |
| JP6725273B2 (ja) * | 2016-03-11 | 2020-07-15 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 翼、これを備えているガスタービン |
| JP6936295B2 (ja) * | 2016-03-11 | 2021-09-15 | 三菱パワー株式会社 | 翼、ガスタービン、及び翼の製造方法 |
| US10260356B2 (en) * | 2016-06-02 | 2019-04-16 | General Electric Company | Nozzle cooling system for a gas turbine engine |
| CN105971674B (zh) * | 2016-07-29 | 2018-04-03 | 上海电气燃气轮机有限公司 | 燃气轮机轮缘密封结构及方法 |
| KR101873156B1 (ko) * | 2017-04-12 | 2018-06-29 | 두산중공업 주식회사 | 터빈 베인 및 이를 포함하는 가스 터빈 |
| US10370983B2 (en) | 2017-07-28 | 2019-08-06 | Rolls-Royce Corporation | Endwall cooling system |
| US10577944B2 (en) | 2017-08-03 | 2020-03-03 | General Electric Company | Engine component with hollow turbulators |
| US10590778B2 (en) | 2017-08-03 | 2020-03-17 | General Electric Company | Engine component with non-uniform chevron pins |
| US20190085706A1 (en) * | 2017-09-18 | 2019-03-21 | General Electric Company | Turbine engine airfoil assembly |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1322802A (en) * | 1969-12-01 | 1973-07-11 | Gen Electric | Gas turbine engines and engine subassemblies including a temperautre control arrangement for a row of turbine blades therein |
| WO1980000988A1 (fr) * | 1978-11-06 | 1980-05-15 | Nordisk Ventilator | Revetement resistant a l'usure pour la protection d'organes metalliques contre l'erosion due aux particules abrasives porte par l'air, et aube de ventilateur pourvue d'un tel revetement |
| GB2054749A (en) * | 1979-07-09 | 1981-02-18 | Westinghouse Electric Corp | Cooled turbind vane |
| US4353679A (en) * | 1976-07-29 | 1982-10-12 | General Electric Company | Fluid-cooled element |
| GB2107405A (en) * | 1981-10-13 | 1983-04-27 | Rolls Royce | Nozzle guide vane for a gas turbine engine |
| US4605452A (en) * | 1981-12-14 | 1986-08-12 | United Technologies Corporation | Single crystal articles having controlled secondary crystallographic orientation |
| US4880614A (en) * | 1988-11-03 | 1989-11-14 | Allied-Signal Inc. | Ceramic thermal barrier coating with alumina interlayer |
Family Cites Families (44)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1755321A (en) * | 1926-04-02 | 1930-04-22 | Welding Engineers | Welding hydraulic apparatus |
| US2737366A (en) * | 1950-05-02 | 1956-03-06 | Simmering Graz Pauker Ag | Gas turbine |
| US3388888A (en) * | 1966-09-14 | 1968-06-18 | Gen Electric | Cooled turbine nozzle for high temperature turbine |
| US3649225A (en) * | 1969-11-17 | 1972-03-14 | United Aircraft Corp | Composite coating for the superalloys |
| BE755567A (fr) * | 1969-12-01 | 1971-02-15 | Gen Electric | Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe |
| US3800864A (en) * | 1972-09-05 | 1974-04-02 | Gen Electric | Pin-fin cooling system |
| US3867065A (en) * | 1973-07-16 | 1975-02-18 | Westinghouse Electric Corp | Ceramic insulator for a gas turbine blade structure |
| US3864199A (en) * | 1973-07-26 | 1975-02-04 | Gen Motors Corp | Angular discharge porous sheet |
| US3992126A (en) * | 1975-03-25 | 1976-11-16 | United Technologies Corporation | Turbine cooling |
| US4040767A (en) * | 1975-06-02 | 1977-08-09 | United Technologies Corporation | Coolable nozzle guide vane |
| GB1605219A (en) * | 1975-10-02 | 1984-08-30 | Rolls Royce | Stator vane for a gas turbine engine |
| US4012167A (en) * | 1975-10-14 | 1977-03-15 | United Technologies Corporation | Turbomachinery vane or blade with cooled platforms |
| US4017213A (en) * | 1975-10-14 | 1977-04-12 | United Technologies Corporation | Turbomachinery vane or blade with cooled platforms |
| GB1514613A (en) * | 1976-04-08 | 1978-06-14 | Rolls Royce | Blade or vane for a gas turbine engine |
| GB1553701A (en) * | 1976-05-14 | 1979-09-26 | Rolls Royce | Nozzle guide vane for a gas turbine engine |
| GB1605297A (en) * | 1977-05-05 | 1988-06-08 | Rolls Royce | Nozzle guide vane structure for a gas turbine engine |
| US4157232A (en) * | 1977-10-31 | 1979-06-05 | General Electric Company | Turbine shroud support |
| US4177004A (en) * | 1977-10-31 | 1979-12-04 | General Electric Company | Combined turbine shroud and vane support structure |
| US4286924A (en) * | 1978-01-14 | 1981-09-01 | Rolls-Royce Limited | Rotor blade or stator vane for a gas turbine engine |
| US4187054A (en) * | 1978-04-20 | 1980-02-05 | General Electric Company | Turbine band cooling system |
| GB2037901B (en) * | 1978-11-25 | 1982-07-28 | Rolls Royce | Nozzle guide vane assembly |
| GB2042643B (en) * | 1979-01-02 | 1982-12-08 | Rolls Royce | Cooled gas turbine engine |
| US4277222A (en) * | 1979-01-11 | 1981-07-07 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine engine compressor |
| US4288201A (en) * | 1979-09-14 | 1981-09-08 | United Technologies Corporation | Vane cooling structure |
| US4693667A (en) * | 1980-04-29 | 1987-09-15 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine inlet nozzle with cooling means |
| US4565490A (en) * | 1981-06-17 | 1986-01-21 | Rice Ivan G | Integrated gas/steam nozzle |
| GB2163218B (en) * | 1981-07-07 | 1986-07-16 | Rolls Royce | Cooled vane or blade for a gas turbine engine |
| US4804311A (en) * | 1981-12-14 | 1989-02-14 | United Technologies Corporation | Transverse directional solidification of metal single crystal articles |
| US4515526A (en) * | 1981-12-28 | 1985-05-07 | United Technologies Corporation | Coolable airfoil for a rotary machine |
| US4551064A (en) * | 1982-03-05 | 1985-11-05 | Rolls-Royce Limited | Turbine shroud and turbine shroud assembly |
| JPS58194782A (ja) * | 1982-03-05 | 1983-11-12 | ロ−ルス−ロイス・リミテツド | 複合材料被覆物および物品への適用法 |
| US4525997A (en) * | 1983-08-01 | 1985-07-02 | United Technologies Corporation | Stator assembly for bounding the flow path of a gas turbine engine |
| US4627233A (en) * | 1983-08-01 | 1986-12-09 | United Technologies Corporation | Stator assembly for bounding the working medium flow path of a gas turbine engine |
| GB2152150A (en) * | 1983-12-27 | 1985-07-31 | Gen Electric | Anti-icing inlet guide vane |
| US4885216A (en) * | 1987-04-03 | 1989-12-05 | Avco Corporation | High strength nickel base single crystal alloys |
| DE3514352A1 (de) * | 1985-04-20 | 1986-10-23 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Gasturbinentriebwerk mit einrichtungen zur abzweigung von verdichterluft zur kuehlung von heissteilen |
| JPH076366B2 (ja) * | 1985-08-20 | 1995-01-30 | 三菱重工業株式会社 | ガスタ−ビン静翼 |
| US4712979A (en) * | 1985-11-13 | 1987-12-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Self-retained platform cooling plate for turbine vane |
| US4798515A (en) * | 1986-05-19 | 1989-01-17 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Variable nozzle area turbine vane cooling |
| US4821522A (en) * | 1987-07-02 | 1989-04-18 | United Technologies Corporation | Sealing and cooling arrangement for combustor vane interface |
| JP2862536B2 (ja) * | 1987-09-25 | 1999-03-03 | 株式会社東芝 | ガスタービンの翼 |
| GB2210935B (en) * | 1987-10-10 | 1992-05-27 | Rolls Royce Plc | Variable stator vane assembly |
| JP2753235B2 (ja) * | 1987-10-23 | 1998-05-18 | 財団法人電力中央研究所 | 遮熱緩衝層製造方法 |
| US4916022A (en) * | 1988-11-03 | 1990-04-10 | Allied-Signal Inc. | Titania doped ceramic thermal barrier coatings |
-
1990
- 1990-05-31 US US07/531,413 patent/US5197852A/en not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-01-21 IL IL96976A patent/IL96976A/xx not_active IP Right Cessation
- 1991-01-23 JP JP3021343A patent/JPH04231605A/ja active Pending
- 1991-01-23 FR FR9100752A patent/FR2662742A1/fr not_active Withdrawn
- 1991-01-24 DE DE4102033A patent/DE4102033A1/de not_active Withdrawn
- 1991-01-25 GB GB9101638A patent/GB2244520A/en not_active Withdrawn
- 1991-04-04 CA CA002039820A patent/CA2039820A1/fr not_active Abandoned
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1322802A (en) * | 1969-12-01 | 1973-07-11 | Gen Electric | Gas turbine engines and engine subassemblies including a temperautre control arrangement for a row of turbine blades therein |
| US4353679A (en) * | 1976-07-29 | 1982-10-12 | General Electric Company | Fluid-cooled element |
| WO1980000988A1 (fr) * | 1978-11-06 | 1980-05-15 | Nordisk Ventilator | Revetement resistant a l'usure pour la protection d'organes metalliques contre l'erosion due aux particules abrasives porte par l'air, et aube de ventilateur pourvue d'un tel revetement |
| GB2054749A (en) * | 1979-07-09 | 1981-02-18 | Westinghouse Electric Corp | Cooled turbind vane |
| GB2107405A (en) * | 1981-10-13 | 1983-04-27 | Rolls Royce | Nozzle guide vane for a gas turbine engine |
| US4605452A (en) * | 1981-12-14 | 1986-08-12 | United Technologies Corporation | Single crystal articles having controlled secondary crystallographic orientation |
| US4880614A (en) * | 1988-11-03 | 1989-11-14 | Allied-Signal Inc. | Ceramic thermal barrier coating with alumina interlayer |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| NTIS TECH NOTES. avril 1989, SPRINGFIELD, VA US page 282 N.A.S.A: ""Preferred Secondary Crystal Orientation for Turbine Blades" * |
| THIN SOLID FILMS. vol. 127, no. 1/2, mai 1985, LAUSANNE CH pages 93 - 105; Thomas E. Strangman: "Thermal barrier coatings for turbine airfoils" * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US5197852A (en) | 1993-03-30 |
| IL96976A (en) | 1993-07-08 |
| JPH04231605A (ja) | 1992-08-20 |
| IL96976A0 (en) | 1992-03-29 |
| GB9101638D0 (en) | 1991-03-06 |
| GB2244520A (en) | 1991-12-04 |
| DE4102033A1 (de) | 1991-12-05 |
| CA2039820A1 (fr) | 1991-12-01 |
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