EP1936125A1 - Compresseur de turbomachine - Google Patents

Compresseur de turbomachine Download PDF

Info

Publication number
EP1936125A1
EP1936125A1 EP06292027A EP06292027A EP1936125A1 EP 1936125 A1 EP1936125 A1 EP 1936125A1 EP 06292027 A EP06292027 A EP 06292027A EP 06292027 A EP06292027 A EP 06292027A EP 1936125 A1 EP1936125 A1 EP 1936125A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
ferrules
annular
blades
flanges
compressor
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
EP06292027A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP1936125B1 (fr
Inventor
Enrique Penalver Castro
Frédéric Gebbia
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 Aero Boosters SA
Original Assignee
Techspace Aero SA
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 Techspace Aero SA filed Critical Techspace Aero SA
Priority to ES06292027T priority Critical patent/ES2323283T3/es
Priority to AT06292027T priority patent/ATE425346T1/de
Priority to EP06292027A priority patent/EP1936125B1/fr
Priority to DE602006005693T priority patent/DE602006005693D1/de
Publication of EP1936125A1 publication Critical patent/EP1936125A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP1936125B1 publication Critical patent/EP1936125B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements

Definitions

  • the present invention relates to a turbomachine compressor, in particular a low-pressure compressor, and a turbomachine such as a turbojet engine or an airplane turboprop engine equipped with this compressor.
  • a low-pressure turbomachine compressor comprises a plurality of compression stages each comprising an upstream annular row of rotor blades rotating inside a fixed casing and driven by a shaft of the turbomachine, and a downstream annular row of fixed blades for rectifying the flow of air, which are carried by the casing at their radially outer ends.
  • the casing has a substantially cylindrical or frustoconical shape and is formed of annular rings arranged coaxially end to end, and each carrying an annular row of fixed vanes rectification.
  • the ferrules comprise at their ends cylindrical flanges each terminating in an annular flange.
  • the cylindrical upstream rim of greater axial dimension of each ferrule surrounds the annular row of upstream rotor blades, and comprises an upstream annular flange for attachment on a corresponding flange provided on the downstream cylindrical rim of smaller axial dimension of another shell located upstream.
  • the joining plane of the fastening flanges of two adjacent ferrules extends substantially upstream of the leading edges of the rotor blades located between the vanes carried by these ferrules.
  • the junction plane of these flanges may extend downstream of the trailing edges of the rotor blades located between the vanes carried by the ferrules.
  • An annular element of abradable material is fixed on the inner cylindrical surface of the axial large upstream flange of each ferrule, and cooperates with the tops of the blades to limit the radial clearances between the blades and the casing.
  • the purpose of the invention is in particular to provide a simple solution, effective and economical to all of the aforementioned problems of the prior art.
  • turbomachine compressor comprising a substantially cylindrical housing formed of annular ferrules arranged coaxially end to end and each carrying an annular row of straightening vanes, the ferrules having at their axial ends cylindrical flanges carrying annular flanges. fastening ferrules together, characterized in that the flanges for fixing two adjacent ferrules are in the axial direction substantially in the middle of an annular row of blades located between these ferrules.
  • the flanges for fixing the flanges of two adjacent ferrules surround an annular array of moving blades, the flanges of these ferrules having substantially the same axial dimension.
  • the upstream and downstream cylindrical flanges of a ferrule may have the same axial dimension or different axial dimensions.
  • the fastening flanges of two adjacent ferrules surround rotor blades and are substantially equidistant from the ferrules, which makes it possible to stiffen the crankcase, which can thus withstand significant shocks such as those produced by parts of blades when rupture of the compressor rotor.
  • the axial dimensions of the upstream and downstream flanges of each shell can be optimized so as to reduce the axial size of the compressor, which was not possible in the current technique.
  • the cylindrical edges of the ends of the adjacent ferrules extend over at least the entire axial length of the blades situated between these ferrules and form an annular groove around these moving blades, this annular groove having a internal diameter greater than the outer diameter of the theoretical vein in this part of the housing.
  • An element of abradable material may be mounted in the annular groove and advantageously has an axial dimension at least equal to that of the top of the blades which it surrounds, and an internal diameter equal to or greater than the external diameter of the theoretical vein in this part crankcase.
  • the outer diameter of the blades of each annular row can thus be, cold, equal to or greater than the outer diameter of the theoretical vein in the corresponding part of the housing.
  • the abradable element can be in two parts mounted end to end, each part of the abradable element being fixed on a cylindrical end rim of a ferrule.
  • the abradable element extends on either side of the junction plane between the ferrules, which limits the formation of projections within the housing.
  • the tops of the moving blades which come into operation use the abradable element by friction make it possible to make up for any unevenness or protrusion between the two parts of the element. abradable.
  • the invention also relates to a turbomachine such as a turbojet engine or a turboprop engine, characterized in that it comprises a compressor as described above.
  • the compressor 10 of the figure 1 comprises a number of compression stages of which only one has been shown, each stage comprising an annular row of rotor blades 12, whose radially inner ends are fixed on a disk carried by a shaft of the turbomachine, and a annular row of fixed vanes 14 of rectification, arranged downstream of the annular row of moving blades 12 and whose radially outer ends are carried by a substantially cylindrical housing 16 of axis 18.
  • the housing 16 is formed of annular ferrules 20, 22 arranged coaxially end to end, and each carrying a row of fixed blades 14.
  • the ferrules 20, 22 each comprise an upstream cylindrical rim 26 and a downstream cylindrical rim 28 ending in annular flanges 30, 30 'for fixing ferrules together.
  • the flange 30 carried by the upstream flange of the shell 22 is applied and tightened by appropriate means of the screw-nut type on the corresponding flange 30 'carried by the downstream flange of the ferrule 20 located upstream.
  • the upstream flange 26 of the shell 22 further comprises at its free end a cylindrical surface 31 in which is engaged the downstream end of the downstream flange 28 of the shell 20.
  • junction plane J of the fastening flanges 30, 30 'of two adjacent ferrules extends substantially upstream of the leading edges (or downstream of the trailing edges) of the blades 12 situated between these ferrules. ( figure 2 ).
  • this technique has several disadvantages detailed in the foregoing.
  • the invention provides a simple and effective solution to all of these problems by moving in the axial direction of the junction plane J 'flanges 20, 20' substantially in the middle of the blades 12 and the formation of a ring groove ("Trench") in the edges of the ferrules around the blades.
  • the upstream cylindrical flange 26 of each ferrule 20, 22 has an axial dimension substantially equal to that of the downstream cylindrical flange 28 to which it is attached.
  • the flanges 26, 28 connecting two ferrules adjacent ones surround a row of moving blades 12 and define an annular groove 32 opening radially inwards.
  • each flange 26, 28 has an end portion 36 of small axial dimension and small internal diameter which is aligned axially with a shell 20.
  • Each flange 26, 28 further comprises an end portion 40 of larger axial dimension and larger internal diameter which extends around the blades 12 and internally delimits a portion of the annular groove 32 above.
  • the inside diameter of the end portion 40 of the flange is greater than the outside diameter D of the theoretical vein in the corresponding part of the casing, and the inside diameter of the end portion 36 of this flange is substantially equal to the outside diameter D of this theoretical vein.
  • a cylindrical element 34 of abradable material is fixed in the annular groove 32 and extends around the blades 12, over substantially their entire axial dimension. This element 34 is intended to cooperate with the tops of the blades to prevent the passage of air in axial direction between the tops of the blades 12 and the casing 16, as will be described in more detail in the following.
  • the element 34 is formed of two parts mounted coaxially end to end. Each of these parts is fixed by appropriate means on an end portion 40 of larger internal diameter of a flange 26, 28.
  • the internal diameter of each portion of the abradable element is substantially equal to one of its axial ends, with that of the end portion 36 of the flange to which it is attached, and at the other of its ends, with that of the other complementary part of the element.
  • the outer diameter of the blades is, in the cold, substantially equal to the external diameter D of the theoretical vein in the corresponding part of the casing, that is to say that the tops of the blades 12 are aligned axially with the cylindrical surface internal part of the housing.
  • the tops of the blades 12 define with the abradable element 34 which surrounds them a small radial clearance so as to limit the passage of air between the blades 12 and the casing 16.
  • the blades 12 expand more or less in the radial direction and this radial clearance can disappear.
  • the tops of the blades then come into contact with the abradable element 34 by friction, which makes it possible to make up any jump or difference between the two parts of the abradable element 34.
  • the invention has many other advantages detailed above.

Landscapes

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

Abstract

Compresseur (10) de turbomachine, comprenant un carter cylindrique (16) formé de viroles annulaires (20, 22) portant chacune une rangée annulaire d'aubes fixes (14) et ayant à leurs extrémités axiales des brides annulaires (30, 30') de fixation des viroles entre elles, les brides de fixation de deux viroles adjacentes étant en direction axiale sensiblement au milieu d'une rangée annulaire d'aubes mobiles (12) située entre ces viroles.

Description

  • La présente invention concerne un compresseur de turbomachine, en particulier un compresseur basse-pression, ainsi qu'une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion équipé de ce compresseur.
  • Un compresseur basse-pression de turbomachine comprend plusieurs étages de compression comportant chacun une rangée annulaire amont d'aubes mobiles de rotor tournant à l'intérieur d'un carter fixe et entraînées par un arbre de la turbomachine, et une rangée annulaire aval d'aubes fixes de redressement du flux d'air, qui sont portées par le carter à leurs extrémités radialement externes.
  • Le carter a une forme sensiblement cylindrique ou tronconique et est formé de viroles annulaires disposées coaxialement bout à bout, et portant chacune une rangée annulaire d'aubes fixes de redressement.
  • Dans la technique actuelle, les viroles comprennent à leurs extrémités des rebords cylindriques se terminant chacun par une bride annulaire. Le rebord cylindrique amont de plus grande dimension axiale de chaque virole entoure la rangée annulaire d'aubes de rotor située en amont, et comprend une bride annulaire amont de fixation sur une bride correspondante prévue sur le rebord cylindrique aval de plus petite dimension axiale d'une autre virole située en amont. Le plan de jonction des brides de fixation de deux viroles adjacentes s'étend sensiblement en amont des bords d'attaque des aubes de rotor situées entre les aubes fixes portées par ces viroles. Selon les moteurs, le plan de jonction de ces brides peut s'étendre en aval des bords de fuite des aubes de rotor situées entre les aubes fixes portées par les viroles.
  • Un élément annulaire en matériau abradable est fixé sur la surface cylindrique interne du rebord amont de grande dimension axiale de chaque virole, et coopère avec les sommets des aubes mobiles pour limiter les jeux radiaux entre les aubes mobiles et le carter.
  • La technique précitée de fixation des viroles du carter présente un certain nombre d'inconvénients indiqués ci-dessous :
    • les parties des viroles situées au droit des aubes mobiles sont relativement fragiles, si bien qu'elles ne permettent pas toujours de retenir les aubes ou des parties d'aubes en cas de casse du rotor du compresseur ;
    • après le serrage des brides annulaires, il se peut que l'élément abradable ne soit pas parfaitement aligné en direction axiale avec la virole amont, ce qui crée un ressaut à l'intérieur du carter entre la virole amont et l'élément abradable qui peut provoquer des perturbations et des pertes de charge dans le flux d'air et diminuer les performances de la turbomachine ;
    • comme les aubes fixes sont rapportées et fixées par soudure sur les viroles, les rebords doivent avoir une dimension axiale suffisante pour que leurs brides, où se concentrent des contraintes importantes en fonctionnement, soient suffisamment éloignées des soudures, ce qui se traduit par un encombrement axial important du compresseur ;
    • le sens de montage et de démontage, de l'amont vers l'aval ou de l'aval vers l'amont, des étages du compresseur est en général imposé par l'inclinaison et la forme de la veine du compresseur, ce qui peut compliquer les opérations de maintenance du compresseur. A titre d'exemple, le montage/démontage des étages du compresseur est plus complexe lorsque la veine du compresseur est faiblement inclinée par rapport à l'axe de rotation des aubes mobiles, par exemple de l'ordre de 0 à 15° ;
    • au repos et à froid, les sommets des aubes mobiles ne peuvent être alignés sur le diamètre externe de la veine théorique dans la partie correspondante du carter. Cependant, dans une configuration idéale, le diamètre externe des rangées annulaires d'aubes mobiles doit être au moins égal à celui de la veine théorique, pendant les différentes phases de fonctionnement du moteur, de manière à limiter le passage d'air entre les sommets des aubes mobiles et le carter.
  • L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à l'ensemble des problèmes précités de la technique antérieure.
  • Elle propose à cet effet un compresseur de turbomachine, comprenant un carter sensiblement cylindrique formé de viroles annulaires disposées coaxialement bout à bout et portant chacune une rangée annulaire d'aubes de redressement, les viroles ayant à leurs extrémités axiales des rebords cylindriques portant des brides annulaires de fixation des viroles entre elles, caractérisé en ce que les brides de fixation de deux viroles adjacentes sont en direction axiale sensiblement au milieu d'une rangée annulaire d'aubes mobiles située entre ces viroles.
  • Selon l'invention, les brides de fixation des rebords de deux viroles adjacentes entourent une rangée annulaire d'aubes mobiles, les rebords de ces viroles ayant sensiblement la même dimension axiale. Les rebords cylindriques amont et aval d'une virole peuvent avoir une même dimension axiale ou des dimensions axiales différentes. Cette invention permet de remédier à l'ensemble des problèmes précités.
  • Les brides de fixation de deux viroles adjacentes entourent des aubes de rotor et sont sensiblement à égale distance des viroles, ce qui permet de rigidifier le carter qui peut ainsi résister à des chocs importants tels que ceux produits par des parties d'aubes mobiles lors de la rupture du rotor du compresseur. Les dimensions axiales des rebords amont et aval de chaque virole peuvent être optimisées de manière à diminuer l'encombrement axial du compresseur, ce qui n'était pas possible dans la technique actuelle.
  • Selon une autre caractéristique de l'invention, les rebords cylindriques des extrémités des viroles adjacentes s'étendent au moins sur toute la longueur axiale des aubes mobiles situées entre ces viroles et forment une rainure annulaire autour de ces aubes mobiles, cette rainure annulaire ayant un diamètre interne supérieur au diamètre externe de la veine théorique dans cette partie du carter.
  • Un élément en matériau abradable peut être monté dans la rainure annulaire et a avantageusement une dimension axiale au moins égale à celle du sommet des aubes mobiles qu'il entoure, et un diamètre interne égal ou supérieur au diamètre externe de la veine théorique dans cette partie du carter. Le diamètre externe des aubes mobiles de chaque rangée annulaire peut ainsi être, à froid, égal voire supérieur au diamètre externe de la veine théorique dans la partie correspondante du carter. L'élément abradable peut être en deux parties montées bout à bout, chaque partie de l'élément abradable étant fixé sur un rebord cylindrique d'extrémité d'une virole.
  • L'élément abradable s'étend de part et d'autre du plan de jonction entre les viroles, ce qui limite la formation de ressauts à l'intérieur du carter. En cas de désalignement des parties amont et aval de l'élément lors du serrage des brides, les sommets des aubes mobiles qui viennent en fonctionnement user par frottement l'élément abradable permettent de rattraper tout dénivellement ou ressaut entre les deux parties de l'élément abradable.
  • L'invention concerne également une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comprend un compresseur tel que décrit dans ce qui précède.
  • L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques, détails et avantages de celle-ci, apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit, faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
    • la figure 1 est une demi-vue très schématique en coupe axiale d'une partie d'un compresseur basse-pression d'une turbomachine selon l'invention ;
    • la figure 2 est une vue à plus grande échelle d'une partie de la figure 1.
  • Dans les figures, ce qui se trouve à gauche est en amont et ce qui se trouve à droite est en aval par rapport au sens d'écoulement de l'air dans le compresseur.
  • Le compresseur 10 de la figure 1 comprend un certain nombre d'étages de compression dont un seul a été représenté, chaque étage comportant une rangée annulaire d'aubes mobiles 12 de rotor, dont les extrémités radialement internes sont fixées sur un disque porté par un arbre de la turbomachine, et une rangée annulaire d'aubes fixes 14 de redressement, agencées en aval de la rangée annulaire d'aubes mobile 12 et dont les extrémités radialement externes sont portées par un carter 16 sensiblement cylindrique d'axe 18.
  • Le carter 16 est formé de viroles annulaires 20, 22 disposées coaxialement bout à bout, et portant chacune une rangée d'aubes fixes 14. Les viroles 20, 22 comportent chacune un rebord cylindrique amont 26 et un rebord cylindrique aval 28 se terminant par des brides annulaires 30, 30' de fixation des viroles entre elles. La bride 30 portée par le rebord amont de la virole 22 est appliquée et serrée par des moyens appropriés du type vis-écrou sur la bride 30' correspondante portée par le rebord aval de la virole 20 située en amont. Le rebord amont 26 de la virole 22 comprend en outre à son extrémité libre une portée cylindrique 31 dans laquelle est engagée l'extrémité aval du rebord aval 28 de la virole 20.
  • Dans la technique antérieure, le plan de jonction J des brides de fixation 30, 30' de deux viroles adjacentes s'étend sensiblement en amont des bords d'attaque (ou en aval des bords de fuite) des aubes mobiles 12 situées entre ces viroles (figure 2). Cependant, cette technique présente plusieurs inconvénients détaillés dans ce qui précède.
  • L'invention apporte une solution simple et efficace à l'ensemble de ces problèmes grâce au déplacement en direction axiale du plan de jonction J' des brides 20, 20' sensiblement au milieu des aubes mobiles 12 et à la formation d'une rainure annulaire (« trench ») dans les rebords des viroles autour des aubes mobiles.
  • Selon l'invention, le rebord cylindrique amont 26 de chaque virole 20, 22 a une dimension axiale sensiblement égale à celle du rebord cylindrique aval 28 auquel il est fixé. Les rebords 26, 28 de liaison de deux viroles adjacentes entourent une rangée d'aubes mobiles 12 et définissent une rainure annulaire 32 débouchant radialement vers l'intérieur.
  • Dans l'exemple représenté, chaque rebord 26, 28 comporte une partie d'extrémité 36 de faible dimension axiale et de faible diamètre interne qui est alignée axialement avec une virole 20. Chaque rebord 26, 28 comporte en outre une partie d'extrémité 40 de plus grande dimension axiale et de plus grand diamètre interne qui s'étend autour des aubes mobiles 12 et délimite intérieurement une partie de la rainure annulaire 32 précitée. Le diamètre interne de la partie d'extrémité 40 du rebord est supérieur au diamètre externe D de la veine théorique dans la partie correspondante du carter, et le diamètre interne de la partie d'extrémité 36 de ce rebord est sensiblement égal au diamètre externe D de cette veine théorique.
  • Un élément cylindrique 34 en matériau abradable est fixé dans la rainure annulaire 32 et s'étend autour des aubes mobiles 12, sur sensiblement toute leur dimension axiale. Cet élément 34 est destiné à coopérer avec les sommets des aubes mobiles pour empêcher le passage d'air en direction axiale entre les sommets des aubes 12 et le carter 16, comme cela sera décrit plus en détail dans ce qui suit.
  • L'élément 34 est formé de deux parties montées coaxialement bout à bout. Chacune de ces parties est fixée par des moyens appropriés sur une partie d'extrémité 40 de plus grand diamètre interne d'un rebord 26, 28. Le diamètre interne de chaque partie de l'élément abradable est sensiblement égal, à l'une de ses extrémités axiales, avec celui de la partie d'extrémité 36 du rebord auquel elle est fixée, et à l'autre de ses extrémités, avec celui de l'autre partie complémentaire de l'élément.
  • Comme cela est bien visible en figure 2, le diamètre externe des aubes mobiles est, à froid, sensiblement égal au diamètre externe D de la veine théorique dans la partie correspondante du carter, c'est-à-dire que les sommets des aubes mobiles 12 sont alignés axialement avec la surface cylindrique interne de cette partie du carter. Les sommets des aubes 12 définissent avec l'élément abradable 34 qui les entoure un faible jeu radial de manière à limiter le passage d'air entre les aubes 12 et le carter 16. En fonctionnement et selon le régime du moteur, les aubes mobiles 12 se dilatent plus ou moins en direction radiale et ce jeu radial peut disparaître. Les sommets des aubes viennent alors user par frottement l'élément abradable 34, ce qui permet de rattraper tout ressaut ou dénivellement entre les deux parties de l'élément abradable 34.
  • L'invention présente de nombreux autres avantages détaillés ci-dessus.

Claims (6)

  1. Compresseur de turbomachine, comprenant un carter (16) sensiblement cylindrique formé de viroles annulaires (20, 22) disposées coaxialement bout à bout et portant chacune une rangée annulaire d'aubes de redressement (14), les viroles ayant à leurs extrémités axiales des rebords cylindriques (26, 28) portant des brides annulaires (30, 30') de fixation des viroles entre elles, caractérisé en ce que les brides de fixation de deux viroles adjacentes sont en direction axiale sensiblement au milieu d'une rangée annulaire d'aubes mobiles (12) située entre ces viroles.
  2. Compresseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que les rebords cylindriques (26, 28) des extrémités des viroles adjacentes s'étendent au moins sur toute la longueur axiale des aubes mobiles (12) situées entre ces viroles et forment une rainure annulaire (32) autour de ces aubes mobiles, cette rainure annulaire ayant un diamètre interne supérieur au diamètre externe (D) de la veine théorique dans cette partie du carter.
  3. Compresseur selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'un élément (34) en matériau abradable est monté dans la rainure annulaire (32) et a une dimension axiale au moins égale à celle du sommet des aubes mobiles (12) qu'il entoure, et un diamètre interne égal ou supérieur au diamètre externe (D) de la veine théorique dans cette partie du carter.
  4. Compresseur selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'élément abradable (34) est en deux parties montées bout à bout, chaque partie de l'élément abradable étant fixé sur un rebord cylindrique d'extrémité (26, 28) d'une virole.
  5. Compresseur selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que, à froid, le diamètre externe des aubes mobiles (12) de chaque rangée annulaire est égal au diamètre externe (D) de la veine théorique dans la partie correspondante du carter.
  6. Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comprend un compresseur (10) selon l'une des revendications précédentes.
EP06292027A 2006-12-22 2006-12-22 Compresseur de turbomachine Active EP1936125B1 (fr)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ES06292027T ES2323283T3 (es) 2006-12-22 2006-12-22 Compresor de turbomaquina.
AT06292027T ATE425346T1 (de) 2006-12-22 2006-12-22 Turbomaschinenverdichter
EP06292027A EP1936125B1 (fr) 2006-12-22 2006-12-22 Compresseur de turbomachine
DE602006005693T DE602006005693D1 (de) 2006-12-22 2006-12-22 Turbomaschinenverdichter

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP06292027A EP1936125B1 (fr) 2006-12-22 2006-12-22 Compresseur de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1936125A1 true EP1936125A1 (fr) 2008-06-25
EP1936125B1 EP1936125B1 (fr) 2009-03-11

Family

ID=37913167

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP06292027A Active EP1936125B1 (fr) 2006-12-22 2006-12-22 Compresseur de turbomachine

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP1936125B1 (fr)
AT (1) ATE425346T1 (fr)
DE (1) DE602006005693D1 (fr)
ES (1) ES2323283T3 (fr)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2733314A1 (fr) * 2012-11-15 2014-05-21 Techspace Aero S.A. Brides radiales de fixation et de positionnement pour viroles de carter de turbomachine axiale
US8926277B2 (en) 2011-03-03 2015-01-06 Rolls-Royce Plc Fan casing for a turbofan engine
US10100674B2 (en) 2012-11-15 2018-10-16 Safran Aero Boosters Sa Radial fixing and positioning flanges for shells of axial turbine compressor housings
FR3098241A1 (fr) * 2019-07-04 2021-01-08 Safran Aircraft Engines Tambour pour une turbomachine d’aeronef

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB960812A (en) 1963-04-08 1964-06-17 Rolls Royce Compressor for a gas turbine engine
WO1995025879A1 (fr) 1994-03-21 1995-09-28 United Technologies Corporation Ensemble aubes pour stator de compresseur

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB960812A (en) 1963-04-08 1964-06-17 Rolls Royce Compressor for a gas turbine engine
WO1995025879A1 (fr) 1994-03-21 1995-09-28 United Technologies Corporation Ensemble aubes pour stator de compresseur

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8926277B2 (en) 2011-03-03 2015-01-06 Rolls-Royce Plc Fan casing for a turbofan engine
EP2733314A1 (fr) * 2012-11-15 2014-05-21 Techspace Aero S.A. Brides radiales de fixation et de positionnement pour viroles de carter de turbomachine axiale
US10100674B2 (en) 2012-11-15 2018-10-16 Safran Aero Boosters Sa Radial fixing and positioning flanges for shells of axial turbine compressor housings
FR3098241A1 (fr) * 2019-07-04 2021-01-08 Safran Aircraft Engines Tambour pour une turbomachine d’aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
DE602006005693D1 (de) 2009-04-23
ES2323283T3 (es) 2009-07-10
ATE425346T1 (de) 2009-03-15
EP1936125B1 (fr) 2009-03-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1970537B1 (fr) Soufflante de turbomachine
EP1811131B1 (fr) Ensemble de redresseurs fixes sectorise pour un compresseur de turbomachine
EP2678531B1 (fr) Rotor de soufflante et turboréacteur associé
EP2085574A1 (fr) Centrage d'une pièce à l'intérieur d'un arbre
EP3775498B1 (fr) Dispositif de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
EP3775501B1 (fr) Dispositif de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
CA2647057C (fr) Distributeur sectorise pour une turbomachine
WO2013156734A1 (fr) Etage de turbine pour une turbomachine
WO2015079144A1 (fr) Dispositif de guidage d'aubes de redresseur a angle de calage variable de turbomachine et procédé d'assemblage d'un tel dispositif.
FR2980235A1 (fr) Anneau pour une turbine de turbomachine
EP2060751B1 (fr) Etage de turbine ou de compresseur d'un turboréacteur
WO2013150224A1 (fr) Redresseur a calage variable pour compresseur de turbomachine comprenant deux anneaux internes
WO2015079156A1 (fr) Dispositif pour le centrage et le guidage en rotation d'un arbre de turbomachine comprenant des moyens améliorés de rétention de bague extérieure de palier
EP1936125B1 (fr) Compresseur de turbomachine
FR2971022A1 (fr) Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine
EP2917518B1 (fr) Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine
FR2942638A1 (fr) Secteur angulaire de redresseur pour compresseur de turbomachine
CA2577502A1 (fr) Roue de rotor de turbomachine
WO2014037653A1 (fr) Rotor de soufflante, en particulier pour une turbomachine
WO2018002480A1 (fr) Ensemble de fixation d'un distributeur a un element de structure d'une turbomachine
FR2933150A1 (fr) Etage redresseur dans un compresseur de turbomachine
BE1025131A1 (fr) Arbre de transmission à double cannelure pour turbomachine
EP3068979B1 (fr) Élément annulaire de carter de turbomachine
FR3014945A1 (fr) Carter d'echappement logeant un etage de turbine pour turbomachine

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

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

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

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR MK RS

17P Request for examination filed

Effective date: 20080707

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AKX Designation fees paid

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

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

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

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: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: FRENCH

REF Corresponds to:

Ref document number: 602006005693

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20090423

Kind code of ref document: P

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: TRGR

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FG2A

Ref document number: 2323283

Country of ref document: ES

Kind code of ref document: T3

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

Ref country code: NL

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: 20090311

Ref country code: SI

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: 20090311

Ref country code: FI

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: 20090311

Ref country code: LT

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: 20090311

NLV1 Nl: lapsed or annulled due to failure to fulfill the requirements of art. 29p and 29m of the patents act
PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: AT

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: 20090311

Ref country code: LV

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: 20090311

Ref country code: PL

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: 20090311

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FD4D

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

Ref country code: CZ

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: 20090311

Ref country code: EE

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: 20090311

Ref country code: IE

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: 20090311

Ref country code: PT

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: 20090824

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

Ref country code: RO

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: 20090311

Ref country code: IS

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: 20090711

Ref country code: SK

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: 20090311

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

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

Ref country code: BG

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: 20090611

Ref country code: DK

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: 20090311

26N No opposition filed

Effective date: 20091214

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

Ref country code: MC

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

Effective date: 20100701

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

Ref country code: GR

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: 20090612

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

Ref country code: LU

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

Effective date: 20091222

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

Ref country code: HU

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: 20090912

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

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

Ref country code: TR

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: 20090311

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

Ref country code: CY

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: 20090311

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

Ref country code: CH

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

Effective date: 20101231

Ref country code: LI

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

Effective date: 20101231

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

Ref country code: SE

Payment date: 20131125

Year of fee payment: 8

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

Ref country code: ES

Payment date: 20131209

Year of fee payment: 8

Ref country code: IT

Payment date: 20131122

Year of fee payment: 8

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

Ref country code: DE

Payment date: 20141121

Year of fee payment: 9

Ref country code: GB

Payment date: 20141126

Year of fee payment: 9

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: 20141223

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: EUG

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 10

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: 20141222

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FD2A

Effective date: 20160126

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 NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20141223

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R119

Ref document number: 602006005693

Country of ref document: DE

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20151222

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

Ref country code: DE

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

Effective date: 20160701

Ref country code: GB

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

Effective date: 20151222

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 11

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 12

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

Ref country code: FR

Payment date: 20231122

Year of fee payment: 18

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

Ref country code: BE

Payment date: 20231121

Year of fee payment: 18