FR2891300A1 - Dispositif de controle de jeu dans une turbine a gaz - Google Patents

Dispositif de controle de jeu dans une turbine a gaz Download PDF

Info

Publication number
FR2891300A1
FR2891300A1 FR0509749A FR0509749A FR2891300A1 FR 2891300 A1 FR2891300 A1 FR 2891300A1 FR 0509749 A FR0509749 A FR 0509749A FR 0509749 A FR0509749 A FR 0509749A FR 2891300 A1 FR2891300 A1 FR 2891300A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
turbine
support
ring
housing
casing
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.)
Pending
Application number
FR0509749A
Other languages
English (en)
Inventor
Franck Denece
Vincent Philippot
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Priority to FR0509749A priority Critical patent/FR2891300A1/fr
Priority to DE602006003502T priority patent/DE602006003502D1/de
Priority to EP06120571A priority patent/EP1775427B1/fr
Priority to CA2560227A priority patent/CA2560227C/fr
Priority to US11/524,286 priority patent/US7641442B2/en
Priority to JP2006255339A priority patent/JP4990586B2/ja
Priority to CN2006101397644A priority patent/CN1936279B/zh
Priority to RU2006133869/06A priority patent/RU2435039C2/ru
Publication of FR2891300A1 publication Critical patent/FR2891300A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • 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

Landscapes

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

Abstract

Le carter (10) de turbine comporte une paroi circonférentielle (22) qui entoure coaxialement un anneau (30) entourant les aubes mobiles (32) de la turbine. Il comporte une pluralité de perforations (12) qui apportent de l'air pour ventiler de façon homogène la face externe (22e) de la paroi circonférentielle (22).

Description

2891300 1
Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général du contrôle de jeu entre le sommet d'aubes rotatives et un ensemble à anneau fixe dans une turbine à gaz.
Une turbine à gaz, par exemple une turbine haute pression de turbomachine, comporte typiquement une pluralité d'aubes fixes disposées en alternance avec une pluralité d'aubes mobiles dans le passage de gaz chauds issus de la chambre de combustion de la turbomachine. Les aubes mobiles de la turbine sont entourées sur toute la circonférence par un ensemble à anneau fixe. Cet ensemble à anneau fixe définit la veine d'écoulement des gaz chauds à travers les aubes de la turbine.
Afin d'accroître le rendement d'une telle turbine, il est connu de réduire autant que possible le jeu existant entre le sommet des aubes mobiles de la turbine et les parties de l'ensemble à anneau fixe qui leur font face.
Pour y parvenir, des moyens permettant de faire varier le diamètre de l'ensemble à anneau fixe ont été élaborés.
Cependant, cette solution s'avère insuffisante lorsque le support de fixation de l'anneau subit également des déformations thermiques hétérogènes sur sa circonférence, ces déformations ayant pour effet d'entraîner une déformation de l'anneau de turbine.
Objet et résumé de l'invention La présente invention vise à pallier de tels inconvénients en proposant un carter de turbine dans lequel peut être monté un support pour fixer un anneau entourant les aubes mobiles de la turbine, le support comportant une paroi circonférentielle entourant co-axialement l'anneau, le carter étant caractérisé en ce qu'il comporte une pluralité de perforations permettant d'apporter de l'air pour ventiler de façon homogène la face externe de la paroi circonférentielle.
Le carter de turbine selon l'invention permet ainsi 35 d'homogénéiser le champ thermique du support d'anneau, de sorte que ce support se déforme de façon homogène sur toute sa circonférence, sans influence négative sur le jeu en sommet d'aubes.
Préférentiellement, les perforations sont pratiquées sur une paroi radiale interne du carter, cette paroi fermant sensiblement un espace de ventilation, délimité par ailleurs par une face interne du carter et par la face externe de la paroi circonférentielle du support, cet espace comportant une ouverture réduite pour l'évacuation de l'air.
Dans un mode préféré de réalisation, les perforations sont constituées par des trous de même dimension pratiqués régulièrement le long d'une circonférence de la paroi radiale interne du carter.
Préférentiellement, l'axe de ces trous est incliné par rapport à l'axe de la turbine avec un angle permettant avantageusement d'animer l'air d'un mouvement de giration nécessaire et suffisant pour assurer l'homogénéité thermique recherchée, à savoir un angle compris dans l'intervalle [30 , 60 ].
Préférentiellement, cet angle est choisi égal à 45 .
Dans un mode préféré de réalisation, l'axe des trous est horizontal dans le plan de coupe longitudinal de la turbine, de sorte que le mouvement de giration de l'air n'impacte pas directement le support.
Le carter selon l'invention permet ainsi d'améliorer les performances du moteur, d'augmenter la durée de vie du support d'anneau du fait des moindres gradients thermiques et donc des contraintes mécaniques réduites.
Au surplus, la mise en oeuvre de l'invention peut être réalisée à très faible coût.
L'invention vise aussi une turbine telle que mentionnée brièvement cidessus, et une turbomachine comportant une telle turbine.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures: - la figure 1 est une demi-vue en coupe longitudinale d'une 35 turbomachine conforme à l'invention, dans un mode préféré de réalisation; - la figure 2 est une vue partielle en perspective du carter de turbine de la turbomachine de la figure 1, dans son environnement; et - la figure 3 est une coupe longitudinale du carter de turbine de la figure 2.
Description détaillée d'un mode de réalisation
La figure 1 illustre, dans une demi- vue en coupe longitudinale, une turbomachine 100 selon l'invention dans un mode préféré de réalisation.
Cette turbomachine 100 comporte, de façon connue, une chambre de combustion 110.
En aval de la chambre de combustion 110, la turbomachine 100 comporte une turbine 120 conforme à l'invention, dont le carter, conforme à l'invention porte la référence 10.
Sur cette figure, on a référencé 30 un anneau fixe qui entoure les aubes 32 mobiles de la turbine 120.
Cet anneau 30 est fixé sur un support annulaire 20. A cet effet, dans le mode de réalisation décrit ici, l'anneau 30 présente une première gorge circulaire 30a dans sa partie amont, adaptée à recevoir un rail 21 de montage du support 20.
Dans sa partie aval, l'anneau 30 présente un méplat circonférentiel 31 contre lequel vient s'appuyer un bord annulaire 23 du support 20. Sensiblement au niveau de la première gorge circulaire 30a, l'anneau 30 possède, en aval, une deuxième gorge circulaire 30b sensiblement audessous du méplat 31.
Le support 20 est ainsi fixé à l'anneau 30, dans sa partie aval, par une pièce de maintien 40 annulaire de type C-clip agencée dans la deuxième gorge 30b pour maintenir par serrage du bord annulaire 23 du support 20 en appui contre le méplat circonférentiel 31 de l'anneau 30.
On comprend ainsi que toute déformation du support 20 entraîne, via le rail de montage 21 et la pièce annulaire de serrage 40, une déformation de l'anneau 30 modifiant ainsi le jeu entre le sommet de l'aube 32 et la surface interne de cet anneau.
Le support 20 comporte une paroi circonférentielle 22 entourant 35 coaxialement l'anneau 30, cette paroi circonférentielle se terminant, dans sa partie amont, par une bride annulaire radiale 27 dirigée vers l'extérieur.
2891300 4 Dans l'exemple décrit ici, cette bride annulaire radiale 27 permet, par un boulonnage 11, la fixation du support 20 au carter 10.
Du fait de ce contact, la chaleur du carter 10 est transmise, via la bride annulaire 27, à la paroi circonférentielle 22, ce qui entraîne un 5 champ thermique fortement hétérogène.
L'homme du métier comprendra que ce champ thermique fortement hétérogène tend à déformer le support 20 de façon non homogène sur la circonférence de ce support, ce qui, comme nous l'avons démontré précédemment, est susceptible de déformer le jeu entre l'aube 32 et la face interne de l'anneau 30.
Dans le mode préféré de réalisation décrit ici, le carter 10 présente une paroi radiale 14 qui vient à fleur d'une nervure radiale 28 du support 20 définissant ainsi une chambre 29 délimitée par ailleurs par la face interne 10i du carter 10 et la face externe 22e de la paroi circonférentielle 22.
Conformément à l'invention, le carter de turbine 10 comporte une pluralité de perforations 12 permettant d'apporter de l'air pour ventiler de façon homogène la face externe 22e de la paroi circonférentielle 22.
Dans le mode de réalisation décrit ici, ces perforations 12 sont pratiquées sur la paroi radiale interne 14 du carter, l'air s'échappant de cette chambre de ventilation 29 par une ouverture réduite entre la nervure radiale 28 du support 20 et la face interne 14i de la paroi radiale 14.
Dans le mode préféré de réalisation décrit ici, l'air destiné à ventiler la face externe 22e de la paroi circonférentielle 22 est prélevé d'un étage d'un compresseur haute-pression de la turbomachine 100, et acheminé par une entrée 130 pratiquée en aval de la paroi radiale 14dans le carter de turbine 10.
La figure 2 représente en perspective, une vue partielle et en écorché du carter 10 de la figure 1, dans son environnement.
Cette figure 2 correspond à un mode préféré de réalisation du carter 10 selon l'invention, dans lequel les perforations 12 sont constituées par des trous de même dimension pratiqués régulièrement le long d'une circonférence de la paroi radiale 14 interne du carter 10.
Dans le mode de réalisation décrit ici, cette circonférence présente 22 trous de diamètre 1,2 mm.
2891300 5 La figure 3 représente une coupe M du montage de la figure 1.
Sur cette figure 3, on a fait apparaître l'angle a d'orientation des perforations 12 par rapport à l'axe XX de la turbine.
Dans le mode préféré de réalisation décrit ici, cet angle a est un angle de 30 qui permet d'établir dans l'espace de ventilation 29 une circulation d'air établie en giration.

Claims (7)

REVENDICATIONS
1. Carter (10) de turbine (120) dans lequel peut être monté un support (20) pour fixer un anneau (30) entourant les aubes mobiles (32) de ladite turbine, ledit support (20) comportant une paroi circonférentielle (22) entourant co-axialement ledit anneau (30), ledit carter (10) étant caractérisé en ce qu'il comporte une pluralité de perforations (12) permettant d'apporter de l'air pour ventiler de façon homogène la face externe (22e) de ladite paroi circonférentielle (22).
2. Carter de turbine selon la revendication 1, caractérisé en ce que les perforations (12) sont pratiquées sur une paroi (14) radiale interne dudit carter (10), cette paroi (14) fermant sensiblement un espace de ventilation, délimité par ailleurs par une face interne (loi) dudit carter (10) et par la face externe (22e) de ladite paroi circonférentielle (22) dudit support (20), ledit espace comportant une ouverture réduite pour l'évacuation de l'air.
3. Carter selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdites perforations (22) sont constituées par des trous de même dimension pratiqués régulièrement le long d'une circonférence de la paroi (14) radiale interne dudit carter (10).
4. Carter selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'axe 25 desdits trous est incliné par rapport à l'axe de ladite turbine, avec un angle compris dans l'intervalle [30 , 60 ].
5. Carter selon la revendication 4, caractérisé en ce que ledit angle est égal à 45 .
6. Turbine (120) comportant un carter (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5.
7. Turbomachine (100) comportant une turbine (120) selon la 35 revendication 6.
FR0509749A 2005-09-23 2005-09-23 Dispositif de controle de jeu dans une turbine a gaz Pending FR2891300A1 (fr)

Priority Applications (8)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0509749A FR2891300A1 (fr) 2005-09-23 2005-09-23 Dispositif de controle de jeu dans une turbine a gaz
DE602006003502T DE602006003502D1 (de) 2005-09-23 2006-09-13 Vorrichtung zur Regelung des Spiels zwischen einem Rotorblatt und einem feststehendem Ring in einer Gasturbine
EP06120571A EP1775427B1 (fr) 2005-09-23 2006-09-13 Dispositif de contrôle de jeu entre le sommet d'aube et un anneau fixe dans une turbine à gaz
CA2560227A CA2560227C (fr) 2005-09-23 2006-09-20 Dispositif de controle de jeu dans une turbine a gaz
US11/524,286 US7641442B2 (en) 2005-09-23 2006-09-21 Device for controlling clearance in a gas turbine
JP2006255339A JP4990586B2 (ja) 2005-09-23 2006-09-21 ガスタービン内の間隔調整装置
CN2006101397644A CN1936279B (zh) 2005-09-23 2006-09-22 用于控制燃气轮机间隙的装置
RU2006133869/06A RU2435039C2 (ru) 2005-09-23 2006-10-17 Корпус для турбины, турбина, а также турбомашина, содержащая такую турбину

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0509749A FR2891300A1 (fr) 2005-09-23 2005-09-23 Dispositif de controle de jeu dans une turbine a gaz

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR2891300A1 true FR2891300A1 (fr) 2007-03-30

Family

ID=36600208

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR0509749A Pending FR2891300A1 (fr) 2005-09-23 2005-09-23 Dispositif de controle de jeu dans une turbine a gaz

Country Status (8)

Country Link
US (1) US7641442B2 (fr)
EP (1) EP1775427B1 (fr)
JP (1) JP4990586B2 (fr)
CN (1) CN1936279B (fr)
CA (1) CA2560227C (fr)
DE (1) DE602006003502D1 (fr)
FR (1) FR2891300A1 (fr)
RU (1) RU2435039C2 (fr)

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7721433B2 (en) * 2005-03-28 2010-05-25 United Technologies Corporation Blade outer seal assembly
RU2483218C2 (ru) * 2008-03-31 2013-05-27 Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. Турбина
EP2184445A1 (fr) * 2008-11-05 2010-05-12 Siemens Aktiengesellschaft Support d'aubes statorique axialement segmenté d'une turbine à gaz
US20110103939A1 (en) * 2009-10-30 2011-05-05 General Electric Company Turbine rotor blade tip and shroud clearance control
FR2979662B1 (fr) * 2011-09-07 2013-09-27 Snecma Procede de fabrication d'un secteur de distributeur de turbine ou redresseur de compresseur en materiau composite pour turbomachine et turbine ou compresseur incorporant un distributeur ou un redresseur forme de tels secteurs
US9010127B2 (en) * 2012-03-02 2015-04-21 General Electric Company Transition piece aft frame assembly having a heat shield
RU2490474C1 (ru) * 2012-04-16 2013-08-20 Николай Борисович Болотин Турбина газотурбинного двигателя
RU2499892C1 (ru) * 2012-04-24 2013-11-27 Николай Борисович Болотин Турбина газотурбинного двигателя
RU2500894C1 (ru) * 2012-04-27 2013-12-10 Николай Борисович Болотин Турбина газотурбинного двигателя
RU2499894C1 (ru) * 2012-05-11 2013-11-27 Николай Борисович Болотин Двухконтурный газотурбинный двигатель
RU2506435C2 (ru) * 2012-05-11 2014-02-10 Николай Борисович Болотин Газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине газотурбинного двигателя
RU2501956C1 (ru) * 2012-07-31 2013-12-20 Николай Борисович Болотин Двухконтурный газотурбинный двигатель, способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя
RU2511860C1 (ru) * 2012-09-10 2014-04-10 Николай Борисович Болотин Двухконтурный газотурбинный двигатель и способ регулирования радиального зазора в турбине двухконтурного газотурбинного двигателя
US9091171B2 (en) * 2012-10-30 2015-07-28 Siemens Aktiengesellschaft Temperature control within a cavity of a turbine engine
CA2896500A1 (fr) * 2013-01-29 2014-08-07 Rolls-Royce Corporation Enveloppe de turbine
EP2971577B1 (fr) 2013-03-13 2018-08-29 Rolls-Royce Corporation Virole de turbine
RU2519127C1 (ru) * 2013-04-24 2014-06-10 Николай Борисович Болотин Турбина газотурбинного двигателя и способ регулирования радиального зазора в турбине
JP5889266B2 (ja) * 2013-11-14 2016-03-22 三菱重工業株式会社 タービン
US9598981B2 (en) * 2013-11-22 2017-03-21 Siemens Energy, Inc. Industrial gas turbine exhaust system diffuser inlet lip
JP6441611B2 (ja) * 2014-08-25 2018-12-19 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービンの排気部材及び排気室メンテナンス方法
US10190434B2 (en) 2014-10-29 2019-01-29 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with locating inserts
CA2915370A1 (fr) 2014-12-23 2016-06-23 Rolls-Royce Corporation Chemin de pale circulaire comportant des elements clavetes axialement
CA2915246A1 (fr) 2014-12-23 2016-06-23 Rolls-Royce Corporation Enveloppe de turbine
EP3045674B1 (fr) 2015-01-15 2018-11-21 Rolls-Royce Corporation Enveloppe de turbine avec inserts tubulaires de localisation de patins
US10215099B2 (en) * 2015-02-06 2019-02-26 United Technologies Corporation System and method for limiting movement of a retainer ring of a gas turbine engine
CA2925588A1 (fr) 2015-04-29 2016-10-29 Rolls-Royce Corporation Sillage de pale brase destine a une turbine a gaz
CA2924866A1 (fr) 2015-04-29 2016-10-29 Daniel K. Vetters Sillage de pale a distorsion trapezoidale en composite
US10240476B2 (en) 2016-01-19 2019-03-26 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Full hoop blade track with interstage cooling air
US10287906B2 (en) 2016-05-24 2019-05-14 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with full hoop ceramic matrix composite blade track and seal system
US10415415B2 (en) 2016-07-22 2019-09-17 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with forward case and full hoop blade track
FR3079874B1 (fr) * 2018-04-09 2020-03-13 Safran Aircraft Engines Dispositif de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
FR3099787B1 (fr) * 2019-08-05 2021-09-17 Safran Helicopter Engines Anneau pour une turbine de turbomachine ou de turbomoteur
US11174754B1 (en) * 2020-08-26 2021-11-16 Solar Turbines Incorporated Thermal bridge for connecting sections with a large temperature differential under high-pressure conditions

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3583824A (en) * 1969-10-02 1971-06-08 Gen Electric Temperature controlled shroud and shroud support
DE2556519A1 (de) * 1974-12-19 1976-07-01 Gen Electric Thermisch betaetigtes ventil zur abstands- bzw. ausdehnungsspielsteuerung
US4177004A (en) * 1977-10-31 1979-12-04 General Electric Company Combined turbine shroud and vane support structure

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3391904A (en) * 1966-11-02 1968-07-09 United Aircraft Corp Optimum response tip seal
FR2280791A1 (fr) * 1974-07-31 1976-02-27 Snecma Perfectionnements au reglage du jeu entre les aubes et le stator d'une turbine
FR2548733B1 (fr) * 1983-07-07 1987-07-10 Snecma Dispositif d'etancheite d'aubages mobiles de turbomachine
US4642024A (en) * 1984-12-05 1987-02-10 United Technologies Corporation Coolable stator assembly for a rotary machine
US4752184A (en) * 1986-05-12 1988-06-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Self-locking outer air seal with full backside cooling
JP3302370B2 (ja) * 1995-04-11 2002-07-15 ユナイテッド・テクノロジーズ・コーポレーション 薄膜冷却スロットを備えたタービンブレードの外部エアシール
JPH10331602A (ja) * 1997-05-29 1998-12-15 Toshiba Corp ガスタービン
US5984630A (en) * 1997-12-24 1999-11-16 General Electric Company Reduced windage high pressure turbine forward outer seal
FR2780443B1 (fr) * 1998-06-25 2000-08-04 Snecma Anneau de stator de turbine haute pression d'une turbomachine
DE19915049A1 (de) * 1999-04-01 2000-10-05 Abb Alstom Power Ch Ag Hitzeschild für eine Gasturbine
JP4269828B2 (ja) * 2003-07-04 2009-05-27 株式会社Ｉｈｉ シュラウドセグメント

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3583824A (en) * 1969-10-02 1971-06-08 Gen Electric Temperature controlled shroud and shroud support
DE2556519A1 (de) * 1974-12-19 1976-07-01 Gen Electric Thermisch betaetigtes ventil zur abstands- bzw. ausdehnungsspielsteuerung
US4177004A (en) * 1977-10-31 1979-12-04 General Electric Company Combined turbine shroud and vane support structure

Also Published As

Publication number Publication date
CA2560227C (fr) 2013-09-10
JP4990586B2 (ja) 2012-08-01
CA2560227A1 (fr) 2007-03-23
RU2006133869A (ru) 2008-04-27
US20070071598A1 (en) 2007-03-29
RU2435039C2 (ru) 2011-11-27
CN1936279B (zh) 2011-06-29
US7641442B2 (en) 2010-01-05
EP1775427A1 (fr) 2007-04-18
JP2007085346A (ja) 2007-04-05
DE602006003502D1 (de) 2008-12-18
EP1775427B1 (fr) 2008-11-05
CN1936279A (zh) 2007-03-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2560227C (fr) Dispositif de controle de jeu dans une turbine a gaz
FR2933131A1 (fr) Support pour fixer un anneau entourant les aubes mobiles d'une turbine
CA2747989C (fr) Carter de compresseur a cavites optimisees
CA2412982C (fr) Plate-forme d'aube de distributeur pour moteur a turbine a gaz
FR2641033A1 (fr)
FR2897417A1 (fr) Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine
CA2569563C (fr) Aube de turbine a refroidissement et a duree de vie ameliores
CA2925565C (fr) Chambre de combustion de turbomachine pourvue de moyens de deflection d'air pour reduire le sillage cree par une bougie d'allumage
FR2941488A1 (fr) Anneau de turbine a encoche anti-rotation
EP2071133B1 (fr) Module de turbomachine muni d'un dispositif d'amélioration des jeux radiaux
EP3880939B1 (fr) Étanchéité entre une roue mobile et un distributeur d'une turbomachine
FR2997996A1 (fr) Support de tube d'evacuation d'air dans une turbomachine
FR3071273A1 (fr) Ensemble d'etancheite de turbine pour turbomachine
FR3036434B1 (fr) Assemblage sur un moteur, pouvant definir un dispositif d'essai en perte d'aube
EP3687727A1 (fr) Dispositif porte-electrode(s) pour usinage par electroerosion, et procede d'obtention
FR2891583A1 (fr) Turbine comportant des secteurs d'etancheite demontables par l'amont
FR3079553A1 (fr) Ensemble pour turbomachine
FR3015550A1 (fr) Dispositif de connexion d'une partie fixe de turbomachine et d'un pied de distributeur d'une turbine de turbomachine
FR3074518A1 (fr) Liaison entre un distributeur en composite a matrice ceramique et un support metallique d'une turbine de turbomachine
FR3113419A1 (fr) Distributeur d’une turbine de turbomachine
FR3129987A1 (fr) Tuyere d’echappement de gaz de combustion pour une turbomachine d’aeronef
WO2023047033A1 (fr) Turbine à gaz haute-pression pour une turbomachine et turbomachine
FR3132928A1 (fr) Assemblage pour une turbomachine d’aeronef
FR3108362A1 (fr) Etage d’aubes à orientation variable pour une turbomachine axiale comprenant un organe de régulation du débit d’air dépendant de l’orientation des aubes
FR3114345A1 (fr) Dispositif de pilotage de jeux pour une turbine de turbomachine