FR2933131A1 - Support pour fixer un anneau entourant les aubes mobiles d'une turbine - Google Patents

Support pour fixer un anneau entourant les aubes mobiles d'une turbine Download PDF

Info

Publication number
FR2933131A1
FR2933131A1 FR0803549A FR0803549A FR2933131A1 FR 2933131 A1 FR2933131 A1 FR 2933131A1 FR 0803549 A FR0803549 A FR 0803549A FR 0803549 A FR0803549 A FR 0803549A FR 2933131 A1 FR2933131 A1 FR 2933131A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
support
ring
engine
turbine
gas turbine
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
FR0803549A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2933131B1 (fr
Inventor
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 FR0803549A priority Critical patent/FR2933131B1/fr
Publication of FR2933131A1 publication Critical patent/FR2933131A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2933131B1 publication Critical patent/FR2933131B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F01D19/00—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith
    • F01D19/02—Starting of machines or engines; Regulating, controlling, or safety means in connection therewith dependent on temperature of component parts, e.g. of turbine-casing
    • 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
    • F01D25/10—Heating, e.g. warming-up before starting
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

Le support (20) de fixation d'anneau comporte une paroi circonférentielle (22) entourant coaxialement l'anneau (30). Une pluralité de moyens de chauffage (22e) électriques sont disposés sur une face externe de la paroi circonférentielle (22), à différentes positions circonférentielles déterminées, associées à des capteurs de température. Des moyens de pilotage individuel des moyens de chauffage (22e) sont prévus pour, en cas d'arrêt de la turbine (120) préalable à un redémarrage à chaud, homogénéiser des déformations thermiques du support (20) sur sa circonférence.

Description

La présente invention concerne un support pour fixer un anneau entourant les aubes mobiles d'une turbine à gaz, en particulier un turbomoteur d'aéronef, ce support comportant une paroi circonférentielle entourant coaxialement l'anneau.
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 20 fixation de l'anneau subit également des déformations thermiques hétérogènes sur sa circonférence. Les déformations thermiques qui en résultent sur la circonférence du support de fixation d'anneau entraînent alors une déformation hétérogène de l'anneau de turbine, et par conséquent une usure des 25 aubes là où les jeux en sommet d'aubes sont réduits. La présente invention vise à éviter de tels inconvénients en proposant un support pour fixer un anneau entourant les aubes mobiles d'une turbine à gaz, ledit support de fixation d'anneau comportant une paroi circonférentielle entourant coaxialement l'anneau, une pluralité de 30 moyens de chauffage, préférentiellement électriques, étant disposés sur une face externe de ladite paroi circonférentielle, à différentes positions circonférentielles déterminées susceptibles d'être froides, associées à des capteurs de température, des moyens de pilotage individuel des moyens de chauffage étant prévus pour, en cas d'arrêt de la turbine préalable à un redémarrage à chaud, homogénéiser des déformations thermiques du support sur sa circonférence. Le chauffage localisé, grâce au pilotage individuel des moyens de chauffage, aux positions froides, permet de lisser le champ thermique circonférentiel du support de fixation d'anneau selon l'invention et ainsi d'en réduire voire éliminer toute distorsion thermomécanique. L'homogénéité des jeux en sommet d'aubes est ainsi préservée. Dans l'exemple aéronautique précité, lesdites positions déterminées, susceptibles d'être froides, sur la face externe de la paroi circonférentielle du support de fixation d'anneau, sont localisées dans une partie inférieure du support d'anneau. Les moindre gradients thermiques et donc les contraintes mécaniques réduites que subit le support de fixation d'anneau selon l'invention lui assurent une plus grande durée de vie, ce qui permet d'améliorer les performances du moteur.
De plus, la mise en oeuvre de l'invention peut être réalisée à très faible coût. L'invention vise aussi une turbine dans un carter de laquelle est monté un support de fixation d'anneau tel que défini ci-avant, et une turbomachine comportant une telle turbine.
L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques et avantages de celle-ci ressortiront de la description faite ci-après, 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'un exemple 30 de turbomoteur conformément à l'invention ; la figure 2 est une vue agrandie d'un détail de la figure 1. La figure 1 illustre, dans une demi-vue en coupe longitudinale, une partie d'un turbomoteur 100 d'avion à double flux. En service sur un avion, ce turbomoteur 100 est, comme il va de soi, entouré d'une nacelle.
Le turbomoteur 100 comporte, de façon connue, une chambre de combustion 110 en aval de laquelle est disposée une turbine 120 dont le carter porte la référence 10. Un anneau fixe 30, qui entoure les aubes 32 rotatives de la turbine 120, est fixé sur un support annulaire 20. A cet effet, 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 au- dessous 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 30.
Le support 20 comporte une paroi circonférentielle 22 entourant coaxialement l'anneau 30, cette paroi circonférentielle se terminant, dans sa partie amont, par une bride annulaire radiale 27 dirigée vers l'extérieur. Dans l'exemple décrit ici, cette bride annulaire radiale 27 permet, par un boulonnage 11, la fixation du support 20 au carter 10.
En service sur avion, du fait de phases d'arrêt suivies d'un redémarrage à chaud du turbomoteur, des phénomènes de convection naturelle dans la nacelle ou le flux secondaire engendrent des hétérogénéités aérothermiques, c'est-à-dire des températures de gaz élevées en partie haute et des températures basses en partie basse. Le carter 10 de turbine est donc chaud dans sa partie supérieure et froid dans sa partie inférieure. La chaleur du carter 10 est transmise, via la bride annulaire 27, à la paroi circonférentielle 22, ce qui entraîne un champ thermique fortement hétérogène.
Ce champ thermique fortement hétérogène tend à déformer le support 20 de façon non homogène sur la circonférence de ce support 20, ce qui est susceptible de déformer le jeu entre l'aube 32 et la face interne de l'anneau 30. Il s'en suit une usure des aubes là où le jeu en sommet d'aube est trop faible (en partie froide, donc basse).
La figure 2 montre que, conformément à l'invention, des circuits électriques de chauffage 22e sont disposés sur la face externe de la paroi circonférentielle 22, à différentes positions circonférentielles déterminées, associées à des capteurs de température (non représentés) et susceptibles d'être froides en partie inférieure du support 20.
Les circuits de chauffage 22e sont reliés à un générateur (non représenté) du moteur 100, et sont pilotés individuellement par un système de pilotage (non représenté) pour compenser localement l'effet de distorsion thermomécanique du support 20 sur sa circonférence décrit précédemment, lors de phases d'arrêt préalablement à un redémarrage à chaud du moteur 100.

Claims (4)

  1. REVENDICATIONS1. Support (20) pour fixer un anneau (30) entourant les aubes mobiles (32) d'une turbine à gaz (120), ledit support de fixation d'anneau (20) comportant une paroi circonférentielle (22) entourant coaxialement l'anneau (30), caractérisé en ce qu'une pluralité de moyens de chauffage (22e), préférentiellement électriques, sont disposés sur une face externe de ladite paroi circonférentielle (22), à différentes positions circonférentielles déterminées, associées à des capteurs de température, des moyens de pilotage individuel des moyens de chauffage (22e) étant prévus pour, en cas d'arrêt de la turbine (120) préalable à un redémarrage à chaud, homogénéiser des déformations thermiques du support (20) sur sa circonférence.
  2. 2. Support de fixation d'anneau selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdites positions déterminées, sur la face externe (22e) de la paroi circonférentielle (22) du support (20), sont localisées dans une partie inférieure du support d'anneau (20).
  3. 3. Turbine à gaz dans un carter (10) de laquelle est monté un support annulaire (20) selon la revendication 1 ou 2, pour fixer un anneau (30) entourant les aubes mobiles (32) de la turbine (120).
  4. 4. Turbomachine (100) comportant une turbine (120) selon la revendication 3.
FR0803549A 2008-06-25 2008-06-25 Support pour fixer un anneau entourant les aubes mobiles d'une turbine Active FR2933131B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0803549A FR2933131B1 (fr) 2008-06-25 2008-06-25 Support pour fixer un anneau entourant les aubes mobiles d'une turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0803549A FR2933131B1 (fr) 2008-06-25 2008-06-25 Support pour fixer un anneau entourant les aubes mobiles d'une turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2933131A1 true FR2933131A1 (fr) 2010-01-01
FR2933131B1 FR2933131B1 (fr) 2015-06-26

Family

ID=40276183

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR0803549A Active FR2933131B1 (fr) 2008-06-25 2008-06-25 Support pour fixer un anneau entourant les aubes mobiles d'une turbine

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR2933131B1 (fr)

Cited By (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2754860A1 (fr) * 2013-01-10 2014-07-16 Alstom Technology Ltd Turbomachine avec pilotage électrique actif de jeu et procédé associé
US20150369076A1 (en) * 2013-03-07 2015-12-24 United Technologies Corporation Hybrid passive and active tip clearance system
US9664070B1 (en) 2016-02-12 2017-05-30 United Technologies Corporation Bowed rotor prevention system
US10040577B2 (en) 2016-02-12 2018-08-07 United Technologies Corporation Modified start sequence of a gas turbine engine
US10125691B2 (en) 2016-02-12 2018-11-13 United Technologies Corporation Bowed rotor start using a variable position starter valve
US10125636B2 (en) 2016-02-12 2018-11-13 United Technologies Corporation Bowed rotor prevention system using waste heat
US10174678B2 (en) 2016-02-12 2019-01-08 United Technologies Corporation Bowed rotor start using direct temperature measurement
US10221774B2 (en) 2016-07-21 2019-03-05 United Technologies Corporation Speed control during motoring of a gas turbine engine
US10266273B2 (en) 2013-07-26 2019-04-23 Mra Systems, Llc Aircraft engine pylon
US10358936B2 (en) 2016-07-05 2019-07-23 United Technologies Corporation Bowed rotor sensor system
US10384791B2 (en) 2016-07-21 2019-08-20 United Technologies Corporation Cross engine coordination during gas turbine engine motoring
US10436064B2 (en) 2016-02-12 2019-10-08 United Technologies Corporation Bowed rotor start response damping system
US10443543B2 (en) 2016-11-04 2019-10-15 United Technologies Corporation High compressor build clearance reduction
US10443505B2 (en) 2016-02-12 2019-10-15 United Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine
US10443507B2 (en) 2016-02-12 2019-10-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine bowed rotor avoidance system
US10508601B2 (en) 2016-02-12 2019-12-17 United Technologies Corporation Auxiliary drive bowed rotor prevention system for a gas turbine engine
US10508567B2 (en) 2016-02-12 2019-12-17 United Technologies Corporation Auxiliary drive bowed rotor prevention system for a gas turbine engine through an engine accessory
US10539079B2 (en) 2016-02-12 2020-01-21 United Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine using aircraft-derived parameters
US10598047B2 (en) 2016-02-29 2020-03-24 United Technologies Corporation Low-power bowed rotor prevention system
US10618666B2 (en) 2016-07-21 2020-04-14 United Technologies Corporation Pre-start motoring synchronization for multiple engines
US10633106B2 (en) 2016-07-21 2020-04-28 United Technologies Corporation Alternating starter use during multi-engine motoring
US10787933B2 (en) 2016-06-20 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Low-power bowed rotor prevention and monitoring system
US10787968B2 (en) 2016-09-30 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine motoring with starter air valve manual override
US10823079B2 (en) 2016-11-29 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Metered orifice for motoring of a gas turbine engine
US11047257B2 (en) 2016-07-21 2021-06-29 Raytheon Technologies Corporation Multi-engine coordination during gas turbine engine motoring

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2994472A (en) * 1958-12-29 1961-08-01 Gen Electric Tip clearance control system for turbomachines
JPS58214603A (ja) * 1982-06-07 1983-12-13 Hitachi Ltd 流体機械の翼端間隙調整装置
DE4309199A1 (de) * 1993-03-22 1994-09-29 Abb Management Ag Vorrichtung zur Befestigung von Wärmestausegmenten und Leitschaufeln in axialdurchströmten Turbinen
EP0713977A2 (fr) * 1994-11-26 1996-05-29 ABB Management AG Procédé et dispositif pour régler le jeu radial des pales des compresseurs axiaux
US20010013582A1 (en) * 1999-03-16 2001-08-16 Johnson Christopher Donald Apparatus and method for measuring and selectively adjusting a clearance
FR2890685A1 (fr) * 2005-09-14 2007-03-16 Snecma Pilotage de jeu au sommet d'aubes de rotor de turbine haute pression dans une turbomachine
JP2008038807A (ja) * 2006-08-08 2008-02-21 Hitachi Ltd ガスタービン及びトランジションピース

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2994472A (en) * 1958-12-29 1961-08-01 Gen Electric Tip clearance control system for turbomachines
JPS58214603A (ja) * 1982-06-07 1983-12-13 Hitachi Ltd 流体機械の翼端間隙調整装置
DE4309199A1 (de) * 1993-03-22 1994-09-29 Abb Management Ag Vorrichtung zur Befestigung von Wärmestausegmenten und Leitschaufeln in axialdurchströmten Turbinen
EP0713977A2 (fr) * 1994-11-26 1996-05-29 ABB Management AG Procédé et dispositif pour régler le jeu radial des pales des compresseurs axiaux
US20010013582A1 (en) * 1999-03-16 2001-08-16 Johnson Christopher Donald Apparatus and method for measuring and selectively adjusting a clearance
FR2890685A1 (fr) * 2005-09-14 2007-03-16 Snecma Pilotage de jeu au sommet d'aubes de rotor de turbine haute pression dans une turbomachine
JP2008038807A (ja) * 2006-08-08 2008-02-21 Hitachi Ltd ガスタービン及びトランジションピース

Cited By (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2754859A1 (fr) * 2013-01-10 2014-07-16 Alstom Technology Ltd Turbomachine avec pilotage électrique actif de jeu et procédé associé
EP2754860A1 (fr) * 2013-01-10 2014-07-16 Alstom Technology Ltd Turbomachine avec pilotage électrique actif de jeu et procédé associé
US20150369076A1 (en) * 2013-03-07 2015-12-24 United Technologies Corporation Hybrid passive and active tip clearance system
US9957830B2 (en) * 2013-03-07 2018-05-01 United Technologies Corporation Hybrid passive and active tip clearance system
US10266273B2 (en) 2013-07-26 2019-04-23 Mra Systems, Llc Aircraft engine pylon
US10443507B2 (en) 2016-02-12 2019-10-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine bowed rotor avoidance system
US10801371B2 (en) 2016-02-12 2020-10-13 Raytheon Technologies Coproration Bowed rotor prevention system
US10125636B2 (en) 2016-02-12 2018-11-13 United Technologies Corporation Bowed rotor prevention system using waste heat
US10174678B2 (en) 2016-02-12 2019-01-08 United Technologies Corporation Bowed rotor start using direct temperature measurement
US11274604B2 (en) 2016-02-12 2022-03-15 Raytheon Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine using aircraft-derived parameters
US10040577B2 (en) 2016-02-12 2018-08-07 United Technologies Corporation Modified start sequence of a gas turbine engine
US10125691B2 (en) 2016-02-12 2018-11-13 United Technologies Corporation Bowed rotor start using a variable position starter valve
US10787277B2 (en) 2016-02-12 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Modified start sequence of a gas turbine engine
US10436064B2 (en) 2016-02-12 2019-10-08 United Technologies Corporation Bowed rotor start response damping system
US10625881B2 (en) 2016-02-12 2020-04-21 United Technologies Corporation Modified start sequence of a gas turbine engine
US10443505B2 (en) 2016-02-12 2019-10-15 United Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine
US9664070B1 (en) 2016-02-12 2017-05-30 United Technologies Corporation Bowed rotor prevention system
US10508601B2 (en) 2016-02-12 2019-12-17 United Technologies Corporation Auxiliary drive bowed rotor prevention system for a gas turbine engine
US10508567B2 (en) 2016-02-12 2019-12-17 United Technologies Corporation Auxiliary drive bowed rotor prevention system for a gas turbine engine through an engine accessory
US10539079B2 (en) 2016-02-12 2020-01-21 United Technologies Corporation Bowed rotor start mitigation in a gas turbine engine using aircraft-derived parameters
US10598047B2 (en) 2016-02-29 2020-03-24 United Technologies Corporation Low-power bowed rotor prevention system
US10787933B2 (en) 2016-06-20 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Low-power bowed rotor prevention and monitoring system
US10358936B2 (en) 2016-07-05 2019-07-23 United Technologies Corporation Bowed rotor sensor system
US11047257B2 (en) 2016-07-21 2021-06-29 Raytheon Technologies Corporation Multi-engine coordination during gas turbine engine motoring
US10384791B2 (en) 2016-07-21 2019-08-20 United Technologies Corporation Cross engine coordination during gas turbine engine motoring
US10633106B2 (en) 2016-07-21 2020-04-28 United Technologies Corporation Alternating starter use during multi-engine motoring
US10618666B2 (en) 2016-07-21 2020-04-14 United Technologies Corporation Pre-start motoring synchronization for multiple engines
US11142329B2 (en) 2016-07-21 2021-10-12 Raytheon Technologies Corporation Pre-start motoring synchronization for multiple engines
US10221774B2 (en) 2016-07-21 2019-03-05 United Technologies Corporation Speed control during motoring of a gas turbine engine
US11674411B2 (en) 2016-07-21 2023-06-13 Raytheon Technologies Corporation Multi-engine coordination during gas turbine engine motoring
US11807378B2 (en) 2016-07-21 2023-11-07 Rtx Corporation Alternating starter use during multi-engine motoring
US11840968B2 (en) 2016-07-21 2023-12-12 Rtx Corporation Motoring synchronization for multiple engines
US10787968B2 (en) 2016-09-30 2020-09-29 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine motoring with starter air valve manual override
US10443543B2 (en) 2016-11-04 2019-10-15 United Technologies Corporation High compressor build clearance reduction
US10823079B2 (en) 2016-11-29 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Metered orifice for motoring of a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
FR2933131B1 (fr) 2015-06-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1775427B1 (fr) Dispositif de contrôle de jeu entre le sommet d'aube et un anneau fixe dans une turbine à gaz
EP2475847B1 (fr) Pilotage des jeux en sommet d'aubes dans une turbomachine
EP2071142B1 (fr) Etanchéité d'une cavité de moyeu d'un carter d'échappement dans une turbomachine
CA2655910C (fr) Ensemble diffuseur-redresseur pour une turbomachine
EP1503061B1 (fr) Procédé de refroidissement, par air refroidi en partie dans un échangeur externe, des parties chaudes d'un turboréacteur, et turboréacteur ainsi refroidi.
EP1612374B1 (fr) Aube fixe de turbine à refroidissement amélioré
WO2010046553A1 (fr) Ventilation d'une turbine haute-pression dans une turbomachine
FR3027624A1 (fr) Circuit de degivrage d'une levre d'entree d'air d'un ensemble propulsif d'aeronef
EP1881181A2 (fr) Ventilation d'une cavité aval de rouet de compresseur centifuge dans une turbomachine
FR2890685A1 (fr) Pilotage de jeu au sommet d'aubes de rotor de turbine haute pression dans une turbomachine
FR3072414A1 (fr) Dispositif et procede de refroidissement d'une turbine basse pression dans une turbomachine
EP2071133B1 (fr) Module de turbomachine muni d'un dispositif d'amélioration des jeux radiaux
FR2925108A1 (fr) Module de turbomachine muni d'un dispositif d'amelioration des jeux radiaux
FR3013380A1 (fr) Support de palier a vrille d'etancheite axisymetrique
FR3082227A1 (fr) Dispositif pilote de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
FR2944090A1 (fr) Turbomachine a chambre annulaire de combustion
FR3058459A1 (fr) Dispositif de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
FR3074518A1 (fr) Liaison entre un distributeur en composite a matrice ceramique et un support metallique d'une turbine de turbomachine
FR3047545A1 (fr) Chambre de combustion de turbomachine
FR3089544A1 (fr) Dispositif de refroidissement d’un carter de turbomachine
FR3149037A1 (fr) Ensemble pour turbomachine comprenant un élément d’étanchéité et élément d’étanchéité pour un tel ensemble pour turbomachine
FR3065024A1 (fr) Anneau de turbine de turbomachine et procede de fabrication d'un tel anneau
FR3109186A1 (fr) Injecteur de carburant pour une turbomachine d’aeronef
FR3115568A1 (fr) Ensemble de turbine de turbomachine
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

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 9

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10

CD Change of name or company name

Owner name: SNECMA, FR

Effective date: 20170713

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 11

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 13

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 14

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 15

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 16

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 17

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 18