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CA2430143A1 - Refroidissement du flasque amont d'une turbine a haute pression par un systeme a double injecteurs fond de chambre - Google Patents

Refroidissement du flasque amont d'une turbine a haute pression par un systeme a double injecteurs fond de chambre Download PDF

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CA2430143A1
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cooling
labyrinth
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Sylvie Coulon
Gerard Stangalini
Jean-Claude Taillant
Gerard Adam
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Safran Aircraft Engines SAS
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SNECMA Moteurs SA
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Abstract

L'invention concerne un dispositif de ventilation d'un rotor de turbine à haute pression qui comporte un disque de turbine (3) et un flasque amont (5). Un premier circuit de refroidissement des aubes délivre un premier débit d'air (C1), via des injecteurs principaux (15) et des trous (11) ménagés dans le flasque (5). Un deuxième circuit de refroidissement délivre un deuxième débit d'air (C2) à travers un labyrinthe de décharge (18) situé en aval du compresseur, une partie de ce deuxième débit servant au refroidissement de la face supérieure amont du flasque au travers d'un deuxième labyrinthe (22) situé sous les injecteurs principaux (15). Une dérivation est prévue entre le premier circuit et l'enceinte (23) située en aval du deuxième labyrinthe (22) et délivre un troisième débit (C1a) mis en pré-rotation au moyen d'injecteurs additionnels (30) réalisés sous forme de perçages inclinés.

Claims (6)

1. Dispositif de ventilation d'un rotor de turbine à haute pression d'une turbomachine, cette turbine étant disposée en aval de la chambre de combustion et comportant, d'une part, un disque de turbine présentant un alésage intérieur et une bride amont pour sa fixation sur le cône aval d'un compresseur, à haute pression, et, d'autre part, un flasque disposé
en amont dudit disque et séparé de ce dernier par une cavité, ledit flasque comportant une partie radialement intérieure massive ayant également un alésage intérieur, à travers lequel s'étend la bride amont dudit disque, et une bride amont pour sa fixation sur ledit cône aval, ledit dispositif comportant un premier circuit pour le refroidissement des aubes alimenté
par un premier débit d'air prélevé en fond de chambre et délivrant ce premier débit d'air dans ladite cavité via des injecteurs principaux disposés en amont dudit flasque et des trous de ventilation ménagés dans ledit flasque, et un deuxième circuit pour le refroidissement du flasque, alimenté par un deuxième débit d'air au travers d'un labyrinthe de décharge situé en aval du compresseur à haute pression, une partie au moins dudit deuxième débit d'air servant à ventiler la face supérieure amont dudit flasque au travers d'un deuxième labyrinthe situé sous les injecteurs, caractérisé par le fait que ledit dispositif comporte en outre une dérivation entre le premier circuit (13) et l'enceinte (23) située en aval du deuxième labyrinthe (22), ladite dérivation délivrant un troisième débit d'air (C1a) pour le refroidissement de la face supérieure amont (32) de la partie radialement intérieure (31) dudit flasque (5), ce troisième débit d'air (C1a) étant mis en pré-rotation au moyen d'injecteurs additionnels (30).
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé par le fait que les injecteurs additionnels sont réalisés sous forme de perçages (30) inclinés tangentiellement dans le sens de rotation du rotor.
3. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé par le faut que lesdits perçages (30) prélèvent de l'air dans les injecteurs principaux (15).
4. Dispositif selon la revendication 3, caractérisé par le fait que lesdits perçages (30) délivrent de l'air immédiatement en aval du deuxième labyrinthe.
5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, caractérisé par le fait que le deuxième labyrinthe (22) est disposé entre les injecteurs principaux (15) et la bride amont (5a) du flasque (5).
6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé par le fait que la bride amont (5a) du flasque (5) est radiale.
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Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2861129A1 (fr) * 2003-10-21 2005-04-22 Snecma Moteurs Dispositif de joint a labyrinthe pour moteur a turbine a gaz
GB0412476D0 (en) * 2004-06-04 2004-07-07 Rolls Royce Plc Seal system
GB2426289B (en) * 2005-04-01 2007-07-04 Rolls Royce Plc Cooling system for a gas turbine engine
DE102005025244A1 (de) * 2005-05-31 2006-12-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Luftführungssystem zwischen Verdichter und Turbine eines Gasturbinentriebwerks
GB0620430D0 (en) * 2006-10-14 2006-11-22 Rolls Royce Plc A flow cavity arrangement
FR2950656B1 (fr) * 2009-09-25 2011-09-23 Snecma Ventilation d'une roue de turbine dans une turbomachine
RU2443869C2 (ru) * 2010-02-19 2012-02-27 Вячеслав Евгеньевич Беляев Устройство для охлаждения ротора газовой турбины
US9091173B2 (en) 2012-05-31 2015-07-28 United Technologies Corporation Turbine coolant supply system
US20150241067A1 (en) * 2012-09-26 2015-08-27 United Technologies Corporation Fastened joint for a tangential on board injector
US9388698B2 (en) * 2013-11-13 2016-07-12 General Electric Company Rotor cooling
WO2015160403A2 (fr) 2014-01-20 2015-10-22 United Technologies Corporation Tuyau d'ajout conforme haute pression non arrondi, fixé sur cloison
EP2942483B2 (fr) * 2014-04-01 2022-09-28 Raytheon Technologies Corporation Injecteur de bord tangentiel ventilé pour un moteur à turbine à gaz
US10450956B2 (en) 2014-10-21 2019-10-22 United Technologies Corporation Additive manufactured ducted heat exchanger system with additively manufactured fairing
JP6174655B2 (ja) 2014-10-21 2017-08-02 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ ガスタービンエンジン用のダクテッド熱交換器システム、およびガスタービンエンジン用の熱交換器の製造方法
JP6484430B2 (ja) * 2014-11-12 2019-03-13 三菱重工業株式会社 タービンの冷却構造及びガスタービン
EP3130750B1 (fr) * 2015-08-14 2018-03-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Système de refroidissement de turbines à gaz
CN106523043B (zh) * 2016-12-21 2018-04-03 中国南方航空工业(集团)有限公司 燃气轮机用分气路装置及燃气轮机
US11021962B2 (en) * 2018-08-22 2021-06-01 Raytheon Technologies Corporation Turbulent air reducer for a gas turbine engine
CN111878178B (zh) * 2020-07-30 2022-10-25 中国航发湖南动力机械研究所 涡轮转盘及涡轮转子
CN112049688B (zh) * 2020-08-19 2021-08-10 西北工业大学 一种用于等半径预旋供气系统的过预旋叶型接受孔
CN112855283B (zh) * 2021-01-11 2022-05-20 中国科学院工程热物理研究所 一种可提高接收孔流量系数的发动机预旋系统
EP4450779A1 (fr) * 2023-04-18 2024-10-23 RTX Corporation Aube directrice de buse de chambre de combustion avec refroidissement intermédiaire et configuration d'air secondaire

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3575528A (en) * 1968-10-28 1971-04-20 Gen Motors Corp Turbine rotor cooling
US3832090A (en) * 1972-12-01 1974-08-27 Avco Corp Air cooling of turbine blades
SU556221A1 (ru) * 1975-11-20 1977-04-30 Уфимский авиационный институт им. Орджоникидзе Устройство дл охлаждени диска турбомашины
GB2108202B (en) * 1980-10-10 1984-05-10 Rolls Royce Air cooling systems for gas turbine engines
SU1132613A1 (ru) * 1982-10-29 1996-04-10 Производственное объединение "Турбомоторный завод" Охлаждаемый ротор турбомашины
US4526511A (en) * 1982-11-01 1985-07-02 United Technologies Corporation Attachment for TOBI
US4466239A (en) * 1983-02-22 1984-08-21 General Electric Company Gas turbine engine with improved air cooling circuit
US4807433A (en) * 1983-05-05 1989-02-28 General Electric Company Turbine cooling air modulation
US4822244A (en) * 1987-10-15 1989-04-18 United Technologies Corporation Tobi
US5143512A (en) * 1991-02-28 1992-09-01 General Electric Company Turbine rotor disk with integral blade cooling air slots and pumping vanes
US5310319A (en) * 1993-01-12 1994-05-10 United Technologies Corporation Free standing turbine disk sideplate assembly
FR2707698B1 (fr) * 1993-07-15 1995-08-25 Snecma Turbomachine munie d'un moyen de soufflage d'air sur un élément de rotor.
US5402636A (en) * 1993-12-06 1995-04-04 United Technologies Corporation Anti-contamination thrust balancing system for gas turbine engines
FR2744761B1 (fr) * 1996-02-08 1998-03-13 Snecma Disque labyrinthe avec raidisseur incorpore pour rotor de turbomachine
RU2200235C2 (ru) * 2001-02-05 2003-03-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Ротор высокотемпературной газовой турбины

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FR2840351A1 (fr) 2003-12-05
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DE60306990D1 (de) 2006-09-07
EP1367221A1 (fr) 2003-12-03
US20030223893A1 (en) 2003-12-04
US6787947B2 (en) 2004-09-07
FR2840351B1 (fr) 2005-12-16

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