Turbomachine pour aéronef
Turbomachine (1) pour aéronef présentant une veine annulaire primaire (10) et un canal flux froid (20, 30) s'étendant autour de la veine annulaire primaire (10), ladite turbomachine comprenant : une roue (22, 32), un compresseur (11), une chambre de combustion (12), une première turbine (13) co...
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| Format: | Patent |
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| creator | LE CAIR, David, René, Pierre BEAUJARD, Antoine, Jean-Philippe BAUDRAN, Arnaud VARENNE, Victor Henri Marius |
| description | Turbomachine (1) pour aéronef présentant une veine annulaire primaire (10) et un canal flux froid (20, 30) s'étendant autour de la veine annulaire primaire (10), ladite turbomachine comprenant : une roue (22, 32), un compresseur (11), une chambre de combustion (12), une première turbine (13) comportant un premier rotor de turbine (14) une deuxième turbine (17) comportant un deuxième rotor de turbine (18), un premier arbre de liaison (52) et un deuxième arbre de liaison (54), un stator inter-turbine (16) disposé entre la première turbine (13) et la deuxième turbine (17), un premier circuit de refroidissement (110) présentant successivement : une première entrée de refroidissement (112) située entre la roue (20) et le compresseur (30), un premier passage (115) s'étendant dans le stator inter-turbine (16), et une première sortie de refroidissement (118) s'étendant dans le canal flux froid (20, 30). Figure pour l'abrégé : Figure 2
The invention relates to a turbine engine (1) for an aircraft, which turbine engine has a primary annular flow path (10) and a cold stream duct (20, 30) extending around the primary annular flow path (10), said turbine engine comprising: an impeller (22, 32), a compressor (11), a combustion chamber (12), a first turbine (13) including a first turbine rotor (14), a second turbine (17) including a second turbine rotor (18), a first connecting shaft (52) and a second connecting shaft (54), an inter-turbine stator (16) disposed between the first turbine (13) and the second turbine (17), and a first cooling circuit (110) having consecutively: a first cooling inlet (112) located between the impeller (22, 32) and the compressor (11), a first passage (115) extending within the inter-turbine stator (16), and a first cooling outlet (118) extending into the cold stream duct (20, 30). |
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The invention relates to a turbine engine (1) for an aircraft, which turbine engine has a primary annular flow path (10) and a cold stream duct (20, 30) extending around the primary annular flow path (10), said turbine engine comprising: an impeller (22, 32), a compressor (11), a combustion chamber (12), a first turbine (13) including a first turbine rotor (14), a second turbine (17) including a second turbine rotor (18), a first connecting shaft (52) and a second connecting shaft (54), an inter-turbine stator (16) disposed between the first turbine (13) and the second turbine (17), and a first cooling circuit (110) having consecutively: a first cooling inlet (112) located between the impeller (22, 32) and the compressor (11), a first passage (115) extending within the inter-turbine stator (16), and a first cooling outlet (118) extending into the cold stream duct (20, 30).</description><language>fre</language><subject>AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS ; BLASTING ; COMBUSTION ENGINES ; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS ; ENGINE PLANTS IN GENERAL ; GAS-TURBINE PLANTS ; HEATING ; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS ; JET-PROPULSION PLANTS ; LIGHTING ; MACHINES OR ENGINES IN GENERAL ; MECHANICAL ENGINEERING ; NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES ; STEAM ENGINES ; WEAPONS</subject><creationdate>2024</creationdate><oa>free_for_read</oa><woscitedreferencessubscribed>false</woscitedreferencessubscribed></display><links><openurl>$$Topenurl_article</openurl><openurlfulltext>$$Topenurlfull_article</openurlfulltext><thumbnail>$$Tsyndetics_thumb_exl</thumbnail><linktohtml>$$Uhttps://worldwide.espacenet.com/publicationDetails/biblio?FT=D&date=20240112&DB=EPODOC&CC=FR&NR=3132930B1$$EHTML$$P50$$Gepo$$Hfree_for_read</linktohtml><link.rule.ids>230,308,780,885,25564,76547</link.rule.ids><linktorsrc>$$Uhttps://worldwide.espacenet.com/publicationDetails/biblio?FT=D&date=20240112&DB=EPODOC&CC=FR&NR=3132930B1$$EView_record_in_European_Patent_Office$$FView_record_in_$$GEuropean_Patent_Office$$Hfree_for_read</linktorsrc></links><search><creatorcontrib>LE CAIR, David, René, Pierre</creatorcontrib><creatorcontrib>BEAUJARD, Antoine, Jean-Philippe</creatorcontrib><creatorcontrib>BAUDRAN, Arnaud</creatorcontrib><creatorcontrib>VARENNE, Victor Henri Marius</creatorcontrib><title>Turbomachine pour aéronef</title><description>Turbomachine (1) pour aéronef présentant une veine annulaire primaire (10) et un canal flux froid (20, 30) s'étendant autour de la veine annulaire primaire (10), ladite turbomachine comprenant : une roue (22, 32), un compresseur (11), une chambre de combustion (12), une première turbine (13) comportant un premier rotor de turbine (14) une deuxième turbine (17) comportant un deuxième rotor de turbine (18), un premier arbre de liaison (52) et un deuxième arbre de liaison (54), un stator inter-turbine (16) disposé entre la première turbine (13) et la deuxième turbine (17), un premier circuit de refroidissement (110) présentant successivement : une première entrée de refroidissement (112) située entre la roue (20) et le compresseur (30), un premier passage (115) s'étendant dans le stator inter-turbine (16), et une première sortie de refroidissement (118) s'étendant dans le canal flux froid (20, 30). Figure pour l'abrégé : Figure 2
The invention relates to a turbine engine (1) for an aircraft, which turbine engine has a primary annular flow path (10) and a cold stream duct (20, 30) extending around the primary annular flow path (10), said turbine engine comprising: an impeller (22, 32), a compressor (11), a combustion chamber (12), a first turbine (13) including a first turbine rotor (14), a second turbine (17) including a second turbine rotor (18), a first connecting shaft (52) and a second connecting shaft (54), an inter-turbine stator (16) disposed between the first turbine (13) and the second turbine (17), and a first cooling circuit (110) having consecutively: a first cooling inlet (112) located between the impeller (22, 32) and the compressor (11), a first passage (115) extending within the inter-turbine stator (16), and a first cooling outlet (118) extending into the cold stream duct (20, 30).</description><subject>AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS</subject><subject>BLASTING</subject><subject>COMBUSTION ENGINES</subject><subject>CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS</subject><subject>ENGINE PLANTS IN GENERAL</subject><subject>GAS-TURBINE PLANTS</subject><subject>HEATING</subject><subject>HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS</subject><subject>JET-PROPULSION PLANTS</subject><subject>LIGHTING</subject><subject>MACHINES OR ENGINES IN GENERAL</subject><subject>MECHANICAL ENGINEERING</subject><subject>NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES</subject><subject>STEAM ENGINES</subject><subject>WEAPONS</subject><fulltext>true</fulltext><rsrctype>patent</rsrctype><creationdate>2024</creationdate><recordtype>patent</recordtype><sourceid>EVB</sourceid><recordid>eNrjZJAKKS1Kys9NTM7IzEtVKMgvLVJIPLyyKD8vNY2HgTUtMac4lRdKczMouLmGOHvophbkx6cWFyQmp-allsS7BRkbGhtZGhs4GRoToQQAVIAjaQ</recordid><startdate>20240112</startdate><enddate>20240112</enddate><creator>LE CAIR, David, René, Pierre</creator><creator>BEAUJARD, Antoine, Jean-Philippe</creator><creator>BAUDRAN, Arnaud</creator><creator>VARENNE, Victor Henri Marius</creator><scope>EVB</scope></search><sort><creationdate>20240112</creationdate><title>Turbomachine pour aéronef</title><author>LE CAIR, David, René, Pierre ; BEAUJARD, Antoine, Jean-Philippe ; BAUDRAN, Arnaud ; VARENNE, Victor Henri Marius</author></sort><facets><frbrtype>5</frbrtype><frbrgroupid>cdi_FETCH-epo_espacenet_FR3132930B13</frbrgroupid><rsrctype>patents</rsrctype><prefilter>patents</prefilter><language>fre</language><creationdate>2024</creationdate><topic>AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS</topic><topic>BLASTING</topic><topic>COMBUSTION ENGINES</topic><topic>CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS</topic><topic>ENGINE PLANTS IN GENERAL</topic><topic>GAS-TURBINE PLANTS</topic><topic>HEATING</topic><topic>HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS</topic><topic>JET-PROPULSION PLANTS</topic><topic>LIGHTING</topic><topic>MACHINES OR ENGINES IN GENERAL</topic><topic>MECHANICAL ENGINEERING</topic><topic>NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES</topic><topic>STEAM ENGINES</topic><topic>WEAPONS</topic><toplevel>online_resources</toplevel><creatorcontrib>LE CAIR, David, René, Pierre</creatorcontrib><creatorcontrib>BEAUJARD, Antoine, Jean-Philippe</creatorcontrib><creatorcontrib>BAUDRAN, Arnaud</creatorcontrib><creatorcontrib>VARENNE, Victor Henri Marius</creatorcontrib><collection>esp@cenet</collection></facets><delivery><delcategory>Remote Search Resource</delcategory><fulltext>fulltext_linktorsrc</fulltext></delivery><addata><au>LE CAIR, David, René, Pierre</au><au>BEAUJARD, Antoine, Jean-Philippe</au><au>BAUDRAN, Arnaud</au><au>VARENNE, Victor Henri Marius</au><format>patent</format><genre>patent</genre><ristype>GEN</ristype><title>Turbomachine pour aéronef</title><date>2024-01-12</date><risdate>2024</risdate><abstract>Turbomachine (1) pour aéronef présentant une veine annulaire primaire (10) et un canal flux froid (20, 30) s'étendant autour de la veine annulaire primaire (10), ladite turbomachine comprenant : une roue (22, 32), un compresseur (11), une chambre de combustion (12), une première turbine (13) comportant un premier rotor de turbine (14) une deuxième turbine (17) comportant un deuxième rotor de turbine (18), un premier arbre de liaison (52) et un deuxième arbre de liaison (54), un stator inter-turbine (16) disposé entre la première turbine (13) et la deuxième turbine (17), un premier circuit de refroidissement (110) présentant successivement : une première entrée de refroidissement (112) située entre la roue (20) et le compresseur (30), un premier passage (115) s'étendant dans le stator inter-turbine (16), et une première sortie de refroidissement (118) s'étendant dans le canal flux froid (20, 30). Figure pour l'abrégé : Figure 2
The invention relates to a turbine engine (1) for an aircraft, which turbine engine has a primary annular flow path (10) and a cold stream duct (20, 30) extending around the primary annular flow path (10), said turbine engine comprising: an impeller (22, 32), a compressor (11), a combustion chamber (12), a first turbine (13) including a first turbine rotor (14), a second turbine (17) including a second turbine rotor (18), a first connecting shaft (52) and a second connecting shaft (54), an inter-turbine stator (16) disposed between the first turbine (13) and the second turbine (17), and a first cooling circuit (110) having consecutively: a first cooling inlet (112) located between the impeller (22, 32) and the compressor (11), a first passage (115) extending within the inter-turbine stator (16), and a first cooling outlet (118) extending into the cold stream duct (20, 30).</abstract><oa>free_for_read</oa></addata></record> |
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