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US08979489B2 Low pressure turbine for an aircraft turbomachine, comprising a segmented nozzle with an improved design 有权
用于飞机涡轮机的低压涡轮机，包括具有改进设计的分段喷嘴

Low pressure turbine for an aircraft turbomachine, comprising a segmented nozzle with an improved design
摘要：
The invention relates to a low pressure turbine (1) of a turbomachine comprising a nozzle (62) belonging to an upstream stage (20B) and a nozzle (162) belonging to a downstream stage (20C), the nozzle (62) forming segments (62a) having an external structure (66) comprising: a tab (76) bearing radially on a hook (79) fixed to the case, a tab (85) bearing radially on a reaming (87) in the case, the tabs (76, 85) delimiting an annular upstream cooling air circulation cavity (91), a contact surface (84) extending in the downstream direction from the tab (85) and lined with an abradable element (86) on the inside, the contact surface comprising a downstream end (92) bearing axially on the nozzle (162) and bearing radially on a stop (93) of the case, the contact surfaces (84) delimiting an annular downstream cooling air circulation cavity (94) communicating with cavity (91).
摘要（中）：

本发明涉及一种涡轮机的低压涡轮（1），其包括属于上游级（20B）的喷嘴（62）和属于下游级（20C）的喷嘴（162），所述喷嘴（62）形成段 （62a），其具有外部结构（66），所述外部结构（66）包括：径向地支撑在固定到所述壳体上的钩（79）上的突片（76），在所述壳体中的径向（87） 限定环形上游冷却空气循环空腔（91）;接触表面（84），其从所述突片（85）向下游方向延伸并且在内侧衬有可磨损元件（86），所述接触表面包括 位于所述喷嘴（162）上并且径向地支承在所述壳体的止动件（93）上的下游端（92），所述接触表面（84）限定与腔（91）连通的环形下游冷却空气循环腔（94） 。

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