BR112012011414B1

BR112012011414B1 - Montagem para turbomáquina de aeronave, e, turbomáquina de aeronave

Info

Publication number: BR112012011414B1
Application number: BR112012011414-0A
Authority: BR
Inventors: Thomas Alain Christian Vincent; Guilhem Seize
Original assignee: Snecma
Priority date: 2009-11-12
Filing date: 2010-11-10
Publication date: 2020-06-16
Also published as: CA2780548C; FR2952403A1; FR2952403B1; RU2566617C2; JP2013510986A; US9169743B2; CN102597429B; WO2011058041A1; RU2012124073A; EP2499341B1; CA2780548A1; US20120219415A1; EP2499341A1; JP5635114B2; BR112012011414A2; CN102597429A

Abstract

estrutura anular metálica, montagem para turbomáquina de aeronave, e, turbomáquina de aeronave. a invenção refere-se a uma estrutura anular metálica (50) de conexão entre duas peças, para turbomáquina de aeronave, apresentando em qualquer semisseção dois ramos primários e uma base (62) formando um primeiro u (64) abrindo-se radicalmente em relação a um eixo longitudinal (40, bem como dois ramos secundários formando com um dos dois ramos primários um segundo u (68) abrindo-se longitudinalmente. de acordo com a invenção, os ramos primários e secundários bem como a base (62) do primeiro u são realizados de uma única peça.

Description

“MONTAGEM PARA TURBOMÁQUINA DE AERONAVE, E, TURBOMÁQUINA DE AERONAVE”

[0001] A presente invenção refere-se a uma estrutura anular metálica de conexão entre duas peças, para turbomáquina de aeronave, preferivelmente do tipo turborreator.

[0002] Sobre tal turborreator, está prevista efetivamente uma ou várias estruturas anulares metálicas de conexão destinadas à conexão de duas peças, igualmente anulares. Tal é o caso, por exemplo, para a estrutura anular metálica de conexão entre uma peça a jusante formando estrutura de inversor de empuxo, e uma peça a montante formando envelope que define interiormente uma superfície de delimitação externa de uma corrente anular secundária, esta peça a montante sendo designada “Outer Fan Duct’, em inglês.

[0003] Neste caso, a estrutura de conexão apresenta, em qualquer semi-seção, dois ramos e uma base formando um U abrindo-se radialmente em relação a um eixo longitudinal. Por outro lado, quando uma das peças a conectar é de material compósito, a estrutura de conexão é habitualmente completada por um flange de fixação metálico fixado por cavilhas sobre um dos ramos do U acima citado, e definindo ele mesmo um segundo U abrindo-se longitudinalmente a fim de alojar a extremidade anular da peça de material compósito.

[0004] A presença deste flange de fixação adicional, acrescentado a pinos permitindo a sua fixação, impacta fortemente a massa global da montagem obtida, a um ponto tal que o benefício resultante do emprego de um material compósito para a peça em questão é contrabalançado fortemente.

[0005] Este problema de massa acentua-se de resto quando as duas peças a conectar são feitas de material compósito, dado que é necessário então prever dois flanges de fixação distintos, cada um fixado por cavilhas sobre o U central da estrutura de conexão.

[0006] Para fazer face a este problema de massa, a invenção propõe em primeiro lugar uma estrutura anular metálica de conexão entre duas peças, para turbomáquina de aeronave, apresentando em semi-seção quaisquer dois ramos

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2/7 primários e uma base formando um primeiro U abrindo-se abre radialmente para o interior ou o exterior em relação a um eixo longitudinal da referida estrutura anular, bem como dois ramos secundários formando com um dos dois ramos primários um segundo U abrindo-se longitudinalmente. De acordo com a invenção, os ramos primários e secundários bem como a base do primeiro U são feitos de uma única peça.

[0007] Assim, formando a estrutura anular de conexão de uma única peça/de modo integrante, resulta um ganho em termos de massa, em particular devido ao fato de que não é mais necessário realizar uma fixação por cavilhas do primeiro U sobre o segundo U.

[0008] Preferivelmente, a estrutura de conexão comporta, por outro lado, em qualquer semi-seção, dois ramos terciários formando com o outro dos dois ramos primários um terceiro U abrindo-se longitudinalmente em um sentido oposto ao do segundo U, e os ramos primários, secundários e terciários bem como a base de primeiro U é feita de uma única peça. Nesta configuração, o segundo U pode receber uma primeira peça, preferivelmente de material compósito, enquanto o terceiro U pode receber igualmente preferivelmente uma segunda peça de material compósito. Alternativamente, a segunda peça poderia ser montada diretamente sobre um dos ramos de primeiro U, por exemplo, por fixação por cavilhas, sobretudo se ela for metálica.

[0009] A invenção tem igualmente por objeto uma montagem para turbomáquina de aeronave compreendendo a estrutura anular metálica descrita acima, bem como uma primeira peça anular feita de material compósito, do qual uma extremidade anular é alojada no referido segundo U. Preferivelmente, como lembrado acima, a montagem comporta, por outro lado, uma segunda peça anular feita de material compósito, da qual uma extremidade anular é alojada no referido terceiro U.

[0010] Por último, a invenção tem igualmente por objeto uma turbomáquina de aeronave compreendendo uma montagem como descrito acima, preferivelmente em que:

- a referida estrutura anular metálica de conexão é centrada sobre o eixo

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3/7 longitudinal da turbomáquina;

- a referida primeira peça anular constitui meios formando envelope definindo interiormente uma superfície anular de delimitação externa de uma corrente secundária da turbomáquina; e

- a referida segunda peça anular forma uma estrutura de inversor de empuxo.

[0011] Preferivelmente, a turbomáquina compreende, por outro lado, um cárter de escape ligado à referida estrutura anular metálica de conexão disposta radialmente para o exterior em relação a este cárter de escape, por intermédio de bielas de ligação.

[0012] Outras vantagens e características da invenção aparecerão na descrição detalhada não limitativa abaixo.

[0013] Esta descrição será feita em relação aos desenhos em anexo entre os quais;

- a figura 1 representa uma vista esquemática em semi-corte longitudinal de um turborreator com duplo fluxo para aeronave, de acordo com um modo de realização preferido da presente invenção;

- a figura 2 representa uma vista parcial em perspectiva de uma estrutura anular metálica de conexão equipando o turborreator mostrado sobre a figura precedente;

- a figura 3 representa uma vista esquemática em semi-corte de uma montagem do turborreator, comportando a estrutura anular metálica de conexão; e

- a figura 4 mostra uma vista similar à da figura 3, com a montagem se apresentando sob a forma de outro modo de realização preferido da presente invenção.

[0014] Em referência em primeiro lugar à figura 1, pode-se perceber um turborreator de aeronave 1 de acordo com um modo de realização preferido. Em toda a descrição seguinte, os termos “dianteira” e “traseira” devem considerar-se em relação a uma direção de avanço da aeronave provocada pelo empuxo do turborreator, esta direção sendo representada esquematicamente pela seta 2. Por

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4/7 outro lado, os termos “a montante” e “a jusante” devem considerar-se em relação a uma direção de escoamento principal dos gases no turborreator, contrário à direção de avanço 2 da aeronave.

[0015] O turborreator 1, de eixo longitudinal 4, comporta de a montante à jusante um ventilador 6, um compressor de baixa pressão 8, um compressor de alta pressão 10, uma câmara anular de combustão 12, uma turbina de alta pressão 14 e uma turbina de baixa pressão 16. Os compressores, as turbinas e a câmara de combustão constituem o gerador dos gases, que é fechado em parte por um cárter central 18 centrado sobre o eixo 4, e que é atravessado por um fluxo primário Fp do turborreator.

[0016] O compressor de alta pressão 10 é aqui centrífugo, e compreende, portanto, uma roda centrífuga que permite, à direita de uma extremidade a jusante desta roda, afastar radialmente no máximo o cárter central 18 do eixo 4.

[0017] Este cárter central 18 prolonga para a traseira um cárter intermediário 20 equipado de uma virola interna 22 e uma virola externa 24 concêntricas, entre as quais são dispostos braços estruturais 26 que as ligam. A virola externa 24 situa-se no prolongamento aerodinâmico traseiro do cárter de ventilador 28, enquanto a virola interna 22 situa-se radialmente para o exterior em relação à extremidade dianteira do cárter central 18, fixada sobre um cubo 30 do cárter intermediário.

[0018] Por outro lado, a extremidade traseira do cárter central 18 é prolongada por um cárter de escape 32 situado a jusante da turbina de baixa pressão 16.

[0019] O conjunto dos cárteres acima citados são fixados uns aos outros, a fim de formar conjuntamente uma estrutura através da qual transitam esforços estáticos e dinâmicos.

[0020] Primeiros meios 36 formando envelope são dispostos no prolongamento aerodinâmico traseiro da virola interna 22, sendo dispostos em torno do cárter central 18. Estes meios, designados em inglês “Inner Fan Duct’, apresentam exteriormente uma superfície anular 37 de delimitação interna de uma corrente secundária anular 38, atravessada pelo fluxo secundário Fs do turborreator. A superfície 37 situa-se no prolongamento aerodinâmico traseiro de outra superfície 39

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5/7 servindo igualmente à delimitação interna da corrente secundária anular 38, esta superfície 39 sendo definida pela virola interna 22. Por outro lado, a jusante da superfície 37 encontra-se um misturador 48 cuja função conhecida reside na mistura dos fluxos primário Fp e secundário Fs.

[0021] O espaço anular 46 deixado livre entre o cárter central 18 e os primeiros médios formando envelope preenche a função de compartimento, dito “compartimento Core ”, no qual são dispostos os equipamentos.

[0022] Segundos meios 41 formando envelope são dispostos concentricamente e exteriormente aos primeiros meios 36 acima citados, no prolongamento aerodinâmico traseiro da virola externa 24. Estes meios, designados em inglês “Outer Fan Duct’, apresentam interiormente uma superfície anular 42 de delimitação externa da corrente 38. A superfície 42 situa-se no prolongamento aerodinâmico traseiro de outra superfície 43 que serve igualmente à delimitação externa da corrente secundária anular 38, esta superfície 43 sendo definida pela virola externa 24.

[0023] Os segundos médios formando envelope 41, feitos preferivelmente de material compósito do tipo integrando uma mistura de resina e fibras de vidro e/ou de carbono, são preferivelmente fixados a montante da virola externa 24, e a jusante a uma estrutura anular metálica de conexão, igualmente objeto da presente invenção.

[0024] Esta estrutura de conexão, de referência 50 sobre as figuras, permite, com efeito, conectar o envelope 41 a uma estrutura anular a jusante 51 formando inversor de empuxo, preferivelmente igualmente feita de material compósito do tipo integrando uma mistura de resina e fibras de vidro e/ou de carbono. A estrutura anular formando inversor de empuxo 51, da mesma maneira que a estrutura de conexão 50, é centrada no eixo 4. Ela define interiormente uma superfície 53 servindo igualmente a delimitação externa da corrente secundária anular 38, que se situa no prolongamento traseiro da superfície 42.

[0025] Como é visível sobre a figura 1, o cárter de escape 32 é ligado por intermédio de bielas de ligação 52 à estrutura de conexão 50 que se situa à direita

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6/7 deste cárter 32, radialmente para o exterior.

[0026] As bielas 52, com efeito, são dispostas em um plano transversal do turborreator e atravessam o primeiro envelope 36 equipadas de entalhes para a passagem destas bielas, cuja extremidade radial externa de cada uma delas é montada sobre a estrutura de conexão 50, e cuja extremidade radial interna é articulada sobre o cárter de escape 32.

[0027] Em referência atualmente à figura 2, é mostrado um exemplo de realização da estrutura de conexão 50, feita de uma única peça, por exemplo, por moldagem ou usinagem de um anel maciço.

[0028] A estrutura de conexão 50 comporta em primeiro lugar, em qualquer semi-seção ao longo de um plano radial e longitudinal, uma parte central apresentando dois ramos primários 60a, 60b e uma base 62 formando conjuntamente um primeiro U 64 abrindo-se radialmente para o exterior em relação ao eixo longitudinal 4. A base 62 estende-se longitudinalmente, enquanto que os ramos 60a, 60b estendem-se radialmente.

[0029] A estrutura de conexão 50 comporta igualmente dois ramos secundários 66a, 66b formando com a parte radialmente interna do ramo primário 60a um segundo U 68 abrindo-se longitudinalmente, para frente. De maneira análoga, a estrutura de conexão 50 comporta também dois ramos terciários 70a, 70b formando com a parte radialmente interna do ramo primário 60b um terceiro U 72 abrindo-se longitudinalmente, para a parte traseira.

[0030] No modo de realização representado, os ramos 66b, 70b e a base 62 situada entre estas formam uma mesma linha reta contínua, paralela ao eixo 4.

[0031] A figura 3 mostra a montagem 74 integrando a estrutura de conexão 50 que acabou de ser descrita em referência à figura 2, bem como o envelope 41 e a estrutura de inversor de empuxo 51. Com efeito, a extremidade anular a jusante do envelope 41 é alojada no espaço anular definido segundo pelo U 68, e fixada a este último por cavilhas radiais atravessantes 80 ou similares. Da mesma maneira, a extremidade anular a montante da estrutura de inversor de empuxo 51 é alojada no espaço anular definido pelo terceiro U 72, e fixada a este último por cavilhas radiais

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7/7 atravessantes 82 ou similares. Sobre esta mesma figura 3, pode-se notar que a extremidade radial externa das bielas de ligação 52 é articulada sobre o primeiro U 64 graças a eixos longitudinais 86 montados em suas extremidades sobre os ramos primários 60a, 60b. Para isto, orifícios adequados 88 são dispostos na base 62, a fim de deixar passar as bielas 52.

[0032] Uma alternativa de realização mostrada sobre a figura 4 mostra uma estrutura de conexão 50 não provida de terceiro U, esta variante sendo preferida quando a estrutura formando inversor de empuxo 51 pode ser montada diretamente sobre o ramo primário a jusante 60b, por exemplo, por fixação por cavilhas. Este é notadamente o caso quando a estrutura 51 é metálica.

[0033] De modo análogo, poderia estar previsto conservar unicamente o terceiro U e suprimir o segundo, quando o envelope 41 pode ser montado diretamente sobre o ramo primário a montante 60a, por exemplo, por fixação por cavilhas.

[0034] Naturalmente, diversas modificações podem ser introduzidas pelo versado na técnica a invenção que acaba de ser descrita, unicamente a título de exemplos não limitativos.

Claims

1. Montagem (74) para turbomáquina de aeronave, compreendendo: uma estrutura anular metálica (50) de conexão entre duas peças, para turbomáquina de aeronave, com uma semi-seção arbitrária compreendendo:

dois ramos primários (60a, 60b) e uma base (62) formando um primeiro U (64) abrindo-se radialmente em relação a um eixo longitudinal (4) da referida estrutura anular, bem como dois ramos secundários (66a, 66b) formando com um dos dois ramos primários um segundo U (68) abrindo-se longitudinalmente, caracterizada pelo fato de que os ramos primários (60a, 60b) e secundários (66a, 66b) bem como a base (62) de primeiro U são feitos de uma única peça;

em que cada semi-seção arbitrária compreende ainda dois ramos terciários (70a, 70b) formando com o outro dos dois ramos primários um terceiro U (72) abrindo-se longitudinalmente em um sentido oposto ao do segundo U (68), e em que os ramos primários (60a, 60b), secundários (66a, 66b) e terciários (70a, 70b) bem como a base (62) de primeiro U são feitos de uma única peça; e uma primeira peça anular (41) feita de um material compósito, da qual uma extremidade anular é alojada no referido segundo U (68).

2. Montagem, de acordo com a reivindicação 1, caracterizada pelo fato de comportar ainda uma segunda peça anular (51) feita de um material compósito, cuja extremidade anular é alojada no terceiro U (72).

3. Turbomáquina (1) de aeronave, caracterizada pelo fato de compreender uma montagem (74) como definida na reivindicação 1.

4. Turbomáquina, de acordo com a reivindicação 3, caracterizada pelo fato de que:

- a estrutura anular metálica de conexão (50) é centrada sobre o eixo longitudinal (4) da turbomáquina;

- a primeira peça anular compreende meios (41) formando um envelope definindo interiormente uma superfície anular (42) de delimitação externa de uma corrente secundária (38) da turbomáquina; e

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2/2

- em que a montagem compreende ainda uma segunda peça anular, da qual uma extremidade anular é alojada no terceiro U e que a segunda peça anular forma uma estrutura de inversor de empuxo (51).

5. Turbomáquina, de acordo com a reivindicação 4, caracterizada pelo fato de compreender ainda um cárter de escape (32) ligado à estrutura anular metálica de conexão (50) disposta radialmente para o exterior em relação a este cárter de escape, através de bielas de ligação (52).