CA2544784A1 - Module de turbine pour moteur a turbine a gaz - Google Patents
Module de turbine pour moteur a turbine a gaz Download PDFInfo
- Publication number
- CA2544784A1 CA2544784A1 CA002544784A CA2544784A CA2544784A1 CA 2544784 A1 CA2544784 A1 CA 2544784A1 CA 002544784 A CA002544784 A CA 002544784A CA 2544784 A CA2544784 A CA 2544784A CA 2544784 A1 CA2544784 A1 CA 2544784A1
- Authority
- CA
- Canada
- Prior art keywords
- module
- turbine
- compressor
- flange
- bolts
- 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
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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/027—Arrangements for balancing
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
- F01D5/066—Connecting means for joining rotor-discs or rotor-elements together, e.g. by a central bolt, by clamps
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2260/00—Function
- F05B2260/30—Retaining components in desired mutual position
- F05B2260/301—Retaining bolts or nuts
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/60—Assembly methods
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
- F05D2260/34—Balancing of radial or axial forces on regenerative rotors
Abstract
La présent invention porte sur un module de turbine pour moteur à turbine à gaz comprenant au moins un disque (3) de turbine et un composant (5) en forme de disque monté sur le disque de turbine en amont par rapport à l'écoulement des gaz, ledit module comportant un moyen d'assemblage au compresseur dudit moteur, caractérisé par le fait que le composant (5) est pré-assemblé au disque (3) de turbine, avant assemblage du module au compresseur, par boulonnage à une bride (31) de fixation solidaire du disque (3) de turbine.
Description
La présente invention concerne le domaine des moteurs à turbine à gaz et vise en particulier un module de turbine, notamment le module haute pression.
Un moteur à turbine à gaz axial comprend un ensemble rotatif formant compresseur, alimentant une chambre de combustion fixe qui elle-même délivre des gaz chauds à un ensemble rotatif formant turbine. Un rotor de turbine solidaire d'un rotor de compresseur forme un corps et le moteur peut comprendre un ou plusieurs corps, généralement deux ou trois tournant à des vitesses différentes. Ainsi un moteur à double corps, comprend un corps basse pression BP et un corps haute pression HP. Afin de rendre le montage du moteur plus aisé et de réduire les temps de montage et démontage, son architecture est souvent divisée en modules. Par exemple pour le corps haute pression d'un moteur à double corps, on dispose l'ensemble des pièces constituant le compresseur en un module de compresseur HP et l'ensemble des pièces constituant le rotor de turbine en un module de turbine HP.
Ce dernier module est constitué de seules pièces tournantes, par exemple un disque de turbine sur lequel sont boulonnés un ensemble d'étanchéité à
labyrinthes et une virole avec bride d'assemblage en amont, et un ensemble d'étanchéité associé à un palier en aval.
Généralement, les modules compresseur HP et turbine HP sont assemblés par l'intermédiaire de brides spécifiques ; ces brides transmettent le couple moteur de la turbine au compresseur. La liaison par ces brides doit donc être suffisamment résistante pour remplir cette fonction.
En outre les modules se doivent d'être fournis au montage en étant parfaitement équilibrés en rotation. Dans le cas d'un module du type de celui de la turbine HP, on prévoit un plan d'équilibrage amont et un plan d'équilibrage aval. Le plan d'équilibrage est celui dans lequel on dispose les masselottes d'équilibrage à une distance de l'axe et selon un angle déterminés. Dans la solution avec bride d'assemblage, la bride qui est à la frontière du module constitue un plan d'équilibrage approprié. On dispose donc les masselottes d'équilibrage dans la zone de la bride frontière. C'est le
Un moteur à turbine à gaz axial comprend un ensemble rotatif formant compresseur, alimentant une chambre de combustion fixe qui elle-même délivre des gaz chauds à un ensemble rotatif formant turbine. Un rotor de turbine solidaire d'un rotor de compresseur forme un corps et le moteur peut comprendre un ou plusieurs corps, généralement deux ou trois tournant à des vitesses différentes. Ainsi un moteur à double corps, comprend un corps basse pression BP et un corps haute pression HP. Afin de rendre le montage du moteur plus aisé et de réduire les temps de montage et démontage, son architecture est souvent divisée en modules. Par exemple pour le corps haute pression d'un moteur à double corps, on dispose l'ensemble des pièces constituant le compresseur en un module de compresseur HP et l'ensemble des pièces constituant le rotor de turbine en un module de turbine HP.
Ce dernier module est constitué de seules pièces tournantes, par exemple un disque de turbine sur lequel sont boulonnés un ensemble d'étanchéité à
labyrinthes et une virole avec bride d'assemblage en amont, et un ensemble d'étanchéité associé à un palier en aval.
Généralement, les modules compresseur HP et turbine HP sont assemblés par l'intermédiaire de brides spécifiques ; ces brides transmettent le couple moteur de la turbine au compresseur. La liaison par ces brides doit donc être suffisamment résistante pour remplir cette fonction.
En outre les modules se doivent d'être fournis au montage en étant parfaitement équilibrés en rotation. Dans le cas d'un module du type de celui de la turbine HP, on prévoit un plan d'équilibrage amont et un plan d'équilibrage aval. Le plan d'équilibrage est celui dans lequel on dispose les masselottes d'équilibrage à une distance de l'axe et selon un angle déterminés. Dans la solution avec bride d'assemblage, la bride qui est à la frontière du module constitue un plan d'équilibrage approprié. On dispose donc les masselottes d'équilibrage dans la zone de la bride frontière. C'est le
-2-cas en particulier à la frontière entre le module de compresseur HP et le module de turbine HP. Chaque module est donc présenté au montage en étant équilibré de cette manière.
L'emploi de brides spécifiques d'assemblage est commode mais est pénalisant en poids. On a donc cherché à développer un module dont le montage au compresseur puisse être assuré sans bride spécifique d'assemblage. En particulier on a examiné la possibilité d'assurer l' assemblage au compresseur directement sur le disque de turbine du module.
Il se pose alors le problème du pré-assemblage du module de turbine et de sa livraison en étant parfaitement équilibré. En effet il est important que les monteurs chargés de l'assemblage des modules n'aient pas à intervenir sur le module lui-même, sinon l'intérêt de la modularité en serait amoindri.
La demanderesse s'est donc fixé comme objectif de développer un module de turbine qui satisfasse à ces contraintes.
Conformément à l'invention, le module de turbine pour moteur à turbine à
gaz comprenant au moins un disque de turbine et un composant en forme de disque monté en amont sur le disque de turbine par rapport à l'écoulement des gaz, ledit module comportant un moyen d'assemblage entre le compresseur dudit moteur et le disque de turbine, est caractérisé par le fait que le composant, avant assemblage du module au compresseur, est pré-assemblé au disque de turbine, par boulonnage à une bride de fixation solidaire du disque de turbine.
Ainsi par la solution de l'invention qui consiste à fixer directement le module compresseur sur le disque de turbine et à lier le composant, disposé entre le compresseur et le disque de turbine, au disque de turbine séparément, on permet une réduction de masse sans perdre en sécurité d'assemblage ainsi qu'un pré-assemblage en module pouvant être éventuellement équilibré.
L'emploi de brides spécifiques d'assemblage est commode mais est pénalisant en poids. On a donc cherché à développer un module dont le montage au compresseur puisse être assuré sans bride spécifique d'assemblage. En particulier on a examiné la possibilité d'assurer l' assemblage au compresseur directement sur le disque de turbine du module.
Il se pose alors le problème du pré-assemblage du module de turbine et de sa livraison en étant parfaitement équilibré. En effet il est important que les monteurs chargés de l'assemblage des modules n'aient pas à intervenir sur le module lui-même, sinon l'intérêt de la modularité en serait amoindri.
La demanderesse s'est donc fixé comme objectif de développer un module de turbine qui satisfasse à ces contraintes.
Conformément à l'invention, le module de turbine pour moteur à turbine à
gaz comprenant au moins un disque de turbine et un composant en forme de disque monté en amont sur le disque de turbine par rapport à l'écoulement des gaz, ledit module comportant un moyen d'assemblage entre le compresseur dudit moteur et le disque de turbine, est caractérisé par le fait que le composant, avant assemblage du module au compresseur, est pré-assemblé au disque de turbine, par boulonnage à une bride de fixation solidaire du disque de turbine.
Ainsi par la solution de l'invention qui consiste à fixer directement le module compresseur sur le disque de turbine et à lier le composant, disposé entre le compresseur et le disque de turbine, au disque de turbine séparément, on permet une réduction de masse sans perdre en sécurité d'assemblage ainsi qu'un pré-assemblage en module pouvant être éventuellement équilibré.
-3-De préférence le moyen d'assemblage du compresseur au disque de turbine comprend ladite bride de fixation.
Notamment lorsque le composant est en forme de disque avec un voile entre son moyeu et sa périphérie, et est monté à ladite bride par boulonnage à
travers des premiers perçages dans le voile, des deuxièmes perçages sont ménagés dans le voile pour l'assemblage par boulonnage du module de turbine au compresseur.
Conformément à une autre caractéristique le composant est fixé à ladite bride par des boulons dont le nombre est compris entre 2 et 8 répartis sur la circonférence.
Avantageusement, les boulons sont retenus par des écrous sertis sur la bride, côté aval, ensemble avec des écrous pour l'assemblage du module au compresseur. Les boulons de fixation du composant ont plus particulièrement une tête de forme spécifique qui se distingue des têtes des boulons de fixation du compresseur.
Conformément à une autre caractéristique le composant comprend un dispositif d'équilibrage amont disposé sur ledit composant indépendamment du moyen d'assemblage au compresseur.
L'invention s'applique en particulier à un module dont le composant est un disque support d'éléments d'étanchéité à labyrinthes.
L' invention couvre également le compresseur associé au module pour former un moteur à turbine à gaz, comprenant une bride aval de fixation au module.
Sur cette bride des logements ou des passages sont ménagés pour les têtes des boulons de fixations déjà en place sur le module.
L'invention va maintenant être présentée plus en détail dans la description qui suit d'un mode de réalisation non limitatif en référence aux dessins annexés sur lesquels
Notamment lorsque le composant est en forme de disque avec un voile entre son moyeu et sa périphérie, et est monté à ladite bride par boulonnage à
travers des premiers perçages dans le voile, des deuxièmes perçages sont ménagés dans le voile pour l'assemblage par boulonnage du module de turbine au compresseur.
Conformément à une autre caractéristique le composant est fixé à ladite bride par des boulons dont le nombre est compris entre 2 et 8 répartis sur la circonférence.
Avantageusement, les boulons sont retenus par des écrous sertis sur la bride, côté aval, ensemble avec des écrous pour l'assemblage du module au compresseur. Les boulons de fixation du composant ont plus particulièrement une tête de forme spécifique qui se distingue des têtes des boulons de fixation du compresseur.
Conformément à une autre caractéristique le composant comprend un dispositif d'équilibrage amont disposé sur ledit composant indépendamment du moyen d'assemblage au compresseur.
L'invention s'applique en particulier à un module dont le composant est un disque support d'éléments d'étanchéité à labyrinthes.
L' invention couvre également le compresseur associé au module pour former un moteur à turbine à gaz, comprenant une bride aval de fixation au module.
Sur cette bride des logements ou des passages sont ménagés pour les têtes des boulons de fixations déjà en place sur le module.
L'invention va maintenant être présentée plus en détail dans la description qui suit d'un mode de réalisation non limitatif en référence aux dessins annexés sur lesquels
-4-- la figure 1 montre en coupe axiale un demi module de turbine haute pression conforme à l'invention, - la figure 2 montre le détail de la fixation préalable du composant au disque de turbine, vu en coupe axiale, - la figure 3 montre le détail de la fixation de la bride aval du compresseur au disque de turbine, vu en coupe axiale, - la figure 4 montre en détail l'arrangement de la bride du compresseur HP, vu du côté amont, - la figure 5 montre une variante de réalisation de la bride aval du compresseur HP, - la figure 6 est une coupe selon VI-VI de la figure 2 ou 3 et montre le détail du montage des écrous sur la bride de fixation solidaire du disque de turbine, vu du côté aval, - la figure 7 montre une variante du module de turbine de la figure 1, le module étant équipé d'un dispositif d'équilibrage amont.
En se reportant à la figure l, on voit une moitié de module de turbine HP en coupe axiale. Ce module comprend un disque de turbine 3, avec un moyeu à
section axiale allant en épaisseur croissante à proximité de l'axe, et à la périphérie duquel sont montées les aubes 4 de turbine. Celles-ci sont logées dans des alvéoles axiales ménagées sur la jante du disque. Un composant 5 est monté sur le disque 3 en amont, c'est-à-dire à gauche sur la figure. L'amont et l'aval étant définis par rapport à l'écoulement des gaz dans le moteur. Le composant est ici un disque à symétrie de révolution par rapport à l'axe de la machine. Ce disque comprend un moyeu allant en épaisseur croissante vers l'axe du moteur, une partie formant un voile 51 en allant vers la périphérie.
Le disque à sa périphérie porte des lames 53 annulaires radiales formant la partie tournante de joints d'étanchéité à labyrinthes. Leur contrepartie n'est pas représentée.
Le disque 5 est fixé au disque 3 par boulonnage sur une bride de fixation 31 solidaire du disque en amont de celui-ci. Les boulons 7 comprennent une tête 71, une tige 72 traversant un orifice ménagé dans le voile 51 et un perçage usiné dans la bride 3 l, et coopèrent avec un écrou 73.
En se reportant à la figure l, on voit une moitié de module de turbine HP en coupe axiale. Ce module comprend un disque de turbine 3, avec un moyeu à
section axiale allant en épaisseur croissante à proximité de l'axe, et à la périphérie duquel sont montées les aubes 4 de turbine. Celles-ci sont logées dans des alvéoles axiales ménagées sur la jante du disque. Un composant 5 est monté sur le disque 3 en amont, c'est-à-dire à gauche sur la figure. L'amont et l'aval étant définis par rapport à l'écoulement des gaz dans le moteur. Le composant est ici un disque à symétrie de révolution par rapport à l'axe de la machine. Ce disque comprend un moyeu allant en épaisseur croissante vers l'axe du moteur, une partie formant un voile 51 en allant vers la périphérie.
Le disque à sa périphérie porte des lames 53 annulaires radiales formant la partie tournante de joints d'étanchéité à labyrinthes. Leur contrepartie n'est pas représentée.
Le disque 5 est fixé au disque 3 par boulonnage sur une bride de fixation 31 solidaire du disque en amont de celui-ci. Les boulons 7 comprennent une tête 71, une tige 72 traversant un orifice ménagé dans le voile 51 et un perçage usiné dans la bride 3 l, et coopèrent avec un écrou 73.
- 5 -Sur le flanc aval du module on distingue un disque 6 avec un tourillon 61 formant support pour un palier aval 62. Le disque est boulonné sur une bride de fixation aval 33. Les boulons 64 de fixation sont répartis sur tout le pourtour du disque. Il comporte également des éléments d'étanchéité 63 pour un joint d'étanchéité à labyrinthes. Le disque 6 forme un plan d'équilibrage aval. Des masselottes d'équilibrage sont montées avec les boulons de fixation.
Le module tel que représenté sur la figure 1 est pré-assemblé prêt à être monté
et assemblé à un compresseur. La fonction des boulons 7 est de maintenir le composant 5 solidaire du disque de turbine pendant les manipulations. Les boulons 7 sont de préférence au nombre de quatre et sont équidistants sur la circonférence. Leur nombre peut être compris entre 2 et 8. Il faut tenir compte en fait des boulons de fixation du compresseur au disque. Les boulons 7 ne viennent pas perturber le tierçage entre le disque 3 et le disque S.
En se reportant aux figures 2 et 3, on voit le détail du boulonnage après que le module de turbine a été fixé à une bride 9 de fixation du compresseur. Ce dernier n'est pas représenté. La bride de fixation 9 est annulaire et constitue la frontière aval du compresseur. La figure 2 représente une coupe axiale partielle réalisée le long d'un boulon 7 de fixation du composant 5 au disque 3. La figure 3 représente une coupe axiale partielle réalisée le long d'un boulon 8 de fixation de la bride 9 au disque 3.
Les têtes 71 des boulons 7 sont engagées dans de larges festons de la bride 9 de telle manière qu'elles viennent en prise avec le disque du composant 5 directement. Ces boulons n'on donc aucun effet sur la liaison de la bride 9.
Les boulons 8 de la figure 3 participent chacun à la fixation de la bride 9 au disque 3. Les têtes 81 sont en appui contre la surface amont de la bride 9 qui est maintenue serrée contre le disque S par l'écrou 83 appliqué contre la face aval de la bride 31. La tige 82 du boulon 8 traverse le disque du composant 5 et les deux brides 9 et 31.
Le module tel que représenté sur la figure 1 est pré-assemblé prêt à être monté
et assemblé à un compresseur. La fonction des boulons 7 est de maintenir le composant 5 solidaire du disque de turbine pendant les manipulations. Les boulons 7 sont de préférence au nombre de quatre et sont équidistants sur la circonférence. Leur nombre peut être compris entre 2 et 8. Il faut tenir compte en fait des boulons de fixation du compresseur au disque. Les boulons 7 ne viennent pas perturber le tierçage entre le disque 3 et le disque S.
En se reportant aux figures 2 et 3, on voit le détail du boulonnage après que le module de turbine a été fixé à une bride 9 de fixation du compresseur. Ce dernier n'est pas représenté. La bride de fixation 9 est annulaire et constitue la frontière aval du compresseur. La figure 2 représente une coupe axiale partielle réalisée le long d'un boulon 7 de fixation du composant 5 au disque 3. La figure 3 représente une coupe axiale partielle réalisée le long d'un boulon 8 de fixation de la bride 9 au disque 3.
Les têtes 71 des boulons 7 sont engagées dans de larges festons de la bride 9 de telle manière qu'elles viennent en prise avec le disque du composant 5 directement. Ces boulons n'on donc aucun effet sur la liaison de la bride 9.
Les boulons 8 de la figure 3 participent chacun à la fixation de la bride 9 au disque 3. Les têtes 81 sont en appui contre la surface amont de la bride 9 qui est maintenue serrée contre le disque S par l'écrou 83 appliqué contre la face aval de la bride 31. La tige 82 du boulon 8 traverse le disque du composant 5 et les deux brides 9 et 31.
-6-Sur la figure 4 on a représenté la bride annulaire 9, vue du côté amont. Elle comprend des encoches en forme de festons pour lui permettre de contourner les têtes 71 des boulons 7, et venir en appui contre le disque du composant S.
Elle comprend également des perçages pour le passage des tiges 82 des boulons 8, dont la tête 81 vient en appui sur le bord des perçages.
Sur la figure 5 on a représenté une variante 9' de bride de fixation du compresseur. Pour le passage des têtes 71 des boulons de fixation du disque 5, au lieu de festons on a limité le passage à un orifice circulaire de diamètre légèrement supérieur à celui des têtes 71.
Le composant 5 possède les mêmes perçages dans le voile 51 capable de laisser passer soit les boulons 7 soit les boulons 8.
Pour assurer la fonction de détrompeur entre les boulons 7 et 8, on peut prévoir que des têtes 71 et 81 de boulons avec des formes différentes.
Par exemple, on peut prévoir des têtes cannelées pour les uns et des têtes larges (une tête large est une tête plus large que l'opération de vissage nécessite ; elle correspond à celle d'un fût plus large) pour les autres ou inversement.
L'emploi des ce type de têtes tout en assurant également le détrompage, présente en outre l'avantage d'éviter le grippage, au moment du démontage modulaire du compresseur et de la turbine, des boulons 8. Si les boulons 8 restaient bloqués, les têtes spécifiques 81 des boulons 8 sont capables de supporter un violent sur-couple pour cisailler le fût 82 de la tête 8l.Dans tous les cas, le démontage modulaire est assuré.
Sur la figure 6 on a représenté la bride 31 vue du côté aval. Les écrous 73 et 83 sont de préférence montés et sertis sur place avant assemblage des pièces.
On note qu'ils présentent une languette 731 respectivement 831 de forme rectangulaire de manière à assurer un blocage mutuel en rotation. Cela facilite _ 7 le vissage des boulons 7 et 8 lors du montage. Les écrous 73 et 83 sertis sur la bride 31 sont identiques.
Les nombres de boulons de fixation 8 et 7 sont dans un exemple concret respectivement de 28 et 4. On a vérifié que les 28 boulons pouvaient assurer avec sécurité la fixation du compresseur au disque. La différence de 4 par rapport à un montage à 32 n'a pas d'incidence. Les calculs l'ont ainsi démontré notamment pour : le passage couple, les contraintes mécaniques, la durée de vie des pièces, etc....
On observe enfin que cette disposition permet le tierçage entre le module compresseur et le module de turbine.
Afin de permettre l'équilibrage du module, on prévoit de disposer des masselottes sur la face amont du disque du composant S qui constitue alors avantageusement le plan d'équilibrage amont. Un module comportant ce dispositif d'équilibrage est représenté sur la figure 7. Le module comprend une bride 10 d'accrochage des masselottes sur cette face. La bride 10 est annulaire avec une face perpendiculaire à l'axe du module, et comprend une pluralité d'usinages pour le montage de masselottes. Le nombre d'usinages est de préférence égal à celui du nombre d'ailettes montées sur le disque de turbine.
La figure 7 montre une masselotte 11 en place maintenu par des boulons 111.
Dans ce cas, l'installation de ces masselottes permet la restitution du plan amont d'équilibrage du rotor module turbine HP. Cela contribue à l'une des conditions de livraison d'un module dit propre.
Un module selon la présente invention ne vient pas dégrader la maintenance des modules environnants.
Elle comprend également des perçages pour le passage des tiges 82 des boulons 8, dont la tête 81 vient en appui sur le bord des perçages.
Sur la figure 5 on a représenté une variante 9' de bride de fixation du compresseur. Pour le passage des têtes 71 des boulons de fixation du disque 5, au lieu de festons on a limité le passage à un orifice circulaire de diamètre légèrement supérieur à celui des têtes 71.
Le composant 5 possède les mêmes perçages dans le voile 51 capable de laisser passer soit les boulons 7 soit les boulons 8.
Pour assurer la fonction de détrompeur entre les boulons 7 et 8, on peut prévoir que des têtes 71 et 81 de boulons avec des formes différentes.
Par exemple, on peut prévoir des têtes cannelées pour les uns et des têtes larges (une tête large est une tête plus large que l'opération de vissage nécessite ; elle correspond à celle d'un fût plus large) pour les autres ou inversement.
L'emploi des ce type de têtes tout en assurant également le détrompage, présente en outre l'avantage d'éviter le grippage, au moment du démontage modulaire du compresseur et de la turbine, des boulons 8. Si les boulons 8 restaient bloqués, les têtes spécifiques 81 des boulons 8 sont capables de supporter un violent sur-couple pour cisailler le fût 82 de la tête 8l.Dans tous les cas, le démontage modulaire est assuré.
Sur la figure 6 on a représenté la bride 31 vue du côté aval. Les écrous 73 et 83 sont de préférence montés et sertis sur place avant assemblage des pièces.
On note qu'ils présentent une languette 731 respectivement 831 de forme rectangulaire de manière à assurer un blocage mutuel en rotation. Cela facilite _ 7 le vissage des boulons 7 et 8 lors du montage. Les écrous 73 et 83 sertis sur la bride 31 sont identiques.
Les nombres de boulons de fixation 8 et 7 sont dans un exemple concret respectivement de 28 et 4. On a vérifié que les 28 boulons pouvaient assurer avec sécurité la fixation du compresseur au disque. La différence de 4 par rapport à un montage à 32 n'a pas d'incidence. Les calculs l'ont ainsi démontré notamment pour : le passage couple, les contraintes mécaniques, la durée de vie des pièces, etc....
On observe enfin que cette disposition permet le tierçage entre le module compresseur et le module de turbine.
Afin de permettre l'équilibrage du module, on prévoit de disposer des masselottes sur la face amont du disque du composant S qui constitue alors avantageusement le plan d'équilibrage amont. Un module comportant ce dispositif d'équilibrage est représenté sur la figure 7. Le module comprend une bride 10 d'accrochage des masselottes sur cette face. La bride 10 est annulaire avec une face perpendiculaire à l'axe du module, et comprend une pluralité d'usinages pour le montage de masselottes. Le nombre d'usinages est de préférence égal à celui du nombre d'ailettes montées sur le disque de turbine.
La figure 7 montre une masselotte 11 en place maintenu par des boulons 111.
Dans ce cas, l'installation de ces masselottes permet la restitution du plan amont d'équilibrage du rotor module turbine HP. Cela contribue à l'une des conditions de livraison d'un module dit propre.
Un module selon la présente invention ne vient pas dégrader la maintenance des modules environnants.
Claims (12)
1. Module de turbine pour moteur à turbine à gaz comprenant au moins un disque (3) de turbine et un composant (5) en forme de disque monté sur le disque de turbine en amont par rapport à l'écoulement des gaz, ledit module comportant un moyen d'assemblage au compresseur dudit moteur, caractérisé
par le fait que le composant (5) est pré-assemblé au disque (3) de turbine, avant assemblage du module au compresseur, par boulonnage à une bride (31 ) de fixation solidaire du disque (3) de turbine.
par le fait que le composant (5) est pré-assemblé au disque (3) de turbine, avant assemblage du module au compresseur, par boulonnage à une bride (31 ) de fixation solidaire du disque (3) de turbine.
2. Module selon la revendication 1, dont le moyen d'assemblage au compresseur comprend ladite bride (31) de fixation.
3. Module selon la revendication 2 dont le composant est en forme de disque avec un voile (51) entre son moyeu et sa périphérie, et est monté à
ladite bride (31) par boulonnage (7) à travers des premiers perçages dans le voile (51), des deuxièmes perçages étant ménagés dans le voile pour l'assemblage par boulonnage (8) du module de turbine (3) au compresseur.
ladite bride (31) par boulonnage (7) à travers des premiers perçages dans le voile (51), des deuxièmes perçages étant ménagés dans le voile pour l'assemblage par boulonnage (8) du module de turbine (3) au compresseur.
4. Module selon la revendication 3 dont le composant 5 possède les mêmes perçages dans le voile 51 capable de laisser passer soit les boulons 7 soit les boulons 8.
5. Module selon la revendication 3 ou 4 dont le composant est fixé à ladite bride (31) par des boulons (7) dont le nombre est compris entre 2 et 8 répartis sur la circonférence.
6. Module selon l'une des revendications 2 à 5 dont les boulons (7) sont retenus par des écrous (73) sertis sur la bride (31), côté aval, ensemble avec des écrous (83) pour l'assemblage du module au compresseur.
7. Module selon la revendication 6 dont les écrous (73) et (83) sertis sur la bride (31) sont identiques.
8. Module selon l'une des revendications 2 à 5 dont les boulons (7) de fixation du composant ont une tête spécifique qui se distingue des têtes des boulons (8) de fixation du compresseur.
9. Module selon l'une des revendications 2 à 8 comprenant un dispositif d' équilibrage (10, 11) amont disposé sur ledit composant (5) indépendamment du moyen d'assemblage au compresseur.
10. Module selon l'une des revendications 2 à 9 dont le composant (5) est un disque support d'éléments d'étanchéité à labyrinthes.
11. Compresseur associé au module selon l'une des revendications pour former un moteur à turbine à gaz, comprenant une bride (9) aval de fixation au module sur laquelle des logements ou des passages sont ménagés pour les têtes des boulons (71) de fixation déjà en place sur le module.
12. Moteur à turbine à gaz comportant un module de turbine selon l'une des revendications 1 à 10.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0551124A FR2885167B1 (fr) | 2005-04-29 | 2005-04-29 | Module de turbine pour moteur a turbine a gaz |
| FR0551124 | 2005-04-29 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CA2544784A1 true CA2544784A1 (fr) | 2006-10-29 |
| CA2544784C CA2544784C (fr) | 2014-01-28 |
Family
ID=35169522
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CA2544784A Active CA2544784C (fr) | 2005-04-29 | 2006-04-25 | Module de turbine pour moteur a turbine a gaz |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7364402B2 (fr) |
| EP (1) | EP1717415B1 (fr) |
| CN (1) | CN1854485B (fr) |
| CA (1) | CA2544784C (fr) |
| DE (1) | DE602006001430D1 (fr) |
| ES (1) | ES2310887T3 (fr) |
| FR (1) | FR2885167B1 (fr) |
| RU (1) | RU2403401C2 (fr) |
| UA (1) | UA88281C2 (fr) |
Families Citing this family (32)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8167547B2 (en) * | 2007-03-05 | 2012-05-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with canted pocket and canted knife edge seal |
| FR2914008B1 (fr) * | 2007-03-21 | 2009-10-09 | Snecma Sa | Ensemble rotatif d'une soufflante de turbomachine |
| FR2921422B1 (fr) * | 2007-09-26 | 2009-12-18 | Snecma | Piece annulaire de turbomachine portant des ecrous a jupe de sertissage |
| FR2931873B1 (fr) * | 2008-05-29 | 2010-08-20 | Snecma | Ensemble d'un disque de turbine d'un moteur a turbine a gaz et d'un tourillon support de palier,circuit de refroidissement d'un disque de turbine d'un tel ensemble. |
| FR2931869B1 (fr) * | 2008-05-29 | 2014-12-12 | Snecma | Bride annulaire de fixation d'un element de rotor ou de stator |
| FR2938292B1 (fr) * | 2008-11-07 | 2010-12-24 | Snecma | Bride annulaire de fixation d'un element de rotor ou de stator dans une turbomachine |
| FR2939836B1 (fr) * | 2008-12-12 | 2015-05-15 | Snecma | Joint d'etancheite de plateforme dans un rotor de turbomachine |
| FR2946083B1 (fr) * | 2009-05-28 | 2011-06-17 | Snecma | Turbine basse-pression |
| FR2974865B1 (fr) * | 2011-05-04 | 2013-07-05 | Snecma | Rotor haute pression pour turbomachine d'aeronef, comprenant des moyens de detrompage associes a des boulons de prefixation de module de turbine |
| WO2014058453A1 (fr) | 2012-10-08 | 2014-04-17 | United Technologies Corporation | Moteur à turbine à engrenages comprenant un module propulseur relativement léger |
| FR3001515B1 (fr) * | 2013-01-25 | 2015-03-20 | Snecma | Assemblage de masselotte d'equilibrage a un element de rotor |
| FR3002585B1 (fr) * | 2013-02-27 | 2016-07-15 | Snecma | Equilibrage d'un ensemble rotatif dans une turbomachine |
| WO2014172130A1 (fr) | 2013-04-18 | 2014-10-23 | United Technologies Corporation | Amortisseur à minidisque de turbine pour turbine à gaz |
| ES2698966T3 (es) * | 2013-07-08 | 2019-02-06 | MTU Aero Engines AG | Dispositivo, conjunto de dispositivo y álabes, procedimiento, así como turbomáquina |
| DE102013216377A1 (de) | 2013-08-19 | 2015-03-12 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verfahren zum Auswuchten und zur Montage eines Turbinenrotors |
| RU2532390C1 (ru) * | 2013-09-10 | 2014-11-10 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Ротор турбины высокого давления |
| FR3021066B1 (fr) | 2014-05-19 | 2019-05-10 | Safran Aircraft Engines | Disque de rotor equilibre, et procede d'equilibrage |
| EP3081919B1 (fr) | 2015-04-16 | 2018-11-21 | Thilo Kraemer | Appareil de contrôle pour mettre en oeuvre des mesures de dureté |
| DE202015101878U1 (de) | 2015-04-16 | 2015-04-30 | Thilo Kraemer | Prüfgerät |
| EP3091179B1 (fr) * | 2015-05-07 | 2021-06-30 | MTU Aero Engines AG | Système de rotor pour une turbomachine et compresseur |
| WO2016187598A1 (fr) | 2015-05-20 | 2016-11-24 | Other Lab, Llc | Système d'échangeur de chaleur à membrane et procédé |
| CN105401981A (zh) * | 2015-12-29 | 2016-03-16 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种高转速低压涡轮转子结构 |
| DE102017205122A1 (de) | 2017-03-27 | 2018-09-27 | MTU Aero Engines AG | Turbomaschinen-Bauteilanordnung |
| CN107932060B (zh) * | 2017-11-23 | 2019-03-22 | 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 | 一种控制燃机低压一级涡轮盘磨损的方法 |
| FR3078363B1 (fr) * | 2018-02-23 | 2021-02-26 | Safran Aircraft Engines | Anneau mobile d'etancheite |
| US11448081B2 (en) | 2019-10-18 | 2022-09-20 | Raytheon Technologies Corporation | Balanced circumferential seal |
| CN111485955A (zh) * | 2020-04-16 | 2020-08-04 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种转子轮盘装配结构 |
| US11549373B2 (en) | 2020-12-16 | 2023-01-10 | Raytheon Technologies Corporation | Reduced deflection turbine rotor |
| US11578599B2 (en) * | 2021-02-02 | 2023-02-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Rotor balance assembly |
| FR3119647B1 (fr) * | 2021-02-11 | 2023-01-13 | Safran Aircraft Engines | Procédé de réparation d’une bride de rotor de turbomachine |
| RU208145U1 (ru) * | 2021-06-07 | 2021-12-06 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Узел ротора турбины высокого давления |
| CN114215611B (zh) * | 2021-12-01 | 2023-07-14 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种燃气轮机透平动叶轴向定位用气封装配体 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5275534A (en) * | 1991-10-30 | 1994-01-04 | General Electric Company | Turbine disk forward seal assembly |
| US5562404A (en) * | 1994-12-23 | 1996-10-08 | United Technologies Corporation | Vaned passage hub treatment for cantilever stator vanes |
| FR2744761B1 (fr) * | 1996-02-08 | 1998-03-13 | Snecma | Disque labyrinthe avec raidisseur incorpore pour rotor de turbomachine |
| US6893222B2 (en) * | 2003-02-10 | 2005-05-17 | United Technologies Corporation | Turbine balancing |
| FR2857419B1 (fr) * | 2003-07-11 | 2005-09-23 | Snecma Moteurs | Liaison amelioree entre disques aubages sur la ligne rotor d'un compresseur |
-
2005
- 2005-04-29 FR FR0551124A patent/FR2885167B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2006
- 2006-04-25 CA CA2544784A patent/CA2544784C/fr active Active
- 2006-04-27 EP EP06113242A patent/EP1717415B1/fr active Active
- 2006-04-27 ES ES06113242T patent/ES2310887T3/es active Active
- 2006-04-27 DE DE602006001430T patent/DE602006001430D1/de active Active
- 2006-04-28 RU RU2006114654/06A patent/RU2403401C2/ru active
- 2006-04-28 UA UAA200604788A patent/UA88281C2/ru unknown
- 2006-04-28 US US11/412,995 patent/US7364402B2/en active Active
- 2006-04-29 CN CN2006100790710A patent/CN1854485B/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE602006001430D1 (de) | 2008-07-24 |
| EP1717415A1 (fr) | 2006-11-02 |
| UA88281C2 (ru) | 2009-10-12 |
| US7364402B2 (en) | 2008-04-29 |
| US20070059164A1 (en) | 2007-03-15 |
| ES2310887T3 (es) | 2009-01-16 |
| FR2885167A1 (fr) | 2006-11-03 |
| CN1854485A (zh) | 2006-11-01 |
| FR2885167B1 (fr) | 2007-06-29 |
| CA2544784C (fr) | 2014-01-28 |
| RU2006114654A (ru) | 2007-11-10 |
| CN1854485B (zh) | 2011-05-25 |
| EP1717415B1 (fr) | 2008-06-11 |
| RU2403401C2 (ru) | 2010-11-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2544784C (fr) | Module de turbine pour moteur a turbine a gaz | |
| EP1564352B1 (fr) | Turboréacteur dont l'arbre d'entraînement de la soufflante est supporté par deux paliers | |
| EP0063993B1 (fr) | Dispositif de palier, en particulier pour turbomachines | |
| CA2746249C (fr) | Soufflante pour turbomachine comprenant un systeme d'equilibrage a trous borgnes de logement de masses, et turbomachine associee | |
| CA2794837C (fr) | Helice non carenee pour turbomachine | |
| CA2733935C (fr) | Turbine haute-pression de turbomachine avec secteur de distributeur glissant | |
| EP2417024B1 (fr) | Helice pour turbomachine d'aeronef comprenant un anneau de retention d'aubes monte autour du moyeu | |
| CA2720807C (fr) | Rotor de turbomachine comportant un bouchon anti-usure, bouchon anti-usure | |
| CA2641017C (fr) | Perfectionnement a un anneau de commande de calage des aubes fixes d'une turbomachine | |
| FR3032941A1 (fr) | Soufflante non carenee de turbomachine d'aeronef | |
| FR3017163A1 (fr) | Dispositif pour une helice non carenee a pales a calage variable d'une turbomachine | |
| CA2824379C (fr) | Rotor de soufflante et turboreacteur associe | |
| FR2935777A1 (fr) | Chambre de combustion de turbomachine | |
| EP2071141B1 (fr) | Étanchéité de fixation de support de palier dans une turbomachine | |
| WO2015110751A1 (fr) | Disque de rotor a dispositif de prélèvement d'air centripète, compresseur comportant ledit disque et turbomachine avec un tel compresseur | |
| FR2968363A1 (fr) | Rotor de turbomachine avec une cale anti-usure entre un disque et un anneau | |
| WO2021058888A1 (fr) | Ensemble de soufflante de turbomachine comprenant un roulement a rouleaux et un roulement a double rangee de billes a contact oblique | |
| FR2990001A1 (fr) | Assemblage d'un echangeur thermique au sein d'un carter intermediaire de turboreacteur | |
| CA2619422C (fr) | Chambre de combustion d'une turbomachine | |
| WO2014037653A1 (fr) | Rotor de soufflante, en particulier pour une turbomachine | |
| EP3935273B1 (fr) | Turbine à gaz contrarotative pour aéronef à double rotor | |
| FR3115320A1 (fr) | Module de turbomachine comportant des plaques de verrouillage de paires de goujons | |
| FR3039211B1 (fr) | Dispositif de compression pour ameliorer l'etancheite entre un couvercle de turbomachine et une piece de support de palier | |
| WO2021058898A1 (fr) | Ensemble pour une turbomachine | |
| FR3041047A1 (fr) | Couvercle avec doigt d'arret d'ecrou |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| EEER | Examination request |