CA2932998A1 - Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion - Google Patents

Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion Download PDF

Info

Publication number
CA2932998A1
CA2932998A1 CA2932998A CA2932998A CA2932998A1 CA 2932998 A1 CA2932998 A1 CA 2932998A1 CA 2932998 A CA2932998 A CA 2932998A CA 2932998 A CA2932998 A CA 2932998A CA 2932998 A1 CA2932998 A1 CA 2932998A1
Authority
CA
Canada
Prior art keywords
control ring
compressor
hole
ring
control
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
Application number
CA2932998A
Other languages
English (en)
Other versions
CA2932998C (fr
Inventor
Pierre-Alain Francis Claude Sebrecht
Sebastien Cochon
Arnaud Langlois
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CA2932998A1 publication Critical patent/CA2932998A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of CA2932998C publication Critical patent/CA2932998C/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10Final actuators
    • F01D17/12Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10Final actuators
    • F01D17/12Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/56Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/56Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
    • F04D29/563Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable specially adapted for elastic fluid pumps
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10Final actuators
    • F01D17/12Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/167Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes of vanes moving in translation
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00Application
    • F05D2220/30Application in turbines
    • F05D2220/32Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3216Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00Application
    • F05D2220/30Application in turbines
    • F05D2220/32Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/10Stators
    • F05D2240/12Fluid guiding means, e.g. vanes
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00Control
    • F05D2270/50Control logic embodiments
    • F05D2270/58Control logic embodiments by mechanical means, e.g. levers, gears or cams

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion L'invention concerne un compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion, comprenant un stator comportant un carter annulaire et au moins une rangée annulaire d'aubes à calage variable, chaque aube comportant une extrémité radialement externe comprenant un pivot monté dans un orifice du carter et relié par un organe de liaison à un anneau de commande (38) apte à pivoter axialementpar rapport au carter, l'organe de liaison comportant une première extrémité fixée au pivot de l'aube et une seconde extrémité comportant un pion engagé dans un trou (52, 58) de l'anneau de commande (38), caractérisé en ce que l'un (58) au moins des trous (52, 58) de l'anneau de commande (38), servant à l'engagement des pions des organes de liaison, est de forme oblongue et s'étend dans la direction circonférentielle de façon à autoriser le déplacement du piondans ledit trou oblong (58), lors de la rotation de l'anneau de commande (38).

Description

Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion La présente invention concerne un compresseur de turbomachine, en particulier un compresseur haute-pression de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion.
De façon connue, un compresseur de turbomachine comprend une pluralité d'étages de compression comportant chacun une rangée annulaire d'aubes mobiles montée sur un arbre de rotor et une rangée annulaire d'aubes de stator à calage variable montées à leurs extrémités radialement externes sur un carter externe sensiblement cylindrique.
Le réglage du calage angulaire des aubes de stator dans une turbomachine est destiné à optimiser le rendement de cette turbomachine et à réduire sa consommation de carburant dans les différentes phases de vol.
Les aubes de stator à calage variable comprennent chacune à
leur extrémité radialement externe un pivot radial qui est centré et guidé en rotation dans un orifice du carter externe. Chaque pivot d'aube est relié par une biellette à un anneau de commande qui s'étend autour du carter externe du compresseur et qui est déplaçable en rotation autour de l'axe longitudinal du compresseur par des moyens d'actionnement pour transmettre aux aubes un mouvement de rotation autour des axes de leurs pivots.
Chaque biellette est fixée au pivot d'aube et comporte un pion cylindrique engagé dans un trou cylindrique de l'anneau de commande.
Lors de la rotation de l'anneau de commande autour de son axe, celui-ci entraîne le pivotement des biellettes et des aubes autour de l'axe du pivot des aubes. La plage angulaire totale de rotation des biellettes est classiquement de l'ordre de 50 à 900. L'anneau est également déplaçable axialement de façon à accompagner la trajectoire des pions. Toutes les
2 aubes se trouvent alors dans la même position angulaire, pour une position angulaire donnée de l'anneau de commande.
Or, en fonction du régime de la turbomachine, il existe un besoin de pouvoir adapter le calage des aubes en fonction notamment de leur position azimutale, c'est-à-dire de la position circonférentielle de l'aube de stator dans l'étage correspondant. Les angles de calage permettant de maximiser le rendement de la turbomachine peuvent donc être différents en en fonction des positions azimutales des aubes de stator d'un même étage.
En effet, le flux de gaz s'écoulant dans la veine traversant le compresseur haute-pression n'est pas homogène sur toute sa circonférence, ce flux pouvant comporter des poches générant des pertes de performance. Par ailleurs, lorsque la turbomachine fonctionne à haut régime, des efforts et des couples importants sont exercés sur les aubes, ce qui a tendance à déformer légèrement l'anneau de commande.
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème, tout en évitant un hyperstatisme du système, ce qui impose d'avoir des biellettes ayant toutes sensiblement la même longueur.
A cet effet, elle propose un compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion, comprenant un stator comportant un carter annulaire et au moins une rangée annulaire d'aubes à calage variable, chaque aube comportant une extrémité
radialement externe comprenant un pivot monté dans un orifice du carter et relié par un organe de liaison à un anneau de commande apte à pivoter axialement par rapport au carter, l'organe de liaison comportant une première extrémité fixée au pivot de l'aube et une seconde extrémité
comportant un pion engagé dans un trou de l'anneau de commande, caractérisé en ce que l'un au moins des trous de l'anneau de commande, servant à l'engagement des pions des organes de liaison, est de forme oblongue et s'étend dans la direction circonférentielle de façon à autoriser
3 le déplacement du pion dans ledit trou oblong, lors de la rotation de l'anneau de commande.
De cette manière, en fonction de la forme du trou, il est possible d'adapter l'angle de calage de chaque aube, de façon individuelle ou par groupes d'aubes, tout en conservant des organes de liaison (par exemple des biellettes) ayant la même longueur. Cette adaptation permet de s'adapter à l'hétérogénéité du flux de gaz et de corriger d'éventuelles déformations à haut régime moteur.
Le trou oblong s'étendant dans la direction circonférentielle ne s'étend pas nécessairement uniquement dans la direction circonférentielle, c'est-à-dire dans un plan radial perpendiculaire à l'axe de l'anneau de commande. En effet, le trou oblong peut s'étendre à la fois dans la direction axiale et dans la direction circonférentielle.
Selon une caractéristique de l'invention, les pions sont cylindriques.
En outre, l'un au moins des trous de l'anneau de commande, servant à l'engagement des pions des organes de liaison, peut être de forme telle qu'il bloque le déplacement du pion dans ledit trou.
Dans ce cas, l'anneau de commande peut comprendre au moins un trou cylindrique, dans lequel est engagé un pion cylindrique d'un organe de liaison, les diamètres du pion et du trou cylindrique étant sensiblement identiques, et au moins un trou oblong s'étendant circonférentiellement, dans lequel est engagé un autre pion cylindrique d'un autre organe de liaison.
Selon une première forme de réalisation de l'invention, ledit trou oblong de l'anneau de commande comporte une première extrémité située du côté d'un premier bord latéral de l'anneau de commande, une seconde extrémité située du côté d'un second bord latéral de l'anneau de commande, les deux extrémités étant reliées par une zone de liaison courbe présentant un point d'inflexion.
4 Selon une deuxième forme de réalisation de l'invention, ledit trou oblong de l'anneau de commande s'étend uniquement dans la direction circonférentielle.
Selon une troisième forme de réalisation de l'invention, ledit trou oblong de l'anneau de commande s'étend de façon oblique par rapport à la direction axiale et par rapport à la direction circonférentielle.
Selon une quatrième forme de réalisation de l'invention, ledit trou oblong de l'anneau de commande a une forme d'arc de cercle.
Selon une cinquième forme de réalisation de l'invention, ledit trou oblong de l'anneau de commande comporte une première extrémité
s'étendant uniquement circonférentiellement et située du côté d'un bord latéral de l'anneau de commande, une seconde extrémité s'étendant uniquement circonférentiellement et étant située du côté de l'autre bord latéral de l'anneau de commande, lesdites extrémités étant reliées par une zone de liaison s'étendant de façon oblique par rapport à la direction circonférentielle et par rapport à la direction axiale.
L'invention concerne en outre une turbomachine, telle par exemple qu'un turbopropulseur ou un turboréacteur d'avion, comportant au moins un compresseur du type précité.
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'un compresseur haute-pression d'un turboréacteur équipé d'un système de commande d'aubes à calage variable selon la technique antérieure, - la figure 2 est une vue schématique en coupe axiale à plus grande échelle du système de calage angulaire d'un étage du compresseur de la figure 1, - la figure 3 est une vue en perspective d'une partie d'un anneau de commande, - la figure 4 est une vue schématique, de dessus, d'une zone de l'anneau de commande illustré à la figure 3, - les figures 5 et 6 sont des vues correspondant respectivement aux figures 3 et 4 et illustrant une première forme de réalisation de l'invention, - la figure 7 est une vue correspondant à la figure 4 et illustrant une deuxième forme de réalisation de l'invention, - la figure 8 est une vue correspondant à la figure 4 et illustrant une troisième forme de réalisation de l'invention, - la figure 9 est une vue correspondant à la figure 4 et illustrant une quatrième forme de réalisation de l'invention, - la figure 10 est un diagramme représentant l'évolution de l'angle de calage des aubes de stator en fonction de la position angulaire de l'anneau de commande, pour chacune des formes de réalisation des figures 7, 8 et 9.
- la figure 11 est une vue correspondant à la figure 4 et illustrant une cinquième forme de réalisation de l'invention, - la figure 12 est une vue correspondant à la figure 4 et illustrant une sixième forme de réalisation de l'invention, - la figure 13 est une vue correspondant à la figure 4 et illustrant une septième forme de réalisation de l'invention.
On se réfère tout d'abord à la figure 1 qui représente une demi-vue schématique de la partie amont d'un compresseur haute-pression 10 selon la technique antérieure, en coupe selon un plan passant par l'axe de rotation 12 de la turbomachine. Le compresseur haute-pression 10 comprend un rotor formé de disques 14, 16, 18, 20 assemblés axialement les uns aux autres, le rotor étant en appui sur un palier 22 par l'intermédiaire d'un tourillon 24.

Chaque disque est agencé en aval d'une rangée annulaire d'aubes de stator 26 à calage variable. Chaque aube de stator comprend à
ses extrémités radialement interne et externe des pivots cylindriques 28, 30 coaxiaux. Le pivot cylindrique interne 28 s'étend vers l'intérieur depuis l'aube de stator 26 et est centré et guidé en rotation dans un logement cylindrique d'un élément annulaire du stator, et le pivot cylindrique externe 30 s'étend radialement vers l'extérieur et est centré et guidé en rotation dans une cheminée cylindrique 32 d'un carter externe 34 sensiblement cylindrique du compresseur haute-pression 10.
Le réglage du calage angulaire des aubes de stator 26 d'un étage est assuré à l'aide de biellettes 36 qui sont entraînées en rotation par un anneau de commande 38 monté pivotant par rapport au carter 34 autour de l'axe 12. Le débattement total de l'anneau de commande est par exemple compris entre 5 et 20 . Un vérin hydraulique 40 permet le déplacement simultané en rotation de plusieurs anneaux de commande 38.
L'anneau 38 est par exemple formé de deux parties 39 assemblées l'une à
l'autre par l'intermédiaire de pontets (non représentés) fixés aux extrémités desdites parties 39.
Les biellettes 36 sont fixées par une extrémité sur les pivots radiaux 30 des aubes 26 à calage variable, ces pivots 30 étant guidés en rotation dans des douilles 42 montés dans les cheminées 32 du carter 34 (figure 2). L'extrémité de la biellette fixée au pivot d'aube 30 est maintenue radialement sur un rebord 44 de la douille 42 par un écrou 46 vissé sur l'extrémité du pivot 30. L'autre extrémité de la biellette 36 comprend un orifice dans lequel est guidé en rotation un pion cylindrique radial 48 monté
dans un trou cylindrique 52 de l'anneau de commande 38. Les pions 48 sont maintenus en position par des pattes coudées 50 fixées sur l'anneau de commande 38. L'anneau de commande 38 est également déplaçable axialement en translation, de façon à accompagner la trajectoire circulaire des pions 48.

Comme cela est mieux visible à la figure 3, les parties 39 de l'anneau de commande 38 comportent d'autres trous 54, 56 servant respectivement à la fixation des organes de liaison permettant de relier les extrémités des deux parties 39 de l'organe de commande 38 entre elles ou servant à la fixation de patins de centrage venant s'appliquer sur une piste ménagée sur la surface externe du carter.
Lors de la rotation de l'anneau de commande 38 autour de son axe 12, celui-ci entraîne le pivotement des biellettes 36 et des aubes 26 autour de l'axe des pivots 28, 30 des aubes 26. Toutes les aubes 26 se trouvent alors dans une même position angulaire, pour une position angulaire donnée de l'anneau de commande 38, les biellettes 36 ayant toutes la même longueur.
Or, comme indiqué précédemment, en fonction du régime de la turbomachine, il existe un besoin de pouvoir adapter le calage des aubes 26 en fonction notamment de leur position azimutale, c'est-à-dire de la position circonférentielle de l'aube 26 de stator dans l'étage correspondant.
L'invention répond à ce besoin en proposant un anneau de commande 38 permettant d'adapter le calage angulaire des aubes 26 de façon individuelle ou par groupe d'aubes 26, en fonction des positions azimutales des aubes 26 concernées ou des groupes d'aubes 26 concernés.
Les figures 5 et 6 illustrent une première forme de réalisation de l'invention dans laquelle une partie des trous dans lesquels sont engagés les pions cylindriques 48 ont une forme oblongue (trous 58), une autre partie desdits trous étant cylindriques (trous 52) et de diamètre sensiblement identique à celui des pions 48 correspondants.
En particulier, les trous oblongs 58 comportent chacun une première extrémité 60 située du côté d'un premier bord latéral ou bord amont 62 de l'anneau de commande 38, une seconde extrémité 64 située du côté d'un second bord latéral ou bord aval 66 de l'anneau de commande 38, les deux extrémités 60, 64 étant reliées par une zone de liaison courbe 68 présentant un point d'inflexion.
Ainsi, en fonctionnement, l'angle de calage des aubes 26 ne varie pas de la même manière, en fonction de la position angulaire de l'anneau de commande 38, pour les aubes 26 associées aux trous cylindriques 52 ou pour les aubes 26 associées aux trous oblongs 58. En fonction de la forme des trous 58, il est donc possible d'adapter la variation de l'angle de calage en fonction de la position angulaire de l'anneau de commande 38 (également appelée ci-après loi de calage) pour chacune des aubes 26.
Dans ce cas, tous les trous oblongs 58 ont sensiblement la même forme, les autres trous 52 étant cylindriques. Un tel anneau de commande 38 possède donc deux groupes d'aubes 26, situées dans des zones azimutales différentes de la turbomachine, et suivant des lois de calage différentes d'un groupe à l'autre.
On notera que le centre des trous 52 est aligné
circonférentiellement avec l'une des extrémités des trous oblongs 58.
La figure 7 illustre une deuxième forme de réalisation de l'invention dans laquelle chaque trou oblong 58 de l'anneau de commande 38 s'étend uniquement dans la direction circonférentielle.
La figure 8 représente une troisième forme de réalisation de l'invention dans laquelle chaque trou oblong 58 de l'anneau de commande 38 s'étend de façon oblique par rapport à la direction axiale A et par rapport à la direction circonférentielle C. Plus particulièrement, chaque trou oblong 58 s'étend de façon rectiligne, d'amont en aval (c'est-à-dire de gauche à
droite à la figure 8), dans un premier sens de rotation de l'anneau de commande indiqué par la flèche Si, qui est un sens d'ouverture des aubes 26.
La figure 9 représente une quatrième forme de réalisation de l'invention dans laquelle chaque trou oblong 58 de l'anneau de commande 38 a une forme en arc de cercle ou approchant un arc de cercle, plus particulièrement en quart de cercle. Une extrémité 70 de chaque trou oblong 58 est dirigé axialement vers l'amont, l'autre extrémité 72 étant dirigée circonférentiellement dans un sens S2 opposé au sens Si précité, le sens S2 étant un sens de fermeture des aubes 26.
La figure 10 illustre la loi de calage d'aubes pour des aubes 26 associées respectivement à un trou cylindrique 52 (courbe Cl), à un trou oblong 58 de la figure 7 (courbe 02), à un trou oblong 58 de la figure 8 (courbe 03) et à un trou oblong 58 de la figure 9 (courbe 04). Les lois de calage sont les courbes représentatives de l'évolution de la position angulaire de l'aube 26 (aaube) en fonction de la position angulaire de l'anneau de commande 38 (aanneau).
On remarque que ces lois de calage sont différentes les unes des autres, en particulier pour les angles de l'anneau de commande 38 correspondant à une ouverture des aubes 26 associées. L'angle aaube correspond à l'angle des biellettes 36 par rapport à l'axe 12 de la turbomachine, en définissant une droite qui passe par le centre du pivot 30 de l'aube 26 et le centre du pion 48 qui est inséré dans l'anneau 38. Par définition, la position d'ouverture correspond à un angle aaube négatif par rapport à l'axe 12 de la turbomachine, en considérant que le sens positif est le sens trigonométrique, et la position de fermeture correspond à un angle aaube positif par rapport à l'axe 12 de la turbomachine. L'angle aaube=0 correspond à la position où les biellettes 36 sont alignées avec l'axe 12 de la turbomachine.
Si l'on cherche à modifier les lois de calage pour les angles correspondant à une fermeture des aubes 26, il est possible d'utiliser des trous oblongs 58 dont les formes générales sont les symétriques/axe de la turbomachine de celles décrites précédemment. Dans ce cas toutefois, il convient d'aligner le centre des trous 52 avec l'autre extrémité des trous oblongs 58.

En fonction de la forme choisie du trou 52, 58 (cylindrique, rectiligne oblique, arc de cercle, etc...), il est ainsi possible d'adapter aux besoins la loi de calage des aubes 26 associées.
La figure 11 illustre une cinquième forme de réalisation de l'invention dans laquelle chaque trou oblong 58 de l'anneau de commande 38 a une forme symétrique à la forme des trous oblongs 58 de la figure 6, par rapport à un plan radial passant par la zone axialement médiane de l'anneau de commande 38.
La figure 12 illustre une sixième forme de réalisation de l'invention dans laquelle chaque trou oblong 58 de l'anneau de commande 38 comporte une première extrémité 74 s'étendant uniquement circonférentiellement et située du côté du bord amont 62 de l'anneau de commande, une seconde extrémité 76 s'étendant uniquement circonférentiellement et située du côté du bord aval 66 de l'anneau de commande 38, lesdites extrémités 74, 76 étant reliées par une zone de liaison 78 s'étendant de façon oblique par rapport à la direction circonférentielle C et par rapport à la direction axiale A.
La figure 13 illustre une septième forme de réalisation de l'invention dans laquelle chaque trou oblong 58 de l'anneau de commande 38 a une forme symétrique à la forme des trous oblongs 58 de la figure 8, par rapport à un plan radial passant par la zone axialement médiane de l'anneau de commande 38.
Bien entendu, l'anneau de commande 38 peut comporter au moins deux types de trou oblongs 58 parmi ceux décrits précédemment.
D'autres formes de trous oblongs 58 peuvent également être utilisées, pour autant que ces trous oblongs 58 s'étendent notamment dans la direction circonférentielle C.

Claims (9)

REVENDICATIONS
1. Compresseur (10) de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion, comprenant un stator comportant un carter annulaire (34) et au moins une rangée annulaire d'aubes (26) à calage variable, chaque aube (26) comportant une extrémité
radialement externe comprenant un pivot (30) monté dans un orifice du carter (34) et relié par un organe de liaison (36) à un anneau de commande (38) apte à pivoter axialement par rapport au carter (34), l'organe de liaison (36) comportant une première extrémité fixée au pivot (30) de l'aube (26) et une seconde extrémité comportant un pion (48) engagé dans un trou (52, 58) de l'anneau de commande (38), caractérisé en ce que l'anneau de commande (38) comprend au moins un trou (52) cylindrique, dans lequel est engagé un pion (48) cylindrique d'un organe de liaison (36), les diamètres du pion (48) et du trou (52) cylindriques étant sensiblement identiques, et au moins un trou oblong (58) s'étendant circonférentiellement, dans lequel est engagé un autre pion (48) cylindrique d'un autre organe de liaison (36), de façon à autoriser le déplacement dudit pion (48) dans ledit trou oblong (58), lors de la rotation de l'anneau de commande (38).
2. Compresseur (10) selon la revendication 1, caractérisé en ce que les pions (48) sont cylindriques.
3. Compresseur (10) selon la revendication 1 ou 2, caractérisé
en ce que l'un (52) au moins des trous (52, 58) de l'anneau de commande (38), servant à l'engagement des pions (48) des organes de liaison (36), est de forme telle qu'il bloque le déplacement du pion (48) dans ledit trou (52).
4. Compresseur (10) selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit trou oblong (58) de l'anneau de commande (38) comporte une première extrémité (60) située du côté d'un premier bord latéral (62) de l'anneau de commande (38), une seconde extrémité (64) située du côté d'un second bord latéral (66) de l'anneau de commande (38), les deux extrémités (60, 64) étant reliées par une zone de liaison courbe (68) présentant un point d'inflexion.
5. Compresseur (10) selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ledit trou oblong (58) de l'anneau de commande (38) s'étend uniquement dans la direction circonférentielle (C).
6. Compresseur (10) selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit trou oblong (58) de l'anneau de commande (38) s'étend de façon oblique par rapport à la direction axiale (A) et par rapport à la direction circonférentielle (C).
7. Compresseur (10) selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ledit trou oblong (58) de l'anneau de commande (38) a une forme d'arc de cercle.
8. Compresseur (10) selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ledit trou oblong (58) de l'anneau de commande (38) comporte une première extrémité (74) s'étendant uniquement circonférentiellement et située du côté d'un bord latéral (62) de l'anneau de commande (38), une seconde extrémité (76) s'étendant uniquement circonférentiellement et étant située du côté de l'autre bord latéral (66) de l'anneau de commande (38), lesdites extrémités (74, 76) étant reliées par une zone de liaison (78) s'étendant de façon oblique par rapport à la direction circonférentielle (C) et par rapport à la direction axiale (A).
9. Turbomachine, telle par exemple qu'un turbopropulseur ou un turboréacteur d'avion, comportant au moins un compresseur (10) selon l'une des revendications 1 à 8.
CA2932998A 2013-12-19 2014-12-04 Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion Active CA2932998C (fr)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1362972A FR3015594B1 (fr) 2013-12-19 2013-12-19 Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion
FR1362972 2013-12-19
PCT/FR2014/053163 WO2015092197A1 (fr) 2013-12-19 2014-12-04 Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CA2932998A1 true CA2932998A1 (fr) 2015-06-25
CA2932998C CA2932998C (fr) 2022-04-19

Family

ID=50137899

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CA2932998A Active CA2932998C (fr) 2013-12-19 2014-12-04 Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10590794B2 (fr)
EP (1) EP3084141B1 (fr)
JP (1) JP6419831B2 (fr)
CN (1) CN105874171B (fr)
BR (1) BR112016013833B1 (fr)
CA (1) CA2932998C (fr)
FR (1) FR3015594B1 (fr)
RU (1) RU2670473C1 (fr)
WO (1) WO2015092197A1 (fr)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9835037B2 (en) * 2015-06-22 2017-12-05 General Electric Company Ducted thrust producing system with asynchronous fan blade pitching
FR3041714B1 (fr) 2015-09-30 2020-02-14 Safran Aircraft Engines Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion
GB201717091D0 (en) * 2017-10-18 2017-11-29 Rolls Royce Plc A variable vane actuation arrangement
FR3100272A1 (fr) * 2019-08-27 2021-03-05 Safran Aircraft Engines Guignol pour un dispositif de calage variable d’une turbomachine

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3066488A (en) * 1959-11-04 1962-12-04 Bendix Corp Power output control for a gas turbine engine
US3314595A (en) * 1965-06-09 1967-04-18 Gen Electric Adjustment mechanism for axial flow compressors
FR1592922A (fr) * 1968-11-21 1970-05-19
US3861822A (en) * 1974-02-27 1975-01-21 Gen Electric Duct with vanes having selectively variable pitch
US4737071A (en) * 1985-04-22 1988-04-12 Williams International Corporation Variable geometry centrifugal compressor diffuser
US5993152A (en) * 1997-10-14 1999-11-30 General Electric Company Nonlinear vane actuation
GB2402180B (en) * 2003-05-30 2006-09-20 Rolls Royce Plc Variable stator vane actuating levers
FR2857404B1 (fr) * 2003-07-10 2007-03-09 Snecma Moteurs Dispositif de guidage en rotation d'aubes a calage variable dans une turbomachine
FR2879687B1 (fr) * 2004-12-16 2007-04-20 Snecma Moteurs Sa Turbomachine a stator comportant un etage d'aubes de redresseur actionnees par une couronne rotative deplacee par des moyens moteurs electriques
FR2882570B1 (fr) * 2005-02-25 2007-04-13 Snecma Moteurs Sa Dipositif de commande d'aubes a calage variable dans une turbomachine
FR2890136B1 (fr) * 2005-08-30 2007-11-09 Snecma Bielle a longueur evolutive en fonctionnement
US7413401B2 (en) * 2006-01-17 2008-08-19 General Electric Company Methods and apparatus for controlling variable stator vanes
US8297918B2 (en) * 2009-01-06 2012-10-30 General Electric Company Variable position guide vane actuation system and method
US20110176913A1 (en) * 2010-01-19 2011-07-21 Stephen Paul Wassynger Non-linear asymmetric variable guide vane schedule

Also Published As

Publication number Publication date
BR112016013833B1 (pt) 2022-02-08
US20160348530A1 (en) 2016-12-01
JP2017501334A (ja) 2017-01-12
RU2670473C1 (ru) 2018-10-23
FR3015594B1 (fr) 2018-04-06
CA2932998C (fr) 2022-04-19
BR112016013833A2 (fr) 2017-08-08
EP3084141A1 (fr) 2016-10-26
CN105874171B (zh) 2018-06-12
EP3084141B1 (fr) 2018-02-07
CN105874171A (zh) 2016-08-17
RU2016123656A (ru) 2018-01-24
US10590794B2 (en) 2020-03-17
FR3015594A1 (fr) 2015-06-26
WO2015092197A1 (fr) 2015-06-25
JP6419831B2 (ja) 2018-11-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2591770C (fr) Stator de turbomachine comportant un etage d'aubes de redresseurs actionnees par une couronne rotative a centrage automatique
CA2639211C (fr) Pylone de suspension d'un moteur sous une aile d'avion
CA2639206C (fr) Etage d'aubes a calage variable pour une turbomachine
WO2021165616A1 (fr) Module de turbomachine equipe de systeme de changement de pas des pales d aubes de stator
FR2814205A1 (fr) Turbomachine a veine d'ecoulement ameliore
CA2932998C (fr) Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion
WO2017006010A1 (fr) Anneau de commande d'aubes à calage variable pour une turbomachine
CA2639181C (fr) Aube a calage variable de turbomachine
FR3055001A1 (fr) Systeme de changement de pas equipe de moyens de reglage du pas des pales et turbomachine correspondante
FR3108370A1 (fr) Etage d’aubes a calage variable pour une turbomachine
CA2973551C (fr) Systeme de commande d'aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3072719A1 (fr) Anneau de commande d'un etage d'aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3059364A1 (fr) Systeme de suspension d'un premier element annulaire dans un deuxieme element annulaire de turbomachine et turbomachine correspondante
FR3024996A1 (fr) Anneau de commande d'un etage d'aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3027635A1 (fr) Systeme de commande d'aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3041714A1 (fr) Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion
FR3070183B1 (fr) Turbine pour turbomachine
CA2874841C (fr) Soufflante a calage variable par rotation differentielle des disques de soufflante
FR3027072A1 (fr) Anneau de commande d'un etage d'aubes a calage variable pour une turbomachine
FR2976982A1 (fr) Soufflante pour turboreacteur
FR3072430B1 (fr) Anneau de commande d'un etage d'aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3119859A1 (fr) Anneau de commande d’un etage d’aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3123884A1 (fr) Systeme de changement de pas des pales d’une helice d’une turbomachine
FR2879688A1 (fr) Turbomachine a stator comportant un etage d'aubes de redresseur a calage variable avec reglage de jeu au voisinage des pivots des aubes