EP1455055A1 - Turbomachine disposant de secteurs d'anneau refroidis - Google Patents

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EP1455055A1
EP1455055A1 EP04100854A EP04100854A EP1455055A1 EP 1455055 A1 EP1455055 A1 EP 1455055A1 EP 04100854 A EP04100854 A EP 04100854A EP 04100854 A EP04100854 A EP 04100854A EP 1455055 A1 EP1455055 A1 EP 1455055A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
turbomachine
casing
ring
ring sector
spacer
Prior art date
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Granted
Application number
EP04100854A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP1455055B1 (fr
Inventor
Marc Roger Marchi
Paul Rodrigues
Patrice Jean-Marc Rosset
Jean Claude Christian Taillant
Jean Baptiste Arilla
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 Moteurs SA
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 Moteurs SA filed Critical SNECMA Moteurs SA
Publication of EP1455055A1 publication Critical patent/EP1455055A1/fr
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Publication of EP1455055B1 publication Critical patent/EP1455055B1/fr
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    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector

Definitions

  • the present invention relates so general to a ring sector turbomachine cooled.
  • the invention relates to a turbomachine comprising a casing, a rotor and that a plurality of cooled ring sectors interposed between the casing and the rotor, each of these ring sectors being provided with at least one cavity of cooling.
  • Ring areas can indifferently to be turbine ring sectors, preferably a high pressure turbine, or compressor ring areas.
  • the invention finds an application not exclusive but more specific when relates to a turbine of the turbomachine, in the since the significant thermal stresses surrounding require the presence of such areas ring cooled.
  • FIG. 1 it is partially shown a portion of high turbine pressure of a turbomachine 1 of the prior art, such than that described in document FR-A-2 800 797.
  • the high pressure turbine comprises a turbine casing 2, as well as a rotor 4, of which only one end of the blades 6 is shown.
  • the turbine is provided with a plurality of cooled ring sectors 8 mounted on the turbine casing 2, and forming a ring around the blades 6 of the rotor 4.
  • the latter comprises all first, on the upstream side, a hook 10 intended to cooperate with a hook 12 belonging to the sector ring 8. So, once hooks 10 and 12 are nested, they allow the pivoting of the sector ring 8 until it comes up against downstream against the turbine casing 2, by bringing the ledges 14 and 16.
  • Tightening in axial direction of the sector ring 8 on the casing 2 is then provided by a tenon 18 secured to a downstream part of this sector, the tenon 18 being located upstream relative to the flange 14 of the ring sector 8, and being located on the side of a inner chamber 20 partially delimited by the turbine housing 2.
  • the tenon 18 is retained by a mortise 22, formed by through the edge 16 of the casing, as well as by an elastic tab 24 which once allows mounting performed, to remove the axial play of the lug 18.
  • each ring sector 8 is carried out using a staple 26, the branches of which serve to grip the edges 14 and 16, these being respectively provided with notches opposite 28 and 30 between which can be slid the core of clip 26, pushing it upstream.
  • the mounting system of the ring sectors on the housing is very design complex, and therefore generates relatively low costs important.
  • the inner chamber 20 is supplied with cooling air via one or more cooling orifices 27 practiced through in the casing 2, this cooling air being for example taken from the level of one of the compressors (not shown) of the turbomachine 1.
  • this one After the introduction of air from cooling in the inner chamber 20, this one passes through a perforated wall 23 of the ring sector 8 in order to enter a cooling cavity 25 provided in the latter.
  • the invention therefore aims to provide a turbomachine comprising a casing, a rotor and that a plurality of cooled ring sectors interposed between the casing and the rotor, the turbomachine at least partially remedying the disadvantages mentioned above relating to the achievements of art prior.
  • the invention relates to a turbomachine comprising a casing, a rotor and that a plurality of cooled ring sectors interposed between the housing and the rotor, each sector ring including a cooling cavity main and being mounted on the turbine housing by by means of fixing means.
  • the fixing means comprise a screw clamping position substantially radially and ensuring the plating of the ring sector against the casing, this clamping screw being traversed by a cooling air passage communicating with the main cooling cavity of the sector ring.
  • the fixing means have a design greatly simplified compared to that means presented previously, insofar as they no longer require hooks or staples extremely precise dimensions, but on the contrary are essentially consisting of a simple clamping screw.
  • the clamping screw arranged radially provides axial positioning and very precise tangential of the ring sector compared to the turbine housing, thus considerably limiting cooling air leaks between these elements. In this way, the turbine housing is better protected thermally, and the ring sectors can be completely satisfactorily cooled.
  • the fixing means used in the invention provide simplicity of assembly as well as a reduced cost compared to those of art described above and shown on the figure 1.
  • the fact of providing one or multiple air passages through the screw allows advantageously to combine the fixing means of each ring sector with the means necessary to the supply of cooling air to the cooling cavity of the ring concerned.
  • the cooling air collected at the desired location such as for example at level of a turbomachine compressor, penetrates in an outer radial end of the air passage, then crosses it until it is ejected by a internal radial end, to then integrate the main cooling cavity and thereby ensure the cooling of the ring sector.
  • the clamping screw is crossed longitudinally by a single air passage of cooling, which therefore leads in particular to the level of the screw head.
  • the fixing means comprise a spacer mounted on the housing and crossed by the screw tightening, the spacer ensuring positioning axial and tangential of the ring sector with respect to the casing, as well as the desired pretension.
  • the spacer has an inside diameter substantially equal to an outside diameter of at least a portion of the clamping screw lying opposite of the spacer, and / or that the spacer has a lower end inserted in a bore provided on the ring area, this lower end having an outer diameter substantially equal to an internal diameter of the bore.
  • the spacer constitutes a stop for this ring sector, so as to ensure the radial positioning of the latter relative to the casing. So with such a configuration, a simple judiciously arranged spacer on the housing allows to achieve a very precise positioning of the sector ring relative to this housing, as well axially, tangentially than radially.
  • each sector ring has a threaded portion cooperating with the clamping screw, the head of this clamping screw being abutted against an upper end of the spacer.
  • another solution ensuring the plating of the ring sector against the housing could be to provide that each ring sector has a footprint the interior of which is housed in abutment the head of the clamping screw, the latter cooperating with a nut in abutment against an upper end of the spacer passing through the casing.
  • each ring sector can have an upstream end as well as an end downstream, the upstream end being in contact with a upstream circular flange belonging to the casing, and the downstream end being in contact with a flange downstream circular belonging to this same casing.
  • each ring sector further comprises a cavity of separate secondary cooling of the cavity main cooling by a wall, these cavities main and secondary being superimposed radially.
  • a turbomachine is partially shown 100, according to a first preferred embodiment of the present invention.
  • the turbomachine 100 comprises a casing 102 as well as a rotor 4 provided with blades 6.
  • the invention finding a very particular application when applied to a turbine of the turbomachine 100, we will consider in the following the description that the part shown in Figures 2 and 3 corresponds to a high pressure turbine of this turbomachine, and that consequently, the casings 102 and rotor 4 correspond respectively to a housing of turbine 102 and to a turbine rotor 4 provided with blades 6. It is noted that this choice of application of the invention to a turbine, preferably to the turbine high pressure subject to heavy loads will be adopted for all modes of preferred embodiments shown in FIGS. 2 to 6, and described below.
  • the turbine includes a plurality of cooled ring sectors 108 mounted on the turbine casing 102 by means fixing 132, the ring sectors 108 forming a ring around the blades 6 of the turbine rotor 4.
  • the fixing means 132 have a clamping screw 134 positioned substantially radially with respect to the housing turbine 102.
  • the clamping screw 134 is arranged so that its longitudinal axis (not shown) is substantially parallel to a radial direction of the turbomachine 100.
  • the fixing means 132 include a spacer 136, integrally mounted or with a calibrated clearance on the casing 102 which it crosses, this spacer 136 also called “sleeve of guide ”being traversed by the clamping screw 134 and therefore also having a longitudinal axis positioned substantially radially.
  • the clamping screw 134 has a portion 138, located under the head 140 and opposite the spacer 136, the outside diameter of which is substantially equal to the inside diameter of this same spacer 136.
  • the clearance between the screw 134 and the spacer 136 being almost zero, the clamping screw 134 is then positioned axially and tangentially very precisely with respect to the turbine casing 102, insofar as it is joined together to the spacer 136, for example by welding, or even mounted with almost zero play.
  • the ring sector 108 has a threaded portion 141 cooperating with the threaded portion 142 of the fixing screw 134. From this way when the ring sector 108 cooperates with the fixing screw 134, it is also positioned axially and tangentially very precisely relative to the turbine casing 102.
  • the spacer 136 has a lower end 136a inserted inside a bore 144 provided on the ring sector 108, the outside diameter of the lower end 136a being substantially equal to the internal diameter of bore 144. With such a layout, it is no longer necessary to plan the identity between the inner diameter of the spacer 136 and the outside diameter of the portion 138 of the clamping screw 134.
  • the head 140 of the screw 134 located radially outwardly relative to the portion threaded 142, abuts against one end upper 136b of the spacer 136.
  • An anti-rotation plate 146 can optionally be inserted between this upper end 136b and the head 140 of the screw 134, so that it can no longer loosen once assembled.
  • the lower end 136a of the spacer 136 can also be a stop for the ring sector 108, so as to ensure a very radial positioning precise of the latter with respect to the turbine casing 102, or even a controlled prestress.
  • the spacer 136 is sized so that when the ring sector 108 abuts against its lower end 136a, the bosses 148 and 150 from this same sector come simultaneously abut against the casing 102.
  • the turbine is designed so that the ring sector 108 has an upstream end or upstream edge in contact with an upstream circular flange 152 belonging to the turbine casing 102, as well as a downstream end or downstream edge in contact with a circular flange downstream 154 belonging to this same casing.
  • the contacts established by the flanges 152 and 154 with sector 108 are preferably plan contacts, belonging to plans substantially perpendicular to a main longitudinal axis (not shown) of the turbomachine 100.
  • ring sectors 108 are connected to each other through tabs seal 156, limiting gas flow in the axial and radial directions.
  • each ring sector 108 has an upper wall 158 and a lower wall 160 radially superimposed and defining a cavity main cooling 162, these two walls being indifferently carried out separately then assembled together, or made in one piece.
  • each ring sector 108 includes no other cooling cavity than the main cavity 162.
  • the clamping screw 134 is provided with one or more air through passages cooling 174, preferably only one, which is practiced so as to communicate with this same main cavity 162. Indeed, air from cooling can be taken for example at the level of a turbomachine compressor 100 and then be routed to an outer radial end (not referenced) from passage 174, this outer end being located radially outwardly relative to the turbine casing 102.
  • the passage of air from cooling 174 is centered on the axis of the screw clamping 134, and has a cylindrical shape of circular section. Furthermore, it is noted that for obtain the desired air flow, it is possible to directly calibrate passage 174, or place calibrated washers (or pads) at the interior of these passages 174. Naturally, the interest of this last solution lies in the fact that when you want to change the air flow of cooling passing through the passages 174 it it is only necessary to change the washers (not shown). On the other hand, this platelet solution also provides different air flows depending on the floors of the turbine, while using the same drilled screws dimensions.
  • the upper wall 158 participates in delimiting the interior chamber 120, inside which air can also be introduced cooling. So the cooling air penetrating inside the chamber 120 can also join the cooling cavity 162 in using through orifices (not shown) made in the upper wall 158, so as to allow ring sectors 108 to cool by direct impact on the cavity wall. In such case, it is to be understood that the cavity of cooling 162 is then supplied with air by two flows, taken for example respectively from the high pressure compressor and at compressor level low pressure of the turbomachine 100.
  • the ring sector 108 has a wall upper 164 defining a cavity of main cooling 166 with a wall intermediate 168, also called “impact sheet”.
  • sector 108 has a lower wall 170 defining a cooling cavity secondary 172 using the intermediate wall 168.
  • the two cavities 166 and 172 are superimposed radially, the main cavity 166 being for example smaller than the secondary cavity 172.
  • cooling air ejected from the internal radial end of passage 174 enters the main cavity 166 in a way identical to that shown above and then is likely to join the secondary cavity 172 in using through orifices (not shown) made in the intermediate wall 168. From this way, it is possible to achieve cooling ring sectors 108 by impact or convection.
  • the air of cooling located in the interior chamber 120 is able to penetrate inside the cavity 166 through through holes (not shown) made in the upper wall 164.
  • the wall upper 164 has the threaded portion 141 necessary for fixing the ring sector 108 on the clamping screw 134, this threaded portion 141 opening into the main cavity 166.
  • FIG. 6 it is partially shown a turbomachine, according to a second preferred embodiment of this invention.
  • turbomachine 200 according to the second embodiment preferred of the present invention is widely similar to the turbomachine 100 according to the first mode preferred embodiment.
  • the main difference is in the fixing means 232 of the cooled ring sectors 208 on the turbine casing 102. Indeed, if the spacer 136 is similar to that presented in the first preferred embodiment, it is not the same for the clamping screw 234.
  • This screw tightening 234 actually includes a head 240 capable of be precisely stuck in a cavity 276 belonging to an upper sector ring 208, this borrows 276 defining a space 280 with an upper wall 258 of the ring sector 208, located radially inside with respect to borrows 276.
  • the clamping screw 234 has a threaded portion 242 projecting from spacer 136 outward, and cooperating with a nut 278 positioned in abutment against the upper end 136b of the spacer 136, the nut 278 therefore being located radially outwardly relative to the casing 102. Therefore, tightening the nut 278 causes a outward radial movement of the ring sector 208, until it comes into contact with the housing turbine 102. As can be seen in FIG. 6, the contact takes place at the level of the upstream boss 148 and downstream boss 150 provided on the upper part of the ring sector 208. Furthermore, as indicated previously, the movement in the radial direction of the ring sector 208 could be stopped simultaneously by the latter coming into contact with the end lower 136a of the spacer 136.
  • each sector ring 208 has the upper wall 258 and a lower wall 260 being radially superimposed, these walls 258 and 260 defining therebetween a main cooling cavity 262, and being indifferently carried out separately then assembled together, or made in one piece.
  • the tightening screw 234 is provided with one or more air through passages cooling 274, preferably only one, which is practiced so as to communicate with this same main cavity 262.
  • air from cooling can be taken for example at the level of a turbomachine compressor 200 and then be routed to an outer radial end (not referenced) from passage 274, this outer end being located radially outwardly relative to the turbine casing 102.
  • an internal radial end (not referenced) from passage 274 is in communication with this same space 280, which is itself in communication with the cavity 262 via one or more through holes 282 made in the upper wall 258.
  • the cooling air passage 274 is in communication with the main cavity 262, from so that air ejected from the inner radial end can then penetrate inside this cavity 262, and cool the ring sector 208.
  • the cooling air path described above is shown schematically on the Figure 6, by arrow 275.
  • the passage of air from cooling 274 is centered on the axis of the screw tightening 234, and also has a cylindrical shape of circular section.
  • the clamping screws 234, the different sectors of 208 rings and tabs 156 are installed before assembly spacers 136 on the casing 102, so that that the ring sectors 208 each have a degree of tangential freedom for mounting tabs 156.
  • the spacers 136 are mounted on the turbine casing 102 so as to be crossed by the clamping screws 234.
  • the ring sectors 208 having been set up so offset from their final position can then be rotated until the heads 240 enter the respective imprints 276.
  • turbomachines 100 and 200 which have just been described, only by way of nonlimiting examples.

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Abstract

L'invention concerne une turbomachine (100) comportant un carter (102), un rotor (4) ainsi qu'une pluralité de secteurs d'anneau refroidis (108) interposés entre le carter et le rotor, chaque secteur d'anneau comprenant une cavité de refroidissement principale (162) et étant monté sur le carter par l'intermédiaire de moyens de fixation (132). Selon l'invention, les moyens de fixation (132) comprennent une vis de serrage (134) positionnée sensiblement radialement et assurant le plaquage du secteur d'anneau contre le carter, et la vis de serrage (134) est traversée par un passage d'air de refroidissement (174) communiquant avec la cavité de refroidissement principale (162) du secteur d'anneau. <IMAGE>

Description

DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte de façon générale à une turbomachine à secteurs d'anneau refroidis.
Plus précisément, l'invention se rapporte à une turbomachine comportant un carter, un rotor ainsi qu'une pluralité de secteurs d'anneau refroidis interposés entre le carter et le rotor, chacun de ces secteurs d'anneau étant pourvu d'au moins une cavité de refroidissement.
Les secteurs d'anneau peuvent indifféremment être des secteurs d'anneau de turbine, de préférence de turbine haute pression, ou encore des secteurs d'anneau de compresseur. A ce titre, il est précisé que l'invention trouve une application non exclusive mais plus particulière lorsqu'elle se rapporte à une turbine de la turbomachine, dans la mesure où les importantes sollicitations thermiques environnantes requièrent la présence de tels secteurs d'anneau refroidis.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
En référence à la figure 1, il est partiellement représenté une portion de turbine haute pression d'une turbomachine 1 de l'art antérieur, telle que celle décrite dans le document FR-A-2 800 797.
Comme on peut le voir sur cette figure, la turbine haute pression comporte un carter de turbine 2, ainsi qu'un rotor 4, dont seule une extrémité des pales 6 est représentée.
Par ailleurs, la turbine est munie d'une pluralité de secteurs d'anneau refroidis 8 montés sur le carter de turbine 2, et formant un anneau autour des pales 6 du rotor 4.
Afin de réaliser l'assemblage des secteurs d'anneau 8 sur le carter 2, ce dernier comporte tout d'abord, du côté amont, un crochet 10 destiné à coopérer avec un crochet 12 appartenant au secteur d'anneau 8. Ainsi, une fois que les crochets 10 et 12 sont imbriqués, ils permettent le pivotement du secteur d'anneau 8 jusqu'à ce que celui-ci vienne buter en aval contre le carter de turbine 2, par mise en contact de rebords 14 et 16.
Le serrage en direction axiale du secteur d'anneau 8 sur le carter 2 est alors assuré par un tenon 18 solidaire d'une partie aval de ce secteur, le tenon 18 étant situé en amont par rapport au rebord 14 du secteur d'anneau 8, et étant situé du côté d'une chambre intérieure 20 partiellement délimitée par le carter de turbine 2.
Toujours en référence à la figure 1, le tenon 18 est retenu par une mortaise 22, formée par l'intermédiaire du rebord 16 du carter, ainsi que par une patte élastique 24 qui permet une fois le montage réalisé, de supprimer le jeu axial du tenon 18.
Par ailleurs, le maintien en direction tangentielle de chaque secteur d'anneau 8 par rapport au carter de turbine 2 s'effectue à l'aide d'une agrafe 26 dont les branches servent à enserrer les rebords 14 et 16, ceux-ci étant respectivement munis d'entailles en regard 28 et 30 entre lesquelles peut être glissée l'âme de l'agrafe 26, en la poussant vers l'amont.
Par conséquent, le système de montage des secteurs d'anneau sur le carter est de conception très complexe, et engendre donc des coûts relativement importants.
De plus, l'assemblage tenon/mortaise mis en oeuvre entre le carter et chaque secteur d'anneau ne permet pas d'obtenir une étanchéité parfaite, de sorte que des fuites peuvent être observées entre ces deux éléments, naturellement au détriment du refroidissement des secteurs d'anneau et de la protection thermique du carter de turbine.
En outre, la chambre intérieure 20 est alimentée en air de refroidissement par l'intermédiaire d'un ou plusieurs orifices de refroidissement 27 pratiqués de façon traversante dans le carter 2, cet air de refroidissement étant par exemple prélevé au niveau de l'un des compresseurs (non représentés) de la turbomachine 1. Après l'introduction de l'air de refroidissement dans la chambre intérieure 20, celui-ci traverse une paroi perforée 23 du secteur d'anneau 8 afin de pénétrer dans une cavité de refroidissement 25 prévue dans ce dernier.
Ainsi, il est clair au vu de ce qui précède que les moyens requis pour assurer l'acheminement de l'air jusqu'à la cavité de refroidissement, tels que les orifices de refroidissement prévus dans le carter, viennent complexifier encore davantage la conception de la turbomachine.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention a donc pour but de proposer une turbomachine comportant un carter, un rotor ainsi qu'une pluralité de secteurs d'anneau refroidis interposés entre le carter et le rotor, la turbomachine remédiant au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus relatifs aux réalisations de l'art antérieur.
Pour ce faire, l'invention a pour objet une turbomachine comportant un carter, un rotor ainsi qu'une pluralité de secteurs d'anneau refroidis interposés entre le carter et le rotor, chaque secteur d'anneau comprenant une cavité de refroidissement principale et étant monté sur le carter de turbine par l'intermédiaire de moyens de fixation. Selon l'invention, les moyens de fixation comprennent une vis de serrage positionnée sensiblement radialement et assurant le plaquage du secteur d'anneau contre le carter, cette vis de serrage étant traversée par un passage d'air de refroidissement communiquant avec la cavité de refroidissement principale du secteur d'anneau.
Avantageusement, les moyens de fixation ont une conception largement simplifiée par rapport à celle des moyens présentés antérieurement, dans la mesure où ils ne nécessitent plus de crochets ni d'agrafes aux dimensions extrêmement précises, mais sont au contraire essentiellement constitués d'une simple vis de serrage.
En outre, la vis de serrage agencée radialement permet d'obtenir un positionnement axial et tangentiel très précis du secteur d'anneau par rapport au carter de turbine, limitant ainsi considérablement les fuites d'air de refroidissement entre ces éléments. De cette façon, le carter de turbine est mieux protégé thermiquement, et les secteurs d'anneau peuvent être refroidis de manière tout à fait satisfaisante.
Aussi, les moyens de fixation mis en oeuvre dans l'invention procurent une simplicité de montage ainsi qu'un coût réduit par rapport à ceux de l'art antérieur décrits ci-dessus et représentés sur la figure 1.
Par ailleurs, le fait de prévoir un ou plusieurs passages d'air à travers la vis permet avantageusement de combiner les moyens de fixation de chaque secteur d'anneau avec les moyens nécessaires à l'acheminement de l'air de refroidissement jusqu'à la cavité de refroidissement de l'anneau concerné. En effet, avec un tel agencement, l'air de refroidissement prélevé à l'endroit voulu, tel que par exemple au niveau d'un compresseur de la turbomachine, pénètre dans une extrémité radiale externe du passage d'air, puis traverse ce dernier jusqu'à être éjecté par une extrémité radiale interne, pour ensuite intégrer la cavité de refroidissement principale et assurer ainsi le refroidissement du secteur d'anneau.
De préférence, pour chaque secteur d'anneau, la vis de serrage est traversée longitudinalement par un unique passage d'air de refroidissement, qui débouche donc notamment au niveau de la tête de vis.
Préférentiellement, pour chaque secteur d'anneau, les moyens de fixation comprennent une entretoise montée sur le carter et traversée par la vis de serrage, l'entretoise assurant le positionnement axial et tangentiel du secteur d'anneau par rapport au carter, ainsi que la précontrainte recherchée. Pour ce faire, on peut prévoir que pour chaque secteur d'anneau, l'entretoise dispose d'un diamètre intérieur sensiblement égal à un diamètre extérieur d'au moins une portion de la vis de serrage se situant en regard de l'entretoise, et/ou que l'entretoise comporte une extrémité inférieure insérée dans un alésage prévu sur le secteur d'anneau, cette extrémité inférieure disposant d'un diamètre extérieur sensiblement égal à un diamètre intérieur de l'alésage.
De façon préférée, pour chaque secteur d'anneau, l'entretoise constitue une butée pour ce secteur d'anneau, de manière à assurer le positionnement radial de ce dernier par rapport au carter. Ainsi, avec une telle configuration, une simple entretoise judicieusement agencée sur le carter permet de réaliser un positionnement très précis du secteur d'anneau par rapport à ce carter, aussi bien axialement, tangentiellement que radialement.
De façon préférentielle, chaque secteur d'anneau comporte une portion filetée coopérant avec la vis de serrage, la tête de cette vis de serrage étant en butée contre une extrémité supérieure de l'entretoise. A cet égard, notons qu'une autre solution permettant d'assurer le plaquage du secteur d'anneau contre le carter pourrait consister à prévoir que chaque secteur d'anneau comporte une empreinte à l'intérieur de laquelle est logée en butée la tête de la vis de serrage, cette dernière coopérant avec un écrou en butée contre une extrémité supérieure de l'entretoise traversant le carter.
D'autre part, chaque secteur d'anneau peut comporter une extrémité amont ainsi qu'une extrémité aval, l'extrémité amont étant en contact avec une collerette circulaire amont appartenant au carter, et l'extrémité aval étant en contact avec une collerette circulaire aval appartenant à ce même carter.
Enfin, on peut également prévoir que chaque secteur d'anneau comporte en outre une cavité de refroidissement secondaire séparée de la cavité de refroidissement principale par une paroi, ces cavités principale et secondaire étant superposées radialement.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaítront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ;
  • la figure 1, déjà décrite, représente partiellement une turbine haute pression de turbomachine selon une réalisation de l'art antérieur,
  • la figure 2 représente une vue partielle en coupe longitudinale d'une turbomachine, selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention,
  • la figure 3 représente une vue partielle en coupe prise le long de la ligne III-III de la figure 2,
  • la figure 4 représente une vue agrandie d'une partie d'une turbomachine similaire à celle représentée sur la figure 2, constituant une alternative au premier mode de réalisation préféré de la présente invention,
  • la figure 5 représente une vue partielle et agrandie d'une turbomachine similaire à celle représentée sur la figure 2, constituant une autre alternative au premier mode de réalisation préféré de la présente invention, et
  • la figure 6 représente une vue partielle en coupe longitudinale d'une turbomachine, selon un second mode de réalisation préféré de la présente invention.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS
En référence conjointement aux figures 2 et 3, il est représenté partiellement une turbomachine 100, selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention.
La turbomachine 100 comprend un carter 102 ainsi qu'un rotor 4 muni de pales 6. A ce titre, l'invention trouvant une application toute particulière lorsqu'elle est appliquée à une turbine de la turbomachine 100, on considérera dans la suite de la description que la partie représentée sur les figures 2 et 3 correspond à une turbine haute pression de cette turbomachine, et que par conséquent, les carter 102 et rotor 4 correspondent respectivement à un carter de turbine 102 et à un rotor de turbine 4 munie de pales 6. Il est noté que ce choix d'application de l'invention à une turbine, de préférence à la turbine haute pression soumise à d'importantes sollicitations thermiques, sera adopté pour l'ensemble des modes de réalisation préférés représentés sur les figures 2 à 6, et décrits ci-après.
Bien entendu, comme cela a été indiqué précédemment, l'invention pourrait également s'appliquer à un compresseur de la turbomachine, sans sortir du cadre de l'invention.
Ainsi, toujours en référence aux figures 2 et 3, on peut voir que la turbine comprend une pluralité de secteurs d'anneau refroidis 108 montés sur le carter de turbine 102 par l'intermédiaire de moyens de fixation 132, les secteurs d'anneau 108 formant un anneau autour des pales 6 du rotor de turbine 4.
En outre, les moyens de fixation 132 comportent une vis de serrage 134 positionnée sensiblement radialement par rapport au carter de turbine 102. En d'autres termes, la vis de serrage 134 est agencée de manière à ce que son axe longitudinal (non représenté) soit sensiblement parallèle à une direction radiale de la turbomachine 100.
Pour ce faire, les moyens de fixation 132 comprennent une entretoise 136, montée solidairement ou avec un jeu calibré sur le carter 102 qu'elle traverse, cette entretoise 136 encore appelée « douille de guidage » étant traversée par la vis de serrage 134 et disposant donc également d'un axe longitudinal positionné sensiblement radialement.
Dans ce premier mode de réalisation préféré, la vis de serrage 134 dispose d'une portion 138, située sous la tête 140 et en regard de l'entretoise 136, dont le diamètre extérieur est sensiblement égal au diamètre intérieur de cette même entretoise 136. Ainsi, le jeu entre la vis 134 et l'entretoise 136 étant quasiment nul, la vis de serrage 134 est alors positionnée axialement et tangentiellement de façon très précise par rapport au carter de turbine 102, dans la mesure où celui-ci est assemblé solidairement à l'entretoise 136, par exemple par soudage, ou encore monté avec un jeu quasiment nul.
A ce titre, notons que le secteur d'anneau 108 dispose d'une portion filetée 141 coopérant avec la portion filetée 142 de la vis de fixation 134. De cette manière, lorsque le secteur d'anneau 108 coopère avec la vis de fixation 134, il est également positionné axialement et tangentiellement de façon très précise par rapport au carter de turbine 102.
Notons en référence à la figure 4 qu'une alternative pourrait également consister à prévoir que pour obtenir le positionnement axial et tangentiel du secteur d'anneau 108 par rapport au carter 102, l'entretoise 136 comporte une extrémité inférieure 136a insérée à l'intérieur d'un alésage 144 prévu sur le secteur d'anneau 108, le diamètre extérieur de l'extrémité inférieure 136a étant sensiblement égal au diamètre intérieur de l'alésage 144. Avec un tel agencement, il n'est alors plus nécessaire de prévoir l'identité entre le diamètre intérieur de l'entretoise 136 et le diamètre extérieur de la portion 138 de la vis de serrage 134.
En référence à nouveau aux figures 2 et 3, il est noté que la tête 140 de la vis 134 située radialement extérieurement par rapport à la portion filetée 142, est en butée contre une extrémité supérieure 136b de l'entretoise 136. Une tôle anti-rotation 146 peut éventuellement être insérée entre cette extrémité supérieure 136b et la tête 140 de la vis 134, afin que celle-ci ne puisse plus se desserrer une fois assemblée.
A cet égard, il est précisé que l'opération de vissage de la vis de serrage 134 à l'intérieur du secteur d'anneau 108 provoque un mouvement radial vers l'extérieur de ce dernier, jusqu'à ce qu'il entre en contact avec le carter de turbine 102. Comme on peut le voir sur la figure 2, le contact s'effectue au niveau d'un bossage amont 148 et d'un bossage aval 150, prévus sur une partie supérieure du secteur d'anneau 108. Ainsi, une fois le plaquage établi, le secteur d'anneau 108 et le carter 102 forment une chambre intérieure fermée 120, dont les fuites sont considérablement limitées par rapport à celles rencontrées dans les réalisations de l'art antérieur.
Par ailleurs, il est précisé que l'extrémité inférieure 136a de l'entretoise 136 peut également constituer une butée pour le secteur d'anneau 108, de manière à assurer un positionnement radial très précis de ce dernier par rapport au carter de turbine 102, ou encore une précontrainte maítrisée. Bien entendu, dans un tel cas, l'entretoise 136 est dimensionnée pour que lorsque le secteur d'anneau 108 vient buter contre son extrémité inférieure 136a, les bossages 148 et 150 de ce même secteur viennent simultanément buter contre le carter 102.
D'autre part, pour diminuer encore davantage les fuites de la chambre intérieure 120, la turbine est conçue de sorte que le secteur d'anneau 108 comporte une extrémité amont ou bord amont en contact avec une collerette circulaire amont 152 appartenant au carter de turbine 102, ainsi qu'une extrémité aval ou bord aval en contact avec une collerette circulaire aval 154 appartenant à ce même carter. Notons à titre d'exemple, comme cela est représenté sur la figure 2, que les contacts établis par les collerettes 152 et 154 avec le secteur 108 sont préférentiellement des contacts plan, appartenant à des plans sensiblement perpendiculaires à un axe principal longitudinal (non représenté) de la turbomachine 100.
En outre, de façon relativement classique, il est noté que les secteurs d'anneau 108 sont reliés les uns aux autres par l'intermédiaire de languettes d'étanchéité 156, limitant les circulations de gaz dans les directions axiale et radiale.
Dans ce mode de réalisation préféré de la présente invention, chaque secteur d'anneau 108 dispose d'une paroi supérieure 158 et d'une paroi inférieure 160 superposées radialement et définissant une cavité de refroidissement principale 162, ces deux parois étant indifféremment réalisées séparément puis assemblées entre elles, ou réalisées d'un seul tenant.
Il est précisé que dans ce premier mode de réalisation préféré représenté sur les figures 2 à 4, chaque secteur d'anneau 108 ne comprend aucune autre cavité de refroidissement que la cavité principale 162.
Pour assurer l'alimentation en air de refroidissement de la cavité 162, la vis de serrage 134 est pourvue d'un ou plusieurs passages traversant d'air de refroidissement 174, de préférence un seul, qui est pratiqué de manière à communiquer avec cette même cavité principale 162. En effet, de l'air de refroidissement peut être prélevé par exemple au niveau d'un compresseur de la turbomachine 100, puis être acheminé jusqu'à une extrémité radiale externe (non référencée) du passage 174, cette extrémité externe étant située radialement extérieurement par rapport au carter de turbine 102. De plus, dans la mesure où la portion fileté 141 débouche directement dans la cavité de refroidissement 162, il est donc clair qu'une extrémité radiale interne (non référencée) du passage 174 est en communication avec cette même cavité 162, de sorte que l'air éjecté de cette extrémité radiale interne peut alors pénétrer à l'intérieur de la cavité de refroidissement principale 162, et assure le refroidissement du secteur d'anneau 108. A titre illustratif, le trajet de l'air de refroidissement décrit ci-dessus est représenté schématiquement sur la figure 3, par la flèche 175.
De préférence, le passage d'air de refroidissement 174 est centré sur l'axe de la vis de serrage 134, et présente une forme cylindrique de section circulaire. En outre, il est noté que pour obtenir le débit d'air souhaité, il est possible de calibrer directement le passage 174, ou encore de placer des rondelles calibrées (ou plaquettes) à l'intérieur de ces passages 174. Naturellement, l'intérêt de cette dernière solution réside dans le fait que lorsque l'on désire modifier le débit d'air de refroidissement passant à travers les passages 174, il est uniquement nécessaire de procéder au changement des rondelles (non représentés). D'autres part, cette solution de plaquettes permet également de disposer de débits d'air différents en fonction des étages de la turbine, tout en utilisant des vis percées de mêmes dimensions.
En référence plus spécifiquement à la figure 2, la paroi supérieure 158 participe à délimiter la chambre intérieure 120, à l'intérieur de laquelle peut également être introduit de l'air de refroidissement. Ainsi, l'air de refroidissement pénétrant à l'intérieur de la chambre 120 peut aussi rejoindre la cavité de refroidissement 162 en empruntant des orifices traversants (non représentés) pratiqués dans la paroi supérieure 158, de manière à autoriser un refroidissement des secteurs d'anneau 108 par impact direct sur la paroi de cavité. Dans un tel cas, il est à comprendre que la cavité de refroidissement 162 est alors alimentée en air par deux flux, prélevés par exemple respectivement au niveau du compresseur haute pression et au niveau du compresseur basse pression de la turbomachine 100.
Cependant, d'autres solutions sont également envisageables pour refroidir les secteurs d'anneau 108 de la turbine haute pression.
A titre d'exemple et en référence à la figure 5, le secteur d'anneau 108 comporte une paroi supérieure 164 définissant une cavité de refroidissement principale 166 avec une paroi intermédiaire 168, également appelée « tôle d'impact ». De plus, le secteur 108 dispose d'une paroi inférieure 170 définissant une cavité de refroidissement secondaire 172 à l'aide de la paroi intermédiaire 168. Ainsi, les deux cavités 166 et 172 sont superposées radialement, la cavité principale 166 étant par exemple de plus petite dimension que la cavité secondaire 172.
De cette façon, l'air de refroidissement éjecté de l'extrémité radiale interne du passage 174 pénètre dans la cavité principale 166 d'une façon identique à celle indiquée ci-dessus, puis est susceptible de rejoindre la cavité secondaire 172 en empruntant des orifices traversants (non représentés) pratiqués dans la paroi intermédiaire 168. De cette manière, il est possible de réaliser un refroidissement des secteurs d'anneau 108 par impact ou convection.
De plus, ici encore, l'air de refroidissement se situant dans la chambre intérieure 120 est apte à pénétrer à l'intérieur de la cavité 166 par l'intermédiaire d'orifices traversants (non représentés) pratiqués dans la paroi supérieure 164. Comme on peut le voir sur cette figure 5, la paroi supérieure 164 dispose de la portion filetée 141 nécessaire à la fixation du secteur d'anneau 108 sur la vis de serrage 134, cette portion filetée 141 débouchant dans la cavité principale 166.
Ce sont donc deux flux d'air provenant respectivement du passage 174 et de la chambre intérieure 120 qui sont susceptibles de pénétrer dans la cavité principale 166, puis de se mélanger dans cette même cavité principale avant de rejoindre la cavité secondaire 172 en empruntant les orifices traversants susmentionnés pratiqués dans la paroi intermédiaire 168.
En référence à la figure 6, il est représenté partiellement une turbomachine, selon un second mode de réalisation préféré de la présente invention.
Sur cette figure 6, les éléments portant les mêmes références numériques que celles attachées aux éléments représentés sur les figures 1 à 5, correspondent à des éléments identiques ou similaires.
De cette façon, on peut apercevoir que la turbomachine 200 selon le second mode de réalisation préféré de la présente invention est largement similaire à la turbomachine 100 selon le premier mode de réalisation préféré.
La principale différence réside dans les moyens de fixation 232 des secteurs d'anneau refroidis 208 sur le carter de turbine 102. En effet, si l'entretoise 136 est similaire à celle présentée dans le premier mode de réalisation préféré, il n'en est pas de même pour la vis de serrage 234. Cette vis de serrage 234 comporte effectivement une tête 240 apte à être logée en butée de façon précise dans une empreinte 276 appartenant à une partie supérieure du secteur d'anneau 208, cette emprunte 276 définissant un espace 280 avec une paroi supérieure 258 du secteur d'anneau 208, située radialement intérieurement par rapport à l'emprunte 276.
Ainsi, la coopération entre l'entretoise 136 et une portion 238 de la vis 234 située en regard de cette entretoise, associée à la coopération entre la tête 240 de la vis de serrage 234 et l'empreinte 276 du secteur d'anneau 208, permet un positionnement axial et tangentiel précis de ce dernier par rapport au carter de turbine 102.
De plus, la vis de serrage 234 comporte une portion filetée 242 faisant saillie de l'entretoise 136 vers l'extérieur, et coopérant avec un écrou 278 positionné en butée contre l'extrémité supérieure 136b de l'entretoise 136, l'écrou 278 étant donc situé radialement extérieurement par rapport au carter 102. Par conséquent, le serrage de l'écrou 278 provoque un mouvement radial vers l'extérieur du secteur d'anneau 208, jusqu'à ce qu'il entre en contact avec le carter de turbine 102. Comme on peut le voir sur la figure 6, le contact s'effectue au niveau du bossage amont 148 et du bossage aval 150 prévus sur la partie supérieure du secteur d'anneau 208. Par ailleurs, comme indiqué précédemment, le mouvement en direction radiale du secteur d'anneau 208 pourrait être stoppé simultanément par l'entrée en contact de ce dernier avec l'extrémité inférieure 136a de l'entretoise 136.
D'autre part, ici encore, chaque secteur d'anneau 208 dispose de la paroi supérieure 258 et d'une paroi inférieure 260 lui étant radialement superposée, ces parois 258 et 260 définissant entre-elles une cavité de refroidissement principale 262, et étant indifféremment réalisées séparément puis assemblées entre elles, ou réalisées d'un seul tenant.
Pour assurer l'alimentation en air de refroidissement de la cavité 262, la vis de serrage 234 est pourvue d'un ou plusieurs passages traversant d'air de refroidissement 274, de préférence un seul, qui est pratiqué de manière à communiquer avec cette même cavité principale 262. En effet, de l'air de refroidissement peut être prélevé par exemple au niveau d'un compresseur de la turbomachine 200, puis être acheminé jusqu'à une extrémité radiale externe (non référencée) du passage 274, cette extrémité externe étant située radialement extérieurement par rapport au carter de turbine 102. De plus, dans la mesure où la tête de vis 240 est placée à l'intérieur de l'espace 280, il est donc clair qu'une extrémité radiale interne (non référencée) du passage 274 est en communication avec ce même espace 280, qui est lui même en communication avec la cavité 262 par l'intermédiaire d'un ou plusieurs orifices traversants 282 pratiqués dans la paroi supérieure 258. Avec une telle configuration, le passage d'air de refroidissement 274 est en communication avec la cavité principale 262, de sorte que l'air éjecté de l'extrémité radiale interne peut alors pénétrer à l'intérieur de cette cavité 262, et refroidir le secteur d'anneau 208. A titre illustratif, le trajet de l'air de refroidissement décrit ci-dessus est représenté schématiquement sur la figure 6, par la flèche 275.
De préférence, le passage d'air de refroidissement 274 est centré sur l'axe de la vis de serrage 234, et présente aussi une forme cylindrique de section circulaire. Ici encore, il est noté que pour obtenir le débit d'air souhaité, il est possible de calibrer directement le passage 274, ou encore de placer des rondelles calibrées (ou plaquettes) à l'intérieur de ces passages 274.
Bien entendu, les alternatives proposées pour la turbomachine 100 selon le premier mode de réalisation préféré de la présente invention et représentées sur les figures 4 et 5, sont également applicables à la turbomachine 200 selon ce second mode de réalisation préféré.
Pour réaliser le montage des secteurs d'anneau 208, il est procédé de la façon suivante.
Tout d'abord, les vis de serrage 234, les différents secteurs d'anneaux 208 et les languettes d'étanchéité 156 sont mis en place, avant le montage des entretoises 136 sur le carter 102, de manière à ce que les secteurs d'anneau 208 disposent chacun d'un degré de liberté en tangentiel permettant le montage des languettes 156.
Ensuite, les entretoises 136 sont montées sur le carter de turbine 102 de manière à être traversées par les vis de serrage 234. Ainsi, les secteurs d'anneau 208 ayant été mis en place de façon décalée par rapport à leur position finale peuvent alors être mis en rotation jusqu'à ce que les têtes 240 pénètrent à l'intérieur des empreintes respectives 276.
Pour achever le montage et disposer d'un anneau fixe entourant les pâles 6 du rotor de turbine 4, il est ensuite nécessaire de serrer l'ensemble des écrous 278 sur les portions filetées 242 des vis de serrage 234.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier aux turbomachines 100 et 200 qui viennent d'être décrites, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.

Claims (12)

  1. Turbomachine (100, 200) comportant un carter (102), un rotor (4) ainsi qu'une pluralité de secteurs d'anneau refroidis (108, 208) interposés entre ledit carter (102) et ledit rotor (4), chaque secteur d'anneau (108, 208) comprenant une cavité de refroidissement principale (162, 166, 262) et étant monté sur le carter de turbine (102) par l'intermédiaire de moyens de fixation (132, 232), caractérisé en ce que les moyens de fixation (132, 232) comprennent une vis de serrage (134, 234) positionnée sensiblement radialement et assurant le plaquage du secteur d'anneau (108, 208) contre ledit carter (102), et en ce que ladite vis de serrage (134, 234) est traversée par un passage d'air de refroidissement (174, 274) communiquant avec ladite cavité de refroidissement principale (162, 166, 262) du secteur d'anneau (108, 208).
  2. Turbomachine (100, 200) selon la revendication 1, caractérisée en ce que pour chaque secteur d'anneau (108, 208), ladite vis de serrage (134, 234) est traversée longitudinalement par un unique passage d'air de refroidissement (174, 274).
  3. Turbomachine (100, 200) selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisée en ce que pour chaque secteur d'anneau (108, 208), les moyens de fixation (132, 232) comprennent une entretoise (136) montée sur le carter (102) et traversée par la vis de serrage (134, 234), ladite entretoise (136) assurant le positionnement axial et tangentiel du secteur d'anneau (108,208) par rapport audit carter (102).
  4. Turbomachine (100, 200) selon la revendication 3, caractérisée en ce que pour chaque secteur d'anneau (108, 208), ladite entretoise (136) dispose d'un diamètre intérieur sensiblement égal à un diamètre extérieur d'au moins une portion (138, 238) de ladite vis de serrage se situant en regard de l'entretoise (136).
  5. Turbomachine (100, 200) selon la revendication 3 ou la revendication 4, caractérisée en ce que pour chaque secteur d'anneau (108, 208), ladite entretoise (136) comporte une extrémité inférieure (136a) insérée dans un alésage (144) prévu sur ledit secteur d'anneau (108, 208), cette extrémité inférieure (136a) disposant d'un diamètre extérieur sensiblement égal à un diamètre intérieur dudit alésage (144).
  6. Turbomachine (100, 200) selon l'une quelconque des revendications 3 à 5, caractérisée en ce que pour chaque secteur d'anneau (108, 208), ladite entretoise (136) constitue une butée pour ledit secteur d'anneau (108, 208), de manière à assurer le positionnement radial de ce dernier par rapport audit carter (102).
  7. Turbomachine (100) selon l'une quelconque des revendications 3 à 6, caractérisée en ce que chaque secteur d'anneau (108) comporte une portion filetée (141) coopérant avec ladite vis de serrage (134), la tête (140) de cette vis de serrage (134) étant en butée contre une extrémité supérieure (136b) de l'entretoise (136).
  8. Turbomachine (200) selon l'une quelconque des revendications 3 à 6, caractérisée en ce que chaque secteur d'anneau (208) comporte une empreinte (276) à l'intérieur de laquelle est logée en butée la tête (240) de ladite vis de serrage (234), cette dernière coopérant avec un écrou (278) en butée contre une extrémité supérieure (136b) de l'entretoise (136).
  9. Turbomachine (100, 200) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque secteur d'anneau (108, 208) comporte une extrémité amont ainsi qu'une extrémité aval, ladite extrémité amont étant en contact avec une collerette circulaire amont (152) appartenant au carter (102), et ladite extrémité aval étant en contact avec une collerette circulaire aval (154) appartenant à ce même carter (102).
  10. Turbomachine (100, 200) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque secteur d'anneau (108, 208) comporte en outre une cavité de refroidissement secondaire (172) séparée de ladite cavité de refroidissement principale (166) par une paroi (168), lesdites cavités principale et secondaire (166, 172) étant superposées radialement.
  11. Turbomachine (100, 200) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les secteurs d'anneau (108, 208) sont reliés les uns aux autres par l'intermédiaire de languettes d'étanchéité (156).
  12. Turbomachine (100, 200) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que ledit carter (102) est un carter de turbine, et en ce que ledit rotor (4) est un rotor de turbine.
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