EP1496207B1 - Dispositif pour piloter passivement la dilatation thermique du carter d'un turboréacteur - Google Patents

Dispositif pour piloter passivement la dilatation thermique du carter d'un turboréacteur Download PDF

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EP1496207B1
EP1496207B1 EP04291648A EP04291648A EP1496207B1 EP 1496207 B1 EP1496207 B1 EP 1496207B1 EP 04291648 A EP04291648 A EP 04291648A EP 04291648 A EP04291648 A EP 04291648A EP 1496207 B1 EP1496207 B1 EP 1496207B1
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EP
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flange
turbo
assembly
casing
jet engine
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Thomas Chereau
Thierry Jean-Maurice Niclot
Alain Raffy
Patrice Suet
Christophe Yvon Gabriel Tourne
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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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
    • F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
    • 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
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/16—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing by self-adjusting means
    • F01D11/18—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing by self-adjusting means using stator or rotor components with predetermined thermal response, e.g. selective insulation, thermal inertia, differential expansion

Definitions

  • the present invention relates to turbojet engines and relates in particular to the turbojet high pressure compressor extension casing.
  • the turbojet engines generally comprise at least one low pressure compressor and one high pressure compressor. It is common to take gas at a compressor stage to supply relatively cool fluid other downstream parts of the turbomachine, for example a turbine distributor, to cool them or parts upstream, by example for defrosting at the low pressure compressor.
  • upstream and downstream will be used to signify the position of a part with respect to the overall flow of gases during the operation of the turbojet engine.
  • the high pressure compressor is located upstream of the combustion chamber.
  • the compressor comprises an inner casing 2, around which extends a housing 3 said extension.
  • the expansion casing 3 comprises a downstream flange 4, for securing it to the casing 5 of the combustion chamber 6, and which supports a partition wall 7 between the two volumes.
  • the downstream flange 4 of the expansion casing 3 is fixedly connected to the upstream flange 8 of the casing of the combustion chamber 5, by connecting bolts 9 located at the flange holes 10 distributed circumferentially to the flange 4
  • the two flanges 4, 8, of the expansion casing 3 and of the combustion chamber 6 enclose an upstream flange 11 of a diffuser cone 12, which is a perforated cone located in the chamber of the combustion chamber. 6.
  • the downstream face 14 of the flange 4 of the expansion casing 3 is flat, pressed against the flange 11 of the diffuser cone 12.
  • the cooling fluid of other elements of the turbojet engine is taken at the seventh stage of the compressor 1, not shown, by orifices provided for this purpose, both on the compressor housing 2 and on the crankcase. 3.
  • the annular space 13 between these two housings 2, 3 is bathed in this fluid.
  • the high speed imposed on the engine causes a sharp rise in the temperature of the air taken from the compressor and thus the expansion casing 3, the skin being quite thin is low thermal inertia and undergoes significant expansion. It reaches in a short time the temperature of about 550 ° C.
  • the flange 4 of this casing 3, more massive and more bathed in the enclosure 15 of the nacelle, remains at this time at a temperature of about 200 ° C, especially at its outer periphery.
  • the service life of the extension housing is much lower than the objective. It follows during the life of the engine a need for maintenance and a high cost of use related to the removal of the engine outside the scheduled visits.
  • the present invention aims to overcome these disadvantages.
  • the invention relates to a set of turbojet engine housings comprising a high pressure compressor inner casing, an expansion casing with a flange, fixing, enclosing the inner casing, and a casing of the combustion chamber with a upstream flange, the flange being attached to the upstream flange, characterized in that at least one circumferential cavity is provided between the two flanges with gas supply grooves from the inlet of the combustion chamber and the air ducts. evacuation of said gas.
  • the flange of the housing is allowed to expand as a function of the higher temperature of the air taken downstream.
  • the expansion of the flange piloted thus passively accompanies that of the skin of the housing and reduces the sources of stress between the two parts of the housing.
  • a device for the assisted expansion of a crankcase flange is known from document US Pat. No. 6,352,404, which describes the interface between two longitudinal flanges for fastening two half-portions of compressor housing. or turbine, in which is formed a passive pilot cavity of the expansion of the flanges, to avoid ovalization of the housing; the problem solved is therefore different from that of the invention.
  • the assembly of the invention also differs from that of this document, first of all, because it is not a longitudinal flange of the compressor housing but a transverse flange of its housing. extension, then, because the pilot air is taken at the inlet of the combustion chamber and not in the gas stream of the compressor.
  • the two flanges enclose a flange for holding a diffuser cone, the cavity being formed between one of the housing flanges and the flange of the diffuser cone.
  • the cavity is formed by a recess formed in one of said flanges. It is thus possible to arrange the circulation of the heating fluid, thanks to calibrated perforations formed in the flange and to the pressure difference between the upstream and the downstream of the flange.
  • the recess providing an inner transverse flange and an external transverse support flange on the face of the adjacent flange, the inner axial flange comprises calibrated perforations forming radial grooves, gas inlet, and the flange comprises calibrated perforations forming outlet channels of the gas flow.
  • the channels comprise an inlet orifice located in the recess and an outlet opening opening into the annular space between the compressor housing and the extension housing.
  • the cavity is formed of a plurality of recesses circumferentially disposed in sectors, each recess communicating with a radial groove and a channel.
  • the radial groove is located at a transverse end of the recess and the channel is located at the other transverse end of the recess.
  • the turbojet comprises a high-pressure compressor 21 and a combustion chamber 26.
  • the compressor comprises a casing 22, enveloped by an extension casing 23.
  • the casing compressor 22 and the extension housing 23 are connected by a Y-shaped section wall 27, the two branches of the Y being directed towards the downstream part of the turbojet engine, one supporting the compressor housing 22 and the other being supported by a downstream flange 24 of the extension casing 23.
  • the combustion chamber 26 comprises a casing 25, which comprises an upstream flange 28.
  • the upstream flange of the combustion chamber 28 and the downstream flange of the extension casing 24 are connected by connecting bolts 29, in particular through holes 30 of the flange of the expansion casing 24.
  • the two flanges fixly grip an upstream flange 31 of a diffuser cone 32.
  • This diffuser cone 32 is a perforated cone extending in the chamber of the chamber combustion 26, and whose role is to guide and disseminate gas flows.
  • the flange of the extension casing 24 of the invention comprises, on its downstream face 34, a circumferential recess 40, forming an internal transverse flange 41 and an external transverse support flange 42 on the upstream face of the upstream flange of the cone. diffuser 31.
  • the transverse inner flange 41 of the flange of the extension casing 24 has calibrated perforations forming radial grooves 43.
  • the flange of the extension casing 24 comprises calibrated perforations forming channels 44, the orifice of which The inlet is located in the recess 40 and the outlet orifice in the annular space 33 situated between the compressor housing 22 and the expansion housing 23.
  • Each groove 43 and each channel 44 is pierced at the level of the recess 40, to the right of a flange hole 30, to limit overstress on board.
  • the annular space 33 situated between the compressor housing 22 and the expansion casing 23 is bathed in gas taken downstream of the last compressor stage 21, here on the seventh stage, which supplies cold fluid with a cooling point.
  • other downstream parts of the turbomachine for example a turbine distributor, for cooling, or hot fluid, from a relative point of view, upstream parts, for example for defrosting at the level of low pressure compressor.
  • Orifices are provided for this purpose, both on the compressor housing 22 and on the extension housing 23.
  • the rear flange of the extension casing 24 is circumferentially divided into sectors 50, 51, 52, for example, in the case of the invention, of which there are eight.
  • Each sector comprises a recess 40, a groove 43 at a transverse end of the recess 40 and a channel 44 at the other end of the recess 40.
  • the sectors are separated by radial walls 53, 54.
  • the chamber of the combustion chamber is bathed in a gas at a temperature of 650 ° C and a pressure of 40 bar, while the annular space 33 located between the compressor housing 22 and the extension housing 23 are bathed in a gas at a temperature of 550 ° C and a pressure of 25 bar.
  • the flange of the expansion casing 24 is bathed in the enclosure 35 of the nacelle of the turbojet engine.
  • This gas flow maintained by the pressure difference will heat the flange 24, because of its high temperature relative to that of the latter.
  • the invention thus makes it possible to assist the expansion of the flange 24 and to reduce the thermal gradient existing between it and the extension casing 23.
  • the invention has been described in the context of the flange between the expansion casing and the chamber casing, but it applies to any flange subjected to significant thermal gradients.

Description

  • La présente invention se rapporte aux turboréacteurs et concerne en particulier le carter d'extension de compresseur haute pression de turboréacteur.
  • Les turboréacteurs comprennent généralement au moins un compresseur basse pression et un compresseur haute pression. Il est fréquent de prélever du gaz au niveau d'un étage de compresseur afin d'alimenter en fluide relativement froid d'autres parties aval de la turbomachine, par exemple un distributeur de turbine, pour les refroidir ou des parties situées en amont, par exemple pour le dégivrage au niveau du compresseur basse pression.
  • Dans toute la description, les termes "amont" et "aval" seront utilisés pour signifier la position d'une pièce par rapport au flux global des gaz pendant le fonctionnement du turboréacteur.
  • Le compresseur haute pression est situé en amont de la chambre de combustion. En référence aux figures 1 et 2, le compresseur comprend un carter intérieur 2, autour duquel s'étend un carter 3 dit d'extension. Le carter d'extension 3 comprend une bride aval 4, permettant de le solidariser avec le carter 5 de la chambre de combustion 6, et qui supporte une paroi 7 de séparation entre les deux volumes.
  • La bride aval 4 du carter d'extension 3 est liée de manière fixe à la bride amont 8 du carter de la chambre de combustion 5, par des boulons de liaison 9 se situant au niveau des trous 10 de bride répartis circonférentiellement à la bride 4. Les deux brides 4, 8, du carter d'extension 3 et de la chambre de combustion 6, enserrent une bride amont 11 d'un cône diffuseur 12, qui est un cône ajouré se situant dans l'enceinte de la chambre de combustion 6. La face aval 14 de la bride 4 du carter d'extension 3 est plane, plaquée contre la bride 11 du cône diffuseur 12.
  • Dans le cas considéré, le fluide de refroidissement d'autres éléments du turboréacteur est prélevé au niveau du septième étage du compresseur 1, non représenté, par des orifices ménagés à cet effet, à la fois sur le carter 2 du compresseur et sur le carter d'extension 3. Il en résulte que l'espace annulaire 13 situé entre ces deux carters 2, 3 est baigné dans ce fluide.
  • Lors de la phase de décollage d'un avion équipé d'un tel turboréacteur, le haut régime imposé au moteur entraîne une forte élévation de la température de l'air prélevé au compresseur et donc du carter d'extension 3, dont la peau étant assez mince est à faible inertie thermique et subit une dilation importante. Elle atteint en peu de temps la température d'environ 550°C. La bride 4 de ce carter 3, plus massive et de plus baignée dans l'enceinte 15 de la nacelle, reste à ce moment à une température d'environ 200°C, au niveau notamment de sa périphérie extérieure.
  • Il en résulte un très fort gradient thermique entre le carter d'extension 3 et sa bride 4. Ce gradient a pour effet de provoquer la flexion de la bride 4 et de fortes contraintes tangentielles au niveau du haut des trous de bride 10.
  • Du fait des contraintes importantes résultant du gradient thermique susmentionné, la durée de vie du carter d'extension est beaucoup plus faible que l'objectif. Il s'ensuit pendant la vie du moteur un besoin en maintenance et un coût d'utilisation élevé lié à la dépose du moteur en dehors des visites prévues.
  • La présente invention vise à pallier ces inconvénients.
  • A cet effet, l'invention concerne un ensemble de carters de turboréacteur comprenant un carter intérieur de compresseur haute pression, un carter d'extension avec une bride, de fixation, enveloppant le carter intérieur, et un carter de la chambre de combustion avec une bride amont, la bride étant fixée à la bride amont, caractérisé par le fait qu'au moins une cavité circonférentielle est ménagée entre les deux brides avec des gorges d'alimentation en gaz depuis l'entrée de la chambre de combustion et des canaux d'évacuation du dit gaz.
  • Grâce à l'invention, on permet à la bride du carter de se dilater en fonction de la température plus élevée de l'air prélevé en aval. La dilatation de la bride pilotée ainsi passivement accompagne donc celle de la peau du carter et réduit les source de contraintes entre les deux parties du carter.
  • On connaît un dispositif de dilatation assistée d'une bride de carter, par le document US 6, 352, 404, qui décrit l'interface entre deux brides longitudinales de fixation de deux demi-portions de carter de compresseur ou de turbine, dans lesquelles est ménagée une cavité de pilotage passif de la dilatation des brides, en vue d'éviter l'ovalisation du carter ; le problème résolu est donc différent de celui de l'invention. L'ensemble de l'invention diffère en outre de celui de ce document, tout d'abord, du fait qu'il ne s'agit pas d'une bride longitudinale du carter du compresseur mais d'une bride transversale de son carter d'extension, ensuite, parce que l'air de pilotage est prélevé en entrée de la chambre de combustion et non dans la veine de gaz du compresseur.
  • En particulier les deux brides enserrent une bride de maintien d'un cône diffuseur, la cavité étant ménagée entre l'une des brides de carter et la bride du cône diffuseur.
  • Selon un mode de réalisation préféré, la cavité est formée par un évidement ménagé dans l'une des dites brides. On peut ainsi aménager la circulation du fluide de réchauffement, grâce à des perforations calibrées ménagées dans la bride et à la différence de pression entre l'amont et l'aval de la bride.
  • Notamment, l'évidement ménageant un rebord transversal interne et un rebord transversal externe d'appui sur la face de la bride adjacente, le rebord axial interne comporte des perforations calibrées formant des gorges radiales, d'entrée de gaz, et la bride comprend des perforations calibrées formant des canaux de sortie du flux de gaz.
  • Plus particulièrement, les canaux comprennent un orifice d'entrée se situant dans l'évidement et un orifice de sortie débouchant dans l'espace annulaire situé entre le carter du compresseur et le carter d'extension.
  • Selon un mode particulier de réalisation, la cavité est formée de plusieurs évidements disposés circonférentiellement en secteurs, chaque évidement communiquant avec une gorge radiale et un canal. La gorge radiale est située à une extrémité transversale de l'évidement et le canal est situé à l'autre extrémité transversale de l'évidement.
  • L'invention sera mieux comprise à l'aide de la description suivante de la forme de réalisation préférée du dispositif de l'invention, en rapport avec le dessin annexé, sur lequel :
    • la figure 1 représente une vue de côté en coupe d'une bride de l'art antérieur ;
    • la figure 2 représente une vue en coupe et en perspective de la bride de la figure 1 ;
    • la figure 3 représente une vue de côté en coupe de la forme de réalisation préférée d'une bride de l'invention ;
    • la figure 4 représente une vue en coupe et en perspective de la bride de la figure 3, et
    • la figure 5 représente une vue en perspective de la bride de l'invention.
  • En référence aux figures 3 et 4, le turboréacteur comprend un compresseur haute pression 21 et une chambre de combustion 26. Le compresseur comprend un carter 22, enveloppé par un carter d'extension 23. Dans la partie aval du compresseur 21, le carter du compresseur 22 et le carter d'extension 23 sont reliés par une paroi 27 à section en forme de Y, les deux branches du Y étant dirigées vers la partie aval du turboréacteur, l'une supportant le carter du compresseur 22 et l'autre étant supportée par une bride avale 24 du carter d'extension 23.
  • La chambre de combustion 26 comporte un carter 25, qui comprend une bride amont 28. La bride amont de la chambre de combustion 28 et la bride aval du carter d'extension 24 sont liées par des boulons de liaison 29, à travers notamment des trous 30 de la bride du carter d'extension 24. Les deux brides enserrent, de manière fixe, une bride amont 31 d'un cône diffuseur 32. Ce cône diffuseur 32 est un cône ajouré s'étendant dans l'enceinte de la chambre de combustion 26, et dont le rôle est de guider et diffuser les flux de gaz.
  • La bride du carter d'extension 24 de l'invention comporte, sur sa face aval 34, un évidement circonférentiel 40, ménageant un rebord transversal interne 41 et un rebord transversal externe 42 d'appui sur la face amont de la bride amont du cône diffuseur 31.
  • Le rebord transversal interne 41 de la bride du carter d'extension 24 comporte des perforations calibrées formant des gorges radiales 43. En outre, la bride du carter d'extension 24 comprend des perforations calibrées formant des canaux 44, dont l'orifice d'entrée se situe dans l'évidement 40 et l'orifice de sortie dans l'espace annulaire 33 situé entre le carter du compresseur 22 et le carter d'extension 23. Chaque gorge 43 et chaque canal 44 est percé, au niveau de l'évidement 40, au droit d'un trou de bride 30, afin de limiter les surcontraintes à son bord.
  • L'espace annulaire 33 situé entre le carter du compresseur 22 et le carter d'extension 23 est baigné dans du gaz prélevé en aval du dernier étage de compresseur 21, ici au septième étage, qui alimente en fluide froid, d'un point de vue relatif, d'autres parties aval de la turbomachine, par exemple un distributeur de turbine, pour les refroidir, ou en fluide chaud, d'un point de vue relatif, des parties situées en amont, par exemple pour le dégivrage au niveau du compresseur basse pression. Des orifices sont ménagés à cet effet, à la fois sur le carter du compresseur 22 et sur le carter d'extension 23.
  • Plus précisément, et en référence à la figure 5, la bride arrière du carter d'extension 24 est divisée circonférentiellement en secteurs 50, 51, 52, par exemple, dans le cas de l'invention au nombre de huit. Chaque secteur comprend un évidement 40, une gorge 43 à une extrémité transversale de l'évidement 40 et un canal 44 à l'autre extrémité de l'évidement 40. Les secteurs sont séparés par des parois radiales 53, 54.
  • L'intérêt de la bride 24 de l'invention va maintenant être expliqué plus en détail. A la fin du décollage de l'avion, par exemple, l'enceinte de la chambre de combustion est baignée dans un gaz à la température de 650°C et à la pression de 40 bar, tandis que l'espace annulaire 33 situé entre le carter du compresseur 22 et le carter d'extension 23 est baigné dans un gaz à la température de 550°C et à la pression de 25 bar. La bride du carter d'extension 24 est baignée dans l'enceinte 35 de la nacelle du turboréacteur.
  • En raison de la différence de pression existant entre l'enceinte de la chambre de compression 26 et l'espace annulaire 33 situé entre le carter du compresseur 22 et le carter d'extension 23, le gaz de l'enceinte de la chambre de combustion 26 passe, au niveau de chaque secteur 50, 51, 52 de la bride du carter d'extension 24, dans les gorges radiales 43 pour ressortir, par les canaux 44, dans l'espace annulaire 33.
  • Il en résulte, au niveau de chaque secteur 50, 51, 52, que la cavité 45, ménagée par l'évidement 40 entre la face avale 34 de la bride du carter d'extension 24, son rebord transversal interne 41, son rebord transversal externe 42 et la face amont de la bride avant du cône diffuseur 31, est parcourue par un flux de gaz provenant de l'enceinte de la chambre de combustion 26.
  • Ce flux de gaz entretenu par la différence de pression va chauffer la bride 24, du fait de sa température élevée par rapport à celle de cette dernière. L'invention permet donc d'assister la dilatation de la bride 24 et de diminuer le gradient thermique existant entre elle et le carter d'extension 23.
  • La durée de vie de la bride 24 en raison de l'atténuation des contraintes est ainsi prolongée, ce qui évite éventuellement son remplacement durant la durée de vie du turboréacteur. Après sa circulation dans la cavité 45 de la bride 24, le gaz est réinjecté dans l'espace annulaire 33, ce qui n'affecte que très peu le fonctionnement du turboréacteur, du moins pas de façon significative.
  • L'invention a été décrite dans le cadre de la bride entre le carter d'extension et le carter de chambre mais elle s'applique à toute bride soumise à des gradients thermiques importants.

Claims (11)

  1. Ensemble de carters de turboréacteur comprenant un carter intérieur (2) de compresseur haute pression, un carter d'extension (23) avec une bride (24), de fixation, enveloppant le carter intérieur (2), et un carter (25) de la chambre de combustion avec une bride amont (28), la bride de fixation (24) étant fixée à la bride amont (28), caractérisé par le fait qu'au moins une cavité (45) circonférentielle est ménagée entre les deux brides avec des gorges d'alimentation en gaz (43) depuis l'entrée de la chambre de combustion et des canaux d'évacuation (44) du dit gaz.
  2. Ensemble de carters de turboréacteur selon la revendication 1 dans lequel les deux brides enserrent une bride (31) de maintien d'un cône diffuseur (32), la cavité étant ménagée entre une (24) des brides de carter et la bride du cône diffuseur.
  3. Ensemble de carters de turboréacteur selon l'une des revendications 1 ou 2 dans lequel la cavité est formée par un évidement (40) ménagé dans une (24) des dites brides.
  4. Ensemble de carters de turboréacteur selon la revendication 1, 2 ou 3 dans lequel la circulation du flux de gaz se fait grâce à des perforations calibrées (43, 44) ménagées dans une bride.
  5. Ensemble de carters de turboréacteur selon la revendication 4, dans lequel, l'évidement (40) ménageant un rebord transversal interne (41) et un rebord transversal externe (42) d'appui sur la face de la bride adjacente, le rebord axial interne (41) comporte des perforations calibrées formant des gorges radiales (43), d'entrée de gaz, et la bride (24) comprend des perforations calibrées formant des canaux (44), de sortie du flux de gaz.
  6. Ensemble de carters de turboréacteur selon la revendication 5, dans lequel les canaux (44) comprennent un orifice d'entrée se situant dans l'évidement (40) et un orifice de sortie débouchant dans l'espace annulaire (33) situé entre le carter du compresseur (22) et le carter d'extension (23).
  7. Ensemble de carters de turboréacteur selon l'une des revendications 3 à 6, dont la cavité est formée de plusieurs évidements disposés circonférentiellement en secteurs (50, 51, 52), chaque évidement (40) communiquant avec une gorge radiale (43) et un canal (44).
  8. Ensemble de carters de turboréacteur selon la revendication 7, dont la gorge radiale (43) est située à une extrémité transversale de l'évidement (40) et le canal (44) est situé à l'autre extrémité transversale de l'évidement (40).
  9. Ensemble de carters de turboréacteur selon l'une des revendications 1 à 8, dont les brides comportent des trous de bride (30) disposés circonférentiellement, destinés à permettre le passage de boulons de liaison (29) pour la fixation de la bride (24) avec la bride amont (31) du cône diffuseur (32) et la bride amont (28) du carter (25) de la chambre de combustion (26).
  10. Ensemble de carters de turboréacteur selon la revendication 9, dans lequel les gorges radiales (43) sont percées au droit d'un trou de bride (30).
  11. Ensemble de carters de turboréacteur selon la revendication 10, dans lequel les canaux (44) sont percés au droit d'un trou de bride (30).
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