EP1775427B1 - Dispositif de contrôle de jeu entre le sommet d'aube et un anneau fixe dans une turbine à gaz - Google Patents

Dispositif de contrôle de jeu entre le sommet d'aube et un anneau fixe dans une turbine à gaz Download PDF

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EP1775427B1
EP1775427B1 EP06120571A EP06120571A EP1775427B1 EP 1775427 B1 EP1775427 B1 EP 1775427B1 EP 06120571 A EP06120571 A EP 06120571A EP 06120571 A EP06120571 A EP 06120571A EP 1775427 B1 EP1775427 B1 EP 1775427B1
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turbine
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ring
wall
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Franck Denece
Vincent Philippot
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Safran Aircraft Engines SAS
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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
    • 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
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • 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
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    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings

Definitions

  • the present invention relates to the general field of play control between the rotary blade tip and a fixed ring assembly in a gas turbine.
  • a gas turbine for example a turbomachine high-pressure turbine, typically comprises a plurality of stationary vanes arranged alternately with a plurality of blades in the passage of hot gases from the combustion chamber of the turbomachine.
  • the turbine blades are surrounded circumferentially by a fixed ring assembly. This fixed ring assembly defines the flow path of the hot gases through the vanes of the turbine.
  • the document DE 2,556,519 discloses a turbine casing in which a ring is secured to an annular ring which surrounds the blades of the turbine.
  • a cylindrical structure placed between the housing and this ring has orifices that allow air to ventilate the outer face of the ring.
  • the present invention aims to overcome such drawbacks by proposing a turbine casing in which can be mounted a support for fixing a ring surrounding the blades of the turbine, the support having a circumferential wall surrounding the ring co-axially, the housing characterized in that it comprises a plurality of perforations for supplying air for evenly ventilating the outer face of the circumferential wall.
  • the turbine casing according to the invention thus makes it possible to homogenize the thermal field of the ring support, so that this support deforms in a homogeneous manner over its entire circumference, without any negative influence on the game at the top of the blades.
  • the perforations are made on an internal radial wall of the housing, this wall substantially closing a ventilation space, further defined by an inner face of the housing and the outer face of the circumferential wall of the support, this space having a reduced opening for the evacuation of the air.
  • the perforations are constituted by holes of the same size made regularly along a circumference of the internal radial wall of the housing.
  • the axis of these holes is inclined relative to the axis of the turbine with an angle advantageously allowing to animate the air with a gyration movement necessary and sufficient to ensure the desired thermal homogeneity, namely a angle in the range [30 °, 60 °].
  • this angle is chosen equal to 45 °.
  • the axis of the holes is horizontal in the longitudinal section plane of the turbine, so that the movement of air gyration does not directly impact the support.
  • the casing according to the invention thus makes it possible to improve the performance of the motor, to increase the lifetime of the ring support because of the lower thermal gradients and therefore the reduced mechanical stresses.
  • the invention also relates to a turbine as mentioned briefly above, and a turbine engine comprising such a turbine.
  • the figure 1 illustrates, in a half-view in longitudinal section, a turbomachine 100 according to the invention in a preferred embodiment.
  • This turbomachine 100 comprises, in known manner, a combustion chamber 110.
  • the turbomachine 100 Downstream of the combustion chamber 110, the turbomachine 100 comprises a turbine 120 according to the invention, the housing of which, according to the invention, has the reference 10.
  • This ring 30 is fixed on an annular support 20.
  • the ring 30 has a first circular groove 30a in its upstream part, adapted to receive a rail 21 for mounting the support 20.
  • the ring 30 In its downstream part, the ring 30 has a circumferential flat surface 31 against which an annular edge 23 of the support 20 bears. Substantially at the level of the first circular groove 30a, the ring 30 has, downstream, a second groove circular 30b substantially below the flat 31.
  • the support 20 is thus fixed to the ring 30, in its downstream part, by an annular holding piece 40 of the C-clip type arranged in the second groove 30b to clamp the annular edge 23 of the support 20 against the circumferential flat 31 of the ring 30.
  • any deformation of the support 20 causes, via the mounting rail 21 and the annular clamping piece 40, a deformation of the ring 30 thus modifying the clearance between the top of the blade 32 and the inner surface of this ring.
  • the support 20 comprises a circumferential wall 22 coaxially surrounding the ring 30, this circumferential wall ending, in its upstream part, with a radial annular flange 27 directed outwards.
  • this radial annular flange 27 allows, by bolting 11, the fixing of the support 20 to the casing 10.
  • the casing 10 has a radial wall 14 which is flush with a radial rib 28 of the support 20 thus defining a chamber 29 delimited by the inner face 10i of the casing 10 and the outer face. 22e of the circumferential wall 22.
  • the turbine casing 10 comprises a plurality of perforations 12 for supplying air to ventilate in a homogeneous manner the external face 22e of the circumferential wall 22.
  • these perforations 12 are made on the internal radial wall 14 of the casing, the air escaping from this ventilation chamber 29 through a reduced opening between the radial rib 28 of the support 20 and the inner face. 14i of the radial wall 14.
  • the air intended to ventilate the outer face 22e of the circumferential wall 22 is taken from a stage of a high-pressure compressor of the turbomachine 100, and conveyed by an inlet 130 made in downstream of the radial wall 14in the turbine casing 10.
  • the figure 2 represents in perspective, a partial view and cut away of the housing 10 of the figure 1 , in its environment.
  • This figure 2 corresponds to a preferred embodiment of the casing 10 according to the invention, in which the perforations 12 are constituted by holes of the same dimension made regularly along a circumference of the internal radial wall 14 of the casing 10.
  • this circumference has 22 holes 1.2 mm in diameter.
  • the figure 3 represents a AA cut of the assembly of the figure 1 .
  • this angle ⁇ is an angle of 30 ° which makes it possible to establish in the ventilation space 29 a flow of air established in gyration.

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Description

    Arrière-plan de l'invention
  • La présente invention se rapporte au domaine général du contrôle de jeu entre le sommet d'aubes rotatives et un ensemble à anneau fixe dans une turbine à gaz.
  • Une turbine à gaz, par exemple une turbine haute pression de turbomachine, comporte typiquement une pluralité d'aubes fixes disposées en alternance avec une pluralité d'aubes mobiles dans le passage de gaz chauds issus de la chambre de combustion de la turbomachine. Les aubes mobiles de la turbine sont entourées sur toute la circonférence par un ensemble à anneau fixe. Cet ensemble à anneau fixe définit la veine d'écoulement des gaz chauds à travers les aubes de la turbine.
  • Afin d'accroître le rendement d'une telle turbine, il est connu de réduire autant que possible le jeu existant entre le sommet des aubes mobiles de la turbine et les parties de l'ensemble à anneau fixe qui leur font face.
  • Pour y parvenir, des moyens permettant de faire varier le diamètre de l'ensemble à anneau fixe ont été élaborés.
  • Le document DE 2 556 519 décrit un carter de turbine dans lequel une bague est solidaire d'une frette annulaire qui entoure les aubes mobiles de la turbine. Une structure cylindrique placée entre le carter et cette bague comporte des orifices qui permettent d'apporter de l'air pour ventiler la face externe de la bague.
  • Le document US 4 177 004 propose une solution mécanique pour maintenir un espacement faible entre les aubes 'rotatives d'un moteur à turbine à gaz et la virole fixe qui les entoure.
  • Le document US 3 583 824 propose d'utiliser l'air provenant d'un compresseur pour éviter les différences indésirables de jeu entre les extrémités des ailettes d'un rotor et un écran circulaire dans une turbomachine.
  • Cependant, cette solution s'avère insuffisante lorsque le support de fixation de l'anneau subit également des déformations thermiques hétérogènes sur sa circonférence, ces déformations ayant pour effet d'entraîner une déformation de l'anneau de turbine.
    • Objet et résumé de l'invention
  • La présente invention vise à pallier de tels inconvénients en proposant un carter de turbine dans lequel peut être monté un support pour fixer un anneau entourant les aubes mobiles de la turbine, le support comportant une paroi circonférentielle entourant co-axialement l'anneau, le carter étant caractérisé en ce qu'il comporte une pluralité de perforations permettant d'apporter de l'air pour ventiler de façon homogène la face externe de la paroi circonférentielle.
  • Le carter de turbine selon l'invention permet ainsi d'homogénéiser le champ thermique du support d'anneau, de sorte que ce support se déforme de façon homogène sur toute sa circonférence, sans influence négative sur le jeu en sommet d'aubes.
  • Préférentiellement, les perforations sont pratiquées sur une paroi radiale interne du carter, cette paroi fermant sensiblement un espace de ventilation, délimité par ailleurs par une face interne du carter et par la face externe de la paroi circonférentielle du support, cet espace comportant une ouverture réduite pour l'évacuation de l'air.
  • Dans un mode préféré de réalisation, les perforations sont constituées par des trous de même dimension pratiqués régulièrement le long d'une circonférence de la paroi radiale interne du carter.
  • Préférentiellement, l'axe de ces trous est incliné par rapport à l'axe de la turbine avec un angle permettant avantageusement d'animer l'air d'un mouvement de giration nécessaire et suffisant pour assurer l'homogénéité thermique recherchée, à savoir un angle compris dans l'intervalle [30°, 60°].
  • Préférentiellement, cet angle est choisi égal à 45°.
  • Dans un mode préféré de réalisation, l'axe des trous est horizontal dans le plan de coupe longitudinal de la turbine, de sorte que le mouvement de giration de l'air n'impacte pas directement le support.
  • Le carter selon l'invention permet ainsi d'améliorer les performances du moteur, d'augmenter la durée de vie du support d'anneau du fait des moindres gradients thermiques et donc des contraintes mécaniques réduites.
  • Au surplus, la mise en oeuvre de l'invention peut être réalisée à très faible coût.
  • L'invention vise aussi une turbine telle que mentionnée brièvement ci-dessus, et une turbomachine comportant une telle turbine.
    • Brève description des dessins
  • D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures :
    • la figure 1 est une demi-vue en coupe longitudinale d'une turbomachine conforme à l'invention, dans un mode préféré de réalisation ;
    • la figure 2 est une vue partielle en perspective du carter de turbine de la turbomachine de la figure 1, dans son environnement ; et
    • la figure 3 est une coupe longitudinale du carter de turbine de la figure 2.
    Description détaillée d'un mode de réalisation
  • La figure 1 illustre, dans une demi- vue en coupe longitudinale, une turbomachine 100 selon l'invention dans un mode préféré de réalisation.
  • Cette turbomachine 100 comporte, de façon connue, une chambre de combustion 110.
  • En aval de la chambre de combustion 110, la turbomachine 100 comporte une turbine 120 conforme à l'invention, dont le carter, conforme à l'invention porte la référence 10.
  • Sur cette figure, on a référencé 30 un anneau fixe qui entoure les aubes 32 mobiles de la turbine 120.
  • Cet anneau 30 est fixé sur un support annulaire 20. A cet effet, dans le mode de réalisation décrit ici, l'anneau 30 présente une première gorge circulaire 30a dans sa partie amont, adaptée à recevoir un rail 21 de montage du support 20.
  • Dans sa partie aval, l'anneau 30 présente un méplat circonférentiel 31 contre lequel vient s'appuyer un bord annulaire 23 du support 20. Sensiblement au niveau de la première gorge circulaire 30a, l'anneau 30 possède, en aval, une deuxième gorge circulaire 30b sensiblement au-dessous du méplat 31.
  • Le support 20 est ainsi fixé à l'anneau 30, dans sa partie aval, par une pièce de maintien 40 annulaire de type C-clip agencée dans la deuxième gorge 30b pour maintenir par serrage du bord annulaire 23 du support 20 en appui contre le méplat circonférentiel 31 de l'anneau 30.
  • On comprend ainsi que toute déformation du support 20 entraîne, via le rail de montage 21 et la pièce annulaire de serrage 40, une déformation de l'anneau 30 modifiant ainsi le jeu entre le sommet de l'aube 32 et la surface interne de cet anneau.
  • Le support 20 comporte une paroi circonférentielle 22 entourant coaxialement l'anneau 30, cette paroi circonférentielle se terminant, dans sa partie amont, par une bride annulaire radiale 27 dirigée vers l'extérieur.
  • Dans l'exemple décrit ici, cette bride annulaire radiale 27 permet, par un boulonnage 11, la fixation du support 20 au carter 10.
  • Du fait de ce contact, la chaleur du carter 10 est transmise, via la bride annulaire 27, à la paroi circonférentielle 22, ce qui entraîne un champ thermique fortement hétérogène.
  • L'homme du métier comprendra que ce champ thermique fortement hétérogène tend à déformer le support 20 de façon non homogène sur la circonférence de ce support, ce qui, comme nous l'avons démontré précédemment, est susceptible de déformer le jeu entre l'aube 32 et la face interne de l'anneau 30.
  • Dans le mode préféré de réalisation décrit ici, le carter 10 présente une paroi radiale 14 qui vient à fleur d'une nervure radiale 28 du support 20 définissant ainsi une chambre 29 délimitée par ailleurs par la face interne 10i du carter 10 et la face externe 22e de la paroi circonférentielle 22.
  • Conformément à l'invention, le carter de turbine 10 comporte une pluralité de perforations 12 permettant d'apporter de l'air pour ventiler de façon homogène la face externe 22e de la paroi circonférentielle 22.
  • Dans le mode de réalisation décrit ici, ces perforations 12 sont pratiquées sur la paroi radiale interne 14 du carter, l'air s'échappant de cette chambre de ventilation 29 par une ouverture réduite entre la nervure radiale 28 du support 20 et la face interne 14i de la paroi radiale 14.
  • Dans le mode préféré de réalisation décrit ici, l'air destiné à ventiler la face externe 22e de la paroi circonférentielle 22 est prélevé d'un étage d'un compresseur haute-pression de la turbomachine 100, et acheminé par une entrée 130 pratiquée en aval de la paroi radiale 14dans le carter de turbine 10.
  • La figure 2 représente en perspective, une vue partielle et en écorché du carter 10 de la figure 1, dans son environnement.
  • Cette figure 2 correspond à un mode préféré de réalisation du carter 10 selon l'invention, dans lequel les perforations 12 sont constituées par des trous de même dimension pratiqués régulièrement le long d'une circonférence de la paroi radiale 14 interne du carter 10.
  • Dans le mode de réalisation décrit ici, cette circonférence présente 22 trous de diamètre 1,2 mm.
  • La figure 3 représente une coupe AA du montage de la figure 1.
  • Sur cette figure 3, on a fait apparaître l'angle α d'orientation des perforations 12 par rapport à l'axe XX de la turbine.
  • Dans le mode préféré de réalisation décrit ici, cet angle α est un angle de 30° qui permet d'établir dans l'espace de ventilation 29 une circulation d'air établie en giration.

Claims (6)

  1. Carter (10) de turbine (120) dans lequel peut être monté un support (20) auquel est fixé un anneau (30) entourant les aubes mobiles (32) de ladite turbine, ledit support (20) comportant une paroi circonférentielle (22) entourant co-axialement ledit anneau (30), ledit carter (10) comportant une pluralité de perforations (12) permettant d'apporter de l'air pour ventiler de façon homogène la face externe (22e) de ladite paroi circonférentielle (22), ledit carter (10) étant caractérisé en ce que lesdites perforations (12) sont pratiquées sur une paroi (14) s'étendant radialement vers l'intérieur dudit carter (10), cette paroi (14) fermant sensiblement un espace de ventilation, délimité par ailleurs par une face interne (10i) dudit carter (10) et par la face externe (22e) de ladite paroi circonférentielle (22) dudit support (20), ledit espace comportant une ouverture réduite pour l'évacuation de l'air.
  2. Carter selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdites perforations (22) sont constituées par une pluralité de trous de dimension identique pratiqués régulièrement le long d'une circonférence de la paroi (14) s'étendant radialement vers l'intérieur dudit carter (10).
  3. Carter selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'axe de chaque trou est incliné circonférentiellement par rapport à l'axe de ladite turbine, avec un angle compris dans l'intervalle [30°, 60°] de façon à permettre d'animer l'air d'un mouvement de giration.
  4. Carter selon la revendication 3, caractérisé en ce que ledit angle est égal à 45°.
  5. Turbine (120) comportant un carter (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4.
  6. Turbomachine (100) comportant une turbine (120) selon la revendication 5.
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