EP3705686A1 - Carter de turbomachine - Google Patents

Carter de turbomachine Download PDF

Info

Publication number
EP3705686A1
EP3705686A1 EP20159352.2A EP20159352A EP3705686A1 EP 3705686 A1 EP3705686 A1 EP 3705686A1 EP 20159352 A EP20159352 A EP 20159352A EP 3705686 A1 EP3705686 A1 EP 3705686A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
arm
housing
boss
internal
wall
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
EP20159352.2A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP3705686B1 (fr
Inventor
Patrick Jean Laurent Sultana
Gaël Frédéric Claude Cyrille EVAIN
Olivier Arnaud Fabien Lambert
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
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP3705686A1 publication Critical patent/EP3705686A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP3705686B1 publication Critical patent/EP3705686B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
    • 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
    • F01D25/26—Double casings; Measures against temperature strain in casings
    • 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
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/90—Mounting on supporting structures or systems
    • F05D2240/91—Mounting on supporting structures or systems on a stationary structure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise

Definitions

  • the present invention relates to turbomachines, in particular aeronautical turbine engines, and more particularly to an aircraft turbomachine exhaust casing.
  • a turbomachine exhaust casing generally includes an inner hub and an outer ferrule extending around the hub.
  • the ferrule is configured to define with the hub an annular flow stream of a gas flow and is rigidly connected to the hub by arms which are substantially radial with respect to a longitudinal axis of the turbomachine.
  • an exhaust casing is mounted downstream of a turbine and the flow of gas which passes through the exhaust casing is therefore the flow of exhaust gas leaving the turbine .
  • a turbomachine may include other similar casings such as an intermediate casing or an inter-turbine casing better known by its English designation TVF for “Turbine Vane Frame”, or even a TCF designating in English a “Turbine Center Frame”.
  • An intermediate casing is interposed between a low pressure compressor and a high pressure compressor of the turbomachine, and is therefore crossed by a gas flow leaving the low pressure compressor and intended to supply the high pressure compressor.
  • a conventional turbomachine involves in particular the passage of electric cables and the circulation of various fluids through the turbomachine.
  • these fluids can be air, oil, or oiled air.
  • pipes in the very structure of the turbomachine Some of these pipes, called service tubes, must connect radially external parts of the turbomachine to radially internal parts, and thus pass through the primary and secondary air flows.
  • the hollow arms of the exhaust casing thus allow the passage of ancillary elements, such as the ancillary tubes, without disturbing the flow of the flow inside the duct thanks to their internal cavity.
  • each of the easement elements makes it possible to connect at least one first item of equipment located radially inside the duct to at least one second item of equipment located radially outside the duct of the casing.
  • FIG. 1 On the figure 1 is illustrated an example of a part of an exhaust casing 1 of a turbomachine comprising a service element in the form of a tube 2 arranged inside a longitudinal cavity 3 provided inside a 'a hollow arm 4 connecting an internal hub 5 to an external ferrule 6 of the exhaust casing 1.
  • the tube 2 is generally introduced within the longitudinal cavity 3 of the hollow arm 4 at the junction between the hollow arm 4 and the outer shell 6.
  • the tube 2 is then slipped inside the cavity 3 until it fully extends therein.
  • the tube 2 has two ends 8 and 9 which can be fixed respectively to the internal hub 5 and to the external ferrule 6 in order to secure the tube 2 to the internal hub 5 and to the external ferrule 6.
  • the tube ends 8 and 9 are then assembled to tubes included in hydraulic or air circuits arranged in radially external or internal parts, so as to ensure fluid communication between radially external parts of the turbomachine and radially internal parts.
  • the outer surface of the tube is not in contact with the longitudinal cavity wall 3.
  • the tube 2 thus disposed is therefore free to vibrate.
  • the tube 2 has natural frequencies of vibration. Tube 2 vibrates most violently when excited at these frequencies. This induces rapid fatigue up to a break. These frequencies depend on the length of the tube 2, but also on the material which constitutes it, on its thickness, or on its temperature, among others. The longer the tube 2, the lower the natural frequency, the lower, and closer to the frequencies of rotation of the low and high pressure bodies of the turbomachine. These vibrations lead to problems of robustness and safety within the turbomachines. This is especially true in the case of large engines.
  • an auxiliary element such as the tube 2 generally comprises a longitudinal body defining an elongation axis and at least one stall damper inside the cavity, this damper making it possible in particular to avoid that the easement element does not resonate, and thus does not deteriorate, when it is subjected to the various vibratory stresses generated by the turbomachine in operation.
  • shock absorbers exist in the state of the art.
  • each blade comprises, on the one hand, a portion fixed to the body of the element, and on the other hand, a free portion.
  • Each blade is positioned flat on the easement element, it extends along a transverse axis perpendicular to the elongation axis of the element and is configured to deform in a plane perpendicular to the axis elongation.
  • the easement element is configured to be mounted in the cavity in a direction substantially parallel to the axis of elongation of the element. During assembly, the free portions are constrained so that the latter each exert on a wall delimiting the cavity a return force necessary for the dampers to be able to fully perform their function.
  • the sharp edges present on the sides of the dampers come into contact with the wall of the cavity and thus oppose its introduction.
  • the operator is then obliged to operate by a back and forth movement and / or excessive force at the risk of damaging the shock absorbers and / or the wall of the cavity, and at the expense of productivity.
  • the assembly is all the more critical because the free portions each exert a return force on the wall of the cavity.
  • Elastic return stiffeners are known from the document FR 3,064,302 and document FR 3,050,229 . They are used so that the natural modes of the ancillary elements on which they are mounted are not within the operating range of the turbomachine. These stiffeners have drawbacks similar to shock absorbers, in particular with respect to the sensitivity of the compression of the stiffeners during assembly. Indeed, the excessive compression of the latter during assembly can lead to their deterioration and therefore to the absence of contact between the stiffeners and the wall, thus rendering them ineffective.
  • crankcase arm comprising a passage for an oil tube, the oil tube comprising a neck around which a clip is disposed in order to damp the vibrations occurring on the tube in operation.
  • the invention aims to overcome the above drawbacks and to overcome the difficulties mentioned above by proposing a turbomachine casing making it possible to ensure the support of the stiffeners or dampers of the auxiliary elements on the inner wall of its hollow arms. in a certain manner and without sensitivity to the assembly procedure, and more particularly by avoiding any compression of the stiffeners of the easement element during assembly.
  • An object of the invention provides a turbomachine casing, the casing having the shape of a ring defining an axial direction and a radial direction and comprising an inner shell, an outer shell extending around and away from the inner shell, and hollow arms connecting the outer shell to the inner shell and each intended to receive a tubular easement element, each hollow arm defining an internal housing connecting a first through hole passing through the inner shell in the radial direction to a second through hole through the outer shell in the radial direction, and having an inner wall delimiting the inner housing.
  • each arm comprises at least one boss on said internal wall of the arm projecting from the internal wall towards the internal housing and defining a constriction of the internal housing in a section plane orthogonal to the direction in which the arm extends, said at least one boss being intended to cooperate with the tubular easement element, said at least one boss forming a support means of the tubular easement element.
  • Said at least one boss even preferably constitutes the sole means of support for the tubular easement element situated in the housing of the arm radially between the first and the second passage orifice.
  • the constriction has in said section plane a passage section smaller than the section of said second passage orifice.
  • the internal arrangement of the arms with a boss makes it possible, firstly, to stiffen the maintenance of the easement element within the arm and thus to limit the risks of resonance.
  • the internal arrangement of the arms with a boss makes it possible, secondly, to provide stiffeners on the service tubes which are shorter and therefore stiffer and thus more effective in their role of dynamic stiffeners than the stiffeners known in the state of the art, because the distance between the tube and the arm is reduced locally and the operator does not have to deform the stiffeners himself, the stiffeners deforming without assistance during assembly of the tube along its axis.
  • the internal arrangement of the arms with a boss makes it possible, thirdly, to avoid any plasticization of the stiffeners during their compression during assembly. Indeed, the operator does not need to compress and plasticize the stiffeners during assembly, their width can easily be dimensioned.
  • said at least one boss of each arm can be made of the same material as the arm with which it is associated.
  • the arm and said at least one boss can be made of metal or of Inconel 718® for example.
  • each arm may include a boss extending over at least half of the perimeter of said internal wall of the internal housing in said section plane orthogonal to the direction in which the arm extends, or at least a pair of bosses arranged opposite one another, to reduce the dimensions of the section of the passage of the throttle at least in one direction.
  • said at least one boss of each arm may extend, in the direction in which the arm extends between the inner shell and the outer shell, over a height of between 5 and 10 mm in order to constitute an effective support zone for the dampers or stiffeners of the easement element.
  • said at least one boss of each arm may extend, in a direction orthogonal to the internal wall of the arm, over a thickness of between 1 and 10 mm.
  • said at least one boss of each arm can be made in one piece with the arm to which it is associated.
  • said at least one boss of each arm may form, in a section plane comprising the axial direction and the radial direction, a constriction of the internal housing of isosceles trapezoidal shape with the larger base disposed between the smaller base and the second through hole.
  • Such a form of boss allows compression of the stiffeners or shock absorbers of the easement element when it is fitted into the arm and when it is tightened with screws at its top, for example.
  • edges between the large base and the small base may be fillets not having a flat surface.
  • said at least one boss is made in a single piece with the arm, its machining makes it possible to compensate for the casting defects of the arms and of the bosses and thus to ensure the quality of the contact between the stiffeners of the easement element and the arms.
  • said casing is an exhaust casing of a turbomachine turbine.
  • Another subject of the invention is a turbine comprising a casing as defined above.
  • turbomachine comprising a turbomachine turbine as defined above.
  • Another subject of the invention is an aircraft comprising at least one turbomachine as defined above.
  • FIG. 2 On the figure 2 is shown a first sectional view along a first sectional plane II-II of a casing 10 of a turbomachine 11 with double flow, the casing 10 comprising an exhaust casing 12 located between a low pressure turbine 13 and a nozzle 14 ejection of combustion gases from the turbine 13.
  • the turbomachine 11 defines an axial direction DA corresponding to the axis of revolution X of the turbomachine 11 and the axis of rotation of the low pressure turbine 13, and a radial direction DR.
  • the first section II-II of the turbomachine 11 on the figure 2 includes the axial direction DA and the radial direction DR.
  • FIG 3 On the figure 3 is shown a second sectional view along a second section plane III-III of the casing 10 of the turbomachine of the figure 2 .
  • the second section plane III-III is orthogonal to the axial direction DA and includes the radial direction DR.
  • the second section plane III-III is located in the free space between the low pressure turbine 13 and the exhaust casing 12.
  • the exhaust casing 12 comprises an inner shell 15 and an outer shell 16 extending around and away from the inner shell 15.
  • the outer shell 16 is configured to define with the inner shell 15 an annular flow stream 17 a flow of combustion gas F.
  • the exhaust casing 12 further comprises arms 18 rigidly connecting the outer shell 16 to the inner shell 15. The arms 18 extend mainly in the radial direction DR relative to the axis of revolution X of the turbomachine 11.
  • the turbomachine 11 may include other casings having a similar structure, and thus the exhaust casing 12 could be for example an intermediate casing located between a low pressure compressor and a compressor. high pressure (not visible on the figure 2 ).
  • the exhaust casing 12 comprises a plurality of hollow tubular arms 18 each allowing the passage of an auxiliary element 21.
  • the passage of the auxiliary elements 21 in the arms 18 has the particular advantage of not disturbing the flow of the gas flow F inside the duct 17, that is to say of avoiding losses of gas. charge.
  • An easement element 21 connects at least a first item of equipment located radially inside the stream 17 to at least one second item of equipment located radially outside the stream 17.
  • Such an element 21 may for example comprise one or more several air ducts and / or one or more oil ducts and / or one or more electric cables, etc.
  • FIG. 4 On the figure 4 is illustrated a sectional view of an arm 18 of the exhaust casing 12 according to a first embodiment.
  • the arm 18 has a length in a substantially radial direction DR, a width in the axial direction DA and a thickness in a circumferential direction DC.
  • the length of the arm is greater than the width of the arm which is greater than its thickness.
  • the arm 18 thus has a hollow blade shape, the blade extending mainly in a plane comprising the radial direction DR and the axial direction DA and having a thickness along the circumferential direction DC.
  • the tubular arm 18 comprises a cavity 180 extending substantially radially between the inner shell 15 and the outer shell 16.
  • the cavity 180 is delimited by an inner wall 182 of the arm 18.
  • the cavity 180 opens out both on the inner shell 15. via a first passage orifice 150 and on the outer shell 16 via a second passage orifice 160.
  • the internal wall 182 comprises two parts 182a, 182b extending opposite one another.
  • each arm 18 comprises two bosses 185 arranged facing each other and separated by a free space extending in the circumferential direction DC.
  • a first boss 185a is made on the first inner wall part 182a while the second boss 185b is made on the second inner wall part 182b.
  • the two bosses 185a and 185b are made in the middle of the arm 18, namely midway between the inner shell 15 and the outer shell 16.
  • FIG 6 On the figure 6 is shown a schematic sectional view of the exhaust housing arm of the figure 4 .
  • the two bosses 185a and 185b define a passage of dimension smaller than the dimension in the same direction of the passage formed by the second passage opening 160 of the outer shell 16.
  • the two bosses 185a and 185b thus form a constriction 188 of the cavity 180 in the middle of the arm 18 makes it possible to ensure contact between a stiffener 210 of a support element 21 and the internal wall 182 of the arm 18 at at least one height. of the arm 18, that of the bosses 185a and 185b.
  • the distance between the easement element 21 and the internal wall 182 being reduced to this height thanks to the bosses of the stiffeners 210 provided on the easement elements 21 can be shorter than in the state of the art and thus stiffer, which improves their efficiency in their role of dynamic stiffener.
  • the two bosses 185a and 185b could be formed by the same boss produced over the entire perimeter of the internal wall 182.
  • FIG. 7 On the figure 7 is shown a schematic sectional view of the arm 18 of the exhaust casing 12 according to a second embodiment of the invention.
  • the two bosses 1850a and 1850b of each arm 18 form, in a section plane comprising the axial direction DA and the radial direction DR, a constriction 1880 of the cavity 180 of isosceles trapezoidal shape with the larger base disposed between the base the smallest and the second through hole.
  • the largest base is arranged radially on the outside of the smaller base to facilitate insertion of the arm from the outside.
  • each boss 1850a and 1850b has a generally triangular shape in a section plane orthogonal to the axial direction DA, and more particularly the shape of a right triangle, with one of the sides forming a right angle with the internal wall 182, a first end of its hypotenuse 1852 oriented towards the constriction 1880, that is to say towards the element of easements 21, and the second opposite end of the hypotenuse which forms a point is oriented radially outwards from the constriction 1880 and to the second passage orifice 160 made in the outer shell 16.
  • the slope of the triangular shape of the boss 1850 allows compression of the stiffeners 210 of the easement element 21 easier when it is fitted into the arm and to compensate for the casting defects of the arms 18 and of the bosses 1850a and 1850b and so on. 'ensure the quality of the contact between the stiffeners 210 of the easement element 21 and the arm 18.
  • the invention thus provides a turbomachine casing making it possible to ensure the support of the stiffeners or shock absorbers of the auxiliary elements on the inner wall of its hollow arms in a certain manner while facilitating assembly, and more particularly by avoiding any damage by compression. stiffeners of the easement element during assembly.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Abstract

Un carter (12) d'une turbine de turbomachine (11) comportant une virole intérieure (15), une virole extérieure (16) s'étendant autour de la virole intérieure (15), et des bras (18) creux reliant la virole extérieure (16) à la virole intérieure (15) et destinés chacun à recevoir un élément de servitudes tubulaire (21), chaque bras (18) creux définissant un logement interne (180) reliant un premier orifice de passage (150) traversant la virole intérieure (15) dans la direction radiale (DR) à un second orifice de passage (160) traversant la virole extérieure (16) dans la direction radiale (DR), et comportant une paroi interne (182) en regard du logement interne (180). Chaque bras (18) comprend au moins un bossage (185a, 185b, 1850a, 1850b) sur ladite paroi interne (182) du bras (18) s'étendant en saillie de la paroi interne (182) vers le logement interne (180) et définissant un étranglement (188, 1880) du logement interne (180) dans un plan de coupe orthogonal à la direction dans laquelle s'étend le bras (18).

Description

    Domaine Technique
  • La présente invention concerne des turbomachines, notamment des turbomoteurs aéronautiques, et plus particulièrement un carter d'échappement de turbomachine d'aéronef.
    • Technique antérieure
  • Un carter d'échappement de turbomachine comprend généralement un moyeu intérieur et une virole extérieure s'étendant autour du moyeu. La virole est configurée pour définir avec le moyeu une veine annulaire d'écoulement d'un flux de gaz et est reliée rigidement au moyeu par des bras sensiblement radiaux par rapport à un axe longitudinal de la turbomachine. Par référence à l'écoulement des gaz dans la turbomachine, un carter d'échappement est monté en aval d'une turbine et le flux de gaz qui traverse le carter d'échappement est donc le flux de gaz d'échappement sortant de la turbine.
  • Une turbomachine peut comprendre d'autres carters similaires tels qu'un carter intermédiaire ou un carter interturbine plus connu sous sa désignation anglaise TVF pour « Turbine Vane Frame », ou encore un TCF désignant en anglais un « Turbine Center Frame ». Un carter intermédiaire est intercalé entre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression de la turbomachine, et est donc traversé par un flux de gaz sortant du compresseur basse pression et destiné à alimenter le compresseur haute pression.
  • Le fonctionnement d'une turbomachine conventionnelle implique notamment le passage de câbles électriques et la circulation de divers fluides à travers la turbomachine. A titre d'exemple, ces fluides peuvent être de l'air, de l'huile, ou de l'air huilé. Afin d'acheminer ces fluides, il est connu de disposer des canalisations dans la structure même de la turbomachine. Certaines de ces canalisations, appelées tubes de servitude, doivent relier des parties radialement externes de la turbomachine à des parties radialement internes, et ainsi traverser les flux d'air primaires et secondaires.
  • Il est connu de faire passer des éléments de servitudes tels que les tubes de servitudes au sein de bras creux de carter tels que les bras creux d'un carter d'échappement tel qu'un carter d'échappement structural comme un TVF, ou encore un carter d'échappenement non structural comme un TRV (redresseur aval de turbine, ou « Turbine Rear Vane » selon la terminologie anglo-saxonne généralement utilisée), ou d'un TCF (carter inter turbines, ou « Turbine Center Frame » selon la terminologie anglo-saxonne généralement utilisée).
  • Les bras creux du carter d'échappement permettent ainsi le passage d'éléments de servitudes, tels que les tubes de servitude, sans perturber l'écoulement du flux à l'intérieur de la veine grâce à leur cavité interne.
  • De manière générale, chacun des éléments de servitudes permet de relier au moins un premier équipement situé radialement à l'intérieur de la veine à au moins un deuxième équipement situé radialement à l'extérieur de la veine du carter.
  • Sur la figure 1 est illustré un exemple d'une partie d'un carter d'échappement 1 d'une turbomachine comprenant un élément de servitudes sous la forme d'un tube 2 disposé à l'intérieur d'une cavité longitudinale 3 pourvue à l'intérieur d'un bras 4 creux reliant un moyeu interne 5 à une virole externe 6 du carter d'échappement 1. Le tube 2 est généralement introduit au sein de la cavité longitudinale 3 de bras 4 creux au niveau de la jonction entre le bras 4 creux et la virole externe 6. Le tube 2 est ensuite glissé à l'intérieur de la cavité 3 jusqu'à s'y étendre totalement. Le tube 2 présente deux extrémités 8 et 9 qui peuvent être fixées respectivement au moyeu interne 5 et à la virole externe 6 afin de solidariser le tube 2 au moyeu interne 5 et à la virole externe 6. Les extrémités 8 et 9 de tube sont ensuite assemblés à des tubes compris dans des circuits hydrauliques ou d'air disposés dans des parties radialement externes ou internes, de sorte à assurer une communication fluidique entre des parties radialement externes de la turbomachine et des parties radialement internes.
  • Comme cela est illustré sur la figure 1, généralement, sur la majorité de la longueur du tube 2, la surface externe du tube n'est pas en contact avec la paroi de cavité longitudinale 3. Le tube 2 ainsi disposé est donc libre de vibrer.
  • Or, le tube 2 présente des fréquences propres de vibration. Le tube 2 vibre le plus violemment lorsqu'il est excité à ces fréquences. Ceci induit une fatigue rapide pouvant aller jusqu'à une rupture. Ces fréquences dépendent de la longueur du tube 2, mais aussi du matériau qui le constitue, de son épaisseur, ou de sa température entre autres. Plus le tube 2 est long, plus la fréquence propre la plus faible est basse, et proche des fréquences de rotation des corps basse et haute pression de la turbomachine. Ces vibrations entraînent des problèmes de robustesse et de sécurité au sein des turbomachines. Ceci est particulièrement vrai dans le cas de moteurs de grande taille.
  • Sur les moteurs de forte puissance, un élément de servitudes tel que le tube 2 comporte en général un corps longitudinal définissant un axe d'allongement et au moins un amortisseur de calage à l'intérieur de la cavité, cet amortisseur permettant notamment d'éviter que l'élément de servitudes ne rentre en résonnance, et ainsi ne se dégrade, lorsqu'il est soumis aux différentes sollicitations vibratoires générées par la turbomachine en fonctionnement.
  • Différents amortisseurs existent dans l'état de la technique.
  • Il est connu par exemple d'utiliser deux amortisseurs montés tête-bêche se présentant chacun sous la forme d'une lame courbée, flexible, et délimitée latéralement par des flancs. Chaque lame comprend, d'une part, une portion fixée au corps de l'élément, et d'autre part, une portion libre. Chaque lame est positionnée à plat sur l'élément de servitudes, elle s'étend le long d'un axe transversal perpendiculaire à l'axe d'allongement de l'élément et est configurée pour se déformer dans un plan perpendiculaire à l'axe d'allongement.
  • L'élément de servitudes est configuré pour être monté dans la cavité dans une direction sensiblement parallèle à l'axe d'allongement de l'élément. Lors de son montage, les portions libres sont contraintes de sorte que ces dernières exercent chacune sur une paroi délimitant la cavité un effort de rappel nécessaire pour que les amortisseurs puissent pleinement assurer leur fonction.
  • Le montage/démontage de l'élément de servitudes présente quelques difficultés.
  • Premièrement, lors de l'introduction de l'élément de servitudes dans la cavité, les arêtes vives présentes sur les flancs des amortisseurs rentrent en contact avec la paroi de la cavité et ainsi s'opposent à son introduction. L'opérateur se trouve alors dans l'obligation d'opérer par un mouvement de va et vient et/ou de forcer de manière excessive au risque de détériorer les amortisseurs et/ou la paroi de la cavité, et au détriment de la productivité. Le montage est d'autant plus critique du fait que les portions libres exercent chacune un effort de rappel sur la paroi de la cavité.
  • Deuxièmement, à la suite du montage et des difficultés rencontrées mentionnées ci-dessus, il s'avère généralement impossible de démonter l'élément de servitudes pour effectuer par exemple une opération de maintenance sans détériorer considérablement les amortisseurs et/ou la paroi de la cavité.
  • Des raidisseurs à retour élastique sont connus du document FR 3 064 302 et du document FR 3 050 229 . Ils sont utilisés pour que les modes propres des éléments de servitudes sur lesquels ils sont montés ne soient pas dans la plage de fonctionnement de la turbomachine. Ces raidisseurs présentent des inconvénients similaires aux amortisseurs notamment par rapport à la sensibilité de la compression des raidisseurs lors du montage. En effet, la compression excessive de ces derniers lors du montage peut conduire à leur détérioration et donc à l'absence de contact entre les raidisseurs et la paroi, les rendant ainsi inefficaces.
  • Il est également connu du document EP 0 342 087 un bras de carter comprenant un passage pour un tube d'huile, le tube d'huile comprenant un rétreint autour duquel est disposé un clip afin d'amortir les vibrations survenant sur le tube en fonctionnement.
  • Il est aussi connu du document FR 3 061 928 une pale de distributeur comportant un mât de soutien fixé au carter et maintenu à l'intérieur de la pale par un manchon pour minimiser les efforts opérant sur le mât.
    • Exposé de l'invention
  • L'invention vise à pallier les inconvénients ci-dessus et à passer outre les difficultés mentionnées ci-dessus en proposant un carter de turbomachine permettant d'assurer l'appui des raidisseurs ou amortisseurs des éléments de servitudes sur la paroi intérieure de ses bras creux de manière certaine et sans sensibilité à la procédure de montage, et plus particulièrement en évitant toute compression des raidisseurs de l'élément de servitudes lors du montage.
  • Un objet de l'invention propose un carter de turbomachine, le carter ayant la forme d'une couronne définissant une direction axiale et une direction radiale et comportant une virole intérieure, une virole extérieure s'étendant autour et à distance de la virole intérieure, et des bras creux reliant la virole extérieure à la virole intérieure et destinés chacun à recevoir un élément de servitudes tubulaire, chaque bras creux définissant un logement interne reliant un premier orifice de passage traversant la virole intérieure dans la direction radiale à un second orifice de passage traversant la virole extérieure dans la direction radiale, et comportant une paroi interne délimitant le logement interne.
  • Selon une caractéristique générale de l'invention, chaque bras comprend au moins un bossage sur ladite paroi interne du bras s'étendant en saillie de la paroi interne vers le logement interne et définissant un étranglement du logement interne dans un plan de coupe orthogonal à la direction dans laquelle s'étend le bras, ledit au moins un bossage étant destiné à coopérer avec l'élément de servitudes tubulaire, ledit au moins un bossage formant un moyen d'appui de l'élément de servitude tubulaire.
  • Ledit au moins un bossage constitue même de préférence l'unique moyen d'appui de l'élément de servitude tubulaire situé dans le logement du bras radialement entre le premier et le second orifice de passage.
  • De préférence, l'étranglement présente dans ledit plan de coupe une section de passage inférieure à la section dudit second orifice de passage.
  • L'aménagement intérieur des bras avec un bossage permet, premièrement, de raidir le maintien de l'élément de servitudes au sein du bras et de limiter ainsi les risques de résonnance.
  • L'aménagement intérieur des bras avec un bossage permet, deuxièmement, de prévoir des raidisseurs sur les tubes de servitudes plus courts et donc plus raides et ainsi plus efficaces dans leur rôle de raidisseurs dynamiques que les raidisseurs connus dans l'état de la technique, car la distance entre le tube et le bras est réduite localement et l'opérateur n'a pas à déformer lui-même les raidisseurs, les raidisseurs se déformant sans assistance lors du montage du tube le long de son axe.
  • Enfin, l'aménagement intérieur des bras avec un bossage permet, troisièmement, d'éviter toute plastification des raidisseurs lors de leur compression au montage. En effet, l'opérateur n'ayant pas besoin de comprimer et plastifier les raidisseurs au montage, leur largeur peut aisément être dimensionnée.
  • En outre, avoir une section du logement interne au niveau du bossage plus petite que la section du bras creux à l'orifice par lequel est introduit l'élément de servitudes dans le bras lors de son installation permet d'éviter toute manipulation, telle qu'une compression, des raidisseurs lors du montage de l'élément de servitudes dans le bras.
  • Selon un premier aspect du carter, ledit au moins un bossage de chaque bras peut être réalisé dans le même matériau que le bras auquel il est associé.
  • Le bras et ledit au moins un bossage peuvent être réalisés en métal ou en Inconel 718® par exemple.
  • Selon un deuxième aspect du carter, chaque bras peut comprendre un bossage s'étendant sur au moins la moitié du périmètre de ladite paroi interne du logement interne dans ledit plan de coupe orthogonal à la direction dans laquelle s'étend le bras, ou au moins une paire de bossages disposés en regard l'un de l'autre, pour réduire les dimensions de la section du passage de l'étranglement au moins dans une direction.
  • Selon un troisième aspect du carter, ledit au moins un bossage de chaque bras peut s'étendre, dans la direction dans laquelle s'étend le bras entre la virole interne et la virole externe, sur une hauteur comprise entre 5 et 10 mm afin de constituer une zone d'appui efficace pour les amortisseurs ou les raidisseurs de l'élément de servitudes.
  • Dans un quatrième aspect du carter, ledit au moins un bossage de chaque bras peut s'étendre, dans une direction orthogonale à la paroi interne du bras, sur une épaisseur comprise entre 1 et 10 mm.
  • Dans un cinquième aspect du carter, ledit au moins un bossage de chaque bras peut être réalisé en une seule pièce avec le bras auquel il est associé.
  • Dans un sixième aspect du carter, ledit au moins un bossage de chaque bras peut former, dans un plan de section comprenant la direction axiale et la direction radiale, un étranglement du logement interne de forme trapézoïdale isocèle avec la base la plus grande disposée entre la base la plus petite et le second orifice de passage.
  • Une telle forme de bossage permet une compression des raidisseurs ou des amortisseurs de l'élément de servitudes plus aisée lors de son emmanchement dans le bras et de son serrage avec des vis en son sommet par exemple.
  • Dans une variante, les bords entre la grande base et la petite base peuvent être des congés ne présentant pas une surface plane.
  • Lorsque ledit au moins un bossage est réalisé en une seule pièce avec le bras, son usinage permet de compenser les défauts de fonderie des bras et des bossages et ainsi d'assurer la qualité du contact entre les raidisseurs de l'élément de servitudes et le bras.
  • Dans un septième aspect du carter, ledit carter est un carter d'échappement d'une turbine de turbomachine.
  • L'invention a également pour objet, une turbine comprenant un carter tel que défini ci-dessus.
  • L'invention a également pour objet, turbomachine comprenant une turbine de turbomachine telle que définie ci-dessus.
  • L'invention a aussi pour autre objet, un aéronef comprenant au moins une turbomachine tel que défini ci-dessus.
    • Brève description des dessins
    • [Fig. 1] La figure 1 déjà présentée, illustre un exemple d'une partie d'un carter d'échappement d'une turbomachine comprenant élément de servitudes.
    • [Fig. 2] La figure 2 est une première vue en coupe selon un premier plan de coupe d'un carter d'une turbomachine selon un mode de réalisation de l'invention.
    • [Fig. 3] La figure 3 présente une seconde vue en coupe selon un second plan de coupe du carter d'échappement de la figure 1.
    • [Fig. 4] La figure 4 représente une vue en coupe d'un bras du carter d'échappement selon un premier mode de réalisation.
    • [Fig. 5] La figure 5 présente un zoom de la figure 4 au niveau du bossage du bras.
    • [Fig. 6] La figure 6 présente une vue schématique en coupe du bras du carter d'échappement de la figure 4.
    • [Fig. 7] La figure 7 présente une vue schématique en coupe du bras du carter d'échappement selon un second mode de réalisation de l'invention.
    Description des modes de réalisation
  • Sur la figure 2 est représenté une première vue en coupe selon un premier plan de coupe II-II d'un carter 10 d'une turbomachine 11 à double flux, le carter 10 comprenant un carter d'échappement 12 situé entre une turbine basse pression 13 et une tuyère 14 d'éjection des gaz de combustion issus de la turbine 13.
  • La turbomachine 11 définie une direction axiale DA correspondant à l'axe de révolution X de la turbomachine 11 et l'axe de rotation de la turbine basse pression 13, et une direction radiale DR. Le premier plan de coupe II-II de la turbomachine 11 sur la figure 2 comprend la direction axiale DA et la direction radiale DR.
  • Dans tout le présent texte, les termes « intérieur » et « extérieur » ou « interne » et « externe » sont utilisés en référence à la position ou l'orientation dans la direction radiale DR par rapport à l'axe de révolution X de la turbomachine 11.
  • Sur la figure 3 est représenté une seconde vue en coupe selon un second plan de coupe III-III du carter 10 de la turbomachine de la figure 2. Le second plan de coupe III-III est orthogonal à la direction axiale DA et comprend la direction radiale DR. Le second plan de coupe III-III se situe dans l'espace libre entre la turbine basse pression 13 et le carter d'échappement 12.
  • Comme cela est représenté sur les figures 2 et 3, le carter d'échappement 12 comprend une virole intérieure 15 et une virole extérieure 16 s'étendant autour et à distance de la virole intérieure 15. La virole extérieure 16 est configurée pour définir avec la virole intérieure 15 une veine 17 annulaire d'écoulement d'un flux de gaz de combustion F. Le carter d'échappement 12 comprend en outre des bras 18 reliant rigidement la virole extérieure 16 à la virole intérieure 15. Les bras 18 s'étendent principalement dans la direction radiale DR par rapport à l'axe de révolution X de la turbomachine 11.
  • Le mode de réalisation illustré n'est en rien limitatif, la turbomachine 11 peut comprendre d'autres carters présentant une structure similaire, et ainsi le carter d'échappement 12 pourrait être par exemple un carter intermédiaire situé entre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression (non visible sur la figure 2).
  • Dans le mode de réalisation illustré sur les figures 2 et 3, le carter d'échappement 12 comprend une pluralité de bras 18 tubulaires creux permettant chacun le passage d'un élément de servitudes 21.
  • Le passage des éléments de servitudes 21 dans les bras 18 présente notamment l'avantage de ne pas perturber l'écoulement du flux de gaz F à l'intérieur de la veine 17, c'est-à-dire d'éviter les pertes de charge. Un élément de servitudes 21 relie au moins un premier équipement situé radialement à l'intérieur de la veine 17 à au moins un deuxième équipement situé radialement à l'extérieur de la veine 17. Un tel élément 21 peut comprendre par exemple peut être un ou plusieurs conduits d'air et/ou un ou plusieurs conduits d'huile et/ou un ou plusieurs câbles électriques, etc.
  • Sur la figure 4 est illustré une vue en coupe d'un bras 18 du carter d'échappement 12 selon un premier mode de réalisation.
  • Le bras 18 présente une longueur dans une direction sensiblement radiale DR, une largeur dans la direction axiale DA et une épaisseur dans une direction circonférentielle DC. La longueur du bras est supérieure à la largeur du bras qui est supérieure à son épaisseur. Le bras 18 présente ainsi une forme d'aube creuse, l'aube s'étendant principalement dans un plan comprenant la direction radiale DR et la direction axiale DA et présentant une épaisseur selon la direction circonférentielle DC.
  • Le bras 18 tubulaire comprend une cavité 180 s'étendant sensiblement radialement entre la virole intérieure 15 et la virole extérieure 16. La cavité 180 est délimitée par une paroi interne 182 du bras 18. La cavité 180 débouche à la fois sur la virole intérieure 15 via un premier orifice de passage 150 et sur la virole extérieure 16 via un second orifice de passage 160. La paroi interne 182 comprend deux parties 182a, 182b s'étendant en regard l'une de l'autre.
  • Comme cela est illustré sur la figure 4 ainsi que sur la figure 5 qui est un zoom d'une portion du bras 18 de la figure 4, chaque bras 18 comprend deux bossages 185 disposés en regard l'un de l'autre et séparés par un espace libre s'étendant selon la direction circonférentielle DC. Un premier bossage 185a est réalisé sur la première partie de paroi interne 182a tandis que le second bossage 185b est réalisé sur la seconde partie de paroi interne 182b. Les deux bossages 185a et 185b sont réalisés au milieu du bras 18, à savoir à mi-distance entre la virole interne 15 et la virole externe 16.
  • Sur la figure 6 est illustré une vue schématique en coupe du bras du carter d'échappement de la figure 4. Comme cela est illustré sur les figures 4 et 6, dans une direction orthogonale aux plans dans lesquels s'étendent les deux bossages 185a et 185b, autrement dit dans une direction orthogonale à deux plans parallèles tangents ou confondus avec les deux parties de parois 182a et 182b du bras 18, les deux bossages 185a et 185b définissent un passage de dimension plus petite que la dimension dans la même direction du passage formé par le second orifice de passage 160 de la virole externe 16.
  • Les deux bossages 185a et 185b forment ainsi un étranglement 188 de la cavité 180 au milieu du bras 18 permet d'assurer le contact entre un raidisseur 210 d'un élément de servitudes 21 et la paroi interne 182 du bras 18 à au moins une hauteur du bras 18, celle des bossages 185a et 185b. La distance entre l'élément de servitudes 21 et la paroi interne 182 étant réduite à cette hauteur grâce aux bossages des raidisseurs 210 prévus sur les éléments de servitudes 21 peuvent être plus courts que dans l'état de la technique et ainsi plus raides ce qui permet d'améliorer leur efficacité dans leur rôle de raidisseur dynamique.
  • Dans une variante, les deux bossages 185a et 185b pourraient être formés par un même bossage réalisées sur tout le périmètre de la paroi interne 182.
  • Sur la figure 7 est représentée une vue schématique en coupe du bras 18 du carter d'échappement 12 selon un second mode de réalisation de l'invention.
  • Dans le second mode de réalisation illustré sur la figure 7, les deux bossages 1850a et 1850b de chaque bras 18 forment, dans un plan de section comprenant la direction axiale DA et la direction radiale DR, un étranglement 1880 de la cavité 180 de forme trapézoïdale isocèle avec la base la plus grande disposée entre la base la plus petite et le second orifice de passage. Autrement dit, la base la plus grande est disposée radialement à l'extérieur de la base la plus petite pour faciliter l'insertion du bras à partir de l'extérieur.
  • Comme cela est illustré sur la figure 7, chaque bossage 1850a et 1850b présente une forme globalement triangulaire dans un plan de coupe orthogonal à la direction axiale DA, et plus particulièrement la forme d'un triangle rectangle, avec l'un des côtés formant un angle droit avec la paroi interne 182, une première extrémité de son hypoténuse 1852 orientée vers l'étranglement 1880, c'est-à-dire vers l'élément de servitudes 21, et la seconde extrémité opposée de l'hypoténuse qui forme une pointe est orientée radialement vers l'extérieur de l'étranglement 1880 et vers le second orifice de passage 160 réalisé dans la virole externe 16.
  • La pente de la forme triangulaire du bossage 1850 permet une compression des raidisseurs 210 de l'élément de servitudes 21 plus aisée lors de son emmanchement dans le bras et de compenser les défauts de fonderie des bras 18 et des bossages 1850a et 1850b et ainsi d'assurer la qualité du contact entre les raidisseurs 210 de l'élément de servitudes 21 et le bras 18.
  • L'invention fournit ainsi un carter de turbomachine permettant d'assurer l'appui des raidisseurs ou amortisseurs des éléments de servitudes sur la paroi intérieure de ses bras creux de manière certaine tout en facilitant le montage, et plus particulièrement en évitant tout endommagement par compression des raidisseurs de l'élément de servitudes lors du montage.

Claims (10)

  1. Carter de turbomachine (11), le carter (12) ayant la forme d'une couronne définissant une direction axiale (DA) et une direction radiale (DR) et comportant une virole intérieure (15), une virole extérieure (16) s'étendant autour et à distance de la virole intérieure (15), et des bras (18) creux reliant la virole extérieure (16) à la virole intérieure (15) et destinés chacun à recevoir un élément de servitudes tubulaire (21), chaque bras (18) creux définissant un logement interne (180) reliant un premier orifice de passage (150) traversant la virole intérieure (15) dans la direction radiale (DR) à un second orifice de passage (160) traversant la virole extérieure (16) dans la direction radiale (DR), et comportant une paroi interne (182) délimitant le logement interne (180),
    caractérisé ce que chaque bras (18) comprend au moins un bossage (185a, 185b, 1850a, 1850b) sur ladite paroi interne (182) du bras (18) s'étendant en saillie de la paroi interne (182) vers le logement interne (180) et définissant un étranglement (188, 1880) du logement interne (180) dans un plan de coupe orthogonal à la direction dans laquelle s'étend le bras (18), ledit au moins un bossage étant destiné à coopérer avec l'élément de servitudes tubulaire (21), ledit au moins un bossage (185a, 185b, 1850a, 1850b) formant un moyen d'appui de l'élément de servitude tubulaire (21).
  2. Carter (12) selon la revendication 1, dans lequel ledit au moins un bossage (185a, 185b, 1850a, 1850b) de chaque bras (18) est réalisé dans le même matériau que le bras (18) auquel il est associé.
  3. Carter (12) selon l'une des revendications 1 ou 2, chaque bras comprenant un bossage s'étendant sur au moins la moitié du périmètre de ladite paroi interne (182) du logement interne (180) dans ledit plan de coupe orthogonal à la direction dans laquelle s'étend le bras (18), ou au moins une paire de bossages (185a, 185b, 1850a, 1850b) disposés en regard l'un de l'autre, pour réduire les dimensions de la section du passage de l'étranglement (188, 1880) dans au moins une direction.
  4. Carter (12) selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel ledit au moins un bossage (185a, 185b, 1850a, 1850b) de chaque bras (18) s'étend, dans la direction dans laquelle s'étend le bras (18) entre la virole interne (150) et la virole externe (160), sur une hauteur comprise entre 5 et 10 mm.
  5. Carter (12) selon l'une des revendications 1 à 4, dans lequel ledit au moins un bossage (185a, 185b, 1850a, 1850b) de chaque bras (18) s'étend, dans une direction orthogonale à la paroi interne (182) du bras (18), sur une épaisseur comprise entre 1 et 10 mm.
  6. Carter (12) selon l'une des revendications 1 à 5, dans lequel ledit au moins un bossage (185a, 185b, 1850a, 1850b) de chaque bras (18) est réalisé en une seule pièce avec le bras (18) auquel il est associé.
  7. Carter (12) selon l'une des revendications 1 à 6, dans lequel ledit au moins un bossage (1850a, 1850b) de chaque bras (18) forme, dans un plan de section comprenant la direction axiale (DA) et la direction radiale (DR), un étranglement (1880) du logement interne (180) de forme trapézoïdale isocèle avec la base la plus grande disposée entre la base la plus petite et le second orifice de passage (160).
  8. Carter (12) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel ledit carter est un carter d'échappement d'une turbine de turbomachine.
  9. Turbine comprenant un carter (12) selon l'une des revendications 1 à 8.
  10. Turbomachine (11) comprenant une turbine selon la revendication 9.
EP20159352.2A 2019-02-25 2020-02-25 Carter de turbomachine Active EP3705686B1 (fr)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1901889A FR3093128B1 (fr) 2019-02-25 2019-02-25 Carter de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP3705686A1 true EP3705686A1 (fr) 2020-09-09
EP3705686B1 EP3705686B1 (fr) 2023-07-05

Family

ID=67107808

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP20159352.2A Active EP3705686B1 (fr) 2019-02-25 2020-02-25 Carter de turbomachine

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11156129B2 (fr)
EP (1) EP3705686B1 (fr)
CN (1) CN111608750B (fr)
FR (1) FR3093128B1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2022112685A1 (fr) * 2020-11-27 2022-06-02 Safran Aircraft Engines Carter comprenant des raidisseurs internes et/ou externes

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3109961B1 (fr) * 2020-05-06 2022-05-13 Safran Aircraft Engines Distributeur en CMC amélioré pour turbine de turbomachine
CN112211683B (zh) * 2020-10-21 2022-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮后机匣隔热罩
CN112253262B (zh) * 2020-10-21 2022-11-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种集成式供油引气结构
CN114562472B (zh) * 2021-11-18 2023-08-25 中国航空发动机研究院 一种压气机测试结构
US20240141802A1 (en) * 2022-10-28 2024-05-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Conduit bushing with cellular material

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0342087A1 (fr) 1988-05-11 1989-11-15 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Turbomachine comportant une grille d'entrée incorporant des tubes de passage d'huile
EP2610442A1 (fr) * 2011-09-09 2013-07-03 Mitsubishi Heavy Industries Mechatronics Systems, Ltd. Turbine à gaz
FR3050229A1 (fr) 2016-04-18 2017-10-20 Snecma Carter d'echappement de turbomachine
FR3061928A1 (fr) 2017-01-18 2018-07-20 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine comprenant un etage distributeur en materiau composite a matrice ceramique
FR3064302A1 (fr) 2017-03-23 2018-09-28 Safran Aircraft Engines Appuis centraux de tubes servitude a retour elastique
EP3483398A1 (fr) * 2017-11-08 2019-05-15 United Technologies Corporation Conduit de câble d'allumeur jem et procédé d'assemblage

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9316108B2 (en) * 2012-03-05 2016-04-19 General Electric Company Gas turbine frame stiffening rails
FR3036437B1 (fr) * 2015-05-22 2017-05-05 Snecma Ensemble de turbomachine pour lubrifier un support de palier
US10465561B2 (en) * 2016-07-13 2019-11-05 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for an arm of a structural casing of a turbine, and structural casing having such an arm
FR3055655B1 (fr) * 2016-09-06 2019-04-05 Safran Aircraft Engines Carter intermediaire de turbine de turbomachine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0342087A1 (fr) 1988-05-11 1989-11-15 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Turbomachine comportant une grille d'entrée incorporant des tubes de passage d'huile
EP2610442A1 (fr) * 2011-09-09 2013-07-03 Mitsubishi Heavy Industries Mechatronics Systems, Ltd. Turbine à gaz
FR3050229A1 (fr) 2016-04-18 2017-10-20 Snecma Carter d'echappement de turbomachine
FR3061928A1 (fr) 2017-01-18 2018-07-20 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine comprenant un etage distributeur en materiau composite a matrice ceramique
FR3064302A1 (fr) 2017-03-23 2018-09-28 Safran Aircraft Engines Appuis centraux de tubes servitude a retour elastique
EP3483398A1 (fr) * 2017-11-08 2019-05-15 United Technologies Corporation Conduit de câble d'allumeur jem et procédé d'assemblage

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2022112685A1 (fr) * 2020-11-27 2022-06-02 Safran Aircraft Engines Carter comprenant des raidisseurs internes et/ou externes
FR3116859A1 (fr) * 2020-11-27 2022-06-03 Safran Aircraft Engines Carter comprenant des raidisseurs internes et/ou externes

Also Published As

Publication number Publication date
FR3093128B1 (fr) 2021-05-14
EP3705686B1 (fr) 2023-07-05
US20200291822A1 (en) 2020-09-17
FR3093128A1 (fr) 2020-08-28
CN111608750A (zh) 2020-09-01
CN111608750B (zh) 2024-04-19
US11156129B2 (en) 2021-10-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3705686B1 (fr) Carter de turbomachine
EP2917519B1 (fr) Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine
EP0546935A1 (fr) Stator dirigeant l'entrée de l'air à l'intérieur d'une turbomachine et procédé de montage d'une aube de ce stator
FR3003301A1 (fr) Anneau de turbine pour turbomachine
EP3601746B1 (fr) Appuis centraux de tubes servitude a retour élastique
FR3050229A1 (fr) Carter d'echappement de turbomachine
FR3077097A1 (fr) Dispositif de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
EP2795068B1 (fr) Redresseur de compresseur pour turbomachine
FR3051854A1 (fr) Carter d'echappement de turbomachine
EP3084140B1 (fr) Bras de guidage d'éléments de forme allongée, en particulier pour une turbomachine
FR2971022A1 (fr) Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine
EP2917518B1 (fr) Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine
FR3099801A1 (fr) Ensemble pour une turbine de turbomachine
EP2855876B1 (fr) Procede de montage ameliore d'un verin de commande d'une vanne de decharge d'air d'une turbomachine
FR3093130A1 (fr) Eléments de maintien pour une tubulure.
FR3099798A1 (fr) Ensemble pour une turbine de turbomachine
EP3973172B1 (fr) Système d'amortissement non linéaire par lamelle pour moteur de lanceur spatial
BE1025131A1 (fr) Arbre de transmission à double cannelure pour turbomachine
FR3081924A1 (fr) Turbomachine pour aeronef comprenant un conduit de fluide pressurise entoure d'une gaine metallique tressee ou tissee
FR2979665A1 (fr) Dispositif de serrage pour pieces de turbomachine, comprenant une gorge annulaire de serrage ouverte radialement vers l'exterieur
EP3382242A1 (fr) Joint à brosse pour rotor de turbomachine
FR3079553A1 (fr) Ensemble pour turbomachine
FR3018097B1 (fr) Organe de turbomachine comportant une piece metallique et une piece en materiau composite
FR3132562A1 (fr) Chambre de combustion d’une turbomachine
FR3009582A1 (fr) Raidisseur pour section d'echappement de turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20200225

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: BA ME

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: GRANT OF PATENT IS INTENDED

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20230220

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE PATENT HAS BEEN GRANTED

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: REF

Ref document number: 1585036

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20230715

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 602020013166

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: FRENCH

REG Reference to a national code

Ref country code: LT

Ref legal event code: MG9D

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20230705

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MK05

Ref document number: 1585036

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20230705

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231006

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231105

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

Ref country code: RS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231106

Ref country code: NO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231005

Ref country code: LV

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

Ref country code: LT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231105

Ref country code: HR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20231006

Ref country code: FI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

Ref country code: AT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: PL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 602020013166

Country of ref document: DE

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SM

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

Ref country code: RO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

Ref country code: EE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

Ref country code: DK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

Ref country code: CZ

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

Ref country code: SK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20230705

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20240123

Year of fee payment: 5

Ref country code: GB

Payment date: 20240123

Year of fee payment: 5

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT