EP4004346A1 - Turbomachine axiale et étage redresseur à aubes à orientation variable pour turbomachine axiale - Google Patents

Turbomachine axiale et étage redresseur à aubes à orientation variable pour turbomachine axiale

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EP4004346A1
EP4004346A1 EP20746929.7A EP20746929A EP4004346A1 EP 4004346 A1 EP4004346 A1 EP 4004346A1 EP 20746929 A EP20746929 A EP 20746929A EP 4004346 A1 EP4004346 A1 EP 4004346A1
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EP
European Patent Office
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rectifier stage
section
passage
orifice
turbomachine
Prior art date
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Pending
Application number
EP20746929.7A
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German (de)
English (en)
Inventor
Lilian Yann DUMAS
Baptiste René Roger BATONNET
Romain Nicolas LAGARDE
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
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Pending legal-status Critical Current

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    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
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    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/5846—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps cooling by injection

Definitions

  • the invention relates to the field of turbomachines, more particularly turbojets, more particularly bypass turbojets.
  • a primary gas generator flow is determined.
  • the turbomachine comprises a compressor, a combustion chamber and a turbine determining a primary stream for the primary flow. It is known to provide an air leakage passage from the primary stream, from the compressor to the turbine, in order to ensure cooling of the turbine and possibly other components such as the downstream of the compressor.
  • the published patent document FR 2 690 482 A1 discloses an air bleed leak circuit in a double-flow axial turbomachine with a view to cooling the high-pressure compressor and the turbine.
  • the circuit provides a first source in the annular duct fluidly connecting the low-pressure and high-pressure compressors, and a second source in the high-pressure compressor.
  • the annular duct corresponds to the primary stream of the turbomachine.
  • the first source feeds a cooling circuit around the central shaft, or low-pressure, to the turbine while the second source feeds another cooling circuit around a shaft outside the central shaft, or high-pressure , downstream of the high-pressure compressor and the high-pressure turbine.
  • the air from the second source is warmer than the air from the first source.
  • Valves make it possible to modulate the two air flows.
  • the sources disclosed in this document form air intakes on the outer casing of the primary stream, the circuit then extending towards a stream of the secondary flow to pass into an intermediate casing upstream of the sources.
  • This complex circuit configuration can turn out to be disadvantageous from a manufacturing cost point of view and also in terms of pressure drops.
  • WO 2009/144300 A1 discloses a configuration of an axial turbomachine turbine cooling circuit, where orifices in a mounting flange on a high-pressure turbine disk are provided in order to achieve an axial flow passage. cooling.
  • Cooling air flows axially between the high-pressure shaft and a bore of the high-pressure turbine disc.
  • This cooling is commonly referred to by the Anglo-Saxon expression "Bore Cooling”. It is sized according to different compromises.
  • the engine clearances, including those provided for the air bleed sources, are optimized according to different operating points.
  • the boron cooling section can change depending on the engine speed and more or less rapid variations in acceleration or deceleration of the engine speed: the greater the clearances, the better the boron cooling section will be to obtain a greater flow rate. air, however the engine performance will be impacted because the withdrawals reduce the efficiency of the rotors and stators in the primary duct.
  • the object of the invention is to overcome at least one of the drawbacks of the aforementioned prior art. More particularly, the object of the invention is to allow satisfactory cooling for all the feathers while maintaining it at a minimum in nominal operation, and to do so in a high-performance manner.
  • the subject of the invention is an axial turbomachine comprising: a compression device with a stator stage with variable orientation vanes; a combustion chamber downstream of the compression device; a downstream turbine device of the combustion chamber; and a compressed air leakage passage by the compression device, between the compression device and the turbine device for cooling said turbine device; remarkable in that the rectifier stage is configured to modulate the cross section of the leakage passage as a function of the orientation of the blades of said stage.
  • the leakage passage extends to the turbine device.
  • the compression device, the combustion chamber and the turbine device form a primary annular stream and define one or more enclosures inside said stream.
  • the leakage passage passes through the or at least one of the enclosures.
  • the axial turbomachine comprises an inner shaft and an outer shaft which are concentric along the axis of said turbomachine.
  • the leakage passage extends in part along the outer shaft.
  • the modulation of the section of the leakage passage by the rectifier stage is such that the section of the leakage passage increases when said stage decreases the section of passage in the compression device, and vice versa.
  • At least one of the blades of the rectifier stage comprises a root with an orifice or a notch forming, with an orifice or a corresponding notch on an inner ring of said rectifier stage, the leakage passage to modulation as a function of the orientation of the blades of said stage.
  • At least one of the vanes may correspond to only one of the vanes, to a limited number or to all the vanes of the rectifier stage.
  • the leakage passage comprises a non-modulating leakage passage in parallel with the modulating leakage passage formed by the rectifier stage.
  • the inner ring of the rectifier stage comprises an upstream edge facing an edge of an annular duct on an intermediate casing of the turbomachine, with a clearance between said edges forming the non-modulable leakage passage.
  • the foot for each of the at least one blade of the rectifier stage, the foot comprises a platform with an inner face perpendicular to a radial direction corresponding to an axis of rotation of said blade, the orifice or notch of said foot being formed in said platform, and the leakage passage through the orifice or notch in said platform being parallel to said radial direction .
  • one of the orifice or notch on the platform and of the orifice or notch on the ring is of size greater than the other so as to form a maximum passage section over an angular positioning range of the blade of more than 15 °.
  • this range is less than 35 °.
  • the orifice or the notch of the foot has a passage section greater than 10mm 2 and / or less than 30mm 2 .
  • the compression device comprises a low-pressure compressor and a high-pressure compressor downstream of the low-pressure compressor via an annular duct formed on an intermediate casing of the turbomachine, the rectifier stage being at the inlet of the high-pressure compressor, downstream of said annular duct.
  • an annular duct is a section of the primary stream of the turbomachine.
  • the leakage passage passes between a bore of a rotor of the turbine device and the exterior surface of a shaft, preferably exterior, of the turbomachine.
  • the subject of the invention is also a stator stage with variable-orientation blades for an axial turbomachine, comprising a row of blades, each of said blades comprising an aerodynamic blade extending radially and a root at a lower end of the aerodynamic blade; an inner ring receiving the roots of the blades; the vanes being radially orientable; remarkable in that for at least one of the blades, the root comprises an orifice or a notch forming with an orifice or a corresponding notch on the inner ring a leakage passage with variable section depending on the orientation of said at least one dawn.
  • the measures of the invention are advantageous in that they make it possible to modulate the section of passage of compressed air leakage by the compression device, in view of in particular to cool the turbine device, by means which are moreover controlled under operating conditions of the turbomachine which specifically require a modification of the passage section.
  • These means are in fact linked to a rectifier stage with orientable blades, preferably located at the inlet of a high-pressure compressor, and vary as a function of the angular orientation of the blades in question.
  • These means are advantageously controlled by means of the roots of the blades and can take various forms. They can take the form of a set of air passages, the spacing of which varies according to the angular orientation of the blades.
  • These means are preferably formed by orifices or notches formed in the blade roots and cooperating with corresponding orifices or notches on the inner ring receiving the feet in question.
  • Fig 1 is a longitudinal sectional view of a turbomachine according to the invention, illustrating the passage of cooling air leakage from the high pressure turbine.
  • Fig 2 is a perspective view of the inlet rectifier stage of the high-pressure compressor of the turbomachine of Fig. 1, where the vanes are in the position of reducing the passage section, corresponding to an idling speed.
  • Fig 3 is a detail view of Fig 2 showing the modular air leakage passage made by the rectifier stage, in the open state.
  • Fig 4 corresponds to Figure 2 where the blades are in the position of increasing the passage section, corresponding to an acceleration of the speed or an operation at nominal speed.
  • Fig 5 is a detail view of Fig 4 showing the modular air leakage passage made by the rectifier stage, in the closed state.
  • Fig 6 is a perspective view of the inner ring of the rectifier stage of the turbomachine of Figures 1 to 5.
  • Fig 7 is a perspective view of a blade of the rectifier stage of the turbomachine of Figures 1 to 5.
  • Figure 1 is a longitudinal sectional view of an axial turbomachine according to the invention.
  • the axial turbomachine 2 is in this case of the double-flow type and more precisely still an aircraft turbojet.
  • the axial turbomachine 2 conventionally comprises a central shaft 4, called a low-pressure (LP) shaft, and an outer shaft e, concentric with the central shaft 4, called a high-pressure (HP) shaft.
  • the central shaft 4 supports a turbo-fan or air inlet fan, not shown, and a low-pressure compressor rotor 8, not detailed.
  • the outer shaft 6 for its part supports a high-pressure compressor rotor 10 located downstream of the low-pressure compressor 8.
  • a fixed combustion chamber 12 is arranged downstream of the high-pressure compressor 10.
  • a high-pressure turbine. pressure 14 is placed directly downstream of the combustion chamber.
  • the turbine in question comprises a rotor 14.1 in the form of a disc, with blades 14.2 and supported by the outer shaft 6, so as to drive the high-pressure compressor 10.
  • a low-pressure turbine 16 is arranged in front of the turbine.
  • high-pressure 14 and comprises a rotor supported by the central shaft 4 so as to drive the low-pressure compressor 8 and the turbo-fan.
  • the architecture of the axial turbomachine which has just been described is conventional and per se well known to those skilled in the art.
  • This passage 18 comprises an air intake 18.1 at the outlet of the annular duct 20 formed by the intermediate casing of the axial turbomachine, connecting the low-pressure compressor 8 to the high-pressure compressor 10. More specifically, the air intake 18.1 is at the level of the inner wall 20.1 of the annular duct 20, more specifically still at the level of the inlet rectifier stage 22 (RDE) of the high-pressure compressor 10. As can be seen from FIG.
  • the cooling leakage air passage 18 extends, following an inclined path, between a bearing supporting the outer shaft 6 and the rotor of the high-pressure compressor and axially between the outer shaft 6 and the rotor of the high-pressure compressor and of the fixed elements located essentially at the level of the combustion chamber 12, to then pass between the outer shaft 6 and a bore formed in the disc 14.1 of the high-pressure turbine 14, along the rotor of the low-pressure turbine 16 and join in 18.2 the primary flow at the outlet of the low-pressure turbine 16.
  • the passage 18 between the outer surface of the outer shaft 6 and the bore of the rotor disc 14.1 has a reduced section ensuring a high flow velocity promoting heat exchange.
  • Heat transfer by forced convection between a wall and a moving fluid can be characterized by the Nusselt number (Nu) which directly depends on the Reynolds number.
  • Nu Nusselt number
  • a turbulent flow in this passage is favorable to a significant heat exchange, which makes it possible to protect the rotor, in this case the disc 14.1, from the high-pressure turbine 14, supporting the turbine blades 14.2 at the outlet of the combustion chamber 12 and therefore subjected to very high temperatures.
  • the passage 18 has several reduced sections between the outer surface of the outer shaft 6 and various discs, such as in particular the discs of the high-pressure compressor rotor 10, also ensuring significant heat exchanges. and useful.
  • This cooling is commonly referred to by the Anglo-Saxon expression “Bore Cooling” because the cooling takes place mainly through these reduced sections through the bore of disks.
  • FIG. 2 is a perspective view of the outlet of the annular duct 20 and of the rectifier stage 22 at the inlet of the high-pressure compressor 10 of Figure 1.
  • the rectifier stage 22 comprises a row of blades 24 arranged radially, and an inner ring 26 receiving the feet 24.2 of the blades 24.
  • FIG. 2 only five blades 24 are shown, the first blade of which is in section in a plane. longitudinal.
  • the annular duct 20 is delimited by an inner wall 20.1 and an outer wall 20.2 and that fixed vanes 20.3 oriented essentially axially are arranged radially between the walls in question.
  • Each of the orientable blades 24 comprises an aerodynamic blade 24.1 extending radially, a root 24.2 at the inner end of the aerodynamic blade 24.1 and a head 24.3 at the outer end of said blade 24.1.
  • the heads 24.3 of the blades are disposed in corresponding housings formed in the outer wall 20.2.
  • the vanes 24 are all orientable around radial axes of rotation, and in a synchronized manner, so as to vary the passage section for the air passing through the compressors of the axial turbomachine.
  • the orientable mounting of the blades and their synchronized control is in itself well known to those skilled in the art.
  • the rectifier stage 22 however has the particularity that it forms the air intake 18.1 of the leakage passage 18, more precisely an air leakage passage 18.1 .1 with a section that can be adjusted as a function of the angular position of the blades 24.
  • Figure 3 is a detailed view of the implantation of the root 24.3 of the blade 24 shown in section, in the ring 26.
  • the foot 24.2 essentially comprises a journal 24.2.1 engaging in a bore 26.1 produced in the ring 26, and a platform 24.2.2, preferably circular, housed in a counterbore 26.2 formed in the ring, concentric with the bore 26.1.
  • the platform 24.2.2 comprises an orifice 24.2.3 passing through it, and the countersinking 26.2 of the ring comprises a corresponding orifice 26.3 arranged opposite the orifice 24.2.3 of the platform.
  • a leakage passage with adjustable section 18.1 .1 is formed through orifices 24.2.3 and 26.3.
  • This passage is flexible in that a rotation of the vane 24 tending to misalign the orifices 24.2.3 and 26.3 will reduce the passage section and potentially close it.
  • the section of the modular leakage passage 18.1 .1 is maximum.
  • the leakage passage with adjustable passage section 18.1 .1 which has just been described can be formed on each of the blades 24, on some of the blades 24 or even one of the blades 24 of the rectifier stage 22.
  • leakage passage 18.1 .2 can be provided, in parallel with the leakage passage with adjustable passage section 18.1 .1.
  • the passage of leakage 18.1 .2 is essentially defined by the clearance between the front edge 20.1 .1 of the inner wall 20.1 and the edge 26.4 facing the ring 26.
  • This passage is not adjustable in that it cannot be varied to order. Its section is fixed except that it can vary depending on the expansion of the various components of the axial turbomachine.
  • Figures 4 and 5 correspond to Figures 2 and 3 where the blades are in another angular orientation.
  • vanes 24 of the rectifier stage 22 are oriented more in the axial direction, corresponding to a greater air flow, such as for example acceleration or even nominal speed.
  • a friction ring may be arranged between the journal 24.2.1 of the root 24.2 of the blade 24 and the corresponding bore 26.1 in the ring 26.
  • This ring may have a flange in support on the platform 24.2.2, in this case on an interior face of said platform. The flange then has an outside diameter selected to avoid interfering with the orifices 24.2.3 and 26.3 on the vane 24 and the ring 26, respectively.
  • FIG. 6 is a perspective view of a portion of the ring 26 of the rectifier stage 22 detailed previously. We can see the bores 26.1, the countersinks 26.2 and the orifices 26.3 detailed above.
  • FIG. 7 is a perspective view of one of the blades 24 of the rectifier stage 22. It can be seen there that the blade head 24.3 can also have a platform, similarly to the platform 24.2.2 of the foot 24.2 of dawn.
  • the head 24.3 may have, in a manner not shown, means for rotating connection with a blade control lever, for example for actuation of a conventionally known type.

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Abstract

L'invention a trait à une turbomachine axiale comprenant un dispositif de compression avec un étage redresseur à aubes (24) à orientation variable; une chambre de combustion en aval du dispositif de compression; un dispositif de turbine en aval de la chambre de combustion; et un passage de fuite (18) d'air comprimé par le dispositif de compression, entre le dispositif de compression et le dispositif de turbine en vue de refroidir ledit dispositif de turbine; et où l'étage redresseur (22) est configuré pour moduler la section du passage de fuite (18.1.1) en fonction de l'orientation des aubes (24) dudit étage. L'invention a également trait à un étage redresseur (22) à aubes (24) à orientation variable pour turbomachine axiale (2).

Description

DESCRIPTION
TURBOMACHINE AXIALE ET ÉTAGE REDRESSEUR À AUBES À ORIENTATION VARIABLE POUR TURBOMACHINE AXIALE
Domaine technique
L’invention a trait au domaine des turbomachines, plus particulièrement des turboréacteurs, plus particulièrement encore des turboréacteurs à double-flux.
Technique antérieure
Dans une turbomachine pouvant être considérée comme axiale du fait de multiples stators circonférentiels et rotors se succédant selon un axe longitudinal d’amont en aval de ladite machine, notamment du type double-flux, un flux primaire de générateur de gaz est déterminé. La turbomachine comprend un compresseur, une chambre de combustion et une turbine déterminant une veine primaire pour le flux primaire. Il est connu de prévoir un passage de fuite d’air en provenance de la veine primaire, depuis le compresseur vers la turbine, en vue d’assurer un refroidissement de la turbine et éventuellement d’autres composants tels que l’aval du compresseur.
Le document de brevet publié FR 2 690 482 A1 divulgue un circuit de fuite de prélèvement d’air dans une turbomachine axiale double-flux en vue de refroidir le compresseur haute-pression et la turbine. A cet effet, le circuit prévoit une première source dans le conduit annulaire reliant de manière fluidique les compresseurs basse- pression et haute-pression, et une deuxième source dans le compresseur haute- pression. Le conduit annulaire correspond à la veine primaire de la turbomachine. La première source alimente un circuit de refroidissement autour de l’arbre central, ou basse-pression, vers la turbine alors que la deuxième source alimente un autre circuit de refroidissement autour d’un arbre extérieur à l’arbre central, ou haute-pression, vers l’aval du compresseur haute-pression et la turbine haute-pression. L’air de la deuxième source est plus chaud que l’air de la première source. Des vannes permettent de moduler les deux débits d’air. Les sources divulguées dans ce document forment des prises d’air sur le carter extérieur de la veine primaire, le circuit s’étendant alors vers une veine du flux secondaire pour passer dans un carter intermédiaire en amont des sources. Cette configuration complexe du circuit peut s’avérer désavantageuse d’un point de vue coût de fabrication et également au niveau des pertes de charge.
Le document de brevet publié WO 2009/144300 A1 divulgue une configuration de circuit de refroidissement de turbine de turbomachine axiale, où des orifices dans une bride de fixation sur un disque de turbine haute-pression sont prévus en vue de réaliser un passage axial du débit de refroidissement.
Des besoins en refroidissement particulièrement critiques sont au niveau du disque de turbine haute-pression. L’air de refroidissement circule axialement entre l’arbre haute-pression et un alésage du disque de turbine haute-pression. Ce refroidissement est couramment désigné par l’expression anglo-saxonne « Bore Cooling ». Il est dimensionné suivant différents compromis. Les jeux du moteur, dont ceux prévus pour les sources de prélèvement d’air sont optimisés en fonction de différents points de fonctionnement. La section du « bore cooling » peut changer en fonction du régime moteur et des variations plus ou moins rapides d’accélération ou ralentissement du régime moteur : plus les jeux sont grands, meilleure sera la section bore cooling pour obtenir un débit plus important de passage d’air, cependant la performance moteur sera impactée car les prélèvements réduisent le rendement des rotors et stators dans la veine primaire. Le cas de fonctionnement de la turbomachine au ralenti influence les compromis de dimensionnement. La section bore cooling au ralenti sur des phases transitoires est une problématique de premier plan : si la section bore cooling utilisée pour le refroidissement des jeux turbine n’est pas assez optimisée, ces jeux pourraient rester très fermés par exemple lors d’une accélération rapide du moteur après un long ralenti, ce qui pourrait endommager la turbomachine.
Exposé de l'invention
L’invention a pour objectif de pallier au moins un des inconvénients de l’état de la technique susmentionné. Plus particulièrement, l’invention a pour objectif de permettre un refroidissement satisfaisant à tous les rémiges tout en le maintenant au minimum en fonctionnement nominal, et ce de manière performante.
L’invention a pour objet une turbomachine axiale comprenant : un dispositif de compression avec un étage redresseur à aubes à orientation variable ; une chambre de combustion en aval du dispositif de compression ; un dispositif de turbine en aval de la chambre de combustion ; et un passage de fuite d’air comprimé par le dispositif de compression, entre le dispositif de compression et le dispositif de turbine en vue de refroidir ledit dispositif de turbine ; remarquable en ce que l’étage redresseur est configuré pour moduler la section du passage de fuite en fonction de l’orientation des aubes dudit étage. Le passage de fuite s’étend jusqu’au dispositif de turbine.
Le dispositif de compression, la chambre de combustion et le dispositif de turbine forment une veine annulaire primaire et délimitent une ou plusieurs enceintes intérieures à ladite veine. Avantageusement, le passage de fuite traverse la ou au moins une des enceintes. La turbomachine axiale comprend un arbre intérieur et un arbre extérieur concentriques suivant l’axe de ladite turbomachine. Avantageusement, le passage de fuite s’étend en partie le long de l’arbre extérieur.
Selon un mode avantageux de l’invention, la modulation de la section du passage de de fuite par l’étage redresseur est telle que la section du passage de fuite augmente lorsque ledit étage diminue la section de passage dans le dispositif de compression, et inversement.
Selon un mode avantageux de l’invention, au moins une des aubes de l’étage redresseur comprend un pied avec un orifice ou une encoche formant, avec un orifice ou une encoche correspondante sur un anneau intérieur dudit étage redresseur, le passage de fuite à modulation en fonction de l’orientation des aubes dudit étage. L’au moins une des aubes peut correspondre à une seule des aubes, à un nombre limité ou encore à toutes les aubes de l’étage redresseur.
Selon un mode avantageux de l’invention, le passage de fuite comprend un passage de fuite non-modulable en parallèle au passage de fuite à modulation formé par l’étage redresseur.
Selon un mode avantageux de l’invention, l’anneau intérieur de l’étage redresseur comprend un bord amont en vis-à-vis d’un bord d’un conduit annulaire sur un carter intermédiaire de la turbomachine, avec un jeu entre lesdits bords formant le passage de fuite non-modulable.
Selon un mode avantageux de l’invention, pour chacune de l’au moins une aube de l’étage redresseur, le pied comprend une plateforme avec une face intérieure perpendiculaire à une direction radiale correspondant à un axe de rotation de ladite aube, l’orifice ou encoche dudit pied étant formé dans ladite plateforme, et le passage de fuite par l’orifice ou l’encoche dans ladite plateforme étant parallèle à ladite direction radiale.
Selon un mode avantageux de l’invention, pour chacune de l’au moins une aube de l’étage redresseur, l’un de l’orifice ou encoche sur la plateforme et de l’orifice ou encoche sur l’anneau est de taille supérieure à l’autre de manière à former une section de passage maximale sur une plage de positionnement angulaire de l’aube de plus de 15°. Avantageusement cette plage est inférieure à 35°.
Selon un mode avantageux de l’invention, pour chacune de l’au moins une aube de l’étage redresseur, l’orifice ou l’encoche du pied présente une section de passage supérieure à 10mm2 et/ou inférieur à 30mm2.
Selon un mode avantageux de l’invention, le dispositif de compression comprend un compresseur basse-pression et un compresseur haute-pression en aval du compresseur basse-pression via un conduit annulaire formé sur un carter intermédiaire de la turbomachine, l’étage redresseur étant à l’entrée du compresseur haute-pression, en aval dudit conduit annulaire. Un tel conduit annulaire est un tronçon de veine primaire de la turbomachine.
Selon un mode avantageux de l’invention, le passage de fuite passe entre un alésage d’un rotor du dispositif de turbine et la surface extérieure d’un arbre, préférentiellement extérieur, de la turbomachine.
L’invention a également pour objet un étage redresseur à aubes à orientation variable pour turbomachine axiale, comprenant une rangée d’aubes, chacune desdites aubes comprenant une pale aérodynamique s’étendant radialement et un pied à une extrémité inférieure de la pale aérodynamique ; un anneau intérieur recevant les pieds des aubes ; les aubes étant orientables radialement ; remarquable en ce que pour au moins une des aubes, le pied comprend un orifice ou une encoche formant avec un orifice ou une encoche correspondante sur l’anneau intérieur un passage de fuite à section variable en fonction de l’orientation de ladite au moins une aube.
Les mesures de l’invention sont intéressantes en ce qu’elles permettent de moduler la section de passage de fuite d’air comprimé par le dispositif de compression, en vue de refroidir notamment le dispositif de turbine, par des moyens qui sont par ailleurs commandés dans des conditions de fonctionnement de la turbomachine qui précisément requièrent une modification de la section de passage. Ces moyens sont en effet liés à un étage redresseur à aubes orientables, situé préférentiellement à l’entrée d’un compresseur haute-pression, et varient en fonction de l’orientation angulaire des aubes en question. Ces moyens sont avantageusement commandés par l’intermédiaire des pieds des aubes et peuvent prendre diverses formes. Ils peuvent prendre la forme d’un jeu de passage d’air dont l’écartement varie en fonction de l’orientation angulaire des aubes. Préférentiellement ces moyens sont formés par des orifices ou encoches formées dans les pieds d’aubes et coopérant avec des orifices ou encoches correspondantes sur l’anneau intérieur recevant les pieds en question.
D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention seront mieux compris à l’aide de la description et des dessins.
Brève description des dessins
Fig 1 est une vue en coupe longitudinale d’une turbomachine conforme à l’invention, illustrant le passage de fuite d’air de refroidissement de la turbine haute-pression.
Fig 2 est une vue en perspective de l’étage redresseur d’entrée du compresseur haute-pression de la turbomachine de la figure 1 , où les aubes sont en position de réduction de la section de passage, correspondant à un régime au ralenti.
Fig 3 est une vue de détail de la figure 2 montrant le passage de fuite d’air modulable réalisé par l’étage redresseur, à l’état ouvert.
Fig 4 correspond à la figure 2 où les aubes sont en position d’augmentation de la section de passage, correspondant à une accélération du régime ou un fonctionnement en régime nominal.
Fig 5 est une vue de détail de la figure 4 montrant le passage de fuite d’air modulable réalisé par l’étage redresseur, à l’état fermé.
Fig 6 est une vue en perspective de l’anneau intérieur de l’étage redresseur de la turbomachine des figures 1 à 5. Fig 7 est une vue en perspective d’une aube de l’étage redresseur de la turbomachine des figures 1 à 5.
Description détaillée
Dans la description qui va suivre, les notions de positionnement exprimées par les termes « intérieur » et « extérieur », y compris leurs pluriels et leurs féminins, sont à comprendre par rapport à une direction radiale à l’axe principal de la turbomachine. Pour un élément de la turbomachine, le terme « extérieur » signifie donc davantage à distance de l’axe que le terme « intérieur », et vice versa.
La figure 1 est une vue en coupe longitudinale d’une turbomachine axiale conforme à l’invention. La turbomachine axiale 2 est en l’occurrence du type double-flux et plus précisément encore un turboréacteur d’aéronef.
La turbomachine axiale 2 comprend, classiquement, un arbre central 4, dit arbre basse-pression (BP), et un arbre extérieur e, concentrique à l’arbre central 4, dit arbre haute-pression (HP). L’arbre central 4 supporte un turbo-fan ou ventilateur d’entrée d’air, non représenté, et un rotor de compresseur basse-pression 8, non détaillé. L’arbre extérieur 6 supporte quant à lui un rotor de compresseur haute-pression 10 situé en aval du compresseur basse-pression 8. Une chambre de combustion 12, fixe, est disposée en aval du compresseur haute-pression 10. Une turbine haute-pression 14 est disposée directement en aval de la chambre de combustion. La turbine en question comprend un rotor 14.1 en forme de disque, avec des aubes 14.2 et supporté par l’arbre extérieur 6, de manière à entraîner le compresseur haute-pression 10. Une turbine basse-pression 16 est disposée en avant de la turbine haute-pression 14 et comprend un rotor supporté par l’arbre central 4 de manière à entraîner le compresseur basse-pression 8 et le turbo-fan. L’architecture de la turbomachine axiale qui vient d’être décrite est classique et en soi bien connue de l’homme de métier.
Toujours en référence à la figure 1 , on peut observer qu’un passage de fuite d’air de refroidissement 18, allant de la partie compression jusqu’à la partie turbine, est représenté. Ce passage 18 comprend une prise d’air 18.1 à la sortie du conduit annulaire 20 formé par le carter intermédiaire de la turbomachine axiale, reliant le compresseur basse-pression 8 au compresseur haute-pression 10. Plus spécifiquement, la prise d’air 18.1 est au niveau de la paroi intérieure 20.1 du conduit annulaire 20, plus spécifiquement encore au niveau de l’étage redresseur 22 d’entrée (RDE) du compresseur haute-pression 10. Comme cela est visible à la figure 1 , le passage d’air de fuite de refroidissement 18 s’étend, suivant un parcours incliné, entre un palier supportant l’arbre extérieur 6 et le rotor du compresseur haute-pression et axialement entre l’arbre extérieur 6 et le rotor du compresseur haute-pression et des éléments fixes situés essentiellement au niveau de la chambre de combustion 12, pour ensuite passer entre l’arbre extérieur 6 et un alésage formé dans le disque 14.1 de la turbine haute-pression 14, le long du rotor de la turbine basse-pression 16 et rejoindre en 18.2 le flux primaire à la sortie de la turbine basse-pression 16.
Comme est visible à la figure 1 , le passage 18 entre la surface extérieure de l’arbre extérieur 6 et l’alésage du disque du rotor 14.1 présente une section réduite assurant une vitesse d’écoulement élevée favorisant un échange de chaleur. Le transfert thermique par convection forcée entre une paroi et un fluide en mouvement peut être caractérisé par le nombre de Nusselt (Nu) qui dépend directement du nombre de Reynolds. En d’autres termes et de manière quelque peu simplifiée, un écoulement turbulent dans ce passage est favorable à un échange thermique important, ce qui permet de protéger le rotor, en l’occurrence le disque 14.1 , de la turbine haute- pression 14, supportant les aubes de turbine 14.2 en sortie de chambre de combustion 12 et donc soumises à des températures très élevées. Comme cela est visible à la figure 1 , le passage 18 présente plusieurs sections réduites entre la surface extérieure de l’arbre extérieur 6 et différents disques, comme notamment des disques du rotor de compresseur haute-pression 10, assurant aussi des échanges de chaleur significatifs et utiles. Ce refroidissement est communément désigné par l’expression anglo-saxonne « Bore Cooling » du fait que le refroidissement a lieu essentiellement au travers de ces sections réduites au travers d’alésage de disques.
La figure 2 est une vue en perspective de la sortie du conduit annulaire 20 et de l’étage redresseur 22 à l’entrée du compresseur haute-pression 10 de la figure 1 . L’étage redresseur 22 comprend une rangée d’aubes 24 disposées radialement, et un anneau intérieur 26 recevant les pieds 24.2 des aubes 24. A la figure 2, seulement cinq aubes 24 sont représentées, dont la première aube est en coupe dans un plan longitudinal. La première rangée d’aubes rotoriques du compresseur haute-pression 10, située directement en aval de l’étage redresseur 22 et visible à la figure 1 , n’est pas représentée. On peut observer que le conduit annulaire 20 est délimité par une paroi intérieure 20.1 et une paroi extérieure 20.2 et que des aubes fixes 20.3 orientées essentiellement axialement sont disposées radialement entre les parois en question. Chacune des aubes orientables 24 comprend une pale aérodynamique 24.1 s’étendant radialement, un pied 24.2 à l’extrémité intérieure de la pale aérodynamique 24.1 et une tête 24.3 à l’extrémité extérieure de ladite pale 24.1. Les têtes 24.3 des aubes sont disposées dans des logements correspondants formés dans la paroi extérieure 20.2. Les aubes 24 sont toutes orientables autour d’axes de rotation radiaux, et ce de manière synchronisée, de manière à faire varier la section de passage pour l’air traversant les compresseurs de la turbomachine axiale. Le montage orientable des aubes et leur commande synchronisée est en soi bien connu de l’homme de métier. L’étage redresseur 22 présente cependant la particularité qu’il forme la prise d’air 18.1 du passage de fuite 18, plus précisément un passage de fuite d’air 18.1 .1 à section modulable en fonction de la position angulaire des aubes 24.
La figure 3 est une vue de détail de l’implantation du pied 24.3 de l’aube 24 représentée en coupe, dans l’anneau 26. Le pied 24.2 comprend, essentiellement, un tourillon 24.2.1 s’engageant dans un alésage 26.1 réalisé dans l’anneau 26, et une plateforme 24.2.2, préférentiellement circulaire, logée dans un lamage 26.2 formé dans l’anneau, concentrique avec l’alésage 26.1 . La plateforme 24.2.2 comprend un orifice 24.2.3 la traversant, et le lamage 26.2 de l’anneau comprend un orifice correspondant 26.3 disposé en vis-à-vis de l’orifice 24.2.3 de la plateforme. Comme cela est visible à la figure 3, un passage de fuite à section modulable 18.1 .1 est formé au travers des orifices 24.2.3 et 26.3. Ce passage est modulable en ce qu’une rotation de l’aube 24 tendant à désaligner les orifices 24.2.3 et 26.3 va réduire la section de passage et potentiellement le fermer. Dans la position angulaire de la figure 3, la section du passage de fuite modulable 18.1 .1 est maximale.
Le passage de fuite à section de passage modulable 18.1 .1 qui vient d’être décrit peut être formé sur chacune des aubes 24, sur certaines des aubes 24 ou encore une seule des aubes 24 de l’étage redresseur 22.
Il est intéressant de noter qu’un autre passage de fuite 18.1 .2 peut être prévu, en parallèle au passage de fuite à section de passage modulable 18.1 .1 . Le passage de fuite 18.1 .2 est essentiellement défini par le jeu entre le bord avant 20.1 .1 de la paroi intérieure 20.1 et le bord 26.4 en vis-à-vis de l’anneau 26. Ce passage est non modulable en ce qu’il ne peut être varié à la commande. Sa section est fixe à cette nuance près qu’elle peut varier en fonction de la dilatation des différents composants de la turbomachine axiale.
Les figures 4 et 5 correspondent aux figures 2 et 3 où les aubes sont dans une autre orientation angulaire.
A la figure 4 on peut observer que les aubes 24 de l’étage redresseur 22 sont orientées davantage suivant la direction axiale, correspondant à un débit d’air plus important, comme par exemple une accélération ou encore un régime nominal.
A la figure 5 on observe que l’orifice 24.2.3 formé sur la plateforme 24.2.2 du pied 24.2 de l’aube 24 n’est plus en vis-à-vis de l’orifice correspondant 26.3 formé dans l’anneau 26. Le passage de fuite à section modulable 18.1.1 est alors fermé. Le passage de fuite à section non-modulable 18.1 .2 reste quant à lui ouvert. Dans ces conditions de fonctionnement, le débit de fuite d’air pour le refroidissement notamment de la turbine haute-pression est suffisant via uniquement le passage de fuite à section non- modulable 18.1 .2, essentiellement en raison du fait que la pression dans le conduit annulaire 20 est supérieure et assure ainsi un débit suffisant. Un débit suffisant va générer des vitesses d’écoulement dans les différents passages à sections réduites, en l’occurrence entre la surface extérieure de l’arbre extérieur 6 et les différents disques, qui sont suffisamment grandes que pour assurer un échange de chaleur suffisant et, partant, un refroidissement satisfaisant.
Comme cela est visible aux figures 3 et 5, une bague de friction peut est disposée entre le tourillon 24.2.1 du pied 24.2 de l’aube 24 et l’alésage correspondant 26.1 dans l’anneau 26. Cette bague peut présenter une collerette en appui sur la plateforme 24.2.2, en l’occurrence sur une face intérieure de la dite plateforme. La collerette présente alors un diamètre extérieur sélectionné pour éviter d’interférer avec les orifices 24.2.3 et 26.3 sur l’aube 24 et l’anneau 26, respectivement. La figure 6 est une vue en perspective d’une portion de l’anneau 26 de l’étage redresseur 22 détaillé précédemment. On peut bien y observer les alésages 26.1 , les lamages 26.2 et les orifices 26.3 détaillés ci-avant.
La figure 7 est une vue en perspective d’une des aubes 24 de l’étage redresseur 22. On peut y observer que la tête d’aube 24.3 peut également présenter une plateforme, similairement à la plateforme 24.2.2 du pied 24.2 d’aube. La tête 24.3 peut présenter, de manière non représentée, des moyens de liaison en rotation avec un levier de commande de l’aube, par exemple pour un actionnement de type classiquement connu.

Claims

REVENDICATIONS
1. Turbomachine (2) comprenant :
- un dispositif de compression (8, 10) avec un étage redresseur (22) à aubes (24) à orientation variable ;
- une chambre de combustion (12) en aval du dispositif de compression (8,
10) ;
- un dispositif de turbine (14, 16) en aval de la chambre de combustion (12) ; et
- un passage de fuite (18) d’air comprimé par le dispositif de compression (8,
10), entre le dispositif de compression (8, 10) et le dispositif de turbine (14,
16) en vue de refroidir ledit dispositif de turbine (14, 16) ;
caractérisée en ce que
l’étage redresseur (22) est configuré pour moduler la section du passage de fuite (18.1.1 ) en fonction de l’orientation des aubes (24) dudit étage (22).
2. Turbomachine axiale (2) selon la revendication 1 , caractérisée en ce que la modulation de la section du passage de fuite (18.1.1 ) par l’étage redresseur (22) est telle que la section du passage de fuite augmente lorsque ledit étage diminue la section de passage dans le dispositif de compression (8, 10), et inversement.
3. Turbomachine axiale (2) selon l’une des revendications 1 et 2, caractérisée en ce qu’au moins une des aubes (24) de l’étage redresseur (22) comprend un pied (24.2) avec un orifice (24.2.3) ou une encoche formant, avec un orifice (26.3) ou une encoche correspondante sur un anneau intérieur (26) dudit étage redresseur (22), le passage de fuite à section modulable (18.1.1 ) en fonction de l’orientation des aubes (24) dudit étage (22).
4. Turbomachine axiale (2) selon la revendication 3, caractérisée en ce que le passage de fuite (18) comprend un passage de fuite à section non-modulable (18.1.2) en parallèle au passage de fuite à section modulable (18.1.1 ) formé par l’étage redresseur (22).
5. Turbomachine axiale (2) selon la revendication 4, caractérisée en ce que l’anneau intérieur (26) de l’étage redresseur (22) comprend un bord amont (26.4) en vis-à-vis d’un bord aval (20.1.1 ) d’un conduit annulaire (20) sur un carter intermédiaire de la turbomachine, avec un jeu entre lesdits bords formant le passage de fuite à section de passage non-modulable (18.1.2).
6. Turbomachine axiale (2) selon l’une des revendications 3 à 5, caractérisée en ce que, pour chacune de l’au moins une aube (24) de l’étage redresseur (22), le pied (24.2) comprend une plateforme (24.2.2) avec une face inférieure perpendiculaire à une direction radiale correspondant à un axe de rotation de ladite aube, l’orifice (24.2.3) ou encoche dudit pied étant formé dans ladite plateforme (24.2.2), et le passage de fuite à section de passage modulable (18.1.1 ), par l’orifice ou l’encoche dans ladite plateforme, étant parallèle à ladite direction radiale.
7. Turbomachine axiale (2) selon la revendication 6, caractérisée en ce que, pour chacune de l’au moins une aube (24) de l’étage redresseur (22), l’un de l’orifice (24.2.3) ou encoche sur la plateforme (24.2.2) et de l’orifice (26.3) ou encoche sur l’anneau intérieur (26) est de taille supérieure à l’autre de manière à former une section de passage maximale sur une plage de positionnement angulaire de l’aube (24) de plus de 15°.
8. Turbomachine axiale (2) selon l’une des revendications 6 et 7, caractérisée en ce que pour chacune de l’au moins une aube (24) de l’étage redresseur (22), l’orifice (24.2.3) ou l’encoche du pied (24.2) présente une section de passage supérieure à 10mm2 et/ou inférieur à 30mm2.
9. Turbomachine axiale (2) selon l’une des revendications 1 à 8, caractérisée en ce que le dispositif de compression (8, 10) comprend un compresseur basse- pression (8) et un compresseur haute-pression (10) en aval du compresseur basse-pression (8) via un conduit annulaire (20) formé sur un carter intermédiaire de la turbomachine, l’étage redresseur (22) étant à l’entrée du compresseur haute-pression (10), en aval dudit conduit annulaire (20).
10. Etage redresseur (22) à aubes (24) à orientation variable pour turbomachine axiale (2), comprenant : - une rangée d’aubes (24), chacune desdites aubes comprenant une pale aérodynamique (24.1 ) s’étendant radialement et un pied (24.2) à une extrémité intérieure de la pale aérodynamique (24.1 ) ;
- un anneau intérieur (26) recevant les pieds (24.2) des aubes (24) ;
les aubes (24) étant mobiles en rotation radialement ;
caractérisé en ce que
pour au moins une des aubes (24), le pied (24.2) comprend un orifice (24.2.3) ou une encoche formant avec un orifice (26.3) ou une encoche
correspondante sur l’anneau intérieur (26) un passage de fuite (18.1.1 ) à section modulable en fonction de l’orientation de ladite au moins une aube (24).
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Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3558237A (en) * 1969-06-25 1971-01-26 Gen Motors Corp Variable turbine nozzles
US3588269A (en) * 1969-06-25 1971-06-28 Gen Motors Corp Variable vane cascades
DE2834822C2 (de) * 1978-08-09 1981-09-17 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur Verdichterluftentnahme bei Gasturbinentriebwerken
DE3942673A1 (de) * 1989-12-22 1991-07-04 Merz Josef Wasserstrahlantrieb fuer wasserfahrzeuge
FR2690482B1 (fr) 1992-04-23 1994-06-03 Snecma Circuit de ventilation des disques de compresseurs et de turbines.
US6619916B1 (en) * 2002-02-28 2003-09-16 General Electric Company Methods and apparatus for varying gas turbine engine inlet air flow
FR2931873B1 (fr) 2008-05-29 2010-08-20 Snecma Ensemble d'un disque de turbine d'un moteur a turbine a gaz et d'un tourillon support de palier,circuit de refroidissement d'un disque de turbine d'un tel ensemble.
FR2931886B1 (fr) * 2008-05-29 2011-10-14 Snecma Collecteur d'air dans une turbomachine.
FR2933148B1 (fr) * 2008-06-25 2010-08-20 Snecma Compresseur de turbomachine
US8961114B2 (en) * 2010-11-22 2015-02-24 General Electric Company Integrated variable geometry flow restrictor and heat exchanger
FR2988787B1 (fr) * 2012-04-03 2016-01-22 Snecma Redresseur a calage variable pour compresseur de turbomachine comprenant deux anneaux internes
EP2738356B1 (fr) * 2012-11-29 2019-05-01 Safran Aero Boosters SA Aube de redresseur de turbomachine, redresseur de turbomachine et procédé de montage associé
US9458731B2 (en) * 2013-03-13 2016-10-04 General Electric Company Turbine shroud cooling system
EP3090146B8 (fr) * 2013-11-25 2021-04-07 Raytheon Technologies Corporation Procédé pour amener un liquide de refroidissement sur une surface portante mobile
EP2881548B1 (fr) * 2013-12-09 2018-08-15 MTU Aero Engines GmbH Compresseur de turbine à gaz
US9638212B2 (en) * 2013-12-19 2017-05-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor variable vane assembly
DE102015110249A1 (de) * 2015-06-25 2017-01-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Statorvorrichtung für eine Strömungsmaschine mit einer Gehäuseeinrichtung und mehreren Leitschaufeln

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