FR2777318A1 - Procede de reduction du jeu existant entre une chemise et un distributeur de turbine d'un turboreacteur - Google Patents

Procede de reduction du jeu existant entre une chemise et un distributeur de turbine d'un turboreacteur Download PDF

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Abstract

Le procédé permet d'améliorer l'étanchéité à l'intérieur des redresseurs (3) de la turbine haute pression, au niveau de la plate-forme inférieure (6). Il consiste principalement à appliquer, dans la partie inférieure de la surface externe de la chemise (8), un dépôt de protection avant d'effectuer un rechargement par brasage diffusion entre cette chemise (8) et le redresseur (3). Un tel dépôt, notamment en céramique anti-adhérent, permet au brasage de ne pas fixer la chemise (8) sur le redresseur (3) à ce niveau de la plate-forme inférieure (6). Application aux turboréacteurs.

Description

PROCEDE DE REDUCTION DU JEU EXISTANT ENTRE UNE CHEMISE
ET UN DISTRIBUTEUR DE TURBINE D'UN TURBOREACTEUR
DESCRIPTION
Domaine de l'invention L'invention concerne la turbine haute pression d'une turbomachine, telle que celle utilisée sur les turboréacteurs destinés à la propulsion des avions. Elle concerne, plus précisément, la fixation de la chemise à l'intérieur d'un distributeur de la turbine haute pression et, en particulier, la réduction du jeu existant entre ce distributeur et sa chemise, au niveau de la plate- forme inférieure, afin d'améliorer
l'étanchéité de l'ensemble.
L'invention concerne également le brasage
partiel ou complet de pièces métalliques.
Liste des figures L'art antérieur et le procédé selon l'invention sont décrits à l'aide de deux figures représentant respectivement: - figure 1, en coupe longitudinale partielle, un turboréacteur dans lequel le procédé selon l'invention peut être utilisé; et - figure 2, en coupe partielle, un redresseur de turbine haute pression sur lequel le
procédé selon l'invention est utilisé.
Art antérieur et problème posé Les turbomachines actuelles ou futures, telles que les turboréacteurs qui équipent les avions civils et militaires, font actuellement l'objet d'études visant à l'amélioration des performances et de la maintenance de ces turbomachines. Les conséquences de ces améliorations sont l'obtention d'une diminution de la consommation de carburant et des frais d'entretien du moteur, que ce dernier soit placé sous l'aile de l'avion ou en atelier de révision. En conséquence, la prise en compte de ces objectifs oblige les avionneurs à reconsidérer la définition de certaines parties de ces turbomachines. C'est en effet le cas concernant l'étanchéité au niveau de la plate-forme inférieure d'un distributeur de turbine
haute pression.
La figure 1 représente une coupe partielle d'un turboréacteur sur lequel est utilisé le procédé selon l'invention. On distingue à gauche et en amont du flux de circulation des gaz dans le moteur, la chambre
de combustion 1 suivie de la turbine haute pression 2.
A la sortie de cette dernière et en amont de la turbine basse pression se trouve une série de redresseurs 3, fixés d'une part sur une tôle supérieure 5, placée entre le canal chaud et le canal froid, et, d'autre part, sur une plate-forme inférieure 6, séparant le canal chaud d'une canalisation annulaire de circulation d'air 7. La chemise 8 permet donc la libre circulation d'un air, ou d'un gaz de refroidissement, de part et d'autre des redresseurs 3, notamment dans la canalisation annulaire de circulation d'air 7 se
trouvant au niveau de la plate-forme inférieure 6.
Chaque distributeur 3 est traversé par une conduite matérialisée par une chemise 8 débouchant dans la canalisation d'alimentation en air 7. Cette chemise est une partie constitutive d'un circuit de refroidissement d'une partie du turboréacteur, notamment des
distributeurs et d'autres organes.
La figure 2 montre donc, de manière plus détaillée, l'endroit o se trouve la chemise 8, c'est-à-dire au milieu du raidisseur 3 qui se trouve incliné par rapport au sens du flux d'air, de manière à redresser celui-ci en aval, vers la turbine basse pression. On voit que la chemise 8 doit être fixée dans le raidisseur 3. Elle est fixée dans sa partie supérieure par un brasage 9 au niveau de la tôle supérieure 5. Compte tenu des différences notoires de températures qui règnent pendant le fonctionnement de la turbomachine, des dilatations très importantes se produisent sur toutes les pièces métalliques. Il est donc nécessaire de laisser un degré de liberté à la chemise 8 et de ne pas la fixer à sa partie inférieure au niveau de la plate-forme inférieure 6. De ce fait, il existe un jeu entre la chemise 8 et le raidisseur 3
au niveau de la plate-forme inférieure 6.
Ce jeu existant au niveau de la plate-forme 6 nuit, d'une manière notoire, à l'étanchéité au niveau des raidisseurs et affecte quelque peu le rendement du turboréacteur. Le but de l'invention est donc de remédier à cet inconvénient en essayant de résoudre ce problème d'étanchéité au niveau de la partie inférieure de la chemise 8 d'un raidisseur 3 d'une turbine haute pression. Résumé de l'invention A cet effet, l'objet principal de l'invention est un procédé pour réduire le jeu existant entre un distributeur de turbine haute pression d'un turboréacteur, au niveau de la plate-forme inférieure, et la chemise traversant un tel distributeur et devant être fixée à l'intérieur du distributeur, au niveau de
la tôle supérieure.
Selon l'invention, le procédé consiste à braser le jeu existant au niveau de la plate-forme
inférieure, sans que le brasage ne touche la chemise.
Les différentes phases du procédé sont donc les suivantes: - appliquer un dépôt de protection sur la surface externe de la partie inférieure de la chemise; - monter la chemise dans le distributeur; - fixer la chemise dans le distributeur au niveau de la partie supérieure et de la tôle supérieure; - réduire le jeu par brasage entre la surface externe de la partie inférieure de la chemise recouverte du dépôt et la surface intérieure du
distributeur au niveau de la plate-forme inférieure.
Dans la réalisation principale du procédé selon l'invention, la réduction du jeu par brasage se
fait par rechargement par brasage diffusion.
Dans ce cas, il est préférable d'effectuer le rechargement par l'application d'une pâte de liaison pour superalliage comprenant, en autres, un élément
d'apport la rendant plus fusible que les superalliages.
Le brasage se termine par une opération consistant à passer le montage au four pour que la pâte diffuse dans le jeu entre la chemise et le distributeur. De préférence, le dépôt de protection est
un dépôt céramique anti-adhérent, du type zirconate.
Description détaillée d'une réalisation de
l'invention En se reportant à la figure 2 et, en particulier, à la référence 10 représentant un brasage, la réduction du jeu, selon le procédé suggéré par l'invention, s'effectue quand même par brasage, malgré
la fonction première du brasage qui est de fixer.
Néanmoins, il est impératif de ne pas braser la chemise 8 sur le redresseur 3, à ce niveau de la plate-forme inférieure 6, puisque la chemise 8 est déjà fixée sur le raidisseur 3, au niveau de la tôle supérieure 5, par
un brasage 9.
En conséquence, avant que la chemise 8 ne soit introduite dans le redresseur 3, on applique un dépôt de protection sur une petite hauteur de la surface externe de la chemise 8 se trouvant en regard de la surface interne du trou 11 du redresseur 3 et, ceci, au niveau de la partie inférieure de la chemise 8. En d'autres termes, la partie inférieure de la surface externe de la chemise 8 est recouverte d'un
dépôt au niveau de la plate-forme inférieure 6.
Ce dépôt de protection a pour but que le brasage ultérieur ne vienne pas souder, ou fixer, la chemise 8 au raidisseur 3. Il est recommandé d'utiliser un dépôt du type céramique anti-adhérent du type zirconate, ou autre produit équivalent. On utilise, en particulier, un produit commercialisé sous le nom de
NETCO 204 NS, par la Société SULZER.
La chemise 8 est ensuite introduite dans le trou 11 du redresseur 3 et est fixée à son niveau supérieur par un brasage 9, comme le montre la figure 2. La réduction du jeu, au niveau de la plate-forme inférieure 6, entre la surface extérieure de la chemise 8 et le trou 11 du redresseur 3 dans laquelle elle est introduite, se fait par un rechargement par brasage
diffusion (RBD).
Ce type de rechargement par brasage diffusion s'effectue au moyen d'une pâte que l'on applique autour de la partie inférieure de la chemise 8, au niveau du brasage que l'on désire réaliser. Un traitement thermique doit ensuite avoir lieu pour que la pâte fonde et diffuse. L'ensemble ainsi monté est ensuite passé au four pour diffusion de la pâte dans le jeu qui est à combler. Le brasage 10, ainsi représenté sur la figure 2, est donc réalisé sans que la chemise 8 ne soit fixée, à ce niveau, sur le redresseur 3. La pâte se répand ainsi dans le jeu à étancher par capillarité. On note que la pose de la pâte se fait de préférence lors du montage entre la plate-forme 6 et la
tôle inférieure.
On rappelle que le brasage diffusion est un procédé qui utilise une pâte comprenant principalement une poudre composée des alliages ou métaux constituant les deux parties concernées par le brasage. Un additif est toutefois rajouté dans cette pâte pour la rendre plus fusible. Il s'agit, en général, d'un additif à base de nickel, dans une teneur telle que sa température de liquidus est inférieure à la température de solidus des alliages et métaux constituant la base
de la poudre.
Dans le cadre de cette application à la pose d'une chemise dans un distributeur d'un turboréacteur, les métaux composant généralement ces éléments sont des superalliages à base de nickel, ou de cobalt. En annulant pratiquement entièrement le jeu existant entre la chemise 8 et le redresseur 3, au niveau de la plate-forme inférieure 6, il est possible d'annuler le débit de fuites à ce niveau là. Ainsi, on améliore substantiellement les performances du turboréacteur.

Claims (5)

REVENDICATIONS
1. Procédé pour réduire le jeu existant entre un distributeur (3) de turbine haute pression d'un turboréacteur, au niveau de la plate-forme inférieure (6) et la chemise (8) traversant un tel distributeur (3) et devant être fixé à l'intérieur de ce distributeur (3) au niveau de la tôle supérieure (5), le procédé étant caractérisé par les différentes phases suivantes: - application d'un dépôt de protection sur la surface externe de la partie inférieure de la chemise (8); - montage de la chemise (8) dans le distributeur (3); - fixation de la chemise (8) dans le distributeur (3) au niveau de la partie supérieure; et - réduction par brasage entre la surface externe de la partie inférieure de la chemise (8) recouverte du dépôt et la surface intérieure du distributeur (3), au niveau de la plate-forme
inférieure (6).
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la réduction du jeu par brasage
se fait par rechargement par brasage diffusion.
3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que le rechargement se fait par l'application d'une pâte de liaison pour superalliage comprenant un élément d'apport rendant cette pâte plus fusible que les superalliages constituant la chemise
(8) et le distributeur (3).
4. Procédé selon la revendication 2 ou 3, caractérisé en ce que le montage est ensuite soumis à
un traitement thermique dans un four pour que la pâte diffuse le jeu entre la chemise (8) et le distributeur5 (3).
5. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le dépôt de protection est un
dépôt céramique anti-adhérent, du type zirconate.
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US09/272,774 US6163959A (en) 1998-04-09 1999-03-19 Method of reducing the gap between a liner and a turbine distributor of a turbojet engine
JP08165399A JP3848485B2 (ja) 1998-04-09 1999-03-25 ターボジェットエンジンのライナーとタービンディストリビュータとの間の間隙を減少させる方法
EP99400783A EP0950797B1 (fr) 1998-04-09 1999-03-31 Procédé de réduction du jeu existant entre chemise et un distributeur de turbine d'un turboréacteur
DE69917524T DE69917524T2 (de) 1998-04-09 1999-03-31 Verfahren zur Verminderung des Spiels zwischen Fluidzuleitung und Leitschaufelkammer eines Turboreaktors
CA002268402A CA2268402C (fr) 1998-04-09 1999-04-07 Methode pour reduire l'espace entre l'isolant et le distributeur de turbine dans un turboreacteur

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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3115562A1 (fr) 2020-10-26 2022-04-29 Safran Aircraft Engines Injecteur d’air de refroidissement pour turbine de turbomachine

Families Citing this family (49)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6345441B1 (en) * 2000-07-18 2002-02-12 General Electric Company Method of repairing combustion chamber liners
US6511284B2 (en) * 2001-06-01 2003-01-28 General Electric Company Methods and apparatus for minimizing gas turbine engine thermal stress
US6568079B2 (en) * 2001-06-11 2003-05-27 General Electric Company Methods for replacing combustor liner panels
US6986201B2 (en) * 2002-12-04 2006-01-17 General Electric Company Methods for replacing combustor liners
US6782620B2 (en) 2003-01-28 2004-08-31 General Electric Company Methods for replacing a portion of a combustor dome assembly
US7065955B2 (en) * 2003-06-18 2006-06-27 General Electric Company Methods and apparatus for injecting cleaning fluids into combustors
EP1712744B1 (fr) * 2005-04-14 2009-01-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Ensemble dans une turbine à haute pression pour le réglage passif de jeu des extrémités des aubes
GB2436130B (en) * 2005-12-15 2008-01-30 Rolls Royce Plc A vane arrangement and a method of making vane arrangement
US9080464B2 (en) * 2008-02-27 2015-07-14 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gas turbine and method of opening chamber of gas turbine
JP5145408B2 (ja) * 2008-02-28 2013-02-20 三菱重工業株式会社 ガスタービン及びガスタービンの車室開放方法
US20100275572A1 (en) * 2009-04-30 2010-11-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Oil line insulation system for mid turbine frame
US9623504B2 (en) 2010-11-08 2017-04-18 General Electric Company System and method for brazing
FR2973435B1 (fr) * 2011-03-30 2016-03-04 Snecma Distributeur de turbine en cmc adapte au support d'un carter interne de turbine metallique par un contact axial
FR2973434A1 (fr) * 2011-03-30 2012-10-05 Snecma Distributeur de turbine en cmc adapte au support d'un carter interne de turbine metallique par un contact radial
US8568826B2 (en) 2011-10-21 2013-10-29 General Electric Company Method of brazing a component, a brazed power generation system component, and a braze
US9447694B2 (en) * 2012-01-30 2016-09-20 United Technologies Corporation Internal manifold for turning mid-turbine frame flow distribution
US9353687B1 (en) * 2012-10-18 2016-05-31 Florida Turbine Technologies, Inc. Gas turbine engine with liquid metal cooling
WO2014105780A1 (fr) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Ensemble et support de joint de turbine à gaz à usages multiples
WO2014105599A1 (fr) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Bouclier thermique pour le refroidissement d'une entretoise
US10240532B2 (en) 2012-12-29 2019-03-26 United Technologies Corporation Frame junction cooling holes
US10378370B2 (en) * 2012-12-29 2019-08-13 United Technologies Corporation Mechanical linkage for segmented heat shield
EP2938837B1 (fr) 2012-12-29 2018-06-27 United Technologies Corporation Ensemble de joint d'étanchéité de turbine à gaz et support de joint d'étanchéité
US10294819B2 (en) * 2012-12-29 2019-05-21 United Technologies Corporation Multi-piece heat shield
WO2014105657A1 (fr) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Monture à pattes pouvant être infléchies
US10138742B2 (en) 2012-12-29 2018-11-27 United Technologies Corporation Multi-ply finger seal
WO2014105602A1 (fr) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Bouclier thermique pour carter
JP6385955B2 (ja) 2012-12-29 2018-09-05 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ タービンフレームアセンブリおよびタービンフレームアセンブリを設計する方法
WO2014105577A1 (fr) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Canalisation de dalot dans des modules de turbine à gaz
US9845695B2 (en) 2012-12-29 2017-12-19 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
US10329956B2 (en) 2012-12-29 2019-06-25 United Technologies Corporation Multi-function boss for a turbine exhaust case
EP2938834A1 (fr) 2012-12-29 2015-11-04 United Technologies Corporation Pare-chocs pour joints d'étanchéité dans un carter d'échappement de turbine
WO2014105616A1 (fr) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Architecture de carter de sortie de turbine
US10060279B2 (en) 2012-12-29 2018-08-28 United Technologies Corporation Seal support disk and assembly
EP2938868B1 (fr) 2012-12-29 2019-08-07 United Technologies Corporation Ensemble de déviation de flux
WO2014105604A1 (fr) 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Découpe oblique permettant de diriger une charge de chaleur par rayonnement
JP6249499B2 (ja) 2012-12-31 2017-12-20 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ タービン排気ケースのマルチピース型フレーム
US10054009B2 (en) 2012-12-31 2018-08-21 United Technologies Corporation Turbine exhaust case multi-piece frame
EP2938860B1 (fr) 2012-12-31 2018-08-29 United Technologies Corporation Cadre à multiples pièces de compartiment d'échappement de turbine
US9617872B2 (en) 2013-02-14 2017-04-11 United Technologies Corporation Low profile thermally free blind liner hanger attachment for complex shapes
US9447700B2 (en) 2013-02-19 2016-09-20 United Technologies Corporation Thermally free hanger with length adjustment feature
US10330011B2 (en) * 2013-03-11 2019-06-25 United Technologies Corporation Bench aft sub-assembly for turbine exhaust case fairing
US9657687B2 (en) 2013-09-12 2017-05-23 Powerbreather International Gmbh Exhaust duct liner rod hanger
US10934890B2 (en) * 2014-05-09 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Shrouded conduit for arranging a fluid flowpath
EP3236009A1 (fr) * 2016-04-21 2017-10-25 Siemens Aktiengesellschaft Aube directrice comprenant un tuyau de raccordement
US11603770B2 (en) * 2021-04-21 2023-03-14 Raytheon Technologies Corporation Vane assembly with integrated nozzle tube
US11814186B2 (en) * 2021-12-08 2023-11-14 General Electric Company Flow aperture method and apparatus
US20230228202A1 (en) * 2022-01-20 2023-07-20 General Electric Company Stator plenum with collet seal
JP2023172520A (ja) * 2022-05-24 2023-12-06 三菱重工業株式会社 タービン静翼及びガスタービン
CN116175990B (zh) * 2023-04-24 2023-07-11 国营川西机器厂 一组用于解决航空发动机加分薄膜漏油故障的装置及方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3850544A (en) * 1973-11-02 1974-11-26 Gen Electric Mounting arrangement for a bearing of axial flow turbomachinery having variable pitch stationary blades
US4183207A (en) * 1978-03-07 1980-01-15 Avco Corporation Oil-conducting strut for turbine engines
US4987736A (en) * 1988-12-14 1991-01-29 General Electric Company Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5279031A (en) * 1988-12-06 1994-01-18 Alliedsignal Inc. High temperature turbine engine structure
US5205708A (en) * 1992-02-07 1993-04-27 General Electric Company High pressure turbine component interference fit up
US5438756A (en) * 1993-12-17 1995-08-08 General Electric Company Method for assembling a turbine frame assembly

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3850544A (en) * 1973-11-02 1974-11-26 Gen Electric Mounting arrangement for a bearing of axial flow turbomachinery having variable pitch stationary blades
US4183207A (en) * 1978-03-07 1980-01-15 Avco Corporation Oil-conducting strut for turbine engines
US4987736A (en) * 1988-12-14 1991-01-29 General Electric Company Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3115562A1 (fr) 2020-10-26 2022-04-29 Safran Aircraft Engines Injecteur d’air de refroidissement pour turbine de turbomachine

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EP0950797B1 (fr) 2004-05-26

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