FR2857409A1 - Dispositif pour piloter passivement la dilatation thermique du carter d'extension d'un turboreacteur - Google Patents

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

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Abstract

L'invention porte sur un dispositif de pilotage passif de la dilation thermique du carter d'extension (23) d'un turboréacteur, ledit carter d'extension (23) enveloppant le carter (2) de compresseur haute pression (1) du turboréacteur, et comportant une bride (24) de fixation à une bride amont (28) du carter (25) de la chambre de combustion (26). Il est caractérisé par le fait qu'au moins une cavité (45) circonférentielle est ménagée entre les dites deux brides (24 et 28) dans laquelle circule un flux de gaz prélevé en entrée de la chambre de combustion (26). On utilise ainsi une circulation naturelle engendrée par la différence de pression.Grâce au dispositif de l'invention, on pilote passivement la bride, et on réduit les contraintes résultant d'une dilatation différentielle entre la peau du carter et sa bride de fixation.

Description

La présente invention se rapporte aux turboréacteurs et concerne en
particulier le carter d'extension de compresseur haute pression de turboréacteur.
Les turboréacteurs comprennent généralement au moins un compresseur basse pression et un compresseur haute pression. Il est fréquent de prélever du gaz au niveau d'un étage de compresseur afin d'alimenter en fluide relativement froid d'autres parties aval de la turbomachine, par exemple un distributeur de turbine, pour les refroidir ou io des parties situées en amont, par exemple pour le dégivrage au niveau du compresseur basse pression.
Dans toute la description, les termes "amont" et "aval" seront utilisés pour signifier la position d'une pièce par rapport au flux global des 15 gaz pendant le fonctionnement du turboréacteur.
Le compresseur haute pression est situé en amont de la chambre de combustion. En référence aux figures 1 et 2, le compresseur comprend un carter intérieur 2, autour duquel s'étend un carter 3 dit d'extension. Le carter d'extension 3 comprend une bride aval 4, permettant de le solidariser avec le carter 5 de la chambre de combustion 6, et qui supporte une paroi 7 de séparation entre les deux volumes.
La bride arrière 4 du carter d'extension 3 est liée de manière fixe à la bride avant 8 du carter de la chambre de combustion 5, par des boulons de liaison 9 se situant au niveau des trous 10 de bride répartis circonférentiellement à la bride 4. Les deux brides 4, 8, du carter d'extension 3 et de la chambre de combustion 6, enserrent une bride avant 11 d'un cône diffuseur 12, qui est un cône ajouré se situant dans l'enceinte de la chambre de combustion 6. La face aval 14 de la bride 4 du carter d'extension 3 est plane, plaquée contre la bride 11 du cône diffuseur 12.
Dans le cas considéré, le fluide de refroidissement d'autres éléments du turboréacteur est prélevé au niveau du septième étage du compresseur 1, non représenté, par des orifices ménagés à cet effet, à la fois sur le carter 2 du compresseur et sur le carter d'extension 3. Il en résulte que l'espace annulaire 13 situé entre ces deux carters 2, 3 est baigné dans ce fluide.
Lors de la phase de décollage d'un avion équipé d'un tel 40 turboréacteur, le haut régime imposé au moteur entraîne une forte élévation de la température de l'air prélevé au compresseur et donc du carter d'extension 3, dont la peau étant assez mince est à faible inertie thermique et subit une dilation importante. Elle atteint en peu de temps la température d'environ 550 C. La bride 4 de ce carter 3, plus massive et de plus baignée dans l'enceinte 15 de la nacelle, reste à ce moment à une température d'environ 200 C, au niveau notamment de sa périphérie extérieure.
Il en résulte un très fort gradient thermique entre le carter d'extension 3 et sa bride 4. Ce gradient a pour effet de provoquer la flexion io de la bride 4 et de fortes contraintes tangentielles au niveau du haut des trous de bride 10.
Du fait des contraintes importantes résultant du gradient thermique susmentionnées, la durée de vie du carter d'extension est beaucoup plus faible que l'objectif. Il s'ensuit pendant la vie du moteur un besoin en maintenance et un coût d'utilisation élevé lié à la dépose du moteur en dehors des visites prévues.
La présente invention vise à pallier ces inconvénients.
A cet effet, l'invention concerne un dispositif pour piloter passivement la dilation thermique du carter d'extension d'un turboréacteur et en soulager les contraintes, ledit carter d'extension enveloppant le carter intérieur de compresseur haute pression du turboréacteur, et comportant une bride de fixation à une bride amont du carter de la chambre de combustion. Ce dispositif est caractérisé par le fait qu'au moins une cavité circonférentielle est ménagée entre les dites deux brides dans laquelle circule un flux prélevé en entrée de la chambre de combustion.
Grâce à l'invention, on permet à la bride du carter de se dilater en fonction de la température plus élevée de l'air prélevé en aval. La dilatation de la bride pilotée ainsi passivement accompagne donc celle de la peau du carter et réduit les sources de contraintes entre les deux parties du carter.
En particulier les deux brides enserrent une bride de maintien d'un cône diffuseur, la cavité étant ménagée entre l'une des brides de carter et la bride du cône diffuseur.
Selon un mode de réalisation préféré, la cavité est formée par un 40 évidement ménagé dans l'une des dites brides. On peut ainsi aménager la i0 circulation du fluide de réchauffement, grâce à des perforations calibrées ménagées dans la bride et à la différence de pression entre l'amont et l'aval de la bride.
Notamment, l'évidement ménageant un rebord transversal interne et un rebord transversal externe d'appui sur la face de la bride adjacente, le rebord axial interne comporte des perforations calibrées formant des gorges radiales, d'entrée de gaz, et la bride comprend des perforations calibrées formant des canaux de sortie du flux de gaz.
Plus particulièrement, les canaux comprennent un orifice d'entrée se situant dans l'évidement et un orifice de sortie débouchant dans l'espace annulaire situé entre le carter du compresseur et le carter d'extension.
Selon un mode particulier de réalisation, la cavité est formée de plusieurs évidements disposés circonférentiellement en secteurs, chaque évidement communiquant avec une gorge radiale et un canal. La gorge radiale est située à une extrémité transversale de l'évidement et le canal est situé à l'autre extrémité transversale de l'évidement.
L'invention sera mieux comprise à l'aide de la description suivante de la forme de réalisation préférée du dispositif de l'invention, en rapport avec le dessin annexé, sur lequel: - la figure 1 représente une vue de côté en coupe d'une bride de l'art 25 antérieur; - la figure 2 représente une vue en coupe et en perspective de la bride de la figure 1; - la figure 3 représente une vue de côté en coupe de la forme de réalisation préférée d'une bride de l'invention; - la figure 4 représente une vue en coupe et en perspective de la bride de la figure 3, et - la figure 5 représente une vue en perspective de la bride de l'invention.
En référence aux figures 3 et 4, le turboréacteur comprend un compresseur haute pression 21 et une chambre de combustion 26. Le compresseur comprend un carter 22, enveloppé par un carter d'extension 23. Dans la partie aval du compresseur 21, le carter du compresseur 22 et le carter d'extension 23 sont reliés par une paroi 27, supportée au niveau du carter d'extension par une bride aval 24 du carter d'extension 23.
La chambre de combustion 26 comporte un carter 25, qui comprend une bride amont 28. La bride amont de la chambre de combustion 28 et la bride aval du carter d'extension 24 sont liées par des boulons de liaison 29, à travers notamment des trous 30 de la bride du carter d'extension 24. Les deux brides enserrent, de manière fixe, une bride amont 31 d'un cône diffuseur 32. Ce cône diffuseur 32 est un cône ajouré s'étendant dans l'enceinte de la chambre de combustion 26, et dont le rôle est de guider et diffuser les flux de gaz.
La bride du carter d'extension 24 de l'invention comporte, sur sa face aval 34, un évidement circonférentiel 40, ménageant un rebord transversal interne 41 et un rebord transversal externe 42 d'appui sur la face amont de la bride amont du cône diffuseur 31.
Le rebord transversal interne 41 de la bride du carter d'extension 24 comporte des perforations calibrées formant des gorges radiales 43. En outre, la bride du carter d'extension 24 comprend des perforations calibrées formant des canaux 44, dont l'orifice d'entrée se situe dans l'évidement 40 et l'orifice de sortie dans l'espace annulaire 33 situé entre le carter du compresseur 22 et le carter d'extension 23. Chaque gorge 43 et chaque canal 44 est percé, au niveau de l'évidement 40, au droit d'un trou de bride 30, afin de limiter les surcontraintes à son bord.
Plus précisément, et en référence à la figure 5, la bride arrière du carter d'extension 24 est divisée circonférentiellement en secteurs 50, 51, 52, par exemple, dans le cas de l'invention au nombre de huit. Chaque secteur comprend un évidement 40, une gorge 43 à une extrémité transversale de l'évidement 40 et un canal 44 à l'autre extrémité de l'évidement 40. Les secteurs sont séparés par des parois radiales 53, 54.
L'intérêt de la bride 24 de l'invention va maintenant être expliqué plus en détail. A la fin du décollage de l'avion, par exemple, l'enceinte de la chambre de combustion est baignée dans un gaz à la température de 650 C et à la pression de 40 bar, tandis que l'espace annulaire 33 situé entre le carter du compresseur 22 et le carter d'extension 23 est baigné dans un gaz à la température de 550 C et à la pression de 25 bar. La bride du carter d'extension 24 est baignée dans l'enceinte 35 de la nacelle du turboréacteur.
En raison de la différence de pression existant entre l'enceinte de la chambre de compression 26 et l'espace annulaire 33 situé entre le carter du compresseur 22 et le carter d'extension 23, le gaz de l'enceinte de la chambre de combustion 26 passe, au niveau de chaque secteur 50, 51, 52 de la bride du carter d'extension 24, dans les gorges radiales 43 pour ressortir, par les canaux 44, dans l'espace annulaire 33.
Il en résulte, au niveau de chaque secteur 50, 51, 52, que la cavité 45, ménagée par l'évidement 40 entre la face avale 34 de la bride du carter Io d'extension 24, son rebord transversal interne 41, son rebord transversal externe 42 et la face amont de la bride avant du cône diffuseur 31, est parcourue par un flux de gaz provenant de l'enceinte de la chambre de combustion 26.
Ce flux de gaz entretenu par la différence de pression va chauffer la bride 24, du fait de sa température élevée par rapport à celle de cette dernière. L'invention permet donc d'assister la dilatation de la bride 24 et de diminuer le gradient thermique existant entre elle et le carter d'extension 23.
La durée de vie de la bride 24 en raison de l'atténuation des contraintes est ainsi prolongée, ce qui évite éventuellement son remplacement durant la durée de vie du turboréacteur. Après sa circulation dans la cavité 45 de la bride 24, le gaz est réinjecté dans l'espace annulaire 33, ce qui n'affecte que très peu le fonctionnement du turboréacteur, du moins pas de façon significative.
L'invention a été décrite dans le cadre de la bride entre le carter d'extension et le carter de chambre mais elle s'applique à toute bride 30 soumise à des gradients thermiques importants.

Claims (1)

  1. 2857409 Revendications
    1. Dispositif pour piloter passivement la dilation thermique du carter d'extension (23) d'un turboréacteur et en soulager les contraintes, ledit carter d'extension (23) enveloppant le carter intérieur (2) de compresseur haute pression (1) du turboréacteur, et comportant une bride (24) de fixation à une bride amont (28) du carter (25) de la chambre de combustion (26), caractérisé par le fait qu'au moins une cavité (45) circonférentielle est ménagée entre les dites deux brides io (24 et 28) dans laquelle circule du gaz prélevé en entrée de la chambre de combustion (26).
    2. Dispositif selon la revendication 1 dans lequel les deux brides enserrent une bride (31) de maintien d'un cône diffuseur (32), la cavité étant ménagée entre une (24) des brides de carter et la bride du cône diffuseur.
    3. Dispositif selon l'une des revendications 1 ou 2 dans lequel la cavité est formée par un évidement (40) ménagé dans une (24) des dites brides.
    4. Dispositif selon la revendication 1, 2 ou 3 dans lequel la circulation du flux de gaz se fait grâce à des perforations calibrées (43, 44) ménagées dans une bride.
    5. Dispositif selon les revendications 3 et 4, dans lequel, l'évidement (40) ménageant un rebord transversal interne (41) et un rebord transversal externe (42) d'appui sur la face de la bride adjacente, le rebord axial interne (41) comporte des perforations calibrées formant des gorges radiales (43), d'entrée de gaz, et la bride (24) comprend des perforations calibrées formant des canaux (44), de sortie du flux de gaz.
    6. Dispositif selon la revendication 5, dans lequel les canaux (44) comprennent un orifice d'entrée se situant dans l'évidement (40) et un orifice de sortie debouchant dans l'espace annulaire (33) situé entre le carter du compresseur (22) et le carter d'extension (23).
    7. Dispositif selon l'une des revendications 5 ou 6, dont la cavité est formée de plusieurs évidements disposés circonférentiellement en secteurs (50, 51, 52), chaque évidement (40) communiquant avec une gorge radiale (43) et un canal (44).
    8. Dispositif selon la revendication 7, dont la gorge radiale (43) est située à une extrémité transversale de l'évidement (40) et le canal (44) est situé à l'autre extrémité transversale de l'évidement (40).
    9. Dispositif selon la revendication 2 ou la revendication 2 et l'une des revendications 3 à 8, dont les brides comportent des trous de bride lo (30) disposés circonférentiellement, destinés à permettre le passage de liaisons boulons (29) pour la fixation de la bride (24) avec la bride amont (31) du cône diffuseur (32) et la bride amont (28) du carter (25) de la chambre de combustion (26).
    10.Dispositif selon la revendication 9 et l'une des revendications 5 à 8, dans lequel les gorges radiales (43) sont percées au droit d'un trou de bride (30).
    11.Dispositif selon la revendication 10, dans lequel les canaux (44) sont percés au droit d'un trou de bride (30).
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EP04291648A EP1496207B1 (fr) 2003-07-11 2004-06-30 Dispositif pour piloter passivement la dilatation thermique du carter d'un turboréacteur
DE602004003749T DE602004003749T2 (de) 2003-07-11 2004-06-30 Einrichtung zur passiven Regelung der Wärmedehnung eines Turbomaschinengehäuses
US10/885,757 US7185499B2 (en) 2003-07-11 2004-07-08 Device for passive control of the thermal expansion of the extension casing of a turbo-jet engine
JP2004201650A JP4174039B2 (ja) 2003-07-11 2004-07-08 ターボジェット・エンジンの拡張ケーシングの熱膨張を受動的に制御する装置
CA2472939A CA2472939C (fr) 2003-07-11 2004-07-08 Dispositif pour piloter passivement la dilatation thermique du carter d'extension d'un turboreacteur
RU2004121114/06A RU2343298C2 (ru) 2003-07-11 2004-07-09 Устройство для пассивного регулирования теплового расширения удлинительного корпуса турбореактивного двигателя

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Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090067917A1 (en) * 2007-09-07 2009-03-12 The Boeing Company Bipod Flexure Ring
FR2925122B1 (fr) * 2007-12-14 2015-09-04 Snecma Dispositif de decouplage d'un support de palier
US8875520B2 (en) * 2008-12-31 2014-11-04 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine device
US8459941B2 (en) * 2009-06-15 2013-06-11 General Electric Company Mechanical joint for a gas turbine engine
ITMI20102195A1 (it) * 2010-11-26 2012-05-26 Alstom Technology Ltd "sistema di collegamento"
JP5662566B2 (ja) * 2011-04-26 2015-02-04 株式会社Ihi 成形部品
GB201111666D0 (en) * 2011-07-08 2011-08-24 Rolls Royce Plc A joint assembly for an annular structure
FR2978732B1 (fr) * 2011-08-05 2013-09-06 Airbus Operations Sas Dispositif de liaison plus particulierement adapte pour assurer la liaison entre une entree d'air et une motorisation d'une nacelle d'aeronef
US9850780B2 (en) 2012-12-29 2017-12-26 United Technologies Corporation Plate for directing flow and film cooling of components
US9206742B2 (en) * 2012-12-29 2015-12-08 United Technologies Corporation Passages to facilitate a secondary flow between components
US8920109B2 (en) 2013-03-12 2014-12-30 Siemens Aktiengesellschaft Vane carrier thermal management arrangement and method for clearance control
WO2014150353A1 (fr) 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Segment de conduit à faible niveau de fuite utilisant un ensemble joint de dilatation
ITCO20130044A1 (it) * 2013-10-08 2015-04-09 Nuovo Pignone Srl Cassa per macchina rotativa e macchina rotativa includente tale cassa
DE102013226490A1 (de) 2013-12-18 2015-06-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gekühlte Flanschverbindung eines Gasturbinentriebwerks
FR3019210B1 (fr) * 2014-04-01 2016-05-13 Snecma Partie de turbomachine comportant une bride avec un dispositif de drainage
US9611760B2 (en) 2014-06-16 2017-04-04 Solar Turbines Incorporated Cutback aft clamp ring
US9879565B2 (en) 2015-01-20 2018-01-30 United Technologies Corporation Enclosed jacking insert
US10415622B2 (en) * 2016-05-03 2019-09-17 General Electric Company Method and system for hybrid gang channel bolted joint
US10697300B2 (en) * 2017-12-14 2020-06-30 Raytheon Technologies Corporation Rotor balance weight system
US20190368381A1 (en) * 2018-05-30 2019-12-05 General Electric Company Combustion System Deflection Mitigation Structure
US20230003141A1 (en) * 2021-06-30 2023-01-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Outside fit flange for aircraft engine
CN114017202B (zh) * 2021-11-12 2023-04-18 中国航发沈阳发动机研究所 一种喷管复材中心锥连接结构
US11814977B1 (en) 2022-08-29 2023-11-14 Rtx Corporation Thermal conditioning of flange with secondary flow

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1058936A (en) * 1912-04-18 1913-04-15 Paul A Bancel Casing for steam-turbines.
FR2007422A1 (fr) * 1968-04-10 1970-01-09 Licentia Gmbh
FR2468740A1 (fr) * 1979-10-31 1981-05-08 Gen Electric Turbomachine comportant une structure de reglage du jeu entre le rotor et la virole qui l'entoure
EP0559420A1 (fr) * 1992-03-06 1993-09-08 General Electric Company Virole de réglage contrôlé thermiquement pour turbine à gaz
US5593277A (en) * 1995-06-06 1997-01-14 General Electric Company Smart turbine shroud
US6352404B1 (en) * 2000-02-18 2002-03-05 General Electric Company Thermal control passages for horizontal split-line flanges of gas turbine engine casings
FR2828908A1 (fr) * 2001-08-23 2003-02-28 Snecma Moteurs Controle des jeux de turbine haute pression

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3372542A (en) * 1966-11-25 1968-03-12 United Aircraft Corp Annular burner for a gas turbine
US5127793A (en) * 1990-05-31 1992-07-07 General Electric Company Turbine shroud clearance control assembly
US6439616B1 (en) * 2001-03-29 2002-08-27 General Electric Company Anti-rotation retainer for a conduit

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1058936A (en) * 1912-04-18 1913-04-15 Paul A Bancel Casing for steam-turbines.
FR2007422A1 (fr) * 1968-04-10 1970-01-09 Licentia Gmbh
FR2468740A1 (fr) * 1979-10-31 1981-05-08 Gen Electric Turbomachine comportant une structure de reglage du jeu entre le rotor et la virole qui l'entoure
EP0559420A1 (fr) * 1992-03-06 1993-09-08 General Electric Company Virole de réglage contrôlé thermiquement pour turbine à gaz
US5593277A (en) * 1995-06-06 1997-01-14 General Electric Company Smart turbine shroud
US6352404B1 (en) * 2000-02-18 2002-03-05 General Electric Company Thermal control passages for horizontal split-line flanges of gas turbine engine casings
FR2828908A1 (fr) * 2001-08-23 2003-02-28 Snecma Moteurs Controle des jeux de turbine haute pression

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