FR2907496A1

FR2907496A1 - Rotor disc e.g. labyrinth disc, for e.g. low pressure turbine of aircraft's jet engine, has inner radial portion including bore, and carrying balancing flange equipped with balance weights, where weights and flange form balancing system

Info

Publication number: FR2907496A1
Application number: FR0654494A
Authority: FR
Inventors: Stephane Pierre Guil Blanchard; Fabrice Garin; Maurice Guy Judet; Thomas Langevin
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2006-10-24
Filing date: 2006-10-24
Publication date: 2008-04-25

Abstract

The disc e.g. labyrinth disc (32), has an enlarged inner radial portion (46) including a bore (44), and carrying an annular balancing flange (52) equipped with a balance weights (54). The weights and the flange form a turbomachine rotor balancing system (61). The flange is projected from an upstream face (48) of the radial portion orthogonally arranged with respect to a longitudinal axis (6) of a turbomachine.

Description

1 DISQUE DE ROTOR DE TURBOMACHINE ET MODULE DE TURBOMACHINE COMPRENANT UN1 TURBOMACHINE ROTOR DISC AND TURBOMACHINE MODULE COMPRISING A

TEL DISQUE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte de façon générale à un disque de rotor de turbomachine, et à un module de turbomachine comportant au moins un tel disque, comme un disque support d'aubes ou encore un disque labyrinthe destiné à être associé à un tel disque support d'aubes. L'invention concerne également une turbomachine équipée d'au moins un tel module, la turbomachine prenant de préférence la forme d'un turboréacteur pour aéronef. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Sur les modules de turbomachine existants, tels que des compresseurs ou des turbines, il est habituellement prévu des brides annulaires de liaison permettant l'assemblage avec un module adjacent. A titre d'exemple indicatif, le compresseur haute pression présente une bride annulaire de liaison s'étendant vers l'aval, et destinée à être rapportée fixement par boulonnage sur une bride annulaire de liaison appartenant à la turbine haute pression, et s'étendant donc vers l'amont. C'est généralement au niveau de cette jonction entre les deux brides de liaison qu'est agencé un système d'équilibrage de module, comprenant une 2907496 2 pluralité de masses d'équilibrage reparties de façon appropriée autour de l'axe de la turbomachine. Plus précisément, les masses d'équilibrage sont maintenues fixement sur les brides de liaison par les boulons 5 servant au raccordement de ces mêmes brides de liaison. A cet égard, il est courant de rencontrer des situations dans lesquelles un premier et un second modules de turbomachine sont réalisés sur des sites différents, éventuellement par des fabricants 10 différents, pour ensuite être assemblés lors d'une opération ultérieure de fixation, également susceptible d'être effectuée sur un site autre que ceux de la fabrication des modules. Ainsi, il est clair que les fabricants des 15 modules ne peuvent garantir le bon montage du système d'équilibrage, à savoir celui des masses d'équilibrage le composant, étant donné que la mise en place définitive de ces masses ne peut être réalisée que durant ladite opération ultérieure de fixation, c'est- 20 à-dire lors de la jonction par boulonnage des deux brides de liaison prévues à cet effet. Bien entendu, avec une telle conception, les risques de montage non satisfaisant du système d'équilibrage sont également rencontrés lors des 25 opérations ultérieures de maintenance nécessitant la désolidarisation des modules de la turbomachine, en raison du fait que ces opérations entraînent obligatoirement un démontage des masses d'équilibrage, suivi d'un remontage de celles-ci. TECHNICAL FIELD The present invention relates generally to a turbomachine rotor disk, and to a turbomachine module comprising at least one such disk, such as a blade support disk or a labyrinth disk intended to be associated. to such a disk support blade. The invention also relates to a turbomachine equipped with at least one such module, the turbomachine preferably taking the form of a turbojet engine for aircraft. STATE OF THE PRIOR ART On existing turbine engine modules, such as compressors or turbines, annular connecting flanges are usually provided for assembly with an adjacent module. As an indicative example, the high-pressure compressor has an annular connecting flange extending downstream, and intended to be fixedly fixed by bolting to an annular connecting flange belonging to the high-pressure turbine, and extending so upstream. It is generally at this junction between the two connecting flanges that a module balancing system is provided, comprising a plurality of balancing masses distributed appropriately around the axis of the turbomachine. More specifically, the balancing masses are fixedly held on the connecting flanges by the bolts 5 for connecting these same connecting flanges. In this respect, it is common to encounter situations in which first and second turbomachine modules are produced at different sites, possibly by different manufacturers, and then assembled during a subsequent fastening operation, which is also likely to be carried out. to be performed on a site other than those of the manufacture of the modules. Thus, it is clear that the manufacturers of the 15 modules can not guarantee the correct mounting of the balancing system, namely that of the balancing masses component, since the final establishment of these masses can be achieved only during said subsequent fixing operation, that is to say at the junction by bolting of the two connecting flanges provided for this purpose. Of course, with such a design, the risks of unsatisfactory assembly of the balancing system are also encountered during subsequent maintenance operations requiring the separation of the turbomachine modules, due to the fact that these operations necessarily entail a disassembly of the units. balance weights, followed by a reassembly of these.

2907496 EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de proposer un disque de rotor de turbomachine ainsi qu'un module de turbomachine remédiant à l'inconvénient mentionné ci- 5 dessus, relatif aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a tout d'abord pour objet un disque de rotor de turbomachine comprenant une portion radiale interne élargie de définition d'alésage, cette portion radiale interne 10 élargie portant une bride annulaire d'équilibrage équipée de masses d'équilibrage. Ainsi, l'originalité de la présente invention consiste à implanter la bride d'équilibrage sur la portion radiale interne élargie de définition 15 d'alésage du disque de rotor, également dénommée poireau de disque sur lequel il n'est généralement rapporté aucun élément de la turbomachine. Par conséquent, étant donné que cette bride d'équilibrage est préférentiellement distincte des brides de liaison 20 entre modules, les masses d'équilibrage peuvent alors avantageusement être montées de façon définitive sur cette bride d'équilibrage, antérieurement à l'opération de jonction du module comprenant ce disque, avec un autre module de turbomachine. Le fabriquant d'un tel 25 module de turbomachine est de ce fait capable de garantir un montage satisfaisant du système d'équilibrage, dans la mesure où l'assemblage ultérieur de ce même module avec un autre module de turbomachine ne nécessite pas d'intervention sur le système 30 d'équilibrage déjà installé sur l'un des disques, tel 3 2907496 4 qu'un disque de rotor ou un disque labyrinthe associé à un ce disque de rotor. De préférence, la portion radiale interne élargie et la bride annulaire d'équilibrage sont 5 réalisées d'un seul tenant. A cet égard, il est précisé que la bride d'équilibrage est préférentiellement dépourvue de fonction de liaison avec un autre élément de la turbomachine, de sorte que sa fonction réside uniquement dans le support des masses d'équilibrage. En 10 d'autres termes, aucun élément de la turbomachine autre que les masses d'équilibrage n'est destiné à être fixé sur cette bride faisant saillie de la portion radiale interne élargie de définition d'alésage. Toujours de manière préférentielle, la 15 bride annulaire d'équilibrage fait donc saillie de la portion radiale interne élargie, à partir d'une face de celle-ci agencée orthogonalement par rapport à un axe de disque. A cet égard, il est indiqué que la portion radiale interne élargie, ou donc poireau de disque, est 20 définie comme étant la portion du disque disposant d'une épaisseur selon la direction axiale sensiblement constante, égale à la longueur de l'alésage selon cette même direction. Ainsi, la face de disque dont il est question ci-dessus est l'une des deux faces permettant 25 de délimiter l'entrée/la sortie de l'alésage. Préférentiellement, la bride annulaire d'équilibrage et les masses d'équilibrage rapportées sur celle-ci forment un système d'équilibrage, dit système modulaire en raison du fait que les masses 30 peuvent ainsi être réparties autour de la bride de la 2907496 5 façon souhaitée, assurant un bon équilibrage du module de turbomachine associé. A ce titre, le système d'équilibrage de rotor de turbomachine comprend donc de préférence la 5 bride annulaire d'équilibrage pourvue d'une âme annulaire délimitée radialement dans un premier sens par une zone de jonction à partir de laquelle s'étend radialement dans le premier sens des passages traversants, vers une extrémité radiale libre de bride, 10 chaque passage traversant présentant un sommet radial, selon un second sens opposé au premier sens, appartenant à la zone de jonction, le système comprenant en outre les masses d'équilibrage montées fixement sur la bride annulaire d'équilibrage par 15 l'intermédiaire d'au moins un assemblage vis/écrou traversant l'un des passages, l'un des éléments pris parmi l'écrou et la tête de vis étant en appui contre une première face de la bride annulaire d'équilibrage et la masse d'équilibrage étant en appui contre une 20 seconde face de la bride annulaire d'équilibrage, opposée à la première face. De plus, pour chacun des passages traversants, la bride annulaire d'équilibrage présente sur sa première face un premier évidement passant par le sommet radial et s'étendant de part et 25 d'autre de la zone de jonction, ce premier évidement étant dépourvu de contact avec l'élément pris parmi l'écrou et la tête de vis, la bride annulaire d'équilibrage présentant sur sa seconde face un second évidement passant par le sommet radial et s'étendant de 30 part et d'autre de la zone de jonction, ce second 2907496 6 évidement étant dépourvu de contact avec la masse d'équilibrage. Ainsi, cette solution astucieuse permet de déporter les contraintes axiales issues du serrage de 5 l'assemblage vis/écrou hors de la zone de la bride d'équilibrage fortement sollicitée par ailleurs par les contraintes tangentielles, cette zone étant centrée sur le sommet radial du passage traversant concerné. En effet, les évidements prévus sont donc 10 réalisés de manière à déboucher jusque dans les passages traversants associés, en réalisant ces évidements de part et d'autre de ladite zone de jonction, à savoir conjointement sur l'âme annulaire de la bride et sur une portion dite percée, également 15 annulaire et intégrant les différents passages traversants. De cette façon, pour chacun des passages traversants, ledit élément pris parmi l'écrou et la tête de vis n'est plus en appui contre le sommet radial duquel il est éloigné d'une distance égale à la 20 profondeur du premier évidement, ce qui permet de n'engendrer quasiment aucune contrainte axiale sur ce sommet fortement sollicité tangentiellement par les effets centrifuge et thermique. En conséquence, le découplage des 25 contraintes tangentielles et axiales opéré dans la présente configuration conduit avantageusement à augmenter la durée de vie des brides d'équilibrage, et limite également grandement les risques de détérioration de celles-ci.SUMMARY OF THE INVENTION It is therefore an object of the invention to provide a turbomachine rotor disk and a turbomachine module remedying the disadvantage mentioned above, relating to the embodiments of the prior art. To do this, the invention firstly relates to a turbomachine rotor disk comprising an enlarged inner radial portion of bore definition, this enlarged inner radial portion carrying an annular balancing flange equipped with masses of balancing. Thus, the originality of the present invention consists in implanting the balancing flange on the enlarged inner radial portion of the bore definition of the rotor disk, also called disk leek on which no element of the rotor is generally reported. the turbomachine. Consequently, since this balancing flange is preferentially distinct from the connecting flanges 20 between modules, the balancing masses can then advantageously be permanently mounted on this balancing flange, prior to the joining operation of the flange. module comprising this disk, with another turbomachine module. The manufacturer of such a turbomachine module is therefore able to guarantee a satisfactory mounting of the balancing system, insofar as the subsequent assembly of this same module with another turbomachine module does not require any intervention. on the balancing system already installed on one of the discs, such as a rotor disc or a labyrinth disc associated with this rotor disc. Preferably, the enlarged inner radial portion and the annular balancing flange are made in one piece. In this respect, it is specified that the balancing flange is preferably devoid of a function of connection with another element of the turbomachine, so that its function resides solely in the support of the balancing masses. In other words, no element of the turbomachine other than the balancing masses is intended to be fixed on this flange projecting from the enlarged inner radial portion of the bore definition. Also preferably, the annular balancing flange thus projects from the enlarged inner radial portion, from a face thereof arranged orthogonally with respect to a disk axis. In this regard, it is stated that the enlarged inner radial portion, or so-called disc leek, is defined as the portion of the disc having a substantially constant thickness in the axial direction, equal to the length of the bore according to this same direction. Thus, the disk face discussed above is one of two faces for delimiting the inlet / outlet of the bore. Preferably, the annular balancing flange and the balance weights reported thereon form a balancing system, called a modular system because the masses 30 can thus be distributed around the flange of the housing. desired, ensuring a good balance of the associated turbomachine module. As such, the turbomachine rotor balancing system preferably therefore comprises the annular balancing flange provided with an annular core delimited radially in a first direction by a junction zone from which extends radially in the first direction of the through-passages, towards a radial free end of the flange, each through-passage having a radial crown, in a second direction opposite to the first direction, belonging to the junction zone, the system further comprising the balance weights fixedly mounted on the annular balancing flange via at least one screw / nut assembly passing through one of the passages, one of the elements taken from the nut and the screw head bearing against a first face of the annular balancing flange and the balancing weight bearing against a second face of the annular balancing flange, opposite to the first face. In addition, for each of the through passages, the annular balancing flange has on its first face a first recess passing through the radial apex and extending on either side of the junction zone, this first recess being devoid of contact with the element taken from the nut and the screw head, the annular balancing flange having on its second face a second recess passing through the radial apex and extending on either side of the zone junction, this second recess being devoid of contact with the balancing mass. Thus, this clever solution makes it possible to offset the axial stresses resulting from the tightening of the screw / nut assembly outside the zone of the balancing flange, which is also strongly stressed by the tangential stresses, this zone being centered on the radial vertex of the through passage concerned. Indeed, the recesses provided are thus made to open into the associated through passages, making these recesses on either side of said junction zone, namely jointly on the annular core of the flange and on a so-called pierced portion, also annular and integrating the various through passages. In this way, for each of the through passages, said element taken from the nut and the screw head is no longer supported against the radial apex from which it is spaced a distance equal to the depth of the first recess, this which makes it possible to generate almost no axial stress on this vertex strongly stressed tangentially by the centrifugal and thermal effects. Consequently, the decoupling of the tangential and axial stresses operated in the present configuration advantageously leads to an increase in the lifetime of the balancing flanges, and also greatly limits the risks of deterioration thereof.

30 Il est indiqué que l'invention prévoit de préférence que chaque évidement se situe autour du 2907496 7 passage traversant associé, sur et à proximité du sommet radial. Naturellement, l'évidement concerné, également assimilable à une échancrure ou un détalonnage, pourrait s'étendre de façon plus 5 importante autour du passage, voire tout autour de ce dernier, sans sortir du cadre de l'invention. De préférence, en section transversale de la bride passant par les passages traversants, la zone de jonction prend la forme d'un cercle centré sur un 10 axe de disque, correspondant également à un axe de la bride annulaire. De plus, toujours en section transversale de la bride passant par les passages traversants, le sommet radial de chaque passage traversant prend de 15 préférence la forme d'un point appartenant au cercle centré sur l'axe de disque. Préférentiellement, les premiers évidements sont constitués par une unique rainure circulaire pratiquée sur la première face, de façon centrée sur 20 l'axe de disque, et les seconds évidements sont constitués par une unique rainure circulaire pratiquée sur la seconde face, également de façon centrée sur l'axe de disque. Cette solution est avantageuse dans le sens où elle permet à l'aide d'une simple et unique 25 opération d'usinage de l'une des faces de la bride annulaire d'équilibrage, d'obtenir la totalité des évidements de cette face. Par ailleurs, on peut faire en sorte que le système d'équilibrage de rotor de turbomachine comprend 30 la bride d'équilibrage pourvue d'une pluralité de passages traversants, le système comprenant en outre la 2907496 8 pluralité de masses d'équilibrage chacune montée fixement sur la bride d'équilibrage par l'intermédiaire d'un premier et d'un second assemblages vis/écrou disposant respectivement d'une première vis et d'une 5 seconde vis traversant respectivement un premier et un second passages directement consécutifs, chacun des passages présentant un premier et un second flancs d'extrémité tangentielle situés de part et d'autre de la vis de l'assemblage vis/écrou associé, le second 10 flanc d'extrémité tangentielle étant décalé tangentiellement du premier flanc d'extrémité tangentielle dans un premier sens et le premier passage traversant étant décalé tangentiellement du second passage traversant dans un second sens opposé au 15 premier sens. Dans une telle configuration, la première vis est en appui contre le premier flanc d'extrémité tangentielle du premier passage traversant et à distance du second flanc d'extrémité tangentielle, et 20 la seconde vis est en appui contre le second flanc d'extrémité tangentielle du second passage traversant et à distance du premier flanc d'extrémité tangentielle. Par conséquent, il est proposé une manière 25 originale d'obtenir le maintien des masses d'équilibrage sur la bride d'équilibrage, dans les deux sens de la direction tangentielle. En effet, l'appui de la première vis contre le premier flanc d'extrémité tangentielle du premier passage traversant permet 30 d'engendrer un blocage de la masse d'équilibrage dans le second sens de la direction tangentielle par rapport 2907496 9 à la bride, tandis que l'appui de la seconde vis contre le second flanc d'extrémité tangentielle du second passage traversant permet d'engendrer un blocage de la masse d'équilibrage dans le premier sens de la 5 direction tangentielle par rapport à cette même bride. Par conséquent, la fixation tangentielle de chaque masse est avantageusement assurée sans qu'il ne soit nécessaire de prévoir des passages traversants de largeur tangentielle sensiblement égale au diamètre de 10 la vis associée. Cela permet par voie de conséquence de disposer davantage de liberté dans la conception de la portion d'extrémité radiale des passages traversants, offrant ainsi la possibilité de choisir la forme la 15 plus adaptée possible pour minimiser au maximum la concentration de contraintes tangentielles s'appliquant sur ladite portion d'extrémité radiale. Ainsi, avec la présente configuration dans laquelle chaque vis dispose donc d'un diamètre 20 inférieur à la largeur tangentielle du passage qu'elle traverse, il devient avantageusement possible d'adopter une forme de passage assurant une durée de vie accrue des brides d'équilibrage, et également une diminution des risques de détérioration de celles-ci.It is stated that the invention preferably provides for each recess to be around the associated through passage on and near the radial apex. Naturally, the recess concerned, also comparable to a recess or a relief, could extend more significantly around the passage, or even around it, without departing from the scope of the invention. Preferably, in cross section of the flange passing through the through passages, the junction area takes the form of a circle centered on a disk axis, also corresponding to an axis of the annular flange. In addition, always in cross section of the flange passing through the through passages, the radial apex of each through passage preferably takes the form of a point belonging to the circle centered on the disk axis. Preferably, the first recesses are constituted by a single circular groove formed on the first face, centrally on the disc axis, and the second recesses are constituted by a single circular groove made on the second face, also in a centered manner. on the disk axis. This solution is advantageous in that it allows using a single machining operation of one of the faces of the annular balancing flange, to obtain all the recesses of this face. On the other hand, the turbomachine rotor balancing system can be made to include the balancing flange provided with a plurality of through-passages, the system further comprising the plurality of balancing masses each mounted fixed on the balancing flange via a first and a second screw / nut assemblies respectively having a first screw and a second screw respectively passing first and second directly consecutive passages, each passages having first and second tangential end flanks located on either side of the screw of the associated screw / nut assembly, the second tangential end flank being offset tangentially from the first tangential end flank in a first direction and the first through-passage being offset tangentially from the second through-passage in a second opposite direction to the first direction. In such a configuration, the first screw bears against the first tangential end flank of the first through-passage and away from the second tangential end flank, and the second screw bears against the second tangential end flank. second passage passing through and away from the first tangential end flank. Therefore, it is proposed an original way to obtain the maintenance of balancing masses on the balancing flange, in both directions of the tangential direction. Indeed, the support of the first screw against the first tangential end flank of the first through-passage makes it possible to generate a blockage of the balancing mass in the second direction of the tangential direction relative to the flange. , while the support of the second screw against the second tangential end flank of the second through passage makes it possible to generate a blockage of the balancing mass in the first direction of the tangential direction with respect to this same flange. Consequently, the tangential fixing of each mass is advantageously ensured without it being necessary to provide through-passages of tangential width substantially equal to the diameter of the associated screw. This consequently makes it possible to have more freedom in the design of the radial end portion of the through-passages, thus offering the possibility of choosing the most suitable shape possible in order to minimize as much as possible the concentration of tangential stresses that apply. on said radial end portion. Thus, with the present configuration in which each screw thus has a diameter less than the tangential width of the passage through which it passes, it is advantageously possible to adopt a passage shape ensuring an increased life span of the flanges. balancing, and also a decrease in the risk of deterioration thereof.

25 De préférence, en section transversale de la bride passant par les passages traversants, pour chacun de ces passages traversants, une distance maximale D selon la direction tangentielle entre les deux flancs d'extrémité tangentielle est supérieure à 30 une longueur maximale d de ladite vis selon cette même direction tangentielle, de telle sorte que le rapport 2907496 10 D/d soit compris entre 1,2 et 2, et plus préférentiellement sensiblement égal à 1,5. D'autre part, on peut prévoir qu'en section transversale de la bride passant par les passages 5 traversants, chacun de ces passages traversants présente un axe de symétrie s'étendant radialement, et qu'un axe de vis de la vis traversant ce passage soit décalé tangentiellement de l'axe de symétrie. Préférentiellement, en section transversale 10 de la bride passant par les passages traversants, chacun des passages traversants présente une portion d'extrémité radiale constituée par un arc de cercle de rayon R1 de part et d'autre duquel se trouvent respectivement deux arcs de cercle de rayon R2 15 inférieur au rayon R1. Il a en effet été constaté que cette forme particulière, douce et évolutive, envisageable grâce à l'agrandissement de la largeur tangentielle du passage, permettait de réduire l'accident de forme antérieurement rencontré au niveau 20 de la portion d'extrémité radiale du passage, et donc de minimiser les concentrations de contraintes en fond de ce passage. De préférence, le rayon R2 est sensiblement identique au rayon de la vis traversant le passage 25 associé. Enfin, on peut indifféremment prévoir que le disque de rotor est un disque support d'aubes ou un disque labyrinthe. D'autre part, l'invention a également pour 30 objet un module de turbomachine comprenant au moins un disque de rotor tel que décrit ci-dessus.Preferably, in cross section of the flange passing through the through passages, for each of these through-passages, a maximum distance D in the tangential direction between the two tangential end flanks is greater than a maximum length d of said screw. in this same tangential direction, such that the ratio D / D 2907496 is between 1.2 and 2, and more preferably substantially equal to 1.5. On the other hand, it can be provided that in cross section of the flange passing through the through passages, each of these through passages has a radially extending axis of symmetry, and that a screw axis of the screw passing through passage is shifted tangentially from the axis of symmetry. Preferably, in cross-section 10 of the flange passing through the through-passages, each of the through-passages has a radial end portion formed by an arc of a circle of radius R1 on each side of which are respectively two circular arcs of radius R2 less than radius R1. It has been found that this particular shape, soft and scalable, possible through the enlargement of the tangential width of the passage, reduced the shape accident previously encountered at the radial end portion of the passage portion 20 , and therefore to minimize the concentration of stresses in the bottom of this passage. Preferably, the radius R2 is substantially identical to the radius of the screw passing through the associated passage 25. Finally, it can be indifferently provided that the rotor disk is a blade support disk or a labyrinth disk. On the other hand, the invention also relates to a turbomachine module comprising at least one rotor disk as described above.

2907496 11 De préférence, il comprend un disque support d'aubes ainsi qu'un disque labyrinthe lui étant associé, seule la portion radiale interne élargie du disque labyrinthe portant la bride annulaire 5 d'équilibrage équipée de masses d'équilibrage. En d'autres termes, lorsque le module en question incorpore un disque support d'aubes auquel il est associé un disque labyrinthe connu en soi dans le but de refroidir le disque support d'aubes, la bride 10 annulaire d'équilibrage est préférentiellement rapportée sur ce disque labyrinthe et non sur le disque support d'aubes. En revanche, dans l'autre cas où le disque support d'aubes du module ne nécessite pas la présence d'un disque labyrinthe, la bride annulaire 15 d'équilibrage est alors rapportée sur le disque support d'aubes. A ce titre, il est noté que dans le cas de la présence d'un disque labyrinthe, il peut s'agir d'un disque placé en amont ou en aval du disque support 20 d'aubes auquel il est associé. De préférence, le module est une turbine ou un compresseur de turbomachine, haute pression ou basse pression. Enfin, l'invention a pour autre objet une 25 turbomachine tel qu'un turboréacteur d'aéronef, comprenant au moins un module tel que décrit ci-dessus. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.Preferably, it comprises a blade support disk and a labyrinth disk associated therewith, only the enlarged inner radial portion of the labyrinth disk carrying the annular balancing flange 5 equipped with balance weights. In other words, when the module in question incorporates a blade support disk with which it is associated a labyrinth disk known per se for the purpose of cooling the blade support disc, the annular balancing flange 10 is preferably reported. on this labyrinth disc and not on the blade support disk. On the other hand, in the other case where the blade support disk of the module does not require the presence of a labyrinth disk, the annular balancing flange 15 is then attached to the blade support disk. As such, it is noted that in the case of the presence of a labyrinth disk, it may be a disk placed upstream or downstream of the blade support disk 20 to which it is associated. Preferably, the module is a turbomachine turbine or compressor, high pressure or low pressure. Finally, another object of the invention is a turbomachine such as an aircraft turbojet, comprising at least one module as described above. Other advantages and features of the invention will become apparent in the detailed non-limiting description below.

2907496 12 BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue partielle 5 de côté d'un module de turbomachine selon un mode de réalisation préféré de la présente invention ; - la figure 2 montre une vue partielle en perspective de la bride annulaire d'équilibrage destinée faire partie intégrante du système 10 d'équilibrage de rotor appartenant au module de turbomachine montré sur la figure 1, cette figure 2 illustrant une première spécificité du système d'équilibrage de rotor ; - la figure 3 montre une vue en coupe selon 15 la ligne III-III de la figure 2, sur laquelle ont été rajoutés une masse d'équilibrage et ses moyens d'assemblage associés ; - la figure 4 montre une vue en coupe selon la ligne IV-IV de la figure 3 ; et 20 - la figure 5 montre une vue partielle en coupe selon la ligne V-V de la figure 1, illustrant une seconde spécificité du système d'équilibrage de rotor. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS En référence à la figure 1, on voit une 25 partie d'un module 1 de turbomachine selon un mode de réalisation préféré de la présente invention, ce module étant ici une turbine haute pression dite turbine HP de la turbomachine, prenant quant à elle la forme d'un turboréacteur pour aéronef.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS This description will be made with reference to the appended drawings among which; FIG. 1 shows a partial side view of a turbomachine module according to a preferred embodiment of the present invention; FIG. 2 shows a partial perspective view of the annular balancing flange intended to form an integral part of the rotor balancing system belonging to the turbomachine module shown in FIG. 1, this FIG. 2 illustrating a first specificity of the rotor system. rotor balancing; - Figure 3 shows a sectional view along the line III-III of Figure 2, on which were added a balancing mass and its associated assembly means; - Figure 4 shows a sectional view along the line IV-IV of Figure 3; and FIG. 5 shows a partial sectional view along line V-V of FIG. 1, illustrating a second specificity of the rotor balancing system. DETAILED DESCRIPTION OF PREFERRED EMBODIMENTS Referring to FIG. 1, we see a part of a turbomachine module 1 according to a preferred embodiment of the present invention, this module being here a high-pressure turbine known as the HP turbine. turbomachine, taking for its part the shape of a jet engine for aircraft.

2907496 13 Sur la figure 1, on peut apercevoir la partie rotor de la turbine HP, située en aval d'une chambre de combustion 2 du turboréacteur. A cet égard, il est noté que les notions aval et amont 5 employées ci-après sont à considérer par rapport à une direction principale d'écoulement des gaz à travers la turbomachine, référencée schématiquement par la flèche 4, cette direction étant sensiblement parallèle à un axe longitudinal 6 du turboréacteur correspondant 10 simultanément à un axe du module 1 et des disques le composant. En effet, le module 1 comporte un disque principal de rotor dénommé disque de support d'aubes 8, d'axe 6, traversant un système d'axes 10 du 15 turboréacteur grâce à la présence d'un alésage 12. Plus précisément, cet alésage 12 est réalisé de façon connue au niveau d'une portion radiale interne élargie 14, constituant la portion la plus épaisse du disque 8, et délimitée par une face amont 16 et une face aval 18 20 toutes deux orthogonales à l'axe 6. La portion radiale interne élargie 14, également dénommée poireau , présente donc une épaisseur sensiblement constante selon la direction de l'axe 6, qui est égale à la longueur de l'alésage 12 dans cette même direction.In FIG. 1, it is possible to see the rotor part of the HP turbine situated downstream of a combustion chamber 2 of the turbojet engine. In this regard, it is noted that the following downstream and upstream notions 5 are to be considered with respect to a main direction of flow of gas through the turbomachine, schematically referenced by the arrow 4, this direction being substantially parallel to a longitudinal axis 6 of the turbojet corresponding 10 simultaneously to an axis of the module 1 and disks component. Indeed, the module 1 comprises a main rotor disk called blade support disc 8, of axis 6, passing through a system of axes 10 of the turbojet engine thanks to the presence of a bore 12. More precisely, this bore 12 is made in known manner at an enlarged inner radial portion 14, constituting the thickest portion of the disk 8, and delimited by an upstream face 16 and a downstream face 18 both orthogonal to the axis 6. The enlarged inner radial portion 14, also called leek, therefore has a substantially constant thickness in the direction of the axis 6, which is equal to the length of the bore 12 in the same direction.

25 Au niveau d'une portion d'extrémité radiale externe 20 du disque 8, se trouvent montées des aubes de turbine 22 à travers lesquelles les gaz s'échappant de la chambre de combustion 2 peuvent se détendre. Sur le flanc aval 23 du disque de support 30 d'aubes 8 est agencée une bride annulaire de liaison 24 servant à la fixation de ce disque 8 sur une partie 2907496 14 aval du module, non représentée. Comme visible sur la figure 1, la bride annulaire de liaison aval 24 fait saillie à partir du flanc aval 23 avec lequel elle est réalisée d'un seul tenant, au niveau d'une partie 5 située au-dessus de la portion radiale interne élargie 14. D'autre part, sur le flanc amont 26 du disque de support d'aubes 8 est agencée une autre bride annulaire de liaison 28 servant à la fixation de ce 10 disque 8 sur un autre module de turbomachine, et plus spécifiquement sur le compresseur haute pression, dit compresseur HP (non représenté), comprenant quant à lui une bride annulaire de liaison aval 30. Ici encore, comme visible sur la figure 1, la bride annulaire de 15 liaison amont 28 fait saillie à partir du flanc amont 26 avec lequel elle est réalisée d'un seul tenant, au niveau d'une partie située au-dessus de la portion radiale interne élargie 14. De plus, outre la fonction d'assemblage 20 avec le compresseur HP, cette bride annulaire de liaison amont 28 sert également au montage d'un disque labyrinthe 32 situé en amont du disque de support d'aubes 8, dont la fonction principale connue de l'homme du métier réside dans l'aide au refroidissement 25 de ce disque 8 et des aubes qu'il porte. En effet, le disque 32, comportant un ou plusieurs dispositifs annulaires d'étanchéité du type labyrinthe 34 tangentant le stator du module, permet de définir un espace annulaire de refroidissement 36 vers l'aval, 30 entre lui-même et le disque 8 à refroidir. Ainsi, l'air frais pénétrant au sein de cet espace 36 vient épouser 2907496 15 le flanc amont 26 du disque 8, avant de rejoindre radialement vers l'extérieur un circuit d'air à travers les aubes 22, comme montré schématiquement par la flèche 38 de la figure 1.At an outer radial end portion 20 of the disc 8, turbine blades 22 are mounted, through which gases escaping from the combustion chamber 2 can expand. On the downstream side 23 of the blade support disk 8 is arranged an annular connecting flange 24 for fixing the disk 8 on a downstream portion of the module, not shown. As can be seen in FIG. 1, the annular downstream connecting flange 24 projects from the downstream flank 23 with which it is made in one piece, at a portion 5 situated above the enlarged inner radial portion. 14. On the other hand, on the upstream flank 26 of the blade support disc 8 is arranged another annular connecting flange 28 serving to fix this disc 8 to another turbomachine module, and more specifically to the other. high pressure compressor, said HP compressor (not shown), comprising for its part an annular flange of downstream connection 30. Here again, as visible in FIG. 1, the upstream connecting annular flange 28 protrudes from the upstream side 26 with which it is made in one piece, at a portion located above the enlarged inner radial portion 14. In addition, besides the assembly function 20 with the HP compressor, this upstream connecting annular flange 28 also serves for mounting a labyrinth disk 32 located upstream of the blade support disk 8, whose main function known to those skilled in the art lies in the cooling aid 25 of the disk 8 and the blades it carries. Indeed, the disk 32, comprising one or more labyrinth-type annular sealing devices tangential to the stator of the module, makes it possible to define an annular cooling space 36 downstream, between itself and the disk 8. cool. Thus, the fresh air penetrating within this space 36 comes to match the upstream flank 26 of the disc 8, before radially outwardly joining an air circuit through the blades 22, as shown schematically by the arrow 38 of Figure 1.

5 Dans ce mode de réalisation préféré de la présente invention, le disque labyrinthe 32 est agencé entre les deux brides annulaires de liaison 28, 30, sur lesquelles il est monté fixement à l'aide de boulons 40 servant à l'assemblage des deux brides, et répartis 10 tout autour de l'axe 6. Le disque labyrinthe 32 traverse également le système d'axes 10 du turboréacteur, grâce à la présence d'un alésage 44. Plus précisément, cet alésage 44 est réalisé de façon connue au niveau d'une portion 15 radiale interne élargie 46, constituant la portion la plus épaisse du disque 32 et délimitée par une face amont 48 et une face aval 50 toutes deux orthogonales à l'axe 6. La portion radiale interne élargie 46, également dénommée poireau , présente donc une 20 épaisseur sensiblement constante selon la direction de l'axe 6, qui est égale à la longueur de l'alésage 44 dans cette même direction. L'une des particularités de la présente invention réside dans le fait d'agencer une bride 25 annulaire d'équilibrage 52, équipée de masses d'équilibrage 54, sur la portion radiale interne élargie 46. Plus précisément, cette bride annulaire d'équilibrage 52 est réalisée d'un seul tenant avec la portion radiale interne élargie 46 de laquelle elle 30 fait saillie vers l'amont puis radialement vers l'intérieur, à partir de la face 48. D'une façon 2907496 16 générale, la bride 52 et les masses 54 y étant rapportées de façon déterminée forment ensemble un système d'équilibrage de rotor de turbomachine 61. Etant donné que cette bride d'équilibrage 5 52 est distincte des brides de liaison indiquées ci-dessus, les masses d'équilibrage 54 peuvent alors être montées de façon définitive sur cette bride 52, antérieurement à l'opération de jonction du module 1 avec un autre module de turbomachine. Le fabriquant 10 d'un tel module 1 de turbomachine est par conséquent capable de garantir un montage satisfaisant du système d'équilibrage, en particulier des masses 54 sur la bride 52 à l'aide de boulons 56, car l'assemblage ultérieur de ce même module 1 avec un autre module de 15 turbomachine, en l'occurrence le compresseur HP, ne nécessite pas de démontage/montage des masses d'équilibrage déjà installées sur la bride 52 prévue à cet effet. Comme visible sur la figure 1, on peut 20 faire en sorte que la bride d'équilibrage 52 fasse saillie de la face 48 vers l'amont au niveau de l'extrémité radiale externe de celle-ci, à savoir au niveau de l'intersection de cette face 48 orthogonale à l'axe 6 avec le reste d'un flanc amont 58 de ce disque 25 32, opposé à un flanc aval 60 délimitant l'espace de refroidissement 36. Par conséquent, il doit être compris que la bride d'équilibrage 52 est dépourvue de fonction de liaison avec un autre élément de la turbomachine, que 30 ce soit d'un élément du même module 1 ou d'un module adjacent de la turbomachine, ce qui implique que sa 2907496 17 fonction réside uniquement dans le support des masses d'équilibrage 54. Ainsi, aucun élément de la turbomachine autre que les masses d'équilibrage 54 n'est fixé sur cette bride annulaire d'équilibrage 52, 5 qui, comme visible sur la figure 1, est disposée radialement intérieurement par rapport aux brides annulaires de liaison 28, 30 précitées servant au raccordement de la turbine HP sur le compresseur HP, ainsi qu'au support du disque labyrinthe 32. En référence à présent aux figures 2 à 4, on peut voir une première spécificité du système d'équilibrage 61, résidant dans la conception particulière de la bride annulaire d'équilibrage 52, d'axe 6, également dénommé axe de la bride annulaire. La bride annulaire d'équilibrage 52 comprend essentiellement deux portions jointives et décalées selon une direction radiale 62 de la bride, à savoir une âme annulaire 64 constituant la partie radiale externe de cette bride, et une portion percée 20 66 constituant la partie radiale interne de cette dernière. L'âme 64, ou portion principale de la bride 52, est pleine et intègre une portion annulaire de liaison 68 assurant le raccordement de la bride sur la face 48 de la portion radiale interne élargie 46 du 25 disque 32. L'âme 64 s'étend donc dans la direction radiale 62 suivant un premier sens 70 correspondant au sens allant vers l'intérieur, jusqu'à une zone dite de jonction schématisée par les pointillés 74 et séparant 30 cette âme 64 de la portion percée 66, la zone de jonction 74 prenant de préférence la forme d'un 10 15 2907496 18 cylindre fictif de section circulaire centré sur l'axe 6. A noter que le second sens 72 associé à la direction radiale 62 et montré sur les figures correspond à celui allant vers l'extérieur.In this preferred embodiment of the present invention, the labyrinth disk 32 is arranged between the two annular connecting flanges 28, 30, on which it is fixedly mounted by means of bolts 40 serving to assemble the two flanges. , and distributed 10 all around the axis 6. The labyrinth disk 32 also passes through the axis system 10 of the turbojet, thanks to the presence of a bore 44. More specifically, this bore 44 is made in a known manner at the an enlarged inner radial portion 46 constituting the thickest portion of the disk 32 and delimited by an upstream face 48 and a downstream face 50 both orthogonal to the axis 6. The enlarged inner radial portion 46, also called leek , therefore has a substantially constant thickness in the direction of the axis 6, which is equal to the length of the bore 44 in the same direction. One of the peculiarities of the present invention resides in the fact of arranging an annular balancing flange 52, equipped with balancing masses 54, on the enlarged inner radial portion 46. More specifically, this annular balancing flange 52 is integrally formed with the enlarged inner radial portion 46 from which it protrudes upstream and radially inward from the face 48. Generally, the flange 52 and the masses 54 reported therein in a defined manner together form a turbomachine rotor balancing system 61. Since this balancing flange 52 is distinct from the connecting flanges indicated above, the balancing masses 54 can then be mounted permanently on this flange 52, prior to the junction operation of the module 1 with another turbomachine module. The manufacturer 10 of such a turbomachine module 1 is therefore able to guarantee a satisfactory mounting of the balancing system, in particular masses 54 on the flange 52 by means of bolts 56, since the subsequent assembly of this the same module 1 with another turbine engine module, in this case the HP compressor, does not require disassembly / assembly balancing weights already installed on the flange 52 provided for this purpose. As can be seen in FIG. 1, it is possible for the balancing flange 52 to protrude from the face 48 upstream at the radial outer end thereof, namely at the level of the intersection of this face 48 orthogonal to the axis 6 with the rest of an upstream flank 58 of the disc 32 32, opposite a downstream flank 60 defining the cooling space 36. Therefore, it should be understood that the flange The balancing device 52 is devoid of any function of connection with another element of the turbomachine, whether of an element of the same module 1 or of an adjacent module of the turbomachine, which implies that its function resides solely in the support of the balancing masses 54. Thus, no element of the turbomachine other than the balancing masses 54 is fixed on this annular balancing flange 52, which, as can be seen in FIG. 1, is arranged radially internally with respect to the annular flanges of liai 28, 30 above for connecting the HP turbine to the HP compressor, as well as to the labyrinth disk support 32. Referring now to FIGS. 2 to 4, a first specificity of the balancing system 61 can be seen, residing in the particular design of the annular balancing flange 52, axis 6, also called axis of the annular flange. The annular balancing flange 52 essentially comprises two contiguous portions offset in a radial direction 62 of the flange, namely an annular core 64 constituting the radial outer portion of this flange, and a pierced portion 66 constituting the internal radial portion of the flange. the latter. The core 64, or main portion of the flange 52, is solid and incorporates an annular connecting portion 68 ensuring the connection of the flange to the face 48 of the enlarged inner radial portion 46 of the disc 32. The core 64 s therefore extends in the radial direction 62 in a first direction 70 corresponding to the direction going inwards, to a so-called junction zone schematized by the dashed lines 74 and separating this core 64 from the pierced portion 66, the zone of junction 74 preferably taking the form of a fictitious cylinder of circular section centered on the axis 6. Note that the second direction 72 associated with the radial direction 62 and shown in the figures corresponds to the one going towards the 'outside.

5 La portion percée annulaire 66 s'étend donc radialement à partir de la zone de jonction 74, dans le premier sens 70, jusqu'à une extrémité radiale libre de bride 76. Cette portion 66 intègre donc des passages traversants 78 qui s'étendent chacun radialement à 10 partir de la zone de jonction 74, dans le premier sens 70 vers l'extrémité radiale libre de bride 76. Ici, les passages 78 prennent la forme de festons, à savoir qu'ils s'étendent radialement sur toute la portion percée annulaire 66, puisqu'ils débouchent radialement 15 vers l'intérieur au niveau de l'extrémité radiale libre de bride 76. En d'autres termes, ils présentent chacun un contour ouvert, contrairement à un trou présentant un contour fermé. A ce titre, les passages 78 pourraient alternativement prendre la forme de trou, 20 sans sortir du cadre de la présente invention. De plus, il est indiqué que chaque passage traversant 78 présente un sommet radial 80 selon le second sens 72, sommet qui appartient à la zone de jonction 74 précitée.The annular pierced portion 66 thus extends radially from the junction zone 74, in the first direction 70, to a radial free end of the flange 76. This portion 66 therefore incorporates through-passages 78 which extend each radially from the junction zone 74, in the first direction 70 towards the radial free end of the flange 76. Here, the passages 78 take the form of festoons, namely that they extend radially over the entire annular pierced portion 66, since they open radially inwards at the free radial end of flange 76. In other words, they each have an open contour, unlike a hole having a closed contour. As such, the passages 78 could alternatively take the form of a hole, without departing from the scope of the present invention. In addition, it is indicated that each through passage 78 has a radial crown 80 along the second direction 72, which vertex belongs to the aforementioned junction zone 74.

25 Plus précisément en référence à la figure 4, on peut apercevoir que les passages 78 servant à la traversée des boulons 56 disposent tous d'une forme et de dimensions sensiblement identiques, de sorte qu'en section transversale de la bride passant par ces 30 passages traversants 78, ou encore dans la vue en coupe transversale de cette figure 4, la zone de jonction 74 2907496 19 prend la forme d'un cercle centré sur l'axe 6. De plus, on peut voir que le sommet radial 80 de chaque passage traversant 78 prend la forme d'un point appartenant au cercle 74, étant donné que le fond de chacun des 5 festons 78 dispose préférentiellement d'une légère courbure orientée radialement vers l'intérieur, selon le premier sens 70. A cet égard, il est précisé comme cela est montré sur la figure 3 assimilable à une coupe diamétrale ou radiale, que ce sommet radial 80 prend 10 dans cette coupe la forme d'un segment de droite préférentiellement parallèle à l'axe 6 (non représenté) et s'étendant sur toute la longueur du passage 78 selon la direction de ce même axe. En outre, ce même segment de droite 80 appartient entièrement à la zone de 15 jonction 74. La figure 3 montre que les masses d'équilibrage 54 (une seule visible sur la figure 3) sont montées fixement sur la bride d'équilibrage 52 par l'intermédiaire d'un ouplusieurs assemblages vis/écrou 20 56 traversant chacun l'un des passages 78, chaque masse 54 étant préférentiellement rapportée sur la bride 52 à l'aide de deux assemblages vis/écrou 56 traversant respectivement deux passages 78 directement consécutifs dans la direction tangentielle de la bride 52, tel que 25 cela sera détaillé ultérieurement. En outre, l'assemblage 56 comporte donc une vis 84 présentant une tête de vis 86 en appui contre une première face 90 ou face aval de la bride 52, sensiblement orthogonale à l'axe 6 et faisant face à la 30 face 48 du disque labyrinthe 32. L'assemblage comprend également un écrou 88 monté sur une portion filetée de 2907496 20 la vis, cet écrou 88 étant en appui contre une face extérieur de la masse 54 associée, dont une face intérieure est quant à elle en appui contre une seconde face 92 ou face amont de la bride 52, sensiblement 5 orthogonale à l'axe 6 et opposée à la première face 90. Ainsi, de l'amont vers l'aval, il est prévu un empilement de l'écrou 88, de la masse 54, de la bride 52, et enfin de la tête de vis 86, ces éléments étant de préférence en contact deux à deux.More specifically with reference to FIG. 4, it can be seen that the passages 78 for passing through the bolts 56 all have a substantially identical shape and size, so that in cross-section of the flange passing through them 78, or in the cross-sectional view of this FIG. 4, the junction zone 74 takes the form of a circle centered on the axis 6. In addition, it can be seen that the radial vertex 80 of FIG. each through-passage 78 takes the form of a point belonging to the circle 74, since the bottom of each of the 5 scallops 78 preferably has a slight curvature oriented radially inwards, according to the first direction 70. In this respect , it is specified as shown in FIG. 3 comparable to a diametral or radial cut, that this radial vertex 80 takes this section in the form of a segment of a straight line preferentially parallel to the axis 6 (not shown e) and extending over the entire length of the passage 78 in the direction of this same axis. Furthermore, this same line segment 80 belongs entirely to the junction zone 74. FIG. 3 shows that the balancing masses 54 (only one visible in FIG. 3) are fixedly mounted on the balancing flange 52 by via one or more screw / nut assemblies 20 56 each passing through one of the passages 78, each mass 54 preferably being attached to the flange 52 by means of two screw / nut assemblies 56 respectively passing through two directly consecutive passages 78, respectively in the tangential direction of the flange 52, as will be detailed later. In addition, the assembly 56 thus comprises a screw 84 having a screw head 86 bearing against a first face 90 or downstream face of the flange 52, substantially orthogonal to the axis 6 and facing the face 48 of the disc The assembly also comprises a nut 88 mounted on a threaded portion of the screw, this nut 88 being in abutment against an outer face of the associated mass 54, an inner face of which bears against a second face 92 or upstream face of the flange 52, substantially orthogonal to the axis 6 and opposite to the first face 90. Thus, from upstream to downstream, there is provided a stack of the nut 88, the mass 54, the flange 52, and finally the screw head 86, these elements preferably being in contact two by two.

10 Comme cela est montré sur les figures 2 à 4, pour éviter de contraindre trop fortement la bride 52 au niveau de chaque sommet radial de passage 80, il est proposé de déporter les contraintes axiales dues au serrage de l'assemblage vis/écrou 56 traversant le 15 passage en question, en pratiquant des évidements judicieusement positionnés. Effectivement, pour chacun des festons 78, la bride d'équilibrage 52 présente sur sa première face 90 un premier évidement 94 passant par le sommet radial 20 80 fortement contraint tangentiellement, et s'étendant le long de la zone de jonction 74, ainsi que radialement de part et d'autre de celle-ci. En d'autres termes, l'évidement 94 s'étend à la fois sur l'âme annulaire 64 et la portion percée 66, de sorte que l'on 25 peut alors considérer qu'il débouche dans le feston concerné 78. Comme montré sur la figure 3, le premier évidement 94 étant dépourvu de contact avec la tête de vis 86, l'appui de cette dernière sur la bride d'équilibrage 52 se fait donc sur la première face 90 à 30 distance du sommet radial 80 fortement contraint tangentiellement, ce qui permet de n'appliquer 2907496 21 quasiment aucune contrainte axiale au niveau de ce même sommet 80. La contrainte axiale appliquée sur la bride 52 et due au serrage de l'assemblage 56 est donc avantageusement déportée radialement dans le second 5 sens 72, au coeur de l'âme annulaire 64 contre laquelle la tête de vis 86 est en appui. A titre indicatif, l'évidement 94 est de préférence réalisé suffisamment profondément dans le premier sens 70, de manière à recouvrir la totalité du 10 fond incurvé du feston 78. Ainsi, en poursuivant dans ce même premier sens 70, la tête de vis 86 peut retrouver le contact avec le contour du feston 78, contrairement à ce qui est recherché autour de la zone du sommet radial 80.As shown in FIGS. 2 to 4, in order to avoid forcing the flange 52 too tightly at each radial aperture 80, it is proposed to deport the axial stresses due to the tightening of the screw / nut assembly 56 crossing the passage in question, practicing carefully positioned recesses. Indeed, for each of the festoons 78, the balancing flange 52 has on its first face 90 a first recess 94 passing through the radial vertex 80 strongly constrained tangentially, and extending along the junction zone 74, as well as radially on either side of it. In other words, the recess 94 extends both on the annular core 64 and the pierced portion 66, so that it can then be considered that it opens into the relevant festoon 78. As shown in FIG. 3, the first recess 94 being devoid of contact with the screw head 86, the support of the latter on the balancing flange 52 is thus on the first face 90 at a distance from the strongly constrained radial vertex 80 tangentially, which makes it possible to apply almost no axial stress at this same vertex 80. The axial stress applied to the flange 52 and due to the clamping of the assembly 56 is therefore advantageously offset radially in the second direction. 72, in the heart of the annular core 64 against which the screw head 86 is supported. As an indication, the recess 94 is preferably made sufficiently deep in the first direction 70, so as to cover the entire curved bottom of the festoon 78. Thus, by continuing in this same first direction 70, the screw head 86 can regain contact with the contour of the festoon 78, contrary to what is sought around the radial crown area 80.

15 Pour des raisons de facilité de fabrication et comme cela est le mieux visible sur la figure 4, les premiers évidements 94 sont préférentiellement constitués par une unique rainure circulaire 96 pratiquée sur la première face 90, cette rainure 96, de 20 préférence de section semi-circulaire, étant centrée sur l'axe 6 et suivant la zone de jonction 74 en forme de cercle. D'une manière analogue qui sera moins détaillée ci-dessous, la bride d'équilibrage 52 25 présente également sur sa seconde face 92, pour chaque feston 78, un second évidement 98 passant par son sommet radial 80 et s'étendant de part et d'autre de la zone de jonction 74, ce second évidement 98 étant dépourvu de contact avec la masse d'équilibrage 52. Ici 30 encore, la totalité des seconds évidements 98 de la face 92 peut être réalisée par une unique rainure 2907496 22 circulaire 99 pratiquée sur cette seconde face 92, cette rainure 99, de préférence de section semi-circulaire, étant centrée sur l'axe 6 et suivant la zone de jonction 74 en forme de cercle. D'une manière 5 générale, il existe une identité entre les premiers évidements 94 et les seconds évidements 98, puisque ceux-ci sont préférentiellement symétriques par rapport à un plan transversal donné. Comme montré sur la figure 3, chaque second 10 évidement 98 étant dépourvu de contact avec la masse 54, l'appui de cette dernière sur la bride d'équilibrage 52 se fait donc sur la seconde face 92 à distance du sommet radial 80 fortement contraint tangentiellement, ce qui permet de n'appliquer 15 quasiment aucune contrainte axiale au niveau de ce même sommet 80. La contrainte axiale appliquée sur la bride 52 et due au serrage de l'assemblage 56 est donc avantageusement déportée radialement dans le second sens 72, au coeur de l'âme annulaire 64 contre laquelle 20 la tête de vis 86 est en appui. A présent en référence à la figure 5 montrant une seconde spécificité de la présente invention, de préférence combinée à la première spécificité décrite ci-dessus en référence aux figures 25 2 à 4, on peut voir que chaque masse 54 (une seule étant représentée schématiquement en pointillés) est montée fixement sur la bride d'équilibrage 52 à l'aide de deux assemblages vis/écrou. Effectivement, il est prévu un premier 30 assemblage vis/écrou référencé 56a comprenant une première vis 84 traversant un premier passage 78, ainsi 2907496 23 qu'un second assemblage vis/écrou référencé 56b comprenant également une seconde vis 84 traversant un second passage 78, décalé du premier passage 78 selon un premier sens 104 de la direction tangentielle 102, 5 ce premier sens 104 opposé à un second sens 106 correspondant donc au sens horaire sur la figure 5. Comme cela est schématisé pour le second passage 78 prenant la forme d'un feston, tout en étant applicable à l'ensemble des passages traversants 78, il 10 est noté qu'en section transversale de la bride passant par ces passages traversants 78, ou encore dans la vue en coupe transversale de la figure 5, une portion d'extrémité radiale 108 du passage considérée selon le second sens 72 est constituée par un arc de cercle 110 15 de rayon R1, de part et d'autre duquel se trouvent deux arcs de cercle 112 de rayon R2 inférieur au rayon R1. Plus précisément, l'arc de cercle 110 constitue la majeure partie de cette portion d'extrémité radiale 108, et intègre en son centre le sommet radial 80 20 précité. D'autre part, le rayon R1 des deux arcs de cercle 112 qui délimitent la portion d'extrémité radiale 108 est sensiblement identique au rayon de la vis 84, ce qui permet éventuellement d'obtenir un contact surfacique entre la vis 84 et l'un de ces deux 25 arcs de cercle 112. De préférence, le feston 78 présente un axe de symétrie 114 s'étendant radialement, c'est-à-dire selon la direction 62, cet axe de symétrie 114 passant donc par l'axe de disque 6 et le sommet radial 80. Par 30 conséquent, les deux arcs de cercle 112 sont donc symétriques par rapport à l'axe 114, et peuvent chacun 2907496 24 faire partie intégrante d'un flanc d'extrémité tangentielle du passage. A cet égard, chacun des deux passages 78 présente un premier flanc d'extrémité tangentielle 116, 5 de préférence initié au niveau de la jonction entre l'arc de cercle central 110 et l'arc de cercle 112 situé le plus à l'extrémité dans le second sens 106, et qui se poursuit de façon connue par une portion plane sensiblement droite et parallèle à la direction radiale 10 62 et à l'axe de symétrie 114, jusqu'à l'extrémité radiale libre de bride 76. De manière analogue, chacun des deux passages 78 présente un second flanc d'extrémité tangentielle 118, de préférence initié au niveau de la jonction entre l'arc de cercle central 110 15 et l'arc de cercle 112 situé le plus à l'extrémité dans le premier sens 104, et qui se poursuit également par une portion plane sensiblement droite et parallèle à la direction radiale 62 et à l'axe de symétrie 114, jusqu'à l'extrémité radiale libre de bride 76.For reasons of ease of manufacture and as is best seen in FIG. 4, the first recesses 94 are preferentially constituted by a single circular groove 96 made on the first face 90, this groove 96, preferably of semi section. -circulaire, being centered on the axis 6 and following the junction zone 74 in the form of a circle. In a similar manner which will be less detailed below, the balancing flange 52 also has on its second face 92, for each festoon 78, a second recess 98 passing through its radial crown 80 and extending from one side to the other. the second recess 98 being free of contact with the balancing mass 52. Here again, all the second recesses 98 of the face 92 may be made by a single circular groove 2907496 22 99 practiced on this second face 92, this groove 99, preferably of semicircular section, being centered on the axis 6 and following the junction zone 74 in the form of a circle. In general, there is an identity between the first recesses 94 and the second recesses 98, since these are preferably symmetrical with respect to a given transverse plane. As shown in FIG. 3, each second recess 98 being devoid of contact with the mass 54, the support of the latter on the balancing flange 52 is therefore on the second face 92 at a distance from the strongly constricted radial vertex 80. tangentially, which allows to apply almost no axial stress at the same vertex 80. The axial stress applied to the flange 52 and due to the clamping of the assembly 56 is advantageously offset radially in the second direction 72, at the heart of the annular core 64 against which the screw head 86 is supported. Referring now to FIG. 5 showing a second specificity of the present invention, preferably combined with the first specificity described above with reference to FIGS. 2 to 4, it can be seen that each mass 54 (only one being shown diagrammatically dashed) is fixedly mounted on the balancing flange 52 by means of two screw / nut assemblies. Indeed, there is provided a first screw / nut assembly 56a comprising a first screw 84 passing through a first passage 78, and a second screw / nut assembly 56b also comprising a second screw 84 passing through a second passage 78, offset from the first passage 78 in a first direction 104 of the tangential direction 102, this first direction 104 opposite a second direction 106 therefore corresponding to the clockwise direction in FIG. 5. As is schematized for the second passage 78 taking the form of a festoon, while being applicable to all through passages 78, it is noted that in cross section of the flange passing through these through passages 78, or again in the cross-sectional view of FIG. radial end portion 108 of the passage considered in the second direction 72 is formed by a circular arc 110 15 of radius R1, on either side of which are two circular arcs 112 of radius R2 less than radius R1. More precisely, the circular arc 110 constitutes the major part of this radial end portion 108, and integrates at its center the aforementioned radial crown 80. On the other hand, the radius R1 of the two circular arcs 112 which delimit the radial end portion 108 is substantially identical to the radius of the screw 84, which possibly makes it possible to obtain a surface contact between the screw 84 and the one of these two circular arcs 112. Preferably, the festoon 78 has an axis of symmetry 114 extending radially, that is to say in the direction 62, this axis of symmetry 114 thus passing through the axis As a result, the two circular arcs 112 are therefore symmetrical with respect to the axis 114, and can each be integral with a tangential end flank of the passageway. In this regard, each of the two passages 78 has a first tangential end flank 116, preferably initiated at the junction between the central circular arc 110 and the arc of the circle 112 located at the end. in the second direction 106, and which continues in known manner by a flat portion substantially straight and parallel to the radial direction 62 62 and the axis of symmetry 114, to the free radial end of the flange 76. Similarly, each of the two passages 78 has a second tangential end flank 118, preferably initiated at the junction between the central circular arc 110 and the innermost arc 112 first direction 104, and which also continues with a flat portion substantially straight and parallel to the radial direction 62 and the axis of symmetry 114, to the free radial end of flange 76.

20 L'une des particularités de cette configuration réside dans le fait de prévoir chaque vis 84 de diamètre plus faible que la largeur tangentielle du feston 78 qu'elle traverse, de sorte que la portion d'extrémité radiale 108 s'étende sur une distance 25 tangentielle importante permettant de réduire la concentration de contraintes sur et à proximité du sommet radial 80, notamment grâce à sa forme évolutive et adoucie. A ce titre, on prévoit donc qu'une distance tangentielle maximale D entre les deux flancs 30 d'extrémité tangentielle 116, 118, correspondant à la distance constante entre les deux portions planes de 2907496 25 ces flancs 116, 118, est supérieure à une longueur tangentielle maximale d de ladite vis 84 sensiblement identique à la valeur du diamètre de celle-ci, le rapport D/d étant compris entre 1,2 et 2, et de 5 préférence proche de 1,5. De plus, pour assurer le maintien tangentiel de la masse 54 sur la bride d'équilibrage 52, il est tout d'abord prévu que la première vis 84 du premier assemblage 56a soit en appui contre le premier 10 flanc d'extrémité tangentielle 116 du premier passage traversant 78, et plus précisément en appui et contact contre la portion plane de ce flanc 116, à proximité de la jonction avec l'arc de cercle 112 comme montré sur la figure 5. Ainsi, la vis n'est plus au contact de cet 15 arc de cercle 112, ni au contact de l'arc de cercle central 110 intégrant le sommet radial 80. Par ailleurs, en raison du dimensionnement particulier des différents éléments ci-dessus, la première vis 84 se situe donc à distance du second flanc d'extrémité 20 tangentielle 118 duquel elle est décalée tangentiellement selon le second sens 106. Cette disposition permet naturellement de maintenir la masse 54 traversée quasiment sans jeu par la vis 84, dans le second sens 106 par rapport à la bride 52.One of the peculiarities of this configuration lies in the fact of providing each screw 84 of diameter smaller than the tangential width of the festoon 78 which it passes through, so that the radial end portion 108 extends over a distance 25 substantial tangential to reduce the concentration of stress on and near the radial apex 80, especially thanks to its progressive shape and softened. As such, it is therefore expected that a maximum tangential distance D between the two tangential end flanks 116, 118, corresponding to the constant distance between the two planar portions of these flanks 116, 118, is greater than one. maximum tangential length d of said screw 84 substantially identical to the value of the diameter thereof, the ratio D / d being between 1.2 and 2, and preferably close to 1.5. In addition, to ensure the tangential maintenance of the mass 54 on the balancing flange 52, it is firstly provided that the first screw 84 of the first assembly 56a bears against the first tangential end flank 116 of the first through passage 78, and more precisely in support and contact against the flat portion of this flank 116, near the junction with the arc 112 as shown in Figure 5. Thus, the screw is no longer in contact of this circular arc 112, or in contact with the central circular arc 110 incorporating the radial vertex 80. Furthermore, because of the particular dimensioning of the various elements above, the first screw 84 is therefore at a distance from the second tangential end flank 118 from which it is offset tangentially in the second direction 106. This arrangement naturally allows to maintain the mass 54 traversed almost without play by the screw 84, in the second direction 106 relative to the flange 52.

25 De manière analogue, il est aussi prévu que la seconde vis 84 du second assemblage 56b soit en appui contre le second flanc d'extrémité tangentielle 118 du second passage traversant 78, et plus précisément en appui et contact contre la portion plane 30 de ce flanc 118, à proximité de la jonction avec l'arc de cercle 112 comme montré sur la figure 5. Ainsi, la 2907496 26 vis n'est plus au contact de cet arc de cercle 112, ni au contact de l'arc de cercle central 110 intégrant le sommet radial 80. Par ailleurs, toujours en raison du dimensionnement particulier des différents éléments ci- 5 dessus, la seconde vis 84 se situe donc à distance du premier flanc d'extrémité tangentielle 116 duquel elle est décalée tangentiellement selon le premier sens 104. Cette disposition permet naturellement de maintenir la masse 54 également traversée quasiment sans jeu par la 10 seconde vis 84, dans le premier sens 104 par rapport à la bride 52. Enfin, pour traduire le positionnement excentré des vis 84 dans leurs passages respectifs, on apercevoir sur la figure 5 qu'un axe de vis 120 de 15 la première vis est décalé tangentiellement dans le second sens 106 par rapport à l'axe de symétrie 114 du premier passage, tandis qu'un axe de vis 120 de la seconde vis 84 est décalé tangentiellement dans le premier sens 104 par rapport à l'axe de symétrie 114 du 20 second passage. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui viennent d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs. A cet égard, il est 25 noté que si les modes de réalisation préférés ont été décrits et représentés avec des passages traversants prenant la forme de festons, ces passages peuvent alternativement être réalisés à l'aide de simples trous à travers la bride d'équilibrage, sans sortir du cadre 30 de l'invention.Similarly, it is also provided that the second screw 84 of the second assembly 56b bears against the second tangential end flank 118 of the second through-passage 78, and more specifically by bearing and contact against the flat portion 30 of this flank 118, near the junction with the arc 112 as shown in FIG. 5. Thus, the screw 267 is no longer in contact with this arc 112 or in contact with the arc of a circle central 110 integrating the radial crown 80. Moreover, still because of the particular dimensioning of the various elements above, the second screw 84 is located at a distance from the first tangential end flank 116 of which it is shifted tangentially according to the first This arrangement naturally allows the mass 54 to be traversed almost without clearance by the second screw 84, in the first direction 104 with respect to the flange 52. Finally, to translate the position eccentric screws 84 in their respective passages, we see in Figure 5 that a screw axis 120 of the first screw is shifted tangentially in the second direction 106 relative to the axis of symmetry 114 of the first pass, while that a screw axis 120 of the second screw 84 is shifted tangentially in the first direction 104 with respect to the symmetry axis 114 of the second passage. Of course, various modifications may be made by those skilled in the art to the invention which have just been described, solely by way of non-limiting examples. In this regard, it is noted that if the preferred embodiments have been described and shown with through-passages in the form of festoons, these passages may alternatively be made by means of simple holes through the balancing flange. without departing from the scope of the invention.

Claims

A turbomachine rotor disk (8, 32) comprising an enlarged inner radial portion (46) of bore definition (44), characterized in that said enlarged inner radial portion (46) carries an annular balancing flange ( 52) equipped with balancing masses (54).

2. Turbomachine rotor disk (8, 32) according to claim 1, characterized in that said enlarged inner radial portion (46) and said annular balancing flange (52) are made in one piece.

A turbomachine rotor disc (8, 32) according to claim 1 or claim 2, characterized in that said annular balancing flange (52) projects from said enlarged inner radial portion (46) from a face (48) thereof arranged orthogonally with respect to a disk axis (6).

4. rotor disc (8, 32) of a turbomachine according to any one of the preceding claims, characterized in that said annular balancing flange (52) and said balancing masses (54) attached thereto form a balancing system (61). 2907496 28

5. Turbomachine rotor disc (8, 32) according to claim 4, characterized in that said balancing system (61) comprises said annular balancing flange (52) provided with an annular core (64) delimited radially in a first direction (70) by a junction region (74) from which extends radially in said first direction (70) through passages (78) to a radial free end of flange (76), each through passage 10 having a radial crown (80), in a second direction (72) opposite said first direction (70), belonging to said junction zone (74), said system further comprising said balancing masses (54) mounted fixed on said balancing flange (52) via at least one screw / nut assembly (56) passing through one of said passages (78), one of said elements taken from the nut (88) and the screw head (86) bearing against a first face (90) of said balancing flange (5) 2) and said balancing mass (54) bearing against a second face (92) of said balancing flange, opposite to the first face (90), and in that for each of said through-passages (78) ), said balancing flange (52) has on its first face (90) a first recess (94) passing through said radial apex (80) and extending on either side of said junction zone (74). ), said first recess (94) being free from contact with said one of the nut (88) and the screw head (86), said balancing flange (52) having on its second face (92) a second recess (98) passing through said radial apex (80) and extending on either side of said joining zone (74), said second recess (98) being free from contact with said balancing mass (54). 5

Turbomachine rotor disk (8, 32) according to claim 5, characterized in that in cross section of the flange passing through said through passages (78), said junction zone (74) 10 takes the form of a circle centered on a disk axis (6).

7. Turbomachine rotor disk (8, 32) according to claim 6, characterized in that in cross section of the flange passing through said through passages (78), said radial apex (80) of each through passage takes the form of a point belonging to said circle (74) centered on the disk axis (6). 20

A turbomachine rotor disk (8, 32) according to claim 6 or claim 7, characterized in that said first recesses (94) are constituted by a single circular groove (96) made on said first face (90). centrally on the disk axis (6), and in that the second recesses (98) are constituted by a single circular groove (99) formed on said second face (92) centrally on the axis disc (6). 30 36-

9.. A turbomachine rotor disk (8, 32) according to any one of claims 4 to 8, characterized in that said balancing system (61) comprises the balancing flange (52) provided with a plurality of through passages (78), said system further comprising balance weights (54) each fixedly mounted to said balancing flange (52) through a first (56a) and a second (56b) screw / nut assemblies having respectively a first screw and a second screw (84, 84) passing respectively directly consecutive first and second passages (78, 78), each of said passages (78, 78) presenting a first (116) and a second (118) tangential end flanks located on either side of the screw of said associated screw / nut assembly, said second tangential end flank (116) being offset tangentially from the first flank of tangential end (118) in a first direction (104) and said First through passage (78) being tangentially offset from said second through passage (78) in a second direction (106) opposite the first direction, and in that said first screw (84) bears against said first end flank tangential (116) of said first through passage (78) and away from said second tangential end flank (118), and in that said second screw (84) bears against said second tangential end flank (118) of said second through passage (78) and remote from said first tangential end flank (116). 2907496 31

A turbomachine rotor disk (8, 32) according to claim 9, characterized in that in a cross section of the flange passing through said through passages (78), for each of said through passages (78), a maximum distance (D) in the tangential direction (102) between the two tangential end flanks (116, 118) is greater than a maximum length (d) of said screw (84) in the same tangential direction, so that the ratio D / d is between 1.2 and 2.

A turbomachine rotor disc (8, 32) according to claim 9 or claim 10, characterized in that in cross-section of the flange passing through said through-passages (78), each of said through-passages (78) presents a radially extending axis of symmetry (114), and in that a screw axis (120) of said screw (84) passing through said passage (78) is offset tangentially from said axis of symmetry (114).

12. Turbomachine rotor disc (8, 32) according to any one of claims 9 to 11, characterized in that in cross section of the flange passing through said through passages (78), each of said through-passages (78) ) has a radial end portion (108) consisting of an arc (110) of radius (R1) on either side of which there are respectively two arcs (112, 112) of radius (R2) less than the radius (R1). 2907496 32

13. Turbomachine rotor disk (8, 32) according to any one of the preceding claims, characterized in that it is a blade support disk (8) or a labyrinth disk (32).

14. Module (1) turbomachine characterized in that it comprises at least one rotor disk (8, 32) according to any one of the preceding claims.

15. Turbomachine module (1) according to claim 14, characterized in that it comprises a blade support disc (8) and a labyrinth disc (32) associated therewith, only said enlarged inner radial portion ( 46) of said labyrinth disk (32) carrying said annular balancing flange (52) equipped with balance weights (54). 20

16. Module (1) turbomachine according to claim 14 or claim 15, characterized in that it is a turbine or a turbomachine compressor. 25

17. Turbomachine comprising at least one module (1) according to any one of claims 14 to 16. 30