FR2915511A1 - Limitation de survitesse du rotor d'une turbine de turbomachine - Google Patents
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Abstract
Turbine de turbomachine, comprenant un rotor formé de disques (18) montés sur un arbre de turbine et portant des aubes (22), et des moyens de freinage du rotor en cas de rupture de l'arbre de turbine, les moyens de freinage comprenant un premier organe (50) porté par un disque du rotor et comportant une première surface tronconique (46) centrée sur l'axe longitudinal de la turbine, et un second organe (52) porté par un élément fixe (34) de la turbine et comportant une seconde surface tronconique (48) positionnée en regard de la première surface tronconique (46), la première surface (46) étant destinée à coopérer par frottement avec la seconde surface (48) au début d'un déplacement vers l'aval du rotor après rupture de l'arbre de turbine, caractérisée en ce que les surfaces tronconiques (46, 48) sont inclinées d'un angle a compris entre 15 degrés et 40 degrés environ, par rapport à un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal de la turbine.
Description
1 Limitation de survitesse du rotor d'une turbine de turbomachine
La présente invention concerne la limitation de survitesse du rotor d'une turbine dans une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, dans le cas d'une rupture de l'arbre de turbine, phénomène rarissime mais dont les conséquences peuvent être désastreuses. A la rupture de cet arbre, le rotor de la turbine se retrouve désaccouplé de la soufflante qui limitait sa vitesse de rotation mais les aubes mobiles de la turbine continuent d'être entraînées en rotation par les gaz sortant de la chambre de combustion de la turbomachine. La turbine passe alors en survitesse et atteint, selon la taille de la turbine, un régime de rotation de l'ordre de 120 à 170% du régime maximal autorisé de fonctionnement, ce qui soumet le rotor à des forces centrifuges excessives susceptibles de provoquer son éclatement, avec des risques de perforation du carter externe de la turbine et aussi de la carlingue de l'avion équipé de cette turbomachine. La limitation de survitesse de turbine est donc une contrainte impérative à respecter dans les turbomachines. D'un point de vue général, les turbines sont dimensionnées pour pouvoir supporter les contraintes mécaniques du régime de survitesse, mais cela conduit généralement à augmenter leur masse et leur inertie au détriment de leurs performances. Dans le cas de moteurs de grande taille, dont le régime de survitesse ne dépasse pas 120 à 130% du régime maximal de fonctionnement, l'augmentation de masse nécessaire reste relativement faible et la diminution de performances qui en résulte peut être acceptable. En revanche, dans les petits moteurs, le régime de survitesse peut atteindre 170% du régime maximal de fonctionnement, ce qui nécessite une augmentation de masse très importante conduisant à une forte diminution des performances de la turbine. Diverses solutions ont donc été proposées afin de limiter le régime atteint par la turbine en survitesse, de manière à réduire la masse du rotor de la turbine. On a ainsi proposé de détruire les aubes mobiles de la turbine afin d'empêcher le rotor de la turbine de passer en survitesse, par exemple en disposant des moyens de cisaillement sur le trajet de ces aubes lors de leur déplacement vers l'aval après rupture de l'arbre de turbine. Cependant, ces solutions se sont révélées insuffisamment rapides et peu efficaces dans le cas de petits moteurs qui, du fait de leur faible inertie, atteignent les plus hauts régimes de survitesse en un temps très court, et dont les aubes sont plus petites et donc plus difficiles à détruire. On a également proposé dans le document EP0374003 de freiner le rotor de la turbine par le frottement d'une surface tronconique d'un premier organe annulaire porté par le disque du dernier étage aval du rotor, contre une surface tronconique de forme sensiblement conjuguée formée sur un second organe annulaire porté par le carter d'échappement de la turbomachine. Les deux surfaces sont légèrement espacées axialement en fonctionnement normal, le recul vers l'aval du rotor consécutif à une rupture de l'arbre de turbine amène la surface tronconique de l'organe porté par le rotor au contact de la surface tronconique de l'organe porté par le carter d'échappement, de sorte que la surface tournante portée par le rotor frotte contre la surface statique portée par le carter d'échappement et freine ainsi le rotor. Chacun des organes annulaires constitue en outre un moyen de guidage de l'autre organe annulaire lorsque ces deux organes sont appliqués l'un sur l'autre, du fait de la géométrie tronconique des surfaces de frottement, ce qui permet d'éviter tout risque de désaxement ou désorbitage du rotor après une rupture de l'arbre de turbine. Toutefois, il s'est avéré que l'échauffement important généré par le frottement des surfaces tronconiques était susceptible de provoquer la fusion des matériaux formant les organes précités, induisant alors la formation d'un film de métal liquide entre les deux surfaces, risquant d'amoindrir considérablement l'efficacité du freinage. La fusion de matière se traduit en outre par une consommation de matière susceptible de réduire à néant les organes de freinage. L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces problèmes, permettant d'éviter les inconvénients de la technique connue. L'invention a aussi pour but de répondre de façon plus satisfaisante aux exigences de fiabilité et de rapidité de la limitation de survitesse d'une turbine dans une turbomachine. Elle propose à cet effet une turbine de turbomachine, comprenant un rotor formé de disques montés sur un arbre de turbine et portant des aubes, et des moyens de freinage du rotor en cas de rupture de l'arbre de turbine, les moyens de freinage comprenant un premier organe annulaire porté par un disque du rotor et comportant une première surface tronconique centrée sur l'axe longitudinal de la turbine, et un second organe annulaire porté par un élément fixe de la turbine et comportant une seconde surface tronconique positionnée en regard de la première surface tronconique, la première surface étant destinée à coopérer par frottement avec la seconde surface au début d'un déplacement vers l'aval du rotor après rupture de l'arbre de turbine, caractérisée en ce que les surfaces tronconiques sont inclinées d'un angle a compris entre 15 degrés et 40 degrés environ, par rapport à un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal de la turbine. Le frottement des surfaces tronconiques génère une quantité importante de chaleur qui augmente la température des organes précités, cette température pouvant dépasser la température de fusion des matériaux composant ces organes. Dans ce cas, comme cela a été évoqué précédemment, la chaleur générée provoque la fusion de la matière et la formation d'un film liquide entre les deux surfaces de frottement. L'angle a d'inclinaison des surfaces tronconiques choisi dans l'intervalle de 15 à 40 degrés optimise l'évacuation du film liquide vers l'extérieur sous l'effet des forces de frottement et des forces centrifuges, et garantit une bonne efficacité du freinage malgré la fusion de matière. Le choix de cet angle d'inclinaison influe également sur l'intensité des forces de frottement générées au niveau des deux surfaces tronconiques.
Selon une autre caractéristique de l'invention, chacun des organes portant les surfaces tronconiques comprend une surépaisseur axiale suffisante pour compenser son usure par frottement contre la surface tronconique de l'autre organe. Cette surépaisseur est par exemple de plusieurs millimètres.
II est en effet important de prévoir sur chaque surface de frottement une surépaisseur de matière pour garantir un freinage suffisamment endurant de la turbine en dépit de la consommation de matière due à la fusion précitée et à un éventuel phénomène d'abrasion des organes portant les surfaces de frottement.
Avantageusement, les première et seconde surfaces tronconiques ont une section dont le diamètre diminue en direction de l'aval. En fonctionnement, le rotor est soumis à des dilatations thermiques radiales et à des forces centrifuges importantes qui se traduisent par une augmentation de la dimension radiale du premier organe. Or, grâce à la géométrie proposée, plus la dimension radiale de cet organe est importante, plus la pression d'appui de la première surface sur la seconde surface est élevée, et plus les forces de frottement générées sont importantes. En d'autres termes, cela signifie que plus la vitesse de rotation du rotor de la turbine est élevée et plus ce rotor est rapidement freiné après la rupture de l'arbre de turbine. Dans un mode de réalisation préféré, la première surface tronconique est formée sur un disque aval de la turbine et la seconde surface tronconique est portée par un carter d'échappement monté en aval de la turbine. La première surface est par exemple formée sur un rebord annulaire qui s'étend axialement vers l'aval depuis la périphérie externe du disque aval, et la seconde surface peut être formée sur une pièce annulaire rapportée et fixée à l'amont du carter d'échappement. Cet agencement permet de bénéficier de la bonne rigidité du disque aval du rotor et en particulier du carter d'échappement afin d'assurer une fiabilité optimale de la limitation de survitesse du rotor de la turbine. Les moyens de freinage ne sont pas situés au niveau des aubes portées par les disques de rotor, et ne perturbent donc pas l'écoulement des gaz dans la turbine. Avantageusement, le rebord annulaire du disque aval et la pièce rapportée sur le carter d'échappement sont réalisés dans un même type de 10 matériau. Préférentiellement, les surfaces tronconiques sont séparées l'une de l'autre par un jeu axial inférieur à 5mm environ. Ce jeu axial peut, en pratique, être choisi le plus faible possible eu égard aux tolérances de fabrication des éléments de la turbine. 15 Au moins un des deux organes portant les surfaces tronconiques peut être revêtu, au niveau de sa surface tronconique, d'une garniture de friction permettant d'améliorer son coefficient de frottement et/ou sa tolérance thermique. Un seul des organes peut être recouvert d'une garniture de friction dotée d'une résistance importante au frottement et 20 d'une température de fusion élevée afin que l'autre organe soit le seul à s'user par frottement, ce qui permet de faciliter la conception et la maintenance des éléments concernés de la turbine. La garniture de friction est avantageusement réalisée dans un matériau composite à base de carbone, connu pour sa légèreté 25 remarquable et sa grande résistance, ainsi que pour sa température de fusion élevée permettant une bonne tolérance à l'échauffement produit par les forces de frottement. L'invention concerne particulièrement mais non exclusivement la limitation de survitesse d'une turbine basse-pression dans une 30 turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion.
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif, et en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une demivue schématique partielle en coupe axiale d'une turbine basse-pression selon l'invention ; la figure 2 est une vue à plus grande échelle d'une partie de la figure 1 ; la figure 3 est une vue semblable à la figure 2, et illustre une étape de fonctionnement du système de limitation de survitesse selon l'invention.
On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente une turbine basse-pression, vue en coupe selon un plan passant par l'axe longitudinal 10 de la turbine, comprenant un rotor formé de quatre disques 12, 14, 16, 18 assemblés axialement les uns aux autres par des brides annulaires radialement internes 20 et portant chacun à sa périphérie externe une rangée annulaire d'aubes mobiles 22 régulièrement réparties autour de l'axe 10. Le rotor est relié à l'arbre de turbine 24 par l'intermédiaire d'un cône d'entraînement 26 fixé au moyen d'une bride annulaire radialement externe 28 entre les brides annulaires 20 des disques 14 et 16. Chaque rangée annulaire d'aubes mobiles 22 est agencée en aval d'une rangée annulaire d'aubes de stator 30 qui sont montées par des moyens appropriés à leurs extrémités radialement externes sur un carter 32 de la turbine basse-pression. Un carter d'échappement 34 est monté en aval de la turbine basse-pression et comprend deux parois de révolution, respectivement interne 36 et externe 38, entre lesquelles s'étendent des bras radiaux structuraux 40. La paroi externe 38 du carter d'échappement est reliée à son extrémité amont à une bride annulaire radialement externe 42 qui est fixée par des moyens du type vis-écrou sur une bride correspondante prévue à l'extrémité aval du carter de turbine 32. Le carter d'échappement 34 comprend en outre à son extrémité radialement interne une bride annulaire 44 de fixation sur un élément du stator de la turbine.
Selon l'invention, la turbine comprend deux surfaces tronconiques coaxiales qui sont en regard et à faible distance l'une de l'autre de sorte que, après rupture de l'arbre de turbine 24, ces surfaces viennent en contact l'une avec l'autre et génèrent des forces de frottement importantes entraînant le freinage du rotor de la turbine. Dans l'exemple représenté, une première surface tronconique amont 46 est portée par le disque 18 du dernier étage de la turbine, ou disque aval, et une seconde surface tronconique aval 48 est portée par le carter d'échappement 34 (figure 2).
Plus précisément, le disque aval 18 comporte à sa périphérie externe un rebord annulaire 50 qui s'étend axialement vers l'aval et qui comprend à son extrémité aval la surface tronconique 46. Cette surface 46 est orientée vers l'extérieur et le diamètre de sa section diminue vers l'aval. Une pièce annulaire 52 est rapportée et fixée sur une bride annulaire amont 54 du carter d'échappement 34 qui est solidaire de la bride annulaire 44 et de la paroi interne 36 du carter d'échappement. Cette pièce annulaire 52 comprend à son extrémité amont la seconde surface tronconique 48 qui est orientée vers l'intérieur et dont la section a un diamètre qui diminue en direction de l'aval.
Les deux surfaces tronconiques 46 et 48 sont séparées l'une de l'autre par un faible jeu axial d, qui est par exemple inférieur à 5 mm, de manière à permettre un frottement des surfaces tronconiques le plus tôt possible après la rupture de l'arbre de turbine 24. La turbine décrite ci-dessus fonctionne de la façon suivante : après la rupture de l'arbre de turbine 24, le rotor qui est soumis à la poussée des gaz de combustion s'écoulant dans la turbine se déplace vers l'aval jusqu'à ce que la première surface tronconique 46 portée par le disque aval 18 vienne buter et frotter contre la seconde surface tronconique 48 portée par le carter d'échappement 34, comme le montre la figure 3. La pièce annulaire 52 assure le centrage et le guidage du rotor par coopération de formes de leurs surfaces tronconiques respectives, empêchant ainsi tout risque de désalignement du rotor et du stator. Le frottement de ces surfaces 46 et 48 l'une contre l'autre permet de dissiper l'énergie cinétique du rotor sous forme de chaleur, et ainsi d'assurer un freinage de ce rotor.
Toutefois, la chaleur ainsi dégagée entraîne un échauffement des matériaux du rebord 50 du disque et de la pièce annulaire 52 et peut entraîner la formation d'un film liquide de matière en fusion entre les surfaces tronconiques 46 et 48. Il en résulte une consommation de matière par fusion du rebord 50 et de la pièce 52, qui s'ajoute à une éventuelle consommation de matière par abrasion. Pour compenser cette consommation de matière, le rebord 50 et la pièce 52 ont des surépaisseurs en dimension axiale qui sont déterminées, expérimentalement ou par des simulations, pour garantir un freinage suffisamment endurant de la turbine. Cette surépaisseur peut être de l'ordre de 2,5mm environ pour le rebord 50 et de 2,5mm environ pour la pièce 52, soit une surépaisseur totale de 5mm environ. Le film liquide formé entre les surfaces de frottement 46, 48 est de préférence évacué vers l'extérieur sous l'effet des forces centrifuges pour ne pas gêner le frottement des surfaces et le freinage du rotor. Les surfaces tronconiques 46 et 48 sont inclinées d'un angle a compris entre 15 et 40 degrés environ, et par exemple de 20 degrés, par rapport à un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal 10 de la turbine. La valeur de cet angle détermine également la part des contributions des pressions de contact axiales, provenant du recul du rotor vers l'aval, dans le couple de frottement entre les deux surfaces tronconiques 46 et 48, par rapport à la part des contributions des pressions de contact radiales, qui résultent de la dilatation radiale du rotor, dans ce même couple de frottement, ce qui influe sur l'intensité de ce couple de frottement. Dans l'exemple représenté, le rebord annulaire 50 est formé d'une seule pièce avec le disque aval 18 du rotor, et la pièce annulaire 52 est réalisée dans le même matériau que le disque aval 18. Le rebord annulaire 50 peut être revêtu d'une garniture de friction, c'est-à-dire d'un matériau spécifique, de type composite carbone, permettant d'améliorer le coefficient de frottement entre les deux surfaces tronconiques et d'empêcher la fusion de la matière composant ce rebord annulaire 50. Du fait de la résistance élevée de ce type de matériau composite, toute l'usure induite par les frottements est reportée sur la pièce annulaire 52. Il est ainsi possible de n'avoir à remplacer que la pièce annulaire 52 rapportée sur le carter d'échappement 50, après la rupture de l'arbre et le freinage du rotor de la turbine, ce qui est nettement plus simple et économique qu'un remplacement du disque aval 18 du rotor. D'autres types de revêtements disposés sur l'une ou l'autre des deux surfaces tronconiques 46 et 48 peuvent néanmoins se révéler avantageux en fonction des buts recherchés. De manière générale, les deux surfaces tronconiques destinées à frotter l'une contre l'autre peuvent être placées n'importe où dans la turbine, à condition de permettre le freinage du rotor de la turbine par frottement d'une partie rigide du rotor sur une partie rigide du stator de la turbomachine. Grâce à l'invention, le régime maximal atteint par le rotor d'un petit moteur en survitesse peut être ramené à 130% du régime maximal autorisé de fonctionnement, au lieu de 170% en l'absence de surfaces tronconiques. Il en résulte une réduction des tolérances mécaniques imposées au rotor de la turbine, permettant un gain de masse et d'inertie très profitable. Dans l'exemple de turbine de petite turbomachine décrite dans les figures 1 à 3, le gain de masse permis par l'invention est voisin de 10 livres et correspond à un gain de 20 livres sur la masse du rotor auxquels ils convient de retrancher 10 livres correspondant à la masse des éléments servant au freinage de la turbine, tels que le rebord annulaire 50 et la pièce annulaire rapportée 52.30
Claims (11)
1. Turbine de turbomachine, comprenant un rotor formé de disques (12, 14, 16, 18) montés sur un arbre de turbine (24) et portant des aubes (22), et des moyens de freinage du rotor en cas de rupture de l'arbre de turbine (24), les moyens de freinage comprenant un premier organe annulaire (50) porté par un disque du rotor et comportant une première surface tronconique (46) centrée sur l'axe longitudinal (10) de la turbine, et un second organe annulaire (52) porté par un élément fixe (34) de la turbine et comportant une seconde surface tronconique (48) positionnée en regard de la première surface tronconique (46), la première surface (46) étant destinée à coopérer par frottement avec la seconde surface (48) au début d'un déplacement vers l'aval du rotor après rupture de l'arbre de turbine (24), caractérisée en ce que les surfaces tronconiques (46, 48) sont inclinées d'un angle a compris entre 15 degrés et 40 degrés environ, par rapport à un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal (10) de la turbine.
2. Turbine de turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que chaque organe (50, 52) comporte une surépaisseur axiale suffisante pour compenser son usure par frottement contre la surface tronconique de l'autre organe.
3. Turbine de turbomachine selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que les première et seconde surfaces tronconiques (46, 48) ont une section dont le diamètre diminue en direction de l'aval.
4. Turbine de turbomachine selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la première surface (46) est formée sur un disque aval (18) de la turbine et en ce que la seconde surface (48) est portée par un carter d'échappement (34) monté en aval de la turbine.
5. Turbine de turbomachine selon la revendication 4, caractérisée en ce que la première surface tronconique (46) est formée sur un rebord annulaire (50) qui s'étend axialement vers l'aval depuis la périphérie dudisque aval (18).
6. Turbine de turbomachine selon la revendication 4 ou 5, caractérisée en ce que la seconde surface tronconique (48) est formée sur une pièce annulaire (52) rapportée et fixée à l'amont du carter d'échappement (34).
7. Turbine de turbomachine selon l'ensemble des revendications 5 et 6, caractérisée en ce que le rebord annulaire (52) du disque aval (18) et la pièce rapportée (52) sur le carter d'échappement (34) sont réalisés dans un même type de matériau.
8. Turbine de turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que les surfaces tronconiques (46, 48) sont séparées l'une de l'autre par un jeu axial (d) inférieur à 5mm environ.
9. Turbine de turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que l'un au moins des organes (50, 52) est revêtu d'une garniture de friction au niveau de sa surface tronconique (46, 48), permettant d'améliorer son coefficient de frottement et/ou sa tolérance thermique.
10. Turbine de turbomachine selon la revendication 9, caractérisée en ce que la garniture de friction est réalisée dans un matériau composite à base de carbone.
11.Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comprend une turbine selon l'une des revendications précédentes.25
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