FR2953486A1

FR2953486A1 - Moyeu d'helice a anneau polygonal plein et turbomachine equipee d'un tel moyeu

Info

Publication number: FR2953486A1
Application number: FR0958699A
Authority: FR
Inventors: Eric Jacques Boston; Michel Andre Bouru; Laurent Jablonski; Philippe Gerard Edmond Joly
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2009-12-07
Filing date: 2009-12-07
Publication date: 2011-06-10
Anticipated expiration: 2029-12-07
Also published as: FR2953486B1

Abstract

- L'anneau polygonal (17) destiné au support des pales de l'hélice est pourvu, dans sa périphérie latérale (19), de bagues (23) à logements cylindriques radiaux (24), équi-angulairement réparties pour la réception desdites pales. Selon l'invention, ladite périphérie latérale (19) dudit anneau (17), dans les zones (31) de celle-ci définies entre deux bagues consécutives (23), est sensiblement pleine et continue.

Description

Moyeu d'hélice à anneau polygonal plein et turbomachine équipée d'un tel moyeu.

La présente invention concerne un moyeu d'hélice à pales à calage variable pour une turbomachine du type à soufflante non carénée (en anglais « open rotor » ou « unducted fan »). On sait que la soufflante d'une turbomachine de ce type comprend typiquement deux hélices externes coaxiales et contrarotatives, respectivement amont et aval, qui sont chacune entraînées en rotation par une turbine de la turbomachine et qui s'étendent sensiblement radialement à l'extérieur de la nacelle de cette turbomachine. Chaque hélice comprend usuellement un moyeu du type comportant un anneau polygonal de support desdites pales, concentrique à l'axe longitudinal de la turbomachine et composé de deux flancs annulaires d'extrémité espacés parallèlement l'un de l'autre et entre lesquels sont diamétralement solidarisées, par des zones d'enracinement issus des flancs annulaires, des bagues à logements cylindriques radiaux pour la réception desdites pales. Les bagues sont équi-angulairement réparties en périphérie latérale de l'anneau polygonal et séparées alternativement les unes des autres par des zones intermédiaires, et un moyen de liaison relie l'anneau polygonal à un élément de rotor de turbine de la turbomachine. Les pales peuvent tourner dans les logements des bagues de l'anneau polygonal et sont pour cela entraînées en rotation autour des axes des pales par des moyens appropriés de façon à régler le calage angulaire des pales, et à l'optimiser en fonction des conditions de fonctionnement de la turbomachine. De plus, pour alléger la masse de l'anneau polygonal qui peut avoir un diamètre supérieur au mètre, on prévoit également dans les zones intermédiaires de la périphérie latérale de celui-ci, des évidements traversants ménagés alternativement et consécutivement entre les bagues à logements de réception radiaux des pales. De la sorte, le gain de masse est significatif sans pour cela nuire aux caractéristiques mécaniques de l'anneau polygonal. Par ailleurs, l'emploi des matériaux composites se développe de plus en plus, là aussi à des fins d'allègement des pièces et également de rigidité et longévité. Aussi, les pales des hélices sont-elles réalisées avantageusement en ces matériaux composites. Cependant, on a remarqué que, en fonctionnement, les pieds des pales, reliés au côté extérieur de l'anneau polygonal, par opposition à son côté intérieur tourné vers les turbines, sont soumis à des températures relativement élevées dues notamment à la circulation de l'air chaud des circuits de ventilation des éléments de turbine. En effet, une partie de cet air chaud passe par les évidements traversants des zones intermédiaires de l'anneau polygonal et circule autour des pieds des pales en réchauffant ces derniers. Les matériaux composites des pales sont incompatibles avec ces températures. Par ailleurs, les gaz de combustion traversant coaxialement la turbomachine participent à maintenir ces niveaux de température élevés notamment par conduction à travers les pièces elles-mêmes, malgré la présence des circuits de ventilation. La présente invention a pour but de remédier à ces inconvénients et d'apporter une solution simple, efficace et économique à ceux-ci. A cet effet, le moyeu d'hélice à pales à calage variable pour une turbomachine à axe longitudinal, du type comportant : - un anneau polygonal de support desdites pales concentrique audit axe longitudinal et composé de deux flancs annulaires d'extrémité espacés parallèlement l'un de l'autre et entre lesquels sont diamétralement solidarisées, par des zones d'enracinement issues desdits flancs annulaires, des bagues à logements cylindriques radiaux pour la réception desdites pales, lesdites bagues étant équi-angulairement réparties en périphérie latérale de l'anneau polygonal et séparées alternativement les unes des autres par des zones intermédiaires, et - un moyen de liaison reliant ledit anneau polygonal à un élément de rotor de turbine de ladite turbomachine, est remarquable, selon l'invention, en ce que ladite périphérie latérale dudit anneau polygonal est sensiblement pleine et continue, lesdites zones intermédiaires définies entre lesdites bagues consécutives et lesdits flancs annulaires d'extrémité étant obturées. Ainsi, les zones sont dépourvues d'évidements traversants mettant en communication le côté intérieur dudit anneau polygonal tourné vers ladite turbomachine avec le côté extérieur tourné vers lesdites pales.

Grâce à la conception fermée de la périphérie latérale dudit anneau, les circuits de ventilation sont canalisés et confinés du côté interne de l'anneau polygonal en circulant ainsi vers l'aval de la turbomachine, sans traverser celui-ci. De la sorte, grâce à l'invention, on peut utiliser en toute sécurité des pales avec des pieds en matériau composite pour leurs nombreux avantages et éviter la détérioration des pieds. Dans un mode préféré de réalisation, lesdites zones obturées de la périphérie pleine dudit anneau sont pourvues chacune d'un voile de matière mince, l'ensemble desdits voiles obturant ladite périphérie latérale dudit anneau polygonal. Cette réalisation permet ainsi de minimiser l'augmentation de masse dudit anneau polygonal tout en séparant la circulation des gaz chaud entre le côté intérieur de l'anneau polygonal et le côté extérieur de celui-ci portant les pales composites. Avantageusement, lesdits voiles minces sont intégrés audit anneau polygonal lors de la réalisation de celui-ci. Ainsi, on forme d'un seul tenant l'anneau polygonal avec successivement les bagues à logements et lesdits voiles minces sur sa périphérie latérale. Cependant, on peut aussi envisager de rapporter fixement lesdits voiles minces dans la périphérie latérale de l'anneau polygonal, entre les bagues à logements cylindriques de réception des pales et lesdits flancs annulaires d'extrémité.

En particulier, lesdits voiles minces sont situés sensiblement au milieu de l'épaisseur de l'anneau polygonal. Selon une autre caractéristique de l'invention, lesdites zones d'enracinement issues desdits flancs annulaires d'extrémité et reliant diamétralement lesdites bagues ont une épaisseur réduite. Ainsi, non seulement les voiles agencés dans les zones intermédiaires de la paroi latérale de l'anneau font office d'écran thermique vis-à-vis des pieds de pale, mais également jouant le rôle de raidisseurs vis-à-vis des bagues et des zones d'enracinement.

En effet, ces dernières sont usuellement larges et s'étendent sur une portion périphérique importante des bagues pour des raisons de tenue et de rigidité mécaniques, de sorte que les efforts de traction exercés par ces flancs sur les bagues peuvent provoquer une ovalisation de celles-ci. Et, par voie de conséquence, les pistes de roulement des paliers, qui sont prévus entre le logement cylindrique de chaque bague et un dispositif rotatif portant la pale et permettant de faire varier le calage de celle-ci, risquent de se détériorer rapidement jusqu'à ne plus garantir un fonctionnement correct des pales, avec les conséquences que cela peut entraîner. En réduisant l'étendue (épaisseur) de ces zones d'enracinement, l'influence des efforts de traction est diminuée supprimant les risques d'ovalisation des bagues ; et les risques de déformation des zones d'enracinement alors réduites, pouvant être engendrées par la moindre opposition de celles-ci au mouvement pendulaire dû aux pales, sont contrées par les voiles tangentiels agencés dans les zones intermédiaires en périphérie latérale dudit anneau. L'invention concerne également une turbomachine comportant au moins une hélice à moyeu ayant les caractéristiques telles que définies ci-dessus. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.

La figure 1 est une vue en coupe longitudinale schématique d'une turbomachine du type à hélices non carénées. La figure 2 montre une vue en perspective partielle de l'hélice amont de la turbomachine, avec son élément de rotor formant moyeu portant les pales de l'hélice. La figure 3 est une vue agrandie partielle de l'anneau du moyeu, dépourvu des pales correspondantes et montrant le voile de matière reliant les bagues à logements de réception des pales. La figure 4 est une coupe radiale dudit anneau polygonal selon le plan A-A de la figure 3. On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente une turbomachine 1 à soufflante non carénée (en anglais « open rotor » ou « unducted fan ») qui comporte d'amont en aval, dans le sens d'écoulement des gaz à l'intérieur de la turbomachine d'axe longitudinal A, un compresseur 2, une chambre annulaire de combustion 3, une turbine haute pression 4, et deux turbines basse pression 5, 6 qui sont contrarotatives, c'est-à-dire qu'elles tournent dans deux sens opposés autour de l'axe longitudinal A de la turbomachine. Chacune de ces turbines aval 5, 6 est solidaire en rotation d'une hélice externe 7, 8 s'étendant radialement à l'extérieur de la nacelle 10 de la turbomachine, cette nacelle 10 étant sensiblement cylindrique et s'étendant le long de l'axe A autour du compresseur 2, de la chambre de combustion 3, et des turbines 4, 5 et 6. Le flux d'air 11 qui pénètre dans la turbomachine est comprimé puis est mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion 3, les gaz de combustion passant ensuite dans les turbines pour entraîner en rotation les hélices 7,8 qui fournissent la majeure partie de la poussée engendrée par la turbomachine. Les gaz de combustion sortant des turbines sont expulsés à travers une tuyère 12 (flèches 14) pour augmenter la poussée.

Les hélices 7, 8 sont disposées coaxialement l'une derrière l'autre et comportent une pluralité de pales 15 régulièrement réparties autour de l'axe longitudinal A de la turbomachine 1. Ces pales 15 s'étendent sensiblement radialement et sont du type à calage variable, c'est-à-dire qu'elles peuvent tourner autour de leurs axes de façon à optimiser leur position angulaire en fonction des conditions de fonctionnement de la turbomachine.

Dans un montage connu, décrit notamment dans le document US-A-5 263 898, chaque hélice 7, 8 comprend un moyeu rotatif ou élément de rotor 16 formé principalement par un anneau polygonal 17 supportant les pales 15 et disposé de façon concentrique à l'axe longitudinal A de la turbomachine 1, perpendiculairement à ce dernier. Par exemple, sur l'hélice amont 7 représentée sur les figures 1 et 2, l'anneau polygonal 17 du moyeu 16 se trouve dans la partie rotative correspondante 10A de la nacelle 10 et est relié à celle-ci par un dispositif de liaison approprié symbolisé en 18 sur la figure 1. Cet anneau polygonal 17 de support des pales 15 est généralement structurellement monobloc et sa périphérie latérale 19 comprend deux flancs ou parties annulaires polygonales d'extrémité 20 et 21 parallèles entre eux et reliés l'un à l'autre par des parties intermédiaires, telles que des bagues cylindriques radiales 23. Celles-ci sont disposées de manière équiangulairement répartie à la périphérie latérale ainsi formée 19 de l'anneau polygonal 17 et comprennent des logements cylindriques radiaux 24 dont les axes B convergent dans un même plan radial vers l'axe longitudinal A de la turbomachine 1, et qui sont destinés à recevoir des dispositifs de montage 26 des pales. Plus particulièrement, ces dispositifs de montage 26 sont montrés de façon schématique et extérieure sur la figure 2 et sont par exemple décrits en détail en référence au document US-A-5 263 898. Brièvement, à chaque dispositif correspond une platine 27 qui porte d'un côté, par une articulation à axe, une liaison tenon-mortaise ou autre, le pied 15A de la pale 15, tandis qu'elle s'engage, de l'autre côté, depuis l'extérieur de l'anneau polygonal, dans le logement 24 de la bague 23. Une pièce en couronne 28 est montée également dans le logement 24, mais depuis l'intérieur de l'anneau polygonal 17 pour se fixer à la platine et immobiliser celle-ci axialement, et des paliers non représentés, prévus dans le logement, entre la platine et la couronne, assurent la rotation, par des moyens appropriés non illustrés, de la platine par rapport au logement de l'anneau polygonal. Ainsi, en fonction de la vitesse et des phases de vol de l'avion, on peut modifier le calage des pales par une commande globale agissant sur les moyens de rotation des pales. De plus, les bagues cylindriques 23 sont solidaires latéralement des flancs annulaires d'extrémité 20,21 par des zones d'enracinement ou de liaison 30 prévues en opposition diamétrale sur la périphérie latérale 19 de l'anneau polygonal 17. La hauteur de ces zones 30 est de préférence identique à celle des flancs annulaires d'extrémité. On voit par ailleurs, sur la figure 2, que les logements de réception 24 des dispositifs de montage 26 des pales 15 sont situés aux sommets d'intersection des zones intermédiaires planes 31 composant la périphérie latérale polygonale 19 de l'anneau. L'obtention de ce dernier s'effectue d'un seul tenant et est réalisée notamment par des techniques de laminage et d'usinage appropriées. Alors que dans les réalisations précédentes montrées partiellement sur le détail D de la figure 2, les zones intermédiaires planes 31 de la périphérie latérale 19 de l'anneau polygonal 17 comprennent des évidements traversants ou ouvertures 33, sans matière, entre les flancs annulaires d'extrémité 20, 21 et les bagues cylindriques 23, ces zones intermédiaires planes 31 sont pleines et continues et sont pourvues d'un voile ou feuille de matière 34 sous la forme d'une paroi mince 35, comme le montrent les figures 2 à 4. L'ensemble de ces voiles 34 à paroi mince 35 constitue ainsi, en périphérie latérale 19 de l'anneau polygonal, une cloison de séparation tangentielle entre le côté intérieur de l'anneau polygonal 17, qui est tourné vers les turbines 5, 6 de la turbomachine 1, et le côté extérieur qui est tourné, quant à lui, vers les pales 15 de l'hélice 7. On comprend donc que cette cloison de séparation permet de canaliser et ainsi d'isoler thermiquement le flux gazeux chaud des circuits de ventilation de la turbine basse pression 5 en évitant qu'il ne passe comme précédemment par les évidements traversants et n'échauffe démesurément les pieds 15A des pales 15 de l'hélice, particulièrement lorsque ces derniers sont réalisés en matériau composite, beaucoup plus sensible à la chaleur que les matériaux métalliques. Outre le fait de canaliser le flux de ventilation chaud, on peut obtenir une ventilation appropriée aux pieds des pales de l'hélice à partir de l'air de la veine. Ainsi, on conserve une température adéquate pour les pieds des pales au niveau de l'extérieur de l'anneau polygonal 17, sans entraîner un réchauffement de ceux-ci. Structurellement, les voiles de matière 34 sont obtenus directement lors de la réalisation de l'anneau polygonal 17. Ils pourraient bien entendu être rapportés ultérieurement. On remarque, notamment sur la figure 4, que le voile de matière 34 a une épaisseur minimale pour ne pas contribuer à augmenter la masse de l'anneau polygonal. Bien que les voiles minces soient situés sensiblement au milieu de l'épaisseur de l'anneau polygonal 17, ils pourraient bien entendu se trouver à un autre emplacement, entre les côtés extérieur et intérieur de l'anneau polygonal, sans sortir de l'invention. On constate également, sur le détail D de la figure 2, que les zones d'enracinement 30 ont une épaisseur importante, couvrant une portion périphérique significative des bagues. En revanche, avec l'agencement des voiles 34 dans les zones intermédiaires 31, les zones d'enracinement 30 ont une épaisseur réduite e (figures 2 et 3), amplifiant quelque peu les zones intermédiaires. L'épaisseur e peut être de l'ordre de celle de la paroi latérale des bagues. Comme on l'a rappelé précédemment, la diminution de l'épaisseur des zones d'enracinement conduit notamment à réduire l'influence des efforts de traction exercés par les flancs sur les bagues et, donc, à supprimer le risque d'ovalisation de celles-ci, et l'opposition au mouvement pendulaire dû aux pales, risquant de déformer les zones d'enracinement alors réduites, est contrée par la présence des voiles tangentiels qui obturent et rigidifient la périphérie latérale de l'anneau polygonal.

Claims

REVENDICATIONS1. Moyeu d'hélice à pales à calage variable pour une turbomachine à axe longitudinal (A), du type comportant : - un anneau polygonal (17) de support desdites pales (15), concentrique audit axe longitudinal et composé de deux flancs annulaires d'extrémité (20, 21) espacés parallèlement l'un de l'autre et entre lesquels sont diamétralement solidarisées, par des zones d'enracinement (30) issues desdits flancs annulaires, des bagues (23) à logements cylindriques radiaux (24) pour la réception desdites pales, lesdites bagues (23) étant équi-angulairement réparties en périphérie latérale de l'anneau polygonal et séparées alternativement les unes des autres par des zones intermédiaires (31) et - un moyen de liaison (18) reliant l'anneau polygonal (17) à un élément de rotor de turbine de la turbomachine (1), caractérisé en ce que ladite périphérie latérale (19) dudit anneau polygonal (17) est sensiblement pleine et continue, lesdites zones intermédiaires (31) définies entre lesdites bagues consécutives (23) et lesdits flancs annulaires d'extrémité (20, 21) étant obturées.
2. Moyeu selon la revendication 1, dont lesdites zones obturées (31) de la périphérie latérale pleine (19) de l'anneau polygonal sont pourvues chacune d'un voile de matière mince (34), l'ensemble desdits voiles obturant ladite périphérie latérale (19) de l'anneau polygonal (17).
3. Moyeu selon la revendication 2, dont lesdits voiles minces (34) sont intégrés à l'anneau polygonal (17) lors de la réalisation de celui-ci.
4. Moyeu selon la revendication 2, dont lesdits voiles minces (34) sont rapportés fixement dans la périphérie latérale (19) de l'anneau polygonal, entre lesdites bagues (23) à logements cylindriques de réception (24) des pales et lesdits flancs annulaires d'extrémité (20, 21).30
5. Moyeu selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, dont lesdits voiles minces (34) sont situés sensiblement au milieu de l'épaisseur dudit anneau polygonal (17).
6. Moyeu selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dont lesdites zones d'enracinement (30) reliant diamétralement lesdits flancs annulaires (20, 21) aux bagues (23) ont une épaisseur (e) réduite.
7. Moyeu selon la revendication 6, dont l'épaisseur (e) réduite desdites zones d'enracinement (30) est sensiblement de l'ordre de celle desdites bagues (23).
8. Turbomachine pour aéronef, comportant au moins une hélice (7) à moyeu ayant les caractéristiques telles que définies dans au moins l'une des revendications précédentes.