FR2991387A1 - Turbomachine, telle qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant une chambre annulaire de combustion (1) délimitée par une virole interne (3) et une virole externe (4), un distributeur de turbine (2) agencé en aval de la chambre de combustion (1), l'extrémité aval de la virole externe (4) et/ou de la virole interne (3) de la chambre (1) comportant un rebord (7) disposé en regard d'un rebord (14) de l'extrémité amont du distributeur (2), et des moyens d'étanchéité (16) comportant au moins une lamelle (17) s'étendant sensiblement radialement entre lesdits rebords (7, 14) de façon à assurer l'étanchéité entre la chambre de combustion (1) et le distributeur (2). Le rebord (7) de la virole correspondante (3, 4) de la chambre (1) et/ou la lamelle (17) comporte une face convexe (7c, 17a) d'appui de la lamelle (17) sur le rebord (7) de la virole correspondante (3, 4) de la chambre (1).
Description
Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion La présente invention concerne une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion. Comme cela est connu notamment des documents FR 2 840 974, FR 2 937 098 et FR 2 921 463 au nom de la Demanderesse, une chambre annulaire de combustion d'une turbomachine comporte classiquement des parois de révolution coaxiales qui s'étendent l'une à l'intérieur de l'autre, appelées virole interne et virole externe, et qui sont reliées à leurs extrémités amont par une paroi annulaire de fond de chambre comportant des ouvertures de montage d'injecteurs de carburant. En fonctionnement, une partie du débit d'air fourni par un compresseur d'alimentation de la chambre passe à travers des ouvertures 15 de la paroi de fond de chambre et est mélangé au carburant amené par les injecteurs, ce mélange air/carburant étant ensuite brûlé à l'intérieur de la chambre. Une autre partie de ce débit d'air contourne la chambre de combustion puis pénètre dans la chambre à travers des multiperforations des viroles interne et externe de la chambre. 20 Un distributeur sectorisé d'entrée de turbine est monté en sortie de la chambre de combustion et comprend des viroles coaxiales entre lesquelles s'étendent des aubes sensiblement radiales. Les viroles du distributeur sont dans le prolongement axial des viroles interne et externe de la chambre de combustion. 25 Des moyens d'étanchéité sont prévus entre la chambre de combustion et le distributeur, en particulier entre les extrémités aval des viroles interne et externe de la chambre de combustion et les extrémités amont des viroles interne et externe du distributeur de turbine. Plus précisément, l'extrémité aval de chaque virole de la 30 chambre de combustion comporte un rebord dont une partie radiale est prolongée par une partie cylindrique s'étendant vers l'aval. De plus, l'extrémité amont de chaque virole du distributeur comporte un rebord radial de plus faible dimension que la partie radiale précitée du rebord correspondant de la chambre de combustion. Les moyens d'étanchéité comportent des lamelles d'étanchéité s'étendant radialement et circonférentiellement le long de chaque secteur, prenant chacune appui de façon étanche sur une face radiale du rebord correspondant du distributeur et sur l'extrémité libre de la partie axiale du rebord correspondant de la chambre de combustion. Les lamelles sont maintenues en appui sur les rebords à l'aide de moyens élastiques. Plus particulièrement, l'extrémité libre de la partie axiale du rebord correspondant de la chambre de combustion est définie par une face radiale. Le fonctionnement de la turbomachine entraîne des déplacements axiaux et radiaux entre la chambre de combustion et le distributeur de turbine. Ces déplacements provoquent le basculement des lamelles qui sont alors en appui soit sur les bords périphériques internes des extrémités libres des rebords de la chambre de combustion, soit sur les bords périphériques externes desdites extrémités libres. Les faces radiales d'extrémité des rebords de la chambre de 20 combustion sont donc usées de façon non homogène, notamment au niveau de leurs bords périphériques internes et externes. Les lamelles prennent ainsi appui non plus sur des surfaces radiales planes à faible rugosité, mais sur les bords périphériques internes ou externes des extrémités libres des rebords précités, c'est-à-dire sur des 25 zones ayant une rugosité non contrôlée et faisant l'objet d'une usure importante. Ceci peut générer des fuites, ce qui nuit aux performances globales de la turbomachine (consommation en carburant, pollution, domaine de rallumage, ...) et expose l'extrémité aval de la chambre de 30 combustion à des gradients thermiques azimutaux ou circonférentiels.
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème. A cet effet, elle propose une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant une chambre annulaire de combustion délimitée par une virole interne et une virole externe, un distributeur de turbine agencé en aval de la chambre de combustion, l'extrémité aval de la virole externe et/ou de la virole interne de la chambre comportant un rebord disposé en regard d'un rebord de l'extrémité amont du distributeur, et des moyens d'étanchéité comportant au moins une lamelle s'étendant sensiblement radialement entre lesdits rebords de façon à assurer l'étanchéité entre la chambre de combustion et le distributeur, caractérisée en ce que le rebord de la virole de la chambre et/ou la lamelle comporte une face convexe d'appui de la lamelle sur le rebord de la virole de la chambre.
De cette manière, l'appui de la lamelle sur le rebord est réalisé le long d'une ligne dont la position varie en fonctionnement lors des déplacements relatifs de la chambre de combustion et du distributeur, ce qui a pour effet de répartir l'usure de façon plus homogène et donc de mieux contrôler l'étanchéité entre la chambre de combustion et le distributeur. On augmente ainsi également la durée de vie des pièces concernées. On notera que, selon l'invention, la lamelle peut s'étendre, en tout ou partie, de façon oblique par rapport au plan radial. Selon une caractéristique de l'invention, le rebord de la virole de la chambre comporte une partie radiale prolongée par une partie cylindrique s'étendant vers l'aval et dont l'extrémité libre comporte une face convexe d'appui de la lamelle. Selon une autre caractéristique, le rebord de la virole de la chambre comporte une partie radiale prolongée par une partie cylindrique s'étendant vers l'aval, la périphérie radialement externe de la lamelle comportant une zone arrondie définissant une surface convexe tournée vers l'amont et prenant appui sur l'extrémité libre de ladite partie cylindrique du rebord. De préférence, le rebord a, au moins au niveau de sa zone d'appui de la lamelle, une rugosité Ra comprise entre 0,8 et 1,2.
Une telle rugosité est relativement faible, ce qui permet d'assurer une bonne étanchéité entre la chambre de combustion et le distributeur, tout en limitant l'usure du rebord. Avantageusement, le rebord est revêtu, au moins au niveau de sa zone d'appui de la lamelle, d'une couche destinée à réduire l'usure 10 dudit rebord, telle par exemple qu'une couche à base de KC25NW. Enfin, la face convexe peut avoir une section arrondie dont le rayon de courbure est compris entre 3 et 10 mm. L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la 15 description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est une demi-vue en coupe longitudinale d'une chambre de combustion et d'un distributeur de turbine d'une turbomachine de l'art antérieur, 20 - la figure 2 est une vue en perspective d'une partie de la chambre et du distributeur de la figure 1, équipés de moyens d'étanchéité, - la figure 3 est une vue en coupe et de détail, illustrant les moyens d'étanchéité de l'art antérieur situés entre la virole externe de la chambre de combustion et la virole externe du distributeur, 25 - la figure 4 est une vue en coupe et de détail, illustrant les moyens d'étanchéité de l'art antérieur situés entre la virole interne de la chambre de combustion et la virole interne du distributeur, - la figure 5 est une vue en coupe et de détail, illustrant les moyens d'étanchéité de la turbomachine selon une première forme de 30 réalisation de l'invention, - la figure 6 est une vue correspondant à la figure 5, illustrant une seconde forme de réalisation de l'invention. On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente une chambre annulaire de combustion 1 d'une turbomachine de l'art antérieur, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, qui est agencée en aval d'un compresseur et d'un diffuseur (non représentés), et en amont d'un distributeur 2 d'entrée d'une turbine haute-pression. La chambre de combustion 1 comprend des parois de révolution interne et externe, appelées respectivement virole interne 3 et virole externe 4, qui s'étendent à l'intérieur l'une de l'autre et qui sont reliées en amont à une paroi annulaire de fond de chambre 10. La chambre de combustion 1 est fixée à l'amont par un système de broche 5 ou un bridage amont par exemple. Afin de limiter la déformation des viroles interne 3 et externe 4, ces dernières sont équipées à leur extrémité aval d'organes d'appui 6 interne et externe. Chaque organe d'appui 6 est annulaire et présente une section en forme de U ou en forme d'épingle. Chaque organe d'appui 6 s'étend radialement vers l'intérieur ou vers l'extérieur, entre un rebord 7 de la virole interne 3 ou de la virole externe 4 de la chambre de combustion 1 et un carter interne 8 ou un carter externe 9 de la chambre 1. Plus particulièrement, l'extrémité aval de chaque virole 3, 4 de la chambre de combustion 1 comporte un rebord 7 comprenant une partie radiale 7a prolongée par une partie cylindrique 7b s'étendant vers l'aval. L'extrémité libre 7c de la partie cylindrique 7b est définie par une face plane, s'étendant radialement (Figures 3 et 4). La paroi annulaire de fond de chambre 10 comprend des ouvertures à travers lesquelles passe de l'air provenant du compresseur et du carburant amené par des injecteurs 10' fixés sur le carter externe 9. Le distributeur 2 est fixé en aval de la chambre 1 par des moyens appropriés et comprend des viroles annulaires interne 11 et externe 12 qui s'étendent l'une à l'intérieur de l'autre et qui sont reliées entre elles par des aubes 13 sensiblement radiales. La virole externe 12 du distributeur 2 est alignée axialement avec la partie d'extrémité aval de la virole externe 4 de la chambre 1, et sa virole interne 11 est alignée axialement avec la partie d'extrémité aval de la virole interne 3 de la chambre 1. L'extrémité amont de chaque virole 11, 12 du distributeur 2 comporte un rebord radial 14 de dimension plus réduite que la partie radiale 7a du rebord correspondant 7 de la chambre de combustion 1. Ce distributeur 2 est sectorisé et formé de plusieurs secteurs contigus sur une circonférence centrée sur l'axe de révolution A de la 10 chambre 1. Les secteurs de distributeur sont par exemple au nombre de quatorze. Les rebords internes 7, 14 des viroles internes 3, 11 de la chambre 1 et du distributeur 2 délimitent un espace annulaire interne 15 qui débouche à une extrémité dans la chambre 1 et qui est fermé à son autre 15 extrémité par des moyens d'étanchéité 16. De même, les rebords externes 7, 14 des viroles externes 4, 12 de la chambre 1 et du distributeur 2 délimitent un espace annulaire externe 15 qui débouche à une extrémité dans la chambre 1 et qui est fermé à son autre extrémité par des moyens d'étanchéité 16. 20 On décrira dans ce qui suit les moyens d'étanchéité 16 situés au niveau des espaces annulaires 15. Comme cela est mieux visible aux figures 2 à 4, ces moyens d'étanchéité 16 comportent des lamelles d'étanchéité 17 s'étendant radialement et circonférentiellement le long de chaque secteur de 25 distributeur 2. Chaque lamelle 17 prend appui de façon étanche sur une face radiale du rebord 14 correspondant du distributeur 2 et sur l'extrémité libre 7c de la partie axiale 7b du rebord 7 correspondant de la chambre de combustion 1. Les lamelles 17 sont maintenues en appui sur les rebords 7, 14 par des moyens élastiques. 30 Ces moyens élastiques sont des ressorts hélicoïdaux 18 de forme conique, montés autour de vis 19 qui sont vissées dans des pattes 20 ou brides s'étendant radialement depuis la virole correspondante 11, 12 du distributeur 2. La partie étroite de chaque ressort 18 prend appui sur une face radiale de la patte 20 correspondante, sa partie large prenant appui sur la lamelle d'étanchéité 17. Les extrémités des vis 19 sont engagées dans des trous de la lamelle d'étanchéité 17, de façon à assurer son maintien en position. Comme indiqué précédemment, le fonctionnement de la turbomachine entraîne des déplacements axiaux et radiaux entre la chambre de combustion et le distributeur de turbine. Ces déplacements provoquent le basculement des lamelles qui viennent alors en appui soit sur les bords périphériques internes des faces d'extrémité 7c des rebords, soit sur les bords périphériques externes desdites faces 7c. Ces faces radiales sont alors usées de façon non homogène et l'appui des lamelles s'effectue dans des zones ayant une rugosité non contrôlée et faisant l'objet d'une usure importante. Ceci peut alors générer des fuites, ce qui nuit aux performances globales de la turbomachine. Les figures 5 et 6 illustrent deux formes de réalisation de l'invention. Sur ces figures, seule une partie des viroles externes 4, 12 de la chambre de combustion 1 et du distributeur 2 est représentée, ainsi que les moyens d'étanchéité 16 associés. Bien entendu, les viroles internes 3, 11 de la chambre de combustion 1 et du distributeur 2 peuvent présenter une structure similaire et être associées à des moyens d'étanchéité 16 similaires. Dans la forme de réalisation de la figure 5, la face d'extrémité 25 7c du rebord 7 est de forme convexe et a une section arrondie. Le rayon de courbure r de la face 7c est par exemple compris entre 3 et 10 mm. La virole externe 4 et son rebord 7 peuvent être réalisés en HA188, la face d'extrémité 7c pouvant être revêtue d'une couche (non visible) destinée à réduire l'usure dudit rebord 7, telle par exemple qu'une 30 couche à base de KC25NW.
La face d'extrémité 7c du rebord 7 (ou la couche destinée à réduire l'usure qui la recouvre) a une rugosité Ra comprise entre 0,8 et 1,2. Dans cette forme de réalisation également, chaque lamelle 17 est plane et s'étend globalement radialement.
De cette manière, l'appui de chaque lamelle 17 sur le rebord 7 est réalisé le long d'une ligne B dont la position varie en fonctionnement, compte tenu du déplacement radial et/ou axial de la chambre 1 par rapport au distributeur 2, ce qui a pour effet de répartir l'usure de façon homogène et donc de mieux contrôler l'étanchéité entre la chambre de combustion 1 et le distributeur 2. Ceci a également pour conséquence d'augmenter la durée de vie des pièces concernées. Une seconde forme de réalisation, illustrée à la figure 6, diffère de celle exposée précédemment en ce que la face d'extrémité 7c est plane et s'étend radialement alors que la périphérie externe de chaque lamelle 17 est courbe et comporte une surface convexe 17a tournée vers le rebord 7 de la virole correspondante 4 et destinée à venir en appui sur la face d'extrémité 7c de ce rebord 7. Le rayon de courbure de la surface convexe 17a est par exemple compris entre 3 et 10 mm.
La forme de réalisation de la figure 6 a les mêmes avantages que celle de la figure 5, l'appui de la lamelle 17 sur la face d'extrémité 7c étant également réalisé le long d'une ligne dont la position varie en fonctionnement, compte tenu du déplacement radial et/ou axial de la chambre 1 par rapport au distributeur 2.25
Claims (6)
- REVENDICATIONS1. Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant une chambre annulaire de combustion (1) délimitée par une virole interne (3) et une virole externe (4), un distributeur de turbine (2) agencé en aval de la chambre de combustion (1), l'extrémité aval de la virole externe (4) et/ou de la virole interne (3) de la chambre (1) comportant un rebord (7) disposé en regard d'un rebord (14) de l'extrémité amont du distributeur (2), et des moyens d'étanchéité (16) comportant au moins une lamelle (17) s'étendant sensiblement radialement entre lesdits rebords (7, 14) de façon à assurer l'étanchéité entre la chambre de combustion (1) et le distributeur (2), caractérisée en ce que le rebord (7) de la virole (3, 4) de la chambre (1) et/ou la lamelle (17) comporte une face convexe (7c, 17a) d'appui de la lamelle (17) sur le rebord (7) de la virole (3, 4) de la chambre (1).
- 2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que le rebord (7) de la virole correspondante (3, 4) de la chambre (1) comporte une partie radiale (7a) prolongée par une partie cylindrique (7b) s'étendant vers l'aval et dont l'extrémité libre comporte une face convexe (7c) d'appui de la lamelle (17).
- 3. Turbomachine selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que le rebord (7) de la virole correspondante (3,
- 4) de la chambre (1) comporte une partie radiale (7a) prolongée par une partie cylindrique (7b) s'étendant vers l'aval, la périphérie radialement externe de la lamelle (17) comportant une zone arrondie définissant une surface convexe (17a) tournée vers l'amont et prenant appui sur l'extrémité libre (7c) de ladite partie cylindrique (7b) du rebord (7). 4. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que le rebord (7) a, au moins au niveau de sa zone d'appui de la lamelle (17), une rugosité Ra comprise entre 0,8 et 1,2.
- 5. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que le rebord (7) est revêtu, au moins au niveau de sa zone d'appui de la lamelle (17), d'une couche destinée à réduire l'usure dudit rebord (7), telle par exemple qu'une couche à base de KC25NW.
- 6. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que la face convexe (7c, 17a) a une section arrondie dont le rayon de courbure est compris entre 3 et 10 mm.
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
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Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20170707 |
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