FR3011585A1 - AIRCRAFT TURBOMACHINE ASSEMBLY COMPRISING A FREESTRATED AXIAL HOLDING RING OF A BRUSH JOINT - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un assemblage (1) pour turbomachine d'aéronef comprenant un élément de stator (2) ainsi qu'un joint à brosse (4), l'élément de stator disposant d'un alésage (20) dans lequel est logé le joint à bosse, l'assemblage comportant une bague (30) frettée dans l'alésage, la bague assurant le maintien axial du joint à brosse (4) contre une première face d'appui (22) de l'élément de stator (2).The invention relates to an assembly (1) for an aircraft turbomachine comprising a stator element (2) and a brush seal (4), the stator element having a bore (20) in which is housed the hump joint, the assembly comprising a ring (30) hooped in the bore, the ring ensuring the axial retention of the brush seal (4) against a first bearing face (22) of the stator element ( 2).
Description
ASSEMBLAGE POUR TURBOMACHINE D'AERONEF COMPRENANT UNE BAGUE FRETTEE DE MAINTIEN AXIAL D'UN JOINT A BROSSE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines d'aéronef, et plus particulièrement au domaine général des dispositifs d'étanchéité destinés à réduire les sections de passage entre différentes cavités d'une turbomachine. Elle concerne plus spécifiquement les joints à brosse, généralement interposés entre un élément de stator et un élément de rotor de la turbomachine. L'invention s'applique à tout type de turbomachines d'aéronef, telles que les turboréacteurs et les turbopropulseurs. Plus préférentiellement, l'invention s'applique à un turboréacteur double corps et double flux. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Dans le domaine des turbomachines, il existe différents types de systèmes d'étanchéité pour assurer l'étanchéité au niveau de parties chaudes des turbomachines. Par exemple, des documents FR 2 918 144 et FR 2 967 748, il est connu des joints dits à brosse, qui présentent une pluralité de poils ou fils, par exemple en carbone, qui sont sertis ou soudés et maintenus dans un logement à l'une de leurs extrémités et qui sont en contact, à leurs extrémités libres, avec la surface de la partie à étancher de la turbomachine. De tels joints à brosse peuvent permettre de s'adapter aux variations de jeu que subissent les dispositifs d'étanchéité. En effet, les poils d'un joint à brosse peuvent s'adapter par construction aux surfaces déformées ou discontinues de la partie à étancher.TECHNICAL FIELD The present invention relates to the field of aircraft turbomachines, and more particularly to the general field of sealing devices designed to reduce the number of air-cooled aircraft. passage sections between different cavities of a turbomachine. It relates more specifically brush seals, generally interposed between a stator element and a rotor element of the turbomachine. The invention applies to all types of aircraft turbomachines, such as turbojets and turboprops. More preferentially, the invention applies to a double-body and dual-flow turbojet engine. STATE OF THE PRIOR ART In the field of turbomachines, there are different types of sealing systems to ensure sealing at the hot parts of turbomachines. For example, documents FR 2 918 144 and FR 2 967 748, known as brush seals, which have a plurality of bristles or son, for example carbon, which are crimped or welded and held in a housing at l one of their ends and which are in contact, at their free ends, with the surface of the part to be sealed of the turbomachine. Such brush seals can make it possible to adapt to the play variations that the sealing devices undergo. Indeed, the bristles of a brush seal can adapt by construction to the deformed or discontinuous surfaces of the portion to be sealed.
Généralement, un tel joint à brosse est donc muni de poils en carbone et désigné encore par l'expression « joint à brosse carbone ». Il comporte une âme torique ainsi qu'une jupe s'étendant autour de l'âme torique et des poils en carbone. La jupe est généralement maintenue axialement entre une face d'appui d'un élément de stator, et, du côté opposé à cette face, des moyens d'arrêt axial rapportés sur l'élément de stator. Habituellement, ces moyens d'arrêt prennent la forme d'un anneau d'arrêt élastique inséré dans une gorge pratiquée dans l'alésage de l'élément de stator recevant le joint, et d'une cale ajustée insérée axialement entre l'anneau et la jupe. Cependant, avec cette technique, la pression axiale sur le joint à brosse est difficilement maîtrisable. En particulier en raison des tolérances de fabrication et des jeux de montage, il s'avère parfois nécessaire de choisir la cale adaptée parmi un jeu de cales d'épaisseurs différentes. Cela nécessite donc de provisionner des cales de plusieurs dimensions, alors que dans l'industrie aéronautique, il existe un besoin constant de réduction du nombre de pièces. En outre, en cas de mauvais choix de l'épaisseur de cale, l'étanchéité au niveau de la jupe peut être dégradée, ce qui entraîne une diminution des performances globales d'imperméabilité du joint. Enfin, si le maintien axial s'avère réellement insuffisant, il existe un risque de mise en rotation du joint à brosse, avec un éventuel endommagement de ce joint et/ou des pièces environnantes. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a ainsi pour but de remédier au moins partiellement aux besoins mentionnés ci-dessus et aux inconvénients relatifs aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a tout d'abord pour objet un assemblage pour turbomachine d'aéronef comprenant un élément de stator ainsi qu'un joint à brosse, l'élément de stator disposant d'un alésage dans lequel est logé le joint à bosse, l'assemblage comportant une bague frettée dans ledit alésage, la bague frettée assurant le maintien axial du joint à brosse contre une première face d'appui de l'élément de stator. L'invention est avantageuse en ce qu'elle permet de réduire le nombre de pièces nécessaires au montage, facilite les opérations de montage, permet de mieux maîtriser la pression axiale sur le joint, et limite les risques de rotation du joint dans son alésage. L'invention présente une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison.Generally, such a brush seal is therefore provided with carbon bristles and further designated by the expression "carbon brush seal". It has a toric core and a skirt extending around the toric core and carbon bristles. The skirt is generally held axially between a bearing face of a stator element, and, on the opposite side to this face, axial stop means attached to the stator element. Usually, these stop means take the form of an elastic stop ring inserted in a groove in the bore of the stator element receiving the seal, and a fitted shim inserted axially between the ring and the skirt. However, with this technique, the axial pressure on the brush seal is difficult to control. In particular, due to manufacturing tolerances and mounting clearance, it is sometimes necessary to choose the appropriate shim from a set of shims of different thicknesses. This therefore requires the provision of shims of several dimensions, while in the aviation industry, there is a constant need for reducing the number of parts. In addition, in case of wrong choice of shim thickness, the seal at the level of the skirt can be degraded, which results in a decrease in the overall seal impermeability performance. Finally, if the axial retention is really insufficient, there is a risk of rotating the brush seal, with possible damage to the seal and / or surrounding parts. DISCLOSURE OF THE INVENTION The object of the invention is therefore to remedy at least partially the needs mentioned above and the drawbacks relating to the embodiments of the prior art. To do this, the invention firstly relates to an assembly for an aircraft turbomachine comprising a stator element and a brush seal, the stator element having a bore in which the gasket is housed. Hump, the assembly comprising a ring fretted in said bore, the ring shrunk ensuring the axial retention of the brush seal against a first bearing surface of the stator element. The invention is advantageous in that it reduces the number of parts required for assembly, facilitates assembly operations, allows better control of the axial pressure on the seal, and limits the risk of rotation of the seal in its bore. The invention has one or more of the following optional features, taken singly or in combination.
Ledit joint à brosse comporte une âme torique, des poils entourant l'âme torique, ainsi que des moyens de serrage des poils autour de l'âme torique. Selon un premier mode de réalisation préféré, lesdits moyens de serrage prennent la forme d'une jupe dont une première portion est en appui axial contre la première face d'appui de l'élément de stator, et dont une seconde portion opposée à la première est en appui axial contre une seconde face d'appui de ladite bague frettée. Ici, la bague frettée présente de préférence une portion d'appui en saillie axialement à partir de la seconde face d'appui, cette portion d'appui étant au contact de la jupe au niveau d'une portion radialement intérieure de celle-ci, située intérieurement par rapport à l'âme torique du joint à brosse. Selon un second mode de réalisation préféré, lesdits moyens de serrage comprennent un orifice annulaire pratiqué dans ladite bague frettée, les poils et l'âme torique étant logés dans l'orifice annulaire présentant une ouverture radiale pour le passage des poils.The brush seal has an O-ring, bristles surrounding the O-ring, and bristle clamping means around the O-ring. According to a first preferred embodiment, said clamping means take the form of a skirt whose first portion bears axially against the first bearing face of the stator element, and a second portion opposite the first is in axial support against a second bearing surface of said ring shrunk. Here, the fretted ring preferably has a bearing portion projecting axially from the second bearing face, this bearing portion being in contact with the skirt at a radially inner portion thereof, located internally with respect to the toric core of the brush seal. According to a second preferred embodiment, said clamping means comprise an annular orifice formed in said shrunk ring, the bristles and the O-ring being housed in the annular orifice having a radial opening for the passage of the bristles.
Ici, l'orifice annulaire présente une section transversale de forme générale circulaire. La bague comporte un corps de bague dont la surface extérieure adhère à l'alésage de l'élément de stator, ainsi qu'un capot solidaire du corps et de préférence réalisé d'une seule pièce avec ce corps, ledit capot étant en appui axial contre ladite première face d'appui de l'élément de stator, ledit orifice annulaire étant défini entre une face intérieure du capot et une face intérieure du corps de bague. L'invention a également pour objet un joint à brosse pour turbomachine d'aéronef constitué d'une âme torique, de poils entourant l'âme torique, ainsi que de moyens de serrage des poils autour de l'âme torique, ces moyens de serrage étant une bague constituée d'un corps de bague ainsi que d'un capot solidaire du corps de bague et définissant avec celui-ci un orifice annulaire dans lequel sont logés les poils et l'âme torique, la surface extérieure du corps de bague étant cylindrique de section circulaire, centrée sur l'axe du joint à brosse. L'invention a également pour objet une turbomachine d'aéronef comprenant au moins un tel assemblage.Here, the annular orifice has a cross section of generally circular shape. The ring comprises a ring body whose outer surface adheres to the bore of the stator element, as well as a cover integral with the body and preferably made in one piece with this body, said cap being in axial bearing. against said first bearing surface of the stator element, said annular orifice being defined between an inner face of the cap and an inner face of the ring body. The invention also relates to a brush seal for an aircraft turbine engine comprising a toric core, bristles surrounding the toric core, and means for clamping the bristles around the toric core, these clamping means being a ring consisting of a ring body and a cover integral with the ring body and defining therewith an annular orifice in which are housed the bristles and the O-ring, the outer surface of the ring body being cylindrical of circular section, centered on the axis of the brush seal. The invention also relates to an aircraft turbomachine comprising at least one such assembly.
Enfin, l'invention a pour objet un procédé de montage d'un tel assemblage, ledit alésage étant chauffé et/ou la bague étant refroidie de manière à permettre son insertion dans l'alésage. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention pourra être mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre, d'exemples de mise en oeuvre non limitatifs de celle-ci, ainsi qu'a l'examen des figures, schématiques et partielles, sur lesquelles : - la figure 1 représente, en demi-coupe axiale, un assemblage pour turbomachine d'aéronef selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention ; et - la figure 2 représente, en demi-coupe axiale, un assemblage pour turbomachine d'aéronef selon un second mode de réalisation préféré de l'invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS En référence tout d'abord à la figure 1, il est représenté un assemblage pour turbomachine d'aéronef selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention. L'assemblage 1 comporte un élément de stator 2 équipé d'un joint à brosse 4, destiné à contacter un élément de rotor 6. Aussi, le joint 4 participe à la délimitation, de part et d'autre de celui-ci, d'une première cavité 8a et d'une seconde cavité 8b entre lesquelles une étanchéité est recherchée. A titre d'exemple indicatif, les deux éléments 2, 6 peuvent respectivement être un capot boulonné à un carter structural fixe traversé par une ligne d'arbre de transmission de puissance. Les poils de la nappe convergent vers le centre de l'axe de rotation de l'arbre. Il est également possible d'appliquer le système sur un moyeu fixe central, traversant un tourillon en rotation. Pour ce dernier cas, la nappe de poil serait divergente à l'axe de rotation du tourillon, puisque tourné radialement vers l'extérieur. De manière conventionnelle, la section représentée correspond à une portion du système qui est pleinement axisymétrique autour d'un axe 12, correspondant à l'axe longitudinal de la turbomachine. Le joint à brosse 4 présente ici une âme torique 10 centrée sur l'axe 12. Il comporte également une pluralité de poils 14, par exemple en carbone, disposés autour de l'âme 10. Des moyens de serrage permettent de plaquer les poils 14 contre l'âme. Ces moyens sont ici une jupe 16 qui s'étend également autour de l'axe 12. En section transversale, la jupe présente une portion radialement extérieure en forme globale de cercle non fermé, aux extrémités desquelles deux pattes de serrage 18 s'étendent radialement vers l'intérieur en direction de l'axe 12, parallèlement l'une à l'autre. Entre ces deux pattes 18, les poils 14 sont enserrés axialement. Comme cela a été schématisé sur la figure 1, chaque poil 14 peut présenter deux extrémités opposées, toutes les deux au contact de l'élément de rotor 6 et s'enroulant autour de l'âme torique 10. De ce fait, la partie 17 en forme générale de cercle de la jupe 16 plaque la partie centrale de chaque poil contre l'âme 10, tandis que les parties des poils situées radialement vers l'intérieur par rapport à cette âme 10 sont plaquées axialement les unes contre les autres par les deux pattes parallèles 18. De manière connue, les parties des poils situées en saillie vers l'intérieur à partir des pattes 18 peuvent se déformer tout en continuant d'assurer l'étanchéité entre les deux cavités 8a, 8b. De ce fait, l'étanchéité est préservée même en cas de déplacement relatif entre l'élément de stator 2 et l'élément de rotor 6, ce déplacement relatif pouvant par exemple provenir d'une dilatation thermique différentielle sous contrainte thermique.Finally, the invention relates to a method of mounting such an assembly, said bore being heated and / or the ring being cooled so as to allow its insertion into the bore. Other advantages and features of the invention will become apparent in the detailed non-limiting description below. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention will be better understood on reading the following detailed description, examples of non-limiting implementation thereof, and the examination of the figures, diagrammatic and partial, in which: - Figure 1 shows, in axial half-section, an assembly for an aircraft turbomachine according to a first preferred embodiment of the invention; and FIG. 2 represents, in axial half-section, an assembly for an aircraft turbomachine according to a second preferred embodiment of the invention. DETAILED DESCRIPTION OF PARTICULAR EMBODIMENTS Referring firstly to Figure 1, there is shown an assembly for an aircraft turbomachine according to a first preferred embodiment of the invention. The assembly 1 comprises a stator element 2 equipped with a brush seal 4, intended to contact a rotor element 6. Also, the seal 4 participates in the delimitation, on either side of it, a first cavity 8a and a second cavity 8b between which a seal is sought. As an indicative example, the two elements 2, 6 can respectively be a bonnet bolted to a fixed structural housing traversed by a power transmission shaft line. The hairs of the web converge towards the center of the axis of rotation of the tree. It is also possible to apply the system on a central fixed hub, passing through a rotating journal. For the latter case, the ply of hair would be divergent to the axis of rotation of the pin, since turned radially outwards. Conventionally, the section shown corresponds to a portion of the system which is fully axisymmetric about an axis 12, corresponding to the longitudinal axis of the turbomachine. The brush seal 4 has here an O-ring 10 centered on the axis 12. It also comprises a plurality of bristles 14, for example carbon, arranged around the core 10. Clamping means are used to press the bristles 14 against the soul. These means are here a skirt 16 which also extends around the axis 12. In cross section, the skirt has a radially outer portion in overall shape of an unclosed circle, at the ends of which two clamping lugs 18 extend radially. inward towards the axis 12, parallel to each other. Between these two lugs 18, the bristles 14 are clamped axially. As shown schematically in FIG. 1, each pile 14 may have two opposite ends, both in contact with the rotor element 6 and wrapping around the toric core 10. As a result, the part 17 in the general shape of a circle of the skirt 16 plates the central portion of each hair against the core 10, while the parts of the bristles located radially inwardly relative to this core 10 are pressed axially against each other by the two parallel tabs 18. In known manner, the portions of the bristles projecting inwardly from the tabs 18 may deform while continuing to ensure sealing between the two cavities 8a, 8b. As a result, the seal is preserved even in the case of relative displacement between the stator element 2 and the rotor element 6, this relative displacement being able for example to come from a differential thermal expansion under thermal stress.
L'élément de stator 2 présente un alésage 20 centré sur l'axe 12, et logeant le joint à brosse 4. A partir de cet alésage 20, l'élément 2 comporte une première face d'appui 22 s'étendant radialement vers l'intérieur. Aussi, une première portion 16a de la jupe 16 se situe en appui axial contre cette première face 22 sensiblement orthogonale à l'axe 12. Du côté opposé sur le joint, la jupe comporte une seconde portion 16b en appui axial contre une seconde face d'appui 26 prévue sur une bague frettée 30 spécifique à la présente invention. Il est noté que les deux portions opposées 16a, 16b correspondent à des portions de la jupe 16 situées au niveau de la partie en forme générale de cercle 17. Elles sont agencées symétriquement par rapport à un plan transversal de symétrie des deux pattes 18.The stator element 2 has a bore 20 centered on the axis 12, and housing the brush seal 4. From this bore 20, the element 2 comprises a first bearing face 22 extending radially towards the inside. Also, a first portion 16a of the skirt 16 is in axial abutment against this first face 22 substantially orthogonal to the axis 12. On the opposite side on the seal, the skirt comprises a second portion 16b bearing axially against a second face of support 26 provided on a fretted ring 30 specific to the present invention. It is noted that the two opposite portions 16a, 16b correspond to portions of the skirt 16 located at the generally circular portion 17. They are arranged symmetrically with respect to a transverse plane of symmetry of the two lugs 18.
L'assemblage 1 comporte donc une bague 30 frettée dans l'alésage 20 formant une frette, cette bague étant centrée sur l'axe 12. En d'autres termes, le maintien axial de la bague 30 sur l'élément de stator 2 est obtenu par un ajustement serré des deux pièces, au niveau de l'alésage 20.The assembly 1 therefore comprises a ring 30 shrunk into the bore 20 forming a hoop, this ring being centered on the axis 12. In other words, the axial retention of the ring 30 on the stator element 2 is obtained by a tight fit of the two parts, at the bore 20.
La bague frettée 30 comporte donc un diamètre extérieur sensiblement identique à celui de l'alésage 20, et son diamètre intérieure est suffisamment important pour permettre le passage de l'élément de rotor 6. Comme indiqué ci-dessus, à côté du joint 4, la bague 30 présente la seconde face d'appui axial 26, qui est sensiblement plane et orthogonale à l'axe 12. Au niveau d'une partie intérieure de cette face annulaire 26, la bague présente une portion d'appui 32 en saillie axialement en direction du joint. Cette portion d'appui 32 est au contact de l'une des deux pattes 17, pour renforcer le serrage axial procuré par celles-ci. De l'autre côté de la bague frettée 30, à l'opposé de la portion d'appui 32 dans la direction axiale, cette bague comporte une face extérieure 34 de préférence entièrement plane, centrée sur l'axe 12 et orthogonale à ce même axe. Cette face 34 peut ainsi se trouver sensiblement dans la continuité radiale de la surface extérieure 36 de l'élément 2 au niveau de laquelle débouche l'alésage 20. A titre indicatif, il est noté qu'au niveau de l'alésage 20, l'épaisseur « E » de la bague 30, correspondant à la longueur de frettage, est de préférence comprise entre 0,5 et 1,5 fois la largeur du joint à brosse 4.The fretted ring 30 thus has an outer diameter substantially identical to that of the bore 20, and its inside diameter is large enough to allow the passage of the rotor element 6. As indicated above, next to the seal 4, the ring 30 has the second axial bearing face 26, which is substantially flat and orthogonal to the axis 12. At an inner portion of this annular face 26, the ring has a bearing portion 32 projecting axially. towards the joint. This bearing portion 32 is in contact with one of the two tabs 17, to enhance the axial clamping provided by them. On the other side of the hoop 30, opposite the bearing portion 32 in the axial direction, this ring has an outer face 34 preferably completely flat, centered on the axis 12 and orthogonal to the same axis. This face 34 may thus be substantially in the radial continuity of the outer surface 36 of the element 2 at which the bore 20 opens. For information, it is noted that at the bore 20, The thickness "E" of the ring 30, corresponding to the hooping length, is preferably between 0.5 and 1.5 times the width of the brush seal 4.
Néanmoins, cette épaisseur « E)> peut varier en fonction de multiples paramètres couplés tels que les propriétés thermomécaniques du système confrontés à ceux du stator et du rotor, des propriétés tribologiques des surfaces en contact, ainsi que le potentiel de compression du joint qui est associé en partie à son élancement géométrique. Pour le montage du joint 4 sur l'élément de stator 2, il est procédé aux étapes suivantes. Tout d'abord, le joint 4 est inséré dans l'alésage 20 depuis la surface 36, par coulissement axial. Seul un jeu de montage peut être prévu entre ces deux pièces. Ensuite, la partie de l'élément 2 définissant l'alésage 20 est chauffée pour être dilatée, tandis que la bague 30 est refroidie pour se rétracter. Cette dernière peut alors être insérée dans l'alésage 20, toujours par coulissement axial suivant la direction de l'axe 12.Nevertheless, this thickness "E" can vary according to multiple coupled parameters such as the thermomechanical properties of the system confronted with those of the stator and the rotor, the tribological properties of the surfaces in contact, as well as the compression potential of the joint which is partly associated with its geometrical slenderness. For mounting the seal 4 on the stator element 2, the following steps are carried out. First, the seal 4 is inserted into the bore 20 from the surface 36, by axial sliding. Only a mounting set can be provided between these two pieces. Then, the portion of the element 2 defining the bore 20 is heated to be expanded, while the ring 30 is cooled to retract. The latter can then be inserted into the bore 20, always by axial sliding in the direction of the axis 12.
L'introduction est stoppée lorsque les deux faces 34, 36 sont sensiblement coplanaires, ce qui garantit un niveau de serrage axial prédéterminé du joint 4 entre la bague 30 et la face d'appui 22 de l'élément 2. Après retour des pièces à la température ambiante, les pièces sont alors maintenues par la friction résultant du montage par frettage. Au besoin, il est noté que le démontage peut être envisagé en détruisant la bague 30 formant cale de serrage, grâce par exemple à un usinage radial prévu sur la bague et qui est capable de se briser sous les contraintes radiales de frettage. En référence à présent à la figure 2, il est représenté un assemblage pour turbomachine d'aéronef selon un second mode de réalisation préféré de l'invention. Ce second mode présente de nombreuses similitudes avec le premier et, sur les figures, les pièces portant les mêmes références numériques correspondent à des pièces identiques ou similaires. Le second mode de réalisation diffère essentiellement du premier mode de réalisation en ce que la bague frettée et la jupe sont fusionnées pour faire partie intégrante du joint à brosse. En effet, la bague 30 présente ici un corps de bague 30a correspondant sensiblement à la bague du premier mode de réalisation. C'est donc ce corps de bague 30a qui est fretté dans l'alésage 20, et qui présente une face 34 se trouvant dans la continuité radiale de la surface 36 de l'élément 2. Cependant, la face intérieure 40 du corps de bague 30a, opposée à la face 34, remplit une partie de la fonction de la jupe du premier mode, puisqu'elle participe au serrage des poils 14 contre l'âme torique 10. En effet, à partir du corps de bague 30a, la bague 30 comporte un capot 42 en forme de demi-jupe et présentant une face intérieure 44 délimitant avec la face intérieure 40 un orifice annulaire 46 dans lequel les poils 14 sont logés serrés contre l'âme 10. Bien entendu, l'orifice annulaire 46, centré sur l'axe 12, présente une ouverture radiale 50 vers l'intérieur permettant le passage des poils 14 en direction de l'élément de rotor 6. Le capot 42 comprend une première portion 16a située en appui axial contre la première face 22 de l'élément de stator 2, cette portion 16a présentant une forme générale de C et se prolongeant par une patte radiale 18 orientée intérieurement vers l'axe 12. La face intérieure 40 du corps 30a présente une géométrie symétrique de la face intérieure 44 définie par la portion en forme de C 16a et par la patte 18 du capot 42 en forme de demi-jupe, qui dispose quant à elle d'une épaisseur sensiblement constante. Comme évoqué précédemment, le capot 42 et le corps de bague 30a sont de préférence réalisés d'un seul tenant, même si une solution rapportée pourrait être envisagée, sans sortir du cadre de l'invention. Avec ce second mode de réalisation préféré, le procédé de montage est encore davantage simplifié car la bague 30 est insérée dans l'alésage 20 simultanément avec les autres pièces du joint 4 dont elle fait partie intégrante. Le joint 4 constitué de la bague 30, des poils 14 et de l'âme torique 10 prend alors la forme d'une cartouche facilement montable sur l'élément de stator 2, par frettage du corps de bague 30a dont la surface extérieure est cylindrique de section circulaire, de géométrie complémentaire de celle de l'alésage 20 avec lequel elle coopère. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.The introduction is stopped when the two faces 34, 36 are substantially coplanar, which guarantees a predetermined axial clamping level of the seal 4 between the ring 30 and the bearing face 22 of the element 2. After returning the parts to at room temperature, the parts are then held by the friction resulting from the frettage assembly. If necessary, it is noted that disassembly can be envisaged by destroying the clamping ring 30, for example by virtue of a radial machining provided on the ring and which is capable of breaking under the radial shrinkage stresses. Referring now to Figure 2, there is shown an assembly for an aircraft turbomachine according to a second preferred embodiment of the invention. This second mode has many similarities with the first and, in the figures, the parts bearing the same reference numerals correspond to identical or similar parts. The second embodiment essentially differs from the first embodiment in that the fretted ring and the skirt are fused to form an integral part of the brush seal. Indeed, the ring 30 here has a ring body 30a substantially corresponding to the ring of the first embodiment. It is therefore this ring body 30a which is hooped in the bore 20, and which has a face 34 lying in the radial continuity of the surface 36 of the element 2. However, the inner face 40 of the ring body 30a, opposite to the face 34, fills a part of the function of the skirt of the first mode, since it participates in the tightening of the bristles 14 against the toric core 10. Indeed, from the ring body 30a, the ring 30 comprises a half-skirt cap 42 having an inner face 44 delimiting with the inner face 40 an annular orifice 46 in which the bristles 14 are tightly fitted against the core 10. Of course, the annular orifice 46, centered on the axis 12, has a radial opening 50 inward allowing the passage of the bristles 14 in the direction of the rotor element 6. The cover 42 comprises a first portion 16a located in axial abutment against the first face 22 of the stator element 2, this portion 16a having a general shape of C and extending by a radial lug 18 oriented internally towards the axis 12. The inner face 40 of the body 30a has a symmetrical geometry of the inner face 44 defined by the C-shaped portion 16a and the lug 18 the cover 42 in the form of half-skirt, which has a substantially constant thickness. As mentioned above, the cover 42 and the ring body 30a are preferably made in one piece, even if an added solution could be envisaged, without departing from the scope of the invention. With this second preferred embodiment, the mounting method is further simplified because the ring 30 is inserted into the bore 20 simultaneously with the other parts of the seal 4 of which it is an integral part. The seal 4 consisting of the ring 30, the bristles 14 and the toric core 10 then takes the form of a cartridge easily mountable on the stator element 2, by shrinking of the ring body 30a whose outer surface is cylindrical of circular section, of complementary geometry to that of the bore 20 with which it cooperates. Of course, various modifications may be made by those skilled in the art to the invention which has just been described, solely by way of non-limiting examples.
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20170145846A1 (en) * | 2015-11-24 | 2017-05-25 | MTU Aero Engines AG | Brush sealing arrangement for a turbomachine, installation securing arrangement and turbomachine |
| US11208908B2 (en) | 2018-12-21 | 2021-12-28 | MTU Aero Engines AG | Static seal arrangement and turbomachine |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1598926A (en) * | 1978-05-24 | 1981-09-23 | Rolls Royce | Brush seals |
| US5181728A (en) * | 1991-09-23 | 1993-01-26 | General Electric Company | Trenched brush seal |
| EP1146266A2 (en) * | 2000-04-13 | 2001-10-17 | MTU Aero Engines GmbH | Brush seal |
| EP1347218A2 (en) * | 2002-03-20 | 2003-09-24 | United Technologies Corporation | Brush seal |
| EP1655526A1 (en) * | 2004-11-03 | 2006-05-10 | United Technologies Corporation | Method of forming a brush seal and resulting brush seal therefrom |
| EP1998085A1 (en) * | 2007-05-29 | 2008-12-03 | Eaton Corporation | Static outside diameter brush seal assembly |
| WO2011008440A1 (en) * | 2009-07-14 | 2011-01-20 | Dresser-Rand Company | Spiral wound brush seal |
| WO2014037547A2 (en) * | 2012-09-10 | 2014-03-13 | Commissariat à l'énergie atomique et aux énergies alternatives | Brush-type circular seal |
-
2013
- 2013-10-09 FR FR1359811A patent/FR3011585B1/en active Active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1598926A (en) * | 1978-05-24 | 1981-09-23 | Rolls Royce | Brush seals |
| US5181728A (en) * | 1991-09-23 | 1993-01-26 | General Electric Company | Trenched brush seal |
| EP1146266A2 (en) * | 2000-04-13 | 2001-10-17 | MTU Aero Engines GmbH | Brush seal |
| EP1347218A2 (en) * | 2002-03-20 | 2003-09-24 | United Technologies Corporation | Brush seal |
| EP1655526A1 (en) * | 2004-11-03 | 2006-05-10 | United Technologies Corporation | Method of forming a brush seal and resulting brush seal therefrom |
| EP1998085A1 (en) * | 2007-05-29 | 2008-12-03 | Eaton Corporation | Static outside diameter brush seal assembly |
| WO2011008440A1 (en) * | 2009-07-14 | 2011-01-20 | Dresser-Rand Company | Spiral wound brush seal |
| WO2014037547A2 (en) * | 2012-09-10 | 2014-03-13 | Commissariat à l'énergie atomique et aux énergies alternatives | Brush-type circular seal |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20170145846A1 (en) * | 2015-11-24 | 2017-05-25 | MTU Aero Engines AG | Brush sealing arrangement for a turbomachine, installation securing arrangement and turbomachine |
| EP3173670A1 (en) * | 2015-11-24 | 2017-05-31 | MTU Aero Engines GmbH | Brush seal assembly for a fluid flow machine, mounting securing arrangement and fluid flow machine |
| US11208908B2 (en) | 2018-12-21 | 2021-12-28 | MTU Aero Engines AG | Static seal arrangement and turbomachine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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