FR3012846A1

FR3012846A1 - INTERMEDIATE CASTER HUB FOR AIRCRAFT TURBOJET AIRBORNE COMPRISING A DEFORMABLE CONDUIT OF AIR AND DEBRIS CANALIZATION

Info

Publication number: FR3012846A1
Application number: FR1360910A
Authority: FR
Inventors: Sarah Ouboussad; Cedric Magret
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2013-11-07
Filing date: 2013-11-07
Publication date: 2015-05-08
Anticipated expiration: 2033-11-07
Also published as: FR3012846B1

Abstract

Moyeu (10) de carter intermédiaire (11) pour turboréacteur d'aéronef, comprenant une première virole annulaire interne (12) destinée à délimiter extérieurement une veine (24) d'écoulement d'un flux primaire et pourvue de premiers orifices (28) et de vannes de décharge (30) assurant la fermeture et l'ouverture de ces premiers orifices (28), ainsi qu'un flasque aval (18) pourvu d'une pluralité de deuxièmes orifices de passage d'air (40) agencés en aval des vannes (30), et une pluralité de dispositifs de canalisation d'air (46) permettant le guidage de l'air entre les premiers et deuxièmes orifices (28, 40) et comprenant chacun un conduit déformable (48) permettant d'autoriser le déplacement de la vanne de décharge (30) correspondante entre des positions de fermeture et d'ouverture du premier orifice (28) correspondant.Intermediate casing hub (11) for an aircraft turbojet, comprising a first inner annular shell (12) for delimiting externally a flow vein (24) of a primary flow and provided with first orifices (28) and discharge valves (30) closing and opening said first ports (28), and a downstream flange (18) having a plurality of second air passage holes (40) arranged therein. downstream of the valves (30), and a plurality of air channeling devices (46) for guiding air between the first and second ports (28, 40) and each including a deformable conduit (48) for authorizing the displacement of the corresponding discharge valve (30) between closing and opening positions of the corresponding first orifice (28).

Description

MOYEU DE CARTER INTERMÉDIAIRE POUR TURBORÉACTEUR D'AÉRONEF COMPRENANT UN CONDUIT DEFORMABLE DE CANALISATION D'AIR ET DE DÉBRIS DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne un moyeu de carter intermédiaire pour un turboréacteur d'aéronef, en particulier du type à double corps, c'est à dire comprenant au moins deux corps mécaniquement indépendants. Dans un turboréacteur à double corps, on désigne habituellement par carter intermédiaire un carter dont le moyeu est agencé entre un carter de compresseur basse pression et un carter de compresseur haute pression. La présente invention concerne plus particulièrement un moyeu de carter intermédiaire du type comprenant des vannes de décharge, parfois désignées par leur acronyme anglais VBV (« Variable Bleed Valves »).The present invention relates to an intermediate casing hub for an aircraft turbojet engine, in particular of the double-body type, it is an intermediate casing hub for an aircraft turbojet engine, in particular of the double-body type, it is an embodiment of the invention. ie comprising at least two mechanically independent bodies. In a double-body turbojet engine, an intermediate casing is usually designated as a casing whose hub is arranged between a low-pressure compressor casing and a high-pressure compressor casing. The present invention relates more particularly to an intermediate crankcase hub of the type comprising discharge valves, sometimes designated by their acronym VBV ("Variable Bleed Valves").

Des vannes de ce type sont destinées à réguler le débit en entrée du compresseur basse pression afin notamment de limiter les risques de pompage de ce dernier en permettant l'évacuation d'une partie de l'air hors de l'espace annulaire d'écoulement du flux primaire. De plus, en cas de pénétration accidentelle dans cet espace d'écoulement, d'eau, notamment sous forme de pluie ou de grêle, ou encore de débris divers, qui sont susceptibles de nuire au fonctionnement du turboréacteur, ces vannes permettent de récupérer cette eau ou ces débris qui sont centrifugés dans l'espace d'écoulement précité et de les éjecter vers l'extérieur de ce dernier. Dans le cas des turboréacteurs à double flux, ces vannes sont ainsi configurées pour permettre le passage des fragments ou débris de l'espace d'écoulement du flux primaire vers un espace annulaire d'écoulement d'un flux secondaire. Dans ce qui suit, le terme « débris » désigne tout type de débris susceptibles de nuire au fonctionnement du turboréacteur, qu'il s'agisse d'eau sous forme liquide ou solide ou de fragments de matériaux divers. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Comme l'illustre la figure 1 qui est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un turboréacteur d'avion à double corps et double flux d'un type connu, les moyeux 10 des carters intermédiaires 11 du type précité comprennent habituellement plusieurs viroles annulaires coaxiales, parmi lesquelles une première virole 12 et une deuxième virole 14 reliées mutuellement par deux flasques, respectivement amont 16 et aval 18, qui s'étendent radialement de l'intérieur vers l'extérieur du turboréacteur, c'est à dire sensiblement selon un plan transversal (ie orthogonal à un axe longitudinal du turboréacteur). Le flasque amont 16 est agencé au niveau d'une extrémité aval d'un compresseur basse pression 20 du turboréacteur tandis que le flasque aval 18 est agencé au niveau d'une extrémité amont d'un compresseur haute pression 22 de ce turboréacteur. La première virole 12 délimite extérieurement un espace annulaire 24 d'écoulement du flux primaire du turboréacteur, et est en général raccordée par des bras structuraux 26 traversant cet espace 24 à une troisième virole 27 délimitant intérieurement ledit espace 24. De plus, la première virole 12 comporte des premiers orifices 28 pour le passage d'air. Chacun de ces premiers orifices est obturé par le clapet pivotant 29 d'une vanne de décharge 30 correspondante destinée à la régulation du débit du compresseur basse pression 22 et, le cas échéant, à l'évacuation de débris comme expliqué ci-dessus. Une telle vanne de décharge prend habituellement la forme d'une porte qui comporte le clapet 29 du côté radialement interne du turboréacteur et qui est montée pivotante autour d'un axe 31a s'étendant selon la direction tangentielle. La vanne de décharge comporte en outre une chape 31b permettant sont raccordement à un dispositif de manoeuvre commandant l'ouverture et la fermeture de la porte d'une manière bien connue. En position de fermeture des premiers orifices 28, le clapet 29 prolonge la première virole 12 du carter de manière sensiblement continue pour réduire au mieux les risques de perturbations aérodynamiques du flux primaire, tandis qu'en position d'ouverture desdits premiers orifices 28, le clapet 29 fait saillie radialement vers l'intérieur par rapport à la première virole 12 précitée et forme ainsi une écope de prélèvement d'une partie du flux primaire. La demande de brevet EP 2 060 746 Al décrit plus en détail un exemple de vanne de décharge. Lorsque la deuxième virole 14 porte des bras structuraux qui s'étendent dans un espace 32 d'écoulement d'un flux secondaire du turboréacteur et qui sont relativement écartés les uns des autres, l'évacuation de l'air ou des débris peut se faire au travers de cette deuxième virole 14. En revanche, lorsque comme dans l'exemple représenté sur la figure 1, la deuxième virole 14 porte des aubes directrices 34 relativement proches les unes des autres, ces dernières gênent l'évacuation précitée au travers de la deuxième virole 14. Dans ce cas, et plus généralement lorsque cela présente un intérêt, il peut donc être souhaitable de permettre cette évacuation plus en aval, au travers d'une paroi annulaire 36 d'une extension 38 du moyeu 10 du carter intermédiaire 11. On entend ici par « extension 38 » une structure qui est parfois utilisée pour supporter à son extrémité aval des éléments d'inverseurs de poussée. Une solution connue à ce problème consiste à intégrer à chaque vanne de décharge 30 une structure 39 délimitant un canal pour l'écoulement de l'air, et à prévoir dans le flasque aval 18 une pluralité de deuxièmes orifices 40 pour le passage d'air, ces deuxièmes orifices 40 étant agencés respectivement en aval de chacune des vannes de décharge 30 et positionnés à proximité de l'espace 24 d'écoulement du flux primaire, radialement au même niveau que les premiers orifices 28, afin que d'éventuels débris captés par chaque vanne de décharge 30 poursuivent leur course jusqu'aux deuxièmes orifices 40 puis au sein de conduits d'évacuation 41 raccordant respectivement les deuxièmes orifices 40 à des troisièmes orifices 42 correspondants prévus dans la paroi annulaire 36 de l'extension 38 et débouchant dans l'espace 32 d'écoulement du flux secondaire. La figure 2 illustre une vanne de décharge 30 et montre en particulier la structure 39 délimitant le canal permettant le guidage de l'air au sein de la vanne de décharge.Valves of this type are intended to regulate the flow rate at the inlet of the low-pressure compressor in order, in particular, to limit the risks of pumping the latter by allowing part of the air to be evacuated out of the annular flow space. primary flow. In addition, in case of accidental penetration into this flow space, water, especially in the form of rain or hail, or various debris, which are likely to affect the operation of the turbojet, these valves can recover this water or debris which is centrifuged in the above-mentioned flow space and ejected outwardly thereof. In the case of turbofan engines, these valves are thus configured to allow the passage of fragments or debris from the flow space of the primary flow to an annular flow space of a secondary flow. In what follows, the term "debris" refers to any type of debris likely to affect the operation of the turbojet engine, whether it is water in liquid or solid form or fragments of various materials. STATE OF THE PRIOR ART As illustrated in FIG. 1, which is a partial diagrammatic view in axial section of a double-body and dual-flow aircraft turbojet engine of known type, the hubs 10 of the intermediate casings 11 of the aforementioned type usually comprise several annular coaxial ferrules, among which a first ferrule 12 and a second ferrule 14 interconnected by two flanges, respectively upstream 16 and downstream 18, which extend radially from the inside to the outside of the turbojet, this is to say substantially in a transverse plane (ie orthogonal to a longitudinal axis of the turbojet engine). The upstream flange 16 is arranged at a downstream end of a low-pressure compressor 20 of the turbojet while the downstream flange 18 is arranged at an upstream end of a high-pressure compressor 22 of this turbojet engine. The first ferrule 12 delimits externally an annular space 24 of flow of the primary flow of the turbojet, and is generally connected by structural arms 26 passing through this space 24 to a third shell 27 internally defining said space 24. In addition, the first ferrule 12 has first orifices 28 for the passage of air. Each of these first orifices is closed off by the pivoting valve 29 of a corresponding discharge valve 30 intended for regulating the flow rate of the low-pressure compressor 22 and, where appropriate, the evacuation of debris as explained above. Such a discharge valve usually takes the form of a door which includes the valve 29 on the radially inner side of the turbojet and which is pivotally mounted about an axis 31a extending in the tangential direction. The discharge valve further comprises a yoke 31b for connection to an operating device controlling the opening and closing of the door in a well known manner. In the closed position of the first orifices 28, the valve 29 extends the first ferrule 12 of the casing in a substantially continuous manner to reduce at best the risks of aerodynamic disturbances of the primary flow, whereas in the open position of said first orifices 28, the valve 29 protrudes radially inwardly relative to the first ferrule 12 above and thus forms a scoop for taking part of the primary flow. Patent Application EP 2,060,746 A1 describes in more detail an example of a discharge valve. When the second ferrule 14 carries structural arms which extend in a flow space 32 of a secondary flow of the turbojet and which are relatively spaced from each other, the evacuation of air or debris can be done through this second ferrule 14. On the other hand, when, as in the example shown in FIG. 1, the second ferrule 14 carries guide vanes 34 that are relatively close to each other, the latter interfere with the aforementioned evacuation through the second ferrule 14. In this case, and more generally when it is of interest, it may therefore be desirable to allow this discharge further downstream, through an annular wall 36 of an extension 38 of the hub 10 of the intermediate casing 11 Here "extension 38" is understood to mean a structure that is sometimes used to support at its downstream end thrust reverser elements. A known solution to this problem is to integrate in each discharge valve 30 a structure 39 defining a channel for the flow of air, and to provide in the downstream flange 18 a plurality of second holes 40 for the passage of air these second orifices 40 being respectively arranged downstream of each of the discharge valves 30 and positioned near the flow space 24 of the primary flow, radially at the same level as the first orifices 28, so that any captured debris by each discharge valve 30 continue their travel to the second orifices 40 and then within exhaust ducts 41 respectively connecting the second orifices 40 to corresponding third orifices 42 provided in the annular wall 36 of the extension 38 and opening into the flow space 32 of the secondary flow. Figure 2 illustrates a discharge valve 30 and shows in particular the structure 39 defining the channel for guiding the air within the discharge valve.

Toutefois, cette solution connue présente plusieurs inconvénients.However, this known solution has several disadvantages.

En effet, malgré l'alignement relatif entre les premiers orifices 28 formés dans la première virole 12 et les deuxièmes orifices 40 formés dans le flasque aval 18, le risque reste élevé qu'une partie non négligeable d'éventuels débris percute le flasque aval 18 à côté des deuxièmes orifices 40 et demeure dans le moyeu 10 du carter intermédiaire, au risque de gêner les manoeuvres ultérieures des vannes de décharge 30 et de réduire leur capacité à évacuer d'éventuels débris supplémentaires. De plus, l'alignement optimal entre la sortie du canal délimité par la structure 39 de chaque vanne de décharge et le deuxième orifice 40 correspondant du flasque aval 18 n'est assuré que dans une position particulière de la vanne, qui est généralement la position de pleine ouverture. De ce fait, lorsque les vannes de décharge 30 sont dans une position d'ouverture intermédiaire, l'air s'écoulant au travers de ces vannes jusqu'aux deuxièmes orifices 40 subit une perte de charge non souhaitable. En outre, du fait de l'emplacement des deuxièmes orifices 40 à proximité de l'espace 24 d'écoulement du flux primaire, les conduits d'évacuation 41 présentent un encombrement important qui limite considérablement la possibilité d'installer d'autres équipements du turboréacteur sur la face aval du flasque aval 18, comme l'illustre la figure 3 représentant ce flasque vu depuis l'aval. Or il est parfois souhaitable, notamment pour réduire l'encombrement axial des turboréacteurs, d'installer divers équipements, tels qu'un boîtier d'entraînement d'accessoires du type couramment appelé AGB (de l'anglais « Accessory Geai. Box »), sur ce flasque aval 18. Par ailleurs, l'encombrement des conduits d'évacuation 41 rend peu réalisable et très coûteuse une réalisation de ces conduits d'évacuation d'un seul tenant avec l'extension 38 du moyeu 10 du carter intermédiaire 11. Par conséquent, ces conduits d'évacuation 41 sont habituellement rapportés sur la paroi annulaire 36 de l'extension 38, ce qui limite l'étanchéité entre ces conduits d'évacuation 41 et l'extension 38, affecte la rigidité de cette dernière, et nécessite de surcroît le recours à des moyens de fixation additionnels de nature à accroître la masse de l'extension 38.Indeed, despite the relative alignment between the first orifices 28 formed in the first ferrule 12 and the second orifices 40 formed in the downstream flange 18, the risk remains high that a significant portion of any debris collides with the downstream flange 18 next to the second orifices 40 and remains in the hub 10 of the intermediate casing, at the risk of hindering the subsequent operations of the discharge valves 30 and reduce their ability to evacuate any additional debris. In addition, the optimum alignment between the outlet of the channel delimited by the structure 39 of each discharge valve and the corresponding second orifice 40 of the downstream flange 18 is ensured only in a particular position of the valve, which is generally the position full opening. As a result, when the discharge valves 30 are in an intermediate open position, the air flowing through these valves to the second ports 40 undergoes an undesirable pressure drop. In addition, because of the location of the second orifices 40 near the flow space 24 of the primary flow, the exhaust ducts 41 have a large space requirement which considerably limits the possibility of installing other equipment of the turbojet engine on the downstream face of the downstream flange 18, as illustrated in Figure 3 representing the flange seen from downstream. Now it is sometimes desirable, in particular to reduce the axial size of the turbojet engines, to install various equipment, such as an accessory drive box of the type commonly known as AGB (Accessory Geai Box). on the downstream flange 18. Moreover, the size of the exhaust ducts 41 makes it impractical and very expensive to produce these exhaust ducts in one piece with the extension 38 of the hub 10 of the intermediate casing 11 Therefore, these exhaust pipes 41 are usually attached to the annular wall 36 of the extension 38, which limits the seal between these exhaust ducts 41 and the extension 38, affects the rigidity of the latter, and further requires the use of additional fastening means to increase the mass of the extension 38.

EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces problèmes, permettant d'éviter au moins en partie les inconvénients précités.DISCLOSURE OF THE INVENTION The invention aims in particular to provide a simple, economical and effective solution to these problems, to avoid at least partly the aforementioned drawbacks.

L'invention propose à cet effet un moyeu de carter intermédiaire pour turboréacteur d'aéronef, comprenant : - une première virole annulaire destinée à délimiter extérieurement un espace d'écoulement d'un flux primaire de gaz dans un turboréacteur et pourvue d'une pluralité de premiers orifices pour le passage d'air ainsi que d'une pluralité de vannes de décharge comprenant chacune un clapet déplaçable entre une position de fermeture et une position d'ouverture de l'un desdits premiers orifices et une structure qui délimite un canal d'écoulement d'air le long dudit clapet, et un flasque aval comportant une pluralité de deuxièmes orifices pour le passage d'air respectivement agencés en aval desdites vannes de décharge.To this end, the invention proposes an intermediate casing hub for an aircraft turbojet, comprising: a first annular shell intended to externally delimit a flow space of a primary gas flow in a turbojet and provided with a plurality first orifices for the passage of air as well as a plurality of discharge valves each comprising a valve movable between a closed position and an open position of one of said first orifices and a structure which delimits a channel; flow of air along said valve, and a downstream flange having a plurality of second orifices for the air passage respectively arranged downstream of said discharge valves.

Selon l'invention, ledit moyeu comprend des dispositifs de canalisation d'air raccordant respectivement lesdites vannes de décharge auxdits deuxièmes orifices et comprenant chacun au moins un conduit deformable de manière à autoriser le déplacement du clapet de la vanne de décharge correspondante entre lesdites positions de fermeture et d'ouverture du premier orifice correspondant.According to the invention, said hub comprises air channeling devices respectively connecting said discharge valves to said second ports and each comprising at least one deformable duct so as to allow the valve of the corresponding discharge valve to move between said positions. closing and opening the corresponding first orifice.

Les dispositifs de canalisation d'air permettent ainsi un guidage optimal de l'air et, le cas échéant, d'eau sous forme liquide ou de glace ou encore d'autres débris, entre les premiers orifices et les deuxièmes orifices, tout en autorisant les déplacements des vannes de décharge nécessaires à l'ouverture et à l'obturation des premiers orifices. Les pertes de charge subies par l'air évacué au travers des vannes de décharge peuvent ainsi être minimisées, de même que les risques de piégeage de débris au sein du moyeu de carter intermédiaire. L'invention rend en outre possible une réduction de masse du moyeu de carter intermédiaire ainsi qu'un gain d'espace disponible pour l'agencement de systèmes sur une face aval du flasque aval, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit.The air channeling devices thus allow optimal guidance of the air and, if appropriate, liquid water or ice or other debris, between the first orifices and the second orifices, while permitting displacements of the discharge valves necessary for the opening and closing of the first orifices. The pressure losses experienced by the air evacuated through the discharge valves can thus be minimized, as well as the risk of entrapment of debris within the intermediate case hub. The invention also makes it possible to reduce the weight of the intermediate casing hub as well as a saving of available space for the arrangement of systems on a downstream face of the downstream flange, as will become clearer in what follows.

Dans un premier mode de réalisation préféré de l'invention, ledit conduit déformable de chacun desdits dispositifs de canalisation d'air est raccordé directement audit deuxième orifice correspondant. Dans un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention, chacun desdits dispositifs de canalisation d'air comprend en outre un conduit rigide présentant une extrémité raccordée audit deuxième orifice correspondant et une extrémité opposée raccordée audit conduit déformable correspondant. Ledit conduit déformable de chacun desdits dispositifs de canalisation d'air est de préférence réalisé en un polymère, préférentiellement en un élastomère ou un alliage comprenant un élastomère. Ledit conduit déformable de chacun desdits dispositifs de canalisation d'air prend avantageusement la forme d'un soufflet. De préférence, l'extrémité radialement interne de chaque deuxième orifice est décalée radialement vers l'extérieur par rapport à l'extrémité radialement interne du premier orifice correspondant. Dans ce cas, l'extrémité radialement interne de chaque deuxième orifice est de préférence décalée radialement vers l'extérieur par rapport à l'extrémité radialement externe du premier orifice correspondant. D'une manière générale, le moyeu de carter intermédiaire comprend de préférence une deuxième virole annulaire destinée à porter une rangée annulaire d'aubes directrices ou de bras structuraux et raccordée à ladite première virole annulaire par ledit flasque aval. L'invention concerne également un carter intermédiaire pour turboréacteur d'aéronef, comprenant un moyeu du type décrit ci-dessus. L'invention concerne enfin un turboréacteur d'aéronef comprenant un carter intermédiaire du type décrit ci-dessus.In a first preferred embodiment of the invention, said deformable duct of each of said air ducting devices is connected directly to said second corresponding orifice. In a second preferred embodiment of the invention, each of said air channeling devices further comprises a rigid conduit having an end connected to said second corresponding orifice and an opposite end connected to said corresponding deformable conduit. Said deformable duct of each of said air ducting devices is preferably made of a polymer, preferably an elastomer or an alloy comprising an elastomer. Said deformable duct of each of said air ducting devices advantageously takes the form of a bellows. Preferably, the radially inner end of each second orifice is offset radially outwardly relative to the radially inner end of the corresponding first orifice. In this case, the radially inner end of each second orifice is preferably offset radially outwardly relative to the radially outer end of the corresponding first orifice. In general, the intermediate casing hub preferably comprises a second annular shroud intended to carry an annular row of guide vanes or structural arms and connected to said first annular shroud by said downstream flange. The invention also relates to an intermediate casing for an aircraft turbojet, comprising a hub of the type described above. The invention finally relates to an aircraft turbojet engine comprising an intermediate casing of the type described above.

BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront 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, déjà décrite, est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un turboréacteur d'aéronef d'un type connu ; - la figure 2, déjà décrite, est une vue schématique en perspective d'une vanne de décharge du turboréacteur de la figure 1, représentée isolée de son environnement immédiat ; - la figure 3, déjà décrite, est une vue schématique depuis l'aval illustrant le carter intermédiaire du turboréacteur de la figure 1 ainsi qu'une extension du moyeu de ce carter intermédiaire ; - la figure 4 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un turboréacteur selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 5 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un turboréacteur selon un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention. Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS La figure 4 illustre un turboréacteur d'aéronef globalement semblable à celui des figures 1 à 3, mais dans lequel le moyeu 10 du carter intermédiaire 11 comporte des dispositifs de canalisation d'air 46 raccordant respectivement les vannes de décharge 30 aux deuxièmes orifices 40 formés dans le flasque aval 18. Plus précisément, chaque dispositif de canalisation d'air 46 est raccordé en entrée à la sortie 47 du canal délimité par la structure 39 de la vanne de décharge 30 correspondante. Les dispositifs de canalisation d'air 46 permettent ainsi un guidage de l'air 50 et, le cas échéant, d'eau sous forme liquide ou de glace ou encore d'autres débris, entre les premiers orifices 28 et les deuxièmes orifices 40.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention will be better understood, and other details, advantages and characteristics thereof will appear on reading the following description given by way of non-limiting example and with reference to the appended drawings in which: FIG. 1, already described, is a partial diagrammatic view in axial section of an aircraft turbojet engine of a known type; FIG. 2, already described, is a schematic perspective view of a discharge valve of the turbojet engine of FIG. 1, shown isolated from its immediate environment; - Figure 3, already described, is a schematic view from downstream illustrating the intermediate casing of the turbojet engine of Figure 1 and an extension of the hub of the intermediate casing; FIG. 4 is a partial schematic view in axial section of a turbojet according to a first preferred embodiment of the invention; - Figure 5 is a partial schematic view in axial section of a turbojet according to a second preferred embodiment of the invention. In all of these figures, identical references may designate identical or similar elements. DETAILED DESCRIPTION OF PREFERRED EMBODIMENTS FIG. 4 illustrates an aircraft turbojet engine substantially similar to that of FIGS. 1 to 3, but in which the hub 10 of the intermediate casing 11 comprises air ducting devices 46 respectively connecting the air intake valves. discharge 30 to the second orifices 40 formed in the downstream flange 18. More specifically, each air ducting device 46 is connected at the inlet to the outlet 47 of the channel defined by the structure 39 of the corresponding discharge valve 30. The air ducting devices 46 thus make it possible to guide the air 50 and, if appropriate, liquid water or ice or other debris, between the first orifices 28 and the second orifices 40.

Les pertes de charge subies par le flux d'air 50 sont ainsi réduites au minimum. Les dispositifs de canalisation d'air 46 permettent en outre de limiter considérablement les risques que des débris se trouvent bloqués au sein du moyeu du carter intermédiaire.The pressure losses experienced by the air flow 50 are thus reduced to a minimum. The air ducting devices 46 also make it possible to considerably limit the risk of debris being jammed within the hub of the intermediate casing.

Chaque dispositif de canalisation d'air 46 comporte un conduit déformable 48. Le caractère déformable du conduit déformable 48 permet à ce dernier de se déformer en flexion et en extension/contraction au gré des déplacements en rotation de la vanne de décharge 30 correspondante autour de son axe 31a, entre les positions d'ouverture et de fermeture du premier orifice 28 correspondant. A cet effet, le conduit déformable 48 est par exemple réalisé en un matériau polymère, de préférence en un élastomère ou en un alliage comprenant un élastomère. En variante ou de manière complémentaire, le caractère déformable peut être obtenu par une forme particulière du conduit déformable 48, par exemple une forme en soufflet, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. Comme le montre la figure 4, les deuxièmes orifices 40 sont formés à proximité de l'extrémité radialement externe 52 du flasque aval 18, et plus généralement à proximité de l'extrémité radialement externe du moyeu 10 du carter intermédiaire 11, et à proximité de la paroi annulaire 36 de l'extension 38 qui prolonge ce moyeu 10 vers l'aval. Il est ainsi à noter que l'extrémité radialement interne 40i de chaque deuxième orifice 40 est disposée radialement vers l'extérieur par rapport aux extrémités radialement internes 28i et radialement externes 28e des premiers orifices 28. Ce positionnement des deuxièmes orifices 40 permet l'utilisation de conduits d'évacuation 41 dépourvus de coude, c'est à dire de forme sensiblement rectiligne ou faiblement incurvée (comme illustré sur la figure 4), de sorte que la masse et l'encombrement radial de ces conduits d'évacuation 41 peuvent être particulièrement réduits. Cela permet notamment d'accroître l'espace disponible sur la face aval du flasque aval 18 pour l'agencement d'équipements et systèmes divers du turboréacteur, tels qu'un boîtier d'entraînement d'accessoires (non représenté sur la figure 4). Cela rend également moins coûteuse la réalisation des conduits d'évacuation 41 d'un seul tenant avec l'extension 38. Le positionnement des deuxièmes orifices 40 est rendu possible du fait du guidage de l'air et d'éventuels débris assuré par chaque dispositif de canalisation d'air 46. Dans le premier mode de réalisation préféré de l'invention décrit sur la figure 4, chaque dispositif de canalisation d'air 46 est intégralement formé par le conduit déformable 48 correspondant. Ce conduit déformable 48 présente donc une extrémité 54, ou section d'entrée, raccordée à la sortie 47 du canal délimité par la structure 39 de la vanne de décharge 30 correspondante, ainsi qu'une extrémité opposée 56, ou section de sortie, raccordée directement au deuxième orifice 40 correspondant du flasque aval 18. En revanche, dans un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention illustré par la figure 5, chaque dispositif de canalisation d'air 46 comporte en outre un conduit rigide 58. Ce dernier présente une extrémité 60, ou section d'entrée, raccordée à la section de sortie 56 du conduit déformable 48 du dispositif de canalisation d'air 46 ainsi qu'une extrémité opposée 62, ou section de sortie, raccordée au deuxième orifice 40 correspondant. A titre d'exemple, le conduit rigide 58 comporte au niveau de sa section d'entrée 60 une bride 64 fixée sur une bride correspondante du conduit déformable 48 au moyen de boulons 66. De manière analogue, le conduit rigide 58 comporte au niveau de sa section de sortie 62 une bride 68 fixée sur le flasque aval 18 au moyen de boulons 70. Dans l'exemple illustré sur la figure 5, le conduit déformable 48 prend la forme d'un soufflet.25Each air channeling device 46 comprises a deformable duct 48. The deformable nature of the deformable duct 48 allows the latter to deform in bending and extension / contraction as the rotational movements of the corresponding discharge valve 30 around its axis 31a, between the open and closed positions of the corresponding first orifice 28. For this purpose, the deformable duct 48 is for example made of a polymeric material, preferably an elastomer or an alloy comprising an elastomer. Alternatively or in a complementary manner, the deformable character can be obtained by a particular form of the deformable duct 48, for example a bellows shape, as will become clearer in what follows. As shown in FIG. 4, the second orifices 40 are formed near the radially outer end 52 of the downstream flange 18, and more generally close to the radially outer end of the hub 10 of the intermediate casing 11, and close to the annular wall 36 of the extension 38 which extends the hub 10 downstream. It should thus be noted that the radially inner end 40i of each second orifice 40 is disposed radially outwardly relative to the radially inner ends 28i and radially outer ends 28e of the first orifices 28. This positioning of the second orifices 40 allows the use exhaust ducts 41 without elbow, that is to say substantially rectilinear or slightly curved (as shown in Figure 4), so that the mass and radial size of these exhaust ducts 41 may be particularly reduced. This in particular makes it possible to increase the space available on the downstream face of the downstream flange 18 for the arrangement of various equipment and systems of the turbojet, such as an accessory drive box (not shown in FIG. 4). . This also makes it less expensive to construct the exhaust ducts 41 in one piece with the extension 38. The positioning of the second orifices 40 is made possible by the guiding of the air and any debris ensured by each device. In the first preferred embodiment of the invention described in FIG. 4, each air channeling device 46 is integrally formed by the corresponding deformable duct 48. This deformable duct 48 thus has an end 54, or inlet section, connected to the outlet 47 of the channel delimited by the structure 39 of the corresponding discharge valve 30, and an opposite end 56, or outlet section, connected directly to the second orifice 40 corresponding to the downstream flange 18. In contrast, in a second preferred embodiment of the invention illustrated in FIG. 5, each air ducting device 46 furthermore comprises a rigid duct 58. The latter presents an end 60, or inlet section, connected to the outlet section 56 of the deformable duct 48 of the air ducting device 46 and an opposite end 62, or outlet section, connected to the corresponding second port 40. For example, the rigid duct 58 comprises at its inlet section 60 a flange 64 fixed to a corresponding flange of the deformable duct 48 by means of bolts 66. Similarly, the rigid duct 58 comprises at the level of its outlet section 62 has a flange 68 fixed to the downstream flange 18 by means of bolts 70. In the example illustrated in FIG. 5, the deformable duct 48 takes the form of a bellows.

Claims

REVENDICATIONS1. Intermediate casing hub (11) for an aircraft turbojet, comprising: a first annular shell (12) intended to define externally a space (24) for flow of a primary gas flow in a turbojet and provided with a plurality of first air passage apertures (28) and a plurality of discharge valves (30) each including a valve (29) movable between a closed position and an open position of the one of said first orifices (28) and a structure (39) defining an air flow channel along said valve (29), and - a downstream flange (18) having a plurality of second orifices (40) for the air passage respectively arranged downstream of said discharge valves (30), said hub (10) being characterized in that it comprises air channeling devices (46) respectively connecting said discharge valves (30) to said second orifices (40) each comprising at least one oins a deformable duct (48) able to deform so as to allow the displacement of the valve (29) of the corresponding discharge valve (30) between said closing and opening positions of the first orifice (28) corresponding.

An intermediate case hub according to claim 1, wherein said deformable conduit (48) of each of said air channeling devices (46) is directly connected to said corresponding second port (40).

The intermediate case hub according to claim 1, wherein each of said air channeling devices (46) further comprises a rigid conduit (58) having an end (62) connected to said corresponding second port (40) and an end opposed (60) connected to said corresponding deformable duct (48).

An intermediate case hub according to any one of claims 1 to 3, wherein said deformable conduit (48) of each of said air channeling devices (46) is made of an elastomer.

An intermediate case hub according to any one of claims 1 to 4, wherein said deformable conduit (48) of each of said air channeling devices (46) is in the form of a bellows.

Intermediate casing hub according to any one of claims 1 to 5, wherein the radially inner end (40i) of each second orifice (40) is offset radially outwards with respect to the radially inner end ( 28i) of the corresponding first orifice (28).

The intermediate case hub according to claim 6, wherein the radially inner end (40i) of each second orifice (40) is offset radially outwardly relative to the radially outer end (28e) of the first port ( 28) corresponding.

8. intermediate crankcase hub according to any one of claims 1 to 7, characterized in that it comprises a second annular ring (14) intended to carry an annular row of guide vanes (34) or structural arms and connected to said first annular shell (12) by said downstream flange (18).

9. Intermediate casing (11) for an aircraft turbojet, characterized in that it comprises a hub (10) according to any one of the preceding claims.

10. Aircraft turbojet, characterized in that it comprises an intermediate casing (11) according to claim 9.