FR3015551A1

FR3015551A1 - Turbomachine a double turbine centripete

Info

Publication number: FR3015551A1
Application number: FR1363405A
Authority: FR
Inventors: Florent Nobelen; Thomas Beaujard
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2013-12-23
Filing date: 2013-12-23
Publication date: 2015-06-26
Anticipated expiration: 2033-12-23
Also published as: FR3015551B1

Abstract

Turbomachine, comportant au moins deux turbines centripètes (40, 42), chaque turbine centripète comportant un aubage de rotor (49, 51), caractérisée en ce que les aubages de rotor des turbines centripètes sont superposés radialement.

Description

DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne une turbomachine à au moins deux turbines centripètes.

ETAT DE L'ART De même qu'il existe deux technologies de compresseur (les compresseurs axiaux et les compresseurs centrifuges), il existe deux technologies de turbine: les turbines axiales et les turbines centripètes. Une turbine centripète comprend un distributeur (stator) et une roue 10 centripète (rotor) aussi appelée rouet. Les gaz pénètrent dans le distributeur à travers des aubes fixes convergentes. Ils sont ensuite dirigés radialement dans la roue puis s'écoulent axialement. Les avantages d'une turbine centripète par rapport à une turbine axiale sont notamment une conversion d'énergie plus importante, une 15 meilleure adaptation aux forts taux de détente, et un encombrement axial moindre. Ses inconvénients sont notamment une technologie monobloc (qui favorise les risques de criques thermiques et qui rend difficile les réparations), et un rendement inférieur à une turbine axiale. On sait qu'il existe plusieurs architectures pour obtenir un taux de 20 compression donné. On peut par exemple utiliser un compresseur centrifuge à la suite d'étages de compresseur axial, pour fournir une compression supplémentaire avant la chambre de combustion. Ceci est plus difficile à obtenir avec des étages de compresseur axial supplémentaires car le diamètre de la veine de compression aurait besoin 25 d'être très faible, et les aubes de ces étages très fines et petites, ce qui poserait des problèmes de tenue mécanique, de fabrication, etc. La suralimentation du compresseur centrifuge par le compresseur axial permet d'obtenir un gain de taux de compression pour la même vitesse de rotation. Une autre architecture pour augmenter le taux de compression 30 consiste à équiper la turbomachine de deux compresseurs centrifuges disposés coaxialement l'un derrière l'autre, le compresseur centrifuge aval étant alimenté par le flux d'air sortant du compresseur centrifuge amont de sorte que les compresseurs centrifuges soient montés en série. Ceci permet aussi d'obtenir un taux de compression relativement élevé. De même, pour augmenter le taux de détente de la turbine, on pourrait imaginer de juxtaposer une turbine centripète à des étages de turbine axiale, ou de juxtaposer en série deux ou plusieurs turbines centripètes. Mais l'inconvénient de cette solution est son encombrement important, axialement et radialement, ainsi que sa masse très importante. La présente invention propose une solution simple, efficace et 10 économique à au moins une partie des problèmes des technologies antérieures. EXPOSE DE L'INVENTION L'invention propose une turbomachine, comportant au moins deux turbines centripètes, chaque turbine centripète comportant un aubage de 15 rotor, caractérisée en ce que les aubages de rotor des turbines centripètes sont superposés radialement. L'invention présente un net avantage par rapport à l'art antérieur car elle permet d'équiper une turbomachine avec au moins deux turbines centripètes ou étages de turbine centripète tout en limitant son 20 encombrement axial. Cela est rendu possible par la superposition radiale des aubages de rotor des turbines centripètes qui ne sont donc pas disposées axialement l'une derrière l'autre (comme dans la technique antérieure) mais radialement l'une autour de l'autre. La turbomachine comprend ainsi deux turbines centripètes, respectivement radialement 25 interne et externe. Avantageusement, les turbines centripètes comprennent des entrées radiales qui sont situées sensiblement sur une même circonférence centrée sur l'axe longitudinal de la turbomachine, et/ou des sorties axiales qui sont situées sensiblement dans un même plan transversal par rapport à cet axe 30 longitudinal.

La turbomachine comprend de préférence au moins un rouet formé d'une seule pièce avec deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne et externe, reliées l'une à l'autre par les aubages de rotor de la turbine centripète interne, la paroi externe étant en outre reliée aux extrémités radialement internes des aubages de rotor de la turbine centripète externe. Par opposition à la technique antérieure, la turbomachine comprend un seul rouet qui porte les aubages de rotor des deux turbines centripètes, ce qui limite la masse globale de ces turbines. De préférence, le rouet comporte un unique poireau destiné à reprendre les efforts centrifuges des deux turbines. Les aubages de la turbine centripète interne sont de préférence renforcés (par exemple surépaissis) par rapport à ceux de la turbine centripète externe, pour reprendre les efforts centrifuges des aubages de la turbine externe.

Les extrémités radialement externes des aubages de la turbine externe peuvent être entourées par une paroi annulaire de stator ou être reliées à une autre paroi annulaire du rouet. La liaison des extrémités externes des aubages de la turbine externe à une autre paroi, qui est ainsi rendue solidaire du rouet, a pour avantage de supprimer les problématiques de fuite aux interfaces rotor/stator du rouet. La sortie de la turbine centripète interne peut être reliée à l'entrée de la turbine centripète externe et la sortie de la turbine centripète externe peut déboucher dans une tuyère de la turbomachine. Dans ce cas, les turbines centripètes sont montées en série, le flux de gaz sortant d'une première turbine centripète alimentant la seconde turbine centripète. La turbomachine comprend de préférence un système annulaire de distribution monté en sortie des turbines centripètes, ce système comportant deux viroles annulaires coaxiales, respectivement interne et externe, définissant entre elles une veine d'évacuation des gaz sortant de la turbine centripète externe, une rangée annulaire de bras radiaux tubulaires qui traversent cette veine et dont les extrémités radialement internes débouchent dans une veine d'évacuation des gaz sortant de la turbine centripète interne, et un organe annulaire de raccordement des extrémités radialement externes des bras radiaux à l'entrée de la turbine centripète externe.

Les bras précités ont de préférence un profil aérodynamique et peuvent chacun remplir la fonction de redresseur de flux de gaz. L'organe et les bras peuvent être raccordés par des moyens ayant un profil aérodynamique et qui sont de préférence adaptés à la direction de la vitesse du flux de gaz s'écoulant dans l'organe.

Les extrémités radialement internes des bras peuvent avoir une orientation axiale ou tangentielle. Dans ce dernier cas, leur orientation est déterminée en fonction de la vitesse tangentielle souhaitée du flux de gaz sortant de la turbine centripète interne. Le système peut comprendre une virole tronconique de raccordement de l'organe annulaire à une paroi annulaire destinée à définir extérieurement la veine de la turbine centripète externe. Cette paroi est destinée à entourer les aubages de rotor de la turbine centripète externe. Avantageusement, un élément annulaire est monté en entrée des turbines centripètes, et définit deux conduits annulaires radiaux, respectivement amont et aval, d'alimentation des turbines centripètes interne et externe, respectivement. Ces conduits peuvent comprendre des aubes fixes formant redressement. La présente invention concerne également un système annulaire de distribution pour des turbines centripètes d'une turbomachine, caractérisé en ce qu'il comprend deux viroles annulaires coaxiales, respectivement interne et externe, définissant entre elles une veine d'évacuation des gaz sortant d'une turbine centripète externe, une rangée annulaire de bras radiaux tubulaires qui traversent cette veine et dont les extrémités radialement internes débouchent dans une veine d'évacuation des gaz sortant d'une turbine centripète interne, et un organe annulaire de raccordement des extrémités radialement externes des bras radiaux à l'entrée de la turbine centripète externe. La présente invention concerne encore un rouet de turbines centripètes pour une turbomachine, caractérisé en ce qu'il est formé d'une seule pièce avec deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne et externe, reliées l'une à l'autre par des aubages de rotor d'une turbine centripète interne, la paroi externe étant en outre reliée aux extrémités radialement internes des aubages de rotor d'une turbine centripète externe. DESCRIPTION DES FIGURES L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est demi-vue schématique en coupe axiale d'une turbomachine selon la technique antérieure ; - la figure 2 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale et en perspective de turbines centripètes pour une turbomachine selon l'invention ; - la figure 3 est une autre vue schématique en coupe et en perspective des turbines centripètes de la figure 2, vues de l'aval et de côté ; et - la figure 4 est une autre vue schématique en perspective des turbines centripètes de la figure 2, avec arrachement partiel du système de distribution de ces turbines, vues de l'aval et de côté. DESCRIPTION DETAILLEE On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente partiellement une turbomachine 10, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, cette turbomachine 10 comprenant notamment d'amont en aval (de gauche à droite sur le dessin), dans le sens d'écoulement des gaz dans le moteur, une soufflante, un compresseur, une chambre de combustion 12, une turbine 14 et une tuyère d'éjection des gaz de combustion, seules la chambre de combustion 12 et la turbine 14 étant partiellement représentées sur le dessin. La turbine 14 comprend plusieurs étages axiaux : un étage amont ou étage haute-pression 15 et des étages aval ou étages basse-pression 16.

Chaque étage comprend des roues aubagées de rotor 18 disposées coaxialement les unes derrière les autres et entre lesquelles sont intercalés des distributeurs 20. Chaque distributeur 20 est formé d'une rangée annulaire d'aubes fixes. La figure 1 représente la technique antérieure à l'invention. La présente invention diffère de cette technique antérieure notamment en ce qu'elle comprend deux turbines ou étages de turbine centripètes, dont les aubages de rotor sont superposés radialement. Les figures 2 à 4 représentent un mode de réalisation des turbines centripètes 40, 42 selon l'invention qui peuvent équiper une turbomachine comportant une turbine axiale (ou des étages de turbine axiale - haute pression par exemple), de sorte que les turbines centripètes soient montées en aval de la turbine axiale, ou une turbomachine ne comportant pas de turbine axiale, de sorte que les turbines centripètes soient montées directement en aval de la chambre de combustion de la turbomachine.

Dans l'exemple représenté, les turbines centripètes 40, 42 sont montées en série, c'est-à-dire que la sortie d'une des turbines centripètes 40 alimente l'autre turbine centripète 42. C'est ici la sortie de la turbine centripète radialement interne 40 qui alimente la turbine centripète radialement externe 42.

Les turbines centripètes 40, 42 comprennent ici qu'un seul rouet 44 qui comprend typiquement un disque dont la périphérie interne a en section une forme de poireau. Le rouet 44 comprend un unique poireau qui reprend les efforts centrifuges des deux turbines 40, 42. Le rouet 44 est formé d'une seule pièce avec deux parois annulaires coaxiales 46, 48, s'étendant l'une à l'intérieur de l'autre et reliées entre elles par les aubages de rotor 49 de la turbine interne 40. Ces parois 46, 48 définissent entre elles la veine de détente 50 de la turbine interne 40. La paroi annulaire externe 48 est reliée aux extrémités radialement internes des aubages de rotor 51 de la turbine externe 42, ces aubages de rotor étant entourés par une troisième paroi annulaire 52 de stator. Les parois 48, 52 définissent entre elles la veine de détente 54 de la turbine externe 42. Les aubages de rotor 49 peuvent être conçus et renforcés pour reprendre les efforts centrifuges qui s'appliquent dans la turbine externe 42. Les parois 46, 48 et 52 ont sensiblement toutes la même forme, à savoir une forme incurvée concave vers l'extérieur et vers l'aval (l'amont étant à gauche sur le dessin de la figure 2). Les sorties 56 des turbines interne 40 et externe 42 sont alignées dans un même plan transversal P, perpendiculaire à l'axe longitudinal de la turbomachine. Les entrées 58 des turbines 40, 42 sont alignées sur une même circonférence C centrée sur cet axe longitudinal. Un élément annulaire 60 formant distributeur est monté en entrée des turbines 40, 42 et comprend trois parois annulaires 62 radiales et coaxiales, s'étendant à distance axiale les unes des autres et définissant entre elles des conduits annulaires radiaux, respectivement amont 66 et aval 64. Ces parois sont reliées entre elles par des aubes fixes de distributeur. L'entrée du conduit amont 66 est alignée avec une sortie radiale d'un conduit 67 coudé dont l'entrée débouche vers l'amont et reçoit les gaz de combustion sortant de la chambre de combustion. La sortie du conduit amont 66 est alignée avec l'entrée 58 de la turbine interne 40 en vue de son alimentation. L'entrée du conduit aval 64 est alignée avec la sortie d'un système 70 qui sera décrit dans le détail dans ce qui suit, et sa sortie est alignée avec l'entrée 58 de la turbine externe 42 en vue de son alimentation.

Les turbines 40, 42 sont équipées d'un système de distribution 70 visible aux figures 2 à 4. Ce système 70 comporte des premiers moyens définissant une veine 72 d'évacuation des gaz de la turbine externe 42, des seconds moyens définissant une veine 74 d'évacuation des gaz de la turbine interne 40, et des moyens de raccordement desdits seconds moyens à l'entrée 58 de la turbine externe 42.

La veine 72 d'évacuation de la turbine externe 42 est délimitée par deux viroles 76, 78 sensiblement cylindriques s'étendant l'une à l'intérieur de l'autre, ces viroles étant alignées respectivement avec les extrémités amont des parois 48, 52 définissant la veine 54 de la turbine externe. Les flèches 79 représentent le flux de gaz sortant de la veine 54.

La veine 72 d'évacuation de la turbine externe 42 est traversée par une rangée annulaire de bras tubulaires radiaux 80, qui peuvent avoir un profil aérodynamique. Les extrémités radialement internes des bras 80 sont situées à l'intérieur de la virole interne 76 et sont raccordées à un conduit annulaire 82 qui est situé en aval de la turbine interne 40 et définit la veine 74 d'évacuation des gaz de celle-ci. Dans l'exemple représenté, les extrémités radialement internes des bras 80 sont coudées, sensiblement à angle droit, et sont orientées axialement vers l'amont. Les extrémités radialement externes des bras 80 sont situées à l'extérieur de la virole externe 78 et sont raccordées à l'entrée d'un organe annulaire 84 dont la sortie est raccordée à l'entrée du conduit aval 64 de l'élément 60. Les flèches 88, 86 représentent le flux de gaz sortant de la veine 50 de la turbine interne 42 et alimentant la veine 54 de la turbine externe 40.

Dans l'exemple représenté, le conduit 82 a une entrée orientée sensiblement axialement et reçoit le flux de gaz 88 sortant sensiblement axialement de la veine 50. En variante, le conduit 82 et en particulier son entrée peuvent être agencés pour que le flux de gaz 88 ait une orientation sensiblement tangentielle. La configuration du conduit 82 permet ainsi de maîtriser la vitesse tangentielle du flux de gaz destiné à entrer dans la veine 54. Les parties coudées précitées des bras 80 peuvent ainsi avoir chacun une orientation tangentielle et non pas axiale. Les figures 2 et 3 montrent la zone 85 de raccordement des bras 80 à l'organe 84. Les deux parois latérales en regard de deux bras 80 adjacents se réunissent à leurs extrémités radialement externes pour former un bord longitudinal 87 de réunion des portions de flux de gaz 88 (circulant dans les bras 80) en un flux de gaz unique 86 (figure 2). Comme cela est visible en figure 3, les bras 80 sont évasés vers l'extérieur, leurs sections de passage s'élargissant radialement de l'intérieur vers l'extérieur.

L'organe 84 a en section une forme sensiblement en U et comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne 90 et externe 92, la paroi interne étant reliée par une paroi tronconique 94 à la paroi 52 précitée. Les parois 90, 92 de l'organe 84, et les parois 94 et 52 sont ici formées d'une seule pièce. Dans la figure 4, ces parois 90, 92, 94 et 52 et des parties d'extrémité radialement externes des bras 80 ont été retirées pour plus de clarté. Dans l'exemple de réalisation représenté aux figures 2 à 4, le rouet 44 forme le rotor des turbines 40, 42. Les parois 62, l'organe 84, les parois 94, 52, les bras 80 et les viroles 76, 78 font partie du stator.

En variante, la paroi 52 peut être formée d'une seule pièce avec le rouet 44 et faire ainsi partie du rotor. Le stator ne comprend alors pas de paroi 94. Dans une variante non représentée de réalisation de l'invention, les aubages de rotor de plus de deux (et par exemple de trois) turbines centripètes sont superposés radialement. Un unique rouet peut ainsi comprendre des parois annulaires s'étendant les unes autour des autres et définissant au moins trois veines de détente, la veine de la turbine interne étant destinée à alimenter la veine de la turbine intermédiaire qui est destinée à alimenter la veine de la turbine externe.

Dans une autre variante non représentée, la turbomachine comprendrait N étages de M turbines centripètes et/ou axiales superposées radialement à la suite, par exemple cinq étages de deux turbines axiales superposées radialement suivis de deux turbines centripètes superposées radialement. On pourrait connecter la sortie de la turbine centripète interne à l'entrée d'une turbine axiale interne dont la sortie serait ensuite reliée à l'entrée d'une turbine centripète externe. Autrement dit, le principe de M rebouclages interne-externe ne se ferait pas nécessairement sur l'entrée/sortie d'une même turbine (axiale ou centrifuge) mais pourrait s'appliquer à un ensemble de N étages de turbines axiales et/ou centripètes.10

Claims

REVENDICATIONS1. Turbomachine, comportant au moins deux turbines centripètes (40, 42), chaque turbine centripète comportant un aubage de rotor (49, 51), caractérisée en ce que les aubages de rotor des turbines centripètes sont superposés radialement.
2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que les turbines centripètes (40, 42) comprennent des entrées radiales (58) qui sont situées sensiblement sur une même circonférence (C) centrée sur l'axe longitudinal de la turbomachine, et/ou des sorties axiales (56) qui sont situées sensiblement dans un même plan transversal (P) par rapport à cet axe longitudinal.
3. Turbomachine selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un rouet (44) formé d'une seule pièce avec deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne (46) et externe (48), reliées l'une à l'autre par les aubages de rotor (49) de la turbine centripète interne (40), la paroi externe étant en outre reliée aux extrémités radialement internes des aubages de rotor (51) de la turbine centripète externe (42).
4. Turbomachine selon la revendication 3, caractérisée en ce que les extrémités radialement externes des aubages (51) de la turbine centripète externe (42) sont entourées par une paroi annulaire (52) de stator ou sont reliées à une autre paroi annulaire du rouet (44).
5. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la sortie (56) de la turbine centripète interne (40) est reliée à l'entrée (58) de la turbine centripète externe (42) et la sortie de la turbine centripète externe débouche dans une tuyère de la turbomachine.
6. Turbomachine selon la revendication 5, caractérisée en ce qu'un système annulaire (70) de distribution est monté en sortie des turbines centripètes (40, 42), ce système comportant deux viroles annulairescoaxiales, respectivement interne (76) et externe (78), définissant entre elles une veine (72) d'évacuation des gaz sortant de la turbine centripète externe, une rangée annulaire de bras radiaux (80) tubulaires qui traversent cette veine et dont les extrémités radialement internes débouchent dans une veine (74) d'évacuation des gaz sortant de la turbine centripète interne, et un organe annulaire (84) de raccordement des extrémités radialement externes des bras radiaux à l'entrée (58) de la turbine centripète externe.
7. Turbomachine selon la revendication 6, caractérisée en ce que le système (70) comprend une virole tronconique (94) de raccordement de l'organe annulaire (84) à une paroi annulaire (52) destinée à définir extérieurement la veine (54) de la turbine centripète externe (42).
8. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'un élément annulaire est monté en entrée des turbines centripètes (40, 42), et définit deux conduits annulaires radiaux, respectivement amont (66) et aval (64), d'alimentation des turbines centripètes interne et externe, respectivement.
9. Système annulaire (70) de distribution pour des turbines centripètes (40, 42) d'une turbomachine, caractérisé en ce qu'il comprend deux viroles annulaires coaxiales, respectivement interne (76) et externe (78), définissant entre elles une veine (72) d'évacuation des gaz sortant d'une turbine centripète externe, une rangée annulaire de bras radiaux (80) tubulaires qui traversent cette veine et dont les extrémités radialement internes débouchent dans une veine (74) d'évacuation des gaz sortant d'une turbine centripète interne, et un organe annulaire (84) de raccordement des extrémités radialement externes des bras radiaux à l'entrée (58) de la turbine centripète externe.
10. Rouet (44) de turbines centripètes (40, 42) pour une turbomachine, caractérisé en ce qu'il est formé d'une seule pièce avec deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne (46) et externe (48), reliées l'une à l'autre par des aubages de rotor (49) d'une turbine centripèteinterne (40), la paroi externe étant en outre reliée aux extrémités radialement internes des aubages de rotor (51) d'une turbine centripète externe (42).5