FR3039225A1 - Turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur d'avion - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne une turbomachine comportant une soufflante comprenant des plates-formes (10), un compresseur basse-pression comportant un rotor comprenant un tambour (16), le compresseur comportant un stator équipé d'au moins un redresseur comprenant une virole interne (19) située radialement à l'extérieur du tambour (16) et située axialement en aval des plates-formes (10) de la soufflante, la périphérie radialement externe (17) du tambour (16) comportant au moins une première léchette (32) s'étendant radialement et coopérant avec un bloc de matériau abradable (21) de la virole interne (19) du redresseur, au moins une plate-forme (10) de la soufflante comporte au moins une seconde léchette (34) s'étendant axialement et coopérant avec le bloc de matériau abradable (21).

Description

Turbomachine, telle par exemple qu’un turboréacteur d’avion
La présente invention concerne une turbomachine, telle par exemple qu’un turboréacteur d’avion, en particulier un turboréacteur à double flux.
Comme cela est illustré à la figure 1, un turboréacteur 1 à double flux comporte classiquement, d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine, un cône d’entrée d’air 2, une soufflante 3 logée dans un carter externe ou nacelle 4, un compresseur basse-pression 5, un compresseur haute-pression 6, une chambre de combustion, une turbine haute-pression et une turbine basse-pression. La chambre de combustion, la turbine haute-pression et la turbine basse-pression ne sont pas représentées sur la figure 1.
Le compresseur basse-pression 5 est entouré d’un corps cylindrique fixe 7 qui sépare le flux d’air F issu de la soufflante en un flux primaire F1, d’une part, et en un flux secondaire F2 traversant le compresseur basse-pression 5, d’autre part.
La soufflante 3 comporte un disque de soufflante 7, qui est entraîné en rotation par un arbre basse-pression 8 mû par la turbine basse-pression, et des aubes 9 qui sont montées dans des alvéoles du disque 7 et régulièrement réparties à la périphérie radialement externe du disque 7. Des plates-formes de soufflante sont intercalées entre les aubes 3 et sont situées radialement à l’extérieur du disque 7. Les plates-formes sont situées dans le prolongement du cône d’entrée d’air 2 de manière à assurer une continuité de la surface.
Le compresseur basse-pression comporte une pluralité d’étages de compression formés chacun d’une rangée annulaire d’aubes mobiles appartenant à un rotor, et d’un redresseur formant un stator. Le rotor du compresseur basse-pression comporte un tambour qui est fixé, par exemple par boulonnage, au disque de la soufflante, de façon à coupler en rotation ladite soufflante et le rotor du compresseur basse-pression.
Chaque redresseur comporte une virole externe et une virole interne disposées coaxialement l’une par rapport à l’autre, et des pales s’étendant radialement entre les viroles.
Un espace est ménagé dans une zone d’interface entre le tambour du rotor du compresseur basse-pression, les plates-formes de la soufflante et le redresseur amont du stator du compresseur basse-pression.
De l’air peut s’introduire dans cet espace en provenant de la cavité formée par le tambour et le redresseur amont du stator ou en passant axialement entre les plates-formes et les aubes puis déboucher dans la veine d’écoulement du flux secondaire dans une direction perpendiculaire à la direction d’écoulement du flux, ce qui a pour effet de perturber l’écoulement du flux secondaire, affectant ainsi les performances de la turbomachine.
Afin de remédier à cet inconvénient, il est connu d’équiper la virole interne du redresseur amont de blocs de matériau abradable, le tambour comportant au moins une léchette radiale située en regard du bloc abradable et à faible distance de celui-ci, de manière à former un joint labyrinthe visant à limiter le débit d’air débouchant dans la veine d’écoulement du flux secondaire, et donc également les perturbations générées.
Il existe un besoin de réduire encore les perturbations précitées. L’invention a notamment pour but d’apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème. A cet effet, elle propose une turbomachine, telle par exemple qu’un turboréacteur d’avion, comportant - une soufflante comprenant un disque de soufflante équipé d’aubes, des plates-formes étant montées radialement à l’extérieur du disque et circonférentiellement entre les aubes, - un compresseur, tel par exemple qu’un compresseur basse-pression, comportant un rotor comprenant un tambour couplé en rotation au disque de la soufflante et situé axialement en aval du disque dans le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine, le compresseur comportant un stator équipé d’au moins un redresseur comprenant une virole interne située radialement à l’extérieur du tambour et située axialement en aval des plates-formes de la soufflante, la périphérie radialement externe du tambour comportant au moins une première léchette s’étendant radialement et coopérant avec un bloc de matériau abradable de la virole interne du redresseur, caractérisée en ce qu’au moins une plate-forme de la soufflante comporte au moins une seconde léchette s’étendant axialement et coopérant avec le bloc de matériau abradable du redresseur du compresseur.
La présence de la seconde léchette permet d’augmenter l’efficacité du joint labyrinthe formé par les première et seconde léchettes, d’une part, et par le bloc de matériau abradable, d’autre part. On réduit ainsi sensiblement le débit d’air débouchant dans la veine secondaire, ladite veine étant délimitée notamment par la surface radialement externe de la plate-forme de la soufflante et par la surface radialement externe de la virole interne du redresseur du compresseur. L’invention permet donc de réduire les perturbations dans l’écoulement du flux secondaire, en vue d’améliorer les performances de la turbomachine.
La première léchette peut être insérée, au moins partiellement, dans un premier dégagement formé dans le bloc de matériau abradable.
De cette manière, on augmente encore les pertes de charges singulières dans l’espace ou le passage d’écoulement de l’air au niveau de l’interface entre la plate-forme, le tambour et la virole interne.
En particulier, le bloc de matériau abradable peut comporter une surface radialement interne s’étendant axialement, le premier dégagement définissant une surface s’étendant radialement formée entre les extrémités amont et aval du bloc de matériau abradable, et une surface s’étendant axialement, située radialement à l’extérieur de la surface radialement interne dudit bloc.
Par ailleurs, la seconde léchette peut être insérée, au moins partiellement, dans un second dégagement formé dans le bloc de matériau abradable.
Comme précédemment, une telle caractéristique permet d’augmenter encore les pertes de charges singulières dans l’espace précité d’écoulement de l’air.
Dans ce cas, le bloc de matériau abradable peut comporter une surface radialement interne s’étendant axialement, le second dégagement définissant une surface s’étendant radialement formée entre les extrémités amont et aval du bloc de matériau abradable, et une surface s’étendant axialement, située radialement à l’extérieur de la surface radialement interne dudit bloc.
Le premier dégagement peut être situé en aval du second dégagement.
De plus, la plate-forme de la soufflante peut comporter des moyens de redirection du flux d’air issu de l’espace ménagé entre ladite plate-forme et la virole interne du redresseur du compresseur, lesdits moyens étant aptes à diriger ledit flux vers dans une direction inclinée vers l’aval par rapport à la surface radialement externe de ladite plate-forme
Une telle caractéristique permet de moins perturber l’écoulement du flux secondaire.
En particulier, les moyens de redirection du flux d’air peuvent comporter un bec orienté vers l’aval. 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 une vue schématique et en coupe axiale d’une partie d’un turboréacteur à double flux de l’art antérieur, - la figure 2 est une vue en coupe axiale d’une partie d’une turbomachine selon une première forme de réalisation de l’invention, - la figure 3 est une vue correspondant à la figure 2, illustrant une deuxième forme de réalisation de l’invention, - la figure 4 est une vue correspondant à la figure 2, illustrant une troisième forme de réalisation de l’invention.
La figure 2 représente une partie d’une turbomachine 1, en particulier un turboréacteur à double flux, selon une première forme de réalisation de l’invention.
Dans ce qui suit, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine, en particulier dans la veine secondaire. De même, les termes « radial » et « axial » sont définis par rapport à l’axe de la turbomachine.
La turbomachine 1 comporte une soufflante 3 comportant un disque de soufflante 4 (figure 1) équipé d’aubes 9, des plates-formes 10 (figure 2) étant montées radialement à l’extérieur du disque 4 et circonférentiellement entre les aubes 9.
Les plates-formes 10 comportent chacune une paroi périphérique tronconique 11, délimitant une portion de la veine d’écoulement 12 du flux secondaire F2, un rebord 13 s’étendant depuis la paroi tronconique 11. Ledit rebord 13 comporte une portion tronconique 14 s’étendant radialement vers l’intérieur et vers l’aval, prolongée par une portion cylindrique 15 s’étendant vers l’aval.
La turbomachine 1 comporte en outre un compresseur, en particulier un compresseur basse-pression 5, comportant un rotor comprenant un tambour 16 couplé en rotation au disque de la soufflante 7 et situé axialement en aval du disque 7 dans le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine.
Le tambour 16 comporte une partie amont 17 radialement externe qui entoure les portions cylindriques 15 des rebords 13 des plates-formes 10 et présentant une extrémité amont tronconique 18 de forme complémentaire à la portion tronconique 14 du rebord 13.
Le compresseur basse-pression 5 comporte en outre un stator comportant au moins un redresseur comprenant une virole interne 19 située radialement à l’extérieur du tambour 16 et située axialement en aval des plates-formes 10 de la soufflante 3. Chaque redresseur peut ou non être sectorisé.
La virole interne 19 comporte une partie 20 de forme générale tronconique, ladite partie 20 pouvant être métallique et étant apte à former un support pour des blocs de matériau abradable 21.
Les surfaces radialement externes 22, 23 des plates-formes 10 et des viroles internes 20 s’étendent globalement dans le prolongement l’une de l’autre et définissent la paroi interne de la veine d’écoulement 12 du flux secondaire F2 de la turbomachine 1.
Les blocs de matériau abradable 21 sont disposés de façon contiguë sur toute la périphérie de la virole interne 19 de manière à former un anneau de matériau abradable. Les blocs 21 comportent une surface radialement externe 24 de forme tronconique, correspondant à la forme du support tronconique 20, une surface radialement interne cylindrique 25, une extrémité amont radiale 26 et une extrémité aval radiale 27.
Les blocs de matériau abradable 21 comportent en outre un évidement 28 au niveau de leur partie aval, l’évidement 28 débouchant à l’aval et radialement vers l’intérieur. Cet évidement 28 est délimité par une surface radiale 29, située axialement entre les surfaces d’extrémité 26, 27, et par une surface cylindrique 30, située radialement à l’extérieur par rapport à la surface radialement interne 25. Les surfaces 29, 30 peuvent ou non être reliées l’une à l’autre par un congé arrondi 31.
La partie amont 17 du tambour 16 comporte une première léchette 32 s’étendant radialement et coopérant avec les blocs de matériau abradable 21 de la virole interne 19 du redresseur. La première léchette 32 est insérée, au moins en partie, dans les évidements 28 des blocs de matériau abradable 21. L’extrémité libre 33 de la première léchette 32 est située à proximité de la surface 30.
Les plates-formes 10 de la soufflante comportent chacune au moins une seconde léchette 34 s’étendant axialement et coopérant avec les blocs de matériau abradable 21 du redresseur.
En particulier, l’extrémité libre 35 de la seconde léchette 34 est située à proximité de la surface 26.
Les léchettes 32, 34 et les blocs de matériau abradable 21 forment un joint à labyrinthe permettant de réduire le débit d’air circulant dans l’espace 36 formé entre le tambour 16, la virole interne 19 et les plates-formes 10. On améliore ainsi les performances de la turbomachine.
En fonctionnement, la distance entre la léchette 34 et les blocs de matériau abradable 31 est réduite au fur et à mesure que la vitesse de rotation du rotor augmente, jusqu’à ce que la léchette 34 soit au contact desdits blocs 31 et crée un sillon.
La figure 3 illustre une deuxième forme de réalisation de l’invention, qui diffère de celle exposée en référence à la figure 2 en ce que la seconde léchette 34 est insérée, au moins en partie, dans des seconds évidements 37 des blocs de matériau abradable 21.
Chaque second évidement 37 est formé en partie amont du bloc correspondant 21 et débouche radialement vers l’intérieur et axialement à l’amont. Chaque second évidement 37 est délimité par une surface radiale 38, située axialement entre la surface d’extrémité amont 26 et la surface 29 de l’évidement 28, et par une surface cylindrique 39 située radialement à l’extérieur de la surface 25. L’extrémité libre 35 de la seconde léchette 34 est située à proximité de la surface 38.
Cette deuxième forme de réalisation permet, par comparaison avec la première forme de réalisation illustrée à la figure 2, d’augmenter encore les pertes de charges singulières dans l’espace 36.
La figure 4 illustre une troisième forme de réalisation de l’invention, qui diffère de celle exposée en référence à la figure 3 en ce que les plates-formes 10 de la soufflante 3 comportent des becs 40 permettant de rediriger vers l’aval le flux d’air issu de l’espace 39 ménagé entre ladite plate-forme 10, le tambour 16 et la virole interne 19. Le bec 40 est en effet apte à diriger ledit flux selon une direction inclinée vers l’aval par rapport à la surface radialement externe 22 de ladite plate-forme 10.
Une telle caractéristique permet de moins perturber l’écoulement du flux secondaire F2, de façon à améliorer encore les performances de la turbomachine.

Claims (8)

  1. REVENDICATIONS
    1. Turbomachine (1), telle par exemple qu’un turboréacteur d’avion, comportant - une soufflante (3) comprenant un disque (7) de soufflante équipé d’aubes (9), des plates-formes (10) étant montées radialement à l’extérieur du disque (7) et circonférentiellement entre les aubes (9), - un compresseur, en particulier un compresseur basse-pression (5), comportant un rotor comprenant un tambour (16) couplé en rotation au disque (7) de la soufflante et situé axialement en aval du disque (7) dans le sens d’écoulement des gaz (F, F1, F2) dans la turbomachine, le compresseur (5) comportant un stator équipé d’au moins un redresseur comprenant une virole interne (19) située radialement à l’extérieur du tambour (16) et située axialement en aval des plates-formes (10) de la soufflante (3), la périphérie radialement externe (17) du tambour (16) comportant au moins une première léchette (32) s’étendant radialement et coopérant avec un bloc de matériau abradable (21) de la virole interne (19) du redresseur, caractérisée en ce qu’au moins une plate-forme (10) de la soufflante (3) comporte au moins une seconde léchette (34) s’étendant axialement et coopérant avec le bloc de matériau abradable (21) du redresseur du compresseur (5).
  2. 2. Turbomachine (1) selon la revendication 1, caractérisée en ce que la première léchette (32) est insérée, au moins partiellement, dans un premier dégagement (28) formé dans le bloc de matériau abradable (21).
  3. 3. Turbomachine (1) selon la revendication 2, caractérisé en ce que le bloc de matériau abradable (21) comporte une surface radialement interne (25) s’étendant axialement, le premier dégagement (28) définissant une surface (29) s’étendant radialement formée entre les extrémités amont (26) et aval (27) du bloc de matériau abradable (21), et une surface (30) s’étendant axialement, située radialement à l’extérieur de la surface radialement interne (25) dudit bloc (21).
  4. 4. Turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la seconde léchette (34) est insérée, au moins partiellement, dans un second dégagement (37) formé dans le bloc de matériau abradable (21).
  5. 5. Turbomachine (1) selon la revendication 4, caractérisé en ce que le bloc de matériau abradable (21) comporte une surface radialement interne (25) s’étendant axialement, le second dégagement (37) définissant une surface (38) s’étendant radialement formée entre les extrémités amont (26) et aval (27) du bloc de matériau abradable (21), et une surface (39) s’étendant axialement, située radialement à l’extérieur de la surface radialement interne (25) dudit bloc (21).
  6. 6. Turbomachine (1) selon les revendications 2 et 4, caractérisé en ce que le premier dégagement (28) est situé en aval du second dégagement (37).
  7. 7. Turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que la plate-forme (10) de la soufflante (3) comporte des moyens (40) de redirection du flux d’air issu de l’espace (36) ménagé entre ladite plate-forme (10) et la virole interne (19) du redresseur du compresseur (5), lesdits moyens (40) étant aptes à diriger ledit flux vers dans une direction inclinée vers l’aval par rapport à la surface radialement externe (22) de ladite plate-forme (10).
  8. 8. Turbomachine (1) selon la revendication 7, caractérisé en ce que les moyens de redirection du flux d’air comportent un bec (40) orienté vers l’aval.
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