FR3051174A1 - Partie avant tournante d'un recepteur de turbomachine d'aeronef, a conception amelioree permettant un retrait repete de la pointe de cone - Google Patents
Partie avant tournante d'un recepteur de turbomachine d'aeronef, a conception amelioree permettant un retrait repete de la pointe de cone Download PDFInfo
- Publication number
- FR3051174A1 FR3051174A1 FR1654156A FR1654156A FR3051174A1 FR 3051174 A1 FR3051174 A1 FR 3051174A1 FR 1654156 A FR1654156 A FR 1654156A FR 1654156 A FR1654156 A FR 1654156A FR 3051174 A1 FR3051174 A1 FR 3051174A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- extraction
- cone
- inner support
- studs
- flange
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000013461 design Methods 0.000 title description 5
- 238000000605 extraction Methods 0.000 claims abstract description 56
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 claims description 28
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 12
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 6
- 238000005553 drilling Methods 0.000 abstract description 2
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 4
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 3
- 238000013519 translation Methods 0.000 description 3
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 230000036961 partial effect Effects 0.000 description 2
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 230000002354 daily effect Effects 0.000 description 1
- 230000003203 everyday effect Effects 0.000 description 1
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/025—Fixing blade carrying members on shafts
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/02—Hub construction
- B64C11/14—Spinners
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
- F05D2260/31—Retaining bolts or nuts
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
- F05D2260/36—Retaining components in desired mutual position by a form fit connection, e.g. by interlocking
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
- F05D2260/37—Retaining components in desired mutual position by a press fit connection
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
L'invention concerne une partie avant tournante (1) d'un récepteur de turbomachine d'aéronef, comprenant des goujons de fixation (34) d'une pointe de cône (20a) sur un support intérieur (22), chaque goujon comprenant une extrémité arrière (50) vissée dans le support (22) et une extrémité avant (56) recevant un écrou de serrage (58), une portion anti-rotation (62) de section non-circulaire de chaque goujon (34) coopérant avec un perçage (46) de section correspondante d'une couronne de blocage en rotation (48). Egalement, il est prévu des goujons d'extraction (36) dont une extrémité arrière (66) est vissée dans la cale (26), chaque goujon (36) traversant une bride de pointe de cône (20a'). Enfin, l'invention est configurée de sorte qu'après retrait des écrous (58), une traction vers l'avant sur les goujons (36) permet de retirer un ensemble comprenant la pointe (20a) et la cale (26), tout en maintenant les goujons (34) vissés sur le support (22).
Description
PARTIE AVANT TOURNANTE D'UN RECEPTEUR DE TURBOMACHINE D'AERONEF,
A CONCEPTION AMELIOREE PERMETTANT UN RETRAIT REPETE DE LA POINTE DE CONE
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines d'aéronef, et en particulier à leurs récepteurs, comme par exemple la soufflante d'un turboréacteur.
Elle vise en particulier la conception du cône avant extérieur et de son environnement, et plus précisément la conception des moyens de fixation d'une pointe de cône sur un support intérieur portant un équipement de turbomachine.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
De façon classique, la soufflante d'un turboréacteur comporte un cône avant extérieur situé en amont des aubes tournantes de soufflante, comme cela est par exemple connu du document FR 2 943 725. Il en est de même pour une hélice de turbopropulseur, qui comprend également ce même type de cône avant extérieur de forme aérodynamique.
Dans certains cas, le cône avant extérieur peut être équipé à son extrémité avant d'une pointe de cône démontable, fixée sur un support intérieur portant un équipement quelconque, tel qu'une antenne émettrice d'un dispositif de télémesure équipé par ailleurs d'une ou plusieurs batteries. Dans ce cas de figure, un capot de protection de l'équipement est interposé entre la pointe de cône et le support intérieur.
Dans certaines circonstances, notamment en phase de tests de la turbomachine, l'accès à l'équipement doit être fréquent. Dans l'exemple proposé ci-dessus, les batteries doivent être rechargées régulièrement durant cette phase de test, par exemple tous les jours. Il est donc prévu des moyens de fixation de la pointe de cône qui, une fois retirés, permettent l'extraction de cette pointe de cône puis l'accès au capot de protection de l'équipement. Plus précisément, pour retirer la pointe de cône, il est prévu d'installer initialement une cale d'extraction entre une bride de capot de protection, et une bride de pointe de cône. Par conséquent, une fois les moyens de fixation retirés, il suffit de monter un outillage approprié sur la cale d'extraction pour la déplacer vers l'avant afin qu'elle entraîne avec elle la pointe de cône. Une fois l'extraction réalisée, l'opérateur dispose alors d'un accès au capot de protection, sur lequel il peut par exemple installer un outillage de recharge des batteries.
Les moyens de fixation précités prennent la forme de vis dont la tête est orientée vers l'avant, et dont la tige filetée coopère à son extrémité arrière avec le support intérieur. Plus précisément, il est prévu des filets auto-freinés rapportés dans des orifices du support intérieur. Ces filets ont pour fonction d'éviter le desserrage des vis tournant avec le reste de la soufflante, et soumises à un environnement vibratoire.
Cependant, les filets auto-freinés ont tendance à perdre leur capacité de freinage au bout de plusieurs cycles de montage / démontage des vis de fixation, par exemple après une série de cinq à dix cycles. Etant donné que le freinage des vis est une fonction indispensable dans l'environnement vibratoire auquel elles sont soumises, les filets auto-freinés doivent être régulièrement remplacés. Ces opérations de remplacement nécessitent des outillages spécifiques, ainsi que le démontage préalable du capot de protection de l'équipement qu'il recouvre, et du support intérieur. Le temps consacré à la mise en œuvre de l'ensemble de ces opérations peut parfois s'avérer incompatible avec les contraintes de planning et de durée d'immobilisation de l'aéronef au sol. Cet inconvénient est d'autant plus problématique lorsque le retrait de la pointe de cône doit être effectué très régulièrement, par exemple de façon journalière, comme cela est le cas pour les besoins de recharge des batteries durant une phase test de la turbomachine. Néanmoins, comme indiqué ci-dessus, cette problématique existe quelle que soit la nature de l'équipement embarqué.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
Pour répondre au moins partiellement au problème ci-dessus relatif aux réalisations de l'art antérieur, l'invention a tout d'abord pour objet une partie avant tournante d'un récepteur de turbomachine d'aéronef comprenant : - un support intérieur ; - un équipement monté sur le support intérieur ; - un capot de protection recouvrant l'équipement ; - un cône avant extérieur équipé à son extrémité avant d'une pointe de cône recouvrant le capot de protection ; - une cale d'extraction interposée entre une bride de capot de protection et une bride de pointe de cône ; et - des moyens de fixation de la pointe de cône sur le support intérieur, lesdits moyens de fixation traversant la bride de pointe de cône, la cale d'extraction, ainsi que la bride de capot de protection.
Selon l'invention, lesdits moyens de fixation comprennent plusieurs goujons de fixation dont une extrémité arrière filetée est vissée dans ledit support intérieur et dont une extrémité avant filetée reçoit un écrou de serrage visant à forcer la bride de pointe de cône en direction du support intérieur, lesdits moyens de fixation comprenant également, agencée axialement entre le support intérieur et la bride de pointe de cône, une couronne de blocage en rotation des goujons de fixation, chacun de ces derniers présentant une portion d'anti-rotation de section non-circulaire coopérant avec un perçage de section correspondante de la couronne de blocage en rotation.
De plus, la partie avant comporte également une pluralité de goujons d'extraction dont une extrémité arrière filetée est vissée dans la cale d'extraction, chaque goujon d'extraction traversant la bride de pointe de cône, ladite partie avant étant configurée de sorte qu'après retrait desdits écrous de serrage, une traction vers l'avant sur les goujons d'extraction permet de retirer un ensemble amovible comprenant la pointe de cône et la cale d'extraction, tout en maintenant les goujons de fixation vissés sur le support intérieur.
La conception proposée par la présente invention simplifie les opérations d'extraction de la pointe de cône, en particulier en permettant de laisser les goujons de fixation à demeure sur le support intérieur, durant ces opérations d'extraction visant à donner accès au capot de protection recouvrant l'équipement. De plus, puisque les goujons de fixation restent à demeure sur le support intérieur, il n'est par conséquent plus nécessaire de mettre en œuvre des opérations contraignantes de remplacement d'éventuels filets auto-freinés présents sur les goujons de fixation.
La solution proposée permet ainsi d'envisager des extractions fréquentes de la pointe de cône, tout en satisfaisant aux différentes contraintes de planning et de durée d'immobilisation de l'aéronef au sol. L'invention présente par ailleurs au moins l'une des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison.
La portion anti-rotation de chaque goujon de fixation présente une section comprenant deux segments droits parallèles, et le perçage associé pratiqué à travers la couronne de blocage en rotation présente une forme oblongue, dont les deux flancs latéraux parallèles coopèrent respectivement avec les deux segments droits de la portion anti-rotation du goujon de fixation. La forme oblongue apporte avantageusement une tolérance dans le positionnement relatif entre la portion anti-rotation du goujon de fixation et le perçage, tout en procurant la fonction souhaitée de blocage en rotation.
Dans ce cas de figure, il est prévu que la portion anti-rotation de chaque goujon de fixation présente par exemple une section de forme polygonale, de préférence hexagonale.
Les moyens de fixation comportent trois goujons de fixation, et les trois perçages de forme oblongue sont orientés : - pour deux d'entre eux, sensiblement tangentiellement en rapport à un axe de rotation de la partie avant ; et - pour le troisième perçage, sensiblement radialement en rapport à l'axe de rotation de la partie avant.
Cet assemblage particulier permet de limiter les problèmes de montage dans le cas où les perçages de la couronne de blocage en rotation ne sont pas parfaitement indexés avec les orifices du support intérieur recevant les goujons de fixation. Par conséquent, le montage reste possible même sans avoir recours à des tolérances de fabrication serrées sur les pièces concernées.
De préférence, les trois perçages sont agencés à 120° les uns des autres.
Les goujons d'extraction comprennent une extrémité avant filetée recevant un écrou plaquant une rondelle d'étanchéité contre la bride de pointe de cône, et les écrous de serrage vissés sur les goujons de fixation plaquent également chacun une rondelle d'étanchéité contre la bride de pointe de cône. Les rondelles permettent ainsi d'assurer la fonction d'étanchéité entre l'équipement et le milieu extérieur. L'extrémité arrière filetée de chaque goujon d'extraction est bloquée en rotation dans un orifice fileté de la cale d'extraction, à l'aide d'un pion fretté orienté selon un axe de vissage et agencé à l'interface entre l'extrémité arrière filetée du goujon d'extraction et l'orifice fileté de la cale d'extraction. Il s'agit d'une solution simple à mettre en oeuvre, permettant d'aboutir au résultat souhaité de blocage en rotation de chaque goujon d'extraction dans son orifice fileté correspondant de la cale d'extraction.
De plus, tout comme les autres éléments de l'invention, cette solution de pion fretté est simple à mettre en oeuvre sur des récepteurs existants, sans nécessiter de modifications substantielles sur les pièces d'origine. L'équipement recouvert par le capot de protection et monté sur le support correspond à une antenne émettrice d'un dispositif de télémesure équipé par ailleurs d'au moins une batterie, et de préférence équipé de plusieurs batteries, par exemple six. Néanmoins, il pourrait s'agir de tout autre type d'équipement, sans sortir du cadre de l'invention.
De préférence, ladite pointe de cône est réalisée en deux parties adjacentes se succédant axialement. Néanmoins, il pourrait s'agir d'une unique pièce, réalisée d'un seul tenant ou par plusieurs éléments rapportés fixement les uns aux autres. L'invention a également pour objet une turbomachine d'aéronef comprenant un récepteur dont la partie avant tournante se présente telle que décrite ci-dessus, le récepteur étant préférentiellement une soufflante.
Enfin, l'invention a pour objet un procédé de démontage de la partie avant tournante décrite ci-dessus, ledit procédé visant à disposer d'un accès au capot de protection recouvrant l'équipement, et comprenant les étapes suivantes : - retrait des écrous de serrage présents sur l'extrémité avant filetée des goujons de fixation ; puis - déplacement vers l'avant des goujons d'extraction de façon à retirer l'ensemble comprenant la pointe de cône et la cale d'extraction, retrait au cours duquel les goujons de fixation, qui restent fixés sur ledit support intérieur, coulissent relativement à la bride de pointe de cône et à la cale d'extraction. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue schématique d'un turboréacteur selon l'invention, en coupe longitudinale ; - la figure 2 représente une vue de face du turboréacteur, montrant la partie avant tournante qui se présente sous la forme d'un mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 3 représente une vue en perspective de la partie avant tournante, coupée selon la ligne lll-lll de la figure 2 ; - la figure 4 est une vue partielle et agrandie de celle montrée sur la figure 3, montrant plus spécifiquement les moyens de fixation d'une pointe de cône sur un support intérieur de la partie avant tournante ; - la figure 5 est une vue en coupe prise selon le plan V de la figure 4 ; - la figure 6 est une vue partielle et agrandie de celle montrée sur la figure 3, montrant plus spécifiquement les moyens d'extraction de la pointe de cône ; et - les figures 7a à 7e représentent différentes étapes d'un procédé de démontage de la partie avant tournante représentée sur les figures précédentes, de façon à disposer d'un accès à un capot de protection recouvrant un équipement de turbomachine.
En référence tout d'abord à la figure 1, il est représenté une turbomachine 100 d'aéronef, destinée à intégrer une partie avant tournante 1 selon l'invention. Il s'agit ici d'un turboréacteur à double flux et à double corps. Néanmoins, il pourrait s'agir d'une turbomachine d'un autre type, par exemple un turbopropulseur, sans sortir du cadre de l'invention.
La turbomachine 100 présente un axe longitudinal 3 autour duquel s'étendent ses différents composants. Elle comprend, d'amont en aval selon une direction principale 5 d'écoulement des gaz à travers cette turbomachine, une soufflante 2, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 6, une chambre de combustion 8, une turbine haute pression 10 et une turbine basse pression 12. Ces éléments délimitent une veine primaire 14 traversée par un flux primaire 14', tandis qu'une veine secondaire 16 entoure la veine primaire en étant délimitée partiellement par un carter de soufflante 18 et traversée par un flux d'air secondaire 16'.
La soufflante 2, qui correspond au récepteur de la turbomachine 100, comprend à son extrémité amont la partie avant tournante 1 selon l'invention. Cette partie avant 1 qui se trouve en aval des aubes de soufflante 9 sera écrite ci-après, de façon détaillée en référence aux figures suivantes.
Dans la description qui va suivre, les termes « avant » et « arrière » sont considérés selon une direction 15 opposée à la direction principale 5 d'écoulement des gaz au sein du turboréacteur, et parallèle à l'axe 3. En revanche, les termes « amont » et « aval » sont considérés selon cette même direction principale d'écoulement 5.
En référence aux figures 2 à 6, il est représenté la partie avant tournante 1 de la soufflante, qui comprend une enveloppe extérieure en forme de cône d'axe 3. Ce cône, dit cône avant extérieur 20, présente une surface extérieure aérodynamique destinée à être épousée par l'air avant que celui-ci traverse les aubes de soufflante. Il est par exemple scindé en trois sections se succédant axialement, à savoir une pointe de cône 20a, une section centrale principale 20b, ainsi qu'une extrémité arrière 20c.
La pointe de cône 20a se situe à l'extrémité avant de la partie 1, et s'étend axialement sur une faible longueur par rapport à la longueur axiale totale du cône 20, par exemple sur seulement 10 à 20% de celle-ci.
Le cône avant extérieur 20 est creux, et intègre plusieurs éléments solidaires en rotation de ce même cône. Il s'agit tout d'abord d'un équipement 22, ici une antenne émettrice d'un dispositif de télémesure 23 équipé de batteries 25 et d'un système d'acquisition de données 27. Le dispositif 23 est ainsi capable de collecter des données en phases de tests de la turbomachine, puis de les restituer en temps réel vers un point fixe extérieur à la turbomachine, via l'antenne 22. A titre d'exemples illustratifs, les données collectées sont du type jauges dynamiques et thermocouples, mesurées par des capteurs judicieusement placés au sein de la turbomachine. L'équipement 22 est monté sur un support intérieur 24 de la partie avant 1, ce support 24 étant centré sur l'axe 3. Le support intérieur 24 est entouré radialement essentiellement par la section centrale principale 20b du cône 20, et, à son extrémité avant, entouré par une partie arrière de la pointe de cône 20a. A son extrémité avant, l'équipement 22 est recouvert axialement et radialement par un capot de protection 26, de forme générale conique et centré sur l'axe 3. Ce même capot 26, correspondant de préférence à un capot d'antenne, est recouvert axialement et radialement essentiellement par la pointe de cône 20a du cône 20, et, à son extrémité arrière, recouvert par la section centrale principale 20b de ce cône 20.
Le capot de protection 26 comprend une bride 26' pour sa fixation sur la partie tournante 1, et plus précisément sur le support intérieur 24 présentant un épaulement 24' aligné axialement avec la bride 26' selon l'axe 3.
La partie avant tournante 1 comporte également un cale d'extraction 28 sensiblement annulaire, d'axe 3. Cette cale 28 comporte, en alternance selon la direction circonférentielle, des trous de passage 30 et des trous filetés 32. La cale d'extraction 28 est enserrée axialement entre la bride 26' du capot de protection 26, et une bride 20a' de fixation de la pointe avant 20a. A cet égard, il est indiqué que la pointe avant 20a pourrait être réalisée par une seule pièce, ou bien réalisée en deux parties adjacentes 20al, 20a2 se succédant axialement et étant emboîtées l'une dans l'autre, comme cela a été représenté sur les figures. Pour des raisons de simplicité et de clarté de la description, par la suite, la pointe de cône 20a sera considérée comme une même et unique entité.
La partie avant tournante 1 comporte également des goujons de fixation 34 ainsi que des goujons d'extraction 36, agencés en alternance et espacés de façon régulière autour de l'axe 3. Comme cela a été illustré sur la figure 2, il s'agit préférentiellement de trois goujons de fixation 34 agencés à 120° les uns des autres, et trois goujons d'extraction 36 également agencés à 120° les uns des autres.
En référence plus spécifiquement à la figure 4, chaque goujon de fixation 34 est agencé sensiblement axialement, et traverse successivement, de l'avant vers l'arrière, un trou de passage 40 dans la bride de fixation 20a' de la pointe de cône, un trou de passage 30 de la cale d'extraction 28, un trou de passage 42 dans la bride de fixation 26' du capot de protection 26, et à travers un perçage 46 d'une couronne 48 de blocage en rotation du goujon de fixation 34.
De part et d'autre des éléments traversés décrits ci-dessus, chaque goujon 34 comprend une extrémité arrière filetée 50 vissée dans un orifice fileté 52 du support intérieur 24, et une extrémité avant filetée 56 recevant un écrou de serrage 58 visant à forcer la bride 20a' de pointe de cône en direction du support intérieur 24. De plus, une rondelle d'étanchéité 60 est interposée axialement entre l'écrou 58 et la bride 20a', cette rondelle obturant donc de façon étanche le trou de passage 40.
Préférentiellement, chaque écrou de serrage 58 possède une fonction de freinage pour répondre aux contraintes rencontrées dans l'environnement vibratoire auquel il est soumis. Les filets auto-freinés peuvent avoir tendance à perdre leur capacité de freinage au bout de plusieurs cycles de montage / démontage des écrous 58, mais ceux-ci peuvent être facilement changés lorsque cela s'avère nécessaire.
De la même manière, des filets auto-freinés sont préférentiellement retenus au niveau de l'extrémité arrière filetée 50 des goujons de fixation 34.
La couronne 48 est enserrée axialement entre la bride 26' du capot de protection 26 et l'épaulement 24' du support intérieur 24. Elle est représentée de façon agrandie sur la figure 5, montrant les trois perçages 46 espacés à 120° les uns des autres et coïncidant avec la position des trois goujons de fixation. Chaque perçage 46 présente une forme oblongue, dont les deux flancs latéraux parallèles coopèrent respectivement avec deux segments droits d'une portion anti-rotation 62 du goujon de fixation associé 34. Plus préférentiellement, la portion anti-rotation 62 présente une section de forme hexagonale, qui correspond à une forme complémentaire de celle du perçage oblong 46 étant donné que les deux flancs latéraux parallèles de celui-ci coopèrent respectivement avec deux segments droits opposée de la section hexagonale de la portion anti-rotation 62. Seul un faible jeu peut être prévu entre les surfaces planes en regard deux à deux, garantissant la fonction anti-rotation du goujon 34 selon son propre axe longitudinal. Par conséquent, les risques que les goujons de fixation se dévissent sont avantageusement réduits à néant.
Pour faciliter la mise en place des goujons 34 à travers les perçages 46 et dans les orifices filetés 52 du support intérieur 24, deux des perçages 46 sont orientés sensiblement tangentiellement en rapport à l'axe 3 correspondant aussi à l'axe de rotation de la partie avant tournante 1, tandis que le troisième perçage 46 est orienté sensiblement radialement en rapport à ce même axe 3. Cela permet d'adopter des tolérances de fabrication peu sévères, diminuant les coûts de production.
En référence plus spécifiquement à la figure 6, chaque goujon d'extraction 36 est agencé sensiblement axialement, et traverse la bride de fixation 20a' de la pointe de cône 20a. Chaque goujon 36 comprend une extrémité arrière filetée 66 vissée dans un orifice fileté 68 de la cale d'extraction 28, et une extrémité avant filetée 70 recevant un écrou 72. De plus, une rondelle d'étanchéité 74 est interposée axialement entre l'écrou 72 et la bride 20a', cette rondelle obturant donc de façon étanche le trou de passage 40. Ici également, chaque écrou 72 possède une fonction de freinage pour répondre aux contraintes rencontrées dans l'environnement vibratoire auquel il est soumis.
Pour assurer le blocage en rotation de chaque goujon d'extraction 36 s'étendant vers l'arrière seulement jusqu'à la cale d'extraction 28, il est prévu un pion fretté 80 orienté selon un axe de vissage du goujon 36 et agencé à l'interface 82 entre l'extrémité arrière filetée 66 et l'orifice fileté 68. Il s'agit d'une solution technique simple et efficace permettant de solidariser en translation et en rotation les deux éléments 28, 36, selon la direction de l'axe 3. Le pion fretté 80 présente un diamètre faible, par exemple d'environ 2 mm.
Cette solution de pion fretté est particulièrement avantageuse dans un environnement déjà fortement encombré, à accès restreint. De plus, elle peut aisément être mise en oeuvre sur des turbomachines existantes.
En référence à présent aux figures 7a à 7e, il va être décrit un procédé de démontage de la partie avant tournante 1 qui vient d'être présentée.
Le but de ce démontage est de disposer d'un accès au capot de protection 26, de manière à venir installer sur celui-ci un outillage pour la recharge des batteries 25 de l'équipement, par exemple prévues au nombre de six et agencées autour de l'axe 3.
Tout d'abord en référence à la figure 7a, il est procédé au retrait des écrous de serrage 58 initialement présents sur l'extrémité avant filetée 56 des goujons de fixation 34. Les rondelles d'étanchéité 60 sont également extraites de l'extrémité avant filetée 56. Bien que cela n'ait pas représenté, il est réalisé le même type de retrait pour les écrous 72 et les rondelles d'étanchéité 74 coopérant initialement avec l'extrémité avant filetée 70 des goujons d'extraction 36.
Ensuite, comme cela est représenté sur la figure 7b, un outillage particulier 88 est monté sur l'extrémité avant des goujons d'extraction 36. Cet outillage permet de déplacer vers l'avant ces goujons 36, selon l'axe 3. Ce déplacement provoque simultanément la translation vers l'avant de la cale d'extraction 28 qui, de par son appui axial avec la bride 20a' de la pointe de cône 20a, entraîne également cette dernière en translation vers l'avant selon l'axe 3. En d'autres termes, l'action effectuée via l'outillage 88 permet de retirer un ensemble amovible comprenant la pointe de cône 20a, les goujons d'extraction 36 et la cale d'extraction 28.
Comme cela a été schématisé sur la figure 7c, au cours de cette extraction, les goujons de fixation 34 restent fixés sur le support intérieur 24. De ce fait, les goujons de fixation 34 coulissent relativement à la bride 20a' de la pointe de cône 20a ainsi que relativement à la cale d'extraction 28, et ce respectivement à travers les trous de passage 40 et 30.
De préférence, durant cette extraction, le capot de protection 26 reste également en place, tout comme la couronne 48.
Une fois l'ensemble amovible retiré comme montré sur la figure 7d, l'extrémité avant du capot de protection 26 devient parfaitement accessible, et un outillage 90 pour la recharge des batteries 25 peut être facilement assemblé sur ce capot de protection, comme cela a été schématisé sur la figure 7e.
Après la recharge des batteries 25, le remontage des éléments sur la partie avant tournante 1 s'effectue dans un ordre inverse à celui décrit ci-dessus pour les opérations de démontage.
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.
Claims (10)
- REVENDICATIONS1. Partie avant tournante (1) d'un récepteur de turbomachine d'aéronef comprenant : - un support intérieur (24) ; - un équipement (22) monté sur le support intérieur ; - un capot de protection (26) recouvrant l'équipement ; - un cône avant extérieur (20) équipé à son extrémité avant d'une pointe de cône (20a) recouvrant le capot de protection (26) ; - une cale d'extraction (28) interposée entre une bride de capot de protection (26') et une bride de pointe de cône (20a') ; et - des moyens de fixation (34) de la pointe de cône (20a) sur le support intérieur (22), lesdits moyens de fixation traversant la bride de pointe de cône (20a'), la cale d'extraction (28), ainsi que la bride de capot de protection (26'), caractérisée en ce que lesdits moyens de fixation comprennent plusieurs goujons de fixation (34) dont une extrémité arrière filetée (50) est vissée dans ledit support intérieur (22) et dont une extrémité avant filetée (56) reçoit un écrou de serrage (58) visant à forcer la bride de pointe de cône (20a') en direction du support intérieur, lesdits moyens de fixation comprenant également, agencée axialement entre le support intérieur (22) et la bride de pointe de cône (20a'), une couronne (48) de blocage en rotation des goujons de fixation (34), chacun de ces derniers présentant une portion anti-rotation (62) de section non-circulaire coopérant avec un perçage (46) de section correspondante de la couronne de blocage en rotation (48), et en ce que la partie avant comporte également une pluralité de goujons d'extraction (36) dont une extrémité arrière filetée (66) est vissée dans la cale d'extraction (28), chaque goujon d'extraction traversant la bride de pointe de cône (20a'), ladite partie avant étant configurée de sorte qu'après retrait desdits écrous de serrage (58), une traction vers l'avant sur les goujons d'extraction (36) permet de retirer un ensemble amovible comprenant la pointe de cône (20a) et la cale d'extraction (28), tout en maintenant les goujons de fixation (34) vissés sur le support intérieur (22).
- 2. Partie avant tournante selon la revendication 1, caractérisée en ce que la portion anti-rotation (62) de chaque goujon de fixation (34) présente une section comprenant deux segments droits parallèles, et en ce que le perçage associé (46) pratiqué à travers la couronne de blocage en rotation (48) présente une forme oblongue, dont les deux flancs latéraux parallèles coopèrent respectivement avec les deux segments droits de la portion anti-rotation (62) du goujon de fixation (34).
- 3. Partie avant tournante selon la revendication 2, caractérisée en ce que la portion anti-rotation (62) de chaque goujon de fixation présente une section de forme polygonale, de préférence hexagonale.
- 4. Partie avant tournante selon la revendication 2 ou la revendication 3, caractérisée en ce que les moyens de fixation comportent trois goujons de fixation (34), et en ce que les trois perçages (46) de forme oblongue sont orientés : - pour deux d'entre eux, sensiblement tangentiellement en rapport à un axe de rotation (3) de la partie avant ; et - pour le troisième perçage, sensiblement radialement en rapport à l'axe de rotation (3) de la partie avant.
- 5. Partie avant tournante selon la revendication 4, caractérisée en ce que les trois perçages (46) sont agencés à 120° les uns des autres.
- 6. Partie avant tournante selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les goujons d'extraction (36) comprennent une extrémité avant filetée (70) recevant un écrou (72) plaquant une rondelle d'étanchéité (74) contre la bride de pointe de cône (20a'), et en ce que les écrous de serrage (58) vissés sur les goujons de fixation (34) plaquent également chacun une rondelle d'étanchéité (60) contre la bride de pointe de cône (20a').
- 7. Partie avant tournante selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l'extrémité arrière filetée (66) de chaque goujon d'extraction (36) est bloquée en rotation dans un orifice fileté (68) de la cale d'extraction (28), à l'aide d'un pion fretté (80) orienté selon un axe de vissage et agencé à l'interface (82) entre l'extrémité arrière filetée (66) du goujon d'extraction (36) et l'orifice fileté (68) de la cale d'extraction (28).
- 8. Partie avant tournante selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l'équipement (22) recouvert par le capot de protection (26) et monté sur le support intérieur (24) correspond à une antenne émettrice d'un dispositif de télémesure (23) équipé par ailleurs d'au moins une batterie (25).
- 9. Turbomachine d'aéronef (10) comprenant un récepteur (2) dont la partie avant tournante (1) se présente selon l'une quelconque des revendications précédentes, le récepteur étant préférentiellement une soufflante.
- 10. Procédé de démontage de la partie avant tournante (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, ledit procédé visant à disposer d'un accès au capot de protection (26) recouvrant l'équipement (22), et comprenant les étapes suivantes : - retrait des écrous de serrage (58) présents sur l'extrémité avant filetée (56) des goujons de fixation (34) ; puis - déplacement vers l'avant des goujons d'extraction (36) de façon à retirer l'ensemble comprenant la pointe de cône (20a) et la cale d'extraction (28), retrait au cours duquel les goujons de fixation (34), qui restent fixés sur ledit support intérieur (22), coulissent relativement à la bride de pointe de cône (20a') et à la cale d'extraction (28).
Priority Applications (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1654156A FR3051174B1 (fr) | 2016-05-10 | 2016-05-10 | Partie avant tournante d'un recepteur de turbomachine d'aeronef, a conception amelioree permettant un retrait repete de la pointe de cone |
| PCT/FR2017/051098 WO2017194866A1 (fr) | 2016-05-10 | 2017-05-09 | Partie avant tournante d'un récepteur de turbomachine d'aéronef, a conception améliorée permettant un retrait repete de la pointe de cône |
| US16/098,528 US10669011B2 (en) | 2016-05-10 | 2017-05-09 | Rotating front part of an aircraft turbomachine intake, of improved design permitting repeated removal of the cone tip |
| GB1818389.7A GB2564812B (en) | 2016-05-10 | 2017-05-09 | Rotating front part of an aircraft turbomachine intake, of improved design permitting repeated removal of the cone tip |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1654156A FR3051174B1 (fr) | 2016-05-10 | 2016-05-10 | Partie avant tournante d'un recepteur de turbomachine d'aeronef, a conception amelioree permettant un retrait repete de la pointe de cone |
| FR1654156 | 2016-05-10 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3051174A1 true FR3051174A1 (fr) | 2017-11-17 |
| FR3051174B1 FR3051174B1 (fr) | 2018-06-01 |
Family
ID=56322188
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1654156A Active FR3051174B1 (fr) | 2016-05-10 | 2016-05-10 | Partie avant tournante d'un recepteur de turbomachine d'aeronef, a conception amelioree permettant un retrait repete de la pointe de cone |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10669011B2 (fr) |
| FR (1) | FR3051174B1 (fr) |
| GB (1) | GB2564812B (fr) |
| WO (1) | WO2017194866A1 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3097200A1 (fr) * | 2019-06-14 | 2020-12-18 | Safran Aircraft Engines | Cone d’entree pour une turbomachine d’aeronef |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102016215807A1 (de) * | 2016-08-23 | 2018-03-01 | MTU Aero Engines AG | Innenring für einen Leitschaufelkranz einer Strömungsmaschine |
| DE102017109952A1 (de) * | 2017-05-09 | 2018-11-15 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Rotorvorrichtung einer Strömungsmaschine |
| DE102018210601A1 (de) * | 2018-06-28 | 2020-01-02 | MTU Aero Engines AG | Segmentring zur montage in einer strömungsmaschine |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1970537A1 (fr) * | 2007-03-16 | 2008-09-17 | Snecma | Soufflante de turbomachine |
| FR2921422A1 (fr) * | 2007-09-26 | 2009-03-27 | Snecma Sa | Piece annulaire de turbomachine portant des ecrous a jupe de sertissage |
| US20100226786A1 (en) * | 2009-03-05 | 2010-09-09 | Mahan Vance A | Nose cone assembly |
| FR2943725A1 (fr) * | 2009-03-31 | 2010-10-01 | Snecma | Capot d'entree tournant pour turbomachine, comprenant une extremite avant en forme de tige |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2401247A (en) * | 1941-09-20 | 1946-05-28 | Goodrich Co B F | Spinner assembly |
| FR2621554B1 (fr) * | 1987-10-07 | 1990-01-05 | Snecma | Capot d'entree non tournant de turboreacteur a fixation centrale et turboreacteur ainsi equipe |
| GB9828812D0 (en) * | 1998-12-29 | 1999-02-17 | Rolls Royce Plc | Gas turbine nose cone assembly |
| US6416280B1 (en) * | 2000-11-27 | 2002-07-09 | General Electric Company | One piece spinner |
| US7303377B2 (en) * | 2004-04-14 | 2007-12-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Apparatus and method of balancing a shaft |
| GB0903012D0 (en) * | 2009-02-24 | 2009-04-08 | Rolls Royce Plc | Mounting arrangement |
-
2016
- 2016-05-10 FR FR1654156A patent/FR3051174B1/fr active Active
-
2017
- 2017-05-09 WO PCT/FR2017/051098 patent/WO2017194866A1/fr active Application Filing
- 2017-05-09 US US16/098,528 patent/US10669011B2/en active Active
- 2017-05-09 GB GB1818389.7A patent/GB2564812B/en active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1970537A1 (fr) * | 2007-03-16 | 2008-09-17 | Snecma | Soufflante de turbomachine |
| FR2921422A1 (fr) * | 2007-09-26 | 2009-03-27 | Snecma Sa | Piece annulaire de turbomachine portant des ecrous a jupe de sertissage |
| US20100226786A1 (en) * | 2009-03-05 | 2010-09-09 | Mahan Vance A | Nose cone assembly |
| FR2943725A1 (fr) * | 2009-03-31 | 2010-10-01 | Snecma | Capot d'entree tournant pour turbomachine, comprenant une extremite avant en forme de tige |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3097200A1 (fr) * | 2019-06-14 | 2020-12-18 | Safran Aircraft Engines | Cone d’entree pour une turbomachine d’aeronef |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US10669011B2 (en) | 2020-06-02 |
| GB201818389D0 (en) | 2018-12-26 |
| GB2564812B (en) | 2021-04-14 |
| WO2017194866A1 (fr) | 2017-11-16 |
| FR3051174B1 (fr) | 2018-06-01 |
| US20190127045A1 (en) | 2019-05-02 |
| GB2564812A (en) | 2019-01-23 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| WO2017194866A1 (fr) | Partie avant tournante d'un récepteur de turbomachine d'aéronef, a conception améliorée permettant un retrait repete de la pointe de cône | |
| CA2970251C (fr) | Systeme de reparation d'une attache equipant une paroi de reacteur | |
| CA2913861C (fr) | Dispositif de fixation de deux pieces entre elles | |
| EP3004567B1 (fr) | Carter de turbomachine comportant un orifice d'endoscopie | |
| CA2740660A1 (fr) | Rotor deshuileur pour turbomachine | |
| FR2919691A1 (fr) | Agrafe d'epinglage a vis et son utilisation pour la fixation temporaire d'une grille de percage sur des elements a assembler | |
| FR3043138B1 (fr) | Tube de degazage et cone d'ejection pour une turbomachine, ainsi que leur outillage de montage | |
| FR3063308A1 (fr) | Bouchon pour capot d'entree tournant de turbomachine, comprenant une paroi externe aerodynamique et un organe de fixation de cone | |
| FR2975449A1 (fr) | Dispositif de fixation d'une piece annulaire sur un arbre de turbomachine | |
| FR2948725A1 (fr) | Dispositif anti-usure d'un rotor de turbomachine | |
| EP2925993A1 (fr) | Capot de turbomachine apte a recouvrir un cone de soufflante | |
| CA2931032C (fr) | Partie de turbomachine equilibree et turbomachine | |
| CA2635034C (fr) | Systeme de raccordement comprenant des moyens de fixation de securite | |
| FR2955895A1 (fr) | Turbomachine avec agencement optimise pour la fixation d'un palier d'arbre tournant. boulon pour une telle turbomachine | |
| FR2949138A1 (fr) | Turbomachine comportant des moyens d'anti-rotation d'un ecrou de palier | |
| FR3063309B1 (fr) | Capot d'entree tournant de turbomachine, comprenant une paroi externe aerodynamique et un organe de serrage de cone | |
| FR2943098A1 (fr) | Dispositif de fixation de deux pieces annulaires coaxiales dans une turbomachine | |
| EP2404039B1 (fr) | Dispositif de reparation pour bride de carter de moteur aeronautique | |
| FR3084697A1 (fr) | Système d’équilibrage amélioré pour turbomachine d’aéronef | |
| FR2974865A1 (fr) | Rotor haute pression pour turbomachine d'aeronef, comprenant des moyens de detrompage associes a des boulons de prefixation de module de turbine | |
| FR3081495A1 (fr) | Dispositif d'equilibrage pour un rotor de turbomachine d'aeronef et rotor le comprenant | |
| FR3093538A1 (fr) | Sous ensemble de montage d'un palier de guidage d'un arbre de compresseur | |
| FR2927953A1 (fr) | Fixation de carter de turbomachine | |
| FR3050718A1 (fr) | Helice pour turbomachine d'aeronef comprenant des moyens simplifies de retention radiale de pale d'helice |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20171117 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20180809 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |