FR3053727A1 - Dispositif de circulation d'air entre un compresseur et une turbine d'une turbomachine d'aeronef a double flux, permettant une aspiration par effet de venturi de l'air present dans un compartiment inter-veine - Google Patents

Dispositif de circulation d'air entre un compresseur et une turbine d'une turbomachine d'aeronef a double flux, permettant une aspiration par effet de venturi de l'air present dans un compartiment inter-veine Download PDF

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Abstract

L'invention concerne un dispositif (32) de circulation d'air destiné à relier un compresseur à une turbine de turbomachine d'aéronef à double flux, le dispositif comprenant : - un conduit extérieur de circulation d'air (36) ; - un moyen (60) d'injection d'air provenant du compresseur (6), le moyen (60) étant logé à l'intérieur du conduit extérieur (36) ; et - au moins une ouverture (66) d'aspiration d'air par effet venturi, pratiquée à travers le conduit extérieur (36).

Description

DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines d'aéronef à double flux. Plus spécifiquement, elle concerne les systèmes permettant le refroidissement des équipements situés dans le compartiment inter-veine de la turbomachine, ainsi que les systèmes permettant le refroidissement de la turbine ou des turbines de cette turbomachine.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
Sur les turbomachines à double flux comme les turboréacteurs, la veine primaire et la veine secondaire sont séparées par un compartiment inter-veine, dit également « zone core ». Des équipements de la turbomachine sont logés au sein de ce compartiment inter-veine. Par exemple, ces équipements sont du type pompe à carburant, pompe hydraulique, alternateur, vanne, vérin, calculateur, démarreur, actionneur stator à calage variable (VSV), actionneur de vanne de décharge, ou encore générateur électrique de puissance. Pour refroidir ces équipements au sein du compartiment inter-veine qui est une zone de forte dissipation thermique, il est généralement prélevé de l'air dans la veine secondaire par le biais d'un dispositif de prélèvement passif, du type écope. L'écope est agencée sur un capot du compartiment inter-veine, ce capot délimitant intérieurement la veine secondaire. Après avoir refroidi les équipements, l'air écopé est habituellement éjecté du compartiment inter-veine au niveau d'une extrémité arrière de celui-ci, de manière à réintégrer la veine secondaire.
Cette solution de prélèvement d'air par une écope, et de réintroduction de l'air écopé dans la veine secondaire, perturbe l'écoulement du flux secondaire. Cela se révèle problématique puisque sur les turbomachines récentes à fort taux de dilution, c'est le flux secondaire qui génère une part prépondérante de la poussée du moteur.
Par ailleurs, dans le compartiment inter-veine, il est mis en œuvre des systèmes permettant de prélever de l'air sur le compresseur, puis de l'acheminer vers la turbine pour en assurer son refroidissement. Il s'agit par exemple de refroidir les cavités sous le rotor de la turbine basse pression, ce type de refroidissement étant dénommé LPTC (de l'anglais « Low Pressure Turbine Cooling »). A titre d'exemple, le refroidissement opéré peut servir à contrôler le jeu en bout de pales du rotor de turbine.
Cependant, le prélèvement d'air effectué au niveau du compresseur nuit aux performances globales de la turbomachine, puisque cet air comprimé ne transite pas par la chambre de combustion. Cette baisse de performance s'ajoute ainsi à celle décrite ci-dessus, provoquée par la perturbation aérodynamique du flux secondaire.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention a donc pour but de proposer une solution remédiant au moins partiellement aux problèmes mentionnés ci-dessus, rencontrés dans les solutions de l'art antérieur.
Pour ce faire, l'invention a tout d'abord pour objet un dispositif de circulation d'air destiné à relier un compresseur à une turbine de turbomachine d'aéronef à double flux, ledit dispositif comprenant un conduit extérieur de circulation d'air et comportant en outre :
- un moyen d'injection d'air provenant du compresseur, ledit moyen d'injection d'air étant logé à l'intérieur du conduit extérieur ; et
- au moins une ouverture d'aspiration d'air par effet venturi, pratiquée à travers ledit conduit extérieur.
L'invention propose ainsi d'aspirer de manière passive, par effet venturi, l'air se trouvant autour du conduit extérieur, habituellement placé dans le compartiment inter-veine. Grâce à ce phénomène, l'air aspiré rejoint dans le conduit extérieur l'air comprimé provenant du compresseur, pour assurer conjointement le refroidissement de la turbine. Par conséquent, la quantité d'air à prélever au niveau du compresseur est plus faible, ce qui améliore les performances globales de la turbomachine.
Par ailleurs, l'aspiration créée dans le compartiment inter-veine permet de réduire la dimension des écopes ou autres types de prises d'air dans le flux secondaire. Egalement, l'air écopé n'a plus besoin d'être réintroduit dans la veine, puisqu'il peut s'échapper en partie ou en totalité par le dispositif de circulation d'air en direction de la turbine à refroidir. Ces deux facteurs contribuent à limiter les impacts aérodynamiques sur le flux secondaire, et favorisent aussi l'obtention de meilleures performances globales.
En d'autres termes, l'invention propose une solution astucieuse et performante basée sur l'interaction entre les moyens permettant le refroidissement de la turbine, et ceux permettant le refroidissement des équipements.
L'invention peut par ailleurs présenter au moins l'une quelconque des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison.
Ledit moyen d'injection d'air présente une section se rétrécissant dans le sens allant d'une première extrémité du dispositif destinée à être raccordée au compresseur, à une seconde extrémité du dispositif opposée à la première et destinée à être raccordée à la turbine, ledit moyen d'injection d'air étant de préférence une buse de forme conique. Néanmoins, toute autre forme peut être retenue pour le moyen d'injection d'air, par exemple une forme cylindrique de dimension appropriée pour permettre son logement à l'intérieur du conduit extérieur.
Ledit moyen d'injection d'air et/ou ladite au moins une ouverture d'aspiration sont agencés sur ou à proximité d'une extrémité du conduit extérieur, de préférence celle destinée à se situer à proximité du compresseur.
Le dispositif comprend plusieurs ouvertures d'aspiration d'air réparties circonférentiellement autour du conduit extérieur.
L'invention a également pour objet une partie de turbomachine d'aéronef à double flux comprenant :
- ledit compresseur équipé d'un carter de compresseur ;
- ladite turbine équipée d'un carter de turbine ;
- un compartiment inter-veine délimité radialement vers l'intérieur par lesdits carters de compresseur et de turbine, et délimité radialement vers l'extérieur par un capot de délimitation interne d'une veine secondaire de la turbomachine ;
- des équipements logés dans le compartiment inter-veine ;
- au moins un dispositif de circulation d'air tel que décrit ci-dessus, logé dans ledit compartiment inter-veine et raccordé d'une part au carter du compresseur et d'autre part au carter de la turbine ; et
- au moins une prise d'air équipant ledit capot de délimitation, et permettant la circulation d'air de la veine secondaire en direction du compartiment interveine.
De préférence, la partie avant de turbomachine comporte également un boîtier d'engrenages logé dans le compartiment inter-veine.
L'invention a également pour objet une turbomachine d'aéronef à double flux, comprenant une telle partie.
La turbomachine est de préférence à double corps, en comprenant un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une turbine haute pression et une turbine basse pression, et le dispositif d'alimentation en air assure la communication entre l'un quelconque des compresseurs basse et haute pression, et l'une quelconque des turbines haute et basse pression.
De préférence, la turbomachine est un turboréacteur.
Enfin, l'invention a pour objet un procédé de refroidissement de la turbine et des équipements de la partie de turbomachine d'aéronef à double flux telle que décrite ci-dessus, le procédé prévoyant la mise en oeuvre :
- en provenance du compresseur, d'une circulation d'un premier débit d'air à travers le moyen d'injection d'air, et
- en provenance du compartiment inter-veine, d'une aspiration par effet venturi d'un second débit d'air à travers ladite ouverture d'aspiration, lesdits premier et second débits d'air se rejoignant dans le conduit extérieur du dispositif de circulation, en aval du moyen d'injection d'air.
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 en coupe longitudinale d'un turboréacteur selon un mode de réalisation préféré de l'invention ;
- la figure la représente une vue en perspective d'un exemple d'écope pouvant être mise en oeuvre dans l'invention ;
- la figure 2 représente une vue partielle en perspective d'un dispositif de circulation d'air spécifique à l'invention, équipant le turboréacteur montré sur la figure 1;
- la figure 2a est une vue en demi-coupe d'une partie du dispositif de circulation d'air montré sur la figure 2 ;
- la figure 3 est une vue éclatée en perspective de la partie du dispositif montrée sur la figure précédente ; et
- la figure 4 représente schématiquement le fonctionnement du dispositif de circulation d'air montré sur les figures précédentes.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS
En référence tout d'abord à la figure 1, il est représenté une turbomachine 1 d'aéronef, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Il s'agit ici d'un turboréacteur à double flux et à double corps.
La turbomachine 1 présente un axe longitudinal 2 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 3, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 6, une chambre de combustion 11, une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8.
De manière conventionnelle, après avoir traversé la soufflante, l'air se divise en un flux primaire central 12a et un flux secondaire 12b qui entoure le flux primaire. Le flux primaire 12a s'écoule dans une veine principale 14a de circulation des gaz traversant les compresseurs 4, 6, la chambre de combustion 11 et les turbines 7, 8. Le flux secondaire 12b s'écoule quant à lui dans une veine secondaire 14b délimitée radialement vers l'extérieur en partie par un carter de soufflante 9. En outre, la veine secondaire 14b est délimitée radialement vers l'intérieur par un capot 15 d'un compartiment inter-veine 16, dit « zone core ». Le capot 15 délimite donc radialement vers l'extérieur le compartiment inter-veine 16, de forme annulaire et centré sur l'axe 2. Bien entendu, le capot extérieur 15 peut être segmenté en plusieurs pièces.
Le compartiment inter-veine 16 est par ailleurs délimité radialement vers l'intérieur par les carters des turbines 7, 8, des compresseurs 4, 6 et de la chambre de combustion 11. Sur les figures, les références numériques associées à ces carters correspondent aux références de leurs éléments associés, auxquelles ont été ajoutées l'extension « a ». Il s'agit donc des carters 4a, 6a, lia, 7a et 8a qui délimitent radialement vers l'intérieur le compartiment inter-veine 16, logeant des équipements 18 ainsi qu'un boîtier d'engranges 20 servant à l'entraînement mécanique de ces équipements. Ces derniers sont par exemple du type pompe à carburant, pompe hydraulique, alternateur, vanne, vérin, calculateur, démarreur, actionneur stator à calage variable (VSV), actionneur de vanne de décharge, ou encore générateur électrique de puissance.
Le compartiment inter-veine 16 est initié en amont au niveau d'un bec 24 de séparation des flux primaire 12a et secondaire 12b. Sur le capot 15, il est prévu une ou plusieurs prises d'air du type écopes 26, permettant la circulation d'air de la veine secondaire 14b en direction du compartiment inter-veine 16. Il s'agit d'un prélèvement d'air passif sur le flux secondaire 12b, dont le but est de refroidir les équipements 18 présents dans le compartiment 16. Les écopes 26 peuvent être réparties circonférentiellement et/ou axialement sur le capot 15. De préférence, ces écopes sont agencées sur la partie amont de ce capot 15, au voisinage du bec de séparation.
Les écopes employées peuvent être de différents types. Par exemple, il peut s'agir d'une écope représentée sur la figure la et décrite dans le document NACA, intitulé « Frick, Charles W., et al. NACA ACR No. 5120, An Experimental Investigation of NACA Submerged- Duct Entrances. NACA, November 13,1945 ».
II peut aussi d'agir d'une écope située en dehors de la couche limite telle que celle décrite dans le document FR 3 021 994, ou bien encore d'une écope située dans la couche limite telle que celle décrite dans le document FR 2 614 073.
Pour limiter les perturbations aérodynamiques et améliorer le rendement global de la turbomachine, il est préférentiellement employé des écopes du type entrées d'air affleurantes (par opposition aux entrées d'air dynamiques), telles que celles décrites par exemple en référence aux figures 1 et 2 du document FR 2 910 927. Dans l'invention, ces prises d'air affleurantes s'avèrent suffisantes pour ventiler l'ensemble du compartiment 16, grâce une aspiration par effet venturi provoquée par les moyens spécifiques qui seront décrits ci-après.
Le compartiment inter-veine 16 est intégré à une partie centrale 30 du turboréacteur. Ce compartiment loge également un ou plusieurs dispositifs de circulation d'air 32 conformes à la présente invention. Chaque dispositif 32 est destiné à être alimenté en air venant de l'un des compresseurs, de préférence le compresseur haute pression 6, et de délivrer cet air comprimé à l'une des turbines pour son refroidissement, de préférence la turbine basse pression 8 de manière à assurer un refroidissement LPTC. La nature du refroidissement opéré est connue de l'homme du métier. Ce refroidissement LPTC a pour but de resserrer les jeux entre les sommets d'aubes de turbine et les anneaux ou le carter fixe de turbine, en refroidissant le carter pour limiter sa dilatation. II peut également être prévu des passages d'air dans les bras des carters de turbine, pour refroidir la zone sous la veine primaire au niveau des disques de turbine.
Le dispositif de circulation d'air 32 est monté sur le carter 6a du compresseur haute pression 6 au niveau de sa première extrémité 34a, et monté sur le carter 8a de la turbine basse pression 8 au niveau de sa seconde extrémité 34b, opposée à la première extrémité 34a. Le dispositif 32 comprend en particulier un conduit extérieur 36 de circulation d'air, permettant de collecter l'air provenant du compresseur 6 et de le distribuer dans la turbine 8. Ce conduit 32 est préférentiellement de section constante, de forme cylindrique et circulaire, par exemple de diamètre compris entre 12 et 50 mm de diamètre intérieur. Il présente des coudes 38 permettant son raccordement sur les deux carters 6a, 8a.
En référence plus précisément aux figures 2, 2a et 3, une première extrémité du conduit 36 présente une première platine de fixation 40, montée fixement sur le carter 6a. Cette fixation, de préférence réalisée par boulons ou par des éléments de fixation analogues, est réalisée de manière à ce que l'orifice d'entrée 42 du conduit 36 soit coaxial avec l'orifice 44 pratiqué à travers le carter 6a. La première extrémité du conduit 36, avec sa platine de fixation 40, forme une partie de la première extrémité 34a du dispositif 32.
De manière analogue, une seconde extrémité du conduit 36 présente une seconde platine de fixation 50, montée fixement sur le carter 8a. Cette fixation, de préférence réalisée par boulons ou par des éléments de fixation analogues, est réalisée de manière à ce que l'orifice de sortie 52 du conduit 36 soit agencé dans la continuité de l'orifice 54 pratiqué à travers le carter 8a. Les deux orifices 52, 54 sont ainsi traversés successivement par l'air comprimé délivré à la turbine basse pression.
L'une des particularités de l'invention est mise en oeuvre au niveau de la première extrémité 34a du dispositif 32, même si une implantation à d'autres niveaux de ce dispositif 32 est également possible, sans sortir du cadre de l'invention. Cette particularité réside dans l'implantation d'un moyen 60 d'éjection d'air provenant du compresseur haute pression. Il s'agit de préférence d'un moyen 60 en forme de buse à géométrie conique, dont la section se rétrécie en allant vers l'aval, c'est-à-dire dans le sens allant de la première extrémité 34a vers la seconde extrémité 34b du dispositif 32.
La buse 60 est logée à l'intérieur de la première extrémité du conduit extérieur 36. A son extrémité élargie 63, la buse est équipée d'une troisième platine de fixation 62 interposée entre la première platine de fixation 40 et le carter 6a, comme cela est le mieux visible sur la figure 2a. L'extrémité élargie 63 de la buse 60 se trouve ainsi agencée dans l'orifice d'entrée 42 du conduit 36. A partir de cette extrémité élargie 63, la buse s'étend coaxialement à l'intérieur du conduit 36, jusqu'à une extrémité rétrécie 64 en formant un col d'éjection d'air.
L'extrémité élargie 63 présente une section sensiblement analogue à celle du conduit 36, tandis que la sortie 64 de la buse 60 présente une section circulaire environ 5 à 10 fois moins élevée que celle de l'extrémité élargie 63.
L'air comprimé provenant du compresseur haute pression transite donc par l'orifice 44 du carter 6a du compresseur haute pression, avant de pénétrer dans la buse 60 et d'être accéléré à sa sortie par le col 64.
Autour de la buse 60, le conduit extérieur 36 est équipé de plusieurs ouvertures 66 traversant ce conduit, et établissant ainsi une communication d'air entre le compartiment inter-veine 16 et l'intérieur du conduit 36. Ces ouvertures 66 permettent une aspiration par effet venturi provoqué par l'accélération de l'air comprimé à la sortie 64 de la buse 60. Effectivement, en raison de l'accélération de l'air comprimé par la buse 60 et du phénomène de conservation de la quantité de mouvement, une aspiration est générée au niveau des ouvertures 66.
Comme cela a été schématisé sur la figure 4, l'invention permet donc tout d'abord de mettre en oeuvre la circulation d'un premier débit d'air Dl, accéléré au sein du conduit 36 par la buse 60. Ce débit Dl est de l'air comprimé provenant du compresseur haute pression. L'invention permet également de mettre en oeuvre une aspiration par effet venturi d'une second débit d'air D2 à travers les ouvertures 66, en provenance du compartiment inter-veine 16. L'effet Venturi est donc utilisé pour forcer l'air présent dans le compartiment inter-veine 16 à s'engouffrer dans le conduit 36, même si la pression à l'aval du circuit au niveau de la seconde extrémité 34b est plus forte que dans ce compartiment 16. Cela permet de récupérer l'air présent dans le compartiment 16 après qu'il ait rempli sa fonction de refroidissement des équipements, et de l'utiliser à nouveau en mettant à profit la capacité calorifique qui lui reste pour contribuer à refroidir la turbine basse pression. En effet, en aval de la buse 60, les deux débits Dl, D2 se rejoignent ensuite pour former un débit total Dt cheminant à l'intérieur du conduit 36, jusqu'à la seconde extrémité 34b alimentant la turbine basse pression.
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)

  1. REVENDICATIONS
    1. Dispositif (32) de circulation d'air destiné à relier un compresseur (6) à une turbine (8) de turbomachine d'aéronef à double flux, ledit dispositif comprenant un conduit extérieur de circulation d'air (36) et étant caractérisé en ce qu'il comporte en outre :
    - un moyen (60) d'injection d'air provenant du compresseur (6), ledit moyen d'injection d'air étant logé à l'intérieur du conduit extérieur (36) ; et
    - au moins une ouverture (66) d'aspiration d'air par effet venturi, pratiquée à travers ledit conduit extérieur (36).
  2. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit moyen d'injection d'air (60) présente une section se rétrécissant dans le sens allant d'une première extrémité (34a) du dispositif destinée à être raccordée au compresseur (6), à une seconde extrémité (34b) du dispositif opposée à la première extrémité et destinée à être raccordée à la turbine (8), ledit moyen d'injection d'air (60) étant de préférence une buse de forme conique.
  3. 3. Dispositif selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que ledit moyen d'injection d'air (60) et/ou ladite au moins une ouverture d'aspiration (66) sont agencés sur ou à proximité d'une extrémité du conduit extérieur (36).
  4. 4. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend plusieurs ouvertures d'aspiration d'air (66) réparties circonférentiellement autour du conduit extérieur.
  5. 5. Partie (30) de turbomachine d'aéronef à double flux comprenant :
    - un compresseur (6) équipé d'un carter de compresseur (6a) ;
    - une turbine (8) équipée d'un carter de turbine (8a) ;
    - un compartiment inter-veine (16) délimité radialement vers l'intérieur par lesdits carters de compresseur et de turbine (6a, 8a), et délimité radialement vers l'extérieur par un capot (15) de délimitation interne d'une veine secondaire (12b) de la turbomachine ;
    - des équipements (18) logés dans le compartiment inter-veine (16) et destinés à être refroidis ;
    - au moins un dispositif (32) de circulation d'air selon l'une quelconque des revendications précédentes, logé dans ledit compartiment inter-veine (16) et raccordé d'une part au carter (6a) du compresseur (6) et d'autre part au carter (8a) de la turbine (8) ; et
    - au moins une prise d'air (26) équipant ledit capot de délimitation (15), et permettant la circulation d'air de la veine secondaire (12b) en direction du compartiment inter-veine (16).
  6. 6. Partie de turbomachine selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'elle comporte également un boîtier d'engrenages (20) logé dans le compartiment inter-veine (16).
  7. 7. Turbomachine (1) d'aéronef à double flux, comprenant une partie (30) selon la revendication 5 ou la revendication 6.
  8. 8. Turbomachine selon la revendication 7, caractérisée en ce qu'elle est à double corps, en comprenant un compresseur basse pression (4), un compresseur haute pression (6), une turbine haute pression (7) et une turbine basse pression (8), et en ce que le dispositif d'alimentation en air (32) assure la communication entre l'un quelconque des compresseurs basse et haute pression (4, 6), et l'une quelconque des turbines haute et basse pression (7, 8).
  9. 9. Turbomachine selon la revendication 7 ou la revendication 8, caractérisée en ce qu'elle est un turboréacteur.
  10. 10. Procédé de refroidissement de la turbine (8) et des équipements (18) d'une partie (30) de turbomachine d'aéronef à double flux selon l'une quelconque des revendications 5 et 6, caractérisé en ce qu'il prévoit la mise en oeuvre :
    - en provenance du compresseur (6), d'une circulation d'un premier 5 débit d'air (Dl) à travers le moyen d'injection d'air (60), et
    - en provenance du compartiment inter-veine (16), d'une aspiration par effet venturi d'un second débit d'air (D2) à travers ladite ouverture d'aspiration (66), lesdits premier et second débits d'air (Dl, D2) se rejoignant dans le conduit extérieur (36) du dispositif de circulation (32), en aval du moyen d'injection d'air
    10 (60).
    S.58782
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3631672A (en) * 1969-08-04 1972-01-04 Gen Electric Eductor cooled gas turbine casing
FR2476742A1 (fr) * 1980-02-25 1981-08-28 Gen Electric Circuit d'air auxiliaire
EP2604807A2 (fr) * 2011-12-16 2013-06-19 General Electric Company Système et procédé de contrôle de jeu d'actif
WO2015178897A1 (fr) * 2014-05-21 2015-11-26 Siemens Energy, Inc. Système de purge externe basé sur un éjecteur pour une turbine à gaz

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3631672A (en) * 1969-08-04 1972-01-04 Gen Electric Eductor cooled gas turbine casing
FR2476742A1 (fr) * 1980-02-25 1981-08-28 Gen Electric Circuit d'air auxiliaire
EP2604807A2 (fr) * 2011-12-16 2013-06-19 General Electric Company Système et procédé de contrôle de jeu d'actif
WO2015178897A1 (fr) * 2014-05-21 2015-11-26 Siemens Energy, Inc. Système de purge externe basé sur un éjecteur pour une turbine à gaz

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