FR3073560A1 - Roue monobloc de turbomachine d'aeronef - Google Patents
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Abstract
Roue monobloc (10) de turbomachine, en particulier d'aéronef, comportant un premier disque (12) d'axe A et équipé d'une rangée annulaire d'aubes (16), caractérisé en ce qu'il est formé d'une seule pièce avec un second disque (14) d'axe A et non équipé d'aubes, ledit second disque comportant une rangée annulaire d'orifices (22) sensiblement radiaux de passage centripète d'air et/ou d'eau en fonctionnement.
Description
L’invention concerne une roue monobloc de turbomachine d’aéronef, ainsi qu’une turbomachine comportant une telle roue.
ETAT DE L’ART
L’état de l’art comprend notamment les documents FR-A1-2 552 164, FR-A1-2 825 413 et FR-A1-3 016 936.
Une turbomachine d’aéronef comprend, d’amont en aval, c’est-à-dire dans le sens d’écoulement des gaz, une entrée d’air qui alimente au moins un compresseur, une chambre de combustion dans laquelle de l’air comprimé est mélangé à du carburant puis brûlé, et au moins une turbine dans laquelle s’écoule les gaz de combustion en vue de la mise en rotation du rotor de la turbine et du compresseur, voire d’une soufflante située en amont de la turbomachine.
Il est connu d’équiper une turbomachine, et en particulier un compresseur de turbomachine, d’un dispositif de prélèvement d’air centripète. Un tel dispositif est en général monté entre deux roues de rotor du compresseur et solidaire en rotation de ces roues. Ce dispositif permet le prélèvement d’air dans la veine du compresseur, en vue de l’alimentation en air de cavités internes du rotor et la réutilisation de cet air notamment pour refroidir ou ventiler des éléments de la turbine.
Deux technologies sont actuellement connues pour ce type de dispositif. La première technologie consiste à équiper un des disques d’une rangée annulaires de tubes de prélèvement d’air centripète. Cependant, cette technologie est plutôt réservée aux turbomachines de grande taille car les tubes et leurs moyens de fixation seraient difficiles à réaliser dans une turbomachine de petite taille.
La seconde technologie consiste à ajouter une pièce massive au rotor, qui assure la liaison entre deux roues consécutives, et qui comprend une rangée annulaire d’orifices radiaux de passage d’air centripète. Cette seconde technologie présente toutefois des inconvénients : l’inconvénient d’intégrer une pièce supplémentaire dans l’assemblage (entraînant une perte de précision de positionnement axial et radial de l’ensemble de la ligne rotor), un coût supplémentaire par la fabrication d’une pièce rotor supplémentaire, une réduction de la tenue mécanique de la pièce, une perte de pression interne par rapport au potentiel de pression statique prélevable à ce point de prélèvement par la limitation de la position radiale du diamètre extérieur de la pièce, etc.
Un dispositif de prélèvement d’air centripète doit en outre satisfaire aux exigences suivantes. Le guidage de l’air en direction centripète doit se faire sur une longueur suffisante et déboucher au plus proche du fond de la cavité interne au rotor afin de ne pas perdre de la pression statique par rotation dans la cavité, cette cavité doit être conçue de telle manière que l’eau ingérée dedans puisse s’en échapper. Enfin, le dispositif doit être apte à supporter les efforts et contraintes liés notamment aux forces centrifuges en fonctionnement.
La présente invention propose une solution à au moins une partie de ces problèmes, qui est simple, efficace et économique.
EXPOSE DE L’INVENTION
L’invention concerne une roue monobloc de turbomachine, en particulier d’aéronef, comportant un premier disque d’axe A et équipé d’une rangée annulaire d’aubes, caractérisé en ce qu’il est formé d’une seule pièce avec un second disque d’axe A et non équipé d’aubes, ledit second disque comportant une rangée annulaire d’orifices sensiblement radiaux de passage centripète d’air et/ou d’eau en fonctionnement.
La roue selon l’invention est donc équipée d’un disque dédié à l’écoulement d’air centripète en fonctionnement. La roue est monobloc c’est-àdire que le disque de prélèvement d’air centripète est formé d’une seule pièce avec le disque de support des aubes. Ceci permet de supprimer le montage de la pièce massive intermédiaire précitée de la seconde technologie, ainsi que le montage des tubes rapportées qui n’est pas toujours possible selon la taille de la turbomachine.
La roue selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
lesdits premier et second disques définissent entre eux une cavité annulaire débouchant radialement vers l’intérieur, ledit second disque comportant une rangée annulaire d’orifices sensiblement axiaux de passage axial d’air et/ou d’eau en fonctionnement ; les orifices axiaux assurent ainsi la vidange de la cavité interne indépendamment de la position d’arrêt du rotor ;
le nombre desdits orifices radiaux est égal au nombre desdits orifices axiaux, et chacun desdits orifices radiaux est disposé entre deux desdits orifices axiaux ;
ladite cavité est délimitée radialement à l’extérieur par une paroi annulaire de liaison desdits premier et second disques, qui porte des léchettes annulaires d’un joint d’étanchéité à labyrinthe ; le labyrinthe ainsi positionné peut coopérer avec une couche abradable d’un redresseur et assurer ainsi le maintien d’une pression en aval de ce redresseur au droit des orifices radiaux de prélèvement d’air centripète ;
ledit second disque comprend au moins une périphérie interne crénelée et comportant des parties pleines en alternance avec des parties évidées, lesdites parties pleines étant traversées par lesdits orifices radiaux ; cette configuration apporte une souplesse adaptée dans le deuxième disque afin de limiter les concentrations de contraintes dans les orifices radiaux ;
ledit second disque comprend au moins un rebord cylindrique en saillie sur une face dudit second disque, par exemple située du côté opposé audit premier disque, ledit rebord s’étendant entre des fonds desdites parties évidées et lesdits orifices axiaux ; ce rebord cylindrique se comporte comme un raidisseur des liaisons entre les orifices radiaux afin de limiter les concentrations de contraintes obtenues dans les orifices axiaux ;
lesdits premier et second disques ont sensiblement le même diamètre interne, ou le second disque a un diamètre interne légèrement supérieur à celui dudit premier disque afin de permettre de l’échappement de l’air centripète dans la cavité rotor ;
la roue comprend à au moins une de ses extrémités axiales un bord annulaire dentelé d’accouplement dénommé par convention curvic-coupling.
La présente invention concerne également une turbomachine, en particulier d’aéronef, comportant au moins une roue telle que décrite ci-dessus et un redresseur comportant deux parois annulaires d’axe A, respectivement interne et externe, entre lesquelles s’étendent une rangée annulaire de pales sensiblement radiales, ladite paroi interne s’étendant autour desdits orifices radiaux, et ladite paroi externe comportant un prolongement annulaire axial s’étendant autour desdites aubes.
Avantageusement, ladite paroi interne est reliée à un élément annulaire de support d’un bloc de matériau abradable destiné à coopérer avec lesdites léchettes.
L’invention propose également un procédé de fabrication d’une roue telle que décrite ci-dessus, caractérisé en ce que lesdits orifices sont réalisés par perçage ou fraisage et au moins l’un desdits disques subit une opération de tournage, en particulier pour former ledit au moins un rebord cylindrique.
BREVE DESCRIPTION DES FIGURES
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description qui suit, faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés, dans lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique en perspective d’une roue monobloc ce turbomachine, selon l’invention,
- la figure 2 est une demi vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine comprenant la roue de la figure 1,
- la figure 3 est une vue schématique partielle selon une coupe axiale en perspective de la turbomachine de la figure 2, la coupe étant sensiblement horizontale,
- la figure 4 est une autre vue schématique partielle selon une coupe axiale de la turbomachine de la figure 2, permettant d’illustrer la purge de la cavité interdisque.
DESCRIPTION DETAILLEE
La figure 1 représente une roue monobloc 10 de turbomachine selon l’invention, qui est représentée dans son environnement à la figure 2, à savoir dans un compresseur de turbomachine. Dans la description qui suit, les expressions « amont >> et « aval >> font référence à l’écoulement des gaz dans le compresseur.
La roue 10 comprend deux disque 12, 14 de même axe A qui correspond à l’axe de rotation de la roue. Le disque 12, ici amont, est aubagé et comprend à sa périphérie une rangée annulaire d’aubes 16 régulièrement réparties autour de l’axe A.
Comme on le voit mieux à la figure 2, le disque 12 comprend un voile annulaire 12a s’étendant dans un plan perpendiculaire à l’axe A, et dont la périphérie interne a en section une forme de poireau, c’est-à-dire que sa périphérie interne est surépaissie en direction axiale. Le disque 12 et le voile 12a ont un diamètre interne noté D1, qui est déterminé de façon à ce que le disque 12 puisse être traversé par un arbre de rotor 20 de la turbomachine.
La périphérie externe du voile 12a est reliée à une paroi annulaire 12b sensiblement cylindrique ou tronconique qui définit intérieurement la veine annulaire V d’écoulement des gaz dans le compresseur. Les aubes 16 s’étendent radialement vers l’extérieur depuis cette paroi 12b et ont leurs extrémités radialement externes qui sont libres dans l’exemple représenté.
Les aubes 16 sont intercalées axialement entre deux redresseurs 17, 17’ qui sont des éléments annulaires aubagés comportant deux parois annulaires radialement interne 17a et externe 17b, entre lesquelles s’étendent des pales 17c sensiblement radiales.
Les redresseurs 17, 17’ sont fixes et appartiennent au stator du compresseur. Les parois internes 17a sont alignées axialement avec la paroi 12b de la roue 12 suivant le profil de la veine V, et leurs parois externes 17b sont également alignées axialement suivant le profil de la veine V. La paroi externe 17b du redresseur aval 17’ comprend un prolongement amont 17f qui s’étend jusqu’au voisinage du bord aval de la paroi externe 17b du redresseur amont 17, et qui entoure avec un faible jeu radial les aubes 16 de la roue 10.
La paroi interne 17a de chaque redresseur 17, 17’ comprend potentiellement une patte annulaire 17d de support d’un bloc ou d’une couche 17e de matériau abradable destiné à coopérer avec des léchettes annulaires externes 21 d’une roue du compresseur. La couche abradable 17e du redresseur aval 17’ coopère avec des léchettes 21 en saillie sur la surface cylindrique externe d’une paroi sensiblement cylindrique 20 de liaison des disques 12, 14.
La paroi 20 s’étend sensiblement vers l’aval du disque 12, sensiblement à mi-hauteur de sa dimension radiale. Le disque 12 ou le voile 12a est également relié à une paroi annulaire amont 18 sensiblement cylindrique, qui est centrée sur l’axe A et qui s’étend également vers l’amont depuis la mi-hauteur du disque en direction radiale. L’extrémité amont de cette paroi 18 est libre et comprend un bord annulaire dentelé d’accouplement 19, de type curvic coupling.
Le disque 14 n’est pas aubagé et comprend un voile annulaire 14a s’étendant dans un plan perpendiculaire à l’axe A.
Le disque 14 comprend une rangée annulaire d’orifices 22 sensiblement radiaux qui sont régulièrement répartis autour de l’axe A. Les orifices 22 sont débouchants en direction radiale c’est-à-dire que leurs extrémités radialement externes débouchent à la périphérie du disque 14 et du voile 14a, et leurs extrémités radialement internes débouchent à la périphérie interne du disque et du voile. Chaque orifice 22 a une forme générale cylindrique allongée. Ils peuvent être réalisés par perçage ou fraisage.
Le disque 14 et le voile 14a ont un diamètre interne noté D2, qui est déterminé de façon à ce que le disque 14 puisse être traversé par l’arbre de rotor 20. Dans l’exemple représenté, D1 et D2 sont sensiblement identiques, ou D2 est légèrement supérieur à D1. Ceci permet aux orifices 22 de déboucher radialement vers l’intérieur au plus près de l’arbre de rotor 20.
Le disque 14 a un diamètre externe D3. Les orifices 22 s’étendent entre une circonférence de diamètre D2 et une circonférence de diamètre D3. Leur longueur L, donnée par la formule (D3-D2)/2 est de préférence choisie de façon à ce que le rapport de leur longueur sur leur diamètre interne d, soit environ de
3.
Le voile 14a est relié, sensiblement à mi-hauteur de sa dimension radiale, à une paroi annulaire aval 24 sensiblement cylindrique, centrée sur l’axe A. L’extrémité aval de cette paroi 24 est libre et comprend un bord annulaire dentelé d’accouplement 27, de type curvic coupling.
Dans l’exemple de la figure 2, la roue 10 est accouplée à une roue amont 25 et à un rouet aval 29 par les bords d’accouplement 19, 27, qui sont destinés à coopérer par engagement et complémentarité de formes avec des bords de forme similaire de la roue 25 et du rouet 29, respectivement. C’est le serrage axial de la ligne de rotor et donc des roues 10, 25 et dans le cas d’illustration du rouet 29, qui permet d’assurer la liaison de ces éléments par l’intermédiaire des seuls bords d’accouplement 19, 27.
Le disque 14 comprend en outre une rangée annulaire d’orifices 26 sensiblement axiaux. Ces orifices 26 sont traversants et ont une forme générale sensiblement cylindrique. Ils sont régulièrement répartis autour de l’axe A. Ils peuvent être réalisés par perçage ou fraisage.
La périphérie interne du disque 14 ou du voile 14a est crénelée c’est-àdire que son bord radial interne 28 comprend une alternance de parties pleines 28a et de parties évidées 28b. Le nombre de parties pleines 28a est égal au nombre d’orifices 22, les parties pleines 28a étant chacune traversées par un des orifices 22 dont le débouché radialement interne est situé à l’extrémité radialement interne d’une partie pleine 28a.
Les parties évidées 28b sont ici formées par des encoches sensiblement axiales de forme générale sensiblement en U, dont l’ouverture est orientée radialement vers l’intérieur. Ces encoches ou parties évidées 28b peuvent être réalisées par fraisage.
Le disque 14 comprend en outre un rebord cylindrique 30 en saillie sur sa face aval et s’étendant entre les fonds des parties évidées 28b et les orifices axiaux 26. On constate sur les figures que le rebord 30 forme des pontets de matière s’étendant entre les orifices 22 (radialement à l’intérieur des orifices 26), ces pontets ayant une fonction de rigidification de cette zone et de réduction des contraintes dans cette zone. Le rebord 30 est de préférence réalisé par tournage, la face opposée du disque 10, ici la face amont, pouvant comprendre également un tel rebord.
Les disques 12, 14 définissent entre eux et avec la paroi 20 une cavité annulaire 32 qui est susceptible de capter de l’eau 34 en fonctionnement. Un mélange d’eau et d’air est susceptible de s’écouler en fonctionnement radialement vers l’intérieur, depuis la veine V, à travers les orifices radiaux 22. Lors de l’arrêt de la machine, l’eau 34 est destinée à s’écouler par gravité dans la partie basse (ou à 6h par analogie avec le cadran d’une horloge) de la cavité 32 ou par simple centrifugation en fonctionnement. Les orifices 26 sont positionnés de façon à ce que leurs extrémités axiales, ici amont, débouchent dans la cavité 32 au plus près de la paroi 20. Les orifices 26 servent ainsi à vidanger la cavité 32 par passage d’eau à travers eux, depuis la cavité 32 jusqu’au bord crénelé 27 au niveau duquel l’eau peut être réinjectée du fait des forces centrifuges dans la veine V du compresseur (flèche 36 de la figure 4).
Comme on le voit dans les dessins, la roue 10 est monobloc, c’est-àdire que les disques 12, 14, les parois 18, 22, 24 et les aubes 16 sont formées d’une seule pièce.
L’invention permet notamment une redistribution des champs de contraintes locaux dus aux concentrations de contraintes dans le volume de la roue afin d’augmenter sa durée de vie.
Les difficultés techniques ont consisté à améliorer progressivement le design de la roue afin d’augmenter sa durée de vie, et à maintenir une simplicité des formes pour que les opérations de tournage, perçage et fraisage soient réalisables par des outils simples.
La solution retenue peut être améliorée de la manière suivante : remplacement des orifices axiaux 26 de forme circulaire par des fraisages oblongs ou elliptiques dans la direction tangentielle ou par un double perçage axial espacé en azimut, remplacement des orifices radiaux 22 par des fraisages oblongs ou elliptiques dans la direction tangentielle, introduction d’un épaississement supplémentaire local axial au droit de la liaison entre deux orifices 22, dans l’alignement axial du rebord 30, et remplacement du fraisage oblong pour réaliser chaque encoche ou partie évidée 28b par une forme plus complexe permettant de limiter la masse centrifugée et de limiter la concentration de contraintes sur le pontet.
Claims (11)
1. Roue monobloc (10) de turbomachine, en particulier d’aéronef, comportant un premier disque (12) d’axe A et équipé d’une rangée annulaire d’aubes (16), caractérisé en ce qu’il est formé d’une seule pièce avec un second disque (14) d’axe A et non équipé d’aubes, ledit second disque comportant une rangée annulaire d’orifices (22) sensiblement radiaux de passage centripète d’air et/ou d’eau en fonctionnement.
2. Roue (10) selon la revendication précédente, dans laquelle lesdits premier et second disques (12, 14) définissent entre eux une cavité annulaire (32) débouchant radialement vers l’intérieur, ledit second disque comportant une rangée annulaire d’orifices (26) sensiblement axiaux de passage axial d’air et/ou d’eau en fonctionnement.
3. Roue (10) selon la revendication précédente, dans laquelle le nombre desdits orifices radiaux (22) est égal au nombre desdits orifices axiaux (26), et chacun desdits orifices radiaux est disposé entre deux desdits orifices axiaux.
4. Roue (10) selon la revendication 2 ou 3, dans laquelle ladite cavité (32) est délimitée radialement à l’extérieur par une paroi annulaire (20) de liaison desdits premier et second disques (12, 14), qui porte des léchettes annulaires (21 ) d’un joint d’étanchéité à labyrinthe.
5. Roue (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ledit second disque (14) comprend une périphérie interne crénelée et comportant des parties pleines (28a) en alternance avec des parties évidées (28b), lesdites parties pleines étant traversées par lesdits orifices radiaux (22).
6. Roue (10) selon la revendication précédente, en dépendance de la revendication 2 ou 3, dans laquelle ledit second disque (14) comprend au moins un rebord cylindrique (30) en saillie sur une face dudit second disque, ledit rebord s’étendant entre des fonds desdites parties évidées (28b) et lesdits orifices axiaux (26).
7. Roue (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle lesdits premier et second disques (12, 14) ont sensiblement le même diamètre interne (D1, D2), ou le second disque a un diamètre interne légèrement supérieur à celui dudit premier disque.
8. Roue (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle elle comprend à au moins une de ses extrémités axiales un bord annulaire dentelé
5 (19, 27) d’accouplement.
9. Turbomachine, en particulier d’aéronef, comportant au moins une roue (10) selon l’une des revendications précédentes et un redresseur (17’) comportant deux parois annulaires d’axe A, respectivement interne (17a) et externe (17b), entre lesquelles s’étendent une rangée annulaire de pales (17c)
10 sensiblement radiales, ladite paroi interne s’étendant autour desdits orifices radiaux (26), et ladite paroi externe comportant un prolongement annulaire axial (17f) s’étendant autour desdites aubes (16).
10. Procédé de fabrication d’une roue selon l’une des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que lesdits orifices (22) sont réalisés par perçage ou fraisage
15 et au moins l’un desdits disques (12, 14) subit une opération de tournage.
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|---|---|---|---|
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| FR1760610A FR3073560B1 (fr) | 2017-11-10 | 2017-11-10 | Roue monobloc de turbomachine d'aeronef |
| FR1760610 | 2017-11-10 |
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Family Applications (1)
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| FR1760610A Active FR3073560B1 (fr) | 2017-11-10 | 2017-11-10 | Roue monobloc de turbomachine d'aeronef |
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| FR (1) | FR3073560B1 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111305905A (zh) * | 2020-02-26 | 2020-06-19 | 中国科学院工程热物理研究所 | 适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却结构及方法 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2672943A1 (fr) * | 1991-02-20 | 1992-08-21 | Snecma | Compresseur de turbomachine equipe d'un dispositif de prelevement d'air. |
| DE102004042295A1 (de) * | 2004-09-01 | 2006-03-02 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor für ein Triebwerk |
| WO2015110751A1 (fr) * | 2014-01-24 | 2015-07-30 | Snecma | Disque de rotor a dispositif de prélèvement d'air centripète, compresseur comportant ledit disque et turbomachine avec un tel compresseur |
-
2017
- 2017-11-10 FR FR1760610A patent/FR3073560B1/fr active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2672943A1 (fr) * | 1991-02-20 | 1992-08-21 | Snecma | Compresseur de turbomachine equipe d'un dispositif de prelevement d'air. |
| DE102004042295A1 (de) * | 2004-09-01 | 2006-03-02 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor für ein Triebwerk |
| WO2015110751A1 (fr) * | 2014-01-24 | 2015-07-30 | Snecma | Disque de rotor a dispositif de prélèvement d'air centripète, compresseur comportant ledit disque et turbomachine avec un tel compresseur |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111305905A (zh) * | 2020-02-26 | 2020-06-19 | 中国科学院工程热物理研究所 | 适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却结构及方法 |
| CN111305905B (zh) * | 2020-02-26 | 2021-06-08 | 中国科学院工程热物理研究所 | 适用于富燃工质涡轮转静盘腔的冷却结构及方法 |
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| FR3073560B1 (fr) | 2020-11-20 |
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