FR3082562A1 - Anneau de commande de portes de decharge pour une turbomachine d'aeronef et turbomachine le comportant - Google Patents

Anneau de commande de portes de decharge pour une turbomachine d'aeronef et turbomachine le comportant Download PDF

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Abstract

L'invention concerne un anneau de commande (10) de portes de décharge pour une turbomachine d'aéronef, cet anneau de commande (10) étant destiné à s'étendre autour d'un carter de la turbomachine et comportant des moyens de liaison auxdites portes, caractérisé en ce qu'il comprend des secteurs métalliques (11a-11h) et des secteurs en matériau composite (12a-12h), lesdits secteurs métalliques (11a-11h) étant reliés entre eux par lesdits secteurs en matériau composite (12a-12h) et lesdits moyens de liaison étant portés par lesdits secteurs métalliques (11a-11h).

Description

ANNEAU DE COMMANDE DE PORTES DE DECHARGE POUR UNE TURBOMACHINE D’AERONEF ET TURBOMACHINE LE COMPORTANT
Domaine technique :
La présente invention se rapporte aux turbomachines d’aéronefs. Elle concerne plus particulièrement le mécanisme des portes de décharge.
Etat de l’art :
Dans une turbomachine, des portes de décharges sont généralement installées en une rangée annulaire sur la paroi extérieure de la veine du compresseur. Leur ouverture et leur fermeture servent alors à régler un débit de fuite d’air en fonction des conditions d’utilisation de la turbomachine, par exemple pour éviter le pompage.
Une solution connue consiste à utiliser un anneau de commande, positionné à l’extérieur de la veine entre le carter du compresseur et un capot externe, dont la rotation actionne des systèmes de leviers entraînant les portes de décharge. Pour assurer cette précision, l’anneau de commande doit être rigide et peu sensible aux hautes températures de son environnement. De plus, il est généralement installé dans un espace ayant un volume contraint, près du bord d’attaque entre le carter du compresseur et le capot extérieur. Pour répondre à ces contraintes, un tel anneau monobloc est généralement en titane, donc lourd et coûteux.
L’invention a pour but de proposer une alternative en vue de réduire la masse et le coût du dispositif de commande des portes de décharge, tout en répondant aux contraintes de fonctionnement et d’installation.
Présentation de l’invention:
L’invention concerne un anneau de commande de portes de décharge pour une turbomachine d’aéronef, cet anneau de commande étant destiné à s’étendre autour d’un carter de la turbomachine et comportant des moyens de liaison auxdites portes, caractérisé en ce qu’il comprend des secteurs métalliques et des secteurs en matériau composite, lesdits secteurs métalliques étant reliés entre eux par lesdits secteurs en matériau composite et lesdits moyens de liaison étant portés par lesdits secteurs métalliques.
La structure mixte entre matériau composite et métal permet de réserver les secteurs métalliques aux moyens de liaison, nécessitant une résistance particulière, donc de gagner de la masse pour les secteurs reliant les secteurs porteurs de moyens de liaison, en utilisant un matériau composite.
De préférence, lesdits secteurs en matériau composite ont chacun une forme générale tubulaire.
La section tubulaire est avantageuse pour diminuer la matière à utiliser et offrir une bonne résistance en traction ou en compression, ce qui correspond aux efforts auxquels doivent résister les secteurs en matériau composite.
Lesdits secteurs en matériau composite peuvent avoir une section de forme circulaire, oblongue, elliptique, ovale, rectangulaire ou carrée.
Avantageusement, les secteurs en matériau composite sont reliés aux secteurs métalliques par emboîtement mâle-femelle.
Les secteurs en matériau composite et les secteurs métalliques peuvent être fixés les uns aux autres par collage ou vissage.
Avantageusement, lesdits moyens de liaison auxdites portes sont constitués d’une partie fixe, notamment un évidement, configurée pour coopérer avec des moyens mobiles d’actionnement desdites portes, afin d’entraîner lesdits moyens mobiles par un mouvement de rotation de l’anneau de commande.
De cette manière, l’anneau de commande ne comporte pas de partie mobile, ce qui simplifie sa conception.
Au moins un desdits secteurs métalliques peut comporter un évidement, configuré pour être traversé par une conduite d’air dudit moteur ou être relié à un dispositif d’entraînement en rotation dudit anneau de commande.
L’invention concerne également, une turbomachine d’aéronef, comportant un carter qui définit extérieurement une veine annulaire d’écoulement d’un flux de gaz et qui comporte une rangée annulaire d’orifices de décharge obturables par des portes, la turbomachine comportant un anneau tel que décrit précédemment, qui s’étend autour du carter et dont les moyens de liaison sont reliés à des moyens d’actionnement desdites portes, la turbomachine comportant en outre des moyens d’entraînement en rotation de l’anneau de commande autour d’un axe longitudinal de la turbomachine en vue du déplacement des portes depuis des positions d’ouverture des orifices jusqu’à des positions de fermeture de ces orifices.
La turbomachine peut comporter au moins une conduite d’air s’étendant sensiblement axialement à l’extérieur dudit carter et traversant l’évidement dudit au moins un des secteurs métalliques.
Avantageusement, les moyens de liaison desdits secteurs métalliques comprennent des évidements dans lesquels sont logés au moins en partie des guignols appartenant aux moyens mobiles d’actionnement desdites portes.
Brève description des figures :
La présente 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, en référence aux dessins annexés sur lesquels :
La figure 1 représente une vue en perspective d’un dispositif de commande de portes de décharges comprenant un anneau de commande selon l’état de l’art.
La figure 2 représente une vue de face schématique d’un anneau de commande selon l’invention.
Les figures 3a à 3d représentent une vue en coupe transversale de différentes variantes de secteurs en composite de l’anneau de commande de la figure 2.
La figure 4 représente une vue en perspective d’un secteur métallique de l’anneau de commande de la figure 2.
Les figures 5a et 5b représentent une vue en coupe transversale de modes d’encastrement d’un secteur en composite dans un secteur métallique.
Description de quelques modes de réalisation de l’invention :
Un dispositif de commande auquel s’adresse l’invention est par exemple installé dans une turbomachine d’aéronef comportant un compresseur. Dans ladite turbomachine, un carter définit extérieurement une veine annulaire d’écoulement du flux primaire en entrée du compresseur, qui comporte une rangée annulaire d’orifices de décharge obturables par des portes de décharges. Un anneau circulaire, centré sur l’axe de la veine annulaire et placé dans l’espace entourant le carter, commande l’ouverture ou la fermeture des portes de décharges, dont le pilotage est fonction des conditions d’utilisation de la turbomachine, par exemple pour éviter le pompage du compresseur. La mise en rotation de l’anneau de commande est effectuée par des actionneurs qui sont également situés à l’extérieur du carter de la veine annulaire.
L’architecture générale d’un dispositif de commande auquel s’adresse l’invention est rappelée en figure 1, avec un anneau monobloc 1 selon l’état de l’art. Ni le carter de la veine annulaire ni le compresseur de la turbomachine ne sont représentés sur la figure pour mieux distinguer les éléments du dispositif de commande.
Sur cet exemple, un anneau monobloc 1 commande huit portes de décharge 2a-2h. Pour chaque porte de décharge 2a, un système d’actionnement par leviers 3 est fixé par une attache 4 à l’anneau de commande 1, de manière à transformer le mouvement de rotation de l’anneau 1 autour de l’axe X du carter en un mouvement d’ouverture ou de fermeture de la porte 2a. L’attache 4 est agencée pour former une liaison adaptée entre l’anneau de commande 1 et les éléments du système de leviers 3. Ici, il s’agit d’une liaison pivot autour d’un axe sensiblement radial entre l’anneau de commande 1 et un guignol du système de leviers 3.
On notera aussi sur l’exemple la présence d’une lumière 5 dans la partie basse de l’anneau de commande 1. Elle est destinée à servir de passage à un tube d’acheminement d’air chaud, prélevé au niveau du compresseur haute pression, vers le bec de séparation en amont du compresseur basse pression afin d’en assurer le dégivrage. En effet, le dispositif de portes de décharges 2a-2h de l’exemple est destiné à être installé entre les deux compresseurs et l’espace disponible oblige généralement à placer l’anneau de commande 1 sur le chemin du tube d’amenée d’air chaud.
En référence à la figure 2, un anneau de commande 10 selon l’invention, adapté à la configuration de portes de décharges 2a-2h décrite précédemment, est composé de huit secteurs porteurs d’attaches 11a-11h, destinés à supporter les attaches des systèmes d’actionnement des huit portes de décharge 2a-2h décrites précédemment, reliés entre eux par des secteurs tubulaires de liaison 12a-12h. Avantageusement, les systèmes d’actionnement par levier sont aussi les mêmes et les attaches assurent également une liaison pivot. Ces moyens, ne faisant pas partie de l’anneau de commande lui-même, ne sont pas représentés.
Avantageusement, comme les huit portes de décharges 2a-2h sont identiques et régulièrement espacées en circonférence, les huit secteurs 11a-11h porteurs des attaches de systèmes d’actionnement sont identiques et les huit secteurs tubulaires 12a-12h ont les mêmes dimensions. Sur l’exemple, les secteurs tubulaires 12a-12h sont rectilignes. L’ensemble forme donc un octogone régulier.
L’angle formé par deux secteurs tubulaires successifs 12a, 12b, est très ouvert, valant 135°. Les secteurs tubulaires 12a-12h formant les côtés de l’octogone ne rentrent donc que très peu à l’intérieur du cercle C1 dans lequel s’inscrivent les huit secteurs porteurs d’attache 11a-11h. L’espace occupé par l’anneau de commande 10 s’inscrit donc entre deux cercles concentriques 01, 02, dont l’écart de diamètre est faiblement plus élevé que celui d’un anneau ayant l’épaisseur des secteurs porteurs d’attache 11 a-11h.
Si l’espace disponible est très contraint, une variante de réalisation de l’anneau 10 utilise des secteurs tubulaires courbés, pour s’inscrire dans un anneau ayant la même épaisseur radiale que les secteurs porteurs d’attache 11 a-11h.
Ici, les secteurs tubulaires 12a-12h utilisent des tubes creux en matériau composite, avantageusement un composite carbone/époxy. Les tubes étant essentiellement sollicités longitudinalement en traction ou en pression, cette structure est adaptée et permet de gagner fortement en masse par rapport aux secteurs circulaires équivalents d’un anneau monobloc en métal 1.
Sur l’exemple de la figure 2, bien que les huit secteurs tubulaires aient les mêmes dimensions, seuls six secteurs tubulaires, 12a, 12b, 12c, 12e, 12f et 12g, sont strictement identiques. Ils sont formés d’un seul tube en matériau composite.
Par contre, un premier secteur tubulaire 12h est agencé pour laisser passer le tube d’alimentation en air chaud du dispositif de dégivrage du bec de séparation évoqué précédemment. A cette fin, le secteur tubulaire 12h est divisé en trois secteurs tubulaires. Un secteur tubulaire central 13a est configuré pour former un orifice traversant permettant le passage du tube d’alimentation d’air. De préférence, ce secteur tubulaire central 13a est métallique pour ne pas être fragilisé par l’évidement. Il est raccordé à deux secteurs tubulaires en matériau composite qui font la liaison avec les secteurs porteurs d’attache adjacents, 11 h, 11a. Cependant, comme indiqué sur la figure, le secteur tubulaire central 13a occupe une place minime sur la longueur du secteur tubulaire 12h. De la sorte, le gain de masse sur le secteur tubulaire 12h correspondant reste important par rapport à un secteur entièrement métallique.
Le deuxième secteur tubulaire 12d différent est, par exemple, celui sur lequel est installé le dispositif, non représenté, d’entraînement en rotation de l’anneau de commande 10. Ici, un secteur tubulaire central 13b métallique est configuré pour former, sans être fragilisé, un évidement permettant l’insertion de guignols, non représentés, transmettant les efforts des actionneurs du dispositif d’entraînement en rotation de l’anneau de commande 10. Comme le dispositif d’entraînement sollicite principalement le secteur tubulaire 12d dans sa direction longitudinale, le secteur métallique central 13b est raccordé à deux secteurs tubulaires en matériau composite qui font la liaison avec les secteurs porteurs d’attache adjacents, 11 h, 11a, de manière similaire à celle du secteur tubulaire 12h.
Sur l’exemple, la section transversale des tubes en composite dans les secteurs tubulaires 12a-12h est circulaire, comme représenté sur la figure 3a. Il est cependant possible d’envisager différentes variantes de section, comme illustré sur les figures 3b, 3c et 3d, où la section a respectivement la forme d’un rectangle avec des arrondis, d’un élément oblong ou d’un ovale.
Le choix entre ces formes est en particulier lié aux contraintes d’encombrement et aux bilans dynamique et mécanique du système.
Par contre, les secteurs porteurs d’attache 11a-11h sont ici en métal, avantageusement du titane, pour résister aux efforts induits par les systèmes d’actionnement des portes de décharge. L’utilisation du métal se conjugue avec la forme ramassée des secteurs porteurs d’attache 11 a-11h qui reprennent les efforts des systèmes d’actionnement des portes. Chaque secteur métallique porteur d’attache 11a11 h occupe un petit secteur angulaire sur la circonférence de l’anneau 10, alors que les tubes en matériau composite des secteurs tubulaires 12a-12h occupent la majorité de la circonférence de l’anneau 10. Grâce à cela, l’invention permet un gain de poids important.
En référence à la figure 4, chaque secteur porteur d’attache, par exemple 11b, comporte une partie centrale 15 qui porte un moyen de liaison 14 configuré pour y monter l’attache, non représentée, d’un système d’actionnement de porte. Sur l’exemple, le moyen de liaison est formé par un motif interne dans le corps du secteur 11b. Dans ce cas, l’attache mobile du système d’actionnement 3 de porte correspondant, qui est dissociée de l’anneau de commande et qui n’est pas représentée, porte un motif complémentaire coopérant avec celui du moyen de liaison 14. Ce choix de conception simplifie la fabrication de l’anneau de commande 10 en évitant de lui inclure des parties mobiles et en le dédiant entièrement à sa fonction de transmission des efforts.
Sur le mode de réalisation de la figure 4, le motif interne 14 forme un évidement traversant qui laisse à l’attache, qui peut être un guignol en extrémité du système d’actionnement de la porte, au moins un degré de liberté pour coulisser transversalement par rapport à l’anneau.
De manière symétrique suivant la direction circonférentielle autour de la partie centrale 15 de chaque secteur métallique, par exemple 11b, deux embouts tubulaires 16a, 16b, sont destinés à recevoir les tubes adjacents 12a, 12b en matériau composite. Ces tubes 12a, 12b, sont inclinés ici de 135° l’un par rapport à l’autre pour donner la forme d’octogone à l’anneau de commande 10.
Sur l’exemple considéré, la section de chaque embout 16a, 16b est circulaire pour s’adapter à une liaison par un engagement longitudinal de l’un dans l’autre, entre l’embout 16a, 16b et le tube en composite 12a, 12b, correspondant. Si la section du tube en composite est rectangulaire avec des arrondis ou oblongue ou ovale, comme sur les figures 3b, 3c, 3d, la section de l’embout a une forme semblable complémentaire.
En référence à la figure 5, deux variantes sont possibles pour former la liaison entre un embout 16a d’un secteur métallique 11b et le tube 12a correspondant. Dans une première variante, figure 5a, c’est le tube 12a qui vient s’insérer à l’intérieur de l’embout 16a. Dans la variante alternative, c’est l’embout 16a du secteur métallique 11 b qui vient s’insérer à l’intérieur du tube en composite 12a. Le choix entre ces deux variantes dépend du dimensionnement mécanique avec, entre autre, la prise en compte des coefficients de dilatation thermique des deux éléments.
Pour l’accroche entre le tube en composite 11a et l’embout 16a du secteur métallique 11b, de la colle peut être utilisée dans une première variante. Dans cette variante, les réalisations de tubes en matériau composite avec une section prismatique, oblongue ou ovoïde présentent l’avantage de moins solliciter la colle lors de torsions de l’anneau 10.
Une autre variante fait appel à un accrochage boulonné, ce qui permet le désassemblage de l’anneau de commande.
Avantageusement, dans les secteurs tubulaires 12h et 12d, les secteurs métalliques centraux 13a, 13b, sont reliés de la même manière aux tubes en matériau composite qui les entourent, par engagement longitudinal l’un dans l’autre.
Avantageusement, le choix du titane pour la réalisation des secteurs porteurs d’attache 11 a-11 h, ainsi que celle des secteurs 13a et 13b, et d’un matériau composite carbone/époxy pour les tubes en composite des secteurs tubulaires 12a-12h permet de limiter les couples galvaniques.
Avantageusement, les huit secteurs porteurs d’attache 11 a-11 h sont identiques, afin de standardiser leur fabrication.
Dans une variante, non représentée, l’un des secteurs métalliques porteurs d’attache peut être différencié en l’adaptant pour coopérer avec le dispositif d’entraînement de l’anneau. On profite de la structure métallique de ce secteur pour résister aux efforts induits et on supprime un secteur métallique intermédiaire spécifique à la mise en rotation sur un secteur tubulaire.

Claims (10)

1. Anneau de commande (10) de portes de décharge (2a-2h) pour une turbomachine d’aéronef, cet anneau de commande (10) étant destiné à s’étendre autour d’un carter de la turbomachine et comportant des moyens de liaison (14) auxdites portes, caractérisé en ce qu’il comprend des secteurs métalliques (11 a-11h) et des secteurs en matériau composite (12a-12h), lesdits secteurs métalliques (11a-11 h) étant reliés entre eux par lesdits secteurs en matériau composite (12a-12h) et lesdits moyens de liaison (14) étant portés par lesdits secteurs métalliques (11 a-11h).
2. Anneau de commande (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que lesdits secteurs en matériau composite (12a-12h) ont chacun une forme générale tubulaire.
3. Anneau de commande (10) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que lesdits secteurs en matériau composite (12a-12h) ont une section de forme circulaire, oblongue, elliptique, ovale, rectangulaire ou carrée.
4. Anneau de commande (10) selon la revendication 2 ou 3, caractérisé en ce que les secteurs en matériau composite (12a-12h) sont reliés aux secteurs métalliques (11 a-11 h) par emboîtement mâle-femelle.
5. Anneau de commande (10) selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les secteurs en matériau composite (12a-12h) et les secteurs métalliques (11 a-11 h) sont fixés les uns aux autres par collage ou vissage.
6. Anneau de commande (10) selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdits moyens de liaison (14) auxdites portes (2a-2h) sont constitués d’une partie fixe, notamment un évidement, configurée pour coopérer avec des moyens mobiles (4, 3) d’actionnement desdites portes, afin d’entraîner lesdits moyens mobiles par un mouvement de rotation de l’anneau de commande (10).
7. Anneau de commande (10) selon l’une des revendications précédente, caractérisé en ce qu’au moins un desdits secteurs métalliques (13a, 13b) comporte un évidement, configuré pour être traversé par une conduite d’air dudit moteur ou être relié à un dispositif d’entraînement en rotation dudit anneau de commande.
8. Turbomachine d’aéronef, comportant un carter qui définit extérieurement une veine annulaire d’écoulement d’un flux de gaz et qui comporte une rangée annulaire d’orifices de décharge obturables par des portes (2a-2h), la turbomachine comportant un anneau (10) selon l’une des revendications précédentes qui s’étend autour du carter et dont les moyens de liaison (14) sont reliés à des moyens d’actionnement (3) desdites portes (2a-2h), la turbomachine comportant en outre des moyens d’entraînement en rotation de l’anneau de commande (10) autour d’un axe longitudinal (X) de la turbomachine en vue du déplacement des portes (2a-2h) depuis des positions d’ouverture des orifices jusqu’à des positions de fermeture de ces orifices.
9. Turbomachine selon la revendication précédente, l’anneau de commande (10) étant tel que défini à la revendication 7, comprenant au moins une conduite d’air s’étendant sensiblement axialement à l’extérieur dudit carter et traversant l’évidement dudit au moins un des secteurs métalliques (13a).
10. Turbomachine selon la revendication 8 ou 9, l’anneau de commande (10) étant tel que défini à la revendication 6, dans laquelle les moyens de liaison (14) desdits secteurs métalliques (11 a-11 h) comprennent des évidements dans lesquels sont logés au moins en partie des guignols appartenant aux moyens mobiles d’actionnement desdites portes (3).
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2022162306A1 (fr) * 2021-02-01 2022-08-04 Safran Système de commande de portes de décharge d'une turbomachine

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3082562B1 (fr) * 2018-06-19 2020-06-12 Safran Aircraft Engines Anneau de commande de portes de decharge pour une turbomachine d'aeronef et turbomachine le comportant

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5048286A (en) * 1990-06-29 1991-09-17 General Electric Company Bypass valve door
US5700129A (en) * 1995-05-04 1997-12-23 Deutsche Forschungsanstalt Fuer Luft- Und Raumfahrt E.V. Temperature-adjustable compressor guide vane ring
FR2960611A1 (fr) * 2010-05-27 2011-12-02 Snecma Bielle angulee et turbomachine a double flux comportant une telle bielle angulee

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2928234A (en) * 1955-02-11 1960-03-15 United Aircraft Corp Exhaust nozzle
US3685738A (en) * 1969-12-22 1972-08-22 Heinrich Leibach Thrust nozzle whose gas discharge cross-section is adapted to be adjusted by means of adjusting flaps
EP0620903B1 (fr) * 1992-01-13 1996-04-24 Cedis Licensing Gmbh Transmission par engrenages
CA2208801C (fr) 1997-06-24 2005-12-06 Rolls-Royce Plc Appareil de purge d'une turbine a gaz
FR2789123B1 (fr) * 1999-01-29 2001-04-27 Snecma Systeme d'activation de tuyere orientable par anneau elastique pour propulseur a reaction
GB2473578B (en) 2006-01-20 2011-08-03 Rolls Royce Power Eng Gas turbine engine system
FR2902454A1 (fr) * 2006-06-16 2007-12-21 Snecma Sa Stator de turbomachine comportant un etage d'aubes de redresseurs actionnees par une couronne rotative a centrage automatique
FR2982904B1 (fr) 2011-11-18 2015-01-30 Snecma Moyeu de carter pour turboreacteur d'aeronef comprenant des moyens de commande de vannes de decharge ameliores
US20160169104A1 (en) * 2014-12-12 2016-06-16 Honeywell International Inc. Variable bleed valve systems including a stop mechanism with a self-lubricating follower nut assembly
US10550709B2 (en) * 2015-04-30 2020-02-04 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Full hoop blade track with flanged segments
FR3082562B1 (fr) * 2018-06-19 2020-06-12 Safran Aircraft Engines Anneau de commande de portes de decharge pour une turbomachine d'aeronef et turbomachine le comportant

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5048286A (en) * 1990-06-29 1991-09-17 General Electric Company Bypass valve door
US5700129A (en) * 1995-05-04 1997-12-23 Deutsche Forschungsanstalt Fuer Luft- Und Raumfahrt E.V. Temperature-adjustable compressor guide vane ring
FR2960611A1 (fr) * 2010-05-27 2011-12-02 Snecma Bielle angulee et turbomachine a double flux comportant une telle bielle angulee

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2022162306A1 (fr) * 2021-02-01 2022-08-04 Safran Système de commande de portes de décharge d'une turbomachine
FR3119421A1 (fr) * 2021-02-01 2022-08-05 Safran Système de commande de portes de décharge d’une turbomachine

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