FR3101915A1

FR3101915A1 - Anneau de turbine de turbomachine comprenant des conduites internes de refroidissement

Info

Publication number: FR3101915A1
Application number: FR1911305A
Authority: FR
Inventors: Victor George RENAULT Lionel; Michel Georges Marcel BRILLET Christophe; Jean-Maurice Casaux-Bic; Philippe Jean-Jacques PARDO Frédéric
Original assignee: Safran Helicopter Engines SAS
Current assignee: Safran Helicopter Engines SAS
Priority date: 2019-10-11
Filing date: 2019-10-11
Publication date: 2021-04-16
Anticipated expiration: 2039-10-11
Also published as: FR3101915B1

Abstract

Un anneau (1) de turbine de turbomachine s’étendant selon un axe longitudinal X, ladite turbine comprenant au moins une veine de passage (19) configurée pour guider un flux d’air (F) d’amont en aval, ledit anneau (1) comprenant un corps périphérique (2) configuré pour délimiter extérieurement la veine de passage (19), ledit corps périphérique (2) comprenant au moins une conduite interne (5a-5f) s’étendant hélicoïdalement autour de l’axe longitudinal X et comprenant au moins une extrémité amont (6a-6f) et au moins une extrémité aval (7a-7f), ladite conduite interne (5a-5f) étant configurée pour faire circuler un flux d’air de refroidissement (Fr) de manière à refroidir l’anneau (1). Figure de l’abrégé : Figure 5A

Description

Anneau de turbine de turbomachine comprenant des conduites internes de refroidissement

La présente invention concerne le domaine des turbomachines et vise plus particulièrement un anneau de turbine de turbomachine.

De manière connue, en référence à la figure 1, un turbomoteur d’hélicoptère 10 s’étend selon un axe longitudinal X et permet de propulser un hélicoptère à partir de l’entraînement d’une charge 18, telle qu’une hélice, par un arbre de transmission 17, lui-même entraîné par l’accélération d’un flux d’air F (Fig. 2) circulant d’amont en aval dans le turbomoteur 10. Par la suite, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à l’orientation du flux d’air F. De même, les termes « intérieur » et « extérieur » sont définis selon la direction radiale par rapport à l’axe longitudinal X.

De manière connue, comme illustré sur la figure 1, un turbomoteur d’hélicoptère 10 comprend d’amont en aval un compresseur 11 permettant l’accélération du flux d’air F, une chambre de combustion 12 de gaz avec le flux d’air F permettant de dégager l’énergie nécessaire à la propulsion de l’hélicoptère, une turbine haute pression 13, une turbine basse pression 14 et une turbine de puissance 16. Dans cet exemple, la turbine haute pression 13 et la turbine basse pression 14 sont reliées au compresseur 11 par un arbre de compresseur 15 et la turbine de puissance 16 permet l’entraînement de l’hélice 18 via l’arbre de transmission 17.

De manière connue, comme illustré sur la figure 2, la turbine basse pression 14 comprend une veine de passage 19 permettant d’acheminer le flux d’air F d’amont en aval. La turbine basse pression 14 comprend en outre un stator 20 comprenant des aubes de stator 21 réparties angulairement dans la veine de passage 19 pour dévier le flux d’air F issu de la chambre de combustion 12, ainsi qu’un rotor 30, en aval du stator 20, pour récupérer l’énergie du flux d’air F. Le rotor 30 comprend un disque de rotor 31, monté rotatif autour de l’axe longitudinal X et délimitant intérieurement la veine de passage 19, et des aubes de rotor 32, montées sur le disque de rotor 31 et s’étendant radialement dans la veine de passage 19.

Au niveau du disque de rotor 31, la veine de passage 19 est délimitée extérieurement par un anneau de turbine 33, monté fixe selon l’axe longitudinal X. L’anneau 33 comprend un corps périphérique 34 comprenant une face intérieure 35 tournée vers les aubes de rotor 32 et une face extérieure 36 opposée à la face intérieure 35. Un jeu radial calibré existe entre le sommet des aubes de rotor 32 et l’anneau 33, suffisamment grand pour éviter le frottement et suffisamment faible pour éviter le passage d’une partie importante du flux d’air F.

Dans les faits, le flux d’air F circulant dans la veine de passage 19 de la turbine basse pression 14 possède une température élevée et il est connu de refroidir l’anneau 33 afin de garantir sa tenue dans le temps.

Il est notamment connu de refroidir la face extérieure 36 de l’anneau 33 par impact de jet d’un flux d’air de refroidissement Fr prélevé en sortie du compresseur 11. L’impact de jet permet de refroidir l’anneau 33 par convection, à savoir par transfert de la chaleur de l’anneau 33 vers le flux d’air de refroidissement Fr. Le flux d’air de refroidissement Fr est ensuite éjecté dans la veine de passage 19 par l’intermédiaire d’orifices radiaux (non représentés) débouchant dans la face intérieure 35 de l’anneau 33.

Toutefois, un refroidissement par impact de jet présente une efficacité limitée et nécessite de prélever un flux d’air de refroidissement Fr important, ce qui réduit les performances du turbomoteur 10. Par ailleurs, le rejet radial du flux d’air de refroidissement Fr dans la veine de passage 19 perturbe l’écoulement du flux d’air F et peut modifier le jeu radial calibré dans certains cas. Le flux d’air F est également susceptible de pénétrer dans les orifices radiaux de l’anneau 33 et de se mélanger au flux d’air de refroidissement Fr, réduisant son action réfrigérante.

Afin d’améliorer le refroidissement, il est connu par la demande de brevet FR2857406A1 de former, dans le corps périphérique 34 de l’anneau 33, un circuit amont et un circuit aval de refroidissement dédiés respectivement au refroidissement de la partie amont et de la partie aval de l’anneau 33. Chaque circuit de refroidissement comprend une pluralité de cavités reliées entre elles par des conduites. Le refroidissement de l’anneau 33 est réalisé par impact de jet dans chaque cavité, de manière analogue à précédemment.

Une telle méthode de refroidissement n’est cependant applicable que pour un anneau dit « sectorisé », c’est-à-dire comprenant une pluralité de portions angulaires d’anneau indépendantes. Cette méthode impose ainsi d’utiliser un grand nombre de circuits de refroidissement indépendants ainsi que des organes de liaison et d’étanchéité pour relier les portions angulaires d’anneau entre elles, ce qui augmente la complexité et l’encombrement.

L’invention vise ainsi à proposer un nouvel anneau de turbine permettant un refroidissement efficace, simplifié et ayant un coût réduit.

L’invention concerne un anneau de turbine de turbomachine s’étendant selon un axe longitudinal X, ladite turbine comprenant au moins une veine de passage configurée pour guider un flux d’air d’amont en aval, ledit anneau comprenant un corps périphérique configuré pour délimiter extérieurement la veine de passage.

L’invention est remarquable en ce que le corps périphérique de l’anneau comprend au moins une conduite interne s’étendant hélicoïdalement autour de l’axe longitudinal X et comprenant au moins une extrémité amont et au moins une extrémité aval, ladite conduite interne étant configurée pour faire circuler un flux d’air de refroidissement entre l’extrémité amont et l’extrémité aval de manière à refroidir l’anneau. A noter que par circulation entre l’extrémité amont et l’extrémité aval, on désigne à la fois un flux d’air de refroidissement circulant de l’extrémité amont vers l’extrémité aval et un flux d’air de refroidissement circulant de l’extrémité aval vers l’extrémité amont.

Grâce à l’invention, l’anneau est refroidi de manière efficace et globale uniquement au moyen d’une ou plusieurs conduites internes de circulation de flux d’air de refroidissement. Une telle conduite interne présente l’avantage de posséder un faible encombrement et un faible coût comparé à un système de refroidissement par impact de jet. En outre, une telle conduite interne nécessite un flux d’air de refroidissement moindre qu’un système de refroidissement par impact de jet. Le flux d’air prélevé en sortie de compresseur est donc moindre, ce qui réduit de manière moins conséquente les performances du turbomoteur.

Selon un aspect préféré, l’anneau est un anneau de turbine basse pression, c’est-à-dire que l’anneau comporte un matériau supportant des températures élevées, à savoir d’environ 800°C, tel qu’un alliage comportant du nickel. Une ou plusieurs conduites internes permettent avantageusement un refroidissement efficace, même à des températures élevées.

Selon un autre aspect, l’anneau est un anneau de turbine haute pression comportant un matériau supportant des températures très élevées pouvant atteindre 2000°C, tel qu’un alliage comportant du nickel. Une ou plusieurs conduites internes permettent avantageusement un refroidissement efficace, même à des températures très élevées.

Selon un aspect de l’invention, le corps périphérique de l’anneau est monobloc. De manière avantageuse, une conduite interne est monobloc ce qui garantit la bonne circulation du flux d’air de refroidissement et permet un refroidissement simple et efficace.

Selon un autre aspect de l’invention, le corps périphérique de l’anneau comprend une pluralité de conduites internes indépendantes entre elles, de préférence, au moins trois, de préférence encore, au moins six. Une pluralité de conduites internes permet en effet un meilleur transfert thermique qu’une unique conduite interne, même si celle-ci est plus longue. En outre, le nombre de conduites de refroidissement peut être ajusté pour obtenir le refroidissement souhaité.

Selon un aspect de l’invention, le corps périphérique de l’anneau comprend au moins une conduite interne en chaque position angulaire par rapport à l’axe longitudinal X, de préférence comprend un même nombre de conduites internes en chaque position angulaire par rapport à l’axe longitudinal X. L’anneau est ainsi avantageusement refroidi sur tout son contour angulaire, de préférence de manière homogène.

Selon un autre aspect de l’invention, au moins une conduite interne s’étend sur une plage angulaire au moins égale à 120°, de préférence au moins égale à 180°. Préférentiellement, chaque conduite interne s’étend sur une plage angulaire au moins égale à 120°, de préférence au moins égale à 180°. Une telle plage angulaire permet un refroidissement à la fois efficace par des transferts thermiques importants et sur une portion importante du contour angulaire de l’anneau.

De manière préférée, au moins une conduite interne se présente sous la forme d’une unique spire, autrement dit s’étend sur une plage angulaire égale à 360°, de manière à refroidir tout le contour angulaire de l’anneau, ce qui n’est pas réalisé par les systèmes de refroidissement de l’art antérieur. De préférence, chaque conduite interne se présente sous la forme d’une unique spire.

Selon un aspect de l’invention, l’anneau comprenant au moins deux conduites internes, les extrémités amont d’au moins deux conduites internes sont décalées angulairement l’une par rapport à l’autre selon l’axe longitudinal X. De préférence, les extrémités amont de l’ensemble des conduites internes sont décalées angulairement les unes par rapport aux autres selon l’axe longitudinal X. De préférence, l’angle de décalage entre deux extrémités amont consécutives est supérieur à 15°, préférentiellement supérieur à 30°. De préférence également, l’angle de décalage est identique pour l’ensemble des extrémités amont. Un tel décalage angulaire permet avantageusement un refroidissement plus homogène de l’anneau. En effet, les transferts thermiques décroissent au fur et à mesure de la circulation du flux d’air de refroidissement.

De préférence, l’anneau comprenant au moins deux conduites internes, les extrémités aval d’au moins deux conduites internes sont décalées angulairement l’une par rapport à l’autre selon l’axe longitudinal X. De préférence, l’angle de décalage entre deux extrémités aval consécutives est supérieur à 15°, de préférence supérieur à 30°. De préférence également, l’angle de décalage est identique pour l’ensemble des extrémités aval. Un tel décalage angulaire permet avantageusement un refroidissement plus homogène de l’anneau. En effet, les transferts thermiques décroissent au fur et à mesure de la circulation du flux d’air de refroidissement.

Selon un aspect préféré, l’anneau comprenant au moins deux conduites internes, les extrémités amont d’au moins deux conduites internes sont situées dans le même plan transversal par rapport à l’axe longitudinal X. De préférence, les extrémités amont de toutes les conduites internes sont situées dans le même plan transversal par rapport à l’axe longitudinal X, ce qui permet de limiter l’encombrement et de permettre un refroidissement le plus homogène possible.

De préférence, l’anneau comprenant au moins deux conduites internes, les extrémités aval d’au moins deux conduites internes sont situées dans le même plan transversal par rapport à l’axe longitudinal X. De préférence, les extrémités aval de toutes les conduites internes sont situées dans le même plan transversal par rapport à l’axe longitudinal X, ce qui permet de limiter l’encombrement et de permettre un refroidissement le plus homogène possible.

Selon un autre aspect préféré, l’anneau comprend au moins deux conduites internes distantes longitudinalement l’une par rapport à l’autre selon l’axe longitudinal X. De préférence, l’ensemble des conduites internes sont distantes longitudinalement les unes par rapport aux autres selon l’axe longitudinal X. De préférence, la distance longitudinale séparant deux conduites internes consécutives est comprise entre 2mm et 15mm, préférentiellement décroissante d’amont en aval. Une telle distance longitudinale permet avantageusement de refroidir l’anneau sur toute sa longueur axiale. En outre, des conduites internes plus proches les unes des autres à l’amont de l’anneau, portion la plus exposée aux températures élevées, y permettent un refroidissement plus efficace.

Selon un aspect de l’invention, l’extrémité amont et l’extrémité aval d’au moins une conduite interne se présentent respectivement sous la forme d’une extrémité d’entrée et d’une extrémité de sortie du flux d’air de refroidissement. De préférence, l’extrémité amont et l’extrémité aval de chaque conduite interne se présentent respectivement sous la forme d’une extrémité d’entrée et d’une extrémité de sortie du flux d’air de refroidissement. Un tel sens de circulation du flux d’air de refroidissement d’amont en aval permet d’assurer un refroidissement décroissant d’amont en aval dans un anneau dont la température décroît également d’amont en aval. Le refroidissement est donc le plus important pour la portion la plus chaude de l’anneau, ce qui est avantageux.

Selon un autre aspect, l’extrémité amont et l’extrémité aval d’au moins une conduite interne se présentent respectivement sous la forme d’une extrémité de sortie et d’une extrémité d’entrée du flux d’air de refroidissement. De préférence, l’extrémité amont et l’extrémité aval de chaque conduite interne se présentent respectivement sous la forme d’une extrémité de sortie et d’une extrémité d’entrée du flux d’air de refroidissement, afin d’alimenter de manière compacte et simple l’extrémité d’entrée en flux d’air de refroidissement.

De manière préférée, le corps périphérique de l’anneau comprend une face intérieure tournée vers la veine de passage, l’extrémité de sortie débouchant au niveau de la face intérieure dans la veine de passage, de préférence sensiblement selon une direction tangentielle à la face intérieure. De manière avantageuse, le flux d’air de refroidissement ne perturbe pas l’écoulement du flux d’air dans la veine de passage.

De manière préférée, le corps périphérique de l’anneau comprend au moins une conduite de déport reliée fluidiquement à une conduite interne au niveau de l’extrémité amont, ladite conduite de déport s’étendant longitudinalement vers l’aval selon l’axe longitudinal X. De préférence, la conduite de déport est interne au corps périphérique. De manière avantageuse, une telle conduite de déport permet d’assurer un refroidissement décroissant d’amont en aval dans l’anneau tout en injectant le flux d’air de refroidissement à l’aval de l’anneau dans la conduite de déport.

Selon un autre aspect de l’invention, le corps périphérique de l’anneau comprend une couche intérieure et une couche extérieure par rapport à l’axe longitudinal X qui sont indépendantes, ladite couche extérieure comprenant au moins une conduite interne. De préférence, la couche intérieure est exempte de conduite interne. Avantageusement, des conduites internes peuvent ainsi être ajoutées à un anneau existant en ajoutant une couche extérieure rapportée formant avec la couche intérieure le corps périphérique de l’anneau. Le refroidissement de la couche extérieure est réalisé par convection avec la couche extérieure puis par conduction avec la couche intérieure.

De manière préférée, au moins une conduite interne comprend au moins un élément d’obstruction monté à l’intérieur de ladite conduite interne afin de perturber l’écoulement du flux d’air de refroidissement. De préférence, chaque conduite interne comprend au moins un élément d’obstruction monté à l’intérieur de ladite conduite interne. De manière avantageuse, l’élément d’obstruction engendre des turbulences dans l’écoulement du flux d’air de refroidissement, ce qui augmente les transferts thermiques avec l’anneau et permet un meilleur refroidissement.

De manière préférée, au moins une conduite interne comprend un diamètre compris entre 1mm et 5mm. De préférence, chaque conduite interne comprend un diamètre compris entre 1mm et 5mm. Un tel diamètre offre une surface de contact suffisante entre le flux d’air de refroidissement et l’anneau pour un refroidissement efficace. Un tel diamètre permet également de prélever un flux d’air peu important en sortie du compresseur, ce qui minimise les pertes de performance du turbomoteur.

L’invention concerne également une turbine de turbomachine s’étendant selon un axe longitudinal X, ladite turbine comprenant au moins une veine de passage configurée pour guider un flux d’air d’amont en aval, ladite turbine comprenant au moins un rotor comprenant au moins un disque de rotor monté rotatif autour de l’axe longitudinal X et une pluralité d’aubes de rotor montées sur le disque de rotor et s’étendant radialement dans la veine de passage, ladite turbine comprenant au moins un anneau tel que décrit précédemment, monté fixe selon l’axe longitudinal X extérieurement aux aubes de rotor et délimitant extérieurement la veine de passage.

De préférence, la turbine est une turbine basse pression comportant un matériau supportant des températures élevées, à savoir de l’ordre de 800°C, tel qu’un alliage de nickel.

Selon un autre aspect, la turbine est une turbine haute pression comportant un matériau supportant des températures très élevées pouvant atteindre 2000°C, tel qu’un alliage de nickel.

L’invention concerne également une turbomachine s’étendant selon un axe longitudinal X et comprenant au moins une turbine telle que décrite précédemment.

De préférence, la turbomachine est un turbomoteur d’aéronef, préférentiellement un turbomoteur d’hélicoptère.

L’invention concerne par ailleurs un procédé de fabrication d’un anneau dans lequel l’anneau est obtenu par un procédé de fabrication additive.

L’invention concerne également un procédé de refroidissement d’un anneau tel que décrit précédemment, comprenant :

au moins une étape d’injection d’un flux d’air de refroidissement dans une extrémité d’au moins une conduite interne afin de refroidir l’anneau par circulation hélicoïdale et

au moins une étape d’éjection du flux d’air de refroidissement d’une autre extrémité d’au moins une conduite interne.

De manière préférée, le flux d’air de refroidissement est éjecté dans la veine de passage.

L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple, et se référant aux dessins annexés donnés à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquels des références identiques sont données à des objets semblables et sur lesquels :

est une représentation fonctionnelle schématique d’un turbomoteur d’hélicoptère ;

est une représentation schématique en demi-coupe longitudinale d’une turbine de turbomoteur d’hélicoptère comprenant un anneau selon l’art antérieur ;

est une représentation schématique en demi-coupe longitudinale d’une turbine de turbomoteur d’hélicoptère comprenant un anneau selon une première forme de réalisation de l’invention ;

est une représentation schématique en perspective d’une portion de turbine comprenant un anneau selon une première forme de réalisation de l’invention ;

est une représentation schématique en transparence d’un anneau comprenant des conduites internes selon une première forme de réalisation de l’invention ;

est une représentation schématique en transparence d’un anneau comprenant des conduites internes selon une forme de réalisation alternative de l’invention ;

est une représentation schématique rapprochée d’une portion des conduites internes de l’anneau selon une première forme de réalisation de l’invention ;

et

sont des représentations schématiques en perspective d’une première et d’une deuxième conduite interne de l’anneau selon une première forme de réalisation de l’invention,

est une représentation schématique en transparence d’un anneau comprenant des conduites internes selon une deuxième forme de réalisation de l’invention ;

est une représentation schématique rapprochée d’une portion des conduites internes de l’anneau selon une deuxième forme de réalisation de l’invention ;

et

sont des représentations schématiques en perspective d’une première et d’une deuxième conduite interne de l’anneau selon une deuxième forme de réalisation de l’invention,

est une représentation schématique en transparence d’un anneau comprenant des conduites internes selon une troisième forme de réalisation de l’invention ;

est une représentation schématique rapprochée d’une portion des conduites internes de l’anneau selon une troisième forme de réalisation de l’invention ;

et

sont des représentations schématiques en perspective d’une première et d’une deuxième conduite interne de l’anneau selon une troisième forme de réalisation de l’invention,

est une représentation schématique en perspective d’une portion de turbine comprenant un anneau selon une forme de réalisation alternative de l’invention et

est une représentation schématique d’une portion de conduite interne de l’anneau comprenant des éléments d’obstruction selon une forme de réalisation alternative de l’invention.

Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant.

En référence à la figure 1, il est représenté un turbomoteur d’hélicoptère s’étendant selon un axe longitudinal X et permettant de propulser un hélicoptère à partir de l’entraînement d’une charge 18, telle qu’une hélice, par un arbre de transmission 17, lui-même entraîné par l’accélération d’un flux d’air F (Fig. 3) circulant d’amont en aval dans le turbomoteur 10. Par la suite, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à l’orientation du flux d’air F. De même, les termes « intérieur » et « extérieur » sont définis selon la direction radiale par rapport à l’axe longitudinal X.

Comme illustré sur la figure 1, un turbomoteur d’hélicoptère 10 comprend d’amont en aval un compresseur 11 permettant l’accélération du flux d’air F, une chambre de combustion 12 de gaz avec le flux d’air F permettant de dégager l’énergie nécessaire à la propulsion de l’hélicoptère, une turbine haute pression 13, une turbine basse pression 14 et une turbine de puissance 16. Dans cet exemple, la turbine haute pression 13 et la turbine basse pression 14 sont reliées au compresseur 11 par un arbre de compresseur 15 et la turbine de puissance 16 permet l’entraînement de l’hélice 18 via l’arbre de transmission 17.

Comme illustré sur la figure 3, la turbine basse pression 14 comprend une veine de passage 19 permettant d’acheminer le flux d’air F d’amont en aval. La turbine basse pression 14 comprend en outre un stator 20 comprenant des aubes de stator 21 réparties angulairement dans la veine de passage 19 pour dévier le flux d’air F issu de la chambre de combustion 12, ainsi qu’un rotor 30, en aval du stator 20, pour récupérer l’énergie du flux d’air F. Le rotor 30 comprend un disque de rotor 31, monté rotatif autour de l’axe longitudinal X et délimitant intérieurement la veine de passage 19, et des aubes de rotor 32, montées sur le disque de rotor 31 et s’étendant radialement dans la veine de passage 19.

Toujours en référence à la figure 3, au niveau du disque de rotor 31, la veine de passage 19 est délimitée extérieurement par un anneau de turbine 1, désigné par la suite anneau 1, monté fixe selon l’axe longitudinal X. L’anneau 1 comprend un corps périphérique 2 comprenant une face intérieure 3 tournée vers les aubes de rotor 32 et une face extérieure 4 opposée à la face intérieure 3. Un jeu radial calibré existe entre le sommet des aubes de rotor 32 et l’anneau 1, suffisamment grand pour éviter le frottement et suffisamment faible pour éviter le passage d’une partie importante du flux d’air F.

Selon l’invention, en référence aux figures 3, 4, 5A et 5B, les figures 3 et 4 étant une vue en coupe longitudinale suivant le plan P de la figure 5A, le corps périphérique 2 de l’anneau 1 comprend six conduites internes 5a-5f configurées pour faire circuler un flux d’air de refroidissement Fr, de manière à refroidir l’anneau 1 soumis aux températures élevées du flux d’air F provenant de la chambre de combustion 12. On définit ici une conduite interne 5a-5f comme une cavité formée dans l’épaisseur du corps périphérique 2 de l’anneau 1 pour le passage du flux d’air de refroidissement Fr. Selon l’invention, chaque conduite interne 5a-5f s’étend hélicoïdalement autour de l’axe longitudinal X et comprend au moins une extrémité amont et au moins une extrémité aval. De manière avantageuse, une telle conduite interne 5a-5f permet un refroidissement efficace et homogène par transfert thermique de la chaleur de l’anneau 1 au flux d’air de refroidissement Fr, et ce avec un encombrement et un coût faibles.

Dans l’exemple de la figure 4, le flux d’air de refroidissement Fr est prélevé à partir d’une portion du flux d’air F en sortie de compresseur 11 en amont de la chambre de combustion 12. Le flux d’air de refroidissement Fr est ensuite conduit dans une cavité de stockage 40, formée extérieurement à l’anneau 1 et reliée fluidiquement à chaque conduite interne 5a-5f. Chaque conduite interne 5a-5f débouche par ailleurs au niveau de la face intérieure 3 du corps périphérique 2 de l’anneau 1 de sorte que le flux d’air de refroidissement Fr est réinjecté dans la veine de passage 19 et se mélange avec le flux d’air F. De manière avantageuse, si le prélèvement d’une portion du flux d’air F diminue les performances du turbomoteur d’hélicoptère 10, sa réinjection contribue à l’entraînement de l’hélice 18 via l’arbre de transmission 17. A noter que le flux d’air de refroidissement Fr pourrait provenir d’un circuit indépendant au lieu de la cavité de stockage 40. Le flux d’air de refroidissement Fr pourrait également être réinjecté dans un circuit indépendant au lieu de la veine de passage 19.

L’invention ayant initialement été développée pour un anneau de turbine basse pression d’un hélicoptère, elle est présentée dans ce contexte par la suite. L’invention s’applique toutefois à un anneau de turbine de turbomachine quelconque, si bien que la description qui suit peut aisément être adaptée au cas d’une turbomachine autre qu’un turbomoteur d’hélicoptère et/ou d’une turbine autre qu’une turbine basse pression. A titre d’exemples, l’invention s’applique aisément à une turbine haute pression de turbomoteur d’hélicoptère supportant des températures très élevées pouvant atteindre 2000°C ou encore à une turbine basse pression ou haute pression de turbomoteur d’avion.

On détaille par la suite plus précisément l’anneau 1 suivant différentes formes de réalisation présentées successivement.

Dans l’exemple des figures 5A et 5B illustrant une première forme de réalisation de l’invention, le corps périphérique 2 de l’anneau 1 comprend six conduites internes 5a-5f pour réaliser le refroidissement de l’anneau 1, qui s’étendent hélicoïdalement autour de l’axe X. Plus précisément, les conduites internes 5a-5f s’étendent chacune sur une plage angulaire β égale à 180°, comme illustré sur les figures 7A et 7B, et sont réparties angulairement et longitudinalement dans l’épaisseur du corps périphérique 2 de manière à couvrir le corps périphérique 2 de manière globale et ainsi améliorer le rendement.

Comme cela sera présenté par la suite, le nombre de conduites internes 5a-5f et la plage angulaire β sur laquelle les conduites internes 5a-5f s’étendent peuvent être différents, dépendant notamment du refroidissement souhaité. De préférence, le nombre de conduites internes 5a-5f est au moins égal à trois, de préférence encore, au moins égal à six, pour assurer des transferts thermiques suffisants entre l’anneau 1 et le flux d’air de refroidissement Fr. De préférence également, la plage angulaire β sur laquelle les conduites internes 5a-5f s’étendent est supérieure à 120°, de préférence supérieure à 180°, pour optimiser les transferts thermiques entre l’anneau 1 et le flux d’air de refroidissement Fr. Une telle plage angulaire est en effet suffisamment grande pour limiter le nombre de conduites internes 5a-5f, et donc l’encombrement et le coût, et suffisamment petite pour que la différence de température entre le flux d’air de refroidissement Fr et l’anneau 1 soit suffisante sur toute la longueur d’une conduite interne 5a-5f.

Dans l’exemple des figures 5A et 5B, le nombre de conduites internes 5a-5f est égal à six, mais il pourrait aisément être augmenté à douze pour un refroidissement plus efficace. La description qui suit s’appuie sur l’exemple de six conduites internes 5a-5f, à des fins de clarté et de précision. Cette description s’adapte toutefois aisément à un nombre différent de conduites internes 5a-5f et notamment un nombre égal à douze.

Comme décrit précédemment, en référence aux figures 5A et 5B, chaque conduite interne 5a-5f comprend une extrémité amont 6a-6f et une extrémité aval 7a-7f. Dans l’exemple de la figure 5A, l’extrémité amont 6a-6f se présente sous la forme d’une extrémité d’entrée et l’extrémité aval 7a-7f se présente sous la forme d’une extrémité de sortie, de sorte que le flux d’air de refroidissement Fr circule d’amont en aval dans une conduite interne 5a-5f. De manière avantageuse, le refroidissement est optimal au niveau de l’extrémité d’entrée d’une conduite interne 5a-5f, donc à l’amont où la température de l’anneau 1 est la plus élevée, à savoir de l’ordre de 800°C. Dans l’exemple de la figure 5B, le flux d’air de refroidissement Fr circule inversement d’aval en amont dans une conduite interne 5a-5f, c’est-à-dire que l’extrémité aval 7a-7f se présente sous la forme d’une extrémité d’entrée et que l’extrémité amont 6a-6f se présente sous la forme d’une extrémité de sortie, la partie aval de l’anneau 1 étant généralement plus accessible. Une telle configuration présente l’avantage de relier de manière compacte et pratique l’extrémité d’entrée à la cavité de stockage 40, ce qui présente un réel intérêt dans un environnement chargé.

De préférence, l’extrémité de sortie, qu’il s’agisse de l’extrémité amont 6a-6f ou de l’extrémité aval 7a-7f, débouche sensiblement suivant une direction tangentielle à la face intérieure 3 dans la veine de passage 19, de manière à ne pas perturber l’écoulement du flux d’air F dans ladite veine de passage 19.

On décrit par la suite plus précisément la répartition des conduites internes 5a-5f dans le corps périphérique 2 de l’anneau 1, en référence aux figures 5A, 6, 7A et 7B illustrant le cas d’un sens d’écoulement d’amont en aval du flux d’air de refroidissement Fr. Cette description reste valable pour un écoulement d’aval en amont du flux d’air de refroidissement Fr.

Comme illustré sur les figures 5A, 7A et 7B, les extrémités amont 6a-6f des conduites internes 5a-5f sont décalées angulairement selon l’axe longitudinal X les unes par rapport aux autres de manière à refroidir de manière homogène l’anneau 1 et à simplifier l’injection individuelle dans chaque conduite interne 5a-5f. Plus précisément, l’angle de décalage α entre les extrémités amont 6a-6f de deux conduites internes 5a-5f consécutives est supérieur à 15°, de préférence supérieur à 30°. Il va de soi que l’angle de décalage α pourrait être plus petit, notamment dans le cas d’un grand nombre de conduites internes 5a-5f. De préférence, les extrémités amont 6a-6f des conduites internes 5a-5f sont équiréparties autour de l’axe longitudinal X pour un refroidissement plus homogène. Dans l’exemple de la figure 5A, deux extrémités amont 6a-6f consécutives sont ainsi décalées chacune d’un angle de décalage égal à 60°. Il va cependant de soi que les extrémités amont 6a-6f pourraient être réparties de manière quelconque autour de l’axe longitudinal X. De préférence, un tel angle de décalage α existe également entre les extrémités aval 7a-7f de deux conduites internes 5a-5f consécutives.

Toujours en référence aux figures 5A, 7A et 7B, les extrémités amont 6a-6f sont situées dans un même plan transversal par rapport à l’axe longitudinal X, et ce afin de permettre un refroidissement homogène tout en limitant l’encombrement. De préférence, les extrémités aval 7a-7f sont également situées dans un même plan transversal par rapport à l’axe longitudinal X. Cela facilite l’injection et l’éjection du flux d’air de refroidissement Fr.

Par ailleurs, comme illustré sur la figure 6, du fait de leur décalage angulaire, les conduites internes 5a-5f sont distantes axialement selon l’axe longitudinal X pour une même position angulaire les unes par rapport aux autres de manière à refroidir globalement l’anneau 1. Autrement dit, les conduites internes 5a-5f forment une nappe dans l’anneau 1 pour un refroidissement global et homogène de l’anneau 1. Plus précisément, la distance longitudinale e séparant deux conduites internes 5a-5f consécutives est comprise entre 2mm et 15mm. Une telle plage assure un compromis entre un encombrement limité et un refroidissement optimal.

De préférence, la distance longitudinale e séparant deux conduites internes 5a-5f consécutives est plus faible à l’amont de manière à refroidir plus efficacement la zone la plus exposée aux températures élevées. Pour les mêmes raisons, la distance longitudinale e entre deux conduites internes 5a-5f consécutives est préférentiellement plus grande à l’aval. Autrement dit, la distance longitudinale e décroît préférentiellement d’amont en aval. Il va cependant de soi que la distance longitudinale e peut être identique d’amont en aval, ce qui correspond au cas de la figure 5A.

En référence aux figures 7A et 7B représentant respectivement une première conduite interne 5a et une deuxième conduite interne 5b de manière isolée, les conduites internes 5a-5b s’étendent hélicoïdalement autour de l’axe X selon un pas d’hélice d, défini comme la distance longitudinale séparant l’extrémité amont 6a-6b et l’extrémité aval 7a-7b, identique pour chaque conduite interne 5a-5f. Une telle configuration permet de fabriquer aisément les conduites internes 5a-5f par simple décalage angulaire d’une conduite interne 5a-5f par rapport à une autre, tout en permettant un refroidissement homogène, global et compact. A noter que suivant une telle configuration, l’ensemble des conduites internes 5a-5f sont situées entre l’extrémité amont 6a-6f et l’extrémité aval 7a-7f de chaque conduite interne 5a-5f, comme illustré sur la figure 6.

Par ailleurs, dans l’exemple des figures 5A à 7B, les conduites internes 5a-5f possèdent une section circulaire, par souci de simplicité lors de la fabrication. Il va cependant de soi que les conduites internes 5a-5f pourraient posséder une section différente.

De préférence, une conduite interne 5a-5f possède un diamètre compris entre 1mm et 5mm, suffisamment grand pour permettre un échange thermique suffisant entre l’anneau 1 et le flux d’air de refroidissement Fr et suffisamment faible pour ne pas affecter la structure de l’anneau 1. Un tel diamètre permet un transfert thermique optimal par convection entre le flux d’air de refroidissement Fr et l’anneau 1. Il va cependant de soi que le diamètre d’une ou plusieurs conduites internes 5a-5f pourrait être différent.

Dans l’exemple de la figure 15, une conduite interne 5a-5f comprend des éléments d’obstruction 50 afin de générer de la turbulence au sein de la conduite interne 5a-5f et ainsi augmenter les transferts thermiques. De tels éléments d’obstruction 50 peuvent par exemple se présenter sous la forme de saillies dans la paroi intérieure d’une conduite interne 5a-5f, s’étendant dans la direction normale à celle de la conduite interne 5a-5f. Il va cependant de soi que le nombre et la forme des éléments d’obstruction 50 est quelconque. Une ou plusieurs conduites internes 5a-5f pourraient également ne pas comprendre d’éléments d’obstruction 50.

On décrit par la suite une deuxième forme de réalisation de l’invention, en référence aux figures 8 à 10B, en insistant sur les différences avec la première forme de réalisation précédemment présentée.

En référence à la figure 8, suivant une deuxième forme de réalisation de l’invention, le corps périphérique 2 de l’anneau 1 comprend six conduites internes 5a-5f s’étendant sur une plage angulaire β égale à 360°. Autrement dit, comme illustré sur les figures 9, 10A et 10B, l’extrémité amont 6a-6f et l’extrémité aval 7a-7f d’une conduite interne 5a-5f sont situées à la même position angulaire. De manière avantageuse, chaque conduite interne 5a-5f forme une unique spire, pour un refroidissement global et efficace de l’anneau 1, ce que ne permettait notamment pas l’art antérieur. Il va de soi qu’une ou plusieurs conduites internes 5a-5f pourraient se présenter sous la forme de plusieurs spires, les transferts thermiques étant alors moindres dans les spires suivantes.

Dans l’exemple des figures 8 à 10B, le flux d’air de refroidissement Fr circule d’amont en aval dans une conduite interne 5a-5f mais il va de soi que son sens d’écoulement pourrait être inversé.

A noter que cette deuxième forme de réalisation présente un intérêt particulier pour un anneau 1 de faible dimension, en permettant un refroidissement à la fois simple, de faible coût et le plus homogène possible. Pour un anneau 1 de dimension supérieure, la première forme de réalisation est à privilégier pour limiter la longueur des conduites internes 5a-5f et ainsi avoir un refroidissement efficace sur toute la longueur des conduites internes 5a-5f.

On décrit par la suite une troisième forme de réalisation de l’invention, en référence aux figures 11 à 13B, en insistant sur les différences avec la deuxième forme de réalisation précédemment présentée.

En référence à la figure 11, suivant une troisième forme de réalisation de l’invention, le corps périphérique 2 de l’anneau 1 comprend six conduites internes 5a-5f et six conduites de déport 8a-8f reliées fluidiquement aux conduites internes 5a-5f pour faciliter l’injection du flux d’air de refroidissement Fr dans les conduites internes 5a-5f. Plus précisément, comme illustré sur la figure 12, chaque conduite de déport 8a-8f est reliée à une extrémité amont 6a-6f d’une conduite interne 5a-5f et s’étend longitudinalement vers l’aval par rapport à l’axe longitudinal X. Comme illustré sur les figures 13A et 13B, le flux d’air de refroidissement Fr est ainsi injecté au niveau d’une extrémité aval 9a-9f d’une conduite de déport 8a-8f et circule d’aval en amont dans la conduite de déport 8a-8f pour rejoindre l’extrémité amont 6a-6f de la conduite interne 5a-5f à laquelle la conduite de déport 8a-8f est reliée. De manière préférée, chaque conduite de déport 8a-8f est formée de manière interne au corps périphérique 2 de l’anneau 1. Le flux d’air de refroidissement Fr circule ensuite d’amont en aval dans la conduite interne 5a-5f et est éjecté au niveau de l’extrémité aval 7a-7f. De manière avantageuse, une telle configuration permet d’injecter le flux d’air de refroidissement Fr en aval de l’anneau 1, ce qui permet un raccord compact et pratique à la cavité de stockage 40 tout en permettant au flux d’air de refroidissement Fr de circuler d’amont en aval, ce qui permet un refroidissement efficace de la zone amont la plus chaude de l’anneau 1. Il va de soi que le flux d’air de refroidissement Fr pourrait circuler en sens inverse, à savoir dans la conduite interne 5a-5f d’aval en amont puis dans la conduite de déport 8a-8f d’amont en aval.

A noter que dans cette troisième forme de réalisation, la plage angulaire β sur laquelle s’étendent les conduites internes 5a-5f est égale à 360°, mais pourrait être différente, notamment pour des anneaux 1 de turbine 13, 14 de grande dimension. De préférence, la plage angulaire β sur laquelle s’étend une conduite interne 5a-5f est inversement proportionnelle au diamètre de l’anneau 1.

On décrit par la suite une forme alternative de la première forme de réalisation de l’invention, illustrée sur la figure 14, où le corps périphérique 2 de l’anneau 1 comprend une couche intérieure 2a et une couche extérieure 2b par rapport à l’axe longitudinal X qui sont indépendantes. Les conduites internes 5a-5f sont situées dans la couche extérieure 2b de manière à former une couche de refroidissement. De manière avantageuse, un anneau standard peut être refroidi en ajoutant une couche extérieure 2b au corps périphérique 2 de l’anneau standard, l’anneau standard formant la couche intérieure 2a de l’anneau 1 selon l’invention. De préférence, la couche intérieure 2a est exempte de conduites internes 5a-5f. La couche extérieure 2b du corps périphérique 2 est alors refroidie par convection avec le flux d’air de refroidissement Fr tandis que la couche intérieure 2a est refroidie par conduction avec la couche extérieure 2b. Cette forme alternative de réalisation de l’invention présente par ailleurs les mêmes caractéristiques que celles décrites précédemment.

Il va de soi que cette forme de réalisation alternative peut être combinée avec chacune des trois formes de réalisation présentées précédemment.

On décrit par la suite un procédé de fabrication d’un anneau 1 tel que décrit précédemment, obtenu par superposition successive de couches de matière, autrement dit par fabrication additive, par exemple, par un procédé d’impression 3D. Un procédé de fabrication additive est avantageux pour définir de manière précise la géométrie des conduites internes 5a-5f tout en réalisant une pièce monobloc dont l’étanchéité est optimale.

A titre d’exemple, un faible dépôt de matière d’anneau 1 à l’état visqueux est réalisé dans un premier temps de manière à reproduire la section amont de l’anneau 1, formant une première couche. Une deuxième couche est ensuite déposée sur la première couche de manière à former l’épaisseur axiale de l’anneau 1. Plusieurs couches peuvent ainsi être déposées les unes sur les autres, qui vont se consolider ensemble. La dernière couche à déposer correspond à la section aval de l’anneau 1.

De manière avantageuse, ce procédé de fabrication permet de fabriquer une pièce de géométrie complexe et précise, et notamment un anneau 1 comprenant des conduites internes selon l’invention.

On décrit par la suite un procédé de refroidissement d’un anneau 1 tel que décrit précédemment, en référence à la figure 5A. Ce procédé de refroidissement comprend deux étapes, à savoir une étape d’injection du flux d’air de refroidissement Fr dans les conduites internes 5a-5f afin de refroidir l’anneau 1 par circulation hélicoïdale et une étape d’éjection du flux d’air de refroidissement Fr des conduites internes 5a-5f.

Plus précisément, dans l’exemple de la figure 5A, avant l’étape d’injection, le flux d’air de refroidissement Fr est prélevé du flux primaire F dans la veine de passage 19 en amont de la turbine basse pression 14 et stocké dans la cavité de stockage 40. Lors de l’étape d’injection, le flux d’air de refroidissement Fr est acheminé vers l’extrémité d’entrée de chaque conduite interne 5a-5f, à savoir l’extrémité amont 6a-6f dans l’exemple de la figure 5A. A la fin de l’étape d’injection, du fluide de refroidissement Fr circule dans chacune des conduites 5a-5f et récupère la chaleur de l’anneau 1 transmise par convection. La température de l’anneau 1 diminue alors tandis que celle du flux d’air de refroidissement Fr augmente.

Lors de l’étape d’éjection, le flux d’air de refroidissement Fr ressort au niveau de l’extrémité de sortie, à savoir l’extrémité aval 7a-7f dans l’exemple de la figure 5A, après avoir circulé dans chacune des conduites internes 5a-5f. La température du flux d’air de refroidissement Fr lors de l’étape d’éjection est supérieure à celle lors de l’étape d’injection, car il a récupéré la chaleur de l’anneau 1 pour le refroidir. Le flux d’air de refroidissement Fr est ensuite réinjecté dans la veine de passage 19 où il se mélange au flux primaire F.

Grâce à l’invention, le refroidissement de l’anneau 1 est réalisé de manière efficace, homogène et globale. Une circulation hélicoïdale permet de transmettre des frigories en priorité aux zones de l’anneau 1 qui sont fortement sollicitées sur le plan thermique. De manière avantageuse, cette circulation progressive permet d’homogénéiser la température entre le flux d’air de refroidissement Fr et le flux d’air F de la veine de passage 19, ce qui améliore le mélange. Le choix du diamètre, de la longueur, du nombre et de la répartition des conduites internes 5a-5f permet en outre d’opérer un refroidissement sur mesure de l’anneau 1. De plus, une conduite interne 5a-5f possède un faible encombrement et un faible coût comparé à un système de refroidissement par impact de jet de l’art antérieur. En outre, une telle conduite interne 5a-5f nécessite un flux d’air de refroidissement Fr moindre qu’un système de refroidissement par impact de jet, ce qui permet de ne pas réduire de façon notable les performances du turbomoteur.

Claims

Anneau (1) de turbine (13, 14) de turbomachine s’étendant selon un axe longitudinal X, ladite turbine (13, 14) comprenant au moins une veine de passage (19) configurée pour guider un flux d’air (F) d’amont en aval, ledit anneau (1) comprenant un corps périphérique (2) configuré pour délimiter extérieurement la veine de passage (19), anneaucaractérisé par le fait quele corps périphérique (2) comprend au moins une conduite interne (5a-5f) s’étendant hélicoïdalement autour de l’axe longitudinal X et comprenant au moins une extrémité amont (6a-6f) et au moins une extrémité aval (7a-7f), ladite conduite interne (5a-5f) étant configurée pour faire circuler un flux d’air de refroidissement (Fr) entre l’extrémité amont (6a-6f) et l’extrémité aval (7a-7f) de manière à refroidir l’anneau (1).
Anneau (1) selon la revendication 1, dans lequel le corps périphérique (2) est monobloc.
Anneau (1) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel le corps périphérique (2) comprend une pluralité de conduites internes (5a-5f) indépendantes entre elles, de préférence au moins trois, de préférence encore au moins six.
Anneau (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le corps périphérique (2) comprend au moins une conduite interne (5a-5f) en chaque position angulaire par rapport à l’axe longitudinal X, de préférence comprend un même nombre de conduites internes (5a-5f) en chaque position angulaire par rapport à l’axe longitudinal X.
Anneau (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel au moins une conduite interne (5a-5f) s’étend sur une plage angulaire (β) au moins égale à 120°, de préférence au moins égale à 180°.
Anneau (1) selon l’une des revendications 1 à 5, comprenant au moins deux conduites internes (5a-5f), dans lequel les extrémités amont (6a-6f) d’au moins deux conduites internes (5a-5f) sont décalées angulairement l’une par rapport à l’autre selon l’axe longitudinal X, de préférence, l’angle de décalage (α) entre deux extrémités amont (6a-6f) consécutives étant supérieur à 15°, de préférence supérieur à 30°.
Anneau (1) selon l’une des revendications 1 à 6, comprenant au moins deux conduites internes (5a-5f), dans lequel les extrémités amont (6a-6f) d’au moins deux conduites internes (5a-5f) sont situées dans un même plan transversal par rapport à l’axe longitudinal X.
Anneau (1) selon l’une des revendications 1 à 7, comprenant au moins deux conduites internes (5a-5f) distantes longitudinalement l’une par rapport à l’autre selon l’axe longitudinal X, de préférence, la distance longitudinale (e) séparant deux conduites internes (5a-5f) consécutives étant comprise entre 2mm et 15mm.
Anneau (1) selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel l’extrémité amont (6a-6f) et l’extrémité aval (7a-7f) d’au moins une conduite interne (5a-5f) se présentent respectivement sous la forme d’une extrémité d’entrée et d’une extrémité de sortie du flux d’air de refroidissement (Fr).
Anneau (1) selon la revendication 9, dans lequel le corps périphérique (2) comprend une face intérieure (3) tournée vers la veine de passage (19), l’extrémité de sortie débouchant au niveau de la face intérieure (3) dans la veine de passage (19), de préférence, sensiblement selon une direction tangentielle à la face intérieure (3).
Anneau (1) selon l’une des revendications 1 à 10, dans lequel le corps périphérique (2) comprend au moins une conduite de déport (8a-8f) reliée fluidiquement à une conduite interne (5a-5f) au niveau de l’extrémité amont (6a-6f), ladite conduite de déport (8a-8f) s’étendant longitudinalement vers l’aval selon l’axe longitudinal X.
Anneau (1) selon l’une des revendications 1 à 11, dans lequel le corps périphérique (2) de l’anneau (1) comprend une couche intérieure (2a) et une couche extérieure (2b) par rapport à l’axe longitudinal X qui sont indépendantes, ladite couche extérieure (2b) comprenant au moins une conduite interne (5a-5f).
Turbine (13, 14) de turbomachine s’étendant selon un axe longitudinal X, ladite turbine (13, 14) comprenant au moins une veine de passage (19) configurée pour guider un flux d’air (F) d’amont en aval, ladite turbine (13, 14) comprenant au moins un rotor (30) comprenant au moins un disque de rotor (31) monté rotatif autour de l’axe longitudinal X et une pluralité d’aubes de rotor (32) montées sur le disque de rotor (31) et s’étendant radialement dans la veine de passage (19), ladite turbine (13, 14) comprenant au moins un anneau (1) selon l’une des revendications 1 à 12, monté fixe selon l’axe longitudinal X extérieurement aux aubes de rotor (32) et délimitant extérieurement la veine de passage (19).
Turbomachine s’étendant selon un axe longitudinal X et comprenant au moins une turbine (13, 14) selon la revendication 13.
Procédé de refroidissement d’un anneau (1) selon l’une des revendications 1 à 12, comprenant :
au moins une étape d’injection d’un flux d’air de refroidissement (Fr) dans une extrémité d’au moins une conduite interne (5a-5f) afin de refroidir l’anneau (1) par circulation hélicoïdale et

au moins une étape d’éjection du flux d’air de refroidissement (Fr) d’une autre extrémité d’au moins une conduite interne (5a-5f).