FR3108934A1 - Dispositif de drainage pour une turbomachine d’aeronef - Google Patents

Dispositif de drainage pour une turbomachine d’aeronef Download PDF

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Abstract

Dispositif (30) de drainage pour une turbomachine d’aéronef, comportant un conduit longitudinal (32) tubulaire comportant un alésage interne (38) de circulation d’un premier fluide, le conduit comportant une première extrémité longitudinale (34) configurée pour être engagée dans un premier orifice (25) et une seconde extrémité longitudinale (36) configurée pour être engagée dans un second orifice (28), caractérisé en ce que le conduit comprend des nervures longitudinales (46) en saillie sur une surface cylindrique externe du conduit, au moins au niveau de ladite seconde extrémité longitudinale, afin de former des passages longitudinaux (48) de circulation d’un second fluide entre ces nervures, à l’intérieur dudit second orifice. Figure pour l'abrégé : Figure 2

Description

DISPOSITIF DE DRAINAGE POUR UNE TURBOMACHINE D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne un dispositif de drainage pour une turbomachine d’aéronef.
Arrière-plan technique
Une turbomachine d’aéronef utilise plusieurs fluides dont certains doivent être drainés par exemple en vue de leur recyclage. C’est notamment le cas des huiles de lubrification de paliers qui doivent être recyclées avant d’être réutilisées.
Les paliers d’une turbomachine sont en général logés dans des enceintes de lubrification dans lesquelles règnent des pressions prédéterminées. Les huiles drainées provenant de deux enceintes de lubrification distinctes ont une différence de pression qu’il peut être utile de conserver pour améliorer la récupération d’huile. Il existe donc un besoin d’optimiser le drainage de fluides différents afin d’éviter qu’ils se mélangent.
La présente invention apporte une solution simple, efficace et économique à ce besoin.
L’invention propose ainsi un dispositif de drainage pour une turbomachine d’aéronef, comportant un conduit longitudinal tubulaire comportant un alésage interne de circulation d’un premier fluide, le conduit comportant une première extrémité longitudinale configurée pour être engagée dans un premier orifice et une seconde extrémité longitudinale configurée pour être engagée dans un second orifice, caractérisé en ce que le conduit comprend des nervures longitudinales en saillie sur une surface cylindrique externe du conduit, au moins au niveau de ladite seconde extrémité longitudinale, afin de former des passages longitudinaux de circulation d’un second fluide entre ces nervures, à l’intérieur dudit second orifice, et en ce que ladite seconde extrémité traverse ledit second orifice et est engagée dans un troisième orifice d’un embout de raccordement fluidique, cet embout comportant un premier port de sortie du premier fluide qui est en communication fluidique avec ledit alésage du conduit, et un second port de sortie dudit second fluide qui est en communication fluidique avec lesdits passages.
Le conduit est ainsi conçu pour assurer le drainage de deux fluides distincts, sans risque de mélange de ces fluides. Un premier fluide est destiné à circuler dans l’alésage du conduit, depuis le premier orifice jusqu’au second orifice. Un second fluide est destiné à circuler autour et le long du conduit en circulant dans les passages définis par les nervures. Les nervures peuvent prendre appui sur une surface cylindrique interne du second orifice et peuvent participer au centrage du conduit dans cet orifice. Le second fluide s’écoule alors entre le conduit et la surface interne du second orifice, entre les nervures du conduit.
On comprend dès lors qu’un unique orifice qui recevrait la seconde extrémité du conduit pourrait être utilisé pour évacuer les premier et second fluides tout en gardant les fluides séparés.
Le dispositif 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 :
- la première extrémité comprend une gorge annulaire de réception d’un joint annulaire d’étanchéité ;
- la seconde extrémité comprend une gorge annulaire de réception d’un joint annulaire d’étanchéité coopérant avec ledit embout ;
- ledit embout comprend une extrémité tubulaire de raccordement, qui s’étend autour et à distance du conduit et qui comprend une gorge annulaire de réception d’un joint annulaire d’étanchéité ;
- ledit embout comprend au moins une patte de fixation.
La présente invention concerne également une turbomachine d’aéronef, comportant au moins un dispositif tel que décrit ci-dessus.
Le dispositif 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 :
- la turbomachine comprend une pièce comportant une cavité interne de drainage, cette pièce comportant en outre - un orifice d’entrée du premier fluide dans laquelle est engagée ladite première extrémité du conduit, cet orifice d’entrée débouchant dans ladite cavité en l’absence dudit conduit,
un orifice d’entrée du second fluide débouchant dans ladite cavité, et
un orifice unique de sortie des premier et second fluides dans laquelle est engagée ladite seconde extrémité du conduit dont les nervures sont en appui par leurs sommets sur une surface cylindrique interne de cet orifice de sortie ;
- la seconde extrémité du conduit traverse l’orifice de sortie de la pièce et est engagée dans ledit embout qui est fixé sur ladite pièce ;
- ladite pièce est un carter intermédiaire, ladite cavité interne étant la cavité interne d’un bras tubulaire de ce carter ;
- lesdits premier et second fluide sont de l’huile, ledit orifice d’entrée du premier fluide étant relié à un système de collecte d’huile de lubrification d’un premier palier de la turbomachine, ledit orifice d’entrée du second fluide étant relié à un système de collecte d’huile de lubrification d’un second palier, ledit orifice de sortie étant relié à un système de recyclage d’huile.
Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
la figure 1 est une vue très schématique en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef,
la figure 2 est une vue schématique partielle en coupe axiale d’un carter intermédiaire d’une turbomachine d’aéronef, ce carter intermédiaire étant équipé d’un dispositif de drainage selon un mode de réalisation de l’invention,
la figure 3 est une vue schématique en coupe au niveau d’un orifice de sortie du carter intermédiaire de la figure 2,
la figure 4 est une vue très schématique en perspective d’un embout de raccordement fixé au carter intermédiaire de la figure 2,
la figure 5 est une vue similaire à celle de la figure 2 et montrant le cheminement de fluides drainés,
la figure 6 est une vue similaire à celle de la figure 3 et montrant le cheminement des fluides drainés,
la figure 7 est une vue similaire à celle de la figure 4 et montrant le cheminement des fluides drainés.
Description détaillée de l'invention
La figure 1 montre de manière schématique une turbomachine 10 d’aéronef qui comprend de manière classique un générateur de gaz 12 dont un arbre entraîne une soufflante 14 qui est ici entourée par un carter 15. Le générateur de gaz 12 comprend au moins un compresseur 16, une chambre de combustion 18 et au moins une turbine 20.
Dans le cas d’une turbomachine à double flux, respectivement primaire et secondaire, la soufflante 14 génère un flux d’air qui se divise en un flux primaire qui pénètre dans le générateur de gaz 12 et en un flux secondaire qui s’écoule autour du générateur de gaz.
Le flux primaire s’écoule d’abord dans un compresseur basse pression 16a (BP) puis dans un compresseur haute pression 16b (HP), les compresseurs BP et HP étant séparés l’un de l’autre par un carter appelé carter intermédiaire.
Le carter intermédiaire 22 comprend un moyeu 22a centré sur l’axe X de la turbomachine et relié à des bras 22b qui s’étendent radialement vers l’extérieur depuis le moyeu et sont reliés à leurs extrémité radialement externes au carter 15. Ces bras 22b comportent chacun une première partie 22bb1, radialement interne, qui traverse le flux primaire, et une seconde partie 22b2, radialement externe, qui traverse le flux secondaire.
Le rotor 16a du compresseur BP est relié au rotor de la turbine BP par un arbre BP, et le rotor du compresseur HP 16b est relié au rotor de la turbine HP par un arbre HP. Ces arbres sont guidés en rotation par des paliers, en général à roulement, qui sont logés dans des enceintes de lubrification dans lesquelles sont injectées de l’huile de lubrification.
L’huile qui a lubrifié les paliers se réchauffe par absorption d’énergie calorifique et peut être polluée par des particules. Elle doit donc être recyclée avant d’être réutilisée dans la turbomachine.
L’huile est alors drainée depuis les enceintes de lubrification par un circuit de drainage et de recyclage.
L’invention propose un dispositif de drainage qui peut être utilisé dans ce contexte particulier ou dans un autre contexte de drainage de fluide dans une turbomachine d’aéronef.
Les figures 2 à 7 illustrent un mode de réalisation de ce dispositif 30 qui comprend un conduit longitudinal tubulaire 32 monté dans des orifices d’une pièce qui est ici un carter intermédiaire 22.
Le carter intermédiaire 22 est partiellement visible à la figure 2 qui montre une cavité interne 24 d’un de ses bras 22b, qui peut être située au niveau de la veine d’écoulement du flux primaire, de la veine d’écoulement du flux secondaire, voire entre ces veines.
Le bras 22b comportant la cavité 24 est de préférence situé dans une partie inférieure de la turbomachine, par exemple au niveau de ou au voisinage de la position à 6 heures par analogie avec le cadran d’une horloge.
La cavité 24 forme une cavité de circulation d’huile et est en communication fluidique avec deux orifices d’entrée d’huile 25, 26, respectivement d’un premier fluide et d’un second fluide, et un orifice 28 unique de sortie d’huile.
Dans l’exemple représenté, un des orifices d’entrée 25 est situé à l’amont et l’autre des orifices d’entrée 26 est situé à une extrémité radialement interne de la cavité 24 (en haut dans le dessin). Le second orifice 26 débouche directement dans la cavité 24. Le premier orifice 25 est destiné à recevoir le conduit 32 et ne débouche pas dans la cavité lorsque ce conduit est monté de manière étanche dans cet orifice. On comprend donc, qu’en l’absence de conduit 32, les huiles provenant des orifices 25, 26 se mélangerait dans la cavité 24 et seraient plus difficiles à récupérer en particulier du fait qu’elles auraient la même pression, comme évoqué dans ce qui précède.
L’orifice de sortie 28 est situé à une extrémité radialement externe de la cavité 24 et est également destiné à recevoir le conduit 32.
L’écoulement de l’huile depuis les orifices d’entrée 25, 26 jusqu’à l’orifice de sortie 28 peut se faire par gravité seulement, du fait de la position du bras 22b à 6 heures par analogie avec le cadran d’une horloge.
Le conduit 32 comprend un alésage interne 38 de circulation d’un premier fluide, depuis l’orifice d’entrée 25 jusqu’à l’orifice de sortie 28.
La première extrémité 34 du conduit 32 est engagée dans l’orifice d’entrée 25. Cette extrémité 34 comporte une gorge annulaire de réception d’un joint annulaire d’étanchéité 38 destiné à coopérer avec une surface cylindrique interne de l’orifice 25.
La seconde extrémité 36 du conduit 32 traverse l’orifice de sortie 28 et est engagée dans un orifice 40 d’un embout de raccordement 42 rapporté et fixé à l’aval du carter intermédiaire 22. Cette extrémité 36 comporte une gorge annulaire de réception d’un joint annulaire d’étanchéité 44 destiné à coopérer avec une surface cylindrique interne de l’orifice 40.
L’embout 42 peut comprendre une butée axiale 45 destinée à coopérer avec l’extrémité 36 et définissant une position de référence du conduit 32 dans l’embout 42.
Le conduit 32 comprend des nervures longitudinales 46 en saillie sur une surface cylindrique externe du conduit, au moins au niveau de son extrémité 36, afin de former des passages longitudinaux 48 de circulation de fluide entre ces nervures, à l’intérieur de l’orifice 28 (figure 3).
Les nervures 46 peuvent s’étendre sur une longueur représentant environ 10 à 30% de la longueur ou étendue longitudinale du conduit 32.
Elles sont par exemple au nombre de trois et avantageusement régulièrement réparties autour de l’axe longitudinal du conduit. Les extrémités radialement externes des nervures 46 sont situées sur une circonférence dont le diamètre est déterminé pour que le conduit 32 soit monté de manière ajustée à l’intérieur de l’orifice 28 du carter intermédiaire 22.
La figure 3 permet de voir que les passages ont en section une forme sensiblement triangulaire même si cette forme n’est pas limitative.
L’embout 42 comporte un premier port 50 de sortie de fluide qui est en communication fluidique avec l’alésage 38 du conduit 32, et un second port 52 de sortie de fluide qui est en communication fluidique avec les passages 48.
Les ports 50, 52 sont situés d’un même côté de l’embout 42, ici aval, qui comprend du côté opposé une extrémité tubulaire de raccordement 54, qui s’étend autour et à distance du conduit 32 et qui comprend une gorge annulaire de réception d’un joint annulaire d’étanchéité 56.
L’embout 42 comprend au moins une patte de fixation 58 sur le carter intermédiaire 22, et en particulier sur un bossage 60 de ce carter dans lequel est formé l’orifice 28 précité (figue 4). La patte 58 comprend un ou des orifices de passage de vis vissées dans des trous taraudés du carter intermédiaire 22.
Le drainage de l’huile peut être réalisé de la façon suivante, en référence aux figures 5 à 7.
De l’huile s’écoule de l’orifice d’entrée 25 dans l’alésage 38 du conduit 32 et est acheminée depuis cet orifice jusqu’à l’extrémité opposée du conduit 32. Cette huile est alors déversée dans le port 50 de l’embout 42 pour être évacuée (flèches F1).
De l’huile provenant d’une autre zone de la turbomachine s’écoule directement dans la cavité interne 24 du carter 22, via l’orifice d’entrée 26, et s’écoule jusqu’au voisinage de l’orifice de sortie 28. Elle passe alors à travers les passages 48 précités pour être évacuée jusque dans le second port 52 de l’embout 42 (flèches F2).
Les huiles sont ainsi drainées et évacuées sans risque de mélange.
L’invention présente de nombreux avantages parmi lesquels :
- une simplification de l’interface sur la pièce (carter intermédiaire) : il suffit d’un seul orifice de sortie pour gérer les deux drainages,
- une réduction de masse : la présence d’un seul orifice de sortie implique d’avoir un bossage plut petit de formation de cet orifice, et donc une masse réduite par rapport à une pièce à deux orifices de sortie,
- une récupération d’huile sans risque de mélange, ce qui permet de conserver une potentielle différence de pression entre deux huiles permettant de faciliter leur récupération.

Claims (10)

  1. Dispositif (30) de drainage pour une turbomachine d’aéronef, comportant un conduit longitudinal (32) tubulaire comportant un alésage interne (38) de circulation d’un premier fluide, le conduit comportant une première extrémité longitudinale (34) configurée pour être engagée dans un premier orifice (25) et une seconde extrémité longitudinale (36) configurée pour être engagée dans un second orifice (28), caractérisé en ce que le conduit comprend des nervures longitudinales (46) en saillie sur une surface cylindrique externe du conduit, au moins au niveau de ladite seconde extrémité longitudinale, afin de former des passages longitudinaux (48) de circulation d’un second fluide entre ces nervures, à l’intérieur dudit second orifice, et en ce que ladite seconde extrémité (36) traverse ledit second orifice (28) et est engagée dans un troisième orifice (40) d’un embout (42) de raccordement fluidique, cet embout comportant un premier port (50) de sortie du premier fluide qui est en communication fluidique avec ledit alésage du conduit, et un second port (52) de sortie dudit second fluide qui est en communication fluidique avec lesdits passages (48).
  2. Dispositif (30) selon la revendication 1, dans lequel la première extrémité (34) comprend une gorge annulaire de réception d’un joint annulaire (38) d’étanchéité.
  3. Dispositif (30) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la seconde extrémité (36) comprend une gorge annulaire de réception d’un joint annulaire (44) d’étanchéité coopérant avec ledit embout (42).
  4. Dispositif (30) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ledit embout (42) comprend une extrémité tubulaire (54) de raccordement, qui s’étend autour et à distance du conduit (32) et qui comprend une gorge annulaire de réception d’un joint annulaire (56) d’étanchéité.
  5. Dispositif (30) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel ledit embout (42) comprend au moins une patte de fixation (58).
  6. Turbomachine d’aéronef, comportant au moins un dispositif (30) selon l’une des revendications précédentes.
  7. Turbomachine selon la revendication précédente, comprenant une pièce comportant une cavité interne (24) de drainage, cette pièce comportant en outre :
    - un orifice (25) d’entrée du premier fluide dans laquelle est engagée ladite première extrémité (34) du conduit (32), cet orifice d’entrée débouchant dans ladite cavité en l’absence dudit conduit,
    - un orifice (26) d’entrée du second fluide débouchant dans ladite cavité, et
    - un orifice (28) unique de sortie des premier et second fluides dans laquelle est engagée ladite seconde extrémité (36) du conduit dont les nervures (46) sont en appui par leurs sommets sur une surface cylindrique interne de cet orifice de sortie.
  8. Turbomachine, selon la revendication 7, le dispositif (30) étant tel que défini à l’une des revendications 3 à 6, dans laquelle la seconde extrémité (36) du conduit (32) traverse l’orifice de sortie (28) de la pièce et est engagée dans ledit embout (42) qui est fixé sur ladite pièce.
  9. Turbomachine selon la revendication 7 ou 8, dans laquelle ladite pièce est un carter intermédiaire (22), ladite cavité interne (24) étant la cavité interne d’un bras tubulaire de ce carter.
  10. Turbomachine selon l’une des revendications 6 à 9, dans laquelle lesdits premier et second fluide sont de l’huile, ledit orifice (25) d’entrée du premier fluide étant relié à un système de collecte d’huile de lubrification d’un premier palier de la turbomachine, ledit orifice (28) d’entrée du second fluide étant relié à un système de collecte d’huile de lubrification d’un second palier, ledit orifice de sortie (28) étant relié à un système de recyclage d’huile.
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Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130161223A1 (en) * 2011-12-23 2013-06-27 Michael Tessier Drain Cup
US20150369081A1 (en) * 2013-01-08 2015-12-24 Borgwarner Inc. An oil drain for the bearing housing of a turbocharger
FR3075867A1 (fr) * 2017-12-22 2019-06-28 Safran Aircraft Engines Dispositif de deshuilage d'une enceinte de lubrification de turbomachine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130161223A1 (en) * 2011-12-23 2013-06-27 Michael Tessier Drain Cup
US20150369081A1 (en) * 2013-01-08 2015-12-24 Borgwarner Inc. An oil drain for the bearing housing of a turbocharger
FR3075867A1 (fr) * 2017-12-22 2019-06-28 Safran Aircraft Engines Dispositif de deshuilage d'une enceinte de lubrification de turbomachine

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