FR3109401A1 - AIRCRAFT TURBOMACHINE EQUIPPED WITH FUSIBLE SCREWS - Google Patents
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Abstract
Turbomachine (1) d’aéronef, comportant une soufflante (2) reliée par un arbre (10) à un rotor (13) d’une turbine (7), le rotor (13) de la turbine (7) comportant des roues aubagées (14) reliées entre elles et à un tourillon (17) solidaire en rotation dudit arbre (10), les roues aubagées (14) étant reliées au tourillon (17) par un organe de liaison (18) qui est fixé par des vis (19) au tourillon (17), ces vis (19) s’étendant sensiblement parallèlement à un axe de rotation de l’arbre (10), caractérisée en ce qu’au moins une desdites vis (19) est fusible et configurée pour se rompre lorsqu’elle est soumise à un effort de cisaillement supérieur à un seuil prédéterminé. Figure d’abrégé : Figure 2Aircraft turbomachine (1), comprising a fan (2) connected by a shaft (10) to a rotor (13) of a turbine (7), the rotor (13) of the turbine (7) comprising bladed wheels (14) connected to one another and to a trunnion (17) integral in rotation with said shaft (10), the bladed wheels (14) being connected to the trunnion (17) by a connecting member (18) which is fixed by screws ( 19) to the journal (17), these screws (19) extending substantially parallel to an axis of rotation of the shaft (10), characterized in that at least one of the said screws (19) is fusible and configured to break when subjected to a shear force greater than a predetermined threshold. Abstract Figure: Figure 2
Description
Domaine technique de l'inventionTechnical field of the invention
L’invention concerne le domaine des turbomachines d’aéronef.The invention relates to the field of aircraft turbine engines.
Arrière-plan techniqueTechnical background
De manière bien connue, une turbomachine d’aéronef, telle qu’un turboréacteur double corps, comprend un moteur ou générateur de gaz typiquement composé d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz, d’une soufflante munie d’aubes permettant l’aspiration d’un flux d’air, d’un compresseur basse pression et d’un compresseur haute pression permettant de comprimer le flux d’air. Le flux d’air ainsi comprimé est dirigé vers au moins une chambre de combustion dans laquelle il est mélangé à un carburant et brulé. Les gaz formés dans la chambre de combustion traversent alors une turbine haute pression et une turbine basse pression situées en aval de la chambre de combustion et qui permettent d’entrainer la série de compresseurs. Les gaz formés s’échappent enfin au travers d’une tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion.In a well-known manner, an aircraft turbine engine, such as a two-spool turbojet, comprises a gas engine or generator typically composed, upstream to downstream in the direction of gas flow, of a fan provided with blades allowing the suction of an air flow, a low pressure compressor and a high pressure compressor allowing the air flow to be compressed. The flow of air thus compressed is directed towards at least one combustion chamber in which it is mixed with fuel and burned. The gases formed in the combustion chamber then pass through a high pressure turbine and a low pressure turbine located downstream of the combustion chamber and which drive the series of compressors. The gases formed finally escape through a nozzle whose section allows the acceleration of these gases to generate propulsion.
La soufflante est entrainée par un arbre basse pression. L’arbre basse pression est soutenu par un premier palier en aval de la soufflante et un deuxième palier en aval du premier palier. Le premier palier est soutenu par un premier support palier s’étendant du premier palier jusqu’à un carter intermédiaire auquel le premier support palier est relié par une liaison. Le deuxième palier est également porté par un second support palier relié au carter intermédiaire par une seconde liaison.The blower is driven by a low pressure shaft. The low pressure shaft is supported by a first bearing downstream of the fan and a second bearing downstream of the first bearing. The first bearing is supported by a first bearing support extending from the first bearing to an intermediate casing to which the first bearing support is connected by a link. The second bearing is also carried by a second bearing support connected to the intermediate casing by a second link.
Lorsqu’une aube de la soufflante se rompt, un balourd se produit sur l’arbre basse pression ce qui génère des efforts importants sur l’arbre. Ces efforts sont particulièrement importants pour les turbomachines pour lesquelles le rayon de la soufflante est grand. Pour limiter ces efforts et réduire le risque d’endommagement des turbomachines, notamment en cas de rupture d’une aube, le document FR-A1-2 845 126 propose une turbomachine dans laquelle l’organe de liaison liant le premier support de palier et le carter intermédiaire est un organe de liaison fusible destiné à se rompre lorsque les efforts de traction sur l’organe de liaison sont supérieurs à un seuil déterminé. La rupture de l’organe de liaison permet alors de désolidariser le carter intermédiaire de l’arbre basse pression et donc de limiter les efforts dans les pièces stator de la turbomachine.When a fan blade breaks, an imbalance occurs on the low-pressure shaft, which generates significant forces on the shaft. These forces are particularly important for turbomachines for which the radius of the fan is large. To limit these forces and reduce the risk of damage to turbomachines, in particular in the event of a blade breaking, document FR-A1-2 845 126 proposes a turbomachine in which the connecting member linking the first bearing support and the intermediate casing is a fusible link member intended to break when the tensile forces on the link member are greater than a determined threshold. The breakage of the connecting member then makes it possible to separate the intermediate casing from the low pressure shaft and therefore to limit the forces in the stator parts of the turbomachine.
Une telle solution permet par conséquent de réduire les efforts qui s’exercent sur les pièces stator de la turbomachine et d’améliorer les performances globales de la turbomachine en allégeant par exemple la structure de la turbomachine et sa masse globale. Cependant, cette solution s’avère insuffisante car les efforts sur l’arbre basse pression peuvent rester importants.Such a solution therefore makes it possible to reduce the forces exerted on the stator parts of the turbomachine and to improve the overall performance of the turbomachine by lightening, for example, the structure of the turbomachine and its overall mass. However, this solution turns out to be insufficient because the forces on the low-pressure shaft may remain high.
En effet, en aval de la soufflante, la turbine basse pression comprend un rotor comportant des roues aubagées. Un tourillon relie l’arbre basse pression aux roues aubagées par l’intermédiaire d’un organe de liaison.Indeed, downstream of the fan, the low pressure turbine comprises a rotor comprising bladed wheels. A trunnion connects the low pressure shaft to the bladed wheels via a connecting device.
En cas de rupture d’une aube de la soufflante, un couple de torsion dans l’arbre basse pression, résultant de l’opposition entre le couple de frottement de la soufflante, orbitant fortement du fait du balourd significatif créé par la perte d’une de ses aubes, sur le carter entourant la soufflante, et le couple généré par la turbine basse pression qui continue à entrainer l’arbre tournant basse pression, apparait quasi instantanément après la rupture de l’aube. Ce couple de torsion constitue le chargement mécanique maximal auquel l’arbre basse pression doit résister. Au-delà de ce couple, les risques d’endommagement des turbomachines sont importants.In the event of a fan blade breaking, a torsion torque in the low pressure shaft, resulting from the opposition between the friction torque of the fan, strongly orbiting due to the significant imbalance created by the loss of one of its blades, on the casing surrounding the fan, and the torque generated by the low pressure turbine which continues to drive the low pressure rotating shaft, appears almost instantaneously after the blade breaks. This torque is the maximum mechanical load that the low pressure shaft must withstand. Beyond this torque, the risks of damage to the turbomachines are significant.
La présente invention a donc pour objectif de remédier aux inconvénients ci-dessus afin d’améliorer les performances globales de la turbomachine et de réduire les risques d’endommagement de la turbomachine, notamment en cas de rupture d’une aube de soufflante.The object of the present invention is therefore to remedy the above drawbacks in order to improve the overall performance of the turbomachine and to reduce the risks of damage to the turbomachine, in particular in the event of a fan blade breaking.
A cet effet, l’invention propose une turbomachine d’aéronef, comportant une soufflante reliée par un arbre à un rotor d’une turbine, le rotor de la turbine comportant des roues aubagées reliées entre elles et à un tourillon solidaire en rotation dudit arbre, les roues aubagées étant reliées au tourillon par un organe de liaison qui est fixé par des vis au tourillon, ces vis s’étendant sensiblement parallèlement à un axe de rotation de l’arbre. La turbomachine se distingue en ce qu’au moins une desdites vis est fusible et configurée pour se rompre lorsqu’elle est soumise à un effort de cisaillement supérieur à un seuil prédéterminéTo this end, the invention proposes an aircraft turbomachine, comprising a fan connected by a shaft to a rotor of a turbine, the rotor of the turbine comprising bladed wheels connected to each other and to a pin integral in rotation with said shaft. , the bladed wheels being connected to the trunnion by a connecting member which is fixed by screws to the trunnion, these screws extending substantially parallel to an axis of rotation of the shaft. The turbomachine is distinguished in that at least one of said screws is fusible and configured to break when subjected to a shearing force greater than a predetermined threshold
Grâce à l’invention, lorsque le couple sur l’arbre devient supérieur à un seuil prédéterminé, notamment suite à la rupture d’une aube de soufflante qui créé un balourd sur l’arbre et un couple de torsion pré-déterminé, un effort de cisaillement supérieur à la résistance mécanique des vis est transmis aux vis. Cet effort de cisaillement va provoquer la rupture des vis et donc la désolidarisation de la turbine de l’arbre. L’arbre n’étant plus soumis au couple de la turbine, le couple de torsion s’appliquant sur celui-ci est ainsi réduit.Thanks to the invention, when the torque on the shaft becomes greater than a predetermined threshold, in particular following the breakage of a fan blade which creates an imbalance on the shaft and a pre-determined torsion torque, a force shear greater than the mechanical strength of the screws is transmitted to the screws. This shear force will cause the bolts to break and therefore the turbine to separate from the shaft. As the shaft is no longer subjected to the torque of the turbine, the torsion torque applied to it is thus reduced.
La turbomachine selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :The turbomachine according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken separately from each other or in combination with each other:
- l’organe de liaison comprend une bride annulaire interne de fixation au tourillon, cette bride comportant des premiers orifices alignés avec des seconds orifices d’une bride annulaire interne du tourillon, ces premiers et seconds orifices étant traversés par lesdites vis,- the connecting member comprises an internal annular flange for fixing to the trunnion, this flange comprising first orifices aligned with second orifices of an internal annular flange of the trunnion, these first and second orifices being crossed by said screws,
- la bride annulaire interne de l’organe de liaison comprend une surface cylindrique externe de centrage configurée pour coopérer avec une surface cylindrique interne complémentaire du tourillon 17,- the internal annular flange of the connecting member comprises an external cylindrical centering surface configured to cooperate with a complementary internal cylindrical surface of the pin 17,
- le tourillon comprend un rebord cylindrique définissant la surface cylindrique interne, le rebord cylindrique étant configuré pour entourer au moins en partie la bride annulaire interne de l’organe de liaison et étant configuré pour retenir radialement l’organe de liaison vers l’extérieur en cas de rupture desdites vis,- the journal comprises a cylindrical flange defining the internal cylindrical surface, the cylindrical flange being configured to at least partially surround the internal annular flange of the connecting member and being configured to retain the connecting member radially outwards in case of breakage of said screws,
- la bride annulaire interne de l’organe de liaison comprend une surface cylindrique interne de centrage configurée pour coopérer avec une surface cylindrique externe complémentaire du tourillon ou d’un élément rapporté sur le tourillon,- the internal annular flange of the connecting member comprises an internal cylindrical centering surface configured to cooperate with a complementary external cylindrical surface of the trunnion or of an element added to the trunnion,
- l’élément rapporté sur le tourillon est une virole annulaire dont au moins une partie porte des léchettes d’un joint d’étanchéité à labyrinthe et dont une autre partie forme ladite surface externe et est intercalée radialement entre la bride annulaire interne de l’organe de liaison et la bride annulaire interne du tourillon,- the insert on the trunnion is an annular ferrule, at least one part of which carries wipers of a labyrinth seal and another part of which forms said outer surface and is interposed radially between the inner annular flange of the connecting member and the internal annular flange of the trunnion,
- la virole annulaire présente une forme générale en U et comprend deux parties cylindriques s’étendant l’une autour de l’autre et portant les léchettes du joint d’étanchéité à labyrinthe, et une partie médiane de liaison des parties cylindriques et qui comprend des orifices traversés par lesdites vis,- the annular shell has a general U-shape and comprises two cylindrical parts extending one around the other and carrying the wipers of the labyrinth seal, and a middle part connecting the cylindrical parts and which comprises holes through which said screws pass,
- la partie médiane de liaison comprend un rebord annulaire intercalé entre la bride annulaire interne et la bride annulaire interne du tourillon, le rebord annulaire présentant ladite surface externe,- the middle connecting part comprises an annular flange interposed between the internal annular flange and the internal annular flange of the trunnion, the annular flange having said external surface,
- un joint annulaire d’étanchéité est intercalé radialement entre la virole et le tourillon, et par exemple entre le rebord annulaire et le tourillon,- an annular seal is interposed radially between the shell and the trunnion, and for example between the annular rim and the trunnion,
- les vis sont situées sensiblement au droit d’une extrémité aval du rotor dans le sens d’écoulement des gaz, et en particulier de la roue la plus aval de ce rotor.- the screws are located substantially in line with a downstream end of the rotor in the direction of gas flow, and in particular of the most downstream wheel of this rotor.
Brève description des figuresBrief description of figures
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :Other characteristics and advantages will emerge from the following description of a non-limiting embodiment of the invention with reference to the appended drawings in which:
Description détaillée de l'inventionDetailed description of the invention
Un exemple de turbomachine 1 d’aéronef est représenté sur la figure 1. La turbomachine 1 comprend un moteur à turbine à gaz s’étendant le long d’un axe X.An example of an aircraft turbomachine 1 is shown in FIG. 1. The turbomachine 1 comprises a gas turbine engine extending along an axis X.
Le moteur présente d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz F le long de l’axe X, une soufflante 2, au moins un compresseur tel qu’un compresseur basse pression 3 et un compresseur haute pression 4, une chambre annulaire de combustion 5, au moins une turbine telle qu’une turbine haute pression 6 et une turbine basse pression 7, et une tuyère 8.The engine has, upstream to downstream in the direction of flow of the gases F along the axis X, a fan 2, at least one compressor such as a low pressure compressor 3 and a high pressure compressor 4, a chamber combustion ring 5, at least one turbine such as a high pressure turbine 6 and a low pressure turbine 7, and a nozzle 8.
La soufflante 2 permet l’aspiration d’un flux d’air. Elle est formée d’une pluralité d’aubes 20 entrainées en rotation par un arbre 10 dont l’axe est parallèle à l’axe X de la turbomachine 1. La soufflante est entourée par un carter de rétention 11 qui assure la rétention des aubes en cas de rupture notamment. Le carter de rétention 11 présente un corps annulaire dont la surface interne est revêtue d’une couche de matériau abradable. Cette couche permet de réduire l’usure des aubes 20 de la soufflante lors d’un frottement entre les aubes 20 et le carter 11 de la soufflante.The blower 2 allows the suction of an air flow. It is formed of a plurality of blades 20 driven in rotation by a shaft 10 whose axis is parallel to the axis X of the turbomachine 1. The fan is surrounded by a retention casing 11 which ensures the retention of the blades especially in case of breakage. The retention casing 11 has an annular body whose internal surface is coated with a layer of abradable material. This layer makes it possible to reduce the wear of the blades 20 of the fan during friction between the blades 20 and the casing 11 of the fan.
La turbine est reliée à la soufflante 2 par l’arbre 10. Dans l’exemple particulier de la figure 1, la turbine basse pression 7 est reliée à la soufflante 2 et au compresseur basse pression 3 par l’arbre 10, qu’on appellera dans la suite de la description arbre basse pression 10. L’arbre basse pression 10 est libre en rotation autour de son axe.The turbine is connected to the fan 2 by the shaft 10. In the particular example of FIG. 1, the low pressure turbine 7 is connected to the fan 2 and to the low pressure compressor 3 by the shaft 10, which is will be called in the following description low pressure shaft 10. The low pressure shaft 10 is free to rotate about its axis.
La turbine haute pression 6 est quant à elle reliée au compresseur haute pression 4 par un arbre haute pression 9. L’arbre basse pression 10 est agencé à l’intérieur de l’arbre haute pression 9 de manière coaxiale et s’étend le long de l’axe X.The high pressure turbine 6 is itself connected to the high pressure compressor 4 by a high pressure shaft 9. The low pressure shaft 10 is arranged inside the high pressure shaft 9 coaxially and extends along of the X axis.
La turbine basse pression 7 est formée d’un rotor 13 comportant des roues aubagées 14 reliées entre elles. Le rotor 13 est entrainé en rotation par l’arbre basse pression 10 autour de l’axe X.The low pressure turbine 7 is formed by a rotor 13 comprising bladed wheels 14 connected together. The rotor 13 is driven in rotation by the low pressure shaft 10 around the axis X.
Par exemple, le rotor 13 de la turbine basse pression 7 comprend une série de roues munies d’aubes, chaque roue présentant une bride annulaire fixée à la bride annulaire d’une roue adjacente au moyen de boulons (non représenté).For example, the rotor 13 of the low pressure turbine 7 comprises a series of wheels fitted with blades, each wheel having an annular flange fixed to the annular flange of an adjacent wheel by means of bolts (not shown).
Comme représenté sur la figure 2, le rotor 13 est fixé à un tourillon 17 solidaire en rotation d’une extrémité aval de l’arbre basse pression 10. Le tourillon 17 est par exemple solidarisé à l’arbre basse pression 10 au moyen de cannelures externes formées sur la surface externe de l’arbre basse pression 10 (non représentées) et engagées dans des cannelures internes complémentaires du tourillon 17. Dans un autre exemple, le tourillon 17 et l’arbre basse pression 10 forment une même pièce.As shown in Figure 2, the rotor 13 is fixed to a journal 17 integral in rotation with a downstream end of the low pressure shaft 10. The journal 17 is for example secured to the low pressure shaft 10 by means of splines external formed on the outer surface of the low pressure shaft 10 (not shown) and engaged in complementary internal splines of the journal 17. In another example, the journal 17 and the low pressure shaft 10 form the same part.
Le tourillon 17 permet de relier l’arbre basse pression 10 au rotor 13 de la turbine basse pression 7. Plus particulièrement, le tourillon 17 est relié aux roues aubagées 14 par un organe de liaison 18 qui est fixé par des vis 19 au tourillon 17.The trunnion 17 makes it possible to connect the low pressure shaft 10 to the rotor 13 of the low pressure turbine 7. More particularly, the trunnion 17 is connected to the bladed wheels 14 by a connecting member 18 which is fixed by screws 19 to the trunnion 17 .
Comme représenté sur les figures 2 et 3, l’organe de liaison 18 présente un bras 18a s’étendant transversalement par rapport à l’axe X de la turbomachine 1 et une bride annulaire interne 18b à la périphérie interne du bras 18a. La bride annulaire 18b comprend des premiers orifices axiaux 18c de préférence régulièrement répartis sur la circonférence de la bride annulaire 18b.As shown in Figures 2 and 3, the connecting member 18 has an arm 18a extending transversely relative to the axis X of the turbomachine 1 and an internal annular flange 18b at the internal periphery of the arm 18a. The annular flange 18b comprises first axial orifices 18c preferably regularly distributed over the circumference of the annular flange 18b.
Le tourillon 17 présente un corps 17a s’étendant à partir de l’arbre basse pression 10 et comportant à son extrémité une bride annulaire 17b. Plus particulièrement, la bride annulaire interne 17b du tourillon 17 comprend des seconds orifices axiaux 17c alignés avec les premiers orifices 18c. Ces orifices 18c, 17c sont traversés par les vis 19 pour fixer les brides 17b et 18b.The pin 17 has a body 17a extending from the low pressure shaft 10 and comprising at its end an annular flange 17b. More particularly, the internal annular flange 17b of the trunnion 17 comprises second axial orifices 17c aligned with the first orifices 18c. These holes 18c, 17c are crossed by the screws 19 to fix the flanges 17b and 18b.
La bride annulaire interne 18b de l’organe de liaison 18 coopère ainsi avec la bride annulaire 17b du tourillon 17.The internal annular flange 18b of the connecting member 18 thus cooperates with the annular flange 17b of the pin 17.
Préférentiellement, la bride 18b de l’organe de liaison 18 est située en amont de la bride 17b du tourillon 17 dans le sens d’écoulement des gaz F.Preferably, the flange 18b of the connecting member 18 is located upstream of the flange 17b of the journal 17 in the direction of flow of the gases F.
Les vis 19 s’étendent selon un axe d’allongement Y parallèle à l’axe X.The screws 19 extend along an axis of elongation Y parallel to the axis X.
Selon l’invention, au moins une des vis 19 est fusible et configurée pour se rompre lorsqu’elle est soumise à un effort de cisaillement supérieur à un seuil prédéterminé. La rupture de la vis 19 fusible induit une répartition des efforts dans l’ensemble des vis 19 provoquant la rupture desdites vis 19. Ainsi, lorsqu’une seule des vis 19 est fusible, alors l’ensemble des vis 19 est tout de même rompu compte tenu des efforts exercés sur les vis 19 non fusibles.According to the invention, at least one of the screws 19 is fusible and configured to break when subjected to a shear force greater than a predetermined threshold. The breakage of fusible screw 19 induces a distribution of the forces in all of the screws 19 causing the rupture of said screws 19. Thus, when only one of the screws 19 is fusible, then all of the screws 19 are still broken. taking into account the forces exerted on the non-fusible screws 19.
Par ailleurs, la bride 18b de l’organe de liaison 18 étant préférentiellement située en amont de la bride 17b du tourillon 17, permet d’éviter le recul du rotor 13 suite à la rupture des vis 19.Furthermore, the flange 18b of the connecting member 18 being preferably located upstream of the flange 17b of the journal 17, makes it possible to avoid the recoil of the rotor 13 following the breakage of the screws 19.
Selon un mode préféré, au moins deux des vis 19 ou l’ensemble des vis 19 sont fusibles et configurées pour se rompre lorsqu’elles sont soumises à un effort de cisaillement supérieur à un seuil prédéterminé.According to a preferred mode, at least two of the screws 19 or all of the screws 19 are fusible and configured to break when they are subjected to a shearing force greater than a predetermined threshold.
La résistance mécanique en cisaillement de la vis 19 fusible est déterminée en fonction du seuil de couple à partir duquel une désolidarisation du rotor 13 et de l’arbre basse pression 10 est souhaitée et pourra être calculée au cas par cas par l’homme de l’art. La résistance mécanique de la vis fusible prend en compte notamment la température de la turbomachine 1, la fatigue thermique de la vis 19 fusible liée aux variations thermiques répétées au sein de la turbomachine 1 et la fatigue mécanique liée aux variations de couple dans la turbomachine 1. Préférentiellement, les vis 19 fusibles sont situées au droit de l’extrémité aval du rotor 13 dans le sens d’écoulement des gaz F. Les vis 19 fusibles sont par exemple situées au droit de la roue la plus aval du rotor 13.The mechanical shear resistance of screw 19 fuse is determined according to the torque threshold from which separation of rotor 13 and low pressure shaft 10 is desired and can be calculated on a case-by-case basis by the person skilled in the art. 'art. The mechanical resistance of the fuse screw takes into account in particular the temperature of the turbomachine 1, the thermal fatigue of the fuse screw 19 linked to the repeated thermal variations within the turbomachine 1 and the mechanical fatigue linked to the torque variations in the turbomachine 1 Preferably, the fuse screws 19 are located in line with the downstream end of the rotor 13 in the direction of flow of the gases F. The fuse screws 19 are for example located in line with the most downstream wheel of the rotor 13.
Comme visible sur la figure 3, les vis 19 présentent une tête de vis 20 prenant appui sur une surface de la bride 18b de l’organe de liaison 18. Les vis 19 présentent une extrémité filetée opposée à la tête de vis 20 sur laquelle est monté un écrou 21. L’écrou 21 prend appui sur une surface de la bride 17b du tourillon 17. Optionnellement, une rondelle 22 est agencée entre l’écrou 21 et la surface extérieure de la bride 17b du tourillon 17.As seen in Figure 3, the screws 19 have a screw head 20 resting on a surface of the flange 18b of the connecting member 18. The screws 19 have a threaded end opposite the screw head 20 on which is mounted a nut 21. The nut 21 rests on a surface of the flange 17b of the trunnion 17. Optionally, a washer 22 is arranged between the nut 21 and the outer surface of the flange 17b of the trunnion 17.
Lorsqu’il y a rupture des vis 19 fusibles, les brides 17b, 18b ne sont plus fixées ensemble mais la bride 18b de l’organe de liaison 18 est maintenue en butée axiale contre la bride 17b du tourillon 17 grâce à la trainée du rotor 13 pendant la décélération de la turbomachine 1.When the screws 19 fuse break, the flanges 17b, 18b are no longer fixed together but the flange 18b of the connecting member 18 is held in axial abutment against the flange 17b of the journal 17 thanks to the drag of the rotor 13 during the deceleration of turbomachine 1.
Dans un mode de réalisation préféré de l’invention, la bride annulaire 17b du tourillon présente un rebord cylindrique 171 qui entoure au moins en partie la bride annulaire 18b de l’organe de liaison 18. Le rebord externe 171 forme une surface cylindrique interne complémentaire 172 sur laquelle prend appui radialement une surface externe de centrage 181 de la bride annulaire 18b. Ainsi, lors d’une rupture des vis 19 entrainant une désolidarisation du rotor 13 et de l’arbre basse pression 10, le rebord cylindrique 171 de la bride annulaire 17b du tourillon 17 retient radialement l’organe de liaison 18. Ceci permet d’augmenter la sécurité de la turbomachine 1 en cas de rupture de l’aube 20.In a preferred embodiment of the invention, the annular flange 17b of the trunnion has a cylindrical rim 171 which at least partially surrounds the annular flange 18b of the connecting member 18. The outer rim 171 forms a complementary internal cylindrical surface. 172 on which bears radially an outer centering surface 181 of the annular flange 18b. Thus, when the screws 19 break, causing the rotor 13 and the low pressure shaft 10 to separate, the cylindrical rim 171 of the annular flange 17b of the journal 17 radially retains the connecting member 18. This makes it possible to increase the safety of the turbomachine 1 in the event of the blade 20 breaking.
Comme représenté sur la figure 3, la bride annulaire 18b de l’organe de liaison 18 comprend une surface interne de centrage 182 configurée pour coopérer avec une surface externe complémentaire 234 de la bride 17b du tourillon 17 ou d’un élément rapporté sur le tourillon 17.As shown in Figure 3, the annular flange 18b of the connecting member 18 comprises an internal centering surface 182 configured to cooperate with a complementary external surface 234 of the flange 17b of the trunnion 17 or of an element attached to the trunnion 17.
L’élément rapporté sur le tourillon 17 est par exemple une virole annulaire 23 qui est entièrement visible à la figure 2 et partiellement visible à la figure 3. La virole 23 présente une forme de U dont l’ouverture est orientée en direction axiale, ici vers l’amont. La virole 23 comprend deux parties cylindriques 231, 232 s’étendant l’une autour de l’autre, par exemple une partie cylindrique externe 231 et une partie cylindrique interne 232, reliées entre elles par une partie médiane de liaison 233 s’étendant radialement par rapport à l’axe X de la turbomachine. Les parties cylindriques 231, 232 s’étendent transversalement par rapport à la partie médiane de liaison 233.The element attached to the trunnion 17 is for example an annular ferrule 23 which is entirely visible in FIG. 2 and partially visible in FIG. upstream. The shroud 23 comprises two cylindrical parts 231, 232 extending one around the other, for example an outer cylindrical part 231 and an inner cylindrical part 232, connected to each other by a middle connecting part 233 extending radially with respect to the axis X of the turbomachine. The cylindrical parts 231, 232 extend transversely with respect to the middle connecting part 233.
La partie médiane 233 est agencée contre la bride annulaire interne 18b de l’organe de liaison 18 qui est intercalée axialement entre la partie médiane 233 et la bride interne 17b du tourillon 17. La partie médiane 233 comprend des orifices 23c alignés avec les premiers et seconds orifices 18c, 17c et est traversés par les vis 19. Ainsi, la partie médiane 233 coopère avec les brides 18b et 17b.The middle part 233 is arranged against the inner annular flange 18b of the connecting member 18 which is interposed axially between the middle part 233 and the inner flange 17b of the journal 17. The middle part 233 comprises orifices 23c aligned with the first and second orifices 18c, 17c and is crossed by the screws 19. Thus, the middle part 233 cooperates with the flanges 18b and 17b.
Préférentiellement, la partie médiane 233 comprend un rebord annulaire 234 présentant une surface cylindrique externe 235 intercalée radialement entre la bride annulaire 18b de l’organe de liaison 18 et la bride annulaire 17b du tourillon 17. De manière préférée, un joint d’étanchéité 24 est intercalé radialement entre la virole 23 et le tourillon 17. Par exemple, le joint d’étanchéité 24 est intercalé radialement entre le rebord annulaire 234 et la bride annulaire 17b du tourillon 17. Le joint 24 est retenu axialement par un épaulement de la virole 23.Preferably, the middle part 233 comprises an annular rim 234 having an outer cylindrical surface 235 interposed radially between the annular flange 18b of the connecting member 18 and the annular flange 17b of the pin 17. Preferably, a seal 24 is interposed radially between the ferrule 23 and the pin 17. For example, the seal 24 is interposed radially between the annular rim 234 and the annular flange 17b of the pin 17. The seal 24 is retained axially by a shoulder of the ferrule 23.
Préférentiellement, une partie de la virole 23 porte des léchettes 25 d’un joint d’étanchéité à labyrinthe. Par exemple, chacune des parties cylindriques 232, 231 à son extrémité libre amont des léchettes 25 annulaires de joints d’étanchéité à labyrinthe. Ces léchettes 25 sont destinées à coopérer avec des revêtements annulaires abradables 251 entourant les léchettes 25 pour former des joints d’étanchéité à labyrinthe. Ces revêtements 251 sont portés par un stator 28 de la turbine 7.Preferably, part of the ferrule 23 carries wipers 25 of a labyrinth seal. For example, each of the cylindrical parts 232, 231 at its free end upstream of the annular wipers 25 of the labyrinth seals. These wipers 25 are intended to cooperate with annular abradable coatings 251 surrounding the wipers 25 to form labyrinth seals. These coatings 251 are carried by a stator 28 of the turbine 7.
Lorsque survient une rupture de l’aube 20 de soufflante 2, un couple de torsion s’exerce sur l’arbre basse pression 10 qui peut devenir supérieur à un seuil maximum tolérable déterminé par l’homme de l’art. Selon l’invention, il y a alors un effort de cisaillement qui est transmis à la ou aux vis 19 fusibles supérieur à la résistance en cisaillement desdites vis 19 qui vont alors se rompre. Cette rupture des vis 19 fusibles va permettre de désolidariser le rotor 13 de l’arbre basse pression 10 et donc de réduire le couple sur l’arbre 10. Les risques d’endommagements de la turbomachine 1 sont ainsi réduits et la section de l’arbre 10 peut être réduite afin de diminuer la masse et l’encombrement du rotor 13 basse-pression par exemple. Par ailleurs, les chargements mécaniques sur les structures stator de la turbomachine 1 sont réduits. Cela permet de réduire la masse des structures de la turbomachine 1 et d’en réduire son encombrement pour améliorer les performances de la turbomachine 1.
When the blade 20 of the fan 2 breaks, a torque is exerted on the low-pressure shaft 10 which can become greater than a maximum tolerable threshold determined by those skilled in the art. According to the invention, there is then a shear force which is transmitted to the fuse screw or screws 19 greater than the shear resistance of said screw 19 which will then break. This rupture of the fuse screws 19 will make it possible to separate the rotor 13 from the low pressure shaft 10 and therefore to reduce the torque on the shaft 10. The risks of damage to the turbomachine 1 are thus reduced and the section of the shaft 10 can be reduced in order to reduce the mass and size of the low-pressure rotor 13 for example. Furthermore, the mechanical loads on the stator structures of the turbomachine 1 are reduced. This makes it possible to reduce the mass of the structures of the turbomachine 1 and to reduce its size in order to improve the performance of the turbomachine 1.
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