FR3117531A1 - Ensemble de turbine - Google Patents

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Abstract

La présente invention concerne un ensemble de turbine (10) pour une turbomachine (1) s’étendant autour d’un axe, comprenant un ensemble de rotor, un ensemble de stator, et des moyens d’étanchéité, les moyens d’étanchéité séparant une première cavité (C1) d’une deuxième cavité (C2). L’ensemble de turbine (10) comprend au moins deux éléments (121, 122) de rotor assemblés par au moins un boulon (50) de fixation, ledit au moins un boulon (50) de fixation comprenant une vis (51) et un écrou (52), l’écrou (52) étant situé dans la première cavité (C1) et présentant un dispositif d’accélération d’un flux d’air au sein de la première cavité (C1), le dispositif d’accélération du flux d’air comprenant au moins une ailette (55) en saillie de l’écrou (52), l’ailette (55) s’étendant selon une direction radiale partant d’un axe de révolution (I) de l’écrou (52). Figure pour l’abrégé : Fig. 1

Description

Ensemble de turbine
DOMAINE DE L'INVENTION
La présente invention se rapporte au domaine général de l’étanchéité d’une turbine haute pression d’une turbomachine à double corps, telle qu’un turboréacteur d’avion. Plus précisément, l’invention concerne un ensemble de turbine comprenant un dispositif d’accélération d’un flux d’air à des fins de ventilation.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Les turbomachines comprennent une turbine récupérant une partie de l'énergie dégagée par la combustion de carburant pour entraîner une soufflante qui génère la poussée.
Dans les turbomachines à double flux, la turbine est généralement constituée d'un ou plusieurs étages (stator-rotor) à haute pression (HP) et d'un ou plusieurs étages à basse pression (BP).
On constate qu’une problématique liée aux turbines BP, est la maitrise d’étanchéité des cavités C1 et C2 inter disques. Typiquement, la cavité C1 est une cavité amont de la turbine BP et la cavité C2 est une cavité ouverte vers l’aval de la turbine BP. Traditionnellement, une turbine comprend une pluralité d’étages dont un premier étage est formé d’un premier stator à aubes (un redresseur) et d’autres étages chacun formé d’un stator à aubes (un autre redresseur) et d’un rotor à aubes (une autre roue mobile) respectif. Les stators sont fixés à un carter de la turbomachine, les rotors tournent à l’intérieur du carter de la turbomachine et sont solidaires en rotation en étant entrainés ensemble en rotation via un arbre commun.
Les cavités inter disques mentionnées sont disposées entre un rotor et un stator ou entre deux disques de rotor. Par exemple, une première cavité amont et une deuxième cavité aval.
La première cavité (ou cavité amont) et la deuxième cavité (ou cavité aval) sont séparées par des moyens d’étanchéité comme un joint à labyrinthe ou des trous d’alimentation.
Dans un objectif de refroidissement, du fluide est injecté dans la première cavité, pour refroidir l’amont de la turbine BP.
Toutefois, il est plus difficile de refroidir la cavité C3 en aval de turbine BP par de l’air de refroidissement car cette cavité est éloignée du prélèvement d’air dans la turbomachine généralement situé en sortie du compresseur basse pression (voir ).
Par ailleurs, il est cherché à séparer le refroidissement de la cavité amont C1 de la turbine BP du refroidissement qui se dirige vers la cavité aval C3 de la turbine BP. La maîtrise de l’étanchéité à ce niveau est toutefois complexe, car elle se situe à l’interface entre deux rotors.
Le document EP3234309 propose des rotors pourvus de pales afin de réduire la pression au niveau d’un joint labyrinthe. Ces pales permettent de limiter les fuites au niveau des joints à labyrinthe mais ce document ne vise en rien à améliorer le refroidissement vers une cavité distante du prélèvement d’air dans la turbomachine et qui se situe en aval de la turbine BP.
De plus, la solution présentée dans ce document présente plusieurs inconvénients. D’une part, ces pales ne sont pas orientables et ne permettent donc pas de régler le différentiel de pression. En outre, la mise en place de ces pales peut être relativement délicate du point de vue de la durée de vie et de la tenue mécanique. En effet, ajouter des appendices sur les faces d’un disque risque de fortement augmenter les concentrations de contraintes dans ces zones, favorisant ainsi l’apparition de fissures sur le disque et, voir un évènement dangereux du type dégagement de débris à haute énergie.
Dans ce contexte, l’invention vise à fournir un système de ventilation qui permet de réaliser et de maîtriser/régler le refroidissement vers une cavité aval de turbine BP éloignée du point de prélèvement d’air dans la turbomachine, et qui soit facilement montable.
Selon un premier aspect, l’invention propose un ensemble de turbine pour une turbomachine s’étendant autour d’un axe, comprenant un ensemble de rotor, un ensemble de stator, et des moyens d’étanchéité, les moyens d’étanchéité séparant une première cavité d’une deuxième cavité. L’ensemble de turbine peut comprendre au moins deux éléments de rotor assemblés par au moins un boulon de fixation, ledit au moins un boulon de fixation comprenant une vis et un écrou, l’écrou étant situé dans la première cavité et présentant un dispositif d’accélération d’un flux d’air au sein de la première cavité, le dispositif d’accélération du flux d’air comprenant au moins une ailette en saillie de l’écrou, l’ailette s’étendant selon une direction radiale partant d’un axe de révolution de l’écrou.
L’écrou peut comprendre comprend au moins deux ailettes.
L’écrou peut comprendre une plaque formant lesdites au moins deux ailettes.
Lesdites au moins deux ailettes peuvent être alignées et diamétralement opposées autour de l’axe de révolution de l’écrou.
Lesdites au moins deux ailettes peuvent présenter des dimensions différentes.
Lesdites au moins deux ailettes peuvent présenter chacune une dimension radiale différente.
Ladite au moins une ailette peut présenter une épaisseur évolutive selon une direction tangentielle perpendiculaire à la direction radiale selon laquelle elle s’étend.
L’épaisseur de l’ailette peut décroitre entre une épaisseur maximale dans une portion proximale de ladite au moins une ailette située à proximité de l’axe de révolution de l’écrou et une portion distale éloignée de l’axe de révolution de l’écrou.
L’écrou peut présenter un trou fileté débouchant pour accueillir une tige filetée de la vis.
L’écrou peut présenter un trou fileté borgne pour accueillir une tige filetée de la vis.
L’écrou peut être monobloc.
La première cavité peut être destinée à refroidir une zone amont de la turbine basse pression BP, et la deuxième cavité peut être destinée à refroidir une zone aval de la turbine basse pression BP.
Selon un autre aspect, l’invention concerne une turbomachine comprenant un ensemble de turbine selon l’invention.
DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
La est une représentation partielle, en coupe, d’un ensemble de turbine selon l’invention, adapté pour recevoir un boulon de fixation selon l’invention.
La est une vue en perspective d’un boulon de fixation selon un premier mode de réalisation de l’invention.
La est une vue de côté d’un boulon de fixation selon un premier mode de réalisation l’invention.
La est une vue en perspective d’un boulon de fixation selon un deuxième mode de réalisation de l’invention
La est une vue de côté, en coupe partielle, d’un boulon de fixation selon un deuxième mode de réalisation de l’invention.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
Alimentation en débit
L’invention se propose d’améliorer l’alimentation en débit d’air vers une zone aval de turbine BP, l’alimentation étant réalisée via un circuit d’air qui s’étend à travers l’ensemble de turbine 10. Il est précisé que les cavités C1 et C2 peuvent être localisées en divers lieux de l’ensemble de turbine, le principe de fonctionnement restant identique. Typiquement, les deux cavités C1 et C2 peuvent être des cavités inter disques de l’ensemble de turbine 10. Préférentiellement un joint d’étanchéité délimite radialement l’extérieur de la cavité C2, pour séparer un flux d’air qui refroidit l’amont de la turbine basse pression du circuit de refroidissement, du circuit de refroidissement qui refroidit la partie aval de la turbine basse pression. Typiquement le joint d’étanchéité peut être un joint d’étanchéité à labyrinthe 122.
L’alimentation en débit qui circule dans les cavités C1 et C2 séparées dépend largement de l’alimentation prélevée au niveau de points de prélèvement distinct en amont de la turbomachine et qui débouchent dans ces cavités respectives (voir ). En pratique, il existe un différentiel de pression entre ces cavités C1 et C2 d’une part et les points de prélèvement en amont de la turbomachine d’autre part et il est nécessaire de maximiser ce différentiel de pression afin d’amener un niveau de débit satisfaisant pour refroidir ces deux cavités A cet effet, les cavités C1 et C2 sont séparées par un joint d’étanchéité à labyrinthe ou des trous d’alimentation.
Le présent ensemble de turbine 10 améliore le débit de refroidissement circulant dans les cavités C1 et C2 qui alimente par la suite l’aval de la turbine BP. A cet effet, au moins deux éléments 121, 122 sont assemblés par au moins un boulon 50 de fixation dans la cavité C1. Il est précisé que par boulon 50, il est entendu un ensemble vis-écrou, c’est-à-dire l’assemblage vissé entre d’une part une vis 51 comprenant une tête de vis et une tige filetée, et d’autre par un écrou présentant un trou 56 fileté adapté pour être vissé sur la tige fileté de la vis 51.
Selon le mode de réalisation présenté en , le boulon 50 de fixation permet d’assembler deux éléments 121, 122. Dans ce mode de réalisation, les éléments 121, 122 sont des éléments de rotor.
En sus, ledit au moins un boulon 50 de fixation comprend une vis 51 et un écrou 52. Tel que cela sera détaillé ci-après, l’écrou 52 présente un dispositif d’accélération du flux.
Tel que cela sera détaillé ci-après, le dispositif d’accélération du flux, fixé au rotor de l’ensemble de turbine 10 permet d’augmenter la vitesse tangentielle du flux d’air et donc de diminuer la pression associée, ce qui permet d’augmenter le débit allant de la cavité C1 et C2 vers l’aval de la turbine BP.
Il est précisé qu’il est connu du document FR2001983 d’avoir une tête de vis intégrant une pale courbe (avec un intrados et un extrados) pour orienter le flux. Cependant, ce dispositif est complexe à monter et répond à d’autres problématiques comme l’orientation du flux.
Par ailleurs il est remarquable que la structure ici proposée est inversée par rapport à la structure proposée dans le document FR2001983.
Ecrou
L’écrou 52 est une disposition particulièrement avantageuse de l’invention.
D’une manière connue, l’écrou 52 comprend un corps avec un trou 56 fileté adapté pour être vissé sur la tige fileté de la vis.
D’une manière indifférente, le filetage du trou 56 fileté peut être orienté à droite ou à gauche, on parle de pas à droite ou de pas à gauche.
Selon une disposition particulièrement avantageuse, le corps peut présenter une section prismatique avec des arêtes chanfreinées ou des congés. Cette disposition permet de garantir le blocage en rotation de l’écrou 52 contre l’élément 122 Selon cette disposition, lors de l’assemblage, l’écrou 52 est calé contre l’élément et le couple de serrage est appliqué sur la vis, l’écrou 52 demeurant bloqué.
Comme indiqué précédemment, et il s’agit d’une disposition particulièrement avantageuse de l’invention, l’écrou 52 présente un dispositif d’accélération du flux d’air.
Selon les dispositions ici présentées, le dispositif d’accélération du flux d’air comprend au moins une ailette 55 formant une extension radiale selon une direction radiale partant d’un axe de révolution I de l’écrou 52. En d’autres termes, la, ou chaque, ailette 55 s’étend selon une direction sensiblement perpendiculaire à l’axe de révolution I de l’écrou 52.
L’axe de révolution I de l’écrou 52 traversant longitudinalement le trou 56 fileté, sensiblement en son centre. L’axe de révolution I correspond sensiblement à un axe de rotation de l’écrou 52 lorsque celui-ci est vissé ou dévissé (i.e. l’axe de révolution I correspond aussi à l’axe de rotation de la tige fileté dans le trou 56 fileté).
Le positionnement d’une ou plusieurs ailettes 55 sur l’écrou 52 permet à la fois de fournir un dispositif d’accélération du flux d’air qui permet de réaliser et de maîtriser/régler le refroidissement vers une cavité aval de turbine BP éloignée du point de prélèvement d’air dans la turbomachine, et permet au boulon 50 d’être facilement montable. En effet, les ailettes 55 peuvent avoir une double fonction d’accélération du flux d’air et de facilitation de la préhension pour positionner l’écrou 52.
Selon une disposition avantageuse, l’écrou 52 comprend deux ailettes 55.
D’une manière particulièrement avantageuse, les ailettes 55 peuvent être alignées et diamétralement opposées autour d’un axe de révolution I de l’écrou 52. En d’autres termes, deux ailettes 55 peuvent être alignées sur un même axe radial II, de part et d’autre du trou 56 fileté.
Selon une disposition particulièrement avantageuse, les ailettes 55 peuvent présenter chacune une cote radiale différente.
Cette disposition permet d’adapter les cotes des ailettes 55 aux dimensions de la cavité dans laquelle est positionnée l’écrou 52. Plus précisément, en référence aux figures 2 à 5, avoir l’une des ailettes 55 présentant une cote radiale inférieure à la cote de l’autre ailette 55, permet d’insérer plus facilement l’écrou 52 dans la cavité. D’une manière préférentielle, la plus petite cote radiale envisageable sera d’environ 5 millimètre.
Les ailettes 55 peuvent présenter chacune une épaisseur tangentielle évolutive. Il est précisé que par épaisseur tangentielle, il est entendu une épaisseur selon une direction tangentielle III par rapport à l’axe de révolution I de l’écrou 52. C’est-à-dire, une direction sensiblement perpendiculaire à l’axe de révolution I de l’écrou 52 et sensiblement perpendiculaire à un axe radial II de l’écrou 52.
D’une manière préférentielle, l’épaisseur tangentielle décroit entre une épaisseur maximale dans une portion proximale de ladite au moins une ailette 55 située à proximité de l’axe de révolution I de l’écrou 52 et une portion distale éloignée de l’axe de révolution I de l’écrou 52. En d’autres termes, l’épaisseur décroit en s’éloignant de l’axe de révolution I de l’écrou 52. Préférentiellement, l’épaisseur de la portion proximale est deux fois plus importante que l’épaisseur de la portion distale.
Cette disposition permet aux ailettes 55 de générer un moment mécanique minimal sur l’axe de la vis.
Selon un premier mode de réalisation, représenté sur les figures 2 et 3, les ailettes 55 sont des éléments indépendants les uns des autres. Selon ce mode de réalisation, chaque ailette 55 présente préférentiellement une cote longitudinale inférieure à la cote longitudinale de l’écrou 52.
La cote longitudinale étant exprimé en référence à un axe longitudinal correspondant à l’axe de révolution I de l’écrou 52.
Selon ce mode de réalisation, le trou 56 fileté est débouchant.
Ce mode de réalisation est particulièrement adapté lorsque l’écrou 52 doit être positionné dans un volume réduit et doit présenter un encombrement le plus faible possible.
Selon un deuxième mode de réalisation, présenté aux figures 4 et 5, le trou 56 fileté est un trou 56 borgne et une plaque 58 forme deux ailettes 55. Selon ce mode de réalisation, la plaque 58 couvre une partie du trou 56 fileté. Selon ce monde de réalisation, la plaque 58 présente une cote longitudinale supérieure ou égale à la cote longitudinale de l’écrou 52. Cette disposition permet à la plaque 58 de définir une portion d’ailette 55 au-dessus du trou 56 fileté, ce qui permet d’avoir un dispositif d’accélération du flux d’air de plus grande envergure que dans le premier mode de réalisation, et donc d’accélérer un plus grand volume d’air.
Mis à part, les différences présentées ci-avant, le deuxième mode de réalisation présente les mêmes caractéristiques que le premier mode de réalisation.
Fonctionnement - Augmentation du différentiel de pression
En fonctionnement, la, ou chaque, ailette 55 est en rotation au sein de la cavité C1, ce qui entraîne l’abaissement de la pression au sein de la cavité C1 depbar.
L’augmentation du différentiel de pression entre la cavité C1, d’une part et les points de prélèvement en amont de la turbomachine d’autre part augmente le débit d’alimentation dans le circuit, permettant une meilleure étanchéité en aval du circuit et un meilleur refroidissement des pièces en interaction avec celui-ci.
En d’autres termes, en fonctionnement, la rotation des ailettes 55 augmente la vitesse du flux d’air ce qui a pour conséquence d’augmenter le débit d’air qui transite des cavités C1 et C2 vers une zone aval C3 de la turbine BP, et par conséquent le refroidissement de la turbine de la zone aval C3 de la turbine BP est amélioré notamment car une plus grande quantité d’air est ventilée vers la zone aval C3 de la turbine BP.
Turbomachine
Selon un autre aspect, l’invention concerne une turbomachine 1 intégrant un ensemble de turbine 10 selon l’invention.
Aéronef
Selon un autre aspect, l’invention concerne un aéronef intégrant au moins un ensemble de turbine 10 selon l’invention.

Claims (13)

  1. Ensemble de turbine (10) pour une turbomachine (1) s’étendant autour d’un axe, comprenant un ensemble de rotor, un ensemble de stator, et des moyens d’étanchéité, les moyens d’étanchéité séparant une première cavité (C1) d’une deuxième cavité (C2), l’ensemble de turbine (10) étant caractérisé en ce qu’il comprend au moins deux éléments (121, 122) de rotor assemblés par au moins un boulon (50) de fixation, ledit au moins un boulon (50) de fixation comprenant une vis (51) et un écrou (52), l’écrou (52) étant situé dans la première cavité (C1) et présentant un dispositif d’accélération d’un flux d’air au sein de la première cavité (C1), le dispositif d’accélération du flux d’air comprenant au moins une ailette (55) en saillie de l’écrou (52), l’ailette (55) s’étendant selon une direction radiale partant d’un axe de révolution (I) de l’écrou (52).
  2. Ensemble de turbine selon la revendication 1, dans lequel l’écrou (52) comprend au moins deux ailettes (55).
  3. Ensemble de turbine (10) selon la revendication 2, dans lequel l’écrou (52) comprend une plaque (58) formant lesdites au moins deux ailettes (55).
  4. Ensemble de turbine (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel lesdites au moins deux ailettes (55) sont alignées et diamétralement opposées autour de l’axe de révolution (I) de l’écrou (52).
  5. Ensemble de turbine (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel lesdites au moins deux ailettes (55) présentent des dimensions différentes.
  6. Ensemble de turbine (10) selon la revendication 5, dans lequel lesdites au moins deux ailettes (55) présentent chacune une dimension radiale différente.
  7. Ensemble de turbine (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel ladite au moins une ailette (55) présente une épaisseur évolutive selon une direction tangentielle perpendiculaire à la direction radiale selon laquelle elle s’étend.
  8. Ensemble de turbine (10) selon la revendication 6, dans lequel l’épaisseur de l’ailette (55) décroit entre une épaisseur maximale dans une portion proximale de ladite au moins une ailette (55) située à proximité de l’axe de révolution (I) de l’écrou (52) et une portion distale éloignée de l’axe de révolution (I) de l’écrou (52).
  9. Ensemble de turbine (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’écrou (52) présente un trou (56) fileté débouchant pour accueillir une tige filetée de la vis (51).
  10. Ensemble de turbine (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans lequel l’écrou (52) présente un trou (56) fileté borgne pour accueillir une tige filetée de la vis.
  11. Ensemble de turbine (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes dans lequel l’écrou (52) est monobloc.
  12. Ensemble de turbine (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 11, dans lequel la première cavité (C1) est destinée à refroidir une zone amont de la turbine basse pression, et la deuxième cavité (C2) est destinée à refroidir une zone aval (C3) de la turbine basse pression.
  13. Turbomachine comprenant un ensemble de turbine (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 12.
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Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2001983A1 (fr) 1968-02-15 1969-10-03 Wonder Door Holdings Ltd
FR3019584A1 (fr) * 2014-04-07 2015-10-09 Snecma Systeme de ventilation d'une turbine a l'aide d'orifices traversants et de lunules
EP3234309A1 (fr) 2014-12-17 2017-10-25 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbine de turbomachine d'aéronef

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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2001983A1 (fr) 1968-02-15 1969-10-03 Wonder Door Holdings Ltd
FR3019584A1 (fr) * 2014-04-07 2015-10-09 Snecma Systeme de ventilation d'une turbine a l'aide d'orifices traversants et de lunules
EP3234309A1 (fr) 2014-12-17 2017-10-25 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbine de turbomachine d'aéronef

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