FR3123376A1 - TURBOMACHINE FOR AIRCRAFT - Google Patents

TURBOMACHINE FOR AIRCRAFT Download PDF

Info

Publication number
FR3123376A1
FR3123376A1 FR2105437A FR2105437A FR3123376A1 FR 3123376 A1 FR3123376 A1 FR 3123376A1 FR 2105437 A FR2105437 A FR 2105437A FR 2105437 A FR2105437 A FR 2105437A FR 3123376 A1 FR3123376 A1 FR 3123376A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
turbomachine
annular
cavity
edge
shaft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
FR2105437A
Other languages
French (fr)
Inventor
Romain TRUCO
Serge René MORREALE
Loïc Paul Yves GUILLOTEL
Vincent François Georges MILLIER
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR2105437A priority Critical patent/FR3123376A1/en
Publication of FR3123376A1 publication Critical patent/FR3123376A1/en
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/18—Lubricating arrangements
    • F01D25/183—Sealing means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C33/00—Parts of bearings; Special methods for making bearings or parts thereof
    • F16C33/30—Parts of ball or roller bearings
    • F16C33/66—Special parts or details in view of lubrication
    • F16C33/6637—Special parts or details in view of lubrication with liquid lubricant
    • F16C33/6659—Details of supply of the liquid to the bearing, e.g. passages or nozzles
    • F16C33/6677—Details of supply of the liquid to the bearing, e.g. passages or nozzles from radial inside, e.g. via a passage through the shaft and/or inner ring
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/16—Sealings between relatively-moving surfaces
    • F16J15/164—Sealings between relatively-moving surfaces the sealing action depending on movements; pressure difference, temperature or presence of leaking fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/16—Sealings between relatively-moving surfaces
    • F16J15/26—Sealings between relatively-moving surfaces with stuffing-boxes for rigid sealing rings
    • F16J15/30—Sealings between relatively-moving surfaces with stuffing-boxes for rigid sealing rings with sealing rings made of carbon
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/44—Free-space packings
    • F16J15/447—Labyrinth packings
    • F16J15/4472—Labyrinth packings with axial path
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/602—Drainage
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/98—Lubrication
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16C—SHAFTS; FLEXIBLE SHAFTS; ELEMENTS OR CRANKSHAFT MECHANISMS; ROTARY BODIES OTHER THAN GEARING ELEMENTS; BEARINGS
    • F16C2360/00—Engines or pumps
    • F16C2360/23—Gas turbine engines
    • F16C2360/24—Turbochargers

Abstract

L’invention concerne une turbomachine (1) comprenant : un stator annulaire (13), un arbre (10) agencé à l’intérieur du stator annulaire (13), une enceinte de lubrification (18), une enceinte à air (19) séparée axialement de l’enceinte de lubrification (18) par un dispositif d’étanchéité (20), au moins un palier (14) de guidage en rotation de l’arbre (10), un disque (23) agencé dans l’enceinte de lubrification (18), entre le dispositif d’étanchéité (20) et le palier (14), le disque (23) étant monobloc et solidaire de l’arbre (10) et comprenant une paroi annulaire (24) s’étendant dans une cavité (25) annulaire ménagée dans le stator annulaire (13), la cavité (25) étant destiné à recevoir un anneau d’huile de lubrification, caractérisée en ce que la cavité (25) est délimitée axialement par un premier bord (25a) et un second bord (25b) s’étendant radialement vers l’intérieur de la turbomachine (1) à partir du stator annulaire (13), de part et d’autre de la paroi annulaire (24). Figure d’abrégé : 2The invention relates to a turbomachine (1) comprising: an annular stator (13), a shaft (10) arranged inside the annular stator (13), a lubrication chamber (18), an air chamber (19) separated axially from the lubrication chamber (18) by a sealing device (20), at least one bearing (14) for guiding the shaft (10) in rotation, a disk (23) arranged in the chamber (18), between the sealing device (20) and the bearing (14), the disc (23) being one-piece and integral with the shaft (10) and comprising an annular wall (24) extending in an annular cavity (25) formed in the annular stator (13), the cavity (25) being intended to receive a ring of lubricating oil, characterized in that the cavity (25) is delimited axially by a first edge (25a ) and a second edge (25b) extending radially towards the inside of the turbine engine (1) from the annular stator (13), on either side of the annular wall (24). Abstract Figure: 2

Description

TURBOMACHINE POUR AERONEFTURBOMACHINE FOR AIRCRAFT

Domaine technique de l'inventionTechnical field of the invention

L’invention concerne le domaine technique des turbomachines pour aéronef.The invention relates to the technical field of turbomachines for aircraft.

Arrière-plan techniqueTechnical background

De manière bien connue, une turbomachine d’aéronef s’étend autour d’un axe longitudinal. Elle comprend une soufflante permettant l’aspiration d’un flux d’air se divisant en un flux primaire et un flux secondaire. Le flux primaire traverse une veine primaire de la turbomachine tandis que le flux secondaire est dirigé vers une veine secondaire entourant la veine primaire. La veine secondaire est délimitée extérieurement par un carter fixé à une nacelle de l’aéronef et intérieurement par un stator de la turbomachine.As is well known, an aircraft turbomachine extends around a longitudinal axis. It includes a blower allowing the suction of an air flow divided into a primary flow and a secondary flow. The primary flow passes through a primary stream of the turbomachine while the secondary flow is directed to a secondary stream surrounding the primary stream. The secondary stream is delimited externally by a casing fixed to a nacelle of the aircraft and internally by a stator of the turbomachine.

Le flux primaire est comprimé au sein, par exemple, d’un compresseur basse pression puis un compresseur haute pression de la turbomachine. L’air comprimé est ensuite mélangé à un carburant et brulé au sein d’une chambre annulaire de combustion agencée en aval de la série de compresseurs. Les gaz formés par la combustion traversent une turbine haute pression et une turbine basse pression situées en aval de la chambre de combustion et permettant d’entrainer les compresseurs. Les gaz s’échappent enfin au travers d’une tuyère dont la section permet l’accélération de ces gaz pour générer de la propulsion.The primary flow is compressed within, for example, a low pressure compressor then a high pressure compressor of the turbomachine. The compressed air is then mixed with fuel and burned in an annular combustion chamber arranged downstream of the series of compressors. The gases formed by the combustion pass through a high pressure turbine and a low pressure turbine located downstream of the combustion chamber and used to drive the compressors. The gases finally escape through a nozzle whose section allows the acceleration of these gases to generate propulsion.

Le rotor de la turbine basse pression est relié à la soufflante et au rotor du compresseur basse pression par un arbre basse pression. Le rotor de la turbine haute pression est quant à lui relié au rotor du compresseur haute pression par un arbre haute pression. Les arbres basse pression et haute pression s’étendent le long de l’axe longitudinal.The low pressure turbine rotor is connected to the fan and to the low pressure compressor rotor by a low pressure shaft. The rotor of the high pressure turbine is connected to the rotor of the high pressure compressor by a high pressure shaft. The low pressure and high pressure shafts run along the longitudinal axis.

L’arbre basse pression est guidé et centré dans le stator de la turbomachine par au moins un palier de guidage. Le palier de guidage est intercalé radialement entre une extrémité de l’arbre basse pression et un support palier relié au stator et qui s’étend radialement par rapport à l’axe longitudinal.The low pressure shaft is guided and centered in the stator of the turbomachine by at least one guide bearing. The guide bearing is interposed radially between one end of the low pressure shaft and a bearing support connected to the stator and which extends radially with respect to the longitudinal axis.

En outre, la turbomachine comprend généralement un dispositif de lubrification comprenant un réservoir d’huile de lubrification permettant de distribuer de l’huile de lubrification au palier. Afin que l’huile de lubrification ne contamine pas les équipements connexes de la turbomachine, le palier est enfermé dans une enceinte de lubrification délimitée par l’arbre basse pression par exemple et le stator. Généralement, la turbomachine comprend également une enceinte d’air adjacente à l’enceinte de lubrification. La pression au sein de l’enceinte d’air, plus importante que dans l’enceinte de lubrification, permet d’éviter les fuites d’huile de l’enceinte de lubrification. Afin d’assurer l’étanchéité de chaque enceinte, elles sont séparées par un dispositif d’étanchéité. Le dispositif d’étanchéité comprend par exemple un joint dynamique tel qu’un joint à labyrinthe formé par des léchettes portées par le stator et coopérant avec l’arbre basse pression par exemple.In addition, the turbomachine generally includes a lubricating device comprising a lubricating oil reservoir for distributing lubricating oil to the bearing. So that the lubricating oil does not contaminate the related equipment of the turbomachine, the bearing is enclosed in a lubrication enclosure delimited by the low pressure shaft for example and the stator. Generally, the turbomachine also includes an air enclosure adjacent to the lubrication enclosure. The pressure within the air enclosure, higher than in the lubrication enclosure, prevents oil leaks from the lubrication enclosure. In order to ensure the tightness of each enclosure, they are separated by a sealing device. The sealing device comprises for example a dynamic seal such as a labyrinth seal formed by wipers carried by the stator and cooperating with the low pressure shaft for example.

Néanmoins, dans certaines conditions, notamment dans les conditions de bas régime de la turbomachine, l’huile de lubrification peut migrer et s’infiltrer dans le dispositif d’étanchéité. Ceci réduit les performances du dispositif d’étanchéité qui, à terme, n’assure plus son rôle. Pour minimiser ces risques d’infiltration de l’huile de lubrification dans le joint d’étanchéité, la turbomachine peut comprendre un déflecteur agencé entre le dispositif d’étanchéité et le palier. Le déflecteur comprend une paroi annulaire qui empêche l’huile de lubrification d’entrer en contact avec le dispositif d’étanchéité. La paroi annulaire permet en outre de guider l’huile de lubrification vers un dispositif de récupération d’huile.Nevertheless, under certain conditions, particularly under low engine speed conditions, the lubricating oil can migrate and infiltrate the sealing device. This reduces the performance of the sealing device which, in the long term, no longer fulfills its role. To minimize these risks of lubricating oil seeping into the seal, the turbomachine may include a deflector arranged between the sealing device and the bearing. The deflector includes an annular wall that prevents lubricating oil from coming into contact with the sealing device. The annular wall also allows the lubricating oil to be guided towards an oil recovery device.

Cependant, une telle turbomachine ne donne pas entière satisfaction. En effet, l’anneau d’huile formé dans l’enceinte de lubrification et centrifugé par le déflecteur est perturbé par la présence d’organes de serrage par exemple reliant des structures de la turbomachine. En outre, le palier peut être monté sur un film d’huile d’amortissement. Des jets radiaux d’huile provenant de ce film d’huile peuvent également perturber l’anneau d’huile qui se forme dans l’enceinte. Ces perturbations de l’anneau d’huile ont tendance à réduire la vitesse de rotation de l’anneau d’huile entrainé par le déflecteur et par suite, le delta de pression. Les performances du déflecteur sont donc réduites. La quantité d’huile récupérée par le dispositif de récupération est donc moindre et les risques de fuite d’huile au travers du dispositif d’étanchéité sont importants.However, such a turbomachine does not give complete satisfaction. Indeed, the ring of oil formed in the lubrication chamber and centrifuged by the deflector is disturbed by the presence of clamping members, for example connecting the structures of the turbomachine. In addition, the bearing can be mounted on a damping oil film. Radial jets of oil from this oil film can also disrupt the oil ring that forms in the enclosure. These disturbances of the oil ring tend to reduce the speed of rotation of the oil ring driven by the deflector and consequently, the pressure delta. The performance of the deflector is therefore reduced. The quantity of oil recovered by the recovery device is therefore less and the risk of oil leaking through the sealing device is significant.

Par conséquent, il existe un besoin de fournir une turbomachine dont les risques de fuite d’huile de l’enceinte de lubrification sont réduits.Consequently, there is a need to provide a turbomachine whose risks of oil leakage from the lubrication enclosure are reduced.

A cet effet, l’invention propose une turbomachine pour un aéronef, s’étendant autour d’un axe longitudinal et comprenant :To this end, the invention proposes a turbomachine for an aircraft, extending around a longitudinal axis and comprising:

un stator annulaire s’étendant autour de l’axe longitudinal,an annular stator extending around the longitudinal axis,

un arbre agencé à l’intérieur du stator annulaire et s’étendant le long de l’axe longitudinal,a shaft arranged inside the annular stator and extending along the longitudinal axis,

une enceinte de lubrification délimitée par le stator annulaire et l’arbre,a lubrication chamber delimited by the annular stator and the shaft,

une enceinte à air séparée axialement de l’enceinte de lubrification par un dispositif d’étanchéité,an air enclosure separated axially from the lubrication enclosure by a sealing device,

au moins un palier de guidage en rotation de l’arbre agencé dans l’enceinte de lubrification et destiné à être lubrifié par une huile de lubrification,at least one bearing for guiding the shaft in rotation arranged in the lubrication enclosure and intended to be lubricated by a lubricating oil,

un disque agencé dans l’enceinte de lubrification, entre le dispositif d’étanchéité et le palier, le disque étant monobloc et solidaire de l’arbre et comprenant une paroi annulaire s’étendant dans une cavité annulaire ménagée dans le stator annulaire, la cavité étant destinée à recevoir un anneau d’huile de lubrification.a disk arranged in the lubrication enclosure, between the sealing device and the bearing, the disk being one-piece and integral with the shaft and comprising an annular wall extending into an annular cavity formed in the annular stator, the cavity being intended to receive a lubricating oil ring.

L’invention est remarquable en ce que la cavité est délimitée axialement par un premier bord et un second bord s’étendant radialement vers l’intérieur de la turbomachine à partir du stator annulaire, de part et d’autre de la paroi annulaire.The invention is remarkable in that the cavity is delimited axially by a first edge and a second edge extending radially towards the inside of the turbomachine from the annular stator, on either side of the annular wall.

Selon l’invention, la cavité dans laquelle s’étend la paroi annulaire du disque et dans laquelle un anneau d’huile se forme est délimitée par un premier et un second bords. La paroi annulaire du disque est ainsi, selon l’invention, entourée axialement par le premier et le second bords.According to the invention, the cavity in which the annular wall of the disc extends and in which an oil ring forms is delimited by a first and a second edge. The annular wall of the disc is thus, according to the invention, surrounded axially by the first and the second edges.

Une telle configuration de la cavité permet la formation d’un anneau d’huile parfaitement circulaire. En effet, la cavité étant délimitée axialement par les premier et second bords, l’anneau d’huile n’est plus perturbé par la présence des organes de serrage par exemple qui ne s’étendent plus dans la cavité.Such a configuration of the cavity allows the formation of a perfectly circular oil ring. Indeed, the cavity being delimited axially by the first and second edges, the oil ring is no longer disturbed by the presence of the clamping members, for example, which no longer extend into the cavity.

Aussi, la présence éventuelle d’un film d’huile d’amortissement du palier ne perturbe plus l’anneau d’huile puisque les premier et second bords permettent de préserver l’anneau d’huile des projections d’huile provenant du film fluide d’amortissement.Also, the possible presence of a bearing damping oil film no longer disturbs the oil ring since the first and second edges make it possible to preserve the oil ring from oil splashes from the fluid film. depreciation.

Par conséquent, la vitesse de rotation de l’anneau d’huile est améliorée. Une vitesse de rotation plus grande permet d’augmenter le delta de pression centrifuge et donc le delta de pression final. Plus le delta de pression est grand, plus la récupération de l’huile est optimisée et le risque de fuite au travers du dispositif d’étanchéité réduit.Therefore, the rotation speed of the oil ring is improved. A higher rotation speed increases the centrifugal pressure delta and therefore the final pressure delta. The greater the pressure delta, the more oil recovery is optimized and the risk of leakage through the sealing device reduced.

L’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :The invention may include one or more of the following characteristics, taken separately from each other or in combination with each other:

- la cavité présente un fond reliant les premier et second bords, le fond étant en communication fluidique avec un circuit de récupération de l’huile de lubrification s’étendant sensiblement tangentiellement par rapport au fond,- the cavity has a bottom connecting the first and second edges, the bottom being in fluid communication with a lubricating oil recovery circuit extending substantially tangentially with respect to the bottom,

- le stator annulaire comprend un support palier comprenant une première semelle, le palier comprenant un corps roulant agencé entre une bague externe coopérant avec la première semelle et une bague interne coopérant avec l’arbre, la bague externe et la première semelle délimitant un espace annulaire comprenant un film d’huile,- the annular stator comprises a bearing support comprising a first shoe, the bearing comprising a rolling body arranged between an outer ring cooperating with the first shoe and an inner ring cooperating with the shaft, the outer ring and the first shoe defining an annular space comprising an oil film,

- le disque comprend un corps cylindrique s’étendant le long d’un axe parallèle à l’axe longitudinal, le dispositif d’étanchéité étant un joint dynamique agencé entre le corps cylindrique et une deuxième semelle du support palier,- the disc comprises a cylindrical body extending along an axis parallel to the longitudinal axis, the sealing device being a dynamic seal arranged between the cylindrical body and a second flange of the bearing support,

- le premier bord et le second bord sont ménagés dans le support palier entre la première et la seconde semelle,- the first edge and the second edge are provided in the bearing support between the first and the second flange,

- le premier bord comprend une rondelle agencée dans une rainure ménagée dans le support palier, la rondelle étant par exemple formée d’un matériau polymérique choisi parmi les élastomères ou d’un matériau métallique,- the first edge comprises a washer arranged in a groove provided in the bearing support, the washer being for example formed of a polymeric material chosen from elastomers or of a metallic material,

- le second bord est formé par une paroi radiale du support palier,- the second edge is formed by a radial wall of the bearing support,

- les premier et second bords sont séparés par une distance mesurée selon l’axe longitudinal comprise entre 20 mm et 50 mm, préférentiellement inférieur à 40 mm, et encore plus préférentiellement inférieur à 30 mm,- the first and second edges are separated by a distance measured along the longitudinal axis of between 20 mm and 50 mm, preferably less than 40 mm, and even more preferably less than 30 mm,

- la paroi annulaire présente une extrémité externe agencée dans la cavité, présentant une hauteur mesurée radialement par rapport à l’axe longitudinal comprise entre 1 mm et 10 mm.- the annular wall has an outer end arranged in the cavity, having a height measured radially with respect to the longitudinal axis of between 1 mm and 10 mm.

L’invention concerne également un aéronef comprenant une turbomachine selon l’une quelconque des caractéristiques précédentes, la turbomachine comprenant une chambre de combustion, l’enceinte de lubrification étant agencée à l’amont ou à l’aval de la chambre de combustion.The invention also relates to an aircraft comprising a turbomachine according to any one of the preceding characteristics, the turbomachine comprising a combustion chamber, the lubrication enclosure being arranged upstream or downstream of the combustion chamber.

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:

la est une représentation schématique en coupe axiale d’une demi turbomachine d’aéronef selon l’invention, the is a schematic representation in axial section of a half aircraft turbine engine according to the invention,

la est une vue agrandie d’une portion de la , the is an enlarged view of a portion of the ,

la est une vue schématique d’un élément de la , the is a schematic view of an element of the ,

la est une vue en coupe transversale d’un élément de la , the is a cross-sectional view of an element of the ,

la est une représentation schématique en coupe axiale d’une partie de la turbomachine selon un exemple de réalisation, the is a schematic representation in axial section of a part of the turbomachine according to an exemplary embodiment,

la est une représentation schématique en coupe axiale d’une partie d’une turbomachine selon un autre exemple de réalisation de l’invention, dans une étape de montage, the is a schematic representation in axial section of a part of a turbomachine according to another exemplary embodiment of the invention, in an assembly step,

la est une vue agrandie de la et dans une autre étape de montage. the is an enlarged view of the and in another assembly step.

Claims (10)

Turbomachine (1) pour un aéronef, s’étendant autour d’un axe longitudinal (X) et comprenant :
un stator annulaire (13) s’étendant autour de l’axe longitudinal (X),
un arbre (10) agencé à l’intérieur du stator annulaire (13) et s’étendant le long de l’axe longitudinal (X),
une enceinte de lubrification (18) délimitée par le stator annulaire (13) et l’arbre (13),
une enceinte à air (19) séparée axialement de l’enceinte de lubrification (18) par un dispositif d’étanchéité (20),
au moins un palier (14) de guidage en rotation de l’arbre (10) agencé dans l’enceinte de lubrification (18) et destiné à être lubrifié par une huile de lubrification,
un disque (23) agencé dans l’enceinte de lubrification (18), entre le dispositif d’étanchéité (20) et le palier (14), le disque (23) étant monobloc et solidaire de l’arbre (10) et comprenant une paroi annulaire (24) s’étendant dans une cavité (25) annulaire ménagée dans le stator annulaire (13), la cavité (25) étant destinée à recevoir un anneau d’huile de lubrification,
caractérisée en ce que la cavité (25) est délimitée axialement par un premier bord (25a) et un second bord (25b) s’étendant radialement vers l’intérieur de la turbomachine (1) à partir du stator annulaire (13), de part et d’autre de la paroi annulaire (24).Turbomachine (1) for an aircraft, extending around a longitudinal axis (X) and comprising:
an annular stator (13) extending around the longitudinal axis (X),
a shaft (10) arranged inside the annular stator (13) and extending along the longitudinal axis (X),
a lubrication chamber (18) delimited by the annular stator (13) and the shaft (13),
an air enclosure (19) separated axially from the lubrication enclosure (18) by a sealing device (20),
at least one bearing (14) for guiding the shaft (10) in rotation arranged in the lubrication chamber (18) and intended to be lubricated by a lubricating oil,
a disc (23) arranged in the lubrication chamber (18), between the sealing device (20) and the bearing (14), the disc (23) being one-piece and integral with the shaft (10) and comprising an annular wall (24) extending into an annular cavity (25) provided in the annular stator (13), the cavity (25) being intended to receive a ring of lubricating oil,
characterized in that the cavity (25) is delimited axially by a first edge (25a) and a second edge (25b) extending radially towards the inside of the turbomachine (1) from the annular stator (13), either side of the annular wall (24). Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la cavité (25) présente un fond (25c) reliant les premier et second bords (25a, 25b), le fond (25c) étant en communication fluidique avec un circuit de récupération (27) de l’huile de lubrification s’étendant sensiblement tangentiellement par rapport au fond (25c).Turbomachine (1) according to the preceding claim, characterized in that the cavity (25) has a bottom (25c) connecting the first and second edges (25a, 25b), the bottom (25c) being in fluid communication with a recovery circuit (27) lubricating oil extending substantially tangentially to the bottom (25c). Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le stator annulaire (13) comprend un support palier (15) comprenant une première semelle (150b), le palier (14) comprenant un corps roulant (140) agencé entre une bague externe (141) coopérant avec la première semelle (150b) et une bague interne (142) coopérant avec l’arbre (10), la bague externe (141) et la première semelle (150b) délimitant un espace annulaire (17) comprenant un film d’huile.Turbomachine (1) according to any one of the preceding claims, characterized in that the annular stator (13) comprises a bearing support (15) comprising a first flange (150b), the bearing (14) comprising a rolling body (140) arranged between an outer ring (141) cooperating with the first shoe (150b) and an inner ring (142) cooperating with the shaft (10), the outer ring (141) and the first shoe (150b) delimiting an annular space ( 17) comprising an oil film. Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le disque (23) comprend un corps cylindrique (22) s’étendant le long d’un axe parallèle à l’axe longitudinal (X), le dispositif d’étanchéité (20) étant un joint dynamique agencé entre le corps cylindrique (22) et une deuxième semelle (151b) du support palier (15).Turbomachine (1) according to the preceding claim, characterized in that the disc (23) comprises a cylindrical body (22) extending along an axis parallel to the longitudinal axis (X), the sealing device ( 20) being a dynamic seal arranged between the cylindrical body (22) and a second flange (151b) of the bearing support (15). Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le premier bord (25a) et le second bord (25b) sont ménagés dans le support palier (15) entre la première (150b) et la seconde semelle (151b).Turbomachine (1) according to the preceding claim, characterized in that the first edge (25a) and the second edge (25b) are made in the bearing support (15) between the first (150b) and the second flange (151b). Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que le premier bord (25a) comprend une rondelle (26) agencée dans une rainure ménagée dans le support palier (15), la rondelle (26) étant par exemple formée d’un matériau polymérique choisi parmi les élastomères ou d’un matériau métallique.Turbomachine (1) according to the preceding claim, characterized in that the first edge (25a) comprises a washer (26) arranged in a groove provided in the bearing support (15), the washer (26) being for example formed of a polymeric material chosen from elastomers or a metallic material. Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications 3 à 6, caractérisée en ce que le second bord (25b) est formé par une paroi radiale du support palier (15).Turbomachine (1) according to any one of Claims 3 to 6, characterized in that the second edge (25b) is formed by a radial wall of the bearing support (15). Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les premier et second bords (25a, 25b) sont séparés par une distance (D) mesurée selon l’axe longitudinal (X) comprise entre 20 mm et 50 mm, préférentiellement inférieur à 40 mm, et encore plus préférentiellement inférieur à 30 mm.Turbomachine (1) according to any one of the preceding claims, characterized in that the first and second edges (25a, 25b) are separated by a distance (D) measured along the longitudinal axis (X) of between 20 mm and 50 mm, preferably less than 40 mm, and even more preferably less than 30 mm. Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la paroi annulaire (24) présente une extrémité externe agencée dans la cavité (25), présentant une hauteur (H) mesurée radialement par rapport à l’axe longitudinal (X) comprise entre 1 mm et 10 mm.Turbomachine (1) according to any one of the preceding claims, characterized in that the annular wall (24) has an outer end arranged in the cavity (25), having a height (H) measured radially with respect to the longitudinal axis (X) between 1 mm and 10 mm. Aéronef comprenant une turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, la turbomachine (1) comprenant une chambre de combustion (5), l’enceinte de lubrification (18) étant agencée à l’amont ou à l’aval de la chambre de combustion (5).Aircraft comprising a turbomachine (1) according to any one of the preceding claims, the turbomachine (1) comprising a combustion chamber (5), the lubrication enclosure (18) being arranged upstream or downstream of the combustion chamber (5).
FR2105437A 2021-05-25 2021-05-25 TURBOMACHINE FOR AIRCRAFT Pending FR3123376A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2105437A FR3123376A1 (en) 2021-05-25 2021-05-25 TURBOMACHINE FOR AIRCRAFT

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2105437 2021-05-25
FR2105437A FR3123376A1 (en) 2021-05-25 2021-05-25 TURBOMACHINE FOR AIRCRAFT

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR3123376A1 true FR3123376A1 (en) 2022-12-02

Family

ID=76523173

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2105437A Pending FR3123376A1 (en) 2021-05-25 2021-05-25 TURBOMACHINE FOR AIRCRAFT

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3123376A1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5301957A (en) * 1992-04-27 1994-04-12 General Electric Company Expanding circumferential seal with upper-cooled runner
US20020127102A1 (en) * 2001-01-26 2002-09-12 Bala Corattiyil Method and apparatus for centering rotor assembly damper bearings
EP1724445A2 (en) * 2005-05-06 2006-11-22 General Electric Company Apparatus for scavenging lubricating oil
DE102009054007A1 (en) * 2009-11-19 2011-05-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine i.e. flight gas turbine, for engine of e.g. jet, has circular seal element including outer ring at axial side and thread at opposite axial side, where thread of circular seal element is screwed on thread of high pressure shaft
US20190093504A1 (en) * 2017-09-25 2019-03-28 Safran Aircraft Engines Axial retention of a fan shaft in a gas turbine engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5301957A (en) * 1992-04-27 1994-04-12 General Electric Company Expanding circumferential seal with upper-cooled runner
US20020127102A1 (en) * 2001-01-26 2002-09-12 Bala Corattiyil Method and apparatus for centering rotor assembly damper bearings
EP1724445A2 (en) * 2005-05-06 2006-11-22 General Electric Company Apparatus for scavenging lubricating oil
DE102009054007A1 (en) * 2009-11-19 2011-05-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine i.e. flight gas turbine, for engine of e.g. jet, has circular seal element including outer ring at axial side and thread at opposite axial side, where thread of circular seal element is screwed on thread of high pressure shaft
US20190093504A1 (en) * 2017-09-25 2019-03-28 Safran Aircraft Engines Axial retention of a fan shaft in a gas turbine engine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2870323B1 (en) Gasket device for the bearing of a turbomachine, comprising two elastic seals
EP1653052B1 (en) Device for lubricating a turbine component
CA2726016C (en) Assembly including a turbine disc for a gas turbine engine and a bearing-supporting journal, and cooling circuit for the turbine disc of such an assembly
FR2878007A1 (en) SEALING INSTALLATION FOR THE BEARING LUBRICATED IN PARTICULAR TO THE STOPPING OF A ROTOR SHAFT
EP3175091B1 (en) Device of a turbimachine with an auxiliary sealing mean and a process for testing this device
FR3016661A1 (en) BEARING ENCLOSURE OF A TURBOMACHINE
FR3005099A1 (en) TURBOMACHINE STRUCTURE COMPRISING A VENTILATION RING
EP4018106B1 (en) Device for distributing oil from a rolling bearing for an aircraft turbine engine
FR3036441B1 (en) CAPOTE OIL SPRINKLER
FR3123376A1 (en) TURBOMACHINE FOR AIRCRAFT
FR3066533B1 (en) SEALING ASSEMBLY FOR A TURBOMACHINE
EP3289222B1 (en) Electric compressor with improved dynamic sealing system
FR3067057A1 (en) TURBOMACHINE COMPRISING AN OPTIMIZED SPEED RATE SPEAKER
FR3075252A1 (en) SEALING ASSEMBLY
EP4062041B1 (en) Device for supplying fuel to a combustion chamber of a gas generator
FR2993312A1 (en) Oil removal device for separating oil and air from air-oil mixture in e.g. turbojet engine, of aircraft, has C shaped annular cowling covering nut and upstream end part of low pressure turbine shaft and located downstream of upstream flange
WO2023002121A1 (en) Sleeve mounted onto a low-pressure shaft in a turbomachine
FR3103523A1 (en) Balancing device
FR3138472A1 (en) OIL COLLECTION GUTTER FOR A TURBOMACHINE REDUCER
FR3094396A1 (en) Turbomachine lubrication enclosure comprising a pressurization valve
FR3135769A1 (en) Box for driving accessories
FR3123702A1 (en) HYDRAULIC SEAL SYSTEM WITH LIP FEED
FR3115558A1 (en) PRESSURIZATION DEVICE OF A DOWNSTREAM TURBOMACHINE ENCLOSURE AND CORRESPONDING TURBOMACHINE.
FR3094031A1 (en) SET FOR A TURBOMACHINE
FR3114122A1 (en) Turbomachinery turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20221202

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3