FR3127785A1 - Ensemble pour turbine pour turbomachine d’aeronef - Google Patents

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Victor George RENAULT Lionel
Roger BETBEDER- LAÜQUE Xavier
Denis Daniel Jean BOISSELEAU
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Safran Helicopter Engines SAS
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Abstract

Ensemble (46) pour turbomachine d’aéronef comprenant un distributeur (48) de turbine d’axe longitudinal, le distributeur (48) comportant des pales radiales (54) reliées à leurs extrémités radialement internes à une plateforme annulaire interne (52) elle-même reliée fixement à un stator interne par des moyens de liaison (58), dans lequel les moyens de liaison (58) comprennent une partie annulaire de raccordement (82) à la plate-forme annulaire interne (52), ladite partie annulaire de raccordement (82) présentant circonférentiellement des ondulations en direction longitudinale. Figure de l’abrégé : Figure 4

Description

ENSEMBLE POUR TURBINE POUR TURBOMACHINE D’AERONEF
La présente divulgation concerne un ensemble pour turbine pour turbomachine d’aéronef, notamment pour un hélicoptère ou un avion.
La illustre un exemple d’une turbomachine 10 qui comporte, d’amont en aval dans le sens de circulation des gaz au sein de la turbomachine, un ou plusieurs étages de compresseurs 12, une chambre de combustion 14, un ou plusieurs étages de turbine 16, et un canal d’échappement des gaz.
La chambre de combustion 14 est délimitée par des carters de révolution interne 18 et externe 20 coaxiaux. Le carter externe 20 de la chambre 14 est fixé sur une enveloppe externe de la turbomachine, le carter interne 18 de la chambre pouvant être fixé sur une enveloppe interne ou relié au carter externe. La chambre de combustion 14 comprend par ailleurs un tube à flamme 22 ou foyer, qui est le siège de la combustion des gaz.
Comme représenté en , le tube à flamme 22 peut être à écoulement inversé et présenter une forme annulaire coudée permettant de renvoyer l’écoulement gazeux vers l’aval de la turbomachine, en direction de la turbine 16. L’écoulement des gaz se fait alors successivement de l’aval vers l’amont puis à nouveau vers l’aval de la chambre de combustion 14. Les injecteurs (non représentés) sont dans ce cas généralement montés au niveau d’une surface d’extrémité ou de tête du tube 22 à flamme. Ce tube à flamme 22 comprend une virole annulaire interne 24 et une virole annulaire externe 26.
Également, la sortie de la chambre de combustion est reliée à un distributeur 32 comprenant une plateforme annulaire interne 34 et une plateforme annulaire externe 36 reliées l’une à l’autre à des pales 38 sensiblement radiales. La plateforme annulaire externe 36 est reliée à l’extrémité aval de la virole annulaire interne 24 par une partie annulaire coudée 40. Le distributeur 32 est supporté radialement vers l’intérieur par une pièce annulaire 42 fixée à son extrémité externe à la plateforme annulaire interne 34 et à son extrémité radialement interne à des brides annulaires 44 solidaires du diffuseur 30 annulaire d’air.
Il est également connu de former le distributeur d’un seul bloc avec la pièce annulaire 42, de sorte que le distributeur est directement supporté par le diffuseur annulaire d’air 30. En particulier, la plateforme annulaire externe 36 peut être reliée à une partie annulaire formée d’une seule pièce avec la plateforme annulaire.
En fonctionnement, il existe au sein d’un tel distributeur monobloc des écarts de dilatation qui peuvent entrainer une fissuration de la plateforme annulaire interne 34, depuis son extrémité aval vers l’amont de la plateforme annulaire interne 34. Ce type de défaillance peut constituer une augmentation de la section de passage des gaz au sein du distributeur. Une telle augmentation de section non souhaitée peut être néfaste et porter atteinte aux performances de fonctionnement de la turbomachine.
Afin de palier à ce problème, il est connu de mettre en place des fentes débouchantes ou des ébauches de fente sur la plateforme annulaire interne pour libérer les contraintes tangentielles sur la plateforme annulaire. Mais pour un distributeur d’un seul bloc avec la pièce annulaire 42 ces solutions ne sont pas pleinement satisfaisantes, en raison d’une dégradation locale qui peut entrainer des fuites, synonymes de perte de performance.
L’invention exposée ci-après propose une solution permettant de résoudre les problèmes précités tout en étant simple et économique à mettre en œuvre.
Résumé
Il est ainsi proposé un ensemble pour turbomachine d’aéronef comprenant un distributeur de turbine d’axe longitudinal, le distributeur comportant des pales radiales reliées à leurs extrémités radialement internes à une plateforme annulaire interne elle-même reliée fixement à un stator interne par des moyens de liaison, dans lequel les moyens de liaison comprennent une partie annulaire de raccordement à la plate-forme annulaire interne, ladite partie annulaire de raccordement présentant circonférentiellement des ondulations en direction longitudinale.
Les ondulations permettent de réaliser un distributeur monobloc avec la pièce annulaire prenant en considération la problématique de propagation de défaillance le long de la plateforme annulaire interne. Les ondulations suivent en effet les zones dites soniques du distributeur, et agissent comme une barrière à la propagation de défaillances, telles que par exemple des fissures, le long du distributeur. Une barrière de propagation au niveau des zones soniques protège la section de passage des gaz au sein du distributeur, et conserve son intégrité fonctionnelle et de ce fait les performances de la turbomachine.
Alternativement ou au surplus, l’ensemble peut comprendre les caractéristiques suivantes, prises séparément ou en combinaison :
- la partie annulaire de raccordement comprend une alternance de portions de sommet reliées par des premières et secondes portions de liaison desdites portions de sommet, les premières portions de liaison étant disposées en alternance circonférentiellement avec les secondes portions de liaison, les premières portions de liaison étant agencées sensiblement au droit des extrémités radialement internes des pales;
- les portions de sommet comprennent des premières portions de sommet et des secondes portions de sommets disposées en alternance circonférentiellement, les premières portions de sommets étant agencées sensiblement au droit d’un bord de fuite d’une pale;
- les secondes portion de liaison sont agencées de manière à ce que lesdites secondes portions de liaisons s’étendent sensiblement au droit d’une section sonique entre deux pales circonférentiellement consécutives ;
- la partie annulaire de raccordement est agencée en liaison avec la plateforme annulaire interne et sépare une surface interne de ladite plateforme annulaire interne en une surface interne amont et une surface interne aval;
- les moyens de liaison comprennent une portion annulaire courbée, ladite portion annulaire courbée étant orientée vers l’amont ou vers l’aval.
Selon un autre aspect, il est proposé une turbine comprenant un ensemble tel que décrit ci avant.
Selon un autre aspect, il est proposé une turbomachine comprenant un ensemble tel que décrit ci avant.
D’autres caractéristiques, détails et avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée ci-après, et à l’analyse des dessins annexés, sur lesquels :
Fig. 1
déjà décrite précédemment, est une vue schématique en coupe d’une turbine à gaz d’un type connu.
Fig. 2
est une vue schématique en coupe d’un exemple de réalisation selon la présente divulgation, selon la zone délimitée en pointillés sur la .
Fig. 3
est une vue schématique en perspective de l’exemple de réalisation de la .
Fig. 4
est une vue schématique en perspective d’une partie annulaire de raccordement de l’exemple de réalisation de la .

Claims (8)

  1. Ensemble (46) pour turbomachine d’aéronef comprenant un distributeur (48) de turbine d’axe longitudinal (L), le distributeur (48) comportant des pales radiales (54) reliées à leurs extrémités radialement internes à une plateforme annulaire interne (52) elle-même reliée fixement à un stator interne par des moyens de liaison (58), dans lequel les moyens de liaison (58) comprennent une partie annulaire de raccordement (82) à la plate-forme annulaire interne (52), ladite partie annulaire de raccordement (82) présentant circonférentiellement des ondulations en direction longitudinale.
  2. Ensemble selon revendication 1 dans lequel la partie annulaire de raccordement (82) comprend une alternance de portions de sommet (82a) reliées par des premières et secondes portions de liaison (82b, 82c) desdites portions de sommet (82a), les premières portions de liaison (82b) étant disposées en alternance circonférentiellement avec les secondes portions de liaison (82c), les premières portions de liaison (82b) étant agencées sensiblement au droit des extrémités radialement internes des pales (54).
  3. Ensemble selon la revendication 2, dans lequel les portions de sommet (82a) comprennent des premières portions de sommet (82a’) et des secondes portions de sommets (82a’’) disposées en alternance circonférentiellement, les premières portions de sommets (82a’) étant agencées sensiblement au droit d’un bord de fuite (54a) d’une pale (54).
  4. Ensemble selon la revendication 2 ou 3, dans lequel les secondes portion de liaison (82c) sont agencées de manière à ce que lesdites secondes portions de liaisons (82c) s’étendent sensiblement au droit d’une section sonique (90) entre deux pales (54) circonférentiellement consécutives.
  5. Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes dans lequel la partie annulaire de raccordement est agencée en liaison avec la plateforme annulaire interne (52) et sépare une surface interne de ladite plateforme annulaire interne (52) en une surface interne amont (52a) et une surface interne aval (52b).
  6. Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes dans lequel les moyens de liaison (58) comprennent une portion annulaire courbée (60), ladite portion annulaire courbée (60) étant orientée vers l’amont ou vers l’aval.
  7. Turbine comprenant un ensemble (46) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6.
  8. Turbomachine (10) telle qu’un turboréacteur ou un turbopropulseur, comprenant un ensemble (46) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6 et/ou une turbine selon la revendication 7.
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Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3004518A1 (fr) * 2013-04-11 2014-10-17 Snecma Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine
FR3097259A1 (fr) * 2019-06-12 2020-12-18 Safran Helicopter Engines Piece annulaire de support d’un palier pour une turbomachine
FR3097299A1 (fr) * 2019-06-13 2020-12-18 Safran Ensemble pour une turbine a gaz

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3004518A1 (fr) * 2013-04-11 2014-10-17 Snecma Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine
FR3097259A1 (fr) * 2019-06-12 2020-12-18 Safran Helicopter Engines Piece annulaire de support d’un palier pour une turbomachine
FR3097299A1 (fr) * 2019-06-13 2020-12-18 Safran Ensemble pour une turbine a gaz

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