WO2009153478A2 - Couvercle de compresseur de turbomoteur a butee axiale - Google Patents

Couvercle de compresseur de turbomoteur a butee axiale Download PDF

Info

Publication number
WO2009153478A2
WO2009153478A2 PCT/FR2009/050939 FR2009050939W WO2009153478A2 WO 2009153478 A2 WO2009153478 A2 WO 2009153478A2 FR 2009050939 W FR2009050939 W FR 2009050939W WO 2009153478 A2 WO2009153478 A2 WO 2009153478A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
cover
downstream
upstream
edge
casing
Prior art date
Application number
PCT/FR2009/050939
Other languages
English (en)
Other versions
WO2009153478A3 (fr
Inventor
Philippe Joubert
Patrice Laborde
Yann Mouze
Philippe Perot
Original Assignee
Turbomeca
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 Turbomeca filed Critical Turbomeca
Priority to PL09766040T priority Critical patent/PL2307738T3/pl
Priority to CA2726905A priority patent/CA2726905C/fr
Priority to US12/994,830 priority patent/US8721261B2/en
Priority to EP09766040.1A priority patent/EP2307738B1/fr
Priority to CN200980118434.9A priority patent/CN102046984B/zh
Priority to RU2010153329/06A priority patent/RU2509232C2/ru
Priority to ES09766040T priority patent/ES2695902T3/es
Priority to JP2011511060A priority patent/JP5497012B2/ja
Publication of WO2009153478A2 publication Critical patent/WO2009153478A2/fr
Publication of WO2009153478A3 publication Critical patent/WO2009153478A3/fr

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/42—Casings; Connections of working fluid for radial or helico-centrifugal pumps
    • F04D29/4206—Casings; Connections of working fluid for radial or helico-centrifugal pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/08—Sealings
    • F04D29/16—Sealings between pressure and suction sides
    • F04D29/161—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/162—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps of a centrifugal flow wheel

Definitions

  • the present invention relates to the field of gas turbines, especially those found in turbomachines, for example but not only helicopter turboshaft engines or turbojet engines for aircraft.
  • the present invention more specifically relates to the compression stage of such gas turbines which constitute the main engine of a flying machine.
  • the present invention relates to a centrifugal compressor of a turbine engine comprising:
  • a lid comprising an upstream end and a downstream end
  • a housing having an upstream edge and a downstream edge
  • a paddle wheel rotatably mounted in said housing said cover being intended to cover the impeller blades so as to define an outer surface of a gas stream extending between the upstream and downstream edges of the casing, while being fixed at the upstream edge of the casing by its upstream end while its downstream end remains free.
  • the compressor is disposed between a fresh air intake and a combustion chamber, the role of the compressor being to compress the fresh air entering the gas turbine and to bring this compressed air into the combustion chamber to be mixed with fuel.
  • the impeller comprises a plurality of blades extending generally radially from a wheel hub, which is fixed to a rotary shaft of the gas turbine.
  • the flow of gas firstly enters the compressor casing through an upstream inlet and then flows into the gas stream delimited between its outer surface defined by the cover and its inner surface defined by a surface.
  • the hub of the wheel while being compressed and rotated about the axis of the wheel, before being discharged through a downstream outlet of the compressor, it being specified that the terms "upstream” and "downstream” are taken with reference to the meaning of gas circulation in the gas stream of the compressor.
  • the stream of compressed gas exiting the impeller then enters a diffuser before entering the combustion chamber.
  • the cover defines the outer surface of the vein, the inner surface thereof being formed by a surface of the wheel hub from which the blades extend.
  • An object of the invention is therefore to provide a cover for avoiding contact with the impeller blades during degraded operation of the compressor.
  • the invention achieves its goal by the fact that the cover further comprises a stop intended to limit the axial displacement of the downstream end of the cover with respect to the downstream edge of the casing during operation of the compressor.
  • the stop is disposed at the downstream end of the cover.
  • the axial displacement of the downstream end of the cover is limited.
  • the downstream end of the cover and the downstream edge of the casing are arranged in such a way that when the downstream end of the cover abuts against the downstream edge of the casing, there is still a clearance between the impeller blades and the cover, As a result, contact is advantageously avoided.
  • the cover is mounted while leaving a calibrated axial clearance between the downstream end of the cover and the downstream edge of the housing.
  • the abutment preferably annular, forms a radial extension extending from the downstream end of the cover. It therefore extends orthogonally with respect to an axis of the wheel when the lid is mounted.
  • the abutment consists of a plurality of radial tabs.
  • the stop thus covers radially a circumferential portion of the edge of the housing.
  • downstream end of the cover further comprises an axial extension forming an annular rib capable of almost touching the downstream edge of the housing when the cover is mounted.
  • a small calibrated radial clearance is thus provided between the downstream end of the cover and an inner end of the downstream edge of the casing so as to limit the accidents of shape in the air stream, which are detrimental to the efficiency of the compressor.
  • the present invention finally relates to a gas turbine, in particular a helicopter, comprising one or more compressors in accordance with the present invention.
  • Fig. 1B is a detail view of the lid of Fig. 1A; and - Figure 2 shows the downstream end of a lid according to the present invention.
  • FIG. 1A is an overall sectional view of a known helicopter turbine engine 10.
  • the turbine engine 10 consists of a gas turbine which comprises a compressor 12, also called compression stage, an air inlet 14 for the admission of fresh air into the compressor 12 and a chamber the combustion engine 16 in which takes place the combustion of a mixture of fuel and compressed air by the compressor 12.
  • the turbine engine 10 further comprises a turbine 18 fixed to a turbine wheel 20 of the compressor 12 through a shaft 22, which turbine 18, set in motion by the flow of burnt gases leaving the combustion chamber 16, rotates the wheel 20.
  • the turbine engine 10 further comprises a free turbine 24 which is rotated by the flow of gas leaving the turbine 18, said free turbine allowing in turn to rotate the rotors of the helicopter (not shown here). ).
  • the impeller with blades 20, of the centrifugal impeller type is well known elsewhere. It comprises a hub 26 from which radially extend a plurality of blades 28 which may have curved shapes, whose radial ends are contained in a geometrical envelope which has the shape of a hyperboloid of revolution.
  • the wheel 20 also has an axis of rotation A and the term "axial" will be considered with reference to this axis.
  • the compressor 12 comprises a casing 30 which preferably forms a constituent part of the casing of the turbine engine 10.
  • the casing 30 is the structure that holds the elements of the compressor; as such, the wheel 20 is rotatably mounted in the casing 30.
  • This casing 30 has an upstream edge 32 and a downstream edge 34, it being specified that the terms "upstream” and “downstream” are considered as references. in the direction of flow of the gas flow inside the compressor 20. The direction of flow is illustrated by the arrows F in the various figures.
  • the flow of gas F enters axially into the impeller 20 via an upstream inlet 33 and radially out of it by an outlet 35 close to the downstream edge 34 of the casing 30 before entering a diffuser 36.
  • the downstream edge 34 of the casing 30 is constituted here by an upstream edge of the diffuser 36.
  • vein 38 is delimited between a surface 26a constituted by the hub 26, from which the blades 28 extend and a cover 40 defining an outer surface of the vein 38,
  • the cover 40 covers the blades 28 of the impeller 20 so that it extends between the upstream edge 32 of the casing and the downstream edge 34 of the casing 30 while substantially matching the shape of the geometric envelope mentioned above. above. In other words, there is a small clearance between each of the blades 28 and the lid 40.
  • the cover 40 has an upstream end 40a and a downstream end 40b, the upstream end 40a being fixed to the upstream edge 32 of the casing via a fastener 42, while the downstream end 40b is free.
  • downstream end 40b of the cover 40 is not fixed to the downstream edge 34 of the casing 30.
  • downstream edge 34 of the casing 30 is in the continuity of the downstream end 40b cover 40.
  • the downstream end 10Ob of the cover 100 according to the invention further comprises a stop 102 forming a radial extension which extends orthogonally with respect to to the axis A of the wheel 20.
  • This stop 102 which is preferably annular, is intended to limit the axial displacement of the downstream end 10Ob of the cover 100.
  • the abutment 102 has a contact face 103 adapted to abut against the downstream edge 34 of the casing 30 if the downstream end 10Ob of the cover 100 bends towards the blades 28 of the impeller, so that the cover 100 can be further deformed, whereby it is advantageously avoided contact between the cover 100 and the blades 28 of the wheel 20.
  • an axial clearance 3a is provided between the contact face 103 and the downstream edge 34 of the housing 30.
  • This axial bulge 104 has an annular shape and its role is to reinforce the mechanical strength of the abutment 102 on which stress is exerted mechanical when it comes into contact with the downstream edge 34 of the housing 30.
  • downstream end 100b further comprises an axial extension 106 having the shape of an annular rib, which is intended to come almost touching the downstream edge 34 of the housing 30. More specifically, a small radial clearance 3r is provided between this annular rib 106 and the downstream edge 34 so as to prevent the flow of gas is disturbed in the gap between the downstream end 100b of the cover 100 and the downstream edge 34 of the housing 30.
  • the annular rib 106 is arranged so that it has a radial height greater than that of the trailing edge of the blades.
  • the inner surface of the cover 100, wheel side is covered with an abradable material, known moreover, in order to avoid damage to the cover and the blades during possible contacts between them.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne un compresseur centrifuge d'un turbomoteur, ledit compresseur comprenant un couvercle ayant une extrémité amont et une extrémité aval (100b) : - un carter (30) présentant un bord amont et un bord aval (34), - un rouet à pales (20) monté rotatif dans ledit carter, ledit couvercle étant destiné à couvrir les pales du rouet de façon à définir une surface extérieure d'une veine de gaz s'étendant entre les bords amont et aval du carter, tout en étant fixé au bord amont du carter par son extrémité amont tandis que son extrémité aval demeure libre. L'invention se caractérise par le fait que le couvercle (100) comporte en outre une butée (102) destinée à limiter le déplacement axial de l'extrémité aval (100b) par rapport au bord aval (34) du carter lors du fonctionnement du compresseur.

Description

Couvercle de compresseur de turbomoteur à butée axiale
La présente invention a trait au domaine des turbines à gaz, notamment celles que l'on trouve dans les turbomachines, par exemple mais pas uniquement les turbomoteurs d'hélicoptères ou les turboréacteurs pour avions.
La présente invention concerne plus précisément l'étage de compression de telles turbines à gaz qui constituent la motorisation principale d'un engin volant.
Plus précisément encore, la présente invention concerne un compresseur centrifuge d'un turbomoteur comprenant :
- un couvercle comportant une extrémité amont et une extrémité aval,
- un carter présentant un bord amont et un bord aval,
- un rouet à pales monté rotatif dans ledit carter, ledit couvercle étant destiné à couvrir les pales du rouet de façon à définir une surface extérieure d'une veine de gaz s'étendant entre les bords amont et aval du carter, tout en étant fixé au bord amont du carter par son extrémité amont tandis que son extrémité aval demeure libre.
Classiquement, le compresseur est disposé entre une entrée d'air frais et une chambre de combustion, le rôle du compresseur étant de comprimer l'air frais entrant dans la turbine à gaz et d'amener cet air comprimé dans la chambre de combustion pour y être mélangé avec du carburant.
Par ailleurs, il est connu que le rouet comporte une pluralité de pales s'étendant globalement radialement depuis un moyeu du rouet, lequel est fixé à un arbre rotatif de la turbine à gaz.
Ainsi le flux de gaz entre-t-il tout d'abord dans le carter du compresseur par une entrée amont, puis s'écoule dans la veine de gaz délimitée entre sa surface extérieure définie par le couvercle et sa surface intérieure définie par une surface du moyeu du rouet tout en étant comprimé et entraîné en rotation autour de l'axe du rouet, avant d'être évacué par une sortie aval du compresseur, étant précisé que les termes « amont » et « aval » sont pris en référence au sens de circulation du gaz dans la veine de gaz du compresseur.
Généralement, le flux de gaz comprimé sortant du rouet pénètre ensuite dans un diffuseur avant d'entrer dans la chambre de combustion. On comprend donc que Ie couvercle définit Ia surface extérieure de la veine, la surface intérieure de celle-ci étant quant à elle formée par une surface du moyeu du rouet d'où s'étendent les pales.
Dans un souci de maîtrise du comportement thermo-mécanique du couvercle, son extrémité aval demeure généralement libre, c'est-à-dire qu'elle peut ne pas être fixée au bord aval du carter.
Cette configuration permet en effet d'éviter une fixation hyperstatique du couvercle qui serait potentiellement dommageable à la maîtrise des jeux entre le rouet et le couvercle. Cependant, cette solution n'est pas optimale : certains comportements dégradés du compresseur, tel par exemple le pompage ou d'autres phénomènes instables peuvent apparaître et conduire à des variations brutales de pression dans le rouet du compresseur.
Dans la mesure où l'extrémité aval du couvercle est libre, on comprend que ce dernier peut se déformer légèrement du fait des variations de pression dans le compresseur, une telle déformation pouvant conduire le couvercle à venir en contact avec les pales du rouet. En effet, lorsque la pression dans le compresseur devient inférieure à celle existant à l'extérieur du couvercle, ce dernier tend à se déformer et à venir en contact des pales du rouet. Cette déformation peut également être due aux vibrations.
Bien évidemment, il est tout à fait néfaste tant pour le couvercle que pour Ie rouet, que Ie couvercle vienne toucher les pales du rouet, un tel contact pouvant en effet endommager sérieusement le compresseur.
Un tel phénomène peut également se rencontrer lors du fonctionnement en conditions extrêmes de la turbine à gaz.
Une solution à ce problème est d'augmenter le jeu existant entre le couvercle et les pales du rouet. Cependant, une telle solution présente l'inconvénient de baisser le rendement du compresseur et, par voie de conséquence, de diminuer les performances de la turbine à gaz. Un but de l'invention est donc de proposer un couvercle permettant d'éviter le contact avec les pales du rouet lors d'un fonctionnement dégradé du compresseur.
L'invention atteint son but par le fait que le couvercle comporte en outre une butée destinée à limiter le déplacement axial de l'extrémité aval du couvercle par rapport au bord aval du carter lors du fonctionnement du compresseur.
De préférence, la butée est disposée à l'extrémité aval du couvercle.
Grâce à la butée conforme à l'invention, le déplacement axial de l'extrémité aval du couvercle est limité.
L'extrémité aval du couvercle et le bord aval du carter sont arrangés de telle sorte que lorsque l'extrémité aval du couvercle vient en butée contre le bord aval du carter, il existe encore un jeu entre les pales du rouet et le couvercle, en conséquence de quoi le contact est avantageusement évité. De préférence, on monte le couvercle tout en laissant un jeu axial calibré entre l'extrémité aval du couvercle et le bord aval du carter.
Avantageusement, la butée, de préférence annulaire, forme une extension radiale s'étendant depuis l'extrémité aval du couvercle. Elle s'étend donc orthogonalement par rapport à un axe du rouet lorsque le couvercle est monté. Selon une variante, la butée est constituée d'une pluralité de languettes radiales.
La butée recouvre donc radialement une portion circonférentielle du bord du carter.
De préférence, l'extrémité aval du couvercle comporte en outre une extension axiale formant une nervure annulaire apte à venir presque effleurer le bord aval du carter lorsque le couvercle est monté.
Un intérêt de cette extension axiale est de mieux guider l'écoulement de l'air en aval du rouet.
On prévoit donc un faible jeu radial calibré entre l'extrémité aval du couvercle et une extrémité intérieure du bord aval du carter de manière à limiter les accidents de forme dans la veine d'air, néfastes pour le rendement du compresseur.
La présente invention concerne enfin une turbine à gaz, notamment d'hélicoptère, comportant un ou plusieurs compresseurs conformes à la présente invention.
L'invention sera mieux comprise et ses avantages apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit, d'un mode de réalisation indiqué à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels : - la figure IA est une vue en coupe d'un turbomoteur d'hélicoptère comportant un compresseur muni d'un couvercle de l'art antérieur ;
- Ia figure IB est une vue de détail du couvercle de la figure IA; et - la figure 2 représente l'extrémité aval d'un couvercle conforme à la présente invention.
La figure IA est une vue d'ensemble en coupe d'un turbomoteur d'hélicoptère 10 connu par ailleurs.
Dans cet exemple, le turbomoteur 10 est constitué d'une turbine à gaz qui comporte un compresseur 12, également appelé étage de compression, une entrée d'air 14 pour l'admission d'air frais dans le compresseur 12 ainsi qu'une chambre de combustion 16 dans laquelle a lieu la combustion d'un mélange de carburant et d'air comprimé par le compresseur 12. Le turbomoteur 10 comporte en outre une turbine 18 fixée à un rouet à pales 20 du compresseur 12 par l'entremise d'un arbre 22, laquelle turbine 18, mise en mouvement par le flux de gaz brûlés sortant de la chambre de combustion 16, entraîne en rotation le rouet 20.
Enfin, le turbomoteur 10 comprend en outre une turbine libre 24 qui est entraînée en rotation par le flux de gaz sortant de la turbine 18, ladite turbine libre permettant quant à elle d'entraîner en rotation les rotors de l'hélicoptère (non représenté ici).
Le rouet à pales 20, du type rouet centrifuge, est bien connu par ailleurs. Il comporte un moyeu 26 d'où s'étendent radialement une pluralité de pales 28 pouvant présenter des formes courbes, dont les extrémités radiales sont contenues dans une enveloppe géométrique qui présente la forme d'un hyperboloïde de révolution. Le rouet 20 présente par ailleurs un axe de rotation A et le terme "axial" sera considéré en référence à cet axe.
Par ailleurs, le compresseur 12 comporte un carter 30 qui forme de préférence une partie constitutive du carter du turbomoteur 10.
Le carter 30 est la structure qui maintient les éléments du compresseur ; à ce titre, le rouet 20 est monté rotatif dans le carter 30.
Ce carter 30 présente un bord amont 32 et un bord aval 34, étant précisé que les termes « amont » et « aval » sont considérés en référence au sens d'écoulement du flux de gaz à l'intérieur du compresseur 20. Le sens d'écoulement est illustré par les flèches F sur les différentes figures.
À l'aide de la figure IB, on comprend que le flux de gaz F entre axialement dans le rouet à pales 20 par une entrée amont 33 et en sort radialement par une sortie 35 proche du bord aval 34 du carter 30 avant de pénétrer dans un diffuseur 36. Le bord aval 34 du carter 30 est constitué ici par un bord amont du diffuseur 36.
On comprend que le flux de gaz circule entre les pales 28 du rouet 20 dans une veine de gaz 38 s'étendant entre le bord amont 32 et le bord aval 34 du carter 30.
On constate également que la veine 38 est délimitée entre une surface 26a constituée par le moyeu 26, de laquelle s'étendent les pales 28 et un couvercle 40 définissant une surface extérieure de la veine 38,
Autrement dit, le couvercle 40 couvre les pales 28 du rouet 20 de sorte qu'il s'étend entre le bord amont 32 du carter et le bord aval 34 du carter 30 tout en épousant sensiblement la forme de l'enveloppe géométrique mentionnée ci-dessus. Autrement dit, il existe un faible jeu entre chacune des pales 28 et ce couvercle 40.
Plus précisément, le couvercle 40 comporte une extrémité amont 40a et une extrémité aval 40b, l'extrémité amont 40a étant fixée au bord amont 32 du carter par l'intermédiaire d'un organe de fixation 42, tandis que l'extrémité aval 40b est libre.
En d'autres termes, l'extrémité aval 40b du couvercle 40 n'est pas fixée au bord aval 34 du carter 30. En revanche, on constate que le bord aval 34 du carter 30 est dans la continuité de l'extrémité aval 40b du couvercle 40.
Dans la mesure où le couvercle 40 n'est fixé au carter que par le bord amont 32, on comprend qu'il est susceptible de se déformer, essentiellement au niveau de son extrémité aval libre 40b. A l'aide de la figure 2, qui illustre un détail d'un turbomoteur selon l'invention, on va maintenant décrire un couvercle 100 d'un compresseur centrifuge 200 conforme à la présente invention, les autres pièces constitutives du turbomoteur 10 étant identiques à celles décrites précédemment et portant les mêmes références numériques. Comme on le voit sur la figure 2, par rapport à celle de l'art antérieur, l'extrémité aval 10Ob du couvercle 100 selon l'invention, comporte en outre, une butée 102 formant une extension radiale qui s'étend orthogonalement par rapport à l'axe A du rouet 20. Cette butée 102, qui est préférentiel lement annulaire, est destinée à limiter le déplacement axial de l'extrémité aval 10Ob du couvercle 100.
Pour ce faire, la butée 102 comporte une face de contact 103 apte à venir en appui contre le bord aval 34 du carter 30 si l'extrémité aval 10Ob du couvercle 100 fléchit vers les pales 28 du rouet, en sorte que le couvercle 100 ne puisse se déformer davantage, grâce à quoi on évite avantageusement tout contact entre le couvercle 100 et les pales 28 du rouet 20.
En fonctionnement normal, on prévoit un jeu axial 3a entre la face de contact 103 et le bord aval 34 du carter 30. Comme on le voit sur la figure 2, l'extrémité aval 10Ob du couvercle
100 comporte également un renflement axial 104 s'étendant dans un sens opposé à celui de la face de contact 103. Ce renflement axial présente une forme annulaire et a pour rôle de renforcer la tenue mécanique de la butée 102 sur laquelle s'exercent des contraintes mécaniques lorsqu'elle vient en contact avec le bord aval 34 du carter 30.
Par ailleurs, l'extrémité aval 100b comporte en outre une extension axiale 106 présentant la forme d'une nervure annulaire, qui est destinée à venir quasiment effleurer le bord aval 34 du carter 30. Plus précisément, on prévoit un faible jeu radial 3r entre cette nervure annulaire 106 et le bord aval 34 de manière à éviter que le flux de gaz ne soit perturbé dans l'interstice existant entre l'extrémité aval 100b du couvercle 100 et le bord aval 34 du carter 30.
De préférence, la nervure annulaire 106 est arrangée de telle sorte qu'elle présente une hauteur radiale supérieure à celle du bord de fuite des pales.
De préférence, la surface interne du couvercle 100, côté rouet, est recouverte d'un matériau abradable, connu par ailleurs, afin d'éviter d'endommager le couvercle et les pales lors d'éventuels contacts entre eux.

Claims

REVENDICATIONS
1. Compresseur centrifuge d'un turbomoteur comprenant :
- un couvercle comportant une extrémité amont (4Oa) et une extrémité aval (100b),
- un carter (30) présentant un bord amont (32) et un bord aval (34),
- un rouet à pales (20) monté rotatif dans ledit carter, ledit couvercle étant destiné à couvrir les pales (28) du rouet de façon à définir une surface extérieure d'une veine de gaz (38) s'étendant entre les bords amont et aval du carter, tout en étant fixé au bord amont (32) du carter par son extrémité amont tandis que son extrémité aval (100b) demeure libre, caractérisé en ce que le couvercle comporte en outre une butée (102) destinée à limiter le déplacement axial de son extrémité aval (100b) par rapport au bord aval (34) du carter lors du fonctionnement du compresseur.
2. Compresseur centrifuge selon la revendication 1, caractérisé en ce que la butée (102) forme une extension radiale s'étendant depuis l'extrémité aval du couvercle.
3. Compresseur centrifuge selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la butée (102) est annulaire.
4. Compresseur centrifuge selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la butée (102) est constituée d'une pluralité de languettes radiales.
5. Compresseur centrifuge selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que l'extrémité aval (100b) du couvercle comporte en outre une extension axiale (106) formant une nervure annulaire.
6. Turbine à gaz comportant un compresseur centrifuge (200) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5.
PCT/FR2009/050939 2008-05-26 2009-05-20 Couvercle de compresseur de turbomoteur a butee axiale WO2009153478A2 (fr)

Priority Applications (8)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PL09766040T PL2307738T3 (pl) 2008-05-26 2009-05-20 Pokrywa sprężarki silnika turbinowego z osiowym elementem oporowym
CA2726905A CA2726905C (fr) 2008-05-26 2009-05-20 Couvercle de compresseur de turbomoteur a butee axiale
US12/994,830 US8721261B2 (en) 2008-05-26 2009-05-20 Compressor cover for turbine engine having axial abutment
EP09766040.1A EP2307738B1 (fr) 2008-05-26 2009-05-20 Couvercle de compresseur de turbomoteur à butée axiale
CN200980118434.9A CN102046984B (zh) 2008-05-26 2009-05-20 具有轴向邻接部的涡轮机压缩机盖
RU2010153329/06A RU2509232C2 (ru) 2008-05-26 2009-05-20 Крышка компрессора газотурбинного двигателя, содержащая осевой упор
ES09766040T ES2695902T3 (es) 2008-05-26 2009-05-20 Cubierta de compresor de motor de turbina con tope axial
JP2011511060A JP5497012B2 (ja) 2008-05-26 2009-05-20 軸方向の当接部を有するタービンエンジンのための圧縮機カバー

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0853394A FR2931521B1 (fr) 2008-05-26 2008-05-26 Couvercle de compresseur a butee axiale.
FR0853394 2008-05-26

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2009153478A2 true WO2009153478A2 (fr) 2009-12-23
WO2009153478A3 WO2009153478A3 (fr) 2010-05-27

Family

ID=40394038

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2009/050939 WO2009153478A2 (fr) 2008-05-26 2009-05-20 Couvercle de compresseur de turbomoteur a butee axiale

Country Status (11)

Country Link
US (1) US8721261B2 (fr)
EP (1) EP2307738B1 (fr)
JP (1) JP5497012B2 (fr)
KR (1) KR101629524B1 (fr)
CN (1) CN102046984B (fr)
CA (1) CA2726905C (fr)
ES (1) ES2695902T3 (fr)
FR (1) FR2931521B1 (fr)
PL (1) PL2307738T3 (fr)
RU (1) RU2509232C2 (fr)
WO (1) WO2009153478A2 (fr)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3008750B1 (fr) * 2013-07-18 2015-07-17 Snecma Couvercle de compresseur centrifuge de turbomachine apte a etre fixe par l'aval pres de son bord amont, turbomachine comportant ce couvercle.
CN111120656B (zh) * 2019-12-25 2022-05-27 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种进气道防火密封结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3613360A (en) * 1969-10-30 1971-10-19 Garrett Corp Combustion chamber construction
US4264271A (en) * 1979-03-15 1981-04-28 Avco Corporation Impeller shroud of a centrifugal compressor
FR2698666A1 (fr) * 1992-11-30 1994-06-03 Europ Propulsion Pompe centrifuge hautement performante à rouet ouvert.
WO2000034628A1 (fr) * 1998-12-07 2000-06-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Systeme de confinement pour turbine
EP1903185A2 (fr) * 2006-09-18 2008-03-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Virole pour rotor isolant des contraintes thermiques et mécaniques

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2656096A (en) * 1946-01-04 1953-10-20 Rateau Soc Centrifugal pump and compressor
US4687412A (en) * 1985-07-03 1987-08-18 Pratt & Whitney Canada Inc. Impeller shroud
JP2003120591A (ja) 2001-10-12 2003-04-23 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ターボ機械
RU2352826C2 (ru) * 2007-04-03 2009-04-20 Открытое акционерное общество "Производственное объединение "Северное машиностроительное предприятие" Центробежный гидравлический и воздушный насос-компрессор

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3613360A (en) * 1969-10-30 1971-10-19 Garrett Corp Combustion chamber construction
US4264271A (en) * 1979-03-15 1981-04-28 Avco Corporation Impeller shroud of a centrifugal compressor
FR2698666A1 (fr) * 1992-11-30 1994-06-03 Europ Propulsion Pompe centrifuge hautement performante à rouet ouvert.
WO2000034628A1 (fr) * 1998-12-07 2000-06-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Systeme de confinement pour turbine
EP1903185A2 (fr) * 2006-09-18 2008-03-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Virole pour rotor isolant des contraintes thermiques et mécaniques

Also Published As

Publication number Publication date
EP2307738A2 (fr) 2011-04-13
KR20110016954A (ko) 2011-02-18
FR2931521A1 (fr) 2009-11-27
FR2931521B1 (fr) 2017-06-23
RU2010153329A (ru) 2012-07-10
EP2307738B1 (fr) 2018-10-10
JP5497012B2 (ja) 2014-05-21
KR101629524B1 (ko) 2016-06-13
WO2009153478A3 (fr) 2010-05-27
RU2509232C2 (ru) 2014-03-10
JP2011521172A (ja) 2011-07-21
US20110076141A1 (en) 2011-03-31
US8721261B2 (en) 2014-05-13
CA2726905A1 (fr) 2009-12-23
PL2307738T3 (pl) 2019-01-31
CN102046984A (zh) 2011-05-04
CN102046984B (zh) 2014-04-30
ES2695902T3 (es) 2019-01-11
CA2726905C (fr) 2016-10-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2518355C (fr) Retenue des clavettes de centrage des anneaux sous aubes de stator a calage variable d'un moteur a turbine a gaz
EP1462608B1 (fr) Aube de redresseur à double courbure
CA2747989C (fr) Carter de compresseur a cavites optimisees
EP2310690B1 (fr) Pale de rouet de compresseur a raccordement elliptique evolutif
EP1770244A1 (fr) Aube de compresseur à sommet chanfreiné
EP2085620B1 (fr) Compresseur de turboréacteur
EP2368019B1 (fr) Joint d'étanchéité de plateforme de rotor de turbomachine
EP2318666B1 (fr) Aubage fixe de turbomachine a masse reduite et turbomachine comportant au moins un tel aubage fixe
CA2357176A1 (fr) Turbomachine a veine d'ecoulement ameliore
FR2745604A1 (fr) Turbocompresseur a suralimentation
FR3019865A1 (fr) Dispositif de blocage d'ecrou
FR3010442A1 (fr) Disque aubage monobloc a contraintes reduites en pied d'aube, de preference pour soufflante de turbomachine d'aeronef
EP2795068B1 (fr) Redresseur de compresseur pour turbomachine
WO2014140449A1 (fr) Soufflante de turbomoteur a flux multiple, et turbomoteur equipe d'une telle soufflante
EP3473813B1 (fr) Turbomachine comprenant un ensemble de redressement
EP2307738B1 (fr) Couvercle de compresseur de turbomoteur à butée axiale
EP3935273B1 (fr) Turbine à gaz contrarotative pour aéronef à double rotor
EP3382155A1 (fr) Système d'étanchéité pour turbomachine et turbomachine associée
EP1134361B1 (fr) Turbomachine comportant un dispositif de suppression des vibrations
EP3768950B1 (fr) Disque aubagé monobloc souple en partie basse des aubes
FR3051220A1 (fr) Obturateur d'un orifice d'endoscopie d'une turbine de turbomachine
WO2023247903A1 (fr) Ensemble aubagé pour turbomachine, turbine pour turbomachine et turbomachine
FR3116299A1 (fr) Compresseur de turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 200980118434.9

Country of ref document: CN

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 8083/DELNP/2010

Country of ref document: IN

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2726905

Country of ref document: CA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2011511060

Country of ref document: JP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 12994830

Country of ref document: US

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2009766040

Country of ref document: EP

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 20107028980

Country of ref document: KR

Kind code of ref document: A

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2010153329

Country of ref document: RU

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 09766040

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2