WO2022167373A1 - Ensemble redresseur pour compresseur de turbomachine d'aeronef - Google Patents

Ensemble redresseur pour compresseur de turbomachine d'aeronef Download PDF

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WO2022167373A1
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stator vanes
shroud
compressor
outer shroud
rectifier assembly
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Théo Robin Thomas BOUR
Matthieu Edouard Henri DROELLER
Christophe Joseph Richard Gillain REMY
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Safran Aero Boosters
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    • F05D2260/36—Retaining components in desired mutual position by a form fit connection, e.g. by interlocking

Definitions

  • the present invention relates to an aircraft turbomachine compressor.
  • Document EP 2 093 383 A1 describes a compressor in which the stator vanes are fixed to the inner shroud.
  • the outer shroud is subjected to great mechanical stresses, in particular in turbomachine architectures where it is located on the path of the main force of the thrust. Part of these mechanical stresses originate from the stator vanes which are fixed to this outer shroud.
  • An object of the present invention is to reduce the mechanical stresses in an aircraft turbomachine.
  • the invention provides a rectifier assembly for an aircraft turbomachine compressor, comprising: • an internal shroud,
  • stator vanes in which the stator vanes are attached only to the inner shroud and are in non-immobilizing mechanical contact with the outer shroud; wherein the outer shroud includes a groove receiving radially outer ends of the stator vanes; characterized in that the groove extends, axially, to a downstream end of the outer shroud.
  • stator vanes are fixed only on the inner shroud, which makes it possible to avoid the places of concentration of mechanical stresses on the outer shroud.
  • Contact with the outer shroud is non-immobilizing, i.e. it does not involve immobilization of the stator vanes relative to the outer shroud.
  • Such contact avoids transmission of force between the blade and the outer shroud via the radially outer end of the blade, while also avoiding air leaks between the outer shroud and the radially outer end of the dawn.
  • the groove of the outer shroud which extends axially to a downstream end of the outer shroud, allows the mounting of the blades to be particularly easy.
  • the inner shroud is attached to the other elements of the turbomachine via the stator vanes and the outer shroud, a person skilled in the art would therefore not think of removing the attachment to the outer shroud.
  • the inner shroud is provided to be attached to the other elements of the turbomachine by other means. These means are preferably more rigid than in the prior art (generally in constrained supports). The force transmission chain (turbomachine/inner shroud/blade) is thus more rigid than in the prior art.
  • stator vanes are welded to the inner shroud.
  • the welding allows a particularly solid fixing.
  • Another fixing for example by bolting and/or riveting, is possible, while remaining within the scope of the invention.
  • the outer shroud comprises a sealing element in a flexible material in contact with radially outer ends of the stator vanes.
  • the sealing element prevents leaks between the radially outer ends of the stator vanes and the outer shroud.
  • the flexible material preferably has a Young's modulus of less than 10 GPa.
  • the flexible material may for example be silicone.
  • the sealing element is preferably at least partially in the groove.
  • the sealing element may comprise several separate parts while remaining within the scope of the invention.
  • the sealing element is located, at least in part, at a radially outer position with respect to the radially outer ends of the stator vanes and extends, at least in part, axially along radially outer ends of the stator vanes.
  • the radially outer ends of the stator vanes can slide on the sealing element while remaining in contact with it.
  • the sealing element comprises a gasket.
  • the seal is preferably located at an upstream end, or at a downstream end of the groove. The radially outer ends abut against it.
  • stator vanes comprise, at their radially outer end, a platform extending downstream.
  • a sealing element in the form of a gasket is particularly advantageous in this case.
  • the inner shroud is in one piece. According to another embodiment, the inner shroud consists of a plurality of sectors forming a ring.
  • the invention further provides an aircraft turbine engine comprising a first compressor having a rectifier assembly according to one embodiment of the invention.
  • the first compressor may for example be the low pressure compressor or the high pressure compressor of the turbomachine.
  • the relative positioning of the outer shroud with respect to the inner shroud does not use the blade but by one or more element(s) of the turbomachine external(s) to the rectifier assembly.
  • the invention is particularly suitable for a turbomachine comprising a reduction gear between the shaft and the fan, because the presence of the latter generates particularly high mechanical forces on the outer shroud.
  • the turbomachine comprises a second compressor, downstream of the first compressor.
  • it is the most upstream compressor of the two which comprises the rectifier assembly according to the invention.
  • stator vanes fixed only to the inner shroud and in non-immobilizing mechanical contact with the outer shroud are the stator vanes furthest downstream of the first compressor. This makes it possible to fix the inner shroud downstream of the first compressor in a simpler way than if the inner shroud on which the stator vanes are fixed was axially in the middle of the first compressor.
  • the turbomachine comprises an intermediate support casing located, preferably directly, downstream of the first compressor, the inner shroud being fixed to the intermediate support casing or being integral with the casing intermediate support. This makes fixing the inner shroud particularly easy and solid.
  • the invention also relates to an assembly comprising the intermediate support casing and the rectifier assembly.
  • the outer shroud is fixed to the intermediate support casing.
  • the invention further proposes an aircraft comprising a turbomachine according to the invention.
  • the invention further provides a method of manufacturing a rectifier assembly, comprising the steps of:
  • - Figure 1 is an axial section of a turbine engine according to one embodiment of the invention
  • - Figure 2 illustrates a stator vane according to one embodiment of the invention
  • FIG. 4 is a flowchart of a method for manufacturing a rectifier assembly according to one embodiment of the invention
  • Figure 6 is the equivalent of Figure 5b in the case of a half-shell outer shroud.
  • FIG. 1 illustrates an aircraft turbine engine 100 which may include a rectifier assembly 1 according to the invention. It may also be called a “stator assembly”.
  • the aircraft turbomachine 100 is, for example, a dual-flow axial turbomachine successively comprising along the engine axis X, a fan 110, a first compressor 120 (or low-pressure compressor), a second compressor 130 (or high-pressure compressor ), a combustion chamber 160, a high pressure turbine 140 and a low pressure turbine 150.
  • the mechanical power of the low 150 and high 140 pressure turbines is transmitted respectively via shafts 101 and 102 to the compressors low 120 and high 130 pressure, as well as to the fan 110 via a reducer 111 interposed at the level of the shaft 101.
  • the fan 110 makes it possible to generate a primary flow 106 passing through the aircraft turbomachine 100 in a primary aerodynamic vein and a secondary flow 107 externally around the compressors 120, 130 and the turbines 140, 150.
  • the first compressor 120 is provided with at least one row of rotor blades 122 followed directly downstream by a row of stator vanes 10, each row of stator vanes 10 forming a rectifier assembly 1.
  • the invention can be applied to any or all of the rectifier assemblies of the first compressor 120, and in particular to the most downstream rectifier assembly of the first compressor 120.
  • the aircraft turbine engine 100 comprises an inlet support casing 181 which extends around the inlet of the primary stream (in which the primary stream 106 passes), downstream of the fan 110.
  • the turbine engine aircraft 100 also includes an intermediate support casing 40 which extends circumferentially between the first 120 and second 130 compressors.
  • This intermediate support casing 40 comprises an annular sleeve preferably having a gooseneck profile and delimiting the primary aerodynamic vein between the first 120 and second 130 compressors. It is preferably provided with structural arms 184 extending radially through the primary vein.
  • FIG. 2 illustrates a stator vane 10 of a rectifier assembly 1 according to one embodiment of the invention.
  • the stator vane 10 is fixed, preferably by a weld 11, by its radially inner end 12, to an inner shroud 20.
  • the fixing between the stator vane 10 and the inner shroud 20 prevents any relative movement.
  • the stator vane 10 is in non-immobilizing mechanical contact, for example via a sealing element 31, via its radially outer end 13, with an outer shroud 30.
  • the element seal 31 is located, at least partially, in a groove 35, preferably circumferential, in the outer shroud 30.
  • the groove 35 preferably receives the radially outer ends 13 of all the stator vanes 10 of the rectifier assembly 1 .
  • Figures 3a to 3c illustrate three embodiments of the invention, which differ, on the one hand, by the fixing of the inner shroud 20 to the intermediate support casing 40, and, on the other hand, by the mechanical coupling between the stator vane 10 and the outer ring 30.
  • Those skilled in the art will understand that all the ways of fixing the inner ring 20 to the intermediate support casing 40 are compatible with all the mechanical couplings between the blade stator 10 and outer shroud 30.
  • the groove 35 extends to the downstream end 32 of the outer shroud 30. It is filled with a flexible material in contact with radially outer ends 13 of the stator vanes 10 , and which forms the sealing element 31 . This is located at a radially outer position relative to the radially outer ends 13 of the stator vanes 10 and extends axially along the radially outer ends 13 of the stator vanes 10.
  • the downstream end 22 of the inner shroud 20 is fixed to the intermediate support casing 40 by fixing means 52, for example screws.
  • the groove 35 extends to the downstream end 32 of the outer shroud 30. It is filled with a flexible material in contact with radially outer ends 13 of the stator vanes 10 , and which forms the sealing element 31. This is located at a radially outer position with respect to the radially outer ends 13 of the stator vanes 10 and extends axially along the radially outer ends 13 of the stator vanes 10.
  • the downstream end 22 of the inner shroud 20 is integral with the intermediate support casing 40.
  • the groove 35 extends to the downstream end 32 of the outer shroud 30.
  • a seal 60 for example an o-ring, is located at an upstream end 37 of the groove 35.
  • stator vane 10 The upstream end of the stator vane 10 abuts on it. It forms the sealing element 31.
  • stator vane 10 comprises, at its radially outer end 13, a platform 15 extending downstream and abutting against the outer shroud 30.
  • downstream end 22 of the inner shroud 20 is integral with the intermediate support casing 40.
  • downstream end 32 of the outer shroud 30 is fixed to the intermediate support casing 40 by fixing means 51, for example screws. Furthermore, the downstream end 22 of the inner shroud 20 is fixed to the intermediate support casing 40 or is integral with it. Consequently, in these three embodiments, the positioning of the inner shroud 20 relative to the outer shroud 30 does not stress the junction between the stator vanes 10 and the outer shroud 30 because this junction allows relative movement.
  • the positioning of the inner shroud 20 with respect to the outer shroud 30, which absorbs the structural and operating forces of the turbomachine, is ensured by the junction of the inner shroud 20 with respect to the intermediate support casing 40, and of the intermediate support 40 relative to the outer shroud 30.
  • Figures 4, 5a to 5d and 6 illustrate certain steps of a method 200 of manufacturing a rectifier assembly 1 according to the invention, and of its assembly with the intermediate support casing 40.
  • a block of metal, for example titanium, 201 is machined 202 so as to form the inner shroud 20, preferably with holes 301 for fixing means 52.
  • the inner shroud 20 is then fixed 203 to the stator vanes 10 ( Figure 5a).
  • Inserts 302 are preferably inserted into the holes 301.
  • the stator vanes 10 and the outer shroud 30 are positioned 204 so as to leave a space between them which will be filled with a suitable material for a non-immobilizing mechanical contact (FIGS. 5b and 6).
  • FIG. 5b schematically shows a lifting tool 305 making it possible to lift the annular outer shroud 30 .
  • the arrow 306 in FIG. 6 indicates that the radial flange of the half-shell outer ring 30 is located higher.
  • the suitable material for a non-immobilizing mechanical contact is then deposited 205 at the junction between the stator vanes 10 and the outer shroud 30, for example using a mold 307, which is preferably such that said material does not adhere to it.
  • the mold 307 can be fixed to the support tool 304.
  • a rectifier assembly 1 is then obtained, which is turned over and assembled 206 to the intermediate support casing 40.
  • the fixing means 51 can comprise screws 51 a and nuts 51 b.

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Abstract

Ensemble redresseur pour compresseur de turbomachine d'aéronef La présente invention concerne un ensemble redresseur (1) pour compresseur (120, 130) de turbomachine d'aéronef (100). Il comprend une virole interne (20), une virole externe (30), et des aubes statoriques (10), fixées uniquement à la virole interne (20) et en contact mécanique non- immobilisant avec la virole externe (30).

Description

Ensemble redresseur pour compresseur de turbomachine d’aéronef
Domaine technique
[0001] La présente invention concerne un compresseur de turbomachine d’aéronef.
Art antérieur
[0002] Il est connu, par exemple du document EP2799721 B1 , de fixer les aubes statoriques d’un ensemble redresseur d’un compresseur de turbomachine d’aéronef à une virole située radialement à l’extérieur, appelée virole externe. Ce document décrit aussi des aubes auxiliaires, qui sont des éléments situés entre les aubes statoriques, et présentant une hauteur radiale comprise entre 10% et 50% de la hauteur radiale des aubes statoriques.
[0003] Le document US 3 778 184 A décrit un compresseur dans lequel un amortissement des aubes est réalisé en entourant une extrémité de l'aube avec un matériau amortisseur du type laine d'acier ou feutre métallique maintenu en contact avec le carénage.
[0004] Le document EP 2 093 383 A1 décrit un compresseur dans lequel les aubes statoriques sont fixées à la virole interne.
Résumé de l’invention
[0005] La virole externe subit de grandes contraintes mécaniques, notamment dans des architectures de turbomachine où elle se situe sur le chemin d’effort principal de la poussée. Une partie de ces contraintes mécaniques a pour l’origine les aubes statoriques qui sont fixées sur cette virole externe.
[0006] Un objet de la présente invention est de diminuer les contraintes mécaniques dans une turbomachine d’aéronef.
[0007] A cet effet, l’invention propose un ensemble redresseur pour compresseur de turbomachine d’aéronef, comprenant: • une virole interne,
• une virole externe, et
• des aubes statoriques, dans lequel les aubes statoriques sont fixées uniquement à la virole interne et sont en contact mécanique non-immobilisant avec la virole externe ; dans lequel la virole externe comprend une rainure recevant des extrémités radialement externes des aubes statoriques ; caractérisé en ce que la rainure s’étend, axialement, jusqu’à une extrémité aval de la virole externe.
[0008] Dans l’invention, les aubes statoriques sont fixées uniquement sur la virole interne, ce qui permet d’éviter les lieux de concentration de contraintes mécaniques sur la virole externe. Le contact avec la virole externe est non- immobilisant, c’est-à-dire qu’il n’implique pas d’immobilisation des aubes statoriques par rapport à la virole externe. On pourrait employer l’expression « contact mécanique libre >> ou l’expression « contact mécanique non- fixant >> au lieu de « contact mécanique non-immobilisant >>. En d’autres termes, aucun élément de l’extrémité externe de l’aube ne l’immobilise sur la virole externe. Un tel contact évite une transmission d’effort entre l’aube et la virole externe via l’extrémité radialement externe de l’aube, tout en évitant aussi les fuites d’air entre la virole externe et l’extrémité radialement externe de l’aube.
[0009] En outre, dans l’invention, la rainure de la virole externe, qui s’étend, axialement, jusqu’à une extrémité aval de la virole externe, permet que le montage des aubes soit particulièrement aisé.
[0010] Dans l’art antérieur, la virole interne est attachée aux autres éléments de la turbomachine via les aubes statoriques et la virole externe, l’homme du métier ne penserait donc pas à supprimer la fixation à la virole externe. Dans l’invention, la virole interne est prévue pour être attachée aux autres éléments de la turbomachine par d’autres moyens. Ces moyens sont préférentiellement plus rigides que dans l’art antérieur (généralement mise en appuis contraints). La chaine de transmission d’effort (turbomachine/virole interne/aube) est ainsi plus rigide que dans l’art antérieur.
[0011] Il est intéressant de noter que, dans l’invention, ce sont les aubes, qui ont un contact mécanique (direct ou indirect) avec chacune des deux viroles, qui sont fixées sur la virole interne, et pas des aubes auxiliaires telles que décrites dans EP2799721 B1. En effet, ces dernières n’ont de contact mécanique qu’avec une seule des deux viroles. En outre, elles sont un complément des aubes statoriques afin d’empêcher le décrochage du flux sur les aubes statoriques : elles n’ont pas pour fonction se substituer aux aubes statoriques.
[0012] Selon un mode de réalisation, les aubes statoriques sont soudées à la virole interne. La soudure permet une fixation particulièrement solide. Une autre fixation, par exemple par boulonnage et/ou rivetage, est possible, tout en restant dans le cadre de l’invention.
[0013] Selon un mode de réalisation, la virole externe comprend un élément d’étanchéité dans un matériau souple en contact avec des extrémités radialement externes des aubes statoriques. L’élément d’étanchéité permet d’éviter les fuites entre les extrémités radialement externes des aubes statoriques et la virole externe. Le matériau souple a de préférence un module de Young inférieur à 10 GPa. Le matériau souple peut être par exemple du silicone. L’élément d’étanchéité est préférentiellement au moins partiellement dans la rainure. L’élément d’étanchéité peut comprendre plusieurs pièces disjointes tout en restant dans le cadre de l’invention.
[0014] Selon un mode de réalisation, l’élément d’étanchéité est situé, au moins en partie, à une position radialement externe par rapport aux extrémités radialement externes des aubes statoriques et s’étend, au moins en partie, axialement le long des extrémités radialement externes des aubes statoriques. Les extrémités radialement externes des aubes statoriques peuvent glisser sur l’élément d’étanchéité tout en restant en contact avec lui. [0015] Selon un mode de réalisation, l’élément d’étanchéité comprend un joint. Le joint est préférentiellement situé à une extrémité amont, ou à une extrémité aval de la rainure. Les extrémités radialement externes viennent buter contre lui.
[0016] Selon un mode de réalisation, les aubes statoriques comprennent, à leur extrémité radialement externe, une plateforme s’étendant vers l’aval. Un élément d’étanchéité sous forme de joint est particulièrement avantageux dans ce cas.
[0017] Selon un mode de réalisation, la virole interne est d’une pièce. Selon un autre mode de réalisation, la virole interne est constituée d’une pluralité de secteurs formant un anneau.
[0018] L’invention propose en outre une turbomachine d’aéronef comprenant un premier compresseur ayant un ensemble redresseur selon un mode de réalisation de l’invention. Le premier compresseur peut être par exemple le compresseur basse pression ou le compresseur haute pression de la turbomachine. Dans une turbomachine d’aéronef comprenant l’invention, le positionnement relatif de la virole externe par rapport à la virole interne n’utilise pas l’aube mais par un ou des élément(s) de la turbomachine extérieur(s) à l’ensemble redresseur.
[0019] L’invention est particulièrement adaptée à une turbomachine comprenant un réducteur entre l’arbre et la soufflante, car la présence de celui-ci engendre des efforts mécaniques particulièrement importants sur la virole externe.
[0020] Selon un mode de réalisation, la turbomachine comprend un deuxième compresseur, en aval du premier compresseur. Dans ce mode de réalisation spécifique, c’est le compresseur le plus en amont des deux qui comprend l’ensemble redresseur selon l’invention.
[0021] Selon un mode de réalisation, les aubes statoriques fixées uniquement à la virole interne et en contact mécanique non-immobilisant avec la virole externe sont les aubes statoriques les plus en aval du premier compresseur. Cela permet de fixer la virole interne en aval du premier compresseur de façon plus simple que si la virole interne sur laquelle les aubes statoriques sont fixées était axialement au milieu du premier compresseur.
[0022] Selon un mode de réalisation, la turbomachine comprend un carter de support intermédiaire situé, de préférence directement, à l’aval du premier compresseur, la virole interne étant fixée au carter de support intermédiaire ou étant d’une pièce avec le carter de support intermédiaire. Cela rend la fixation de la virole interne particulièrement aisée et solide. L’invention porte aussi sur un assemblage comprenant le carter de support intermédiaire et l’ensemble redresseur.
[0023] Selon un mode de réalisation, la virole externe est fixée au carter de support intermédiaire.
[0024] L’invention propose en outre un aéronef comprenant une turbomachine selon l’invention.
[0025] L’invention propose en outre un procédé de fabrication d’un ensemble redresseur, comprenant les étapes de :
• fixer les aubes statoriques à la virole interne,
• positionner les aubes statoriques par rapport à la virole externe, et
• créer un contact mécanique non-immobilisant entre les aubes statoriques et la virole externe, de préférence en formant un élément d’étanchéité à la jonction entre les aubes statoriques et la virole externe.
Brève description des figures
[0026] D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux figures annexées parmi lesquelles :
- la figure 1 est une coupe axiale d’une turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention, - la figure 2 illustre une aube statorique selon un mode de réalisation de l’invention,
- les figures 3a à 3c illustrent trois modes de réalisation de l’invention,
- la figure 4 est un organigramme d’un procédé fabrication d’un ensemble redresseur selon un mode de réalisation de l’invention,
- les figures 5a à 5d illustres des étapes de ce procédé dans le cas d’une virole externe annulaire, et
- la figure 6 est l’équivalent de la figure 5b dans le cas d’une virole externe en demi-coquille.
Modes de réalisation de l’invention
[0027] La présente invention est décrite avec des réalisations particulières et des références à des figures mais l’invention n’est pas limitée par celles- ci. Les dessins ou figures décrits ne sont que schématiques et ne sont pas limitants. En outre, les fonctions décrites peuvent être réalisées par d’autres structures que celles décrites dans le présent document.
[0028] Dans le contexte du présent document, les termes « premier >> et « deuxième >> servent uniquement à différencier les différents éléments et n'impliquent pas d'ordre entre ces éléments.
[0029] Sur les figures, les éléments identiques ou analogues peuvent porter les mêmes références.
[0030] La figure 1 illustre une turbomachine d’aéronef 100 pouvant comprendre un ensemble redresseur 1 selon l’invention. Il peut également être appelé « ensemble statorique ». La turbomachine d’aéronef 100 est par exemple une turbomachine axiale à double flux comprenant successivement le long de l’axe moteur X, une soufflante 110, un premier compresseur 120 (ou compresseur basse pression), un deuxième compresseur 130 (ou compresseur haute pression), une chambre de combustion 160, une turbine haute pression 140 et une turbine basse pression 150. En fonctionnement, la puissance mécanique des turbines basse 150 et haute 140 pression est transmise respectivement via des arbres 101 et 102 aux compresseurs basse 120 et haute 130 pression, ainsi qu’à la soufflante 110 par l’intermédiaire d’un réducteur 1 11 interposé au niveau de l’arbre 101. La soufflante 110 permet de générer un flux primaire 106 traversant la turbomachine d’aéronef 100 dans une veine aérodynamique primaire et un flux secondaire 107 extérieurement autour des compresseurs 120, 130 et des turbines 140, 150.
[0031] Le premier compresseur 120 est muni d’au moins une rangée d’aubes rotoriques 122 suivie directement en aval d’une rangée d’aubes statoriques 10, chaque rangée d’aubes statoriques 10 formant un ensemble redresseur 1 . L’invention peut s’appliquer à n’importe lequel ou lesquels des ensembles redresseurs du premier compresseur 120, et en particulier à l’ensemble redresseur le plus en aval du premier compresseur 120.
[0032] La turbomachine d’aéronef 100 comprend un carter de support d’entrée 181 qui s’étend autour de l’entrée de la veine primaire (dans laquelle passe le flux primaire 106), en aval de la soufflante 110. La turbomachine d’aéronef 100 comprend aussi un carter de support intermédiaire 40 qui s’étend circonférentiellement entre les premier 120 et deuxième 130 compresseurs. Ce carter de support intermédiaire 40 comprend une manche annulaire présentant de préférence un profil en col de cygne et délimitant la veine aérodynamique primaire entre les premier 120 et deuxième 130 compresseurs. Il est préférentiellement muni de bras 184 structuraux s’étendant radialement au travers de la veine primaire.
[0033] La figure 2 illustre une aube statorique 10 d’un ensemble redresseur 1 selon un mode de réalisation de l’invention. L’aube statorique 10 est fixée, préférentiellement par une soudure 11 , par son extrémité radialement interne 12, à une virole interne 20. La fixation entre l’aube statorique 10 et la virole interne 20 empêche tout mouvement relatif. L’aube statorique 10 est en contact mécanique non-immobilisant, par exemple via un élément d’étanchéité 31 , par son extrémité radialement externe 13, à une virole externe 30. Dans un mode de réalisation de l’invention, l’élément d’étanchéité 31 est situé, au moins partiellement, dans une rainure 35, préférentiellement circonférentielle, dans la virole externe 30. La rainure 35 reçoit préférentiellement les extrémités radialement externes 13 de toutes les aubes statoriques 10 de l’ensemble redresseur 1 .
[0034] Les figures 3a à 3c illustrent trois modes de réalisation de l’invention, qui diffèrent, d’une part, par la fixation de la virole interne 20 au carter de support intermédiaire 40, et, d’autre part, par le couplage mécanique entre l’aube statorique 10 et la virole externe 30. L’homme du métier comprendra que toutes les façons de réaliser la fixation de la virole interne 20 au carter de support intermédiaire 40 sont compatibles avec tous les couplages mécaniques entre l’aube statorique 10 et la virole externe 30.
[0035] Comme illustré à la figure 3a, la rainure 35 s’étend jusqu’à l’extrémité aval 32 de la virole externe 30. Elle est remplie d’un matériau souple en contact avec des extrémités radialement externes 13 des aubes statoriques 10, et qui forme l’élément d’étanchéité 31 . Celui-ci est situé à une position radialement externe par rapport aux extrémités radialement externes 13 des aubes statoriques 10 et s’étend axialement le long des extrémités radialement externes 13 des aubes statoriques 10. En outre, l’extrémité aval 22 de la virole interne 20 est fixée au carter de support intermédiaire 40 par des moyens de fixation 52, par exemple des vis.
[0036] Comme illustré à la figure 3b, la rainure 35 s’étend jusqu’à l’extrémité aval 32 de la virole externe 30. Elle est remplie d’un matériau souple en contact avec des extrémités radialement externes 13 des aubes statoriques 10, et qui forme l’élément d’étanchéité 31. Celui-ci est situé à une position radialement externe par rapport aux extrémités radialement externes 13 des aubes statoriques 10 et s’étend axialement le long des extrémités radialement externes 13 des aubes statoriques 10. En outre, l’extrémité aval 22 de la virole interne 20 est d’une pièce avec le carter de support intermédiaire 40. [0037] Comme illustré à la figure 3c, la rainure 35 s’étend jusqu’à l’extrémité aval 32 de la virole externe 30. Un joint 60, par exemple un o-ring, est situé à une extrémité amont 37 de la rainure 35. L’extrémité amont de l’aube statorique 10 bute dessus. Il forme l’élément d’étanchéité 31. En outre, l’aube statorique 10 comprend, à son extrémité radialement externe 13, une plateforme 15 s’étendant vers l’aval et butant contre la virole externe 30. Par ailleurs, l’extrémité aval 22 de la virole interne 20 est d’une pièce avec le carter de support intermédiaire 40.
[0038] Dans les trois modes de réalisation illustrés aux figures 3a-3c, l’extrémité aval 32 de la virole externe 30 est fixée au carter de support intermédiaire 40 par des moyens de fixation 51 , par exemple des vis. En outre, l’extrémité aval 22 de la virole interne 20 est fixée au carter de support intermédiaire 40 ou est intégrale avec lui. Par conséquent, dans ces trois modes de réalisation, le positionnement de la virole interne 20 par rapport à la virole externe 30 ne sollicite pas la jonction entre les aubes statoriques 10 et la virole externe 30 car cette jonction permet un déplacement relatif. Le positionnement de la virole interne 20 par rapport à la virole externe 30, qui encaisse les efforts structurels et de fonctionnement de la turbomachine, est assuré par la jonction de la virole interne 20 par rapport au carter de support intermédiaire 40, et du carter de support intermédiaire 40 par rapport à la virole externe 30.
[0039] Les figures 4, 5a à 5d et 6 illustrent certaines étapes d’un procédé 200 de fabrication d’un ensemble redresseur 1 selon l’invention, et de son assemblage avec le carter de support intermédiaire 40.
[0040] Un bloc de métal, par exemple de titane, 201 est usiné 202 de façon à former la virole interne 20, avec de préférence des trous 301 pour des moyens de fixation 52. Le virole interne 20 est alors fixée 203 aux aubes statoriques 10 (figure 5a). Des inserts 302 (visibles figures 5b et 6 notamment) sont préférentiellement insérés dans les trous 301 . [0041] Puis les aubes statoriques 10 et la virole externe 30 sont positionnées 204 de façon à laisser un espace entre elles qui sera rempli par un matériau adéquat pour un contact mécanique non-immobilisant (figures 5b et 6). Ce positionnement est préférentiellement tel que l’extrémité aval 32 de la virole externe 30, et l’extrémité aval 22 de la virole interne 20 sont situés plus bas que les aubes statoriques 10 et reposent sur un outillage de support 304. L’abradable 303 de la virole externe 30 est alors préférentiellement situé plus haut que les aubes statoriques 10. La figure 5b schématise un outillage de levage 305 permettant de lever la virole externe 30 annulaire. La flèche 306 de la figure 6 indique que la bride radiale de la virole externe 30 en demi- coquille est située plus haut.
[0042] Le matériau adéquat pour un contact mécanique non-immobilisant est ensuite déposé 205 à la jonction entre les aubes statoriques 10 et la virole externe 30, par exemple à l’aide d’un moule 307, qui est préférentiellement tel que ledit matériau n’y adhère pas. Le moule 307 peut être fixé à l’outillage de support 304. On obtient alors un ensemble redresseur 1 , qui est retourné et assemblé 206 au carter de support intermédiaire 40. Les moyens de fixation 51 peuvent comprendre des vis 51 a et des écrous 51 b.
[0043] La présente invention a été décrite en relation avec des modes de réalisations spécifiques, qui ont une valeur purement illustrative et ne doivent pas être considérés comme limitatifs. D’une manière générale, la présente invention n’est pas limitée aux exemples illustrés et/ou décrits ci-dessus. L’usage des verbes « comprendre », « inclure >>, « comporter >>, ou toute autre variante, ainsi que leurs conjugaisons, ne peut en aucune façon exclure la présence d’éléments autres que ceux mentionnés. L’usage de l’article indéfini « un >>, « une >>, ou de l’article défini « le >>, « la >> ou « I’ >>, pour introduire un élément n’exclut pas la présence d’une pluralité de ces éléments. Les numéros de référence dans les revendications ne limitent pas leur portée.

Claims

Revendications
1. Ensemble redresseur (1 ) pour compresseur (120, 130) de turbomachine d’aéronef (100), comprenant:
• une virole interne (20),
• une virole externe (30), et
• des aubes statoriques (10), dans lequel les aubes statoriques (10) sont fixées uniquement à la virole interne (20) et sont en contact mécanique non-immobilisant avec la virole externe (30) ; dans lequel la virole externe (30) comprend une rainure (35) recevant des extrémités radialement externes (13) des aubes statoriques (10) ; caractérisé en ce que la rainure (35) s’étend, axialement, jusqu’à une extrémité aval (32) de la virole externe (30).
2. Ensemble redresseur selon la revendication 1 , dans lequel les aubes statoriques (10) sont soudées à la virole interne (20).
3. Ensemble redresseur selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la virole externe (30) comprend un élément d’étanchéité (31 , 60) dans un matériau souple en contact avec des extrémités radialement externes (13) des aubes statoriques (10).
4. Ensemble redresseur selon la revendication précédente, dans lequel l’élément d’étanchéité (31 , 60) est situé, au moins en partie, à une position radialement externe par rapport aux extrémités radialement externes (13) des aubes statoriques (10) et s’étend, au moins en partie, axialement le long des extrémités radialement externes (13) des aubes statoriques (10).
5. Ensemble redresseur selon la revendication 3 ou 4, dans lequel l’élément d’étanchéité (31 , 60) comprend un joint (60).
6. Ensemble redresseur selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la virole interne (20) est d’une pièce ou est constituée d’une pluralité de secteurs formant un anneau.
7. T urbomachine d’aéronef (100) comprenant un premier compresseur (120, 130) comprenant un ensemble redresseur (1 ) selon l’une quelconque des revendications précédentes.
8. Turbomachine d’aéronef selon la revendication précédente, comprenant un deuxième compresseur (130), en aval du premier compresseur (120).
9. Turbomachine d’aéronef selon la revendication 7 ou 8, dans laquelle les aubes statoriques (10) dudit ensemble redresseur (1 ) sont les aubes statoriques les plus en aval du premier compresseur (120).
10. Turbomachine d’aéronef selon la revendication précédente, comprenant un carter de support intermédiaire (40) situé, de préférence directement, à l’aval du premier compresseur (120), la virole interne (20) étant fixée au carter de support intermédiaire (40) ou étant d’une pièce avec le carter de support intermédiaire (40).
1 1. Turbomachine d’aéronef selon la revendication précédente, dans laquelle la virole externe (30) est fixée au carter de support intermédiaire (40).
12. Aéronef comprenant une turbomachine selon l’une quelconque des revendications 7 à 11 .
13. Procédé (200) de fabrication d’un ensemble redresseur (1 ) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, comprenant les étapes de :
• fixer (203) les aubes statoriques (10) à la virole interne (20),
• positionner (204) les aubes statoriques (10) par rapport à la virole externe (30), et
• créer (205) un contact mécanique non-immobilisant entre les aubes statoriques (10) et la virole externe (30).
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3778184A (en) 1972-06-22 1973-12-11 United Aircraft Corp Vane damping
EP2093383A1 (fr) 2008-02-19 2009-08-26 United Technologies Corporation Aubes statoriques et ensemble des aubes statoriques
FR2950116A1 (fr) * 2009-09-15 2011-03-18 Snecma Redresseur de compresseur pour turbomachine, comprenant des tetes d'aubes montees a l'aide d'un materiau amortisseur de vibrations sur la virole exterieure
EP2799721B1 (fr) 2013-05-03 2016-09-07 Safran Aero Booster S.A. Redresseur de turbomachine axiale avec aubes auxiliaires en pieds d'aubes

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4861229A (en) * 1987-11-16 1989-08-29 Williams International Corporation Ceramic-matrix composite nozzle assembly for a turbine engine
US10577951B2 (en) * 2016-11-30 2020-03-03 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine with dovetail connection having contoured root

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3778184A (en) 1972-06-22 1973-12-11 United Aircraft Corp Vane damping
EP2093383A1 (fr) 2008-02-19 2009-08-26 United Technologies Corporation Aubes statoriques et ensemble des aubes statoriques
FR2950116A1 (fr) * 2009-09-15 2011-03-18 Snecma Redresseur de compresseur pour turbomachine, comprenant des tetes d'aubes montees a l'aide d'un materiau amortisseur de vibrations sur la virole exterieure
EP2799721B1 (fr) 2013-05-03 2016-09-07 Safran Aero Booster S.A. Redresseur de turbomachine axiale avec aubes auxiliaires en pieds d'aubes

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