WO2023079239A1 - Dispositif d'etancheite a labyrinthe pour une turbomachine d'aeronef - Google Patents

Dispositif d'etancheite a labyrinthe pour une turbomachine d'aeronef Download PDF

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WO2023079239A1
WO2023079239A1 PCT/FR2022/052063 FR2022052063W WO2023079239A1 WO 2023079239 A1 WO2023079239 A1 WO 2023079239A1 FR 2022052063 W FR2022052063 W FR 2022052063W WO 2023079239 A1 WO2023079239 A1 WO 2023079239A1
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WO
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upstream
groove
wipers
wiper
downstream
Prior art date
Application number
PCT/FR2022/052063
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English (en)
Inventor
Michael Piers HANSOM
Antoine Robert Alain Brunet
Olivier Jean-Daniel Baumas
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
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Filing date
Publication date
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    • 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
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • 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
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/127—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with a deformable or crushable structure, e.g. honeycomb
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments

Definitions

  • TITLE LABYRINTH SEALING DEVICE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE
  • the present invention relates to a labyrinth-type sealing device for an aircraft turbine engine, as well as an aircraft turbine engine comprising such a device.
  • the technical background includes in particular the documents FR-A1 -2 825 411, FR-A1 -3 071 540, FR-A1 -3 072 413, US-A1 -2018/355745, EP-A1 - 3 344 901, and FR-A1 -3,068,070.
  • a labyrinth-type sealing device conventionally comprises a rotor comprising at least one external annular wiper, and a stator comprising an annular coating of abradable material which extends around the wiper and which is configured to cooperate in operation with the wiper.
  • the friction of the wiper on the coating creates an annular groove in the coating and the wiper is intended to be housed in this groove to reduce the clearances between the rotor and the stator and thus form a seal between the rotor and the stator with respect to a flow of gas which flows axially in the turbomachine and through the rotor.
  • the upstream and the downstream are defined with respect to the normal flow direction of the gas flows (from upstream to downstream) in the turbomachine.
  • This flow takes place along an axis of the turbomachine which is the axis of rotation of the rotor.
  • the axial direction corresponds to the direction of the axis of the turbomachine, and a radial direction is a direction perpendicular to the axis of the turbomachine and intersecting this axis.
  • an axial plane is a plane containing the axis of the turbomachine, and a radial plane is a plane perpendicular to this axis.
  • the adjectives "inner” and "outer” are used in reference to a radial direction so that the inner part of an element is, in a radial direction, closer to the axis of the turbomachine than the outer part of the same element.
  • An aircraft turbomachine may comprise one or more sealing devices of the aforementioned type, for example in a compressor or a turbine of the turbomachine.
  • a sealing device is commonly used at the periphery of a rotor blade of a compressor or a turbine (conventional or contra-rotating for example), as illustrated in figure 1 .
  • This blading 10 has at its outer periphery one or more annular wipers 12 which are oriented radially outwards and can be inclined axially.
  • these wipers 12 form grooves 14 in the abradable coating 16 fixed on a casing 18 (cf. figures 1 and 2).
  • This coating 16 is generally in the form of a honeycomb structure (called "Nida") and comprises radially oriented cells. This structure provides axial sealing while reducing cutting resistance in the tangential direction.
  • the clearances between the wipers 12 and the coating 16 can be controlled by a ventilation system 20 of the casing 18 in the case of a turbine, in order to minimize the clearances between the rotor and the the stator, thereby reducing leaks and improving the performance of the turbomachine.
  • This force in the tangential direction is applied to the vanes 22 of the blading 10 and can vary depending on the hardness of the coating 16 and the wipers 12, the size of the surfaces in contact, and the speed of penetration of the wipers 12 in the coating 16.
  • the tangential force applied to the wipers 12 of the blades 22 causes a bending of the blade resulting in a cambering effect and resulting in an increase in the radius of the top of the wipers 12.
  • the radius of the wipers 14 increasing, the penetration into the coating 16 and therefore the tangential force also increases.
  • This phenomenon is called self-engagement of the blades 22 and is schematically illustrated by the arrow F1 in FIG. 2.
  • the geometry of the blades 22, and in particular the setting and the curvature of their blades, has the consequence of generating an upstream displacement of the top of the blades 22 when a purely tangential force is applied.
  • an advance thereof vis-à-vis the coating 16 is produced when a tangential force is applied (cf. arrow F2 in FIG. 3).
  • the lips 12 thus arrive in a zone of the coating 16 which has not yet been worn, which further increases the tangential force applied.
  • a divergent phenomenon therefore sets in which only stops when the wipers 12 are no longer in contact with the coating 16, or when an axial contact with another part stops the advance of the blade 22 (contact by example at C1 in FIG. 4 between a stub 24 of blade 22 and a distributor 26 located upstream), a breakage of one or more parts, or a shutdown of the turbine engine. This phenomenon is called “darting" of the blading 10.
  • the present invention provides a simple, effective and economical solution to this problem.
  • the invention relates to a labyrinth-type sealing device for an aircraft turbine engine, this device comprising:
  • a rotor having an axis of rotation and comprising external annular wipers extending around said axis
  • this stator comprising an annular coating of abradable material which extends around the wipers and which is configured to cooperate in operation with the wipers to form a sealing of the labyrinth type with respect to a flow of gas which is intended to flow axially from upstream to downstream through the rotor, the coating comprising an internal cylindrical surface extending around the wipers and capable of coming into contact with the wipers to form, by friction, annular grooves extending around the axis, characterized in that the said surface comprises, upstream of each of the wipers, a preformed annular groove which extends around the axis and which is capable of receiving said wiper in the event of axial movement upstream of the rotor vis-à-vis the stator, the number of preformed grooves being equal to the number of rotor wipers.
  • the coating of this device would comprise at least one groove and at least one groove.
  • the groove which is formed by a wiper is, in the normal operating position of the rotor with respect to the stator, located in line with the wiper or its outer periphery. That is to say that the groove and the wiper (or its periphery) are located in the same plane perpendicular to the axis. On the contrary, the groove is located upstream of the groove and the wiper and is preferably located at a predetermined axial distance so as to avoid or limit the phenomenon of swaying mentioned above.
  • the groove thus has a function of incursion and force limitation (in the event of violent contact between the wipers and the abradable coating), advantageously in normal operation of the engine from idle to full throttle.
  • grooves or grooves are located downstream or in the middle of the lips. These grooves or grooves have particular shapes and generally have a pressure drop (performance) function.
  • the device according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken independently of each other or in combination with each other:
  • the rotor comprises at least one upstream wiper and one downstream wiper, the upstream and downstream wipers being surrounded by the same cylindrical surface of the coating or by two distinct cylindrical surfaces, respectively upstream and downstream, of the coating;
  • the cylindrical surface which extends around the upstream and downstream wipers comprises a preformed groove upstream of the upstream wiper, and/or a preformed groove upstream of the downstream wiper;
  • the upstream cylindrical surface comprises a preformed groove upstream of the upstream wiper, and/or the downstream cylindrical surface comprises a preformed groove upstream of the downstream wiper;
  • upstream and downstream cylindrical surfaces are stepped and have different diameters
  • each groove is located at an axial distance upstream of the corresponding wiper, which is less than or equal to half the axial distance between the two wipers;
  • each groove is located at an axial distance upstream of the corresponding wiper, which is greater than half the axial distance between the two wipers;
  • the axial distance is between 1 and 20mm, and preferably between 1 and 5mm; even more on some large engines;
  • each groove has a depth or radial dimension less than or equal to a thickness or radial dimension of a zone of the coating in which this groove is formed;
  • Each groove has an axial dimension greater than or equal to half an axial thickness of the corresponding wiper, this thickness being measured at an outer periphery of this wiper; - each groove is located at an axial distance from an upstream axial end of the cylindrical surface in which this groove is formed;
  • the rotor is a compressor or turbine blading
  • the stator is a sealing ring carried by a casing of this compressor or this turbine.
  • the invention also relates to an aircraft turbine engine, comprising at least one device as described above.
  • Figure 1 is a partial schematic view in axial section of a sealing device of an aircraft turbine engine, according to the prior art to the present invention
  • Figure 2 is a view similar to that of Figure 1 and illustrates the formation of grooves by wipers of the device in an abradable coating of the device;
  • Figure 3 is a view similar to that of Figure 1 and illustrates the upstream axial displacement of the rotor relative to the stator of the device;
  • Figure 4 is a view similar to that of Figure 1 and illustrates the axial contact between the rotor of the device and a stator of the turbine engine;
  • Figure 5 is a partial schematic view in axial section of a sealing device of an aircraft turbine engine, according to a first embodiment of the invention
  • Figure 6a is a view similar to that of Figure 5 and illustrates a rest position of the device
  • Figure 6b is a view similar to that of Figure 5 and illustrates a first operating position of the device
  • Figure 6c is a view similar to that of Figure 5 and illustrates a second operating position of the device
  • Figure 6d is a view similar to that of Figure 5 and illustrates a third operating position of the device
  • Figure 6e is a view similar to that of Figure 5 and illustrates a fourth operating position of the device
  • Figure 7 is a view similar to that of Figure 5 and illustrates a second embodiment of the invention.
  • Figure 8 is a view similar to that of Figure 5 and illustrates a third embodiment of the invention.
  • Figure 9 is a view similar to that of Figure 5 and illustrates a fourth embodiment of the invention.
  • Figure 10 is a view similar to that of Figure 5 and illustrates a fifth embodiment of the invention.
  • Figure 11 is a view similar to that of Figure 5 and illustrates a sixth embodiment of the invention.
  • Figure 5 illustrates a first embodiment of a sealing device according to the invention and Figures 6a to 6e illustrate the operation of this device.
  • Figure 5 is a partial view of a turbomachine and shows a compression stage of a compressor or an expansion stage of a turbine of this turbomachine.
  • This stage comprises a stator blade called the distributor 26 and a rotor blade 10 which is located downstream of the distributor 26.
  • the distributor 26 is fixed to a casing 18 which has an annular shape and extends around the stage.
  • the rotor blade 10 also called “rotor” is rotatable around an axis which is not visible in the drawing.
  • the blading 10 comprises a plurality of vanes 22 and comprises at its outer periphery at least one annular wiper 12 oriented radially outwards.
  • the rotor comprises two wipers 12 located at an axial distance from each other and designated respectively upstream wiper 12a and downstream wiper 12b.
  • the casing 18 extends around the blading 10 and carries a sealing ring 28 which can be divided into sectors.
  • This ring 28 comprises an annular coating internal 16 which surrounds the outer periphery of the blading 10 and therefore extends around the wipers 12.
  • the coating 16 is made of abradable material and comprises for example a honeycomb structure, that is to say a structure comprising cells which are preferably oriented in the radial direction with respect to the aforementioned axis. This type of structure is well known to those skilled in the art. Alternatively, the coating 16 could be solid.
  • the coating 16 comprises at least one internal cylindrical surface 30a, 30b which extends around the wipers 12.
  • the number of surfaces 30a, 30b can be equal to the number of wipers 12, and can be two as in the example shown, so that each of the surfaces 30a, 30b extend around one of the wipers 12.
  • the coating 16 thus comprises an upstream cylindrical surface 30a around the upstream wiper 12a and a downstream cylindrical surface 30b around the downstream wiper 12b.
  • Each of the wipers 12 is oriented radially outwards and can be inclined, for example from downstream to upstream radially outwards, as in the example shown.
  • the wipers 12 can come into contact with the coating 16 and their surfaces 30a, 30b and create annular grooves 14 by friction and wear of the abradable material 16.
  • the grooves 14 are therefore formed during operation and in particular during a first operation of the turbomachine.
  • the surfaces 30a, 30b can be stepped and comprise different diameters.
  • the upstream surface 30a has a diameter smaller than the diameter of the downstream surface 30b.
  • the liner 16 includes a groove (upstream) 14a which is formed in the upstream surface 30a, and a groove (downstream) 14b which is formed in the downstream surface 30b.
  • the grooves 14a, 14b are located respectively in line with the wipers 12a, 12b and in particular their outer peripheries, which means that the groove 14a and the wiper 12a are located substantially in the same plane P1 perpendicular to the axis, and that the groove 14b and the wiper 12b are located substantially in the same other plane P2 perpendicular to the axis.
  • the invention proposes to preform at least one annular groove 32a, 32b in the coating 16, upstream of the or each wiper 12. It is thus understood that this type of groove 32a, 32b is formed in the coating 16 during its manufacture and is therefore not generated during operation of the turbomachine unlike the grooves 30a, 30b.
  • the coating 16 comprises two grooves 32a, 32b. That is to say that the number of grooves 32a, 32b is equal to the number of lips 12a, 12b.
  • the liner 16 includes a groove (upstream) 32a upstream of the upstream wiper 12a and which is formed in the upstream surface 30a, and a groove (downstream) 32b upstream of the downstream wiper 12b and which is formed in the downstream surface 30b .
  • FIG. 6a is similar to FIG. 5 and illustrates an axial position of the rotor relative to the stator at rest of the turbomachine, before a first use of the latter.
  • the blading 10 is at a radial distance from the coating 16.
  • the blades 22 of the blading 10 tend to move upstream (FIG. 6d).
  • the wipers 12a, 12b will then widen the grooves 14a, 14b by using the coating 16 more in the axial direction.
  • the grooves 32a, 32b are located upstream and at a predetermined distance from the grooves 14a, 14b and the lips 12a, 12b so as to stop the axial movement of the rotor as soon as possible.
  • the grooves 32a, 32b therefore have the function of receiving the lips 12a, 12b in the event of axial movement upstream of the rotor vis-à-vis the stator, in order to avoid or limit the phenomenon of darting.
  • the or each groove 32a, 32b is located at an axial distance L1 upstream of the corresponding wiper 12a, 12b, which is less than or equal to half the axial distance L2 between the two wipers 12a, 12b (cf Figure 6a).
  • L1 is preferably between 1 and 5mm.
  • the or each groove 32a, 32b has an axial dimension E1 which is preferably greater than or equal to half an axial thickness E2 of the corresponding wiper 12a, 12b, this thickness E2 being measured at the level of an outer periphery of this wiper (see figure 6a).
  • the or each groove 32a, 32b may have any shape and for example have a square or rectangular cross-section, as in the example shown, or round, oval, etc.
  • the bottom of the or each groove 32a, 32b that is to say the wall located at the bottom of the or each groove, can have any shape, flat, curved, or other.
  • Figures 7 and 8 illustrate variant embodiments of the device in which the number of preformed grooves in the coating 16 is less than the number of wipers 12a, 12b and is here one.
  • liner 16 includes an upstream groove 32a formed in upstream surface 30a upstream of upstream wiper 12a.
  • liner 16 includes a downstream groove 32b formed in downstream surface 30b upstream of downstream wiper 12b.
  • Figures 9 and 10 illustrate variant embodiments of the device in which the dimensions of the grooves 32a, 32b are adjusted.
  • the axial dimensions E3 of the grooves 32a, 32b are greater than that of the grooves of Figure 6a.
  • E3 is for example greater than or equal to twice E2.
  • the depths H1, H2 or radial dimensions of the grooves 32a, 32b are greater than that of the grooves of Figure 6a.
  • the grooves here extend over the entire thickness of the coating 16.
  • the coating 16 comprises an external cylindrical surface of constant diameter which surrounds these surfaces 30a, 30b , the coating 16 does not have the same radial thickness over its entire axial extent.
  • the groove 32a has a depth H1 greater than the depth H2 of the groove 32b.
  • the coating 16 can be formed by the arrangement of three independent and successive annular blocks B1, B2 and B3 arranged axially one behind the other and at an axial distance from each other corresponding to the axial dimension of the grooves 32a, 32b.
  • Block B1 comprises an upstream part of surface 30a
  • block B2 comprises a downstream part of surface 30a and an upstream part of surface 30b
  • block B3 comprises a downstream part of surface 30b.
  • Blocks B1, B2 and B3 can be sectorized.
  • Figure 11 differs from Figure 10 in that the grooves 32a, 32b are positioned even further upstream with respect to the grooves of Figure 10.
  • the groove 32b is thus found at the upstream axial end of the surface 30b, and interposed axially between the surfaces 30a, 30b.
  • the groove 32a is found at the upstream axial end of the surface 30a.
  • the coating 16 can be formed by the arrangement of two independent and successive annular blocks B1 and B2 arranged axially one behind the other and at an axial distance from each other corresponding to the axial dimension of throat 32b.
  • Block B1 includes area 30a and block B2 includes area 30b.
  • Blocks B1, B2 can be sectorized.
  • the or each groove 32a, 32b can be formed in a coating by machining for example. In the case of Figures 10 and 11, this machining step can be eliminated by using and positioning the aforementioned blocks.

Landscapes

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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Abstract

Dispositif d'étanchéité du type à labyrinthe pour une turbomachine d'aéronef, ce dispositif comportant : - un rotor comprenant au moins une léchette annulaire externe (12a, 12b), et - un stator comprenant un revêtement annulaire (16) en matériau abradable qui s'étend autour de la léchette (12a, 12b) et qui est configuré pour coopérer en fonctionnement avec la léchette (12a, 12b) pour former une étanchéité du type à labyrinthe par rapport à un flux de gaz qui s'écoule axialement d'amont en aval à travers le rotor, le revêtement (16) comportant : - une surface cylindrique interne (30a, 30b) s'étendant autour de la léchette (12a, 12b) et apte à venir au contact de la léchette pour former par frottement une rainure annulaire, et, en amont de la léchette (12a, 12b), une gorge annulaire (32a, 32b) préformée.

Description

DESCRIPTION
TITRE : DISPOSITIF D’ETANCHEITE A LABYRINTHE POUR UNE TURBOMACHINE D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne un dispositif d’étanchéité du type à labyrinthe pour une turbomachine d’aéronef, ainsi qu’une turbomachine d’aéronef comportant un tel dispositif.
Arrière-plan technique
L’arrière-plan technique comprend notamment les documents FR-A1 -2 825 411 , FR-A1 -3 071 540, FR-A1 -3 072 413, US-A1 -2018/355745, EP-A1 - 3 344 901 , et FR-A1 -3 068 070.
Dans une turbomachine d’aéronef, un dispositif d’étanchéité du type à labyrinthe comprend classiquement un rotor comprenant au moins une léchette annulaire externe, et un stator comprenant un revêtement annulaire en matériau abradable qui s’étend autour de la léchette et qui est configuré pour coopérer en fonctionnement avec la léchette. Le frottement de la léchette sur le revêtement crée une rainure annulaire dans le revêtement et la léchette est destinée à être logée dans cette rainure pour réduire les jeux entre le rotor et le stator et former ainsi une étanchéité entre le rotor et le stator par rapport à un flux de gaz qui s’écoule axialement dans la turbomachine et travers le rotor.
Dans la présente demande, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal des flux de gaz (de l'amont vers l'aval) dans la turbomachine. Cet écoulement se fait le long d’un axe de la turbomachine qui est l’axe de rotation du rotor. La direction axiale correspond à la direction de l'axe de la turbomachine, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à l'axe de la turbomachine et coupant cet axe. De même, un plan axial est un plan contenant l'axe de la turbomachine, et un plan radial est un plan perpendiculaire à cet axe. Les adjectifs "intérieur" et "extérieur" sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie intérieure d'un élément est, suivant une direction radiale, plus proche de l'axe de la turbomachine que la partie extérieure du même élément.
Une turbomachine d’aéronef peut comprendre un ou plusieurs dispositifs d’étanchéité du type précité, par exemple dans un compresseur ou une turbine de la turbomachine.
Par exemple, un dispositif d’étanchéité est couramment utilisé à la périphérie d’un aubage de rotor d’un compresseur ou d’une turbine (classique ou contra- rotative par exemple), comme illustré à la figure 1 . Cet aubage 10 comporte à sa périphérie externe une ou plusieurs léchettes annulaires 12 qui sont orientées radialement vers l’extérieur et peuvent être inclinées axialement. Lors de la rotation de l’aubage 10, ces léchettes 12 forment des rainures 14 dans le revêtement abradable 16 fixé sur un carter 18 (cf. figures 1 et 2). Ce revêtement 16 est généralement sous la forme d’une structure en nid d’abeille (appelée « Nida ») et comportent des alvéoles orientées radialement. Cette structure permet une étanchéité axiale tout en réduisant la résistance à la coupe en direction tangentielle. Une fois les rainures 14 formées dans le revêtement 16, les jeux entre les léchettes 12 et le revêtement 16 peuvent être contrôlés par un système 20 de ventilation du carter 18 dans le cas d’une turbine, afin de minimiser les jeux entre le rotor et le stator, et ainsi réduire les fuites et améliorer les performances de la turbomachine.
Lorsque les léchettes 12 entrent en contact avec le revêtement 16, lors de la formation des rainures 14, un effort de coupe et/ou de frottement est généré. Cet effort en direction tangentielle s’applique sur les aubes 22 de l’aubage 10 et peut varier en fonction de la dureté du revêtement 16 et des léchettes 12, de la taille des surfaces en contact, et de la vitesse de pénétration des léchettes 12 dans le revêtement 16.
L’effort tangentiel appliqué sur les léchettes 12 des aubes 22 provoque une flexion de la pale entraînant un effet de décambrage et se traduisant par une augmentation du rayon du sommet des léchettes 12. Le rayon des léchettes 14 augmentant, la pénétration dans le revêtement 16 et donc l’effort tangentiel augmentent également. Ce phénomène est appelé auto-engagement des aubes 22 et est schématiquement illustré par la flèche F1 à la figure 2. La géométrie des aubes 22, et notamment le calage et la courbure de leurs pales, a pour conséquence de générer un déplacement vers l’amont du sommet des aubes 22 lorsqu’un effort purement tangentiel est appliqué. Ainsi, en plus d’une augmentation du rayon des léchettes 14, une avancée de celles- ci vis-à-vis du revêtement 16 est produite lorsqu’un effort tangentiel est appliqué (cf. flèche F2 à la figure 3). Les léchettes 12 arrivent ainsi dans une zone du revêtement 16 qui n’a pas encore été usée, ce qui augmente encore l’effort tangentiel appliqué. Il s’installe donc un phénomène divergent qui ne s’arrête que lorsque les léchettes 12 ne sont plus en contact avec le revêtement 16, ou lorsqu’un contact axial avec une autre pièce arrête l’avancée de l’aube 22 (contact par exemple en C1 à la figure 4 entre un talon 24 de l’aube 22 et un distributeur 26 situé en amont), une rupture d’une ou plusieurs pièces, ou un arrêt de la turbomachine. On appelle ce phénomène « louvoiement » de l’aubage 10.
Lorsque le phénomène de louvoiement s’engage, il peut se traduire par l’apparition d’endommagements dans les aubes 22 et des contacts rotor-stator entre les aubes 22 et les distributeurs 26. Ces endommagements entraînent des démontages prématurés et remplacement des pièces, et donc des opérations de maintenance très onéreuses.
Plusieurs solutions ont été mises en œuvre pour répondre à ce problème technique mais ne sont pas entièrement satisfaisantes.
La présente invention propose une solution simple, efficace et économique à ce problème.
Résumé de l'invention
L’invention concerne un dispositif d’étanchéité du type à labyrinthe pour une turbomachine d’aéronef, ce dispositif comportant :
- un rotor ayant un axe de rotation et comprenant des léchettes annulaires externes s’étendant autour dudit axe, et
- un stator s’étendant autour de l’axe, ce stator comprenant un revêtement annulaire en matériau abradable qui s’étend autour des léchettes et qui est configuré pour coopérer en fonctionnement avec les léchettes pour former une étanchéité du type à labyrinthe par rapport à un flux de gaz qui est destiné à s’écouler axialement d’amont en aval à travers le rotor, le revêtement comportant une surface cylindrique interne s’étendant autour es léchettes et apte à venir au contact des léchettes pour former par frottement des rainures annulaires s’étendant autour de l’axe, caractérisé en ce que ladite surface comporte, en amont de chacune des léchettes, une gorge annulaire préformée qui s’étend autour de l’axe et qui est apte à recevoir ladite léchette en cas de déplacement axial vers l’amont du rotor vis-à-vis du stator, le nombre de gorges préformées étant égal au nombre de léchettes du rotor.
Dans la présente demande, il y a une distinction entre une rainure qui est formée par frottement d’une léchette contre le revêtement au cours du fonctionnement de la turbomachine, et une gorge qui est préformée dans le revêtement lors de sa fabrication. Autrement dit, dans le cas où le dispositif comprendrait un revêtement neuf (jamais utilisé dans une turbomachine), ce revêtement ne comprendrait qu’une ou plusieurs gorges. Dans le cas d’un dispositif déjà utilisé dans une turbomachine, le revêtement de ce dispositif comprendrait au moins une gorge et au moins une rainure.
La rainure qui est formée par une léchette est, en position normale de fonctionnement du rotor vis-à-vis du stator, située au droit de la léchette ou de sa périphérie externe. C’est-à-dire que la rainure et la léchette (ou sa périphérie) sont situées dans un même plan perpendiculaire à l’axe. Au contraire, la gorge est située en amont de la rainure et de la léchette et est de préférence située à une distance axiale prédéterminée de façon à éviter ou limiter le phénomène de louvoiement précité.
Dans le cas précité où le rotor ou une partie du rotor se déplacerait axialement vers l’amont, la léchette se retrouverait logée dans la gorge préformée. Cette gorge interromprait ainsi le contact entre la léchette et le revêtement et freinerait ou stopperait cette course axiale, ce qui permettrait de limiter le phénomène de louvoiement. Ainsi, le risque de dégradation du rotor et de contact rotor-stator serait évité.
La gorge a ainsi une fonction de limitation d’incursion et d’effort (en cas de contact violent entre les léchettes et le revêtement abradable), avantageusement en fonctionnement normal du moteur du ralenti au plein gaz. Au contraire, dans la technique antérieure, des gorges ou rainures sont situées en aval ou au milieu des léchettes. Ces gorges ou rainures ont des formes particulières et ont en général une fonction de perte de charge (performance). Le dispositif selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises indépendamment les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- le rotor comprend au moins une léchette amont et une léchette aval, les léchettes amont et aval étant entourées par une même surface cylindrique du revêtement ou par deux surfaces cylindriques distinctes, respectivement amont et aval, du revêtement ;
- la surface cylindrique qui s’étend autour des léchettes amont et aval comprend une gorge préformée en amont de la léchette amont, et/ou une gorge préformée en amont de la léchette aval ;
- la surface cylindrique amont comprend une gorge préformée en amont de la léchette amont, et/ou la surface cylindrique aval comprend une gorge préformée en amont de la léchette aval ;
- les surfaces cylindriques amont et aval sont étagées et comprennent des diamètres différents ;
- la gorge est intercalée axialement entre les deux surfaces cylindriques ;
- chaque gorge est située à une distance axiale en amont de la léchette correspondante, qui est inférieure ou égale à la moitié de la distance axiale entre les deux léchettes ;
- en variante, chaque gorge est située à une distance axiale en amont de la léchette correspondante, qui est supérieure à la moitié de la distance axiale entre les deux léchettes ;
- la distance axiale est comprise entre 1 et 20mm, et de préférence entre 1 et 5mm ; voire plus sur certains moteurs de grande taille ;
- chaque gorge a une profondeur ou dimension radiale inférieure ou égale à une épaisseur ou dimension radiale d’une zone du revêtement dans laquelle est formée cette gorge ;
- chaque gorge a une dimension axiale supérieure ou égale à la moitié d’une épaisseur axiale de la léchette correspondante, cette épaisseur étant mesurée au niveau d’une périphérie externe de cette léchette ; - chaque gorge est située à distance axiale d’une extrémité axiale amont de la surface cylindrique dans laquelle est formée cette gorge ;
- le rotor est un aubage de compresseur ou de turbine, et le stator est un anneau d’étanchéité porté par un carter de ce compresseur ou de cette turbine.
L’invention concerne également une turbomachine d’aéronef, comprenant au moins un dispositif tel que décrit ci-dessus.
Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :
[Fig. 1] La figure 1 est une vue schématique partielle en coupe axiale d’un dispositif d’étanchéité d’une turbomachine d’aéronef, selon la technique antérieure à la présente invention ;
[Fig. 2] La figure 2 est une vue similaire à celle de la figure 1 et illustre la formation de rainures par des léchettes du dispositif dans un revêtement abradable du dispositif ;
[Fig. 3] La figure 3 est une vue similaire à celle de la figure 1 et illustre le déplacement axial vers l’amont du rotor par rapport au stator du dispositif ;
[Fig. 4] La figure 4 est une vue similaire à celle de la figure 1 et illustre le contact axial entre le rotor du dispositif et un stator de la turbomachine ;
[Fig. 5] La figure 5 est une vue schématique partielle en coupe axiale d’un dispositif d’étanchéité d’une turbomachine d’aéronef, selon un premier mode de réalisation de l’invention ;
[Fig. 6a] La figure 6a est une vue similaire à celle de la figure 5 et illustre une position de repos du dispositif ;
[Fig. 6b] La figure 6b est une vue similaire à celle de la figure 5 et illustre une première position de fonctionnement du dispositif ;
[Fig. 6c] La figure 6c est une vue similaire à celle de la figure 5 et illustre une seconde position de fonctionnement du dispositif ;
[Fig. 6d] La figure 6d est une vue similaire à celle de la figure 5 et illustre une troisième position de fonctionnement du dispositif ; [Fig. 6e] La figure 6e est une vue similaire à celle de la figure 5 et illustre une quatrième position de fonctionnement du dispositif ;
[Fig. 7] La figure 7 est une vue similaire à celle de la figure 5 et illustre un second mode de réalisation de l’invention ;
[Fig. 8] La figure 8 est une vue similaire à celle de la figure 5 et illustre un troisième mode de réalisation de l’invention ;
[Fig. 9] La figure 9 est une vue similaire à celle de la figure 5 et illustre un quatrième mode de réalisation de l’invention ;
[Fig. 10] La figure 10 est une vue similaire à celle de la figure 5 et illustre un cinquième mode de réalisation de l’invention ;
[Fig. 11] La figure 11 est une vue similaire à celle de la figure 5 et illustre un sixième mode de réalisation de l’invention.
Description détaillée de l'invention
Les figures 1 à 4 ont été décrites dans ce qui précède.
La figure 5 illustre un premier mode de réalisation d’un dispositif d’étanchéité selon l’invention et les figures 6a à 6e illustrent le fonctionnement de ce dispositif.
La figure 5 est une vue partielle d’une turbomachine et montre un étage de compression d’un compresseur ou un étage de détente d’une turbine de cette turbomachine.
Cet étage comprend un aubage de stator appelé distributeur 26 et un aubage de rotor 10 qui est situé en aval du distributeur 26. Le distributeur 26 est fixé à un carter 18 qui a une forme annulaire et s’étend autour de l’étage.
L’aubage de rotor 10, aussi appelé « rotor », est mobile en rotation autour d’un axe qui n’est pas visible dans le dessin. L’aubage 10 comprend une pluralité d’aubes 22 et comporte à sa périphérie externe au moins une léchette annulaire 12 orientée radialement vers l’extérieur. Dans l’exemple représenté, le rotor comporte deux léchettes 12 situées à distance axiale l’une de l’autre et désignées respectivement léchette amont 12a et léchette aval 12b.
Le carter 18 s’étend autour de l’aubage 10 et porte un anneau d’étanchéité 28 qui peut être sectorisé. Cet anneau 28 comprend un revêtement annulaire interne 16 qui entoure la périphérie externe de l’aubage 10 et s’étend donc autour des léchettes 12.
Le revêtement 16 est réalisé en matériau abradable et comprend par exemple une structure en nid d’abeilles, c’est-à-dire une structure comportant des alvéoles qui sont orientées de préférence en direction radiale par rapport à l’axe précité. Ce type de structure est bien connu de l’homme du métier. En variante, le revêtement 16 pourrait être plein.
Le revêtement 16 comprend au moins une surface cylindrique interne 30a, 30b qui s’étend autour des léchettes 12. Le nombre de surfaces 30a, 30b peut être égal au nombre de léchettes 12, et peut être de deux comme dans l’exemple représenté, de sorte que chacune des surfaces 30a, 30b s’étendent autour d’une des léchettes 12. Le revêtement 16 comprend ainsi une surface cylindrique amont 30a autour de la léchette amont 12a et une surface cylindrique aval 30b autour de la léchette aval 12b.
Chacune des léchettes 12 est orientée radialement vers l’extérieur et peut être inclinée, par exemple de l’aval vers l’amont radialement vers l’extérieur, comme dans l’exemple représenté.
En fonctionnement, les léchettes 12 peuvent venir au contact du revêtement 16 et de leurs surfaces 30a, 30b et créer des rainures annulaires 14 par frottement et usure du matériau abradable 16. Les rainures 14 sont donc formées lors du fonctionnement et en particulier lors d’un premier fonctionnement de la turbomachine.
Les surfaces 30a, 30b peuvent être étagées et comprendre des diamètres différents. Dans l’exemple représenté, la surface amont 30a a un diamètre inférieur au diamètre de la surface aval 30b.
Le revêtement 16 comprend une rainure (amont) 14a qui est formée dans la surface amont 30a, et une rainure (aval) 14b qui est formée dans la surface aval 30b. Dans la position normale de fonctionnement telle qu’illustrée à la figure 5, les rainures 14a, 14b sont situées respectivement au droit des léchettes 12a, 12b et en particulier de leurs périphéries externes, ce qui signifie que la rainure 14a et la léchette 12a sont situées sensiblement dans un même plan P1 perpendiculaire à l’axe, et que la rainure 14b et la léchette 12b sont situées sensiblement dans un même autre plan P2 perpendiculaire à l’axe. Pour éviter ou limiter le phénomène de louvoiement précité, l’invention propose de préformer au moins une gorge annulaire 32a, 32b dans le revêtement 16, en amont de la ou chaque léchette 12. On comprend ainsi que ce type de gorge 32a, 32b est formé dans le revêtement 16 lors de sa fabrication et n’est donc pas généré lors du fonctionnement de la turbomachine contrairement aux rainures 30a, 30b.
Dans le mode de réalisation de la figure 5, le revêtement 16 comprend deux gorges 32a, 32b. C’est-à-dire que le nombre de gorges 32a, 32b est égal au nombre de léchettes 12a, 12b. Le revêtement 16 comprend une gorge (amont) 32a en amont de la léchette amont 12a et qui est formée dans la surface amont 30a, et une gorge (aval) 32b en amont de la léchette aval 12b et qui est formée dans la surface aval 30b.
La figure 6a est similaire à la figure 5 et illustre une position axiale du rotor par rapport au stator au repos de la turbomachine, avant une première utilisation de cette dernière. L’aubage 10 est à distance radiale du revêtement 16.
Lors d’un premier fonctionnement de la turbomachine, les léchettes 12a, 12b viennent frotter contre le revêtement 16 et l’user (figures 6b et 6c) créant ainsi les rainures annulaires 14a, 14b précitées. Les figures 6a et 6b montrent que les gorges 32a, 32b sont déjà présentes dans le revêtement 16 et que les rainures 14a, 14b sont distinctes de ces gorges 32a, 32b.
Lors d’un phénomène de louvoiement, les aubes 22 de l’aubage 10 ont tendances à se déplacer vers l’amont (figure 6d). Les léchettes 12a, 12b vont alors élargir les rainures 14a, 14b en usant d’avantage le revêtement 16 en direction axiale. Les gorges 32a, 32b sont situées en amont et à une distance prédéterminée des rainures 14a, 14b et des léchettes 12a, 12b de façon à arrêter le plus tôt possible le déplacement axial du rotor. Lorsque les léchettes 12a, 12b parviennent dans les gorges 32a, 32b, il n’y a plus de contact entre les léchettes 12a, 12b et le revêtement 16, ce qui freine et arrête le déplacement axial du rotor, empêchant ainsi un contact axial entre le rotor et le stator (figure 6e).
Les gorges 32a, 32b ont donc pour fonction de recevoir les léchettes 12a, 12b en cas de déplacement axial vers l’amont du rotor vis-à-vis du stator, afin d’éviter ou limiter le phénomène de louvoiement. De manière préférée, la ou chaque gorge 32a, 32b est située à une distance axiale L1 en amont de la léchette 12a, 12b correspondante, qui est inférieure ou égale à la moitié de la distance axiale L2 entre les deux léchettes 12a, 12b (cf. figure 6a). L1 est de préférence comprise entre 1 et 5mm.
La ou chaque gorge 32a, 32b a une dimension axiale E1 qui est de préférence supérieure ou égale à la moitié d’une épaisseur axiale E2 de la léchette 12a, 12b correspondante, cette épaisseur E2 étant mesurée au niveau d’une périphérie externe de cette léchette (cf. figure 6a).
La ou chaque gorge 32a, 32b peut avoir une forme quelconque et par exemple avoir en section transversale une forme carré ou rectangulaire, comme dans l’exemple illustré, ou bien ronde, ovale, etc.
Le fond de la ou chaque gorge 32a, 32b, c’est-à-dire la paroi située au fond de la ou chaque gorge, peut avoir une forme quelconque, plane, incurvée, ou autre.
Les figures 7 et 8 illustrent des variantes de réalisation du dispositif dans lesquelles le nombre de gorges préformées dans le revêtement 16 est inférieur au nombre de léchettes 12a, 12b et est ici de un. Dans la figure 7, le revêtement 16 comprend une gorge amont 32a formée dans la surface amont 30a en amont de la léchette amont 12a. Dans la figure 8, le revêtement 16 comprend une gorge aval 32b formée dans la surface aval 30b en amont de la léchette aval 12b. Ces variantes montrent qu’une seule gorge peut suffire pour recevoir l’une des léchettes et éviter le phénomène de louvoiement. En effet, même si une seule des deux léchettes 12a, 12b est reçue dans une gorge préformée, le fait de supprimer le contact entre cette léchette et le revêtement 16 peut suffire à arrêter le phénomène de louvoiement même si l’autre léchette reste au contact du revêtement 16.
Les figures 9 et 10 illustrent des variantes de réalisation du dispositif dans lesquelles les dimensions des gorges 32a, 32b sont ajustées. Dans le cas de la figure 9, les dimensions axiales E3 des gorges 32a, 32b sont supérieures à celle des gorges de la figure 6a. E3 est par exemple supérieure ou égal à deux fois E2.
Dans le cas de la figure 10, les profondeurs H1 , H2 ou dimensions radiales des gorges 32a, 32b sont supérieures à celle des gorges de la figure 6a. Par ailleurs, les gorges s’étendent ici sur toute l’épaisseur du revêtement 16. Comme les surfaces 30a, 30b n’ont pas le même diamètre et que le revêtement 16 comprend une surface cylindrique externe de diamètre constant qui entoure ces surfaces 30a, 30b, le revêtement 16 n’a pas la même épaisseur radiale sur toute son étendue axiale. La gorge 32a a une profondeur H1 supérieure à la profondeur H2 de la gorge 32b.
Dans le cas de la figure 10, on constate que le revêtement 16 peut être formé par l’agencement de trois blocs annulaires indépendants et successifs B1 , B2 et B3 disposés axialement les uns derrière les autres et à une distance axiale les uns des autres correspondant à la dimension axiale des gorges 32a, 32b. Le bloc B1 comprend une partie amont de la surface 30a, le bloc B2 comprend une partie aval de la surface 30a et une partie amont de la surface 30b, et le bloc B3 comprend une partie aval de la surface 30b. Les blocs B1 , B2 et B3 peuvent être sectorisés.
La figure 11 diffère de la figure 10 en ce que les gorges 32a, 32b sont positionnées encore plus en amont par rapport aux gorges de la figure 10. La gorge 32b se retrouve ainsi à l’extrémité axiale amont de la surface 30b, et intercalée axialement entre les surfaces 30a, 30b. La gorge 32a se retrouve à l’extrémité axiale amont de la surface 30a.
On constate que le revêtement 16 peut être formé par l’agencement de deux blocs annulaires indépendants et successifs B1 et B2 disposés axialement l’un derrière l’autre et à une distance axiale l’un de l’autre correspondant à la dimension axiale de la gorge 32b. Le bloc B1 comprend la surface 30a et le bloc B2 comprend la surface 30b. Les blocs B1 , B2 peuvent être sectorisés.
La ou chaque gorge 32a, 32b peut être formée dans un revêtement par usinage par exemple. Dans le cas des figures 10 et 11 , cette étape d’usinage peut être supprimée par l’utilisation et le positionnement des blocs précités.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif d’étanchéité du type à labyrinthe pour une turbomachine d’aéronef, ce dispositif comportant :
- un rotor ayant un axe de rotation et comprenant des léchettes annulaires externes (12a, 12b) s’étendant autour dudit axe, et
- un stator s’étendant autour de l’axe, ce stator comprenant un revêtement annulaire (16) en matériau abradable qui s’étend autour des léchettes (12a, 12b) et qui est configuré pour coopérer en fonctionnement avec les léchettes (12a, 12b) pour former une étanchéité du type à labyrinthe par rapport à un flux de gaz qui est destiné à s’écouler axialement d’amont en aval à travers le rotor, le revêtement (16) comportant une surface cylindrique interne (30a, 30b) s’étendant autour des léchettes (12a, 12b) et apte à venir au contact des léchettes pour former par frottement des rainures annulaires s’étendant autour de l’axe, caractérisé en ce que ladite surface (30a, 30b) comporte, en amont de chacune des léchettes (12a, 12b), une gorge annulaire (32a, 32b) préformée qui s’étend autour de l’axe et qui est apte à recevoir ladite léchette (12a, 12b) en cas de déplacement axial vers l’amont du rotor vis-à-vis du stator, le nombre de gorges (32a, 32b) préformées étant égal au nombre de léchettes (12a, 12b) du rotor.
2. Dispositif selon la revendication 1 , dans lequel le rotor comprend au moins une léchette amont (12a) et une léchette aval (12b), les léchettes amont et aval (12a, 12b) étant entourées par une même surface cylindrique (30) du revêtement (16) ou par deux surfaces cylindriques distinctes, respectivement amont (30a) et aval (30b), du revêtement (16).
3. Dispositif selon la revendication 2, dans lequel :
- dans le cas où les léchettes amont et aval (12a, 12b) sont entourées par une même surface cylindrique (30) du revêtement (16), cette surface cylindrique (30) comprend une gorge (32a) préformée en amont de la léchette amont (12a), et/ou une gorge (32b) préformée en amont de la léchette aval (12b), ou
- dans le cas où les léchettes amont et aval (12a, 12b) sont entourées par deux surfaces cylindriques distinctes, respectivement amont (30a) et aval (30b) du revêtement (16), la surface cylindrique amont (30a) comprend une gorge (32a) préformée en amont de la léchette amont (12a), et/ou la surface cylindrique aval (30b) comprend une gorge (32b) préformée en amont de la léchette aval (12b).
4. Dispositif selon la revendication 2 ou 3, dans lequel les surfaces cylindriques amont et aval (30a, 30b) sont étagées et comprennent des diamètres différents.
5. Dispositif selon la revendication 4, dans lequel la gorge (32b) est intercalée axialement entre les deux surfaces cylindriques (30a, 30b).
6. Dispositif selon l’une des revendications précédentes, dans lequel chaque gorge (32a, 32b) est située à une distance axiale (L1 ) en amont de la léchette (12a, 12b) correspondante, qui est inférieure ou égale à la moitié de la distance axiale (L2) entre les deux léchettes (12a, 12b).
7. Dispositif selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel chaque gorge (32a, 32b) est située à une distance axiale (L1 ) en amont de la léchette (12a, 12b) correspondante, qui est supérieure à la moitié de la distance axiale (L2) entre les deux léchettes (12a, 12b).
8. Dispositif selon la revendication 6 ou 7, dans lequel ladite distance axiale (L1 ) est comprise entre 1 et 20mm, et de préférence entre 1 et 5mm.
9. Dispositif selon l’une des revendications précédentes, dans lequel chaque gorge (32a, 32b) a une profondeur ou dimension radiale (H1 ) inférieure ou égale à une épaisseur ou dimension radiale d’une zone du revêtement (16) dans laquelle est formée cette gorge (32a, 32b).
10. Dispositif selon l’une des revendications précédentes, dans lequel chaque gorge (32a, 32b) a une dimension axiale (E1 ) supérieure ou égale à la moitié d’une épaisseur axiale (E2) de la léchette (12a, 12b) correspondante, cette épaisseur étant mesurée au niveau d’une périphérie externe de cette léchette.
11. Dispositif selon l’une des revendications 1 à 3, et 5 à 9, dans lequel chaque gorge (32a, 32b) est située à distance axiale d’une extrémité axiale amont de la surface cylindrique (30a, 30b) dans laquelle est formée cette gorge (32a, 32b). 14
12. Dispositif selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le rotor est un aubage (10) de compresseur ou de turbine, et le stator est un anneau d’étanchéité (28) porté par un carter (18) de ce compresseur ou de cette turbine.
13. Turbomachine d’aéronef, comprenant au moins un dispositif selon l’une quelconque des revendications précédentes.
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