Circuits de ventilation de la turbine d'une turbomachine L'invention concerne le domaine de la ventilation de la turbine à
haute pression d'une turbomachine d'aviation.
Elle concerne plus précisément une turbomachine comportant un dispositif d'étanchéité entre le rotor de turbine et le carter intérieur de la chambre de combustion, ledit rotor de turbine comportant, d'une part, un disque de turbine présentant une bride amont pour sa fixation sur le cône aval d'un compresseur et, d'autre part, un flasque disposé en amont dudit disque et séparé de ce dernier par une cavité, ledit flasque présentant un alésage intérieur traversé par la bride amont dudit disque et une bride amont pour sa fixation sur ledit cône aval, un premier circuit d'air solidaire dudit carter pour délivrer un premier débit d'air de refroidissement dans ladite cavité via des injecteurs principaux et des trous ménagés dans ledit flasque, ledit dispositif d'étanchéité comportant un labyrinthe de décharge entre le cône aval et ledit carter intérieur, un labyrinthe sous-injecteurs principaux disposé entre le flasque et la paroi intérieure du premier circuit d'air et au moins un labyrinthe sur-injecteurs disposé entre le flasque et une structure annulaire prévue entre la paroi extérieure du premier circuit d'air et ledit carter intérieur, un deuxième débit d'air de refroidissement circulant dans un deuxième circuit défini par les enceintes délimitées par ledit carter intérieur et ledit rotor via lesdits labyrinthes, et s'évacuant en partie dans la cavité de purge amont dudit disque.
La figure 1 montre un tel rotor de turbine 1 à haute pression, disposé en aval d'une chambre de combustion 2, et qui comporte un disque de turbine 3 équipé d'aubes 4, et un flasque 5 disposé en amont du disque 3. Le disque 3 et le flasque 5 comportent chacun une bride amont, référencée 3a pour le disque 3 et 5a pour le flasque 5, pour leur fixation à l'extrémité aval 6 du cône aval 7 du compresseur à haute pression entraîné par le rotor 1.
Le disque 3 comporte un alésage intérieur 8 traversé par l'arbre 9 d'une turbine à basse pression, et le flasque 5 présente un alésage intérieur 10 entourant la bride 3a du disque 3, et des trous de ventilation 11 par lesquels un premier débit d'air Ci de refroidissement prélevé en fond de chambre est délivré dans la cavité 12 séparant la face aval du Turbine engine turbine ventilation circuits The invention relates to the field of ventilation of the turbine high pressure of an aviation turbomachine.
More specifically, it relates to a turbomachine comprising a sealing device between the turbine rotor and the inner casing of the combustion chamber, said turbine rotor comprising, on the one hand, a turbine disk having an upstream flange for fixing to the downstream cone of a compressor and, on the other hand, a flange disposed upstream of said disc and separated from the latter by a cavity, said flange having an internal bore through which the upstream flange of said disc passes and an upstream flange for its attachment to said downstream cone, a first circuit of air integral with said casing to deliver a first air flow of cooling in said cavity via main injectors and holes made in said flange, said sealing device comprising a discharge labyrinth between the downstream cone and said inner casing, a main sub-injector labyrinth arranged between the flange and the wall interior of the first air circuit and at least one labyrinth of over-injectors disposed between the flange and an annular structure provided between the wall outside of the first air circuit and said inner casing, a second cooling air flow circulating in a second circuit defined by the enclosures delimited by said inner casing and said rotor via said labyrinths, and partially discharging into the upstream purge cavity disk.
FIG. 1 shows such a turbine rotor 1 at high pressure, disposed downstream of a combustion chamber 2, and which comprises a turbine disc 3 fitted with blades 4, and a flange 5 disposed upstream of the disc 3. The disc 3 and the flange 5 each have a flange upstream, referenced 3a for the disc 3 and 5a for the flange 5, for their attachment to the downstream end 6 of the downstream cone 7 of the high compressor pressure driven by the rotor 1.
The disc 3 has an internal bore 8 through which the shaft passes.
9 of a low pressure turbine, and the flange 5 has a bore interior 10 surrounding the flange 3a of the disc 3, and ventilation holes 11 by which a first cooling air flow Ci taken in chamber bottom is delivered into the cavity 12 separating the downstream face of the
2 flasque 5 de la face amont du disque 3. Ce débit d'air C1 de refroidissement circule radialement vers l'extérieur et pénètre dans les alvéoles 4a contenant les pieds des aubes 4 afin de refroidir ces dernières.
Ce débit d'air est prélevé dans le fond de chambre, circule dans un conduit 13 disposé dans l'enceinte 14 séparant le flasque 5 du fond de chambre et est mis en rotation par des injecteurs 15 afin d'abaisser la température de l'air délivré dans la cavité 12.
Un deuxième débit d'air C2 de refroidissement prélevé en fond de chambre circule vers l'aval dans l'enceinte 16 séparant le cône aval 7 du compresseur à haute pression du carter intérieur 17 de la chambre de combustion 2. Ce débit d'air C2 s'écoule à travers un labyrinthe de décharge 18 et pénètre dans l'enceinte 14 d'où une partie C2a s'écoule à
travers des orifices 19 ménagés dans la bride amont 5a du flasque 5, passe à travers l'alésage 10 du flasque 5 afin de refroidir la partie radialement intérieure de ce dernier et rejoint le débit d'air Ci de refroi-dissement des aubes 4. Une autre partie C2b du deuxième débit d'air C2 refroidit la face amont du flasque 5, contourne les injecteurs 15 et est évacuée dans la cavité de purge amont 20 du rotor de turbine 1.
Enfin, une troisième partie C2c du troisième débit d'air C2 sert à
ventiler la face supérieure amont 21 du flasque 5 au travers d'un deuxième labyrinthe 22 situé sous les injecteurs 15. Cette troisième partie C2c pénètre dans l'enceinte 23 située en aval du deuxième labyrinthe 22, entre le flasque 5 et les injecteurs 15, et est évacuée dans la cavité de purge amont 20 du rotor de turbine 1 à travers un troisième labyrinthe 24 situé au-dessus des injecteurs 15, ou vient se mélanger au premier débit d'air C1.
Le deuxième débit d'air C2 sert à refroidir le cône aval 7, le fût de liaison du compresseur à haute pression à la turbine à haute pression, et le flasque 5. Ce deuxième débit d'air circulant axialement dans un espace annulaire délimité par des parois fixes solidaires de la chambre et des parois mobiles en rotation solidaires du rotor, subit des échauffements liés aux puissances dissipées entre le rotor et le stator.
Pour abaisser la température du flasque amont suivant les spécifications de sa tenue mécanique, il est donc nécessaire d'augmenter le débit d'air C2 traversant le labyrinthe de décharge 18 situé en aval du compresseur à haute pression, et de le rejeter soit dans le circuit de 2 flange 5 of the upstream face of the disc 3. This air flow C1 of cooling circulates radially outward and enters the alveoli 4a containing the feet of the blades 4 in order to cool the latter.
This air flow is taken from the chamber bottom, circulates in a duct 13 disposed in the enclosure 14 separating the flange 5 from the chamber bottom and is rotated by injectors 15 in order to lower the temperature of the air delivered into the cavity 12.
A second cooling air flow C2 taken from the bottom chamber flows downstream in the enclosure 16 separating the downstream cone 7 of the high pressure compressor of the inner casing 17 of the combustion 2. This air flow C2 flows through a labyrinth of discharge 18 and enters the enclosure 14 from which a part C2a flows at through orifices 19 formed in the upstream flange 5a of the flange 5, passes through the bore 10 of the flange 5 in order to cool the part radially inside of the latter and joins the air flow Ci for cooling dissement of the vanes 4. Another part C2b of the second air flow C2 cools the upstream face of the flange 5, bypasses the injectors 15 and is discharged into the upstream purge cavity 20 of the turbine rotor 1.
Finally, a third part C2c of the third air flow C2 serves to ventilate the upper upstream face 21 of the flange 5 through a second labyrinth 22 located under the injectors 15. This third part C2c enters the enclosure 23 located downstream of the second labyrinth 22, between the flange 5 and the injectors 15, and is discharged into the cavity of upstream purge 20 of the turbine rotor 1 through a third labyrinth 24 located above the injectors 15, or comes to mix at the first flow of air C1.
The second air flow C2 serves to cool the downstream cone 7, the barrel connecting the high pressure compressor to the high pressure turbine, and the flange 5. This second air flow circulating axially in a annular space delimited by fixed walls integral with the chamber and movable walls in rotation integral with the rotor, undergoes overheating related to the power dissipated between the rotor and the stator.
To lower the temperature of the upstream flange according to the specifications of its mechanical strength, it is therefore necessary to increase the air flow C2 passing through the discharge labyrinth 18 located downstream of the high pressure compressor, and reject it either in the circuit of
3 refroidissement des aubes, soit dans la veine en amont de la roue de turbine à haute pression. Cette augmentation de débit génère une augmentation de la température de Pair de refroidissement des aubes du fait du rejet d'un air réchauffé dans le circuit de refroidissement des aubes, et une chute des performances de la turbine du fait du rejet dans la veine.
En outre le débit d'air C2c servant au refroidissement du flasque en aval du deuxième labyrinthe 22 situé sous les injecteurs 15, est peu maîtrisable car il subit les évolutions des jeux du labyrinthe de décharge 18, du deuxième labyrinthe 22 et du troisième labyrinthe 24 situé au-dessus des injecteurs 15, au cours du fonctionnement et au cours de la vie du moteur.
Pour éviter des fuites importantes à travers le troisième labyrinthe 24 situé au-dessus des injecteurs 15, ce dernier comporte trois léchettes successives formées sur une portion coudée 25 du flasque 5, qui coopèrent avec des éléments d'étanchéité 26 solidaires d'une structure annulaire 27 interposée entre la paroi extérieure 28 du conduit 13 et la partie amont 29 du carter intérieur 27. Ce type de labyrinthe à trois léchettes a une masse appréciable, et du fait des forces centrifuges nécessite un accrochage du flasque 5 sur la face amont du disque de turbine 3 au moyen d'un crabotage 30.
L'état de la technique est illustré également par FR 2 541 371 et FR 2 744 761. Ces deux documents enseignent la présence de deux labyrinthes en aval des injecteurs principaux, et le croisement du premier débit d'air par le deuxième débit d'air grâce à des dérivations traversant le circuit du premier débit d'air.
Le premier but de l'invention est de modifier le dispositif d'étanchéité en amont des injecteurs principaux, afin de permettre un allègement du flasque amont.
Un deuxième but de l'invention est de permettre une diminution du débit de purge en amont du rotor et par le fait un gain de consommation spécifique.
Un troisième but de l'invention est d'augmenter les niveaux de pression dans le circuit d'alimentation en air de refroidissement de la roue de turbine, ce qui est favorable au refroidissement des aubes. 3 blade cooling, either in the vein upstream of the impeller high pressure turbine. This increase in flow generates a increase of the cooling air temperature of the blades of the rejection of heated air in the cooling circuit of blades, and a drop in turbine performance due to the rejection in the vein.
In addition the air flow C2c used for cooling the flange downstream of the second labyrinth 22 located under the injectors 15, is little manageable because it undergoes the evolutions of the games of the discharge labyrinth 18, the second labyrinth 22 and the third labyrinth 24 located above above the injectors 15, during operation and during the engine life.
To avoid significant leakage through the third labyrinth 24 located above the injectors 15, the latter comprises three successive wipers formed on a bent portion 25 of the flange 5, which cooperate with sealing elements 26 integral with a structure annular 27 interposed between the outer wall 28 of the conduit 13 and the upstream part 29 of the inner casing 27. This type of three-way labyrinth wipers has an appreciable mass, and due to centrifugal forces requires attachment of the flange 5 on the upstream face of the disc turbine 3 by means of a dog clutch 30.
The state of the art is also illustrated by FR 2,541,371 and FR 2 744 761. These two documents teach the presence of two labyrinths downstream of the main injectors, and the crossing of the first air flow through the second air flow through diversions crossing the first air flow circuit.
The first object of the invention is to modify the device sealing upstream of the main injectors, to allow lighter upstream flange.
A second object of the invention is to allow a reduction the purge flow upstream of the rotor and thereby a gain of specific consumption.
A third object of the invention is to increase the levels of pressure in the wheel cooling air supply circuit turbine, which is favorable for cooling the blades.
4 Le premier but de l'invention est atteint par le fait que le dispositif d'étanchéité comporte en aval des injecteurs principaux dans le sens de circulation du deuxième débit d'air de refroidissement, au moins trois labyrinthes radialement espacés disposés entre le flasque et la structure annulaire.
Très avantageusement, lesdits trois labyrinthes comportent chacun une seule léchette.
Chacun de ces labyrinthes a ainsi une structure légère, ce qui permet l'élimination du crabotage.
Les deuxième et troisième buts de l'invention sont atteints par le fait que l'une des cavités annulaires comprises entre deux labyrinthes consécutifs parmi lesdits trois labyrinthes est alimentée par un air de refroidissement prélevé dans le deuxième circuit en amont du labyrinthe sous-injecteurs.
Ce troisième débit est avantageusement mis en rotation dans le sens de rotation du rotor par des injecteurs secondaires.
De préférence, ces injecteurs secondaires sont réalisés sous la forme de perçages inclinés, ménagés dans la structure annulaire.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple et en référence aux dessins annexés dans lesquels - la figure 1 est une demi-coupe axiale d'un rotor de turbine à
haute pression d'un turboréacteur, qui montre les circuits d'air de refroidissement et les différents labyrinthes d'étanchéité selon l'art antérieur, et - la figure 2 est une demi-coupe axiale d'un rotor de turbine de turboréacteur qui montre la disposition du flasque et des labyrinthes, selon l'invention, en amont des injecteurs principaux.
L'état de la technique illustré par la figure 1 a été discuté dans l'introduction et ne nécessite pas d'autres explications.
Sur la figure 2, on a représenté par la référence 1 un rotor de turbine à haute pression disposé en aval d'une chambre de combustion 2, qui comporte un disque de turbine 3 équipé à sa périphérie d'aubes 4, et un flasque 5 disposé en amont du disque 3. Le disque 3 et le flasque 5 délimitent entre eux une cavité 12 alimentée en air de refroidissement via des injecteurs principaux 15 et des trous 11 ménagés dans le flasque 5 en regard des injecteurs principaux 15. Les injecteurs principaux 15 sont inclinés par rapport à l'axe de rotation de la turbine afin de diriger l'air fourni dans le sens de rotation du rotor de turbine 1.
Les injecteurs principaux 15 sont alimentés en air prélevé dans 4 The first object of the invention is achieved by the fact that the sealing device downstream of the main injectors in the direction of flow of the second cooling air flow, at least three radially spaced labyrinths arranged between the flange and the annular structure.
Very advantageously, said three labyrinths comprise each a single wiper.
Each of these labyrinths has a light structure, which allows the elimination of dog clutching.
The second and third objects of the invention are achieved by the one of the annular cavities between two labyrinths consecutive among said three labyrinths is fed by an air of cooling taken in the second circuit upstream of the labyrinth sub-injectors.
This third flow rate is advantageously rotated in the direction of rotation of the rotor by secondary injectors.
Preferably, these secondary injectors are produced under the form of inclined holes, formed in the annular structure.
Other advantages and characteristics of the invention will emerge on reading the following description given by way of example and in reference to the accompanying drawings in which - Figure 1 is an axial half-section of a turbine rotor high pressure of a turbojet engine, which shows the air circuits of cooling and different sealing labyrinths according to art anterior, and - Figure 2 is an axial half-section of a turbine rotor of turbojet engine which shows the arrangement of the flange and the labyrinths, according to the invention, upstream of the main injectors.
The state of the art illustrated in Figure 1 has been discussed in the introduction and does not require further explanation.
In Figure 2, there is shown by reference 1 a rotor of high pressure turbine placed downstream of a combustion chamber 2, which comprises a turbine disk 3 fitted at its periphery with blades 4, and a flange 5 disposed upstream of the disc 3. The disc 3 and the flange 5 delimit between them a cavity 12 supplied with cooling air via main injectors 15 and holes 11 formed in the flange 5 in view of the main injectors 15. The main injectors 15 are inclined to the axis of rotation of the turbine in order to direct the air supplied in the direction of rotation of the turbine rotor 1.
The main injectors 15 are supplied with air taken from
5 le fond de la chambre de combustion au moyen d'un conduit annulaire 13 qui comporte une paroi radialement intérieure 13a et une paroi radialement extérieure 28.
Un deuxième labyrinthe, non montré sur la figure 2, est disposé
sous les injecteurs principaux, entre la paroi radialement intérieure 13a et le flasque 5. Une structure annulaire 27 est interposée entre la paroi radialement extérieure 28 du conduit 13 et la partie amont 29 du carter intérieur de la chambre de combustion 2.
Ainsi que cela se voit sur la figure 2, il est prévu, selon l'invention, entre la cavité 23 située en amont du deuxième labyrinthe, et la cavité de purge amont 20 du rotor de turbine 1, au-dessus des injecteurs principaux 15, trois labyrinthes radialement espacés, 31, 32 et 33, en lieu et place du troisième labyrinthe 24 selon Pétât de la technique.
Ces trois labyrinthes 31, 32 et 33 comportent chacun une seule léchette, et définissent entre l'enceinte 23, dans laquelle émergent les injecteurs principaux 15 et la cavité de purge amont 2, deux cavités intermédiaires 34 et 35.
Les labyrinthes 31, 32 et 33 pourraient être remplacés par d'autres systèmes d'étanchéité rotor/stator, tels que des joints à brosses et on pourrait également avoir un panachage de labyrinthes et de joints à
brosse sans sortir du cadre de l'invention.
Des dérivations 36 ménagées à travers le conduit annulaire 13 mettent en communication l'enceinte 14 de fond de chambre disposée en aval du deuxième labyrinthe situé sous les injecteurs principaux avec l'enceinte 37 située radialement à l'extérieur du conduit annulaire 13. Des perçages inclinés 38 par rapport à l'axe de rotation du rotor de turbine 1 sont ménagés dans la structure annulaire 27 entre l'enceinte 36 et la cavité 35 située immédiatement en amont de la cavité de purge 20. Les perçages 38 sont inclinés dans le sens de rotation du rotor de turbine 1 afin de diminuer la température de l'air de refroidissement de la paroi radialement extérieure du flasque 5. 5 the bottom of the combustion chamber by means of an annular duct 13 which has a radially inner wall 13a and a wall radially outer 28.
A second labyrinth, not shown in Figure 2, is arranged under the main injectors, between the radially inner wall 13a and the flange 5. An annular structure 27 is interposed between the wall radially outer 28 of the duct 13 and the upstream part 29 of the casing inside the combustion chamber 2.
As can be seen in Figure 2, it is provided, according to the invention, between the cavity 23 located upstream of the second labyrinth, and the upstream purge cavity 20 of the turbine rotor 1, above the main injectors 15, three radially spaced labyrinths, 31, 32 and 33, in place of the third labyrinth 24 according to the state of the art.
These three labyrinths 31, 32 and 33 each have a single wiper, and define between the enclosure 23, in which the injectors emerge main 15 and the upstream purge cavity 2, two intermediate cavities 34 and 35.
Labyrinths 31, 32 and 33 could be replaced by other rotor / stator sealing systems, such as brush seals and we could also have a mix of labyrinths and joints to brush without departing from the scope of the invention.
Leads 36 formed through the annular duct 13 connect the chamber 14 enclosure at the bottom arranged in downstream of the second labyrinth located under the main injectors with the enclosure 37 located radially outside the annular duct 13. Des inclined holes 38 relative to the axis of rotation of the turbine rotor 1 are formed in the annular structure 27 between the enclosure 36 and the cavity 35 located immediately upstream of the purge cavity 20. The holes 38 are inclined in the direction of rotation of the turbine rotor 1 to decrease the temperature of the wall cooling air radially exterior of the flange 5.
6 Du fait que l'air pénétrant dans la cavité 35 à travers les perçages 38 est prélevé en amont du labyrinthe sous-injecteurs, la pression dans la cavité 35 est augmentée et le débit de fuite à travers les labyrinthes 31 et 32 est diminué.
Ceci se traduit par une augmentation de la pression dans les cavités 23 et 12, ce qui est favorable au refroidissement des aubes 4.
Le fait que l'invention remplace un labyrinthe sur-injecteurs 24 selon l'état de la technique, qui comporte trois léchettes, par trois labyrinthes 31, 32, 33 radialement espacés et ayant chacun une seule léchette, permet de simplifier la structure de la partie radialement extérieure du flasque 5. Cette partie se présente sous la forme d'un voile dont l'extrémité radialement extérieure est en appui sur le pied des aubes 4 et sur les dents du disque. Cette disposition permet de diminuer la masse du flasque 5 et supprime le crabotage du flasque 5 sur le disque 3, ce qui augmente la durée de vie du flasque 5 et du disque 3.
Les perçages 38 sont calibrés de manière à réduire le débit de fuite dans la cavité de purge 20, ce qui permet de réduire la consommation spécifique de 0,1 % environ.
Les perçages 38 constituent un système d'injecteurs secondaires permettant d'utiliser la majeure partie de l'air de la cavité sous chambre, via les dérivations 36 pour le refroidissement du sommet du flasque amont. Ce débit d'air croise l'air de refroidissement des aubages, c'est pourquoi on l'appelle couramment shunt. Les perçages inclinés 38 peuvent être remplacés par des injecteurs à palettes ou à tubes inclinés, montés dans la paroi de la structure annulaire 27 sans sortir du cadre de l'invention. 6 Because the air entering the cavity 35 through the holes 38 is taken upstream of the labyrinth of sub-injectors, the pressure in the cavity 35 is increased and the leakage rate through the labyrinths 31 and 32 is decreased.
This results in an increase in the pressure in the cavities 23 and 12, which is favorable for cooling the blades 4.
The fact that the invention replaces an over-injector labyrinth 24 according to the state of the art, which comprises three wipers, by three labyrinths 31, 32, 33 radially spaced and each having a single wiper, simplifies the structure of the part radially outside of the flange 5. This part is in the form of a veil whose radially outer end bears on the foot of the blades 4 and on the teeth of the disc. This arrangement reduces the mass of the flange 5 and removes the clutch from the flange 5 on the disk 3, which increases the life of the flange 5 and of the disc 3.
The holes 38 are calibrated so as to reduce the flow of leak in the purge cavity 20, which reduces the specific consumption of about 0.1%.
The holes 38 constitute a system of secondary injectors allowing most of the air in the chamber cavity to be used, via branches 36 for cooling the top of the flange upstream. This air flow crosses the cooling air of the blades, it is why it is commonly called shunt. The inclined holes 38 can be replaced by vane or inclined tube injectors, mounted in the wall of the annular structure 27 without leaving the frame of the invention.