FR2475113A1 - Rotor ceramique pour turbine - Google Patents

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Abstract

L'INVENTION CONCERNE LES ROTORS CERAMIQUES POUR TURBINES A GAZ. ELLE SE RAPPORTE A UN ROTOR 10 AYANT UN MOYEU 12 DESTINE A ETRE MONTE SUR UN ARBRE 26. UNE ROUE CERAMIQUE 14 A UNE RANGEE INTERNE D'AUBES 16, UN BANDAGE MEDIAN 20, UNE RANGEE EXTERNE DE PALES 18 DE COMPRESSION ET UN BANDAGE EXTERNE 22. SELON L'INVENTION, UNE STRUCTURE COMPOSITE COMPRENANT DES FILAMENTS FORME UN ANNEAU 24 QUI MAINTIENT EN COMPRESSION LES ELEMENTS CERAMIQUES, MEME LORS DU FONCTIONNEMENT. APPLICATION AUX MOTEURS A TURBINE A GAZ.

Description

La présente invention concerne les céramiques ré-
sistant aux températures élevées et ayant une grande ré-
sistance mécanique et plus précisément des rotors céramiques
légers, résistants à température élevée et de grande résis-
tance mécanique, destinés à des turbines à gaz. Les rendements nominaux des ensembles moteurs sont devenus l'une des caractéristiques les plus importantes pour la mise au point des ensembles moteurs modernes. Des études
ont montré clairement que les rendements nominaux des tur-
bines à gaz pouvaient être fortement accrus lorsque les produits de combustion pouvaient frapper une roue de turbine
à des températuresmaximales. Cependant, les gaz de combus-
tion nécessaires à l'obtention du rendement maximal dans les turbines à gaz ont une température de l'ordre de 13700C qui est bien supérieure aux limites fixées aux températures de fonctionnement des superalliages actuellement connus. On a déterminé que, si l'on devait utiliser les superalliages, non seulement on rencontrerait un problème de poids mais encore l'ensemble devrait comprendre des circuits complexes
de refroidissement. Ce refroidissement permettrait l'uti-
lisatior de ces superalliages; cependant, la température
plus faible réduirait le rendement global de l'ensemble.
On s'est rendu compte qu'une solution plus com-
mode en pratique de ce problème d'antagonisme entre la
température et le rendement serait l'utilisation de cé-
ramiques capables de supporter des températures élevées.
Cependant, contrairement aux superalliages, les cérami-
ques sont extrêmement fragiles et cette propriété a rendu jusqu'à présent leur utilisation presqu'impossible dans les cas d'application de contraintes élevées. Comme les matières céramiques n'ont que des résistances modérées à
la traction et sont très sensibles à tous les défauts lors-
qubn les utilise de cette manière, par exemple comme ailet-
tes d'un rotor d'une roue rotative de turbine, tout défaut de la structure provoque une destruction de l'ailette du rotor céramique ainsi qu'une destruction finale du rotor lui-même. Contrairement à cette faible résistance à la traction, la résistance à la compression des céramiques est
de l'ordre de 10 fois la résistance présentée à la traction.
En conséquence, il semble souhaitable de maintenir les élé-
menrs céramiques d'un rotor de turbine sous compression et non pas sous tension pendant le cycle d'utilisation de la turbine. L'invention concerne un rotor axial céramique
pour turbine à gaz qui comporte un moyeu métallique ou cé-
ramique fixé à une roue comprenant une rangée interne d'aubes de turbine de détente et une rangée externe de pales de compression d'air, séparées l'une de l'autre par un bandage intermédiaire. Les pales du compresseur d'air ont aussi un bandage externe. Un filament ayant une
structure composite possédant un rapport élevé de la résis-
tance mécanique à la masse, comprenant un filament de modu-
le élevé imprégné d'un polymère résistant à température
élevée, est enroulé autour du bord extérieur de l'ensemble.
L'invention concerne donc un rotor céramique pour
turbine à gaz, capable de maintenir tous les éléments céra-
miques en compression lors du fonctionnement.
Elle concerne aussi un rotor de turbine à gaz
capable de supporter des températures élevées.
Elle concerne aussi un rotor céramique pour tur-
bine à gaz qui a un faible poids.
Elle concerne aussi un tel rotor qui possède une
résistance mécanique élevée.
D'autres caractéristiques et avantages de l'inven-
tion ressortiront mieux de la description qui va suivre, fai-
te en référence aux dessins annexés sur lesquels
- la figure 1 est une perspective du rotor céra-
mique de turbine à gaz
- la figure 2a est une vue en plan du rotor c -
ramique pour turbine à gaz de la figure l; - la figure 2b est une coupe partielle suivant la ligne 2b-2b de la figure 2a; - la figure 3 est une perspective d'un élément du rotor céramique pour turbine à gaz selon l'invention;et - la figure 4 est une coupe schématique illustrant
un cycle de fonctionnement d'une turbine à gaz.
Les figures 1 à 2b représentent un rotor axial céramique pour turbine à gaz, portant la référence 10 et formé de nitrure de silicium, de carbure de silicium, de "Sialon" ou d'une céramique analogue ayant une résistance mécanique élevée. Le rotor 10 comprend normalement un moyeu céramique ou métallique 12 fixé à une roue céramique 14. Cette dernière a en outre une rangée interne d'aubes 16 de turbine de détente et une rangée externe de pales 18 de compresseur d'air, séparées l'une de l'autre par un bandage médian 20. Les pales 18 du compresseur ont aussi
un bandage externe 22. Un filament ayant une structure com-
posite possédant un rapport élevé de la résistance mécanique
à lamasse est enroulé sur le bord externe 23 du bandage ex-
terne 22, cette structure comprenant un filament de module
élevé imprégné d'un polymère résistant à température élevée.
La structure composite forme un anneau 24 contre lequel les éléments céramiques sont comprimés lors de la rotation du rotor. Il est essentiel à cet effet que les pales froides
18 du compresseur d'air se trouvent à l'extérieur par rap-
port à la partie chaude des aubes 16 de la turbine de dé-
tente étant donné que la partie formant compresseur d'air ne constitue qu'un étage de compression, dans le cycle du moteur à turbine à gaz et, en coopération avec l'air admis, forme une barrière thermique protégeant la structure de
l'anneau 24 formé du filament enroulé contre les tempéra-
tures élevées de la partie de détente.
Des structures composites contenant un filament
enroulé, mettant en oeuvre comme liant des polymères orga-
niques, ont une température maximale d'utilisation de 315*C environ. Les fuites provenant de la partie de détente, par le joint qui se trouve au niveau du bandage médian 20, ne provoquent pas une rupture du rotor 10 mais seulement une légère augmentation des températures de l'air introduit dans
le brûleur.
Des matières céramiques de résistance mécanique élevée telles que le nitrure de silicium sont nécessaires pour l'utilisation des températures élevées d'admission de la turbine telles que 13700C, permettant une augmentation du rendement des moteurs à turbine à gaz. Un coefficient de dilatation thermique extrêmement faible, et la résis- tance mécanique élevée présentée par le nitrure de silicium sont aussi des propriétés essentielles pour la matière du rotor étant donné les gradients élevés de température dus
à cette conception.
Le rotor dans son ensemble peut être sous forme d'un rotor céramique monolithique 10 comme représenté sur
la figure 1, autour duquel la structure composite convena-
ble est enroulée, et qui est fixé par un moyeu 12 à l'arbre
26 ou qui peut être monté à partir de tronçons céramiques-
en forme de tranches comme représenté sur la figure 3. Ces tronçons individuels sont mis sous forme d'une roue et le filament est enroulé sur le bandage externe. La partie
centrale est maintenue en compression et est fixée à l'ar-
bre 26 par un moyeu 12 comme indiqué sur la figure 2b. La possibilité de la construction d'un tel rotor original à
partir d'éléments individuels, comme représenté sur-la fi-
gure 3, permet la réalisation de rotors céramiques 10 de plus grande dimension que ceux qui peuvent être fabriqués sous forme monolithique, étant donné l'état actuel de la
technologie dans le domaine céramique. En outre, les élé-
ments céramiques plus petits peuvent être réalisés et éprouvés de façon moins coûteuse et à un moindrerisque
qu'un élément monolithique de grande dimension.
Le rotor selon l'invention non seulement peut
supporter des températures élevées mais est encore extrê-
mement léger. Le nitrure de silicium, le carbure de sili-
cium, le "Sialon", etc. ont une masse volumique d'environ 3,0 à 3,8 g/cm3, par rapport à celle d'environ 8 g/cm3
d'un superalliage classique.
La figure 4 représente un exemple de cycle d'un
moteur à turbine à gaz, correspondant à une disposition-
possible des principaux éléments.

Claims (4)

REVENDICATIONS
1. Rotor céramique pour turbine, caractérisé en ce qu'il comprend un moyeu (12) destiné au montage du rotor sur un arbre (26), une roue céramique qui comporte une rangée interne d'aubes (16) de détente,
une rangée externe de pales (18) de compres-
seur, un bandage médian (20) destiné à isoler les aubes des pales, et
un bandage externe (22) disposé circonféren-
tiellement afin qu'il empêche le gaz de s'échapper vers l'extérieur du rotor, et
un anneau composite (24) à filament enroulé, dis-
posé circonférentiellement autour du bandage externe afin qu'il assure l'application d'une force de compression aux
éléments céramiques pendant la rotation.
2. Rotor selon la revendication 1, caractérisé en ce
que le moyeu (12) est métallique.
3. Rotor selon la revendication 1, caractérisé en ce
que le moyeu (12) est céramique.
4. Rotor selon la revendication 1, caractérisé en ce que la céramique est choisie dans le groupe qui comprend le
nitrure de silicium, le carbure de silicium et le "Sialon".
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2951226A1 (fr) * 2009-10-14 2011-04-15 Turbomeca Dispositif de filtrage d'air en entree de moteur a combustion interne avec moyen de ventilation

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4580943A (en) * 1980-12-29 1986-04-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Turbine wheel for hot gas turbine engine
GB2161110B (en) * 1984-07-07 1988-03-23 Rolls Royce An annular bladed member having an integral shroud and a method of manufacture thereof
GB2164098B (en) * 1984-09-07 1988-12-07 Rolls Royce Improvements in or relating to aerofoil section members for turbine engines
DE3508889C1 (de) * 1985-03-13 1992-02-20 Alpine Ag, 8900 Augsburg Windsichter mit verschleissfreiem Sichtrad
FR2613772B1 (fr) * 1987-04-13 1991-06-28 Gros Jean Marc Compresseur, roue de turbine monobloc. redresseur, distributeur monobloc. entree d'air, tuyere d'echappement monobloc
US8011877B2 (en) * 2008-11-24 2011-09-06 General Electric Company Fiber composite reinforced aircraft gas turbine engine drums with radially inwardly extending blades
DE102009012749B4 (de) * 2009-03-12 2012-08-30 Siemens Aktiengesellschaft Endstufe mit Faserverbund
KR20140099443A (ko) * 2011-09-23 2014-08-12 소크프라 시앙스 에 제니 에스.에.쎄. 터빈부, 냉각 채널, 및 보강벽의 동심 배치를 갖는 로터 조립체
FR3005690B1 (fr) * 2013-05-16 2018-07-06 Gerard Cerdan Turboreacteur a compresseur et turbine monoblocs (tr a ctm)
US11208893B2 (en) 2015-05-25 2021-12-28 Socpra Sciences Et Genie S.E.C. High temperature ceramic rotary turbomachinery
GB201616239D0 (en) * 2016-09-23 2016-11-09 Intelligent Power Generation Limited Axial Turbine
EP3545173A4 (fr) * 2016-11-25 2020-07-29 Societé de Commercialisation des Produits de la Recherche Appliquée SOCPRA Sciences et Génie S.E.C Turbomachine rotative céramique à haute température

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3042366A (en) * 1958-05-05 1962-07-03 Holmquist Ernst Rudolf Magnus Axial flow gas turbine
DE1919310A1 (de) * 1968-04-11 1969-10-23 Aerostatic Ltd Turbinenrotor
GB1411316A (en) * 1972-10-23 1975-10-22 Fiat Spa Vaned rotors for gas turbines
US4017209A (en) * 1975-12-15 1977-04-12 United Technologies Corporation Turbine rotor construction
GB1473866A (en) * 1973-05-22 1977-05-18 United Turbine Ab & Co Gas turbine power plant

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2027861C3 (de) * 1970-06-06 1973-12-06 Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Scheibenförmiges Laufrad fur hoch tourige Axialturbinen

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3042366A (en) * 1958-05-05 1962-07-03 Holmquist Ernst Rudolf Magnus Axial flow gas turbine
DE1919310A1 (de) * 1968-04-11 1969-10-23 Aerostatic Ltd Turbinenrotor
GB1411316A (en) * 1972-10-23 1975-10-22 Fiat Spa Vaned rotors for gas turbines
GB1473866A (en) * 1973-05-22 1977-05-18 United Turbine Ab & Co Gas turbine power plant
US4017209A (en) * 1975-12-15 1977-04-12 United Technologies Corporation Turbine rotor construction

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2951226A1 (fr) * 2009-10-14 2011-04-15 Turbomeca Dispositif de filtrage d'air en entree de moteur a combustion interne avec moyen de ventilation

Also Published As

Publication number Publication date
IT1142247B (it) 1986-10-08
SE8100355L (sv) 1981-08-05
GB2069065A (en) 1981-08-19
FR2475113B1 (fr) 1985-03-22
JPS56124603A (en) 1981-09-30
ES498630A0 (es) 1982-04-01
DE3103821C2 (de) 1985-04-04
DE3103821A1 (de) 1981-12-03
ES8204058A1 (es) 1982-04-01
IT8147655A0 (it) 1981-01-28

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