FR2926612A1 - Rotor drum for e.g. turbo-jet engine of aircraft, has cooling units at internal surface and at right of sealing elements to exchange heat by convection between wall and cooling and ventilation air circulating inside walls and between disks - Google Patents
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Abstract
Description
1 TAMBOUR DE ROTOR POUR UNE TURBOMACHINE 1 ROTOR DRUM FOR A TURBOMACHINE
La présente invention concerne un tambour de rotor pour une turbomachine, et en particulier pour un compresseur haute-pression d'une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion. Un compresseur haute-pression de ce type comprend plusieurs étages de compression comportant chacun une rangée annulaire d'aubes de rotor et une rangée annulaire d'aubes de stator. Les aubes de stator sont portées à leurs extrémités radialement externes par un carter externe du compresseur sensiblement cylindrique. Le rotor du compresseur comprend au moins un tambour qui est formé de disques de rotor reliés coaxialement les uns aux autres par une paroi de révolution sensiblement cylindrique ou tronconique, les aubes de rotor étant fixées à la périphérie externe des disques. Le disque amont etlou aval du tambour comprend en outre une paroi de révolution qui est reliée à son extrémité opposée aux disques à une bride annulaire de fixation à une bride annulaire correspondante d'un autre disque de tambour du compresseur et/ou d'un arbre d'entraînement du rotor du compresseur. La paroi de révolution du tambour porte des groupes de léchettes annulaires qui s'étendent radialement vers l'extérieur et qui coopèrent à étanchéité avec des éléments annulaires en matériau abradable fixés à la périphérie interne des rangées d'aubes fixes, de façon à former des joints à labyrinthe. Ces joints permettent de limiter le passage d'air chaud, provenant de la veine du compresseur, en direction axiale vers l'amont à travers l'espace annulaire situé entre la paroi de révolution et les périphéries internes des rangées d'aubes fixes. Le frottement des léchettes sur le matériau abradable et le cisaillement visqueux de l'air se traduisent par une augmentation importante de la température des léchettes et de la paroi de révolution portant ces léchettes. The present invention relates to a rotor drum for a turbomachine, and in particular for a high-pressure compressor of a turbomachine such as an airplane turbojet or turboprop. A high-pressure compressor of this type comprises several compression stages each comprising an annular row of rotor blades and an annular row of stator vanes. The stator vanes are borne at their radially outer ends by an outer casing of the substantially cylindrical compressor. The rotor of the compressor comprises at least one drum which is formed of rotor discs coaxially connected to each other by a substantially cylindrical or frustoconical wall of revolution, the rotor blades being fixed to the outer periphery of the discs. The disk upstream and / or downstream of the drum further comprises a wall of revolution which is connected at its opposite end to the discs to an annular flange for attachment to a corresponding annular flange of another drum disc of the compressor and / or a shaft compressor rotor drive. The revolution wall of the drum carries groups of annular wipers which extend radially outwards and which cooperate in sealing with annular elements of abradable material fixed to the inner periphery of the rows of stationary vanes, so as to form labyrinth seals. These seals make it possible to limit the passage of hot air coming from the compressor stream in the axial direction upstream through the annular space situated between the wall of revolution and the internal peripheries of the rows of stationary vanes. The friction of the wipers on the abradable material and the viscous shear of the air result in a significant increase in the temperature of the wipers and the wall of revolution carrying these wipers.
Dans certaines turbomachines, les déplacements relatifs en fonctionnement entre le rotor et le stator et les distorsions du corps du moteur entraînent des variations relativement importantes des jeux entre les éléments abradables et les léchettes, qui se traduisent par des fuites d'air à travers les joints à labyrinthe. Ces fuites d'air assurent la ventilation et le refroidissement de ces léchettes en fonctionnement. Cependant, d'autres turbomachines sont conçues pour que les mouvements relatifs entre le rotor et le stator et les déformations du moteur soient minimes. Les fuites d'air en direction axiale à travers les joints à labyrinthe dans les compresseurs sont donc très faibles voire quasi nulles. On a déjà constaté l'apparition de criques et de fissures sur les léchettes de ce type de compresseur à cause des températures importantes auxquelles elles sont soumises en fonctionnement. L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, 15 efficace et économique à ce problème. Elle propose à cet effet un tambour de rotor pour une turbomachine, comprenant au moins deux disques de rotor reliés l'un à l'autre par une paroi de révolution sensiblement cylindrique comportant des léchettes annulaires s'étendant radialement vers l'extérieur depuis la surface externe 20 de la paroi de révolution, ces léchettes étant destinées à coopérer avec un élément en matériau abradable du stator de la turbomachine pour former un joint d'étanchéité du type à labyrinthe, caractérisé en ce que la paroi de révolution comprend au niveau de sa surface interne et sensiblement au droit des léchettes des moyens de refroidissement de ces léchettes par 25 échange convectif avec de l'air de ventilation circulant à l'intérieur de la paroi de révolution et entre les disques. Selon l'invention, des moyens de refroidissement des léchettes sont portés par ou formés sur la ou chaque paroi de révolution du tambour de rotor, au niveau de la surface interne de cette paroi. Ces moyens de 30 refroidissement ont pour fonction de favoriser les échanges de chaleur entre la zone de la paroi de révolution portant les léchettes et l'air de In some turbomachines, the relative displacements in operation between the rotor and the stator and the distortions of the body of the motor cause relatively large variations in the clearances between the abradable elements and the wipers, which result in air leakage through the joints. labyrinth. These air leaks provide ventilation and cooling of these wipers in operation. However, other turbomachines are designed so that the relative movements between the rotor and the stator and the deformations of the engine are minimal. Air leakage in the axial direction through the labyrinth seals in the compressors are very low or almost zero. Cracks and cracks have already been observed on the wipers of this type of compressor because of the high temperatures to which they are subjected in operation. The object of the invention is in particular to provide a simple, effective and economical solution to this problem. It proposes for this purpose a rotor drum for a turbomachine, comprising at least two rotor disks connected to each other by a substantially cylindrical wall of revolution comprising annular wipers extending radially outwardly from the surface external 20 of the wall of revolution, said wipers being intended to cooperate with a member of abradable material of the stator of the turbomachine to form a labyrinth type seal, characterized in that the wall of revolution comprises at its internal surface and substantially to the right of the wipers cooling means of these wipers by convective exchange with ventilation air circulating inside the wall of revolution and between the disks. According to the invention, cooling means of the wipers are carried by or formed on the or each revolution wall of the rotor drum, at the inner surface of this wall. These cooling means serve to promote the exchange of heat between the zone of the wall of revolution carrying the wipers and the air of
3 ventilation qui circule radialement à l'intérieur de la paroi à travers les espaces annulaires définis entre les orifices axiaux des disques de rotor et l'arbre du compresseur s'étendant à travers ces orifices. Cet air pénètre dans chaque enceinte annulaire délimitée par deux disques adjacents du tambour et vient lécher les faces amont et aval de ces disques ainsi que la surface interne de la paroi de révolution. Les moyens formés sur la surface interne de la paroi de révolution augmentent les surfaces d'échanges thermiques entre la zone de la paroi portant les léchettes et cet air de ventilation. L'air qui circule au niveau de ces moyens de refroidissement absorbe une partie de la chaleur générée par le frottement des léchettes sur le matériau abradable et par le cisaillement visqueux de l'air. Les léchettes ne sont donc plus soumises à des températures trop importantes en fonctionnement, ce qui évite la formation de criques et de fissures sur ces léchettes, et se traduit par une augmentation de leur durée de vie. 3 which circulates radially inside the wall through the annular spaces defined between the axial orifices of the rotor discs and the compressor shaft extending through these orifices. This air enters each annular enclosure delimited by two adjacent disks of the drum and licks the upstream and downstream faces of these disks and the inner surface of the wall of revolution. The means formed on the inner surface of the revolution wall increase the heat exchange surfaces between the zone of the wall carrying the wipers and this ventilation air. The air flowing through these cooling means absorbs some of the heat generated by the friction of the wipers on the abradable material and by the viscous shear of the air. The wipers are therefore no longer subjected to excessive temperatures in operation, which prevents the formation of cracks and cracks on these wipers, and results in an increase in their service life.
Dans un cas particulier de réalisation de l'invention, on a constaté une diminution de 25°C de la température maximale atteinte par les léchettes en fonctionnement, ce qui suffit pour éviter l'apparition de criques et de fissures dans les léchettes. Les moyens de refroidissement peuvent comprendre au moins une rainure annulaire ou hélicoïdale formée sur la surface interne de la paroi de révolution et débouchant radialement vers l'intérieur. Le nombre de rainures annulaires est par exemple égal à celui des léchettes, chacune de ces rainures étant sensiblement alignée radialement avec une léchette. La ou chaque rainure peut avoir en section une forme en V ou en U dont le fond est arrondi concave ou rectangulaire. En variante, les moyens de refroidissement comprennent au moins une nervure annulaire ou hélicoïdale s'étendant radialement vers l'intérieur depuis la surface interne de la paroi de révolution. Le nombre de nervures annulaires est par exemple égal à celui des léchettes, chacune de ces nervures étant sensiblement alignée radialement avec une léchette. In a particular embodiment of the invention, there has been a decrease of 25 ° C in the maximum temperature reached by the wipers in operation, which is sufficient to avoid the appearance of cracks and cracks in the wipers. The cooling means may comprise at least one annular or helical groove formed on the inner surface of the wall of revolution and opening radially inwards. The number of annular grooves is for example equal to that of the wipers, each of these grooves being substantially aligned radially with a wiper. The or each groove may have in section a V-shaped or U-shaped whose bottom is rounded concave or rectangular. Alternatively, the cooling means comprise at least one annular or helical rib extending radially inward from the inner surface of the revolution wall. The number of annular ribs is for example equal to that of the wipers, each of these ribs being substantially aligned radially with a wiper.
Le tambour selon l'invention est par exemple réalisé en titane ou en alliage métallique à base de nickel. L'invention propose également un compresseur de turbomachine, comprenant au moins un tambour tel que décrit ci-dessus, et une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comprenant au moins un tambour du type précité. L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés, dans lesquels : - la figure 1 est une demi-vue schématique en coupe axiale d'un compresseur haute-pression d'une turbomachine ; - la figure 2 est une demi-vue schématique en coupe axiale, à plus grande échelle, d'une partie d'un tambour de rotor selon l'invention ; - la figure 3 est une vue correspondant à la figure 2 et représente une variante de réalisation de l'invention. Le compresseur haute-pression 10 de turbomachine représenté en figure 1 comprend neuf étages de compression, chacun de ces étages comportant une rangée annulaire d'aubes mobiles 12 de rotor et une rangée annulaire d'aubes fixes 14 de stator ou de redressement agencée en aval de la rangée d'aubes mobiles 12. Les extrémités radialement externes des aubes fixes 14 sont portées par un carter annulaire externe 16 sensiblement cylindrique du compresseur par des moyens appropriés qui ne sont pas décrits. The drum according to the invention is for example made of titanium or nickel-based metal alloy. The invention also proposes a turbomachine compressor, comprising at least one drum as described above, and a turbomachine, such as an airplane turbojet or turboprop, comprising at least one drum of the aforementioned type. The invention will be better understood and other details, characteristics and advantages of the present invention will emerge more clearly on reading the following description given by way of nonlimiting example and with reference to the appended drawings, in which: FIG. 1 is a schematic half-view in axial section of a high-pressure compressor of a turbomachine; - Figure 2 is a schematic half-view in axial section, on a larger scale, of a portion of a rotor drum according to the invention; - Figure 3 is a view corresponding to Figure 2 and shows an alternative embodiment of the invention. The high-pressure turbomachine compressor 10 shown in FIG. 1 comprises nine compression stages, each of these stages comprising an annular row of rotor blades 12 and an annular row of fixed vanes 14 of stator or rectifier arranged downstream. The radially outer ends of the vanes 14 are carried by a substantially cylindrical external annular casing 16 of the compressor by appropriate means which are not described.
Les aubes mobiles 12 comprennent à leurs extrémités radialement internes des pieds qui sont montés dans des rainures axiales ou dans des gorges annulaires formées à la périphérie externe de disques de rotor 18, 20, 21, 22. Quatre disques de rotor 20 sont reliés coaxialement les uns aux autres par des parois de révolution 24 sensiblement cylindriques ou tronconiques de façon à former un premier tambour avant de rotor, qui comprend les disques de rotor des étages deux à cinq du compresseur et est appelé tambour 2-5. Le disque amont 20 de ce tambour 2-5 (correspondant au disque du second étage du compresseur) comprend en amont une paroi de révolution 5 26 tronconique qui est reliée à son extrémité amont à une bride annulaire 28 de fixation sur une bride annulaire 30 correspondante du disque 18 du premier étage du compresseur. Une troisième bride annulaire 32 d'un arbre 34 du compresseur est intercalée et serrée entre les brides 28, 30. Les brides 28, 30 et 32 sont maintenues axialement serrées les unes contre les autres par des moyens du type vis-écrou. Le disque aval 20 du tambour 2-5 (correspondant au disque du cinquième étage du compresseur) comprend en aval une paroi de révolution 36 cylindrique qui est reliée à son extrémité aval à une bride annulaire 38 appliquée et serrée sur la face amont du disque 21 du sixième étage du compresseur. Les disques de rotor 22 sont au nombre de trois et sont reliés les uns aux autres par des parois de révolution 40 de façon à former un tambour arrière, ce tambour comportant les disques de rotor 22 des étages sept à neuf du compresseur et étant appelé tambour 7-9. Le disque amont de ce tambour (correspondant au disque du septième étage du compresseur) comprend en amont une paroi de révolution 42 cylindrique reliée à son extrémité amont à une bride annulaire 44 appliquée et serrée sur la face aval du disque 21 par des moyens du type vis-écrou. Les tambours 2-5 et 7-9 sont en général chacun formé par l'assemblage, par exemple par soudage, brasage, ou analogue, des disques de rotor et des parois de révolution entre eux. Les parois de révolution 24, 36, 40 et 42 comprennent sensiblement au droit des rangées annulaires d'aubes mobiles 14 des léchettes annulaires 46 qui s'étendent radialement vers l'extérieur depuis les surfaces externes des parois. Ces léchettes 46 sont destinées à coopérer par frottement avec des éléments annulaires 48 en matériau abradable fixés à la périphérie interne des aubes fixes 14 de façon à former des joints d'étanchéité du type à labyrinthe. Ces joints limitent le passage d'air chaud provenant de la veine du compresseur axialement d'amont en aval et d'aval en amont à travers les espaces annulaires situés entre la périphérie interne des rangées d'aubes mobiles et les parois de révolution 24, 36, 40 et 42. Le frottement des léchettes 46 sur les éléments abradables 48 génère une quantité importante de chaleur qui s'ajoute à la quantité de chaleur générée par le cisaillement visqueux de l'air par les léchettes. Cette chaleur est absorbée en grande partie par les léchettes qui sont donc soumises en fonctionnement à des températures importantes susceptibles de les fragiliser et donc de réduire leur durée de vie. L'invention apporte une solution simple à ce problème grâce à des moyens de refroidissement prévus sur les parois de révolution 24, 36, 40 et 42 des tambours 2-5 et 7-9, sensiblement au droit des léchettes 46, ces moyens de refroidissement étant destinés à faciliter et à optimiser les échanges de chaleur par convection entre la paroi de révolution et l'air de refroidissement et de ventilation qui circule radialement à l'intérieur des parois 24, 36, 40 et 42 (flèches 50). De manière générale, les moyens de refroidissement augmentent les surfaces d'échanges thermiques entre la zone de la paroi de révolution portant les léchettes et cet air de ventilation Cet air est par exemple prélevé en amont du compresseur haute-pression de la turbomachine et passe axialement à travers les espaces annulaires délimités, d'une part, par l'alésage axial de l'arbre 34 du compresseur et par les orifices axiaux des disques de rotor 20, 21 et 22, et d'autre part, par un autre arbre de la turbomachine tel qu'un arbre de turbine, comme cela est schématiquement représenté par les flèches 52 en figure 1. La figure 2 représente de manière schématique et à plus grande échelle un élément abradable 48 disposé entre des léchettes 46 d'une paroi de révolution 24, 36, 40 et 42 d'un tambour de rotor et la périphérie interne d'une rangée d'aubes fixes 14 d'un compresseur de turbomachine, The blades 12 comprise at their radially inner ends feet which are mounted in axial grooves or in annular grooves formed at the outer periphery of rotor disks 18, 20, 21, 22. Four rotor disks 20 are coaxially connected to each other. to each other by substantially cylindrical or frustoconical revolution walls 24 so as to form a first rotor front drum, which comprises the rotor discs of stages two through five of the compressor and is called drum 2-5. The upstream disk 20 of this drum 2-5 (corresponding to the disk of the second stage of the compressor) comprises, upstream, a frustoconical wall of revolution 26 which is connected at its upstream end to an annular flange 28 for fixing on a corresponding annular flange. of the disk 18 of the first stage of the compressor. A third annular flange 32 of a shaft 34 of the compressor is interposed and clamped between the flanges 28, 30. The flanges 28, 30 and 32 are held axially tight against each other by screw-nut means. The downstream disk 20 of the drum 2-5 (corresponding to the disk of the fifth stage of the compressor) comprises downstream a cylindrical wall of revolution 36 which is connected at its downstream end to an annular flange 38 applied and clamped on the upstream face of the disk 21 the sixth stage of the compressor. The rotor disks 22 are three in number and are connected to one another by walls of revolution 40 so as to form a rear drum, this drum comprising the rotor disks 22 of stages seven to nine of the compressor and being called a drum. 7-9. The upstream disc of this drum (corresponding to the disc of the seventh stage of the compressor) comprises upstream a cylindrical revolution wall 42 connected at its upstream end to an annular flange 44 applied and clamped on the downstream face of the disc 21 by means of the type screw nut. Drums 2-5 and 7-9 are generally each formed by assembly, for example by welding, soldering, or the like, rotor disks and walls of revolution therebetween. The revolution walls 24, 36, 40 and 42 substantially comprise, in line with the annular rows of blades 14, annular wipers 46 which extend radially outwardly from the outer surfaces of the walls. These wipers 46 are intended to cooperate by friction with annular elements 48 of abradable material attached to the inner periphery of the vanes 14 so as to form labyrinth type seals. These seals limit the passage of hot air coming from the compressor vein axially from upstream to downstream and downstream upstream through the annular spaces situated between the inner periphery of the rows of moving blades and the walls of revolution 24. 36, 40 and 42. The friction of the wipers 46 on the abradable elements 48 generates a significant amount of heat which is added to the amount of heat generated by the viscous shear of the air by the wipers. This heat is absorbed in large part by the wipers which are therefore subjected in operation to high temperatures likely to weaken them and thus reduce their service life. The invention provides a simple solution to this problem by means of cooling means provided on the revolution walls 24, 36, 40 and 42 of the drums 2-5 and 7-9, substantially to the right of the wipers 46, these cooling means being intended to facilitate and optimize convective heat exchange between the revolution wall and the cooling and ventilation air circulating radially inside the walls 24, 36, 40 and 42 (arrows 50). In general, the cooling means increase the heat exchange surfaces between the zone of the wall of revolution carrying the wipers and the ventilation air. This air is for example taken upstream of the high-pressure compressor of the turbomachine and passes axially. through the annular spaces delimited, on the one hand, by the axial bore of the shaft 34 of the compressor and by the axial orifices of the rotor disks 20, 21 and 22, and on the other hand, by another shaft of the turbomachine such as a turbine shaft, as is schematically represented by the arrows 52 in Figure 1. Figure 2 schematically shows on a larger scale an abradable element 48 disposed between wipers 46 of a wall of revolution 24, 36, 40 and 42 of a rotor drum and the inner periphery of a row of stationary vanes 14 of a turbomachine compressor,
7 la paroi de révolution étant équipée de moyens de refroidissement selon un mode de réalisation de l'invention. Ces moyens de refroidissement comprennent des rainures annulaires 54 formées sur la surface interne de la paroi de révolution 24, 36, 40 et 42 et débouchant radialement vers l'intérieur, ces rainures 54 étant situées sensiblement au droit des léchettes 46. Le nombre de rainures 54 est ici identique à celui des léchettes 46 et est égal à trois dans l'exemple représenté. Chaque rainure 54 est alignée en direction radiale avec une léchette 46. La forme et les dimensions des rainures sont notamment déterminées en fonction des dimensions des léchettes et de la quantité de chaleur à évacuer en fonctionnement. La forme des rainures est également déterminée pour limiter les concentrations de contraintes dans la zone correspondante de la paroi de révolution en fonctionnement. Dans l'exemple représenté, les léchettes 46 sont identiques les unes aux autres et les rainures 54 sont identiques les unes aux autres. Les rainures ont ici une forme carrée ou rectangulaire en section. En variante, le fond de ces rainures peut avoir une forme arrondie concave. De manière générale, ces rainures ont en section une forme en U ou en V. 7 the revolution wall being equipped with cooling means according to one embodiment of the invention. These cooling means comprise annular grooves 54 formed on the inner surface of the wall of revolution 24, 36, 40 and 42 and opening radially inwards, these grooves 54 being located substantially to the right of the wipers 46. The number of grooves 54 is here identical to that of wipers 46 and is equal to three in the example shown. Each groove 54 is radially aligned with a wiper 46. The shape and dimensions of the grooves are determined in particular according to the dimensions of the wipers and the amount of heat to be discharged during operation. The shape of the grooves is also determined to limit the stress concentrations in the corresponding zone of the revolution wall in operation. In the example shown, the wipers 46 are identical to each other and the grooves 54 are identical to each other. The grooves here have a square or rectangular shape in section. Alternatively, the bottom of these grooves may have a concave rounded shape. In general, these grooves have a U-shaped or V-shaped section.
Les rainures peuvent être plus ou moins nombreuses en fonction du nombre de léchettes et des dimensions de ces rainures. La paroi de révolution peut éventuellement comporter une seule rainure. La où les rainures de la paroi de révolution 24, 36, 40 et 42 peuvent en variante avoir une forme hélicoïdale qui s'étend autour de l'axe longitudinal du compresseur. Dans l'exemple représenté, la paroi de révolution 24, 36, 40 et 42 a une épaisseur e plus importante que celle correspondante de la technique antérieure, de façon à compenser la perte de rigidité engendrée par la formation des rainures 54 dans cette paroi. The grooves may be more or less numerous depending on the number of wipers and the dimensions of these grooves. The wall of revolution may possibly comprise a single groove. Where the grooves of the revolution wall 24, 36, 40 and 42 may alternatively have a helical shape which extends around the longitudinal axis of the compressor. In the example shown, the wall of revolution 24, 36, 40 and 42 has a greater thickness e than the corresponding one of the prior art, so as to compensate for the loss of rigidity caused by the formation of the grooves 54 in this wall.
8 Les rainures 54 peuvent être obtenues par toute technique appropriée, par exemple par usinage ou bien être réalisées de fonderie en même temps que la paroi 24, 36, 40 ou 42. Les moyens de refroidissement constitués par les rainures 54 fonctionnent de la manière suivante. De l'air 50 circule à l'intérieur de la paroi de révolution 24, 36, 40 et 42 du tambour de rotor et une partie de cet air vient lécher la surface interne de la paroi et pénétrer dans les rainures annulaires ou hélicoïdales 54 de cette paroi (flèches 56). La circulation d'air dans ces rainures 54 assure une ventilation de la zone de la paroi de révolution portant les léchettes 46, et une augmentation des échanges thermiques par convection entre cette zone et l'air de ventilation 50. Une partie de la chaleur engendrée par le frottement de léchettes 46 sur l'élément abradable 48 et par le cisaillement visqueux de l'air 58, en particulier dans les cavités annulaires inter-léchettes, est ainsi évacuée par l'air de ventilation. Dans la variante de réalisation de la figure 3, les moyens de refroidissement sont formés par des nervures annulaires 60 s'étendant radialement vers l'intérieur depuis la surface interne de la paroi de révolution 24, 36, 40 et 42. The grooves 54 may be obtained by any appropriate technique, for example by machining, or may be carried out at the same time as the wall 24, 36, 40 or 42. The cooling means constituted by the grooves 54 function as follows . Air 50 circulates inside the revolution wall 24, 36, 40 and 42 of the rotor drum and a part of this air licks the inner surface of the wall and penetrates into the annular or helical grooves 54 of the rotor drum. this wall (arrows 56). The circulation of air in these grooves 54 provides ventilation of the zone of the wall of revolution carrying the wipers 46, and an increase in convective heat exchange between this zone and the ventilation air 50. Part of the heat generated by the rubbing of the wipers 46 on the abradable element 48 and by the viscous shear of the air 58, in particular in the inter-wiper annular cavities, is thus evacuated by the ventilation air. In the alternative embodiment of Figure 3, the cooling means are formed by annular ribs 60 extending radially inwardly from the inner surface of the revolution wall 24, 36, 40 and 42.
Le nombre de nervures 60 est ici égal au nombre de léchettes 46 mais peut être inférieur ou supérieur à celui-ci. Les nervures 60 sont de préférence alignées en direction radiale avec les léchettes 46 et sont identiques les unes aux autres. Les dimensions de ces nervures, en direction axiale et radiale, sont notamment déterminées en fonction de la configuration et des dimensions des léchettes, et de la quantité de chaleur à évacuer en fonctionnement. Les nervures peuvent également avoir une forme hélicoïdale s'étendent autour de l'axe longitudinal du compresseur. Dans l'exemple représenté, la paroi de révolution a une épaisseur e' inférieure à celle de la paroi correspondante de la technique antérieure, de façon à compenser l'augmentation de masse due à la présence des nervures. Ces nervures 60 peuvent être formées d'une seule pièce avec la paroi de révolution, ou bien être rapportées et fixées par exemple par soudage ou brasage sur la surface interne de la paroi. Les nervures peuvent donc être réalisées dans le même matériau que celui du tambour qui est par exemple réalisé en titane ou en alliage métallique à base de nickel. Le fonctionnement des moyens de refroidissement de la figure 3 est similaire à celui des moyens de refroidissement de la figure 2, l'air de ventilation 50 pénétrant dans les cavités inter-nervures (flèches 56) pour prélever une partie de la chaleur dégagée par le frottement des léchettes sur le matériau abradable et par le cisaillement visqueux de l'air 58. The number of ribs 60 is here equal to the number of wipers 46 but may be smaller or greater than this. The ribs 60 are preferably aligned radially with the wipers 46 and are identical to each other. The dimensions of these ribs, in axial and radial direction, are in particular determined according to the configuration and dimensions of the wipers, and the amount of heat to be discharged during operation. The ribs may also have a helical shape extending around the longitudinal axis of the compressor. In the example shown, the wall of revolution has a thickness e 'less than that of the corresponding wall of the prior art, so as to compensate for the increase in mass due to the presence of the ribs. These ribs 60 may be formed in one piece with the wall of revolution, or be reported and fixed for example by welding or brazing on the inner surface of the wall. The ribs may therefore be made of the same material as that of the drum which is for example made of titanium or nickel-based metal alloy. The operation of the cooling means of FIG. 3 is similar to that of the cooling means of FIG. 2, the ventilation air 50 penetrating into the inter-rib cavities (arrows 56) in order to take a part of the heat released by the rubbing of the wipers on the abradable material and by the viscous shear of the air 58.
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Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2256300A3 (en) * | 2009-05-15 | 2012-11-28 | United Technologies Corporation | Knife edge seal assembly and corresponding rotor stage |
| CN103422913A (en) * | 2013-08-29 | 2013-12-04 | 哈尔滨工程大学 | Turbine with honeycomb inner-wall casing |
| FR2999249A1 (en) * | 2012-12-07 | 2014-06-13 | Snecma | High pressure axial compressor for e.g. turbojet for aircraft, has air draining unit for injecting cooling air between rotating element and static element such that cooling air immerses side of annular sealing ribs |
| EP3115659A1 (en) * | 2015-07-08 | 2017-01-11 | United Technologies Corporation | Non-contact seal assembly for rotational equipment with linkage between adjacent rotors |
| CN107002690A (en) * | 2014-10-15 | 2017-08-01 | 赛峰航空器发动机 | Runner assembly for the turbogenerator including self-supporting rotor case |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109611160B (en) * | 2018-12-26 | 2020-08-11 | 北京航空航天大学 | Fluid-tight 'horseshoe' comb tooth of rotating part |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2973938A (en) * | 1958-08-18 | 1961-03-07 | Gen Electric | Cooling means for a multi-stage turbine |
| US3056579A (en) * | 1959-04-13 | 1962-10-02 | Gen Electric | Rotor construction |
| EP0250323A1 (en) * | 1986-06-18 | 1987-12-23 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." | Control device for the flux of cooling air for the rotor of a turbine engine |
| US5232339A (en) * | 1992-01-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Finned structural disk spacer arm |
| EP1264964A1 (en) * | 2001-06-07 | 2002-12-11 | Snecma Moteurs | Arrangement for turbomachine rotor with two blade discs separated by a spacer |
-
2008
- 2008-01-23 FR FR0800337A patent/FR2926612B1/en active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2973938A (en) * | 1958-08-18 | 1961-03-07 | Gen Electric | Cooling means for a multi-stage turbine |
| US3056579A (en) * | 1959-04-13 | 1962-10-02 | Gen Electric | Rotor construction |
| EP0250323A1 (en) * | 1986-06-18 | 1987-12-23 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." | Control device for the flux of cooling air for the rotor of a turbine engine |
| US5232339A (en) * | 1992-01-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Finned structural disk spacer arm |
| EP1264964A1 (en) * | 2001-06-07 | 2002-12-11 | Snecma Moteurs | Arrangement for turbomachine rotor with two blade discs separated by a spacer |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2256300A3 (en) * | 2009-05-15 | 2012-11-28 | United Technologies Corporation | Knife edge seal assembly and corresponding rotor stage |
| FR2999249A1 (en) * | 2012-12-07 | 2014-06-13 | Snecma | High pressure axial compressor for e.g. turbojet for aircraft, has air draining unit for injecting cooling air between rotating element and static element such that cooling air immerses side of annular sealing ribs |
| CN103422913A (en) * | 2013-08-29 | 2013-12-04 | 哈尔滨工程大学 | Turbine with honeycomb inner-wall casing |
| CN107002690A (en) * | 2014-10-15 | 2017-08-01 | 赛峰航空器发动机 | Runner assembly for the turbogenerator including self-supporting rotor case |
| EP3115659A1 (en) * | 2015-07-08 | 2017-01-11 | United Technologies Corporation | Non-contact seal assembly for rotational equipment with linkage between adjacent rotors |
| US10794208B2 (en) | 2015-07-08 | 2020-10-06 | Raytheon Technologies Corporation | Non-contact seal assembly for rotational equipment with linkage between adjacent rotors |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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