FR3055354B1 - TURBOMACHINE COMPRISING MEANS FOR SEALING AND METHOD FOR MOUNTING THE CORRESPONDING TURBOMACHINE - Google Patents

TURBOMACHINE COMPRISING MEANS FOR SEALING AND METHOD FOR MOUNTING THE CORRESPONDING TURBOMACHINE Download PDF

Info

Publication number
FR3055354B1
FR3055354B1 FR1657976A FR1657976A FR3055354B1 FR 3055354 B1 FR3055354 B1 FR 3055354B1 FR 1657976 A FR1657976 A FR 1657976A FR 1657976 A FR1657976 A FR 1657976A FR 3055354 B1 FR3055354 B1 FR 3055354B1
Authority
FR
France
Prior art keywords
shaft
turbomachine
radial
annular
segment
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
FR1657976A
Other languages
French (fr)
Other versions
FR3055354A1 (en
Inventor
Clement Cottet
Paul Jacquemard Christophe
Marcel Lucien Perdrigeon Christophe
Yassine KRID
Leny Toribio
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR1657976A priority Critical patent/FR3055354B1/en
Publication of FR3055354A1 publication Critical patent/FR3055354A1/en
Application granted granted Critical
Publication of FR3055354B1 publication Critical patent/FR3055354B1/en
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • F01D7/00—Rotors with blades adjustable in operation; Control thereof
    • 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
    • F01D11/003—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by packing rings; Mechanical seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/16—Sealings between relatively-moving surfaces
    • F16J15/32—Sealings between relatively-moving surfaces with elastic sealings, e.g. O-rings
    • F16J15/3268—Mounting of sealing rings
    • F16J15/3272—Mounting of sealing rings the rings having a break or opening, e.g. to enable mounting on a shaft otherwise than from a shaft end
    • 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
    • F05D2240/55—Seals
    • F05D2240/58—Piston ring seals

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne une turbomachine comprenant au moins un arbre de rotor d'axe longitudinal (X), au moins un arbre (12) d'axe radial (Y), en particulier d'un système (26) de changement de pas des pales d'une hélice (6, 7), ledit arbre (12) d'axe radial Y traversant un passage (53) radial d'un carter (9) sensiblement cylindrique, et des moyens d'étanchéité (36) ménagés entre l'arbre (12) d'axe radial (Y) et un bord périphérique (35) dudit passage (53). Selon l'invention, les moyens d'étanchéité (36) comprennent au moins un segment (38) annulaire ouvert entourant ledit arbre (12) d'axe radial et monté de manière à pouvoir glisser dans un plan (P) sensiblement perpendiculaire à l'axe (Y), le segment (38) annulaire étant contraint dans ledit plan (P) et dont une face coopère avec une surface cylindrique interne (42) dudit bord périphérique (35).The invention relates to a turbomachine comprising at least one rotor shaft having a longitudinal axis (X), at least one shaft (12) having a radial axis (Y), in particular a system (26) for changing the pitch of blades of a helix (6, 7), said shaft (12) having a radial axis Y passing through a radial passage (53) of a substantially cylindrical housing (9), and sealing means (36) arranged between shaft (12) of radial axis (Y) and a peripheral edge (35) of said passage (53). According to the invention, the sealing means (36) comprise at least one open annular segment (38) surrounding said shaft (12) of radial axis and mounted so as to slide in a plane (P) substantially perpendicular to the axis (Y), the annular segment (38) being constrained in said plane (P) and one side of which cooperates with an inner cylindrical surface (42) of said peripheral edge (35).

Description

Turbomachine comprenant des moyens d’étanchéité et procédé de montage de la turbomachine correspondant 1. Domaine de l’inventionTurbomachine comprising sealing means and method of mounting the corresponding turbomachine 1. Field of the invention

La présente invention concerne le domaine de la propulsion aéronautique. Elle vise plus particulièrement une turbomachine comprenant des moyens d’étanchéité agencés autour d’un arbre d’axe radial, en particulier d’un système de changement de pas d’une hélice et le procédé de montage de la turbomachine correspondant. 2. Etat de la techniqueThe present invention relates to the field of aeronautical propulsion. It relates more particularly to a turbomachine comprising sealing means arranged around a shaft of radial axis, in particular of a pitch change system of a propeller and the mounting method of the corresponding turbomachine. 2. State of the art

Le changement de pas ou calage variable des pas de pales d’une hélice de turbomachine est l’une des voies pour améliorer les performances et rendements des turbomachines dans différentes conditions de vol.The pitch change or variable pitch pitch of a turbomachine propeller is one of the ways to improve the performance and efficiency of turbomachines under different flight conditions.

Il est connu des turbomachines telles que des turbopropulseurs à hélices de propulsion, par exemple, contrarotatives désignés par les expressions anglaises « open rotor » et « unducted fan » pour moteur à soufflante non carénée équipé de ces systèmes de changement de pas. Les turbopropulseurs se distinguent des turboréacteurs par l’utilisation d’une hélice au lieu d’une soufflante et par le fait que l’hélice est à l’extérieur de la nacelle.Turbomachines are known, such as propulsion propeller turboprop engines, for example counter-rotating engines designated by the terms "open rotor" and "unducted fan" for non-ducted fan motor equipped with these pitch change systems. Turboprops are distinguished from turbojets by the use of a propeller instead of a blower and by the fact that the propeller is outside the nacelle.

Le système de changement de pas peut également s’appliquer à un turbopropulseur à une hélice ou à plusieurs hélices propulsives ou encore s’adapter indifféremment à l’hélice ou à chaque hélice de la turbomachine.The pitch change system can also be applied to a turboprop propeller or to several propeller propellers or to adapt equally to the propeller or to each propeller of the turbomachine.

Dans un turbopropulseur de type open rotor, une partie générateur de gaz et une partie propulsion sont alignées et disposées dans une nacelle cylindrique fixe portée par la structure de l’aéronef. La partie générateur de gaz peut être disposée en amont ou à l’aval de la partie propulsive. Les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine. La partie propulsive comporte un doublet d’hélices coaxiales et contrarotatives, respectivement amont et aval, qui sont entraînées en rotation inverse l’une de l’autre par une turbine basse pression de la partie générateur de gaz via un réducteur ou d’un boîtier à trains épicycloïdaux. Les hélices s’étendent sensiblement radialement vis-à-vis de l’arbre de transmission à l’extérieur de la nacelle. De manière générale, chaque hélice comprend un carter sensiblement cylindrique portant un moyeu à anneau polygonal extérieur reçu de façon rotative autour de l’axe longitudinal de la turbomachine dans la nacelle fixe. Le moyeu comporte des logements cylindriques radiaux répartis sur sa périphérie autour de l’axe longitudinal. Des arbres d’axes radiaux, perpendiculaires à l’axe longitudinal de la turbomachine, solidaires des pieds des pales sont reçus dans les logements des anneaux polygonaux et traversent également des passages radiaux du carter cylindrique.In an open-rotor type turboprop engine, a gas generator part and a propulsion part are aligned and arranged in a fixed cylindrical nacelle carried by the structure of the aircraft. The gas generating portion may be disposed upstream or downstream of the propulsion portion. The terms "upstream" and "downstream" are defined with respect to the flow of gases in the turbomachine. The propulsive portion comprises a pair of coaxial and counter-rotating propellers, respectively upstream and downstream, which are driven in inverse rotation from one another by a low pressure turbine of the gas generator part via a gearbox or a housing with epicyclic gear trains. The propellers extend substantially radially vis-à-vis the transmission shaft outside the nacelle. In general, each helix comprises a substantially cylindrical casing carrying an outer polygonal ring hub rotatably received about the longitudinal axis of the turbomachine in the fixed nacelle. The hub comprises radial cylindrical housings distributed around its periphery about the longitudinal axis. Shafts of radial axes, perpendicular to the longitudinal axis of the turbomachine, integral with the blade roots are received in the housing of the polygonal rings and also pass through radial passages of the cylindrical housing.

Le système de changement de pas de chaque hélice est installé au cœur des parties tournantes avec par exemple un vérin d’entraînement en rotation des pieds des pales. Le vérin annulaire comporte un cylindre monté sur une bride solidaire de la partie fixe et un piston relié à un mécanisme de liaison lequel est relié à chaque arbre d’axe radial. Un palier permettant la rotation du carter d’hélice par rapport à la partie fixe est disposé entre la bride solidaire de la partie fixe et le cylindre du vérin. Le déplacement du piston par suite de la commande fluidique du vérin annulaire assure le pivotement angulaire souhaité des pales par le mécanisme de liaison en faisant varier leur pas. Les arbres radiaux transforment l’effort généré par le vérin annulaire en un couple directement sur le module de l’hélice. Ces arbres traversant les parties tournantes, traversent par la même occasion des veines de ventilation, une veine d’air primaire dans lequel circule de l’air chaud et des enceintes d’huile de lubrification.The pitch change system of each propeller is installed in the heart of the rotating parts with, for example, a jack for rotating the blade roots. The annular cylinder comprises a cylinder mounted on a flange secured to the fixed part and a piston connected to a connecting mechanism which is connected to each shaft of radial axis. A bearing allowing the rotation of the propeller casing with respect to the fixed part is arranged between the fixed flange of the fixed part and the cylinder of the jack. The displacement of the piston as a result of the fluid control of the annular jack ensures the desired angular pivoting of the blades by the connecting mechanism by varying their pitch. The radial shafts transform the force generated by the annular cylinder into a torque directly on the propeller module. These trees passing through the rotating parts, through the same time pass through ventilation veins, a primary air vein in which circulates hot air and lubricating oil enclosures.

Des problèmes d’étanchéité peuvent survenir au niveau du passage de l’arbre radial dû aux efforts appliqués sur la partie tournante et, notamment aux déplacements des arbres radiaux lors du déplacement du système de changement de pas des pales. Les arbres radiaux peuvent ainsi se déplacer radialement et axialement dans la partie tournante. Il est donc connu d’utiliser des moyens d’étanchéité entre l’arbre radial et un bord périphérique du passage du carter cylindrique. Ces moyens d’étanchéité comprennent généralement un joint à brosse et en particulier en carbone. Cependant, ces joints à brosse n’acceptent pas les déplacements radiaux de l’arbre radial car les poils du joint à brosse ne se placent pas correctement et/ou ne sont pas en contact avec le bord périphérique du passage du carter cylindrique. Par ailleurs, l’air circulant dans la veine de ventilation, traversé par l’arbre radial, peut être pollué en raison de l’huile stockée dans l’enceinte d’huile pouvant pénétrer la veine de ventilation à cause des déplacements de l’arbre radial. Cette pollution entraîne une agrégation des poils du joint à brosse réduisant la fonction d’étanchéité de celui-ci. 3. Objectif de l’inventionSealing problems may occur at the passage of the radial shaft due to the forces applied to the rotating part and, in particular to the radial shaft displacements during the displacement of the pitch change system of the blades. The radial shafts can thus move radially and axially in the rotating part. It is therefore known to use sealing means between the radial shaft and a peripheral edge of the passage of the cylindrical housing. These sealing means generally comprise a brush seal and in particular carbon. However, these brush seals do not accept the radial displacements of the radial shaft because the bristles of the brush seal do not fit properly and / or are not in contact with the peripheral edge of the passage of the cylindrical housing. Moreover, the air circulating in the ventilation duct, traversed by the radial shaft, can be polluted because of the oil stored in the oil chamber which can penetrate the ventilation duct because of the displacements of the radial shaft. This pollution causes an aggregation of the bristles of the brush seal reducing the sealing function thereof. 3. Objective of the invention

La présente invention a notamment pour objectif de fournir une turbomachine comprenant des moyens d’étanchéité configurés de manière à résister aux efforts radiaux et axiaux subis par un arbre d’axe radial, en particulier d’un système de changement de pas de pales d’une hélice. 4. Exposé de l’inventionThe present invention is intended in particular to provide a turbomachine comprising sealing means configured so as to withstand the radial and axial forces experienced by a radial axis shaft, in particular of a blade pitch change system. a helix. 4. Presentation of the invention

On parvient à réaliser ces objectifs, conformément à l’invention avec une turbomachine d’axe longitudinal de rotation comprenant : - au moins un arbre d’axe radial, en particulier d’un système de changement de pas des pales d’une hélice, ledit arbre d’axe radial traversant un passage radial d’un carter sensiblement cylindrique autour de l’axe longitudinal; et - des moyens d’étanchéité ménagés entre l’arbre d’axe radial et un bord périphérique dudit passage, les moyens d’étanchéité comprenant au moins un segment annulaire ouvert entourant ledit arbre d’axe radial et monté de manière à pouvoir glisser dans un plan sensiblement perpendiculaire à l’axe radial, le segment annulaire étant contraint dans ledit plan et dont une face coopère avec une surface cylindrique interne dudit bord périphérique.It is possible to achieve these objectives, according to the invention with a turbomachine of longitudinal axis of rotation comprising: - at least one shaft of radial axis, in particular of a pitch change system of the blades of a propeller, said radial axis shaft passing through a radial passage of a substantially cylindrical housing about the longitudinal axis; and sealing means provided between the radial axis shaft and a peripheral edge of said passage, the sealing means comprising at least one open annular segment surrounding said radial shaft and mounted so as to slide in a plane substantially perpendicular to the radial axis, the annular segment being constrained in said plane and a face cooperates with an inner cylindrical surface of said peripheral edge.

Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, la configuration de ces moyens d’étanchéité permet, d’une part, de résister notamment aux efforts radiaux que subit l’arbre d’axe radial, et d’autre part, un contact permanent du segment annulaire avec la surface cylindrique interne du bord périphérique ce qui garantit une étanchéité efficace et pérenne au sein de la turbomachine. A cela s’ajoute le fait que le segment annulaire est adapté à un environnement souillé d’huile et à très haute température contrairement aux joints à brosse de l’art antérieur.Thus, this solution achieves the aforementioned objective. In particular, the configuration of these sealing means makes it possible, on the one hand, to resist, in particular, the radial forces experienced by the radial shaft, and on the other hand, a permanent contact of the annular segment with the cylindrical surface. internal edge of the peripheral edge which guarantees an effective and durable seal within the turbomachine. In addition, the annular segment is adapted to an environment contaminated with oil and at a very high temperature, unlike the brush joints of the prior art.

Suivant une autre caractéristique de l’invention, les moyens d’étanchéité comprennent des moyens de maintien espacés l’un de l’autre au moyen d’une entretoise et entre lesquels est installé le segment annulaire, les moyens de maintien étant installés radialement entre deux éléments montés fixes sur l’arbre d’axe radial.According to another characteristic of the invention, the sealing means comprise holding means spaced from one another by means of a spacer and between which the annular segment is installed, the holding means being installed radially between two elements mounted fixed on the radial axis shaft.

De manière avantageuse, mais non limitativement, une face du segment annulaire est en appui contre la surface cylindrique du carter cylindriqueAdvantageously, but not exclusively, one face of the annular segment bears against the cylindrical surface of the cylindrical housing

Selon une caractéristique de l’invention, les deux éléments fixes sont respectivement un moyen de fixation porté par l’arbre d’axe radial et un dispositif de guidage d’huile monté sur l’arbre d’axe radial.According to one characteristic of the invention, the two fixed elements are respectively a fastening means carried by the radial shaft and an oil guiding device mounted on the radial axis shaft.

En particulier, les moyens de maintien sont installés radialement entre le moyen de fixation et le dispositif de guidage d’huile.In particular, the holding means are installed radially between the fixing means and the oil guiding device.

De manière avantageuse, mais non limitativement, le segment annulaire est en fonte de sorte à être plus résistant aux forces subies par l’arbre d’axe radial.Advantageously, but not exclusively, the annular segment is made of cast iron so as to be more resistant to the forces experienced by the radial axis shaft.

Suivant une autre caractéristique de l’invention, le segment annulaire présente un chanfrein en regard de la surface cylindrique du bord périphérique. Cette configuration permet de garantir un montage aisé au sein du carter cylindrique et d’éviter de rayer la surface cylindrique interne en cas de désalignement.According to another characteristic of the invention, the annular segment has a chamfer facing the cylindrical surface of the peripheral edge. This configuration ensures easy mounting within the cylindrical housing and avoid scratching the internal cylindrical surface in case of misalignment.

Dans le même but, le bord périphérique présente un chanfrein adjacent à la surface cylindrique interne du bord périphérique.For the same purpose, the peripheral edge has a chamfer adjacent to the inner cylindrical surface of the peripheral edge.

Suivant une autre caractéristique avantageuse, mais non limitative, l’entretoise présente une épaisseur sensiblement supérieure à celle du segment annulaire de sorte à autoriser le déplacement du segment annulaire entre les moyens de maintien.According to another advantageous feature, but not limiting, the spacer has a thickness substantially greater than that of the annular segment so as to allow the displacement of the annular segment between the holding means.

Suivant une autre caractéristique de l’invention, le moyen de fixation est un écrou lequel permet d’effectuer un serrage des moyens d’étanchéité sur l’arbre d’axe radial et suivant l’axe radial.According to another characteristic of the invention, the fastening means is a nut which makes it possible to clamp the sealing means on the radial axis shaft and along the radial axis.

Suivant encore une autre caractéristique de l’invention, les moyens de maintien comprennent une première bague annulaire et une deuxième bague annulaire présentant chacune une rugosité de surface comprise entre 0.2 à 0.4 pm. Cette configuration des moyens de maintien permet le déplacement du segment annulaire.According to yet another characteristic of the invention, the holding means comprise a first annular ring and a second annular ring each having a surface roughness of between 0.2 and 0.4 μm. This configuration of the holding means allows the displacement of the annular segment.

Suivant encore une autre caractéristique de l’invention, la turbomachine comprend un système de changement de pas des pales d’une hélice, le système de changement de pas comprenant un mécanisme de liaison relié aux pales de l’hélice via l’arbre d’axe radial et un moyen de commande positionné autour de l‘axe longitudinal de rotation et agissant sur le mécanisme de liaison.According to yet another characteristic of the invention, the turbomachine comprises a pitch change system of the blades of a propeller, the pitch change system comprising a connecting mechanism connected to the blades of the propeller via the propeller shaft. radial axis and a control means positioned around the longitudinal axis of rotation and acting on the connecting mechanism.

Suivant encore une autre caractéristique de l’invention, un palier de transfert de charge est agencé entre le mécanisme de liaison et le moyen de commande.According to yet another characteristic of the invention, a load transfer bearing is arranged between the connecting mechanism and the control means.

En particulier, le mécanisme de liaison est relié à chaque arbre d’axe radial.In particular, the connecting mechanism is connected to each radial axis shaft.

Plus précisément, le système de changement de pas est agencé entre une paroi cylindrique d’un carter fixe et une paroi cylindrique externe du carter cylindrique.More specifically, the pitch change system is arranged between a cylindrical wall of a fixed housing and an outer cylindrical wall of the cylindrical housing.

Avantageusement, mais non limitativement, le moyen de commande comprend un actionneur dont le corps mobile coulisse autour de la paroi cylindrique du carter fixe.Advantageously, but not exclusively, the control means comprises an actuator whose movable body slides around the cylindrical wall of the fixed casing.

En particulier, l’actionneur comprend un vérin annulaire.In particular, the actuator comprises an annular jack.

Selon une caractéristique de l’invention, l’hélice est une hélice amont d’un doublet d’hélices contrarotatives. L’invention concerne également un procédé de montage d’une turbomachine selon l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées. Selon le procédé, lors du montage des moyens d’étanchéité autour de l’arbre d’axe radial, celui-ci comprend les étapes consistant à : - pré-contraindre le segment annulaire en maintenant rapprochées les deux extrémités du segment annulaire avec un moyen fusible ; - insérer le segment annulaire précontraint autour de l’arbre d’axe radial ; - insérer l’arbre radial dans le logement du carter cylindrique. - provoquer la rupture du moyen fusible de manière à ce que le segment annulaire soit en appui contre la surface cylindrique du carter cylindrique.According to one characteristic of the invention, the helix is an upstream helix of a pair of counter-rotating propellers. The invention also relates to a method of mounting a turbomachine according to any one of the above-mentioned features. According to the method, during mounting of the sealing means around the radial axis shaft, it comprises the steps of: - pre-constraining the annular segment by keeping the two ends of the annular segment close together with a means fuse; - insert the prestressed ring segment around the radial axis shaft; - insert the radial shaft into the housing of the cylindrical housing. - cause the breaking of the fuse means so that the annular segment bears against the cylindrical surface of the cylindrical housing.

Suivant une caractéristique de ce procédé, la rupture du moyen fusible est provoquée lors du démarrage de la turbomachine.According to a characteristic of this method, the rupture of the fuse means is caused when starting the turbomachine.

De manière avantageuse, mais non limitativement, le moyen fusible est configuré de manière à se rompre à une température supérieure ou égale à 100°C.Advantageously, but not exclusively, the fuse means is configured to break at a temperature greater than or equal to 100 ° C.

Selon une caractéristique de l’invention, le moyen fusible comprend un adhésif avec un point éclair. 5. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés.According to a feature of the invention, the fuse means comprises an adhesive with a flash point. 5. BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES The invention will be better understood, and other objects, details, features and advantages thereof will become more clearly apparent on reading the following detailed explanatory description of embodiments of the invention. invention given by way of purely illustrative and non-limiting examples, with reference to the attached schematic drawings.

Sur ces dessins :On these drawings:

La figure 1 représente schématiquement en coupe axiale un exemple de turbomachine à système de changement de pas de pales d’une hélice conforme à l’invention ;FIG. 1 represents schematically in axial section an example of a turbine engine with a pitch change system of a propeller according to the invention;

La figure 2 est une vue en coupe axiale où est représenté, plus en détails et de manière schématique, un système de changement de pas d’une turbomachine selon l’invention ;Figure 2 is an axial sectional view which is shown in more detail and schematically, a pitch change system of a turbomachine according to the invention;

La figure 3 est une vue de détails et en coupe axiale partielle d’un arbre d’axe radial dans un passage du carter cylindrique d’une turbomachine selon l’invention ;FIG. 3 is a detail view and in partial axial section of a shaft of radial axis in a passage of the cylindrical housing of a turbomachine according to the invention;

La figure 4 est un exemple de montage des moyens d’étanchéité installés sur un arbre d’axe radial de la turbomachine selon l’invention ;FIG. 4 is an example of mounting of the sealing means installed on a shaft of radial axis of the turbomachine according to the invention;

La figure 5 illustre de manière schématique un exemple de segment annulaire des moyens d’étanchéité selon l’invention ; etFIG. 5 schematically illustrates an example of an annular segment of the sealing means according to the invention; and

La figure 6 représente schématiquement une vue de face partielle du segment annulaire des moyens d’étanchéité selon l’invention. 6. Description de modes de réalisation de l’inventionFIG. 6 schematically represents a partial front view of the annular segment of the sealing means according to the invention. 6. Description of embodiments of the invention

Sur la figure 1 et dans la suite de la description est représentée une turbomachine telle qu’un turbopropulseur à soufflante non carénée destinée à être montée sur un aéronef. Cependant, l’invention peut s’appliquer à d’autres types de turbomachine.In Figure 1 and in the following description is shown a turbomachine such as a turbofanless fanless propeller for mounting on an aircraft. However, the invention can be applied to other types of turbomachine.

La turbomachine 1 comprend une nacelle 2 dans laquelle est agencé un générateur de gaz lequel comprend, d’amont en aval, un ensemble de compresseurs 3, une chambre de combustion 4 et un ensemble de turbines 5. Une tuyère 8 est agencée en aval du générateur de gaz.The turbine engine 1 comprises a nacelle 2 in which is arranged a gas generator which comprises, from upstream to downstream, a set of compressors 3, a combustion chamber 4 and a set of turbines 5. A nozzle 8 is arranged downstream of the engine. gas generator.

Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine. L’ensemble de compresseurs 3 peut comprendre un ou deux compresseur(s) selon l’architecture du générateur de gaz à simple ou double étage(s). L’ensemble de turbines 5 peut comprendre une turbine haute pression et une turbine basse pression, ou deux turbines (haute pression et à pression intermédiaire) et une turbine basse pression. Le générateur de gaz entraîne la turbine basse pression autour d’un arbre de rotor d’axe longitudinal X.In the present invention, and in general, the terms "upstream" and "downstream" are defined with respect to the flow of gas in the turbomachine. The compressor assembly 3 may comprise one or two compressors according to the architecture of the single or double stage gas generator (s). The turbine assembly 5 may comprise a high pressure turbine and a low pressure turbine, or two turbines (high pressure and intermediate pressure) and a low pressure turbine. The gas generator drives the low pressure turbine around a rotor shaft of longitudinal axis X.

La turbomachine comprend un doublet d’hélices contrarotatives avec une hélice 6 amont et une hélice 7 aval. Ces deux hélices amont 6 et aval 7 sont entraînées en rotation de manière contrarotatives par la turbine basse pression par l’intermédiaire d’un dispositif de transmission mécanique 19. Les hélices amont 6 et aval 7 sont montées coaxialement à l’axe longitudinal X de la turbomachine 1 et sont disposées dans des plans parallèles radiaux, lesquels sont perpendiculaires à l’axe longitudinal X. Dans le présent exemple, les hélices 6, 7 sont montées en aval du générateur de gaz. Le dispositif de transmission mécanique 19, représenté ici schématiquement, peut comprendre un réducteur différentiel ou un boîtier à trains épicycloïdaux. Il est bien entendu possible d’entraîner directement les hélices amont 6 et aval 7 par la turbine basse pression.The turbomachine comprises a pair of counter-rotating propellers with an upstream propeller 6 and a downstream propeller 7. These two upstream and downstream propellers 6 are rotated in a counter-rotating manner by the low pressure turbine via a mechanical transmission device 19. The upstream and downstream propellers 6 and 7 are mounted coaxially with the longitudinal axis X of the turbomachine 1 and are arranged in parallel radial planes, which are perpendicular to the longitudinal axis X. In the present example, the propellers 6, 7 are mounted downstream of the gas generator. The mechanical transmission device 19, shown schematically here, may comprise a differential gearbox or an epicyclic gearbox. It is of course possible to directly drive the upstream propeller 6 and downstream 7 by the low pressure turbine.

Suivant la configuration décrite ci-dessus, le flux d’air entrant dans la turbomachine est comprimé dans l’ensemble de compresseurs 3, puis mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion 4. Les gaz de combustion engendrés passent ensuite dans les turbines 5 pour entraîner, via le dispositif de transmission mécanique, les hélices 6, 7 en rotation inverse qui fournissent la majeure partie de la poussée. Les gaz de combustion sont expulsés à travers la tuyère 8 participant à la poussée de la turbomachine 1. Les gaz traversent une veine primaire 20 d’écoulement des gaz s’étendant sensiblement axialement dans la turbomachine entre la nacelle 2 et un carter médian 56 associé au générateur de gaz.According to the configuration described above, the flow of air entering the turbomachine is compressed in the set of compressors 3, then mixed with fuel and burned in the combustion chamber 4. The combustion gases generated then pass into the turbines 5 to drive, via the mechanical transmission device, the propellers 6, 7 in reverse rotation that provide the bulk of the thrust. The combustion gases are expelled through the nozzle 8 participating in the thrust of the turbomachine 1. The gases pass through a primary gas flow stream 20 extending substantially axially in the turbomachine between the nacelle 2 and an associated median housing 56 to the gas generator.

Sur les figures 2 et 3 est représenté un carter 9 ici globalement cylindrique monté rotatif dans la nacelle 2 de la turbomachine autour d’un arbre de rotor d’axe longitudinal X. Le carter 9 cylindrique est également lié à une partie correspondante du dispositif de transmission mécanique 19. Ce carter 9 rotatif ou carter rotorique comprend plusieurs peaux ou parois de révolution dont au moins une paroi externe 18 par rapport à un axe radial Y, ici perpendiculaire à l’axe longitudinal X. Cette paroi externe 18 délimite avec un flasque 21 une veine de ventilation 22 annulaire. Une enceinte d’huile 23 annulaire également formée par le flasque 21 est située radialement en-dessous de la veine de ventilation 22. Dans la suite de la description, les termes « au-dessus » et «en-dessous » sont définis par rapport à l’axe radial Y au regard de l’éloignement par rapport à l’axe longitudinal X. Cette enceinte d’huile 23 s’étend également autour de l’axe longitudinal X. L’enceinte d’huile 23 permet de contenir l’air chargé en huile présent à certains endroits dans la turbomachine. Le carter 9 comprend des logements 11 radiaux et des passages 53 radiaux qui sont coaxiaux et qui sont traversés chacun par un arbre 12 d’axe radial Y, ci-après arbre radial 12, relié à un pied 13 de pale 14 d’une hélice 6, 7 correspondante. Les pales 14 s’étendent radialement à l’extérieur de la nacelle 2. En particulier, le carter cylindrique 9 comprend un anneau polygonal 10, pourvu des logements 11 radiaux ici cylindriques régulièrement répartis sur sa périphérie. Quant à la paroi externe 18, celle-ci comprend les passages 53 radiaux ici cylindriques régulièrement répartis sur sa périphérie et traversés par les arbres radiaux 12. Ces derniers s’étendent radialement à travers un bras structural 54 reliant l’anneau polygonal 10 à une peau radialement interne 58 du carter 9. Cette peau radialement interne 58 est en aval du carter médian 56. Elle forme une partie de la paroi de la veine primaire 20 d’écoulement des gaz.FIGS. 2 and 3 show a generally cylindrical housing 9 which is rotatably mounted in the nacelle 2 of the turbomachine around a rotor shaft having a longitudinal axis X. The cylindrical housing 9 is also connected to a corresponding part of the device of FIG. mechanical transmission 19. This rotating housing 9 or rotor housing comprises several skins or walls of revolution, at least one outer wall 18 with respect to a radial axis Y, here perpendicular to the longitudinal axis X. This outer wall 18 delimits with a flange 21 an annular ventilation duct 22. An annular oil enclosure 23 also formed by the flange 21 is located radially below the ventilation duct 22. In the rest of the description, the terms "above" and "below" are defined in relation to to the radial axis Y with regard to the distance with respect to the longitudinal axis X. This oil enclosure 23 also extends around the longitudinal axis X. The oil chamber 23 can contain the air loaded with oil present in some places in the turbomachine. The casing 9 comprises radial housings 11 and radial passages 53 which are coaxial and which are each traversed by a shaft 12 of radial axis Y, hereinafter radial shaft 12, connected to a root 13 of blade 14 of a propeller 6, 7 corresponding. The blades 14 extend radially outside the nacelle 2. In particular, the cylindrical casing 9 comprises a polygonal ring 10 provided with cylindrical housings 11 here cylindrical regularly distributed on its periphery. As for the outer wall 18, it comprises the radial passages 53 here cylindrical regularly distributed on its periphery and traversed by the radial shafts 12. The latter extend radially through a structural arm 54 connecting the polygonal ring 10 to a radially inner skin 58 of the housing 9. This radially inner skin 58 is downstream of the median housing 56. It forms part of the wall of the primary stream 20 of gas flow.

Chaque arbre radial 12 est relié à un mécanisme de liaison 31 d’un système 26 de changement de pas des pales 14 de l’hélice 6 permettant de faire varier le calage ou le pas des pales 14 autour de l’axe radial Y de sorte que celles-ci occupent des positions angulaires selon les conditions de fonctionnement de la turbomachine et les phases de vol concernées. Le système 26 de changement de pas est agencé dans un volume 24 annulaire formé par la paroi externe 18 et une paroi interne 17 radialement opposée du carter cylindrique. Plus précisément, le système de changement 26 de pas est agencé entre une paroi 16 cylindrique d’un carter fixe 15 ou carter statorique et la paroi externe 18 du carter 9 cylindrique. La paroi 16 cylindrique s’étend axialement entre la paroi interne 17 et la paroi externe 18 du carter 9. Le carter fixe 15 et le carter 9 cylindrique sont coaxiaux. Le système 26 de changement de pas comprend un moyen de commande 27 relié au mécanisme de liaison 31 et commandant le changement de pas de chacune des pales 14. Le moyen de commande 27 comprend un actionneur lequel comporte un corps fixe 28 et un corps mobile 29 en translation par rapport au corps fixe 28 le long de l’axe X. Le mécanisme de liaison 31 est disposé autour de l’actionneur. Ce dernier est agencé de manière à déplacer axialement le mécanisme de liaison 31 lequel est relié aux arbres radiaux 12 des pieds de pales de telle manière que le déplacement axial du mécanisme de liaison 31 entraîne le changement de pas des pales. Les arbres radiaux 12 pivotent autour de l’axe Y dans les passages 53 radiaux et logements 11 radiaux. Toutes les pales 14 pivotent alors autour de leur axe radial de manière à présenter un calage identique. En d’autres termes, l’actionnement de l’actionneur permet un calage identique des pales. En particulier, le système 26 de changement de pas comprend un module 51 de transfert de charge comprenant un palier 34 de transfert de charge qui est disposé entre le mécanisme de liaison 31 et le corps mobile 29 de manière à assurer la transmission des efforts axiaux exercés par le corps mobile 29 de l’actionneur. Ce palier 34 est localisé dans l’enceinte 23 de sorte que celui-ci soit lubrifié et refroidi par l’huile contenue dans cette enceinte 23. L’huile va être projetée par les pièces en rotation et former un brouillard d’huile dans l’enceinte 23. Dans le présent exemple, le palier 34 est ici formé par un roulement à deux rangées de billes lesquelles peuvent être du type à contact oblique orientés en sens opposés de manière à optimiser la transmission des efforts axiaux.Each radial shaft 12 is connected to a connecting mechanism 31 of a pitch change system 26 of the blades 14 of the propeller 6 to vary the pitch or the pitch of the blades 14 around the radial axis Y so that that they occupy angular positions according to the operating conditions of the turbomachine and the flight phases concerned. The pitch change system 26 is arranged in an annular volume 24 formed by the outer wall 18 and a radially opposite inner wall 17 of the cylindrical housing. More specifically, the pitch change system 26 is arranged between a cylindrical wall 16 of a fixed housing 15 or stator housing and the outer wall 18 of the cylindrical housing 9. The cylindrical wall 16 extends axially between the inner wall 17 and the outer wall 18 of the housing 9. The fixed housing 15 and the cylindrical housing 9 are coaxial. The pitch change system 26 comprises a control means 27 connected to the linking mechanism 31 and controlling the pitch change of each of the blades 14. The control means 27 comprises an actuator which comprises a fixed body 28 and a movable body 29 in translation relative to the fixed body 28 along the axis X. The connecting mechanism 31 is arranged around the actuator. The latter is arranged to axially move the connecting mechanism 31 which is connected to the radial shafts 12 of the blade roots so that the axial displacement of the connecting mechanism 31 causes the pitch change of the blades. The radial shafts 12 pivot about the axis Y in radial passages 53 and radial housings 11. All the blades 14 then pivot about their radial axis so as to have an identical setting. In other words, the actuation of the actuator allows an identical setting of the blades. In particular, the pitch change system 26 comprises a load transfer module 51 comprising a load transfer bearing 34 which is arranged between the connecting mechanism 31 and the movable body 29 so as to ensure the transmission of the axial forces exerted by the movable body 29 of the actuator. This bearing 34 is located in the chamber 23 so that it is lubricated and cooled by the oil contained in this chamber 23. The oil will be projected by the rotating parts and form a mist of oil in the chamber. 23. In the present example, the bearing 34 is here formed by a bearing with two rows of balls which can be of the opposite direction oblique contact type so as to optimize the transmission of axial forces.

Le mécanisme de liaison 31 comprend en outre un ensemble de bielles 37 articulées qui sont réparties régulièrement autour de l’actionneur et qui sont destinées à agir sur les pieds des pales 14 via les arbres radiaux 12 pour les entraîner en rotation autour de leur axe Y. Il y a autant de bielles 37 que de pales. Le corps mobile 29 est agencé autour du corps fixe 28 de manière à se déplacer axialement sous l'action d’une commande de l’actionneur. L’actionneur dans la présente invention comprend avantageusement un vérin annulaire constitué de son piston mobile par rapport à un cylindre fixe solidaire du carter fixe 15.The connecting mechanism 31 further comprises a set of articulated rods 37 which are evenly distributed around the actuator and which are intended to act on the feet of the blades 14 via the radial shafts 12 to drive them in rotation about their Y axis. There are as many connecting rods 37 as blades. The movable body 29 is arranged around the fixed body 28 so as to move axially under the action of a control of the actuator. The actuator in the present invention advantageously comprises an annular jack consisting of its movable piston relative to a fixed cylinder integral with the fixed casing 15.

Chaque arbre radial 12 est maintenu dans son passage 53 radial au moyen d’un palier de guidage 15 agencé dans le carter 9 cylindrique. Ce palier de guidage 25 est un palier à roulements comprenant une bague interne 30 et une bague externe 32. Cette dernière est solidaire du carter 9 cylindrique, et en particulier, dans le flasque 21. Un capot 33 permettant de supporter le palier de guidage à roulements est monté sur chaque arbre radial et est fixé sur le flasque 21 du carter 9 cylindrique. L’enceinte d’huile 23 s’étend également en dessous du capot du palier de guidage à roulement.Each radial shaft 12 is held in its radial passage 53 by means of a guide bearing 15 arranged in the cylindrical housing 9. This guide bearing 25 is a rolling bearing comprising an inner ring 30 and an outer ring 32. The latter is integral with the cylindrical housing 9, and in particular in the flange 21. A cover 33 for supporting the guide bearing to bearings is mounted on each radial shaft and is fixed on the flange 21 of the cylindrical housing 9. The oil chamber 23 also extends below the cover of the rolling guide bearing.

En référence aux figures 4 et 5, la turbomachine comprend des moyens d’étanchéité 36 qui sont ménagés entre l’arbre radial 12 et un bord périphérique 35 du passage 53 radial de manière à garantir une étanchéité entre la veine de ventilation 22 et l’air chaud circulant dans les bras structuraux 54. D’autre part, les moyens d’étanchéité, ainsi que le capot 33, permettent que l’huile et/ou l’air chargé en huile soit confiné(es) dans l’enceinte d’huile 23. Les moyens d’étanchéité 36 comprennent ici un segment 38 annulaire ouvert entourant l’arbre radial 12. Ce segment 38 annulaire est monté glissant ou coulissant dans un plan P sensiblement perpendiculaire à l’axe Y. Le segment 38 annulaire ici présente une section radiale sensiblement rectangulaire et comprend une ouverture angulaire 39 formant deux extrémités 40, 40’ opposées et l’une en regard de l’autre. Le segment 38 annulaire présente une face périphérique 41 en butée ou appui contre une surface 42 cylindrique interne du bord périphérique 35. Cela est dû au fait que le segment 38 annulaire est monté contraint dans le plan P.With reference to FIGS. 4 and 5, the turbomachine comprises sealing means 36 which are formed between the radial shaft 12 and a peripheral edge 35 of the radial passage 53 in order to guarantee a seal between the ventilation duct 22 and the Hot air circulating in the structural arms 54. On the other hand, the sealing means, as well as the cover 33, allow the oil and / or the oil-laden air to be confined within the enclosure. 23. The sealing means 36 here comprise an open annular segment 38 surrounding the radial shaft 12. This annular segment 38 is slidably or slidingly mounted in a plane P substantially perpendicular to the axis Y. The annular segment 38 here has a substantially rectangular radial section and comprises an angular opening 39 forming two opposite ends 40, 40 'and one facing each other. The annular segment 38 has a peripheral face 41 abutting or pressing against an inner cylindrical surface 42 of the peripheral edge 35. This is due to the fact that the annular segment 38 is mounted constrained in the plane P.

En particulier, les moyens d’étanchéité 36 comprennent ici des moyens de maintien 43 entre lesquels est installé le segment 38 annulaire. Les moyens de maintien 43 sont installés radialement entre un moyen de fixation 44 porté par l’arbre radial 12 et un dispositif de guidage 45 d’huile monté sur l’arbre radial 12. De la sorte, le segment 38 ne peut pas se déplacer radialement. Le segment 38 reste dans le plan où il est contraint. Les moyens de maintien 43 comprennent une première bague annulaire 46 et une deuxième bague annulaire 47 ou glaces disposées de part et d’autre du segment 38 annulaire suivant l’axe radial Y. La première bague 46 présente une surface externe reposant sur le dispositif de guidage 45 d’huile. Ce dernier est monté au-dessus du palier de guidage 25 à roulements. Les première et deuxième bagues comportent chacune un orifice central permettant leur montage sur l’arbre radial 12. Le dispositif de guidage 45 d’huile comprend un déflecteur d’huile avec une patte 48 coiffant une surface cylindrique externe 49 opposée axialement à la surface cylindrique interne 42 du bord périphérique 35. La deuxième bague 47 présente une surface externe en contact avec le moyen de fixation 44.In particular, the sealing means 36 here comprise holding means 43 between which the annular segment 38 is installed. The holding means 43 are installed radially between an attachment means 44 carried by the radial shaft 12 and an oil guiding device 45 mounted on the radial shaft 12. In this way, the segment 38 can not move. radially. Segment 38 remains in the plane where it is constrained. The holding means 43 comprise a first annular ring 46 and a second annular ring 47 or windows arranged on either side of the annular segment 38 along the radial axis Y. The first ring 46 has an external surface resting on the device of FIG. oil guidance 45. The latter is mounted above the bearing bearing 25 bearings. The first and second rings each comprise a central orifice allowing their mounting on the radial shaft 12. The oil guiding device 45 comprises an oil baffle with a tab 48 capping an outer cylindrical surface 49 axially opposed to the cylindrical surface 42 of the peripheral edge 35. The second ring 47 has an outer surface in contact with the fixing means 44.

Les première et deuxième bagues 46, 47 présentent chacune une rugosité de surface comprise entre 0.2 et 0.4 pm afin de permettre au segment 38 annulaire de se déplacer dans le plan P. De préférence, mais non limitativement, les première et deuxième bagues 46, 47 présentent une surface interne qui sont disposées en regard l’une de autre et présentant une rugosité de surface comprise entre 0.2 et 0.4 pm. Ces première et deuxième bagues sont avantageusement réalisées dans un matériau métallique pour garantir une étanchéité maximale. Le segment 38 présente une épaisseur e comprise entre 10 et 15 mm.The first and second rings 46, 47 each have a surface roughness of between 0.2 and 0.4 μm in order to allow the annular segment 38 to move in the plane P. Preferably, but not exclusively, the first and second rings 46, 47 have an inner surface which are arranged facing one another and having a surface roughness of between 0.2 and 0.4 pm. These first and second rings are advantageously made of a metallic material to ensure maximum sealing. The segment 38 has a thickness e of between 10 and 15 mm.

Afin de permettre un montage aisé au sein du carter cylindrique, le segment 38 annulaire comprend un chanfrein 55 adjacent à la face périphérique 41. Ce chanfrein 55 est disposé en regard de la surface cylindrique interne 42 du bord périphérique 35. Dans le même but, le bord périphérique 35 comprend un chanfrein 57 adjacent à la surface cylindrique interne 42 et en regard du segment 38 annulaire.In order to allow easy assembly within the cylindrical housing, the annular segment 38 comprises a chamfer 55 adjacent to the peripheral face 41. This chamfer 55 is arranged facing the internal cylindrical surface 42 of the peripheral edge 35. For the same purpose, the peripheral edge 35 comprises a chamfer 57 adjacent to the inner cylindrical surface 42 and facing the annular segment 38.

Comme cela est visible sur la figure 4, une entretoise 50 est agencée entre les première et deuxième bagues 46, 47 annulaires de manière à les espacer. En particulier, cette entretoise 50 permet d’une part, de maintenir les première et deuxième bagues 46, 47 en position, et d’autre part, de contrôler très finement le débattement ou déplacement du segment 38 annulaire entre les première et deuxième bagues 46, 47 annulaires. L’entretoise 50 est annulaire et présente ici une section radiale sensiblement rectangulaire. Celle-ci présente également une épaisseur sensiblement supérieure à celle du segment 38 annulaire. L’entretoise 50 est réalisée également dans un matériau métallique dans le but garantir une étanchéité maximale.As can be seen in FIG. 4, a spacer 50 is arranged between the first and second annular rings 46, 47 so as to space them apart. In particular, this spacer 50 makes it possible, on the one hand, to maintain the first and second rings 46, 47 in position, and on the other hand, to control very finely the deflection or displacement of the annular segment 38 between the first and second rings 46. , 47 annular. The spacer 50 is annular and here has a substantially rectangular radial section. This also has a thickness substantially greater than that of the annular segment 38. The spacer 50 is also made of a metallic material in order to guarantee maximum sealing.

Afin de garantir une résistance aux forces subies par l’arbre radial 12, le segment 38 annulaire est réalisé en fonte.In order to ensure resistance to the forces experienced by the radial shaft 12, the ring segment 38 is made of cast iron.

Dans le présent exemple, le moyen de fixation 44 est un écrou qui permet d’effectuer le serrage des première et deuxième bagues 46, 47, de l’entretoise 50 et du segment 38 annulaire sur le déflecteur d’huile 45. L’invention concerne également un procédé de montage d’une turbomachine telle que susmentionnée. Le procédé de montage comprend les étapes consistant à : - monter sur l’arbre radial 12 le moyen de fixation 44, les moyens d’étanchéité 36, le dispositif de guidage 45 d’huile (ici le déflecteur d’huile), la bague interne 30 du palier de guidage 25, et le capot 33 destiné à supporter le palier de guidage 25 ; - insérer l’arbre radial 12 dans le passage 53 du carter 9 cylindrique ; et, - fixer le capot 33 sur le carter 9 cylindrique grâce à des éléments de fixation appropriés.In the present example, the fixing means 44 is a nut which makes it possible to clamp the first and second rings 46, 47, the spacer 50 and the annular segment 38 on the oil baffle 45. also relates to a method of mounting a turbomachine as mentioned above. The mounting method comprises the steps of: - mounting on the radial shaft 12 the fastening means 44, the sealing means 36, the oil guiding device 45 (here the oil baffle), the ring internal 30 of the guide bearing 25, and the cover 33 for supporting the guide bearing 25; insert the radial shaft 12 into the passage 53 of the cylindrical housing 9; and, - fix the cover 33 on the cylindrical housing 9 by appropriate fasteners.

Lors du montage des moyens d’étanchéité 36 autour de l’arbre radial 12, le procédé comprend les étapes consistant à : - pré-contraindre le segment 38 annulaire en maintenant rapprochées les deux extrémités 40, 40’ du segment 38 annulaire avec un moyen fusible 52 tel que représenté sur la figure 6 ; Ce moyen fusible 52 est donc réalisé au niveau de l’ouverture angulaire et entre les deux extrémités. Ainsi, le segment 38 annulaire est maintenu fermé dans sa forme la plus contrainte. C’est-à-dire que le segment est totalement fermé. - insérer le segment 38 annulaire précontraint autour de l’arbre radial 12; et, - insérer l’arbre radial dans le logement du carter cylindrique. - provoquer la rupture du moyen fusible 52 de manière à ce que le segment 38 annulaire soit en appui contre la surface cylindrique interne 42 du bord périphérique 35 du carter 9 cylindrique.When mounting the sealing means 36 around the radial shaft 12, the method comprises the steps of: - pre-constraining the annular segment 38 by keeping the two ends 40, 40 'of the ring segment 38 closer together with a means fuse 52 as shown in Figure 6; This fuse means 52 is therefore formed at the level of the angular aperture and between the two ends. Thus, the annular segment 38 is kept closed in its most constrained form. That is, the segment is completely closed. inserting the prestressed annular segment 38 around the radial shaft 12; and, - insert the radial shaft into the housing of the cylindrical housing. - cause the rupture of the fuse means 52 so that the annular segment 38 bears against the inner cylindrical surface 42 of the peripheral edge 35 of the cylindrical housing 9.

Dans l’étape consistant à provoquer la rupture du moyen fusible 52, la rupture est provoquée lors du démarrage de la turbomachine. De manière avantageuse, mais non limitativement, le moyen fusible 52 est configuré, dans le présent exemple, à rompre à une température prédéterminée ou « point éclair ». Cette température prédéterminée est supérieure ou égale à 100°C.In the step of causing the rupture of the fuse means 52, the rupture is caused when starting the turbomachine. Advantageously, but not exclusively, the fuse means 52 is configured, in the present example, to break at a predetermined temperature or "flash point". This predetermined temperature is greater than or equal to 100 ° C.

Ainsi, lors du démarrage de la turbomachine, c’est-à-dire de la première rotation de la turbomachine, le moyen fusible 52 se rompt de manière à libérer les extrémités 40, 40’ du segment 38 annulaire venant en butée contre la surface cylindrique interne du bord périphérique du carter 9 cylindrique. En fonctionnement, la raideur du segment 38 annulaire assure l’étanchéité avec la surface cylindrique interne 42 du bord périphérique et la force centrifuge assure l’étanchéité avec les première et deuxième bagues 46, 47. Le moyen fusible 52 dans le présent exemple est un adhésif ou colle avec un point éclair. Le point éclair c’est où l’adhésif n’assure plus ses fonctions. Ici, il s’agit de la température supérieure ou égale à 100°C. De manière avantageuse, mais non limitativement, l’adhésif comprend une composition à base de cyanoacrylates. Un exemple d’adhésif cyanoacrylate est connu sous le nom de Cyanolite®.Thus, when starting the turbomachine, that is to say the first rotation of the turbomachine, the fuse means 52 breaks so as to release the ends 40, 40 'of the annular segment 38 abutting against the surface cylindrical inner peripheral edge of the cylindrical housing 9. In operation, the stiffness of the annular segment 38 seals with the inner cylindrical surface 42 of the peripheral edge and the centrifugal force seals with the first and second rings 46, 47. The fuse means 52 in the present example is a adhesive or glue with a flash point. The flash point is where the adhesive no longer performs its functions. Here it is the temperature greater than or equal to 100 ° C. Advantageously, but not exclusively, the adhesive comprises a composition based on cyanoacrylates. An example of a cyanoacrylate adhesive is known as Cyanolite®.

Claims (11)

REVENDICATIONS 1. Turbomachine pourvu d’un axe longitudinal (X) de rotation comprenant : - au moins un arbre (12) d’axe radial (Y), d’un système (26) de changement de pas des pales d’une hélice (6, 7), ledit arbre (12) traversant un passage (53) radial d’un carter (9) sensiblement cylindrique autour de l’axe longitudinal (X), et - des moyens d’étanchéité (36) ménagés entre l’arbre (12) et un bord périphérique (35) dudit passage (53), caractérisé en ce que les moyens d’étanchéité (36) comprennent au moins un segment (38) annulaire ouvert entourant ledit arbre (12) d’axe radial (Y) et monté de manière à pouvoir glisser dans un plan (P) sensiblement perpendiculaire à l’axe (Y), le segment (38) annulaire étant .contraint dans ledit plan (P) et dont une face périphérique (41) coopère avec une surface cylindrique interne (42) dudit bord périphérique (35).1. Turbomachine provided with a longitudinal axis (X) of rotation comprising: - at least one shaft (12) of radial axis (Y), of a system (26) of pitch change of the blades of a helix ( 6, 7), said shaft (12) passing through a radial passage (53) of a casing (9) substantially cylindrical about the longitudinal axis (X), and - sealing means (36) formed between the shaft (12) and a peripheral edge (35) of said passage (53), characterized in that the sealing means (36) comprise at least one open annular segment (38) surrounding said shaft (12) of radial axis ( Y) and mounted so as to slide in a plane (P) substantially perpendicular to the axis (Y), the annular segment (38) being constrained in said plane (P) and of which a peripheral face (41) cooperates with an inner cylindrical surface (42) of said peripheral edge (35). 2, Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que les moyens d’étanchéité (36) comprennent des moyens de maintien (43) espacés l’un de l’autre au moyen d’une entretoise (50) et entre lesquels est installé le segment (38) annulaire, les moyens de maintien (43) étant installés radialement entre deux éléments montés fixes sur l’arbre (12) d’axe radial.2, turbomachine according to claim 1, characterized in that the sealing means (36) comprise holding means (43) spaced from one another by means of a spacer (50) and between which is installed the segment (38) annular, the holding means (43) being installed radially between two elements mounted fixed on the shaft (12) of radial axis. 3, Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les moyens de maintien (43) sont installés radialement entre un moyen de fixation (44) porté par l’arbre (12) et un dispositif de guidage (45) d’huile monté sur l’arbre (12) d’axe radial.3, turbomachine according to the preceding claim, characterized in that the holding means (43) are installed radially between a fastening means (44) carried by the shaft (12) and a guide device (45) mounted oil on the shaft (12) of radial axis. 4. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le segment (38) annulaire est en fonte.4. Turbomachine according to any one of the preceding claims, characterized in that the annular segment (38) is cast iron. 5. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le segment (38) annulaire présente un chanfrein (55) en regard de la surface cylindrique interne (42) du bord périphérique (35) et en ce que le bord périphérique (35) présente un chanfrein (57) adjacent à la surface cylindrique interne (42).5. Turbomachine according to any one of the preceding claims, characterized in that the annular segment (38) has a chamfer (55) facing the inner cylindrical surface (42) of the peripheral edge (35) and in that the edge device (35) has a chamfer (57) adjacent to the inner cylindrical surface (42). 6. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications 2 à 5, caractérisée en ce que l’entretoise (50) présente une épaisseur sensiblement supérieure à celle du segment (38) annulaire.6. Turbomachine according to any one of claims 2 to 5, characterized in that the spacer (50) has a thickness substantially greater than that of the segment (38) annular. 7. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications 2 à 6, caractérisée en ce que les moyens de maintien (43) comprennent des première et deuxième bagues (46, 47) annulaires présentant chacune une rugosité de surface comprise entre 0.2 et 0.4 ym.7. A turbomachine according to any one of claims 2 to 6, characterized in that the holding means (43) comprise first and second annular rings (46, 47) each having a surface roughness of between 0.2 and 0.4 ym. 8. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle comprend un système (26) de changement de pas des pales d’une hélice (6, 7) lequel comprend un mécanisme (31) de liaison relié aux pales de l’hélice via l’arbre (12) d’axe radial et un moyen de commande (27) positionné autour de Taxe longitudinal (X) de rotation et agissant sur le mécanisme (31) de liaison.8. Turbomachine according to any one of the preceding claims, characterized in that it comprises a system (26) pitch change blades of a propeller (6, 7) which comprises a link mechanism (31) connected to the blades of the propeller via the shaft (12) of radial axis and control means (27) positioned around the longitudinal axis (X) of rotation and acting on the mechanism (31) of connection. 9. Procédé de montage d’une turbomachine selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, caractérisé en ce que lors du montage des moyens d’étanchéité (36) autour de l’arbre (12) d’axe radial, le procédé comprend les étapes consistant à : - pré-contraindre le segment (38) annulaire en maintenant rapprochées les deux extrémités (40, 40’) du segment (38) annulaire avec un moyen fusible (52) ; - insérer le segment (38) annulaire précontraint autour de l’arbre (12) d’axe radial (Y) ; - insérer l’arbre équipé dans le carter cylindrique. - provoquer la rupture du moyen fusible (52) de manière à ce que le segment (38) annulaire soit en appui contre la surface cylindrique interne (42) du carter (9) cylindrique.9. A method of mounting a turbomachine according to any one of claims 1 to 8, characterized in that during assembly of the sealing means (36) around the shaft (12) of radial axis, the method comprises the steps of: - pre-constraining the annular segment (38) by keeping the two ends (40, 40 ') of the annular segment (38) closer together with a fuse means (52); inserting the preloaded annular segment (38) around the shaft (12) of radial axis (Y); - insert the equipped shaft into the cylindrical housing. - cause the rupture of the fuse means (52) so that the segment (38) annular bears against the inner cylindrical surface (42) of the housing (9) cylindrical. 10. Procédé de montage selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la rupture du moyen fusible (52) est provoquée lors du démarrage de la turbomachine.10. Mounting method according to the preceding claim, characterized in that the rupture of the fuse means (52) is caused during startup of the turbomachine. 11. Procédé de montage selon l’une des revendications 9 et 10, caractérisé en ce que le moyen fusible (52) comprend un adhésif avec un point éclair.11. Mounting method according to one of claims 9 and 10, characterized in that the fuse means (52) comprises an adhesive with a flash point.
FR1657976A 2016-08-26 2016-08-26 TURBOMACHINE COMPRISING MEANS FOR SEALING AND METHOD FOR MOUNTING THE CORRESPONDING TURBOMACHINE Active FR3055354B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1657976A FR3055354B1 (en) 2016-08-26 2016-08-26 TURBOMACHINE COMPRISING MEANS FOR SEALING AND METHOD FOR MOUNTING THE CORRESPONDING TURBOMACHINE

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1657976 2016-08-26
FR1657976A FR3055354B1 (en) 2016-08-26 2016-08-26 TURBOMACHINE COMPRISING MEANS FOR SEALING AND METHOD FOR MOUNTING THE CORRESPONDING TURBOMACHINE

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3055354A1 FR3055354A1 (en) 2018-03-02
FR3055354B1 true FR3055354B1 (en) 2019-08-23

Family

ID=57590597

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1657976A Active FR3055354B1 (en) 2016-08-26 2016-08-26 TURBOMACHINE COMPRISING MEANS FOR SEALING AND METHOD FOR MOUNTING THE CORRESPONDING TURBOMACHINE

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3055354B1 (en)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102020200664A1 (en) * 2020-01-21 2021-07-22 MTU Aero Engines AG Method for repairing a sealing air device for a turbo machine, sealing air device and turbo machine with a sealing air device

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3873235A (en) * 1973-10-01 1975-03-25 Gen Electric Variable pitch turbofan engine
GB2186918B (en) * 1986-02-25 1989-11-15 Rolls Royce Propeller module for an aero gas turbine engine
US8017057B2 (en) * 2006-06-15 2011-09-13 E. I. Du Pont De Nemours And Company Method for making a pressed part with separations or voids
FR2957329B1 (en) * 2010-03-15 2012-08-03 Snecma VARIABLE BLADE TIMING MECHANISM FOR A CONTRAROTATIVE PROPELLER SYSTEM AND A CONTRAROTATIVE PROPELLER SYSTEM COMPRISING AT LEAST ONE SUCH MECHANISM
FR2985764B1 (en) * 2012-01-16 2014-02-28 Snecma COAXIAL INTER-TREE SEALING DEVICE OF A TURBOMACHINE

Also Published As

Publication number Publication date
FR3055354A1 (en) 2018-03-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR3027053B1 (en) AIRCRAFT TURBOMACHINE STATOR
EP3870810B1 (en) Fan module equipped with an electrical machine for a turbomachine of an aircraft
EP4069944B1 (en) Electrical connection of an electrical machine in an aircraft turbine engine
FR3016956A1 (en) HEAT EXCHANGER OF A TURBOMACHINE
FR3087820A1 (en) AIRCRAFT TURBOMACHINE EQUIPPED WITH AN ELECTRIC MACHINE
FR3055001A1 (en) PASTE CHANGE SYSTEM EQUIPPED WITH MEANS FOR ADJUSTING THE STEP OF THE BLADES AND CORRESPONDING TURBOMACHINE
FR3055000A1 (en) NO CHANGE MODULE FOR TURBOMACHINE AND CORRESPONDING TURBOMACHINE
EP3870806A1 (en) Aircraft turbine engine equipped with an electrical machine
EP3504120A1 (en) Pitch-changing system equipped with means for lubricating a load-transfer bearing
FR3055002A1 (en) PASTE CHANGE SYSTEM EQUIPPED WITH FLUID SUPPLY MEANS OF A CONTROL MEANS AND CORRESPONDING TURBOMACHINE
EP4069945B1 (en) Rigid bar for electrically connecting a machine in an aircraft turbine engine
FR3055354B1 (en) TURBOMACHINE COMPRISING MEANS FOR SEALING AND METHOD FOR MOUNTING THE CORRESPONDING TURBOMACHINE
WO2019069011A1 (en) Discharge duct of an intermediate housing hub for an aircraft turbojet engine comprising cooling channels
FR3021296A1 (en) DUAL PROPELLER PROPELLER ASSEMBLY FOR AIRCRAFT
FR3057910B1 (en) AIRCRAFT TURBOMACHINE COMPRISING SEALING MEANS
EP4069946B1 (en) Electrical connection for an electric machine in an aircraft turbine engine
FR3057909A1 (en) AIRCRAFT TURBOMACHINE COMPRISING A FUSIBLE ZONE AGENCED ON A SWIVEL ARBOR
FR3055310A1 (en) TURBOMACHINE WITH OIL GUIDING DEVICE AND METHOD OF DISASSEMBLING THE TURBOMACHINE
FR3027072A1 (en) CONTROL RING OF A VARIABLE SHIFT AUBRA STAGE FOR A TURBOMACHINE
FR3026776B1 (en) POWER TRANSMISSION DEVICE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE
FR3005098A1 (en) TURBOMACHINE BEARING SUPPORT COMPRISING ACCESS OPENING FOR ASSEMBLY OF SERVITUDES
FR3064296B1 (en) INTERMEDIATE CASE FOR AIRCRAFT TURBOMACHINE COMPRISING AN INTERMEDIATE PIECE BETWEEN A WAVE FOOT AND THE HUB
FR3064295B1 (en) AIRMETER TURBOMACHINE INTERMEDIATE CASE COMPRISING A PLATEFORM SOLIDARITY LUBRICANT PASSING BIT
WO2023012425A1 (en) Fan module having variable-pitch blades
FR3110934A1 (en) Device for supporting a fan shaft of a turbomachine, turbomachine provided therewith

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20180302

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8