FR3062682A1 - Partie de turbomachine comprenant une paroi de separation de deux cavites pourvue de bossages - Google Patents

Partie de turbomachine comprenant une paroi de separation de deux cavites pourvue de bossages Download PDF

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Romain Bordoni Nils Edouard
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Abstract

Une partie de turbomachine comprend un disque de rotor (32), un espace annulaire délimité extérieurement par le disque de rotor, et une paroi de séparation (76) qui partage l'espace annulaire en une cavité radialement interne (78) et une cavité radialement externe (80). La cavité radialement interne comporte une première entrée d'air (82) et une première sortie d'air (84), et la cavité radialement externe comporte une deuxième entrée d'air (86) et une deuxième sortie d'air (88). La paroi de séparation comporte une rangée annulaire de bossages (94) en saillie radialement vers l'extérieur espacés les uns des autres de sorte que les bossages délimitent des premiers canaux (96) débouchant dans, ou formant partiellement, la première entrée d'air ou la première sortie d'air, et de sorte que les bossages délimitent entre eux des deuxièmes canaux débouchant dans, ou formant partiellement, la deuxième entrée d'air ou la deuxième sortie d'air.

Description

DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines, notamment destinées à la propulsion des aéronefs.
L'invention concerne plus particulièrement une partie de turbomachine, comprenant un disque de rotor, un espace annulaire délimité extérieurement par le disque de rotor, et une paroi de séparation qui partage l'espace annulaire en une cavité radialement interne et une cavité radialement externe, dans laquelle la cavité radialement interne comporte une première entrée d'air et une première sortie d'air, et la cavité radialement externe comporte une deuxième entrée d'air et une deuxième sortie d'air. Les premières entrée et sortie d'air sont typiquement destinées au passage, dans la cavité radialement interne, d'un premier flux d'air pouvant avoir des fonctions variées telles que la ventilation d'une région inter-arbres avant son passage dans la cavité radialement interne et/ou le drainage d'huile de lubrification de paliers et/ou la pressurisation d'une enceinte de lubrification, tandis que les deuxièmes entrée et sortie d'air sont typiquement destinées à la circulation, dans la cavité radialement externe, d'un deuxième flux d'air, destiné à refroidir le disque en passant dans la cavité radialement externe et/ou à remplir une fonction de purge entre un étage d'aubes de rotor et un étage d'aubes de stator.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Dans une partie de turbomachine du type décrit ci-dessus, l'écoulement des deux flux d'air respectivement au sein de la cavité radialement externe et de la cavité radialement interne requiert que des sections de passages respectives suffisantes soient ménagées pour chacun de ces flux d'air.
Au cours de la conception d'une turbomachine, le respect des prescriptions concernant les dimensions de ces sections de passage entre parfois en conflit avec un besoin de réduire l'encombrement transversal de la turbomachine et/ou un besoin d'agencer des composants de la turbomachine au sein de l'espace annulaire précité.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ce problème.
Elle propose à cet effet une partie de turbomachine, comprenant un disque de rotor, un espace annulaire délimité extérieurement par le disque de rotor, et une paroi de séparation qui partage l'espace annulaire en une cavité radialement interne et une cavité radialement externe, dans laquelle la cavité radialement interne comporte une première entrée d'air et une première sortie d'air, et la cavité radialement externe comporte une deuxième entrée d'air et une deuxième sortie d'air.
Selon l’invention, la paroi de séparation comporte une rangée annulaire de bossages en saillie radialement vers l'extérieur espacés les uns des autres de sorte que les bossages délimitent des premiers canaux, qui débouchent dans l'une au moins parmi la première entrée d'air et de la première sortie d'air, ou qui forment au moins une partie de l'une au moins parmi la première entrée d'air et la première sortie d'air, et de sorte que les bossages délimitent entre eux des deuxièmes canaux, qui débouchent dans l'une au moins parmi la deuxième entrée d'air et de la deuxième sortie d'air, ou qui forment au moins une partie de l'une au moins parmi la deuxième entrée d'air et la deuxième sortie d'air.
La configuration de la paroi de séparation permet ainsi de garantir des sections de passage satisfaisantes, tant pour un premier flux d'air circulant dans la cavité radialement interne, que pour un deuxième flux d'air circulant dans la cavité radialement externe.
Dans des modes de réalisation de l'invention, la cavité radialement interne et la première sortie d'air sont délimitées par un joint d'étanchéité tournant s'étendant radialement en regard de la rangée annulaire de bossages.
Les premiers canaux permettent dans ce cas d'accroître la section de passage de la première sortie d'air, le long du joint d'étanchéité tournant.
Dans des modes de réalisation de l'invention, le disque de rotor est un disque de turbine.
Dans un mode de réalisation préféré de l'invention, le disque de rotor comporte une première bride et la paroi de séparation comporte une deuxième bride fixée sur la première bride. De plus, l'une des première et deuxième brides délimite axialement la cavité radialement externe.
De préférence, la première bride est formée de festons agencés entre les bossages et comportant des orifices, et la deuxième bride comporte des orifices alignés avec les orifices de la première bride, pour le passage d'organes de fixation de la deuxième bride à la première bride.
Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, les organes de fixation sont logés dans une cavité aval dans laquelle débouche la première sortie d'air.
Dans des modes de réalisation de l'invention, une section de passage globale de la première sortie d'air est supérieure à une section de passage globale de la première entrée d'air.
Par ailleurs, la paroi de séparation comporte avantageusement une gorge annulaire, agencée en regard de la première bride du disque de rotor, et logeant un joint annulaire d'étanchéité interposé entre la paroi de séparation et la bride aval.
Dans des modes de réalisation de l'invention, la paroi de séparation présente une extrémité amont engagée serrée dans une gorge annulaire ouverte axialement vers l'aval.
Dans des modes de réalisation de l'invention, la partie de turbomachine est une turbine.
L'invention concerne également une turbomachine, comprenant une partie de turbomachine du type décrit ci-dessus.
Dans des modes de réalisation préférés, la turbomachine comprend un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une turbine haute pression configurée pour entraîner le compresseur haute pression, et une turbine basse pression configurée pour entraîner le compresseur basse pression, et la turbine basse pression forme ladite partie de turbomachine.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront 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 vue schématique en coupe axiale d'une turbomachine selon un mode de réalisation préféré de l’invention ;
la figure 2 est une demi-vue schématique en coupe axiale à plus grande échelle d'une partie de la turbomachine de la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue schématique en perspective d'une pièce multifonctions 15 appartenant à la partie de la turbomachine de la figure 2, représentée isolée ;
la figure 4 est une vue schématique partielle de face, depuis l'aval, de la partie de la turbomachine de la figure 2 ;
- les figures 5 et 6 sont des vues schématiques partielles en perspective et en coupe selon deux plans respectifs décalés angulairement l'un de l'autre, de la partie de la
0 turbomachine de la figure 2 ;
- la figure 7 est une demi-vue schématique en coupe axiale d'une partie d'une turbomachine selon un autre mode de réalisation de l'invention.
Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues.
5 EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS
La figure 1 illustre une turbomachine 10 pour aéronef, en l'occurrence un turboréacteur à double corps et à double flux, comprenant de manière générale, de l'amont vers l'aval, une entrée d'air 12, un carter d'entrée 13, un compresseur basse pression 14, un carter intermédiaire 15, un compresseur haute pression 16, une chambre de combustion 18, une turbine haute pression 20, une turbine basse pression 22, un carter d'échappement 23, et un canal d'échappement 24.
De manière bien connue, le compresseur haute pression 16, la chambre de combustion 18, et les turbines 20 et 22, constituent une veine primaire, entourée par une veine secondaire 26 de la turbomachine. Ainsi, en fonctionnement, l'air Fl qui est entré par l'entrée d'air 12 et qui a été comprimé par le compresseur basse pression 14, se divise ensuite en un flux primaire F2 qui circule dans la veine primaire et en un flux secondaire F3 qui circule dans la veine secondaire 26. Le flux primaire F2 est alors comprimé davantage dans le compresseur haute pression 16, puis mélangé à du carburant et enflammé dans la chambre de combustion 18, avant de subir une détente dans la turbine haute pression 20 puis dans la turbine basse pression 22, et finalement s'échapper par le canal d'échappement 24. La turbine haute pression 20 entraîne en rotation le compresseur haute pression 16 par l'intermédiaire d'un arbre haute pression, tandis que la turbine basse pression 22 entraîne en rotation le compresseur basse pression 14 par l'intermédiaire d'un arbre basse pression. Le flux secondaire F3 contourne la veine primaire par la veine secondaire 26 et génère une poussée additionnelle en sortie de la turbomachine. Les rotors de la turbomachine sont montés rotatifs autour d'un axe longitudinal 28 de la turbomachine.
Dans l'ensemble de cette description, la direction axiale ou longitudinale X est la direction de l'axe longitudinal 28 de la turbomachine. De plus, la direction radiale R et la direction circonférentielle ou tangentielle T sont définies par référence à un système de coordonnées cylindrique centré sur l'axe longitudinal 28. Enfin, les directions « amont » et « aval » sont définies par référence à l'écoulement général des gaz dans la turbomachine selon la direction axiale X.
La figure 2 illustre une partie de la turbomachine, en l'occurrence une partie de la turbine basse pression 22. Celle-ci comporte deux disques de rotor 30 et 32 respectivement agencés en amont et en aval, dont seules sont visibles des parties radialement internes respectives 30A et 32A, de forme élargie, parfois dénommées « poireaux d'équilibrage ».
La figure 2 montre en outre un tourillon 34 relié à l'arbre basse pression (non visible), et relié aux disques de rotor 30 et 32 de manière à transmettre le mouvement rotatif de ces disques à un rotor du compresseur basse pression 14 par l'intermédiaire de l'arbre basse pression.
À cet effet, le disque de rotor 30 comporte une bride aval 36, s'étendant radialement vers l'intérieur à partir d'une extrémité aval de la partie radialement interne 30A du disque, et le disque de rotor 32 comporte une bride amont 38, s'étendant radialement vers l'intérieur à partir d'une extrémité amont de la partie radialement interne 32A du disque. Les brides 36 et 38 sont fixées conjointement sur une bride radiale 40 du tourillon 34 au moyen de boulons 42.
Le disque de rotor 32 comporte en outre une bride aval 44, s'étendant radialement vers l'intérieur à partir d'une extrémité aval de la partie radialement interne 32A du disque de rotor, et sur laquelle est fixée une bride correspondante 46 d'une pièce multifonctions 48, au moyen de boulons 49. La pièce multifonctions 48 comporte par exemple une partie aval 50 coopérant avec des éléments statoriques 52, 54 solidaires du carter d'échappement 23 de la turbomachine de manière à constituer des joints d'étanchéité tournants 56 et 58.
Dans la terminologie de la présente invention, la bride aval 44 du disque de rotor est également dénommée « première bride », tandis que la bride 46 de la pièce multifonctions 48 est également dénommée « deuxième bride ».
Le tourillon 34 comporte également une paroi sensiblement cylindrique 60 coopérant avec un autre élément statorique 62 solidaire du carter d'échappement de manière à constituer un autre joint d'étanchéité tournant 64.
Comme le montre la figure 2, la turbomachine comporte un espace annulaire 70 délimité extérieurement par la partie radialement interne 32A du disque de rotor 32, et délimité intérieurement par la paroi sensiblement cylindrique 60 du tourillon 34. Dans le cadre de la présente invention, l'espace annulaire 70 est défini comme s'étendant vers l'amont jusqu'au niveau axial de la bride amont 38 du disque de rotor 32 et de la bride radiale 40 du tourillon 34, et comme s'étendant vers l'aval jusqu'au niveau axial de la bride aval 44 du disque de rotor 32.
L'espace annulaire 70 forme un passage pour deux flux d'air, à savoir un premier flux d'air 72 circulant de l'amont vers l'aval, correspondant à un flux de ventilation d'une région inter-arbres et/ou de drainage d'huile de lubrification de paliers et/ou de pressurisation d'une enceinte de lubrification, et un deuxième flux d'air 74 circulant également de l'amont vers l'aval, et destiné notamment à la ventilation de la partie radialement interne 32A du disque de rotor 32 (figure 2) et/ou à remplir une fonction de purge entre des aubes de rotor portées par le disque de rotor 32, et des aubes de stator, qui en l'espèce font partie du carter d'échappement 23. De manière bien connue, une telle fonction de purge consiste à amener un flux d'air à une pression supérieure à la pression de veine au niveau du plus petit espacement entre les aubes de rotor et les aubes de stator précitées, typiquement au niveau de plateformes des aubes, de manière à éviter que de l'air de la veine ne s'échappe hors de la veine en circulant radialement vers l'intérieur au travers de l'espacement précité.
Afin d'assurer la séparation des deux flux d'air 72 et 74, une paroi de séparation 76 est agencée dans l'espace annulaire 70 de manière à partager cet espace en une cavité radialement interne 78 et une cavité radialement externe 80. Cette dernière est en particulier délimitée par la bride aval 44 du disque de rotor 32.
Dans le mode de réalisation illustré, la paroi de séparation 76 forme une partie amont de la pièce multifonctions 48. La paroi de séparation 76 est ainsi raccordée à la partie aval 50 de la pièce multifonctions 48 par l'intermédiaire de la bride 46 de cette pièce.
La cavité radialement interne 78 comporte une première entrée d'air 82 et une première sortie d'air 84 permettant la circulation du premier flux d'air 72. La première entrée d'air 82 est par exemple constituée d'orifices d'entrée d'air formés dans le tourillon 34 sous la bride radiale 40. La première sortie d'air 84 est par exemple constituée d'un espace annulaire ménagé entre la pièce multifonctions 48 et l'élément statorique 62 du joint d'étanchéité tournant 64. Le joint d'étanchéité tournant 64 délimite ainsi la cavité radialement interne 78 et la première sortie d'air 84.
La cavité radialement externe 80 comporte une deuxième entrée d'air 86 et une deuxième sortie d'air 88 permettant la circulation du deuxième flux d'air 74. La deuxième entrée d'air 86 est par exemple constituée d'orifices d'entrée d'air formés dans une virole amont 90 du disque de rotor 32 à l'extrémité de laquelle est formée la bride amont 38 du disque de rotor 32. La deuxième sortie d'air 88 est par exemple constituée d'orifices de sortie d'air formés dans une virole aval 92 à l'extrémité de laquelle est formée la bride aval 44 du disque de rotor 32.
Les orifices d'entrée d'air formant la deuxième entrée d'air 86 et les orifices de sortie d'air formant la deuxième sortie d'air 88 sont de préférence régulièrement répartis autour de l'axe 28. II en est de même en ce qui concerne les orifices d'entrée d'air formant la première entrée d'air 82.
Comme cela apparaît plus clairement sur les figures 3 à 6, la paroi de séparation 76 comporte une rangée annulaire de bossages 94 en saillie radialement vers l'extérieur. Les bossages 94 sont espacés les uns des autres, et sont de préférence régulièrement répartis sur la circonférence de la paroi de séparation 76.
De plus, le joint d'étanchéité tournant 64 s'étend radialement en regard de la rangée annulaire de bossages 94. II est à noter que le joint d'étanchéité tournant 64 n'est pas visible sur les figures 3 à 6, pour plus de clarté.
Dans le mode de réalisation illustré, les bossages sont en effet formés dans une partie aval de la paroi de séparation 76.
Au niveau de chacun des bossages 94, la section de passage entre la paroi de séparation 76 et l'élément statorique 62 du joint d'étanchéité tournant 64 est accrue. Les bossages 94 forment ainsi respectivement des premiers canaux 96 (figures 4 et 5) qui forment une partie de la première sortie d'air 84. Ces premiers canaux 96 accroissent donc la section de passage globale de la première sortie d'air 84, et permettent ainsi la circulation du premier flux d'air 72 avec un débit accru. En particulier, la section de passage globale de la première sortie d'air 84 peut ainsi être supérieure à la section de passage globale de la première entrée d'air 82, c'est-à-dire en l'espèce la section de passage cumulée des orifices formant la première entrée d'air 82. Autrement dit, la présence du joint d'étanchéité tournant 64 n'implique pas de restriction de section de nature à réduire le débit du premier flux d'air 72, de sorte que ce débit est déterminé par la section de passage globale de la première entrée d'air 82. Bien entendu, compte3062682 tenu de la forme annulaire continue de la première sortie d'air 84, l'homme du métier comprendra qu'une partie minoritaire du premier flux d'air 72 circule dans la première sortie d'air 84 en passant entre les premiers canaux 96, c'est-à-dire dans des portions de moindre section de la première sortie d'air 84, définies entre l'élément statorique 62 et les portions de la paroi de séparation 76 situées entre les bossages 94.
Par ailleurs, les bossages 94 délimitent entre eux, dans la cavité radialement externe 80, des deuxièmes canaux 98 débouchant dans la deuxième sortie 88 (figures 2 et 6). En effet, chacun des bossages induit une restriction de la section de la cavité radialement externe 80, de sorte que les portions 99 de la paroi de séparation 76 situées entre les bossages 94 (figure 3) délimitent des portions de section accrue au sein de la cavité radialement externe 80. Ces portions de section accrue constituent les deuxièmes canaux 98, dans la terminologie de l'invention.
Comme le montrent les figures 3 et 4, la bride 46 de la pièce multifonctions 48 est une bride discontinue. La bride 46 comporte en effet des portions circonférentielles 100 séparées les unes des autres par les bossages 94. Les portions circonférentielles 100 comportent des orifices 102 pour le passage des boulons 49.
Corollairement, la bride aval 44 du disque de rotor 32 est également une bride discontinue, formée de festons 104 (figure 6) séparés les uns des autres par les bossages 94 et comportant également des orifices 103 alignés avec les orifices 102 de la bride 46 de la pièce multifonctions 48 pour le passage des boulons 49.
L'absence de boulons 49, dans les secteurs angulaires situés entre les portions circonférentielles 100 de la bride 46, permet d'accroître la section de passage pour le premier flux d'air 72 dans une cavité aval 105 (figure 2) agencée en sortie de la première sortie d'air 84, axialement en aval de l'espace annulaire 70, et délimitée notamment par le joint tournant 58.
Par ailleurs, les extrémités circonférentielles de chaque bossage 94 contribuent à rigidifier la paroi de séparation 76, comme le feraient des nervures qui seraient formées sur cette paroi. À cet égard, le nombre de bossages est de préférence supérieur ou égal à trois, de manière à obtenir un effet de rigidification significatif.
ίο
Dans le mode de réalisation illustré, la paroi de séparation 76 comporte une gorge annulaire 106, agencée en regard de la bride aval 44 du disque de rotor 32, et logeant un joint annulaire d'étanchéité 108 interposé entre la paroi de séparation 76 et la bride aval 44 (figures 5 et 6). Compte tenu de la présence des bossages 94, la gorge annulaire 106 et le joint annulaire d'étanchéité 108 présentent des formes respectives ondulées radialement autour de l'axe 28.
De plus, la paroi de séparation 76 présente une extrémité amont 110 en appui libre précontraint sur une virole aval 112 du tourillon 34 comportant une gorge annulaire 114 logeant un joint annulaire d'étanchéité 116. D'autres modes de liaison de la paroi de séparation 76 au tourillon 34 sont bien entendu possibles en variante.
D'une manière générale, la configuration de la paroi de séparation 76 permet ainsi de garantir des sections de passage satisfaisantes, tant pour le premier flux d'air 72 que pour le deuxième flux d'air 74.
La figure 7 illustre une partie d'une turbomachine selon un autre mode de réalisation de l'invention, qui est semblable à la turbomachine décrite ci-dessus sauf en ce qui concerne le mode de liaison de la paroi de séparation 76 au tourillon 34. En effet, dans ce mode de réalisation, l'extrémité amont 110 de la paroi de séparation 76 est engagée serrée dans une gorge annulaire 120 ouverte axialement vers l'aval, formée dans
0 un collet annulaire 122 du tourillon 34. À cet effet, l'extrémité amont 110 prend de préférence la forme d'un bourrelet, comme le montre la figure 7.
Dans d'autres modes de réalisation, les bossages peuvent être formés dans une partie amont de la paroi de séparation de manière à améliorer les sections de
5 passage des flux d'air au niveau des entrées respectives des cavités radialement interne et radialement externe.

Claims (11)

  1. REVENDICATIONS
    1. Partie de turbomachine, comprenant un disque de rotor (32), un espace annulaire (70) délimité extérieurement par le disque de rotor, et une paroi de séparation (76) qui partage l'espace annulaire en une cavité radialement interne (78) et une cavité radialement externe (80), dans laquelle la cavité radialement interne comporte une première entrée d'air (82) et une première sortie d'air (84), et la cavité radialement externe comporte une deuxième entrée d'air (86) et une deuxième sortie d'air (88), caractérisée en ce que la paroi de séparation comporte une rangée annulaire de bossages (94) en saillie radialement vers l’extérieur espacés les uns des autres de sorte que les bossages (94) délimitent des premiers canaux (96) débouchant dans ou formant au moins une partie de l'une au moins parmi la première entrée d'air (82) et la première sortie d'air (84), et de sorte que les bossages (94) délimitent entre eux des deuxièmes canaux (98) débouchant dans ou formant au moins une partie de l'une au moins parmi la deuxième entrée d'air (86) et la deuxième sortie d'air (88).
  2. 2. Partie de turbomachine selon la revendication 1, dans laquelle la cavité radialement interne (78) et la première sortie d'air (84) sont délimitées par un joint d'étanchéité tournant (64) s'étendant radialement en regard de la rangée annulaire de bossages (94).
  3. 3. Partie de turbomachine selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle le disque de rotor (32) est un disque de turbine.
  4. 4. Partie de turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle le disque de rotor (32) comporte une première bride (44) et la paroi de séparation comporte une deuxième bride (46) fixée sur la première bride (44), et dans laquelle l'une des première et deuxième brides délimite axialement la cavité radialement externe (80).
  5. 5. Partie de turbomachine selon la revendication 4, dans laquelle la première bride (44) est formée de festons (104) agencés entre les bossages (94) et comportant des orifices (103), et la deuxième bride (46) comporte des orifices (102) alignés avec les orifices (103) de la première bride (44), pour le passage d'organes de fixation (49) de la deuxième bride (46) à la première bride (44).
  6. 6. Partie de turbomachine selon la revendication 5, dans laquelle les organes de fixation (49) sont logés dans une cavité aval (105) dans laquelle débouche la première sortie d'air (84).
  7. 7. Partie de turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans laquelle une section de passage globale de la première sortie d'air (84) est supérieure à une section de passage globale de la première entrée d'air (82).
  8. 8. Partie de turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans laquelle la paroi de séparation (76) comporte une gorge annulaire (106), agencée en regard de la première bride (44) du disque de rotor (32), et logeant un joint annulaire d'étanchéité (108) interposé entre la paroi de séparation (76) et la bride aval (44).
  9. 9. Partie de turbomachine selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, dans laquelle la paroi de séparation (76) présente une extrémité amont (110) engagée serrée dans une gorge annulaire (120) ouverte axialement vers l'aval.
  10. 10. Turbomachine, comprenant une partie de turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 9.
  11. 11. Turbomachine selon la revendication 10, comprenant un compresseur basse pression (14), un compresseur haute pression (16), une turbine haute pression (20) configurée pour entraîner le compresseur haute pression (16), et une turbine basse pression (22) configurée pour entraîner le compresseur basse pression (14), dans laquelle la turbine basse pression (22) forme ladite partie de turbomachine.
    S.61706
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