FR3095471A1 - Turbomachine for an aircraft - Google Patents

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FR3095471A1
FR3095471A1 FR1904449A FR1904449A FR3095471A1 FR 3095471 A1 FR3095471 A1 FR 3095471A1 FR 1904449 A FR1904449 A FR 1904449A FR 1904449 A FR1904449 A FR 1904449A FR 3095471 A1 FR3095471 A1 FR 3095471A1
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Matthias Emmanuel Garnaud Quentin
André BOILEAU Patrick
Patrick Gonidec
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Safran Nacelles SAS
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
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    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan

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Abstract

L’invention concerne une turbomachine (2) pour un aéronef, comportant une soufflante (6), un compresseur (7, 8), une chambre de combustion (9) et une turbine (10, 11), le compresseur (7, 8) et la turbine (10, 11) comportant au moins un rotor comprenant au moins un arbre creux (14, 15) s’étendant selon un axe (X), la turbomachine (2) comportant des moyens de fixation de la turbomachine à une partie fixe (4, 4a) de l’aéronef, caractérisée en ce que lesdits moyens de fixation comportent un arbre de support (24) s’étendant à l’intérieur de l’arbre creux de rotor (14, 15), ledit arbre de support (24) comportant une extrémité amont ou aval destinée à être fixée à la partie fixe (4, 4a) de l’aéronef, les moyens de fixation comportant des moyens de maintien axial (25, 17) de l’arbre de support (24) par rapport à la turbomachine (2) et des moyens de couplage en rotation (28) aptes à empêcher la rotation d’une partie fixe (21, 18a) de la turbomachine (2) par rapport à la partie fixe (4, 4a) de l’aéronef. Figure à publier avec l’abrégé : figure 5.The invention relates to a turbomachine (2) for an aircraft, comprising a fan (6), a compressor (7, 8), a combustion chamber (9) and a turbine (10, 11), the compressor (7, 8). ) and the turbine (10, 11) comprising at least one rotor comprising at least one hollow shaft (14, 15) extending along an axis (X), the turbomachine (2) comprising means for fixing the turbomachine to a fixed part (4, 4a) of the aircraft, characterized in that said fixing means comprise a support shaft (24) extending inside the hollow rotor shaft (14, 15), said shaft support (24) comprising an upstream or downstream end intended to be fixed to the fixed part (4, 4a) of the aircraft, the fastening means comprising axial holding means (25, 17) of the support shaft (24) relative to the turbomachine (2) and rotational coupling means (28) capable of preventing the rotation of a fixed part (21, 18a) of the turbomachine (2) relative to the fixed part (4 , 4a) from l 'aircraft. Figure to be published with the abstract: figure 5.

Description

Turbomachine pour un aéronefTurbomachine for an aircraft

Domaine technique de l’inventionTechnical field of the invention

L’invention comporte une turbomachine pour un aéronef, en particulier un avion.The invention comprises a turbomachine for an aircraft, in particular an airplane.

Etat de la technique antérieureState of the prior art

Un aéronef comporte classiquement un ou plusieurs systèmes propulsifs comprenant chacun une turbomachine, telle par exemple qu’un turboréacteur ou un turbopropulseur. Un système propulsif 1 selon une première forme de réalisation de l’art antérieur est visible aux figures 1 et 2.An aircraft conventionally comprises one or more propulsion systems each comprising a turbomachine, such as for example a turbojet or a turboprop. A propulsion system 1 according to a first embodiment of the prior art is visible in Figures 1 and 2.

La turbomachine 2 et la nacelle 3 sont accrochées à une cellule de l’aéronef, par exemple sous l’aile 4 ou au fuselage, par l’intermédiaire d’un pylône 5, également appelé mât.The turbomachine 2 and the nacelle 3 are attached to a cell of the aircraft, for example under the wing 4 or to the fuselage, via a pylon 5, also called a mast.

La turbomachine 2 est ici un turboréacteur à double flux comportant classiquement, d’amont en aval dans le sens de circulation des gaz au sein de la turbomachine 2, une soufflante 6, un compresseur basse pression 7, un compresseur haute pression 8, une chambre de combustion 9, une turbine haute pression 10 et une turbine basse pression 11.The turbomachine 2 is here a turbofan engine conventionally comprising, from upstream to downstream in the direction of circulation of the gases within the turbomachine 2, a fan 6, a low pressure compressor 7, a high pressure compressor 8, a chamber combustion engine 9, a high pressure turbine 10 and a low pressure turbine 11.

Le flux d’air entrant dans la turbomachine par la soufflante 6 est divisé en un flux d’air primaire, radialement interne, s’écoulant dans une veine dite primaire 12, et en un flux d’air secondaire, radialement externe, s’écoulant dans une veine dite secondaire 13.The air flow entering the turbomachine through the fan 6 is divided into a primary air flow, radially internal, flowing in a so-called primary vein 12, and into a secondary air flow, radially external, flowing in a so-called secondary vein 13.

Les termes axial, radial et circonférentiel sont définis par rapport à l’axe X de la turbomachine 2.The terms axial, radial and circumferential are defined with respect to the axis X of the turbomachine 2.

Le flux d’air primaire, ou flux chaud, traverse successivement le compresseur basse pression 7, le compresseur haute pression 8, la chambre de combustion 9, la turbine haute pression 10 et la turbine basse pression 11 avant d’être éjecté en aval de la veine primaire 12 de la turbomachine 2. La turbine haute pression 10 entraîne en rotation le compresseur haute pression 8 par l’intermédiaire d’un arbre de rotor haute pression 14. La turbine basse pression 11 entraîne en rotation le compresseur basse pression 7 par l’intermédiaire d’un arbre de rotor basse pression 15. La turbine basse pression 11 entraîne également en rotation un arbre rotatif 16 couplé à la soufflante 6, par l’intermédiaire de l’arbre de rotor basse pression 15 et par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesses 17. Les arbres de rotor 14, 15 sont coaxiaux et s’étendent selon l’axe X de la turbomachine 2.The primary air flow, or hot flow, successively passes through the low pressure compressor 7, the high pressure compressor 8, the combustion chamber 9, the high pressure turbine 10 and the low pressure turbine 11 before being ejected downstream of the primary stream 12 of the turbomachine 2. The high pressure turbine 10 rotates the high pressure compressor 8 via a high pressure rotor shaft 14. The low pressure turbine 11 rotates the low pressure compressor 7 by via a low pressure rotor shaft 15. The low pressure turbine 11 also rotates a rotating shaft 16 coupled to the fan 6, via the low pressure rotor shaft 15 and via a speed reducer 17. The rotor shafts 14, 15 are coaxial and extend along the axis X of the turbomachine 2.

Le flux secondaire, ou flux d’air froid, est éjecté en aval de la veine secondaire 13 de la turbomachine 2.The secondary flow, or flow of cold air, is ejected downstream of the secondary stream 13 of the turbomachine 2.

La turbomachine comporte par ailleurs, d’amont en aval, un carter intermédiaire 18, un carter dit inter-compresseur 19 (Intermediate Compressor Frame ou ICF, en anglais), un carter dit inter-turbine 20 (Turbine Vane Frame ou TVF, en anglais) et un carter d’échappement 21.The turbomachine also comprises, from upstream to downstream, an intermediate casing 18, a so-called inter-compressor casing 19 (Intermediate Compressor Frame or ICF, in English), a so-called inter-turbine casing 20 (Turbine Vane Frame or TVF, in English) and an exhaust housing 21.

Le carter intermédiaire 18 comporte une partie radialement externe 18a ou virole radialement externe et une partie radialement interne 18b ou moyeu, reliés par des bras redresseurs 22 aptes notamment à redresser le flux d’air issu de la soufflante 6.The intermediate casing 18 comprises a radially outer part 18a or radially outer shroud and a radially inner part 18b or hub, connected by straightening arms 22 capable in particular of straightening the flow of air from the fan 6.

Dans la forme de réalisation illustrée aux figures 1 et 2, la turbomachine 2 est fixée au pylône 5 au niveau des parties radialement interne 18b et externe 18a du carter intermédiaire 18 et au niveau du carter inter-turbine 20, par l’intermédiaire de bielles 23a, 23b, 23c. D’autres bielles 23d, dites bielles de reprise de poussée, relient la partie radialement interne 18b du carter intermédiaire 18 et le pylône 5.In the embodiment illustrated in FIGS. 1 and 2, the turbomachine 2 is fixed to the pylon 5 at the level of the radially inner 18b and outer 18a portions of the intermediate casing 18 and at the level of the inter-turbine casing 20, by means of connecting rods 23a, 23b, 23c. Other connecting rods 23d, called thrust recovery connecting rods, connect the radially internal part 18b of the intermediate casing 18 and the pylon 5.

On définit par X l’axe de la turbomachine 2, par Z un axe vertical perpendiculaire à l’axe X de la turbomachine 2 et par Y un axe perpendiculaire aux axes X et Z et formant avec eux un repère orthonormé.The axis of the turbomachine 2 is defined by X, by Z a vertical axis perpendicular to the axis X of the turbomachine 2 and by Y an axis perpendicular to the axes X and Z and forming with them an orthonormal frame of reference.

Les bielles 23a et les bielles 23b visibles à la figure 2, sont aptes à reprendre des efforts orientés selon les axes Y et Z. Les bielles 23d sont aptes à reprendre des efforts orientés selon l’axe X. Les bielles 23b, 23c sont aptes à reprendre des moments générés selon les axes X, Y et Z.The connecting rods 23a and the connecting rods 23b visible in FIG. 2 are capable of absorbing forces oriented along the Y and Z axes. The connecting rods 23d are capable of absorbing forces oriented along the X axis. to resume moments generated along the X, Y and Z axes.

Les figures 3 et 4 illustrent une seconde forme de réalisation de l’art antérieur, qui diffère de celle exposée précédemment en ce que la turbomachine 2 est fixée au pylône 5 au niveau de la partie radialement interne 18b du carter intermédiaire 18 et au niveau du carter d’échappement 21, par l’intermédiaire de bielles 23a, 23b, 23c et 23d.FIGS. 3 and 4 illustrate a second embodiment of the prior art, which differs from that described above in that the turbomachine 2 is fixed to the pylon 5 at the level of the radially internal part 18b of the intermediate casing 18 and at the level of the exhaust casing 21, via connecting rods 23a, 23b, 23c and 23d.

Les bielles 23a et les bielles 23b, visibles à la figure 4, sont aptes à reprendre des efforts orientés selon les axes Y et Z. Les bielles 23d sont aptes à reprendre des efforts orientés selon l’axe X. Les bielles 23b, 23c sont aptes à reprendre des moments générés selon les axes X, Y et Z.Connecting rods 23a and connecting rods 23b, visible in FIG. 4, are capable of absorbing forces oriented along the Y and Z axes. Connecting rods 23d are capable of absorbing forces oriented along axis X. Connecting rods 23b, 23c are capable of taking up moments generated along the X, Y and Z axes.

Ces deux formes de réalisation présentent plusieurs inconvénients.These two embodiments have several drawbacks.

Tout d’abord, les bielles servant à reprendre la poussée selon l’axe X, sont situées dans les cônes d’éclatement des compresseurs, ce qui impose des contraintes de conception particulières. Pour rappel, chaque rotor de compresseur comporte des disques qui, en cas de casse, sont éjectés à très haute vitesse radialement vers l’extérieur, dans une zone appelée cône d’éclatement. Il existe donc un risque de découpe des éléments de suspension qui sont situés dans cette zone.First of all, the connecting rods used to take up the thrust along the X axis are located in the compressor burst cones, which imposes specific design constraints. As a reminder, each compressor rotor has discs which, in the event of breakage, are ejected at very high speed radially outwards, in an area called the burst cone. There is therefore a risk of cutting the suspension elements which are located in this zone.

Par ailleurs, la turbomachine comporte de nombreux équipements qui sont situés à proximité des bielles de suspension, ce qui rend difficile la maintenance de ces équipements.Furthermore, the turbine engine comprises numerous pieces of equipment which are located close to the suspension rods, which makes it difficult to maintain this equipment.

Enfin, les chemins d’efforts traversent plusieurs carter successifs, générant des déformations dans ces carters et des jeux au niveau du compresseur et de la turbine. De tels jeux engendrent des pertes de charge et une baisse du rendement de la turbomachine.Finally, the force paths cross several successive casings, generating deformations in these casings and clearances at the level of the compressor and the turbine. Such clearances cause pressure drops and a drop in the efficiency of the turbomachine.

L’invention vise à remédier à ces inconvénients, de façon simple, fiable et peu onéreuse.The invention aims to remedy these drawbacks in a simple, reliable and inexpensive manner.

Présentation de l’inventionPresentation of the invention

A cet effet, l’invention propose une turbomachine pour un aéronef, comportant une soufflante, un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, le compresseur et la turbine comportant au moins un rotor comprenant au moins un arbre creux s’étendant selon un axe, la turbomachine comportant des moyens de fixation de la turbomachine à une partie fixe de l’aéronef, caractérisée en ce que lesdits moyens de fixation comportent un arbre de support s’étendant à l’intérieur de l’arbre creux de rotor, ledit arbre de support comportant une extrémité amont ou aval destinée à être fixée à la partie fixe de l’aéronef, les moyens de fixation comportant des moyens de maintien axial de l’arbre de support par rapport à la turbomachine et des moyens de couplage en rotation aptes à empêcher la rotation de la partie fixe de la turbomachine par rapport à une partie fixe de l’aéronef.To this end, the invention proposes a turbomachine for an aircraft, comprising a fan, a compressor, a combustion chamber and a turbine, the compressor and the turbine comprising at least one rotor comprising at least one hollow shaft extending along a axis, the turbine engine comprising means for fixing the turbine engine to a fixed part of the aircraft, characterized in that the said fixing means comprise a support shaft extending inside the hollow rotor shaft, the said support shaft comprising an upstream or downstream end intended to be fixed to the fixed part of the aircraft, the fixing means comprising means for axially maintaining the support shaft relative to the turbine engine and means for coupling in rotation capable of preventing rotation of the fixed part of the turbomachine relative to a fixed part of the aircraft.

L’arbre de support permet ainsi de supporter en porte-à-faux la turbomachine par rapport à la partie fixe de l’aéronef. Une telle structure permet de situer les éléments servant à la suspension ou à la fixation de la turbomachine hors du cône d’éclatement de façon à réduire les risques en cas de casse des disques de compresseur. Ces éléments sont également placés hors des zones situées à proximité des équipements, de façon à faciliter la maintenance des équipements.The support shaft thus makes it possible to support the turbomachine cantilevered with respect to the fixed part of the aircraft. Such a structure makes it possible to locate the elements used for the suspension or the fixing of the turbomachine outside the bursting cone so as to reduce the risks in the event of breakage of the compressor discs. These elements are also placed outside the areas located near the equipment, so as to facilitate the maintenance of the equipment.

Par ailleurs, les éléments servant à la suspension ou à la fixation de la turbomachine sont situés dans des zones éloignées de la turbine, ce qui limite les contraintes thermiques sur ces éléments.Furthermore, the elements used for the suspension or the fixing of the turbine engine are located in zones remote from the turbine, which limits the thermal stresses on these elements.

De plus, les chemins d’efforts sont relativement directs, ce qui réduit les contraintes mécaniques exercés sur les carters ainsi que les jeux qui en découlent.In addition, the force paths are relatively direct, which reduces the mechanical stresses exerted on the casings as well as the resulting clearances.

Enfin, une telle turbomachine peut être séparée aisément de la partie fixe de l’aéronef.Finally, such a turbomachine can easily be separated from the fixed part of the aircraft.

La soufflante peut être située en amont du compresseur, de la chambre de combustion et de la turbine, par rapport au sens de circulation des gaz au sein de la turbomachine.The fan can be located upstream of the compressor, of the combustion chamber and of the turbine, with respect to the direction of circulation of the gases within the turbomachine.

En variante, la soufflante peut être située en aval du compresseur et de la chambre de combustion, notamment.As a variant, the fan can be located downstream of the compressor and of the combustion chamber, in particular.

Les moyens de fixation peuvent comporter un pylône destiné à être fixé sous une aile ou à une cellule de l’aéronef, l’arbre de support étant fixé audit pylône, les moyens de couplage en rotation étant aptes à coupler en rotation la partie fixe de la turbomachine et le pylône.The fixing means may comprise a pylon intended to be fixed under a wing or to an airframe of the aircraft, the support shaft being fixed to said pylon, the means for coupling in rotation being capable of coupling in rotation the fixed part of the turbomachine and the pylon.

Les moyens de couplage en rotation peuvent comporter une bielle comportant une première extrémité reliée à la turbomachine par l’intermédiaire d’une première liaison rotule, et une seconde extrémité reliée au pylône par l’intermédiaire d’une seconde liaison rotule.The rotational coupling means may comprise a connecting rod having a first end connected to the turbomachine via a first ball joint, and a second end connected to the pylon via a second ball joint.

Les moyens de couplage en rotation permettent d’éviter la rotation de la turbomachine par rapport au pylône, autour de l’axe de la turbomachine.The rotational coupling means make it possible to prevent rotation of the turbomachine relative to the pylon, around the axis of the turbomachine.

La turbomachine peut comporter un carter intermédiaire comportant une partie radialement externe entourant la soufflante, et une partie radialement interne, reliées l’une à l’autre par des bras redresseurs, l’extrémité amont de l’arbre de support étant reliée au pylône, la première extrémité de la bielle des moyens de couplage en rotation étant reliée à la partie externe du carter intermédiaire.The turbomachine may comprise an intermediate casing comprising a radially outer part surrounding the fan, and a radially inner part, connected to each other by rectifier arms, the upstream end of the support shaft being connected to the pylon, the first end of the connecting rod of the rotational coupling means being connected to the outer part of the intermediate casing.

La turbomachine peut comporter un carter d’échappement entourant au moins en partie la turbine et/ou s’étendant axialement en aval de la turbine, l’extrémité aval de l’arbre de support étant reliée au pylône, la première extrémité de la bielle des moyens de couplage en rotation étant reliée au carter d’échappement.The turbomachine may comprise an exhaust casing at least partially surrounding the turbine and/or extending axially downstream of the turbine, the downstream end of the support shaft being connected to the pylon, the first end of the connecting rod rotational coupling means being connected to the exhaust casing.

Les moyens de maintien axial peuvent comporter au moins un palier et/ou au moins une butée axiale située entre l’arbre de support et une partie fixe de la turbomachine.The axial holding means may comprise at least one bearing and/or at least one axial stop located between the support shaft and a fixed part of the turbomachine.

Ledit palier ou ladite butée peut être située entre une partie amont de l’arbre, d’une part, et une partie radialement interne d’un carter intermédiaire ou d’un réducteur de vitesses aptes entraîner la soufflante à partir de l’arbre du rotor, d’autre part.Said bearing or said abutment may be located between an upstream part of the shaft, on the one hand, and a radially internal part of an intermediate casing or a speed reducer capable of driving the fan from the shaft of the rotor, on the other hand.

La turbomachine peut comporter des paliers intercalés entre l’arbre de support et l’arbre de rotor creux.The turbomachine may include bearings interposed between the support shaft and the hollow rotor shaft.

Les paliers sont par exemple des roulements à billes ou à rouleaux.The bearings are for example ball bearings or roller bearings.

L’arbre de support peut comporter au moins deux parties coaxiales.The support shaft may comprise at least two coaxial parts.

Une telle caractéristique permet de limiter une éventuelle propagation de fissure d’une partie à l’autre de l’arbre de support.Such a feature makes it possible to limit any crack propagation from one part of the support shaft to another.

L’invention concerne également un aéronef comportant une turbomachine du type précité.The invention also relates to an aircraft comprising a turbomachine of the aforementioned type.

Brève description des figuresBrief description of figures

est une demie-vue schématique en coupe d’un système propulsif selon une première forme de réalisation de l’art antérieur, is a diagrammatic half-sectional view of a propulsion system according to a first embodiment of the prior art,

est une vue en perspective de la turbomachine de la figure 1, is a perspective view of the turbomachine of FIG. 1,

est une demie-vue schématique en coupe d’un système propulsif selon une seconde forme de réalisation de l’art antérieur, is a diagrammatic half-sectional view of a propulsion system according to a second embodiment of the prior art,

est une vue en perspective de la turbomachine de la figure 3, is a perspective view of the turbomachine of FIG. 3,

est une demie-vue schématique en coupe d’un système propulsif selon une première forme de réalisation de l’invention, is a diagrammatic half-sectional view of a propulsion system according to a first embodiment of the invention,

est une demie-vue schématique en coupe d’un système propulsif selon une seconde forme de réalisation de l’invention, is a diagrammatic half-sectional view of a propulsion system according to a second embodiment of the invention,

est une vue schématique en coupe de l’arbre de support et du pylône. is a schematic sectional view of the support shaft and pylon.

Description détaillée de l’inventionDetailed description of the invention

Un système propulsif 1 selon une première forme de réalisation de l’invention est visible aux figures 5 et 6, le système propulsif 1 comportant une turbomachine 2 et une nacelle 3 entourant la turbomachine 2.A propulsion system 1 according to a first embodiment of the invention is visible in Figures 5 and 6, the propulsion system 1 comprising a turbomachine 2 and a nacelle 3 surrounding the turbomachine 2.

La turbomachine 2 et la nacelle 3 sont accrochées à une cellule de l’aéronef, par exemple sous l’aile 4 ou au fuselage 4a, par l’intermédiaire d’un pylône 5, également appelé mât. La turbomachine 2 est ici un turboréacteur à double flux comportant, d’amont en aval dans le sens de circulation des gaz au sein de la turbomachine 2, une soufflante 6, un compresseur basse pression 7, un compresseur haute pression 8, une chambre de combustion 9, une turbine haute pression 10 et une turbine basse pression 11.The turbomachine 2 and the nacelle 3 are attached to a cell of the aircraft, for example under the wing 4 or to the fuselage 4a, via a pylon 5, also called a mast. The turbomachine 2 is here a turbofan engine comprising, from upstream to downstream in the direction of circulation of the gases within the turbomachine 2, a fan 6, a low pressure compressor 7, a high pressure compressor 8, a combustion 9, a high pressure turbine 10 and a low pressure turbine 11.

Le flux d’air entrant dans la turbomachine 2 par la soufflante est divisé en un flux d’air primaire, radialement interne, s’écoulant dans une veine 12 dite primaire, et en un flux d’air secondaire, radialement externe, s’écoulant dans une veine 13 dite secondaire.The flow of air entering the turbomachine 2 by the fan is divided into a flow of primary air, radially internal, flowing in a so-called primary vein 12, and into a flow of secondary air, radially external, flowing in a so-called secondary vein 13.

Les termes axial, radial et circonférentiel sont définis par rapport à l’axe X de la turbomachine 2.The terms axial, radial and circumferential are defined with respect to the axis X of the turbomachine 2.

Le flux d’air primaire, ou flux chaud, traverse successivement le compresseur basse pression 7, le compresseur haute pression 8, la chambre de combustion 9, la turbine haute pression 10 et la turbine basse pression 11 avant d’être éjecté en aval de la veine primaire 12 de la turbomachine 2. La turbine haute pression 10 entraîne en rotation le compresseur haute pression 8 par l’intermédiaire d’un arbre de rotor haute pression creux 14. La turbine basse pression 11 entraîne en rotation le compresseur basse pression 7 par l’intermédiaire d’un arbre de rotor basse pression creux 15. La turbine basse pression 11 entraîne également en rotation un arbre rotatif 16 couplé à la soufflante 6, par l’intermédiaire de l’arbre de rotor basse pression 15 et par l’intermédiaire d’un réducteur de vitesses 17. Les arbres de rotor creux 14, 15 sont coaxiaux et s’étendent selon l’axe X de la turbomachine 2.The primary air flow, or hot flow, successively passes through the low pressure compressor 7, the high pressure compressor 8, the combustion chamber 9, the high pressure turbine 10 and the low pressure turbine 11 before being ejected downstream of the primary stream 12 of the turbomachine 2. The high pressure turbine 10 rotates the high pressure compressor 8 via a hollow high pressure rotor shaft 14. The low pressure turbine 11 rotates the low pressure compressor 7 via a hollow low-pressure rotor shaft 15. The low-pressure turbine 11 also rotates a rotating shaft 16 coupled to the fan 6, via the low-pressure rotor shaft 15 and by the intermediary of a speed reducer 17. The hollow rotor shafts 14, 15 are coaxial and extend along the axis X of the turbomachine 2.

Le flux secondaire, ou flux d’air froid, est éjecté en aval de la veine secondaire 13 de la turbomachine 2.The secondary flow, or flow of cold air, is ejected downstream of the secondary stream 13 of the turbomachine 2.

La turbomachine 2 comporte, d’amont en aval, un carter intermédiaire 18, un carter dit inter-compresseur 19 (Intermediate Compressor Frame ou ICF, en anglais), un carter dit inter-turbine 20 (Turbine Vane Frame ou TVF, en anglais) et un carter d’échappement 21.The turbomachine 2 comprises, from upstream to downstream, an intermediate casing 18, a so-called inter-compressor casing 19 (Intermediate Compressor Frame or ICF, in English), a so-called inter-turbine casing 20 (Turbine Vane Frame or TVF, in English ) and an exhaust casing 21.

La turbomachine 2 est reliée au pylône 5 par l’intermédiaire d’un arbre de support 24 s’étendant selon l’axe de la turbomachine 2. L’arbre de support 24 s’étend en particulier dans l’arbre creux de rotor de la turbomachine 2.The turbomachine 2 is connected to the pylon 5 via a support shaft 24 extending along the axis of the turbomachine 2. The support shaft 24 extends in particular in the hollow rotor shaft of the turbomachine 2.

L’extrémité amont de l’arbre de support 24 comporte une butée axiale 25, par exemple un épaulement 25, venant en appui sur une partie axialement fixe de la turbomachine 2 ou venant en appui une partie mobile en rotation du réducteur de vitesses 17. Dans le cas d’un appui sur une partie mobile d’un réducteur de vitesses 17, une butée de roulement 26 peut être intercalée entre la butée 25 de l’extrémité amont de l’arbre de support 24 et le réducteur de vitesses 17.The upstream end of the support shaft 24 comprises an axial stop 25, for example a shoulder 25, bearing against an axially fixed part of the turbomachine 2 or bearing against a rotatable part of the speed reducer 17. In the case of a support on a moving part of a speed reducer 17, a bearing stop 26 can be interposed between the stop 25 of the upstream end of the support shaft 24 and the speed reducer 17.

Par ailleurs, des paliers 27 sont montés entre l’arbre de soufflante 16 et la partie interne 18b du carter intermédiaire 18, entre la partie interne 18b du carter intermédiaire 18 et l’arbre de rotor basse pression 15, entre le carter inter-compresseur 19 et l’arbre de rotor basse pression 15, entre l’arbre de rotor haute pression 14 et l’arbre de rotor basse pression 15, entre le carter d’échappement 21 et l’arbre de rotor basse pression 14, et/ou entre l’arbre de rotor basse pression 15 et l’arbre de support 24.Furthermore, bearings 27 are mounted between the fan shaft 16 and the internal part 18b of the intermediate casing 18, between the internal part 18b of the intermediate casing 18 and the low pressure rotor shaft 15, between the inter-compressor casing 19 and the low pressure rotor shaft 15, between the high pressure rotor shaft 14 and the low pressure rotor shaft 15, between the exhaust housing 21 and the low pressure rotor shaft 14, and/or between the low pressure rotor shaft 15 and the support shaft 24.

L’extrémité aval de l’arbre de support 24 est fixée au pylône 5.The downstream end of the support shaft 24 is fixed to the pylon 5.

Par ailleurs, le pylône 5 est relié au carter d’échappement 21 par l’intermédiaire d’une bielle 28. Plus particulièrement, la bielle 28 comporte une première extrémité reliée à la turbomachine 2 par l’intermédiaire d’une première liaison rotule 28a, et une seconde extrémité reliée au pylône 5 par l’intermédiaire d’une seconde liaison rotule 28b.Furthermore, the pylon 5 is connected to the exhaust casing 21 via a connecting rod 28. More particularly, the connecting rod 28 has a first end connected to the turbomachine 2 via a first ball joint 28a , and a second end connected to the pylon 5 via a second ball joint 28b.

La bielle 28 permet de coupler en rotation le carter d’échappement 21 et le pylône 5. Le bras de support 24 permet de reprendre les efforts selon les axes X, Y et Z décrits précédemment, ainsi que les moments suivants les axes Y et Z.The connecting rod 28 makes it possible to couple in rotation the exhaust casing 21 and the pylon 5. The support arm 24 makes it possible to take up the forces along the axes X, Y and Z described previously, as well as the moments following the axes Y and Z .

Selon une forme de réalisation illustrée schématiquement à la figure 7, l’arbre de support 24 peut comporter au moins deux parties coaxiales 24a à 24d, imbriquées axialement, au moins partiellement, les unes dans les autres. Une telle caractéristique permet de limiter une éventuelle propagation de fissure d’une partie à l’autre de l’arbre de support 24.According to an embodiment schematically illustrated in Figure 7, the support shaft 24 may comprise at least two coaxial parts 24a to 24d, nested axially, at least partially, into each other. Such a characteristic makes it possible to limit any crack propagation from one part of the support shaft 24 to the other.

Chaque partie 24a, 24b, 24c et 24d comporte une extrémité fixée au pylône 5, lesdites parties 24a, 24b, 24c, 24d présentant des longueurs différentes. La partie 25d présente un diamètre plus important que la partie 24c, présentant elle-même un diamètre plus important que la partie 24c, présentant elle-même un diamètre plus important que la partie 24b, présentant elle-même un diamètre plus important que la partie 24a. La partie 24a est située radialement à l’intérieur de la partie 24b, située elle-même radialement à l’intérieur de la partie 24c, située elle-même radialement à l’intérieur de la partie 24d. La partie 24a présente une longueur plus importante que la partie 24b, présentant elle-même une longueur plus importante que la partie 24b, présentant elle-même une longueur plus importante que la partie 24c, présentant elle-même une longueur plus importante que la partie 24d.Each part 24a, 24b, 24c and 24d has one end fixed to the pylon 5, said parts 24a, 24b, 24c, 24d having different lengths. Part 25d has a larger diameter than part 24c, itself having a larger diameter than part 24c, itself having a larger diameter than part 24b, itself having a larger diameter than part 24a. Part 24a is located radially inside part 24b, itself located radially inside part 24c, itself located radially inside part 24d. Part 24a has a greater length than part 24b, itself having a greater length than part 24b, itself having a greater length than part 24c, itself having a greater length than part 24d.

La figure 6 illustre une seconde forme de réalisation qui diffère de celle exposée précédemment en référence à la figure 5 en ce que le pylône 5 est située en amont de la turbomachine 2, l’extrémité amont de l’arbre de support 24 étant fixée au pylône 5. Comme précédemment, les efforts axiaux sont repris par une butée de roulement 27 située en partie amont de l’arbre de support 24, ladite butée de roulement 27 prenant appui sur une partie du réducteur de vitesses 17.FIG. 6 illustrates a second embodiment which differs from that previously explained with reference to FIG. 5 in that the pylon 5 is located upstream of the turbine engine 2, the upstream end of the support shaft 24 being fixed to the pylon 5. As before, the axial forces are taken up by a bearing stop 27 located in the upstream part of the support shaft 24, said bearing stop 27 resting on part of the gear reducer 17.

La première extrémité de la bielle 28 est reliée à la virole externe du carter intermédiaire 18 par l’intermédiaire d’une première liaison rotule 28a, la seconde extrémité de la bielle 28 est reliée à l’arrière du fuselage 4a par l’intermédiaire d’une seconde liaison rotule 28b.The first end of the connecting rod 28 is connected to the outer ring of the intermediate casing 18 via a first ball joint 28a, the second end of the connecting rod 28 is connected to the rear of the fuselage 4a via a second ball joint 28b.

La bielle 28 permet de coupler en rotation la virole externe 18a du carter intermédiaire 18 et la partie fixe de l’avion 4a ou le pylône 5. Le bras support 24 permet de reprendre les efforts selon les axes X, Y et Z décrits précédemment, ainsi que les moments suivants les axes Y et Z.Connecting rod 28 makes it possible to couple in rotation the outer shroud 18a of the intermediate casing 18 and the fixed part of the aircraft 4a or the pylon 5. The support arm 24 makes it possible to take up the forces along the axes X, Y and Z described above, as well as the moments along the Y and Z axes.

Cette seconde forme de réalisation sera préférentiellement utilisée dans le cas où la turbomachine 2 est accrochée à l’arrière du fuselage 4a d’un avion.This second embodiment will preferably be used in the case where the turbomachine 2 is attached to the rear of the fuselage 4a of an airplane.

On notera par ailleurs que, dans le cas de cette seconde forme de réalisation, le pylône 5 n’est pas soumis aux contraintes thermiques liées aux gaz chauds issus de la veine primaire 12 de la turbomachine 2.It will also be noted that, in the case of this second embodiment, the pylon 5 is not subjected to the thermal stresses linked to the hot gases coming from the primary stream 12 of the turbomachine 2.

Claims (10)

Turbomachine (2) pour un aéronef, comportant une soufflante (6), un compresseur (7, 8), une chambre de combustion (9) et une turbine (10, 11), le compresseur (7, 8) et la turbine (10, 11) comportant au moins un rotor comprenant au moins un arbre creux (14, 15) s’étendant selon un axe (X), la turbomachine (2) comportant des moyens de fixation de la turbomachine à une partie fixe (4, 4a) de l’aéronef, caractérisée en ce que lesdits moyens de fixation comportent un arbre de support (24) s’étendant à l’intérieur de l’arbre creux de rotor (14, 15), ledit arbre de support (24) comportant une extrémité amont ou aval destinée à être fixée à la partie fixe (4, 4a) de l’aéronef, les moyens de fixation comportant des moyens de maintien axial (25, 17) de l’arbre de support (24) par rapport à la turbomachine (2) et des moyens de couplage en rotation (28) aptes à empêcher la rotation d’une partie fixe (21, 18a, 17) de la turbomachine (2) par rapport à la partie fixe (4, 4a) de l’aéronef.Turbomachine (2) for an aircraft, comprising a fan (6), a compressor (7, 8), a combustion chamber (9) and a turbine (10, 11), the compressor (7, 8) and the turbine ( 10, 11) comprising at least one rotor comprising at least one hollow shaft (14, 15) extending along an axis (X), the turbomachine (2) comprising means for fixing the turbomachine to a fixed part (4, 4a) of the aircraft, characterized in that said fixing means comprise a support shaft (24) extending inside the hollow rotor shaft (14, 15), said support shaft (24) comprising an upstream or downstream end intended to be fixed to the fixed part (4, 4a) of the aircraft, the fixing means comprising axial holding means (25, 17) of the support shaft (24) relative to to the turbomachine (2) and rotational coupling means (28) capable of preventing the rotation of a fixed part (21, 18a, 17) of the turbomachine (2) relative to the fixed part (4, 4a) of the aircraft. Turbomachine (2) selon la revendication 1, caractérisée en ce que les moyens de fixation comportent un pylône (5) destiné à être fixé sous une aile (4) ou à une cellule de l’aéronef, l’arbre de support (24) étant fixé audit pylône (5), les moyens de couplage en rotation étant aptes à coupler en rotation la partie fixe (21, 18a, 17) de la turbomachine (2) et le pylône (5).Turbomachine (2) according to Claim 1, characterized in that the fixing means comprise a pylon (5) intended to be fixed under a wing (4) or to an airframe of the aircraft, the support shaft (24) being fixed to said pylon (5), the rotational coupling means being able to couple in rotation the fixed part (21, 18a, 17) of the turbomachine (2) and the pylon (5). Turbomachine (2) selon la revendication 2, caractérisée en ce que les moyens de couplage en rotation comportent une bielle (28) comportant une première extrémité reliée à la turbomachine (2) par l’intermédiaire d’une première liaison rotule (28a), et une seconde extrémité reliée au pylône (5) par l’intermédiaire d’une seconde liaison rotule (28b).Turbomachine (2) according to Claim 2, characterized in that the rotational coupling means comprise a connecting rod (28) comprising a first end connected to the turbomachine (2) via a first ball joint (28a), and a second end connected to the pylon (5) via a second ball joint (28b). Turbomachine (2) selon la revendication 3, caractérisée en ce qu’elle comporte un carter intermédiaire (18) comportant une partie radialement externe (18a) entourant la soufflante (6), et une partie radialement interne (18b), reliées l’une à l’autre par des bras redresseurs (22), l’extrémité amont de l’arbre de support (24) étant reliée au pylône (5), la première extrémité de la bielle (28) des moyens de couplage en rotation étant reliée à la partie externe (18a) du carter intermédiaire (18).Turbomachine (2) according to Claim 3, characterized in that it comprises an intermediate casing (18) comprising a radially outer part (18a) surrounding the fan (6), and a radially inner part (18b), connected to one another to the other by straightening arms (22), the upstream end of the support shaft (24) being connected to the pylon (5), the first end of the connecting rod (28) of the rotational coupling means being connected to the outer part (18a) of the intermediate casing (18). Turbomachine (2) selon la revendication 3, caractérisée en ce qu’elle comporte un carter d’échappement (21) entourant au moins en partie la turbine (11) et/ou s’étendant axialement en aval de la turbine (11), l’extrémité aval de l’arbre de support (24) étant reliée au pylône (5), la première extrémité de la bielle (28) des moyens de couplage en rotation étant reliée au carter d’échappement (21).Turbomachine (2) according to Claim 3, characterized in that it comprises an exhaust casing (21) at least partially surrounding the turbine (11) and / or extending axially downstream of the turbine (11), the downstream end of the support shaft (24) being connected to the pylon (5), the first end of the connecting rod (28) of the rotational coupling means being connected to the exhaust casing (21). Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que les moyens de maintien axial comportent au moins un palier (26) et/ou au moins une butée axiale (25) située entre l’arbre de support (24) et la partie fixe (21, 18a, 17) de la turbomachine (2).Turbomachine (2) according to one of claims 1 to 5, characterized in that the axial holding means comprise at least one bearing (26) and / or at least one axial stop (25) located between the support shaft ( 24) and the fixed part (21, 18a, 17) of the turbomachine (2). Turbomachine (2) selon la revendication 6, caractérisée en ce que ledit palier (26) ou ladite butée (25) est située entre une partie amont de l’arbre (24), d’une part, et une partie radialement interne (18b) d’un carter intermédiaire (18) ou d’un réducteur de vitesses (17) apte à entraîner la soufflante (6) à partir de l’arbre du rotor (14, 15), d’autre part.Turbomachine (2) according to claim 6, characterized in that said bearing (26) or said stop (25) is located between an upstream part of the shaft (24), on the one hand, and a radially internal part (18b ) an intermediate casing (18) or a speed reducer (17) capable of driving the fan (6) from the rotor shaft (14, 15), on the other hand. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 7, caractérisée en ce qu’elle comporte des paliers (27) intercalés entre l’arbre de support (24) et l’arbre de rotor creux (14, 15).Turbomachine (2) according to one of claims 1 to 7, characterized in that it comprises bearings (27) interposed between the support shaft (24) and the hollow rotor shaft (14, 15). Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 8, caractérisée en ce que l’arbre de support (24) comporte au moins deux parties coaxiales.Turbomachine (2) according to one of claims 1 to 8, characterized in that the support shaft (24) comprises at least two coaxial parts. Aéronef comportant une turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 9.Aircraft comprising a turbomachine (2) according to one of claims 1 to 9.
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US5524847A (en) * 1993-09-07 1996-06-11 United Technologies Corporation Nacelle and mounting arrangement for an aircraft engine
US20110048029A1 (en) * 2009-08-25 2011-03-03 Honeywell International Inc. Turbomachine core coupling assembly
FR3001498A1 (en) * 2013-01-30 2014-08-01 Snecma Fixed part for receiver of turboshaft engine of aircraft, has crossing holes, where each hole defines passage for set of routing constraints, and each crossing hole is crossed by one of routing constraints of turboshaft engine

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