FR3101913A1 - Ensemble de sortie d’un generateur de gaz - Google Patents
Ensemble de sortie d’un generateur de gaz Download PDFInfo
- Publication number
- FR3101913A1 FR3101913A1 FR1911208A FR1911208A FR3101913A1 FR 3101913 A1 FR3101913 A1 FR 3101913A1 FR 1911208 A FR1911208 A FR 1911208A FR 1911208 A FR1911208 A FR 1911208A FR 3101913 A1 FR3101913 A1 FR 3101913A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- cone
- downstream
- assembly according
- annular flange
- outlet
- 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.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/04—Mounting of an exhaust cone in the jet pipe
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
-
- 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
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
- F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Feeding, Discharge, Calcimining, Fusing, And Gas-Generation Devices (AREA)
Abstract
Le présent document concerne un ensemble de sortie d’un générateur de gaz comprenant un carter d’échappement en matériau métallique, un cône de sortie (16) en matériau composite à matrice céramique, et une bride annulaire (18) dont une partie aval comporte des pattes aval (24) fixées au cône de sortie (16) et une seconde extrémité amont est fixée au carter (10), caractérisé en ce qu’il comprend des moyens de limitation du transfert thermique entre les pattes aval de la bride (18) et le cône d’échappement (16).
Figure à publier avec l’abrégé : Figure numéro 4
Description
Domaine technique de l’invention
La présente divulgation concerne le domaine des turbomachines et plus particulièrement celui relatif l’échauffement de pièces en fonctionnement.
Etat de la technique antérieure
Classiquement, un générateur de gaz comprend d’amont en aval un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression. Cette dernière section de la turbomachine évacue les gaz chauds entre une virole annulaire interne 10 et une virole annulaire externe (non représentée) appartenant à un carter d’échappement 12 qui est représenté en figure 1. Les deux viroles annulaires interne 10 et externe sont reliées par des bras radiaux 14. Comme cela est visible aussi en figure 2, un cône de sortie 16 ou cône d’échappement est relié à la virole annulaire interne 10 par l’intermédiaire d’un bride annulaire 18 de fixation laquelle comprend un anneau 20 s’étendant sur 360°. On notera que si le cône d’échappement est réalisé en métal comme usuellement, cette bride n’existe pas puisqu’elle n’est pas nécessaire. Dans le cas de l’introduction d’un cône en CMC, l’interposition de cette bride annulaire permet de compenser les écarts de dilatation différentielle entre le carter d’échappement et le cône. L’anneau 20 porte une pluralité de pattes amont 22, c’est-à-dire s’étendant vers l’amont depuis l’anneau 20 et une pluralité de pattes aval 24, c’est-à-dire s’étendant vers l’aval depuis l’anneau 20. Les pattes amont 22 et les pattes aval 24 sont régulièrement réparties autour de l’axe A du générateur de gaz et il y a autant de pattes amont 22 que de pattes aval 24. Des vis de fixation sont utilisées pour fixer les pattes amont 22 à la virole annulaire interne 10 et d’autres vis de fixation sont utilisées pour fixer les pattes aval 24 au cône de sortie 16. La figure 3 illustre plus spécifiquement une patte aval 24 qui comprend un premier orifice 26 présentant un plus grand diamètre que deux seconds orifices 28. Le premier orifice 26 permet le passage d’une vis de fixation au cône 16 et les seconds orifices 28 assurent une fixation d’une autre pièce étrangère à la présente invention.
En fonctionnement, les gaz chauds du flux d’air primaire issus de la chambre de combustion s’écoulent au contact de la virole annulaire interne 10 puis au contact du cône de sortie 16. Le carter 12 qui est une pièce structurante assurant une reprise des efforts de poussée est réalisée dans un matériau métallique tandis que le cône de sortie 16 est réalisée en composite à matrice céramique afin de réduire la masse du cône de sortie 16 et de permettre des températures de fonctionnement plus élevées que des alliages métalliques classiques.
En fonctionnement, l’ensemble formé du carter d’échappement 12, de la bride annulaire 18 et du cône de sortie 16 sont soumis à des champs thermiques hétérogènes issus de plusieurs phénomènes. Ainsi, il existe un gradient thermique circonférentiel provenant des bras 14 du carter 12 et de lobes d’une pièce de mélange de l’écoulement d’air annulaire primaire et d’un écoulement d’air annulaire secondaire s’écoulant radialement à l’extérieur de la pièce de mélange. Il existe également un gradient thermique axial entre les pattes aval 24 et le cône de sortie 16.
Egalement, l’extrémité amont du cône de sortie 16 et l’extrémité aval de la virole annulaire étant agencées bout à bout pour faciliter l’écoulement d’air, il s’ensuit que la bride annulaire 18 est montée à l’intérieur du carter 12 d’échappement et du cône de sortie 16. La bride 18 est ainsi reliée à une extrémité amont chaude et une extrémité aval étalement chaude, ce qui conduit à la formation d’un gradient thermique axial dans la bride annulaire 18, les extrémités amont et aval de la bride annulaire 18, c’est-à-dire les pattes amont 22 et aval 24 étant relativement plus chaudes que la partie centrale, c’est-à-dire l’anneau 20. Ce gradient thermique réduit la durée de vie de la bride 18 et peut conduire à des déformations de cette pièce en fonctionnement.
Les pièces composites, en particulier les pièces composites à matrice composites dites pièces CMC, sont de plus en plus utilisées pour remplacer les pièces métalliques intégrées dans les turbomachines. En effet, les pièces CMC présentent des propriétés mécaniques à haute température particulièrement intéressantes, idéales pour la conception, par exemple, de stator ou de distributeurs de turbines. Dans ces deux exemples, des pièces CMC sectorisées sont disposées et assemblées sur un carter métallique, et reliées entre elles par des liaisons étanches, afin d’assurer l’étanchéité de la veine malgré les dilatations thermiques engendrées par les hautes températures de fonctionnement.
Dans le domaine de l’aéronautique, pour les applications précitées, les matériaux CMC utilisés sont à base de fibres SiC et de matrice SiC.
Les fibres SiC sont intégrées dans le matériau CMC sous forme de structures fibreuses, obtenues par tissage tridimensionnel. Il s’agit d’un tissage multicouches utilisant plusieurs couches de fils de trame et plusieurs couches de fils de chaîne, avec des fils de chaîne qui lient entre eux des fils de trame de différentes couches de fils de trame. Différents types d'armures de tissage 3D peuvent être utilisées, par exemple des armures interlock, multi-satin, multi-toile, multi-sergé.
A cette fin, il est proposé un ensemble de sortie d’un générateur de gaz comprenant un carter d’échappement en matériau métallique, un cône de sortie en matériau composite à matrice céramique, et une bride annulaire dont une partie aval comporte des pattes aval fixées au cône de sortie et une seconde extrémité amont est fixée au carter, caractérisé en ce qu’il comprend des moyens de limitation du transfert thermique entre les pattes aval de la bride et le cône d’échappement.
Ainsi, le transfert thermique entre l’extrémité aval de la bride annulaire et le cône de sortie est limitée de sorte que la durée de vie de la bride est augmentée et les déformations diminuées.
La bride annulaire peut comprendre des pattes amont s’étendant vers l’amont depuis un anneau ou partie centrale annulaire et des pattes aval s’étendant vers l’aval depuis l’anneau.
Les moyens de limitation du transfert thermique peuvent comprendre des rondelles intercalées radialement entre l’extrémité aval, plus spécifiquement les pattes aval, de la bride annulaire et le cône de sortie.
Chaque rondelle peut présenter une surface de contact avec le cône inférieur à la surface de la patte sur laquelle elle est appliquée.
Chaque rondelle peut être réalisée en métal ou en céramique, par exemple en alumine. Le coefficient de conductivité thermique de la rondelle peut être inférieure à celui de la bride annulaire.
Egalement, la surface de chaque patte aval en regard du cône de sortie peut présenter un état de surface ayant une rugosité avec un Ra supérieur à 6,4 µm et de préférence inférieur à 30 µm. Ainsi, la plage de valeurs choisies est très différente de la plage de valeurs comprise entre 0,8 µm et 3,2 µm pour les pièces usinées de la technique antérieure destinées à être en contact l’une avec l’autre où on ne souhaite pas éviter un transfert thermique entre deux pièces.
La surface de chaque patte en regard du cône de sortie peut comprendre une pluralité de stries ou rainures. Ces rainures peuvent être orientées circonférentiellement et/ou axialement.
La surface externe de chaque patte peut être recouverte d’une couche formant une barrière thermique telle que de l'oxyde d'yttrium.
La barrière thermique peut être appliquée sur une sous-couche d’accroche de la barrière thermique.
La bride annulaire peut être réalisée dans un matériau métallique.
Est également concerné une turbomachine, telle qu’un turboréacteur à double flux, comprenant un ensemble selon l’une des revendications précédentes.
Brève description des figures
Description détaillée de l’invention
Les modes de réalisation illustrées aux figures 3, 4 et 5 peuvent être mis en œuvre dans le cadre de l’ensemble formé du carter d’échappement 10, de la bride annulaire 18 et du cône de sortie 16 illustrés en référence à la figure 1 et à la figure 2.
Ainsi, selon le présent document, des moyens de limitation du transfert thermique entre les pattes aval 24 de la bride 18 et le cône d’échappement 16 sont formés entre les pattes aval 24 de la bride annulaire 18 et la face radialement interne du cône de sortie 16.
Dans un premier mode de réalisation illustré en figure 4, une rondelle 30 est intercalée entre la face radialement externe de chaque patte aval 24a et la face radialement interne du cône de sortie 16. Cette rondelle 30 est une pièce distincte qui peut être montée à l’endroit voulu lors d’une opération de maintenance. Chaque rondelle 30 est de préférence réalisée dans un matériau métallique ou en céramique, telle que l’alumine et présente un coefficient de conduction thermique inférieur à celui de la patte aval 24a de la bride annulaire 18a. La rondelle 30 présente ici une forme sensiblement circulaire et on observe que chaque rondelle 30 présente une surface de contact avec le cône 16 inférieure à la surface de la patte 24a sur laquelle elle est appliquée. En effet, on observe que la surface 32a de la patte aval 24a est supérieure à la surface annulaire de la rondelle 30 de sorte que l’on réduit l’échange thermique entre la patte aval 24a et la rondelle 30 et par suite entre la rondelle 30 et le cône de sortie 16. Ainsi, on peut réduire le transfert thermique entre la patte aval 24a et le cône 16 et réduire le gradient thermique dans la bride annulaire 18a.
Dans une seconde réalisation illustrée en figure 5, la surface externe de chaque patte aval 24b de la bride annulaire 18b est recouverte d’une couche 34 formant une barrière thermique. Cette barrière de conduction thermique peut être de l’oxyde d’yttrium. La barrière thermique est de préférence appliquée sur une sous-couche d’accroche de la barrière thermique. Cette sous couche peut être du NiAl, NiAlPt, MCrAly où M peut être du Ni ou Co. Elle peut encore être en zircone partiellement stabilisé à l’yttrine.
Dans une troisième réalisation illustrée aux figures 6A et 6B, la face radialement externe de chaque patte aval 24c1, 24c2 de la bride annulaire 18c1, 18c2 comprend des stries 34 ou rainures. Ces rainures 34, 36 peuvent être à la fois orientées circonférentiellement et axialement comme cela est le cas sur la patte aval 24c1 de la bride annulaire 18c1 représenté en figure 6A. Elles peuvent aussi être orientées uniquement circonférentiellement comme illustré en figure 6B sur la patte aval 24c2 de la bride annulaire 18c2 et pourraient aussi n’être orientées que axialement (non représenté). Bien évidemment, d’autres formes que des rainures rectilignes 34, 36 seraient possibles bien que cela puisse être plus compliqué à réaliser. L’ajout de stries permet de réduire la surface de contact entre chaque patte aval et le cône de sorite, ce qui permet de réduire le transfert thermique vers le cône et permet d’abaisser le gradient thermique axial dans la bride annulaire.
Claims (10)
- Ensemble de sortie d’un générateur de gaz comprenant un carter d’échappement en matériau métallique, un cône de sortie (16) en matériau composite à matrice céramique, et une bride annulaire (18) dont une partie aval comporte des pattes aval (24) fixées au cône de sortie (16) et une seconde extrémité amont est fixée au carter (10), caractérisé en ce qu’il comprend des moyens de limitation du transfert thermique entre les pattes aval de la bride (18) et le cône d’échappement (16).
- Ensemble selon la revendication 1, dans lequel les moyens de limitation du transfert thermique comprennent des rondelles (30) intercalées radialement entre les pattes aval (24a) de la bride annulaire (18a) et le cône de sortie (16).
- Ensemble selon la revendication 2, dans lequel chaque rondelle (30) présente une surface de contact avec le cône (16) inférieure à la surface de la patte (24a) sur laquelle elle est appliquée.
- Ensemble selon la revendication 2 ou 3, dans lequel chaque rondelle (30) est réalisée en métal ou en céramique.
- Ensemble selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la surface de chaque patte (24c1, 24c2) en regard du cône de sortie présente un état de surface ayant une rugosité avec un Ra supérieur à 6,4 µm, de préférence inférieur à 30 µm.
- Ensemble selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la surface de chaque patte (24c1, 24c2) en regard du cône de sortie comprend une pluralité de stries.
- Ensemble selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel la surface externe de chaque patte (24b) est recouverte d’une couche (34) formant une barrière thermique telle que de l'oxyde d'yttrium.
- Ensemble selon la revendication 7, dans lequel la barrière thermique est appliquée sur une sous-couche d’accroche de la barrière thermique.
- Ensemble selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel la bride annulaire est réalisée dans un matériau métallique.
- Turbomachine, telle qu’un turboréacteur à double flux, comprenant un ensemble selon l’une des revendications précédentes.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1911208A FR3101913B1 (fr) | 2019-10-09 | 2019-10-09 | Ensemble de sortie d’un generateur de gaz |
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1911208A FR3101913B1 (fr) | 2019-10-09 | 2019-10-09 | Ensemble de sortie d’un generateur de gaz |
FR1911208 | 2019-10-09 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
FR3101913A1 true FR3101913A1 (fr) | 2021-04-16 |
FR3101913B1 FR3101913B1 (fr) | 2021-09-17 |
Family
ID=69158075
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
FR1911208A Active FR3101913B1 (fr) | 2019-10-09 | 2019-10-09 | Ensemble de sortie d’un generateur de gaz |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
FR (1) | FR3101913B1 (fr) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR3124228A1 (fr) * | 2021-06-18 | 2022-12-23 | Safran Ceramics | Bride de liaison pour le raccordement d’un carter d’échappement et d’un cône d’éjection de gaz d’échappement d’un turboréacteur d’aéronef |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2623249A1 (fr) * | 1987-11-12 | 1989-05-19 | Snecma | Ensemble constitue de deux pieces en materiaux ayant des coefficients de dilatation differents, reliees entre elles et methode d'assemblage |
FR2916018A1 (fr) * | 2007-05-10 | 2008-11-14 | Snecma Propulsion Solide Sa | Systeme d'echappement pour turbine a gaz |
US20150226083A1 (en) * | 2012-07-31 | 2015-08-13 | General Electric Company | Ceramic centerbody and method of making |
US20190284959A1 (en) * | 2015-12-10 | 2019-09-19 | General Electric Company | Metallic Attachment System Integrated into a Composite Structure |
-
2019
- 2019-10-09 FR FR1911208A patent/FR3101913B1/fr active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2623249A1 (fr) * | 1987-11-12 | 1989-05-19 | Snecma | Ensemble constitue de deux pieces en materiaux ayant des coefficients de dilatation differents, reliees entre elles et methode d'assemblage |
FR2916018A1 (fr) * | 2007-05-10 | 2008-11-14 | Snecma Propulsion Solide Sa | Systeme d'echappement pour turbine a gaz |
US20150226083A1 (en) * | 2012-07-31 | 2015-08-13 | General Electric Company | Ceramic centerbody and method of making |
US20190284959A1 (en) * | 2015-12-10 | 2019-09-19 | General Electric Company | Metallic Attachment System Integrated into a Composite Structure |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR3124228A1 (fr) * | 2021-06-18 | 2022-12-23 | Safran Ceramics | Bride de liaison pour le raccordement d’un carter d’échappement et d’un cône d’éjection de gaz d’échappement d’un turboréacteur d’aéronef |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR3101913B1 (fr) | 2021-09-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CA2979474C (fr) | Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralite de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique | |
EP2142787B1 (fr) | Turbine à gaz à flux séparés comprenant und système d'échappement | |
EP1265032B1 (fr) | Architecture de chambre de combustion de turbomachine en matériau à matrice céramique | |
EP1265030B1 (fr) | Accrochage de chambre de combustion CMC de turbomachine par viroles de liaison souples | |
JP4097994B2 (ja) | 2部分cmc燃焼室のための結合部 | |
FR2914955A1 (fr) | Melangeur en cmc a capotage externe structural | |
FR2914707A1 (fr) | Procede d'assemblage avec recouvrement de deux pieces ayant des coefficients de dilatation differents et assemblage ainsi obtenu | |
EP1777460B2 (fr) | Fixation d'une chambre de combustion à l'intérieur de son carter | |
EP1265031A1 (fr) | Fixation de casquettes métalliques sur des parois de chambre de combustion CMC de turbomachine | |
FR3036433A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par crabotage | |
EP3274565B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine avec dispositif de maintien spécifique de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique | |
FR3101913A1 (fr) | Ensemble de sortie d’un generateur de gaz | |
US11175041B2 (en) | Systems and methods for combustor panel | |
FR2896575A1 (fr) | Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine | |
FR2825778A1 (fr) | Liaison coulissante entre un systeme d'injection d'une chambre de combustion et un fond de cette chambre de combustion | |
WO2020224891A1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine monté sur entretoise | |
US11459980B2 (en) | Compression ring for exhaust nozzle and center body attachment | |
FR3139292A1 (fr) | Ensemble d’anneau de turbine à rattrapage de jeux intégré | |
FR3134135A1 (fr) | Ensemble d’anneau de turbine à dispositif de refroidissement amélioré | |
EP3568574B1 (fr) | Ensemble d'anneau de turbine | |
FR3111964A1 (fr) | Assemblage d’une pièce de chambre de combustion par recouvrement par une autre pièce | |
FR3075895A1 (fr) | Ensemble mecanique constitue par assemblage de pieces axisymetriques | |
FR3106376A1 (fr) | Sous ensemble de turbomachine comportant un insert conducteur thermique | |
JPH07224683A (ja) | 航空機用エンジンにおける高温部品の支持装置 | |
FR3075271A1 (fr) | Ensemble pour la fixation entre elements a coefficients de dilatation thermique differents |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20210416 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |