FR3120092A1 - Anneau d’étanchéité de turbine - Google Patents

Anneau d’étanchéité de turbine Download PDF

Info

Publication number
FR3120092A1
FR3120092A1 FR2101799A FR2101799A FR3120092A1 FR 3120092 A1 FR3120092 A1 FR 3120092A1 FR 2101799 A FR2101799 A FR 2101799A FR 2101799 A FR2101799 A FR 2101799A FR 3120092 A1 FR3120092 A1 FR 3120092A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
sealing ring
rotor
arm
axial surface
ring
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.)
Pending
Application number
FR2101799A
Other languages
English (en)
Inventor
Cyrille TELMAN
Tristan DUVAL
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR2101799A priority Critical patent/FR3120092A1/fr
Priority to CN202280016874.9A priority patent/CN116888346A/zh
Priority to EP22710662.2A priority patent/EP4298319A1/fr
Priority to PCT/FR2022/050300 priority patent/WO2022180330A1/fr
Publication of FR3120092A1 publication Critical patent/FR3120092A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F01D5/066—Connecting means for joining rotor-discs or rotor-elements together, e.g. by a central bolt, by clamps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • 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
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • 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
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/502—Thermal properties
    • F05D2300/5021—Expansivity

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

La présente invention concerne un ensemble pour turbomachine (1) comprenant : - un premier rotor (2) mobile en rotation autour d’un axe longitudinal (X-X) de la turbomachine (1), le premier rotor (2) comprenant un premier bras (26), - un deuxième rotor (3) mobile en rotation autour de l’axe longitudinal (X-X) et comprenant un deuxième bras (36), - un premier anneau d’étanchéité (4) centré sur l’axe longitudinal (X-X), agencé radialement à l’extérieur du premier bras (26) et comprenant une première bride radiale (40) montée fixe entre le premier bras (26) et le deuxième bras (36), - un deuxième anneau d’étanchéité (5), distinct du premier anneau d’étanchéité (4), centré sur l’axe longitudinal (X-X) et agencé radialement à l’extérieur du deuxième bras (36), le deuxième anneau d’étanchéité (5) comprenant une première partie (51) configurée pour venir en contact avec le deuxième rotor (3) et une deuxième partie (52), distincte de la première partie (51), configurée pour venir en contact avec le premier anneau d’étanchéité (4). Figure pour l’abrégé : Figure 2

Description

Anneau d’étanchéité de turbine
DOMAINE DE L'INVENTION
La présente invention concerne une turbine de turbomachine.
Plus précisément, la présente invention concerne un anneau d’étanchéité agencé en regard d’une partie stator d’un distributeur d’une turbine de turbomachine.
ETAT DE LA TECHNIQUE
On connaît des documents FR 3 019 584 et FR 3 077 327 un anneau agencé entre deux rotors d’une turbine de turbomachine, en regard d’une partie stator d’un distributeur de la turbine, afin d’assurer l’étanchéité entre des cavités distinctes d’une veine d’écoulement de la turbine, par coopération de léchettes de l’anneau d’étanchéité avec un abradable du distributeur.
L’anneau comprend au moins un bras venant en appui contre un rotor afin de prévenir un mouvement axial d’aubes rapportées sur le rotor (anneau en « L »). Dans certain cas, l’anneau comprend deux bras, dont chacun vient en appui contre un des rotors (anneau en « Y »). En tout état de cause, l’anneau est monté avec un serrage axial important au niveau de l’appui du (ou des) bras contre le (ou les) rotor(s).
En outre, l’anneau autorise la circulation d’air pour ventiler les aubes du (ou des) rotor(s).
Enfin, le (ou les) bras de l’anneau peuvent assurer la protection thermique du (ou des) rotor(s) contre l’air chaud circulant au sein de la veine d’écoulement.
Un tel anneau n’apporte pas entière satisfaction.
En effet, le serrage axial de l’anneau est réalisé avec un intensité telle que sa tenue mécanique en est dégradée. En outre, le montage en est complexifié.
Du reste, malgré ce serrage axial d’intensité importante, un jeu apparaît tout de même entre le (ou les) bras et le (ou les) rotor(s), au niveau de l’appui du (ou des) bars contre le (ou les) rotor(s), ce qui dégrade le circuit de ventilation des aubes de rotor(s).
Enfin, les dilatations thermiques du (ou des) bras détériorent la liaison entre l’anneau et le (ou les) rotor(s).
Il existe donc un besoin de surmonter au moins l’un des inconvénients de l’état de la technique à cet égard.
Un but de l’invention est d’améliorer la tenue mécanique d’un anneau d’étanchéité d’une turbine d’une turbomachine.
Un autre but de l’invention est de limiter les fuites au sein du circuit de ventilation des aubes de turbine.
Un autre but de l’invention est de faciliter le montage d’un anneau d’étanchéité d’une turbine d’une turbomachine.
Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect de l’invention, un ensemble pour turbomachine comprenant :
- un premier rotor mobile en rotation autour d’un axe longitudinal de la turbomachine, le premier rotor comprenant un premier bras,
- un deuxième rotor mobile en rotation autour de l’axe longitudinal et comprenant un deuxième bras,
- un premier anneau d’étanchéité centré sur l’axe longitudinal, agencé radialement à l’extérieur du premier bras et comprenant une première bride radiale montée fixe entre le premier bras et le deuxième bras,
- un deuxième anneau d’étanchéité, distinct du premier anneau d’étanchéité, centré sur l’axe longitudinal et agencé radialement à l’extérieur du deuxième bras, le deuxième anneau d’étanchéité comprenant une première partie configurée pour venir en contact avec le deuxième rotor et une deuxième partie, distincte de la première partie, configurée pour venir en contact avec le premier anneau d’étanchéité.
Dans un tel ensemble, les dilatations thermiques du deuxième anneau d’étanchéité tirent moins sur la première bride radiale du premier anneau d’étanchéité, ce qui améliore la tenue mécanique du premier anneau d’étanchéité et, de là, allonge sa durée de vie. En outre, le serrage axial du premier anneau d’étanchéité contre le premier rotor et le serrage axial du deuxième anneau d’étanchéité contre le deuxième rotor, sont réduits. De fait, le premier anneau d’étanchéité et le deuxième anneau d’étanchéité sont de dimensions réduites par rapport à l’unique anneau d’étanchéité connu de l’état de la technique. Ceci permet de limiter l’apparition de jeu entre le premier anneau d’étanchéité et le premier rotor d’une part, et entre le deuxième anneau d’étanchéité et le deuxième rotor d’autre part. Ainsi, les fuites au sein du circuit de ventilation des aubes de turbine sont réduites. Par ailleurs, la réduction du serrage axial réduit les contraintes mécaniques au sein du premier anneau d’étanchéité et du deuxième anneau d’étanchéité, ce qui améliore leur tenue mécanique et allonge ainsi leur durée de vie. Enfin, le montage du premier anneau d’étanchéité et du deuxième anneau d’étanchéité est réalisé de manière similaire au montage de l’anneau d’étanchéité connu de l’état de la technique, ce qui permet une intégration facile de l’ensemble précédemment décrit dans les turbomachines existantes.
Avantageusement, mais facultativement, l’ensemble selon l’invention comprend l’une au moins des caractéristiques suivantes, prise seule ou en combinaison :
- le deuxième rotor présente une première surface axiale interne et le deuxième anneau d’étanchéité présente une première surface axiale externe positionnée en face et à distance de la première surface axiale interne de sorte que la première surface axiale externe est configurée pour entrer en contact avec la première surface axiale interne lors d’une dilatation thermique du deuxième anneau d’étanchéité,
- le premier anneau d’étanchéité présente une deuxième surface axiale interne et le deuxième anneau d’étanchéité présente une deuxième surface axiale externe positionnée en face et à distance de la deuxième surface axiale interne de sorte que la deuxième surface axiale externe est configurée pour entrer en contact avec la deuxième surface axiale interne lors d’une dilatation thermique du deuxième anneau d’étanchéité,
- une gorge est ménagée dans la première partie, l’ensemble comprenant en outre un joint d’étanchéité agencé au sein de la gorge,
- l’un parmi le deuxième bras et le deuxième anneau d’étanchéité comprend un ergot, l’autre parmi le deuxième bras et le deuxième anneau d’étanchéité comprenant une encoche, l’ergot étant configuré pour coopérer avec l’encoche pour prévenir une rotation circonférentielle du deuxième anneau d’étanchéité par rapport au deuxième rotor,
- un orifice est ménagé dans le deuxième anneau d’étanchéité de sorte à autoriser une circulation d’un fluide entre une première cavité, agencée radialement à l’intérieur du deuxième anneau d’étanchéité, et une deuxième cavité agencée radialement à l’extérieur du deuxième anneau d’étanchéité, et
- le deuxième rotor comprend :
* un disque,
* une aube rapportée sur le disque, et
- un anneau de retenue agencé au sein du deuxième rotor et configuré pour prévenir un mouvement axial de l’aube par rapport au disque,
le deuxième anneau d’étanchéité étant configuré pour venir en contact avec l’anneau de retenue.
Selon un deuxième aspect de l’invention, il est proposé un anneau d’étanchéité comprenant une première partie configurée pour venir en contact avec le deuxième rotor d’un ensemble tel que précédemment décrit, et une deuxième partie, distincte de la première partie, et configurée pour venir en contact avec le premier anneau d’étanchéité d’un ensemble tel que précédemment décrit.
Selon un troisième aspect de l’invention, il est proposé une section de turbine comprenant un ensemble tel que précédemment décrit
Selon un quatrième aspect de l’invention, il est proposé une turbomachine comprenant un ensemble tel que précédemment décrit, un anneau d’anneau d’étanchéité tel que précédemment décrit ou une section de turbine telle que précédemment décrite.
Selon un cinquième aspect de l’invention, il est proposé un aéronef comprenant une turbomachine telle que précédemment décrite.
DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
La est une vue en coupe schématique d’une turbomachine.
La est une vue en coupe schématique d’un exemple de réalisation d’un ensemble selon l’invention.
Sur l’ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
Turbomachine
En référence à la , dans un mode de réalisation, une turbomachine 1 présente un axe longitudinal X-X et comprend une soufflante 10, une section de compresseur 12, une chambre de combustion 14 et une section de turbine 16 qui sont susceptibles d’être entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal X-X par rapport à un carter 18 de la turbomachine 1.
En fonctionnement, la soufflante 10 aspire un flux d’air dont une portion est, successivement, comprimée au sein de la section de compresseur 12, enflammée au sein de la chambre de combustion 14, et détendue au sein de la section de turbine 16 avant d’être éjectée hors de la turbomachine 1. De cette manière, la turbomachine 1 génère une poussée. Cette poussée peut d’ailleurs être mise au profit d’un aéronef (non représenté) sur lequel la turbomachine 1 est rapportée et fixée.
Dans le présent texte, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal de l’air à travers la turbomachine 1 en fonctionnement. De même, une direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X-X, une direction radiale fait référence à une direction qui est perpendiculaire à cet axe longitudinal X-X et passe par ce-dernier, et une direction circonférentielle, ou tangentielle, correspond à la direction d’une ligne courbe plane et fermée, dont tous les points se trouvent à égale distance de l’axe longitudinal X-X. Par ailleurs, et sauf précision contraire, les termes « interne (ou intérieur) » et « externe (ou extérieur) », respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la surface interne (i.e. radialement interne) d'un élément est plus proche de l'axe longitudinal X-X que la partie ou la surface externe (i.e. radialement externe) du même élément.
Turbine
En référence à la , la section de turbine 16 comprend un premier rotor 2 mobile en rotation par rapport au carter 18 autour de l’axe longitudinal X-X. Le premier rotor 2 comprend un premier disque 20, une première aube 22 rapportée sur le premier disque 20, typiquement en étant emmanchée au sein d’une première alvéole 24 du premier disque 20, et une première virole visible, sur la , sous la forme d’un premier bras 26 dans une coupe axiale, le premier bras 26 s’étendant en amont du premier disque 20.
La section de turbine 16 comprend également un deuxième rotor 3 mobile en rotation par rapport au carter 18 autour de l’axe longitudinal X-X. Le deuxième rotor 3 comprend un deuxième disque 30, une deuxième aube 32 rapportée sur le deuxième disque 30, typiquement en étant emmanchée au sein d’une deuxième alvéole 34 du deuxième disque 30, et une deuxième virole visible, sur la , sous la forme d’un deuxième bras 36 dans une coupe axiale, le deuxième bras 26 s’étendant en aval du deuxième disque 30. En outre, un anneau de retenue 38 est avantageusement agencé au sein du deuxième rotor 3 et configuré pour prévenir un mouvement axial de la deuxième aube 32 par rapport au deuxième disque 30.
Le premier bras 26 est, de préférence, fixé au deuxième bras 36, par exemple au moyen d’une liaison boulonnée comme l’illustre la . Une telle liaison boulonnée est classiquement constituée de brides festonnées 260, 360 de chacun du premier bras 26 et du deuxième bras 36, les brides festonnées 260, 360 étant agencées en regard l’une de l’autre lors du montage, des boulons étant ensuite insérées dans les orifices des brides festonnées 260, 360.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation, la section de turbine 16 comprend un distributeur 9, agencé radialement à l’extérieur du premier bras 26 et du deuxième bras 36. Le distributeur 9 comprend un stator 90 comprenant un abradable 900 au niveau de son extrémité radiale interne.
La première aube 22, la deuxième aube 32 et le stator 90 s’étendent ainsi dans la veine d’écoulement 160 au sein de laquelle circule l’air détendu par la section de turbine 16 en fonctionnement.
Anneaux d’étanchéité
En référence à la , un premier anneau d’étanchéité 4 centré sur l’axe longitudinal X-X est agencé radialement à l’extérieur du premier bras 26. Le premier anneau d’étanchéité 4 comprend une première bride radiale 40 montée fixe entre le premier bras 26 et le deuxième bras 36, typiquement en étant festonnée selon un motif identique aux brides festonnées 260, 360 du premier bras 26 et du deuxième bras 36, de sorte à être emprise dans la liaison boulonnée. Dans un mode de réalisation, le premier anneau d’étanchéité 4 comprend en outre des léchettes d’étanchéité 400 s’étendant radialement vers l’extérieur de sorte à pouvoir coopérer avec l’abradable 900 du stator 90. Ainsi, de l’air ne peut circuler d’une première cavité 1601 située en amont de l’abradable 900 à une deuxième cavité 1602 située en aval de l’abradable 900.
Un deuxième anneau d’étanchéité 5, distinct du premier anneau d’étanchéité 4 et centré sur l’axe longitudinal X-X, est agencé radialement à l’extérieur du deuxième bras 36. Le terme « distinct » signifie que le premier anneau d’étanchéité 4 et le deuxième anneau d’étanchéité 5 ne sont pas monolithiques. Ainsi, contrairement à l’anneau en Y monolithique qui est connu de l’état de la technique, dans l’ensemble illustré sur la , le premier anneau d’étanchéité 4 est séparé du deuxième anneau d’étanchéité 5, si bien que la première bride radiale 40 est moins sollicitée radialement vers l’extérieur. Ceci augmente sensiblement la durée de vie des orifices et des festons de la liaison boulonnée. En tout état de cause, le deuxième anneau d’étanchéité 5 sert également de bouclier thermique au deuxième bras 36, afin de le protéger de la chaleur de l’air circulant au sein de la première cavité 1601.
Comme l’illustre les flèches en pointillées qui sont visibles sur la , l’ensemble formé du premier rotor 2, du premier anneau d’étanchéité 4, du deuxième rotor 3 et du deuxième anneau d’étanchéité 5 définit un circuit de ventilation au sein duquel circule de l’air configuré pour refroidir la première aube 22 et la deuxième aube 32.
Comme l’illustre la , le deuxième anneau d’étanchéité 5 comprend une première partie 51 configurée pour venir en contact avec le deuxième rotor 3, de préférence avec l’anneau de retenue 38. Ainsi, le serrage axial vers l’amont du deuxième anneau d’étanchéité 5 est réparti sur le deuxième rotor 3. En outre, le deuxième anneau d’étanchéité 5 comprend une deuxième partie 52, distincte de la première partie 51, configurée pour venir en contact avec le premier anneau d’étanchéité 4. Le terme « distincte » signifie que la première partie 51 n’est pas configurée pour venir en contact avec le premier anneau d’étanchéité 4 ni la deuxième partie 52 n’est configurée pour venir en contact avec le deuxième rotor 3. Ainsi le premier anneau d’étanchéité 4 et le deuxième rotor 3 agissent comme des butées axiales pour le deuxième anneau d’étanchéité 5.
Dans un mode de réalisation visible sur la , le deuxième rotor 3 présente une première surface axiale interne 301 et le deuxième anneau d’étanchéité 5 présente une première surface axiale externe 501 positionnée en face et à distance de la première surface axiale interne 301 de sorte que la première surface axiale externe 501 est configurée pour entrer en contact avec la première surface axiale interne 301 lors d’une dilatation thermique, de préférence radiale, du deuxième anneau d’étanchéité 5. Typiquement, le fond radialement interne de la deuxième alvéole 34 est allongé vers l’aval, comme visible sur la , de sorte à former la première surface axiale interne 301.
Dans un mode de réalisation, le premier anneau d’étanchéité 4 présente une deuxième surface axiale interne 401 et le deuxième anneau d’étanchéité 5 présente une deuxième surface axiale externe 502 qui est positionnée en face et à distance de la deuxième surface axiale interne 201 de sorte que la deuxième surface axiale externe 502 est configurée pour entrer en contact avec la deuxième surface axiale interne 201 lors d’une dilatation thermique, de préférence radiale, du deuxième anneau d’étanchéité 5. Typiquement, le premier anneau d’étanchéité 4 comprend une bride axiale 41 s’étendant vers l’amont, comme visible sur la , de sorte à former la deuxième surface axiale interne 201.
Des jeux radiaux peuvent ainsi être avantageusement ménagés en amont et en aval du deuxième anneau d’étanchéité 5, correspondant, respectivement, à l’espace séparant la première surface axiale externe 501 de la première surface axiale interne 301, et l’espace séparant la deuxième surface axiale externe 502 de la deuxième surface axiale interne 201. Ainsi, le contact radial entre le deuxième anneau d’étanchéité 5 et, respectivement, le deuxième rotor 3 et le premier anneau d’étanchéité 4, est ponctuel. Plus précisément, il n’a lieu que lorsque le deuxième anneau d’étanchéité 5 atteint une chaleur telle qu’il se dilate radialement vers l’extérieur. Dès lors, la première bride radiale 40 est moins sollicitée radialement vers l’extérieur, puisqu’elle n’est tirée radialement vers l’extérieur que lorsque le deuxième anneau d’étanchéité 5 entre en contact radial avec le premier anneau d’étanchéité 4, au niveau de la bride axiale 41. Ceci augmente sensiblement la durée de vie des orifices et des festons de la liaison boulonnée. En outre, le fond de la deuxième alvéole 34 et la bride axiale 41 agissent comme des butées radiales pour le deuxième anneau d’étanchéité 5.
Dans un mode de réalisation, l’un parmi le deuxième bras 36 et le deuxième anneau d’étanchéité 5 comprend un ergot 7, l’autre parmi le deuxième bras 36 et le deuxième anneau d’étanchéité 5 comprenant une encoche 8. L’ergot 7 est configuré pour coopérer avec l’encoche 8 pour prévenir une rotation circonférentielle du deuxième anneau d’étanchéité 5 par rapport au deuxième rotor 3. La coopération de l’ergot 7 et de l’encoche 8 agit comme une butée tangentielle pour le deuxième anneau d’étanchéité 5. Il est possible de prévoir une pluralité d’ergots 7 et d’encoches 8 réparties tout autour de l’axe longitudinal X-X afin de répartir les contraintes mécaniques.
Dans un mode de réalisation, une gorge 510 est ménagée dans la première partie 51 de l’anneau d’étanchéité. Par ailleurs, un joint d’étanchéité 6 est agencé au sein de la gorge 510. La coopération du joint d’étanchéité 6 et du deuxième rotor 3 permet de limiter les fuites au sein du circuit de ventilation, au cas où un jeu axial apparaîtrait entre le deuxième rotor 3 et le deuxième anneau d’étanchéité 5, malgré le serrage mis en œuvre lors du montage.
Dans un mode de réalisation, un orifice 50 est ménagé dans le deuxième anneau d’étanchéité 5 de sorte à autoriser une circulation d’un fluide entre une troisième cavité 1603, agencée radialement à l’intérieur du deuxième anneau d’étanchéité 5, et la première cavité 1601, qui est agencée radialement à l’extérieur du deuxième anneau d’étanchéité 5. Ceci permet d’augmenter la pressurisation dans la première cavité 1601 afin de contrer la circulation d’air en provenance de la veine d’écoulement 160 et ainsi soulage les léchettes d’étanchéité et l’abradable 900. De préférence, une pluralité d’orifice 50 est ménagée dans le deuxième anneau d’étanchéité 5, par exemple en étant circonférentiellement répartis tout autour de l’axe longitudinal X-X.

Claims (11)

  1. Ensemble pour turbomachine (1) comprenant :
    - un premier rotor (2) mobile en rotation autour d’un axe longitudinal (X-X) de la turbomachine (1), le premier rotor (2) comprenant un premier bras (26),
    - un deuxième rotor (3) mobile en rotation autour de l’axe longitudinal (X-X) et comprenant un deuxième bras (36),
    - un premier anneau d’étanchéité (4) centré sur l’axe longitudinal (X-X), agencé radialement à l’extérieur du premier bras (26) et comprenant une première bride radiale (40) montée fixe entre le premier bras (26) et le deuxième bras (36),
    - un deuxième anneau d’étanchéité (5), distinct du premier anneau d’étanchéité (4), centré sur l’axe longitudinal (X-X) et agencé radialement à l’extérieur du deuxième bras (36), le deuxième anneau d’étanchéité (5) comprenant une première partie (51) configurée pour venir en contact avec le deuxième rotor (3) et une deuxième partie (52), distincte de la première partie (51), configurée pour venir en contact avec le premier anneau d’étanchéité (4).
  2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel le deuxième rotor (3) présente une première surface axiale interne (301) et le deuxième anneau d’étanchéité (5) présente une première surface axiale externe (501) positionnée en face et à distance de la première surface axiale interne (301) de sorte que la première surface axiale externe (501) est configurée pour entrer en contact avec la première surface axiale interne (301) lors d’une dilatation thermique du deuxième anneau d’étanchéité (5).
  3. Ensemble selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel le premier anneau d’étanchéité (4) présente une deuxième surface axiale interne (401) et le deuxième anneau d’étanchéité (5) présente une deuxième surface axiale externe (502) positionnée en face et à distance de la deuxième surface axiale interne (401) de sorte que la deuxième surface axiale externe (502) est configurée pour entrer en contact avec la deuxième surface axiale interne (401) lors d’une dilatation thermique du deuxième anneau d’étanchéité (5).
  4. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel une gorge (510) est ménagée dans la première partie (51), l’ensemble comprenant en outre un joint d’étanchéité (6) agencé au sein de la gorge (510).
  5. Ensemble selon l’une des revendication 1 à 4, dans lequel l’un parmi le deuxième bras (36) et le deuxième anneau d’étanchéité (5) comprend un ergot (7), l’autre parmi le deuxième bras (36) et le deuxième anneau d’étanchéité (5) comprenant une encoche (8), l’ergot (7) étant configuré pour coopérer avec l’encoche (8) pour prévenir une rotation circonférentielle du deuxième anneau d’étanchéité (5) par rapport au deuxième rotor (3).
  6. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel un orifice (50) est ménagé dans le deuxième anneau d’étanchéité (5) de sorte à autoriser une circulation d’un fluide entre une première cavité (1603), agencée radialement à l’intérieur du deuxième anneau d’étanchéité (5), et une deuxième cavité (1601) agencée radialement à l’extérieur du deuxième anneau d’étanchéité (5).
  7. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel le deuxième rotor (3) comprend :
    - un disque (30),
    - une aube (32) rapportée sur le disque (30), et
    - un anneau de retenue (38) agencé au sein du deuxième rotor (3) et configuré pour prévenir un mouvement axial de l’aube (32) par rapport au disque (30),
    le deuxième anneau d’étanchéité (5) étant configuré pour venir en contact avec l’anneau de retenue (38).
  8. Anneau d’étanchéité (5) comprenant une première partie (51) configurée pour venir en contact avec le deuxième rotor (3) d’un ensemble selon l’une des revendications 1 à 7, et une deuxième partie (52), distincte de la première partie (51), et configurée pour venir en contact avec le premier anneau d’étanchéité (4) d’un ensemble selon l’une des revendications 1 à 7.
  9. Section de turbine (16) comprenant un ensemble selon l’une des revendications 1 à 7.
  10. Turbomachine (1) comprenant un ensemble selon l’une des revendications 1 à 7, un anneau d’étanchéité (5) selon la revendication 8, ou une section de turbine (16) selon la revendication 9.
  11. Aéronef comprenant une turbomachine (1) selon la revendication 10.
FR2101799A 2021-02-24 2021-02-24 Anneau d’étanchéité de turbine Pending FR3120092A1 (fr)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2101799A FR3120092A1 (fr) 2021-02-24 2021-02-24 Anneau d’étanchéité de turbine
CN202280016874.9A CN116888346A (zh) 2021-02-24 2022-02-18 涡轮密封环
EP22710662.2A EP4298319A1 (fr) 2021-02-24 2022-02-18 Anneau d'etancheite de turbine
PCT/FR2022/050300 WO2022180330A1 (fr) 2021-02-24 2022-02-18 Anneau d'etancheite de turbine

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2101799A FR3120092A1 (fr) 2021-02-24 2021-02-24 Anneau d’étanchéité de turbine
FR2101799 2021-02-24

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR3120092A1 true FR3120092A1 (fr) 2022-08-26

Family

ID=75746843

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2101799A Pending FR3120092A1 (fr) 2021-02-24 2021-02-24 Anneau d’étanchéité de turbine

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP4298319A1 (fr)
CN (1) CN116888346A (fr)
FR (1) FR3120092A1 (fr)
WO (1) WO2022180330A1 (fr)

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2773667A (en) * 1950-02-08 1956-12-11 Gen Motors Corp Turbine rotor sealing ring
US3295825A (en) * 1965-03-10 1967-01-03 Gen Motors Corp Multi-stage turbine rotor
US3343806A (en) * 1965-05-27 1967-09-26 Gen Electric Rotor assembly for gas turbine engines
FR2533620A1 (fr) * 1982-09-29 1984-03-30 United Technologies Corp Assemblage de rotor pour un moteur a turbine a gaz
EP1264964A1 (fr) * 2001-06-07 2002-12-11 Snecma Moteurs Agencement de rotor de turbomachine à deux disques aubages séparés par une entretoise
FR3019584A1 (fr) 2014-04-07 2015-10-09 Snecma Systeme de ventilation d'une turbine a l'aide d'orifices traversants et de lunules
FR3027341A1 (fr) * 2014-10-15 2016-04-22 Snecma Ensemble rotatif pour turbomachine comprenant une virole de rotor auto-portee
US20160169014A1 (en) * 2014-12-11 2016-06-16 Snecma Impeller having spoilers for a turbine engine turbine
FR3077327A1 (fr) 2018-01-30 2019-08-02 Safran Aircraft Engines Ensemble pour turbine de turbomachine comprenant un anneau mobile d'etancheite
US10920593B2 (en) * 2016-10-07 2021-02-16 Safran Aircraft Engines Movable ring assembly for a turbine engine turbine

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2773667A (en) * 1950-02-08 1956-12-11 Gen Motors Corp Turbine rotor sealing ring
US3295825A (en) * 1965-03-10 1967-01-03 Gen Motors Corp Multi-stage turbine rotor
US3343806A (en) * 1965-05-27 1967-09-26 Gen Electric Rotor assembly for gas turbine engines
FR2533620A1 (fr) * 1982-09-29 1984-03-30 United Technologies Corp Assemblage de rotor pour un moteur a turbine a gaz
EP1264964A1 (fr) * 2001-06-07 2002-12-11 Snecma Moteurs Agencement de rotor de turbomachine à deux disques aubages séparés par une entretoise
FR3019584A1 (fr) 2014-04-07 2015-10-09 Snecma Systeme de ventilation d'une turbine a l'aide d'orifices traversants et de lunules
FR3027341A1 (fr) * 2014-10-15 2016-04-22 Snecma Ensemble rotatif pour turbomachine comprenant une virole de rotor auto-portee
US20160169014A1 (en) * 2014-12-11 2016-06-16 Snecma Impeller having spoilers for a turbine engine turbine
US10920593B2 (en) * 2016-10-07 2021-02-16 Safran Aircraft Engines Movable ring assembly for a turbine engine turbine
FR3077327A1 (fr) 2018-01-30 2019-08-02 Safran Aircraft Engines Ensemble pour turbine de turbomachine comprenant un anneau mobile d'etancheite

Also Published As

Publication number Publication date
EP4298319A1 (fr) 2024-01-03
WO2022180330A1 (fr) 2022-09-01
CN116888346A (zh) 2023-10-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2337929A1 (fr) Ventilation d'une turbine haute-pression dans une turbomachine
CA2781936C (fr) Isolation d'un rebord circonferentiel d'un carter externe de turbomachine vis-a-vis d'un secteur d'anneau correspondant
FR2955898A1 (fr) Etancheite amont d'un anneau en cmc dans une turbine de turbomachine
FR2968030A1 (fr) Turbine basse-pression de turbomachine d'aeronef, comprenant un distributeur sectorise de conception amelioree
WO2015044579A1 (fr) Ensemble rotatif pour turbomachine
FR3098246A1 (fr) Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort
FR3015591A1 (fr) Virole de compresseur comprenant une lechette d'etancheite equipee d'une structure d'entrainement et de deviation d'air de fuite
FR2550275A1 (fr)
FR2972482A1 (fr) Etage de turbine pour turbomachine d'aeronef, presentant une etancheite amelioree entre le flasque aval et les aubes de la turbine, par maintien mecanique
FR3092612A1 (fr) Système de refroidissement d’anneau de retenue axiale d’aubes de turbine pour turbomachine d’aéronef
WO2022180330A1 (fr) Anneau d'etancheite de turbine
EP4136327A1 (fr) Dispositif de refroidissement d'un carter de turbine
EP3721058B1 (fr) Liaison entre un secteur de distributeur en composite a matrice ceramique et un support metallique d'une turbine de turbomachine
FR3101374A1 (fr) Structure de refroidissement d’une turbine avec coopération radiale entre anneau d’étanchéité et disque de roue mobile
WO2017144805A1 (fr) Redresseur pour compresseur de turbomachine d'aeronef, comprenant des orifices de prelevement d'air de forme etiree selon la direction circonferentielle
FR3114348A1 (fr) Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort
FR3111942A1 (fr) Ensemble rotor d’une turbine basse pression d’une turbomachine
FR3109795A1 (fr) Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc
FR3106616A1 (fr) Ensemble de stator de turbomachine comprenant une virole interne comprenant des parties amont et aval assemblées par translation axiale
EP4041993B1 (fr) Distributeur de turbine à aubage en composite à matrice céramique traversé par un circuit de ventilation métallique
EP3983650B1 (fr) Turbine de turbomachine à distributeur en cmc avec reprise d'effort
EP3935273B1 (fr) Turbine à gaz contrarotative pour aéronef à double rotor
FR3072713A1 (fr) Secteur d'anneau de turbine pour turbomachine d'aeronef
FR3137415A1 (fr) Ensemble d’étanchéité pour stator de turbine basse pression et anneau de turbine basse pression comportant un tel ensemble d’étanchéité
FR3058758A1 (fr) Turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20220826

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4