FR3135110A1 - Turbomachine aéronautique à dispositif d’équilibrage amélioré et procédé d’équilibrage de la turbomachine - Google Patents
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Abstract
Turbomachine aéronautique à dispositif d’équilibrage amélioré et procédé d’équilibrage de la turbomachine Turbomachine (1) aéronautique comprenant un générateur de gaz ayant au moins un rotor (22, 62) mobile en rotation autour d’un axe central (X) et portant des aubes mobiles (24, 64), la turbomachine (1) comprenant un dispositif d’équilibrage (70) fixé sur le rotor (22, 62) et configuré pour équilibrer le rotor (22, 62) en rotation, le dispositif d’équilibrage (70) comprenant une pluralité de masselottes (72) réparties circonférentiellement autour de l’axe central (X), les masselottes (72) comprenant un alliage à mémoire de forme. Figure pour l’abrégé : Fig. 1.
Description
L'invention concerne le domaine des turbomachines aéronautiques. Plus précisément, l’invention concerne l’équilibrage en rotation des rotors de turbomachine, et notamment la correction du balourd dans une turbomachine d’aéronef.
Dans les machines tournantes, notamment les turbomachines aéronautiques et en particulier dans les moteurs d’avion, l’équilibrage des rotors est nécessaire afin de réduire les charges et les vibrations transmises aux structures.
Cet équilibrage est prévu de manière anticipée, lors de la fabrication et l’assemblage des rotors. Cependant, le balourd final après assemblage ne peut pas être estimé avec précision. Par ailleurs, il est courant qu’un balourd s’installe après l’entrée en service, notamment suite à des évènements particuliers.
Cependant, une fois que la turbomachine est assemblée et qu’elle rentre en service, la modification de la répartition des masses sur le rotor nécessite des opérations de maintenance très conséquentes. De telles opérations pour corriger un balourd dans une zone difficilement accessible du rotor nécessite donc le démontage de la turbomachine. Ces opérations de maintenance peuvent être complexes, chronophages et coûteuses. Il existe donc un besoin pour palier au moins en partie les inconvénients précités.
Le présent exposé concerne une turbomachine aéronautique comprenant un générateur de gaz ayant au moins un rotor mobile en rotation autour d’un axe central et portant des aubes mobiles, la turbomachine comprenant un dispositif d’équilibrage fixé sur le rotor et configuré pour équilibrer le rotor en rotation, le dispositif d’équilibrage comprenant une pluralité de masselottes réparties circonférentiellement autour de l’axe central, les masselottes comprenant un alliage à mémoire de forme.
Da manière connue en soit, le générateur de gaz peut comprendre, d’amont en aval selon le sens normal d’écoulement des gaz dans la turbomachine, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression. Les turbines et les compresseurs s’étendent autour de l’axe central, et comprennent chacun au moins un stator portant des aubes fixes, et au moins un rotor portant des aubes mobiles et tournant autour de l’axe central.
Le dispositif d’équilibrage peut être fixé sur le rotor du compresseur haute ou basse pression, et/ou sur le rotor de la turbine haute ou basse pression. Le dispositif d’équilibrage permet d’équilibrer le rotor lors de la rotation de ce dernier, en compensant l’existence ou l’apparition d’un balourd sur ce rotor. Le dispositif d’équilibrage permet ainsi de limiter les charges et les vibrations transmises aux structures de la turbomachine. Par ailleurs, la réduction des vibrations du rotor permet d’améliorer le confort des passagers de l’aéronef et permet également de limiter les sollicitations en efforts cycliques des pièces.
Pour ce faire, le dispositif d’équilibrage comprend une pluralité de masselottes d’équilibrage réparties circonférentiellement, de préférence à intervalles réguliers, autour de l’axe central. En outre, les masselottes sont formées d’un alliage à mémoire de forme, de préférence métallique. Par « mémoire de forme », on comprend un alliage qui après avoir été déformé depuis une géométrie initiale, peut retrouver sa géométrie initiale par application de chaleur.
Ainsi, en fixant sur le rotor des masselottes à mémoire de forme et ayant été préalablement déformées, il est possible, notamment par une simple application de chaleur, de modifier la géométrie de celles-ci de manière à ce qu’elles retrouvent leur géométrie initiale, un tel changement de géométrie entrainant une modification de la répartition de leur masse. Une telle opération peut notamment s’effectuer de manière ciblée sur une masselotte particulière, permettant de compenser la présence d’un balourd situé à l’opposé de cette masselotte.
Le dispositif d’équilibrage permet ainsi un équilibrage dit « in-situ », c’est-à-dire pouvant s’opérer au sol sans nécessiter aucune opération de démontage. Plus précisément, hormis des opérations simples et peu contraignantes telles que retirer un bouchon, un cache, le cône de tuyère, ou passer par un trou de boroscopie, il n’est pas nécessaire de démonter le moteur, l’aile de l’avion ou le démontage de la turbine basse pression. En particulier, ce dispositif permet l’équilibrage sans démontage de la turbomachine même dans des zones difficilement accessibles du rotor. Cela permet de simplifier les opérations de maintenance, en réduisant notamment leur coût et leur durée.
Dans certains modes de réalisation, chacune des masselottes est configurée pour présenter une géométrie déformée lorsqu’une température dans le rotor est inférieure à une valeur seuil prédéterminée, et pour retrouver une géométrie initiale lorsque la température est supérieure ou égale à la valeur seuil prédéterminée, un centre de gravité de chacune des masselottes dans la géométrie initiale étant différent d’un centre de gravité dans la géométrie déformée.
On comprend que la géométrie initiale est la géométrie nominale, ou géométrie « naturelle » de la masselotte, en l’absence de toute déformation de celle-ci. On comprend également que la valeur seuil prédéterminée de la température est la température à partir de laquelle la masselotte à mémoire de forme ayant été déformée, retrouve sa géométrie initiale, c’est-à-dire sa géométrie nominale. On comprend à cet égard que la valeur seuil prédéterminée dépend du matériau à mémoire de forme utilisé.
Ainsi, lorsque la température au sein du rotor est inférieure à la valeur seuil prédéterminée, les masselottes à mémoire de forme restent dans leur géométrie déformée. A l’inverse, lorsque la température en un point du rotor devient supérieure à la valeur seuil prédéterminée, la ou les masselottes adjacentes à ce point se déforment pour retrouver leur géométrie initiale, qui est distincte de la géométrie déformée.
Ce changement de géométrie engendre une modification de la répartition de la masse de la ou des masselotte(s), et donc un déplacement de son centre de gravité. Un tel déplacement du centre de gravité permet ainsi, de manière simple, de compenser la présence d’un balourd en un point du rotor opposé au point duquel la masselotte déformée est adjacente.
Dans certains modes de réalisation, la valeur seuil prédéterminée est supérieure d’au moins 100°C à une température de fonctionnement nominale du rotor de la turbomachine.
On comprend par « température de fonctionnement nominale », une température normale de fonctionnement de la turbomachine lorsque celle-ci est en fonctionnement, et lorsque l’aéronef comprenant la turbomachine est en vol, en l’absence de toute anomalie au sein de la turbomachine. On comprend également que cette température de fonctionnement nominale dépend de la zone considérée de la turbomachine.
Par exemple, lorsque le dispositif d’équilibrage est disposé sur le rotor du compresseur basse pression, une température de fonctionnement nominale du rotor du compresseur basse pression étant d’environ 200°C, l’alliage à mémoire de forme choisi pour les masselottes sera tel que la valeur seuil prédéterminée soit supérieure à 300°C (200°C + 100°C). Cette valeur permet de fournir une marge suffisante pour que, lors d’un fonctionnement normal de la turbomachine et en l’absence de balourd, les masselottes à mémoire de forme ne se déforment pas lorsque cela n’est pas souhaité.
Dans certains modes de réalisation, le dispositif d’équilibrage comprend au moins une paire de masselottes, les deux masselottes de la paire de masselottes étant fixées sur le rotor de manière diamétralement opposées l’une de l’autre par rapport à l’axe central.
Le fait de disposer les masselottes de manière diamétralement opposées l’une de l’autre par rapport à l’axe central permet d’assurer le maintien de l’équilibrage du rotor même en cas de surchauffe anormale du rotor, entrainant une modification de la géométrie de toutes les masselottes.
Dans certains modes de réalisation, le dispositif d’équilibrage comprend entre 1 et 80 paires de masselottes, de préférence au moins 30 paires de masselottes.
Un nombre élevé de masselottes réparties de préférence à intervalles réguliers autour de l’axe central permet d’améliorer l’efficacité du dispositif, en permettant un équilibrage quelle que soit la position du balourd.
Dans certains modes de réalisation, le dispositif d’équilibrage comprend une couronne de support fixée sur une bride du rotor, les masselottes étant des bandelettes fixées sur la couronne de support.
On comprend que la couronne de support comprend un matériau métallique « classique », c’est-à-dire un matériau qui n’est pas à mémoire de forme, et qui ne se déforme pas sous l’application de chaleur contrairement aux masselottes qu’elle supporte. En outre, le fait de fixer les masselottes, en d’autres termes les bandelettes sur la couronne, puis de fixer celle-ci sur le rotor, permet de simplifier l’opération d’installation du dispositif d’équilibrage dans la turbomachine. Les bandelettes présentent la forme de petites plaques, ayant une longueur, une largeur, et une épaisseur très inférieure à la longueur et à la largeur, et pouvant être fixées sur la couronne de support par vissage, par collage ou par soudage.
Dans certains modes de réalisation, chacune des bandelettes est configurée pour passer d’une position rétractée lorsque la température dans le rotor est inférieure à une valeur seuil prédéterminée, à une position déployée lorsque la température dans le rotor est supérieure ou égale à la valeur seuil prédéterminée.
La position rétractée peut être une position dans laquelle les bandelettes sont repliées sur elle-même, et la position déployée peut être une position dans laquelle les bandelettes sont dépliées.
Dans certains modes de réalisation, les masselottes s’étendent dans un plan de déformation perpendiculaire à l’axe central et sont configurées pour se déformer dans une direction radiale perpendiculaire à l’axe central.
On comprend que les masselottes, notamment les bandelettes sont comprises dans le plan de déformation, et se déforment également dans ce plan de déformation dans une direction radiale vers l’extérieur, de telle sorte qu’elles se trouvent dans ce plan de déformation lorsqu’elles sont en position déployée.
De préférence, une longueur principale des bandelettes s’étend dans une direction radiale par rapport à l’axe central, et les bandelettes se déforment également selon la direction radiale, dans le plan de déformation. En d’autres termes, le centre de gravité se déplace dans la direction radiale, de manière à améliorer la compensation d’un balourd existant.
Dans certains modes de réalisation, l’alliage à mémoire de forme est l’un parmi un alliage comprenant du nickel, du titane, du cuivre, zinc ou de l’aluminium.
Dans certains modes de réalisation, la turbomachine comprend au moins un trou d’inspection par boroscopie, une extrémité du trou d’inspection débouchant en vis-à-vis du dispositif d’équilibrage.
Les trous d’inspection par boroscopie sont usuellement présents dans les turbomachines aéronautiques, et permettent d’y introduire un boroscope pouvant atteindre des zones difficiles d’accès. Le fait de disposer le dispositif d’équilibrage en vis-à-vis d’une extrémité d’un tel trou d’inspection permet, sans nécessité de démontage du rotor, l’application de chaleur sur les masselottes afin de provoquer la déformation de l’une ou de plusieurs d’entre elles, par l’intermédiaire de ce trou d’inspection.
Le présent exposé concerne également un procédé d’équilibrage d’un rotor d’une turbomachine aéronautique selon l’un quelconque des modes de réalisation précédents, comprenant :
- la fixation du dispositif d’équilibrage sur le rotor,
- la détection d’un balourd dans le rotor au cours de la rotation du rotor,
- l’application de chaleur sur le dispositif d’équilibrage de manière à déformer au moins une masselotte comprenant un alliage à mémoire de forme, de manière à compenser ledit balourd.
- la fixation du dispositif d’équilibrage sur le rotor,
- la détection d’un balourd dans le rotor au cours de la rotation du rotor,
- l’application de chaleur sur le dispositif d’équilibrage de manière à déformer au moins une masselotte comprenant un alliage à mémoire de forme, de manière à compenser ledit balourd.
La fixation du dispositif d’équilibrage sur le rotor comprend la fixation de chacune des masselottes, notamment des bandelettes, soit directement sur une bride du rotor par exemple, soit sur une couronne de support, elle-même fixée ensuite sur le rotor. Le rotor peut être équipé d’au moins un capteur permettant la détection d’un balourd engendrant des vibrations de la turbomachine, et la position de ce balourd. A partir de la détection de ce balourd et de sa position, l’application de chaleur, par exemple par l’intermédiaire d’un trou d’inspection par boroscopie, sur l’une des masselottes à mémoire située de manière diamétralement opposée par rapport à la position du balourd, permet de provoquer la déformation de cette masselotte retrouvant sa géométrie initiale, et permet ainsi la compensation du balourd, sans nécessiter le démontage du rotor.
Dans certains modes de réalisation, le procédé comprend, avant la fixation du dispositif d’équilibrage sur le rotor, la déformation des masselottes depuis une géométrie initiale vers une géométrie déformée, les masselottes retrouvant leur géométrie initiale à partir d’une valeur seuil prédéterminée de température lors de l’application de chaleur sur le dispositif d’équilibrage.
La géométrie initiale est la forme « naturelle » des masselottes, notamment des bandelettes, avant toute déformation de celles-ci. Ces masselottes sont alors déformées de manière à obtenir une géométrie déformée par rapport à leur géométrie initiale. Par exemple, les bandelettes métalliques peuvent être pliées en deux sur elles-mêmes. Les masselottes sont ensuite fixées sur le rotor dans cette géométrie déformée. Compte tenu des propriétés mécaniques des masselottes à mémoire de forme, l’application de chaleur permet, à partir d’une certaine valeur seuil de température, de déformer à nouveau les masselottes pour qu’elles retrouvent leur géométrie initiale. On notera que la chauffe est maintenue jusqu’à déploiement complet de la bande.
L’invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la description détaillée faite ci-après de différents modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples non limitatifs. Cette description fait référence aux pages de figures annexées, sur lesquelles :
Les termes « amont » et « aval » sont par la suite définis par rapport au sens d’écoulement des gaz au travers une turbomachine, indiqué par la flèche F sur la .
La illustre une turbomachine 1 à double flux comprenant de manière connue d’amont en aval successivement au moins une soufflante 10, une partie moteur comprenant successivement au moins un étage de compresseur basse pression 20, de compresseur haute pression 30, une chambre de combustion 40, au moins un étage de turbine haute pression 50 et de turbine basse pression 60. Les turbines et compresseurs hautes et basses pressions comprennent chacun un rotor tournant autour de l'axe central X de la turbomachine 1 et pouvant être couplés entre eux par différents systèmes de transmission et d'engrenages.
Par exemple, la turbine basse pression 60 comprend un stator et un rotor. Le rotor 62 porte une pluralité d’aubes mobiles 64 et tourne autour de l’axe central X. De même, le compresseur basse pression 20 comprend un stator et rotor. Le rotor 22 porte une pluralité d’aubes mobiles 24 et tourne autour de l’axe central X.
Par ailleurs, la turbomachine 1 comprend au moins un, dans cet exemple deux dispositifs d’équilibrage 70, l’un étant fixé à l’amont de la turbomachine 1 sur le rotor 22 du compresseur basse pression 20, l’autre étant fixé à l’aval de la turbomachine 1 sur le rotor 62 de la turbine haute pression 60. Chaque dispositif d’équilibrage 70 comprend une couronne (ou un disque) de support 74 fixée sur le rotor 22, 62, par exemple sur un espace libre d’une bride du rotor ou sur un disque portant les aubes 24, 64 du rotor 22, 62. En outre, chaque dispositif d’équilibrage 70 comprend une pluralité de masselottes (dont une seule est visible sur la pour chaque dispositif d’équilibrage) qui sont, selon le présent mode de réalisation, des bandelettes 72.
Les bandelettes 72 sont réparties circonférentiellement, de préférence à intervalles réguliers, autour de l’axe central X, en étant fixées sur la couronne de support 74 par vissage, par collage ou par soudage. Les bandelettes 72 comprennent un alliage métallique à mémoire de forme.
Les matériaux à mémoire de forme (connus sous l’acronyme « SMA » pour « Shape Memory Alloys ») utilisés pour les bandelettes 72, peuvent être tout alliage pouvant contenir par exemple, mais de manière non limitative, du nickel Ni, du titane Ti, du cuivre Cu, du zinc Zn ou de l’aluminium Al, et présentant des propriétés de mémoire de forme à deux sens avec des températures de transformation comprises entre 10°C et 1000°C. Il est ainsi possible de placer le dispositif d’équilibrage 70 dans différentes zones de fonctionnement du moteur, en choisissant le matériau en conséquence. Par exemple, un matériau à mémoire de forme comprenant un alliage de titane et de nickel peut être utilisé, ayant une masse volumique µ = 6,45 g.cm-3. Cet alliage permet notamment d’avoir des températures d’activation, c’est-à-dire des températures seuils de déformations supérieures à 600°C, au-dessus des températures de fonctionnement des parties basses pression de la turbomachine 1.
A l’inverse, la couronne de support 74 comprend un matériau dit « classique », qui n’est pas à mémoire de forme, par exemple un alliage de titane, d’aluminium ou de nickel polycristallin.
La illustre le comportement mécanique d’une bandelette 72 à mémoire de forme. Cette dernière présente une géométrie initiale (image (a)), correspondant à sa forme « naturelle », en l’absence de toute application d’effort. L’image (b) représente une situation dans laquelle des forces F, représentées par les flèches sur cette image, sont appliquées sur la bandelette 72, entraînant une déformation de celle-ci. Après l’application de ces forces, la bandelette 72 se trouve ainsi dans une géométrie déformée, qu’elle conserve à température ambiante (image (c)). L’image (d) représente une situation dans laquelle une source de chaleur est appliquée à la bandelette 72. Lorsque la température atteint une valeur seuil, dépendant du matériau utilisé, la bandelette 72 se déforme alors pour retrouver sa géométrie initiale représentée sur l’image (a).
Chaque bandelette 72 présente la forme d’une plaque plate, présentant une longueur principale L, une largeur l, et une épaisseur e très petite par rapport à la longueur L et à la largeur l. Sur la , la bandelette présente une forme trapézoïdale, avec une largeur l plus importante à l’une des deux extrémités de sa longueur principale. Cette forme n’est pas limitative, les bandelettes 72 pouvant présenter une forme rectangulaire. Ainsi, la représente une vue latérale d’une bandelette 72 sur sa tranche, c’est-à-dire selon l’épaisseur e, et la représente une bandelette 72 dans une vue de face, perpendiculairement au plan formé par sa longueur L et sa largeur l.
En considérant par exemple une bandelette 72 comprenant un alliage de titane et de nickel, de 1 cm de largeur l, de 0,1 cm d’épaisseur e, et d’une longueur L de 25 cm, chaque bandelette 72 pèse 16.1 g. Après chauffage de la bandelette 72 engendrant sa déformation par mémoire de forme pour retrouver sa géométrie initiale, son centre de gravité se déplace lors de ladite déformation. Dans ces conditions, le déplacement du centre de gravité permet à chaque bandelette 72 d’apporter 400 cm.g de balourd.
Compte tenu de ces propriétés mécaniques des bandelettes 72 à mémoire de forme, un procédé d’équilibrage du rotor 22, 62 de la turbomachine 1 aéronautique va être décrit en référence aux figures 4 à 7.
Dans un premier temps, chaque bandelette 72 est déformée depuis sa géométrie initiale, vers une géométrie déformée (étape S100, ). Cette déformation est obtenue en appliquant une force F à une extrémité de la bandelette 72, de manière à diminuer sa longueur L principale par exemple en la repliant sur elle-même, en l’écrasant en accordéon, ou toutes autres déformations impliquant une diminution de la longueur principale L et un déplacement du centre de gravité de la bandelette 72 dans la direction de la longueur principale L.
Ensuite, chacune des bandelettes 72, dans sa géométrie déformée, est fixée sur la couronne de support 74, et la couronne de support 74 est fixée sur le rotor 22, 62 (étape S200). La représente une vue de face du dispositif d’équilibrage 70 seul, sans représenter le rotor 22, 62. On notera que les bandelettes 72 sont fixées sur la couronne de support 74 de manière à ce que le longueur principale L, dont la dimension est réduite dans la géométrie déformée, s’étende dans la direction radiale de la couronne de support 74, c’est-à-dire perpendiculairement à l’axe central X lorsque la couronne de support 74 est fixée sur le rotor.
Le dispositif d’équilibrage 70 est fixé sur le rotor 22, 62 de matière à ce que la couronne de support 74 soit concentrique avec l’axe central X. Dans cet exemple, le dispositif d’équilibrage 70 comprend huit bandelettes 72, soit quatre paires de bandelettes 72, étant entendu que les deux bandelettes 72 de chaque paire de bandelettes 72 sont disposées de manière diamétralement opposées l’une de l’autre par rapport à l’axe central X. On notera que ce nombre de bandelettes n’est pas limitatif, et est donné à titre illustratif afin de simplifier la description du dispositif, étant entendu que ce dernier comprend de préférence au moins trente paires de bandelettes 72.
Lors du fonctionnement de la turbomachine 1, les rotors 22, 62 étant en rotation, une détection, éventuellement en continue, de la présence d’un balourd est effectuée (étape S300). Cette détection peut être réalisée par des capteurs disposés dans les rotors 22, 62 reliés à une unité de contrôle, permettant de détecter la présence d’une vibration provoquée par un balourd, et de localiser ce balourd. En particulier, les capteurs « monitoring » vibratoires habituellement installés dans les turbomachines aéronautiques sont capables de détecter les balourds synchrones au régime de rotation du moteur et de déterminer la phase angulaire d’apparition de ces balourds.
Lorsqu’un balourd sur un secteur angulaire est détecté et localisé, la turbomachine 1 est arrêtée de manière à appliquer une source de chaleur sur le dispositif d’équilibrage 70 sur une ou plusieurs bandelettes 72 à l’opposé de ce balourd, de manière à déformer la ou les bandelette(s) 72 (étape S400, ). Plus précisément, les bandelettes 72 retrouvent, sous l’effet de la chaleur, leur géométrie initiale en déplaçant leur centre de gravité radialement vers l’extérieur, dans une direction R perpendiculaire à l’axe central X, de manière à compenser le balourd. Sur l’exemple de la , une bandelette 72 est totalement déployée, les deux bandelettes 72 qui lui sont adjacentes sont en cours de déploiement, la chauffe étant maintenue jusqu’au déploiement complet des bandelettes 72.
On notera que les bandelettes 72 s’étendent dans un plan P perpendiculaire à l’axe central X en disposant la longueur principale L selon la direction radiale R, et se déforment également dans ce plan P, et dans la direction radiale R.
Pour effectuer cette chauffe, les dispositifs d’équilibrage 70 sont initialement disposés en vis-à-vis d’une première extrémité 81 de trous d’inspection par boroscopie 80, déjà présents dans la turbomachine 1. Un boroscope équipé d’une pointe conductrice d’électricité peut être inséré dans le trou d’inspection 80 par l’intermédiaire d’une deuxième extrémité 82 jusqu’à mettre la pointe en contact par exemple avec la base de la bandelette 72 à déployer, le rotor ayant préalablement été orienté pour mettre la base de ladite bandelette 72 en vis-à-vis de la première extrémité 81 du trou d’inspection 80. Le courant électrique traverse ainsi la bandelette 72 permettant de la chauffer par effet joule. Il est par ailleurs préférable que les bandelettes soient électriquement isolées les unes des autres.
On notera que cette configuration n’est pas limitative, les dispositifs d’équilibrage 70 pouvant être disposés dans des positions non accessibles par les trous d’inspection par boroscopie 80. Ainsi, de manière alternative, un accès par l’intérieur de l’arbre du rotor est également possible. Pour ce faire, un outil de chauffe peut accéder à la bandelette 72 à chauffer par l’intermédiaire de l’arbre de rotor, et chauffer cette bandelette 72 par un contact électrique avec celle-ci de la même façon que décrite précédemment, ou par induction, l’outil introduit à l’intérieur de l’arbre pouvant être équipé d’un système inductif concentré sur un secteur angulaire venant chauffer et déployer la ou les bandelette(s) 72.
Bien que la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des modifications et des changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation illustrés/mentionnés peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.
Il est également évident que toutes les caractéristiques décrites en référence à un procédé sont transposables, seules ou en combinaison, à un dispositif, et inversement, toutes les caractéristiques décrites en référence à un dispositif sont transposables, seules ou en combinaison, à un procédé.
Claims (11)
- Turbomachine (1) aéronautique comprenant un générateur de gaz ayant au moins un rotor (22, 62) mobile en rotation autour d’un axe central (X) et portant des aubes mobiles (24, 64), la turbomachine (1) comprenant un dispositif d’équilibrage (70) fixé sur le rotor (22, 62) et configuré pour équilibrer le rotor (22, 62) en rotation, le dispositif d’équilibrage (70) comprenant une pluralité de masselottes (72) réparties circonférentiellement autour de l’axe central (X), les masselottes (72) comprenant un alliage à mémoire de forme.
- Turbomachine (1) selon la revendication 1, dans laquelle chacune des masselottes (72) est configurée pour présenter une géométrie déformée lorsqu’une température dans le rotor (22, 62) est inférieure à une valeur seuil prédéterminée, et pour retrouver une géométrie initiale lorsque la température est supérieure ou égale à la valeur seuil prédéterminée, un centre de gravité de chacune des masselottes (72) dans la géométrie initiale étant différent d’un centre de gravité dans la géométrie déformée.
- Turbomachine (1) selon la revendication 2, dans laquelle la valeur seuil prédéterminée est supérieure d’au moins 100°C à une température de fonctionnement nominale du rotor (22, 62) de la turbomachine (1).
- Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle le dispositif d’équilibrage (70) comprend au moins une paire de masselottes (70), les deux masselottes (72) de la paire de masselottes (72) étant fixées sur le rotor (22, 62) de manière diamétralement opposées l’une de l’autre par rapport à l’axe central (X).
- Turbomachine (1) selon la revendication 4, dans laquelle le dispositif d’équilibrage (70) comprend entre 1 et 80 paires de masselottes (72), de préférence au moins 30 paires de masselottes (72).
- Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans laquelle le dispositif d’équilibrage (70) comprend une couronne de support (74) fixée sur une bride du rotor (22, 62), les masselottes (72) étant des bandelettes fixées sur la couronne de support (74).
- Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, dans laquelle les masselottes (72) s’étendent dans un plan de déformation (P) perpendiculaire à l’axe central (X) et sont configurées pour se déformer dans une direction radiale (R) perpendiculaire à l’axe central (X).
- Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans laquelle l’alliage à mémoire de forme est l’un parmi un alliage comprenant du nickel, du titane, du cuivre, zinc ou de l’aluminium.
- Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, comprenant au moins un trou d’inspection (80) par boroscopie, une extrémité (81) du trou d’inspection (80) débouchant en vis-à-vis du dispositif d’équilibrage (70).
- Procédé d’équilibrage d’un rotor (22, 62) d’une turbomachine (1) aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant :
- la fixation du dispositif d’équilibrage (70) sur le rotor (22, 62),
- la détection d’un balourd dans le rotor (22, 62) au cours de la rotation du rotor (22, 62),
- l’application de chaleur sur le dispositif d’équilibrage (70) de manière à déformer au moins une masselotte (72) comprenant un alliage à mémoire de forme, de manière à compenser ledit balourd. - Procédé selon la revendication 10 comprenant, avant la fixation du dispositif d’équilibrage (70) sur le rotor (22, 62), la déformation des masselottes (72) depuis une géométrie initiale vers une géométrie déformée, les masselottes (72) retrouvant leur géométrie initiale à partir d’une valeur seuil prédéterminée de température lors de l’application de chaleur sur le dispositif d’équilibrage (70).
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| FR2204088A FR3135110A1 (fr) | 2022-04-29 | 2022-04-29 | Turbomachine aéronautique à dispositif d’équilibrage amélioré et procédé d’équilibrage de la turbomachine |
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Publications (1)
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Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2885196A1 (fr) * | 2005-04-29 | 2006-11-03 | Snecma Moteurs Sa | Dispositif d'equilibrage d'un rotor de turbomachine |
| FR2931870A1 (fr) * | 2008-05-29 | 2009-12-04 | Snecma | Equilibrage d'une piece tournante dans une turbomachine. |
| US20120282082A1 (en) * | 2011-05-06 | 2012-11-08 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gas-turbine balancing device |
| WO2017093395A1 (fr) * | 2015-12-02 | 2017-06-08 | Nuovo Pignone Tecnologie Srl | Dispositif pour équilibrer un rotor d'une turbomachine |
| WO2020178300A1 (fr) * | 2019-03-06 | 2020-09-10 | Safran Aircraft Engines | Rotor de turbomachine d'aeronef comprenant un dispositif d'amortissement |
| CN111894909A (zh) * | 2020-05-20 | 2020-11-06 | 南京航空航天大学 | 一种基于记忆合金的风扇鸟撞后小不平衡自动配平组件及控制方法 |
-
2022
- 2022-04-29 FR FR2204088A patent/FR3135110A1/fr active Pending
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2885196A1 (fr) * | 2005-04-29 | 2006-11-03 | Snecma Moteurs Sa | Dispositif d'equilibrage d'un rotor de turbomachine |
| FR2931870A1 (fr) * | 2008-05-29 | 2009-12-04 | Snecma | Equilibrage d'une piece tournante dans une turbomachine. |
| US20120282082A1 (en) * | 2011-05-06 | 2012-11-08 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gas-turbine balancing device |
| WO2017093395A1 (fr) * | 2015-12-02 | 2017-06-08 | Nuovo Pignone Tecnologie Srl | Dispositif pour équilibrer un rotor d'une turbomachine |
| WO2020178300A1 (fr) * | 2019-03-06 | 2020-09-10 | Safran Aircraft Engines | Rotor de turbomachine d'aeronef comprenant un dispositif d'amortissement |
| CN111894909A (zh) * | 2020-05-20 | 2020-11-06 | 南京航空航天大学 | 一种基于记忆合金的风扇鸟撞后小不平衡自动配平组件及控制方法 |
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