FR3138830A1 - Turbomachine d’aeronef a cycle recupere - Google Patents

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Abstract

Turbomachine (10) d’aéronef, comportant : - un compresseur (14), - une chambre annulaire de combustion (24), - un système (32) de diffusion et de redressement d’un flux d’air sortant du compresseur pour alimenter la chambre de combustion, et - un échangeur de chaleur (38), cet échangeur comportant : + un premier circuit (38a) alimenté en gaz d’échappement de la turbomachine, et + un second circuit (38b) comportant une entrée (38ba) reliée par une première volute (40a) à une sortie (34b) du diffuseur (34), et une sortie (38bb) reliée par une seconde volute (40b) à une entrée (36a) du redresseur (36), les volutes (40a, 40b) comprenant des bras de liaison (82, 84) reliant rigidement des portions annulaires (86, 88, 94) des volutes qui sont fixées ou reliées respectivement au diffuseur (34) et au redresseur (36). Figure pour l'abrégé : Figure 5

Description

TURBOMACHINE D’AERONEF A CYCLE RECUPERE Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne une turbomachine d’aéronef équipée d’un ensemble de volutes pour la mise en œuvre d’un cycle récupéré.
 Arrière-plan technique
Une turbomachine d’aéronef comprend un générateur de gaz comportant d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz, au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion, et au moins une turbine. Le compresseur est alimenté en air et le comprime. L’air comprimé est mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion qui fournit des gaz de combustion à la turbine. Ces gaz de combustion se détendent dans la turbine et entraînent en rotation son rotor, qui entraîne à son tour, par l’intermédiaire d’un arbre commun, le rotor du compresseur.
Une turbomachine peut être équipée d’un ou plusieurs corps comportant chacun un rotor de compresseur relié par un arbre à un rotor de turbine.
Il existe également des turbomachines où une turbine libre est montée en aval du ou des corps de la turbomachine. Une turbine est libre dans la mesure où son rotor n’est pas relié par un arbre à un rotor de compresseur.
On comprend ainsi qu’une turbomachine peut comprendre plusieurs compresseurs successifs (par exemple un compresseur basse pression suivi d’un compresseur haute pression), ainsi que plusieurs turbines successives (par exemple une turbine haute pression suivie d’une turbine libre ou d’une turbine basse pression).
Dans la présente demande, on entend par une turbomachine à cycle classique, une turbomachine dont l’air comprimé sortant du ou des compresseurs alimentent directement la chambre de combustion.
A contrario, on entend par une turbomachine à cycle récupéré, une turbomachine dans laquelle les gaz de combustion s’écoulant en sortie de la ou des turbines sont utilisés pour réchauffer l’air comprimé sortant du ou des compresseurs et destiné à alimenter la chambre de combustion. Cette technologie permet d’améliorer les performances de la turbomachine car la quantité de carburant nécessaire pour atteindre la température de fonctionnement de la turbomachine est inférieure à celle nécessaire dans le cadre d’une turbomachine à cycle classique.
La représente de manière très schématique une turbomachine à cycle récupéré.
La turbomachine 1 comprend d’amont en aval un compresseur 2, une chambre annulaire de combustion 3, une turbine 4 et une turbine libre 5. Les rotors du compresseur 3 et de la turbine 4 sont reliés ensemble par un arbre 6 et forment un même corps.
La turbomachine 1 comprend un échangeur de chaleur 7 dont un premier circuit est alimenté par des gaz de combustion prélevés en sortie de la turbine libre 5. L’échangeur 7 comprend un second circuit qui est alimenté en air comprimé sortant du compresseur 2 et qui fournit de l’air comprimé réchauffé à la chambre de combustion 3.
L’intégration de cette technologie peut être rendue complexe lorsque le compresseur 2 est du type centrifuge. Un compresseur centrifuge est un compresseur qui a une entrée orientée parallèlement à l’axe longitudinal de la turbomachine, et une sortie qui est orientée radialement par rapport à cet axe.
Ce type de compresseur est associé à un système de diffusion et de redressement du flux d’air comprimé. Ce système comprend un ensemble diffuseur-redresseur et comporte donc un diffuseur annulaire qui est orienté sensiblement radialement et qui est aligné avec la sortie du compresseur centrifuge, et un redresseur annulaire qui est orienté sensiblement axialement pour orienter le flux d’air comprimé vers la chambre de combustion.
Une solution d’intégration pour cette technologie a déjà été proposée dans le passé et consiste à utiliser un ensemble de deux volutes.
Une volute est un conduit enroulé en spirale autour d’un axe et dont la section de passage de fluide évolue. Dans le cadre de la présente demande, une volute comprend un conduit annulaire enroulé autour de l’axe longitudinal de la turbomachine et relié à un premier port situé à la périphérie externe du conduit et orienté en direction tangentielle, et un second port situé à la périphérie interne du conduit et orienté en direction radiale.
Une première volute a son second port qui est raccordé à la sortie du diffuseur et son premier port qui alimente l’entrée du second circuit de l’échangeur. La sortie de ce second circuit est reliée au premier port de la seconde volute dont le second port est raccordé à l’entrée du redresseur.
La solution proposée dans le passé consiste d’abord à imbriquer les volutes l’une dans l’autre, depuis leurs premiers ports qui sont jumelés, jusqu’aux extrémités circonférentielles de plus petite section des conduits. La solution consiste en outre à rapprocher le plus possible les volutes du compresseur centrifuge et de la chambre de combustion.
La Demanderesse a déjà proposé dans le document FR-A1-3 111 666 des volutes configurées et agencées pour optimiser leur encombrement tout en limitant les échanges thermiques entre les fluides circulant dans leurs conduits. Les volutes sont en outre conçues pour faciliter leur intégration dans la turbomachine tout en limitant l’impact sur cette dernière, c’est-à-dire en limitant les modifications structurelles de celle-ci.
Dans la technique actuelle, les volutes sont fixées à des carters de la turbomachine par des brides de fixation. Les volutes sont reliées à une première bride située à l’amont qui est fixée à un carter de compresseur, et à une seconde bride située à l’aval qui est fixée à un carter de la chambre de combustion.
Les efforts qui transitent le long de la turbomachine transitent donc au travers des volutes qui doivent donc avoir une fonction structurale, c’est-à-dire une fonction de transmission des efforts de structure. De plus, la pression au sein des volutes entraine des efforts supplémentaires.
Les géométries actuelles des volutes ne permettent pas de transférer les efforts de structure, et un phénomène d’«ouverture » des volutes risque de se produire, ce phénomène ayant pour conséquence :
  • la non capacité à réaliser une configuration de volutes compatible des efforts présents en fonctionnement normal, ce qui conduirait à une faible durée de vie des volutes et à l’apparition de criques dans celles-ci en fonctionnement normal ou à la ruine des volutes sous efforts ultimes ;
  • des déformations des volutes (supérieures à plusieurs millimètres) propagées aux carters et entrainant une dégradation des jeux rotor/stator au sein de la turbomachine, synonyme de performances dégradées.
Des solutions à ces problèmes ont déjà être proposées et consistent par exemple à équiper les volutes de tirants vissés. Cependant, ces solutions ne sont pas idéales en particulier car elles impactent l’étanchéité de l’assemblage et dégradent les performances aérodynamiques par l’introduction de formes non optimales aérodynamiquement.
La présente invention propose une solution aux problèmes précités, qui est simple, efficace et économique.
L’invention concerne une turbomachine d’aéronef, comportant :
- un compresseur s’étendant autour d’un axe,
- une chambre annulaire de combustion s’étendant autour de l’axe,
- un système de diffusion et de redressement d’un flux d’air sortant du compresseur pour alimenter la chambre de combustion, ce système comportant :
- un diffuseur annulaire qui comprend une sortie orientée sensiblement radialement et une entrée alimentée par le compresseur, et
- un redresseur annulaire qui comprend une sortie pour alimenter la chambre de combustion, et
- un échangeur de chaleur, cet échangeur comportant:
+ un premier circuit alimenté en gaz d’échappement de la turbomachine, et
+ un second circuit comportant une entrée reliée par une première volute à la sortie du diffuseur, et une sortie reliée par une seconde volute à une entrée du redresseur, les première et seconde volutes étant accolées et comportant chacune un conduit annulaire enroulé autour de l’axe A et relié à un premier port situé à la périphérie externe du conduit et orienté en direction tangentielle, et un second port situé à la périphérie interne du conduit et définissant une veine annulaire de passage d’air,
caractérisée en ce que le second port de chacune des première et seconde volutes comprend des bras de liaison répartis autour de l’axe, ces bras de liaison s’étendant axialement et/ou radialement à travers la veine du second port et reliant rigidement des portions annulaires des première et seconde volutes qui sont fixées ou reliées respectivement au diffuseur et au redresseur.
L’invention propose ainsi de faire transiter les efforts de structure à travers les volutes par l’intermédiaire des bras de liaison. Les bras de liaison permettent en effet d’assurer la transmission des efforts entre la portion annulaire des volutes qui est fixée ou reliée au redresseur ou au premier carter, et la portion annulaire des volutes qui est fixée ou reliée au diffuseur ou au second carter. Ces bras de liaison sont avantageusement situés dans les seconds ports et donc en dehors des sections de passage d’air dans les conduits.
La turbomachine selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des étapes ou caractéristiques suivantes, considérées indépendamment les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
-- le compresseur est un compresseur centrifuge, axial ou mixte,
- la première volute comprend une portion annulaire amont de fixation au diffuseur et/ou à un premier carter de la turbomachine, cette portion amont définissant une partie du conduit et du second port de cette volute, des premiers bras de liaison s’étendant axialement à travers la veine du second port de cette volute depuis cette portion annulaire amont,
- la portion annulaire amont de la première volute comprend une bride annulaire, par exemple radialement interne, de fixation au diffuseur et/ou au premier carter, par des éléments du type vis par exemple,
- les première et seconde volutes ont en commun une portion annulaire intermédiaire qui définit une partie du conduit et du second port de chaque volute, lesdits premiers bras de liaison s’étendant axialement à travers la veine du second port de la première volute jusqu’à cette portion annulaire intermédiaire,
- la portion annulaire intermédiaire comprend des canaux de passage d’air qui sont répartis autour de l’axe et qui comprennent chacun une première extrémité débouchant dans la première volute, et une seconde extrémité débouchant en aval du diffuseur, de préférence au voisinage de la chambre de combustion,
- les canaux de passage d’air sont inclinés de l’amont vers l’aval radialement vers l’intérieur par rapport à l’axe, et sont au moins en partie entourés par la seconde volute,
- la seconde volute comprend une portion annulaire aval de fixation au redresseur et/ou à un second carter de la turbomachine, cette portion aval définissant une partie du conduit et du second port de cette volute,
- la portion annulaire aval de la seconde volute comprend une bride annulaire de fixation au diffuseur et/ou au second carter, par des éléments du type vis par exemple,
- des seconds bras de liaison s’étendent axialement à travers le second port de la seconde volute depuis la portion intermédiaire jusqu’à la portion aval,
- les portions intermédiaire et aval sont formées d’une seule pièce avec le redresseur, des aubes de ce redresseur formant des seconds bras de liaison entre ces portions,
- les parties des conduits définies par lesdites portions annulaires ont des épaisseurs supérieures à celles du reste de ces conduits,
- lesdites portions annulaires sont toutes formées d’une seule pièce,
- le nombre de bras de liaison de chacun des seconds ports est compris entre 6 et 60, et de préférence entre 8 et 20,
-- les bras de liaison sont régulièrement répartis autour de l’axe,
-- les bras de liaison ont des profils aérodynamiques,
-- les bras de liaison dans la veine du second port de la première volute sont alignés avec des aubes du diffuseur,
-- le nombre de bras de liaison dans la veine du second port de la première volute est un sous-multiple du nombre d’aubes du diffuseur,
-- les bras de liaison dans la veine du second port de la seconde volute sont alignés avec des aubes du redresseur,
-- le nombre de bras de liaison dans la veine du second port de la seconde volute est un sous-multiple du nombre d’aubes du redresseur,
-- le diffuseur est coudé,
-- le conduit de chacune des volutes a une section de passage évolutive et qui est maximale au niveau du premier port et minimale à une extrémité circonférentielle du conduit opposée au premier port,
-- les volutes ont des sens d’enroulement inversés de sorte que leurs premiers ports soient formés par des parties de conduits espacées l’une de l’autre et que la section minimale de chaque conduit soit située au niveau d’une plus grande section de l’autre conduit,
-- chacune des volutes présente des sections de passage de forme circulaire ou ovale s’étendant sur un angle d’au moins 220°,
-- la section de passage de la première volute n’est pas imbriquée dans la section de passage de l’autre volute.
Brève description des figures
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels :
la est une vue très schématique d’une turbomachine d’aéronef à cycle récupéré ;
la est une vue schématique partielle en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef à cycle récupéré ;
la est une vue schématique en perspective d’un ensemble de volutes de la turbomachine de la ;
la est une vue schématique en coupe axiale de l’ensemble de volutes de la ;
la est une vue schématique partielle en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef à cycle récupéré, selon un premier mode de réalisation de l’invention ;
la est une vue schématique en perspective et en coupe axiale de la turbomachine de la ;
la est une vue schématique partielle en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef à cycle récupéré, selon un second mode de réalisation de l’invention ; et
la est une vue schématique en perspective et en coupe axiale de la turbomachine de la .
 Description détaillée de l'invention
La a déjà été décrite dans ce qui précède.
Les figures 2 à 4 illustrent une turbomachine 10 d’aéronef.
La turbomachine 10 est partiellement représentée à la et comprend de manière classique au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion et au moins une turbine.
Dans l’exemple représenté, la turbomachine 10 comprend un ou deux compresseurs 12, 14 successifs qui sont donc montés l’un à la suite de l’autre et qui peuvent être tous les deux du type centrifuge.
Les compresseurs 12, 14 ont une forme annulaire et sont coaxiaux et centrés sur un axe A qui est l’axe longitudinal de la turbomachine 10. Chaque compresseur 12, 14 comprend un stator 16 et un rotor aubagé 18, appelé rouet, qui tourne à l’intérieur du stator 16 et autour de l’axe A.
Dans l’exemple représenté, chaque compresseur 12, 14 comprend une entrée 20 orientée axialement vers l’amont et une sortie 22 orientée radialement vers l’extérieur vis-à-vis de l’axe A. Les expressions amont et aval font ici référence à l’écoulement général de l’air et des gaz dans la turbomachine 10.
Le compresseur 14 est ainsi situé en aval du compresseur 12.
En variante, la turbomachine 10 pourrait comprendre un seul compresseur, pas nécessairement de type centrifuge. Par exemple, le diffuseur peut être coudé pour transformer le flux axial en sortie d’un compresseur axial en flux radial comme sur un compresseur centrifuge ou toute configuration de compresseur intermédiaire entre centrifuge et axial.
La turbomachine 10 de la comprend en outre une chambre de combustion 24 qui est située en aval du compresseur 14.
Une chambre de combustion 24 comprend deux parois annulaires, respectivement interne 24a, et externe 24b, qui définissent entre elles une cavité annulaire dans laquelle sont injectés et mélangés de l’air comprimé provenant du compresseur 14 et du carburant provenant d’injecteurs 26.
Les parois 24a, 24b sont reliées entre elles par un fond de chambre 28 qui a une forme annulaire et qui comprend des orifices (non visibles) de passage de l’air comprimé provenant du compresseur 14 pour l’alimentation de la chambre 24.
La chambre de combustion 24 est entourée par un carter annulaire externe 29 qui porte notamment les injecteurs 26.
Dans l’exemple représenté, la chambre 24 est du type inversé car son fond de chambre 28 est situé du côté aval de cette chambre. La sortie de la chambre 24 est située du côté amont de la chambre et est raccordée à une ou plusieurs turbines 30 disposées en aval de la chambre.
Les gaz de combustion injectés dans la turbine 30 se détendent et entraînent son rotor qui est relié par un arbre au rotor 18 d’au moins un des compresseurs 12, 14 en vue de leur entraînement en rotation autour de l’axe A.
Les gaz de combustion sont ensuite évacués dans une tuyère d’échappement des gaz de combustion qui n’est pas représentée.
Dans une turbomachine 10 à cycle classique, le raccordement de la sortie du compresseur 14 à la chambre de combustion 24 est réalisé par un système 32 de diffusion et de redressement d’air, aussi appelé diffuseur-redresseur.
Ce système 32 comporte :
- un diffuseur annulaire 34 qui est orienté sensiblement radialement et qui comprend à sa périphérie interne une entrée 34a alimentée par le compresseur 14 et alignée radialement avec la sortie 22 de ce dernier, et une sortie 34b à sa périphérie externe qui débouche radialement vers l’extérieur ; et
- un redresseur annulaire 36 qui est orienté sensiblement axialement dans l’exemple représenté et qui comprend à son extrémité amont une entrée 36a, et à son extrémité aval une sortie 36b pour alimenter la chambre de combustion 24.
Le diffuseur 34 est situé en amont de la chambre 24 et de ses parois 24a, 24b et le redresseur 36 s’étend autour de la chambre 24 et de ses parois 24a, 24b et à l’intérieur du carter 29. Le diffuseur 34 peut être fixé par bridage au stator 16 du compresseur 12 et/ou du compresseur 14. Le redresseur 36 peut être fixé par bridage au carter 29.
Le diffuseur 34 et le redresseur 36 peuvent être aubagés.
Dans une turbomachine 10 à cycle classique, la sortie 34b du diffuseur 34 est directement raccordée, par exemple par un conduit coudé en L à l’entrée 36a du redresseur 36. Autrement, l’air comprimé sortant du compresseur 14 alimente directement la chambre de combustion 24.
Selon l’invention, la turbomachine 10 est du type à cycle récupéré ce qui signifie que l’air comprimé sortant du compresseur 14 est chauffé avant d’être injecté dans la chambre de combustion 24.
Le chauffage de l’air comprimé est réalisé au moyen d’un échangeur de chaleur 38 d’une part et d’un ensemble de deux volutes 40 d’autres part.
L’échangeur de chaleur 38 est schématiquement représenté et comprend pour l’essentiel deux circuits 38a, 38b, à savoir :
- un premier circuit 38a dont une entrée 38aa est raccordé à des moyens de prélèvement de gaz d’échappement en sortie des turbines 30 ou dans la tuyère d’échappement précitée, et une sortie 38ab qui peut également être reliée à la tuyère d’échappement en vue du relargage de ces gaz dans l’atmosphère, et
- un second circuit 38b comportant une entrée 38ba et une sortie 38bb reliées à l’ensemble de volutes 40.
L’ensemble de volutes 40 est représenté dans son entièreté à la et en coupe aux figures 2 et 4.
L’ensemble 40 comprend deux volutes 40a, 40b qui sont ici accolées et coaxiales.
Chaque volute 40a ,40b comprend un conduit enroulé en spirale autour d’un axe qui est ici l’axe A, de préférence sur au moins 360° de façon à ce que le conduit fasse au moins un tour sur elle-même.
Chaque volute 40a, 40b comprend un premier port 42 situé à la périphérie externe du conduit et orienté en direction tangentielle, et un second port 44 de forme annulaire situé à la périphérie interne du conduit et orienté en direction sensiblement radiale.
La section de passage du conduit peut évoluer sur sa circonférence, de préférence de manière progressive. La section de passage est maximale S1 au niveau du premier port 42 de chaque volute 40a, 40b et minimale S2 au niveau de l’extrémité circonférentielle du conduit opposée au premier port 42.
L’ensemble de volutes 40 est raccordé au diffuseur 34, au redresseur 36 et à l’échangeur 38 de la façon suivante. La volute 40a a son second port 44 qui est raccordé à la sortie 34b du diffuseur 34 et son premier port 42 qui alimente l’entrée 38ba du second circuit 38b de l’échangeur 38. La sortie 38bb de ce second circuit 38b est reliée au premier port 42 de la seconde volute 40b dont le second port 44 est raccordé à l’entrée 36a du redresseur 36.
Dans l’exemple représenté, la volute 40a est située en amont de la volute 40b. Les volutes 40a, 40b ont chacune une section de passage de forme circulaire ou ovale, de préférence sur toute leur étendue circonférentielle. Par forme ovale, on entend toute forme elliptique ou ovoïde, ou encore oblongue. D’autres formes sont cependant envisageables.
Les volutes 40a, 40b sont accolées et, de préférence, ne sont pas imbriquées l’une dans l’autre de façon à limiter les échanges thermiques entre les flux d’air circulant simultanément dans les deux volutes. Cela signifie que la section de passage d’une volute n’empiète pas sur la section de passage de l’autre volute. Dans le cas présent, cela signifie que la section de passage de chaque volute est quasi complète sur 360°. Elle est par exemple parfaitement circulaire ou quasi parfaitement circulaire dans le cas où la section de passage serait de forme circulaire. Cet angle est au moins égal à 220° et tend de préférence le plus possible vers 360°.
Par ailleurs, les volutes 40a ,40b s’étendent autour et à distance du carter 29 et sont fixées à ce dernier par bridage, comme cela sera détaillé dans ce qui suit.
On définit le plan P comme étant un plan de jonction des volutes 40a, 40b, ce plan passant entre les volutes et étant perpendiculaire à l’axe A. Le plan P s’étend ici juste en amont du diffuseur 34.
Le conduit de chaque volute 40a, 40b comprend une peau annulaire qui définit la section de passage précitée et qui a une épaisseur sensiblement constante, à la fois sur son étendue circonférentielle autour de l’axe A mais aussi sur toute son étendue lorsqu’on considère une section axiale du conduit, comme visible à la par exemple.
Comme cela est mieux visible à la figure, un premier bossage annulaire 46 est situé à la périphérie interne de la volute 40a et comprend des trous 48 borgnes et taraudés de vissage de vis 50. Un second bossage annulaire 52 est situé à la périphérie interne de la volute 40b et comprend des trous 54 borgnes et taraudés de vissage de vis 56.
Les bossages 46, 50 sont appliqués contre des brides annulaires 58 du carter 29 ou d’un autre carter externe de la turbomachine, ces brides 58 comportant des orifices de passage des vis 50, 56. Les vis 50, 56 sont orientées axialement et régulièrement espacées autour de l’axe A. Les volutes 40a, 40b sont ainsi fixées par bridage.
Les volutes 40a, 40b ont des sens d’enroulement inversés de sorte que leurs ports 42 soient formés par des parties de conduits espacées l’une de l’autre. Les ports 42 sont indépendants l’un de l’autre et sont à distance et par exemple sensiblement diamétralement opposés par rapport à l’axe A.
Ainsi, la section minimale S2 de chaque conduit est située au niveau d’une plus grande section de l’autre conduit. La section maximale S1 de chaque conduit est située au niveau d’une plus petite section de l’autre conduit. Ceci est visible à la notamment.
Comme cela est également visible à la , les ports 42 ont chacun une forme générale tubulaire et son accouplés respectivement aux entrée 38ba et sortie 38bb de l’échangeur 38 par des moyens appropriés.
Le second port 44 de chaque volute 40a, 40b comprend deux parois annulaires 60, 62 s’étendant autour de l’axe A et définissant entre elles une veine de passage d’air.
Les parois 60, 62 sont sensiblement parallèles et s’étendent en saillie radialement vers l’intérieur depuis le plan de jonction P des volutes et depuis les peaux annulaires de ces volutes. Dans l’exemple représenté, les parois 60, 62 sont tronconiques et convergent de l’amont vers l’aval radialement vers l’intérieur. Les parois 60, 62 sont donc inclinées par rapport au plan P.
Dans l’exemple représenté, l’ensemble de volutes 40 est formé d’une seule pièce. Les volutes 40a, 40b et leurs ports 42, 44 sont donc formés d’une seule pièce.
Dans le cas représenté, cela se traduit par le fait que les parois 62 des deux ports 44 sont confondues.
Les parois 60, 62 de la volute 40a ont des extrémités libres opposées au conduit, qui définissent un connecteur 64 orienté sensiblement radialement de liaison à la sortie 34b du diffuseur 34. Ce connecteur 64 a une forme annulaire et peut être fixé par des vis ou analogues au carter 29 ou à un autre carter de la turbomachine.
Les parois 60, 62 de la volute 40b ont des extrémités libres opposées au conduit, qui définissent un connecteur 66 orienté sensiblement axialement de liaison à l’entrée 36a du redresseur 36. Ce connecteur 66 a une forme annulaire et peut être accolé au bossage 52 et fixé par l’intermédiaire de ce bossage au carter 29.
Dans l’exemple représenté, les parois 60, 62 ont une épaisseur similaire ou identique à celle des peaux des conduits.
Les figures 5 et 6 illustrent un premier mode de réalisation de l’invention.
La turbomachine 1 de ce premier mode de réalisation comprend toutes les caractéristiques décrites dans ce qui précède en relation avec les figures 1 à 4 dans la mesure où elles ne sont pas contraires à la description qui suit. Ces caractéristiques sont désignées par les mêmes numéros de référence.
Le diffuseur 34 comprend deux parois annulaires 34c, 34d s’étendant autour de l’axe longitudinal A de la turbomachine 1. Ces parois 34c, 34d sont orientées radialement par rapport à cet axe A et sont respectivement des parois amont et aval. Ces parois 34c, 34d sont reliées entre elles par des aubes 34e et définissent entre elles une veine de passage d’air qui est également orientée radialement.
La paroi amont 34e comprend à sa périphérie externe un rebord cylindrique 70 orienté vers l’amont. Ce rebord 70 comprend une surface cylindrique externe 70a et une surface radiale amont 70b. Des orifices taraudés 72 sont formés dans ce rebord 70 et débouchent sur la surface radiale amont 70b.
Un carter annulaire 74, tel qu’un carter de compresseur, comprend une bride annulaire aval 76 qui est appliquée contre la surface radiale amont 70b et qui est fixée au rebord 70 et au diffuseur 34 par des éléments de fixation 78 qui sont ici des vis. Les vis traversent des orifices de la bride 76 et sont vissées dans les orifices taraudés 72 du rebord 70.
La paroi aval 34d comprend à sa périphérie externe une surface cylindrique externe 34d1. Elle comprend également à cette périphérie une patte annulaire 80 dont l’extrémité amont est reliée à la paroi aval 34d et dont l’extrémité aval est libre et a une orientation radiale.
Les surfaces cylindriques externes 70b, 34e1 ont sensiblement un même diamètre.
Le redresseur 36 comprend deux parois annulaires 36c, 36d s’étendant autour de l’axe longitudinal A de la turbomachine 1. Ces parois 36c, 36d ont une forme générale cylindrique ou tronconique et sont respectivement des parois interne 36c et externe 36d car elles s’étendent l’une à l’intérieur de l’autre. Ces parois 36c, 36d définissent entre elles une veine de passage d’air qui est orientée axialement et dans laquelle sont situées des aubes 36e.
Dans l’exemple représenté, la paroi externe 36d est intégrée à la seconde volute 40b ou du moins la seconde volute 40b forme la paroi externe du redresseur 36.
Les aubes 36e sont formées d’une seule pièce avec la paroi interne 36c et sont donc reliées à la paroi interne 36c par leurs extrémités radialement internes. Les extrémités radialement externes des aubes 36e sont entourées par la seconde volute 40b et peuvent être reliées rigidement à cette dernière.
La paroi interne 36c a une partie amont qui est appliquée radialement contre la surface externe 34d1 de la paroi aval 34d du diffuseur 34, et qui est destinée à être intercalée entre cette surface 34d1 et l’ensemble de volutes 40.
L’ensemble de volutes 40 de ce mode de réalisation diffère de celui du précédent mode de réalisation notamment par la présence de bras de liaison 82, 84 au niveau des seconds ports 44 des volutes 40a, 40b.
Dans le premier mode de réalisation, des premiers bras de liaison 82 s’étendent en direction axiale à travers la veine de passage d’air du second port 44 de la première volute 40a, depuis une portion annulaire amont 86 de la première volute 40a jusqu’à une portion annulaire intermédiaire 88 qui est commune aux deux volutes 40a, 40b.
Les bras de liaison 82 ont de préférence un profil aérodynamique. Dans l’exemple représenté, ils comportent chacun un bord d’attaque radialement interne et un bord de fuite radialement externe. Le bord d’attaque a une orientation parallèle à l’axe longitudinal A de la turbomachine alors que le bord de fuite a une orientation inclinée dans l’exemple représenté.
Le nombre de bras 82 est compris entre 6 et 60, par exemple entre 8 et 20. Le nombre de bras 82 peut être un sous-multiple du nombre d’aubes 34e du diffuseur 34.
Les bras 82 sont de préférence régulièrement répartis autour de l’axe A. Ils peuvent être alignés en direction radiale avec des aubes du diffuseur 34.
La portion annulaire amont 86 de la première volute 40a est une partie structurale de la première volute 40a et de l’ensemble de volutes 40 et est donc configurée pour transmettre des efforts de structure en fonctionnement et pour résister à ces efforts.
La portion amont 86 a une épaisseur minimale E1 et une épaisseur maximale E2 de matière. Ces épaisseurs sont par exemple mesurées en direction radiale.
La portion amont 86 définit une partie du second port 44 de la volute amont 40a, et en particulier la paroi amont de ce second port 44, et définit en outre une partie du conduit de cette volute 40a. Comme on le voit dans la , pour une section transversale particulière du conduit qui présente une forme circulaire autour d’un axe Y1 (perpendiculaire au plan de coupe), la portion amont 86 définit entre 5 et 20° (angle α) du conduit autour de cet axe Y1.
La portion amont 86 comprend une surface cylindrique interne 86a d’appui radial sur la surface cylindrique externe 70b du diffuseur 34. La partie structurale de la volute 40a est donc directement appliquée contre le diffuseur 34.
La portion amont 86 comprend une bride annulaire interne 90 qui est fixée au diffuseur 34. Dans l’exemple représenté, la bride 90 est intercalée entre la bride 76 et la surface 70a du diffuseur 34. Cette bride 90 comprend des orifices axiaux de passage des éléments 78 précités.
Quand on regarde le conduit de la première volute 40a à la , on s’aperçoit que l’épaisseur E1 est supérieure ou égale au reste de l’épaisseur E3, E4 du conduit, et que l’épaisseur E2 est supérieure à l’épaisseur E3, E4.
Dans l’exemple représenté, on constate par exemple que la peau du conduit, qui s’étend depuis l’extrémité amont de la portion amont 86, jusqu’au côté diamétralement opposé par rapport à l’axe Y1, a une faible épaisseur notée E3.
La peau qui s’étend sur la dernière partie du conduit a une épaisseur E4 un peu supérieure à E3. Vue en coupe, on s’aperçoit que, dans la zone où les peaux des conduits se rejoignent, ces peaux forment un Y et ont cette légère surépaisseur E4.
Des seconds bras de liaison 84 s’étendent en direction axiale et radiale à travers la veine de passage d’air du second port 44 de la seconde volute 40b, depuis la portion annulaire intermédiaire 88 de la première volute 40a jusqu’à une portion annulaire aval 94 de la seconde volute 40b.
Les bras de liaison 84 ont de préférence un profil aérodynamique. Dans l’exemple représenté, ils comportent chacun un bord d’attaque radialement externe et un bord de fuite radialement interne. Le bord d’attaque a une orientation parallèle à l’axe longitudinal A de la turbomachine 1 alors que le bord de fuite a une orientation inclinée dans l’exemple représenté.
Le nombre de bras 84 est par exemple compris entre 8 et 20. Le nombre de bras 84 peut être un sous-multiple du nombre d’aubes 36e du redresseur 36.
Les bras 84 sont de préférence régulièrement répartis autour de l’axe A. Ils peuvent être alignés axialement avec des aubes 36e du redresseur 36.
La portion annulaire aval 94 est une partie structurale de la seconde volute 40b et est donc configurée pour transmettre des efforts de structure en fonctionnement et pour résister à ces efforts.
La portion aval 94 a une épaisseur minimale E5 et une épaisseur maximale E6 de matière. Ces épaisseurs sont mesurées en direction radiale ou sensiblement radiale.
La portion aval 94 définit une partie du second port 44 de la volute aval 40b, et en particulier la paroi aval ou externe de ce second port 44, et définit en outre une partie du conduit de cette volute 40b. Comme on le voit dans la , pour une section transversale particulière du conduit qui présente une forme circulaire autour d’un axe Y2 (perpendiculaire au plan de coupe), la portion aval 84 définit entre 10 et 30° (angle β) du conduit autour de cet axe Y2.
La portion aval 94 comprend une surface cylindrique interne 94a d’appui radial sur les extrémités radialement externes des aubes 36e du redresseur 36, ou de liaison aux aubes 36e du redresseur 36. La partie structurale de la volute 40b est donc directement appliquée contre le redresseur 36.
La portion aval 94 comprend un prolongement aval qui se termine par une bride annulaire de fixation 94b.
Un carter annulaire 92, tel qu’un carter de chambre de combustion, comprend une bride annulaire amont qui est fixée à la bride 94b par des éléments de fixation qui sont ici des vis.
Quand on regarde le conduit de la seconde volute 40b à la , on s’aperçoit que l’épaisseur E5 est supérieure ou égale au reste de l’épaisseur E3, E4 du conduit, et que l’épaisseur E6 est supérieure à l’épaisseur E3, E4.
Dans l’exemple représenté, on constate par exemple que la peau du conduit, qui s’étend entre la portion 94 et la partie précitée en Y a une faible épaisseur E3.
La portion intermédiaire 88 est située entre les portions 86, 94 et est reliée respectivement aux bras 82 et aux bras 84.
Cette portion intermédiaire 88 est également une partie structurale des volutes 40a, 40b et est donc configurée pour transmettre des efforts de structure en fonctionnement et pour résister à ces efforts.
Dans l’exemple représenté, la portion intermédiaire 88 a une épaisseur minimale E7 et une épaisseur maximale E8 de matière.
De préférence, E1, E5 et E7 sont identiques ou proches les unes des autres (à +/-10%).
De préférence, E2, E6 et E8 sont identiques ou proches les unes des autres (à +/-10%).
La portion intermédiaire 88 définit une partie du second port 44 de chaque volute aval 40a, 40b, et en particulier la paroi aval du second port 44 de la première volute 40a, et la paroi amont du second port 44 de la seconde volute 40b.
La portion intermédiaire 88 définit en outre une partie du conduit des volutes 40a, 40b. Comme on le voit dans la , pour une section transversale particulière de chaque conduit qui présente une forme circulaire autour de l’axe Y1, Y2, la portion intermédiaire 88 définit entre 5 et 10° (angle γ) du conduit autour de cet axe Y1, Y2.
La portion intermédiaire 88 comprend une surface cylindrique interne 88a d’appui radial sur l’extrémité amont de la paroi 36c du redresseur, qui est ainsi serrée radialement entre la portion 88 et la surface 34d1 du diffuseur 34.
La partie structurale commune des volutes 40a, 40b est donc appliquée contre le diffuseur 34 et le redresseur 36.
La portion intermédiaire 88 peut comprendre des canaux 96 de passage d’air qui sont répartis autour de l’axe A et qui comprennent chacun une première extrémité débouchant dans le conduit de la première volute 40, et une seconde extrémité débouchant en aval du diffuseur 34 et radialement à l’intérieur du redresseur 36 et en particulier de sa paroi interne 36c.
Comme on le voit à la , les canaux 96 sont alignés avec des orifices 98 formés dans la paroi 36c pour le passage de l’air sortant des canaux 96. Dans l’exemple représenté, ces canaux 96 sont inclinés de l’amont vers l’aval radialement vers l’intérieur par rapport à l’axe A, et sont au moins en partie entourés par la seconde volute 40b.
La patte 80 précitée a de préférence une portion tronconique qui s’étend parallèlement à l’orientation générale des canaux 96 pour guider l’air sortant de ces canaux.
De préférence, cet air est utilisé pour refroidir des composants d’une turbine de la turbomachine, tel que le distributeur et l’anneau de turbine haute pression. Classiquement, dans une architecture sans échangeur, l’air en entrée de la chambre de combustion sert de source froide pour le refroidissement des composants de turbine. Avec un échangeur, l’air réchauffé par l’échangeur et arrivant dans la chambre peut devenir trop chaud pour un refroidissement adéquat de ces composants. Il est donc utile d’avoir une source froide en amont de l’échangeur.
La disposition des canaux 96 de prélèvement d’air à l’entrée de la volute 40a permet de combiner une température suffisamment basse et une pression statique suffisamment élevée au niveau du prélèvement pour alimenter le circuit de refroidissement des composants de turbine.
Dans ce mode de réalisation, les portions annulaires 86, 88, 94 sont de préférence formées d’une seule pièce avec les bras 82, 84. Les autres parties des volutes 40a, 40b et des conduits peuvent être rapportées et soudées ou brasées sur cette pièce par exemple. C’est par exemple le cas de la partie des peaux en Y précitée.
Dans ce mode de réalisation, les portions 86, 88, 94 sont réalisées indépendamment du redresseur 36 qui est formé par une pièce distincte.
Dans la variante de réalisation illustrée aux figures 7 et 8, les portions 86, 88, 94 sont réalisées également d’une seule pièce avec le redresseur 36.
Ainsi la paroi interne 36c du redresseur 36 est intégrée à la portion intermédiaire 88, ou plus exactement la portion intermédiaire 88 comprend un prolongement annulaire vers l’amont qui forme la paroi interne 36c du redresseur 36.
Les aubes 36e font également partie intégrante des portions 86, 88, 94. Les aubes 36e peuvent être à distance des bras 84 comme dans le précédent mode de réalisation. En variante, et comme illustré dans les dessins, les bras 84 s’étendent jusqu’entre les parois 36c, 36d pour former les aubes 36e.
Dans encore une autre variante non représentée, les bras de liaison 84 pourraient être formés par les aubes 36e du diffuseur qui seraient également formées d’une seule pièce avec les parois 36c, 36d et avec les portions 86, 88, 94. Les bords d’attaque des aubes 36e formant les bras de liaison 84 seraient alors situés plus en aval par rapport à ceux dans les précédents modes de réalisation.

Claims (13)

  1. Turbomachine (10) d’aéronef, comportant :
    - un compresseur (14) s’étendant autour d’un axe (A),
    - une chambre annulaire de combustion (24) s’étendant autour de l’axe (A),
    - un système (32) de diffusion et de redressement d’un flux d’air sortant du compresseur pour alimenter la chambre de combustion, ce système comportant :
    - un diffuseur (34) annulaire qui comprend une sortie (34b) orientée sensiblement radialement et une entrée (34a) alimentée par le compresseur, et
    - un redresseur (36) annulaire qui comprend une sortie (36b) pour alimenter la chambre de combustion, et
    - un échangeur de chaleur (38), cet échangeur comportant :
    + un premier circuit (38a) alimenté en gaz d’échappement de la turbomachine, et
    + un second circuit (38b) comportant une entrée (38ba) reliée par une première volute (40a) à la sortie (34b) du diffuseur (34), et une sortie (38bb) reliée par une seconde volute (40b) à une entrée (36a) du redresseur (36), les première et seconde volutes étant accolées et comportant chacune un conduit annulaire enroulé autour de l’axe (A) et relié à un premier port (42) situé à la périphérie externe du conduit et orienté en direction tangentielle, et un second port (44) situé à la périphérie interne du conduit et définissant une veine annulaire de passage d’air,
    caractérisée en ce que le second port (44) de chacune des première et seconde volutes (40a, 40b) comprend des bras de liaison (82, 84) répartis autour de l’axe (A), ces bras de liaison s’étendant axialement et/ou radialement à travers la veine du second port et reliant rigidement des portions annulaires (86, 88, 94) des première et seconde volutes qui sont fixées ou reliées respectivement au diffuseur (34) et au redresseur (36).
  2. Turbomachine (10) selon la revendication 1, dans laquelle la première volute (40a) comprend une portion annulaire amont (86) de fixation au diffuseur (34) et/ou à un premier carter (74) de la turbomachine, cette portion amont définissant une partie du conduit et du second port (44) de cette volute, des premiers bras de liaison (82) s’étendant axialement à travers la veine du second port de cette volute depuis cette portion annulaire amont (86).
  3. Turbomachine (10) selon la revendication 2, dans laquelle la portion annulaire amont (86) de la première volute (40a) comprend une bride annulaire (90), par exemple radialement interne, de fixation au diffuseur (34) et/ou au premier carter (74), par des éléments (78) du type vis par exemple.
  4. Turbomachine (10) selon l’une des revendications 1 à 3, dans laquelle les première et seconde volutes (40a, 40b) ont en commun une portion annulaire intermédiaire (88) qui définit une partie du conduit et du second port (44) de chaque volute (40a, 40b), lesdits premiers bras de liaison (82) s’étendant axialement à travers la veine du second port de la première volute jusqu’à cette portion annulaire intermédiaire (88).
  5. Turbomachine (10) selon la revendication 4, dans laquelle la portion annulaire intermédiaire (88) comprend des canaux (96) de passage d’air qui sont répartis autour de l’axe (A) et qui comprennent chacun une première extrémité débouchant dans la première volute (40a), et une seconde extrémité débouchant en aval du diffuseur (34).
  6. Turbomachine (10) selon la revendication 5, dans laquelle les canaux (96) de passage d’air sont inclinés de l’amont vers l’aval radialement vers l’intérieur par rapport à l’axe, et sont au moins en partie entourés par la seconde volute (40b).
  7. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la seconde volute (40b) comprend une portion annulaire aval (94) de fixation au redresseur (36) et/ou à un second carter (92) de la turbomachine, cette portion aval définissant une partie du conduit et du second port (44) de cette volute.
  8. Turbomachine (10) selon la revendication 7, dans laquelle la portion annulaire aval (94) de la seconde volute (40b) comprend une bride annulaire (94) de fixation au diffuseur (36) et/ou au second carter (92), par des éléments du type vis par exemple.
  9. Turbomachine (10) selon la revendication 7, en dépendance de l’une des revendications 4 à 6, dans laquelle des seconds bras de liaison (84) s’étendent axialement à travers le second port (44) de la seconde volute (40b) depuis la portion intermédiaire (88) jusqu’à la portion aval (94).
  10. Turbomachine (10) selon la revendication 7, dans laquelle les portions intermédiaire et aval (88, 94) sont formées d’une seule pièce avec le redresseur (36), des aubes (36e) de ce redresseur formant des seconds bras (84) de liaison entre ces portions.
  11. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle les parties des conduits définies par lesdites portions annulaires (86, 88, 94) ont des épaisseurs supérieures à celles du reste de ces conduits.
  12. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle lesdites portions annulaires (86, 88, 94) sont toutes formées d’une seule pièce.
  13. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le nombre de bras de liaison (82, 84) de chacun des seconds ports (44) est compris entre 6 et 60, et de préférence entre 8 et 20.
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