[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

WO2015092197A1 - Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion - Google Patents

Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion Download PDF

Info

Publication number
WO2015092197A1
WO2015092197A1 PCT/FR2014/053163 FR2014053163W WO2015092197A1 WO 2015092197 A1 WO2015092197 A1 WO 2015092197A1 FR 2014053163 W FR2014053163 W FR 2014053163W WO 2015092197 A1 WO2015092197 A1 WO 2015092197A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
control ring
compressor
hole
pin
cylindrical
Prior art date
Application number
PCT/FR2014/053163
Other languages
English (en)
Inventor
Pierre-Alain Francis Claude SEBRECHT
Sébastien COCHON
Arnaud Langlois
Original Assignee
Snecma
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 Snecma filed Critical Snecma
Priority to CN201480069646.3A priority Critical patent/CN105874171B/zh
Priority to RU2016123656A priority patent/RU2670473C1/ru
Priority to CA2932998A priority patent/CA2932998C/fr
Priority to BR112016013833-3A priority patent/BR112016013833B1/pt
Priority to US15/103,956 priority patent/US10590794B2/en
Priority to EP14827799.9A priority patent/EP3084141B1/fr
Priority to JP2016541257A priority patent/JP6419831B2/ja
Publication of WO2015092197A1 publication Critical patent/WO2015092197A1/fr

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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/56—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/56—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
    • F04D29/563—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable specially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/167—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes of vanes moving in translation
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3216—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/50—Control logic embodiments
    • F05D2270/58—Control logic embodiments by mechanical means, e.g. levers, gears or cams

Definitions

  • Turbomachine compressor in particular a turboprop engine or an airplane turbojet engine
  • the present invention relates to a turbomachine compressor, in particular a high-pressure turboprop compressor or aircraft turbojet engine.
  • a turbomachine compressor comprises a plurality of compression stages each comprising an annular row of blades mounted on a rotor shaft and an annular row of variable-pitch stator vanes mounted at their radially outer ends on a substantially cylindrical outer casing.
  • the adjustment of the angular setting of the stator vanes in a turbomachine is intended to optimize the efficiency of this turbomachine and to reduce its fuel consumption in the different phases of flight.
  • variable-pitch stator vanes each comprise at their radially outer end a radial pivot which is centered and guided in rotation in an orifice of the outer casing.
  • Each blade pivot is connected by a rod to a control ring which extends around the outer casing of the compressor and which is movable in rotation about the longitudinal axis of the compressor by actuating means for transmitting to the blades a rotational movement around the axes of their pivots.
  • Each link is attached to the blade pivot and has a cylindrical pin engaged in a cylindrical hole of the control ring.
  • control ring During the rotation of the control ring about its axis, it causes the pivoting rods and blades around the axis of the blade pivot.
  • the total angular range of rotation of the links is conventionally of the order of 50 to 90 °.
  • the ring is also axially movable so as to accompany the trajectory of the pieces. All the blades are then in the same angular position, for a given angular position of the control ring.
  • the flow of gas flowing into the vein passing through the high-pressure compressor is not homogeneous over its entire circumference, this flow may include pockets generating performance losses.
  • the turbomachine operates at high speed, significant forces and torques are exerted on the blades, which tends to slightly deform the control ring.
  • the invention aims in particular to provide a simple, effective and economical solution to this problem, while avoiding a system hyperstatement, which requires having rods all having substantially the same length.
  • a turbomachine compressor in particular a turboprop or an airplane turbojet engine, comprising a stator comprising an annular housing and at least one annular row of variable-pitch vanes, each blade having a radially outer end comprising a pivot mounted in a housing orifice and connected by a connecting member to a control ring adapted to pivot axially relative to the housing, the connecting member having a first end attached to the pivot of the blade and a second end comprising a pin engaged in a hole of the control ring, characterized in that at least one of the holes of the control ring, for the engagement of the pins of the connecting members, is of oblong shape and extends in the circumferential direction so as to allow the displacement of the pin in said oblong hole, during the rotation of the control ring.
  • the oblong hole extending in the circumferential direction does not necessarily extend only in the circumferential direction, that is, in a radial plane perpendicular to the axis of the control ring. Indeed, the oblong hole can extend both in the axial direction and in the circumferential direction.
  • the pins are cylindrical.
  • At least one of the holes of the control ring, for engaging the pins of the connecting members may be of such shape that it blocks the movement of the pin in said hole.
  • control ring may comprise at least one cylindrical hole, in which is engaged a cylindrical pin of a connecting member, the diameters of the pin and the cylindrical hole being substantially identical, and at least one oblong hole. extending circumferentially, in which is engaged another cylindrical pin of another connecting member.
  • said oblong hole of the control ring has a first end located on the side of a first lateral edge of the control ring, a second end located on the side of a second lateral edge of the control ring, the two ends being connected by a curved connection zone having a point of inflection.
  • said oblong hole of the control ring extends only in the circumferential direction.
  • said oblong hole of the control ring extends obliquely with respect to the axial direction and with respect to the circumferential direction.
  • said oblong hole of the control ring has an arcuate shape.
  • said oblong hole of the control ring has a first end extending only circumferentially and located on the side of a lateral edge of the control ring, a second end s' extending only circumferentially and being located on the side of the other lateral edge of the control ring, said ends being connected by a connecting zone extending obliquely with respect to the circumferential direction and with respect to the axial direction.
  • the invention further relates to a turbomachine, such as for example a turboprop or an airplane turbojet, comprising at least one compressor of the aforementioned type.
  • a turbomachine such as for example a turboprop or an airplane turbojet, comprising at least one compressor of the aforementioned type.
  • FIG. 1 is a partial diagrammatic half-view in axial section of a high-pressure compressor of a turbojet engine equipped with a variable-pitch blade control system according to the prior art
  • FIG. 2 is a diagrammatic view in axial section on a larger scale of the angular setting system of a stage of the compressor of FIG. 1
  • FIG. 3 is a perspective view of a portion of a control ring
  • FIG. 4 is a diagrammatic view, from above, of a zone of the control ring illustrated in FIG. 3;
  • FIGS. 5 and 6 are views respectively corresponding to FIGS. 3 and 4 and illustrating a first embodiment of the invention
  • FIG. 7 is a view corresponding to FIG. 4 and illustrating a second embodiment of the invention.
  • FIG. 8 is a view corresponding to FIG. 4 and illustrating a third embodiment of the invention.
  • FIG. 9 is a view corresponding to FIG. 4 and illustrating a fourth embodiment of the invention.
  • FIG. 10 is a diagram showing the evolution of the stagger angle of the stator vanes as a function of the angular position of the control ring, for each of the embodiments of FIGS. 7, 8 and 9.
  • FIG. 11 is a view corresponding to FIG. 4 and illustrating a fifth embodiment of the invention.
  • FIG. 12 is a view corresponding to FIG. 4 and illustrating a sixth embodiment of the invention.
  • FIG. 13 is a view corresponding to FIG. 4 and illustrating a seventh embodiment of the invention.
  • FIG. 1 shows a schematic half-view of the upstream portion of a high-pressure compressor 10 according to the prior art, in section along a plane passing through the axis of rotation 12 of the turbine engine.
  • the high-pressure compressor 10 comprises a rotor formed of disks 14, 16, 18, 20 assembled axially with each other, the rotor being supported on a bearing 22 by means of a pin 24.
  • Each disk is arranged downstream of an annular row of stator vanes 26 with variable pitch.
  • Each stator vane comprises at its radially inner and outer ends coaxial cylindrical pivots 28, 30.
  • the internal cylindrical pivot 28 extends inwardly from the stator vane 26 and is centered and guided in rotation in a cylindrical housing of an annular element of the stator, and the external cylindrical pivot 30 extends radially towards the outside. outside and is centered and guided in rotation in a cylindrical chimney 32 of a substantially cylindrical outer casing 34 of the high-pressure compressor 10.
  • the adjustment of the angular setting of the stator vanes 26 of a stage is ensured by means of rods 36 which are rotated by a control ring 38 pivotally mounted relative to the casing 34 about the axis 12.
  • the deflection total of the control ring is for example between 5 and 20 °.
  • a hydraulic cylinder 40 allows the simultaneous displacement in rotation of several control rings 38.
  • the ring 38 is for example formed of two parts 39 assembled to each other by means of bridges (not shown) attached to the ends said parts 39.
  • the rods 36 are fixed at one end to the radial pivots 30 of the blades 26 of variable pitch, these pivots 30 being guided in rotation in sockets 42 mounted in the chimneys 32 of the housing 34 ( Figure 2).
  • the end of the rod attached to the blade pivot 30 is held radially on a rim 44 of the sleeve 42 by a nut 46 screwed onto the end of the pivot 30.
  • the other end of the rod 36 comprises an orifice in which is guided in rotation a radial cylindrical pin 48 mounted in a cylindrical hole 52 of the control ring 38.
  • the pins 48 are held in position by bent tabs 50 fixed to the control ring 38.
  • the control ring 38 is also axially displaceable in translation, so as to accompany the circular trajectory of the pins 48.
  • the portions 39 of the control ring 38 comprise other holes 54, 56 respectively serving for fixing the connecting members making it possible to connect the ends of the two parts 39 of the body. control 38 between them or used for fixing centering pads coming to apply on a track formed on the outer surface of the housing.
  • control ring 38 During the rotation of the control ring 38 about its axis 12, it causes the pivoting rods 36 and vanes 26 to pivot about the axis of the pivots 28, 30 of the blades 26. All the blades 26 are located then in the same angular position, for a given angular position of the control ring 38, the rods 36 all having the same length.
  • the invention responds to this need by providing a control ring 38 for adapting the angular setting of the blades 26 individually or by group of blades 26, depending on the azimuthal positions of the blades 26 concerned or groups of blades 24 concerned.
  • FIGS. 5 and 6 illustrate a first embodiment of the invention in which part of the holes in which the cylindrical pins 48 are engaged have an oblong shape (holes 58), another part of said holes being cylindrical (holes 52) and of diameter substantially identical to that of the corresponding pins 48.
  • the oblong holes 58 each comprise a first end 60 located on the side of a first lateral edge or upstream edge 62 of the control ring 38, a second end 64 located on the side of a second side edge or downstream edge 66 of the control ring 38, the two ends 60, 64 being connected by a curved connection zone 68 having a point of inflection.
  • the wedging angle of the blades 26 does not vary in the same way, as a function of the angular position of the control ring 38, for the blades 26 associated with the cylindrical holes 52 or for the blades 26 associated with them. to the oblong holes 58.
  • control ring 38 thus has two groups of blades 26, located in azimuthal zones different from the turbomachine, and according to different timing laws from one group to another.
  • center of the holes 52 is aligned circumferentially with one of the ends of the oblong holes 58.
  • Fig. 7 illustrates a second embodiment of the invention in which each oblong hole 58 of the control ring 38 extends only in the circumferential direction.
  • FIG. 8 represents a third embodiment of the invention in which each oblong hole 58 of the control ring 38 extends obliquely with respect to the axial direction A and with respect to the circumferential direction C. More particularly each oblong hole 58 extends rectilinearly, from upstream to downstream (i.e. from left to right in FIG. 8), in a first direction of rotation of the control ring indicated by FIG. arrow S1, which is a direction of opening of the blades 26.
  • FIG. 9 represents a fourth embodiment of the invention in which each oblong hole 58 of the control ring 38 has an arcuate shape or approaching an arc of a circle, plus especially in a quarter circle.
  • One end 70 of each oblong hole 58 is directed axially upstream, the other end 72 being directed circumferentially in a direction S2 opposite to the aforesaid direction S1, the direction S2 being a closing direction of the blades 26.
  • FIG. 10 illustrates the blade staggering law for blades 26 associated respectively with a cylindrical hole 52 (curve C1), with an oblong hole 58 of FIG. 7 (curve C2), with an oblong hole 58 of FIG. (curve C3) and an oblong hole 58 of Figure 9 (curve C4).
  • the calibration laws are the curves representative of the evolution of the angular position of the blade 26 (blade) as a function of the angular position of the control ring 38 (annulus).
  • the angle angle corresponds to the angle of the rods 36 relative to the axis 12 of the turbomachine, by defining a line that passes through the center of the pivot 30 of the blade 26 and the center of the pin 48 which is inserted in the ring 38.
  • the open position corresponds to a negative angle aaube relative to the axis 12 of the turbomachine, considering that the positive direction is the trigonometric direction, and the closed position corresponds to an angle a positive angle with respect to the axis 12 of the turbomachine.
  • oblong holes 58 whose general shapes are symmetrical / axis of the turbomachine of those described above. In this case, however, it is necessary to align the center of the holes 52 with the other end of the oblong holes 58. Depending on the chosen shape of the hole 52, 58 (cylindrical, rectilinear oblique, arc of a circle, etc.), it is thus possible to adapt to the requirements the calibration law of the blades 26 associated.
  • FIG. 11 illustrates a fifth embodiment of the invention in which each oblong hole 58 of the control ring 38 has a shape symmetrical to the shape of the oblong holes 58 of FIG. 6, with respect to a radial plane passing through by the axially central zone of the control ring 38.
  • FIG. 12 illustrates a sixth embodiment of the invention in which each oblong hole 58 of the control ring 38 has a first end 74 extending only circumferentially and located on the side of the upstream edge 62 of the control ring. a second end 76 extending only circumferentially and located on the side of the downstream edge 66 of the control ring 38, said ends 74, 76 being connected by a connecting zone 78 extending obliquely with respect to the direction circumferential C and with respect to the axial direction A.
  • FIG. 13 illustrates a seventh embodiment of the invention in which each oblong hole 58 of the control ring 38 has a shape symmetrical to the shape of the oblong holes 58 of FIG. 8, with respect to a radial plane passing through the axially median zone of the control ring 38.
  • control ring 38 may comprise at least two types of oblong hole 58 among those described above.
  • Other forms of oblong holes 58 may also be used, provided that these oblong holes 58 extend in particular in the circumferential direction C.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion L'invention concerne un compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion, comprenant un stator comportant un carter annulaire et au moins une rangée annulaire d'aubes à calage variable, chaque aube comportant une extrémité radialement externe comprenant un pivot monté dans un orifice du carter et relié par un organe de liaison à un anneau de commande (38) apte à pivoter axialementpar rapport au carter, l'organe de liaison comportant une première extrémité fixée au pivot de l'aube et une seconde extrémité comportant un pion engagé dans un trou (52, 58) de l'anneau de commande (38), caractérisé en ce que l'un (58) au moins des trous (52, 58) de l'anneau de commande (38), servant à l'engagement des pions des organes de liaison, est de forme oblongue et s'étend dans la direction circonférentielle de façon à autoriser le déplacement du piondans ledit trou oblong (58), lors de la rotation de l'anneau de commande (38).

Description

Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion
La présente invention concerne un compresseur de turbomachine, en particulier un compresseur haute-pression de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion.
De façon connue, un compresseur de turbomachine comprend une pluralité d'étages de compression comportant chacun une rangée annulaire d'aubes mobiles montée sur un arbre de rotor et une rangée annulaire d'aubes de stator à calage variable montées à leurs extrémités radialement externes sur un carter externe sensiblement cylindrique.
Le réglage du calage angulaire des aubes de stator dans une turbomachine est destiné à optimiser le rendement de cette turbomachine et à réduire sa consommation de carburant dans les différentes phases de vol.
Les aubes de stator à calage variable comprennent chacune à leur extrémité radialement externe un pivot radial qui est centré et guidé en rotation dans un orifice du carter externe. Chaque pivot d'aube est relié par une biellette à un anneau de commande qui s'étend autour du carter externe du compresseur et qui est déplaçable en rotation autour de l'axe longitudinal du compresseur par des moyens d'actionnement pour transmettre aux aubes un mouvement de rotation autour des axes de leurs pivots.
Chaque biellette est fixée au pivot d'aube et comporte un pion cylindrique engagé dans un trou cylindrique de l'anneau de commande.
Lors de la rotation de l'anneau de commande autour de son axe, celui-ci entraîne le pivotement des biellettes et des aubes autour de l'axe du pivot des aubes. La plage angulaire totale de rotation des biellettes est classiquement de l'ordre de 50 à 90°. L'anneau est également déplaçable axialement de façon à accompagner la trajectoire des pions. Toutes les aubes se trouvent alors dans la même position angulaire, pour une position angulaire donnée de l'anneau de commande.
Or, en fonction du régime de la turbomachine, il existe un besoin de pouvoir adapter le calage des aubes en fonction notamment de leur position azimutale, c'est-à-dire de la position circonférentielle de l'aube de stator dans l'étage correspondant. Les angles de calage permettant de maximiser le rendement de la turbomachine peuvent donc être différents en en fonction des positions azimutales des aubes de stator d'un même étage.
En effet, le flux de gaz s'écoulant dans la veine traversant le compresseur haute-pression n'est pas homogène sur toute sa circonférence, ce flux pouvant comporter des poches générant des pertes de performance. Par ailleurs, lorsque la turbomachine fonctionne à haut régime, des efforts et des couples importants sont exercés sur les aubes, ce qui a tendance à déformer légèrement l'anneau de commande.
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème, tout en évitant un hyperstatisme du système, ce qui impose d'avoir des biellettes ayant toutes sensiblement la même longueur.
A cet effet, elle propose un compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion, comprenant un stator comportant un carter annulaire et au moins une rangée annulaire d'aubes à calage variable, chaque aube comportant une extrémité radialement externe comprenant un pivot monté dans un orifice du carter et relié par un organe de liaison à un anneau de commande apte à pivoter axialement par rapport au carter, l'organe de liaison comportant une première extrémité fixée au pivot de l'aube et une seconde extrémité comportant un pion engagé dans un trou de l'anneau de commande, caractérisé en ce que l'un au moins des trous de l'anneau de commande, servant à l'engagement des pions des organes de liaison, est de forme oblongue et s'étend dans la direction circonférentielle de façon à autoriser le déplacement du pion dans ledit trou oblong, lors de la rotation de l'anneau de commande.
De cette manière, en fonction de la forme du trou, il est possible d'adapter l'angle de calage de chaque aube, de façon individuelle ou par groupes d'aubes, tout en conservant des organes de liaison (par exemple des biellettes) ayant la même longueur. Cette adaptation permet de s'adapter à l'hétérogénéité du flux de gaz et de corriger d'éventuelles déformations à haut régime moteur.
Le trou oblong s'étendant dans la direction circonférentielle ne s'étend pas nécessairement uniquement dans la direction circonférentielle, c'est-à-dire dans un plan radial perpendiculaire à l'axe de l'anneau de commande. En effet, le trou oblong peut s'étendre à la fois dans la direction axiale et dans la direction circonférentielle.
Selon une caractéristique de l'invention, les pions sont cylindriques.
En outre, l'un au moins des trous de l'anneau de commande, servant à l'engagement des pions des organes de liaison, peut être de forme telle qu'il bloque le déplacement du pion dans ledit trou.
Dans ce cas, l'anneau de commande peut comprendre au moins un trou cylindrique, dans lequel est engagé un pion cylindrique d'un organe de liaison, les diamètres du pion et du trou cylindrique étant sensiblement identiques, et au moins un trou oblong s'étendant circonférentiellement, dans lequel est engagé un autre pion cylindrique d'un autre organe de liaison.
Selon une première forme de réalisation de l'invention, ledit trou oblong de l'anneau de commande comporte une première extrémité située du côté d'un premier bord latéral de l'anneau de commande, une seconde extrémité située du côté d'un second bord latéral de l'anneau de commande, les deux extrémités étant reliées par une zone de liaison courbe présentant un point d'inflexion. Selon une deuxième forme de réalisation de l'invention, ledit trou oblong de l'anneau de commande s'étend uniquement dans la direction circonférentielle.
Selon une troisième forme de réalisation de l'invention, ledit trou oblong de l'anneau de commande s'étend de façon oblique par rapport à la direction axiale et par rapport à la direction circonférentielle.
Selon une quatrième forme de réalisation de l'invention, ledit trou oblong de l'anneau de commande a une forme d'arc de cercle.
Selon une cinquième forme de réalisation de l'invention, ledit trou oblong de l'anneau de commande comporte une première extrémité s'étendant uniquement circonférentiellement et située du côté d'un bord latéral de l'anneau de commande, une seconde extrémité s'étendant uniquement circonférentiellement et étant située du côté de l'autre bord latéral de l'anneau de commande, lesdites extrémités étant reliées par une zone de liaison s'étendant de façon oblique par rapport à la direction circonférentielle et par rapport à la direction axiale.
L'invention concerne en outre une turbomachine, telle par exemple qu'un turbopropulseur ou un turboréacteur d'avion, comportant au moins un compresseur du type précité.
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'un compresseur haute-pression d'un turboréacteur équipé d'un système de commande d'aubes à calage variable selon la technique antérieure,
- la figure 2 est une vue schématique en coupe axiale à plus grande échelle du système de calage angulaire d'un étage du compresseur de la figure 1 , - la figure 3 est une vue en perspective d'une partie d'un anneau de commande,
- la figure 4 est une vue schématique, de dessus, d'une zone de l'anneau de commande illustré à la figure 3,
- les figures 5 et 6 sont des vues correspondant respectivement aux figures 3 et 4 et illustrant une première forme de réalisation de l'invention,
- la figure 7 est une vue correspondant à la figure 4 et illustrant une deuxième forme de réalisation de l'invention,
- la figure 8 est une vue correspondant à la figure 4 et illustrant une troisième forme de réalisation de l'invention,
- la figure 9 est une vue correspondant à la figure 4 et illustrant une quatrième forme de réalisation de l'invention,
- la figure 10 est un diagramme représentant l'évolution de l'angle de calage des aubes de stator en fonction de la position angulaire de l'anneau de commande, pour chacune des formes de réalisation des figures 7, 8 et 9.
- la figure 1 1 est une vue correspondant à la figure 4 et illustrant une cinquième forme de réalisation de l'invention,
- la figure 12 est une vue correspondant à la figure 4 et illustrant une sixième forme de réalisation de l'invention,
- la figure 13 est une vue correspondant à la figure 4 et illustrant une septième forme de réalisation de l'invention.
On se réfère tout d'abord à la figure 1 qui représente une demi- vue schématique de la partie amont d'un compresseur haute-pression 10 selon la technique antérieure, en coupe selon un plan passant par l'axe de rotation 12 de la turbomachine. Le compresseur haute-pression 10 comprend un rotor formé de disques 14, 16, 18, 20 assemblés axialement les uns aux autres, le rotor étant en appui sur un palier 22 par l'intermédiaire d'un tourillon 24. Chaque disque est agencé en aval d'une rangée annulaire d'aubes de stator 26 à calage variable. Chaque aube de stator comprend à ses extrémités radialement interne et externe des pivots cylindriques 28, 30 coaxiaux. Le pivot cylindrique interne 28 s'étend vers l'intérieur depuis l'aube de stator 26 et est centré et guidé en rotation dans un logement cylindrique d'un élément annulaire du stator, et le pivot cylindrique externe 30 s'étend radialement vers l'extérieur et est centré et guidé en rotation dans une cheminée cylindrique 32 d'un carter externe 34 sensiblement cylindrique du compresseur haute-pression 10.
Le réglage du calage angulaire des aubes de stator 26 d'un étage est assuré à l'aide de biellettes 36 qui sont entraînées en rotation par un anneau de commande 38 monté pivotant par rapport au carter 34 autour de l'axe 12. Le débattement total de l'anneau de commande est par exemple compris entre 5 et 20°. Un vérin hydraulique 40 permet le déplacement simultané en rotation de plusieurs anneaux de commande 38. L'anneau 38 est par exemple formé de deux parties 39 assemblées l'une à l'autre par l'intermédiaire de pontets (non représentés) fixés aux extrémités desdites parties 39.
Les biellettes 36 sont fixées par une extrémité sur les pivots radiaux 30 des aubes 26 à calage variable, ces pivots 30 étant guidés en rotation dans des douilles 42 montés dans les cheminées 32 du carter 34 (figure 2). L'extrémité de la biellette fixée au pivot d'aube 30 est maintenue radialement sur un rebord 44 de la douille 42 par un écrou 46 vissé sur l'extrémité du pivot 30. L'autre extrémité de la biellette 36 comprend un orifice dans lequel est guidé en rotation un pion cylindrique radial 48 monté dans un trou cylindrique 52 de l'anneau de commande 38. Les pions 48 sont maintenus en position par des pattes coudées 50 fixées sur l'anneau de commande 38. L'anneau de commande 38 est également déplaçable axialement en translation, de façon à accompagner la trajectoire circulaire des pions 48. Comme cela est mieux visible à la figure 3, les parties 39 de l'anneau de commande 38 comportent d'autres trous 54, 56 servant respectivement à la fixation des organes de liaison permettant de relier les extrémités des deux parties 39 de l'organe de commande 38 entre elles ou servant à la fixation de patins de centrage venant s'appliquer sur une piste ménagée sur la surface externe du carter.
Lors de la rotation de l'anneau de commande 38 autour de son axe 12, celui-ci entraîne le pivotement des biellettes 36 et des aubes 26 autour de l'axe des pivots 28, 30 des aubes 26. Toutes les aubes 26 se trouvent alors dans une même position angulaire, pour une position angulaire donnée de l'anneau de commande 38, les biellettes 36 ayant toutes la même longueur.
Or, comme indiqué précédemment, en fonction du régime de la turbomachine, il existe un besoin de pouvoir adapter le calage des aubes 26 en fonction notamment de leur position azimutale, c'est-à-dire de la position circonférentielle de l'aube 26 de stator dans l'étage correspondant.
L'invention répond à ce besoin en proposant un anneau de commande 38 permettant d'adapter le calage angulaire des aubes 26 de façon individuelle ou par groupe d'aubes 26, en fonction des positions azimutales des aubes 26 concernées ou des groupes d'aubes 26 concernés.
Les figures 5 et 6 illustrent une première forme de réalisation de l'invention dans laquelle une partie des trous dans lesquels sont engagés les pions cylindriques 48 ont une forme oblongue (trous 58), une autre partie desdits trous étant cylindriques (trous 52) et de diamètre sensiblement identique à celui des pions 48 correspondants.
En particulier, les trous oblongs 58 comportent chacun une première extrémité 60 située du côté d'un premier bord latéral ou bord amont 62 de l'anneau de commande 38, une seconde extrémité 64 située du côté d'un second bord latéral ou bord aval 66 de l'anneau de commande 38, les deux extrémités 60, 64 étant reliées par une zone de liaison courbe 68 présentant un point d'inflexion.
Ainsi, en fonctionnement, l'angle de calage des aubes 26 ne varie pas de la même manière, en fonction de la position angulaire de l'anneau de commande 38, pour les aubes 26 associées aux trous cylindriques 52 ou pour les aubes 26 associées aux trous oblongs 58. En fonction de la forme des trous 58, il est donc possible d'adapter la variation de l'angle de calage en fonction de la position angulaire de l'anneau de commande 38 (également appelée ci-après loi de calage) pour chacune des aubes 26.
Dans ce cas, tous les trous oblongs 58 ont sensiblement la même forme, les autres trous 52 étant cylindriques. Un tel anneau de commande 38 possède donc deux groupes d'aubes 26, situées dans des zones azimutales différentes de la turbomachine, et suivant des lois de calage différentes d'un groupe à l'autre.
On notera que le centre des trous 52 est aligné circonférentiellement avec l'une des extrémités des trous oblongs 58.
La figure 7 illustre une deuxième forme de réalisation de l'invention dans laquelle chaque trou oblong 58 de l'anneau de commande 38 s'étend uniquement dans la direction circonférentielle.
La figure 8 représente une troisième forme de réalisation de l'invention dans laquelle chaque trou oblong 58 de l'anneau de commande 38 s'étend de façon oblique par rapport à la direction axiale A et par rapport à la direction circonférentielle C. Plus particulièrement, chaque trou oblong 58 s'étend de façon rectiligne, d'amont en aval (c'est-à-dire de gauche à droite à la figure 8), dans un premier sens de rotation de l'anneau de commande indiqué par la flèche S1 , qui est un sens d'ouverture des aubes 26.
La figure 9 représente une quatrième forme de réalisation de l'invention dans laquelle chaque trou oblong 58 de l'anneau de commande 38 a une forme en arc de cercle ou approchant un arc de cercle, plus particulièrement en quart de cercle. Une extrémité 70 de chaque trou oblong 58 est dirigé axialement vers l'amont, l'autre extrémité 72 étant dirigée circonférentiellement dans un sens S2 opposé au sens S1 précité, le sens S2 étant un sens de fermeture des aubes 26.
La figure 10 illustre la loi de calage d'aubes pour des aubes 26 associées respectivement à un trou cylindrique 52 (courbe C1 ), à un trou oblong 58 de la figure 7 (courbe C2), à un trou oblong 58 de la figure 8 (courbe C3) et à un trou oblong 58 de la figure 9 (courbe C4). Les lois de calage sont les courbes représentatives de l'évolution de la position angulaire de l'aube 26 (aaube) en fonction de la position angulaire de l'anneau de commande 38 (aanneau).
On remarque que ces lois de calage sont différentes les unes des autres, en particulier pour les angles de l'anneau de commande 38 correspondant à une ouverture des aubes 26 associées. L'angle aaube correspond à l'angle des biellettes 36 par rapport à l'axe 12 de la turbomachine, en définissant une droite qui passe par le centre du pivot 30 de l'aube 26 et le centre du pion 48 qui est inséré dans l'anneau 38. Par définition, la position d'ouverture correspond à un angle aaube négatif par rapport à l'axe 12 de la turbomachine, en considérant que le sens positif est le sens trigonométrique, et la position de fermeture correspond à un angle aaube positif par rapport à l'axe 12 de la turbomachine. L'angle aaube=0 correspond à la position où les biellettes 36 sont alignées avec l'axe 12 de la turbomachine.
Si l'on cherche à modifier les lois de calage pour les angles correspondant à une fermeture des aubes 26, il est possible d'utiliser des trous oblongs 58 dont les formes générales sont les symétriques/axe de la turbomachine de celles décrites précédemment. Dans ce cas toutefois, il convient d'aligner le centre des trous 52 avec l'autre extrémité des trous oblongs 58. En fonction de la forme choisie du trou 52, 58 (cylindrique, rectiligne oblique, arc de cercle, etc .), il est ainsi possible d'adapter aux besoins la loi de calage des aubes 26 associées.
La figure 1 1 illustre une cinquième forme de réalisation de l'invention dans laquelle chaque trou oblong 58 de l'anneau de commande 38 a une forme symétrique à la forme des trous oblongs 58 de la figure 6, par rapport à un plan radial passant par la zone axialement médiane de l'anneau de commande 38.
La figure 12 illustre une sixième forme de réalisation de l'invention dans laquelle chaque trou oblong 58 de l'anneau de commande 38 comporte une première extrémité 74 s'étendant uniquement circonférentiellement et située du côté du bord amont 62 de l'anneau de commande, une seconde extrémité 76 s'étendant uniquement circonférentiellement et située du côté du bord aval 66 de l'anneau de commande 38, lesdites extrémités 74, 76 étant reliées par une zone de liaison 78 s'étendant de façon oblique par rapport à la direction circonférentielle C et par rapport à la direction axiale A.
La figure 13 illustre une septième forme de réalisation de l'invention dans laquelle chaque trou oblong 58 de l'anneau de commande 38 a une forme symétrique à la forme des trous oblongs 58 de la figure 8, par rapport à un plan radial passant par la zone axialement médiane de l'anneau de commande 38.
Bien entendu, l'anneau de commande 38 peut comporter au moins deux types de trou oblongs 58 parmi ceux décrits précédemment. D'autres formes de trous oblongs 58 peuvent également être utilisées, pour autant que ces trous oblongs 58 s'étendent notamment dans la direction circonférentielle C.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Compresseur (10) de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion, comprenant un stator comportant un carter annulaire (34) et au moins une rangée annulaire d'aubes (26) à calage variable, chaque aube (26) comportant une extrémité radialement externe comprenant un pivot (30) monté dans un orifice du carter (34) et relié par un organe de liaison (36) à un anneau de commande (38) apte à pivoter axialement par rapport au carter (34), l'organe de liaison (36) comportant une première extrémité fixée au pivot (30) de l'aube (26) et une seconde extrémité comportant un pion (48) engagé dans un trou (52, 58) de l'anneau de commande (38), caractérisé en ce que l'anneau de commande (38) comprend au moins un trou (52) cylindrique, dans lequel est engagé un pion (48) cylindrique d'un organe de liaison (36), les diamètres du pion (48) et du trou (52) cylindriques étant sensiblement identiques, et au moins un trou oblong (58) s'étendant circonférentiellement, dans lequel est engagé un autre pion (48) cylindrique d'un autre organe de liaison (36), de façon à autoriser le déplacement dudit pion (48) dans ledit trou oblong (58), lors de la rotation de l'anneau de commande (38).
2. Compresseur (10) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les pions (48) sont cylindriques.
3. Compresseur (10) selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que l'un (52) au moins des trous (52, 58) de l'anneau de commande (38), servant à l'engagement des pions (48) des organes de liaison (36), est de forme telle qu'il bloque le déplacement du pion (48) dans ledit trou (52).
4. Compresseur (10) selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit trou oblong (58) de l'anneau de commande (38) comporte une première extrémité (60) située du côté d'un premier bord latéral (62) de l'anneau de commande (38), une seconde extrémité (64) située du côté d'un second bord latéral (66) de l'anneau de commande (38), les deux extrémités (60, 64) étant reliées par une zone de liaison courbe (68) présentant un point d'inflexion.
5. Compresseur (10) selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que ledit trou oblong (58) de l'anneau de commande (38) s'étend uniquement dans la direction circonférentielle (C).
6. Compresseur (10) selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit trou oblong (58) de l'anneau de commande (38) s'étend de façon oblique par rapport à la direction axiale (A) et par rapport à la direction circonférentielle (C).
7. Compresseur (10) selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ledit trou oblong (58) de l'anneau de commande (38) a une forme d'arc de cercle.
8. Compresseur (10) selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que ledit trou oblong (58) de l'anneau de commande (38) comporte une première extrémité (74) s'étendant uniquement circonférentiellement et située du côté d'un bord latéral (62) de l'anneau de commande (38), une seconde extrémité (76) s'étendant uniquement circonférentiellement et étant située du côté de l'autre bord latéral (66) de l'anneau de commande (38), lesdites extrémités (74, 76) étant reliées par une zone de liaison (78) s'étendant de façon oblique par rapport à la direction circonférentielle (C) et par rapport à la direction axiale (A).
9. Turbomachine, telle par exemple qu'un turbopropulseur ou un turboréacteur d'avion, comportant au moins un compresseur (10) selon l'une des revendications 1 à 8.
PCT/FR2014/053163 2013-12-19 2014-12-04 Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion WO2015092197A1 (fr)

Priority Applications (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201480069646.3A CN105874171B (zh) 2013-12-19 2014-12-04 飞机涡轮螺旋桨或涡轮风扇的涡轮发动机压缩机
RU2016123656A RU2670473C1 (ru) 2013-12-19 2014-12-04 Компрессор газотурбинного двигателя, в частности турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета
CA2932998A CA2932998C (fr) 2013-12-19 2014-12-04 Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion
BR112016013833-3A BR112016013833B1 (pt) 2013-12-19 2014-12-04 Compressor de turbomáquina e turbomáquina
US15/103,956 US10590794B2 (en) 2013-12-19 2014-12-04 Turbine engine compressor, in particular of an aeroplane turboprop or turbofan
EP14827799.9A EP3084141B1 (fr) 2013-12-19 2014-12-04 Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion
JP2016541257A JP6419831B2 (ja) 2013-12-19 2014-12-04 特に航空機ターボプロップまたはターボファンの、タービンエンジン圧縮機

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1362972A FR3015594B1 (fr) 2013-12-19 2013-12-19 Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion
FR1362972 2013-12-19

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2015092197A1 true WO2015092197A1 (fr) 2015-06-25

Family

ID=50137899

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2014/053163 WO2015092197A1 (fr) 2013-12-19 2014-12-04 Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10590794B2 (fr)
EP (1) EP3084141B1 (fr)
JP (1) JP6419831B2 (fr)
CN (1) CN105874171B (fr)
BR (1) BR112016013833B1 (fr)
CA (1) CA2932998C (fr)
FR (1) FR3015594B1 (fr)
RU (1) RU2670473C1 (fr)
WO (1) WO2015092197A1 (fr)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9835037B2 (en) * 2015-06-22 2017-12-05 General Electric Company Ducted thrust producing system with asynchronous fan blade pitching
FR3041714B1 (fr) 2015-09-30 2020-02-14 Safran Aircraft Engines Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion
GB201717091D0 (en) * 2017-10-18 2017-11-29 Rolls Royce Plc A variable vane actuation arrangement
FR3100272A1 (fr) * 2019-08-27 2021-03-05 Safran Aircraft Engines Guignol pour un dispositif de calage variable d’une turbomachine
CN112360816A (zh) * 2020-12-08 2021-02-12 成都成发科能动力工程有限公司 一种轴流压缩机承缸和应用其的轴流压缩机

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1592922A (fr) * 1968-11-21 1970-05-19
US4737071A (en) * 1985-04-22 1988-04-12 Williams International Corporation Variable geometry centrifugal compressor diffuser
EP1672180A1 (fr) * 2004-12-16 2006-06-21 Snecma Etage d'aubes de redresseur actionnées par une couronne rotative déplacée par des moyens moteurs électriques
EP1808579A2 (fr) * 2006-01-17 2007-07-18 General Electric Company Système d'actionnement pour aubes de stator variables
EP2204549A2 (fr) * 2009-01-06 2010-07-07 General Electric Company Système et procédé d'actionnement d'aubes de redressement à position variable
US20110176913A1 (en) * 2010-01-19 2011-07-21 Stephen Paul Wassynger Non-linear asymmetric variable guide vane schedule

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3066488A (en) * 1959-11-04 1962-12-04 Bendix Corp Power output control for a gas turbine engine
US3314595A (en) * 1965-06-09 1967-04-18 Gen Electric Adjustment mechanism for axial flow compressors
US3861822A (en) * 1974-02-27 1975-01-21 Gen Electric Duct with vanes having selectively variable pitch
US5993152A (en) * 1997-10-14 1999-11-30 General Electric Company Nonlinear vane actuation
GB2402180B (en) * 2003-05-30 2006-09-20 Rolls Royce Plc Variable stator vane actuating levers
FR2857404B1 (fr) * 2003-07-10 2007-03-09 Snecma Moteurs Dispositif de guidage en rotation d'aubes a calage variable dans une turbomachine
FR2882570B1 (fr) * 2005-02-25 2007-04-13 Snecma Moteurs Sa Dipositif de commande d'aubes a calage variable dans une turbomachine
FR2890136B1 (fr) * 2005-08-30 2007-11-09 Snecma Bielle a longueur evolutive en fonctionnement

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1592922A (fr) * 1968-11-21 1970-05-19
US4737071A (en) * 1985-04-22 1988-04-12 Williams International Corporation Variable geometry centrifugal compressor diffuser
EP1672180A1 (fr) * 2004-12-16 2006-06-21 Snecma Etage d'aubes de redresseur actionnées par une couronne rotative déplacée par des moyens moteurs électriques
EP1808579A2 (fr) * 2006-01-17 2007-07-18 General Electric Company Système d'actionnement pour aubes de stator variables
EP2204549A2 (fr) * 2009-01-06 2010-07-07 General Electric Company Système et procédé d'actionnement d'aubes de redressement à position variable
US20110176913A1 (en) * 2010-01-19 2011-07-21 Stephen Paul Wassynger Non-linear asymmetric variable guide vane schedule

Also Published As

Publication number Publication date
CN105874171B (zh) 2018-06-12
EP3084141B1 (fr) 2018-02-07
CA2932998C (fr) 2022-04-19
BR112016013833A2 (fr) 2017-08-08
JP6419831B2 (ja) 2018-11-07
RU2016123656A (ru) 2018-01-24
CA2932998A1 (fr) 2015-06-25
FR3015594B1 (fr) 2018-04-06
FR3015594A1 (fr) 2015-06-26
EP3084141A1 (fr) 2016-10-26
US10590794B2 (en) 2020-03-17
US20160348530A1 (en) 2016-12-01
BR112016013833B1 (pt) 2022-02-08
RU2670473C1 (ru) 2018-10-23
JP2017501334A (ja) 2017-01-12
CN105874171A (zh) 2016-08-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3084141B1 (fr) Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion
CA2639206C (fr) Etage d'aubes a calage variable pour une turbomachine
CA2518355A1 (fr) Retenue des clavettes de centrage des anneaux sous aubes de stator a calage variable d'un moteur a turbine a gaz
WO2017006010A1 (fr) Anneau de commande d'aubes à calage variable pour une turbomachine
CA2639181C (fr) Aube a calage variable de turbomachine
EP3863928B1 (fr) Turbomachine comportant des moyens de suspension
FR3108370A1 (fr) Etage d’aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3082896A1 (fr) Ensemble pour la commande d'aubes a calage variable
CA2891076C (fr) Support de tube d'evacuation d'air dans une turbomachine
EP3247885B1 (fr) Système de commande d'aubes à calage variable pour une turbomachine
FR2914944A1 (fr) Calage variable d'aubes de compresseur dans une turbomachine
EP3314131B1 (fr) Système de commande d'aubes à calage variable pour une turbomachine
FR3072719A1 (fr) Anneau de commande d'un etage d'aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3027635A1 (fr) Systeme de commande d'aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3041714A1 (fr) Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboreacteur d'avion
FR3027072A1 (fr) Anneau de commande d'un etage d'aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3024996A1 (fr) Anneau de commande d'un etage d'aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3059364A1 (fr) Systeme de suspension d'un premier element annulaire dans un deuxieme element annulaire de turbomachine et turbomachine correspondante
FR3070183B1 (fr) Turbine pour turbomachine
FR2882577A1 (fr) Dispositif de reglage du centrage d'un anneau de synchronisation de commande d'aubes pivotantes de turbomachine
CA2874841C (fr) Soufflante a calage variable par rotation differentielle des disques de soufflante
FR3106632A1 (fr) Aubage de stator pour une turbomachine d’aeronef
FR2976982A1 (fr) Soufflante pour turboreacteur
FR3072430B1 (fr) Anneau de commande d'un etage d'aubes a calage variable pour une turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 14827799

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2932998

Country of ref document: CA

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2014827799

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2014827799

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 15103956

Country of ref document: US

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2016541257

Country of ref document: JP

Kind code of ref document: A

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

REG Reference to national code

Ref country code: BR

Ref legal event code: B01A

Ref document number: 112016013833

Country of ref document: BR

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2016123656

Country of ref document: RU

Kind code of ref document: A

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 112016013833

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20160615