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WO2022180330A1 - Anneau d'etancheite de turbine - Google Patents

Anneau d'etancheite de turbine Download PDF

Info

Publication number
WO2022180330A1
WO2022180330A1 PCT/FR2022/050300 FR2022050300W WO2022180330A1 WO 2022180330 A1 WO2022180330 A1 WO 2022180330A1 FR 2022050300 W FR2022050300 W FR 2022050300W WO 2022180330 A1 WO2022180330 A1 WO 2022180330A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
sealing ring
rotor
arm
axial surface
contact
Prior art date
Application number
PCT/FR2022/050300
Other languages
English (en)
Inventor
Cyrille Telman
Tristan DUVAL
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines filed Critical Safran Aircraft Engines
Priority to EP22710662.2A priority Critical patent/EP4298319A1/fr
Priority to CN202280016874.9A priority patent/CN116888346A/zh
Priority to US18/278,566 priority patent/US12188356B2/en
Publication of WO2022180330A1 publication Critical patent/WO2022180330A1/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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F01D5/066—Connecting means for joining rotor-discs or rotor-elements together, e.g. by a central bolt, by clamps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/502—Thermal properties
    • F05D2300/5021—Expansivity

Definitions

  • the present invention relates to a turbomachine turbine.
  • the present invention relates to a sealing ring arranged facing a stator part of a distributor of a turbomachine turbine.
  • Documents FR 3 019 584 and FR 3 077 327 disclose a ring arranged between two rotors of a turbomachine turbine, opposite a stator part of a distributor of the turbine, in order to ensure sealing between distinct cavities of a flow path of the turbine, by cooperation of wipers of the sealing ring with an abradable of the distributor.
  • the ring comprises at least one arm bearing against a rotor in order to prevent an axial movement of the blades attached to the rotor (“L” ring).
  • the ring comprises two arms, each of which bears against one of the rotors (“Y” ring).
  • the ring is mounted with significant axial tightening at the level of the support of the arm(s) against the rotor(s).
  • the ring allows the circulation of air to ventilate the blades of the rotor(s).
  • the arm(s) of the ring can ensure the thermal protection of the rotor(s) against the hot air circulating within the flow path.
  • the axial tightening of the ring is carried out with such intensity that its mechanical strength is degraded.
  • the assembly is more complex.
  • An object of the invention is to improve the mechanical strength of a sealing ring of a turbine of a turbomachine.
  • Another object of the invention is to limit leaks within the ventilation circuit of the turbine blades.
  • Another object of the invention is to facilitate the assembly of a sealing ring of a turbine of a turbomachine.
  • an assembly for a turbomachine comprising:
  • first sealing ring centered on the longitudinal axis, arranged radially outside the first arm and comprising a first radial flange mounted fixed between the first arm and the second arm,
  • the second sealing ring comprising a first part configured to come into contact with the second rotor and a second part, distinct from the first part, configured to come into contact with the first sealing ring.
  • the thermal expansions of the second sealing ring pull less on the first radial flange of the first sealing ring, which improves the mechanical strength of the first sealing ring and, hence, lengthens its life.
  • the axial clamping of the first sealing ring against the first rotor and the axial clamping of the second sealing ring against the second rotor are reduced.
  • the first sealing ring and the second sealing ring are of reduced dimensions compared to the single sealing ring known from the state of the art. This makes it possible to limit the appearance of play between the first sealing ring and the first rotor on the one hand, and between the second sealing ring and the second rotor on the other hand.
  • the leaks within the ventilation circuit of the turbine blades are reduced. Furthermore, the reduction in the axial tightening reduces the mechanical stresses within the first sealing ring and the second sealing ring, which improves their mechanical strength and thus lengthens their service life. Finally, the assembly of the first ring sealing and the second sealing ring is made in a manner similar to the assembly of the sealing ring known from the state of the art, which allows easy integration of the assembly described above in existing turbomachines.
  • the assembly according to the invention comprises at least one of the following characteristics, taken alone or in combination:
  • the second rotor has a first internal axial surface and the second sealing ring has a first external axial surface positioned opposite and at a distance from the first internal axial surface so that the first external axial surface is configured to come into contact with the first internal axial surface during thermal expansion of the second sealing ring,
  • the first sealing ring has a second inner axial surface and the second sealing ring has a second outer axial surface positioned opposite and at a distance from the second inner axial surface so that the second outer axial surface is configured to enter in contact with the second internal axial surface during thermal expansion of the second sealing ring,
  • a groove is provided in the first part, the assembly further comprising a seal arranged within the groove,
  • one of the second arm and the second sealing ring comprises a lug, the other of the second arm and the second sealing ring comprising a notch, the lug being configured to cooperate with the notch to prevent a circumferential rotation of the second sealing ring with respect to the second rotor,
  • an orifice is formed in the second sealing ring so as to allow circulation of a fluid between a first cavity, arranged radially inside the second sealing ring, and a second cavity arranged radially outside of the second sealing ring, and
  • the second rotor comprises:
  • a retaining ring arranged within the second rotor and configured to prevent axial movement of the blade relative to the disc, the second sealing ring being configured to come into contact with the retaining ring.
  • a sealing ring comprising a first part configured to come into contact with the second rotor of an assembly as previously described, and a second part, distinct from the first part, and configured to come into contact with the first sealing ring of an assembly as previously described.
  • a turbine engine comprising an assembly as previously described, a sealing ring as previously described or a turbine section as previously described.
  • an aircraft comprising a turbomachine as previously described.
  • Figure 1 is a schematic sectional view of a turbomachine.
  • Figure 2 is a schematic sectional view of an embodiment of an assembly according to the invention.
  • a turbomachine 1 has a longitudinal axis X-X and comprises a fan 10, a compressor section 12, a combustion chamber 14 and a turbine section 16 which are capable of being driven in rotation around the longitudinal axis X-X with respect to a casing 18 of the turbomachine 1.
  • the fan 10 draws in a flow of air, a portion of which is successively compressed within the compressor section 12, ignited within the combustion chamber 14, and expanded within the turbine section 16 before to be ejected from the turbomachine 1.
  • the turbomachine 1 generates thrust. This thrust can moreover be put to the benefit of an aircraft (not shown) on which the turbomachine 1 is attached and fixed.
  • the upstream and the downstream are defined with respect to the direction of normal flow of the air through the turbomachine 1 in operation.
  • an axial direction corresponds to the direction of the longitudinal axis XX
  • a radial direction refers to a direction which is perpendicular to this longitudinal axis XX and passes through the latter
  • a circumferential, or tangential, direction corresponds to the direction of a flat, closed curved line, all of whose points are equidistant from the longitudinal axis XX.
  • the terms “internal (or interior)” and “external (or exterior)”, respectively, are used with reference to a radial direction so that the internal part or surface (ie radially internal) of an element is closer to the longitudinal axis XX than the external (ie radially external) part or surface of the same element.
  • the turbine section 16 comprises a first rotor 2 rotatable relative to the housing 18 around the longitudinal axis X-X.
  • the first rotor 2 comprises a first disc 20, a first blade 22 attached to the first disc 20, typically by being fitted within a first cell 24 of the first disc 20, and a first shroud visible, in FIG. 2, under the form of a first arm 26 in an axial section, the first arm 26 extending upstream from the first disc 20.
  • the turbine section 16 also includes a second rotor 3 rotatable relative to the casing 18 around the longitudinal axis X-X.
  • the second rotor 3 comprises a second disc 30, a second blade 32 attached to the second disc 30, typically by being fitted within a second cell 34 of the second disc 30, and a second shroud visible, in FIG. 2, under the form of a second arm 36 in an axial section, the second arm 26 extending downstream from the second disc 30.
  • a retaining ring 38 is advantageously arranged within the second rotor 3 and configured to prevent movement axial of the second blade 32 with respect to the second disc 30.
  • the first arm 26 is preferably attached to the second arm 36, for example by means of a bolted connection as shown in Figure 2.
  • a bolted connection is conventionally made up of scalloped flanges 260, 360 of each of the first arm 26 and the second arm 36, the scalloped flanges 260, 360 being arranged facing each other during assembly, bolts then being inserted into the holes of the scalloped flanges 260, 360.
  • the turbine section 16 comprises a distributor 9, arranged radially outside the first arm 26 and the second arm 36.
  • the distributor 9 comprises a stator 90 comprising an abradable 900 at its inner radial end.
  • the first vane 22, the second vane 32 and the stator 90 thus extend into the flow passage 160 within which the air expanded by the turbine section 16 in operation circulates.
  • a first sealing ring 4 centered on the longitudinal axis X-X is arranged radially outside the first arm 26.
  • the first sealing ring 4 comprises a first radial flange 40 mounted fixed between the first arm 26 and the second arm 36, typically by being scalloped in a pattern identical to the scalloped flanges 260, 360 of the first arm 26 and the second arm 36, so as to be gripped in the bolted connection.
  • the first sealing ring 4 further comprises sealing wipers 400 extending radially outwards so as to be able to cooperate with the abradable 900 of the stator 90.
  • air cannot circulate from a first cavity 1601 located upstream of the abradable 900 to a second cavity 1602 located downstream of the abradable 900.
  • the term "separate" means that the first sealing ring 4 and the second sealing ring 5 are not monolithic.
  • the first sealing ring 4 is separated from the second sealing ring 5, so that the first radial flange 40 is less biased radially outwards. This significantly increases the life of the holes and scallops of the bolted connection.
  • the second sealing ring 5 also serves as a heat shield for the second arm 36, in order to protect it from the heat of the air circulating within the first cavity 1601.
  • the assembly formed by the first rotor 2, the first sealing ring 4, the second rotor 3 and the second sealing ring 5 defines a ventilation circuit within which circulates air configured to cool the first blade 22 and the second blade 32.
  • the second sealing ring 5 comprises a first part 51 configured to come into contact with the second rotor 3, preferably with the retaining ring 38.
  • the second sealing ring 5 comprises a second part 52, distinct from the first part 51, configured to come into contact with the first sealing ring 4.
  • first part 51 is not configured to come into contact with the first sealing ring 4 nor the second part 52 is configured to come into contact with the second rotor 3.
  • first sealing ring 4 and the second rotor 3 act as axial stops for the second sealing ring 5.
  • the second rotor 3 has a first inner axial surface 301 and the second sealing ring 5 has a first outer axial surface 501 positioned opposite and at a distance from the first inner axial surface 301 so that the first external axial surface 501 is configured to come into contact with the first internal axial surface 301 during thermal expansion, preferably radial, of the second sealing ring 5.
  • the radially internal bottom of the second cell 34 is elongated downstream, as seen in Figure 2, so as to form the first internal axial surface 301.
  • the first sealing ring 4 has a second inner axial surface 401 and the second sealing ring 5 has a second outer axial surface 502 which is positioned opposite and at a distance from the second inner axial surface 201 so that the second external axial surface 502 is configured to come into contact with the second internal axial surface 201 during thermal expansion, preferably radial, of the second sealing ring 5.
  • the first sealing ring 4 comprises an axial flange 41 extending upstream, as seen in Figure 2, so as to form the second internal axial surface 201.
  • Radial clearances can thus advantageously be provided upstream and downstream of the second sealing ring 5, corresponding, respectively, to the space separating the first external axial surface 501 from the first internal axial surface 301, and the space separating the second external axial surface 502 of the second internal axial surface 201.
  • the radial contact between the second sealing ring 5 and, respectively, the second rotor 3 and the first sealing ring 4 is punctual. More specifically, it only takes place when the second sealing ring 5 reaches such a heat that it expands radially outwards.
  • the first radial flange 40 is less stressed radially outwards, since it is pulled radially outwards only when the second sealing ring 5 comes into radial contact with the first sealing ring 4, at the level of the axial flange 41 .
  • the bottom of the second cell 34 and the axial flange 41 act as radial stops for the second sealing ring 5.
  • one of the second arm 36 and the second sealing ring 5 comprises a lug 7, the other of the second arm 36 and the second sealing ring 5 comprising a notch 8.
  • lug 7 is configured to cooperate with notch 8 to prevent circumferential rotation of second sealing ring 5 with respect to second rotor 3.
  • the cooperation of lug 7 and notch 8 acts as a tangential stop for the second sealing ring 5. It is possible to provide a plurality of lugs 7 and notches 8 distributed all around the longitudinal axis X-X in order to distribute the mechanical stresses.
  • a groove 510 is formed in the first part 51 of the sealing ring. Furthermore, a seal 6 is arranged within the groove 510. The cooperation of the seal 6 and the second rotor 3 makes it possible to limit the leaks within the ventilation circuit, in the event that an axial play would appear. between the second rotor 3 and the second sealing ring 5, despite the clamping implemented during assembly.
  • an orifice 50 is made in the second sealing ring 5 so as to allow circulation of a fluid between a third cavity 1603, arranged radially inside the second sealing ring 5, and the first cavity 1601, which is arranged radially outside the second sealing ring 5.
  • a plurality of orifices 50 are formed in the second sealing ring 5, for example by being circumferentially distributed all around the longitudinal axis X-X.

Landscapes

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

Abstract

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

Description

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

Claims

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

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

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5236302A (en) * 1991-10-30 1993-08-17 General Electric Company Turbine disk interstage seal system
US8376697B2 (en) * 2008-09-25 2013-02-19 Siemens Energy, Inc. Gas turbine sealing apparatus
FR3021348B1 (fr) * 2014-05-20 2016-06-10 Snecma Rotor de turbine pour un moteur a turbine a gaz
US10731484B2 (en) * 2014-11-17 2020-08-04 General Electric Company BLISK rim face undercut
US12006829B1 (en) * 2023-02-16 2024-06-11 General Electric Company Seal member support system for a gas turbine engine

Patent Citations (10)

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

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