Brevet FR2601068A1 — publié le 19880108

l 260 1 068 Cette invention a trait à une turbine de puissance de moteur à turbine à gaz. Un type de moteur à turbine à gaz adapté pour la propulsion aéronautique comprend un noyau moteur à turbine à gaz de construction 5 courante qui a une turbine de puissance située à son extrémité aval. La turbine de puissance comprend des arrangements annulaires alternés axialement de pales de turbine contrarotatives qui sont reliées en entraînement à des pales de propulsion aérodynamiquement profilées contrarotatives qui peuvent ou non être enfermées a l'intérieur d'un 10 conduit défini par un capotage adapté. Essentiellement, l'écoulement d'échappement depuis le noyau moteur à turbine à gaz est dirigé dans la turbine de puissance de façon à provoquer la contrarotation des pales de turbine et ainsi d'amener les pales de propulsion aérodynamiquement profilées à fournir la poussée de propulsion. Dans une forme commode de construction d'une telle turbine de puissance, les pales de propulsion aérodynamiquement profilées sont positionnées radialement vers l'extérieur des pales de turbine contrarotatives. Cependant, ceci soulève des difficultés pour prévoir une connexion effective avec le degré d'intégrité mécanique nécessaire 20 entre les pales de turbine et les pales de propulsion aérodynamiquement profilées. Une autre difficulté avec une telle forme de construction apparaît si les arrangements annulaires alternés axialement de pales de turbine de la turbine de puissance sont fixés à leur terminaison 25 radialement extérleure à un élément cylindrique qui joue le double rôle de définir une portion de terminaison radialement extérieure de passage 260 1 068 de gaz à travers la turbine de puissance et une portion de limite intérieure radiale de l'écoulement d'air au-dessus des pales de propulsion aérodynamiquement profilées. L'élément cylindrique est nécessairement interposé entre les pales contrarotatives de la turbine 5 de puissance et les pales de propulsion aêrodynamiquement profilées et il est ainsi très difficile d'assurer l'intégrité mécanique de l'ensemble. Si, par exemple, les pales de propulsion aérodynamiquement profilées étaient directement attachées à l'élément cylindrique, l'élément cylindrique devrait être extrêmement robuste, et ainsi être de 0 o construction très lourde de façon à supporter les charges qui lui seraient imposées. De plus, des difficultés seraient rencontrées pour s'assurer que l'élément cylindrique reste raide et circulaire pour fournir une concentricité stable de l'ensemble pales de propulsion- turbine de puissance. s Dans une autre forme de construction, les pales de propulsion aérodynamiquement profilées peuvent être directement fixees aux terminaisons radialement extérieures d'arrangements annulaires appropriés de pales de turbine de puissance avec l'élément cylindrique en tambour configuré avec des ouvertures adaptées pour permettre une 20 telle forme de fixation. L'inconvénient avec un tel arrangement, cependant, est que si une pale de turbine tombait, alors la pale de propulsion aérodynamiquement profilée fixée dessus serait perdue. Un des buts de la présente invention est de proposer un ensemble de turbine de puissance dans lequel de telles difficultés 25 seraient sensiblement évitées. Selon la présente invention, une turbine de puissance adaptée pour un moteur à turbine à gaz comprend un arrangement annulaire de pales de rotor de turbine s'étendant radialement, les terminaisons radialement intérieures de chacune d'entre elles étant fixées à un moyen 30 articulé pour tourner autour dun axe longitudinal de ladite turbine de puissance, et la terminaison radialement extérieure de chacune d'entre 260 1 068 elles étant munie de moyens de fixation la fixant à la terminaison radialement intérieure d'une pale de propulsion aérodynamiquement profilée, et un élément cylindrique en tambour portant au moins un autre arrangement annulaire de pales de rotor de turbine lequel élément 5 cylindrique en tambour est Interposé coaxialement entre les arrangements desdites pales de rotor de turbine et de pales de propulsion aérodynamiquement profilées pour tourner en fonctionnement avec, ledit élément cylindrique en tambour ayant des ouvertures pour s'adapter auxdits moyens de fixation grâce auxquels un mouvement 10 radial relatif est autorisé entre lesdites pales de rotor de turbine et ledit élément cylindrique en tambour, lesdites pales de propulsion aérodynamiquement profilées et ledit élément cylindrique en tambour étant reliés entre eux de manière telle qu'un mouvement radial relatif limité est autorisé entre eux jusqu'à une limite à laquelle ledit élément 15 cylindrique fournit au moins partiellement un support radial pour chacune desdites pales de propulsion aérodynamiquement profilées. L'invention va maintenant être décrite, au moyen d'un exemple, en référence aux dessins ci-joints, sur lesquels: la figure 1 est une vue de côté partiellement éclatée d'un 20 moteur à turbine à gaz ayant une turbine de puissance selon la présente invention; la figure 2 est une vue de côté en coupe d'une partie de la turbine de puissance représentée sur la figure I; la figure 3 est une vue agrandie d'une partie de la turbine de 25 puissance représentée sur la figure 2. En référence à la figure 1, un moteur à turbine à gaz à soufflante carénée indiqué généralement sous la référence 1 O comprend un noyau moteur 11 ayant une turbine de puissance 12 située à son extrémité aval. Le noyau moteur 11 est de construction courante en ce 30 qu'il comprend une admission d'air 13, une section de compresseur 14, un équipement de combustion 15 et une turbine 16. Le noyau moteur 11 4 2 6 601068 fonctionne de façon courante en ce que l'air pris à travers l'admission 13 est comprimé par la section de compresseur 14 avant d'être mélangé avec le carburant et le mélange brûlé dans l'équipement de combustion 15. Les produits de combustion résultants s'expansent à travers la turbine 16 avant de s'échapper dans la turbine de puissance 12. La turbine de puissance 12 n'est pas de construction courante en ce qu'elle comprend un nombre d'étages de pales de turbine contrarotatives, dont deux étages ont des pales 17 et 18 aérodynamiquement profilées respectivement d'amont et d'aval fixées à 1 O leurs terminaisons radialement extérieures. Les pales de soufflante 17 et 18 tournent de façon contrarotatives et sont enfermées par un capotage de soufflante 19. En fonctionnement, les gaz brûlants s'échappant du noyau moteur 11 sont dirigés dans la turbine de puissance 12 pour provoquer 15 une contrarotation de ces pales de turbine et à leur tour la contrarotation des pales de soufflantes 17 et 18. Une certaine quantité de poussée propulsive est fournie par les gaz s'échappant de la turbine de puissance 12 à travers le conduit de sortie annulaire 20. Cependant, la plus grande partie de la poussée propulsive du moteur à turbine à gaz 20 10 est fournie par l'air qui a été entraîné à l'intérieur à l'extrémité d'amont 21 du conduit de soufflante et accéléré par les pales de soufflantes contrarotatives 17 et 18 avant de s'échapper à partir de l'extrémité d'aval 22 du capotage de soufflante 19. Le capotage de soufflante 19 et le noyau moteur 11 sont reliés 25 entre eux par une pluralité d'entretoises 23 s'étendant radlalement généralement vers l'avant tandis qu'une pluralité d'entretoises 24 s'étendant généralement radialement vers l'arrière mettent en relation le capotage de soufflante 19 avec le reste de la turbine de puissance 12. Les entretoises vers l'arrière 24 facilitent la plus grande partie du 30 tranfert de charge entre le moteur 10 et l'avion (non représenté) sur lequel il est monté pour fonctionner et sont fixées à leurs extrémités 260 1 068 radialement intérieures aux extrémités axialement d'aval d'un élément support généralement cylindrique 25 qui est situé coaxialement à l'intérieur de la turbine de puissance 12. L'élément support cylindrique 25 porte tous les éléments contrarotatifs de la turbine de puissance 12 5 et est fixé en son extrémité d'amont à l'extrémité d'aval de l'enveloppe 26 du noyau moteur 11 au moyen d'une structure de transfert de charge généralement indiquée en 27. L'élément support 25 a, comme on peut le voir sur la figure 2, un arbre 28 porté coaxialement dessus au moyen de deux jeux séparés 10 axialement de paliers 29 et 29a. L'arbre 28 a une portion 28a de forme tronconique à son extrémité d'aval qui porte un arrangement annulaire de pales de turbine s'étendant radialement 30. Chaque pale de turbine 30 est munie en sa terminaison radialement extérieure de deux pattes 31 munies d'ouvertures s'étendant radialement vers l'extérieur et espacées 15 axialement. Les pattes 31 portent une goupille 32 qui elle-même est située à l'intérieur de quatre pattes munies d'ouverture s'étendant radialement vers l'extérieur et espacées axialement 33 prévues sur l'extrémité radialement intérieure d'une pale de soufflante d'aval correspondante i 8. La portion d'arbre tronconique 28a a d'autres portions d'arbre tronconique généralement 34 et 35 fixées dessus. La portion d'arbre tronconique 35 est située radialement vers l'intérieur ?et sert à supporter l'extrémité d'amont 36 de la partie d'arbre tronconique 34. La partie d'arbre tronconique 34 porte les terminaisons radialement 25 intérieures de trois arrangements annulaires de pales de turbine 37, 38, et 39 et de plus sert à définir une portion radialement intérieure de passage de gaz d'échappement de turbine à travers la turbine de puissance 12. L'extrémité d'amont de l'arbre 28 est également munie d'une 30 partie tronconique 40 qui sert à porter deux arrangements annulaires 41 et 42 de pales de turbine s'étendant radialement et une structure -annulaire 40a qui définit une autre partie radialement intérieure du passage d'échappement de turbine à travers la turbine de puissance 12. On verra ainsi que la rotation de l'arbre 28 a pour résultat la rotation correspondante des arrangements de pales de turbine 30, 37, 38, 39, 41 et 42 tout comme l'arrangement de pale de soufflante 18. L'arbre 28 a un autre arbre 43 porté de façon coaxiale dessus par deux paliers espacés axialement 44 et 45. L'arbre 43 se ramène essentiellement à deux parties tronconiques 43a et 43b qui sont reliées en leurs terminaisons radialement intérieures par un élément 1 o cylindrique 46. Les parties tronconiques d'arbre 43a et 43b sont fixées en leur terminaisons radialement extérieures aux terminaisons radialement intérieures d'un arrangement de pales de turbine 47. Chacune des pales de turbine 47, comme on peut le voir plus 15 clairement sur la figure 3, est munie en sa terminaison radialement extérieure de deux pattes munies d'ouvertures 48 et 40 espacées axialement et s'étendant radialement. Les ouvertures dans les pattes 48 et 49 portent une goupille 50 qui à son tour est située dans des ouvertures prévues sur les pattes s'étendant radialement et espacées 20 axialement 51, 52, 53, et 54 prévues sur l'extrémité radialement intérieure d'une pale de soufflante d'amont 17. Un élément cylindrique en tambour 55 qui s'étend à la fois en amont et en aval des pales de turbine 47 est interposé coaxialement entre les pales de turbine 47 et les pales de soufflante 17 de façon à 25 tourner avec elles. L'élément cylindrique en tambour 55 est muni d'ouvertures 56 qui correspondent aux pattes 48 et 49 sur les terminaisons radialement extérieures de chacune des pales de turbine 47 de façon à permettre la fixation directe des pales de soufflante 17 aux pales de turbine correspondantes 47. Les ouvertures 56 sont munies 30 en leurs bords d'amont et d'aval de pattes munies d'ouvertures 57 et 58 à travers lesquelles les goupilles 50 s'étendent. Les ouvertures dans les 7 2 6 012601068 pattes 57 et 58 sont d'un diamètre plus important que ceux de la goupille 50 de façon à ce qu'un mouvement radial relatif limité apparaissant du fait des différences de température soit autorisée entre l'élément cylindrique en tambour primaire 15 et les pales de turbine 47 5 jusqu'à une limite à laquelle l'élément cylindrique en tambour 55 fournit au moins partiellement un support radial pour chacune des pales de souff lante 17. On verra ainsi que la coopération des pattes 48 et 49 avec les ouvertures 46 garantit que l'élément cylindrique en tambour 55 soit maintenu en relation coaxiale avec l'axe de la turbine de puissance 12 et 10 que les arrangements de pales de turbine 59, 60, 61, 62, et 63 entraînent les pales de soufflante 17. L'extrémité d'amont de l'élément cylindrique en tambour 55 sert à supporter les terminaisons radialement extérieures des deux arrangements annulaires de pales de turbine 59 et 60 qui sont 15 interposées entre les pales de turbine 41 et 42. De ta même façon, la partie d'aval de l'élément cylindrique en tambour 55 sert à supporter les terminaisons radialement extérieures des trois arrangements annulaires de pales de turbine 61, 62, et 63 qui sont interposées entre les pales de turbine 37, 38 et 39 respectivement. L'élément cylindrique en tambour 20 55 sert de plus à fournir une structure 55a qui définit une partie radialement extérieure du passage de gaz d'échappement de turbine à travers la turbine de puissance 12. La terminaison radialement extérieure de l'extrémité d'aval de l'élément cylindrique en tambour 55 a un cylindre définissant une 25 frontière 64 fixée dessus qui sert à définir une partie de la frontière intérieure radialement du passage de gaz 65 qui contient les pales de soufflante 17 et 18 et est enfermé par le capotage 19. On verra ainsi que la rotation de l'arbre 43 a pour résultat la rotation de l'arrangement annulaire de pales de turbine 47, de l'élément 30 cylindrique en tambour 55, des arrangements annulaires de pales de 260 1 068 turbine 59, 60, 61, 62 et 63 et de l'arrangement annulaire de pales de soufflante d'amont 17. Chaque pale de soufflante 17 est creuse et contient des fibres 66 s'étendant radialement, faite d'un matériau à l'aramide, qui sont 5 liées à la région de sommet 67 de la pale de soufflante 17 et sont ancrées en leur terminaison radialement intérieure à la goupille 50. Bien que seulement deux câbles de fibres 66 soient représentés sur le dessin, on comprendra que d'autres câbles peuvent être distribués dans la pale de soufflante 17 et attachés en des positions adaptées à la goupille 50. 10 Des fibres similaires peuvent être prévues à l'intérieur des pales de soufflante 18 et ancrées aux goupilles 32. Normalement, les fibres 66 ne supportent pas de charge. Cependant, dans l'éventualité d'une défaillance structurale d'une des pales de soufflante 17 ou 18, les fibres 66 servent à garantir qu'aucune pièce de pale de soufflante 17 ou 15 18 ne sera perdue pour provoquer des dégâts sur le moteur 1 0 ou l'avion sur lequel il est monté. Les arrangements de pales de turbine à l'intérieur de la turbine de puissance 12 sont configurés de façon telle que d'autres arrangements tournent en contrarotation de façon telle que les arbres 20 28 et 43 tournent en contrarotation comme le font les arrangements de pales de soufflante 17 et 18 pour fournir la poussée de propulsion. On verra ainsi que l'arrangement annulaire de pales de turbine 47 supporte les pales de soufflante d'amont 17 et de plus sert à situer l'élément cylindrique en tambour 55 et ces arrangements de pale de 25 turbine 59, 60, 61, 62 et 63 de façon à ce qu'ils tournent avec et de cette façon entraînent les pales de soufflante 17. L'arrangement de la présente invention apporte certains avantages. Premièrement, les pales de turbine 47, l'élément cylindrique en tambour 55 et les terminaisons radialement intérieures des pales de 30 soufflante 17 fournissent une base circulaire raide qui garantit une concentricité stable de tout l'ensemble. Deuxièmement, il y a un passage g 260 1 068 de charge radiale directe entre chaque pale de soufflante 17 et la pale de turbine 47 qui la porte. Troisièmement, une force contraignante de torsion axiale du girocouple des pales de soufflante 17 est obtenue réduisant ainsi la concentration à la fixation de racines de pales de 5 turbine 47. Quatrièmement, dans l'éventualité d'une défaillance de l'une des pales de turbine 47, la pale de soufflante correspondante 17 positionnee radialement vers l'extérieur d'elle est retenue en position par le moyen de sa fixation à l'élément cylindrique en tambour 55 par la goupille 50 de façon telle que la pale de soufflante 17 ne soit pas 10 perdue. Enfin, l'élément cylindrique en tambour 55 fournit une force contraignante de frettage supplémentaire à l'arrangement de pales de soufflante 17 lorsque la turbine de puissance 12 fonctionne dans sa gamme de puissance supérieure. Bien que la présente invention ait été décrite en référence à 1 5 un moteur à soufflante carénée, on comprendra que l'invention est également applicable à un moteur à turbine à gaz ayant une turbine de puissance qui met en mouvement des pales d'hélices contrarotatives, c'est-à-dire des pales qui ne sont pas retenues à l'intérieur d'un capotage de soufflante. I 0 1O 2601068 REVENDI CATIONS 1. Turbine de puissance adaptée pour un moteur à turbine a gaz comprenant un arrangement annulaire de pales de rotor de turbine s'étendant radialement, les terminaisons radialement intérieures de chacune d'entre elles étant fixées à un moyen articulé pour tourner 5 autour d'un axe longitudinal de ladite turbine de puissance, et la terminaison radialement extérieure de chacune d'entre elles étant munie de moyens de fixation la fixant à la terminaison radialement intérieure d'une pale de propulsion aérodynamiquement profilée, et un élément cylindrique en tambour portant au moins un autre arrangement annulaire 10 de pales de rotor de turbine lequel élément cylindrique en tambour est interposé coaxialement entre les arrangements desdites pales de rotor de turbine et de pales de propulsion aérodynamiquement profilées pour tourner en fonctionnement avec, caractérisée en ce que ledit élément cylindrique en tambour (55) a des ouvertures (56) pour s'adapter auxdits 15 moyens de fixation (48-54) grâce auxquels un mouvement radial relatif est autorisé entre lesdites pales de rotor de turbine (47) et ledit élément cylindrique en tambour (55), lesdites pales de propulsion aérodynamiquement profilées (17) et ledit élément cylindrique en tambour (55) étant reliés entre eux de manière telle qu'un mouvement 20 radial relatif limité est autorisé entre eux jusqu'à une limite à laquelle ledit élément cylindrique en tambour (55) fournit au moins partiellement un support radial pour chacune desdites pales de propulsion aérodynamiquement profilées. 2. Turbine de puissance selon la revendication 1, caractérisée 25 en ce que lesdits moyens de fixation (48-54) comprennent des pattes munies d'ouvertures prévues sur chacune des pales de rotor de ladite turbine (47) et desdites pales de propulsion aérodynamiquement profilées (17), lesdites pattes de chacune desdites pales de rotor de turbine (47) et des pales de propulsion aérodynamiquement profilées Il 260 1 068 (17) étant reliées entre elles par un élément de goupille (50) situé dans les ouvertures desdites pattes. 3. Turbine de puissance selon la revendication 2, caractérisée en ce que ledit élément cylindrique en tambour (55) est muni en plus de 5 pattes (57, 58) ayant des ouvertures dans lesquelles lesdits éléments de goupille (50) se trouvent, les ouvertures dans lesdites pattes (57, 58) dudit élément cylindrique en tambour étant plus grandes que celles dans les autres pattes (48, 49, 51, 52, 53, 54) de façon à faciliter ledit mouvement radial relatif limité entre lesdites pales de propulsion 10 aérodynamiquement profilées (17) et ledit élément cylindrique en tambour (55). 4. Turbine de puissance selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que ladite turbine de puissance (12) comprend en outre des arrangements de pales de turbine 15 (41, 42, 37, 38? 39) interposés axialement entre et adaptés pour tourner en contrarotation avec ledit premier arrangement de pale de turbine (47) et lesdites pales de turbine (59, 60, 61, 62, 63) portées par ledit élément cylindrique en tambour (55). 5. Turbine de puissance selon la revendication 4, caractérisée 20 en ce que lesdits autres arrangements de pales de turbine (41, 42, 37, 38, 39) adaptés pour tourner en contrarotation avec ledit premier arrangement de pale de turbine (47) et lesdites pales de turbine (59, 60, 61, 62, 63) portées par ledit élément cylindrique en tambour (55) sont fixées en entraînement à un deuxième arrangement annulaire de pales de 25 propulsion aérodynamiquement profilées (18) s'étendant radialement. 6. Turbine de puissance selon la revendication 5, caractérisée en ce que ledit arrangement annulaire additionnel de pale de propulsion aérodynamlquement profilées (18) est situé en aval desdites pales de propulsion aérodynamiquement profilées fixées audit premier 30 arrangement de pale de turbine (47). 260 1 068 7. Turbine de puissance selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que lesdites pales de propulsion aérodynamiquement profilées (17) sont enfermées par un capotage. 8. Turbine de puissance selon l'une quelconque des 5 revendications précédentes, caractérisée en ce que ledit élément cylindrique en tambour (55) comprend des moyens (64) délimitant une portion de la frontièreintérieure radialement du courant d'air passant en fonctionnement sur lesdites pales de propulsion aérodynamiquernent profilées (17). 9. Turbine de puissance selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chacune desdites pales de propulsion aerodynamiquement profilées (17) est creuse et contient des filaments (66) qui relient entre eux le sommet d'une de ces pales (67) avec lesdits moyens de fixation (48-54) à la terminaison 15 radialement extérieure de sa pale de rotor de turbine correspondante (47).