Brevet FR2974865A1 — publié le 20121109

ROTOR HAUTE PRESSION POUR TURBOMACHINE D'AERONEF, COMPRENANT DES MOYENS DE DETROMPAGE ASSOCIES A DES BOULONS DE PREFIXATION DE MODULE DE TURBINE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne un rotor haute pression pour une turbomachine d'aéronef, telle 10 qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, du type comprenant un disque de compresseur et un disque aubagé de turbine fixés conjointement à un disque auxiliaire de turbine, par exemple du type portant des éléments tournants de joint à labyrinthe et couramment 15 dénommé « disque labyrinthe », au moyen de brides de liaison respectives du disque de compresseur et du disque aubagé de turbine. Dans le cas d'un compresseur à plusieurs étages, le disque de compresseur considéré ici est le 20 disque de l'étage aval de ce compresseur. L'invention concerne plus particulièrement la manière dont sont assemblés le compresseur et la turbine de ce rotor haute pression. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE 25 Les figures 1 à 3 illustrent un rotor haute pression 10 du type décrit ci-dessus. Sur ces figures et les suivantes, on désigne par X la direction de l'axe du rotor 10 et par Y et Z les directions transversales par rapport à cet5 2 axe, ces trois directions X, Y et Z étant orthogonales entre elles. La figure 1 représente plus particulièrement le disque 12 de l'étage aval du compresseur haute pression, le disque auxiliaire ou disque labyrinthe 14 de la turbine haute pression, et le disque aubagé 16 de cette turbine. Le disque aubagé 16 de la turbine haute pression est raccordé au disque auxiliaire 14 de cette turbine au moyen d'une première bride de liaison 18 portée par le disque aubagé 16 et fixée sur un flanc aval 20 du disque auxiliaire 14 de la turbine haute pression au moyen de premiers boulons 22 (figure 2), également dénommés boulons de préfixation, qui sont régulièrement répartis autour de l'axe 24 des disques (figure 1) et qui sont par exemple au nombre de quatre. Le disque de compresseur 12 est raccordé au disque auxiliaire 14 de la turbine haute pression au moyen d'une seconde bride de liaison 26 portée par le disque de compresseur 12 et fixée sur un flanc amont 28 du disque auxiliaire 14 de la turbine haute pression au moyen de seconds boulons 30, également dénommés boulons de fixation, répartis circonférentiellement entre les premiers boulons 22 précités. A cet effet, la seconde bride de liaison 26 comprend une partie d'extrémité aval 32 s'étendant radialement et comprenant des orifices de passage pour chacun des seconds boulons 30. Cette bride 34 comprend également des espaces 36 qui permettent le passage des premiers boulons 22 et qui délimitent ainsi des secteurs circonférentiels de bride 34. Dans l'exemple 3 illustré sur les figures 1 à 3, chaque secteur circonférentiel de bride 34 présente une dentelure 38 destinée à l'optimisation de ses propriétés mécaniques. De plus, dans cet exemple, des lames d'appui incurvées 40 sont appliquées respectivement contre les secteurs de bride 34 et serrées sur ces secteurs de bride 34 au moyen des seconds boulons 30 précités. Ces lames d'appui 40 permettent d'éviter que les têtes de vis viennent marquer la partie d'extrémité aval 32 de la seconde bride de liaison 26 sous l'effet de la pression de matage. La première bride de liaison 18 précitée comporte également des orifices prévus pour le passage des seconds boulons 30 de sorte que ces derniers permettent un serrage conjoint des deux brides de liaison 18 et 26 sur le disque auxiliaire 14 de la turbine haute pression. Bien entendu, la bride 18 comprend aussi des orifices de passage des premiers boulons 22. L'assemblage du rotor haute pression 10 comporte habituellement une phase de préassemblage du disque aubagé 16 et du disque auxiliaire 14 de la turbine haute pression afin de constituer, éventuellement avec d'autres éléments de rotor, un module de turbine haute pression 42, puis une phase d'assemblage de ce module de turbine haute pression à un module de compresseur haute pression comprenant le disque de compresseur 12 précité. Le préassemblage du module de turbine haute pression 42 comprend en général la fixation de la première bride de liaison 18, portée par le disque 4 aubagé de turbine 16, sur le flanc aval 20 du disque auxiliaire 14, au moyen des premiers boulons ou boulons de préfixation 22. Après ce préassemblage du module de turbine haute pression 42, il n'est plus souhaitable de modifier le serrage des premiers boulons précités, en dehors des opérations de démontage ou de remontage de ce module. L'assemblage du module de turbine haute pression 42 au module de compresseur haute pression comprend habituellement la fixation des secteurs de bride 34 de la seconde bride de liaison 26 sur le flanc amont 28 du disque auxiliaire 14 de la turbine haute pression, au moyen des seconds boulons ou boulons de fixation 30. La fixation de la seconde bride de liaison 26 est opérée alors que les seconds boulons 30 ne sont plus visibles depuis l'extérieur du rotor 10, du fait de la liaison des modules de compresseur et de turbine par la seconde bride de liaison 26 qui masque maintenant le flanc amont 28 du disque auxiliaire 14 de la turbine haute pression. Pour aider les opérateurs à distinguer les premiers boulons 22 des seconds boulons 30 au cours du serrage de ces seconds boulons, ou de leur desserrage, les premiers et seconds boulons 22 et 30 sont en général conçus pour coopérer avec des outils de serrage respectifs différents, par exemple du fait d'une géométrie différente des têtes 44, 46 des vis respectives de ces boulons 26, 30. Ainsi, dans l'exemple représenté sur les figures 1 à 3, les vis des premiers boulons 22 présentent chacune une tête 44 bi-hexagonale, tandis que les vis des seconds boulons 30 présentent chacune 5 une tête 46 cannelée. Toutefois, il s'avère en pratique que les outils prévus pour le serrage des seconds boulons 30 permettent dans une certaine mesure l'actionnement des premiers boulons 22. Cela n'est pas souhaitable étant donné que cela induit un risque de sur-serrage ou de desserrage intempestif des premiers boulons 22, et donc de désolidarisation du disque auxiliaire 14 et du disque aubagé 16 de la turbine haute pression, au moment d'opérations de serrage ou de desserrage des seconds boulons 30, c'est-à-dire d'opérations de solidarisation ou de désolidarisation des modules de compresseur et de turbine précités. Une solution connue à ce problème consiste à équiper les personnels procédant à ces opérations avec un outillage spécifique pourvu de moyens de guidage permettant, à l'aide de repères visibles depuis l'extérieur du rotor, de guider les moyens d'actionnement de cet outillage au plus près des seconds boulons 30. La figure 3 illustre le positionnement d'un tel outillage spécifique, prenant la forme d'une clé 48 adaptée pour coopérer avec les têtes 46 des vis des seconds boulons 30 et pourvue d'un manche 50 en U dont l'extrémité opposée à ladite clé est munie d'un repère 52 destiné à être mis en regard de repères visuels 54 6 disposés d'un côté aval du disque de turbine 16, chacun de ces repères 54 étant défini dans un même plan diamétral qu'un second boulon 30 correspondant. A titre d'exemple, ces repères visuels 54 peuvent être des boulons de fixation 56 (figure 1) d'un tourillon aval 58 sur une bride annulaire aval 60 du disque aubagé 16 de la turbine haute pression. La trajectoire 62 de la figure 1 illustre le mode d'opération de l'outillage décrit ci-dessus. Cependant, cette solution n'est pas satisfaisante dans la mesure où les personnels procédant à ces opérations de serrage ou de desserrage sont parfois tentés de ne pas utiliser l'outillage spécifique précité et de lui préférer un outillage générique dépourvu de moyens de guidage, au risque de commettre des erreurs de manipulation comme expliqué ci-dessus. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces problèmes, permettant d'éviter au moins en partie les inconvénients précités. L'invention propose à cet effet un rotor haute pression pour turbomachine d'aéronef, comprenant : un disque de compresseur haute pression ; un disque aubagé de turbine haute pression ; un disque auxiliaire de turbine haute pression disposé entre lesdits disques de compresseur haute pression et de turbine haute pression ; 7 une première bride annulaire de liaison raccordant ledit disque aubagé audit disque auxiliaire de turbine haute pression, cette première bride étant portée par ledit disque aubagé de turbine haute pression et fixée audit disque auxiliaire par des premiers boulons qui sont répartis autour d'un axe dudit rotor et qui traversent ledit disque auxiliaire et ladite bride de liaison ; une seconde bride annulaire de liaison qui raccorde ledit disque de compresseur haute pression audit disque auxiliaire de turbine haute pression, qui est portée par ledit disque de compresseur haute pression, et qui comprend une partie d'extrémité s'étendant radialement et formée de secteurs circonférentiels de bride qui délimitent entre eux des espaces de passage desdits premiers boulons et qui sont fixés conjointement audit disque auxiliaire de turbine haute pression et à ladite première bride de liaison par des seconds boulons qui traversent lesdits secteurs de bride, ledit disque auxiliaire de turbine haute pression et ladite première bride de liaison. Selon l'invention, le rotor haute pression comprend des moyens de détrompage, qui obturent au moins en partie ledit espace de passage de chacun desdits premiers boulons, et qui sont fixés audit disque auxiliaire au moyen desdits seconds boulons, de manière à limiter l'accès auxdits premiers boulons. Les moyens de détrompage permettent de gêner, voire d'interdire, l'accès aux premiers boulons par un outil de serrage destiné au serrage des seconds boulons. 8 Ces moyens de détrompage permettent ainsi de réduire les risques d'actionnement intempestif des premiers boulons au cours d'opérations de serrage ou de desserrage des seconds boulons. L'invention permet ainsi de limiter les risques d'un serrage trop intense des premiers boulons précités, ou, à l'inverse, d'un desserrage intempestif de ces premiers boulons. L'invention présente ainsi un intérêt considérable sur le plan de la sécurité. Comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit, les moyens de détrompage peuvent de surcroît former des moyens de retenue axiale des premiers boulons en cas de desserrage inopiné de ces derniers en fonctionnement. Il est à noter que dans le cadre de la présente invention, le terme « boulon » peut désigner un ensemble vis et écrou conventionnel, auquel cas la bride de liaison sur laquelle cet écrou est appliqué peut comprendre des moyens conventionnels de retenu de l'écrou en translation axiale et de blocage de l'écrou en rotation. Mais le terme boulon peut également désigner, en variante, une simple vis, lorsque la bride de liaison, qui est opposée à la tête de la vis, intègre un filetage jouant le rôle d'écrou. Dans un premier mode de réalisation préféré de l'invention, lesdits moyens de détrompage comprennent au moins une pièce de détrompage comportant au moins une partie de détrompage obturant l'un desdits espaces de passage et au moins une partie de fixation reliée à ladite partie de détrompage et pourvue d'au 9 moins un orifice de fixation traversé par l'un desdits seconds boulons de manière à solidariser ladite pièce de détrompage audit disque auxiliaire de turbine haute pression. Les moyens de détrompage précités peuvent comprendre une unique pièce de détrompage en forme d'anneau continu s'étendant tout autour d'un axe du rotor haute pression. En variante, ces moyens de détrompage peuvent comprendre une pluralité de pièces de détrompage juxtaposées circonférentiellement, chacune en forme de secteur d'anneau. Dans tous les cas, chaque pièce de détrompage prend de préférence la forme d'une lame s'étendant radialement. De plus, chaque partie de fixation de chaque pièce de détrompage précitée est avantageusement interposée entre une partie d'extrémité amont de chaque second boulon correspondant et un secteur de bride correspondant de ladite seconde bride de liaison. En fonction du sens de montage des seconds boulons, la partie d'extrémité amont de chacun de ces seconds boulons peut être la tête de la vis de ce boulon ou l'écrou de ce boulon. Par ailleurs, chaque partie de détrompage de chaque pièce de détrompage précitée est de préférence décalée vers l'amont par rapport à chaque partie de fixation de ladite pièce de manière à permettre le passage du premier boulon correspondant au-delà, en direction de l'amont, de chaque partie de fixation précitée. 10 Autrement dit, les seconds boulons peuvent ainsi s'étendre vers l'amont au-delà de la partie de fixation de chaque pièce de détrompage. Dans un deuxième mode de réalisation préféré de l'invention, ladite seconde bride annulaire de liaison intègre lesdits moyens de détrompage. Ces moyens de détrompage sont ainsi solidaires de la seconde bride de liaison, et sont par exemple réalisés d'un seul tenant avec cette bride. Dans ce cas, ladite seconde bride annulaire de liaison comporte de préférence des plaquettes transversales qui présentent chacune deux bords d'extrémité circonférentielle raccordés respectivement à deux secteurs de bride consécutifs de ladite seconde bride annulaire de liaison et qui sont décalées vers l'amont part rapport auxdits secteurs de bride, lesdites plaquettes faisant ainsi partie desdits moyens de détrompage. Les secteurs de bride et les plaquettes 20 précitées forment ainsi une structure annulaire continue. L'invention concerne également une turbomachine pour aéronef, comprenant un rotor du type décrit ci-dessus. 25 L'invention concerne encore un procédé d'assemblage d'un rotor haute pression pour turbomachine d'aéronef du type décrit ci-dessus, comprenant une étape de montage desdits moyens de détrompage de sorte que ces derniers obturent au moins 30 en partie ledit espace de passage de chacun desdits premiers boulons, et de fixation desdits moyens de 11 détrompage audit disque auxiliaire au moyen desdits seconds boulons. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention sera mieux comprise, et d'autres détails, avantages et caractéristiques de celle-ci apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1, déjà décrite, est une vue schématique 10 partielle en coupe axiale du rotor haute pression d'une turbomachine d'aéronef d'un type connu ; - la figure 2, déjà décrite, est une vue schématique partielle depuis l'amont d'un disque auxiliaire du rotor haute pression de la figure 1 ; 15 - la figure 3, déjà décrite, est une vue schématique partielle en perspective, depuis l'aval, du rotor haute pression de la figure 1 ; la figure 4 est une vue schématique partielle de face d'une pièce de détrompage, représentée isolée, 20 destinée à équiper un rotor haute pression d'une turbomachine selon un mode de réalisation préféré de l'invention ; la figure 5 est une vue schématique partielle de dessus de la pièce de détrompage de la figure 1 ; 25 - la figure 6 est une vue schématique partielle, depuis l'amont, d'un disque auxiliaire du rotor haute pression de turbomachine équipée de la pièce de détrompage de la figure 4. 12 Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PREFERES La figure 4 illustre une pièce de détrompage 64 destinée à équiper un rotor haute pression 10 de turbomachine d'aéronef, comme cela apparaîtra plus clairement dans ce qui suit. Cette pièce de détrompage 64 prend la forme d'une lame incurvée à bouts arrondis, pourvue d'orifices 66 destinés chacun au passage d'un second boulon correspondant de ce rotor, et s'étendant radialement. De plus, cette lame comporte une partie de détrompage 68 pleine, c'est-à-dire dépourvue d'orifice, définie circonférentiellement entre deux parties 70 de la lame qui sont pourvues desdits orifices 66, et qui sont appelées parties de fixation dans ce qui suit. Comme cela apparaît plus clairement sur la figure 5, la partie de détrompage 68 de la pièce de détrompage 64 est décalée, selon la direction axiale 72, par rapport aux parties de fixation 70 de cette pièce. La figure 6 illustre très schématiquement le flanc amont du disque auxiliaire 14 d'un rotor haute pression 10 de turbomachine semblable au rotor des figures 1 à 3, mais comprenant en outre quatre pièces de détrompage 64 qui remplacent les lames d'appui incurvées 40 qui équipent le rotor haute pression des figures 1 à 3. Chacune de ces pièces de détrompage 64 est interposée entre deux secteurs de bride 34 consécutifs 13 correspondants de la seconde bride annulaire de liaison 26 (visibles en transparence sur cette figure) d'une part, et les têtes 46 des vis des seconds boulons 30 qui traversent les orifices 66 de la pièce de détrompage 64 d'autre part, de sorte que la partie de détrompage 68 de la pièce s'étende en amont et en regard d'une tête de vis 44 de l'un des premiers boulons 22. Il est à noter que la partie de détrompage 68 précitée obture ainsi l'espace de passage 36 correspondant du premier boulon 22 précité et permet donc d'interdire l'accès à ce premier boulon 22 au moyen d'un outil destiné au serrage des seconds boulons 30, tel qu'une clé, au cours des opérations de serrage et de desserrage de ces seconds boulons 30. Il apparaît clairement que la partie de détrompage 68 permet en outre une retenue axiale des têtes de vis 44 des premiers boulons 22 en cas de desserrage inopiné de ces derniers. Le rotor haute pression 10 peut être assemblé selon le procédé décrit ci-dessous. Dans une première étape consacrée au préassemblage du module de turbine haute pression, la première bride de liaison 18 portée par le disque aubagé 16 de la turbine est fixée au flanc aval du disque auxiliaire 14 de cette turbine au moyen des quatre premiers boulons 22, dont les écrous, ainsi que les écrous des seconds boulons 30, ont été préalablement engagés dans des moyens de retenue de la première bride de liaison 18 prévus pour permettre la retenue axiale et le blocage en rotation de ces écrous. 14 Dans une seconde étape consacrée à l'assemblage du module de turbine haute pression au module de compresseur haute pression, la seconde bride de liaison 26 portée par le disque de compresseur 12, et préalablement équipée des vis respectives des seconds boulons 30 ainsi que des pièces de détrompage 64, est appliquée contre le flanc amont 28 du disque auxiliaire 14, puis ces vis des seconds boulons 30 sont serrées au moyen d'un outil approprié, tel qu'une clé conventionnelle. Il apparaît clairement que lors de cette dernière opération de serrage, les pièces de détrompage 64 permettent de prévenir tout risque d'action intempestive sur les vis des premiers boulons 22, et donc d'éviter un serrage trop important de ces boulons 22 ou, à l'inverse, un desserage non voulu de ces derniers. En variante, le rotor haute pression 10 peut être dépourvu de pièces de détrompage, et la partie d'extrémité aval 32 de la seconde bride annulaire de liaison 26 peut intégrer des moyens de détrompage, qui sont par exemple des plaquettes de forme semblable à la forme des parties de détrompage 68 respectives des pièces de détrompage 64 décrites ci- dessus, ces plaquettes étant par exemple raccordées par leurs bords circonférentiels aux secteurs de bride 34. REVENDICATIONS1. Rotor haute pression (10) pour turbomachine d'aéronef, comprenant : - un disque de compresseur haute pression (12) ; - un disque aubagé de turbine haute pression (16) ; - un disque auxiliaire de turbine haute pression (14) disposé entre lesdits disques de compresseur haute pression (12) et de turbine haute pression (16) ; - une première bride annulaire de liaison (18) raccordant ledit disque aubagé (16) audit disque auxiliaire (14) de turbine haute pression, cette première bride de liaison (18) étant portée par ledit disque aubagé de turbine haute pression (16) et fixée audit disque auxiliaire (14) par des premiers boulons (22) qui sont répartis autour d'un axe (24) dudit rotor (10) et qui traversent ledit disque auxiliaire (14) et ladite première bride de liaison (18) ; - une seconde bride annulaire de liaison (26) qui raccorde ledit disque de compresseur haute pression (12) audit disque auxiliaire de turbine haute pression (14), ladite seconde bride de liaison (26) étant portée par ledit disque de compresseur haute pression (12), et comprenant une partie d'extrémité (32) s'étendant radialement et formée de secteurs circonférentiels de bride (34) qui délimitent entre eux des espaces (36) de passage desdits premiers boulons (22) et qui sont fixés conjointement audit disque auxiliaire de turbine haute pression (14) et à ladite première bride de liaison (18) par des seconds boulons (30) qui traversent lesdits secteurs de bride (34), ledit disque auxiliaire 16 de turbine haute pression (14) et ladite première bride de liaison (18) ; ledit rotor étant caractérisé en ce qu'il comprend des moyens de détrompage (64), qui obturent au moins en partie ledit espace (36) de passage de chacun desdits premiers boulons (22), et qui sont fixés audit disque auxiliaire (14) au moyen desdits seconds boulons (30), de manière à limiter l'accès auxdits premiers boulons (22). 2. Rotor selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens de détrompage comprennent au moins une pièce de détrompage (64) comportant au moins une partie de détrompage (68) obturant l'un desdits espaces (36) de passage et au moins une partie de fixation (70) reliée à ladite partie de détrompage (68) et pourvue d'au moins un orifice de fixation (66) traversé par l'un desdits seconds boulons (30) de manière à solidariser ladite pièce de détrompage (64) audit disque auxiliaire (14) de turbine haute pression. 3. Rotor selon la revendication 2, caractérisé en ce que chaque partie de fixation (70) de chaque pièce de détrompage (64) précitée est interposée entre une partie d'extrémité amont (46) de chaque second boulon (30) correspondant et un secteur de bride (34) correspondant de ladite seconde bride de liaison (26).30 17 4. Rotor selon la revendication 2 ou 3, caractérisé en ce que chaque partie de détrompage (68) de chaque pièce de détrompage (64) précitée est décalée vers l'amont par rapport à chaque partie de fixation (70) de ladite pièce (64) de manière à permettre le passage du premier boulon (22) correspondant au-delà, en direction de l'amont, de chaque partie de fixation (70) précitée. 5. Rotor selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite seconde bride annulaire de liaison (26) intègre lesdits moyens de détrompage. 6. Rotor selon la revendication 5, caractérisé en ce que ladite seconde bride annulaire de liaison (26) comporte des plaquettes transversales qui présentent chacune deux bords d'extrémité circonférentielle raccordés respectivement à deux secteurs de bride (36) consécutifs de ladite seconde bride et qui sont décalées vers l'amont par rapport auxdits secteurs de bride (34), lesdites plaquettes faisant partie desdits moyens de détrompage. 7. Turbomachine pour aéronef, caractérisée en ce qu'elle comprend un rotor haute pression (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6. 8. Procédé d'assemblage d'un rotor haute pression (10) pour turbomachine d'aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il comprend une étape de montage desdits moyens de 18 détrompage (64) de sorte que ces derniers obturent au moins en partie ledit espace de passage (36) de chacun desdits premiers boulons (22), et de fixation desdits moyens de détrompage (64) audit disque auxiliaire (14) de turbine haute pression au moyen desdits seconds boulons (30).