Brevet FR3015566A1 — publié le 20150626

DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne une turbomachine à au moins deux turbines axiales. ETAT DE L'ART De même qu'il existe deux technologies de compresseur (les compresseurs axiaux et les compresseurs centrifuges), il existe deux technologies de turbine: les turbines axiales et les turbines centripètes. Une turbine centripète comprend un distributeur (stator) et une roue 10 centripète (rotor) aussi appelée rouet. Les gaz pénètrent dans le distributeur à travers des aubes fixes convergentes. Ils sont ensuite dirigés radialement dans la roue puis s'écoulent axialement. Les avantages d'une turbine centripète par rapport à une turbine axiale sont notamment une conversion d'énergie plus importante, une 15 meilleure adaptation aux forts taux de détente, et un encombrement axial moindre. Ses inconvénients sont notamment une technologie monobloc (qui favorise les risques de criques thermiques et qui rend difficile les réparations), et un rendement inférieur à une turbine axiale. On sait qu'il existe plusieurs architectures pour obtenir un taux de 20 compression donné. On peut par exemple utiliser un compresseur centrifuge à la suite d'étages de compresseur axial, pour fournir une compression supplémentaire avant la chambre de combustion. Ceci est plus difficile à obtenir avec des étages de compresseur axial supplémentaires car le diamètre de la veine de compression aurait besoin 25 d'être très faible, et les aubes de ces étages très fines et petites, ce qui poserait des problèmes de tenue mécanique, de fabrication, etc. La suralimentation du compresseur centrifuge par le compresseur axial permet d'obtenir un gain de taux de compression pour la même vitesse de rotation. Une autre architecture pour augmenter le taux de compression 30 consiste à équiper la turbomachine de deux compresseurs centrifuges disposés coaxialement l'un derrière l'autre, le compresseur centrifuge aval étant alimenté par le flux d'air sortant du compresseur centrifuge amont de sorte que les compresseurs centrifuges soient montés en série. Ceci permet aussi d'obtenir un taux de compression relativement élevé. De même, pour augmenter le taux de détente de la turbine, on pourrait imaginer de juxtaposer une turbine centripète à des étages de turbine axiale, ou de juxtaposer en série deux ou plusieurs turbines centripètes. Mais l'inconvénient de cette solution est son encombrement important, axialement et radialement, ainsi que sa masse très importante. La présente invention propose une solution simple, efficace et 10 économique à au moins une partie des problèmes des technologies antérieures. EXPOSE DE L'INVENTION L'invention propose une turbomachine, comportant au moins deux turbines axiales, chaque turbine axiale comportant un aubage de rotor, 15 caractérisée en ce que les aubages de rotor des turbines axiales sont superposés radialement. L'invention présente un net avantage par rapport à l'art antérieur car elle permet d'équiper une turbomachine avec au moins deux turbines axiales tout en limitant son encombrement axial. Cela est rendu possible 20 par la superposition radiale des aubages de rotor des turbines axiales qui ne sont donc pas disposées axialement l'une derrière l'autre (comme dans la technique antérieure) mais radialement l'une autour de l'autre. La turbomachine comprend ainsi deux turbines axiales, respectivement radialement interne et externe. 25 Avantageusement, les turbines comprennent des entrées axiales qui sont situées sensiblement dans un même plan transversal par rapport à l'axe longitudinal de la turbomachine, et/ou des sorties axiales qui sont situées sensiblement dans un autre même plan transversal par rapport à cet axe longitudinal. 30 La turbomachine comprend de préférence au moins une roue formée d'une seule pièce avec au moins deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne et externe, reliées l'une à l'autre par les aubages de rotor de la turbine interne, la paroi externe étant en outre reliée aux extrémités radialement internes d'autres aubages de rotor, tels que des aubages de rotor de la turbine externe (ou d'une turbine intermédiaire). La turbomachine peut comprendre au moins deux roues de ce type. Par opposition à la technique antérieure, la ou chaque roue fait partie des deux ou plus turbines axiales car elles portent les aubages de rotor de ces turbines, ce qui limite la masse globale de ces turbines. De préférence, la ou chaque roue comporte un unique poireau destiné à reprendre les efforts centrifuges des turbines. Les aubages de la turbine interne sont de préférence renforcés (par exemple surépaissis) par rapport à ceux de la turbine externe, pour reprendre les efforts centrifuges des aubages de la turbine externe. Les extrémités radialement externes desdits autres aubages de rotor (tels que les aubages de rotor de la turbine externe ou intermédiaire) peuvent être entourées par une paroi annulaire de stator ou être reliées à une autre paroi annulaire de la roue. Les extrémités radialement externes desdits autres aubages de rotor sont reliées par ladite autre paroi annulaire à d'autres aubages de rotor, tels que des aubages de rotor de la turbine externe, dont les extrémités radialement externes peuvent être entourées par une paroi annulaire de stator ou être reliées à une autre paroi annulaire de la roue. La liaison des extrémités externes des aubages de la turbine externe à une autre paroi, qui est ainsi rendue solidaire de la roue, a pour avantage de supprimer les problématiques de fuite aux interfaces rotor/stator de la roue. La sortie de la turbine interne peut être reliée (directement ou par l'intermédiaire d'une turbine intermédiaire) à l'entrée de la turbine externe et la sortie de la turbine externe peut déboucher dans une tuyère de la turbomachine. Dans ce cas, les turbines sont montées en série, le flux de gaz sortant d'une première turbine alimentant la seconde turbine. La turbomachine comprend de préférence un système annulaire de distribution, ce système comportant deux viroles annulaires coaxiales, respectivement interne et externe, définissant entre elles une veine d'évacuation des gaz de la turbine externe, une rangée annulaire de bras radiaux tubulaires qui traversent cette veine et dont les extrémités radialement internes débouchent dans une veine d'évacuation des gaz de la turbine interne, et un organe annulaire de raccordement des extrémités radialement externes des bras radiaux à l'entrée de la turbine externe. Les bras précités ont de préférence un profil aérodynamique et peuvent chacun remplir la fonction de redresseur de flux d'air. L'organe et les bras peuvent être raccordés par des moyens ayant un profil aérodynamique et qui sont de préférence adaptés à la direction de la vitesse du flux de gaz s'écoulant dans l'organe. Les extrémités radialement internes des bras peuvent avoir une orientation axiale ou tangentielle. Dans ce dernier cas, leur orientation est déterminée en fonction de la vitesse tangentielle souhaitée du flux de gaz sortant de la turbine interne. La présente invention concerne également un système annulaire de distribution pour des turbines axiales de turbomachine, caractérisé en ce qu'il comprend deux viroles annulaires coaxiales, respectivement interne et externe, définissant entre elles une veine d'évacuation des gaz de la turbine externe, une rangée annulaire de bras radiaux tubulaires qui traversent cette veine et dont les extrémités radialement internes débouchent dans une veine d'évacuation des gaz de la turbine interne, et un organe annulaire de raccordement des extrémités radialement externes des bras radiaux à l'entrée de la turbine externe. De préférence, l'organe annulaire comprend une partie amont coudée sensiblement en C dont les entrée et sortie débouchent axialement vers l'aval, et une partie longitudinale aval qui s'étend entre les extrémités radialement externes des bras radiaux et la sortie de la partie aval. La présente invention concerne encore une roue de turbines axiales pour une turbomachine, caractérisée en ce qu'elle est formée d'une seule pièce avec deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne et externe, reliées l'une à l'autre par les aubages de rotor d'une turbine axiale interne, la paroi externe étant en outre reliée aux extrémités radialement internes des aubages de rotor d'une turbine axiale externe. DESCRIPTION DES FIGURES L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbomachine selon la technique antérieure ; - la figure 2 est une demi-vue schématique en coupe axiale et en perspective de turbines axiales pour une turbomachine selon l'invention ; - la figure 3 est une autre vue schématique en coupe et en perspective des turbines de la figure 2, vus de l'aval ; et - la figure 4 est une autre vue schématique en perspective des turbines de la figure 2, vus de l'aval et de côté. DESCRIPTION DETAILLEE On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente partiellement une turbomachine 10, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, cette turbomachine 10 comprenant notamment d'amont en aval (de gauche à droite sur le dessin), dans le sens d'écoulement des gaz dans le moteur, une soufflante, un compresseur, une chambre de combustion 12, une turbine 14 et une tuyère d'éjection des gaz de combustion, seules la chambre de combustion 12 et la turbine 14 étant partiellement représentées sur le dessin. La turbine 14 comprend plusieurs étages axiaux : un étage amont ou 30 étage haute-pression 15 et des étages aval ou étages basse-pression 16. Chaque étage comprend des roues aubagées de rotor 18 disposées coaxialement les unes derrière les autres et entre lesquelles sont intercalés des distributeurs 20. Chaque distributeur 20 est formé d'une rangée annulaire d'aubes fixes. La figure 1 représente la technique antérieure à l'invention. La présente invention diffère de cette technique antérieure notamment en ce qu'elle comprend deux turbines axiales ou étages de turbine axiale, dont les aubages de rotor sont superposés radialement. Les figures 2 à 4 représentent un mode de réalisation dans lequel les aubages de rotor de trois turbines axiales 40, 41, 42 sont superposés radialement. Dans la figure 2, l'amont est à gauche et donc l'aval à droite. Ces turbines 40, 41, 42 peuvent équiper une turbomachine comportant une autre turbine axiale (ou d'autres étages de turbine axiale par exemple haute pression), de sorte que les turbines axiales superposées radialement soient montées en aval de la turbine axiale, ou une turbomachine ne comportant pas d'autre turbine axiale, de sorte que les turbines axiales superposée radialement soient directement montées en aval de la chambre de combustion de la turbomachine. Dans l'exemple représenté, les turbines axiales 40, 41, 42 sont montées en série, c'est-à-dire que la sortie d'une des turbines axiales 40, 41 alimente une autre des turbines axiales 41, 42. C'est ici la sortie de la turbine radialement interne 40 qui alimente la turbine radialement intermédiaire 41 qui alimente elle-même la turbine radialement externe 42. Les turbines 40, 41, 42 comprennent ici chacune deux étages comportant chacun une roue 44 précédée d'un distributeur 45. Les turbines 25 40, 42 comprennent donc deux roues 44 et deux distributeurs 45. Chaque distributeur 45 comprend quatre parois 45a, 45b, 45c, 45d qui s'étendent les unes autour des autres, les parois 45a et 45d étant reliées entre elles par des aubages de stator qui traversent les parois 45b et 45c. Chaque roue 44 comprend typiquement un disque dont la périphérie interne a en section une forme de poireau, qui est destiné à reprendre des efforts centrifuges des turbines 40, 41, 42. Chaque roue 44 est ici formée d'une seule pièce avec trois parois annulaires coaxiales 46a, 46b, 46c, s'étendant les unes autour des autres et reliées entre elles par des aubages de rotor 48, 49 des turbines interne 40 et intermédiaire 41. Plus précisément, les aubages de rotor 48 de la turbine interne 40 relient la paroi ou plate-forme annulaire interne 46a à la paroi intermédiaire 46b, les parois 46a, 46b définissant entre elles la veine de détente 50 de la turbine interne. Les aubages de rotor 49 de la turbine intermédiaire 41 relient les parois intermédiaire 46b et externe 46c, ces parois 46b, 46c définissant entre elles la veine de détente 51 de la turbine intermédiaire 41. La paroi externe 46c est reliée aux extrémités radialement internes des aubages de rotor 52 de la turbine externe 42, ces aubages de rotor 52 étant entourés par un prolongement aval de la paroi externe 45d du distributeur 45 monté en amont de la roue 44. Les parois 46c, 45d définissent entre elles la veine de détente 53 de la turbine externe 42. Les aubages de rotor 48 peuvent être conçus et renforcés pour 20 reprendre les efforts centrifuges qui s'appliquent dans les turbines intermédiaire 41 et externe 42. Les parois 46a, 46b et 46c ont sensiblement toutes la même forme, à savoir une forme sensiblement cylindrique ou tronconique, la paroi interne 46a étant ici surépaissie pour former une plate-forme. 25 Les entrées 58 des turbines 40, 41, 42 sont alignées dans un même plan transversal P2, perpendiculaire à l'axe longitudinal de la turbomachine. Les sorties 56 des turbines 40, 41, 42 sont alignées dans un même autre plan transversal P1, perpendiculaire à l'axe longitudinal de la turbomachine. Un système de distribution 60, visible aux figures 2 à 4, est monté en 30 aval des turbines 40, 41, 42. Ce système 60 comporte des premiers moyens définissant une veine 62 d'évacuation des gaz de la turbine externe 42, des seconds moyens définissant une veine 64 d'évacuation des gaz de la turbine intermédiaire 41, des troisièmes moyens définissant une veine 66 d'évacuation des gaz de la turbine interne 40, et des moyens de raccordement d'une part des seconds moyens à l'entrée de la turbine externe 42 et d'autre part des troisièmes moyens à l'entrée de la turbine intermédiaire 41. La veine 62 d'évacuation des gaz de la turbine externe 42 est délimitée par deux viroles 68, 70 sensiblement cylindriques s'étendant l'une à l'intérieur de l'autre, ces viroles étant alignées respectivement avec les extrémités aval des parois 46c, 45d (de l'étage de turbine aval) définissant la veine 53 de la turbine externe. Les flèches 72 représentent le flux de gaz sortant de cette veine 53. La veine 62 d'évacuation des gaz de la turbine externe 42 est traversée par une rangée annulaire de bras tubulaires radiaux 74, qui peuvent avoir un profil aérodynamique. Les extrémités radialement internes des bras 74 sont situées à l'intérieur de la virole interne 68 et sont raccordées à un conduit annulaire 76 qui est situé en aval des turbines interne et intermédiaire 40, 41. Dans l'exemple représenté, le conduit 76 est coudé, sensiblement à angle droit, son extrémité radialement interne étant orientée axialement vers l'amont. Une paroi annulaire 83 est montée dans le conduit 76, entre les parois interne et externe de celui-ci, et définit avec ces parois les veines 66, 64 (respectivement, radialement interne et externe) précitées d'évacuation des gaz des turbines interne 40 et intermédiaire 41. Cette paroi 83 se prolonge à l'intérieur des bras 74 et définit à l'intérieur de chacun d'entre eux deux passages sensiblement radiaux, respectivement amont et aval, dont les extrémités radialement externes sont orientées axialement vers l'amont et dont les extrémités radialement internes sont reliées aux veines 64, 66, respectivement. Les extrémités radialement externes des bras 74 sont situées à l'extérieur de la virole externe 70 et sont raccordées à l'entrée d'un organe annulaire 78 dont la sortie est raccordée aux entrées des turbines intermédiaire et externe 41, 42, de façon à ce que les circulant dans les veines 64, 66, puis les passages précités des bras 74, alimentent les turbines externe et intermédiaire 42, 41. Les flèches 80a, 80b, 82a, 82b représentent le flux de gaz (82b, 82a) sortant de la veine 50 de la turbine interne 40 et alimentant la veine 51 de la turbine intermédiaire 41, et le flux de gaz (80b, 80a) sortant de la veine 51 de la turbine intermédiaire 41 et alimentant la veine 53 de la turbine externe 42. Dans l'exemple représenté, les veines 64, 66 du conduit 76 ont leurs entrées orientées de sorte que les flux de gaz 80b, 82b sortant des veines 50, 51 soient orientés sensiblement axialement. En variante, ces entrées peuvent être agencées pour que les flux de gaz 80b, 82b aient une orientation tangentielle. La configuration du conduit 76 permet ainsi de maîtriser la vitesse tangentielle des flux de gaz entrant dans les veines 51, 53. Les parties coudées précitées des bras 74 peuvent ainsi avoir chacun une orientation tangentielle et non pas axiale. Les figures 2 à 4 montrent la zone 90 de raccordement des bras 74 à l'organe 78. Les deux parois latérales en regard de deux bras 74 adjacents se réunissent à leurs extrémités radialement externes pour former un bord longitudinal 92 de réunion des flux de gaz 80b, 82b circulant dans les passages des bras 74 en flux de gaz 80a, 82a (figure 2). Comme cela est visible en figure 4, les bras 74 sont évasés vers l'extérieur et vers l'aval, leurs sections de passage s'élargissant radialement de l'intérieur vers l'extérieur et axialement d'amont en aval. L'organe 78 comprend une partie amont 96 coudée sensiblement en C dont les entrée et sortie débouchent axialement vers l'aval, et une partie longitudinale aval 98 qui s'étend entre la sortie du système 60 et l'entrée de la partie aval 96. L'organe 78 comprend trois parois annulaires coaxiales, respectivement interne 100, intermédiaire 102, et externe 104, qui s'étendent sur toute la longueur des parties 96 et 98. La paroi interne 100 a une extrémité (amont) alignée avec l'extrémité amont de la paroi externe 45d du premier distributeur (ou distributeur amont) 45 et son extrémité opposée (aval) qui est reliée à l'extrémité radialement interne des extrémités radialement externes des bras 74. La paroi intermédiaire 102 a son extrémité amont alignée avec l'extrémité amont de la paroi 45c du premier distributeur 45 et son extrémité aval qui est reliée à l'extrémité radialement externe de la paroi 83. La paroi externe 104 a son extrémité amont alignée avec l'extrémité amont de la paroi 45b du premier distributeur 45 et son extrémité aval qui est reliée à l'extrémité radialement externe des extrémités radialement externes des bras 74. Le flux de gaz 80a circule entre les parois 100, 102 et alimente les passages amont des bras 74, et le flux de gaz 80b circule entre les parois 102, 104 et alimente les passages aval des bras 74. Un élément annulaire 110 est monté en entrée de ma turbine interne 40 et comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement radialement interne et externe, qui sont alignées respectivement avec les extrémités amont des parois 45a, 45b du premier distributeur 45 ou distributeur amont, pour l'alimentation de la veine 50 avec les gaz sortant de la chambre de combustion ou d'une turbine axiale (flèche 112). Dans une variante non représentée de réalisation de l'invention, les aubages de rotor de deux ou de plus de trois turbines axiales sont superposés radialement. Ces turbines peuvent comprendre un ou plusieurs étages de détente. Dans une autre variante non représentée, la turbomachine comprendrait N étages de M turbines centripètes et/ou axiales superposées radialement à la suite, par exemple cinq étages de deux turbines axiales superposées radialement suivis de deux turbines centripètes superposées radialement. On pourrait connecter la sortie de la turbine centripète interne à l'entrée d'une turbine axiale interne dont la sortie serait ensuite reliée à l'entrée d'une turbine centripète externe. Autrement dit, le principe de M rebouclages interne-externe ne se ferait pas nécessairement sur l'entrée/sortie d'une même turbine (axiale ou centrifuge) mais pourrait s'appliquer à un ensemble de N étages de turbines axiales et/ou centripètes.5 REVENDICATIONS1. Turbomachine, comportant au moins deux turbines axiales (40, 41, 42), chaque turbine axiale comportant un aubage de rotor (48, 49, 52), caractérisée en ce que les aubages de rotor des turbines axiales sont superposés radialement. 2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce que les turbines (40, 41, 42) comprennent des entrées axiales (58) qui sont situées sensiblement dans un même plan transversal (P2) par rapport à l'axe longitudinal de la turbomachine, et/ou des sorties axiales (56) qui sont situées sensiblement dans un autre même plan transversal (P1) par rapport à cet axe longitudinal. 3. Turbomachine selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins une roue (44) formée d'une seule pièce avec au moins deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne (46a) et externe (46b), reliées l'une à l'autre par les aubages de rotor (49) de la turbine interne (40), la paroi externe étant en outre reliée aux extrémités radialement internes d'autres aubages de rotor (49). 4. Turbomachine selon la revendication 3, caractérisée en ce que les extrémités radialement externes desdits autres aubages de rotor (49) sont entourées par une paroi annulaire (45d) de stator ou sont reliées à une autre paroi annulaire (46c) de la roue (44). 5. Turbomachine selon la revendication 4, caractérisée en ce que les extrémités radialement externes desdits autres aubages de rotor (49) sont reliées par ladite autre paroi annulaire (46c) à d'autres aubages de rotor (52). 6. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la sortie (56) de la turbine interne (40) est reliée à l'entrée (58) de la turbine externe (42), et la sortie de la turbine débouche dans une tuyère. 7. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'il comprend un système annulaire (60) de distribution, ce système comportant deux viroles annulaires coaxiales, respectivement interne (68) et externe (70), définissant entre elles une veine (62) d'évacuation des gaz de la turbine externe, une rangée annulaire de bras radiaux (74) tubulaires qui traversent cette veine et dont les extrémités radialement internes débouchent dans une veine (66) d'évacuation des gaz de la turbine interne, et un organe annulaire (78) de raccordement des extrémités radialement externes des bras radiaux à l'entrée de la turbine externe. 8. Turbomachine selon la revendication 7, caractérisée en ce que l'organe annulaire (78) comprend une partie amont (96) coudée sensiblement en C dont les entrée et sortie débouchent axialement vers l'aval, et une partie longitudinale aval (98) qui s'étend entre les extrémités radialement externes des bras radiaux (74) et l'entrée de la partie amont. 9. Système annulaire (60) de distribution pour des turbines axiales (40, 41, 42) de turbomachine, caractérisé en ce qu'il comprend deux viroles annulaires coaxiales, respectivement interne (68) et externe (70), définissant entre elles une veine (62) d'évacuation des gaz d'une turbine externe, une rangée annulaire de bras radiaux (74) tubulaires qui traversent cette veine et dont les extrémités radialement internes débouchent dans une veine (66) d'évacuation des gaz d'une turbine interne, et un organe annulaire (78) de raccordement des extrémités radialement externes des bras radiaux à l'entrée de la turbine externe. 10. Roue (44) de turbines axiales (40, 41, 42) pour une turbomachine, caractérisée en ce qu'elle est formée d'une seule pièce avec au moins deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne (46a) et externe (46b), reliées l'une à l'autre par des aubages de rotor (48) d'une turbine axiale interne (40), la paroi externe étant en outre reliée aux extrémités radialement internes des aubages de rotor (49) d'une turbine axiale externe (41).