FR 2601069 A1 19880108 FR 8709021 A 19870626 -1 La presente invention a pour objet une turbine. et en particulier une turbine de puissance de moteurs à turbine à gaz. Un type de moteur a turbine a gaz approprié a la propulsion d'avion comporte un noyau moteur à turbine a gaz de construction 5 conventionnelle qui a une turbine de puissance logée à son extrémité d'aval. La turbine de puissance comporte des arrangements annulaires, alternés axialement, de pales de turbine contrarotatives qui sont entraînées par des pales propulsives aerodynamiquement profilées contrarotatives auxquelles elles sont connectees, lesquelles peuvent ou 10 non être encloses dans un conduit défini par un carter approprié. Dans sa majeure partie, le flux d'échappement provenant du noyau moteur à turbine à gaz est dirigé vers la turbine de puissance de façon a provoquer la contraroation des pales de turbine et, par suite, la production de la poussée propulsive par les pales propulsives 15 aérodynamiquement prôfilées. Dans une forme appropriée de construction d'une telle turbine de puissance, les pales propulsives aerodynamiquement profilées sont disposées radialement à l'extérieur des pales de turbine contrarotatives, et des arrangements annulaires, alternés axialement, 20 de pales de turbine sont attachés par leurs extrémités extérieures radiale à un assemblage de tambour qui joue le double rôle de définir une portion de la démarcation extérieure radiale au passage de gaz à travers la turbine de puissance et une portion de la demarcation intérieure radiale au flux d'air passant sur les pales propulsives 25 aérodynamiquement profilées. 2. Il est souhaitable que la turbine de puissance soit aussi legere que possible et suffisamment rigide durant le fonctionnement normal pour garantir un fonctionnement efficace. Ces deux objectifs souhaitables sont, dans une certaine mesure, traversés par le fait que les gradients thermiques à l'intérieur de la turbine de puissance doivent être absorbés et imposent ainsi conventionnellement l'utilisation de structures de turbines robustes et donc lourdes. L'objet de la présente invention est une turbine légère qui, dans des conditions de température de fonctionnement normales, présente le 10 degré de rigidité nécessaire. Selon la présente invention, une turbine comporte au moins un arrangement annulaire de pales de turbine rotatives et des moyens de tambour primaires enveloppant les extrémités extérieures radiales des pales de turbine et adaptés à tourner coaxialement avec elles, lesdites 15 extrémités extérieures radiales de pales de turbine et lesdits premiers moyens de tambour étant interconnectés par des moyens qui préviennent tout mouvement axial relatif entre lesdites pales de turbine et lesdits moyens de tambour primaires, mais qui permettent un mouvement radial relatif entre elles lorsque ladite turbine est en dessous de sa 20 température de, fonctionnement normale, lesdits moyens d'interconnexion comportant des surfaces de butée qui sont espacées radialement lorsque ladite turbine est en dessous de sa température de fonctionnement normale, lesdits moyens d'interconnexion étant disposés de telle façon que, lorsque la turbine atteint sa température de 25 fonctionnement normale, l'expansion thermique desdites pales de turbine font s'engager lesdites surfaces de butée les unes dans les autres pour entraver tout mouvement radial relatif entre lesdites pales de turbine et ledit tambour primaire et de la sorte augmentent la rigidité de ladite turbine. L'invention va maintenant être décrite au moyen d'exemples en référence aux dessins annexés, sur lesquels 3. la figure 1 est une vue de côté comportant un arraché partiel d'un moteur à turbine à gaz ayant une turbine de puissance conforme à la présente invention; la figure 2 est une vue de côté en coupe d'une portion de la turbine de puissance représentée sur la figure 1; la figure 3 est une vue agrandie d'une portion de la turbine de puissance représentée sur la figure 2; et, la figure 4 est une vue détaillée d'une portion de la turbine de puissance représentée sur les figures 2 et 3. Si l'on se reporte à la figure 1, on voit qu'un moteur à turbine a gaz à soufflante carénée, repéré dans son ensemble par le chiffre 10, comporte un noyau moteur 1 I ayant une turbine de puissance 12 logée à son extrémité d'aval. Le noyau moteur 1 1 est de construction conventionnelle en ce qu'il comporte une entrée d'air 13, une section de 15 compresseur 14, un équipement de combustion 15 et une turbine 16. Le noyau moteur 1 fonctionne de façon conventionnelle en ce que de l'air passant dans l'entrée d'air 13 est comprimé par la section de compresseur 14 avant d'être mélangé au carburant, puis le mélange est brûlé dans l'équipement de combustion 15, à la suite de quoi les produits 20 de combustion résultants s'expansent a travers la turbine 16. Les produits de combustion s'échappent alors du noyau moteur 11 pour pénétrer dans la turbine de puissance 12. La turbine de puissance 12 n'est pas de construction conventionnelle en ce quelle comporte plusieurs étages de pales 25 contrarotatives, parmi lesquels deux ont des pales de soufflante aérodynamiquement profilées en amont et en aval, 17 et 18, respectivement attachées par leur extrémité extérieure radiale. Les pales de soufflante 17 et 18 tournent en contrarotation et sont encloses dans un carter de soufflante 19. En fonctionnement, des gaz chauds s'échappant du noyau moteur 11 et sont dirigés vers la turbine de puissance 12 pour provoquer sa contrarotation et, par suite, la contrarotation des pales de soufflante 4. 17 et 18. Une certaine quantité de poussée propulsive est fournie par les gaz s'échappant de la turbine à gaz 12 à travers le conduit de sortie annulaire 20. Cependant, la plus grande partie de la poussée propulsive du moteur à turbine à gaz 10 est fournie par l'air qui a été entraîné à 5 l'extrémité d'amont 21 du conduit de soufflante et accéléré par les pales de soufflante 17 et 18 contrarotatives avant-d'être expulsées à l'extrémité d'aval 22 du carter de soufflante 19. Le carter de soufflante 19 et le noyau moteur 11 sont interconnectés par une pluralité d'étals 23 généralement radiaux et 10 o s'étendant vers l'avant tandis qu'une pluralité d'étais 24, généralement radiaux et s'étendant vers l'arrière interconnectent le carter de puissance 19 avec le reste de la turbine de puissance 12. Les étais d'arrière 24 facilitent la plus grande partie du transfert de charge entre le moteur 10 et l'avion sur lequel il est monté (non représenté) et sont 15 attachés à leur extrémité intérieure radiale à l'extrémité d'aval axiale d'un.organe de support généralement cylindrique 25 qui est logé coaxialement à l'intérieur de la turbine de puissance 12. L'organe de support cylindrique 25 supporte tous les éléments contrarotatifs de la turbine de puissance 12 et est attaché à son extrémité d'amont à 20 l'extrémité d'aval du carter 26 du noyau moteur 11 au moyen d'une structure de transfert de charge repérée dans son ensemble par le chiffre 27. Comme on peut le voir sur la figure 2, I'organe de support 25 comprend un arbre 28 qui lui est assujetti coaxialement au moyen de 25 deux jeux de paliers 29 et 29a espacés axialement. L'arbre 28 comprend une portion 28a de forme tronconique à son extrémité d'aval, laquelle supporte un arrangement annulaire de pales de turbine 30 s'étendant axialement. Chaque Dale de turbine 30 est munie à son extrémité extérieure radiale de deux pattes ajourées 31 espacées axialement et 30 s'étendant radialement. Les pattes 31 portent une tige 32, qui, ellemême, est logée dans quatre pattes ajourées 33 espacées axialement et 5. s'étendant radialement, qui sont disposées à l'extrémité intérieure radiale d'une pale 18 de soufflante d'aval correspondante. La portion d'arbre tronconique 28 comporte d'autres portions d'arbre généralement tronconiques 34 et 35 qui lui sont assujetties. 5 L'une des portions d'arbre tronconique 35 est logée radialement à l'intérieur de l'autre portion d'arbre tronconique 34 et sert à supporter l'extrémité d'amont 36 de ladite autre portion d'arbre, La portion d'arbre tronconique 34 supporte les extrémités intérieures radiales de trois arrangements annulaires des pales de turbine 37, 38 et 39 et sert 1 O additionnellement à définir une portion intérieure radiale du passage d'échappement de turbine à travers la turbine de puissance 12. L'extrémité d'amont de l'arbre 28 est également munie d'une portion tronconique 40 qui sert à supporter deux arrangements annulaires de pales 41 et 42 de turbine s'étendant radialement et une structure 40a 15 qui définit une autre portion intérieure radiale du passage d'échappement de turbine à travers la turbine de puissance 12. On voit par conséquent que la rotation de l'arbre 28 provoque la rotation correspondante des arrangements de pales de turbine 30, 37, 38, 39, 41 et 42, de même que de l'arrangement de pales de soufflante d'aval 18. L'arbre 28 comporte un autre arbre 43 qui lui est assujetti coaxialement par deux paliers 44 et 45 espacés axialement. L'arbre 43 consiste essentiellement en deux portions tronconiques 43a et 43b qui sont reliées à leur extrémité intérieure radiale par un élément cylindrique 46. Les portions d'arbre tronconiques 43a et 43b sont attachées à leurs extrémités extérieures radiales aux extrémités intérieures radiales d'un arrangement de pales de turbines 47. Chacune des pales de turbine 47, comme on peut le voir plus clairement sur la figure 3, est munie à son extrémité radiale extérieure 30 de deux pattes ajourées s'étendant radialement et espacées axialement 48 et 49. Les trous pratiqués dans les pattes 48 et 49 supportent une tige 50 qui elle-même est logée dans des trous pratiqués dans des 6. pattes 51, 52, 53 et 54 s'étendant radialement et espacées axialement qui sont ménagées à l'extrémité intérieure radiale de la pale de soufflante d'amont 17. Un élément de tambour primaire 55 qui s'étend à la fois en amont et aval des pales de turbine 47 est interposé entre les -5 pales de turbine 47 et les pales de soufflante 17 de façon à tourner avec elles. L'élément de tambour 55 est muni d'évidements 56 qui correspondent aux pattes 48 et 49 disposées sur les extrémités extérieures radiales de chacune des pales de turbine 47 de façon à permettre l'assujettissement direct de chaque pale de soufflante 17 à 1O sa pale de turbine correspondante 47. Les évidements 56 reçoivent à leurs extrémités d'amont et d'aval les pattes 57 et 58 ajourées dans lesquelles passent les tiges 50. Les trous pratiqués dans les pattes 57 et 58 sont d'un diamètre supérieur à celui de la tige 50 de sorte qu'un mouvement radial relatif limité peut se produire entre l'élément de 15 tambour primaire 15 et les pales de turbine 47 jusqu'à une limite à partir de laquelle l'élément de tambour 55 fournit au moins un support radial partiel pour chacune des pales de soufflante 17. On voit par conséquent que la coopération des pattes 48 et 49 avec les évidements 56 garantit que l'élément de tambour 55 est maintenu en relation 20 coaxiale avec l'axe,de la turbine de puissance 12 et que des arrangements de pales de turbine 59, 60, 61, 62 et 63 entraînent les pales de soufflante 17. L'extrémité d'amont de l'élément de tambour primaire 55 sert à supporter les extrémités extérieures radiale de deux arrangements 25 annulaires de pales de turbine 59 et 60 qui sont interposées entre les pales de turbine 41 et 42. De la même façon, la portion d'aval de l'élément de tambour primaire 55 sert à supporter les extrémités extérieures radiales de trois arrangements annulaires de pales de turbine 61, 62 et 63 qui sont interposés entre les pales de turbine 37, 30 38 et 39, respectivement. L'élément de tambour primaire 55 fournit en outre une structure 55a qui définit une portion extérieure radiale du 260 1 069 7. passage d'échappement de la turbine à travers la turbine de puissance 12. L'extrémité extérieure radiale de l'extrémité d'aval de l'élément de tambour primaire 55 est assujettie à une cylindre 64 définissant une 5 démarcation, lequel cylindre sert à délimiter une portion de la démarcation intérieure radiale du passage des gaz 65 qui contient les pales de soufflante 17 et 18 et est enclos dans le carter 19. On voit par conséquent que la rotation de l'arbre 43 provoque la rotation de l'arrangement annulaire de pales de turbine 47, de l'élément 1 o de tambour 55, des arrangements annulaires des pales de turbine 59, 60, 61 et 63 et de l'arrangement annulaire et de l'arrangement annulaire de pales de soufflante d'amont 17. Chaque pale de soufflante 17 est creuse et contient des fibres 17a s'étendant radialement, faite d'un matériau aramide, qui sont attachées 15 à la région de tête 67 de la pale de soufflante 17 et dont les extrémités intérieures radiales sont ancrées à la tige 50. Bien que seuls deux faisceaux de fibres 17a soient représentés sur le dessin, il va de soi que d'autres faisceaux peuvent être disposés dans la pale de soufflante 17 et attachés dans des positions appropriées à la tige 15. Des fibres 20 similaires peuvent être prévues dans les pales de soufflante 18 et ancrées aux tiges 32. En temps ordinaire, les fibres 17a ne supportent pas de charge. Cependant, dans le cas d'une rupture structurelle de l'une des pales 17 et 18, les fibres 17a servent à empêcher qu'aucune des parties des pales de soufflante 1 7 et 18 ne se perde ni ne provoque des 25 dommages au moteur 10 ou à l'avion sur lequel il est monté. Les arrangements de pales de turbine, à l'interieur de la turbine de puissance 12 sont configurés de façon que les arrangements alternés tournent en contrarotation de façon que les arbres 28 et 43 tournent en contrarotation comme le font les arrangements de pales de soufflante 30 17 et 18 pour produire une poussée propulsive. La structure cylindrique 55a qui définit une portion extérieure radiale du passage de gaz d'échappement de la turbine à travers la 260 1 069 8. turbine de puissance 12 interconnecte les extrémités exterieures radiales des pales de turbine 59, 60, 47, 61, 62 et 63. Il supporte additionnellement cinq éléments annulaires 65, 66, 67, 68 et 69 qui sont respectivement 'positionnés contre les extrémités extérieures 5 radiales des arrangements de pales de turbine 60, 61, 62 et 63. Les éléments annulaires 65 à 69 ont généralement une même configuration et l'élément annulaire 66, qui peut être vu de façon plus détaillée sur la figure 4, est typique de cette configuration. Il consiste essentiellement en un diaphragme 70 s'étendant radialement logé radialement à 10 l'extérieur de la région d'aval de l'arrangement de pales de turbine 61 ayant un rebord élargi 71 à sa périphérie. Le rebord 71 assure la rigidité circulaire et définit une surface de butée annulaire 72 qui est espacée radialement d'une surface de butée 73 correspondante ménagée sur une portion tronconique 74 d'un élément de tambour secondaire 75. L'élément 15 de tambour secondaire 75 est interposé entre les extrémités radiales extérieures des pales de turbine 61, 62 et 63, et le tambour primaire 55. L'extrémité d'amont de la portion tronconique 74 de l'élément de tambour secondaire 75 est attaché de façon fixe à la structure 76 supportant la portion supérieure radiale de la région d'amont de 20 l'arrangement de pales de turbine 61. Lorsque la turbine de puissance est à une temperature inférieure à sa température normale de fonctionnement, il existe un interstice radial entre les surfaces de butée 72 et 73. Cela permet aux pales de turbine 61, qui en fonctionnement sont situées dans un environnement chaud, de 25 s'expanser thermiquement sans imposer de charges radiales indésirables à l'élément de tambour primaire 55. Cependant, l'interstice radial est dimensionné de façon- que, lorsque la turbine de puissance est à sa température de fonctionnement normale, c'est-à-dire à la température atteinte dans des conditions de croisière normale, l'interstice se ferme 30 de façon que tout mouvement radial ultérieur soit entravé et que la rigidité de l'ensemble de la pale de turbine 61 et de l'élément de tambour primaire 55 soit augmentée. - 2601069 9. Les éléments annulaires 65, 66, 67, 68 et 69 sont espaces radialement des faces de butée correspondantes ménagées sur l'élément de tambour primaire 55 tandis que l'élément annulaire 67 restant est espacé radialement de la face de butée correspondante ménagée sur 5 l'élément de tambour secondaire 75. Dans tous les cas, les interstices radiaux sont agencés de façon qu'ils se ferment par suite de l'expansion thermique lorsque les températures normales de fonctionnement de turbine sont atteintes, ce qui entraîne la rigidité structurelle de l'ensemble. L'élément de tambour secondaire 75 est additionnellement interconnecté à l'élément de tambour primaire 55 par un organe de liaison tronconique 77 qui autorise un mouvement radial relatif résilient entre les éléments de tambour primaire et secondaire 55 et 75. L'extrémité d'aval axiale de l'organe de liaison 77 est espacé 15 radialement de l'élément de tambour primaire par un interstice radial qui est prévu pour se fermer par suite de l'extension thermique lorsque les températures normales de fonctionnement de la turbine sont atteintes, ce qui contribue à conférer une rigidité additionnelle à l'ensemble. Chaque pale de turbine 47 est munie à son extrémité extérieure radiale de surfaces de butée 78 et 79 espacées axialement, lesquelles surfaces, lorsque la turbine de puissance 12 est à une température inférieure à sa température normale de fonctionnement, sont espacées radialement des surfaces de butée annulaire 80 et 81 ménagées sur 25 l'élément de tambour primaire 55. Quand les pales de turbine 47 montent en température pour atteindre leur température normale de fonctionnement, elles s'expansent thermiquement plus rapidement que l'élément de tambour primaire 55. Les interstices situés entre -les surfaces de butée 78 et 79 ménagées sur les pales de turbine 47 et ceux 30 qui sont situés sur l'élément de tambour primaire sont choisis de façon que, lorsque la température de fonctionnement normale est atteinte, les interstices se ferment de façon à conférer une rigidité additionnelle à 10. 2601069 la structure regroupant la pale de turbine 47, la pale de soufflante 17, l'élément de tambour primaire 55. Afin de permettre à la pale de turbine 47 de s'expanser thermiquement dans une direction radiale sur une plus grande échelle 5 que l'élément de tambour primaire 55, les trous 82 portés par les pattes 57 et 58 de l'élément de tambour primaire 55 sont surdimensionnés comme on peut le voir sur la figure 3. Cela permet un mouvement radial relatif limité entre l'assemble pales de turbine 47 /pales de soufflante 17 et l'élément de tambour primaire 55. 1 0 On voit par conséquent que la présente invention est une turbine de puissance contrarotative qui tolère une expansion thermique importante de ses pales de turbine rotatives, et qui constitue une structure rigide aux températures de fonctionnement normales. Bien que la présente invention ait été décrite- en référence à un 1 5s moteur à turbine à gaz muni d'une soufflante carénée, il va de soi qu'elle est également applicable à d'autres modèles de moteurs à turbine à gaz, tels que, par exemple, un - moteur muni de pales propulsives aérodynamiquement profilées qui ne seraient pas carénées. 11. 260 1 069 REVENDICATIONS 1. Turbine comportant au moins un arrangement annulaire de pales de turbine rotatives et des moyens de tambour primaires enveloppant les extrémités extérieures radiales desdites pales de turbine et adaptés à tourner coaxialement avec elles, caractérisée en ce que lesdites 5 extrémités extérieures radiales de pales (61) de turbine et lesdits premiers moyens de tambour (55) sont interconnectés par des moyens qui préviennent tout mouvement axial relatif entre lesdites pales (61) de turbine et lesdits moyens de tambour primaires (55), mais qui permettent un mouvement radial relatif entre elles lorsque ladite 10 turbine (12) est en dessous de sa température de fonctionnement normale, lesdits moyens d'interconnexion comportant des surfaces de butée (72, 73) qui sont espacées radialement lorsque ladite turbine ( 12) est en dessous de sa température de fonctionnement normale, lesdits moyens d'interconnexion étant disposés de telle façon que, lorsque la 15 turbine (12) atteint sa température de fonctionnement normale, l'expansion thermique desdites pales (61) de turbine font s'engager lesdites surfaces de butée (72, 73) les unes dans les autres pour entraver tout mouvement radial relatif entre lesdites pales (61) de turbine et ledit tambour primaire (55) et de la sorte augmentent la 20 rigidité de ladite turbine (55). 2. Turbine selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdites surfaces de butée (72, 73) sont annulaires. 3. Turbine selon la revendication I ou la revendication 2, caractérisée en ce que lesdits moyens d'interconnexion comportent au 25 moins un élément annulaire (66) interconnecté aux extrémités extérieures radiales desdites pales (61) de turbine et les entourant, de façon à s'expanser thermiquement radialement avec elles, ledit au moins un élément annulaire (66) comportant au moins une desdites surfaces de butée (72), ladite au moins une surface de butée (72) étant positionnée à 30 l'opposé d'au moins une surface de butée (73) correspondante logée 12. radialement à l'extérieur de celle-cl et associée avec lesdits moyens de tambour primaires (55). 4. Turbine selon une des revendications précédentes, caractérisée en ce que lesdits moyens d'interconnexion comportent au moins des 5 moyens de tambour secondaires (75) interconnectant lesdits moyens de tambour primaires (55) et les extrémités extérieures radiales desdites pales (61) de turbine, lesdits moyens de tambour secondaires (75) comportant une portion (74) de forme généralement tronconique pour assurer une interconnexion radiale résiliente entre lesdites pales (61) 1 0 de turbine et lesdits moyens de tambour primaires (55). 5. Turbine selon la revendication 4, caractérisée en ce que au moins une des surfaces de butée (73) est logée sur lesdits moyens de tambour secondaires (75). 6. Turbine selon une des revendications précédentes, caractérisée 15 en ce que ladite turbine (12) comporte une pluralité desdits arrangements annulaires de pales de turbine (59, 60, 47, 61, 62, 63), chacune desdites pales de turbine (47) de l'un desdits arrangements annulaires étant assujettie à une pale propulsive aérodynamiquement profilée s'étendant radialement (17) au niveau de son extrémité 20 extérieure radiale, chacune des pales propulsives aérodynamiquement profilées (17) étant logée radlalement à l'extérieur dudit moyen de tambour primaire (55). 7. Turbine selon la revendication 6, caractérisée en ce que la région d'interconnexion entre chacune desdites pales de turbine (47) et sa pale 25 propulsive aérodynamiquement profilée associée (17) est logée dans un évidement correspondant (56) pratiqué dans ledit élément de tambour primaire (55), de façon que ledit assemblage de pales de turbine (47) et les pales propuls ves aérodynamiquement profilées correspondantes (17) assurent un logement axial dudit élément- de tambour primaire (55) 30 et maintiennent ledit élément de tambour primaire (55) généralement coaxial à l'axe de ladite turbine (12). - 13. 2601069 8. Turbine selon une des revendications 6 ou 7, caractérisée en ce que chacune des pales propulsives aérodynamiquement profilées ( 17) est attachée à sa pale (47) de turbine correspondante par une tige de fixation (50). 9. Turbine selon la revendication 8, caractérisée en ce que ladite tige de fixation (50) fournit un support additionnel pour ledit élément de tambour primaire (55). 10. Turbine selon une des revendications 6 à 9, caractérisée en ce que lsdits arrangements annulaires de pales de turbine (59, 60, 47, 61, 1 o 62, 63) sont interposés alternativement axialement entre des arrangements annulaires coaxiaux d'autres pales de turbine (41, 42, 37, 38, 39, 30). 11. Turbine selon la revendication 10, caractérisee en ce que lesdits arrangements alternés axialement de pales de turbine (59, 60, 15 47, 61, 62, 63) et les autres pales (41, 42, 37, 38, 39, 30) fonctionnent contrarotativement. 12. Turbine selon la revendication 11, caractérisée en ce que chacune des pales de turbine (30) de l'un desdits arrangements annulaires des autres pales de turbine (41, 42, 37, 38, 39, 30) est 20 assujettie à une pale propulsive aérodynamiquement profilée (18) s'étendant radialement par son extrémité extérieure radiale, chacune desdites pales propulsives aérodynamiquement profilées (18) étant logée radialement à l'extérieur desdlts moyens de tambour primaires (55). 13. Turbine selon la revendication 12, caractérisée en ce que les deux dits arrangements annulaires de pales propulsives aérodynamiquement profilées (17, 18) sont enclos dans un carter (19). 14. Turbine selon la revendication 12 ou 13, caractérisée en ce que lesdits moyens de tambour primaires (55) supportent additionnellement 30 des moyens (64) définissant la démarcation intérieure radiale du flux des gaz passant sur lesdites pales propulsives aérodynamiquement profilées (17, 18).