FR 3095471 A1 20201030 FR 1904449 A 20190426 Description Titre de l'invention : Turbomachine pour un aéronef Domaine technique de l'invention [0001] L'invention comporte une turbomachine pour un aéronef, en particulier un avion. Etat de la technique antérieure [0002] Un aéronef comporte classiquement un ou plusieurs systèmes propulsifs comprenant chacun une turbomachine, telle par exemple qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur. Un système propulsif 1 selon une première forme de réalisation (le l'art antérieur est visible aux figures 1 et 2. [0003] La turbomachine 2 et la nacelle 3 sont accrochées à une cellule de l'aéronef, par exemple sous l'aile 4 ou au fuselage, par l'intermédiaire d'un pylône 5, également appelé mât. [0004] La turbomachine 2 est ici un turboréacteur à double flux comportant classiquement, d'amont en aval dans le sens de circulation des gaz au sein de la turbomachine 2, une soufflante 6, un compresseur basse pression 7, un compresseur haute pression 8, une chambre dc combustion 9, une turbine haute pression 10 et une turbine basse pression 11. [0005] Lc flux d'air entrant dans la turbomachine par la soufflante 6 est divisé en un flux d'air primaire, radialement interne, s'écoulant dans une veine dite primaire 12, et en un flux d'air secondaire, radialement externe, s'écoulant dans une veine dite secondaire 13. [0006] Les termes axial, radial et circonfércnticl sont définis par rapport à Faxe X de la tur- bomachine 2. [0007] Lc flux d'air primaire, ou flux chaud, traverse successivement le compresseur basse pression 7, le compresseur haute pression 8, la chambre de combustion 9, la turbine haute pression 10 et la turbine basse pression 11 avant d'être éjecté en aval dc la veine primaire 12 de la turbomachine 2. La turbine haute pression 10 entraîne en rotation le compresseur haute pression 8 par l'intermédiaire d'un arbre de rotor haute pression 14. La turbine basse pression 11 entraîne en rotation le compresseur basse pression 7 par l'intermédiaire d'un arbre de rotor basse pression 15. La turbine basse pression 11 entraîne également en rotation un arbre rotatif 16 couplé à la soufflante 6, par l'intermédiaire de l'arbre de rotor basse pression 15 et par l'intermédiaire d'un réducteur de vitesses 17. Les arbres de rotor 14, 15 sont coaxiaux et s'étendent selon l'axe X de la turbomachine 2. [0008] Le flux secondaire, ou flux d'air froid, est éjecté en aval de la veine secondaire 13 de la turbomachine 2. 2 [0009] La turbomachine comporte par ailleurs, d'amont en aval, un carter intermédiaire 18, un carter dit inter-compresseur 19 (Intermediate Compressor Frame ou ICF, en anglais), un carter dit inter-turbine 20 (Turbine Vane Frame ou TVF, en anglais) et un carter d'échappement 21. [0010] Le carter intermédiaire 18 comporte une partie radialement externe 18a ou virole ra- dialement externe et une partie radialement interne 18h ou moyeu, reliés par des bras redresseurs 22 aptes notamment à redresser le flux d'air issu de la soufflante 6. [0011] Dans la forme de réalisation illustrée aux figures 1 et 2, la turbomachine 2 est fixée au pylône 5 au niveau des parties radialement interne 18h et externe 18a du carter intermédiaire 18 et au niveau du carter inter-turbine 20, par l'intermédiaire de bielles 23a, 23h, 23c. D'autres bielles 23d, dites bielles de reprise de poussée, relient la partie radialement interne 18h du carter intermédiaire 18 et le pylône 5. [0012] On définit par X l'axe de la turbomachine 2, par Z un axe vertical perpendiculaire à l'axe X de la turbomachine 2 et par Y un axe perpendiculaire aux axes X et Z et formant avec eux un repère orthonormé. [0013] Les bielles 23a et les bielles 23h visibles à la figure 2, sont aptes à reprendre des efforts orientés selon les axes Y et Z. Les bielles 23d sont aptes à reprendre des efforts orientés selon l'axe X. Les bielles 23h, 23c sont aptes à reprendre des moments générés selon les axes X, Y et Z. [0014] Les figures 3 et 4 illustrent une seconde forme de réalisation de l'art antérieur, qui diffère de celle exposée précédemment en ce que la turbomachine 2 est fixée au pylône 5 au niveau de la partie radialement interne 18b du carter intermédiaire 18 et au niveau du carter d'échappement 21, par l'intermédiaire de bielles 23a, 23b, 23c et 23d. [0015] Les bielles 23a et les bielles 23b, visibles à la figure 4, sont aptes à reprendre des efforts orientés selon les axes Y et Z. Les bielles 23d sont aptes à reprendre des efforts orientés selon l'axe X. Les bielles 23b, 23c sont aptes à reprendre des moments générés selon les axes X, Y et Z. [0016] Ces deux formes de réalisation présentent plusieurs inconvénients. [0017] Tout d'abord, les bielles servant à reprendre la poussée selon l'axe X, sont situées dans les cônes d'éclatement des compresseurs, ce qui impose des contraintes de conception particulières. Pour rappel, chaque rotor de compresseur comporte des disques qui, en cas de casse, sont éjectés à très haute vitesse radialement vers l'extérieur, dans une zone appelée cône d'éclatement. Il existe donc un risque de découpe des éléments de suspension qui sont situés dans cette zone. [0018] Par ailleurs, la turbomachine comporte de nombreux équipements qui sont situés à proximité des bielles de suspension, ce qui rend difficile la maintenance de ces équipements. [0019] Enfin, les chemins d'efforts traversent plusieurs carter successifs, générant des dé- 3 formations dans ces carters et des jeux au niveau du compresseur et de la turbine. De tels jeux engendrent des pertes de charge et une baisse du rendement de la turbomachine. [0020] L'invention vise à remédier à ces inconvénients, de façon simple, fiable et peu onéreuse. Présentation de l'invention [0021] A cet effet, l'invention propose une turbomachine pour un aéronef, comportant une soufflante, un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, le compresseur et la turbine comportant au moins un rotor comprenant au moins un arbre creux s'étendant selon un axe, la turbomachine comportant des moyens de fixation de la turbomachine à une partie fixe de l'aéronef, caractérisée en ce que lesdits moyens de fixation comportent un arbre de support s'étendant à l'intérieur de l'arbre creux de rotor, ledit arbre de support comportant une extrémité amont ou aval destinée à être fixée à la partie fixe de l'aéronef, les moyens de fixation comportant des moyens de maintien axial de l'arbre de support par rapport à la turbomachine et des moyens de couplage en rotation aptes à empêcher la rotation de la partie fixe dc la turbomachine par rapport à une partie fixe de l'aéronef. [0022] L'arbre de support permet ainsi de supporter en porte-à-faux la turbomachine par rapport à la partie fixe de l'aéronef. Une telle structure permet de situer les éléments servant à la suspension ou à la fixation de la turbomachine hors du cône d'éclatement de façon à réduire les risques en cas de casse des disques de compresseur. Ces éléments sont également placés hors des zones situées à proximité des équipements, de façon à faciliter la maintenance des équipements. [0023] Par ailleurs, les éléments servant à la suspension ou à la fixation de la turbomachine sont situés dans des zones éloignées dc la turbine, ce qui limite les contraintes thermiques sur ces éléments. [0024] De plus, les chemins d'efforts sont relativement directs, ce qui réduit les contraintes mécaniques exercés sur les carters ainsi que les jeux qui en découlent. [0025] Enfin, une telle turbomachine peut être séparée aisément dc la partie fixe de l'aéronef [0026] La soufflante peut être située en amont du compresseur, de la chambre de combustion et de la turbine, par rapport au sens de circulation des gaz au sein de la turbomachine. [0027] En variante, la soufflinite peut être située en aval du compresseur et de la chambre de combustion, notamment. [0028] Les moyens de fixation peuvent comporter un pylône destiné à être fixé sous une aile ou à une cellule de l'aéronef, l'arbre de support étant fixé audit pylône, les moyens de couplage en rotation étant aptes à coupler en rotation la partie fixe de la turbomachine et le pylône. [0029] Les moyens de couplage en rotation peuvent comporter une bielle comportant une première extrémité reliée à la turbomachine par l'intermédiaire d'une première liaison rotule, et une seconde extrémité reliée au pylône par l'intermédiaire d'une seconde liaison rotule. [0030] Les moyens de couplage en rotation permettent d'éviter la rotation de la tur- bomachine par rapport au pylône, autour de l'axe de la turbomachine. [0031] La turbomachine peut comporter un carter intermédiaire comportant une partie ra- dialement externe entourant la soufflante, et une partie radialemcnt interne, reliées l'une à l'autre par des bras redresseurs, l'extrémité amont de l'arbre de support étant reliée au pylône, la première extrémité de la bielle des moyens de couplage en rotation étant reliée à la partie externe du carter intermédiaire. [0032] La turbomachine peut comporter un carter d'échappement entourant au moins en partie la turbine et/ou s'étendant axialement en aval de la turbine, l'extrémité aval de l'arbre de support étant reliée au pylône, la première extrémité de la bielle des moyens de couplage en rotation étant reliée au carter d'échappement. [0033] Les moyens de maintien axial peuvent comporter au moins un palier et/ou au moins une butée axiale située entre l'arbre de support et une partie fixe de la turbomachine. [0034] Ledit palier ou ladite butée peut être située entre une partie amont de l'arbre, d'une part, et une partie radialement interne d'un carter intermédiaire ou d'un réducteur de vitesses aptes entraîner la soufflante à partir de l'arbre du rotor, d'autre part. [0035] La turbomachine peut comporter des paliers intercalés entre l'arbre de support et l'arbre de rotor creux. [0036] Les paliers sont par exemple des roulements à billes ou à rouleaux. [0037] L'arbre de support peut comporter au moins deux parties coaxiales. [0038] Une telle caractéristique permet de limiter une éventuelle propagation de fissure d'une partie à l'autre de l'arbre de support. [0039] L'invention concerne également un aéronef comportant une turbomachine du type précité. Brève description des figures [0040] [fig.1] est une demie-vue schématique en coupe d'un système propulsif selon une première forme de réalisation de l'art antérieur, [0041] [fig.2] est une vue en perspective de la turbomachine de la figure 1, [0042] [fig.3] est une demie-vue schématique en coupe d'un système propulsif selon une seconde forme de réalisation de l'art antérieur, [0043] [fig.4] est une vue en perspective de la turbomachine de la figure 3, 100441 Ifig.5l est une demie-vue schématique en coupe d'un système propulsif selon une première forme de réalisation de l'invention, [0045] [fig.6] est une demie-vue schématique en coupe d'un système propulsif selon une seconde forme de réalisation de l'invention, [0046] [fig.7] est une vue schématique en coupe de l'arbre de support et du pylône. Description détaillée de l'invention [0047] Un système propulsif 1 selon une première forme de réalisation de l'invention est visible aux figures 5 et 6, le système propulsif 1 comportant une turbomachine 2 et une nacelle 3 entourant la turbomachine 2. [0048] La turbomachine 2 et la nacelle 3 sont accrochées à une cellule de l'aéronef, par exemple sous l'aile 4 ou au fuselage 4a, par l'intermédiaire d'un pylône 5, également appelé mât. La turbomachine 2 est ici un turboréacteur à double flux comportant, d'amont en aval dans le sens de circulation des gaz au sein de la turbomachine 2, une soufflante 6, un compresseur basse pression 7, un compresseur haute pression 8, une chambre de combustion 9, une turbine haute pression 10 et une turbine basse pression 11. [0049] Lc flux d'air entrant dans la turbomachine 2 par la soufflante est divisé en un flux d'air primaire, radialernent interne, s'écoulant dans une veine 12 dite primaire, et en un flux d'air secondaire, radialement externe, s'écoulant dans une veine 13 dite secondaire [0050] Les termes axial, radial et circonférenticl sont définis par rapport à Faxe X de la tur- bomachine 2. [0051] Lc flux d'air primaire, ou flux chaud, traverse successivement le compresseur basse pression 7, le compresseur haute pression 8, la chambre de combustion 9, la turbine haute pression 10 et la turbine basse pression 11 avant d'être éjecté en aval de la veine primaire 12 de la turbomachine 2. La turbine haute pression 10 entraîne en rotation le compresseur haute pression 8 par l'intermédiaire d'un arbre de rotor haute pression creux 14. La turbine basse pression 11 entraîne en rotation le compresseur basse pression 7 par l'intermédiaire d'un arbre de rotor basse pression creux 15. La turbine basse pression 11 entraîne également en rotation un arbre rotatif 16 couplé à la soufflante 6, par l'intermédiaire de l'arbre de rotor basse pression 15 et par l'intermédiaire d'un réducteur de vitesses 17. Les arbres de rotor creux 14, 15 sont coaxiaux et s'étendent selon l'axe X de la turbomachine 2. [0052] Le flux secondaire, ou flux d'air froid, est éjecté en aval de la veine secondaire 13 de la turbomachine 2. [0053] La turbomachine 2 comporte, d'amont en aval, un carter intermédiaire 18, un carter dit inter-compresseur 19 (Intermediate Compressor Frame ou ICF, en anglais), un 6 carter dit inter-turbine 20 (Turbine Vanc Frame ou TVF, en anglais) et un carter d'échappement 21. [0054] La turbomachine 2 est reliée au pylône 5 par l'intermédiaire d'un arbre de support 24 s'étendant selon l'axe de la turbomachine 2. L'arbre de support 24 s'étend en particulier dans l'arbre creux de rotor de la turbomachine 2. [0055] L'extrémité amont de l'arbre de support 24 comporte une butée axiale 25, par exemple un épaulement 25, venant en appui sur une partie axialemcnt fixe de la turbomachine 2 ou venant en appui une partie mobile en rotation du réducteur de vitesses 17. Dans le cas d'un appui sur une partie mobile d'un réducteur de vitesses 17, une butée de roulement 26 peut être intercalée entre la butée 25 de l'extrémité amont de l'arbre de support 24 et le réducteur de vitesses 17. [0056] Par ailleurs, des paliers 27 sont montés entre l'arbre de soufflante 16 et la partie interne 18h du carter intermédiaire 18, entre la partie interne 18h du carter intermédiaire 18 et l'arbre de rotor basse pression 15, entre le carter inter-compresseur 19 et l'arbre de rotor basse pression 15, entre l'arbre de rotor haute pression 14 et l'arbre de rotor basse pression 15, entre le carter d'échappement 21 et l'arbre de rotor basse pression 14, et/ou entre l'arbre de rotor basse pression 15 et l'arbre de support 24. [0057] L'extrémité aval de l'arbre de support 24 est fixée au pylône 5. [0058] Par ailleurs, le pylône 5 est relié au carter d'échappement 21 par l'intermédiaire d'une bielle 28. Plus particulièrement, la bielle 28 comporte une première extrémité reliée à la turbomachine 2 par l'intermédiaire d'une première liaison rotule 28a, et une seconde extrémité reliée au pylône 5 par l'intermédiaire d'une seconde liaison rotule 28b. [0059] La bielle 28 permet de coupler en rotation le carter d'échappement 21 et le pylône 5. Le bras de support 24 permet de reprendre les efforts selon les axes X, Y et Z décrits précédemment, ainsi que les moments suivants les axes Y et Z. [0060] Selon une forme de réalisation illustrée schématiquement à la figure 7, l'arbre de support 24 peut comporter au moins deux parties coaxiales 24a à 24d, imbriquées axialement, au moins partiellement, les unes dans les autres. Une telle caractéristique permet de limiter une éventuelle propagation de fissure d'une partie à l'autre de l'arbre de support 24. [0061] Chaque partie 24a, 24b, 24c et 24d comporte une extrémité fixée au pylône 5, lesdites parties 24a, 24b, 24c, 24d présentant des longueurs différentes. La partie 2M présente un diamètre plus important que la partie 24c, présentant elle-même un diamètre plus important que la partie 24c, présentant elle-même un diamètre plus important que la partie 24b, présentant elle-même un diamètre plus important que la partie 24a. La partie 24a est située radialement à l'intérieur de la partie 24b, située elle-même radialement à l'intérieur de la partie 24c, située elle-même radialement 7 l'intérieur de la partie 24d. La partie 24a présente une longueur plus importante que la partie 24h, présentant elle-même une longueur plus importante que la partie 24h, présentant elle-même une longueur plus importante que la partie 24e, présentant elle-même une longueur plus importante que la partie 24d. [0062] La figure 6 illustre une seconde forme de réalisation qui diffère de celle exposée pré- cédemment en référence à la figure 5 en ce que le pylône 5 est située en amont de la turbomachine 2, l'extrémité amont de l'arbre de support 24 étant fixée au pylône 5. Comme précédemment, les efforts axiaux sont repris par une butée de roulement 27 située en partie amont de l'arbre de support 24, ladite butée de roulement 27 prenant appui sur une partie du réducteur de vitesses 17. [0063] La première extrémité de la bielle 28 est reliée à la virole externe du carter inter- médiaire 18 par l'intermédiaire d'une première liaison rotule 28a, la seconde extrémité de la bielle 28 est reliée à l'arrière du fuselage 4a par l'intermédiaire d'une seconde liaison rotule 28h. [0064] La bielle 28 permet de coupler en rotation la virole externe 18a du carter inter- médiaire 18 et la partie fixe de l'avion 4a ou le pylône 5. Le bras support 24 permet de reprendre les efforts selon les axes X, Y et Z décrits précédemment, ainsi que les moments suivants les axes Y et Z. [0065] Cette seconde forme de réalisation sera préférentiellement utilisée dans le cas où la turbomachine 2 est accrochée à l'arrière du fuselage 4a d'un avion. [0066] On notera par ailleurs que, dans le cas de cette seconde forme de réalisation, le pylône 5 n'est pas soumis aux contraintes thermiques liées aux gaz chauds issus de la veine primaire 12 de la turbomachine 2. 8 [Revendication 1] [Revendication 2] [Revendication 3] [Revendication 4] [Revendication 5] REVENDICATIONSTurbomachine (2) pour un aéronef, comportant une soufflante (6), un compresseur (7, 8), une chambre de combustion (9) et une turbine (10, 11), le compresseur (7, 8) et la turbine (10, 11) comportant au moins un rotor comprenant au moins un arbre creux (14, 15) s'étendant selon un axe (X), la turbomachine (2) comportant des moyens de fixation de la turbomachine à une partie fixe (4, 4a) de l'aéronef, caractérisée en ce que lesdits moyens de fixation comportent un arbre de support (24) s'étendant à l'intérieur de l'arbre creux de rotor (14, 15), ledit arbre de support (24) comportant une extrémité amont ou aval destinée à être fixée à la partie fixe (4, 4a) de l'aéronef, les moyens de fixation comportant des moyens de maintien axial (25, 17) de l'arbre de support (24) par rapport à la turbomachine (2) et des moyens de couplage en rotation (28) aptes à empêcher la rotation d'une partie fixe (21, 18a, 17) de la turbomachine (2) par rapport à la partie fixe (4, 4a) de l'aéronef. Turbomachine (2) selon la revendication 1, caractérisée en ce que les moyens de fixation comportent un pylône (5) destiné à être fixé sous une aile (4) ou à une cellule de l'aéronef, l'arbre de support (24) étant fixé audit pylône (5), les moyens de couplage en rotation étant aptes à coupler en rotation la partie fixe (21, 18a, 17) de la turbomachine (2) et le pylône (5). Turbomachine (2) selon la revendication 2, caractérisée en ce que les moyens de couplage en rotation comportent une bielle (28) comportant une première extrémité reliée à la turbomachine (2) par l'intermédiaire d'une première liaison rotule (28a), et une seconde extrémité reliée au pylône (5) par l'intermédiaire d'une seconde liaison rotule (28b). Turbomachine (2) selon la revendication 3, caractérisée en ce qu'elle comporte un carter intermédiaire (18) comportant une partie radialement externe (18a) entourant la soufflante (6), et une partie radialement interne (18b), reliées l'une à l'autre par des bras redresseurs (22), l'extrémité amont de l'arbre de support (24) étant reliée au pylône (5), la première extrémité de la bielle (28) des moyens de couplage en rotation étant reliée à la partie externe (18a) du carter intermédiaire (18). Turbomachine (2) selon la revendication 3, caractérisée en ce qu'elle comporte un carter d'échappement (21) entourant au moins en partie la turbine (11) et/ou s'étendant axialement en aval de la turbine (11), l'extrémité aval de l'arbre de support (24) étant reliée au pylône (5), la 9 [Revendication 6] [Revendication 7] [Revendication 8] [Revendication 9] [Revendication 10] première extrémité de la bielle (28) des moyens de couplage en rotation étant reliée au carter d'échappement (21). Turbomachine (2) selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisée en cc que les moyens de maintien axial comportent au moins un palier (26) et/ou au moins une butée axiale (25) située entre l'arbre de support (24) et la partie fixe (21, 18a, 17) de la turbomachine (2). Turbomachine (2) selon la revendication 6, caractérisée en ce que ledit palier (26) ou ladite butée (25) est située entre une partie amont de l'arbre (24), d'une part, et une partie radialement interne (18h) d'un carter intermédiaire (18) ou d'un réducteur de vitesses (17) apte à entraîner la soufflante (6) à partir de l'arbre du rotor (14, 15), d'autre part. Turbomachine (2) selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisée en ce qu'elle comporte des paliers (27) intercalés entre l'arbre de support (24) et l'arbre de rotor creux (14, 15). Turbomachine (2) selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisée en ce que l'arbre de support (24) comporte au moins deux parties coaxiales. Aéronef comportant une turbomachine (2) selon l'une des revendications 1 à 9.