EP3976929B1 - Ensemble pour turbomachine - Google Patents

Ensemble pour turbomachine Download PDF

Info

Publication number
EP3976929B1
EP3976929B1 EP20732122.5A EP20732122A EP3976929B1 EP 3976929 B1 EP3976929 B1 EP 3976929B1 EP 20732122 A EP20732122 A EP 20732122A EP 3976929 B1 EP3976929 B1 EP 3976929B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
rotor
bearing
support part
assembly according
support
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
EP20732122.5A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP3976929A1 (fr
Inventor
Philippe Gérard Edmond Joly
Romain Nicolas Lagarde
Jean-Marc Claude Perrollaz
Laurent Jablonski
François Jean Comin
Edouard Antoine Dominique Marie DE JAEGHERE
Charles Jean-Pierre Douguet
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from FR1905733A external-priority patent/FR3096729B1/fr
Priority claimed from FR1905755A external-priority patent/FR3096733B1/fr
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP3976929A1 publication Critical patent/EP3976929A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP3976929B1 publication Critical patent/EP3976929B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/16—Form or construction for counteracting blade vibration
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/04—Antivibration arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/04—Antivibration arrangements
    • F01D25/06—Antivibration arrangements for preventing blade vibration
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/027—Arrangements for balancing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/10—Anti- vibration means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/668—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps damping or preventing mechanical vibrations
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/662—Balancing of rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise

Definitions

  • the present invention relates to an assembly for a turbomachine.
  • the invention more specifically relates to an assembly for a turbomachine comprising a damper.
  • the fan comprises a disk centered on the longitudinal axis, and a plurality of blades distributed circumferentially at the external portion of the disk.
  • the operating range of the blower is limited. More precisely, the evolution of a compression ratio of the blower as a function of an air flow rate that it sucks in when it rotates, is restricted to a predetermined range.
  • the fan is in fact subject to aeroelastic phenomena that destabilize it. More precisely, the air circulating through the fan in operation provides energy to the blades, and the blades respond on their own modes at levels that can exceed the endurance limit of the material that constitutes them. This fluid-structure coupling therefore generates vibrational instabilities that accelerate the wear of the fan, and reduce its service life.
  • a fan with a reduced number of blades and subjected to high aerodynamic loads is very sensitive to this type of phenomenon.
  • dampers have been described in the documents FR 2 949 142 , EP 1 985 810 And FR 2 923 557 , on behalf of the Applicant. These dampers are all configured to be housed between the platform and the root of each blade, within the housing delimited by the respective stilts of two successive blades. Furthermore, such dampers operate during a relative movement between two successive blade platforms, by dissipation of the vibration energy, for example by friction. Consequently, these dampers are only concerned with damping a first vibration mode of the blades which characterizes a synchronous response of the blades to aerodynamic stresses. In this first vibration mode, the inter-blade phase shift is non-zero.
  • An aim of the invention is to dampen a vibration mode of a rotor in which the phase shift between the blades of said rotor is zero.
  • Another aim of the invention is to influence the damping of vibration modes of a rotor in which the phase shift between the blades of said rotor is non-zero.
  • Another aim of the invention is to propose a simple and easy to implement damping solution.
  • turbomachine assembly as indicated in claim 1.
  • the second vibration mode is characterized by a zero inter-blade phase shift. Consequently, arranging a damper between two successive blades of a rotor, as has already been proposed in the prior art, does not produce any effect on the second vibration mode.
  • the damper of the assembly described above has the advantage of influencing the second vibration mode because it plays on an effect of the second vibration mode: the displacement of the first rotor relative to the second rotor, in the plane orthogonal to the longitudinal axis.
  • the damper disrupts its cause, i.e. damps the second vibration mode.
  • the first vibration mode also participates in the displacement of the first rotor relative to the second rotor, in the plane orthogonal to the longitudinal axis. Therefore, by opposing this effect, the shock absorber also helps to disrupt another cause, i.e. damping the first vibration mode.
  • the second support part helps to improve the stability of the shock absorber.
  • a turbomachine comprising an assembly as previously described, and in which the first rotor is a fan, and the second rotor is a low pressure compressor.
  • a turbomachine 1 comprises a casing 10, a fan 12, a low pressure compressor 140, a high pressure compressor 142, a combustion chamber 16, a high pressure turbine 180 and a low pressure turbine 182.
  • Each of the blower 12, the low pressure compressor 140, the high pressure compressor 142, the high pressure turbine 180, and the low pressure turbine 182, is rotatable relative to the casing 10 about a longitudinal axis X-X.
  • blower 12 and the low-pressure compressor 140 are integral in rotation, and are capable of being rotated by a low-pressure shaft 13 which is itself capable of being rotated by the low-pressure turbine 182.
  • the high-pressure compressor 142 is, for its part, capable of being rotated by a high-pressure shaft 15, which is itself capable of being rotated by the high-pressure turbine 180.
  • the blower 12 draws in an air flow 110 which separates into a secondary flow 112, circulating around the casing 10, and a primary flow 111, successively compressed within the low pressure compressor 140 and the high pressure compressor 142, ignited within the combustion chamber 16, then successively expanded within the high pressure turbine 180 and the low pressure turbine 182.
  • an axial direction corresponds to the direction of the longitudinal axis XX
  • a radial direction is a direction that is perpendicular to this longitudinal axis XX and that passes through said longitudinal axis XX
  • a circumferential, or tangential, direction corresponds to the direction of a flat and closed curved line, all of whose points are at an equal distance from the longitudinal axis XX.
  • the terms "internal (or interior)” and “external (or exterior)”, respectively, are used with reference to a radial direction such that the internal (i.e. radially internal) part or face of an element is closer to the longitudinal axis XX than the external (i.e. radially external) part or face of the same element.
  • the blade root 1220 may be integral with the disk 120 when the fan 12 is a single-piece bladed disk.
  • the blade foot 1220 can be configured to be housed in a cell 1200 of the disk 120 provided for this purpose.
  • the low-pressure compressor 140 also comprises a plurality of blades 1400 fixedly mounted at an external portion of a shroud 1402, said shroud 1402 comprising a circumferential extension 1404 at the external end of which radial sealing lips 1406 extend.
  • the radial sealing lips 1406 come opposite the platforms 1226 of the blades 122 of the fan 12, so as to guarantee the internal sealing of the flow vein within which the primary flow 111 circulates.
  • the ferrule 1402 of the low pressure compressor 140 is fixed to the disk 120 of the blower 12, for example by bolting.
  • Each of the blades 122 of the plurality of blades 122 of the fan 12 is capable of beating, by vibrating relative to the disk 120 during a rotation of the fan 12 relative to the casing 10. More precisely, during the coupling between the air 110 circulating within the fan 12 and the profiled blades 1222, the blades 122 are the seat of aeroelastic phenomena of fluttering on different vibration modes, and the amplitude of which can be such that it exceeds the endurance limits of the materials constituting the fan 12. These vibration modes are further coupled to the opposing forces of compression upstream of the turbomachine 1, and of expansion downstream thereof.
  • a first vibration mode characterizes a synchronous response of the blades 122 to aerodynamic stresses, in which the inter-blade phase shift is non-zero.
  • a second vibration mode characterizes an asynchronous response of the blades 122 to aerodynamic stresses, in which the inter-blade phase shift is zero.
  • the amplitude of the beats of the second vibration mode is also all the greater as the blades 122 of the fan 12 are large.
  • this second vibration mode is coupled between the blades 122, the disk 120, and the fan shaft 13.
  • the frequency of the second vibration mode is, moreover, one and a half times higher than that of the first vibration mode.
  • the second vibration mode has a nodal deformation at mid-height of the blades 122 of the fan 12.
  • the flapping of the blades 122 involves a non-zero moment on the low-pressure shaft 13.
  • these vibration modes cause intense torsional forces within the low-pressure shaft 13.
  • the length of the blades 122 of the fan 12 is greater than the length of the blades 1400 of the low-pressure compressor 140.
  • the tangential bending moment caused by the flapping of a blade 122 of the fan 12 is greater than the tangential bending moment caused by flapping of a blade 122 of the fan 12.
  • 1400 of the low pressure compressor 140 The blades of the blades 122 of the blower 12 and of the blades 1400 of the low pressure compressor 140 then have very different behaviors.
  • the mounting stiffness within the blower 12 is different from the mounting stiffness within the low pressure compressor 140.
  • the amplitude of this displacement for the second vibration mode is for example between 0.01 and 0.09 millimeters, typically of the order of 0.06 millimeters, or, in another example, is of the order of a few tenths of a millimeter, for example 0.1 or 0.2 or 0.3 millimeters.
  • a damper 2 is used to dampen these vibrations of the blower 12 and/or the low pressure compressor 140.
  • the damper 2 is notably configured to dampen a movement of the fan 12 relative to the low-pressure compressor 140, in a plane orthogonal to the longitudinal axis X-X, the movement being caused by a flapping of at least one blade 122 among the plurality of blades 122 of the fan 12.
  • the first support part 21 has a radially external surface, corresponding to the first support zone, coming into contact with a radially internal surface of the fan 12, typically a radially internal surface of the platform 1226.
  • the second support zone extends over a second angular sector A2, A4 around the longitudinal axis XX, the second angular sector A2, A4 being less than the first angular sector A1.
  • All or part of the blades 122 of the fan 12 can also be equipped with such a damper 2, depending on the desired damping, but also the assembly and/or maintenance characteristics.
  • the first support part 21 is fixedly mounted on the fan 12, for example by gluing. This facilitates the integration of the damper 2 within the turbomachine 1, and guarantees the support of the first support part 21 on the fan 12.
  • the first angular sector A1 corresponds to the angular sector occupied by the platform 1226 of a blade 122 of the fan 12.
  • the first support part 21 extends over the entire circumferential dimension of the platform 1226 of the blade 122, at the level of an internal surface of said platform 1226. The support of the damper 2 on the fan 12 is thus improved.
  • the shock absorber 2 comprises a material from the range having the commercial name “SMACTANE ® ST” and/or “SMACTANEO SP”, for example a material of the type “SMACTANE ® ST 70” and/or “SMACTANE ® SP 50”. It has indeed been observed that such materials have suitable damping properties.
  • the third support part 23 has a radially external surface, coming into contact with a radially internal surface of the low pressure compressor 140, typically a radially internal surface of the circumferential extension 1404, for example a radially inner surface of the sealing lips 1406.
  • the third support part 23 comes to bear on the low pressure compressor 140 in a third support zone extending over a third angular sector A3 around the longitudinal axis XX.
  • the third support part 23 is fixedly mounted on the low pressure compressor 140, for example by gluing.
  • the first support part 21 can then be freely mounted to rub on the blower 12.
  • the first support part 21 and the third support part 23 are massive. Consequently, in operation, each of the first support part 21 and the third support part 23 exerts a respective centrifugal force C1, C2 on the blower 12 and the low-pressure compressor 140, on which said support parts 21, 23 come to bear.
  • the support parts 21, 23 are each dynamically coupled respectively to the blower 12 and to the low-pressure compressor 140 on which each comes to bear, so as to undergo the same vibrations as each of the blower 12 and the low-pressure compressor 140.
  • the support parts 21, 23 are stiffer than the connecting part 20, in particular in a tangential direction.
  • the third radial thickness E3 is greater than the first radial thickness E1, so as to better guarantee the support of the third support part 23.
  • the thinner connecting portion 20 is more flexible, particularly in a tangential direction. It therefore allows the blower 12 to transmit the vibrations to which it is subject to the low-pressure compressor 140 and, conversely, it allows the low-pressure compressor 140 to transmit the vibrations to which it is subject to the blower 12.
  • the damping is provided in particular by the shear work of the connecting part 20, that is to say by viscoelastic dissipation.
  • the damping is provided in particular by friction of one or the other of the first support part 21 or the third support part 23 respectively against the blower 12 or against the low pressure compressor 140.
  • the third support portion 23 comes to bear on the circumferential extension 1404 of the shell 1402 of the low-pressure compressor 140, at an internal surface of the radial sealing lips 1406. Indeed, it is at this position that the movement of the blower 12 relative to the low-pressure compressor 140, in the plane orthogonal to the longitudinal axis X-X, is of greater amplitude, typically a few millimeters. Consequently, the damper 2 is particularly effective there. Furthermore, the thinning of the connecting portion 20 ensures a clearance which allows the damper 2 to avoid rubbing on a corner of the radial sealing lips 1406.
  • the second support portion 22, 24 is configured to apply a third centrifugal force C3, C4 on the fan 12.
  • the second support portion 22, 24 has a radially external surface coming into contact with a radially internal surface of the fan 12.
  • the second support portion 22 also comes into contact with a downstream surface of the flange 1224 of the blade 122, as visible in the figures 4 And 5 .
  • the second support part 22, 24 comes to bear under the platform 1226 of a blade 122 of the fan 12, at the level of an internal surface of the platform 1226.
  • a sacrificial plate 230 comes to bear on the low-pressure compressor 140.
  • the sacrificial plate 230 is fixedly mounted on the third support part 23, for example by gluing, and/or by being housed in a groove 2300 of the third support part 23 provided for this purpose, as visible in the figure 6 .
  • the sacrificial plate 230 is configured to ensure the support of the third support part 23 on the low-pressure compressor 140. Indeed, the mechanical stresses during operation are such that slight tangential, axial and radial movements of the damper 2 are to be expected. These movements are notably due to the vibrations to be damped, but also to the centrifugal loading of the damper 2.
  • the sacrificial plate 230 comprises an anti-wear material, for example of the Teflon type and/or any type of composite material.
  • the sacrificial plate 230 is further treated by dry lubrication, in order to perpetuate the value of the coefficient of friction between the damper 2 and the low-pressure compressor. 140.
  • This material with lubricating properties is for example of the MoS2 type.
  • the sacrificial plate 230 can also comprise an additional coating, configured to reduce the friction and/or wear of the low-pressure compressor 140. This additional coating is fixedly mounted on the sacrificial plate 230, for example by gluing.
  • the additional coating is of the dissipative and/or viscoelastic and/or damping type. It can in fact comprise a material from the range having the commercial name “SMACTANE ® ST” and/or “SMACTANEO SP”, for example a material of the type “SMACTANE ® ST 70” and/or “SMACTANE ® SP 50”. It can also comprise a material chosen from those having mechanical properties similar to those of Vespel, Teflon or any other material with lubricating properties. More generally, the additional coating material advantageously has a coefficient of friction of between 0.3 and 0.07.
  • the sacrificial plate 230 is optionally combined by juxtaposition with its additional coating.
  • the first bearing surface 2100 provides axially positioned support for the shock absorber 2 since it is a downstream axial surface of the shock absorber 2 coming into contact with an upstream axial surface of the low-pressure compressor 140.
  • the second bearing surface 2320 provides radially positioned support for the shock absorber 2 since it is a radially external surface of the shock absorber 2 coming into contact with a radially internal surface of the low-pressure compressor 140.
  • the second support surface 2320 participates in the application of the second centrifugal force C2 on the low pressure compressor 140.
  • the first sacrificial wafer 210 and the second sacrificial wafer 232 advantageously have the same characteristics as those described with reference to the sacrificial wafer 230 of the embodiment illustrated in figure 6 , with the same benefits for the damping of a displacement of the blower 12 relative to the low pressure compressor 140, in the plane orthogonal to the longitudinal axis XX.
  • each of the second support parts 22, 24 has a radially external surface, coming into contact with a radially internal surface of the fan 12, typically a radially internal surface of the platform 1226.
  • the two second support portions 22, 24 form lateral sections extending on either side, in a circumferential direction, of the first support portion 21.
  • the two second support portions 22, 24 promote coupling with the fan 12, and damping of a movement of the fan 12 relative to the low-pressure compressor 140, by increasing the overall stiffness of the first support portion 21.
  • the stiffness of the first support portion 21 is increased at its circumferential ends. The damping of the damper 2, in particular in a tangential direction, is then generally improved.
  • At least one of the first support part 21 and the two second support parts 22, 24 is fixedly mounted on the fan 12, for example by gluing. This facilitates the integration of the damper 2 within the turbomachine 1, and guarantees the support of said support parts 21, 22, 24 on the fan 12.
  • each of the first support part 21, and of the two second support parts 22, 24 comes to bear on the blade platform 122 of the fan 12, at the level of an internal surface of the platform 1226.
  • At least one of the two second support zones 22, 24 extends along an entire axial length of the platform 1226.
  • at least one of the two second parts 22, 24 extends along the entire length of the platform 1226.
  • at least one of the two second support portions 22, 24 is flush with an edge of the platform 1226.
  • a radial surface of the platform 1226 at a circumferential end of said platform 1226 is extended by a radial surface of the second support portion 22, 24 at a circumferential end of said second support portion 22, 24 which corresponds to the circumferential end of the platform 1226.
  • At least one of the second support parts 22, 24 comprises a portion thinned relative to the remainder of said second support part 22, 24. More precisely, as visible in the figure 15 , a first circumferential thickness e1 of the second support portion 22, 24 is different from a second circumferential thickness e2 of the second support portion 22, 24, said second circumferential thickness e2 being taken at a radial position different from a radial position of the first circumferential thickness e1.
  • at least one of the second support parts 22, 24 is thicker at an internal surface of the platform 1226 than at a distance from the distance from the internal surface of the platform 1226.
  • first circumferential thickness e1 facilitates the holding, for example by gluing, of the second support part 22, 24 on the internal surface of the platform 1226.
  • second circumferential thickness e2 improves the sealing between the circumferentially adjacent second support parts 22, 24.
  • At least one of the second support parts 22, 24 comprises a groove 241.
  • the groove 241 is configured to promote radial deformation of said second support part 22, 24 during the application of the corresponding centrifugal force C3, C4. This in particular promotes sealing between the platforms 1226 of the successive blades 122 of the fan 12.
  • the support parts 21, 22, 23, 24 are solid. Consequently, in operation, each of said support parts 21, 22, 23, 24 exerts a respective centrifugal force C1, C2, C3, C4 on the blower 12 and the low pressure compressor 140, on which said support parts 21, 22, 23, 24 come to bear.
  • the support parts 21, 22, 23, 24 are each dynamically coupled respectively to the blower 12 and to the low-pressure compressor 140 on which each comes to bear, so as to undergo the same vibrations as each of the blower 12 and the low-pressure compressor 140. Furthermore, in the variant of this embodiment where the damper 2 comprises a connecting part 20, the support parts 21, 22, 23, 24 are stiffer than the connecting part 20, in particular in a tangential direction.
  • the damper 2 is configured to dampen a displacement of the blower 12 relative to the low pressure compressor 140, in the plane orthogonal to the longitudinal axis X-X.
  • the damper 2 is also configured to dampen a displacement of any first rotor 12 relative to any second rotor 140, in a plane orthogonal to the longitudinal axis X-X, as long as the first rotor 12 is rotatable relative to the casing 10 about the longitudinal axis X-X and comprises a disk 120 as well as a plurality of blades 122 capable of beating while vibrating relative to the disk 120 during a rotation of the first rotor 12 relative to the casing 10, and that the second rotor 140 is also rotatable relative to the casing 10 about the longitudinal axis X-X.
  • the first rotor 12 may be a first stage of the high pressure compressor 142 or low pressure compressor 140, and the second rotor 140 may be a second stage of said compressor 140, 142, successive to the first compressor stage 140, 142, upstream or downstream of the latter.
  • the first rotor 12 may be a first stage of a high-pressure turbine 180 or a low-pressure turbine 182, and the second rotor 140 may be a second stage of said turbine 180, 182, successive to the first turbine stage 180, 182, upstream or downstream of the latter.
  • the damper 2 has a small footprint. Consequently, it can easily be integrated into existing turbomachines.
  • the damper 2 remains sufficiently flexible to maximize the contact surfaces between said damper 2 and the rotors 12, 140 on which it rests.
  • the damper 2 has a tangential rigidity greater than an axial rigidity and a radial rigidity.
  • the contact forces between the damper 2 and the rotors 12, 140 may in particular be adjusted by means of weights 3 and/or sacrificial plates 230, 210, 232 and/or additional coatings on said sacrificial plates 230, 210, 232.
  • weights 3 and/or sacrificial plates 230, 210, 232 and/or additional coatings on said sacrificial plates 230, 210, 232.
  • the wear of the rotors 12, 140 is limited in particular by treatment of the surfaces of the shock absorber 2 bearing on the rotors 12, 140, for example to provide them with a coating with a low coefficient of friction.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

    DOMAINE DE L'INVENTION
  • La présente invention concerne un ensemble pour turbomachine.
  • L'invention vise plus spécifiquement un ensemble pour turbomachine comprenant un amortisseur.
    • ETAT DE LA TECHNIQUE
  • Une turbomachine connue de l'état de la technique comprend un carter et une soufflante susceptible d'être mise en rotation par rapport au carter, autour d'un axe longitudinal, grâce à un arbre de soufflante.
  • La soufflante comprend un disque centré sur l'axe longitudinal, et une pluralité d'aubes réparties circonférentiellement au niveau de la partie externe du disque.
  • Le domaine de fonctionnement de la soufflante est limité. Plus précisément, l'évolution d'un taux de compression de la soufflante en fonction d'un débit d'air qu'elle aspire lors de sa mise en rotation, est restreinte à un domaine prédéterminé.
  • Au-delà de ce domaine, la soufflante est en effet soumise à des phénomènes aéroélastiques qui la déstabilisent. Plus précisément, l'air circulant à travers la soufflante en fonctionnement apporte de l'énergie aux aubes, et les aubes répondent sur leurs modes propres à des niveaux pouvant dépasser la limite d'endurance du matériau qui les constitue. Ce couplage fluide-structure génère donc des instabilités vibratoires qui accélèrent l'usure de la soufflante, et diminuent sa durée de vie.
  • Une soufflante qui comprend un nombre d'aubes réduit, et qui est soumise à des charges aérodynamiques élevées, est très sensible à ce genre de phénomènes.
  • C'est la raison pour laquelle il est nécessaire de garantir une marge suffisante entre le domaine de fonctionnement stable et les zones d'instabilité, de sorte à ménager les limites d'endurance de la soufflante.
  • Pour ce faire, il est connu de doter la soufflante d'amortisseurs. Des exemples d'amortisseurs ont été décrits dans les documents FR 2 949 142 , EP 1 985 810 et FR 2 923 557 , au nom de la Demanderesse. Ces amortisseurs sont tous configurés pour être logés entre la plateforme et le pied de chaque aube, au sein du logement délimité par les échasses respectives de deux aubes successives. Par ailleurs, de tels amortisseurs fonctionnent lors d'un déplacement relatif entre deux plateformes d'aubes successives, par dissipation de l'énergie de vibration, par exemple par frottement. Par conséquent, ces amortisseurs s'attachent uniquement à amortir un premier mode vibratoire des aubes qui caractérise une réponse synchrone des aubes aux sollicitations aérodynamiques. Dans ce premier mode vibratoire, le déphasage inter-aube est non nul. D'autres amortisseurs ont été décrits dans les documents US 5,820,346 , CN 204941612 et FR 2 923 557 . US 5,820,346 présente un dispositif de retenue fixé à un disque de rotor avec des brides de support et des parois latérales définissant un canal pour recevoir un "chicklet" qui a une partie triangulaire supérieure.
  • Toutefois, de tels amortisseurs sont totalement inefficaces pour amortir un deuxième mode vibratoire dans lequel chaque aube bat par rapport au disque avec un déphasage inter-aube nul. En effet, dans ce deuxième mode vibratoire, il n'existe pas de déplacement relatif entre deux plateformes d'aubes successives. Cette réponse particulière des aubes aux sollicitations aérodynamiques, quoique asynchrone, implique tout de même un moment non nul sur l'arbre de soufflante. En outre, ce deuxième mode vibratoire est couplé entre les aubes, le disque, et l'arbre de soufflante. L'amplitude de ce deuxième mode vibratoire est d'autant importante que les aubes sont grandes.
  • Il existe donc un besoin de palier au moins un des inconvénients de l'état de la technique précédemment décrits.
    • EXPOSE DE L'INVENTION
  • Un but de l'invention est d'amortir un mode de vibration d'un rotor dans lequel le déphasage entre les aubes dudit rotor est nul.
  • Un autre but de l'invention est d'influencer l'amortissement de modes de vibration d'un rotor dans lequel le déphasage entre les aubes dudit rotor est non nul.
  • Un autre but de l'invention est de proposer une solution d'amortissement simple et facile à mettre en œuvre.
  • Il est à cet effet proposé, selon un premier aspect de l'invention, un ensemble pour turbomachine comme indiqué dans la revendication 1.
  • C'est en amortissant un déplacement du premier rotor par rapport au deuxième rotor, dans un plan orthogonal à l'axe longitudinal, qu'il est possible d'influencer le deuxième mode vibratoire. De fait, contrairement au premier mode vibratoire, le deuxième mode vibratoire se caractérise par un déphasage inter-aube nul. Par conséquent, disposer un amortisseur entre deux aubes successives d'un rotor, comme cela a déjà été proposé dans l'art antérieur, ne produit aucun effet sur le deuxième mode vibratoire. L'amortisseur de l'ensemble précédemment décrit présente, quant à lui, l'avantage d'influencer le deuxième mode vibratoire car il joue sur un effet du deuxième mode vibratoire : le déplacement du premier rotor par rapport au deuxième rotor, dans le plan orthogonal à l'axe longitudinal. En s'opposant à cet effet, l'amortisseur en perturbe la cause, c'est-à-dire amortit le deuxième mode vibratoire. Il convient néanmoins de noter que le premier mode vibratoire participe également au déplacement du premier rotor par rapport au deuxième rotor, dans le plan orthogonal à l'axe longitudinal. Par conséquent, en s'opposant à cet effet, l'amortisseur participe également à en perturber une autre cause, c'est-à-dire amortir le premier mode vibratoire. En outre, la deuxième partie d'appui permet d'améliorer la stabilité de l'amortisseur.
  • Avantageusement, mais facultativement, l'ensemble selon l'invention peut en outre comprendre l'une des caractéristiques suivantes, prise seule ou en combinaison avec une ou plusieurs des autres des caractéristiques suivantes :
    • la première partie d'appui est montée fixe sur le premier rotor,
    • l'amortisseur comprend une partie de liaison :
      • ∘ reliant la première partie d'appui à la troisième partie d'appui, et
      • ∘ étant amincie par rapport à la première partie d'appui et à la troisième partie d'appui,
    • il comprend en outre une plaquette sacrificielle :
      • ∘ montée fixe sur la troisième partie d'appui, et
      • ∘ venant en appui sur le deuxième rotor,
    • il comprend en outre :
      • ∘ une première plaquette sacrificielle montée fixe sur la première partie d'appui et présentant la surface radialement externe de la première partie d'appui, et
      • ∘ une deuxième plaquette sacrificielle montée fixe sur la troisième partie d'appui et présentant surface radialement externe de la troisième partie d'appui,
    • une fente est ménagée dans la première partie d'appui, l'ensemble comprenant en outre un insert métallique inséré dans la fente, la deuxième plaquette sacrificielle étant montée fixe sur l'insert métallique,
    • l'amortisseur comprend :
      • ∘ une deuxième partie d'appui :
        • * venant en appui sur le premier rotor en une deuxième zone d'appui, différente de la première zone d'appui, la deuxième zone d'appui s'étendant sur un deuxième secteur angulaire autour de l'axe longitudinal, le deuxième secteur angulaire étant inférieur au premier secteur angulaire, et
        • * étant configuré pour appliquer un troisième effort centrifuge sur le premier rotor, et
      • ∘ une autre deuxième partie d'appui :
        • * venant en appui sur le premier rotor en une troisième zone d'appui, différente de la première zone d'appui et de la deuxième zone d'appui, la troisième zone d'appui s'étendant sur un troisième secteur angulaire autour de l'axe longitudinal, le troisième secteur angulaire étant inférieur au premier secteur angulaire, et
        • * étant configuré pour appliquer un quatrième effort centrifuge sur le premier rotor,
    • chacune des deuxièmes parties d'appui présente une surface radialement externe, venant en contact avec une surface radialement interne du premier rotor,
    • l'une au moins parmi les deuxièmes parties d'appui est montée fixe sur le premier rotor,
    • l'une au moins parmi les deuxièmes parties d'appui comprend une portion amincie par rapport au reste de ladite deuxième partie d'appui,
    • l'une au moins parmi les deuxièmes parties d'appui comprend une rainure configurée pour favoriser une déformation radiale de ladite deuxième partie d'appui,
    • les deuxièmes parties d'appui forment des tronçons latéraux s'étendant de part et d'autre, dans une direction circonférentielle, de la première partie d'appui,
    • il comprend en outre une masselotte montée fixe sur l'amortisseur,
    • la masselotte est montée fixe sur la première partie d'appui,
    • il comprend en outre une masselotte montée fixe sur la troisième partie d'appui,
    • il comprend en outre :
      • ∘ une première masselotte montée fixe sur la première partie d'appui, et
      • ∘ une deuxième masselotte montée fixe sur la troisième partie d'appui,
    • chacune des aubes parmi la pluralité d'aubes comprend :
      • ∘ un pied d'aube reliant l'aube au disque,
      • ∘ un aubage profilé,
      • ∘ une échasse reliant l'aubage au pied d'aube, et
      • ∘ une plateforme reliant l'aubage à l'échasse et s'étendant transversalement à l'échasse, la première partie d'appui venant en appui sur la plateforme d'une aube parmi la pluralité d'aubes,
    • l'une au moins parmi la deuxième zone d'appui et la troisième zone d'appui s'étend selon toute une longueur axiale de la plateforme, et
    • le deuxième rotor comprend une virole, la virole comprenant une extension circonférentielle, la troisième partie d'appui venant en appui sur l'extension circonférentielle.
  • Selon un deuxième aspect de l'invention, il est proposé une turbomachine comprenant un ensemble tel que précédemment décrit, et dans laquelle le premier rotor est une soufflante, et le deuxième rotor est un compresseur basse pression.
    • DESCRIPTION DES FIGURES
  • D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
    • La figure 1 illustre de façon schématique une turbomachine,
    • La figure 2 comprend une vue en coupe d'une partie d'une turbomachine, et une courbe indiquant un déplacement tangentiel de différents éléments de cette partie de turbomachine en fonction de la position desdits éléments le long d'un axe longitudinal de la turbomachine,
    • La figure 3 est une vue en coupe d'une partie d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention,
    • La figure 4 est une vue en perspective d'une partie d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention,
    • La figure 5 est une vue en perspective d'une partie d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention,
    • La figure 6 est une vue en perspective d'un amortisseur d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention,
    • La figure 7 est une vue en perspective d'un amortisseur d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention,
    • La figure 8 est une vue en perspective d'un amortisseur d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention,
    • La figure 9 est une vue en perspective d'une partie d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention,
    • La figure 10 est une vue en perspective d'une partie d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention,
    • La figure 11 est une vue en perspective d'un amortisseur d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention,
    • La figure 12 est une vue en perspective d'une partie d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention,
    • La figure 13 est une vue en perspective d'une partie d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention,
    • La figure 14 est une vue en perspective d'une partie d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention,
    • La figure 15 est une vue en perspective d'une coupe d'une partie d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention,
    • La figure 16 est une vue en perspective en perspective d'une partie d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention, et
    • La figure 17 est une vue en perspective d'une partie d'un exemple de réalisation d'un ensemble selon l'invention.
  • Sur l'ensemble des figures, les éléments similaires portent des références identiques.
    • DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION Turbomachine 1
  • En référence à la figure 1, une turbomachine 1 comprend un carter 10, une soufflante 12, un compresseur basse pression 140, un compresseur haute pression 142, une chambre de combustion 16, une turbine haute pression 180 et une turbine basse pression 182.
  • Chacun de la soufflante 12, du compresseur basse pression 140, du compresseur haute pression 142, de la turbine haute pression 180, et de la turbine basse pression 182, est mobile en rotation par rapport au carter 10 autour d'un axe longitudinal X-X.
  • Dans le mode de réalisation illustré en figure 1, et comme également visible sur les figures 2 et 3, la soufflante 12 et le compresseur basse pression 140 sont solidaires en rotation, et sont susceptibles d'être mis en rotation par un arbre basse pression 13 qui est lui-même susceptible d'être mis en rotation par la turbine basse pression 182. Le compresseur haute pression 142 est, quant à lui, susceptible d'être mis en rotation par un arbre haute pression 15, qui est lui-même susceptible d'être mis en rotation par la turbine haute pression 180.
  • En fonctionnement, la soufflante 12 aspire un flux d'air 110 qui se sépare entre un flux secondaire 112, circulant autour du carter 10, et un flux primaire 111, successivement comprimé au sein du compresseur basse pression 140 et du compresseur haute pression 142, enflammé au sein de la chambre de combustion 16, puis successivement détendu au sein de la turbine haute pression 180 et de la turbine basse pression 182.
  • L'amont et l'aval sont ici définis par rapport au sens d'écoulement normal d'air 110, 111, 112 à travers la turbomachine 1. De même, une direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X-X, une direction radiale est une direction qui est perpendiculaire à cet axe longitudinal X-X et qui passe par ledit axe longitudinal X-X, et une direction circonférentielle, ou tangentielle, correspond à la direction d'une ligne courbe plane et fermée, dont tous les points se trouvent à égale distance de l'axe longitudinal X-X. Enfin, et sauf précision contraire, les termes « interne (ou intérieur) » et « externe (ou extérieur) », respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne (i.e. radialement interne) d'un élément est plus proche de l'axe longitudinal X-X que la partie ou la face externe (i.e. radialement externe) du même élément.
    • Soufflante 12 et compresseur basse pression 140
  • En référence aux figures 1 à 3, la soufflante 12 comprend un disque 120 et une pluralité d'aubes 122 réparties circonférentiellement au niveau d'une partie externe du disque 120. En référence aux figures 2 et 3, chacune des aubes 122 de la pluralité d'aubes 122 comprend :
    • un pied d'aube 1220 reliant l'aube 122 au disque 120,
    • un aubage profilé 1222,
    • une échasse 1224 reliant l'aubage 1222 au pied d'aube 1220, et
    • une plateforme 1226 reliant l'aubage 1222 à l'échasse 1224, et s'étendant transversalement à l'échasse 1224.
  • Le pied d'aube 1220 peut être venu de matière avec le disque 120 lorsque la soufflante 12 est un disque aubagé monobloc. Alternativement, comme visible sur la figure 3, le pied d'aube 1220 peut être configuré pour être logé dans une alvéole 1200 du disque 120 prévue à cet effet.
  • Comme visible sur les figures 2, 3 et 13, le compresseur basse pression 140 comprend également une pluralité d'aubes 1400 montées fixes au niveau d'une partie externe d'une virole 1402, ladite virole 1402 comprenant une extension circonférentielle 1404 à l'extrémité externe de laquelle des léchettes radiales d'étanchéité 1406 s'étendent. Les léchettes radiales d'étanchéité 1406 viennent en regard des plateformes 1226 des aubes 122 de la soufflante 12, de sorte à garantir l'étanchéité interne de la veine d'écoulement au sein duquel circule le flux primaire 111. Comme plus précisément visible sur la figure 3, la virole 1402 du compresseur basse pression 140 est fixée au disque 120 de la soufflante 12, par exemple par boulonnage.
  • Chacune des aubes 122 de la pluralité d'aubes 122 de soufflante 12 est susceptible de battre, en vibrant par rapport au disque 120 lors d'une rotation de la soufflante 12 par rapport au carter 10. Plus précisément, lors du couplage entre l'air 110 circulant au sein de la soufflante 12 et les aubages profilés 1222, les aubes 122 sont le siège de phénomènes aéroélastiques de flottement sur différents modes vibratoires, et dont l'amplitude peut être telle qu'elle dépasse les limites d'endurance des matériaux constituant la soufflante 12. Ces modes vibratoires sont en outre couplés aux efforts opposés de compression en amont de la turbomachine 1, et de détente en aval de celle-ci.
  • Un premier mode vibratoire caractérise une réponse synchrone des aubes 122 aux sollicitations aérodynamiques, dans laquelle le déphasage inter-aube est non nul.
  • Un deuxième mode vibratoire caractérise une réponse asynchrone des aubes 122 aux sollicitations aérodynamiques, dans laquelle le déphasage inter-aube est nul. L'amplitude des battements du deuxième mode vibratoire est d'ailleurs d'autant grande que les aubes 122 de soufflante 12 sont grandes. En outre, ce deuxième mode vibratoire est couplé entre les aubes 122, le disque 120, et l'arbre de soufflante 13. La fréquence du deuxième mode vibratoire est, de plus, une fois et demie supérieure à celle du premier mode vibratoire. Enfin, le deuxième mode vibratoire présente une déformée nodale à mi-hauteur des aubes 122 de soufflante 12.
  • Dans des modes vibratoires, dont le deuxième mode vibratoire, le battement des aubes 122 implique un moment non nul sur l'arbre basse pression 13. Notamment, ces modes vibratoires entraînent des efforts de torsion intenses au sein de l'arbre basse pression 13. Les vibrations induites par le battement des aubes 122 de la soufflante 12, mais aussi par le battement des aubes 1400 du compresseur basse pression 140, conduisent à des déplacements tangentiels relatifs importants entre la soufflante 12 et le compresseur basse pression 140. En effet, la longueur des aubes 122 de la soufflante 12 est supérieure à la longueur des aubes 1400 du compresseur basse pression 140. Par conséquent, le moment de flexion tangentielle entraîné par les battements d'une aube 122 de la soufflante 12 est supérieur au moment de flexion tangentielle entraîné par des battements d'une aube 1400 du compresseur basse pression 140. Les aubages des aubes 122 de la soufflante 12 et des aubes 1400 du compresseur basse pression 140 ont alors des comportements bien différents. Par ailleurs, la raideur de montage au sein de la soufflante 12 est différente de la raideur de montage au sein du compresseur basse pression 140.
  • Comme visible plus précisément sur la figure 2, il en résulte notamment un déplacement de grande amplitude de la soufflante 12 par rapport au compresseur basse pression 140, dans un plan orthogonal à l'axe longitudinal X-X, à l'interface entre les plateformes 1226 des aubes 122 de la soufflante 12 et les léchettes radiales d'étanchéité 1406 de l'extension circonférentielle 1404 de la virole 1402 du compresseur basse pression 140. L'amplitude de ce déplacement pour le deuxième mode vibratoire est par exemple comprise entre 0,01 et 0,09 millimètre, typiquement de l'ordre de 0,06 millimètre, ou, dans un autre exemple, est de l'ordre de quelques dixièmes de millimètre, par exemple 0,1 ou 0,2 ou 0,3 millimètre.
    • Amortisseur 2
  • Un amortisseur 2 est utilisé en vue d'amortir ces vibrations de la soufflante 12 et/ou du compresseur basse pression 140.
  • L'amortisseur 2 est notamment configuré pour amortir un déplacement de la soufflante 12 par rapport au compresseur basse pression 140, dans un plan orthogonal à l'axe longitudinal X-X, le déplacement étant causé par un battement d'au moins une aube 122 parmi la pluralité d'aubes 122 de la soufflante 12.
  • En référence aux figures 3 à 17, l'amortisseur 2 comprend :
    • une première partie d'appui 21 :
      • ∘ venant en appui sur la soufflante 12 en une première zone d'appui s'étendant sur un premier secteur angulaire A1 autour de l'axe longitudinal X-X, et
      • ∘ étant configurée pour appliquer un premier effort centrifuge C1 sur la soufflante, et
    • une deuxième partie d'appui 22, 24 venant également en appui sur la soufflante 12, mais en une deuxième zone d'appui, différente de la première zone d'appui.
  • Pour appliquer le premier effort centrifuge C1, la première partie d'appui 21 présente une surface radialement externe, correspondant à la première zone d'appui, venant en contact avec une surface radialement interne de la soufflante 12, typiquement une surface radialement interne de la plateforme 1226.
  • Comme visible notamment sur les figures 5 et 12, la deuxième zone d'appui s'étend sur un deuxième secteur angulaire A2, A4 autour de l'axe longitudinal X-X, le deuxième secteur angulaire A2, A4 étant inférieur au premier secteur angulaire A1.
  • Toutes ou partie des aubes 122 de la soufflante 12 peuvent d'ailleurs être équipées d'un tel amortisseur 2, suivant l'amortissement recherché, mais également les caractéristiques de montage et/ou de maintenance.
  • Dans un mode de réalisation, la première partie d'appui 21 est montée fixe sur la soufflante 12, par exemple par collage. Ceci facilite l'intégration de l'amortisseur 2 au sein de la turbomachine 1, et garantit l'appui de la première partie d'appui 21 sur la soufflante 12. Avantageusement, en référence aux figures 4, 5, 12, 14, 16 et 17, le premier secteur angulaire A1 correspond au secteur angulaire occupé par la plateforme 1226 d'une aube 122 de la soufflante 12. En d'autres termes, la première partie d'appui 21 s'étend sur toute la dimension circonférentielle de la plateforme 1226 de l'aube 122, au niveau d'une surface interne de ladite plateforme 1226. L'appui de l'amortisseur 2 sur la soufflante 12 est ainsi amélioré.
  • Dans un mode de réalisation, l'amortisseur 2 comprend un matériau de la gamme ayant l'appellation commerciale « SMACTANE® ST » et/ou « SMACTANEO SP », par exemple un matériau de type « SMACTANE® ST 70 » et/ou « SMACTANE® SP 50 ». Il a en effet été observé que de tels matériaux présentent des propriétés d'amortissement appropriées.
  • En référence aux figures 3 à 17, dans un mode de réalisation, l'amortisseur 2 comprend une troisième partie d'appui 23 :
    • venant en appui sur le compresseur basse pression 140, et
    • étant configurée pour appliquer un deuxième effort centrifuge C2 sur le compresseur basse pression 140.
  • Pour appliquer le deuxième effort centrifuge C2, la troisième partie d'appui 23 présente une surface radialement externe, venant en contact avec une surface radialement interne du compresseur basse pression 140, typiquement une surface radialement interne de l'extension circonférentielle 1404, par exemple une surface radialement interne des léchettes d'étanchéité 1406.
  • Comme visible sur la figure 4, la troisième partie d'appui 23 vient en appui sur le compresseur basse pression 140 en une troisième zone d'appui s'étendant sur un troisième secteur angulaire A3 autour de l'axe longitudinal X-X.
  • En variante, comme par exemple illustré sur la figure 10, la troisième partie d'appui 23 est montée fixe sur le compresseur basse pression 140, par exemple par collage. La première partie d'appui 21 peut alors être montée libre pour frotter sur la soufflante 12.
  • Dans une variante avantageuse de ce mode de réalisation, par exemple illustré sur les figures 4, 6, 7, et 9 à 16, l'amortisseur 2 comprend en outre une partie de liaison 20 :
    • reliant la première partie d'appui 21 à la troisième partie d'appui 23, et
    • étant amincie par rapport à la première partie d'appui 21 et à la troisième partie d'appui 23. Plus précisément, comme illustré sur les figures 4, 6, 7, et 9 à 11 la première partie d'appui 21 présente une première épaisseur radiale E1 dans un plan de coupe qui comprend l'axe longitudinal X-X, la troisième partie d'appui 23 présente une troisième épaisseur radiale E3 dans le plan de coupe, et la partie de liaison 20 présente une épaisseur radiale de liaison E0 dans le plan de coupe. La figure 3 fournit un exemple de vue dans un tel plan de coupe. Comme visible sur les figures 4, 6, 7, et 9 à 11, l'épaisseur radiale de liaison E0 est plus petite que la première épaisseur radiale E1 et que la troisième épaisseur radiale E3. La partie de liaison 20 est donc amincie par rapport à la première partie d'appui 21 et à la troisième partie d'appui 23.
  • Ainsi, la première partie d'appui 21 et la troisième partie d'appui 23 sont massives. Par conséquent, en fonctionnement, chacune de la première partie d'appui 21 et de la troisième partie d'appui 23 exerce un effort centrifuge respectif C1, C2 sur la soufflante 12 et le compresseur basse pression 140, sur lesquels lesdites parties d'appui 21, 23 viennent en appui. De cette manière, les parties d'appui 21, 23 sont chacune couplée dynamiquement respectivement à a soufflante 12 et au compresseur basse pression 140 sur lequel chacune vient en appui, de sorte à subir les mêmes vibrations que chacun de la soufflante 12 et du compresseur basse pression 140. En outre, les parties d'appui 21, 23 sont plus raides que la partie de liaison 20, notamment dans une direction tangentielle. Avantageusement, comme par exemple visible sur la figure 4, la troisième épaisseur radiale E3 est supérieure à la première épaisseur radiale E1, de sorte à mieux garantir l'appui de troisième partie d'appui 23.
  • La partie de liaison 20, plus mince, est plus souple, notamment dans une direction tangentielle. Elle permet donc à la soufflante 12 de transmettre les vibrations auxquelles elle est sujette au compresseur basse pression 140 et, réciproquement, elle permet au compresseur basse pression 140 de transmettre les vibrations auxquelles il est sujet à la soufflante 12. En effet, pour des fréquences vibratoires élevées, l'amortissement est notamment assuré par le travail en cisaillement de la partie de liaison 20, c'est-à-dire par dissipation viscoélastique Pour des fréquences vibratoires faibles, l'amortissement est notamment assuré par frottement de l'une ou l'autre de la première partie d'appui 21 ou de troisième partie d'appui 23 respectivement contre la soufflante 12 ou contre le compresseur basse pression 140.
  • En outre, la troisième partie d'appui 23 vient en appui sur l'extension circonférentielle 1404 de la virole 1402 du compresseur basse pression 140, au niveau d'une surface interne des léchettes radiales d'étanchéité 1406. En effet, c'est à cette position que le déplacement de la soufflante 12 par rapport au compresseur basse pression 140, dans le plan orthogonal à l'axe longitudinal X-X, est de plus grande amplitude, typiquement de quelques millimètres. Par conséquent, l'amortisseur 2 s'y trouve particulièrement efficace. En outre, l'amincissement de la partie de liaison 20 assure un dégagement qui permet à l'amortisseur 2 d'éviter de frotter sur un coin des léchettes radiales d'étanchéité 1406.
  • Dans un mode de réalisation, par exemple illustré sur les figures 12, 13, 15 et 17, la deuxième partie d'appui 22, 24 est configurée pour appliquer un troisième effort centrifuge C3, C4 sur la soufflante 12. Pour ce faire, la deuxième partie d'appui 22, 24 présente une surface radialement externe venant en contact avec une surface radialement interne de la soufflante 12. Dans une variante avantageuse, la deuxième partie d'appui 22 vient en outre en appui sur une surface aval de l'échasse 1224 de l'aube 122, comme visible sur les figures 4 et 5. Dans une autre variante, illustré sur les figures 12 à 17, la deuxième partie d'appui 22, 24 vient en appui sous la plateforme 1226 d'une aube 122 de la soufflante 12, au niveau d'une surface interne de la plateforme 1226.
  • En référence à la figure 6, dans un mode de réalisation, une plaquette sacrificielle 230 vient en appui sur le compresseur basse pression 140. La plaquette sacrificielle 230 est montée fixe sur la troisième partie d'appui 23, par exemple par collage, et/ou en étant logée au sein d'une gorge 2300 de la troisième partie d'appui 23 prévue à cet effet, comme visible sur la figure 6. La plaquette sacrificielle 230 est configurée pour garantir l'appui de la troisième partie d'appui 23 sur le compresseur basse pression 140. En effet, les sollicitations mécaniques en fonctionnement sont telles que de légers mouvements tangentiels, axiaux et radiaux de l'amortisseur 2 sont à prévoir. Ces mouvements sont notamment dûs aux vibrations à amortir, mais aussi au chargement centrifuge de l'amortisseur 2. Il est nécessaire que ces mouvements n'usent pas le compresseur basse pression 140. A cet égard, la plaquette sacrificielle 230 comprend un matériau anti-usure, par exemple de type téflon et/ou tout type de matériau composite. Dans une configuration avantageuse, la plaquette sacrificielle 230 est en outre traitée par lubrification sèche, en vue de pérenniser la valeur du coefficient de frottement entre l'amortisseur 2 et le compresseur basse pression 140. Ce matériau à propriétés de lubrification est par exemple de type MoS2. Avantageusement, la plaquette sacrificielle 230 peut également comprendre un revêtement additionnel, configuré pour diminuer le frottement et/ou l'usure du compresseur basse pression 140. Ce revêtement additionnel est monté fixe sur la plaquette sacrificielle 230, par exemple par collage. Le revêtement additionnel est de type dissipatif et/ou viscoélastique et/ou amortissant. Il peut en effet comprendre un matériau de la gamme ayant l'appellation commerciale « SMACTANE® ST » et/ou « SMACTANEO SP », par exemple un matériau de type « SMACTANE® ST 70 » et/ou « SMACTANE® SP 50 ». Il peut également comprendre un matériau choisi parmi ceux présentant des propriétés mécaniques similaires à celles du vespel, du téflon ou de toute autre matière à propriétés lubrifiantes. De manière plus générale le matériau de revêtement additionnel possède avantageusement un coefficient de frottement compris entre 0,3 et 0,07. La plaquette sacrificielle 230 est éventuellement combinée par juxtaposition avec son revêtement additionnel. En effet, elle permet d'augmenter les frottements, notamment tangentiels, de l'amortisseur 2 lorsque, en fonctionnement, la plaquette sacrificielle 230 est suffisamment contrainte par le deuxième effort centrifuge C2 pour que le déplacement de la soufflante 12 par rapport au compresseur basse pression 140, dans le plan orthogonal à l'axe longitudinal X-X, soit amorti par dissipation énergétique au moyen d'un cisaillement viscoélastique de la plaquette sacrificielle 230.
  • En référence aux figures 7 et 16, dans un mode de réalisation :
    • la première partie d'appui 21 présente une première surface d'appui 2100 agencée pour appliquer un premier effort F1 sur le compresseur basse pression 140, le premier effort F1 ayant une première composante longitudinale F1L dans une première direction parallèle à l'axe longitudinal X-X, et une première composante radiale F1R dans une deuxième direction orthogonale à l'axe longitudinal X-X, la première composante longitudinale F1L étant supérieure à la première composante radiale F1R,
    • la troisième partie d'appui 23 présente une deuxième surface d'appui 2320 agencée pour appliquer un deuxième effort F2 sur le compresseur base pression 140, le deuxième effort F2 ayant une deuxième composante longitudinale F2L dans la première direction, et une deuxième composante radiale F2R dans la deuxième direction, la deuxième composante radiale F2R étant supérieure à la deuxième composante longitudinale F2L.
  • En d'autres termes, la première surface d'appui 2100 assure l'appui à positionnement axial de l'amortisseur 2 puisqu'il s'agit d'une surface axial aval de l'amortisseur 2 venant en contact avec une surface axial amont du compresseur basse pression 140. Par ailleurs, la deuxième surface d'appui 2320 assure l'appui à positionnement radial de l'amortisseur 2 puisqu'il s'agit d'une surface radialement externe de l'amortisseur 2 venant en contact avec une surface radialement interne du compresseur basse pression 140. En outre, en fonctionnement, la deuxième surface d'appui 2320 participe à l'application du deuxième effort centrifuge C2 sur le compresseur basse pression 140.
  • En référence à la figure 8, dans une variante avantageuse du mode de réalisation illustré en figures 7 et 16 :
    • une première plaquette sacrificielle 210 est montée fixe sur la première partie d'appui 21, par exemple par collage, et présente la première surface d'appui 2100, et
    • une deuxième plaquette sacrificielle 232 est montée fixe sur la troisième partie d'appui 23, par exemple par collage, et présente la deuxième surface d'appui 2320.
  • La première plaquette sacrificielle 210 et la deuxième plaquette sacrificielle 232 présentent avantageusement les mêmes caractéristiques que celles décrites en référence à la plaquette sacrificielle 230 du mode de réalisation illustré en figure 6, avec les mêmes bénéfices pour l'amortissement d'un déplacement de la soufflante 12 par rapport au compresseur basse pression 140, dans le plan orthogonal à l'axe longitudinal X-X.
  • Toujours en référence à la figure 8, de manière également avantageuse, une fente 213 est ménagée dans la première partie d'appui 21, un insert métallique 233 étant inséré dans la fente 213, la deuxième plaquette sacrificielle 232 étant montée fixe sur l'insert métallique 233, par exemple par collage. L'insert métallique 233 permet de rigidifier l'amortisseur 2. En outre, l'insert métallique 233 facilite la déformation de la première plaquette sacrificielle 210 et de la deuxième plaquette sacrificielle 232.
  • En référence aux figures 9 à 11, dans un mode de réalisation, une masselotte 3 est montée fixe sur l'amortisseur 2, par exemple par collage. La masselotte 3 permet d'ajuster les efforts centrifuges C1, C2, C3, C4 exercés par l'amortisseur 2 sur la soufflante 12 et sur le compresseur basse pression 140, de sorte à améliorer le couplage dynamique entre la première partie d'appui 21 et la soufflante 12, et entre la troisième partie d'appui 23 et le compresseur basse pression 140. Avantageusement, la masselotte 3 comprend un matériau élastomère. En référence à la figure 9, la masselotte 3 peut alors être montée fixe à la fois sur la première partie d'appui 21 et sur la troisième partie d'appui 23, par exemple par collage.
  • En référence à la figure 10, dans une variante avantageuse, la masselotte 3 est montée fixe sur la première partie d'appui 21, par exemple par collage, préférentiellement uniquement sur la première partie d'appui 21. Avantageusement, comme visible sur la figure 10, la masselotte est décalée vers l'amont de la première partie d'appui 21, de sorte à laisser libre la partie de liaison 20 afin que, en fonctionnement, elle puisse efficacement travailler en cisaillement pour amortir un déplacement de la soufflante 12 par rapport au compresseur basse pression 140, dans un plan orthogonal à l'axe longitudinal X-X. Alternativement, la masselotte 3 est montée fixe sur la troisième partie d'appui 23, par exemple par collage, préférentiellement uniquement sur la troisième partie d'appui 23. Avantageusement, et pour les mêmes raisons que celles évoquées en référence à la première partie d'appui 21, la masselotte 3 est décalée vers l'aval de la troisième partie d'appui 23. Préférentiellement, la masselotte 3 est montée fixe uniquement sur la première partie d'appui 21 si la troisième partie d'appui 23 est montée fixe sur le compresseur basse pression 140.
  • Dans une autre variante avantageuse, en référence à la figure 11 :
    • une première masselotte 31 est montée fixe sur la première partie d'appui 21, et
    • une deuxième masselotte 32 est montée fixe sur la troisième partie d'appui 23.
  • De cette manière, il est possible d'ajuster indépendamment le premier effort centrifuge C1 et le deuxième effort centrifuge C2. Ceci permet d'améliorer l'amortissement des vibrations en ciblant les modes vibratoires propres à la soufflante 12 et propres au compresseur basse pression 140.
  • En référence aux figures 12 à 17, dans un mode de réalisation, l'amortisseur 2 comprend :
    • une deuxième partie d'appui 22 :
      • ∘ venant en appui sur la soufflante 12 en une deuxième zone d'appui, différente de la première zone d'appui, la deuxième zone d'appui s'étendant sur un deuxième secteur angulaire A2 autour de l'axe longitudinal X-X, le deuxième secteur angulaire A2 étant inférieur au premier secteur angulaire A1, et
      • ∘ étant configuré pour appliquer un troisième effort centrifuge C3 sur la soufflante 12, et
    • une autre deuxième partie d'appui 24 :
      • ∘ venant en appui sur la soufflante 12 en une troisième zone d'appui, différente de la première zone d'appui et de la deuxième zone d'appui, la troisième zone d'appui s'étendant sur un troisième secteur angulaire A4 autour de l'axe longitudinal X-X, le troisième secteur angulaire A4 étant inférieur au premier secteur angulaire A1, et
      • ∘ étant configuré pour appliquer un quatrième effort centrifuge C4 sur la soufflante 12.
  • Pour appliquer le troisième effort centrifuge C3, et le quatrième effort centrifuge C4, chacune des deuxièmes parties d'appui 22, 24 présente une surface radialement externe, venant en contact avec une surface radialement interne de la soufflante 12, typiquement une surface radialement interne de la plateforme 1226.
  • Comme visible sur les figures 12 à 17, les deux deuxièmes parties d'appui 22, 24 forment des tronçons latéraux s'étendant de part et d'autre, dans une direction circonférentielle, de la première partie d'appui 21. Ainsi, les deux deuxièmes parties d'appui 22, 24 favorisent le couplage avec la soufflante 12, et l'amortissement d'un déplacement de la soufflante 12 par rapport au compresseur basse pression 140, en augmentant la raideur globale de la première partie d'appui 21. Par ailleurs, la rigidité de la première partie d'appui 21 est augmentée à ses extrémités circonférentielles. L'amortissement de l'amortisseur 2, en particulier dans une direction tangentielle, est alors globalement amélioré.
  • Dans une variante avantageuse de ce mode de réalisation, l'une au moins parmi la première partie d'appui 21 et les deux deuxièmes parties d'appui 22, 24, est montée fixe sur la soufflante 12, par exemple par collage. Ceci facilite l'intégration de l'amortisseur 2 au sein de la turbomachine 1, et garantit l'appui desdites parties d'appui 21, 22, 24 sur la soufflante 12. Dans une variante également avantageuse, comme visible sur les figures 12, 13, 14, 16 et 17, chacune de la première partie d'appui 21, et des deux deuxièmes parties d'appui 22, 24 vient en appui sur la plateforme aube 122 de la soufflante 12, au niveau d'une surface interne de la plateforme 1226.
  • En référence aux figures 14 et 17, dans une variante de ce mode de réalisation, l'une au moins parmi les deux deuxièmes zones d'appui 22, 24 s'étend selon toute une longueur axiale de la plateforme 1226. En d'autres termes, l'une au moins parmi les deux deuxièmes parties 22, 24 s'étend tout le long de la plateforme 1226. Avantageusement, comme également visible sur les figures 14 et 17, l'une au moins parmi les deux deuxièmes parties d'appui 22, 24 affleure sur un bord de la plateforme 1226. Autrement dit, une surface radiale de la plateforme 1226 au niveau d'une extrémité circonférentielle de ladite plateforme 1226 est prolongée par une surface radiale de la deuxième partie d'appui 22, 24 au niveau d'une extrémité circonférentielle de ladite deuxième partie d'appui 22, 24 qui correspond à l'extrémité circonférentielle de la plateforme 1226. De cette manière, les deuxièmes parties d'appui 22, 24 d'amortisseurs 2 circonférentiellement adjacents au sein de la soufflante 12 viennent en appui les unes contre les autres. Ceci participe à l'amortissement par frottement des vibrations de la soufflante 12. En outre, ces appuis des deuxièmes parties d'appui 22, 24 d'amortisseurs 2 circonférentiellement adjacents les unes contre les autres améliorent l'étanchéité de la veine de flux d'air 110. Dans une variante avantageuse, par exemple illustré en figure 17, l'une seulement parmi les deuxièmes parties d'appui 22, 24 s'étend tout le long de la plateforme 1226 en affleurant sur un bord de la plateforme 1226, tandis que l'autre parmi les deuxièmes parties d'appui 22, 24 s'étend seulement le long d'une portion de la plateforme 1226. Ainsi, seule la deuxième partie d'appui 22, 24 la plus longue axialement participe à l'étanchéité tandis que l'autre participe plutôt à l'amortissement.
  • En référence à la figure 15, dans une autre variante de ce mode de réalisation, l'une au moins parmi les deuxièmes parties d'appui 22, 24 comprend une portion amincie par rapport au reste de ladite deuxième partie d'appui 22, 24. Plus précisément, comme visible sur la figure 15, une première épaisseur circonférentielle e1 de la deuxième partie d'appui 22, 24 est différente d'une deuxième épaisseur circonférentielle e2 de la deuxième partie d'appui 22 24, ladite deuxième épaisseur circonférentielle e2 étant prise à une position radiale différente d'une position radiale de la première épaisseur circonférentielle e1. Avantageusement, comme visible sur la figure 15, l'une au moins parmi les deuxièmes parties d'appui 22, 24 est plus épaisse au niveau d'une surface interne de la plateforme 1226 qu'à distance de la distance surface interne de la plateforme 1226. Ceci permet de rigidifier ladite deuxième partie d'appui 22, 24 afin de favoriser l'application de l'effort centrifuge C3, C4 correspondant sur la soufflante 12. En outre, la présence de la première épaisseur circonférentielle e1 facilite la tenue, par exemple par collage, de la deuxième partie d'appui 22, 24 sur la surface interne de la plateforme 1226. Enfin, la présence de la deuxième épaisseur circonférentielle e2 améliore l'étanchéité entre les deuxièmes parties d'appui 22, 24 circonférentiellement adjacentes.
  • Toujours en référence à la figure 15, mais comme également visible sur les figures 14 et 16, dans une variante avantageuse de ce mode de réalisation, l'une au moins parmi les deuxièmes parties d'appui 22, 24 comprend une rainure 241. La rainure 241 est configurée pour favoriser une déformation radiale de ladite deuxième partie d'appui 22, 24 lors de l'application de l'effort centrifuge C3, C4 correspondant. Ceci favorise notamment l'étanchéité entre les plateformes 1226 des aubes 122 successives de la soufflante 12. Dans ce mode de réalisation, il peut être également constaté que les parties d'appui 21, 22, 23, 24 sont massives. Par conséquent, en fonctionnement, chacune desdites parties d'appui 21, 22, 23, 24 exerce un effort centrifuge respectif C1, C2, C3, C4 sur la soufflante 12 et le compresseur basse pression 140, sur lesquels lesdites parties d'appui 21, 22, 23, 24 viennent en appui. De cette manière, les parties d'appui 21, 22, 23, 24 sont bien chacune couplée dynamiquement respectivement à la soufflante 12 et au compresseur basse pression 140 sur lequel chacune vient en appui, de sorte à subir les mêmes vibrations que chacun de la soufflante 12 et du compresseur basse pression 140. En outre, dans la variante de ce mode de réalisation où l'amortisseur 2 comprend une partie de liaison 20, les parties d'appui 21, 22, 23, 24 sont plus raides que la partie de liaison 20, notamment dans une direction tangentielle.
  • Dans tout ce qui a été décrit précédemment, l'amortisseur 2 est configuré pour amortir un déplacement de la soufflante 12 par rapport au compresseur basse pression 140, dans le plan orthogonal à l'axe longitudinal X-X.
  • Ceci n'est cependant pas limitatif, puisque l'amortisseur 2 est également configuré pour amortir un déplacement de n'importe quel premier rotor 12 par rapport à n'importe quel deuxième rotor 140, dans un plan orthogonal à l'axe longitudinal X-X, tant que le premier rotor 12 est mobile en rotation par rapport au carter 10 autour de l'axe longitudinal X-X et comprend un disque 120 ainsi qu'une pluralité d'aubes 122 susceptibles de battre en vibrant par rapport au disque 120 lors d'une rotation du premier rotor 12 par rapport au carter 10, et que le deuxième rotor 140 est également mobile en rotation par rapport au carter 10 autour de l'axe longitudinal X-X.
  • Ainsi, le premier rotor 12 peut être un premier étage du compresseur haute pression 142 ou de compresseur basse pression 140, et le deuxième rotor 140 être un deuxième étage dudit compresseur 140, 142, successif au premier étage de compresseur 140, 142, en amont ou en aval de ce-dernier. Alternativement, le premier rotor 12 peut être un premier étage de turbine haute pression 180 ou de turbine basse pression 182, et le deuxième rotor 140 être un deuxième étage de ladite turbine 180, 182, successif au premier étage de turbine 180, 182, en amont ou en aval de ce-dernier.
  • En tout état de cause l'amortisseur 2 présente un encombrement restreint. Par conséquent, il peut facilement être intégré aux turbomachines existantes.
  • De plus, en étant configuré pour exercer des efforts centrifuges C1, C2, C3, C4 sur le premier rotor 12 et, optionnellement, sur le deuxième rotor 140, l'amortisseur 2 assure une raideur tangentielle importante entre le premier rotor 12 et le deuxième rotor 140. Il se démarque ainsi d'un amortisseur trop souple qui viendrait uniquement à se déformer lors d'un déplacement du premier rotor 12 par rapport au deuxième rotor 140, dans le plan orthogonal à l'axe longitudinal X-X. Au contraire, l'amortisseur 2 dissipe un tel déplacement :
    • soit par frottement et/ou oscillations entre un état où l'amortisseur 2 est collé sur les rotors 12, 140 et un état où l'amortisseur 2 glisse sur les rotors 12, 140, ce qui permet d'amortir notamment les basses fréquences,
    • soit par cisaillement viscoélastique au sein de l'amortisseur 2, ce qui permet d'amortir les notamment hautes fréquences.
  • Toutefois, l'amortisseur 2 demeure suffisamment souple pour maximiser les surfaces de contact entre ledit amortisseur 2 et les rotors 12, 140 sur lequel il vient en appui. Pour ce faire, l'amortisseur 2 présente une rigidité tangentielle plus importante qu'une rigidité axiale et qu'une rigidité radiale.
  • Les efforts de contact entre l'amortisseur 2 et les rotors 12, 140 peuvent notamment être ajustés au moyen de masselottes 3 et/ou de plaquettes sacrificielles 230, 210, 232 et/ou de revêtements supplémentaires sur lesdites plaquettes sacrificielles 230, 210, 232. A basses fréquences, il est en effet nécessaire de s'assurer que les efforts centrifuges C1, C2, C3, C4 exercées par l'amortisseur 2 sur les rotors 12, 140 ne sont pas trop importants, afin de garantir que l'amortisseur 2 puisse osciller entre un état collé et un état glissant sur les rotors 12, 140, et ainsi amortir par frottements. A hautes fréquences, en revanche, il est nécessaire de s'assurer que les efforts centrifuges C1, C2, C3, C4 exercées par l'amortisseur 2 sur les rotors 12, 140 sont suffisamment importants pour que la précontrainte de l'amortisseur 2 sur les rotors 12, 140 soit suffisante, afin de garantir que l'amortisseur 2 puisse être le siège de cisaillement viscoélastique.
  • L'usure des rotors 12, 140 est notamment limitée par traitement des surfaces de l'amortisseur 2 en appui sur les rotors 12, 140, par exemple pour les doter d'un revêtement à faible coefficient de frottement.

Claims (20)

  1. Ensemble pour turbomachine (1) comprenant :
    - un carter (10),
    - un premier rotor (12) :
    ∘ mobile en rotation par rapport au carter (10) autour d'un axe longitudinal (X-X), et
    ∘ comprenant :
    * un disque (120), et
    * une pluralité d'aubes (122) susceptibles de battre par rapport au disque (120) lors d'une rotation du premier rotor (12) par rapport au carter (10),
    - un deuxième rotor (140) mobile en rotation par rapport au carter (10) autour de l'axe longitudinal (X-X), et
    - un amortisseur (2) configuré pour amortir un déplacement du premier rotor (12) par rapport au deuxième rotor (140), dans un plan orthogonal à l'axe longitudinal (X-X), le déplacement étant causé par un battement d'au moins une aube (122) parmi la pluralité d'aubes (122), l'amortisseur (2) comprenant :
    ∘ une première partie d'appui (21) :
    * venant en appui sur le premier rotor (12) en une première zone d'appui s'étendant sur un premier secteur angulaire (A1) autour de l'axe longitudinal (X-X),
    * étant configurée pour appliquer un premier effort centrifuge (C1) sur le premier rotor (12), et
    * présentant une surface radialement externe venant en contact avec une surface radialement interne du premier rotor (12),
    ∘ une deuxième partie d'appui (22, 24) :
    * venant en appui sur le premier rotor (12) en une deuxième zone d'appui, différente de la première zone d'appui, la deuxième zone d'appui s'étendant sur un deuxième secteur angulaire (A2, A4) autour de l'axe longitudinal (X-X), le deuxième secteur angulaire (A2, A4) étant inférieur au premier secteur angulaire (A1),
    * étant configurée pour appliquer un troisième effort centrifuge (C3, C4) sur le premier rotor (12), et
    * présentant une surface radialement externe venant en contact avec une surface radialement interne du premier rotor (12), et
    ∘ une troisième partie d'appui (23) :
    * venant en appui sur le deuxième rotor (140),
    * étant configurée pour appliquer un deuxième effort centrifuge (C2) sur le deuxième rotor (140), et
    * présentant une surface radialement externe venant en contact avec une surface radialement interne du deuxième rotor (140).
  2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel la première partie d'appui (21) est montée fixe sur le premier rotor (12).
  3. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel l'amortisseur (2) comprend une partie de liaison (20) :
    - reliant la première partie d'appui (21) à la troisième partie d'appui (23), et
    - étant amincie par rapport à la première partie d'appui (21) et à la troisième partie d'appui (23).
  4. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 3, l'ensemble comprenant en outre une plaquette sacrificielle (230) :
    - montée fixe sur la troisième partie d'appui (23), et
    - venant en appui sur le deuxième rotor (140).
  5. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 4, l'ensemble comprenant en outre :
    - une première plaquette sacrificielle (210) montée fixe sur la première partie d'appui (21) et présentant la surface radialement externe de la première partie d'appui (21), et
    - une deuxième plaquette sacrificielle (232) montée fixe sur la troisième partie d'appui (23) et présentant la surface radialement externe de la troisième partie d'appui (23).
  6. Ensemble selon la revendication 5, dans lequel une fente (213) est ménagée dans la première partie d'appui (21), l'ensemble comprenant en outre un insert métallique (233) inséré dans la fente (213), la deuxième plaquette sacrificielle (232) étant montée fixe sur l'insert métallique (233).
  7. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 6, dans lequel l'amortisseur (2) comprend :
    - une deuxième partie d'appui (22) :
    ∘ venant en appui sur le premier rotor (12) en une deuxième zone d'appui, différente de la première zone d'appui, la deuxième zone d'appui s'étendant sur un deuxième secteur angulaire (A2) autour de l'axe longitudinal (X-X), le deuxième secteur angulaire (A2) étant inférieur au premier secteur angulaire (A1), et
    ∘ étant configuré pour appliquer un troisième effort centrifuge (C2) sur le premier rotor (12), et
    - une autre deuxième partie d'appui (24) :
    ∘ venant en appui sur le premier rotor (12) en une troisième zone d'appui, différente de la première zone d'appui et de la deuxième zone d'appui, la troisième zone d'appui s'étendant sur un troisième secteur angulaire (A4) autour de l'axe longitudinal (X-X), le troisième secteur angulaire (A4) étant inférieur au premier secteur angulaire (A1), et
    ∘ étant configuré pour appliquer un quatrième effort centrifuge (C4) sur le premier rotor (12).
  8. Ensemble selon la revendication 7, dans lequel chacune des deuxièmes parties d'appui (22, 24) présente une surface radialement externe, venant en contact avec une surface radialement interne du premier rotor (12).
  9. Ensemble selon l'une des revendications 7 et 8, dans lequel l'une au moins parmi les deuxièmes parties d'appui (22, 24) est montée fixe sur le premier rotor (12).
  10. Ensemble selon l'une des revendications 7 à 9, dans lequel l'une au moins parmi les deuxièmes parties d'appui (22, 24) comprend une portion amincie par rapport au reste de ladite deuxième partie d'appui (22, 24).
  11. Ensemble selon l'une des revendications 7 à 10, dans lequel l'une au moins parmi les deuxièmes parties d'appui (22, 24) comprend une rainure (241) configurée pour favoriser une déformation radiale de ladite deuxième partie d'appui (22, 24).
  12. Ensemble selon l'une des revendications 7 à 11, dans lequel les deuxièmes parties d'appui (22, 24) forment des tronçons latéraux s'étendant de part et d'autre, dans une direction circonférentielle, de la première partie d'appui (21).
  13. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 12, l'ensemble comprenant en outre une masselotte (3) montée fixe sur l'amortisseur (2).
  14. Ensemble selon la revendication 13, dans lequel la masselotte (3) est montée fixe sur la première partie d'appui (21).
  15. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 14, l'ensemble comprenant en outre une masselotte (3) montée fixe sur la troisième partie d'appui (23).
  16. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 12, l'ensemble comprenant en outre :
    - une première masselotte (31) montée fixe sur la première partie d'appui (21), et
    - une deuxième masselotte (32) montée fixe sur la troisième partie d'appui (23).
  17. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 16, dans lequel chacune des aubes (122) parmi la pluralité d'aubes (122) comprend :
    - un pied d'aube (1220) reliant l'aube (122) au disque (120),
    - un aubage profilé (1222),
    - une échasse (1224) reliant l'aubage (1222) au pied d'aube (1220), et
    - une plateforme (1226) reliant l'aubage (1222) à l'échasse (1224) et s'étendant transversalement à l'échasse (1224), la première partie d'appui (21) venant en appui sur la plateforme (1226) d'une aube (122) parmi la pluralité d'aubes (122).
  18. Ensemble selon la revendication 17, en combinaison avec l'une des revendications 7 à 16, dans lequel l'une au moins parmi la deuxième zone d'appui et la troisième zone d'appui s'étend selon toute une longueur axiale de la plateforme (1226).
  19. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 18, dans lequel le deuxième rotor (140) comprend une virole (1402), la virole (1402) comprenant une extension circonférentielle (1404), la troisième partie d'appui (23) venant en appui sur l'extension circonférentielle (1404).
  20. Turbomachine (1) comprenant un ensemble selon l'une des revendications 1 à 19, et dans laquelle le premier rotor (12) est une soufflante et le deuxième rotor (140) est un compresseur basse pression.
EP20732122.5A 2019-05-29 2020-05-27 Ensemble pour turbomachine Active EP3976929B1 (fr)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1905733A FR3096729B1 (fr) 2019-05-29 2019-05-29 Ensemble pour turbomachine
FR1905755A FR3096733B1 (fr) 2019-05-29 2019-05-29 Ensemble pour turbomachine
PCT/EP2020/064645 WO2020239803A1 (fr) 2019-05-29 2020-05-27 Ensemble pour turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP3976929A1 EP3976929A1 (fr) 2022-04-06
EP3976929B1 true EP3976929B1 (fr) 2025-01-29

Family

ID=71083583

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP20732122.5A Active EP3976929B1 (fr) 2019-05-29 2020-05-27 Ensemble pour turbomachine

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11828191B2 (fr)
EP (1) EP3976929B1 (fr)
CN (1) CN114080490B (fr)
WO (1) WO2020239803A1 (fr)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20250215808A1 (en) * 2024-01-02 2025-07-03 Hamilton Sundstrand Corporation Flexible interface coupling

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2517779B1 (fr) * 1981-12-03 1986-06-13 Snecma Dispositif d'amortissement des aubes d'une soufflante de turbomachine
FR2585069B1 (fr) * 1985-07-16 1989-06-09 Snecma Dispositif de limitation du debattement angulaire d'aubes montees sur un disque de rotor de turbomachine
US5156528A (en) * 1991-04-19 1992-10-20 General Electric Company Vibration damping of gas turbine engine buckets
US5820346A (en) * 1996-12-17 1998-10-13 General Electric Company Blade damper for a turbine engine
GB0109033D0 (en) * 2001-04-10 2001-05-30 Rolls Royce Plc Vibration damping
FR2896289B1 (fr) * 2006-01-13 2008-03-28 Snecma Sa Masselotte d'equilibrage, disque de rotor en etant equipe, rotor et moteur d'aeronef les comportant
FR2907496A1 (fr) * 2006-10-24 2008-04-25 Snecma Sa Disque de rotor de turbomachine et module de turbomachine comprenant un tel disque
EP1925781A1 (fr) * 2006-11-23 2008-05-28 Siemens Aktiengesellschaft Agencement d'aubes
FR2915510B1 (fr) 2007-04-27 2009-11-06 Snecma Sa Amortisseur pour aubes de turbomachines
US8182228B2 (en) * 2007-08-16 2012-05-22 General Electric Company Turbine blade having midspan shroud with recessed wear pad and methods for manufacture
FR2923557B1 (fr) 2007-11-12 2010-01-22 Snecma Ensemble d'une aube de soufflante et de son amortisseur, amortisseur d'aube de soufflante et methode de calibrage de l'amortisseur
GB0814018D0 (en) * 2008-08-01 2008-09-10 Rolls Royce Plc Vibration damper
FR2949142B1 (fr) * 2009-08-11 2011-10-14 Snecma Cale amortisseuse de vibrations pour aube de soufflante
FR2970033B1 (fr) * 2011-01-04 2015-10-16 Turbomeca Procede d'amortissement de pale de turbine a gaz et amortisseur de vibration de mise en oeuvre
CN103982250B (zh) * 2014-05-12 2015-07-22 天津大学 具有冷却功能的金属橡胶减振器
CN204312143U (zh) * 2014-11-14 2015-05-06 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种涡轮叶片振动阻尼器装置
CN104329123B (zh) * 2014-11-28 2015-11-11 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 涡轮机动叶与轮盘固定结构
CN105156155B (zh) * 2015-07-06 2017-06-06 西安交通大学 一种动叶片叶根平台减振承压阻尼结构
US10584597B2 (en) * 2015-09-03 2020-03-10 General Electric Company Variable cross-section damper pin for a turbine blade
CN204941612U (zh) * 2015-09-16 2016-01-06 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种可压缩阻尼块
FR3047512B1 (fr) * 2016-02-05 2019-11-15 Safran Aircraft Engines Dispositif d'amortissement de vibrations pour aubes de turbomachine
US10260527B2 (en) * 2016-05-17 2019-04-16 General Electric Company Method and system for mitigating rotor bow
CN106593545A (zh) * 2017-01-23 2017-04-26 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮转子叶片缘板封严结构及具有其的发动机
FR3096734B1 (fr) * 2019-05-29 2021-12-31 Safran Aircraft Engines Ensemble pour turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
CN114080490A (zh) 2022-02-22
EP3976929A1 (fr) 2022-04-06
US20220228491A1 (en) 2022-07-21
US11828191B2 (en) 2023-11-28
WO2020239803A1 (fr) 2020-12-03
CN114080490B (zh) 2024-08-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2009238B1 (fr) Roue mobile pour un turboréacteur et turboréacteur la comportant
CA2842088C (fr) Roue a aubes de turbomachine
EP3724455B1 (fr) Dispositif amortisseur
CA2726018C (fr) Rotor de soufflante pour une turbomachine
FR3075284A1 (fr) Dispositif amortisseur
EP3976929B1 (fr) Ensemble pour turbomachine
EP3976926B1 (fr) Ensemble pour turbomachine avec amortisseur
EP3728794B1 (fr) Dispositif amortisseur
FR3075253B1 (fr) Dispositif amortisseur
FR3096729A1 (fr) Ensemble pour turbomachine
EP3976928B1 (fr) Ensemble pour turbomachine et turbomachine
FR3096730A1 (fr) Ensemble pour turbomachine
FR3096733A1 (fr) Ensemble pour turbomachine
FR3096732A1 (fr) Ensemble pour turbomachine
FR2712631A1 (fr) Ailette de rotor et ensemble ailettes-disque de rotor comportant une telle ailette.
FR3075283B1 (fr) Dispositif amortisseur
FR3075254B1 (fr) Dispositif amortisseur
FR2962481A1 (fr) Amortisseur de vibrations a bras de levier pour aube d'un rotor de moteur a turbine a gaz
WO2020178300A1 (fr) Rotor de turbomachine d'aeronef comprenant un dispositif d'amortissement
FR3042215B1 (fr) Structure pour turbomachine comportant des moyens de retention axiale de bague exterieure de palier de roulement
WO2025242982A1 (fr) Optimisation du comportement de la soufflante dans un système propulsif aéronautique
FR3106615A1 (fr) Ensemble pour turbomachine
FR3099213A1 (fr) Rotor de soufflante pour une turbomachine d’aeronef

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20211224

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20230509

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: GRANT OF PATENT IS INTENDED

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20241106

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE PATENT HAS BEEN GRANTED

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R096

Ref document number: 602020045501

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: FRENCH

REG Reference to a national code

Ref country code: NL

Ref legal event code: MP

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: RS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250429

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: PL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20250519

Year of fee payment: 6

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20250527

Year of fee payment: 6

REG Reference to a national code

Ref country code: LT

Ref legal event code: MG9D

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250529

Ref country code: NO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250429

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MK05

Ref document number: 1763608

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: HR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LV

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250529

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20250522

Year of fee payment: 6

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250430

Ref country code: BG

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: AT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SM

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CZ

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

Ref country code: EE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: RO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R097

Ref document number: 602020045501

Country of ref document: DE

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: L10

Free format text: ST27 STATUS EVENT CODE: U-0-0-L10-L00 (AS PROVIDED BY THE NATIONAL OFFICE)

Effective date: 20251210

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: H13

Free format text: ST27 STATUS EVENT CODE: U-0-0-H10-H13 (AS PROVIDED BY THE NATIONAL OFFICE)

Effective date: 20251223

26N No opposition filed

Effective date: 20251030

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20250527

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CH

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20250531

REG Reference to a national code

Ref country code: BE

Ref legal event code: MM

Effective date: 20250531

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: MC

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20250129

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20250527

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: BE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20250531