FR2919344A1

FR2919344A1 - Turboreacteur a double flux comprenant une conduite de soufflante a un seul bras de passage de servitudes.

Info

Publication number: FR2919344A1
Application number: FR0705459A
Authority: FR
Inventors: Jacky Raphael Michel Derenes; Sebastien Regard
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2007-07-26
Filing date: 2007-07-26
Publication date: 2009-01-30
Anticipated expiration: 2027-07-26
Also published as: FR2919344B1

Abstract

Turboréacteur à double flux, comprenant une conduite de soufflante (28) s'étendant autour du moteur du turboréacteur et comportant deux parois de révolution (30, 32) délimitant entre elles un espace annulaire de circulation du flux secondaire, les parois de la conduite étant reliées par un unique bras radial tubulaire (34) de passage de câbles électriques (54) et de conduits d'air (56), d'huile (50) et de carburant (52).

Description

1 Turboréacteur à double flux comprenant une conduite de soufflante à un

seul bras de passage de servitudes

La présente invention concerne un turboréacteur à double flux comprenant une conduite de soufflante traversée par des moyens de passage de servitudes telles que des conduits de fluide et des câbles électriques. La conduite de soufflante d'un turboréacteur à double flux s'étend autour du moteur du turboréacteur, entre la soufflante et la tuyère d'échappement de ce turboréacteur, et comprend deux parois de révolution coaxiales qui délimitent entre elles un espace annulaire d'écoulement d'une partie de l'air aspiré par la soufflante, formant le flux froid ou flux secondaire. L'autre partie de l'air aspiré par la soufflante pénètre dans le moteur du turboréacteur et passe successivement dans un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, en formant le flux chaud ou flux primaire. La paroi interne de la conduite comprend des ouvertures d'accès à des équipements, tels notamment que des injecteurs de carburant et des vérins de commande d'aubes à calage variable, qui sont montés sur le corps du turboréacteur à l'intérieur de la paroi interne. Les ouvertures de la paroi interne sont fermées par des panneaux fixés de manière amovible. La paroi externe comporte en général des capots articulés que l'on ouvre pour des opérations d'inspection ou de maintenance, ou des trappes fermées par des panneaux.

Dans la technique connue, les parois interne et externe de la conduite sont reliées entre elles par au moins deux bras radiaux tubulaires de passage des servitudes. Ces deux bras radiaux sont diamétralement opposés par rapport à l'axe longitudinal de la conduite et s'étendent dans un plan vertical. Le bras supérieur est en position 12h et le bras inférieur est en position 6h , par analogie avec le cadran d'une montre. Le bras supérieur sert en général de logement à un conduit de

2 circulation d'air prélevé sur le compresseur du turboréacteur, et le bras inférieur contient des conduits de circulation d'huile de lubrification et de carburant pour l'alimentation des injecteurs et la commande des vérins montés sur le corps du turboréacteur.

Ces deux bras traversent le flux secondaire et gênent l'écoulement de ce flux en créant des perturbations et des turbulences, qui augmentent les pertes de charge dans le flux secondaire et se traduisent par une réduction des performances et une augmentation des nuisances sonores du turboréacteur.

Par ailleursä la présence de ces bras empêche de prévoir de grandes ouvertures sur les parois de la conduite, et limite l'accès aux équipements situés à l'intérieur de la paroi interne dans l'alignement des bras radiaux. L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ces problèmes de la technique actuelle.

Elle propose à cet effet un turboréacteur à double flux, comprenant une conduite de soufflante s'étendant autour du moteur du turboréacteur et comportant deux parois de révolution coaxiales délimitant entre elles un espace annulaire de circulation du flux secondaire, caractérisé en ce que les parois de la conduite sont reliées par un unique bras radial tubulaire de passage d'un ensemble de câbles électriques et de conduits de fluide. Le turboréacteur selon l'invention comprend donc une conduite de soufflante équipée d'un seul bras radial dans lequel passent toutes les servitudes (conduiits d'air, d'huile et de carburant et câbles électriques). La réduction du nombre de bras de passage des servitudes de la conduite permet de réduire les pertes de charge dans le flux secondaire et donc d'augmenter les performances du turboréacteur. Cela permet également d'augmenter les dimensions des trappes d'accès formées dans les parois de la conduite et de faciliter la maintenance des équipements montés sur le corps du turboréacteur. Cela se traduit en outre par une réduction significative de la masse de la conduite de soufflante et une simplification de la fabrication et du montage de cette conduite.

3 Selon un mode de réalisation de l'invention, le bras radial est un bras inférieur qui s'étend verticalement vers le bas depuis la paroi de révolution interne. Ce bras est en position 6h par analogie avec le cadran d'une montre.

Le bras radial peut comprendre des cloisons radiales internes définissant des compartiments étanches de passage des servitudes à l'intérieur du bras. Le conduit de circulation d'air qui passe à l'intérieur du bras radial peut comprendre une extrémité radialement interne reliée à un étage de compresseur du turboréacteur pour le prélèvement d'air, et une extrémité radialement externe située au voisinage de l'extrémité radialement externe du bras et comportant un embout de raccordement à d'autres moyens de circulation d'air. Le turboréacteur selon l'invention est par exemple fixé sur la partie arrière du fuselage d'un avion et peut être monté indifféremment d'un côté ou de l'autre de fuselage de cet avion. Dans ce cas, les moyens de circulation d'air comprennent par exemple un tuyau rigide en arc de cercle qui s'étend sur 90 environ autour de l'axe longitudinal de la conduite, à l'extérieur de sa paroi de révolution externe. Ce tuyau de raccordement est logé dans la nacelle du turboréacteur et est raccordé à son extrémité située entre le moteur du turboréacteur et le fuselage de l'avion à un circuit d'air de l'avion, tel qu'un circuit de dégivrage, et/ou à des moyens de pressurisation de la cabine de l'avion.

Le bras radial est avantageusement relié à deux ensembles symétriques de moyens de raccordement à des équipements d'un avion, un seul de ces ensembles étant utilisé selon que le turboréacteur est monté d'un côté ou de l'autre du fuselage de l'avion. Le turboréacteur selon l'invention peut également être fixé sous l'aile 30 d'un avion et raccordé à des circuits d'air de cet avion par d'autres moyens appropriés.

4 L'invention concerne également un bras tubulaire de passage de servitudes pour une conduite de soufflante d'un turboréacteur à double flux, caractérisé en ce qu'il comprend des cloisons internes définissant des compartiments étanches de passage de câbles électriques et de conduits d'air, d'huile et de carburant. Le bras peut comporter un compartiment de passage des câbles électriques et un compartiment de passage des conduits de fluide, ou un compartiment de passage des câbles électriques et un compartiment de passage par type de fluide. Le bras peut également comporter plusieurs conduits pour chaque type de fluide, par exemple des conduits d'amenée et de retour d'huile. L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés, dans lesquels : - la figure 1 est une vue schématique partielle en coupe axiale d'un turboréacteur à double flux équipé d'une conduite de soufflante selon l'invention ; - la figure 2 est une vue schématique en coupe axiale de la conduite de soufflante selon l'invention ; - la figure 3 est une vue en coupe selon la ligne III-III de la figure 2. La figure 1 représente de manière schématique un turboréacteur à double flux comprenant d'amont en aval, dans le sens de l'écoulement des gaz à l'intérieur du turboréacteur, une soufflante 10, un compresseur 12, une chambre de combustion 14 et une turbine 16, ce turboréacteur étant destiné en particulier à être fixé par des moyens appropriés sur la partie arrière du fuselage d'un avion. La soufflante 10 comprend une pluralité d'aubes 18 qui sont montées à leurs extrémités radialement internes à l'extrémité amont d'un arbre (non représenté) du turboréacteur qui est entraîné en rotation par le rotor de la turbine 16. Les aubes de soufflante 18 sont entourées extérieurement par un carter 19 à l'extrémité amont de la nacelle 20 du turboréacteur, cette nacelle 20 étant sensiblement cylindrique et s'étendant vers l'aval autour du compresseur 12, de la chambre de combustion 14 et de la turbine 16 du turboréacteur, pour canaliser le flux d'air 22 entrant 5 dans le turboréacteur. Une partie 24 de ce flux d'air, formant le flux primaire ou flux chaud, passe dans le compresseur 12, puis est mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion 14, et passe ensuite dans la turbine 16 afin d'entraîner les aubes de rotor de la turbine et l'arbre du compresseur et de la soufflante.

L'autre partie 26 du flux d'air entrant dans le turboréacteur, formant le flux secondaire ou flux froid, s'écoule autour du corps du turboréacteur à l'intérieur d'une conduite de soufflante 28, et est utilisée pour alimenter des circuits de ventilation et de refroidissement et pour fournir une poussée supplémentaire s'ajoutant à celle fournie par les gaz de combustion éjectés de la turbine 16. La conduite de soufflante 28 est formée de deux parois de révolution 30, 32 sensiblement cylindriques qui s'étendent coaxialement l'une à l'intérieur de l'autre et qui comprennent des orifices de passage de servitudes telles que des conduits de circulation de fluide et des câbles électriques qui s'étendent sensiblement radialement entre les parois 30,32. La paroi externe 30 de la conduite de soufflante fait partie de la nacelle 20 du turboréacteur et est fixée à son extrémité amont sur l'extrémité aval du carter 19 de la nacelle. Sa paroi interne 32 est fixée à son extrémité amont sur un carter intermédiaire 36, et à son extrémité aval sur un carter d'échappement 38 monté en sortie de la turbine 16. La paroi interne 32 de la conduite comporte des ouvertures (non représentées) d'accès à des équipements montés sur le corps du turboréacteur, tels que par exemple des injecteurs de carburant 40, des vérins 42 de commande d'aubes à calage variable, des moyens 44 de prélèvement d'air sur le compresseur 12, des systèmes 46 de lubrification de paliers de l'arbre du turboréacteur, des dispositifs électriques 48 tels que

6 des bougies d'allumage, etc. Les ouvertures d'accès de la paroi interne sont fermées par des panneaux amovibles (non représentés). Dans la technique actuelle, les parois 30, 32 de la conduite sont reliées entre elles par deux bras radiaux tubulaires 34' de passage des servitudes, qui s'étendent dans un plan vertical et sont diamétralement opposés par rapport à l'axe longitudinal A du turboréacteur. Le bras inférieur 34' (représenté en traits pointillés) est en général utilisé pour loger au moins un conduit 50 de circulation d'huile et au moins un conduit 52 de circulation de carburant. Le bras supérieur 34' (en traits pointillés) permet notamment de loger un conduit 56' de circulation d'air prélevé sur le moteur du turboréacteur. La conduite de soufflante 28 selon l'invention comprend seulement un bras inférieur 34 en position 6h (représenté en traits continus) qui diffère de celui de la technique antérieure en ce qu'il est conçu pour loger toutes les servitudes, c'est-à-dire les conduits 50 et 52 de circulation d'huile et de carburant, le conduit 56 de circulation d'air, et des câbles électriques 54. Ce bras a donc préférentiellement un volume intérieur plus important que dans la technique antérieure. Dans l'exemple représenté, le bras radial inférieur 34 a une dimension axiale plus importante que celle du bras radial inférieur 34' de la technique antérieure, et les moyens 44 de prélèvement d'air sont situés sur le corps du turboréacteur sensiblement dans l'alignement du bras radial 34. Comme cela est schématiquement représenté en figure 2, le bras 34 comprend des cloisons radiales 58 délimitant à l'intérieur du bras des compartiments sensiblement étanches de passage des servitudes. Dans l'exemple représenté, le bras comprend quatre compartiments étanches : un compartiment de passage du conduit d'air 56, un compartiment de passage du conduit de carburant 52, un compartiment de passage du conduit d'huile 50, et un compartiment de passage de câbles électriques 54. Chaque compartiment peut également recevoir plusieurs conduits de

7 passage d'un type de fluide, tels que des conduits d'amenée et de retour d'huile. Les extrémités radialement externes des conduits de fluide et des câbles électriques sont reliées par des moyens appropriés à des équipements 68 montés dans la nacelle 20 du turboréacteur, à l'extérieur de la paroi externe de la conduite de soufflante 28, et/ou à des équipements de l'avion comportant ce turboréacteur. Le conduit 56 de circulation d'air est par exemple raccordé par son extrémité radialement externe à des circuits de dégivrage et d'alimentation en air pressurisé de la cabine de l'avion. Le turboréacteur est fixé sur la partie arrière du fuselage de l'avion au moyen d'un pylône ou analogue qui s'étend sur un des côtés du turboréacteur, entre son corps et le fuselage de l'avion, en position 3h ou 9h .

La figure 3 représente de manière très schématique des moyens de raccordement du conduit d'air 56 du turboréacteur à un circuit d'air 66 de l'avion. Les moyens de raccordement comprennent un tuyau rigide 60 en arc de cercle qui s'étend sur 90 environ autour de l'axe A du turboréacteur, et qui est disposé dans la nacelle du turboréacteur, à l'extérieur de la paroi externe 30 de la conduite 28. Ce tuyau 60 est relié à ses extrémités à deux embouts 62, 64 coudés à angle droit, un premier 62 de ces embouts étant raccordé à l'extrémité radialement externe du conduit d'air 56 située à proximité de l'extrémité radialement externe du bras radial 34, et le second 64 de ces embouts étant relié par des moyens appropriés au circuit d'air 66 de l'avion. Il est avantageux qu'un même turboréacteur puisse être monté sur la partie arrière du fuselage de l'avion, à droite ou à gauche de ce fuselage. II suffit pour cela d'utiliser des moyens de raccordement appropriés. Un ensemble de moyens de raccordement 60, 62 et 64 représentés en traits continus en figure 3 est prévu pour le montage du turboréacteur sur l'un des côtés du fuselage de l'avion, et un ensemble symétrique de moyens de raccordement représentés en traits pointillés est prévu pour permettre le montage du turboréacteur sur l'autre côté du fuselage de cet avion. Dans ce cas, un seul des deux ensembles de moyens de raccordement est utilisé, selon que le turboréacteur est monté d'un côté ou de l'autre du fuselage. Ce turboréacteur peut également être monté sous l'aile d'un avion en utilisant d'autres moyens de raccordement appropriés.

Claims

REVENDICATIONS

1. Turboréacteur à double flux, comprenant une conduite de soufflante (28) s'étendant autour du moteur du turboréacteur et comportant deux parois de révolution (30, 32) coaxiales délimitant entre elles un espace annulaire de circulation du flux secondaire, caractérisé en ce que les parois de la conduite sont reliées par un unique bras radial tubulaire (34) de passage d'un ensemble de câbles électriques et de conduits de fluide.

2. Turboréacteur à double flux selon la revendication 1, caractérisé en ce que le bras radial (34) s'étend dans une direction verticale.

3. Turboréacteur à double flux selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le bras (34) est un bras inférieur qui s'étend verticalement vers le bas depuis la paroi de révolution interne (32).

4. Turboréacteur à double flux selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le bras (34) comprend des cloisons radiales (58) internes définissant des compartiments étanches de passage de l'ensemble de câbles et de conduits de fluide.

5. Turboréacteur selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'un conduit (56) de circulation d'air s'étend à l'intérieur du bras radial (28) de la conduite et comprend une extrémité radialement interne reliée à un étage de compresseur du turboréacteur pour le prélèvement d'air, et une extrémité radialement externe située au voisinage de l'extrémité radialement externe du bras et comportant un embout de raccordement à d'autres moyens (60) de circulation d'air.

6. Turboréacteur selon la revendication 5, caractérisé en ce que les moyens de circulation d'air comprennent un tuyau rigide (60) en arc de cercle qui s'étend sur 90 environ autour de l'axe longitudinal (A) de la conduite, à l'extérieur de sa paroi de révolution externe (30).

7. Turboréacteur selon l'une des revendications précédentes, 30 caractérisé que en ce que le bras radial est relié à deux ensembles symétriques de moyens de raccordement à des équipements d'un avion,un seul de ces ensembles étant utilisé selon que le turboréacteur est monté d'un côté ou de l'autre du fuselage de l'avion.

8. Bras tubulaire de passage de servitudes pour un turboréacteur à double flux selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend des cloisons internes (58) définissant des compartiments étanches de passage de câbles électriques (54) et de conduits d'air, d'huile et de carburant (52, 54, 56).