FR2953487A1 - Moyeu d'helice a anneau polygonal renforce et turbomachine equipee d'un tel moyeu. - Google Patents

Abstract

-L'anneau polygonal (17) destiné au support des pales de l'hélice se compose de deux flancs annulaires d'extrémité (20, 21) espacés parallèlement l'un de l'autre et entre lesquels sont diamétralement solidarisés, par des zones d'enracinement (30), des bagues (23) à logements cylindriques radiaux (24), équi-angulairement réparties pour la réception desdites pales, et séparées alternativement par des évidements traversants (32). Selon l'invention, ledit anneau polygonal (17) comporte de plus des éléments de renfort (26) disposés dans lesdits évidements traversants (32) et reliés auxdites bagues correspondantes (23).

Description

Moyeu d'hélice à anneau polygonal renforcé et turbomachine équipée d'un tel moyeu

La présente invention concerne un moyeu d'hélice à pales à calage variable pour une turbomachine du type à soufflante non carénée (en anglais « open rotor » ou « unducted fan »). La soufflante d'une turbomachine de ce type comprend typiquement deux hélices externes coaxiales et contrarotatives, respectivement amont et aval, qui sont chacune entraînées en rotation par une turbine de la turbomachine et qui s'étendent sensiblement radialement à l'extérieur de la nacelle de cette turbomachine. Chaque hélice comprend usuellement un moyeu du type comportant un anneau polygonal de support desdites pales, concentrique à l'axe longitudinal de la turbomachine et composé de deux flancs annulaires d'extrémité espacés parallèlement l'un de l'autre et entre lesquels sont diamétralement solidarisées, par des zones d'enracinement issus des flancs annulaires, des bagues à logements cylindriques radiaux pour la réception desdites pales. Les bagues sont équi-angulairement réparties en périphérie latérale de l'anneau polygonal et séparées les unes des autres par des évidements traversants, et un moyen de liaison relie l'anneau polygonal à un élément de rotor de turbine de la turbomachine. Les pales peuvent tourner dans les logements des bagues de l'anneau polygonal et sont pour cela entraînées en rotation autour des axes des pales par des moyens appropriés de façon à régler le calage angulaire des pales, et à l'optimiser en fonction des conditions de fonctionnement de la turbomachine. De plus, en fonctionnement, les pièces tournantes de la turbomachine, et notamment le moyeu et les pales de l'hélice, sont soumises, à des degrés divers, à des contraintes importantes qu'elles soient d'ordre mécanique, thermique, aérodynamique, etc.... En particulier, les logements cylindriques des pales tendent à se déformer sous les efforts importants qui s'exercent au niveau des bagues radiales de l'anneau polygonal, jusqu'à prendre une configuration ovale. En effet, comme les zones d'enracinement ou de liaison des bagues sur les flancs annulaires sont larges et s'étendent sur une portion périphérique importante des bagues pour des raisons de tenue et de rigidité mécaniques, les efforts de traction exercés par ces flancs sur les bagues provoquent une ovalisation de celles-ci. Ainsi, les pistes de roulement des paliers, qui sont prévus entre le logement cylindrique de chaque bague et un dispositif rotatif (à platine et couronne notamment) portant la pale et permettant de faire varier le calage de celle-ci, risquent de se détériorer rapidement jusqu'à ne plus garantir un fonctionnement correct des pales, avec les conséquences que cela peut entraîner. La présente invention a pour but de remédier à ces inconvénients et concerne un moyeu d'hélice à pales à calage variable dont la conception dudit anneau polygonal garantit l'absence de déformation des logements cylindriques des bagues. A cet effet, le moyeu d'hélice à pales à calage variable pour une turbomachine à axe longitudinal, du type comportant : - un anneau polygonal de support des pales, concentrique à l'axe longitudinal et composé de deux flancs annulaires d'extrémité espacés parallèlement l'un de l'autre et entre lesquels sont diamétralement solidarisées, par des zones d'enracinement issues desdits flancs annulaires, des bagues à logements cylindriques radiaux pour la réception des pales, lesdites bagues étant équiangulairement réparties en périphérie latérale de l'anneau polygonal et séparées les unes des autres par des évidements traversants, et - un moyen de liaison reliant l'anneau polygonal à un élément de rotor de turbine de la turbomachine, est remarquable, selon l'invention, en ce que l'anneau polygonal comporte de plus des éléments de renfort desdites bagues, disposés, sensiblement parallèlement auxdits flancs annulaires d'extrémité, dans les évidements traversants de la périphérie latérale de l'anneau et reliés auxdites bagues correspondantes.

Ainsi, grâce à l'invention, les éléments de renfort constituent des nervures de raidissement qui, de par leur disposition entre deux bagues consécutives, perpendiculairement à la liaison diamétrale de celles-ci aux flancs annulaires d'extrémité par les zones d'enracinement, empêchent l'ovalisation desdites bagues et, donc, celle des logements cylindriques radiaux par suite des contraintes exercées. Ces dernières sont donc reprises sans déformation des bagues. Et les pistes de roulement des paliers prévus sur les dispositifs rotatifs des pales conservent leur intégrité. Avantageusement, lesdites zones d'enracinement desdits flancs annulaires d'extrémité sur lesdites bagues peuvent avoir une épaisseur réduite du fait de la présence desdits éléments de renfort. Ainsi, même si cela entraîne moins d'opposition au mouvement pendulaire dû aux pales (aubes), le risque de déformation au niveau des zones d'enracinement d'épaisseur réduite est supprimé par les éléments de renfort qui s'opposent à ce mouvement pendulaire, et évitent l'ovalisation des bagues. Par exemple, l'épaisseur desdites zones d'enracinement est sensiblement de l'ordre de celle desdits éléments de renfort ou de celle desdites bagues. De préférence, les éléments de renfort des bagues sont situés dans le plan médian radial dudit anneau polygonal, perpendiculaire à l'axe longitudinal et contenant les axes géométriques des logements cylindriques radiaux de réception des pales, et à égale distance des deux dits flancs annulaires d'extrémité dudit anneau. Ainsi, chaque bague est maintenue rigidement par quatre liaisons perpendiculaires les unes des autres (deux avec les zones d'enracinement des flancs annulaires d'extrémité, deux avec les éléments de renfort des bagues), conférant à chacune des bagues une rigidité satisfaisante. L'ensemble des éléments de renfort forme ainsi un disque de rigidification des bagues empêchant l'ovalisation de leur logement. Avantageusement, lesdits éléments de renfort s'étendent radialement sur toute la hauteur desdites bagues. De la sorte, l'objectif de réduire au mieux la déformation des logements des bagues et de renforcer leur tenue aux efforts de fonctionnement est atteint. Dans un mode préféré de réalisation, les éléments de renfort se présentent chacun sous la forme d'une plaque mince rigide, disposée radialement dans l'évidement traversant et solidaire, par ses bords latéraux, des parois latérales correspondantes des deux bagues consécutives. On remarquera la simplicité de réalisation des éléments de renfort qui, outre le fait d'empêcher la déformation des bagues, n'entraîne pas un surpoids significatif de l'anneau (plaques minces), justifiant la présence des évidements traversants dans celui-ci, d'autant plus que les zones d'enracinement sont réduites. Dans un autre mode de réalisation, chaque élément de renfort se présente sous la forme de deux plaques minces rigides, perpendiculaires l'une par rapport à l'autre en définissant une section transversale en croix, l'une des plaques étant agencée radialement dans l'évidement traversant en reliant les deux bagues correspondantes, et l'autre plaque perpendiculaire étant agencée tangentiellement en périphérie latérale de l'anneau polygonal en reliant les flancs annulaires d'extrémité de l'anneau polygonal pour obturer ainsi l'évidement traversant. Ainsi, non seulement la rigidité des bagues est encore renforcée, supprimant leur déformation, mais en outre, avec la fermeture des évidements traversants, on empêche une partie des gaz chauds de ventilation circulant dans les tuyères de la turbomachine, de passer par les évidements depuis le côté intérieur de l'anneau, où se trouvent les turbines, vers le côté extérieur, où se trouvent les pales de l'hélice, et de surchauffer les pieds des pales, sensibles aux températures élevées compte tenu de leur réalisation en matériau composite. On canalise ainsi les gaz chauds de ventilation du côté intérieur de l'anneau polygonal du moyeu de l'hélice. De préférence, les éléments de renfort sont intégrés à l'anneau polygonal. La totalité de celui-ci est ainsi obtenu directement par des techniques de laminage et usinage. Bien évidemment, lesdits éléments de renfort peuvent être rapportés fixement à l'anneau polygonal, après l'obtention de celui-ci. L'invention concerne également une turbomachine du type à soufflante non carénée. Avantageusement, elle comprend un moyeu d'hélice de ladite soufflante, tel que défini ci-dessus. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est une vue en coupe longitudinale schématique d'une turbomachine du type à hélices non carénées. La figure 2 montre une vue en perspective partielle de l'hélice amont de ladite turbomachine, avec son anneau polygonal du moyeu portant les pales. La figure 3 est une vue agrandie partielle de l'anneau polygonal montrant les éléments de renfort pour les bagues de support des pales.

La figure 4 est une coupe transversale selon le plan A-A de la figure 3 de l'élément de renfort. La figure 5 montre, en coupe transversale analogue à la figure 4, une variante de réalisation dudit élément de renfort. On se réfère d'abord à la figure 1 qui représente une turbomachine 1 à soufflante non carénée (en anglais « open rotor » ou « unducted fan ») qui comporte d'amont en aval, dans le sens d'écoulement des gaz à l'intérieur de la turbomachine d'axe longitudinal A, un compresseur 2, une chambre annulaire de combustion 3, une turbine haute pression 4, et deux turbines basse pression 5, 6 qui sont contrarotatives, c'est-à-dire qu'elles tournent dans deux sens opposés autour de l'axe longitudinal A de la turbomachine. Chacune de ces turbines aval 5, 6 est solidaire en rotation d'une hélice externe 7, 8 s'étendant radialement à l'extérieur de la nacelle 10 de la turbomachine, cette nacelle 10 étant sensiblement cylindrique et s'étendant le long de l'axe A autour du compresseur 2, de la chambre de combustion 3, et des turbines 4, 5 et 6.

Le flux d'air 11 qui pénètre dans la turbomachine est comprimé puis est mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion 3, les gaz de combustion passant ensuite dans les turbines pour entraîner en rotation les hélices 7,8 qui fournissent la majeure partie de la poussée engendrée par la turbomachine. Les gaz de combustion sortant des turbines sont expulsés à travers une tuyère 12 (flèches 14) pour augmenter la poussée. Les hélices 7, 8 sont disposées coaxialement l'une derrière l'autre et comportent une pluralité de pales 15 régulièrement réparties autour de l'axe longitudinal A de la turbomachine 1. Ces pales 15 s'étendent sensiblement radialement et sont du type à calage variable, c'est-à-dire qu'elles peuvent tourner autour de leurs axes de façon à optimiser leur position angulaire en fonction des conditions de fonctionnement de la turbomachine. Dans un montage connu, décrit notamment dans le document US-A-5 263 898, chaque hélice 7, 8 comprend un moyeu rotatif ou élément de rotor 16 formé principalement par un anneau polygonal 17 supportant les pales 15 et disposé de façon concentrique à l'axe longitudinal A de la turbomachine 1, perpendiculairement à ce dernier. Par exemple, sur l'hélice amont 7 représentée sur les figures 1 et 2, l'anneau polygonal 17 du moyeu 16 se trouve dans la partie rotative correspondante 10A de la nacelle 10 et est relié à celle-ci par un moyen de liaison approprié symbolisé en 18 sur la figure 1. Cet anneau polygonal 17 de support des pales 15 est généralement structurellement monobloc et sa périphérie latérale 19 se compose de deux flancs (ou parties) annulaires polygonaux d'extrémité 20 et 21 parallèles entre eux et reliés l'un à l'autre par des parties intermédiaires cylindriques 22, telles que des bagues (ou fûts) radiales 23. Celles-ci sont disposées de manière équi-angulairement répartie à la périphérie latérale ainsi formée 19 de l'anneau 17 et les parois latérales 25 des bagues définissent des logements cylindriques radiaux 24 dont les axes B convergent, dans un même plan radial, vers l'axe longitudinal A de la turbomachine 1, et qui sont destinés à recevoir des dispositifs de montage 29 des pales.

Plus particulièrement, ces dispositifs de montage 29 sont montrés de façon schématique et extérieure sur la figure 2 et sont par exemple décrits en détail en référence au document US-A-5 263 898. Brièvement, chaque dispositif 29 porte, d'un côté, le pied 15A de la pale 15, tandis qu'il s'engage, de l'autre côté, dans le logement 24 de la bague 23. Des paliers non représentés, prévus dans le logement, assurent la rotation, par des moyens appropriés non illustrés, du dispositif de montage par rapport au logement de l'anneau. Ainsi, en fonction de la vitesse et des phases de vol de l'avion, on peut modifier le calage des pales par une commande globale agissant sur les moyens de rotation des pales. De plus, comme on le voit sur les figures 2 et 3, les parois latérales 25 des bagues cylindriques 23 sont solidaires des flancs annulaires d'extrémité 20,21 par des zones d'enracinement ou de liaison 30 prévues en opposition diamétrale sur la périphérie latérale 19 de l'anneau polygonal 17 et ayant une hauteur de préférence identique à celle des flancs annulaires d'extrémité. On remarque par ailleurs, sur la figure 2, que les logements de réception 24 des dispositifs de montage 29 des pales 15 sont situés aux sommets d'intersection des zones planes 31 ( au nombre de douze dans cet exemple) de la périphérie latérale polygonale 19 de l'anneau dont la réalisation s'effectue d'un seul tenant notamment par des techniques de laminage et d'usinage appropriées. Aussi, à des fins d'allègement de l'anneau polygonal 17, les zones planes 31 sont pourvues d'évidements traversants ou ouvertures 32 qui sont délimités par les parois latérales 25 des bagues consécutives et les portions correspondantes des flancs annulaires d'extrémité 20, 21 de l'anneau. Ces évidements 32 sont ainsi alternés avec les bagues 23 en périphérie latérale 19 de l'anneau polygonal formant le moyeu 16 de l'hélice. Et deux de ces évidements traversants 32, tels que réalisés actuellement, sont montrés sur le détail D de la figure 2, avec les zones d'enracinement 30 (l'une est seulement visible) solidarisant diamétralement la bague 23 aux flancs annulaires 20, 21. On voit que l'épaisseur ou largeur de la zone représentée est importante entraînant, comme on l'a rappelé précédemment, une ovalisation de la bague à cause des efforts de traction exercés par les flancs sur celle-ci. Conformément à l'invention, des éléments de renfort 26 sont prévus dans les évidements traversants 32 pour éviter la déformation des bagues 23 et, notamment, leur ovalisation suite aux efforts intenses qui s'exercent sur celles-ci. Pour cela, les éléments de renfort 26 sont associés rigidement aux parois latérales 25 de deux bagues consécutives 23 en agissant sur ces parois latérales de manière perpendiculaire aux zones d'enracinement diamétrales 30 des bagues 25 avec les flancs annulaires d'extrémité 20, 21 de l'anneau, c'est-à-dire là où le risque d'ovalisation est important. On remarque que, contrairement aux zones d'enracinement antérieures 30 à large épaisseur comme celle illustrée dans la loupe D de la figure 2, les autres zones 30 de l'anneau ont une épaisseur réduite e (figure 3), de l'ordre de celle des bagues ou des éléments de renfort, ce qui limite fortement les efforts exercés par les flancs sur les bagues 23 et, donc, leur ovalisation. Et les éléments de renfort 26 s'opposent au mouvement pendulaire dû aux pales, risquant de s'amplifier par la diminution de l'étendue e des zones d'enracinement 30, et suppriment le risque de déformation au niveau des zones d'enracinement alors réduites en contribuant à rigidifier les bagues.

Dans un mode préféré de réalisation, les éléments de renfort 26 sont définis par des plaques minces rigides 27 disposées chacune dans un évidement traversant 32 et situées dans le plan médian radial de l'anneau polygonal 17. C'est-à-dire, comme le montrent les figures 2 et 4, le plan qui est perpendiculaire à l'axe longitudinal A de la turbomachine et qui contient les axes géométriques B des logements cylindriques de réception 24, des pales, à égale distance des deux flancs annulaires d'extrémité 20, 21 de l'anneau. Comme on le voit sur les figures 2 et 3, les plaques minces rigides 27 ainsi agencées radialement empêchent la déformation des zones d'enracinement d'épaisseur réduite et des parois latérales 25 des bagues 23, notamment celle des pistes de roulement des paliers pour la rotation des pales. L'ensemble de ces plaques minces 27 définit ainsi un disque de reprise des efforts, formé d'une pluralité de nervures de raidissement. Pour empêcher toute déformation, chaque plaque rigide mince 27 s'étend sur toute la hauteur des bagues 23, les bords latéraux 28 des plaques étant solidaires des parois 25 des bagues.

Ainsi, par l'agencement de ces éléments de renfort 26 et des zones 30 d'épaisseur réduite, la non déformation des logements des bagues, ainsi que la tenue de l'anneau en général aux différents efforts de fonctionnement, sont renforcées en évitant en finalité la détérioration des pistes de roulement des paliers prévus entre les logements des bagues et les dispositifs de montage rotatifs 29, puisque la paroi latérale 25 de chaque bague 23 est « supportée » par quatre liaisons perpendiculaires (deux zones de liaison 30 et deux éléments de renfort 26). De plus, le fait d'ajouter des plaques minces 27 pour supprimer le risque de déformation des zones d'enracinement réduites et rigidifier les bagues ne contribue pas à augmenter significativement la masse du moyeu 16 de l'hélice 7 d'autant plus que les zones d'enracinement 30 sont réduites. Comme on l'a rappelé précédemment, l'anneau polygonal 17 est obtenu directement par des techniques appropriées, de sorte que les flancs annulaires d'extrémité 20, 21, les bagues 23 et les éléments de renfort 26 ne constituent qu'une seule et même pièce. Cependant, on pourrait envisager de rapporter par assemblage, soudage ou autre, les plaques minces entre les parois latérales des bagues. En variante, chaque élément de renfort 26 pourrait avoir une section transversale en forme de croix, de la manière représentée par exemple sur la figure 5. Une première plaque rigide mince 27A est ainsi disposée de façon identique à la précédente réalisation, tandis qu'une seconde plaque mince 27B, perpendiculaire à la première et issue de chaque côté de celle-ci, s'étend tangentiellement dans l'évidement traversant correspondant 32 jusqu'à venir contre les flancs annulaires d'extrémité 20, 21. Ainsi, les évidements traversants 32 en périphérie latérale 19 de l'anneau polygonal 17 sont totalement obturés, l'ensemble des éléments de renfort 26 en forme de croix contribuant à rigidifier encore les bagues et l'anneau 17 en général, et également à isoler thermiquement le côté extérieur du moyeu 16, où se trouvent les pales 15, du côté intérieur, où se trouvent les turbines. Ainsi, le flux des gaz chauds de ventilation circulant dans la turbomachine est canalisé du côté intérieur du moyeu à anneau polygonal et ne passe plus par les évidements traversants, en risquant de provoquer une surchauffe du pied des pales de l'hélice, particulièrement critique lorsque celles-ci sont réalisées en matériau composite. 15 20 25

Claims (10)

1. REVENDICATIONS1. Moyeu d'hélice à pales à calage variable pour une turbomachine à axe longitudinal, du type comportant : û un anneau polygonal (17) de support desdites pales (15), concentrique à l'axe longitudinal et composé de deux flancs annulaires d'extrémité (20, 21) espacés parallèlement l'un de l'autre et entre lesquels sont diamétralement solidarisées, par des zones d'enracinement (30) issues desdits flancs annulaires, des bagues (23) à logements cylindriques radiaux (24) pour la réception desdites pales, lesdites bagues (23) étant équi-angulairement réparties en périphérie latérale de l'anneau polygonal et séparées les unes des autres par des évidements traversants (32), et û un moyen de liaison (18) reliant l'anneau polygonal (17) à un élément de rotor de turbine de la turbomachine, caractérisé en ce que l'anneau polygonal (17) comporte des éléments de renfort (26) desdites bagues (23), disposés, sensiblement parallèlement auxdits flancs annulaires d'extrémité, dans les évidements traversants (32) de la périphérie latérale de l'anneau polygonal et reliés auxdites bagues correspondantes.
2. 2. Moyeu selon la revendication 1, dont lesdites zones d'enracinement (30) desdits flancs annulaires d'extrémité (20, 21) sur lesdites bagues (23) ont une épaisseur (e) réduite.
3. 3. Moyeu selon la revendication 2, dont l'épaisseur (e) desdites zones d'enracinement (30) est sensiblement de l'ordre de celle desdits éléments de renfort (26) ou de celle desdites bagues (23).
4. 4. Moyeu selon l'une des revendications 1 à 3, dont les éléments de renfort (26) des bagues (23) sont situés dans le plan médian radial de l'anneau polygonal, perpendiculaire à l'axe longitudinal (A) et contenant les axes géométriques (B) des logements cylindriques radiaux (24) de réception des pales, et à distance des deux flancs annulaires d'extrémité (20, 21) de l'anneau polygonal.
5. 5. Moyeu selon l'une des revendications 1 à 4, dont les éléments de renfort (26) s'étendent radialement sur toute la hauteur desdites bagues (23).
6. 6. Moyeu selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dont lesdits éléments de renfort (26) se présentent chacun sous la forme d'une plaque mince rigide (27) disposée radialement dans ledit évidement traversant (32) et solidaire, par ses bords latéraux (28), des parois latérales correspondantes (25) des deux bagues consécutives.
7. 7. Moyeu selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que lesdits éléments de renfort (26) sont intégrés audit anneau polygonal (17).
8. 8. Moyeu selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dont lesdits éléments de renfort (26) sont rapportés fixement à l'anneau polygonal (17).
9. 9. Moyeu selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dont chaque élément de renfort (26) se présente sous la forme de deux plaques minces rigides (27A, 27B), perpendiculaires l'une par rapport à l'autre en définissant une section transversale en croix, l'une (27A) desdites plaques étant agencée radialement dans ledit évidement traversant en reliant les deux bagues correspondantes, et l'autre plaque perpendiculaire (27B) étant agencée tangentiellement en périphérie latérale (19) de l'anneau polygonal en reliant lesdits flancs annulaires d'extrémité de l'anneau pour obturer ledit évidement traversant.
10. 10. Turbomachine (1) du type à soufflante non carénée, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un moyeu (16) d'hélice de ladite soufflante, tel que défini dans l'une quelconque des revendications précédentes 1 à 9.