FR3144187A1 - Turbomachine comprenant des moyens de blindage economiques. - Google Patents
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Abstract
L’invention concerne une turbomachine (10) d’aéronef, présentant un axe longitudinal X et dans laquelle circule un flux d’air d’amont vers l’aval, la turbomachine comprenant :- un ensemble de compresseur (11), - un ensemble de turbine (13) comprenant au moins un étage d’aubes rotoriques (14),- une chambre de combustion (12) agencée entre l’ensemble de compresseur (11) et l’ensemble de turbine (13), la chambre de combustion (12) étant alimentée par l’air comprimé par l’ensemble de compresseur (11),- un échangeur de chaleur (20) configuré de manière à augmenter la température de l’air comprimé par l’ensemble de compresseur (11), et - des moyens de blindage de rétention d’au moins un élément de la turbomachine,
Selon l’invention, les moyens de blindage comprennent l’échangeur de chaleur (20) qui d’une part, est annulaire et qui d’autre part, est disposé radialement à l’extérieur de l’étage d’aubes rotoriques et en aval de la chambre de combustion.
Figure pour l’abrégé : Fig.3
Description
La présente invention concerne le domaine des turbomachines, notamment des turbomachines pour aéronefs. Elle vise en particulier la protection des turbomachines.
Il est connu d’équiper des turbomachines avec des moyens de blindage de rétention ou protection qui permettent de retenir des débris et tout organe qui seraient projetés à haute vitesse en cas de défaillance ou d’une rupture pendant leur fonctionnement.
La rupture de fragments d’organes de la turbomachine peut intervenir de manière volontaire lors de la conception de ceux-ci par exemple avec des zones fusibles pour contrôler la rupture et empêcher que l’organe n’atteigne une vitesse excessive. La rupture pourrait intervenir également en cas d’un choc après l’ingestion d’un objet étranger de la turbomachine.
Comme cela est représenté sur la , les moyens de blindage de rétention 1 sont situés généralement sur le trajet ou « cône d’éjection » 2 de ces débris, fragments ou organes qui pourraient engendrer des dégâts considérables. Les moyens de blindage 1 sont installés par exemple sur des portions de carters annulaires entourant des organes rotatifs tels qu’un aubage rotorique de turbine comprenant des aubes 3 reliées à un disque de turbine 4. Le disque 4 est centré sur l’axe de rotation 5 de la turbomachine, et l’axe 6 suivant lequel s’étend l’aubage rotorique est confondu avec l’axe du cône d’éjection 2. Les moyens de blindage 1 peuvent se présenter sous forme d’anneau ou sous forme de cartouche s’étendant sur une portion du carter avec différents éléments. Ceux-ci peuvent avoir une épaisseur de matière importante et de manière à retenir l’énergie cinétique des débris, fragments ou organes. Un anneau 7 disposé en regard de l’aubage rotorique (soit entre l’aubage rotorique et les moyens de blindage) participe également à la fonction de rétention.
Cependant, de tels moyens de blindage peuvent représenter une masse non négligeable venant s’ajouter à la masse de certains équipements tels que les échangeurs de chaleur et pouvant impacter les performances de la turbomachine. Par ailleurs, les moyens de blindage doivent tenir compte de la possibilité que surviennent plusieurs impacts et sur différentes zones, ce qui peut pénaliser la masse également.
Il existe un besoin de résoudre tout ou partie des inconvénients précités.
L’objectif de la présente invention est de fournir des moyens de blindage sans augmenter la masse de la turbomachine et tout en étant économique.
Nous parvenons à cet objectif conformément à l’invention grâce à une turbomachine d’aéronef, présentant un axe longitudinal et dans laquelle circule un flux d’air d’amont vers l’aval, la turbomachine comprenant :
- un ensemble de compresseur,
- un ensemble de turbine comprenant au moins un étage d’aubes rotoriques,
- une chambre de combustion agencée entre l’ensemble de compresseur et l’ensemble de turbine, la chambre de combustion étant alimentée par l’air comprimé par l’ensemble de compresseur,
- un échangeur de chaleur configuré de manière à augmenter la température de l’air comprimé par l’ensemble de compresseur, et
- des moyens de blindage de rétention d’au moins un élément de la turbomachine,
les moyens de blindage comprenant l’échangeur de chaleur qui d’une part, est annulaire et qui d’autre part, est disposé radialement à l’extérieur de l’étage d’aubes rotoriques et en aval de la chambre de combustion.
- un ensemble de compresseur,
- un ensemble de turbine comprenant au moins un étage d’aubes rotoriques,
- une chambre de combustion agencée entre l’ensemble de compresseur et l’ensemble de turbine, la chambre de combustion étant alimentée par l’air comprimé par l’ensemble de compresseur,
- un échangeur de chaleur configuré de manière à augmenter la température de l’air comprimé par l’ensemble de compresseur, et
- des moyens de blindage de rétention d’au moins un élément de la turbomachine,
les moyens de blindage comprenant l’échangeur de chaleur qui d’une part, est annulaire et qui d’autre part, est disposé radialement à l’extérieur de l’étage d’aubes rotoriques et en aval de la chambre de combustion.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, cet échangeur de chaleur est positionné dans le cône d’éjection d’au moins un étage d’aubes rotoriques afin de tirer profit de sa robustesse et de confiner des éventuelles projections de fragments d’aubes rotoriques. Nous obtenons un gain de masse, voire une suppression de masse de blindage ainsi qu’une réduction des coûts de fabrication en utilisant un équipement déjà disponible dans la turbomachine. Par ailleurs, cette configuration n’appelle pas de modifications majeures dans la turbomachine.
La turbomachine comprend également l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison :
- l’ensemble de turbine comprend au moins une turbine libre, l’échangeur de chaleur étant agencé radialement autour de l’étage des aubes rotoriques de la turbine libre.
- l’ensemble de turbine comprend une turbine de détente en amont de la turbine libre, l’échangeur de chaleur étant agencé au moins en partie radialement autour de la turbine de détente.
- l’échangeur de chaleur comprend au moins un premier circuit dans lequel est destiné à circuler de l’air comprimé et un deuxième circuit dans lequel est destiné à circuler du gaz d’échappement issu de l’ensemble de turbine.
- l’échangeur de chaleur comprend un premier panneau, un deuxième panneau et une pluralité de premières ailettes s’étendant entre le premier panneau et le deuxième panneau.
- l’échangeur de chaleur comprend plusieurs étages disposés radialement, chaque étage étant formé par le premier panneau, le deuxième panneau et les premières ailettes entre eux.
- les étages sont espacés par des deuxièmes passages dans lesquels circule le gaz d’échappement issu de l’ensemble de turbine, des deuxièmes ailettes étant agencées dans chaque deuxième passage et destinées à être balayées par le gaz d’échappement, les premières ailettes et les deuxièmes ailettes étant disposées en alternance autour de l’axe longitudinal.
- l’échangeur de chaleur présente une surface amont s’étendant dans un plan sensiblement perpendiculaire à l’axe longitudinal et dans laquelle est définie une entrée et une sortie de premiers passages dans lesquels sont agencées les premières ailettes, une surface cylindrique interne définissant une entrée du deuxième circuit et une surface cylindrique externe définissant une sortie du deuxième circuit, la surface cylindrique interne et la surface cylindrique externe étant centrées sur l’axe longitudinal et reliées par la surface amont.
- l’échangeur de chaleur est venu de matière.
L’invention concerne également un procédé de fabrication d’un échangeur de chaleur destiné à être agencé dans une turbomachine comme moyens de blindage de rétention et selon l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées, le procédé comprenant une étape de réalisation de l’échangeur de chaleur par fabrication additive par fusion sélective sur lits de poudre.
L’invention concerne en outre un aéronef comprenant une turbomachine telle que susmentionnée.
L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels :
- La représente en coupe axiale et schématique un exemple d’aubage rotorique de turbine solidaire en rotation d’un disque et d’une portion de blindage en regard de l’aubage rotorique selon l’art antérieur ;
- La est une vue en coupe axiale d’un exemple de turbomachine à laquelle s’applique l’invention ;
- La représente de manière schématique l’agencement d’un moyen de blindage autour d’un étage d’aubes rotoriques selon l’invention ; et
- La illustre un exemple de secteur d’échangeur de chaleur faisant office de moyen de blindage selon l’invention.
La a déjà été décrite dans ce qui précède.
La illustre un exemple de turbomachine 10 d’aéronef selon l’invention et qui s’étend suivant un axe longitudinal X. L’aéronef peut être un avion ou un hélicoptère. La turbomachine 10 peut être un turbomoteur, un turboréacteur ou un turbopropulseur. La turbomachine qui est représentée sur la est un turbomoteur pour un hélicoptère de préférence.
Dans la présente invention, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine et/ou de l’écoulement des gaz dans la turbomachine. Les termes « axial », « axialement », « longitudinal » et « longitudinalement » sont définis par rapport à l’axe longitudinal. De même, les termes « radial » ou « radialement » sont définis par rapport à un axe radial perpendiculaire à l’axe longitudinal.
La turbomachine 1 illustrée comprend au moins un ensemble de compresseur 11, une chambre de combustion 12 et au moins un ensemble de turbine 13.
Dans le présent exemple, la turbomachine 10 comprend deux compresseurs 11a, 11b qui sont montés de manière successive suivant l’axe longitudinal X. De manière avantageuse, mais non limitativement, les compresseurs 11a, 11b ont une forme annulaire, sont coaxiaux et centrés sur l’axe longitudinal X. Ce dernier est ici l’axe de rotation des organes de la turbomachine 10.
La chambre de combustion 12 est agencée avantageusement en aval des deux compresseurs 11a, 11b.
La turbomachine 10 comprend également deux turbines 13a, 13b qui sont montées de manière successive suivant l’axe longitudinal X. Chaque turbine 13a, 13b a une forme annulaire et est centrée sur l’axe longitudinal X.
Les turbines 13a, 13b sont avantageusement montées en aval de la chambre de combustion.
L’une des turbines 13a, 13b peut être de manière avantageuse une turbine libre. En d’autres termes, la turbine libre n’est pas reliée à un arbre de rotor qui serait relié à un rotor d’un compresseur. La turbine 13b la plus en aval est avantageusement la turbine libre.
Chaque compresseur 11a, 11b et chaque turbine 13a, 13b comprend au moins un étage d’aubes statoriques et un étage d’aubes rotoriques qui tourne autour de l’axe longitudinal X.
L’étage d’aubes rotoriques d’une turbine 13a, 13b comprend une pluralité d’aubes rotoriques 14 disposées autour de l’axe longitudinal et qui sont chacune reliée à un disque 15 (appelé rouet ou roue) centré sur l’axe longitudinal X. Chaque aube rotorique 14 s’étend suivant l’axe radial et vers l’extérieur de la turbomachine.
Les rouets des compresseurs 11a, 11b sont reliés à la roue de la turbine 13a (turbine de détente ou turbine haute pression) par un arbre de transmission 19.
Suivant l’exemple qui est représenté de la , la turbomachine comprend une entrée d’air 16 qui est radiale. Chaque compresseur 11a, 11b (est ici de type centrifuge) comprend une entrée qui est orientée axialement et une sortie qui est orientée radialement vers l’extérieur par rapport à l’axe longitudinal X. L’entrée d’air 16 alimente en air l’ensemble de compresseur 11 et l’ensemble de compresseur 11 fournit en sortie de l’air comprimé C.
La chambre de combustion 12 est alimentée en air comprimé C, et en carburant via un ou plusieurs injecteurs de carburant. A cet effet, la chambre de combustion 12 comprend une entrée d’air comprimé qui est raccordée à la sortie d’un compresseur. La chambre de combustion 12 comprend une sortie de gaz de combustion qui est raccordée à une des turbines. Ici, la sortie de la chambre de combustion 12 est proche du côté amont de la chambre de combustion 12 et cette dernière est du type inversé. Une chambre de combustion de type inversé présente l’avantage de minimiser l’encombrement axial de la turbomachine.
Le gaz de combustion injecté dans la turbine 13a en aval de la chambre de combustion 12 se détend et entraîne le rotor de la turbine 13a autour de l’axe longitudinal. Le gaz d’échappement G en sortie des turbines est ensuite évacué vers l’atmosphère via une tuyère d’éjection 17. La tuyère d’éjection 17 est située ici en aval de la turbine libre 13b. L’énergie fournie par la turbine libre 13b via un arbre de puissance entraîne un rotor d’hélicoptère, la turbomachine étant alors un turbomoteur, ou encore le rotor d’un équipement tel qu’une machine électrique pour une fonction de turbogénérateur.
La turbomachine peut encore être utilisée pour un turbopropulseur, la turbine libre entraînant alors un ou des rotor(s) d’hélice(s) non carénée(s).
La turbomachine 10 est de manière avantageuse, une turbomachine à cycle récupéré. Une telle turbomachine prévoit que l’air en sortie du ou des compresseurs 11a, 11b soit chauffé avant d’être injecté dans la chambre de combustion 12. Le chauffage de l’air comprimé C est opéré par l’air (ou gaz d’échappement G) en sortie de la ou des turbines 13a, 13b). Cela permet d’améliorer les performances de la turbomachine car la quantité de carburant nécessaire pour atteindre la température de fonctionnement de la turbomachine est inférieure à celle nécessaire dans le cadre d’une turbomachine à cycle classique. Dans une turbomachine à cycle classique, l’air qui sort du ou des compresseurs alimente directement la chambre de combustion.
A cet effet et en référence à la , la turbomachine 10 comprend un échangeur de chaleur 20. Ce dernier est configuré pour augmenter (chauffer ou préchauffer) la température de l’air comprimé C issu de l’ensemble de compresseur 11 avant sa combustion dans la chambre de combustion 12. Celui-ci utilise donc la température du gaz d’échappement qui est plus élevée que l’air en sortie du ou des compresseurs 11a, 11b. Le gaz d’échappement G est de l’air issu de la ou des turbines 13 ou de la tuyère d’éjection 17. La chaleur des gaz d’échappement est de manière générale perdue alors qu’ici elle est utilisée pour un préchauffage de l’air alimentant la chambre de combustion. En d’autres termes, l’échangeur de chaleur 20 comprend un premier circuit 28 dans lequel circule un premier fluide, froid, et un deuxième circuit 29 dans lequel circule un deuxième fluide, chaud.
Le premier circuit 28 comporte une entrée E1 reliée à une sortie de l’ensemble de compresseur 11 et une sortie S1 reliée à une entrée de la chambre de combustion 12. Le deuxième circuit 29 comporte une entrée reliée à une sortie de l’ensemble de turbine 13 et une sortie reliée à une sortie d’échappement 36 de la tuyère 17.
De manière avantageuse, mais non limitativement, et en référence à la , un conduit 30a relie la sortie de l’ensemble de compresseur 11 à l’entrée E1 du premier circuit 28 et un conduit 30b relie l’entrée de la chambre de combustion 12 à la sortie S1 du premier circuit 28.
L’échangeur de chaleur 20 est agencé radialement à l’extérieur de la ou des turbines 13a, 13b. De manière avantageuse, l’échangeur de chaleur 20 est agencé radialement à l’extérieur de l’étage d’aubes rotoriques 14 de la turbine libre 13b, et de préférence également à l’extérieur de l’étage d’aubes rotoriques de la turbine de détente 13a. Une telle configuration permet d’utiliser l’échangeur de chaleur 20 comme moyen de blindage de rétention d’organes de la turbomachine en vue de contenir des débris, fragments ou organes de la turbomachine en cas de défaillance ou rupture d’organes de la turbomachine. De manière générale, l’échangeur de chaleur des turbomachines à cycle récupéré qui en sont équipées est situé en aval de la tuyère d’éjection 17.
Comme cela est également illustré sur les figures 2 et 3, l’échangeur de chaleur 20 est disposé en aval de la chambre de combustion 12. Une telle position permet un gain de compacité axiale de la turbomachine, celle-ci est alors plus compacte dans la direction axiale. Par ailleurs, la position permet un accès direct à l’échangeur de chaleur 20 pour faciliter les opérations de maintenance par exemple, et de manière générale de montage et démontage de l’échangeur de chaleur 20.
Plus précisément encore, l’échangeur de chaleur 20 est disposé dans un cône d’éjection 18 dont l’axe A passe par un plan médian de l’étage d’aubes rotoriques. Le plan médian est perpendiculaire à l’axe longitudinal X.
Dans un autre mode de réalisation, l’échangeur de chaleur est agencé au moins en partie radialement autour de la turbine de détente (turbine 13a). L’échangeur de chaleur 20 peut s’étendre radialement autour de la turbine de détente 13a et de la turbine libre 13b.
Suivant un exemple de réalisation et dans le contexte de son installation dans la turbomachine, l’échangeur de chaleur 20 est annulaire et centré sur l’axe longitudinal X. La forme annulaire de l’échangeur de chaleur 20 permet d’une part, une meilleure intégration de celui-ci dans la turbomachine et d’autre part de fournir une grande zone de protection contre plusieurs impacts et éventuelles projections de plusieurs organes de la turbomachine.
L’échangeur de chaleur 20 comme moyen de rétention s’applique particulièrement dans le cadre des turbomoteurs ayant une turbine libre dans laquelle les gaz chauds se détendent en appliquant un couple aérodynamique sur le rotor de celle-ci. Le couple est ensuite transmis à travers un réducteur au rotor de l’hélicoptère. Une rupture de la transmission de puissance dans le cadre de cette configuration peut conduire à une augmentation très rapide de la vitesse de rotation de la turbine libre et exige l’installation d’une protection pour l’ensemble des aubes de l’étage d’aubes rotoriques. Ce type de protection mécanique est connu sous l’expression anglaise « Blade Shedding » ou « plumage des pales ». Les moyens de blindage destinés au « Blade Shedding » comprennent une combinaison de matériau et une géométrie permettant la rétention de l’ensemble des aubes ce qui amène à un sur-épaississement des carters ou à ajouter un composant spécifique uniquement pour réaliser la fonction de rétention en blade-shedding. De la sorte, l’échangeur de chaleur 20 de par sa configuration peut remplir cette fonction liée au « Blade Shedding ».
En référence aux figures 3 et 4, l’échangeur de chaleur 20 comporte des surfaces d’échange primaires et des surfaces d’échange secondaires pour augmenter les échanges thermiques entre les surfaces de l’échangeur et les deux fluides qui traversent l’échangeur 20. Les surfaces d’échange primaires comprennent au moins deux panneaux (ou plaques) dénommés respectivement un premier panneau 21 et un deuxième panneau 22. Les premier et deuxième panneaux 21, 22 sont annulaires et centrés sur l’axe longitudinal X. Les surfaces d’échange secondaires comprennent des éléments en saillie, par exemple des ailettes formées avec des panneaux ou plaques de l’échangeur de chaleur 20, disposés dans les trajets d’écoulement d’au moins un fluide de manière à augmenter les surfaces d’échanges thermiques.
De manière avantageuse, un premier passage 31 pour la circulation du premier fluide est formé entre les deux panneaux 21, 22. Le premier fluide est ici l’air comprimé 7 issu de l’ensemble de compresseur. Les panneaux 21, 22 s’étendent de manière avantageuse suivant l’axe longitudinal et suivant l’axe radial. Ces panneaux 21, 22 peuvent s’étendre selon des plans, comme c’est le cas dans le mode de réalisation représenté sur la . En alternative, afin que la forme générale des passages d’air à réchauffer dans l’échangeur soit adaptée à conserver dans une certaine mesure la giration du flux d’air en entrée provenant de l’ensemble de compresseur 11, il peut être prévu que les panneaux présentent chacun une forme courbe, par exemple vrillée.
L’échangeur de chaleur 20 comprend une pluralité de première ailettes 23 qui s’étendent entre le premier panneau 21 et le deuxième panneau 22. Les ailettes 23 forment les surfaces d’échange secondaires. Les premières ailettes 23 s’étendent par exemple de façon perpendiculaire à la surface de chaque panneau. Les premières ailettes 23 forment de manière avantageuse des canaux dans lesquels circule le premier fluide, ici l’air comprimé C.
L’échangeur de chaleur 20 présente une surface cylindrique interne 24 définissant un rayon interne Ri et une surface cylindrique externe 25 définissant rayon externe Re. L’échangeur de chaleur 20 présente également une surface amont 26 et une surface aval 27 qui sont opposées suivant l’axe longitudinal. La surface amont 26 et la surface aval 27 sont reliées par les surfaces cylindriques interne et externe 24, 25. La surface cylindrique interne 24 et la surface cylindrique externe 25 sont centrées sur l’axe longitudinal X.
Suivant un mode de réalisation, l’échangeur de chaleur 20 présente plusieurs étages 32 qui sont disposés autour de l’axe longitudinal X. Chaque étage 32 de l’échangeur de chaleur 20 est formé des deux panneaux 21, 22 et des premières ailettes 23 agencées entre les deux panneaux 21, 22. En d’autres termes, plusieurs premiers panneaux 21 et deuxièmes panneaux 22 sont empilés autour de l’axe longitudinal X. De la sorte, le premier fluide circule en étant en contact avec les premières ailettes 23 dans le premier passage 31, augmentant ainsi les surfaces d’échanges thermiques entre le premier fluide et les deux panneaux 21, 22. Un secteur de cet échangeur de chaleur est illustré sur la . Les panneaux 21, 22 s’étendent radialement et sont disposés régulièrement autour de l’axe longitudinal X.
Avantageusement, les premiers passages 31 débouchent dans la surface amont. L’air comprimé C circule alors majoritairement suivant l’axe longitudinal.
De manière avantageuse, mais non limitativement, l’entrée E1 et la sortie S1 du premier circuit 28 sont définies au niveau de la surface amont 26. En particulier, l’entrée E1 est située dans une zone proche de la surface cylindrique externe 25 alors que la sortie S1 est située dans une zone proche de la surface cylindrique interne 24. En d’autres termes, l’air comprimé entre dans l’échangeur 20 par les premiers passages 31 se situant au rayon le plus grand en coordonnées cylindriques. En effet, le premier circuit 28 comprend une première portion dans laquelle l’air comprimé balaie d’une part, les premiers passages 31 et premières ailettes 23 suivant une première direction parallèle à l’axe longitudinal et d’autre part, les premiers passages 31 et premières ailettes 23 suivant une deuxième direction parallèle à l’axe longitudinal. Le premier circuit 28 comprend une zone de retour permettant à l’air comprimé de changer de direction. Nous comprenons que les premières ailettes sont agencées en une première série de premières ailettes et une deuxième série de premières ailettes qui sont séparées par une paroi longitudinale (non représentée) empêchant le mélange de l’air comprimé dans les deux directions.
Avantageusement, les étages 32 sont espacés par des deuxièmes passages 33 entre lesquels circule un deuxième fluide. Ces deuxièmes passages 33 débouchent d’une part, dans la surface cylindrique interne 24 et d’autre part, dans la surface cylindrique externe 25. Ce deuxième fluide est ici le gaz d’échappement G qui circule dans chaque deuxième passage 33 sensiblement suivant un axe radial. Les deuxièmes passages 33 du deuxième circuit chaud (gaz d’échappement G) et les passages 31 du premier circuit (air comprimé 7) sont disposés en alternance autour de l’axe longitudinal (suivant un sens circonférentiel autour de l’axe longitudinal ou tangentiel de l’échangeur de chaleur 20).
L’échangeur de chaleur 20 comprend des premières parois 35 qui délimitent les premiers passages 31 au niveau de la surface cylindrique externe et des deuxièmes parois (non représentées) au niveau de la surface cylindrique interne. Les premières et deuxièmes parois s’étendent suivant l’axe longitudinal X. Chaque première paroi 35 relie dans la direction circonférentielle les bords longitudinaux externes de deux panneaux 21, 22 de deux étages 32 consécutifs entre lesquels est formé un premier passage 31. Les deuxièmes parois relient les bords longitudinaux internes des panneaux 21, 22.
Au niveau de la surface amont 26 de l’échangeur de chaleur 20, les deuxièmes passages 33 sont délimités par des troisièmes parois 34 qui s’étendent radialement. Chaque troisième paroi 34 relie entre eux dans la direction circonférentielle les bords d’extrémité amont de deux panneaux 21, 22 de deux étages 32 consécutifs entre lesquels est formé un deuxième passage 33.
Dans le cas où l’échangeur de chaleur 20 est formé d’une seule pièce, par exemple par fabrication additive, l’ensemble des parois 34, 35 est constitué par une paroi 34, 35 unique, ajourée par des ouvertures faisant communiquer les premiers passages 31 du premier circuit (circuit froid) avec les espaces internes des conduits 30a et 30b raccordés à l’amont de l’échangeur et les deuxièmes passages 33 du deuxième circuit (circuit chaud) avec la tuyère 17.
Au niveau de la surface aval 27 de l’échangeur de chaleur 20, les deuxièmes passages 33 sont délimités par une quatrième paroi (non représentée) complètement fermée (pleine) qui forme la surface aval 27.
De manière avantageuse, mais non limitativement, l’entrée du deuxième circuit 29 est définie au niveau de la surface cylindrique interne 24. La sortie du deuxième circuit 29 par laquelle le gaz d’échappement G s’échappe de l’échangeur de chaleur 20 est définie dans la surface cylindrique externe 25.
Suivant un exemple de réalisation, l’échangeur de chaleur 20 comprend des deuxièmes ailettes 38 qui s’étendent dans chaque deuxième passage 33 entre deux panneaux adjacents autour de l’axe longitudinal. Les ailettes 38 forment les surfaces d’échanges secondaires. En d’autres termes, l’échangeur de chaleur 20 présente une alternance des premières et deuxièmes ailettes 23, 38 autour de l’axe longitudinal X
Les premières ailettes 23 et deuxièmes ailettes 38 peuvent avoir des formes différentes et peuvent être agencées suivant un ou plusieurs motifs différents. Le motif formé par les premières ailettes 23 et deuxièmes ailettes 38 entre deux panneaux peut être non uniforme suivant les différents étages.
Les motifs peuvent être identiques dans chaque premier et/ou deuxième passage ou être différents dans les premiers et/ou deuxièmes passages. Les premières ailettes 23 et deuxièmes ailettes 38 peuvent présenter une forme plate, plane ou ondulée. De manière avantageuse, chaque ailette présente dans cet exemple une forme générale rectangulaire. Suivant encore une autre alternative, les premières ailettes 23 et deuxièmes ailettes 38 présentent une forme trapézoïdale ou toute autre forme ou peuvent encore est inclinées par rapport à l’axe longitudinal.
Les première et deuxièmes ailettes 23, 38 peuvent être agencées dans des plans parallèles entre eux et parallèle à l’axe longitudinal ou radial ou encore être inclinées. Celles-ci peuvent être en quinconce ou à pas décalé.
Les premières et deuxièmes ailettes peuvent être disposées en plusieurs rangées suivant l’axe longitudinal et ou autour de l’axe longitudinal. Les rangées d’ailettes peuvent être parallèles les unes aux autres. Les premières ailettes 23 et deuxièmes ailettes 38 d’une rangée à l’autre peuvent encore être discontinues ou continues suivant l’axe radial ou l’axe longitudinal.
Les première ailettes 23 et deuxièmes ailettes 38 peuvent présenter une combinaison de plusieurs des configurations exposées précédemment. Préférentiellement, les premières ailettes et deuxièmes ailettes 38 sont à pas décalé.
L’échangeur de chaleur 20 peut encore présenter une configuration semblable à celle décrite dans le document US5388398. Ce document décrit un échangeur de type plaques-ailettes.
Les différents agencements des premières et deuxièmes ailettes 23, 38 entre les panneaux 21, 22 et aussi l’agencement sous forme de plusieurs étages offrent une capacité de rétention importante. Dans le cas notamment où des ailettes de matière continue seraient positionnées radialement ou quasi radialement, et où l’espace entre les panneaux serait suffisamment faible, alors un débris éjecté verrait sur sa trajectoire une quantité élevée de matière. L’énergie d’impact pourra être absorbée par la résistance élastique, puis la déformation plastique et le frottement entre les différents panneaux et ailettes.
De manière avantageuse, l’échangeur de chaleur 20 est monobloc ou venu de matière (formé d’une seule pièce). En d’autres termes, les premières ailettes 23 et les panneaux sont venus de matière. L’échangeur de chaleur peut être formé de plusieurs cartouches ou de secteurs d’échangeurs de chaleur qui sont assemblé(e)s par des techniques telles que le brasage.
En ce qui concerne l’échangeur de chaleur 20 venu de matière, cette configuration est obtenue avantageusement par un procédé de fabrication additive et notamment fusion sélective sur lits de poudre connu sous l’acronyme anglais SLM pour « Selective Laser Melting ». Ce procédé est particulièrement adapté pour la réalisation de l’échangeur de chaleur en une seule pièce. En particulier, le procédé permet d’obtenir des formes complexes et des pièces de bonnes résistances et caractéristiques mécaniques. L’utilisation de la fabrication additive permet de réduire en outre les zones de brasage/soudage pouvant fragiliser certaines parties de l’échangeur de chaleur 20 qui sont soumises à de fortes contraintes thermomécaniques. La rigidité structurale obtenue permet également d’améliorer le comportement vibratoire. Ces qualités sont importantes pour réaliser la fonction de moyens de blindage de rétention.
Le principe de la fabrication additive SLM se base sur la fusion de fines couches en deux dimensions (2D) de poudre, par exemple métallique, plastique, ou céramique, à l'aide d'un laser de forte puissance. Ce type de procédé permet également un gain en masse en reliant directement des parties de l’échangeur à une autre.
La fabrication additive est réalisée, de manière avantageuse, à partir d’une installation SLM (non représentée) qui comprend de manière générale un réservoir d’alimentation contenant une poudre et un support de fabrication sur lequel est réalisée la pièce à fabriquer, en l’occurrence l’échangeur de chaleur. L’installation comprend également un élément de balayage permettant de transférer une quantité de la poudre du réservoir d’alimentation sur le support de fabrication qui est monté de manière mobile suivant une translation verticale Z. L’installation comprend également un élément de génération d’un faisceau laser permettant de fondre la poudre destinée à réaliser la pièce et des moyens permettant d’orienter le faisceau laser vers le support tels que des miroirs. Un réservoir de recyclage permet de recycler la poudre non utilisée ou non fusionnée.
Le procédé consiste à fabriquer la pièce en superposant des couches de poudre issues du réservoir d’alimentation et transférées sur le support de fabrication. Ces couches de poudre sont ensuite fondues les unes après les autres au moyen du faisceau laser se déplaçant sur la surface de chaque couche. La température de la poudre est portée à une température supérieure à la température supérieure à la température de fusion de la poudre via le faisceau laser. Les couches fondues se solidifient au fur et à mesure et forment un bloc d’un seul tenant.
Claims (10)
- Turbomachine (10) d’aéronef, présentant un axe longitudinal X et dans laquelle circule un flux d’air d’amont vers l’aval, la turbomachine (10) comprenant :
- un ensemble de compresseur (11),
- un ensemble de turbine (13) comprenant au moins un étage d’aubes rotoriques (14),
- une chambre de combustion (12) agencée entre l’ensemble de compresseur (11) et l’ensemble de turbine (13), la chambre de combustion (12) étant alimentée par l’air comprimé par l’ensemble de compresseur (11),
- un échangeur de chaleur (20) configuré de manière à augmenter la température de l’air comprimé (C) par l’ensemble de compresseur (11), et
- des moyens de blindage de rétention d’au moins un élément de la turbomachine,
caractérisé en ce que les moyens de blindage comprennent l’échangeur de chaleur (20) qui d’une part, est annulaire et qui d’autre part, est disposé radialement à l’extérieur de l’étage d’aubes rotoriques (14) et en aval de la chambre de combustion (12). - Turbomachine (10) selon la revendication 1, caractérisée en ce que l’ensemble de turbine (13) comprend au moins une turbine libre (13b), l’échangeur de chaleur (20) étant agencé radialement autour de l’étage des aubes rotoriques de la turbine libre (13b).
- Turbomachine (10) selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que l’ensemble de turbine (13) comprend une turbine de détente (13a) en amont de la turbine libre (13b), l’échangeur de chaleur (20) étant agencé au moins en partie radialement autour de la turbine de détente (13a).
- Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que l’échangeur de chaleur (20) comprend au moins un premier circuit (28) dans lequel est destiné à circuler de l’air comprimé (C) et un deuxième circuit (29) dans lequel est destiné à circuler du gaz d’échappement (8) issu de l’ensemble de turbine.
- Turbomachine (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l’échangeur de chaleur (20) comprend un premier panneau (21), un deuxième panneau (22) et une pluralité de premières ailettes (23) s’étendant entre le premier panneau (21) et le deuxième panneau (22).
- Turbomachine (10) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que l’échangeur de chaleur (20) comprend plusieurs étages (32) disposés radialement, chaque étage (32) étant formé par le premier panneau (21), le deuxième panneau (22) et les première ailettes (23) disposées entre eux.
- Turbomachine (10) selon les revendications 4 à 6, caractérisée en ce que les étages (32) sont espacés par des deuxièmes passages (33) dans lesquels circule le gaz d’échappement (8) issu de l’ensemble de turbine (13), des deuxièmes ailettes (38) étant agencées dans chaque deuxième passage (33) et destinées à être balayées par le gaz d’échappement (8), les premières ailettes (23) et les deuxièmes ailettes (38) étant disposées en alternance autour de l’axe longitudinal.
- Turbomachine (10) selon l’une quelconque des revendications 4 à 7, caractérisée en ce que l’échangeur de chaleur (20) présente une surface amont (26) s’étendant dans un plan sensiblement perpendiculaire à l’axe longitudinal (X) et dans laquelle est définie une entrée (E1) et une sortie (S1) de premiers passages (31) dans lesquels sont agencées les premières ailettes (38), une surface cylindrique interne (24) définissant une entrée du deuxième circuit ( 29) et une surface cylindrique externe (25) définissant une sortie du deuxième circuit (29), la surface cylindrique interne (24) et la surface cylindrique externe (25) étant centrées sur l’axe longitudinal X et reliées par la surface amont (26).
- Turbomachine (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l’échangeur de chaleur (20) est venu de matière.
- Procédé de fabrication d’un échangeur de chaleur (20) destiné à être agencé dans une turbomachine comme moyens de blindage de rétention et selon l’une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que le procédé comprend une étape de réalisation de l’échangeur de chaleur (20) par fabrication additive par fusion sélective sur lits de poudre.
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|---|---|---|---|
| FR2214465A FR3144187A1 (fr) | 2022-12-23 | 2022-12-23 | Turbomachine comprenant des moyens de blindage economiques. |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2214465A FR3144187A1 (fr) | 2022-12-23 | 2022-12-23 | Turbomachine comprenant des moyens de blindage economiques. |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3144187A1 true FR3144187A1 (fr) | 2024-06-28 |
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|---|---|---|---|
| FR2214465A Pending FR3144187A1 (fr) | 2022-12-23 | 2022-12-23 | Turbomachine comprenant des moyens de blindage economiques. |
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| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3144187A1 (fr) |
Citations (10)
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-
2022
- 2022-12-23 FR FR2214465A patent/FR3144187A1/fr active Pending
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