WO2010116051A2 - Turbomachine a chambre annulaire de combustion - Google Patents

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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Definitions

  • the present invention relates to the attachment of an annular combustion chamber of a turbomachine such as a jet engine turbojet.
  • a turbomachine comprises, upstream to downstream, low and high pressure compression stages supplying an annular combustion chamber whose combustion gases drive a high-pressure turbine and a low-pressure turbine at the outlet.
  • the attachment of the combustion chamber is carried out at its downstream end by means of radial connecting flanges bolted to corresponding radial flanges of internal and external casings of the chamber.
  • a high pressure internal turbine casing is bolted at its upstream end to the radial flange of the outer casing of the chamber and to a downstream radial flange of the combustion chamber.
  • a radial flange in the outer casing induces a local discontinuity in the longitudinal extent of the casing, which reduces its stiffness and therefore limits its life.
  • the flanges of the outer casing, the chamber and the internal turbine casing and the bolting elements constitute a significant part of the mass and the manufacturing cost of the combustion chamber, the outer casing and the internal casing of the casing. the high pressure turbine.
  • the present invention relates to a turbomachine, which avoids the aforementioned drawbacks of the prior art simply, efficiently and economically.
  • a turbomachine with an annular combustion chamber, this chamber comprising at its downstream end a connecting flange to an external casing, characterized in that the connecting flange bears axially on the outer casing and is axially locked.
  • the attachment of the combustion chamber no longer requires the formation of a radial flange on the outer casing of the chamber, which allows to restore the longitudinal continuity of the housing and increases its service life.
  • the tensile forces experienced by the outer casing are also better distributed over its entire axial extent between its upstream and downstream ends.
  • This mode of attachment also induces a local decrease in the diameter of the outer casing and no longer requires bolting elements leading to a reduction in the mass of the turbomachine, the costs of manufacturing the combustion chamber, the outer casing and the outer casing of the high pressure turbine.
  • the radial support of the connecting flange of the chamber and the upstream end of the inner turbine casing on the outer casing makes it possible to center the combustion chamber and the inner turbine casing, respectively.
  • the upstream face of the connecting flange comprises an annular recess with cylindrical and radial faces, respectively, which bear on cylindrical and radial faces respectively of the inner face of the outer casing.
  • the upstream end of the inner turbine casing may comprise a cylindrical face bearing radially on an inner cylindrical surface of the outer casing.
  • the connecting flange comprises a cylindrical portion which extends axially from its radial bearing face to the upstream end of the turbine casing.
  • the assembly of the chamber and the internal turbine casing are made from downstream inside the outer casing and a cold axial clearance is provided between the downstream end of the connecting flange and the upstream end of the inner casing. of turbine.
  • the turbine casing expands and is applied to the downstream end of the cylindrical portion of the connecting flange, limiting vibration.
  • the outer casing is integral with an outer casing of the high pressure turbine and is continuous between an upstream flange at the upstream end of the combustion chamber and a downstream flange at the downstream end of the combustion chamber. high pressure turbine internal casing, this downstream end of the high pressure turbine inner casing being bolted to the downstream flange of the outer casing.
  • the connecting flange of the chamber advantageously comprises a bent portion elastically deformable in the radial direction, for absorbing the radial expansion of the chamber relative to that of the outer casing in operation, so as to limit the radial forces applied to the outer casing when the operation of the turbomachine.
  • FIG. 1 is a schematic axial sectional view of a turbomachine annular chamber according to the prior art
  • FIG. 1 schematically represents an annular combustion chamber 10 of a turbomachine such as a turbojet engine. aircraft of the prior art.
  • the combustion chamber 10 comprises two inner and outer coaxial revolution walls 12 connected upstream by an annular chamber bottom 16 and comprising, downstream, flanges 18, 20 extending inwards and outwards. respectively fixed on radial flanges 22,
  • the outer casing 28 Upstream of its radial flange 24, the outer casing 28 carries fuel supply means 30 passing through the casing 28 and opening at the upstream end of the combustion chamber between the inner wall 12 and outer 14 of revolution.
  • a spark plug 32 for igniting the fuel in the chamber passes through the outer casing 28 and the outer wall of revolution 14.
  • the outer casing 28 is formed in one piece with an outer casing of a high pressure turbine 34 arranged at the outlet of the combustion chamber 10 and a distributor 36 and a blade 38 of the rotor are shown.
  • the distributor 36 is carried at its radially outer end by an inner casing 40 carrying active control means games at the top of the blades of the high pressure turbine rotor.
  • the upstream end of this inner casing 40 comprises a radial flange 42 for attachment to the radial flange 24 of the outer casing 28, the outer flange 20 of the chamber being interposed between the two aforementioned flanges.
  • Fixing the outer flange 20 of the chamber 10 and the flange 42 of the inner casing 40 of the high pressure turbine 34 on the radial flange 24 of the outer casing 28 is formed by bolts 44 regularly distributed around the axis 46 of the turbomachine.
  • the radially outer end of the flange 48 comprises a cylindrical portion 50 connected at its upstream end to an annular recess formed by two radial faces 52 and cylindrical 54.
  • the flange 48 has a bent portion 56 elastically deformable in the direction radial which connects the radially outer end of the flange 48 to the downstream end of the outer wall of revolution 14.
  • This bent portion 56 has a V shape with an upstream facing vertex and compensates for the differential expansions of the outer housing 46 and the chamber 45.
  • the outer casing 46 is formed by a wall section widening upstream and downstream from a substantially cylindrical middle portion 58 which comprises an annular rib 60 projecting on its cylindrical inner face.
  • the annular rib comprises a downstream face 61 and an inner cylindrical face 63.
  • the upstream and downstream ends of the outer casing 46 comprise radial flanges 68, 70 for fixing by bolting to high-pressure compressor casings and low-pressure turbine casings, respectively.
  • the combustion chamber 45 is mounted downstream in the outer casing 46.
  • the radial face 52 of the annular recess of the flange 48 bears axially on the downstream face 61 of the annular rib 60 of the outer casing 46, which allows axial positioning of the chamber relative to the outer casing.
  • the cylindrical face 54 of the annular recess of the flange 48 bears radially on the cylindrical face 63 of the rib 60 and carries out a centering of the combustion chamber 45 in the outer casing 46.
  • the upstream end of the inner casing 62 of the high-pressure turbine comprises a cylindrical outer face 64 which bears radially on the cylindrical internal face of the outer casing 46 and allows axial locking of the downstream end of the cylindrical part 50 of the flange 48.
  • the radial support of the inner casing 62 on the outer casing allows its centering in the outer casing 46.
  • the internal casing 62 of the high-pressure turbine comprises at its downstream end a radial flange 66 fixing by bolting on the radial flange 68 of the downstream end of the outer casing 46.
  • annular rib 60 of the outer casing 46 and the upstream end of the inner casing 62 of the high pressure turbine ensure axial locking of the connecting flange 48 of the chamber 45 on the outer casing 46.
  • the invention makes it possible to reduce the mass of the outer casing 46 by approximately 8% by eliminating the external radial flange.
  • An axial clearance can be provided for mounting between the downstream end of the cylindrical portion of the connecting flange 48 and the upstream end of the inner casing 62 so as to avoid cold stressing the connecting flange 48 of the chamber.
  • the upstream end of the inner casing 62 bears on the downstream end of the connecting flange 48, which thus limits the vibrations of the flange 48.
  • the attachment of the combustion chamber 45 as described above is not limited to a substantially axial combustion chamber 45 as shown in FIGS. 2 and 3 and is applicable to any type of chamber such as a divergent combustion chamber. As shown in FIG. 1 or convergent downstream.

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Abstract

Turbomachine à chambre annulaire de combustion (45), cette chambre comprenant à son extrémité aval une bride de liaison (48) à un carter externe (46), caractérisée en ce que la bride de liaison (48) est en appui axial et radial sur le carter externe (46) et est bloquée axialement par l'extrémité amont d'un carter interne (62) de turbine haute-pression.

Description

TURBOMACHINE A CHAMBRE ANNULAIRE DE COMBUSTION
La présente invention concerne l'accrochage d'une chambre annulaire de combustion d'une turbomachine telle qu'un turboréacteur d'avion à double flux. Une turbomachine comprend d'amont en aval des étages de compression basse et haute pression alimentant une chambre annulaire de combustion dont les gaz de combustion entraînent en sortie une turbine haute-pression et une turbine basse-pression. L'accrochage de la chambre de combustion est réalisé à son extrémité aval au moyen de brides de liaison radiales boulonnées à des brides radiales correspondantes de carters interne et externe de la chambre. Un carter interne de turbine haute pression est fixé par boulonnage à son extrémité amont sur la bride radiale du carter externe de la chambre et sur une bride radiale aval de la chambre de combustion. La formation d'une bride radiale dans le carter externe induit une discontinuité locale dans l'étendue longitudinale du carter, ce qui diminue sa raideur et donc limite sa durée de vie. De plus, les brides du carter externe, de la chambre et du carter interne de turbine et les éléments de boulonnage constituent une part non négligeable de la masse et du coût de fabrication de la chambre de combustion, du carter externe et du carter interne de la turbine haute pression.
La présente invention à pour objet une turbomachine, qui évite les inconvénients précités de la technique antérieure de façon simple, efficace et économique. A cette fin, elle propose une turbomachine à chambre annulaire de combustion, cette chambre comprenant à son extrémité aval une bride de liaison à un carter externe, caractérisée en ce que la bride de liaison est en appui axial sur le carter externe et est bloquée axialement par l'extrémité amont d'un carter interne de turbine haute-pression, la bride de liaison de la chambre et l'extrémité amont du carter interne de turbine étant en appui radial sur le carter externe.
L'accrochage de la chambre de combustion ne nécessite plus la formation d'une bride radiale sur le carter externe de la chambre, ce qui permet de rétablir la continuité longitudinale du carter et augmente sa durée de vie. Les efforts de traction subits par le carter externe sont également mieux répartis sur toute son étendue axiale entre ses extrémités amont et aval.
Ce mode d'accrochage induit également une diminution locale du diamètre du carter externe et ne nécessite plus d'éléments de boulonnage conduisant à une réduction de la masse de la turbomachine, des coûts de fabrication de la chambre de combustion, du carter externe et du carter externe de la turbine haute pression.
L'appui radial de la bride de liaison de la chambre et de l'extrémité amont du carter interne de turbine sur le carter externe permet de centrer la chambre de combustion et le carter interne de turbine, respectivement.
Dans un mode de réalisation de l'invention, la face amont de la bride de liaison comporte un décrochement annulaire à faces cylindrique et radiale, respectivement, qui sont en appui sur des faces cylindrique et radiale respectivement de la face interne du carter externe. L'extrémité amont du carter interne de turbine peut comprendre une face cylindrique en appui radial sur une surface cylindrique interne du carter externe.
De préférence, la bride de liaison comprend une partie cylindrique qui s'étend axialement de sa face radiale d'appui jusqu'à l'extrémité amont du carter de turbine.
Le montage de la chambre et du carter interne de turbine sont réalisés depuis l'aval à l'intérieur du carter externe et un jeu axial à froid est prévu entre l'extrémité aval de la bride de liaison et l'extrémité amont du carter interne de turbine. Lors du fonctionnement de la turbomachine, le carter de turbine se dilate et vient s'appliquer sur l'extrémité aval de la partie cylindrique de la bride de liaison, en limitant les vibrations. Le carter externe est d'une pièce avec un carter externe de la turbine haute pression et est continu entre une bride amont située au niveau de l'extrémité amont de la chambre de combustion et une bride aval située au niveau de l'extrémité aval du carter interne de turbine haute-pression, cette extrémité aval du carter interne de turbine haute pression étant boulonnée sur la bride aval du carter externe.
La bride de liaison de la chambre comprend avantageusement une partie coudée élastiquement déformable en direction radiale, permettant d'absorber la dilatation radiale de la chambre par rapport à celle du carter externe en fonctionnement, de manière à limiter les efforts radiaux appliqués au carter externe lors du fonctionnement de la turbomachine.
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif, en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique en coupe axiale d'une chambre annulaire de turbomachine selon la technique antérieure ;
- la figure 2 est une vue schématique en coupe axiale de l'accrochage d'une chambre de combustion à un carter externe selon l'invention ; - la figure 3 est une vue à plus grande échelle d'une partie de la figure 2. On se réfère tout d'abord à la figure 1 qui représente schématiquement une chambre annulaire de combustion 10 d'une turbomachine telle qu'un turboréacteur d'avion de la technique antérieure.
La chambre de combustion 10 comprend deux parois de révolution coaxiales interne 12 et externe 14 reliées à l'amont par un fond de chambre annulaire 16 et comprenant à l'aval des brides 18, 20 s'étendant vers l'intérieur et l'extérieur, respectivement, fixées sur des brides radiales 22,
24 de carters interne 26 et externe 28, respectivement.
En amont de sa bride radiale 24, le carter externe 28 porte des moyens d'alimentation en carburant 30 traversant le carter 28 et débouchant à l'extrémité amont de la chambre de combustion entre les parois interne 12 et externe 14 de révolution. Une bougie 32 servant à l'allumage du carburant dans la chambre traverse le carter externe 28 et la paroi externe de révolution 14.
Le carter externe 28 est formé d'une seule pièce avec un carter externe d'une turbine haute pression 34 agencée en sortie de la chambre de combustion 10 et dont un distributeur 36 et une aube 38 du rotor sont représentés. Le distributeur 36 est porté à son extrémité radialement externe par un carter interne 40 portant des moyens de pilotage actif des jeux au sommet des aubes du rotor de turbine haute pression. L'extrémité amont de ce carter interne 40 comprend une bride radiale 42 de fixation sur la bride radiale 24 du carter externe 28, la bride externe 20 de la chambre étant intercalée entre les deux brides précitées.
La fixation de la bride externe 20 de la chambre 10 et de la bride 42 du carter interne 40 de la turbine haute pression 34 sur la bride radiale 24 du carter externe 28 est réalisée par des boulons 44 régulièrement répartis autour de l'axe 46 de la turbomachine.
L'intégration au carter externe 28 d'une bride radiale 24 conduit à la formation d'une discontinuité dans l'étendue longitudinale du carter externe
28 induisant une diminution de sa durée de vie. De plus, cette géométrie d'accrochage par des brides radiales boulonnées influe d'une manière non négligeable sur la masse et le coût de fabrication de la chambre 10, du carter externe 28 et du carter interne 40 de la turbine haute pression 34.
L'invention représentée aux figures 2 et 3 apporte une solution à ces problèmes en supprimant la bride radiale 24 du carter externe 28 et les boulons 44 et en reliant la chambre 45 au carter externe 46 par une bride de liaison 48 élastiquement déformable en appui axial et radial sur le carter externe 46.
L'extrémité radialement externe de la bride 48 comprend une partie cylindrique 50 raccordée à son extrémité amont à un décrochement annulaire formé par deux faces radiale 52 et cylindrique 54. La bride 48 comporte une partie coudée 56 élastiquement déformable en direction radiale qui relie l'extrémité radialement externe de la bride 48 à l'extrémité aval de la paroi externe de révolution 14. Cette partie coudée 56 a une forme en V avec un sommet orienté vers l'amont et permet de compenser les dilatations différentielles du carter externe 46 et de la chambre 45. Dans la réalisation particulière représentée en figure 2, le carter externe 46 est formé par une paroi à section s'élargissant vers l'amont et vers l'aval depuis une partie médiane 58 sensiblement cylindrique qui comprend une nervure annulaire 60 en saillie sur sa face interne cylindrique. La nervure annulaire comprend une face aval 61 et une face cylindrique interne 63. Les extrémités amont et aval du carter externe 46 comprennent des brides radiales 68, 70 de fixation par boulonnage à des carters de compresseur haute pression et de turbine basse pression, respectivement.
La chambre de combustion 45 est montée depuis l'aval dans le carter externe 46. La face radiale 52 du décrochement annulaire de la bride 48 vient en appui axial sur la face aval 61 de la nervure annulaire 60 du carter externe 46, ce qui permet un positionnement axial de la chambre par rapport au carter externe. La face cylindrique 54 du décrochement annulaire de la bride 48 vient en appui radial sur la face cylindrique 63 de la nervure 60 et réalise un centrage de la chambre de combustion 45 dans le carter externe 46.
L'extrémité amont du carter interne 62 de la turbine haute pression comprend une face externe cylindrique 64 qui vient en appui radial sur la face interne cylindrique du carter externe 46 et permet un blocage axial de l'extrémité aval de la partie cylindrique 50 de la bride 48. L'appui radial du carter interne 62 sur le carter externe permet son centrage dans le carter externe 46.
Le carter interne 62 de la turbine haute pression comprend à son extrémité aval une bride radiale 66 de fixation par boulonnage sur la bride radiale 68 de l'extrémité aval du carter externe 46.
En fonctionnement, la nervure annulaire 60 du carter externe 46 et l'extrémité amont du carter interne 62 de la turbine haute pression assurent un blocage axial de la bride de liaison 48 de la chambre 45 sur le carter externe 46.
L'invention permet de diminuer la masse du carter externe 46 d'environ 8% en supprimant la bride radiale externe.
Un jeu axial peut être prévu au montage entre l'extrémité aval de la partie cylindrique de la bride de liaison 48 et l'extrémité amont du carter interne 62 de manière à éviter de contraindre à froid la bride de liaison 48 de la chambre. En fonctionnement, l'extrémité amont du carter interne 62 vient en appui sur l'extrémité aval de la bride de liaison 48, ce qui limite ainsi les vibrations de la bride 48.
L'accrochage de la chambre de combustion 45 tel que décrit précédemment n'est pas limité à une chambre de combustion 45 sensiblement axiale comme représenté aux figures 2 et 3 et est applicable à tout type de chambre telle que qu'une chambre de combustion divergente 10 comme représenté en figure 1 ou convergente vers l'aval.

Claims

REVENDICATIONS
1. Turbomachine à chambre annulaire de combustion (45), cette chambre comprenant à son extrémité aval une bride de liaison (48) à un carter externe (46), caractérisée en ce que la bride de liaison (48) est en appui axial sur le carter externe (46) et est bloquée axialement par l'extrémité amont d'un carter interne (62) de turbine haute-pression, la bride de liaison (48) de la chambre et l'extrémité amont du carter interne (62) de turbine étant en appui radial sur le carter externe (48).
2. Turbomachine selon la revendication 1 , caractérisée en ce que la face amont de la bride de liaison (48) comporte un décrochement annulaire à faces cylindrique (54) et radiale (52) respectivement qui sont en appui sur des faces cylindrique (63) et radiale (61) respectivement de la surface annulaire interne du carter externe (46).
3. Turbomachine selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que l'extrémité amont du carter interne (62) de turbine comprend une face cylindrique en appui radial sur une surface cylindrique interne du carter externe (46).
4. Turbomachine selon la revendication 2 ou 3, caractérisée en ce que l'extrémité de la bride de liaison comprend une partie cylindrique (50) qui s'étend axialement entre la face radiale (52) du décrochement annulaire (60) du carter externe (46) et l'extrémité amont du carter interne (62) de turbine.
5. Turbomachine selon la revendication 4, caractérisée en ce que la chambre (45) et le carter interne (62) de turbine sont montés depuis l'aval à l'intérieur du carter externe (46) avec un jeu axial à froid entre l'extrémité aval de la bride de liaison (48) et l'extrémité amont du carter interne (62) de turbine.
6. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que le carter externe (46) est continu entre une bride amont (70) située au niveau de l'extrémité amont de la chambre de combustion et une bride aval (68) située au niveau de l'extrémité aval du carter interne (62) de turbine haute-pression.
7. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que la bride de liaison (48) comprend une partie coudée (56) élastiquement déformable en direction radiale.
8. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisée en ce que le carter interne de turbine (62) est fixé à son extrémité aval sur le carter externe (46) par une liaison boulonnée.
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