WO2014072643A2 - Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine - Google Patents

Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine Download PDF

Info

Publication number
WO2014072643A2
WO2014072643A2 PCT/FR2013/052663 FR2013052663W WO2014072643A2 WO 2014072643 A2 WO2014072643 A2 WO 2014072643A2 FR 2013052663 W FR2013052663 W FR 2013052663W WO 2014072643 A2 WO2014072643 A2 WO 2014072643A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
support
inner annular
annular portion
turbomachine
tube
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/FR2013/052663
Other languages
English (en)
Other versions
WO2014072643A3 (fr
Inventor
Patrick SULTANA
Boucif BENSALAH
Yannick Durand
Olivier Renon
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Priority to JP2015541213A priority Critical patent/JP6266005B2/ja
Priority to CN201380060527.7A priority patent/CN104797789B/zh
Priority to EP13795845.0A priority patent/EP2917518B1/fr
Priority to US14/441,947 priority patent/US9988942B2/en
Priority to BR112015010701-0A priority patent/BR112015010701B1/pt
Priority to CA2891076A priority patent/CA2891076C/fr
Priority to RU2015122174A priority patent/RU2648809C2/ru
Publication of WO2014072643A2 publication Critical patent/WO2014072643A2/fr
Publication of WO2014072643A3 publication Critical patent/WO2014072643A3/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01M—LUBRICATING OF MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; LUBRICATING INTERNAL COMBUSTION ENGINES; CRANKCASE VENTILATING
    • F01M13/00—Crankcase ventilating or breathing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/04—Mounting of an exhaust cone in the jet pipe
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/314—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being inclined in relation to each other
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
    • F05D2250/322—Arrangement of components according to their shape tangential
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/609—Deoiling or demisting
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to an air discharge tube support loaded with oil of a turbomachine.
  • a turbomachine such as a turbojet engine or a turboprop engine, conventionally comprises, from upstream to downstream in the direction of flow of the gases, a fan, a low pressure compressor, a high pressure compressor, a combustion chamber, a high turbine pressure, a low pressure turbine, and a gas exhaust nozzle.
  • Each compressor stage has a turbine stage, both of which are connected by a shaft so as to form a body, in particular a low pressure body and a high pressure body.
  • the low pressure body shaft may be hollow and contain a tube, commonly referred to as "Center Vent Tube” or “CVT”.
  • This tube comprises an upstream portion rotatable, extended by a fixed downstream portion and allows the discharge of oil-laden air from certain enclosures of the turbomachine.
  • the downstream portion of this tube passes through an ejection cone to which it is connected by a support comprising an inner annular portion of general Omega section, surrounding the tube, and a conical portion fixed to the ejection cone and to the inner annular portion. .
  • the conical portion has holes for passing a flow of cooling air through the ejection cone.
  • the conical portion of the support is attached to the inner annular portion by means of screws.
  • Such a carrier has the following disadvantages.
  • the support zone of the tube on the support is axially offset from the support of the support zone on the ejection cone, which greatly reduces the rigidity of the support. This rigidity is further reduced by the presence of holes allowing passage of the cooling air flow.
  • the ejection cone is subjected to temperatures between 650 ° C and 680 ° C, while the tube may be at a temperature between 450 ° C and 480 ° C. This large temperature difference (240 ° C) generates thermal expansion phenomena, stresses and displacements that the support must be able to absorb while retaining its qualities of rigidity.
  • the current support is relatively heavy, which increases the total mass of the turbomachine, in addition to being expensive.
  • the invention aims in particular to provide a simple, effective and economical solution to this problem.
  • a support intended to carry a tube of air discharge loaded with oil of a turbomachine, comprising a radially inner annular part, intended to be mounted around said tube, characterized in that it comprises fins extending outwardly and in a radial plane from the annular portion at an angle to the radial direction, the fins having attachment areas at their outer periphery, said attachment areas being inclined in the axial direction of the support so as to be attached to an ejection cone of the turbomachine.
  • the support zone of the tube on the support is located axially in line with the zone of attachment of the support on the ejection cone, which allows the support to have good rigidity.
  • the fact that the fins are inclined relative to the radial direction further allows to adequately withstand the effects of thermal expansion that may occur in operation.
  • such a support is relatively light, allows the passage of cooling air in the ejection cone, and is inexpensive. As a comparison, such a medium is about ten times lighter than the current medium.
  • each fin may comprise a median zone having a first end connected to an internal fixing zone, intended to be fixed to the inner annular part of the support, and a second end connected to the external fixation zone, intended to be fixed. at the ejection cone, the median zone extending in a plane forming a non-straight angle with respect to the tangent to the annular portion passing through the first end.
  • Such a feature allows the carrier to well handle the effects of thermal expansion.
  • Each median zone may extend in a plane parallel to the axis of the inner annular portion.
  • the median zones thus offer little resistance to the flow of air passing through the ejection cone.
  • each internal fixing zone has a shape complementary to that of the inner annular portion.
  • the inner zones of the fins may be fixed by brazing for example to the inner annular zone.
  • the fins and the inner annular portion are made of Nickel-based superalloy, for example INCONEL 625 or INCONEL 718.
  • the length of the inner annular portion is less than or equal to 0.4 times its internal diameter.
  • the inner annular portion is a short guide forming, to a certain extent, a ball joint connection between the tube and the support.
  • the number of fins can be between 3 and
  • the invention also relates to an assembly for a turbomachine, comprising an oil-filled air discharge tube, said tube comprising an upstream portion rotatable and a fixed downstream portion, said downstream portion passing through an ejection cone and extending along the axis of said ejection cone, said downstream part being surrounded by the inner annular part of a support of the aforementioned type, so that said downstream part is mounted axially free in rotation and in translation in said inner annular part, the zones of inclined fixing of the support being further fixed to the ejection cone.
  • the invention finally relates to a turbomachine, characterized in that it comprises an assembly described above.
  • FIG. 1 is a perspective view in axial section of part of a current turbine engine
  • FIG. 2 is a view in axial section illustrating the mounting of a current support between an ejection cone and an air discharge tube loaded with oil
  • FIG. 3 is a perspective view, partially broken away, of the assembly of FIG. 2;
  • FIG. 4 is a perspective view of a support according to the invention.
  • FIG. 5 is a perspective view of a fin of the support according to the invention.
  • FIG. 6 is a perspective view of an annular portion of the support according to the invention.
  • FIG. 7 is a detailed view illustrating the mounting of a fin on said annular portion
  • FIG. 8 is a perspective view and partially broken away, of a portion of a turbomachine according to the invention.
  • FIG. 1 A downstream part of a current turbine engine is shown in FIG. 1 and comprises an ejection cone 1 attached downstream of an exhaust casing 2, itself located downstream of a low-pressure turbine. (not shown)
  • the ejection cone 1 has an axial opening 3 at its downstream end.
  • the turbomachine also comprises a tube 4 commonly called “Center Vent Tube” or “CVT” which comprises an upstream portion rotatable (not visible), extended by a fixed downstream portion 4a and which allows the discharge of air loaded with oil , from some speakers of the turbomachine.
  • CVT Center Vent Tube
  • the downstream portion 4a of this tube 4 passes through the ejection cone 1 and opens downstream thereof through the opening 3.
  • Said downstream portion 4a is connected to the ejection cone 1 by a support 5.
  • the latter is visible in Figures 2 and 3 and comprises an inner annular portion 6 of general section Omega, surrounding the tube 4, and a conical portion 7 fixed to the ejection cone 1 and the inner annular portion 6.
  • the conical portion 7 has holes 8 allowing the passage of a flow of cooling air passing through the ejection cone 1.
  • the conical portion 7 of the support 5 is fixed to the inner annular portion 6 by means of screws, not shown.
  • the support zone 9 of the tube 4 on such a support 5 is axially offset from the attachment zone 10 of the support 5 on the ejection cone 1, which greatly reduces the rigidity of the support 5. This rigidity is further reduced by the presence of holes 8 allowing the passage of cooling air flow. Moreover, such a support 5 is relatively heavy, which increases the total mass of the turbomachine, in addition to being expensive.
  • the invention proposes to connect the downstream part 4a of the tube 4 to the ejection cone 1 by the support 5 illustrated in FIGS. 4 to 8.
  • This support 5 comprises a cylindrical annular portion 6 radially internal, intended to to be mounted around said tube 4, and fins 1 1 extending outwardly and in a radial plane from the annular portion 6, forming an angle ⁇ with the radial direction.
  • the number of fins 1 1 is for example between 3 and 10.
  • Each fin 1 1 comprises a median zone 12 having a first end 13 connected to an internal fixing zone 14, intended to be fixed axially in the middle of the inner annular portion 6 of the support 5, and a second end 15 connected to an external zone fastener 16, intended to be fixed to the ejection cone 1, for example by screwing, riveting or brazing.
  • the median zone 12 extending in a plane forming a non-straight angle relative to the tangent to the annular portion 6 passing through the first end 13.
  • each median zone 12 extends in a plane parallel to the axis A of the inner annular part 6.
  • outer fastening zone 16 has a cone portion shape complementary to the inner surface of the ejection cone 1 and the inner fixing zone 14 has a shape complementary to that of the inner annular portion 6.
  • the annular portion 6 may also comprise chamfers turned radially inwards, at its ends, so as not to damage the tube 4 during assembly of the support 5.
  • the fins 1 1 and the inner annular portion 6 are made of Nickel-based superalloy, for example INCONEL 625 (NiCr22Mo9Nb) or INCONEL 718, and the internal fixing areas 14 of the fins 1 1 are brazed on the
  • the length of the inner annular portion 6 is less than or equal to 0.4 times its inner diameter.
  • the inner annular portion 6 is a short guide forming, to a certain extent, a ball joint connection between the tube 4 and the support 5.
  • the tube 4 is also freely mounted in rotation and in axial translation in the inner annular portion 6.
  • the support zone of the tube 4 on the support 5 is situated axially in line with the zone for fixing the support 5 on the ejection cone 1, which allows the support 5 to have good rigidity.
  • the fact that the fins 1 1 are inclined relative to the radial direction furthermore makes it possible to adequately withstand the effects of thermal expansions that may occur during operation.
  • such a support 5 is relatively light, allows the passage of cooling air in the ejection cone 1, and is inexpensive. By way of comparison, such a support 5 is approximately ten times lighter than the current support illustrated in FIGS. 2 and 3.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

L'invention concerne un support (5) destiné à porter un tube d'évacuation d'air chargé en huile d'une turbomachine, comportant une partie annulaire (6) radialement interne, destinée à être montée autour dudit tube, et des ailettes (1 1 ) s'étendant vers l'extérieur et dans un plan radial depuis la partie annulaire (6), en formant un angle (a) avec la direction radiale. Les ailettes (1 1 ) comportent des zones de fixation (16) à leur périphérie externe, lesdites zones de fixation (16) étant inclinées dans la direction axiale (A) du support (5) de façon à pouvoir être fixées à un cône d'éjection de la turbomachine.

Description

Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine
La présente invention concerne un support de tube d'évacuation d'air chargé en huile d'une turbomachine.
Une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur, comporte classiquement, d'amont en aval dans le sens d'écoulement des gaz, une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression, une turbine basse pression, et une tuyère d'échappement des gaz. A chaque étage de compresseur correspond un étage de turbine, les deux étant reliés par un arbre de façon à former un corps, en particulier un corps basse pression et un corps haute pression.
L'arbre du corps basse pression peut être creux et contenir un tube, couramment appelé « Center Vent Tube » ou « CVT ». Ce tube comporte une partie amont mobile en rotation, prolongée par une partie aval fixe et permet l'évacuation d'air chargé en huile, issu de certaines enceintes de la turbomachine.
La partie aval de ce tube traverse un cône d'éjection auquel il est relié par un support comportant une partie annulaire interne de section générale en Oméga, entourant le tube, et une partie conique fixée au cône d'éjection et à la partie annulaire interne. La partie conique comporte des trous de passage d'un débit d'air de refroidissement traversant le cône d'éjection. En outre, la partie conique du support est fixée à la partie annulaire interne par l'intermédiaire de vis.
Un tel support présente les inconvénients suivants.
Tout d'abord, la zone d'appui du tube sur le support est décalée axialement de la zone de fixation du support sur le cône d'éjection, ce qui diminue fortement la rigidité du support. Cette rigidité est encore réduite par la présence des trous permettant le passage du débit d'air de refroidissement. Le cône d'éjection est soumis à des températures comprises entre 650°C et 680°C, alors que le tube peut être à une température comprise entre 450°C et 480°C. Cette différence de température importante (240°C) génère des phénomènes de dilatation thermique, des contraintes et des déplacements que le support doit pouvoir absorber tout en conservant ses qualités de rigidité.
Pour parvenir à un tel compromis, le support actuel est relativement lourd, ce qui augmente la masse totale de la turbomachine, en plus d'être coûteux.
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème.
A cet effet, elle propose un support destiné à porter un tube d'évacuation d'air chargé en huile d'une turbomachine, comportant une partie annulaire radialement interne, destinée à être montée autour dudit tube, caractérisé en ce qu'il comporte des ailettes s'étendant vers l'extérieur et dans un plan radial depuis la partie annulaire, en formant un angle avec la direction radiale, les ailettes comportant des zones de fixation à leur périphérie externe, lesdites zones de fixation étant inclinées dans la direction axiale du support de façon à pouvoir être fixées à un cône d'éjection de la turbomachine.
De cette manière, la zone d'appui du tube sur le support est située axialement au droit de la zone de fixation du support sur le cône d'éjection, ce qui permet au support d'avoir une bonne rigidité. Le fait que les ailettes soient inclinées par rapport à la direction radiale permet en outre de pouvoir supporter convenablement les effets de dilatations thermiques pouvant se produire en fonctionnement. Enfin, un tel support est relativement léger, permet le passage de l'air de refroidissement dans le cône d'éjection, et est peu coûteux. A titre de comparaison, un tel support est environ dix fois plus léger que le support actuel.
Selon une caractéristique de l'invention, les zones de fixation présentent chacune la forme d'une portion de cône. De plus, chaque ailette peut comporter une zone médiane comportant une première extrémité reliée à une zone interne de fixation, destinée à être fixée à la partie annulaire interne du support, et une seconde extrémité reliée à la zone externe de fixation, destinée à être fixée au cône d'éjection, la zone médiane s'étendant dans un plan formant un angle non droit par rapport à la tangente à la partie annulaire passant par la première extrémité.
Une telle caractéristique permet au support de bien encaisser les effets des dilatations thermiques.
Chaque zone médiane peut s'étendre dans un plan parallèle à l'axe de la partie annulaire interne.
Les zones médianes offrent ainsi peu de résistance au flux d'air traversant le cône d'éjection.
En outre, chaque zone interne de fixation a une forme complémentaire de celle de la partie annulaire interne.
Les zones internes des ailettes peuvent être fixées par brasage par exemple à la zone annulaire interne.
Avantageusement, les ailettes et la partie annulaire interne sont réalisées en superalliage à base de Nickel, par exemple en INCONEL 625 ou en INCONEL 718.
De préférence, la longueur de la partie annulaire interne est inférieure ou égale à 0,4 fois son diamètre interne.
De cette manière, la partie annulaire interne est un guidage court formant, dans une certaine mesure, une liaison rotule entre le tube et le support.
A titre d'exemple, le nombre d'ailettes peut être compris entre 3 et
10.
L'invention concerne également un ensemble pour une turbomachine, comportant un tube d'évacuation d'air chargé en huile, ledit tube comportant une partie amont mobile en rotation et une partie aval fixe, ladite partie aval traversant un cône d'éjection et s'étendant selon l'axe dudit cône d'éjection, ladite partie aval étant entourée par la partie annulaire interne d'un support du type précité, de façon à ce que ladite partie aval soit montée axialement libre en rotation et en translation dans ladite partie annulaire interne, les zones de fixation inclinées du support étant en outre fixées au cône d'éjection.
L'invention concerne enfin une turbomachine, caractérisée en ce qu'elle comporte un ensemble décrit ci-dessus.
L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages 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 en perspective et en coupe axiale, d'une partie d'une turbomachine actuelle,
- la figure 2 est une vue en coupe axiale illustrant le montage d'un support actuel entre un cône d'éjection et un tube d'évacuation d'air chargé en huile,
- la figure 3 est une vue en perspective et avec arrachement partiel, du montage de la figure 2,
- la figure 4 est une vue en perspective d'un support selon l'invention,
- la figure 5 est une vue en perspective d'une ailette du support selon l'invention,
- la figure 6 est une vue en perspective d'une partie annulaire du support selon l'invention,
- la figure 7 est une vue de détail illustrant le montage d'une ailette sur ladite partie annulaire,
- la figure 8 est une vue en perspective et en arrachement partiel, d'une partie d'une turbomachine selon l'invention.
Une partie aval d'une turbomachine actuelle est représentée à la figure 1 et comporte un cône d'éjection 1 fixé en aval d'un carter d'échappement 2, lui-même situé en aval d'une turbine basse-pression (non représentée). Le cône d'éjection 1 comporte une ouverture axiale 3 à son extrémité aval.
La turbomachine comporte également un tube 4 appelé couramment « Center Vent Tube » ou « CVT » qui comporte une partie amont mobile en rotation (non visible), prolongée par une partie aval fixe 4a et qui permet l'évacuation d'air chargé en huile, issu de certaines enceintes de la turbomachine.
La partie aval 4a de ce tube 4 traverse le cône d'éjection 1 et débouche en aval de celui-ci au travers de l'ouverture 3. Ladite partie aval 4a est reliée au cône d'éjection 1 par un support 5. Ce dernier est visible à aux figures 2 et 3 et comporte une partie annulaire interne 6 de section générale en Oméga, entourant le tube 4, et une partie conique 7 fixée au cône d'éjection 1 et à la partie annulaire interne 6. La partie conique 7 comporte des trous 8 permettant le passage d'un débit d'air de refroidissement traversant le cône d'éjection 1 . En outre, la partie conique 7 du support 5 est fixée à la partie annulaire interne 6 par l'intermédiaire de vis, non représentées.
Comme indiqué précédemment, la zone d'appui 9 du tube 4 sur un tel support 5 est décalée axialement de la zone de fixation 10 du support 5 sur le cône d'éjection 1 , ce qui diminue fortement la rigidité du support 5. Cette rigidité est encore réduite par la présence des trous 8 permettant le passage du débit d'air de refroidissement. Par ailleurs, un tel support 5 est relativement lourd, ce qui augmente la masse totale de la turbomachine, en plus d'être coûteux.
Afin de remédier à ces inconvénients, l'invention propose de relier la partie aval 4a du tube 4 au cône d'éjection 1 par le support 5 illustré aux figures 4 à 8. Ce support 5 comporte une partie annulaire cylindrique 6 radialement interne, destinée à être montée autour dudit tube 4, et des ailettes 1 1 s'étendant vers l'extérieur et dans un plan radial depuis la partie annulaire 6, en formant un angle a avec la direction radiale. Le nombre d'ailettes 1 1 est par exemple compris entre 3 et 10. Chaque ailette 1 1 comporte une zone médiane 12 comportant une première extrémité 13 reliée à une zone interne de fixation 14, destinée à être fixée axialement au milieu de la partie annulaire interne 6 du support 5, et une seconde extrémité 15 reliée à une zone externe de fixation 16, destinée à être fixée au cône d'éjection 1 , par exemple par vissage, rivetage ou brasage. La zone médiane 12 s'étendant dans un plan formant un angle non droit par rapport à la tangente à la partie annulaire 6 passant par la première extrémité 13. Par ailleurs, chaque zone médiane 12 s'étend dans un plan parallèle à l'axe A de la partie annulaire interne 6.
De plus, la zone externe de fixation 16 a une forme de portion de cône, complémentaire de la surface interne du cône d'éjection 1 et la zone interne de fixation 14 a une forme complémentaire de celle de la partie annulaire interne 6.
La partie annulaire 6 peut également comporter des chanfreins tournés radialement vers l'intérieur, au niveau de ses extrémités, de manière à ne pas endommager le tube 4 lors du montage du support 5.
De préférence, les ailettes 1 1 et la partie annulaire interne 6 sont réalisées en superalliage à base de Nickel, par exemple en INCONEL 625 (NiCr22Mo9Nb) ou en INCONEL 718, et les zones internes de fixation 14 des ailettes 1 1 sont brasées sur la partie annulaire interne 6. En outre, la longueur de la partie annulaire interne 6 est inférieure ou égale à 0,4 fois son diamètre interne. De cette manière, la partie annulaire interne 6 est un guidage court formant, dans une certaine mesure, une liaison rotule entre le tube 4 et le support 5. Le tube 4 est également monté libre en rotation et en translation axiale dans la partie annulaire interne 6. Ces différents degrés de liberté permettent notamment de compenser les éventuelles déformations en fonctionnement, dues par exemple aux contraintes mécaniques et thermiques.
On remarque que, dans le support 5 de l'invention, la zone d'appui du tube 4 sur le support 5 est située axialement au droit de la zone de fixation du support 5 sur le cône d'éjection 1 , ce qui permet au support 5 d'avoir une bonne rigidité. Le fait que les ailettes 1 1 soient inclinées par rapport à la direction radiale permet en outre de supporter convenablement les effets de dilatations thermiques pouvant se produire en fonctionnement. Enfin, un tel support 5 est relativement léger, permet le passage de l'air de refroidissement dans le cône d'éjection 1 , et est peu coûteux. A titre de comparaison, un tel support 5 est environ dix fois plus léger que le support actuel illustré aux figures 2 et 3.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Support (5) destiné à porter un tube (4) d'évacuation d'air chargé en huile d'une turbomachine, comportant une partie annulaire (6) radialement interne, destinée à être montée autour dudit tube (4), caractérisé en ce qu'il comporte des ailettes (1 1 ) s'étendant vers l'extérieur et dans un plan radial depuis la partie annulaire (6), en formant un angle (a) avec la direction radiale, les ailettes (1 1 ) comportant des zones de fixation (16) à leur périphérie externe, lesdites zones de fixation (16) étant inclinées dans la direction axiale (A) du support (5) de façon à pouvoir être fixées à un cône d'éjection (1 ) de la turbomachine.
2. Support (5) selon la revendication 1 , caractérisé en ce que les zones de fixation (16) présentent chacune la forme d'une portion de cône.
3. Support (5) selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que chaque ailette (1 1 ) comporte une zone médiane (12) ayant une première extrémité (13) reliée à une zone interne de fixation (14), destinée à être fixée à la partie annulaire interne (6) du support (5), et une seconde extrémité (15) reliée à la zone externe de fixation (16), destinée à être fixée au cône d'éjection (1 ), la zone médiane (12) s'étendant dans un plan formant un angle non droit avec une tangente à la partie annulaire (6) passant par la première extrémité (13).
4. Support (5) selon la revendication 3, caractérisé en ce que chaque zone médiane (12) s'étend dans un plan parallèle à l'axe (A) de la partie annulaire interne (6).
5. Support (5) selon la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce que chaque zone interne de fixation (14) a une forme complémentaire de celle de la partie annulaire interne (6).
6. Support (5) selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que les ailettes (1 1 ) et la partie annulaire interne (6) sont réalisées en superalliage à base de Nickel, par exemple en INCONEL 625 ou en
INCONEL 718.
7. Support (5) selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que la longueur de la partie annulaire interne (6) est inférieure ou égale à 0,4 fois son diamètre interne.
8. Support (5) selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisé en ce que le nombre d'ailettes (1 1 ) est compris entre 3 et 10.
9. Ensemble pour une turbomachine comportant un tube (4) d'évacuation d'air chargé en huile d'une turbomachine, ledit tube (4) comportant une partie amont mobile en rotation et une partie aval fixe (4a), ladite partie aval (4a) traversant un cône d'éjection (1 ) et s'étendant selon l'axe (A) dudit cône d'éjection (1 ), ladite partie aval (4a) étant entourée par la partie annulaire interne (6) d'un support (5) selon l'une des revendications 1 à 8, de façon à ce que ladite partie aval (4a) soit montée axialement libre en rotation et en translation dans ladite partie annulaire interne (6), les zones de fixation inclinées (16) du support (5) étant en outre fixées au cône d'éjection (1 ).
10. Turbomachine, caractérisée en ce qu'elle comporte un ensemble selon la revendication 9.
PCT/FR2013/052663 2012-11-12 2013-11-07 Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine Ceased WO2014072643A2 (fr)

Priority Applications (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2015541213A JP6266005B2 (ja) 2012-11-12 2013-11-07 ターボ機械内の排気管用ホルダ
CN201380060527.7A CN104797789B (zh) 2012-11-12 2013-11-07 涡轮机中的排气管支架
EP13795845.0A EP2917518B1 (fr) 2012-11-12 2013-11-07 Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine
US14/441,947 US9988942B2 (en) 2012-11-12 2013-11-07 Air exhaust tube holder in a turbomachine
BR112015010701-0A BR112015010701B1 (pt) 2012-11-12 2013-11-07 suporte destinado a portar um tubo de evacuação de ar carregado em óleo de uma turbomáquina, conjunto para uma turbomáquina, e, turbomáquina
CA2891076A CA2891076C (fr) 2012-11-12 2013-11-07 Support de tube d'evacuation d'air dans une turbomachine
RU2015122174A RU2648809C2 (ru) 2012-11-12 2013-11-07 Держатель трубы для удаления воздуха в турбомашине

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1260747A FR2997996B1 (fr) 2012-11-12 2012-11-12 Support de tube d'evacuation d'air dans une turbomachine
FR1260747 2012-11-12

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2014072643A2 true WO2014072643A2 (fr) 2014-05-15
WO2014072643A3 WO2014072643A3 (fr) 2014-07-24

Family

ID=47505152

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2013/052663 Ceased WO2014072643A2 (fr) 2012-11-12 2013-11-07 Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9988942B2 (fr)
EP (1) EP2917518B1 (fr)
JP (1) JP6266005B2 (fr)
CN (1) CN104797789B (fr)
BR (1) BR112015010701B1 (fr)
CA (1) CA2891076C (fr)
FR (1) FR2997996B1 (fr)
RU (1) RU2648809C2 (fr)
WO (1) WO2014072643A2 (fr)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3042812A1 (fr) * 2015-10-23 2017-04-28 Snecma Tube central de ventilation pre-charge
FR3043138A1 (fr) * 2015-11-04 2017-05-05 Snecma Tube de degazage et cone d'ejection pour une turbomachine, ainsi que leur outillage de montage

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10018057B2 (en) * 2015-02-10 2018-07-10 United Technologies Corporation Method of mounting a turbine wheel axial retention device
US10072524B2 (en) * 2015-02-10 2018-09-11 United Technologies Corporation Method of making a turbine wheel axial retention device
CN112567961B (zh) * 2020-12-21 2024-11-19 格力博(江苏)股份有限公司 支撑件、割草机
FR3117169B1 (fr) * 2020-12-09 2023-11-03 Safran Helicopter Engines Tuyere pour une turbomachine comportant un convertisseur catalytique
FR3121180B1 (fr) * 2021-03-26 2023-02-24 Safran Aircraft Engines Tube d’ejection integre a un tube central de ventilation
US12460577B2 (en) * 2024-03-27 2025-11-04 Rtx Corporation AFT gear based engine with heat recovery system

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE488010A (fr) * 1947-03-11 1900-01-01
GB848864A (en) * 1958-11-13 1960-09-21 Gen Motors Corp Improvements relating to the venting of oil-laden air from gas turbine engines
US3041832A (en) * 1959-05-12 1962-07-03 Gen Motors Corp Lubrication vent for a turbine engine
US3528241A (en) 1969-02-24 1970-09-15 Gen Electric Gas turbine engine lubricant sump vent and circulating system
JPH07293274A (ja) * 1994-04-25 1995-11-07 Hitachi Ltd ガスタービンの排気フレーム
FR2817289B1 (fr) 2000-11-30 2003-01-31 Snecma Moteurs Dispositif de centrage d'un tube dans un arbre de turbine
CN100406684C (zh) * 2001-11-20 2008-07-30 阿尔斯通技术有限公司 气体涡轮组件
US6792758B2 (en) * 2002-11-07 2004-09-21 Siemens Westinghouse Power Corporation Variable exhaust struts shields
US7384199B2 (en) * 2004-08-27 2008-06-10 General Electric Company Apparatus for centering rotor assembly bearings
US7836675B2 (en) * 2006-02-21 2010-11-23 General Electric Company Supercore sump vent pressure control
FR2898939B1 (fr) * 2006-03-22 2008-05-09 Snecma Sa Systeme de degivrage d'un cone d'entree de turbomoteur pour aeronef
FR2905990A1 (fr) * 2006-09-20 2008-03-21 Snecma Sa Systeme propulsif a pylone integre pour avion.
FR2917455B1 (fr) * 2007-06-13 2009-10-02 Snecma Sa Carter d'echappement de turbomachine.
FR2926604B1 (fr) * 2008-01-23 2010-03-26 Snecma Centrage d'une piece a l'interieur d'un arbre de rotor dans une turbomachine
US8047004B2 (en) 2008-02-12 2011-11-01 The Boeing Company Stave and ring CMC nozzle
JP4969500B2 (ja) * 2008-03-28 2012-07-04 三菱重工業株式会社 ガスタービン
FR2933070B1 (fr) 2008-06-25 2010-08-20 Snecma Systeme propulsif d'aeronef
FR2933130B1 (fr) * 2008-06-25 2012-02-24 Snecma Carter structural pour turbomachine
US8408011B2 (en) * 2009-04-30 2013-04-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Structural reinforcement strut for gas turbine case
US8272222B2 (en) * 2010-01-04 2012-09-25 General Electric Company Inlet bleed heat system with ejector/mixer nozzles for noise reduction
US8776533B2 (en) * 2010-03-08 2014-07-15 United Technologies Corporation Strain tolerant bound structure for a gas turbine engine
US8621842B2 (en) * 2010-05-05 2014-01-07 Hamilton Sundstrand Corporation Exhaust silencer convection cooling
CH703309A1 (de) * 2010-06-10 2011-12-15 Alstom Technology Ltd Abgasgehäuse für eine gasturbine sowie verfahren zum herstellen eines solchen abgasgehäuses.
PL221113B1 (pl) * 2012-01-25 2016-02-29 Gen Electric Układy dyfuzora wydechowego turbiny
US20140026590A1 (en) * 2012-07-25 2014-01-30 Hannes A. Alholm Flexible combustor bracket
ITFI20120221A1 (it) * 2012-10-22 2014-04-23 Nuovo Pignone Srl "exhaust gas collector and gas turbine"

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3042812A1 (fr) * 2015-10-23 2017-04-28 Snecma Tube central de ventilation pre-charge
FR3043138A1 (fr) * 2015-11-04 2017-05-05 Snecma Tube de degazage et cone d'ejection pour une turbomachine, ainsi que leur outillage de montage
WO2017077219A1 (fr) * 2015-11-04 2017-05-11 Safran Aircraft Engines Tube de degazage et cone d'ejection pour une turbomachine, ainsi que leur outillage de montage
US11306679B2 (en) 2015-11-04 2022-04-19 Safran Aircraft Engines Degassing tube and ejection cone for a turbine engine, as well as tool for assembly thereof
US12392303B2 (en) 2015-11-04 2025-08-19 Safran Aircraft Engines Degassing tube and ejection cone for a turbine engine, as well as tool for assembly thereof

Also Published As

Publication number Publication date
EP2917518B1 (fr) 2017-03-01
RU2648809C2 (ru) 2018-03-28
EP2917518A2 (fr) 2015-09-16
CA2891076A1 (fr) 2014-05-15
US20150285100A1 (en) 2015-10-08
US9988942B2 (en) 2018-06-05
RU2015122174A (ru) 2017-01-10
BR112015010701B1 (pt) 2021-01-12
CN104797789A (zh) 2015-07-22
FR2997996A1 (fr) 2014-05-16
JP6266005B2 (ja) 2018-01-24
FR2997996B1 (fr) 2015-01-09
CA2891076C (fr) 2021-03-09
BR112015010701A2 (pt) 2017-07-11
JP2015535050A (ja) 2015-12-07
CN104797789B (zh) 2017-08-04
WO2014072643A3 (fr) 2014-07-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2917519B1 (fr) Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine
EP2917518B1 (fr) Support de tube d'évacuation d'air dans une turbomachine
CA2650771C (fr) Centrage d'une piece a l'interieur d'un arbre
EP1965034B1 (fr) Etage de turbine dans une turbomachine
EP3775501B1 (fr) Dispositif de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
EP3775498B1 (fr) Dispositif de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
FR2980235A1 (fr) Anneau pour une turbine de turbomachine
FR3077097A1 (fr) Dispositif de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
WO2010072968A1 (fr) Roue mobile de turbomachine a aubes en materiau composite munie d'un anneau ressort
EP3591178A1 (fr) Module d'étanchéité de turbomachine d'aeronef
FR3004518A1 (fr) Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine
EP4127412A1 (fr) Turbomachine d'aeronef equipee d'une machine electrique
FR3051854A1 (fr) Carter d'echappement de turbomachine
FR2961848A1 (fr) Etage de turbine
FR3099801A1 (fr) Ensemble pour une turbine de turbomachine
WO2021028634A1 (fr) Ensemble visant à maintenir un boîtier collecteur d'un dispositif de refroidissement de carter d'une turbine de turbomachine
EP3824221A1 (fr) Ensemble pour une turbomachine
FR3082227A1 (fr) Dispositif pilote de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
FR2991387A1 (fr) Turbomachine, telle qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion
WO2018083403A1 (fr) Dispositif de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
FR3055656A1 (fr) Turbine pour une turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur
FR3089544A1 (fr) Dispositif de refroidissement d’un carter de turbomachine
FR3068732A1 (fr) Dispositif de refroidissement
EP3803062A1 (fr) Dispositif de refroidissement d'un carter de turbomachine
FR3113419A1 (fr) Distributeur d’une turbine de turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 13795845

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2013795845

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2013795845

Country of ref document: EP

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2891076

Country of ref document: CA

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2015541213

Country of ref document: JP

Kind code of ref document: A

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 14441947

Country of ref document: US

REG Reference to national code

Ref country code: BR

Ref legal event code: B01A

Ref document number: 112015010701

Country of ref document: BR

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2015122174

Country of ref document: RU

Kind code of ref document: A

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 112015010701

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20150511