FR3065755A1 - Recuperation d'huile dans une turbomachine - Google Patents
Recuperation d'huile dans une turbomachine Download PDFInfo
- Publication number
- FR3065755A1 FR3065755A1 FR1753668A FR1753668A FR3065755A1 FR 3065755 A1 FR3065755 A1 FR 3065755A1 FR 1753668 A FR1753668 A FR 1753668A FR 1753668 A FR1753668 A FR 1753668A FR 3065755 A1 FR3065755 A1 FR 3065755A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- enclosure
- oil
- turbomachine
- rotor shaft
- annular
- 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.)
- Granted
Links
- 238000011084 recovery Methods 0.000 title description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 9
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims abstract description 7
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 19
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims 1
- 235000013877 carbamide Nutrition 0.000 abstract 1
- 150000003672 ureas Chemical class 0.000 abstract 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 35
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 13
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 13
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 12
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 5
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 4
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 4
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 3
- 244000124209 Crocus sativus Species 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000005461 lubrication Methods 0.000 description 2
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 206010013647 Drowning Diseases 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 1
- 239000003795 chemical substances by application Substances 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 description 1
- 230000008595 infiltration Effects 0.000 description 1
- 238000001764 infiltration Methods 0.000 description 1
- 230000009347 mechanical transmission Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 description 1
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 1
- 230000002250 progressing effect Effects 0.000 description 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
-
- 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
- F01D25/18—Lubricating arrangements
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/325—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, high solidity propeller
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/60—Shafts
- F05D2240/61—Hollow
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/60—Shafts
- F05D2240/63—Glands for admission or removal of fluids from shafts
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- General Details Of Gearings (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
L'invention concerne une turbomachine comprenant un arbre de rotor (12) suivant un axe (X) longitudinal, un fourreau (22) s'étendant dans l'arbre de rotor (12) suivant l'axe longitudinal, un carter (20) annulaire s'étendant autour de l'arbre de rotor (12) et définissant autour de l'arbre de rotor une première enceinte (32) annulaire dans laquelle est situé au moins un équipement à lubrifier (19, 21, 30), l'arbre de rotor (12) délimitant autour du fourreau (22) un passage (23) annulaire s'étendant suivant l'axe (X) longitudinal et en communication fluidique par une première extrémité longitudinale (24) avec la première enceinte (32), Selon l'invention, l'arbre de rotor (12) comprend au moins un orifice (39) sensiblement radial vis-à-vis de l'axe (X) longitudinal, qui est configuré pour autoriser le passage d'huile depuis le passage (23) vers la première enceinte (32), et en ce que le fourreau (22) comprend au voisinage dudit orifice (39) des moyens en saillie (40) configurés pour projeter ou dévier l'huile au voisinage de l'orifice (39).
Description
© N° de publication : 3 065 755 (à n’utiliser que pour les commandes de reproduction) (© N° d’enregistrement national : 17 53668 ® RÉPUBLIQUE FRANÇAISE
INSTITUT NATIONAL DE LA PROPRIÉTÉ INDUSTRIELLE
COURBEVOIE © IntCI8
F02 C 7/28 (2017.01), F 02 C 7/06
DEMANDE DE BREVET D'INVENTION A1
| ©) Date de dépôt : 27.04.17. | © Demandeur(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES — |
| (30) Priorité : | FR. |
| @ Inventeur(s) : PIKOVSKY CATHERINE, PALIS MAT- | |
| THIEU, ETIENNE, JOACHIM etZAMAI LAURENT, | |
| (43) Date de mise à la disposition du public de la | CEDRIC. |
| demande : 02.11.18 Bulletin 18/44. | |
| ©) Liste des documents cités dans le rapport de | |
| recherche préliminaire : Se reporter à la fin du | |
| présent fascicule | |
| (© Références à d’autres documents nationaux | ® Titulaire(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES. |
| apparentés : | |
| ©) Demande(s) d’extension : | (© Mandataire(s) : GEVERS & ORES Société anonyme. |
(34) RECUPERATION D'HUILE DANS UNE TURBOMACHINE.
FR 3 065 755 - A1 (37) L'invention concerne une turbomachine comprenant un arbre de rotor (12) suivant un axe (X) longitudinal, un fourreau (22) s'étendant dans l'arbre de rotor (12) suivant l'axe longitudinal, un carter (20) annulaire s'étendant autour de l'arbre de rotor (12) et définissant autour de l'arbre de rotor une première enceinte (32) annulaire dans laquelle est situé au moins un équipement à lubrifier (19, 21,30), l'arbre de rotor (12) délimitant autour du fourreau (22) un passage (23) annulaire s'étendant suivant l'axe (X) longitudinal et en communication fluidique par une première extrémité longitudinale (24) avec la première enceinte (32),
Selon l'invention, l'arbre de rotor (12) comprend au moins un orifice (39) sensiblement radial vis-à-vis de l'axe (X) longitudinal, qui est configuré pour autoriser le passage d'huile depuis le passage (23) vers la première enceinte (32), et en ce que le fourreau (22) comprend au voisinage dudit orifice (39) des moyens en saillie (40) configurés pour projeter ou dévier l'huile au voisinage de l'orifice (39).
i
Récupération d’huile dans une turbomachine
1. Domaine de l’invention
La présente invention concerne le domaine des turbomachines à doublet d’hélices de propulsion coaxiales et contrarotatives pour aéronef, désignées aussi par les expressions anglaises « open rotor >> ou « unducted fan >>. L’invention se rapporte plus particulièrement à des moyens permettant de conserver de l’huile dans une enceinte d’huile dans laquelle est disposé un équipement à lubrifier.
2. Etat de la technique
L’architecture actuelle des turbomachines du type « open rotor >> diffère de celle des turboréacteurs usuels par le fait que la soufflante est non plus interne à la nacelle, mais externe, et qu’elle se compose de deux hélices coaxiales et contrarotatives pouvant être situées en aval ou en amont du générateur de gaz. Une telle architecture permet une moindre consommation de carburant comparativement aux turboréacteurs multiflux en service sur les aéronefs commerciaux. La présente invention concerne notamment les turbomachines dont les hélices sont disposées à une extrémité du générateur de gaz.
Une turbomachine de ce type est illustrée schématiquement sur la figure 1. La turbomachine 1 comporte principalement, selon un axe longitudinal central X et le flux d’air F circulant dans la turbomachine d’amont en aval, une partie générateur de gaz 2 située dans une nacelle 3 cylindrique fixe et une partie propulsive 4 qui prolonge la partie générateur de gaz et la nacelle. Cette configuration ne doit pas être comprise de manière limitative. La partie générateur de gaz 2 portée par la structure de l’aéronef (comme la partie arrière du fuselage d’un avion) comporte usuellement, selon le sens du flux F et selon l’architecture du générateur de gaz à simple ou double corps, un ou deux compresseurs 5, une chambre annulaire 6 de combustion et une ou plusieurs turbines 7 disposées en série. La partie propulsive 4 comporte un doublet d’hélices 8 contrarotatives constituant la soufflante non carénée (« open rotor >>). Entre le générateur de gaz 2 et les hélices 8 est agencé un dispositif de transmission 9 de la puissance délivrée par le générateur 2 en direction des hélices 8. Ce dispositif de transmission 9 est lié en rotation à une turbine 10, dite turbine de puissance 10, et comporte un dispositif de réduction de vitesse tel qu’un réducteur à trains épicycloïdaux (désigné par l'acronyme anglais PGB pour « Power Gear Box >>). Un arbre de turbine 58 de la turbine de puissance 10 est solidaire d’un arbre d’entraînement 12 du planétaire du réducteur à trains épicycloïdaux 9 dont le portesatellites et la couronne dentée entraînent respectivement, en rotation inverse l’un de l’autre, deux arbres concentriques de sortie externe et interne 14, 15. L’arbre de turbine 58 est solidaire de l’arbre d’entraînement 12 par une liaison souple qui permet d’absorber les vibrations entre l’arbre de turbine et l’arbre d’entraînement. Les arbres concentriques de sorties interne et externe 14, 15 sont chacun solidaire d’un carter rotatif ou tournant des hélices 8 de la turbomachine 1. Le réducteur impose les sens de rotation inverse ou contrarotatif aux deux hélices 8.
En fonctionnement, le flux d’air F circulant dans la turbomachine 1 est comprimé, puis mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion 6. Les gaz chauds sont détendus dans les turbines 7 pour entraîner via la turbine de puissance 10 et le réducteur du dispositif de transmission 9, les hélices 8 qui fournissent la majeure partie de la poussée. Les gaz chauds sont ensuite éjectés à travers la tuyère 16 et contribuent à la poussée de la turbomachine 1.
Les carters rotatifs des hélices 8 contrarotatives, respectivement amont et aval comportent des anneaux polygonaux prolongeant la nacelle 3. Dans les anneaux polygonaux sont ménagés des logements cylindriques radiaux régulièrement répartis pour la réception des pieds ou pivots 17 des pales 18 des hélices 8. Au moins un palier 19 est prévu entre les arbres 14 et 15 concentriques reliés aux carters rotatifs des hélices 8 de manière à garantir leur positionnement l'un par rapport à l'autre. L'arbre 15 de l'hélice aval est radialement interne par rapport à l'arbre 14 de l'hélice amont alors radialement externe.
Autour de l’arbre d’entraînement 12 s’étend un carter 20 annulaire enveloppant le réducteur. A l’intérieur du carter 20 tourne l’arbre de turbine 58 via un palier 21 porté par le carter 20. Le carter 20 annulaire définit une enceinte 32 annulaire autour de l’arbre d’entraînement 12 en amont du réducteur et autour d’un fourreau 22, en aval du réducteur. Dans cette enceinte 32 sont disposés au moins en partie, notamment le palier 19 inter-arbre des arbres d’hélices 14, 15, le palier 21 portant l’arbre de turbine 58, le réducteur à trains épicycloïdaux et l’arbre d’entraînement 12. Des joints d’étanchéité délimitent l’enceinte 32 annulaire de sorte que l’huile ne circule pas vers d’autres enceintes dans lesquels sont agencés des organes de la turbomachine, tels que les disques de turbine de la turbine de puissance 10, des dispositifs de calage agencés dans les carters d’hélices, etc.
Il est nécessaire de lubrifier au moins ces paliers 19, 21 et le réducteur à trains épicycloïdaux pour garantir le fonctionnement et le rendement de la turbomachine. En effet, le réducteur consomme et nécessite une quantité importante d’huile pour son fonctionnement et celui de la turbomachine. Ainsi, une grande quantité d’huile en suspension circule dans cette enceinte 32. Pour lubrifier ces paliers 19, 21, un fourreau 22 fixe d’acheminement cylindrique s’étend à travers l’arbre de turbine 58 et l’arbre d’entraînement 12. Des servitudes 28 pour alimenter les paliers sont acheminées dans le fourreau 22. L’arbre d’entraînement 12 délimite également autour du fourreau 22 un passage annulaire ou « bras mort » s’étendant suivant l’axe longitudinal X et en communication fluidique par son extrémité longitudinale 24 avec l’enceinte 32. Ce fourreau 22 est relié mécaniquement en amont à un carter d’échappement 25 du générateur de gaz 2.
Comme l'arbre d’entraînement 12 est entièrement compris dans l’enceinte 32 qui comprend également le palier 21, il faut prévoir des joints d'étanchéité 35 au voisinage d’une première extrémité 37a du fourreau 22. La présence de ces joints d’étanchéité 35 agencés entre l’arbre d’entraînement 12 et une virole, lié au fourreau 22, nécessite de maintenir la communication fluidique entre l’enceinte 32 et le passage afin de pressuriser ces joints. On a besoin de maximiser la taille du fourreau afin de pouvoir y faire passer les servitudes 28 destinées aux hélices et de minimiser le diamètre de l'arbre d’entraînement afin de de pouvoir intégrer la turbine et le réducteur autour. Le passage annulaire présente donc une section de faible dimension entre le fourreau 22 et l’arbre d’entraînement 12 qui induit une circulation difficile de l’huile dans le passage. Le passage annulaire se comporte comme un bras-mort de l'enceinte 32 car l’huile empruntant ce passage annulaire ne s’évacue pas correctement et peut stagner pendant une longue période, voire lorsque la turbomachine est à l’arrêt. Une rétention d’huile dans le passage annulaire risque d’inonder les joints d’étanchéité délimitant l’enceinte 32. Un joint d'étanchéité ne peut empêcher l'huile de sortir de l'enceinte que si un filet d'air pénétrant dans l'enceinte à travers l'étanchéité est maintenu, c'est la fonction connue de pressurisation d’un joint mais qui ne permet que d'éloigner une petite quantité d'huile laquelle doit s'évacuer par gravité ou aspiration. Ici, cette évacuation n’est pas bien assurée et il y a donc un risque de fuite dans les enceintes adjacentes telles qu’une enceinte sous turbine 33 si l'huile stagne dans le passage. Une présence d'huile dans l'enceinte sous turbine 33 peut engendrer un feu au niveau des disques de turbine et comme ces disques tournent à haute vitesse, provoquer leur éclatement et un lâcher de débris à haute énergie néfaste pour la turbomachine et l'aéronef.
3. Objectif de l’invention
La présente invention a notamment pour objectif de proposer une turbomachine comportant des moyens permettant de limiter la circulation de l’huile et d’éviter la stagnation de l’huile dans le passage entre l’arbre d’entraînement et le fourreau, et de récupérer l’huile dans le passage.
4. Exposé de l’invention
On parvient à réaliser cet objectif, conformément à l’invention grâce à une turbomachine comprenant :
- un arbre de rotor suivant un axe longitudinal,
- un fourreau s’étendant dans l’arbre de rotor suivant l’axe longitudinal,
- un carter annulaire s’étendant autour de l’arbre de rotor et définissant autour de l’arbre de rotor une première enceinte annulaire dans laquelle est situé au moins un équipement à lubrifier, l’arbre de rotor délimitant autour du fourreau un passage annulaire s’étendant suivant l’axe longitudinal et en communication fluidique par une première extrémité longitudinale avec la première enceinte, l’arbre de rotor comprenant au moins un orifice sensiblement radial vis-à-vis de l’axe longitudinal, qui est configuré pour autoriser le passage d’huile depuis le passage annulaire vers la première enceinte, et en ce que le fourreau comprend au voisinage dudit orifice des moyens en saillie configurés pour projeter ou dévier l’huile au voisinage de l’orifice.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, le fait d’agencer un orifice sur l’arbre de rotor et des moyens en saillie sur le fourreau pour diriger l’huile vers cet orifice permet que l’huile retourne dans la première enceinte en limitant son séjour dans le passage annulaire. La circulation de l’huile est alors limitée dans le passage et notamment dans une zone critique du passage en amont de l’orifice.
En particulier, l’arbre de rotor est un arbre d’entraînement d’un dispositif transmission de puissance qui est solidaire d’un arbre de turbine de la turbomachine.
Suivant une caractéristique de l’invention, la première enceinte est une enceinte de lubrification.
Suivant encore une autre caractéristique de l’invention, la turbomachine comprend une deuxième enceinte annulaire autour de l’arbre de rotor et comprend des moyens d’étanchéité agencés entre une seconde extrémité longitudinale du passage et la deuxième enceinte. Dans une configuration de l’invention, cette deuxième enceinte est soumise à de hautes températures ; il est donc nécessaire d’éviter que l’huile ne pénètre dans celle-ci. En cas de dégradation de ces moyens d’étanchéité ou de la pressurisation de la première enceinte, l’huile risque de ruisseler jusqu’aux moyens d’étanchéité et de créer un risque de fuite d’huile vers la deuxième enceinte. II existe ainsi un risque de feu dans cette deuxième enceinte. L’agencement de l’orifice et des moyens en saillie en amont de ces moyens d’étanchéité, qui sont situés dans la zone critique du passage en amont de l’orifice, évite que très peu d’huile voire pas du tout d’huile n’atteigne les moyens d’étanchéité, et évite leur pollution et détérioration.
Suivant encore une autre caractéristique de l’invention, la deuxième enceinte est une enceinte sous turbine et au moins une partie d’un disque de turbine est disposée dans la deuxième enceinte. Dans une telle configuration, la solution de l’invention évite que l’huile pénètre dans la deuxième enceinte ce qui limite les risques de feu pouvant provoquer un éclatement du disque de turbine lequel tourne à haute vitesse.
Suivant une autre caractéristique de l’invention, la deuxième enceinte est définie au moins en amont d’un support de palier, autour d’un arbre de turbine et autour d’une virole du fourreau.
Suivant une caractéristique de l’invention, l’équipement à lubrifier comporte au moins un palier et préférentiellement, mais non limitativement un réducteur.
Selon une autre caractéristique de l’invention, l’arbre de rotor comprend une surface radiale interne présentant une première gorge annulaire en communication avec l’orifice, l’orifice débouchant dans la première enceinte. Cette première gorge annulaire permet de créer un volume de rétention et de stopper l’huile dans le passage, voire d’éviter que l’huile n’atteigne la deuxième enceinte pour ne pas créer un risque de feu.
Selon une autre caractéristique de l’invention, les moyens en saillie sont disposés au regard ou au droit de la première gorge. Ces moyens en saillie permettent de décoller l’huile pouvant être collée à la paroi du fourreau ou de dévier l’huile de manière à la guider vers la première gorge.
Selon une autre caractéristique de l’invention, les moyens en saillie comprennent au moins un épaulement défini dans un plan radial disposé en aval de l’orifice ou passant par l’orifice. De la sorte, les moyens en saillie forment des obstacles sur le passage de l’huile et au voisinage de l’orifice pour que l’huile puisse atteindre l’orifice.
Selon une autre caractéristique de l’invention, l’arbre de rotor comprend au moins un premier décrochement formant une première surface annulaire d’impact tronconique ou radiale interne et l’huile étant projetée ou déviée par ce premier décrochement. Cette configuration évite la progression de l’huile dans le passage et en particulier vers l’amont où se trouve les moyens d’étanchéité.
Selon une autre caractéristique de l’invention, l’arbre de rotor comprend un deuxième décrochement disposé à l’aval du premier décrochement, le deuxième décrochement formant une deuxième surface annulaire tronconique ou radiale interne reliée à la première surface, les moyens en saillie étant disposés axialement entre les premier et deuxième décrochements.
De manière avantageuse, mais non limitativement, les moyens en saillie comprennent au moins un bossage annulaire s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal. Cette solution est simple à réaliser et implique peu de modifications du fourreau.
Selon une autre caractéristique de l’invention, l’une des première et deuxième surfaces annulaires tronconiques ou radiales de l’arbre de rotor comprend au moins une deuxième gorge annulaire. Cette deuxième gorge annulaire permet d’évacuer l’huile collée sur la paroi de l’arbre de rotor pour la dévier vers la paroi du fourreau.
5. Brève description des figures
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.
Sur ces dessins :
La figure 1 représente schématiquement en coupe axiale un exemple de turbomachïne de l’art antérieur et conforme à l’invention ;
La figure 2 est une représentation schématique et de détail d’un carter de turbomachïne définissant une première enceinte dans laquelle est disposé au moins un équipement à lubrifier selon l’invention ;
La figure 3 est une représentation schématique et partielle d’une coupe axiale d’un arbre de rotor de turbomachïne selon l’invention ;
La figure 4 est une vue de détail d’une portion de l’arbre de rotor de la figure 3 coopérant avec des premiers moyens du fourreau configurés pour dévier l’huile ;
La figure 5 représente une autre variante de réalisation de la portion de l’arbre de rotor illustrée sur la figure 4 ;
La figure 6 représente divers chemins empruntés par l’huile suivant la figure 4.
La figure 7 est une vue de détail d’une autre portion de l’arbre de rotor de la figure 3 coopérant avec des seconds moyens du fourreau configurés pour dévier l’huile ;
La figure 8 représente une autre variante de réalisation de la portion de l’arbre de rotor illustrée sur la figure 7 et,
La figure 9 représente divers chemins empruntés par l’huile suivant la figure
8.
6. Description de modes de réalisation de l’invention
Sur la figure 1 et dans la suite de la description est représentée une turbomachïne à soufflante non carénée d’axe longitudinal X destinée à équiper un aéronef. Cependant, l’invention peut s’appliquer à un autre type de turbomachïne tel qu’un turbopropulseur.
Les références numériques correspondantes des éléments de la turbomachïne décrits précédemment sont conservées dans la suite dans la description.
Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont >> et « aval >> sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachïne, soit par rapport à l’axe X. Un axe radial Y tel que représenté sur la figure 2 est perpendiculaire à cet axe longitudinal. Le terme « radial >> est défini par rapport à cet axe Y.
En référence à la figure 2, la turbomachine comprend un arbre de rotor 12 s’étendant suivant l’axe X. Dans le présent exemple et dans la suite de la description, l’arbre de rotor est un arbre d’entraînement solidaire en rotation d’un arbre de turbine de la turbine de puissance 10. L’arbre d’entraînement 12 et l’arbre de turbine 58 sont solidaires entre eux via une liaison souple 60. L’arbre d’entraînement 12 entraîne en rotation le dispositif de transmission de puissance 9 décrit plus loin dans la description. La turbine de puissance 10 comprend au moins un disque de turbine munie d’aubes mobile 26 et des aubes fixes 27 qui sont disposées en alternance. Ces aubes 26, 27 sont disposées dans le passage des gaz chauds issus de la chambre de combustion 6. Les aubes mobiles 26 sont portées par le(s) disque(s) tandis que les aubes fixes 27 sont portées par une enveloppe de renfort du carter 20 annulaire. Dans le carter 20, est également agencé, axialement, le dispositif de transmission mécanique 9 entre la turbine de puissance 10 et les hélices 8 contrarotatives. Ce dispositif de transmission 9 comporte plus précisément un dispositif de réduction de vitesse tel qu’un réducteur 9 à trains épicycloïdaux qui permet la rotation contrarotative des hélices amont et aval. En particulier, le réducteur 9 comprend un planétaire 13 entraîné par l’arbre d’entraînement 12 d’axe longitudinal X, des satellites 11 qui sont disposées autour de l’axe X et une couronne avec laquelle s’engrènent les satellites 11. Les satellites 11 sont supportées par un porte-satellite (non représenté). Le porte-satellite et la couronne 59 du réducteur 9 entraînent respectivement, en rotation inverse ou contrarotative l’un de l’autre, les deux arbres concentriques de sortie externe et interne 14, 15 des hélices 8. Chaque arbre externe et interne 14, 15 est solidaire d’un carter tournant d’une hélice 8. L’arbre interne 15 s’étend à l’intérieur de l’arbre externe 14.
Un fourreau 22 fixe d’acheminement, cylindrique, de servitudes 28 s’étend axialement entre le carter d’échappement 25 du générateur de gaz 2 et les carters des hélices 8. Plus précisément, ce fourreau 22 s’étend radialement à l’intérieur de l’arbre d’entraînement 12, creux, de l’arbre de turbine 58 et des arbres de sortie externe et interne 14, 15 et suivant l’axe X. Le fourreau 22 traverse également le réducteur 9 à trains épicycloïdaux. En particulier, des servitudes 28 électriques et hydrauliques traversent le fourreau 22 fixe d’acheminement pour alimenter des équipements à lubrifier comme des paliers, des organes de la turbomachine comme des vérins, des hélices, etc.
Divers paliers sont agencés dans le carter 20 pour permettre la rotation des arbres. Plus précisément, des premiers paliers 19 sont disposés entre les arbres interne et externe 15, 14. Des seconds paliers 30 sont également prévus entre un premier support 29 de palier solidaire du carter 20 et l’arbre externe 14 de l’hélice 8 amont. En outre, entre l’arbre de turbine 58 et un deuxième support 31 de palier est prévu des troisièmes paliers 21. Les premiers paliers 19, deuxièmes paliers 30 et troisièmes paliers 21 tels que représentés comprennent des paliers à roulement à billes. Bien entendu, ces paliers peuvent comprendre des paliers à roulement comportant des rouleaux et/ou des rouleaux coniques.
Le carter 20 comprend une première enceinte 32 annulaire autour de l’arbre d’entraînement 12. Dans cette première enceinte 32 se trouve de l’huile ou des gouttes d’huile en suspension permettant de lubrifier au moins un équipement à lubrifier, ici au moins les paliers 19, 21, 30. Cette première enceinte 32 est une enceinte de lubrification. Le réducteur 9 est également située dans la première enceinte 32 et nécessite d’être lubrifié. La première enceinte 32 s’étend sensiblement axialement entre une première extrémité 37a du fourreau 22 et une deuxième extrémité du fourreau 37b laquelle est vers les carters des hélices 8. Celle-ci définit quatre zones qui sont définies et représentées schématiquement sur la figure 2 comme suit. Une première zone 32a s’étend radialement entre une paroi radialement interne du fourreau 22 et une virole 36 du carter d’échappement 25 liée au fourreau 22, en partie supérieure de celui-ci, vers la première extrémité 37a du fourreau 22. Les termes « supérieur >>, « inférieur >>, « au-dessus >> et « en-dessous >> sont définis par rapport à l’axe radial Y de la turbomachine. La première zone 32a est également située entre l’arbre d’entraînement 12 et le fourreau 22. Elle s’étend axialement entre la première extrémité 37a du fourreau et une extrémité aval 57 de l’arbre d’entraînement 12. Un passage annulaire 23, décrit ci-après, est compris dans ou est formé par cette première zone 32a. Dans une deuxième zone 32b située radialement en-dessous du disque de turbine, la première enceinte 32 est délimitée radialement entre l’arbre de turbine 58 et le fourreau 22. La première enceinte 32 est délimitée radialement dans une troisième zone 32c, dans laquelle est situé le réducteur 9, entre une portion, supérieure, du carter 20 et une portion du fourreau 22. Une ίο quatrième zone 32d située en aval du réducteur 9 délimite radialement la première enceinte 32 entre le fourreau 22 et une portion 62 de carter 20 liée au support de palier 29. En particulier, la quatrième zone 32d est sensiblement située axialement entre un plan radial passant par entre le palier 19 et le palier 30, et la deuxième extrémité 37b du fourreau 22. La première zone 32a est agencée en partie en amont de la deuxième zone 32b laquelle est en amont de la troisième zone 32c. Cette dernière est amont de la quatrième zone 32d. La troisième zone 32c de la première enceinte 32 est définie également au moins en partie par le premier support 29 de palier qui se trouve en aval du réducteur 9 et le deuxième support 31 de palier qui se trouve en amont du réducteur 9 et qui sont reliés en partie supérieure par la portion de carter 20.
La première enceinte 32 est en communication fluidique avec le passage 23 annulaire, s’étendant suivant l’axe X, par une première extrémité longitudinale 24. Le passage 23 est également délimité radialement par le fourreau 22 et l’arbre d’entraînement 12. La première extrémité longitudinale 24 du passage 23, par laquelle rentre l’huile dans le passage 23, est située en aval du réducteur 9. Une seconde extrémité longitudinale 61 du passage, opposée axialement à la première extrémité longitudinale 24, est formée par la première extrémité 37a du fourreau 22. Cette première extrémité 37a est située en amont du réducteur 9, et radialement endessous de disque de turbine. Le passage comprend une zone critique 23a où il n’est pas souhaitable que l’huile circule et une zone aval 23b, en aval axialement de la zone critique 23a, où l’huile peut être autorisée à circuler.
Le carter 20 comprend en outre une deuxième enceinte 33 annulaire autour de l’arbre d’entraînement 12. Cette deuxième enceinte 33 est située en amont de la première enceinte 32. Au moins une partie du disque de turbine d’aubes mobile 26 est disposée dans cette deuxième enceinte 33. II s’agit d’une enceinte sous turbine. Une partie de la deuxième enceinte 33 est localisée radialement au-dessus de la première enceinte 32, et en particulier au-dessus d’une partie de la zone critique 23a du passage 23.
Comme cela est visible sur la figure 2, des moyens d’étanchéité 35 sont agencés entre la seconde extrémité longitudinale 61 du passage 23 et la deuxième enceinte 33. Ces moyens d’étanchéité 35 sont interposés radialement entre une paroi de l’arbre d’entraînement 12 et la virole 36, lié au fourreau 22 formant une paroi de la deuxième enceinte 33. Les moyens d’étanchéité 35 sont plus précisément disposés à une extrémité amont 56 de l’arbre d’entraînement 12. L’extrémité amont 56 est opposée axialement à l’extrémité aval 57 de l’arbre d’entraînement 12. Ces moyens d’étanchéité 35 ont pour but d’éviter les fuites d’huile vers le disque de turbine qui est disposé dans la deuxième enceinte 33 étant donné que cette deuxième enceinte 33 est soumise à des hautes températures et doit donc être protégée de toute infiltration d’huile. D’autres moyens d’étanchéité 35’ sont également agencés entre le support de palier 29 et l’arbre de turbine 58.
En référence aux figures 3 et 4, l’arbre d’entraînement 12 et le fourreau 22 comportent respectivement des moyens 38, premiers moyens 38, qui sont configurés de manière à empêcher la circulation d’huile le long du passage 23 pendant le fonctionnement de la turbomachine. En particulier, ces moyens 38 doivent permettre d’éviter la circulation d’huile de la première enceinte 32 à la deuxième enceinte 33. Pour cela, sur la figure 4, l’arbre d’entraînement 12 comprend au moins un orifice 39 d’évacuation traversant radialement la paroi de l’arbre d’entraînement 12 par rapport à l’axe X. Le ou les orifices 39 sont des perçages qui traversent la paroi de l’arbre d’entraînement 12 de part et d’autre suivant un axe A parallèle à l’axe radial Y. De la sorte, le ou les orifices 39 sont régulièrement répartis sur la circonférence de l’arbre et débouchent radialement dans la première enceinte 32. En référence à la figure 2, l’orifice 39 débouche dans la première enceinte, en amont de l’extrémité aval 57 de l’arbre d’entraînement 12. De manière avantageuse, mais non limitativement, l’orifice 39 est disposé en amont du réducteur 9 à trains épicycloïdaux. L’huile en suspension est redirigée directement vers la première enceinte 32 d’huile, notamment au niveau de la troisième zone 32c, sans séjourner dans le passage 23. En particulier, l’orifice 39 est disposé en aval, par rapport à l’axe X, des moyens d’étanchéité 35 lesquels sont situés sensiblement en amont de la zone critique 23a du passage 23, ce qui évite que l’huile ne noie ces moyens d’étanchéité et ne pénètre dans la deuxième enceinte 33. En d’autres termes, l’huile peut circuler dans la zone 23b en aval de l’orifice 39, de la première extrémité longitudinale 24 vers l’orifice 39 mais pas audelà. Il est à noter que bien que l’orifice 39 fragilise l’arbre d’entraînement 12 à cet endroit, celui-ci permet de dévier l’huile da la zone critique 23a amont du passage 23 où il n’est pas souhaitable que l’huile circule et pour éviter que l’huile n’atteigne les moyens d’étanchéité 35.
Le fourreau 22 comprend des moyens en saillie 40, ici premiers moyens en saillie 40, configurés pour projeter ou dévier l’huile circulant dans le passage 23 au voisinage de l’orifice 39. Ces moyens en saillies 40 sont localisés au voisinage de l’orifice 39. Dans le présent exemple, les moyens en saillies 40 comprennent un premier bossage 41 annulaire s’étendant radialement depuis une paroi externe 42 du fourreau 22. Le premier bossage 41 forme également un épaulement 44 annulaire défini dans un plan radial perpendiculaire à l’axe X de sorte que l’huile pouvant être collée à la paroi externe 42 du fourreau 22 soit décollée de ladite paroi 42 et dirigée vers la surface interne 43 de la paroi de l’arbre d’entraînement 12. Ce dernier comprend une première gorge 46 annulaire agencée sur la surface interne 43 de sa paroi de sorte à créer un volume de rétention d’huile. La première gorge 46 est ouverte en direction de la paroi externe 42 du fourreau 22. Cette première gorge 46 est disposée axialement au voisinage de la première enceinte 32. De manière avantageuse, mais non limitativement, cette première gorge 46 est en amont de l’extrémité aval 57 de l’arbre d’entraînement 12, ici en amont du réducteur 9. Celle-ci est également disposée en aval des moyens d’étanchéité 35. Les moyens d’étanchéité 35 peuvent comprendre des joints labyrinthes, des joints radiaux segmentés et/ou des joints carbone.
Le premier bossage 41 sert également à dévier l'huile circulant dans le passage 23 et subissant une force gravitationnelle pour qu’elle soit dirigée vers l’orifice 39. Le premier bossage 41 est disposé en aval de l’orifice 39 de manière que l’huile décollée de la paroi externe 42 ou circulant dans le passage 23 puisse être dirigée et/ou déviée radialement et atteindre l’orifice 39. Le plan radial de l’épaulement 44 est agencé en aval d’un plan passant par l’axe A de l’orifice 39. Dans le présent exemple, les moyens en saillie 40 comprennent un deuxième bossage 45 disposé sur la paroi externe 42 du fourreau 22. Le deuxième bossage 45 présente les mêmes configurations que le premier bossage 41. Ce deuxième bossage 45 est disposé en amont du premier bossage 41. Ils forment une cuvette par laquelle l’huile peut être reçue. L’épaulement 44’ du deuxième bossage 45 est défini dans un plan radial en amont d’un bord aval de la gorge 46 et préférentiellement à proximité de la ou des orifices 39. En d’autres termes, les parois amont et aval de l’orifice 39 sont situés de part et d’autre du deuxième bossage 45. Encore plus préférentiellement, le plan radial dans lequel est défini l’épaulement 44’ passe sensiblement par l’axe A de l’orifice 39.
De manière alternative, les plans radiaux des épaulements 44, 44’ sont disposés axialement de part et d’autre de l’axe A de l’orifice 39 comme nous pouvons le voir sur la figure 5. En d’autres termes, le premier bossage 41 est en aval de l’orifice 39 et le deuxième bossage 45 est en aval de l’orifice 39 .
Ici, l’orifice 39 est prévu dans la première gorge 46 annulaire. La première gorge 46 est prévue dans une zone où sont agencés les moyens en saillies 40, soit ici les premier et deuxième bossages 41, 45. En d’autres termes, les premier et deuxième bossages 41, 45 sont disposés en regard de la première gorge pour que l’huile déviée soit orientée dans cette première gorge (cf. figures 4 et 5). Ainsi, l’huile recueillie dans la première gorge annulaire 46 aura une pression suffisante pour être autorisée à passer à travers l’orifice 39 et déboucher dans la première enceinte 32.
Sur la figure 6 sont illustrés divers chemins possibles d’huile dans le passage 23 depuis la première enceinte 32 jusqu’à l’orifice 39. Un premier chemin C1 possible d’huile montre que sous l’action centrifuge, l’huile longe la surface interne de la paroi de l’arbre d’entraînement 12 pour être recueillie dans la première gorge 46 et être autorisée à traverser l’orifice 39. Un deuxième chemin C2 montre que l’huile, toujours sous l’action centrifuge, est déviée par un bord amont de la première gorge 46 qui réoriente l’huile vers l’orifice 39. Un troisième chemin C3 possible montre que l’huile progresse par capillarité sur la paroi externe 42 du fourreau 22 jusqu’à l’épaulement 44 du premier bossage 41 qui dévie radialement l’huile vers la première gorge 46 puis dans l’orifice 39. Enfin, un quatrième chemin C4 possible montre que l’huile progresse sur la paroi externe 42, du fourreau 22, contourne le premier bossage 41 par capillarité et s’écoule jusqu’à l’épaulement 44’ du deuxième bossage 45 qui la dévie radialement vers la première gorge 46 puis dans l’orifice 39. Ainsi, suivant cette configuration l’huile est ralentie/déviée dans le passage 23 pour être réorientée dans la première enceinte 32 via l’orifice 39.
En référence aux figures 3 et 7, l’arbre d’entraînement 12 et le fourreau 22 comportent respectivement des moyens 47, des deuxièmes moyens 47, qui sont configurés de manière à empêcher ou stopper la circulation de l’huile dans le passage 23 lors de l’arrêt de la turbomachine. En particulier, ces moyens 47 doivent permettre d’éviter la circulation d’huile de la première enceinte 32 à la deuxième enceinte 33. En effet, lors de l’arrêt de la turbomachine, ces moyens 47 viennent en complément des moyens 38 permettant de récupérer l’huile dans le passage 23 pour la dévier dans la première enceinte 32 et les moyens 47 empêchent notamment la progression de l’huile vers la zone critique 23a du passage 23. Ces moyens 47 permettent de réguler voire d’empêcher un volume trop important de rétention d’huile dans la première gorge 46. Sur la figure 7, l’arbre d’entraînement 12 comprend un premier décrochement 48 formé sur la surface interne 43 de sa paroi. Le premier décrochement 48 définit une première surface 34 d’impact annulaire, s’étendant ici radialement. Le premier décrochement 48 est agencé en amont de l’extrémité aval 57 de l’arbre d’entraînement 12. Le premier décrochement 48 permet de réaliser une modification brusque de rayon de la paroi de l’arbre d’entraînement 12 pour stopper les gouttes d’huile et les diriger vers l’aval du passage 23. L’huile reste ainsi dans la première enceinte 32, et ici au voisinage de l’entrée du passage, soit la première extrémité longitudinale 24. La modification brusque de rayon est réalisée radialement vers l’extérieur et forme une première portion 49 de paroi interne. Cette première portion 49 de paroi interne présente une première portion de surface reliée à la première surface 34. Autrement dit, le diamètre interne de la paroi de l’arbre d’entraînement 12 après le premier décrochement 48 est supérieur au diamètre interne de la paroi de l’arbre d’entraînement 12 en amont de ce décrochement. Un deuxième décrochement 50 est également prévu sur la paroi de l’arbre d’entraînement 12. Ce deuxième décrochement 50 est réalisé à l’aval du premier décrochement 48. Le deuxième décrochement 50 définit une deuxième surface annulaire 53 s’étendant ici radialement. De même, ce deuxième décrochement 50 forme à l’aval de celui-ci une deuxième portion 51 de paroi. La deuxième portion 51 de paroi présente une deuxième portion de surface reliée à la première portion de surface via la deuxième surface annulaire 53. La paroi à l’aval du deuxième décrochement 50 présente un diamètre interne supérieur au diamètre interne de la première portion 49 de paroi.
Comme cela est visible sur la figure 7, le fourreau 22 comporte des moyens en saillie 40’, ici des deuxièmes moyens en saillie 40’. Ces derniers comportent un troisième bossage 52 s’étendant radialement depuis la paroi externe 42 du fourreau 22. Le troisième bossage 52 est configuré de manière similaire ou identique aux bossages 41, 45. Le troisième bossage 52 est disposé axialement entre les premier et deuxième décrochements 48, 50. Un quatrième bossage 54 est également prévu sur la paroi externe du fourreau 22. Ce quatrième bossage 54 est disposé à l’aval des premier et deuxième décrochements 48, 50. Suivant une caractéristique de l’invention, la paroi de l’arbre d’entraînement 12 comprend une deuxième gorge 55 annulaire permettant de décoller l’huile pouvant être collée à la paroi de l’arbre d’entraînement 12. La deuxième gorge 55 est réalisée ici au niveau de la deuxième portion 51 de paroi. Avantageusement, cette deuxième gorge 55 est située à proximité de l’extrémité aval 57 de l’arbre d’entraînement 12 immédiatement au niveau de la première extrémité longitudinale 24 du passage 23. Les troisième et quatrième bossage 52, 54 sont agencés de part et d’autre du deuxième décrochement 50. En d’autres termes, le quatrième bossage 54 est agencé en regard de la deuxième portion 51 de paroi avec un diamètre supérieur à celui de la première portion de paroi 49 au regard de laquelle est agencé le troisième bossage 52.
Suivant une alternative de la figure 7 illustrée sur la figure 8, la première surface 34 de la portion de paroi 49 est tronconique. Dans cet exemple de réalisation, le troisième bossage 52 est formé à l’aval du deuxième décrochement 50. En d’autres termes, le troisième bossage 52 s’étend sensiblement radialement en regard de la deuxième portion 51 de paroi où le diamètre interne de la paroi de l’arbre d’entraînement 12 est le plus important. Les deux bossages 52, 54 sont en regard de cette deuxième portion 51 de paroi.
Divers chemins d’huile possibles sont illustrés schématiquement sur la figure 9 par rapport aux décrochements de paroi de l’arbre d’entraînement 12 et aux bossages 52, 54 du fourreau 22 lors de l’arrêt de la turbomachine. Un cinquième chemin C5 possible d’huile montre que l’huile en provenance de la première enceinte 32 circule au niveau de l’extrémité aval 57 de l’arbre d’entraînement 12 et est orientée vers le fourreau 22. L’huile ne progresse pas dans le passage 23 ni vers les moyens d’étanchéité 35 grâce au quatrième bossage 54. Un sixième chemin C6 montre que l’huile progressant vers la surface de la deuxième portion de paroi 51, est évacuée de l’arbre d’entraînement 12 vers le fourreau 22 par la deuxième gorge 55 vers le quatrième bossage 54 et en amont de celui-ci, puis est déviée par le quatrième bossage 54. Par gravité, l’huile sera évacuée en aval de ce bossage 54, en partie inférieure de la turbomachine vers la première enceinte 32. Suivant un septième chemin C7, l’huile progresse jusqu’à la deuxième surface annulaire 53 du deuxième décrochement 50 pour être dirigée vers la paroi externe du fourreau 22 au voisinage du troisième bossage 52. Elle est ensuite déviée par le troisième bossage 52, retombe par gravité en partie inférieure de la turbomachine, vers le fourreau 22, puis est évacuée en partie inférieure de la turbomachine grâce aux pentes positives, vers la première enceinte 32. Enfin, suivant un huitième chemin C8 l’huile progresse sur la paroi externe du fourreau 22 jusqu’au quatrième bossage 54, retombe en partie inférieure de la turbomachine par gravité, puis est dirigée vers l’aval, dans la première enceinte 32.
Ainsi, suivant cette configuration l’huile est déviée au voisinage de la première extrémité longitudinale 24 du passage 23 pour empêcher sa circulation dans le passage 23.
Claims (3)
- REVENDICATIONSTurbomachine (1) comprenant :- un arbre de rotor (12) suivant un axe (X) longitudinal,- un fourreau (22) s’étendant dans l’arbre de rotor (12) suivant l’axe longitudinal,- un carter (20) annulaire s’étendant autour de l’arbre de rotor (12) et définissant autour de l’arbre de rotor une première enceinte (32) annulaire dans laquelle est situé au moins un équipement à lubrifier (19, 21,30), l’arbre de rotor (12) délimitant autour du fourreau (22) un passage (23) annulaire s’étendant suivant l’axe (X) longitudinal et en communication fluidique par une première extrémité longitudinale (24) avec la première enceinte (32), caractérisée en ce que, l’arbre de rotor (12) comprend au moins un orifice (39) sensiblement radial vis-à-vis de l’axe (X) longitudinal, qui est configuré pour autoriser le passage d’huile depuis le passage (23) annulaire vers la première enceinte (32), et en ce que le fourreau (22) comprend au voisinage dudit orifice (39) des moyens en saillie (40) configurés pour projeter ou dévier l’huile au voisinage de l’orifice (39).Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce qu’elle comprend une deuxième enceinte (33) annulaire autour de l’arbre de rotor (12) et comprend des moyens d’étanchéité (35) agencés entre une seconde extrémité longitudinale (61) du passage (23) et la deuxième enceinte (33).Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la deuxième enceinte (33) est une enceinte sous turbine et au moins une partie d’un disque de turbine est disposée dans la deuxième enceinte (33).4. Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l’arbre de rotor (12) comprend une surface radiale interne (43) présentant une première gorge (46) annulaire en communication avec l’orifice (39), l’orifice (39) débouchant dans la première enceinte (32).5. Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que les moyens en saillie (40) sont disposés au regard ou au droit de la première gorge (46).10 6. Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que les moyens en saillie (40) comprennent au moins un épaulement (44, 44’) défini dans un plan radial disposé en aval de l’orifice (39) ou passant par un axe (A) de l’orifice (39).15 7. Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l’arbre de rotor (12) comprend au moins un premier décrochement (48) formant une première surface (34) annulaire d’impact tronconique ou radiale interne et l’huile étant projetée ou déviée par ce premier décrochement (48).8. Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que l’arbre de rotor (12) comprend un deuxième décrochement (50) disposé à l’aval du premier décrochement (48), le deuxième décrochement (50) formant une deuxième surface annulaire (53) tronconique ou radiale interne reliée à la
- 2 5 première surface (34), les moyens en saillie (40’) étant disposés axialement entre les premier et deuxième décrochements (48, 50).9. Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications 7 et 8, caractérisée en ce que les moyens en saillie (40, 40’) comprennent au moins
- 3 0 un bossage annulaire (41, 45 ; 52, 54) s’étendant radialement par rapport à l’axe (X) longitudinal.10. Turbomachine (1) selon l’une quelconque des revendications 7 à 9, caractérisée en ce que l’une des première et deuxième surfaces annulaires (34, 53) tronconique ou radiale de l’arbre de rotor (12) comprend une au moins une deuxième gorge (55) annulaire.33 26 27 31 20 9 32 29
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1753668A FR3065755B1 (fr) | 2017-04-27 | 2017-04-27 | Recuperation d'huile dans une turbomachine |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1753668 | 2017-04-27 | ||
| FR1753668A FR3065755B1 (fr) | 2017-04-27 | 2017-04-27 | Recuperation d'huile dans une turbomachine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3065755A1 true FR3065755A1 (fr) | 2018-11-02 |
| FR3065755B1 FR3065755B1 (fr) | 2020-11-13 |
Family
ID=59649824
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1753668A Active FR3065755B1 (fr) | 2017-04-27 | 2017-04-27 | Recuperation d'huile dans une turbomachine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3065755B1 (fr) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114787491A (zh) * | 2019-12-10 | 2022-07-22 | 赛峰飞机发动机公司 | 用于飞行器的具有对转式涡轮的涡轮机 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2981694A1 (fr) * | 2011-10-21 | 2013-04-26 | Snecma | Blocage en rotation d'un fourreau de protection d'un arbre de turbomachine |
| FR3001498A1 (fr) * | 2013-01-30 | 2014-08-01 | Snecma | Partie fixe de recepteur de turbomachine comprenant un ensemble de maintien en position de servitudes a l'interieur d'un arbre creux fixe |
| FR3014141A1 (fr) * | 2013-12-03 | 2015-06-05 | Snecma | Partie fixe de recepteur de turbomachine comprenant a l'interieur d'un fourreau fixe un assemblage incluant des servitudes |
| WO2017212196A1 (fr) * | 2016-06-10 | 2017-12-14 | Safran Aircraft Engines | Element tubulaire de rotor a section etoilee pour une turbomachine |
-
2017
- 2017-04-27 FR FR1753668A patent/FR3065755B1/fr active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2981694A1 (fr) * | 2011-10-21 | 2013-04-26 | Snecma | Blocage en rotation d'un fourreau de protection d'un arbre de turbomachine |
| FR3001498A1 (fr) * | 2013-01-30 | 2014-08-01 | Snecma | Partie fixe de recepteur de turbomachine comprenant un ensemble de maintien en position de servitudes a l'interieur d'un arbre creux fixe |
| FR3014141A1 (fr) * | 2013-12-03 | 2015-06-05 | Snecma | Partie fixe de recepteur de turbomachine comprenant a l'interieur d'un fourreau fixe un assemblage incluant des servitudes |
| WO2017212196A1 (fr) * | 2016-06-10 | 2017-12-14 | Safran Aircraft Engines | Element tubulaire de rotor a section etoilee pour une turbomachine |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114787491A (zh) * | 2019-12-10 | 2022-07-22 | 赛峰飞机发动机公司 | 用于飞行器的具有对转式涡轮的涡轮机 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3065755B1 (fr) | 2020-11-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3575562B1 (fr) | Système de transmission de puissance comprenant un dispositif de récupération d'huile de lubrification et turbomachine équipée d'un tel système de transmission de puissance | |
| EP3286457B1 (fr) | Reducteur a train d'engrenages epicycloïdal pour une turbomachine | |
| CA2940978C (fr) | Rotor de soufflante pour une turbomachine telle qu'un turboreacteur multiflux entraine par reducteur | |
| CA2635632C (fr) | Turbomachine a double soufflante | |
| CA2952506C (fr) | Dispositif et procede de lubrification d'un palier a roulement de turbomachine | |
| CA2874707C (fr) | Palier a moyen de lubrification et systeme pour changer le pas des pales d'une helice de turbopropulseur d'aeronef, equipe dudit palier | |
| EP3864297B1 (fr) | Module de soufflante a pales a calage variable | |
| FR3075874B1 (fr) | Turbomachine a reducteur pour un aeronef | |
| FR2987416A1 (fr) | Dispositif de lubrification d'un reducteur epicycloidal. | |
| FR3014478A1 (fr) | Assemblage pour turbomachine d'aeronef comprenant un dispositif de circulation de fluide a conception amelioree vis-a-vis des risques de fuite | |
| WO2014013201A1 (fr) | Dispostif de transfert thermique entre une canalisation de lubrification et une canalisation hydraulique de commande de verin de calage de pales de turbomachine | |
| FR3075867A1 (fr) | Dispositif de deshuilage d'une enceinte de lubrification de turbomachine | |
| FR3027628B1 (fr) | Capot de recuperation d’huile de lubrification pour un equipement de turbomachine | |
| EP3673164A1 (fr) | Turboreacteur a double corps ayant un palier de butee d'arbre basse pression positionne dans le carter d'echappement | |
| FR3075866A1 (fr) | Tube de degazage pour une turbomachine d'aeronef a reducteur | |
| FR3065755A1 (fr) | Recuperation d'huile dans une turbomachine | |
| FR3016406A1 (fr) | Ensemble de turbomachine comportant deux corps et des moyens de guidage d'un fluide d'ecoulement d'un corps a l'autre | |
| EP4073354B1 (fr) | Pressurisation d'enceintes de lubrification dans une turbomachine a turbine contrarotative | |
| WO2018189442A1 (fr) | Lubrification pour train d'engrenages épicycloïdal | |
| FR3075868B1 (fr) | Tube de degazage pour une turbomachine d'aeronef a reducteur | |
| FR3055354B1 (fr) | Turbomachine comprenant des moyens d'etancheite et procede de montage de la turbomachine correspondant | |
| FR3104206A1 (fr) | Enceinte de lubrification pour une turbomachine d’aeronef | |
| FR3024497B1 (fr) | Ensemble de turbomachine pour l'entrainement d'un fluide d'ecoulement deja utilise vers un element a alimenter | |
| FR3024498B1 (fr) | Ensemble de turbomachine comportant deux corps et des moyens de guidage internes d'un fluide d'ecoulement vers un element a alimenter | |
| FR3132732A1 (fr) | Turbomachine pour un aeronef |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20181102 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |