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WO2016156741A1 - Module de soufflante de turbomachine comprenant un système de dégivrage d'un cône d'entrée de turbomachine et procédé de dégivrage - Google Patents

Module de soufflante de turbomachine comprenant un système de dégivrage d'un cône d'entrée de turbomachine et procédé de dégivrage Download PDF

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Publication number
WO2016156741A1
WO2016156741A1 PCT/FR2016/050719 FR2016050719W WO2016156741A1 WO 2016156741 A1 WO2016156741 A1 WO 2016156741A1 FR 2016050719 W FR2016050719 W FR 2016050719W WO 2016156741 A1 WO2016156741 A1 WO 2016156741A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
turbomachine
inlet cone
conduit
downstream
outer tube
Prior art date
Application number
PCT/FR2016/050719
Other languages
English (en)
Inventor
Kevin Morgane LEMARCHAND
Nils BORDONI
Guillaume KUBIAK
Original Assignee
Snecma
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 filed Critical Snecma
Priority to US15/561,116 priority Critical patent/US10760486B2/en
Priority to GB1715603.5A priority patent/GB2553058B/en
Publication of WO2016156741A1 publication Critical patent/WO2016156741A1/fr

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    • 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
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/047—Heating to prevent icing
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
    • B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
    • 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
    • F05D2260/608—Aeration, ventilation, dehumidification or moisture removal of closed spaces
    • 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 the general field of aeronautical turbomachines.
  • the invention more particularly relates to a system for deicing an inlet cone of a fan-cooled aerospace turbomachine.
  • FIG. 1 shows a simplified section of a fan-cooled aerospace turbomachine centered on a longitudinal axis X-X, and
  • vanes of a compressor 6 of the primary vein 7 located on the shroud of the fan 8, and can even be ingested in the primary stream 7 and reach the combustion chamber 9 with the risk of extinction of the combustion that entails.
  • Document EP 1 840 028 discloses a de-icing system for a turbine engine inlet cone in which hot air taken from a bearing chamber of the turbomachine is brought to the inlet cone in order to warm up.
  • the device described in this document provides in particular the evacuation of the hot air delivered to the inlet cone in the primary and secondary veins of the turbomachine through openings located at the inlet cone.
  • the hot air from the deicing system can be ingested by the primary stream, which can degrade the overall performance of the turbomachine.
  • droplets of oil from a bearing housing lubrication may be present in this hot air evacuated. If these droplets are then ingested in the primary vein of the turbomachine, they can cause risks of corrosion / oxidation of the metal parts present in the primary vein and a degradation of the overall performance of the turbomachine.
  • an aeronautical turbomachine fan module comprising a deicing system for an inlet cone, said deicing system comprising a sleeve placed inside a interior space delimited upstream by the inlet cone, said sheath comprising a first duct having at least one hot air inlet, said first duct being configured to convey hot air from a chamber -palier the turbine engine to a wall of the inlet cone to heat it from the inside.
  • a second conduit having at least one outlet located downstream of the inlet of the first conduit, said second conduit being configured to evacuate the air from the first conduit downstream of the the turbomachine.
  • blower module is meant the module of the turbomachine which includes the blower, the low pressure compressor (sometimes called “booster”), the drive shaft of the blower, and the blower housing.
  • a defrosting system which makes it possible to recover the hot air which has been charged with the heat generated by the rolling bearings (for example with balls or with rollers) and possibly a reducer present in a lubrication chamber-bearing, and route it through the first conduit to the interior of the wall of the inlet cone to warm it.
  • This routing is made partly possible thanks to the pressure that already prevails around the enclosure-bearing to confine the oil in the enclosure.
  • the deicing system according to the invention therefore does not require additional device for pressurizing the air and therefore does not alter the performance of the turbomachine.
  • the de-icing system is active when the turbomachine is in operation, no additional control being required in particular.
  • the sheath of the deicing system according to the invention further comprises a second duct whose outlet is further downstream (with respect to the direction of flow of the gas flows in the turbomachine) than the inlet of the first duct.
  • the sleeve being located in an interior space delimited by the inlet cone on the one hand, and by the drive shaft of the blower on the other hand, this second duct makes it possible to evacuate the air which has cooled at the inlet cone downstream of the turbomachine.
  • the air thus cooled is evacuated by circulating for example in a low pressure rotor shaft, and can be used again to fulfill other functions, in particular to pressurize another bearing chamber, or to cool parts of the turbomachine further downstream like a turbine disk.
  • the sheath comprises: an inner tube centered on a longitudinal axis of the turbomachine;
  • the first duct being delimited radially between the inner tube and the outer tube and closed at a downstream end by an annular flange extending radially between the inner tube and the outer tube, the second conduit being defined by the interior of the inner tube.
  • the deicing system further comprises at least one de-oiling system between the bearing chamber and the first conduit.
  • at least one de-oiling system between the bearing chamber and the first conduit.
  • the de-oiling system comprises at least one chimney sealingly mounted at one end on the outer tube opposite an inlet of the first duct to open into the latter, said chimney being intended to open out at an end. other end in the bearing chamber.
  • the inner tube and the outer tube each have a circular cross section whose diameter is increasing from upstream to downstream.
  • the oil droplets that may still be present in the air flowing in the ducts are, thanks to the centrifugal force, condensed on the walls of the tubes and brought downstream so that the oil thus recovered can return to a bearing chamber. This avoids oil losses and oil discharges outside the turbomachine.
  • the outer tube may be sealingly attached to the inlet cone by a flange located at an upstream end of said outer tube.
  • the fan module further comprises a drive shaft of the fan delimiting the interior space downstream, the de-icing system further comprising a sealing collar ensuring a sealed retention of the sleeve within the drive shaft of the blower.
  • a sealing collar has the particular function of ensuring that the sleeve is held in position within the drive shaft of the fan.
  • the sealed connection makes it possible to prevent air containing traces of oil from escaping from the ducts. defrosting and exhaust air, and also ensures the damping of vibrations that can be generated by the rotation of the sleeve.
  • the invention also relates to a method of deicing an aeronautical turbine engine inlet cone comprising the routing by a first hot air duct taken inside a bearing chamber to a wall of the inlet cone. of the turbomachine to heat said inlet cone from the inside.
  • the method further comprises the evacuation by a second duct of the air coming from the first duct from the wall of the inlet cone downstream of the turbomachine, the air being evacuated from the upstream downstream by circulating inside at least one rotor shaft of the turbomachine.
  • the method further comprises de-oiling the hot air taken from the inside of the bearing chamber.
  • the air discharged through the second duct is used to cool at least one member of the turbomachine.
  • a member may for example be a gearbox, a low pressure rotor shaft, a turbine disk.
  • FIG. 1 already described is a schematic sectional view of an upstream portion of a turbomachine illustrating the damage that may be caused by the formation of ice on the inlet cone,
  • FIG. 2 is a diagrammatic sectional view of an upstream part of a turbomachine comprising a deicing system according to the invention
  • FIG. 3 is a perspective view of a sheath according to one embodiment of the invention.
  • FIG. 4 is a schematic overall view of a turbomachine comprising a deicing system according to another embodiment of the invention.
  • the upstream and downstream are defined according to the general direction of flow of air through the turbomachine.
  • the turbomachine illustrated in this figure comprises: a blower 3 which is surrounded by a nacelle 8 forming in particular fairing of the blower and which is rotated by a drive shaft 12 which can be mounted on a gearbox 14 (For example an epicyclic gearbox), itself connected to a low pressure rotor shaft 16 of the turbomachine.
  • the shafts 12, 16 are concentric and centered on the longitudinal axis X-X of the turbomachine.
  • the turbomachine comprises an inlet cone 1 which has the particular function of deflecting the flow of air entering the turbomachine to the blades of the fan 3.
  • This air flow is then divided into two: a primary flow (or hot flow) intended to circulate in the primary vein 7, and a secondary flow (or cold flow) intended to circulate in the secondary vein 5.
  • the primary stream 7 comprises at its inlet a compressor low pressure 6 (also called “booster") and the secondary vein 5 includes flow guide vanes 4 ("OGV").
  • Rolling bearings 18, 20 are provided to support in rotation the different moving parts of the turbomachine. These rolling bearings, as well as the gearbox 14, must be permanently lubricated. This lubrication is performed with a lubricating liquid (eg oil) which is injected into pressurized bearing housings 22.
  • the bearing housings 22 are delimited at their ends in particular by seals (not shown). These seals separate the bearing housings of pressurized parts of the turbomachine (the pressurized air being taken most often in the primary vein, for example at a high pressure compressor). The pressurized air present outside these seals thus ensures the confinement of the oil droplets inside these bearing housings.
  • a defrosting system 10 is provided to prevent the formation of ice blocks at inlet cone 1 (or at least to reduce its size).
  • This defrosting system comprises a sleeve 30 integral in rotation with the drive shaft of the fan 12, an exemplary embodiment of which is illustrated in FIGS. 2 and 3.
  • the sheath 30 is disposed inside an interior space of the turbomachine delimited upstream by the inlet cone 1 and downstream by the drive shaft of the fan 12.
  • the sheath 30 comprises an inner tube 32 and an outer tube 34 centered on the X-X axis of the turbomachine.
  • the outer tube 34 is disposed around the inner tube 32 by being coaxial.
  • the sheath 30 also comprises downstream an annular flange 36 which extends substantially radially between the downstream ends of the inner and outer tubes 32 and 34.
  • the downstream ends of the tubes 32, 34 are located in the same direction. transverse plane but other configurations are possible if the outer tube has a length different from that of the inner tube.
  • a first duct 38 in the sense of the invention is delimited radially between the inner tube 32 and the outer tube 34, and a second duct 40 is defined at least in part by the inside of the inner tube 32. so, the annular flange 36 obstructs the first conduit at its downstream end.
  • the first conduit 38 comprises downstream of the intake orifices
  • the arrows in FIG. 2 inside the first 38 and second 40 ducts schematically indicate the path traveled by the air in the deicing system 10 from the bearing chamber 22 to the interior of the chamber. low pressure rotor shaft 16.
  • the admission of air inside the first duct 38 is done by a deoiling system constituted for example by chimneys 44 opening inside the bearing chamber 22 at one end, and opening against intake ports 42 of the first conduit 38 to another end.
  • a deoiling system constituted for example by chimneys 44 opening inside the bearing chamber 22 at one end, and opening against intake ports 42 of the first conduit 38 to another end.
  • the principle of this deoiling system is known and will not be described in more detail here, such a system being described for example in the document EP 1 662 095.
  • the hot air then travels in the first conduit 38 from downstream to upstream to impact at its outlet the inlet cone 1.
  • a heat exchange between the hot air and the inner wall of the cone Inlet 1 is used to heat it and to prevent ice formation (or to reduce its size).
  • the second conduit 40 is in communication with the first conduit and has its input at the output of the first conduit 38.
  • This second conduit 30 is here centered on the axis XX of the turbomachine, and its output is located further downstream than the air intake orifices 42 of the first duct 38.
  • the air from the first duct 38 which has heated the inlet cone 1 takes the second duct 40 while traveling from upstream to downstream and is then discharged downstream of the turbomachine by circulating inside that and, in particular, inside the low-pressure rotor shaft 16. In this way, the air which has cooled down at the inlet cone can be used to cool further downstream portions such as a turbine disk or other housing-bearing.
  • the sheath 30 is held radially downstream by the chimneys 44 which bear tightly against the outer tube 34 at the air intake orifices 42 of the first duct 38 (these inlet orifices being formed on a surface annular at the downstream end of the outer tube 34).
  • the waterproof support may be achieved for example by means of O-rings.
  • the sleeve 30 At its upstream end, the sleeve 30 comprises a flange 46 which makes it possible to fix the sleeve on the inlet cone 1 in a sealed manner.
  • flange 46 which makes it possible to fix the sleeve on the inlet cone 1 in a sealed manner.
  • other attachment means may be considered.
  • a sealing flange 48 is present on the outer surface of the outer tube 34 at an intermediate zone between the flange 46 and the intake orifices 42. This flange is in sealing engagement with the spindle. driving the blower 12 in order to maintain the sheath radially in position in the shaft, to recover any operating stresses and to prevent oil from leaving the defrosting system. Watertight support between the tree
  • the collar and the collar can be made in the same manner as before using O-rings.
  • the tubes 32, 34 are not cylindrical but rather have a circular cross section whose diameter increases from upstream to downstream.
  • the tubes have a truncated cone shape having their top directed upstream of the turbomachine.
  • This advantageous arrangement allows, in the case where the air entering the ducts 38, 40 is not completely de-oiled, to recover the oil which will be condensed on the walls of the tubes and to route it to a bearing chamber thanks to the centrifugal force.
  • this frustoconical shape prevents oil from stagnating in the conduits 38, 40 and creates undesirable imbalance (the sleeve 30 is rotated by the drive shaft of the fan 12).
  • FIG. 3 is a perspective view of the sleeve 30. It can be seen in particular in this figure that the inlet orifices 42 are here constituted by bores made in the outer tube 34 at an annular surface situated at the end downstream of the outer tube.
  • the invention is not limited only to turbomachines which comprise a gearbox 14, but the presence of the latter improves the efficiency of the de-icing system since it makes it possible to further increase the temperature of the air present in the enclosure. bearing thanks to the additional friction it generates.
  • blower module is meant the module of the turbomachine which comprises, in known manner, the blower 3, the low pressure compressor 6 (sometimes called “booster"), the blower housing 8 and the drive shaft of the blower. the blower 12.
  • FIG. 4 shows a schematic overview of an aeronautical turbomachine comprising a fan module equipped with a deicing system 10 'according to another embodiment of the invention.
  • the defrosting system 10 ' comprises in particular a sheath 30' having a first duct 38 and a second duct 40, similarly to the deicing system 10 described above.
  • the sleeve 30 ' can be attached to the inlet cone 1 via a 46.
  • the sleeve 30 here comprises an inner tube 32 and an outer tube 34 concentric and frustoconical shape, the largest diameter of said tubes 32, 34 being located downstream.
  • the inner tube 32 of the sheath 30 Unlike the sleeve 30, the inner tube 32 of the sheath 30 'has an upstream end located axially at the same level as the upstream end of the outer tube 34, so that an outlet of the first duct 38 is closer to the cone. Entrance. Thus, the deicing of the inlet cone is further improved.
  • the inner tube 32 may protrude from the outer tube 34 upstream, still so that the output of the first conduit 38 is even closer to the inlet cone 1.

Landscapes

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  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

L'invention concerne un module de soufflante de turbomachine aéronautique comprenant un système de dégivrage (10) d'un cône d'entrée (1) comportant un fourreau (30) placé à l'intérieur d'un espace intérieur délimité à l'amont par le cône d'entrée, ledit fourreau comprenant un premier conduit (38) ayant au moins un orifice d'admission d'air chaud (42), ledit premier conduit étant configuré pour acheminer de l'air chaud issu d'une enceinte-palier (22) de la turbomachine vers une paroi du cône d'entrée afin de réchauffer celui-ci par l'intérieur, le fourreau comportant en outre un deuxième conduit (40) ayant au moins une sortie située en aval de l'orifice d'admission du premier conduit, ledit deuxième conduit étant configuré pour évacuer l'air issu du premier conduit vers l'aval de la turbomachine. L'invention vise aussi un procédé de dégivrage d'un cône d'entrée de turbomachine.

Description

MODULE DE SOUFFLANTE DE TURBOMACHINE COMPRENANT UN SYSTEME DE DEGIVRAGE D'UN
CÔNE D'ENTREE
DE TURBOMACHINE ET PROCEDE DE DEGIVRAGE
Arrière-plan de l'invention
La présente invention se rapporte au domaine général des 5 turbomachines aéronautiques.
L'invention concerne plus particulièrement un système de dégivrage d'un cône d'entrée d'une turbomachine aéronautique à soufflante carénée.
Lors de certaines phases de vol, et en particulier en haute
10 altitude où les températures sont basses, la formation de blocs de glace de taille importante sur certaines parties de la turbomachine est fréquente, notamment sur le cône d'entrée.
La figure 1 montre une coupe simplifiée d'une turbomachine aéronautique à soufflante carénée centrée sur un axe longitudinal X-X, et
15 illustre les risques liés à la formation d'un bloc de glace 2 sur un cône d'entrée 1. Sur cette figure on peut voir que des morceaux de glace se détachant du bloc de glace 2 peuvent engendrer des impacts sur des équipements plus en aval tels qu'une aube de soufflante 3, une aube directrice de flux 4 (appelée aussi « OGV » pour « Outlet Guide Vane »)
20 de la veine secondaire 5, des aubes d'un compresseur 6 de la veine primaire 7, des panneaux acoustiques situés sur le carénage de la soufflante 8, et peuvent même être ingérés dans la veine primaire 7 et atteindre la chambre de combustion 9 avec le risque d'extinction de la combustion que cela comporte.
25 Les pièces qui aujourd'hui sont majoritairement réalisées en matériau composite pour des raisons de performances et de poids, comme les aubes de soufflante, les aubes directrices de flux ou les aubes d'un compresseur, sont par ailleurs plus sensibles à de tels impacts que des pièces métalliques.
30 Les conséquences du détachement d'un bloc de glace formé sur le cône d'entrée peuvent donc s'avérer coûteuses en termes de maintenance et de remplacement de pièces endommagées, et peuvent aussi altérer les performances et la fiabilité de la turbomachine qui pourrait s'éteindre en cas d'ingestion d'un bloc de grande taille. Il est donc souhaitable de disposer d'un système de dégivrage qui permette d'empêcher la formation de blocs de glace au niveau du cône d'entrée, ou a minima, d'en réduire la taille.
On connaît du document EP 1 840 028 un système de dégivrage d'un cône d'entrée de turbomachine pour aéronef dans lequel de l'air chaud prélevé dans une enceinte-palier de la turbomachine est amené vers le cône d'entrée afin de le réchauffer. Le dispositif décrit dans ce document prévoit notamment l'évacuation de l'air chaud délivré au cône d'entrée dans les veines primaire et secondaire de la turbomachine par des ouvertures situées au niveau du cône d'entrée.
Cependant, une telle solution peut présenter certains inconvénients. Dans le cas notamment où les aubes de soufflante sont réalisées en matériau composite, l'air chaud issu du système de dégivrage (qui fonctionne dès lors que la turbomachine est allumée) réchauffe le pied des aubes et créé un gradient de température entre le pied et la tête des aubes, ce qui peut altérer leur tenue mécanique.
En outre, l'air chaud issu du système de dégivrage peut être ingéré par la veine primaire, ce qui peut dégrader les performances globales de la turbomachine.
Enfin, des gouttelettes d'huile en provenance d'une enceinte- palier de lubrification peuvent être présentes dans cet air chaud évacué. Si ces gouttelettes sont ensuite ingérées dans la veine primaire de la turbomachine, elles peuvent entraîner des risques de corrosion/oxydation des pièces métalliques présentes dans la veine primaire et une dégradation des performances globales de la turbomachine.
Objet et résumé de l'invention
La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant un module de soufflante de turbomachine aéronautique comprenant un système de dégivrage d'un cône d'entrée, ledit système de dégivrage comportant un fourreau placé à l'intérieur d'un espace intérieur délimité à l'amont par le cône d'entrée, ledit fourreau comprenant un premier conduit ayant au moins un orifice d'admission d'air chaud, ledit premier conduit étant configuré pour acheminer de l'air chaud issu d'une enceinte-palier de la turbomachine vers une paroi du cône d'entrée afin de réchauffer celui-ci par l'intérieur. Conformément à l'invention, le fourreau comporte en outre un deuxième conduit ayant au moins une sortie située en aval de l'orifice d'admission du premier conduit, ledit deuxième conduit étant configuré pour évacuer l'air issu du premier conduit vers l'aval de la turbomachine.
Par module de soufflante on entend le module de la turbomachine qui comprend la soufflante, le compresseur basse pression (parfois appelé « booster »), l'arbre d'entraînement de la soufflante, et le carter de soufflante.
De la sorte, on dispose d'un système de dégivrage qui permet de récupérer l'air chaud qui s'est chargé de la chaleur générée par les paliers à roulements (par exemple à billes ou à rouleaux) et éventuellement un réducteur présents dans une enceinte-palier de lubrification, et de l'acheminer par le premier conduit vers l'intérieur de la paroi du cône d'entrée afin de le réchauffer. Cet acheminement est rendu en partie possible grâce à la pression qui règne déjà autour de l'enceinte- palier pour confiner l'huile dans l'enceinte. Le système de dégivrage selon l'invention ne nécessite donc pas de dispositif supplémentaire pour pressuriser l'air et n'altère donc pas les performances de la turbomachine. En outre, le système de dégivrage est actif dès lors que la turbomachine est en fonctionnement, aucun contrôle supplémentaire n'étant notamment nécessaire.
Le fourreau du système de dégivrage selon l'invention comprend en outre un deuxième conduit dont la sortie est plus en aval (par rapport au sens d'écoulement des flux gazeux dans la turbomachine) que l'orifice d'admission du premier conduit. Le fourreau étant situé dans un espace intérieur délimité par le cône d'entrée d'une part, et par l'arbre d'entraînement de la soufflante d'autre part, ce deuxième conduit permet d'évacuer l'air qui s'est refroidi au niveau du cône d'entrée vers l'aval de la turbomachine. L'air ainsi refroidi est évacué en circulant par exemple dans un arbre de rotor basse pression, et peut être utilisé de nouveau pour remplir d'autres fonctions, notamment pour pressuriser une autre enceinte-palier, ou encore pour refroidir des parties de la turbomachine plus en aval comme un disque de turbine.
Selon un mode de réalisation de l'invention, le fourreau comprend : un tube interne centré sur un axe longitudinal de la turbomachine ; et
un tube externe disposé autour du tube interne en lui étant coaxial, le premier conduit étant délimité radialement entre le tube interne et le tube externe et fermé à une extrémité aval par un flasque annulaire s'étendant radialement entre le tube interne et le tube externe, le deuxième conduit étant défini par l'intérieur du tube interne.
De façon avantageuse, le système de dégivrage comprend en outre au moins un système de déshuilage entre l'enceinte-palier et le premier conduit. Ainsi, il est possible combiner une fonction de déshuilage conventionnelle avec une fonction de dégivrage du cône d'entrée.
De préférence, le système de déshuilage comprend au moins une cheminée montée de manière étanche à une extrémité sur le tube externe en regard d'un orifice d'admission du premier conduit pour déboucher dans celui-ci, ladite cheminée étant destinée à déboucher à une autre extrémité dans l'enceinte-palier.
De préférence, le tube interne et le tube externe ont chacun une section transversale circulaire dont le diamètre est croissant de l'amont vers l'aval.
Grâce à une telle disposition, les gouttelettes d'huile qui pourraient être encore présentes dans l'air circulant dans les conduits sont, grâce à la force centrifuge, condensées sur les parois des tubes et amenées vers l'aval de sorte que l'huile ainsi récupérée puisse retourner dans une enceinte-palier. On évite ainsi des pertes d'huile et les rejets d'huile à l'extérieur de la turbomachine.
Le tube externe peut être fixé de manière étanche au cône d'entrée par une bride située à une extrémité amont dudit tube externe.
De préférence, le module de soufflante comporte en outre un arbre d'entraînement de la soufflante délimitant à l'aval l'espace intérieur, le système de dégivrage comportant en outre une collerette d'étanchéité assurant un maintien étanche du fourreau au sein de l'arbre d'entraînement de la soufflante. Une telle collerette a notamment pour fonction d'assurer que le fourreau soit maintenu en position au sein de l'arbre d'entraînement de la soufflante. En outre, la liaison étanche permet d'éviter que de l'air contenant des traces d'huile ne s'échappe des conduits de dégivrage et d'évacuation d'air, et assure aussi l'amortissement des vibrations pouvant être générées par la rotation du fourreau.
L'invention vise également un procédé de dégivrage d'un cône d'entrée de turbomachine aéronautique comprenant l'acheminement par un premier conduit d'air chaud prélevé à l'intérieur d'une enceinte-palier vers une paroi du cône d'entrée de la turbomachine afin de réchauffer ledit cône d'entrée par l'intérieur. Conformément à l'invention, le procédé comporte en outre l'évacuation par un deuxième conduit de l'air issu du premier conduit depuis la paroi du cône d'entrée vers l'aval de la turbomachine, l'air étant évacué de l'amont vers l'aval en circulant à l'intérieur d'au moins un arbre de rotor de la turbomachine.
De préférence, le procédé comprend en outre le déshuilage de l'air chaud prélevé à l'intérieur de l'enceinte-palier.
De préférence encore, l'air évacué par le deuxième conduit est utilisé pour refroidir au moins un organe de la turbomachine. Un tel organe peut par exemple être un réducteur, un arbre de rotor basse pression, un disque de turbine.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures :
- la figure 1 déjà décrite est une vue schématique en coupe d'une partie amont d'une turbomachine illustrant les dégâts pouvant être occasionnés par la formation de glace sur le cône d'entrée,
- la figure 2 est une vue schématique en coupe d'une partie amont d'une turbomachine comprenant un système de dégivrage selon l'invention,
- la figure 3 est une vue en perspective d'un fourreau selon un mode de réalisation de l'invention, et
- la figure 4 est une vue schématique d'ensemble d'une turbomachine comprenant un système de dégivrage selon un autre mode de réalisation de l'invention.
Description détaillée de l'invention En référence à la figure 2, une partie amont d'une turbomachine aéronautique à soufflante carénée à laquelle s'applique l'invention a été représentée schématiquement en coupe transversale.
Dans le présent exposé, l'amont et l'aval sont définis selon la direction générale d'écoulement de l'air à travers la turbomachine.
De façon connue en soi, la turbomachine illustrée sur cette figure comprend : une soufflante 3 qui est entourée par une nacelle 8 formant notamment carénage de la soufflante et qui est entraînée en rotation par un arbre d'entraînement 12 pouvant être monté sur un réducteur 14 (par exemple un réducteur à train épicycloïdal), lui-même connecté à un arbre de rotor basse pression 16 de la turbomachine. Les arbres 12, 16 sont concentriques et centrés sur l'axe longitudinal X-X de la turbomachine.
En outre, la turbomachine comprend un cône d'entrée 1 qui a notamment pour fonction de dévier le flux d'air entrant dans la turbomachine vers les aubes de la soufflante 3. Ce flux d'air est ensuite divisé en deux : un flux primaire (ou flux chaud) destiné à circuler dans la veine primaire 7, et un flux secondaire (ou flux froid) destiné à circuler dans la veine secondaire 5. De façon connue en soi, la veine primaire 7 comprend au niveau de son entrée un compresseur basse pression 6 (aussi appelé « booster ») et la veine secondaire 5 comprend notamment des aubes directrices de flux 4 (« OGV »).
Des paliers à roulement 18, 20 (par exemple à billes ou à rouleaux) sont prévus pour supporter en rotation les différentes parties mobiles de la turbomachine. Ces paliers à roulements, ainsi que le réducteur 14, doivent être en permanence lubrifiés. Cette lubrification est effectuée avec un liquide de lubrification (par exemple de l'huile) qui est injecté dans des enceintes-paliers 22 pressurisées. Les enceintes-paliers 22 sont délimitées à leurs extrémités notamment par des joints d'étanchéité (non représentés). Ces joints séparent les enceintes-paliers de parties pressurisées de la turbomachine (l'air pressurisé étant prélevé le plus souvent dans la veine primaire, par exemple au niveau d'un compresseur haute pression). L'air pressurisé présent à l'extérieur de ces joints d'étanchéité assure ainsi le confinement les gouttelettes d'huile à l'intérieur de ces enceintes-paliers. Conformément à l'invention, il est prévu un système de dégivrage 10 pour empêcher la formation de blocs de glace au niveau du cône d'entrée 1 (ou au moins pour en réduire la taille). Ce système de dégivrage comprend un fourreau 30 solidaire en rotation de l'arbre d'entraînement de la soufflante 12 dont un exemple de réalisation est illustré sur les figures 2 et 3.
Le fourreau 30 est disposé à l'intérieur d'un espace intérieur de la turbomachine délimité à l'amont par le cône d'entrée 1 et à l'aval par l'arbre d'entraînement de la soufflante 12.
Dans cet exemple de réalisation, le fourreau 30 comprend un tube interne 32 et un tube externe 34 centrés sur l'axe X-X de la turbomachine. Le tube externe 34 est disposé autour du tube interne 32 en lui étant coaxial.
Le fourreau 30 comprend aussi à l'aval un flasque annulaire 36 qui s'étend sensiblement radialement entre les extrémités aval des tubes interne 32 et externe 34. Dans l'exemple représenté, les extrémités aval des tubes 32, 34 sont situées dans le même plan transversal mais d'autres configurations sont possibles si le tube externe a une longueur différente de celle du tube interne.
Avec cette disposition, un premier conduit 38 au sens de l'invention est délimité radialement entre le tube interne 32 et le tube externe 34, et un deuxième conduit 40 est défini au moins en partie par l'intérieur du tube interne 32. De la sorte, le flasque annulaire 36 obstrue le premier conduit à son extrémité aval.
Le premier conduit 38 comprend à l'aval des orifices d'admission
42 permettant à de l'air chauffé par les paliers à roulements 18, 20 et le réducteur 14 présents dans l'enceinte-palier 22 d'entrer dans le premier conduit.
Les flèches de la figure 2 à l'intérieur des premier 38 et deuxième 40 conduits indiquent de façon schématique le trajet parcouru par l'air dans le système de dégivrage 10 depuis l'enceinte-palier 22 jusqu'à l'intérieur de l'arbre de rotor basse pression 16.
L'admission d'air à l'intérieur du premier conduit 38 se fait par un système de déshuilage constitué par exemple par des cheminées 44 débouchant à l'intérieur de l'enceinte-palier 22 à une extrémité, et s'ouvrant en regard des orifices d'admission 42 du premier conduit 38 à une autre extrémité. Le principe de ce système de déshuilage est connu et ne sera pas décrit plus en détails ici, un tel système étant décrit par exemple dans le document EP 1 662 095.
L'air chaud chemine ensuite dans le premier conduit 38 de l'aval vers l'amont pour venir impacter au niveau de sa sortie le cône d'entrée 1. Un échange de chaleur entre cet air chaud et la paroi intérieure du cône d'entrée 1 permet de réchauffer ce dernier et d'éviter la formation de glace (ou d'en diminuer la taille).
Le deuxième conduit 40 est en communication avec le premier conduit et a son entrée au niveau de la sortie du premier conduit 38. Ce deuxième conduit 30 est ici centré sur l'axe X-X de la turbomachine, et sa sortie est située plus en aval que les orifices d'admission d'air 42 du premier conduit 38.
L'air issu du premier conduit 38 qui a réchauffé le cône d'entrée 1 emprunte le deuxième conduit 40 en cheminant de l'amont vers l'aval puis est évacué vers l'aval de la turbomachine en circulant à l'intérieur de celle-ci, et notamment à l'intérieur de l'arbre de rotor basse pression 16. De la sorte, l'air qui s'est refroidi au niveau du cône d'entrée peut être utilisé pour refroidir des parties plus en aval telles qu'un disque de turbine ou une autre enceinte-palier.
Le fourreau 30 est maintenu radialement à l'aval par les cheminées 44 qui viennent en appui étanche sur le tube externe 34 au niveau des orifices d'admission d'air 42 du premier conduit 38 (ces orifices d'admission étant formés sur une surface annulaire à l'extrémité aval du tube externe 34). L'appui étanche pourra être réalisé par exemple à l'aide de joints toriques.
A son extrémité amont, le fourreau 30 comprend une bride 46 qui permet de fixer le fourreau sur le cône d'entrée 1 de façon étanche. Bien entendu, d'autres moyens de fixations pourront être envisagés.
En outre, une collerette d'étanchéité 48 est présente sur la surface externe du tube externe 34 au niveau d'une zone intermédiaire entre la bride 46 et les orifices d'admission 42. Cette collerette est en appui étanche avec l'arbre d'entraînement de la soufflante 12 afin de maintenir radialement le fourreau en position dans l'arbre, de reprendre les éventuelles sollicitations en fonctionnement et d'éviter que de l'huile ne sorte du système de dégivrage. L'appui étanche entre l'arbre d'entraînement et la collerette pourra être effectué de la même manière que précédemment grâce à des joints toriques.
Dans l'exemple illustré, les tubes 32, 34 ne sont pas cylindriques mais ont plutôt une section transversale circulaire dont le diamètre croît de l'amont vers l'aval. En d'autres termes, les tubes ont une forme de tronc de cône ayant leur sommet dirigé vers l'amont de la turbomachine.
Cette disposition avantageuse permet, dans le cas où l'air entrant dans les conduits 38, 40 n'est pas complètement déshuilé, de récupérer l'huile qui se sera condensée sur les parois des tubes et de l'acheminer vers une enceinte-palier grâce à la force centrifuge. En outre, cette forme tronconique permet d'éviter que de l'huile stagne dans les conduits 38, 40 et ne créée un balourd indésirable (le fourreau 30 est entraîné en rotation par l'arbre d'entraînement de la soufflante 12).
La figure 3 est une vue en perspective du fourreau 30. On peut voir notamment sur cette figure que les orifices d'admission 42 sont ici constitués par des perçages pratiqués dans le tube externe 34 au niveau d'une surface annulaire située à l'extrémité aval du tube externe.
L'invention ne se limite pas seulement aux turbomachines qui comprennent un réducteur 14, mais la présence de ce dernier améliore l'efficacité du système de dégivrage puisqu'il permet d'augmenter encore la température de l'air présent dans l'enceinte-palier grâce aux frottements supplémentaires qu'il génère.
Il est noté que le module de soufflante de la turbomachine équipée d'un système de dégivrage 10 tel que celui représenté sur les figures est objet de la présente invention. Par module de soufflante on entend le module de la turbomachine qui comprend, de façon connue en soi, la soufflante 3, le compresseur basse pression 6 (parfois appelé « booster »), le carter de soufflante 8 et l'arbre d'entraînement de la soufflante 12.
La figure 4 montre une vue schématique d'ensemble d'une turbomachine aéronautique comprenant un module de soufflante équipé d'un système de dégivrage 10' selon un autre de mode de réalisation de l'invention. Le système de dégivrage 10' comprend notamment un fourreau 30' ayant un premier conduit 38 et un deuxième conduit 40, de façon similaire au système de dégivrage 10 décrit précédemment. Le fourreau 30' peut être fixé au cône d'entrée 1 par l'intermédiaire d'une bride 46. Le fourreau 30' comprend ici un tube interne 32 et un tube externe 34 concentriques et de forme tronconique, le diamètre le plus grand desdits tubes 32, 34 étant situé à l'aval. A la différence du fourreau 30, le tube interne 32 du fourreau 30' présente une extrémité amont située axialement au même niveau que l'extrémité amont du tube externe 34, afin qu'une sortie du premier conduit 38 soit plus proche du cône d'entrée. Ainsi, le dégivrage du cône d'entrée est encore amélioré.
En variante, dans une configuration non illustrée, le tube interne 32 peut dépasser du tube externe 34 à l'amont, toujours pour que la sortie du premier conduit 38 soit encore plus proche du cône d'entrée 1.
Sur la figure 4, on peut voir le cheminement de l'air depuis l'enceinte-palier 22 schématisé par un ensemble de flèches. Le trajet de l'air peut être le même quel que soit le fourreau 30 ou 30' utilisé. L'air provenant de l'enceinte-palier 22 est déshuilé au niveau des cheminées 44, puis chemine à l'intérieur du premier conduit 38, et vient au contact du cône d'entrée 1. L'air se refroidit en réchauffant le cône d'entrée avant d'entrer dans le deuxième conduit 40. L'air refroidi est ensuite évacué par le deuxième conduit 40 vers l'aval de la turbomachine et peut refroidir à son passage des organes de la turbomachine situés plus en aval du fourreau 30, 30'. De tels organes peuvent par exemple comprendre : le réducteur 14, l'arbre de rotor basse pression 16, une turbine basse pression 50 (visible sur la figure 4). Ainsi, avec un système de dégivrage 10, 10' selon l'invention, le cône d'entrée 1 peut être utilisé comme une source froide pour refroidir par ventilation des organes de la turbomachine.

Claims

REVENDICATIONS
1. Module de soufflante de turbomachine aéronautique comprenant un système de dégivrage (10) d'un cône d'entrée (1), ledit système de dégivrage comportant un fourreau (30) placé à l'intérieur d'un espace intérieur délimité à l'amont par le cône d'entrée, ledit fourreau comprenant un premier conduit (38) ayant au moins un orifice d'admission d'air chaud (42), ledit premier conduit étant configuré pour acheminer de l'air chaud issu d'une enceinte-palier (22) de la turbomachine vers une paroi du cône d'entrée afin de réchauffer celui-ci par l'intérieur, caractérisé en ce que le fourreau comporte en outre un deuxième conduit (40) ayant au moins une sortie située en aval de l'orifice d'admission du premier conduit, ledit deuxième conduit étant configuré pour évacuer l'air issu du premier conduit vers l'aval de la turbomachine.
2. Module selon la revendication 1, caractérisé en ce que le fourreau comprend :
un tube interne (32) centré sur un axe longitudinal (X-X) de la turbomachine ; et
un tube externe (34) disposé autour du tube interne en lui étant coaxial, le premier conduit (38) étant délimité radialement entre le tube interne et le tube externe et fermé à une extrémité aval par un flasque annulaire (36) s'étendant radialement entre le tube interne et le tube externe, le deuxième conduit (40) étant défini par l'intérieur du tube interne.
3. Module selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'il comprend en outre au moins un système de déshuilage entre l'enceinte-palier (22) et le premier conduit (38).
4. Module selon la revendication 3, caractérisé en ce que le système de déshuilage comprend au moins une cheminée (44) montée de manière étanche à une extrémité sur le tube externe (34) en regard d'un orifice d'admission (42) du premier conduit (38) pour déboucher dans celui-ci, ladite cheminée étant destinée à déboucher à une autre extrémité dans l'enceinte-palier (22).
5. Module selon l'une quelconque des revendications 2 à 4, caractérisé en ce que le tube interne (32) et le tube externe (34) ont chacun une section transversale circulaire dont le diamètre est croissant de l'amont vers l'aval.
6. Module selon l'une quelconque des revendications 2 à 5, caractérisé en ce le tube externe (34) est fixé de manière étanche au cône d'entrée par une bride (46) située à une extrémité amont dudit tube externe.
7. Module selon l'une quelconque des revendications 1 à 6 comportant en outre un arbre d'entraînement de la soufflante (12) délimitant à l'aval l'espace intérieur, le système de dégivrage comportant en outre une collerette d'étanchéité (48) assurant un maintien étanche du fourreau (30) au sein de l'arbre d'entraînement de la soufflante (12).
8. Procédé de dégivrage d'un cône d'entrée (1) de turbomachine aéronautique comprenant l'acheminement par un premier conduit (38) d'air chaud prélevé à l'intérieur d'une enceinte-palier (22) vers une paroi du cône d'entrée de la turbomachine afin de réchauffer ledit cône d'entrée par l'intérieur, caractérisé en ce qu'il comporte en outre l'évacuation par un deuxième conduit (40) de l'air issu du premier conduit depuis la paroi du cône d'entrée vers l'aval de la turbomachine, l'air étant évacué de l'amont vers l'aval en circulant à l'intérieur d'au moins un arbre de rotor de la turbomachine (12, 16).
9. Procédé de dégivrage selon la revendication 8, comprenant en outre le déshuilage de l'air chaud prélevé à l'intérieur de l'enceinte- palier.
10. Procédé de dégivrage selon l'une quelconque des revendications 8 et 9, dans lequel l'air évacué par le deuxième conduit (40) est utilisé pour refroidir au moins un organe (14, 16, 50) de la turbomachine.
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