ENSEMBLE POUR UNE TURBOMACHINE

Description

DOMAINE

[0001] La présente invention concerne un ensemble pour une turbomachine, telle par exemple qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'aéronef.

CONTEXTE

[0002] La figure 1 illustre une partie d'une turbomachine 1 selon une première forme de réalisation conformément à l'art antérieur.

[0003] Dans ce qui suit, les termes amont et aval sont définis par rapport au sens de circulation des gaz au sein de la turbomachine 1.

[0004] La turbomachine 1 comporte une turbine amont 2 et une turbine aval 3. La turbine amont 2 est par exemple une turbine haute-pression et la turbine aval 3 est par exemple une turbine basse-pression ou une turbine libre. Chaque turbine 2, 3 comporte un rotor comprenant des pales 4. La turbomachine 1 comporte en outre un arbre 5 radialement interne, s'étendant selon l'axe A de la turbomachine 1.

[0005] La turbomachine 1 comporte de plus un canal annulaire 6 destiné à former une veine d'écoulement du flux de gaz entre deux étages de turbine 2, 3 de la turbomachine 1, ledit canal 6 étant délimité par une paroi annulaire radialement interne 7 et une paroi annulaire radialement externe 8.

[0006] Un support radialement externe 9 relie la paroi annulaire externe et un carter 10 de turbine. Le support externe 9 comporte une zone 11 souple ou élastiquement déformable, apte à autoriser le déplacement radial et/ou axial de la paroi annulaire externe 8 par rapport au carter 10.

[0007] Un support radialement interne 12 s'étend radialement vers l'intérieur depuis la paroi radialement interne 7. La partie radialement interne 13 du support interne 11 entoure deux paliers 14 montés autour de l'arbre 5. Le support interne 12 comporte en outre une zone 15 souple ou élastiquement déformable, apte à autoriser le déplacement radial et/ou axial de la paroi annulaire interne 7 par rapport aux paliers 14 et à l'arbre 5.

[0008] L'ensemble formé par le canal annulaire 6 et les supports interne et externe 9, 12 est réalisé d'une pièce, par exemple par fonderie.

[0009] En fonctionnement, les parois annulaires interne et externe 7, 8 du canal annulaire 6 sont soumises à des températures importantes, tandis que les supports interne 12 et externe 9 peuvent être soumis à des températures plus faibles. La différence de température est notamment très importante lors de la phase dite de transition, au démarrage de la turbomachine. Cette différence de température génère des dilatations différentielles entre les différentes parties du même ensemble. Les zones souples 11, 15 des supports 9, 12 permettent de compenser de telles dilatations différentielles, en autorisant un déplacement radial et/ou axial des parois annulaires interne et externe 7, 8 du canal annulaire 6 par rapport aux autres parties de l'ensemble.

[0010] Cependant, une trop grande souplesse accordée aux supports 9, 12 pénaliserait le guidage de l'arbre 5, au travers des paliers 14. En effet, les supports 9, 12 assurent une fonction dite structurelle puisqu'ils ont notamment pour fonction de supporter radialement l'arbre 5, c'est-à-dire de le lier au carter 10, et d'éviter le débattement radial de l'arbre 5, en particulier sous charge.

[0011] Il convient donc de trouver un compromis entre les aspects de souplesse pour autoriser les dilatations différentielles et de rigidité pour réaliser la fonction de support de l'arbre 5. Par ailleurs, les contraintes mécaniques et thermiques appliquées aux différentes parties sont importantes et pénalisent la durée de vie de l'ensemble.

[0012] Pour pouvoir répondre aux spécifications, l'ensemble est réalisé par exemple en alliage à base de nickel de type Inconel 738, un tel matériau étant coûteux et n'étant pas réparable par rechargement de matière par soudage.

[0013] Une seconde forme de réalisation connue de l'art antérieur est représentée à la figure 2. Dans cette forme de réalisation, l'ensemble comporte un canal annulaire 6 destiné à former une veine d'écoulement d'un flux de gaz entre les deux étages de turbine 2, 3 de la turbomachine 1, ledit canal 6 étant délimité par une paroi annulaire radialement interne 7 et une paroi annulaire radialement externe 8, lesdites parois 7, 8 étant reliées par des bras creux 16 s'étendant radialement.

[0014] L'ensemble comporte en outre un support 17, distinct du canal annulaire 6, et comportant une partie annulaire radialement externe 9, située radialement à l'extérieur de la paroi annulaire externe 8 du canal annulaire 6, et une partie annulaire radialement interne 12, située radialement à l'intérieur de la paroi annulaire interne 7 du canal annulaire 6, les parties externe 9 et interne 12 du support 17 étant reliées par des parties de liaison 18 s'étendant radialement, chaque partie de liaison 18 traversant un bras creux 16 du canal annulaire 6.

[0015] De cette manière, il est possible de réaliser le support 17 et le canal annulaire 6 en deux matériaux différents, ce qui permet de choisir plus aisément le matériau répondant aux contraintes thermiques et mécaniques de chaque partie.

[0016] Une telle solution reste cependant coûteuse car elle nécessite la fabrication et le montage de plusieurs pièces distinctes. En effet, une telle solution nécessite de sectoriser le support 17, l'interface et l'étanchéité entre les différents secteurs générant des contraintes supplémentaires.

[0017] Les documents FR2708681A1, US8099962B2 et US2012/227371A1 divulguent également des turbomachines selon l'art antérieur.

RESUME DE L'INVENTION

[0018] L'invention vise à remédier à ces inconvénients, de manière simple, fiable et peu onéreuse.

[0019] A cet effet, l'invention concerne un ensemble pour une turbomachine, comportant :

• un canal annulaire destiné à former une veine d'écoulement d'un flux de gaz entre deux étages de turbine de la turbomachine, ledit canal étant délimité par une paroi annulaire radialement interne et une paroi annulaire radialement externe, lesdites parois étant reliées par des bras creux s'étendant radialement,
• un support comportant une partie annulaire radialement externe, située radialement à l'extérieur de la paroi annulaire externe du canal annulaire, et une partie annulaire radialement interne, située radialement à l'intérieur de la paroi annulaire interne du canal annulaire, les parties externe et interne du support étant reliées par des parties de liaison s'étendant radialement, chaque partie de liaison traversant l'un des bras creux du canal annulaire,
  caractérisé en ce que l'une au moins des parties de liaison du support et le bras creux correspondant sont reliés l'un à l'autre par au moins une cloison de liaison, ladite cloison de liaison comportant une partie sécable apte à rompre lorsque les contraintes mécaniques dans ladite cloison de liaison sont supérieures à une valeur déterminée.

[0020] L'ensemble peut ainsi être réalisé en une seule pièce, par exemple par fabrication additive ou par fonderie, ce qui permet de réduire les coûts de fabrication. Après rupture de la partie sécable, le canal annulaire et le support forment deux pièces distinctes, de manière à éviter la conduction ou les ponts thermiques par contact entre lesdites pièces.

[0021] La partie sécable peut être dimensionnée pour rompre lorsque les contraintes de cisaillement dans la cloison de liaison, au niveau de la partie sécable, sont supérieures à 200 Mpa.

[0022] La valeur de contrainte précitée est par exemple la valeur lorsque la cloison de liaison est à une température comprise entre 500 et 900°C, cette valeur pouvant changer avec la température.

[0023] L'ensemble est réalisé d'une seule pièce en alliage à base de nickel, par exemple en un alliage de type C263.

[0024] De préférence, l'alliage utilisé peut être rechargé par soudage. Ceci est notamment le cas d'un alliage de type C263.

[0025] La partie sécable peut être formée par une zone amincie de la cloison de liaison.

[0026] La partie sécable peut comporter des enlèvements de matière, tels par exemple que des trous ou des zones en creux localisées.

[0027] L'une au moins des parties de liaison du support peut comporter un conduit interne permettant l'amenée d'un fluide de lubrification depuis une zone située radialement à l'extérieur du canal annulaire jusque dans une zone située à l'intérieur du canal annulaire.

[0028] La partie radialement interne du support peut être destinée à supporter au moins un palier. Le conduit peut ainsi permettre la lubrification dudit palier.

[0029] Le fluide de lubrification est par exemple de la graisse ou de l'huile.

[0030] La partie radialement interne et/ou la partie radialement externe du support peuvent comporter au moins une zone souple permettant une déformation radiale de ladite partie radialement interne ou externe.

[0031] La partie radialement interne et/ou la partie radialement externe du support peuvent comporter une partie périphérie radialement fixe, reliée à chaque partie de liaison par la zone souple correspondante.

[0032] La zone souple peut être formée par des pattes ou des épingles élastiquement déformables.

[0033] Lesdites pattes ou épingles peuvent être orientées de façon oblique, c'est-à-dire peuvent former un angle non nul avec la direction axiale et avec la direction radiale. Ledit angle avec la direction axiale est par exemple compris entre 30 et 60°, par exemple de l'ordre de 45°.

[0034] L'invention concerne une turbomachine, telle par exemple qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur, comportant une turbine amont, par exemple une turbine haute-pression, et une turbine aval, par exemple une turbine basse-pression ou une turbine libre, lesdites turbines comportant chacune un rotor, la turbomachine comportant un arbre radialement interne, caractérisée en ce qu'elle comporte un ensemble du type précité, le canal annulaire formant une veine d'écoulement de gaz entre la turbine amont et la turbine aval, la partie radialement interne du support supportant au moins un palier servant au guidage de l'arbre, la partie radialement externe du support étant fixée à une partie fixe de la turbomachine, par exemple un carter de turbine.

[0035] L'invention concerne également un procédé de montage et de fonctionnement d'une turbomachine du type précité, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes consistant à :

• monter le canal annulaire et le support dans la turbomachine,
• effectuer un premier démarrage de la turbomachine de manière à créer un différentiel de température entre les bras du canal annulaire, d'une part, et les parties de liaison du support, d'autre part, et générer une rupture de la partie sécable de la cloison de liaison du fait des contraintes générées dans ladite partie sécable.

[0036] Le différentiel de température permettant une rupture de la zone sécable est par exemple compris entre 200 et 500 °C.

[0037] En variante, la partie sécable peut être rompue à froid, c'est-à-dire sans échauffement d'une partie de l'ensemble, avant montage du canal annulaire et du support dans la turbomachine.

[0038] Selon une autre variante, la partie sécable peut être rompue à froid, c'est-à-dire sans échauffement d'une partie de l'ensemble, après montage du canal annulaire et du support dans la turbomachine.

[0039] Pour cela, une contrainte peut être générée mécaniquement au niveau de la cloison de liaison, par exemple par un opérateur, notamment par application d'un choc ou d'un effort suffisant sur ladite cloison.

[0040] L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés.

BREVE DESCRIPTION DES FIGURES

[0041] 

• la figure 1 est demie-vue schématique en coupe axiale d'une partie d'une turbine d'une turbomachine selon une première forme de réalisation de l'art antérieur ;
• la figure 2 est une vue correspondant à la figure 1, illustrant une seconde forme de réalisation de l'art antérieur ;
• la figure 3 est une vue correspondant à la figure 1, illustrant une forme de réalisation de l'invention ;
• la figure 4 est vue en perspective et en coupe axiale, d'une partie d'un ensemble selon l'invention ;
• la figure 5 est une vue en perspective d'une partie de l'ensemble de la figure 4, certains éléments ayant été retirés afin d'améliorer la visibilité des éléments représentés ;
• la figure 6 est une vue en perspective d'une partie de la cloison de liaison.

DESCRIPTION DETAILLEE

[0042] La figure 3 représente une partie d'une turbomachine 1 selon une forme de réalisation de l'invention. Celle-ci comporte une turbine amont 2 et une turbine aval 3. La turbine amont 2 est par exemple une turbine haute-pression et la turbine aval 3 est par exemple une turbine basse-pression ou une turbine libre. Chaque turbine 2, 3 comporte un rotor comportant des pales 4. La turbomachine 1 comporte également un arbre 5 radialement interne, s'étendant selon l'axe A de la turbomachine.

[0043] La turbomachine 1 comporte de plus un ensemble comprenant un canal annulaire 6 destiné à former une veine d'écoulement d'un flux de gaz entre les deux étages 2, 3 de turbine de la turbomachine 1, ledit canal 6 étant délimité par une paroi annulaire radialement interne 7 et une paroi annulaire radialement externe 8, lesdites parois 7, 8 étant reliées par des bras creux 16 s'étendant radialement.

[0044] L'ensemble, également visible à la figure 4, comporte en outre un support 17 comportant une partie annulaire radialement externe 9, située radialement à l'extérieur de la paroi annulaire externe 8 du canal annulaire 6, et une partie annulaire radialement interne 12, située radialement à l'intérieur de la paroi annulaire interne 7 du canal annulaire 6, les parties externe et interne 9, 12 du support 17 étant reliées par des parties de liaison 18 s'étendant radialement, chaque partie de liaison 18 traversant l'un des bras creux 16 du canal annulaire 6. Les bras creux 16 et les parties de liaison 18 sont régulièrement répartis sur la périphérie.

[0045] La partie radialement interne 12 et la partie radialement externe 9 du support 17 comportent chacune une zone souple 11, 15 permettant une déformation radiale de ladite partie radialement interne ou externe 12, 9.

[0046] La partie radialement interne 12 comporte une bride annulaire 19 radialement externe, s'étendant radialement, et fixée au carter 10 par l'intermédiaire de vis ou de rivets par exemple. Ladite bride 19 est reliée à chaque partie de liaison 18 par la zone souple 11 correspondante. Cette zone souple 11 est formée par des pattes ou par des épingles 20 élastiquement déformables.

[0047] Lesdites pattes ou épingles 20 peuvent être orientées de façon oblique, c'est-à-dire peuvent former un angle non nul avec la direction axiale et avec la direction radiale. Ledit angle avec la direction axiale est par exemple compris entre 30 et 60°, par exemple de l'ordre de 45°.

[0048] Par ailleurs, la partie radialement interne 12 du support 17 comporte des parties annulaires 13a, 13b s'étendant axialement, destinées à entourer chacune l'un des paliers 14. Chaque partie annulaire 13a, 13b est reliée aux parties de liaison 18 par des zones souples 15a, 15b obliques ou tronconiques. Chaque zone souple oblique ou tronconique 15a, 15b forme un angle non nul avec les directions axiale et radiale.

[0049] L'une au moins des parties de liaison 18 du support 17 comporte un conduit interne 21 permettant l'amenée d'un fluide de lubrification depuis une zone située radialement à l'extérieur du canal annulaire 6 jusque dans une zone située en regard des paliers 14. Le fluide de lubrification est par exemple de la graisse ou de l'huile.

[0050] Chaque partie de liaison peut présenter deux parties rectilignes 18a, 18b formant un angle l'une par rapport à l'autre. Bien entendu, d'autres formes sont également possibles.

[0051] Comme cela est mieux visible à la figure 5, l'une au moins des parties de liaison 18 et le bras creux 16 correspondant sont reliés l'un à l'autre par au moins une cloison de liaison 22, ladite cloison de liaison 22 comportant une partie sécable 23 apte à rompre lorsque les contraintes mécaniques dans ladite cloison de liaison 22 sont supérieures à une valeur déterminée.

[0052] On notera, que, mis à part par l'intermédiaire de la cloison de liaison 22, la partie de liaison 18 n'est pas en contact avec la surface du bras de liaison 16, de façon à limiter les échanges thermiques.

[0053] La partie sécable 23 peut être dimensionnée pour rompre lorsque les contraintes de cisaillement dans la cloison de liaison 22, au niveau de la partie sécable 23, sont supérieures à 200 Mpa. Cette valeur peut changer avec la température et peut par exemple être définie à une température comprise entre 500°C et 900°C.

[0054] L'ensemble formé par le canal 6 et le support 17 peut ainsi être réalisé en une seule pièce, par exemple par fabrication additive ou par fonderie, ce qui permet de réduire les coûts de fabrication. Après rupture de la partie sécable 23, le canal annulaire 6 et le support 17 forment deux pièces distinctes, de manière à éviter la conduction ou les ponts thermiques par contact entre lesdites pièces 6, 17.

[0055] L'ensemble est réalisé d'une seule pièce en alliage à base de nickel, par exemple en un alliage de type C263.

[0056] Comme cela est mieux visible à la figure 6, la partie sécable 23 de la cloison de liaison 22 est formée par une zone amincie de la cloison de liaison 22.

[0057] La partie sécable 23 peut éventuellement comporter des enlèvements de matière, tels par exemple que des trous ou des zones en creux localisées.

[0058] Selon une première forme de réalisation, l'ensemble est monté d'un seul tenant ou d'un seul bloc dans la turbomachine 1, puis, lors du premier démarrage de la turbomachine 1, un différentiel de température se créé entre les bras 16 du canal annulaire 6, d'une part, et les parties de liaison 18 du support 17, d'autre part, ce qui a pour effet de rompre la partie sécable 23 de la cloison de liaison 22 du fait des contraintes générées dans ladite partie sécable 23.

[0059] Le différentiel de température permettant une rupture de la zone sécable est par exemple compris entre 200 et 500 °C.

[0060] En variante, la partie sécable 23 peut être rompue à froid, c'est-à-dire sans échauffement d'une partie de l'ensemble, avant montage du canal annulaire 6 et du support 17 dans la turbomachine 1.

[0061] Selon une autre variante, la partie sécable 23 peut être rompue à froid, c'est-à-dire sans échauffement d'une partie de l'ensemble, après montage du canal annulaire 6 et du support 17, d'un seul tenant, dans la turbomachine 1.

[0062] Pour cela, une contrainte peut être générée mécaniquement au niveau de la cloison de liaison 22, par exemple par un opérateur, notamment par application d'un choc ou d'un effort suffisant sur ladite cloison 22.

Revendications

1. Ensemble pour une turbomachine (1), comportant :

- un canal annulaire (6) destiné à former une veine d'écoulement d'un flux de gaz entre deux étages (2, 3) de turbine de la turbomachine (1), ledit canal (6) étant délimité par une paroi annulaire radialement interne (7) et une paroi annulaire radialement externe (8), lesdites parois (7, 8) étant reliées par des bras creux (16) s'étendant radialement,

- un support (17) comportant une partie annulaire radialement externe (9), située radialement à l'extérieur de la paroi annulaire externe (8) du canal annulaire (6), et une partie annulaire radialement interne (12), située radialement à l'intérieur de la paroi annulaire interne (7) du canal annulaire (6), les parties externe et interne (9, 12) du support (17) étant reliées par des parties de liaison (18) s'étendant radialement, chaque partie de liaison (18) traversant l'un des bras creux (16) du canal annulaire (6),
caractérisé en ce que l'une au moins des parties de liaison (18) du support (17) et le bras creux (16) correspondant sont reliés l'un à l'autre par au moins une cloison de liaison (22), ladite cloison de liaison (22) comportant une partie sécable (23) apte à rompre lorsque les contraintes mécaniques dans ladite cloison de liaison (22) sont supérieures à une valeur déterminée.

2. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce que la partie sécable (23) est dimensionnée pour rompre lorsque les contraintes de cisaillement dans la cloison de liaison (22), au niveau de la partie sécable (23), sont supérieures à 200 Mpa.

3. Ensemble selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que l'ensemble est réalisé d'une seule pièce en alliage à base de nickel, par exemple en un alliage de type C263.

4. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la partie sécable (23) est formée par une zone amincie de la cloison de liaison (22).

5. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que la partie sécable (23) comporte des enlèvements de matière, tels par exemple que des trous ou des zones en creux localisées.

6. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que l'une au moins des parties de liaison (18) du support (17) comporte un conduit interne (21) permettant l'amenée d'un fluide de lubrification depuis une zone située radialement à l'extérieur du canal annulaire (6) jusque dans une zone située à l'intérieur du canal annulaire (6).

7. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que la partie radialement interne (12) et/ou la partie radialement externe (9) du support (17) comportent au moins une zone souple (15, 11) permettant une déformation radiale de ladite partie radialement interne ou externe (9, 12).

8. Ensemble selon la revendications 7, caractérisé en ce que la partie radialement interne (12) et/ou la partie radialement externe (9) du support (17) comporte une partie périphérie (19, 13a, 13b) radialement fixe, reliée à chaque partie de liaison (18) par la zone souple (11, 15) correspondante.

9. Turbomachine (1), telle par exemple qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur, comportant une turbine amont (2), par exemple une turbine haute-pression, et une turbine aval (3), par exemple une turbine basse-pression ou une turbine libre, lesdites turbines (2, 3) comportant chacune un rotor, la turbomachine (1) comportant un arbre (5) radialement interne, caractérisée en ce qu'elle comporte un ensemble selon l'une des revendications 1 à 8, le canal annulaire (6) formant une veine d'écoulement de gaz entre la turbine amont (2) et la turbine aval (3), la partie radialement interne (12) du support (17) supportant au moins un palier (14) servant au guidage de l'arbre (5), la partie radialement externe (9) du support (17) étant fixée à une partie fixe (10) de la turbomachine (1), par exemple un carter (10) de turbine.

10. Procédé de montage et de fonctionnement d'une turbomachine (1) selon la revendication 9, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes consistant à :

- monter le canal annulaire (6) et le support (17) dans la turbomachine (1),

- effectuer un premier démarrage de la turbomachine (1) de manière à créer un différentiel de température entre les bras (16) du canal annulaire (6), d'une part, et les parties de liaison (18) du support (17), d'autre part, et générer une rupture de la partie sécable (23) de la cloison de liaison (22) du fait des contraintes générées dans ladite partie sécable (23).

Ansprüche

1. Anordnung für ein Turbotriebwerk (1), enthaltend:

- einen ringförmigen Kanal (6), der dazu bestimmt ist, einen Strömungsweg für einen Gasstrom zwischen zwei Turbinenstufen (2, 3) des Turbotriebwerks (1) zu bilden, wobei der Kanal (6) durch eine radial innere Ringwand (7) und eine radial äußere Ringwand (8) begrenzt ist, wobei die Wände (7, 8) durch Hohlarme (16) verbunden sind, die sich radial erstrecken,

- eine Halterung (17) mit einem radial äußeren Ringabschnitt (9), der radial außerhalb der äußeren Ringwand (8) des ringförmigen Kanals (6) liegt, und mit einem radial inneren Ringabschnitt (12), der radial innerhalb der inneren Ringwand (7) des ringförmigen Kanals (6) liegt, wobei der äußere und der innere Abschnitt (9, 12) der Halterung (17) durch sich radial erstreckende Verbindungsabschnitte (18) verbunden sind, wobei jeder Verbindungsabschnitt (18) durch einen der Hohlarme (16) des ringförmigen Kanals (6) hindurch verläuft,

dadurch gekennzeichnet, dass zumindest einer der Verbindungsabschnitte (18) der Halterung (17) und der entsprechende Hohlarm (16) durch zumindest eine Verbindungswand (22) miteinander verbunden sind, wobei die Verbindungswand (22) einen Sollbruchabschnitt (23) aufweist, der dann brechen kann, wenn die mechanischen Spannungen in der Verbindungswand (22) größer als ein bestimmter Wert sind.

2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Sollbruchabschnitt (23) so bemessen ist, dass er dann bricht, wenn die Scherspannungen in der Verbindungswand (22) am Sollbruchabschnitt (23) größer als 200 MPa sind.

3. Anordnung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Anordnung einstückig aus einer Nickelbasislegierung, beispielsweise einer Legierung vom Typ C263, hergestellt ist.

4. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Sollbruchabschnitt (23) durch einen verjüngten Bereich der Verbindungswand (22) gebildet ist.

5. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Sollbruchabschnitt (23) Materialaussparungen, beispielsweise Löcher oder bereichsweise vertiefte Bereiche, aufweist.

6. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest einer der Verbindungsabschnitte (18) der Halterung (17) eine innere Leitung (21) für die Zufuhr eines Schmierfluids von einem Bereich radial außerhalb des ringförmigen Kanals (6) in einen Bereich innerhalb des ringförmigen Kanals (6) aufweist.

7. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass der radial innere Abschnitt (12) und/oder der radial äußere Abschnitt (9) der Halterung (17) zumindest einen nachgiebigen Bereich (15, 11) aufweisen, der eine radiale Verformung des radial inneren oder äußeren Abschnitts (9, 12) ermöglicht.

8. Anordnung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass der radial innere Abschnitt (12) und/oder der radial äußere Abschnitt (9) der Halterung (17) einen radial ortsfesten Umfangsabschnitt (19, 13a, 13b) aufweist, der durch den entsprechenden nachgiebigen Bereich (11, 15) mit jedem Verbindungsabschnitt (18) verbunden ist.

9. Turbotriebwerk (1), beispielsweise Turbostrahltriebwerk oder Turboprop-Triebwerk, enthaltend eine stromaufwärts gelegene Turbine (2), beispielsweise eine Hochdruckturbine, und eine stromabwärts gelegene Turbine (3), beispielsweise eine Niederdruckturbine oder eine Freilaufturbine, wobei die Turbinen (2, 3) jeweils einen Rotor enthalten und das Turbotriebwerk (1) eine radial innen liegende Welle (5) aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass es eine Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 8 enthält, wobei der ringförmige Kanal (6) einen Gasströmungsweg zwischen der stromaufwärts gelegenen Turbine (2) und der stromabwärts gelegenen Turbine (3) bildet, wobei der radial innere Abschnitt (12) der Halterung (17) zumindest ein Lager (14) trägt, das zur Führung der Welle (5) dient, wobei der radial äußere Abschnitt (9) der Halterung (17) an einen ortsfesten Abschnitt (10) des Turbotriebwerks (1), beispielsweise ein Turbinengehäuse (10), befestigt ist.

10. Verfahren zur Montage und zum Betrieb eines Turbotriebwerks (1) nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass es die folgenden Schritte umfasst:

- Montieren des ringförmigen Kanals (6) und der Halterung (17) in das Turbotriebwerk (1),

- Durchführen eines ersten Anlaufs des Turbotriebwerks (1), um ein Temperaturgefälle zwischen den Armen (16) des ringförmigen Kanals (6) einerseits und den Verbindungsabschnitten (18) der Halterung (17) andererseits zu erzeugen, und Erzeugen eines Bruchs des Sollbruchabschnitts (23) der Verbindungswand (22) infolge der in diesem Sollbruchabschnitt (23) erzeugten Spannungen.

Claims

1. Assembly for a turbomachine (1), comprising:

- an annular channel (6) intended to form a flow path for a gas stream between two turbine stages (2, 3) of the turbomachine (1), said channel (6) being delimited by a radially inner annular wall (7) and a radially outer annular wall (8), said walls (7, 8) being connected by radially extending hollow arms (16),

- a support (17) having a radially outer annular portion (9), located radially outside the outer annular wall (8) of the annular channel (6), and a radially inner annular portion (12), located radially inside the inner annular wall (7) of the annular channel (6), the outer (9) and inner (12) portions of the support (17) being connected by radially extending connecting portions (18), each connecting portion (18) passing through a hollow arm (16) of the annular channel (6),

characterised in that at least one of the connecting parts (18) of the support (17) and the corresponding hollow arm (16) are connected to each other by at least one connecting partition (22), said connecting partition (22) having a breakable part (23) capable of breaking when the mechanical stresses in said connecting partition (22) are greater than a predetermined value.

2. Assembly according to claim 1, characterised in that the breakable portion (23) is dimensioned to break when the shear stresses in the connecting partition (22) at the breakable portion (23) are greater than 200 MPa.

3. Assembly according to claim 1 or 2, characterised in that the assembly is made in one piece from a nickel-based alloy, for example an alloy of type C263.

4. Assembly according to one of claims 1 to 3, characterised in that the breakable portion (23) is formed by at least one thinned part of the connecting partition (22) .

5. Assembly according to one of claims 1 to 4, characterised in that the breakable part (23) has material removals such as, for example, holes or localized depressed areas.

6. Assembly according to one of claims 1 to 5, characterised in that at least one of the connecting parts (18) of the support (17) may have an internal conduit (21) for the supply of a lubricating fluid from an area located radially outside the annular channel (6) up to an area located inside the annular channel (6).

7. Assembly according to one of claims 1 to 6, characterised in that the radially inner part (12) and/or the radially outer part (9) of the support (17) comprise at least one flexible zone (15, 11) allowing radial deformation of said radially inner or outer part (9, 12).

8. Assembly according to claim 7, characterised in that the radially inner part (12) and/or the radially outer part (9) of the support (17) has a radially fixed peripheral part (19, 13a, 13b), connected to each connecting part (18) by the corresponding flexible zone (11, 15).

9. Turbomachine (1), such as for example a turbojet or turboprop, comprising an upstream turbine (2), for example a high-pressure turbine, and a downstream turbine (3), for example a low-pressure turbine or a free turbine, said turbines (2, 3) each comprising a rotor, the turbomachine (1) comprising a radially inner shaft (5), characterised in that it comprises an assembly according to one of claims 1 to 8, the annular channel (6) forming a gas flow path between the upstream turbine (2) and the downstream turbine (3), the radially inner part (12) of the support (17) supporting at least one bearing (14) serving to guide the shaft (5), the radially outer part (9) of the support (17) being fixed to a fixed part (10) of the turbomachine (1), for example a turbine casing (10).

10. Method of assembling and operating a turbomachine

(1) according to claim 9, characterised in that it comprises the following steps:

- mounting the annular channel (6) and the support (17) in the turbomachine (1),

- performing a first start-up of the turbomachine (1) so as to create a temperature differential between the arms (16) of the annular channel (6), on the one hand, and the connecting parts (18) of the support (17), on the other hand, and to generate a break in the breakable part (23) of the connecting partition (22) due to the stresses generated in said breakable part (23).

Dessins