BE1030473B1 - Rotor a plusieurs rangees d’aubes - Google Patents

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BE1030473B1 BE20225297A BE202205297A BE1030473B1 BE 1030473 B1 BE1030473 B1 BE 1030473B1 BE 20225297 A BE20225297 A BE 20225297A BE 202205297 A BE202205297 A BE 202205297A BE 1030473 B1 BE1030473 B1 BE 1030473B1
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Abstract

Procédé de fabrication d’un rotor (12) de turbomachine comprenant : la fabrication d’une pluralité de premières aubes (40), dites internes ; la fabrication d’une pluralité de secondes aubes (44), dites externes ; la fabrication d’un disque (41) ; la fabrication d’un anneau (42) comprenant un bord d’attaque, un bord de fuite, une surface radiale interne et une surface radiale externe, lesdites surfaces s’étendant du bord d’attaque au bord de fuite ; la fixation des aubes internes (40) au disque (41) ; la fixation de l’anneau (42) aux aubes internes (40); et la fixation des aubes externes (44) à l’anneau (42). L’invention porte également sur un rotor (12) obtenu par ce procédé et une turbomachine munie d’un tel rotor (12).

Description

Description
ROTOR A PLUSIEURS RANGEES D'AUBES
Domaine
L’invention a trait à la fabrication d’un rotor pour une turbomachine multi-flux.
Art antérieur
Les turbomachines multi-flux ont pour caractéristique d’utiliser différents flux d'air annulaires, coaxiaux les uns des autres, chacun des flux rencontrant ou non divers organes de la turbomachine (compresseur, chambre de combustion, turbine, pales de redresseur, etc. ).
Ainsi, il est connu d'utiliser une roue mobile de compresseur qui est commune à deux flux adjacents séparés d’une paroi. À ce titre, la roue comprend un anneau intermédiaire qui maintient les deux flux isolés l’un de l’autre de manière étanche.
Pour assembler cet anneau intermédiaire, des supports sont prévus sur chacune des aubes et des tronçons angulaires de l’anneau sont rivetés à chacun des supports.
D’une part, un tel assemblage est complexe. Il nécessite un temps de montage important et requiert l’emploi d’outils spécifiques.
D’autre part, une telle roue mobile est uniquement adaptée à une conception où deux flux sont déjà séparés l’un de l’autre en amont de la roue. La géométrie de l'anneau intermédiaire n’est pas adaptée à une zone de la turbomachine où un flux unique en amont de la roue est scindé en plusieurs flux en aval de la roue, car la géométrie connue de l’état de la technique génèrerait dans une telle situation des pertes aérodynamiques importantes et donc un rendement du moteur plus faible.
De telles zones de séparation de flux se trouvent notamment au niveau d’un bec de séparation en aval d’une soufflante ou en aval d’un compresseur de la turbomachine.
Résumé de l’invention
Problème technique
L’invention vise à résoudre les inconvénients relevés dans l’état de la technique. En particulier, l'invention vise à proposer une conception de rotor et son procédé de fabrication, qui permettent une fabrication plus aisée et qui rendent le rotor apte à occuper une zone de la turbomachine où un flux d'air est scindé sans affecter le rendement de la turbomachine.
Solution technique
L'invention a trait à un procédé de fabrication d’un rotor de compresseur de turbomachine, le procédé comprenant : la fabrication d’une pluralité de premières aubes, dites internes ; la fabrication d’une pluralité de secondes aubes, dites externes ; la fabrication d’un disque ; la fabrication d’un anneau comprenant un bord d'attaque, un bord de fuite, une surface radiale interne et une surface radiale externe, lesdites surfaces s'étendant du bord d’attaque au bord de fuite ; la fixation des aubes internes au disque ; la fixation de l'anneau aux aubes internes; et la fixation des aubes externes à l'anneau.
Les étapes de fabrication et de fixation peuvent être réalisées selon différentes séquences, toutes permettant un gain d’efficacité lors de la fabrication. La fixation de certaines aubes au disque ou à l’anneau peut débuter alors que la fabrication de certaines autres aubes n’a pas encore été effectuée. La géométrie de l’anneau facilite son montage et favorise la séparation d’un flux en deux flux sans affecter négativement le rendement du moteur.
Selon un mode avantageux de l'invention, les opérations de fixation sont réalisées dans l’ordre suivant: la fixation des aubes externes à l’anneau ; la fixation de l'anneau aux aubes internes ; et la fixation des aubes internes au disque.
Selon un mode avantageux de l'invention, les opérations de fixation sont réalisées dans l’ordre suivant : la fixation des aubes internes au disque ; la fixation de l'anneau aux aubes internes ; et la fixation des aubes externes à l'anneau.
Selon un mode avantageux de l'invention, les aubes internes sont fixées au disque par friction orbitale, l'anneau est fixé aux aubes internes par soudage par faisceau d'électrons ou par friction inertielle, et les aubes externes sont fixées à l'anneau par friction orbitale.
Selon un mode avantageux de l'invention, les opérations de fixation sont réalisées dans l’ordre suivant : la fixation des aubes internes au disque ; la fixation des aubes externes à l’anneau ; et la fixation de l'anneau aux aubes internes.
Selon un mode avantageux de l'invention, la fixation entre les aubes et le disque ou l'anneau est réalisée par des encoches, des rainures, des queues d’arondes ou des éléments de visserie. Des rainures ou encoches peuvent équiper chaque aube pour pré-maintenir l'anneau pendant sa fixation. Elles rendent ainsi l’assemblage plus aisé et potentiellement plus précis. La forme de la rainure ou de l’encoche peut être telle que l'anneau soit positionné de façon à pré-guider le flux selon une direction avantageuse pour sa séparation (par exemple une inclinaison radialement vers l'extérieur d'amont vers l’aval).
Selon un mode avantageux de l'invention, un anneau extérieur peut être fixé, préférentiellement par soudage, aux extrémités radiales externes des aubes externes. Cet anneau externe permet de réduire les pertes aérodynamiques à l'interface entre la tête des aubes rotoriques et le stator.
Selon un mode avantageux de l'invention, l'anneau peut être complet (360°) ou être formé de plusieurs sections d’anneau, assemblées entre elles avant leur fixation aux aubes internes ou externes. Alternativement les aubes peuvent être assemblées aux sections d'anneau avant que celles-ci ne soient assemblées entre elles.
Selon un mode avantageux de l'invention, les étapes de fabrication et de fixation sont réitérées pour former trois rangées annulaires concentriques d’aubes ou plus, séparées deux à deux par un anneau.
L’invention a également trait à un rotor de turbomachine préférentiellement obtenu par le procédé de fabrication selon l’une des revendications précédentes, le rotor comprenant : un disque, une pluralité d’aubes internes s'étendant radialement extérieurement depuis le disque, un anneau fixé aux aubes internes, et une pluralité d’aubes externes s'étendant radialement extérieurement depuis l'anneau, l’anneau comprenant un bord d’attaque, un bord de fuite, une surface radiale interne et une surface radiale externe, lesdites surfaces s'étendant du bord d'attaque au bord de fuite.
On retrouve le procédé de fabrication sur le rotor car on peut notamment observer, au besoin par micrographie, les soudures ou autres moyens de fixation.
Selon un mode avantageux de l'invention, chaque aube externe s'étend radialement dans le prolongement d'une aube interne et/ou une aube externe s’étend radialement dans le prolongement de chaque aube interne. Dans un tel exemple, le nombre d’aubes internes peut différer ou non du nombre d’aubes externes. Chaque aube interne s'étend dans une continuité radiale en une aube externe, et/ou chaque aube externe s'étend dans une continuité radiale en une aube interne. Cette continuité se caractérise par une dérivabilité radialement au niveau de l’anneau, de la surface géométrique formée par deux aubes de même position angulaire.
Selon un mode avantageux de l’invention, le nombre d’aubes internes est différent du nombre d’aubes externes. Les flux respectifs que propulsent les deux pluralités d'aubes peuvent donc être portés à des vitesses (valeur ou orientation) ou des pressions différentes. Par exemple, les aubes externes peuvent comprendre plus d'aubes que les aubes internes. La différence en nombre d’aubes internes et externes, et leurs positions angulaires peuvent être telles que certaines aubes externes sont dans la continuité des aubes internes.
Selon un mode avantageux de l'invention, les aubes internes et les aubes externes ont chacune des bords d'attaque et de fuite respectifs, et le bord d'attaque de chaque aube interne à sa jointure avec l'anneau est décalé circonférentiellement par rapport au bord d'attaque de chaque aube externe à sa jointure avec l’anneau, et/ou le bord de fuite de chaque aube interne à sa jointure avec l’anneau est décalé circonférentiellement par rapport au bord de fuite de chaque aube externe à sa — jointure avec l'anneau. Ainsi, les aubes externes peuvent avoir une géométrie, une cambrure, un angle d’entrée ou de sortie différents des aubes internes pour imprimer une propulsion différente au flux que les aubes externes « voient » en comparaison de celui que les aubes internes « voient ».
Selon un mode avantageux de l'invention, le rotor comprend des aubes auxiliaires s'étendant radialement intérieurement et/ou extérieurement depuis l'anneau, les aubes auxiliaires ayant une hauteur radiale inférieure ou égale à celle des aubes internes et/ou externes, et/ou les aubes auxiliaires ayant une longueur axiale inférieure ou égale à celle des aubes internes et/ou externes.
Ces aubes auxiliaires permettent d’agir indépendamment sur un des deux flux aval, optimisant ainsi le rendement de la turbomachine en comprimant ou accélérant l’un des flux plus que l’autre. Les aubes auxiliaires peuvent être mises en position et fixées avant ou après que l'anneau ne soit / a été fixé aux aubes.
Les aubes auxiliaires peuvent avoir une hauteur radiale et/ou une longueur axiale d'environ la moitié de celles des aubes externes et/ou internes.
Dans une variante avec un anneau externe, les aubes auxiliaires peuvent s'étendre radialement intérieurement depuis cet anneau externe. 5 Selon un mode avantageux de l'invention, l’anneau est essentiellement formé de matériau composite et est muni d’inserts métalliques soudés aux aubes internes et/ou externes. Ce gain de poids pour un élément tournant permet encore de gagner en rendement. Alternativement, tous les éléments du rotor sont métalliques.
Selon un mode avantageux de l'invention, l'anneau présente des irrégularités sur sa surface radialement extérieure et/ou sur sa surface radialement intérieure, les irrégularités étant notamment du type contouring tridimensionnel. Ces irrégularités sont des bosses et/ou des creux, dont la hauteur ou profondeur sont d’un ordre de grandeur très faible par rapport aux dimensions de l'anneau. Ces irrégularités améliorent encore le guidage du flux et donc le rendement de la turbomachine.
L'invention porte également sur une turbomachine comprenant : une hélice non- carénée propulsant un flux tertiaire ; un rotor en aval de l’hélice;: un bec de séparation en aval du rotor pour séparer le flux propulsé par le rotor en un flux primaire et un flux secondaire ; et un compresseur comprimant le flux primaire ; la turbomachine étant remarquable en ce que le rotor comprend une rangée annulaire d’aubes internes et une rangée annulaire d’aubes externes, et un anneau séparant radialement les aubes internes des aubes externes.
Le bec de séparation peut avoir une arête circulaire formant son extrémité amont, arrondie ou non. De l’arête circulaire s’étend une surface externe de guidage interne du flux secondaire, et une surface interne de guidage externe du flux primaire.
Le flux est ainsi pré-guidé par l'anneau avant d’être scindé en deux flux. Ce pré- guidage réduit les risques de turbulences ou de décollement du flux et permet une amélioration du rendement de la turbomachine.
Selon un mode avantageux de Pinvention, la turbomachine comprend un compresseur basse-pression dont la roue mobile est un élément constitutif, les aubes internes et externes étant préférentiellement les aubes tournantes les plus en amont du compresseur basse-pression. Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, au voisinage du bec de séparation, le flux primaire et le flux secondaire s’écoulent selon deux directions principales d'écoulement respectives, définissant respectivement un angle primaire et un angle secondaire, par rapport à l’axe de rotation du rotor, et le bord de fuite de l'anneau guide le flux d'entrée selon un angle de fuite qui est compris entre l’angle primaire et langle secondaire. Un compromis est ainsi trouvé pour limiter les pertes lorsque les deux flux en aval du bec de séparation sont très divergents. Cette orientation de l’anneau offre également une flexibilité pour la conception des veines en aval du rotor, permettant notamment un col de cygne abrupt en sortie d'un compresseur, et donc un taux de compression important et un meilleur rendement.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, le profil transversal de l'anneau présente une cambrure et/ou un point d'inflexion. Alternativement, le profil peut être rectiligne, présentant un angle constant depuis l’angle d’entrée au niveau du bord d’attaque à l’angle de sortie au niveau du bord de fuite. Selon la géométrie des veines des flux primaire et secondaire, l'une ou l’autre conception est plus ou moins avantageuse. Notamment, une cambrure permet de conduire un plus grand volume d'air vers l’un ou l’autre des flux aval.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, la turbomachine comprend un rotor avec deux anneaux ou plus, pour scinder un ou plusieurs flux en un nombre de flux encore plus grand.
Avantages de l'invention
L’invention est particulièrement avantageuse en ce quelle permet de proposer un rotor adapté à une zone de la turbomachine où un flux est scindé en deux flux (ou plus) tout en limitant les effets sur le rendement du moteur et en offrant une fabrication moins complexe que les rotors connus.
Un avantage additionnel que constitue la présence d’un anneau est la protection des veines aval en cas d’ingestion d’objets étrangers dans le moteur.
Le pré-guidage des flux permet également une plus grande liberté dans la trajectoire des veines en aval et notamment un col de cygne plus abrupt, car le flux qui entre dans le col de cygne peut être pré-guidé et présenter moins de risques de décollement.
Ensuite, le flux secondaire (respectivement primaire) peut être « énergisé », c’est- à-dire accéléré et/ou comprimé d’avantage que le flux primaire (resp. secondaire).
Description des dessins
La figure 1 est une vue en coupe d’une turbomachine ;
La figure 2 illustre la séparation d’un flux ;
Les figures 3 et 4 représentent une vue isométrique d’un rotor selon deux modes de réalisation de l'invention ;
Les figures SA, 5B et 6 illustrent un troisième exemple ;
Les figures 7 et 8 montrent schématiquement deux variantes du procédé de fabrication selon l'invention.
Description d’un mode de réalisation
Dans la description qui va suivre, les termes « interne » et « externe » renvoient à un positionnement par rapport à l'axe de rotation d'une turbomachine. La direction axiale correspond à la direction le long de l'axe de rotation de la turbomachine. La direction radiale est perpendiculaire à l'axe de rotation. L'amont et l'aval sont à considérer en référence au sens d'écoulement d’un flux dans la turbomachine.
Les figures montrent les éléments de manière schématique et ne sont pas représentées à l’échelle. En particulier, certaines dimensions sont agrandies pour faciliter la lecture des figures.
La figure 1 montre une vue en coupe schématique d’une turbomachine 1. Un carter intérieur 2 guide un flux primaire F1 qui parcourt successivement des compresseurs 4 (basse et haute pression), une chambre de combustion 6 et des turbines 8 (haute et basse pression), avant de s'échapper par une tuyère 10. L'énergie de la combustion entraîne les turbines 8 en rotation autour de l’axe X. Les turbines 8 entraînent les compresseurs 4, directement par le biais d’arbres de transmission, ou indirectement au moyen de réducteurs.
Les turbines 8 entraînent également en rotation un rotor 12 qui met en mouvement un flux d’entrée (F1+F2) qui se sépare en un flux primaire F1 dirigé vers un compresseur 4 et un flux secondaire F2. Dans l’exemple représenté sur la figure 1, une hélice 14 non-carénée propulse un flux tertiaire F3 en plus de propulser le flux d'entrée (F1+F2).
Un carénage 16 et une nacelle 18 délimitent un passage 19 qui est parcouru par le flux secondaire F2.
Des bras structuraux 20 reprennent les efforts entre la nacelle 18 et le carter 4.
Une rangée annulaire d’aubes statoriques 22 (« outlet guide vanes », OGV) peut être agencée en aval du rotor 12 pour redresser le flux F2.
Le rotor 12 et l’hélice 14 peuvent tourner en sens inverse l’une de l’autre par le truchement d’un réducteur à engrenage (non représenté). Ce réducteur peut également grandement diminuer la vitesse de rotation (entre les turbines et le rotor/l’hélice).
Lafigure 2 montre schématiquement la séparation d’un flux en deux flux annulaires.
Un flux d’entrée F est scindé en un flux primaire F1 et en un flux secondaire F2. Les flux primaire F1 et secondaire F2 s’écoulent respectivement dans une veine annulaire 32, 34. Ces flux peuvent correspondre aux flux primaire et secondaire de la figure 1 ou à d'autres flux séparés l’un de l’autre dans la turbomachine.
La séparation des flux est effectuée par un bec de séparation 36 ayant une arête de forme circulaire autour de l’axe de la turbomachine X. L’arête peut être vive ou disposer d’un arrondi.
Elle est agencée directement en amont d’une surface 34.1 qui guide intérieurement le flux secondaire F2 et d’une surface 32.1 qui guide extérieurement le flux primaire
F1. Ces deux surfaces 32.1, 34.1 peuvent être approximativement des troncs de cônes au voisinage du bec de séparation 36. Les flux F2 et F3 ont une direction principale d’écoulement qui est orientée selon les angles à, et a» au voisinage du bec de séparation 36. L’angle a, peut être compris entre -60° et +15°. L’angle a, peut être compris entre -15° et +60°, tout en étant naturellement supérieur à ay.
Directement en amont du bec de séparation 36 se situe un ensemble tournant se présentant sous la forme d’un rotor 12 équipé d’une rangée annulaire d’aubes 40, dites internes, s'étendant radialement depuis un disque 41 (ou virole interne). Les aubes 40 sont fixées au disque 41, par exemple par soudage. Tout type de soudage peut être envisagé (soudure par faisceau d’électron, friction orbitale, friction linéaire,
TIG). Alternativement, les aubes 40 peuvent être fixées au disque 41 par queues d’aronde ou par d’autres moyens démontables. Alternativement, les aubes 40 sont fabriquées simultanément au disque 41, par usinage d’un même brut ou par fabrication additive.
Le bec de séparation 36 ou son arête circulaire définit un rayon R jusqu’à l’axe X.
Au moins un anneau 42 s’étend circonférentiellement sur 360° encerclant le disque 41. Lafigure 2 met en évidence le fait que l'anneau 42 comprend un bord d’attaque 42.1 et un bord de fuite 42.2. Ce dernier est situé à une hauteur radiale R qui peut notamment être compris entre 30% et 70% de la hauteur radiale de la veine 30. Les bords d'attaque et de fuite de l'anneau sont circulaires autour de l’axe X de rotation du rotor 12.
L'anneau 42 peut être métallique ou être fait de matériau composite. L’anneau 42 peut être fixé par goupilles, par éléments vissés, ou soudé aux aubes internes 40.
Les aubes internes 40 peuvent comprendre une encoche ou une rainure pour la fixation de l’anneau 42. Le cas échéant, le soudage d’un anneau composite est rendu possible par l'intégration d’inserts métalliques dans l’anneau composite.
L'anneau 42 présente une surface radiale interne 42.3 et une surface radiale externe 42.4, chacune s'étendant depuis le bord d'attaque 42.1 jusqu’au bord de fuite 42.2.
L’épaisseur radiale de l'anneau peut varier d'amont vers l’aval. Les surfaces 42.3, 42.4 peuvent être pourvues d'irrégularités aidant le guidage du flux (« contouring ») et présenter ainsi des variations d'épaisseur locales.
Le profil de l'anneau 42 peut également présenter une cambrure et/ou un point d'inflexion. L’anneau 42 peut présenter un angle de guidage amont au niveau du bord d’attaque qui est différent de l’angle aval au niveau du bord de fuite.
Alternativement, l’angle de guidage du flux peut être constant de l’amont à l’aval.
La figure 2 met en évidence langle de fuite a qui correspond à l'orientation du flux d'entrée F au voisinage du bord de fuite 42.2 de l'anneau 42. L’anneau 42 est conçu pour que cet angle soit compris entre à, et à».
Radialement extérieurement à l’anneau s’étendent des aubes externes 44. Le flux
F est donc soumis à deux zones de compression visant à présenter le flux F selon deux conditions de pression et de vitesse à l’endroit où il se sépare en deux flux F1 et F2. Les aubes internes 40 et externes 44 impriment un mouvement au flux F tel que le flux F1 et le flux F2 soient différents en pression et/ou vitesse au droit du bec de séparation 36.
La figure 3 montre une vue isométrique du rotor 12 avec ses aubes 40 et 44, le disque 41 et l’anneau 42. Cette figure met en évidence les bords d’attaque 40.1, 44.1 et de fuite 40.2, 44.2 des aubes 40, 44.
Dans cet exemple, les aubes externes 44 se présentent dans la continuité des aubes 40, c’est-à-dire qu’une aube 44 forme avec une aube 40 un profilé semblable à celui que décrirait une aube unique s'étendant radialement sur toute la hauteur de la veine 30. Les bords d'attaque 40.1, 44.1, les bords de fuite 40.2, 44.2, ainsi que les extrados et intrados des aubes 40 et 44 forment des lignes et surfaces géométriquement continue (et dérivable, sans points anguleux au niveau de l'anneau 42).
La figure 4 montre une alternative au rotor 12 de la figure 3, dans laquelle les aubes externes 44 sont deux fois plus nombreuses que les aubes internes 40. Il y a ainsi exactement une aube externe 44 sur deux qui se présente dans la continuité radiale d'une aube interne 40. D'autres configurations sont naturellement possibles avec d'autres ratios de nombre d’aubes, et/ou avec plus d’aubes internes 40 que d'aubes externes 44. Lorsque les nombres d'aubes internes 40 et externes 44 ne sont pas un multiple l’un de l’autre, un nombre limité d’aubes internes et externes sont dans la continuité les unes des autres, voire aucune.
Les figures SA et 5B montrent une variante dans laquelle les aubes internes 40 et les aubes externes 44 sont de même nombre mais ne se présentent pas dans la continuité les unes des autres. Cela peut se traduire par une discontinuité du profil entre les aubes internes 40 et externes 44 au niveau de l'anneau 42. La discontinuité peut être matérialisée par exemple par un décalage circonférentiel du bord d'attaque et/ou du bord de fuite des aubes 40, 44 ; et/ou par un décalage des intrados ou extrados des aubes respective au niveau de l'anneau ; et/ou par des angles d'entrée et/ou de sortie différents. La surface périphérique (bord d’attaque et de fuite, intrados et extrados) d’une aube interne 40, et celle d’une aube externe 44, ne forment pas ensemble une surface continue et dérivable au niveau de l'anneau.
La figure 5B montre un tel décalage, noté A, entre les bords d'attaque 40.1 des aubes internes 40 et ceux 44.1 des aubes externes 44.
Il est entendu que le nombre d’aubes internes 40 peut différer du nombre d’aubes externes 44 dans ce mode de réalisation également.
La figure 6 montre un mode de réalisation où des aubes auxiliaires 46 sont intercalées entre deux aubes externes 44 circonférentiellement adjacentes. Les aubes auxiliaires 46 sont portées et fixées à l’anneau 42. Elles peuvent alternativement s'étendre radialement depuis l'anneau 42 vers l’intérieur.
Les aubes auxiliaires 46 peuvent avoir une hauteur d'au moins 15%, et notamment environ un quart de la hauteur des aubes internes 40 ou externes 44.
Alternativement, les aubes auxiliaires 46 peuvent recouvrir toute la distance entre l'anneau 42 et le disque 41, ou toute la hauteur entre l’anneau 42 et la tête des aubes 44. Quant à leur dimension axiale, les aubes auxiliaires 46 peuvent s'étendre entre 50 et 100% de la longueur axiale des aubes 40 ou 44.
Dans l'exemple illustré, les aubes auxiliaires 46 sont au nombre de « une » par espace inter-aubes et s'étendent radialement extérieurement depuis l’anneau 42. II est entendu que le nombre d’aubes auxiliaires portées par l’anneau 42 et leurs orientations (extérieure et/ou intérieur) peuvent être choisies en fonction de la compression ou de la vitesse à imprimer indépendamment aux flux primaire ou secondaire. Par exemple, une aube auxiliaire 46 peut être dirigée vers l’intérieur, et deux aubes auxiliaires 46 peuvent être dirigées vers l'extérieur, l'aube intérieure étant circonférentiellement située à mi-distance entre les aubes extérieures.
L’invention porte non seulement sur le rotor 12 et la turbomachine 1 mais également sur le procédé de fabrication du rotor 12. Celui-ci comprend essentiellement la fabrication des divers éléments qui la composent (aubes 40, disque 41, anneau 42, aubes 44) et la fixation des éléments entre eux.
Les figures 7 et 8 illustrent deux exemples de procédés de fabrication.
Sur la figure 7, les aubes externes 44 sont fixées à l'anneau 42 dans un premier temps, puis les têtes des aubes internes 40 sont fixées à l'anneau 42, et enfin le disque 41 est fixé aux aubes internes 40 (à leurs pieds).
Dans l’alternative de la figure 8, les aubes internes 40 sont d’abord fixées au disque 41, puis l'anneau 42 est fixé aux aubes internes 40, et enfin les aubes externes 44 sont fixées à l’anneau 42.
La fabrication peut être réalisée par des techniques appropriées (usinage, électro- érosion, fabrication additive, etc.).
La fixation des éléments entre eux peut être faite selon toute séquence possible, y compris le chevauchement de la fixation de certaines des aubes 40/44 au disque ou à l'anneau 42 simultanément ou en chevauchement temporel avec une étape de fabrication ou de fixation d’autres éléments du rotor 12.
Dans un mode de réalisation, l'anneau 42 est formé de plusieurs sections d’anneau qui une fois assemblées entre elles, forment l'anneau 42. L'assemblage des sections d’anneau peut précéder la fixation des aubes 40 ou 44, ou des aubes 40/44 peuvent être fixées à des sections d’anneau avant que celles-ci ne soient fixées ensemble.
Les différentes étapes de fixation de l'anneau 42 ou de ses sections peuvent être effectuées avant que les aubes 40 ne soient fixées au disque, ou après.
Aussi, la fixation de l’anneau ou de ses sections aux aubes externes 44 peut être faite simultanément (ou en chevauchement temporel) à la fixation des aubes 40 au disque 41.
De la même manière, les aubes auxiliaires 46 peuvent être fixées à l’anneau 42 ou à ses sections, avant que l'anneau 42 ne soit fixé aux aubes 40 et/ou 44, ou après.
Dans un mode de réalisation non illustré, un anneau externe peut relier les têtes des aubes externes 44 et peut éventuellement disposer d'irrégularités (« contouring ») sur surface interne et/ou sur sa surface externe.
L'invention est applicable aux turbomachines dites non-carénées (CROR « Counter-Rotating Open Rotor » ou USF « Unducted Single Fan ») qui peuvent présenter une soufflante intermédiaire.
Chaque caractéristique technique de chaque exemple illustré est applicable aux autres exemples. Notamment, le nombre d’aubes, le nombre d'anneaux ou de sections d’anneau, leur agencement, leur profil transversal, leur longueur, leur cambrure, leur forme, etc., peuvent être tirés d'un mode de réalisation et être appliqué à un autre.
Ainsi, un même rotor peut comprendre des aubes dans la continuité l’une de l’autre (du type de la figure 3) et des aubes ne présentant pas de continuité (du type de la figure 4 ou 5).
Aussi plusieurs éléments de fixation distincts peuvent être prévus entre un même anneau 42 et certaines des aubes 40 et/ou 44. Par exemple, plusieurs technologies de soudages peuvent être employées sur un même rotor et/ou être combinées à différents moyens de fixation (encoche, rainure, queue d’'aronde, visserie).

Claims (15)

Revendications
1. Procédé de fabrication d’un rotor (12) de compresseur de turbomachine (1), le procédé comprenant : - la fabrication d’une pluralité de premières aubes (40), dites internes ; - la fabrication d’une pluralité de secondes aubes (44), dites externes ; - la fabrication d’un disque (41) ; - la fabrication d’un anneau (42) comprenant un bord d’attaque (42.1), un bord de fuite (42.2), une surface radiale interne (42.3) et une surface radiale externe (42.4), lesdites surfaces (42.3, 42.4) s'étendant du bord d'attaque
(42.1) au bord de fuite (42.2) ; - la fixation des aubes internes (40) au disque (41) ; - la fixation de l'anneau (42) aux aubes internes (40) ; et - la fixation des aubes externes (44) à l’anneau (42).
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les opérations de fixation sont réalisées dans l’ordre suivant : - la fixation des aubes externes (44) à l’anneau (42) ; - la fixation de l'anneau (42) aux aubes internes (40) ; et - la fixation des aubes internes (40) au disque (41).
3. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les opérations de fixation sont réalisées dans l’ordre suivant : - la fixation des aubes internes (40) au disque (41) ; - la fixation de l'anneau (42) aux aubes internes (40) ; et - la fixation des aubes externes (44) à l’anneau (42).
4. Procédé selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les aubes internes (40) sont fixées au disque (41) par friction orbitale, l'anneau (42) est fixé aux aubes internes (40) par soudage par faisceau d'électrons ou par friction inertielle, et les aubes externes (44) sont fixées à l'anneau (42) par friction orbitale.
5. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que les opérations de fixation sont réalisées dans l’ordre suivant : - la fixation des aubes internes (40) au disque (41) ; - la fixation des aubes externes (44) à l’anneau (42) ; et - la fixation de l'anneau (42) aux aubes internes (40).
6. Procédé selon l’une des revendications 1 à 3 ou 5, caractérisé en ce que la fixation entre les aubes (40, 44) et le disque (41) ou l'anneau (42) est réalisée par des encoches, des rainures, des queues d’arondes ou des éléments de visserie.
7. Rotor (12) de turbomachine, le rotor comprenant : un disque (41), une pluralité d’aubes internes (40) s'étendant radialement extérieurement depuis le disque (41), un anneau (42) fixé aux aubes internes (40), et une pluralité d'aubes externes (44) s'étendant radialement extérieurement depuis l’anneau (42), l'anneau (42) comprenant un bord d'attaque (42.1), un bord de fuite (42.2), une surface radiale interne (42.3) et une surface radiale externe (42.4), lesdites surfaces (42.3, 42.4) s'étendant du bord d'attaque (42.1) au bord de fuite (42.2).
8. Rotor (12) selon la revendication 7, caractérisé en ce que chaque aube externe (44) s'étend radialement dans le prolongement d’une aube interne (40) et/ou une aube externe (44) s'étend radialement dans le prolongement de chaque aube interne (40).
9. Rotor (12) selon l'une des revendications 7 ou 8, caractérisé en ce que le nombre d’aubes internes (40) est différent du nombre d’aubes externes (44).
10. Rotor (12) selon la revendication 7, caractérisé en ce que les aubes internes (40) et les aubes externes (44) ont chacune des bords d'attaque (40.1, 44.1) et de fuite (40.2, 44.2) respectifs, et le bord d’attaque (40.1) de chaque aube interne (40) à sa jointure avec l’anneau (42) est décalé circonférentiellement par rapport au bord d’attaque (44.1) de chaque aube externe (44) à sa jointure avec l'anneau (42), et/ou le bord de fuite (40.1) de chaque aube interne (40) à sa jointure avec l’anneau (42) est décalé circonférentiellement par rapport au bord de fuite (44.1) de chaque aube externe (44) à sa jointure avec l’anneau (42).
11. Rotor (12) selon l’une des revendications 7 à 10, caractérisé en ce quelle comprend des aubes auxiliaires (46) s'étendant radialement intérieurement et/ou extérieurement depuis l'anneau (42), les aubes auxiliaires (46) ayant une hauteur radiale inférieure ou égale à celle des aubes internes (40) et/ou externes (44), et/ou les aubes auxiliaires (46) ayant une longueur axiale inférieure ou égale à celle des aubes internes (40) et/ou externes (44).
12. Rotor (12) selon l’une des revendications 7 à 11, caractérisé en ce que l’anneau (42) est essentiellement formé de matériau composite et est muni d’inserts métalliques soudés aux aubes internes (40) et/ou externes (44).
13. Rotor (12) selon l’une des revendications 7 à 12, caractérisé en ce que l’anneau (42) présente des irrégularités sur sa surface radialement extérieure (42.4) et/ou sur sa surface radialement intérieure (42.3), les irrégularités étant notamment du type contouring tridimensionnel.
14. Turbomachine (1), comprenant : - une hélice (14) non-carénée propulsant un flux tertiaire (F3) ; - un rotor (12) en aval de l’hélice (14) ; - un bec de séparation (36) en aval du rotor (12) pour séparer le flux (F) propulsé par le rotor (12) en un flux primaire (F1) et un flux secondaire (F2); et - un compresseur (4) comprimant le flux primaire (F1) ; la turbomachine (1) étant caractérisée en ce que le rotor (12) est conforme à l’une des revendications 7 à 13.
15. Turbomachine (1) selon la revendication précédente, caractérisée en ce qu’elle comprend un compresseur basse-pression (4) dont la roue mobile (38) est un élément constitutif, les aubes internes (40) et externes (44) étant préférentiellement les aubes tournantes les plus en amont du compresseur basse-pression (4).
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1555814A (fr) * 1967-12-12 1969-01-31
EP0843102A2 (fr) * 1996-11-13 1998-05-20 Eaton Corporation Ventilateur ayant une surface des pales agrandie
US6454535B1 (en) * 2000-10-31 2002-09-24 General Electric Company Blisk
FR2940768A1 (fr) * 2009-01-06 2010-07-09 Snecma Procede de fabrication d'un tambour de compresseur de turbomachine
US20100180572A1 (en) * 2006-07-31 2010-07-22 General Electric Company Flade fan with different inner and outer airfoil stagger angles at a shroud therebetween
FR2950942A1 (fr) * 2009-10-02 2011-04-08 Snecma Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee
US20160186773A1 (en) * 2014-12-29 2016-06-30 General Electric Company Axial compressor rotor incorporating splitter blades

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1555814A (fr) * 1967-12-12 1969-01-31
EP0843102A2 (fr) * 1996-11-13 1998-05-20 Eaton Corporation Ventilateur ayant une surface des pales agrandie
US6454535B1 (en) * 2000-10-31 2002-09-24 General Electric Company Blisk
US20100180572A1 (en) * 2006-07-31 2010-07-22 General Electric Company Flade fan with different inner and outer airfoil stagger angles at a shroud therebetween
FR2940768A1 (fr) * 2009-01-06 2010-07-09 Snecma Procede de fabrication d'un tambour de compresseur de turbomachine
FR2950942A1 (fr) * 2009-10-02 2011-04-08 Snecma Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee
US20160186773A1 (en) * 2014-12-29 2016-06-30 General Electric Company Axial compressor rotor incorporating splitter blades

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