CA2850901A1 - Aube de stator de turbomachine comportant une portion bombee - Google Patents
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Abstract
L'invention propose une aube (10) de compresseur de turbomachine d'orientation principal radiale par rapport à l'axe principal de la turbomachine, l'aube (10) comportant une partie radialement interne de pied (12), une partie radialement externe de tête (14) et une partie radialement intermédiaire (16), caractérisée en ce que l'aube (10), comporte une partie bombée (34) tangentiellement dans une direction et au moins une partie rectiligne au niveau de la partie de pied (12) et/ou au niveau de la partie de tête (14).
Description
AUBE DE STATOR DE TURBOMACHINE COMPORTANT UNE PORTION
BOMBEE .
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
L'invention concerne une aube de turbomachine qui est réalisée de manière à limiter les coïncidences de fréquences de vibration de l'aube par rapport aux fréquences de sollicitation de l'aube lors du fonctionnement de la turbomachine, qui risqueraient d'aboutir à une détérioration de l'aube ou bien sa casse.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Lors du fonctionnement d'une turbomachine, l'écoulement de gaz le long des aubes de stator provoquent la mise en vibration des aubes.
Chaque aube possède une ou plusieurs fréquences propres pour lesquelles l'amplitude de la vibration peut devenir trop importante et provoquer la détérioration ou la casse de l'aube.
Le document US 3.745.629 décrit une aube de turbomachine qui est courbée selon un profil qui est similaire au profil d'une aube en vibration dans une de ses fréquences propres.
Cette courbure permet de limiter les vibrations de l'aube dans une plage de fréquences correspondant aux conditions de fonctionnement de la turbomachine, et limite aussi les risques de casse de l'aube.
BOMBEE .
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
L'invention concerne une aube de turbomachine qui est réalisée de manière à limiter les coïncidences de fréquences de vibration de l'aube par rapport aux fréquences de sollicitation de l'aube lors du fonctionnement de la turbomachine, qui risqueraient d'aboutir à une détérioration de l'aube ou bien sa casse.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Lors du fonctionnement d'une turbomachine, l'écoulement de gaz le long des aubes de stator provoquent la mise en vibration des aubes.
Chaque aube possède une ou plusieurs fréquences propres pour lesquelles l'amplitude de la vibration peut devenir trop importante et provoquer la détérioration ou la casse de l'aube.
Le document US 3.745.629 décrit une aube de turbomachine qui est courbée selon un profil qui est similaire au profil d'une aube en vibration dans une de ses fréquences propres.
Cette courbure permet de limiter les vibrations de l'aube dans une plage de fréquences correspondant aux conditions de fonctionnement de la turbomachine, et limite aussi les risques de casse de l'aube.
2 Cependant, une telle courbure réduit aussi l'efficacité et le rendement aérodynamique de l'aube.
L'invention a pour but de proposer une aube de turbomachine qui est réalisée de manière que la ou les fréquences propres de l'aube sont différentes des fréquences de sollicitation de l'aube lors du fonctionnement de la turbomachine.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention propose une aube de compresseur de turbomachine d'orientation principal radiale par rapport à l'axe principal de la turbomachine, l'aube comportant une partie radialement interne de pied, une partie radialement externe de tête et une partie radialement intermédiaire, caractérisée en ce que l'aube, comporte une partie bombée tangentiellement dans une direction et au moins une partie rectiligne au niveau de la partie de pied et/ou au niveau de la partie de tête.
Une telle portion bombée tangentiellement modifie la réponse en vibration de l'aube aux sollicitations en vibration, et éloigne les fréquences dites à risque hors de la plage de fonctionnement de l'aube.
De préférence, la longueur radiale L1 de la partie bombée est comprise entre 30% et 60% de la longueur radiale L de l'aube.
De préférence, l'amplitude tangentielle A
de la partie bombée est comprise entre 1% et 5% de la longueur radiale L de l'aube.
L'invention a pour but de proposer une aube de turbomachine qui est réalisée de manière que la ou les fréquences propres de l'aube sont différentes des fréquences de sollicitation de l'aube lors du fonctionnement de la turbomachine.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
L'invention propose une aube de compresseur de turbomachine d'orientation principal radiale par rapport à l'axe principal de la turbomachine, l'aube comportant une partie radialement interne de pied, une partie radialement externe de tête et une partie radialement intermédiaire, caractérisée en ce que l'aube, comporte une partie bombée tangentiellement dans une direction et au moins une partie rectiligne au niveau de la partie de pied et/ou au niveau de la partie de tête.
Une telle portion bombée tangentiellement modifie la réponse en vibration de l'aube aux sollicitations en vibration, et éloigne les fréquences dites à risque hors de la plage de fonctionnement de l'aube.
De préférence, la longueur radiale L1 de la partie bombée est comprise entre 30% et 60% de la longueur radiale L de l'aube.
De préférence, l'amplitude tangentielle A
de la partie bombée est comprise entre 1% et 5% de la longueur radiale L de l'aube.
3 De préférence, la dite partie rectiligne est inclinée d'un angle inférieur ou égal à 30 par rapport à la direction principale radiale de l'aube.
De préférence, la partie bombée est positionnée radialement au niveau de la partie de pied.
De préférence, la partie bombée est positionnée radialement au niveau de la partie de tête.
De préférence, la partie bombée est positionnée radialement au niveau de la partie médiane.
De préférence, la partie bombée est bombée tangentiellement en direction de l'intrados de l'aube.
L'invention propose aussi un stator de compresseur de turbomachine comportant des aubes radiales réparties autour de l'axe principal de la turbomachine, caractérisé en ce que chaque aube est réalisée tel que défini précédemment.
L'invention propose aussi une turbomachine comportant un stator qui comporte des aubes telles que définies précédemment.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux figures annexées parmi lesquelles :
- la figure 1 est une représentation schématique en perspective d'une aube comportant une portion bombée selon l'invention ;
- la figure 2 est une représentation de la loi d'empilage tangentiel du centre de gravité des sections d'une aube selon l'invention.
De préférence, la partie bombée est positionnée radialement au niveau de la partie de pied.
De préférence, la partie bombée est positionnée radialement au niveau de la partie de tête.
De préférence, la partie bombée est positionnée radialement au niveau de la partie médiane.
De préférence, la partie bombée est bombée tangentiellement en direction de l'intrados de l'aube.
L'invention propose aussi un stator de compresseur de turbomachine comportant des aubes radiales réparties autour de l'axe principal de la turbomachine, caractérisé en ce que chaque aube est réalisée tel que défini précédemment.
L'invention propose aussi une turbomachine comportant un stator qui comporte des aubes telles que définies précédemment.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux figures annexées parmi lesquelles :
- la figure 1 est une représentation schématique en perspective d'une aube comportant une portion bombée selon l'invention ;
- la figure 2 est une représentation de la loi d'empilage tangentiel du centre de gravité des sections d'une aube selon l'invention.
4 EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
Dans la description qui va suivre, des éléments identiques, similaires ou analogues seront désignés par les mêmes chiffres de référence.
Pour la description de l'invention, on adoptera à titre non limitatif les orientations radiale, tangentielle et axiale selon le repère R, T, A
indiqué à la figure 1, dans lequel l'orientation radiale est l'orientation principale de l'aube et l'orientation tangentielle est l'orientation perpendiculaire à un plan axial principal de l'aube.
On a représenté à la figure 1 une aube 10 faisant partie d'un stator (non représenté) du compresseur d'une turbomachine.
Le compresseur comporte une pluralité
d'aubes 10 qui sont réparties de manière régulière autour de l'axe principal de la turbomachine, pour former un ensemble annulaire, appelé grille de redresseur, qui est traversé par un flux de gaz, ici de l'air.
L'aube 10 s'étend globalement radialement selon l'orientation R par rapport à l'axe principal de la turbomachine.
L'aube 10 comporte une partie radialement interne 12, appelée pied de l'aube, au niveau de laquelle l'aube 10 est fixée à une virole interne du compresseur (non représentée).
L'aube 10 comporte une partie radialement externe 14 appelée tête de l'aube, au niveau de laquelle l'aube 10 est fixée à une virole externe du compresseur (non représentée).
L'aube 10 comporte une partie intermédiaire 16 reliant le pied 12 à la tête 14 de l'aube 10.
La virole interne et la virole externe du compresseur délimitent un conduit annulaire appelé
Dans la description qui va suivre, des éléments identiques, similaires ou analogues seront désignés par les mêmes chiffres de référence.
Pour la description de l'invention, on adoptera à titre non limitatif les orientations radiale, tangentielle et axiale selon le repère R, T, A
indiqué à la figure 1, dans lequel l'orientation radiale est l'orientation principale de l'aube et l'orientation tangentielle est l'orientation perpendiculaire à un plan axial principal de l'aube.
On a représenté à la figure 1 une aube 10 faisant partie d'un stator (non représenté) du compresseur d'une turbomachine.
Le compresseur comporte une pluralité
d'aubes 10 qui sont réparties de manière régulière autour de l'axe principal de la turbomachine, pour former un ensemble annulaire, appelé grille de redresseur, qui est traversé par un flux de gaz, ici de l'air.
L'aube 10 s'étend globalement radialement selon l'orientation R par rapport à l'axe principal de la turbomachine.
L'aube 10 comporte une partie radialement interne 12, appelée pied de l'aube, au niveau de laquelle l'aube 10 est fixée à une virole interne du compresseur (non représentée).
L'aube 10 comporte une partie radialement externe 14 appelée tête de l'aube, au niveau de laquelle l'aube 10 est fixée à une virole externe du compresseur (non représentée).
L'aube 10 comporte une partie intermédiaire 16 reliant le pied 12 à la tête 14 de l'aube 10.
La virole interne et la virole externe du compresseur délimitent un conduit annulaire appelé
5 veine, dans lequel le flux d'air circule et interagit avec l'aube 10.
L'aube 10 comporte aussi un bord d'attaque 18, qui est situé axialement en amont selon le sens d'écoulement de gaz par rapport à l'aube 10, et un bord de fuite 20 qui est situé axialement en aval selon le sens d'écoulement de gaz par rapport à l'aube 10.
L'aube 10 est en outre cambrée et comporte une face 22 appelée intrados, qui est située du côté
opposé à la cambrure et une face 24 appelée extrados qui est située du côté de la cambrure.
On a représenté à la figure 2 une courbe 26 représentant la loi d'empilage tangentiel du centre de gravité des sections de l'aube 10.
Cette loi d'empilage tangentiel correspond à la position du centre de gravité de chaque section de l'aube selon un plan perpendiculaire à la direction principale radiale de l'aube, par rapport à un axe principal radial de l'aube 10.
Cette courbe 26 comporte une portion de pied 28 correspondant au pied 12 de l'aube 10, une portion de tête 30 correspondant à la tête 14 de l'aube 10 et une portion intermédiaire 32 correspondant à la partie intermédiaire 16 de l'aube 10.
Selon l'invention, l'aube 10 est réalisée de manière qu'elle comporte une partie 34 qui est
L'aube 10 comporte aussi un bord d'attaque 18, qui est situé axialement en amont selon le sens d'écoulement de gaz par rapport à l'aube 10, et un bord de fuite 20 qui est situé axialement en aval selon le sens d'écoulement de gaz par rapport à l'aube 10.
L'aube 10 est en outre cambrée et comporte une face 22 appelée intrados, qui est située du côté
opposé à la cambrure et une face 24 appelée extrados qui est située du côté de la cambrure.
On a représenté à la figure 2 une courbe 26 représentant la loi d'empilage tangentiel du centre de gravité des sections de l'aube 10.
Cette loi d'empilage tangentiel correspond à la position du centre de gravité de chaque section de l'aube selon un plan perpendiculaire à la direction principale radiale de l'aube, par rapport à un axe principal radial de l'aube 10.
Cette courbe 26 comporte une portion de pied 28 correspondant au pied 12 de l'aube 10, une portion de tête 30 correspondant à la tête 14 de l'aube 10 et une portion intermédiaire 32 correspondant à la partie intermédiaire 16 de l'aube 10.
Selon l'invention, l'aube 10 est réalisée de manière qu'elle comporte une partie 34 qui est
6 bombée tangentiellement et au moins une partie rectiligne.
Ainsi, comme on peut le voir plus en détails à la figure 2, la courbe 26 comporte une portion bombée tangentiellement 36 correspondant à la partie bombée 34. La courbe 26 comporte aussi au moins une portion rectiligne correspondant à la partie rectiligne de l'aube 10.
Selon l'invention, la partie rectiligne de l'aube 10 est située au niveau du pied 12 et/ou au niveau de la tête 14 de l'aube 10, selon la position de la partie bombée 34.
Ainsi, la portion rectiligne de la courbe 26 est située au niveau de la portion de pied 28 et/ou au niveau de la portion de tête 30, en fonction de la position radiale de la portion bombée 36.
Selon un premier aspect de l'invention, la partie bombée 34 est située radialement au niveau du pied 12 de l'aube 10. La partie rectiligne est alors située au niveau de la tête 14 de l'aube 10. Par conséquent, la portion bombée 36 est située radialement au niveau de la portion de pied 28 et la portion de tête 30 de la courbe 26 est rectiligne.
Selon un deuxième aspect de l'invention, la partie bombée 34 est située radialement au niveau de la tête 14 de l'aube 10. La partie rectiligne est alors située au niveau du pied 12 de l'aube 10. La portion bombée 36 de la courbe 26 est par conséquent située radialement au niveau de la portion de tête 30 et la portion de pied 28 de la courbe 26 est rectiligne.
Ainsi, comme on peut le voir plus en détails à la figure 2, la courbe 26 comporte une portion bombée tangentiellement 36 correspondant à la partie bombée 34. La courbe 26 comporte aussi au moins une portion rectiligne correspondant à la partie rectiligne de l'aube 10.
Selon l'invention, la partie rectiligne de l'aube 10 est située au niveau du pied 12 et/ou au niveau de la tête 14 de l'aube 10, selon la position de la partie bombée 34.
Ainsi, la portion rectiligne de la courbe 26 est située au niveau de la portion de pied 28 et/ou au niveau de la portion de tête 30, en fonction de la position radiale de la portion bombée 36.
Selon un premier aspect de l'invention, la partie bombée 34 est située radialement au niveau du pied 12 de l'aube 10. La partie rectiligne est alors située au niveau de la tête 14 de l'aube 10. Par conséquent, la portion bombée 36 est située radialement au niveau de la portion de pied 28 et la portion de tête 30 de la courbe 26 est rectiligne.
Selon un deuxième aspect de l'invention, la partie bombée 34 est située radialement au niveau de la tête 14 de l'aube 10. La partie rectiligne est alors située au niveau du pied 12 de l'aube 10. La portion bombée 36 de la courbe 26 est par conséquent située radialement au niveau de la portion de tête 30 et la portion de pied 28 de la courbe 26 est rectiligne.
7 Selon un troisième aspect de l'invention, la partie bombée 34 est située radialement au niveau de la partie intermédiaire 16 de l'aube 10. Le pied 12 et la tête 14 de l'aube 10 forment chacun une partie rectiligne de l'aube 10.
Par conséquent, la portion bombée 36 est située radialement au niveau de la portion intermédiaire 32 et la portion de pied 28 et la portion de tête 30 de la courbe 26 sont toutes les deux rectilignes.
En outre, selon un mode de réalisation préféré, l'aube 10 est bombée de manière telle que la partie bombée 34 est bombée tangentiellement en direction de l'intrados 22, comme représenté à la figure 1.
Selon une variante de réalisation non représentée, la partie bombée 34 est bombée en direction de l'extrados 24.
Les dimensions de la portion bombée 36 sont définies par rapport à la longueur radiale "L" de l'aube 10.
Ainsi, la dimension radiale "L1" de la portion bombée 36 est comprise entre 30% et 60% de la dimension radiale "L" de l'aube 10.
Aussi, la dimension tangentielle "A" de la portion bombée 36 est comprise entre 1% et 5 % de la dimension radiale "L" de l'aube 10.
Comme on l'a dit précédemment, selon la position radiale de la portion bombée, la portion de pied 28 et/ou la portion de tête 30 est rectiligne.
Par conséquent, la portion bombée 36 est située radialement au niveau de la portion intermédiaire 32 et la portion de pied 28 et la portion de tête 30 de la courbe 26 sont toutes les deux rectilignes.
En outre, selon un mode de réalisation préféré, l'aube 10 est bombée de manière telle que la partie bombée 34 est bombée tangentiellement en direction de l'intrados 22, comme représenté à la figure 1.
Selon une variante de réalisation non représentée, la partie bombée 34 est bombée en direction de l'extrados 24.
Les dimensions de la portion bombée 36 sont définies par rapport à la longueur radiale "L" de l'aube 10.
Ainsi, la dimension radiale "L1" de la portion bombée 36 est comprise entre 30% et 60% de la dimension radiale "L" de l'aube 10.
Aussi, la dimension tangentielle "A" de la portion bombée 36 est comprise entre 1% et 5 % de la dimension radiale "L" de l'aube 10.
Comme on l'a dit précédemment, selon la position radiale de la portion bombée, la portion de pied 28 et/ou la portion de tête 30 est rectiligne.
8 Dans ce cas, chaque portion de tête 28 et/ou de pied 30 qui est rectiligne, est inclinée par rapport à la direction principale radiale de l'aube d'un angle dont la valeur est inférieure ou égale à
30 .
30 .
Claims (10)
1. Aube (10) de compresseur de turbomachine d'orientation principal radiale par rapport à l'axe principal de la turbomachine, l'aube (10) comportant une partie radialement interne de pied (12), une partie radialement externe de tête (14) et une partie radialement intermédiaire (16), caractérisée en ce que l'aube (10), comporte une partie bombée (34) perpendiculairement à
un plan axial principal de l'aube dans une direction et au moins une partie rectiligne au niveau de la partie de pied (12) et/ou au niveau de la partie de tête (14).
un plan axial principal de l'aube dans une direction et au moins une partie rectiligne au niveau de la partie de pied (12) et/ou au niveau de la partie de tête (14).
2. Aube (10) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la longueur radiale L1 de la partie bombée (34) est comprise entre 30% et 60% de la longueur radiale L de l'aube (10).
3. Aube (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l'amplitude tangentielle A de la partie bombée (34) est comprise entre 1% et 5% de la longueur radiale L de l'aube (10).
4. Aube (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la dite partie rectiligne est inclinée d'un angle inférieur ou égal à 30° par rapport à la direction principale radiale de l'aube (10).
5. Aube (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisée en ce que la partie bombée (34) est positionnée radialement au niveau de la partie de pied (12).
6. Aube (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que la partie bombée (34) est positionnée radialement au niveau de la partie de tête (14).
7. Aube (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que la partie bombée (34) est positionnée radialement au niveau de la partie médiane (16).
8. Aube (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la partie bombée (34) est bombée tangentiellement en direction de l'intrados de l'aube (10).
9. Stator de compresseur de turbomachine comportant des aubes (10) radiales réparties autour de l'axe principal de la turbomachine, caractérisé en ce que chaque aube (10) est réalisée selon l'une quelconque des revendications précédentes.
10. Turbomachine comportant un stator qui comporte des aubes (10) selon la revendication précédente.
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|---|---|---|---|
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| FR1159255 | 2011-10-13 | ||
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Publications (2)
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|---|---|
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ID=47116069
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CA2850901A Active CA2850901C (fr) | 2011-10-13 | 2012-10-11 | Aube de stator de turbomachine comportant une portion bombee |
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| FR3043428B1 (fr) * | 2015-11-10 | 2020-05-29 | Safran Aircraft Engines | Aube de redresseur de turbomachine |
| US10760587B2 (en) | 2017-06-06 | 2020-09-01 | Elliott Company | Extended sculpted twisted return channel vane arrangement |
| CN107829985B (zh) * | 2017-09-28 | 2019-09-10 | 中国航发动力股份有限公司 | 一种航空发动机风扇叶片固有频率的修正方法 |
| JP7260845B2 (ja) * | 2019-01-16 | 2023-04-19 | 株式会社Ihi | タービン動翼 |
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|---|---|---|---|---|
| US3745629A (en) * | 1972-04-12 | 1973-07-17 | Secr Defence | Method of determining optimal shapes for stator blades |
| SU1613701A1 (ru) * | 1988-07-15 | 1990-12-15 | Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского | Лопатка осевой турбомашины |
| JPH06212902A (ja) | 1993-01-20 | 1994-08-02 | Toshiba Corp | タービン動翼 |
| JP3697296B2 (ja) * | 1995-08-25 | 2005-09-21 | 株式会社東芝 | タービン動翼 |
| FR2853022B1 (fr) * | 2003-03-27 | 2006-07-28 | Snecma Moteurs | Aube de redresseur a double courbure |
| CN200949477Y (zh) | 2006-08-25 | 2007-09-19 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | 一种大型全转速核电汽轮机末级叶片 |
| US7794201B2 (en) | 2006-12-22 | 2010-09-14 | General Electric Company | Gas turbine engines including lean stator vanes and methods of assembling the same |
| US7806653B2 (en) | 2006-12-22 | 2010-10-05 | General Electric Company | Gas turbine engines including multi-curve stator vanes and methods of assembling the same |
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| RU2381388C1 (ru) * | 2008-07-07 | 2010-02-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | Рабочая лопата вентилятора или компрессора |
| US8167567B2 (en) | 2008-12-17 | 2012-05-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| JP4923073B2 (ja) * | 2009-02-25 | 2012-04-25 | 株式会社日立製作所 | 遷音速翼 |
| DE102010014556B4 (de) * | 2010-04-10 | 2013-01-03 | Mtu Aero Engines Gmbh | Leitschaufel eines Verdichters |
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