EP0291407A1 - Aube mobile de soufflante comportant une dépouille en extrémité - Google Patents

Aube mobile de soufflante comportant une dépouille en extrémité Download PDF

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EP0291407A1 EP88401144A EP88401144A EP0291407A1 EP 0291407 A1 EP0291407 A1 EP 0291407A1 EP 88401144 A EP88401144 A EP 88401144A EP 88401144 A EP88401144 A EP 88401144A EP 0291407 A1 EP0291407 A1 EP 0291407A1
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Patrick Louis Eugène Girault
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
SNECMA SAS
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    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/20Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator

Definitions

  • the invention relates to a movable blade of a turbojet fan.
  • Modern turbofan engines of the double flow type usually include a compression assembly, commonly designated by the word blower and comprising at least one rotor stage of movable blades at the outlet of which the compressed air is subdivided into two flows: a primary flow which enters the following compression assemblies before passing into a combustion chamber to constitute a hot flow and a secondary flow which enters a so-called secondary annular channel and which in the absence of any heating, in particular in the civil applications of turbojets , constitutes a cold flow, the fan thus used is said to be ducted.
  • the aerodynamic performance of the fan is directly linked to the seal produced between the end of the movable blade and the corresponding internal fixed wall of the fan casing.
  • the internal wall of the casing, opposite the ends of the moving blades usually includes a wear and sealing lining, called abradable.
  • the object of the invention is to improve the results which have been observed during these contacts between the end of the mobile fan blade and the abradable lining. associated housing.
  • a solution previously implemented in order to ensure the seal between the blade tip and the housing and to try to obtain an acceptable operation during the friction contacts consisted in machining at the end of the blade of the blade a tongue thin over the entire width of the blade of the blade profile, said tongue having to ensure good penetration into the abradable lining.
  • Figures 1a, 1b and 1c of the accompanying drawings show an example of this previous embodiment.
  • the tongue 1 of the blade 2 of a blade 3 is opposite the abradable lining 4 of a casing 5.
  • FR-A-2 459 363 also envisages certain problems encountered during the friction of the blade ends against the wall of the casing and seeks more precisely the axial stabilization of the blades by a preferred orientation of the resulting force developed during contact.
  • a serrated profile associated with a particular geometry is obtained by means of recesses made on the lower surface of the blade.
  • a movable blade of a turbojet fan according to the invention is characterized in that the face of the radially outer end of the blade of the blade is profiled according to a radius centered at a point situated, on the one hand, in front of the radial axis of said blade placed in the mounting position on the fan, that is to say in the offset position on the pressure side of the blade relative to said axis and, on the other hand, beyond the motor axis with respect to said dawn.
  • the edge on the lower side of the radially outer end of the blade of the blade forms a cutting edge capable of penetrating into an abradable lining of the internal wall of the fan casing and said end present, as a result of said shelving.
  • a draft angle whose value is between four and five degrees of angle.
  • FIG. 2a similarly to FIG. 1a previously described, 4 designates the abradable lining of the internal wall of a casing 5 of a turbojet fan.
  • a blade of a movable fan blade whose radially outer part is shown in FIG. 2a is designated by 10 and its end by 11; 12 designates the lower edge of the blade and 13 designates the upper edge of the blade.
  • the entire blade 14 is shown in Figure 2b and Figure 2c shows a partial view in the direction of the arrow F of the blade 14 of Figure 2b.
  • the end 11 of the blade 10 of the blade 14 forms with the lower edge 12 an edge 15.
  • the end line 11 of the blade 14 forms with a line oriented parallel to the wall of the casing, at the edge 15, an angle whose value is four to five degrees of angle.
  • This clearance angle is obtained by the shelving of the end 11 of the blade 14, centered at a point R, an example of determination of which is given in FIG. 3. If we consider the axis of rotation of the motor shown in M'M and the radial axis of the blade 14 in the mounting position on the fan at X′X, said point R is located in front of the axis X′X, that is to say, in the offset position of the side of the lower surface edge 12 of the blade 14 and both beyond the motor axis M′M with respect to the blade 14 considered.
  • the end profile 11 of the vane 14 is radiated with the point R thus defined as its center, distinct from the point C.
  • the end 11 of the blade 14 therefore presents itself, as can be seen in FIG. 2a, with respect to the abradable lining 4 of the casing 5, like the end of a cutting tool having an edge located in 15 on the side of the lower edge 12 of the blade and a clearance angle a .

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

La face de l'extrémité (11) radialement externe de la pale (10) d'une aube mobile (14) de soufflante est profilée selon un rayon centré en un point R situé en position déportée du côté intrados (12) de l'aube par rapport à son axe radial X′X et au-delà de l'axe moteur M′M par rapport à l'aube (14).

Description

  • L'invention concerne une aube mobile de soufflante de turboréacteur.
  • Les turboréacteurs modernes du genre à double flux comportent habituellement un ensemble de compression, couramment désigné par le terme soufflante et comportant au moins un étage de rotor d'aubes mobiles à la sortie duquel l'air comprimé se subdivise en deux flux : un flux primaire qui entre dans les ensembles suivants de compression avant de passer dans une chambre de combustion pour constituer un flux chaud et un flux secondaire qui entre dans un canal annulaire dit secondaire et qui en l'absence de tout réchauffement, notamment dans les applications civiles des turboréacteurs, constitue un flux froid, la soufflante ainsi utilisée est dite canalisée. Les performances aérodynamiques de la soufflante sont directement liées à l'étanchéité réalisée entre l'extrémité d'aube mobile et la paroi fixe interne correspondante du carter de soufflante. Afin d'éviter, en cas de contact accidentel qui peut être dû à diverses causes qui peuvent être également accidentelles (ingestions, par exemple) ou provenir d'autres facteurs structurels ou fonctionnels (vieillissement, dilatations, déformations, par exemple) entre l'extrémité d'aube mobile et la paroi fixe associée, tout endommagement dont les conséquences pourraient être très néfastes, la paroi interne du carter, en regard des extrémités d'aubes mobiles comporte habituellement une garniture d'usure et d'étanchéité, dite abradable.
  • Le but de l'invention est d'améliorer les résultats qui ont été observés lors de ces contacts entre extrémité d'aube mobile de soufflante et garniture abradable du carter associé. En effet, une solution précédemment mise en oeuvre afin d'assurer l'étanchéité entre extrémité d'aube et carter et tenter d'obtenir un fonctionnement acceptable lors des contacts de frottement a consisté à usiner en bout de la pale d'aube une languette mince sur toute la largeur de la corde du profil d'aube, ladite languette devant assurer une bonne pénétration dans la garniture abradable. Les figures 1a, 1b et 1c des dessins joints en annexe représentent un exemple de cette réalisation antérieure. La languette 1 de la pale 2 d'une aube 3 est en regard de la garniture abradable 4 d'un carter 5. Mais on a constaté dans ce genre de réalisation qu'à la suite de contacts entre la languette 1 et la garniture abradable 4 que l'usure de l'abradable 4 présentait des irrégularités, des sillons et des brûlures qui semblent dûs au fait que des phénomènes de broûtage et de talonnement se produisent lors de ces contacts.
  • FR-A-2 459 363 envisage également certains problèmes rencontrés lors du frottement des extrémités d'aubes contre la paroi du carter et recherche plus précisément la stabilisation axiale des aubes par une orientation privilégiée de la force résultante développée lors du contact. En extrémité d'aube, un profil dentelé associé à une géométrie particulière est obtenue au moyen d'évidements ménagés sur la face intrados de l'aube.
  • Cette solution ne résoud pas de manière satisfaisante le problème évoqué ci-dessus et nécessite en outre la réalisation d'un profil complexe que l'invention vise à simplifier tout en apportant une meilleure solution lors de l'usinage de la garniture abradable par l'extrémité de pale d'aube considérée comme un outil de coupe.
  • Une aube mobile de soufflante de turboréacteur conforme à l'invention est caractérisé en ce que la face de l'extrémité radialement externe de la pale d'aube est profilée selon un rayon centré en un point situé, d'une part, en avant de l'axe radial de ladite aube placée en position de montage sur la soufflante, c'est à dire en position déportée du côté intrados de l'aube par rapport audit axe et, d'autre part, au-delà de l'axe moteur par rapport à ladite aube.
  • Avantageusement, l'arête côté intrados de l'extrémité radialement externe de la pale d'aube ainsi obtenue forme une arête de coupe susceptible de pénétrer dans une garniture abradable de la paroi interne du carter de soufflante et ladite extrémité présente, par suite dudit rayonnage du profil, un angle de dépouille dont la valeur est comprise entre quatre et cinq degrés d'angle.
  • D'autres avantages et caractéristiques de l'invention seront mieux compris à la lecture qui va suivre d'un mode de réalisation de l'invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
    • - les figures 1a, 1b, 1c précédemment décrites représentent un mode de réalisation antérieurement connu de l'extrémité d'une aube de soufflante en regard d'un carter de soufflante, la figure 1a représentant une vue partielle de l'aube selon une section I-I de la figure 1c et de la section correspondante du carter, la figure 1b représentant l'aube en vue de dessus ou vue en bout du côté de l'extrémité radialement externe et la figure 1c représentant une vue partielle selon la direction de la flèche F de l'aube représentée à la figure 1b ;
    • - les figures 2a, 2b, 2c représentent des vues analogues aux figures 1a, 1b et 1c d'une aube de soufflante conforme à l'invention ;
    • - la figure 3 représente l'aube des figures 2a, 2b, 2c en position de montage sur la soufflante.
  • A la figure 2a, de manière analogue à la figure 1a précédement décrite, 4 désigne la garniture abradable de la paroi interne d'un carter 5 de soufflante de turboréacteur.
  • Une pale d'une aube mobile de soufflante dont la partie radialement externe est représentée à la figure 2a est désignée par 10 et son extrémité par 11 ; 12 désigne le bord intrados de l'aube et 13 désigne le bord extrados de l'aube. L'aube entière 14 est représentée à la figure 2b et la figure 2c représente une vue partielle selon la direction de la flèche F de l'aube 14 de la figure 2b. L'extrémité 11 de la pale 10 de l'aube 14 forme avec le bord intrados 12 une arête 15. Dans un plan de section, comme celui de la figure 2a, la ligne d'extrémité 11 de l'aube 14 forme avec une ligne orientée parallèlement à la paroi du carter, à l'arête 15, un angle dont la valeur est de quatre à cinq degrés d'angle. Cet angle de dépouille est obtenu par le rayonnage de l'extrémité 11 de l'aube 14, centré en un point R dont un exemple de détermination est donné à la figure 3. Si l'on considère l'axe de rotation du moteur représenté en M'M et l'axe radial de l'aube 14 en position de montage sur la soufflante en X′X, ledit point R est situé en avant de l'axe X′X c'est à dire, en position déportée du côté du bord intrados 12 de l'aube 14 et à la fois au-delà de l'axe moteur M′M par rapport à l'aube 14 considérée. Ainsi, alors que le profil intérieur du carter est centré au point C de rencontre des axes moteur M′M et radial de l'aube X′X, le profil d'extrémité 11 de l'aube 14 est rayonné avec comme centre le point R ainsi défini, distinct du point C. L'extrémité 11 de l'aube 14 se présente par conséquent, comme visible sur la figure 2a, par rapport à la garniture abradable 4 du carter 5, comme l'extrémité d'un outil de coupe présentant une arête située en 15 du côté du bord intrados 12 de l'aube et un angle a de dépouille.
  • Il résulte des dispositions décrites ci-dessus que lors d'un contact entre l'extrémité 11 de l'aube 14 et la garniture abradable 4, l'arête 15 pénètre dans l'abradable comme l'arête d'un outil de coupe et grâce à l'angle a de dépouille adopté, la surface de la garniture abradable 4 conserve ses qualités initiales.

Claims (2)

1. - Aube mobile de soufflante de turboréacteur caractérisée en ce que la face de l'extrémité (11) radialement externe de la pale (10) d'aube (14) est profilée selon un rayon centré en un point R situé, d'une part, en avant de l'axe radial X′X de ladite aube (14) placée en position de montage sur la soufflante, c'est à dire en position déportée du côté intrados (12) de l'aube (14) par rapport audit axe X′X et, d'autre part, au-delà de l'axe moteur M′M par rapport à ladite aube (14).
2. - Aube mobile de soufflante selon la revendication 1 dont l'arête (15) côté intrados (12) de l'extrémité (11) radialement externe de la pale (10) d'aube (14) forme une arête (15) de coupe susceptible de pénétrer dans une garniture abradable (4) de la paroi intérieure du carter (5) de soufflante et dont ladite extrémité (11) présente, par suite dudit rayonnage du profil, un angle a de dépouille dont la valeur est comprise entre quatre et cinq degrés d'angle.
EP88401144A 1987-05-13 1988-05-11 Aube mobile de soufflante comportant une dépouille en extrémité Expired - Lifetime EP0291407B1 (fr)

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DE (1) DE3860869D1 (fr)
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Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2711181A1 (fr) * 1993-10-15 1995-04-21 United Technologies Corp Procédés et dispositifs aptes à réduire les contraintes sur les pointes des pales de turbine ou de compresseur, ainsi que les moteurs ou compresseurs utilisant de tels procédés et dispositifs.
EP1452697A2 (fr) * 2003-02-27 2004-09-01 General Electric Company Réduction de fluage de dispositif annulaire de joint d'usure et d'étanchéité pour aubage de turbine à gaz
EP1930547A2 (fr) * 2006-11-24 2008-06-11 IHI Corporation Aube de compresseur d'une turbine à gaz
EP1953344A1 (fr) * 2007-02-05 2008-08-06 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbine
WO2011002570A1 (fr) * 2009-06-30 2011-01-06 General Electric Company Pale de rotor et procédé de réduction de la charge de friction des extrémités
EP2309097A1 (fr) * 2009-09-30 2011-04-13 Siemens Aktiengesellschaft Profil et aube directrice, aube rotorique, turbine à gaz et turbomachine associées
FR2962762A1 (fr) * 2010-07-19 2012-01-20 Snecma Aube de compresseur dans une turbomachine
EP2604798A1 (fr) * 2011-12-13 2013-06-19 United Technologies Corporation Composant de moteur à turbine et procédé de fabrication associé
US8657570B2 (en) 2009-06-30 2014-02-25 General Electric Company Rotor blade with reduced rub loading
US8662834B2 (en) 2009-06-30 2014-03-04 General Electric Company Method for reducing tip rub loading
WO2014096838A1 (fr) * 2012-12-19 2014-06-26 Composite Technology And Applications Limited Structure de profil aérodynamique composite comportant une partie pointe de bord de coupe

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6217277B1 (en) 1999-10-05 2001-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan engine including improved fan blade lining
DE10047307A1 (de) * 2000-09-25 2002-08-01 Alstom Switzerland Ltd Dichtungsanordnung
FR2825411B1 (fr) * 2001-05-31 2003-09-19 Snecma Moteurs Aube de turbine avec lechette d'etancheite
FR2891594A1 (fr) * 2005-09-30 2007-04-06 Snecma Sa Aube de compresseur a sommet chanfreine
US8172518B2 (en) * 2006-12-29 2012-05-08 General Electric Company Methods and apparatus for fabricating a rotor assembly
US8092178B2 (en) * 2008-11-28 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade for a gas turbine engine
GB2483059A (en) * 2010-08-23 2012-02-29 Rolls Royce Plc An aerofoil blade with a set-back portion
GB201017797D0 (en) * 2010-10-21 2010-12-01 Rolls Royce Plc An aerofoil structure
CN102116316A (zh) * 2010-12-24 2011-07-06 苏州雅典娜科技有限公司 一种轴流泵
US11066937B2 (en) * 2014-06-04 2021-07-20 Raytheon Technologies Corporation Cutting blade tips
US9932839B2 (en) 2014-06-04 2018-04-03 United Technologies Corporation Cutting blade tips
GB201410264D0 (en) * 2014-06-10 2014-07-23 Rolls Royce Plc An assembly
CN105422510A (zh) * 2014-08-25 2016-03-23 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种带支板的机匣结构设计方法
JP6462332B2 (ja) * 2014-11-20 2019-01-30 三菱重工業株式会社 タービン動翼及びガスタービン

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR349641A (fr) * 1904-05-24 1905-06-07 Dampf Turbinen System Brown Bo Dispositif d'aubes pour turbines à vapeur à réaction
DE560589C (de) * 1932-10-04 Franz Burghauser Dipl Ing Einrichtung zur Verminderung des Schaufelspaltverlustes von Dampf- und Gasturbinen
FR2459363A1 (fr) * 1979-06-18 1981-01-09 Gen Electric Aube de turbomachine perfectionnee

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2459850A (en) * 1945-12-10 1949-01-25 Westinghouse Electric Corp Turbine apparatus
US3053694A (en) * 1961-02-20 1962-09-11 Gen Electric Abradable material
GB1419381A (en) * 1972-03-09 1975-12-31 Rolls Royce Fan for gas turbine engines
JPS5566602A (en) * 1978-11-10 1980-05-20 Kobe Steel Ltd Impeller of turbo machine
US4621979A (en) * 1979-11-30 1986-11-11 United Technologies Corporation Fan rotor blades of turbofan engines
US4566700A (en) * 1982-08-09 1986-01-28 United Technologies Corporation Abrasive/abradable gas path seal system
US4478552A (en) * 1982-11-08 1984-10-23 Thompson Stanley E Method and apparatus for fan blade tip clearance

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE560589C (de) * 1932-10-04 Franz Burghauser Dipl Ing Einrichtung zur Verminderung des Schaufelspaltverlustes von Dampf- und Gasturbinen
FR349641A (fr) * 1904-05-24 1905-06-07 Dampf Turbinen System Brown Bo Dispositif d'aubes pour turbines à vapeur à réaction
FR2459363A1 (fr) * 1979-06-18 1981-01-09 Gen Electric Aube de turbomachine perfectionnee

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2711181A1 (fr) * 1993-10-15 1995-04-21 United Technologies Corp Procédés et dispositifs aptes à réduire les contraintes sur les pointes des pales de turbine ou de compresseur, ainsi que les moteurs ou compresseurs utilisant de tels procédés et dispositifs.
EP1452697A2 (fr) * 2003-02-27 2004-09-01 General Electric Company Réduction de fluage de dispositif annulaire de joint d'usure et d'étanchéité pour aubage de turbine à gaz
EP1452697A3 (fr) * 2003-02-27 2007-01-24 General Electric Company Réduction de fluage de dispositif annulaire de joint d'usure et d'étanchéité pour aubage de turbine à gaz
US8366400B2 (en) 2006-11-24 2013-02-05 Ihi Corporation Compressor rotor
EP1930547A3 (fr) * 2006-11-24 2010-03-10 IHI Corporation Aube de compresseur d'une turbine à gaz
EP1930547A2 (fr) * 2006-11-24 2008-06-11 IHI Corporation Aube de compresseur d'une turbine à gaz
EP1953344A1 (fr) * 2007-02-05 2008-08-06 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbine
WO2011002570A1 (fr) * 2009-06-30 2011-01-06 General Electric Company Pale de rotor et procédé de réduction de la charge de friction des extrémités
US8657570B2 (en) 2009-06-30 2014-02-25 General Electric Company Rotor blade with reduced rub loading
US8662834B2 (en) 2009-06-30 2014-03-04 General Electric Company Method for reducing tip rub loading
EP2309097A1 (fr) * 2009-09-30 2011-04-13 Siemens Aktiengesellschaft Profil et aube directrice, aube rotorique, turbine à gaz et turbomachine associées
FR2962762A1 (fr) * 2010-07-19 2012-01-20 Snecma Aube de compresseur dans une turbomachine
EP2604798A1 (fr) * 2011-12-13 2013-06-19 United Technologies Corporation Composant de moteur à turbine et procédé de fabrication associé
WO2014096838A1 (fr) * 2012-12-19 2014-06-26 Composite Technology And Applications Limited Structure de profil aérodynamique composite comportant une partie pointe de bord de coupe
US10669866B2 (en) 2012-12-19 2020-06-02 Rolls-Royce Plc Composite aerofoil structure with a cutting edge tip portion

Also Published As

Publication number Publication date
US4957411A (en) 1990-09-18
EP0291407B1 (fr) 1990-10-24
DE3860869D1 (de) 1990-11-29
FR2615254A1 (fr) 1988-11-18

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