EP0396726A1 - Segment d'arret et d'etancheite d'un ensemble d'aubes monte sur un disque de rotor de turbomachine. - Google Patents

Segment d'arret et d'etancheite d'un ensemble d'aubes monte sur un disque de rotor de turbomachine.

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EP0396726A1
EP0396726A1 EP89913063A EP89913063A EP0396726A1 EP 0396726 A1 EP0396726 A1 EP 0396726A1 EP 89913063 A EP89913063 A EP 89913063A EP 89913063 A EP89913063 A EP 89913063A EP 0396726 A1 EP0396726 A1 EP 0396726A1
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disc
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turbomachine rotor
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Philippe Patrick Catte
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Safran Aircraft Engines SAS
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Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
SNECMA SAS
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates

Definitions

  • the present invention relates to turbomachine rotors and more particularly to the means for axially locking vanes mounted in axial pinouts of the periphery of the disc.
  • a first problem consists in ensuring the axial locking of each of the blades in the simplest possible way but also as safe as possible. so that easy disassembly of a blade or the entire stage is also simplified.
  • the second problem is that of the seal between the upstream and downstream of a disc and arises crucially in the compressors of turbomachines. Indeed, if the spaces located between the bottom of the disc cavities and the blade roots are not properly masked, large volumes of downstream air can pass under the blade roots and recirculate upstream of the compressor , which decreases the compression ratio thereof and causes the overall efficiency of the turbomachine to drop prohibitively.
  • the blade roots comprising means for wedging the blades on the upstream face ⁇ of the disc and a rear spoiler having a transverse groove radially oriented towards the axis of the disc while the disc has a circular groove radially oriented towards its periphery
  • the rotor of which comprises an axial locking means downstream of the blades on the disc, simultaneously ensuring sealing between the blade roots and the bottom of the disc cavities
  • said downstream locking means of the vanes on the disc being constituted by two split segments, the first of which at least cooperates simultaneously with the grooves of the spoilers of the vanes and the circular groove of the disc, the sum of the thicknesses of the first and second segments being equal to the thickness of the grooves of the blade spoilers.
  • turbomachinery of the type currently studied for example fast propeller turbojet engines whose compressor rotors have very small diameters, it is necessary to minimize the height under the platforms and to gain mass on the compressor blades, the solution above mentioned cannot be used because it is too bulky.
  • the object of the present invention is therefore to replace the anterior double segmentation with a single monobloc segment. performing both locking and sealing functions.
  • the subject of the invention is therefore a turbomachine rotor of the type already indicated above and which is characterized in that the locking means consists of a single split segment with Y-shaped section of which a radially external upstream branch is inserted. in the grooves of the spoilers downstream of the blades and of the disc, the downstream radially external branch of the segment being pressed against the downstream part of the spoilers of the blades.
  • FIG. 1 shows a turbomachine rotor stage fitted with the locking means according to the invention according to a first variant;
  • - Figure 2 shows a second alternative embodiment of the locking segment;
  • FIG. 3 shows a third alternative embodiment of said segment.
  • the rotor disc 1 comprises substantially axial cells 2 into which are inserted the feet 3 of blades 4 having an upstream wedging means 5 on the upstream face of the disc 1 and a downstream spoiler 6 comprising a transverse groove 7 radially oriented towards the axis of the disc.
  • the latter comprises opposite the groove 7 of the blades a groove 8 radially oriented towards its periphery, which will be used for mounting / dismounting the segment.
  • split segment 9 is inserted, the section of which has the shape of a Y with asymmetrical branches 9a and 9b joined together by their common pie 9c.
  • the upstream flat branch 9a is inserted into the groove 7.
  • the downstream branch 9b longer than the branch 9a, has a curved shape which matches the downstream shape of the spoiler 6 and which rises under the platform 10 of the blade.
  • the two branches 9a and 9b can be produced during manufacture with a slight tightening so that during assembly of the segment in its location the downstream branch is pressed against the downstream face of the spoiler 6.
  • the pressure coming from the __ P between the upstream and downstream of the disc combined with the centrifugal force, increases the plating of the downstream branch against the blade.
  • the segment is produced by welding radially internal parts of two annular sheets of which the downstream one has a curved shape and the upstream one is flat.
  • the segment is produced by folding and forming a single annular sheet, the fold of which forms the foot 9c of the Y section of the segment.
  • the segment is produced by machining around a one-piece annular blank.
  • the segment is assembled by placing the foot 9c of the segment in the groove 8c and compressing it radially so that the upstream branch 9a passes under the spoiler 6. Once pressed forward, the segment can be released radially so that the upstream branch 9a enters the groove 7. In operation, the centrifugal force will maintain the segment in la.gorge 7.

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Abstract

Selon l'invention le moyen de verrouillage des pieds (3) d'aubes dans les alvéoles (2) du disque est constitué d'un segment fendu unique (9) à section en forme de Y dont une branche amont radialement externe (9a) est insérée dans la gorge (7) des becquets aval (6) des aubes et du disque (1), la branche aval radialement externe (9b) du segment (9) étant plaquée contre la partie aval des becquets (6) des aubes. Application à des rotors de petit diamètre.

Description

SEGMENT D'ARRET ET D'ETANCHEITE D'UN ENSEMBLE D'AUBES MONTE SUR UN DISQUE DE ROTOR DE TURBOMACHINE.
La présente invention concerne les rotors de turbomachine et plus particulièrement les moyens de verrouillage axial d'aubes montées dans des brochages axiaux de la périphérie du disque.
Lorsque les aubes de rotors des turbomachines sont fixées dans des brochages axiaux, c'est-à-dire parallèles à l'axe de la turbomachine ou faiblement écartés d'une parallèle a l'axe de la turbomachine, deux problèmes se posent au montage.
Un premier problème consiste à assurer le verrouillage axial de chacune des aubes de la façon la plus simple possible mais aussi la plus sûre possible et de. sorte que le démontage facile d'une aube ou de l'étage entier soit également simplifié.
Le second problème est celui de 1'étanchéité entre l'amont et l'aval d'un disque et se pose de façon cruciale dans les compresseurs de turbomachines. En effet, si les espaces situés entre les fonds d'alvéoles du disque et les pieds d'aubes ne sont pas masqués convenablement, des volumes importants d'air aval peuvent passer sous les pieds d'aubes et recirculer vers l'amont du compresseur, ce qui diminue le taux de compression de celui-ci et fait chuter de façon prohibitive le rendement global de la turbomachine.
Le document FR-A-2 603 333 au nom de la demanderesse décrit un rotor de turbomachine, notamment pour turbomachine d'aviation comportant au moins un disque portant un ensemble d'aubes dont les pieds sont montés dans des alvéoles brochés sur. la périphérie du disque
FEUILLE DE REMPLACEMENT selon un axe parallèle du faiblement incliné par rapport à une parallèle à -l'axe longitudinal du moteur, les pieds d'aubes comportant un moyen de calage des aubes sur la face amont άu disque et un becquet arrière possédant une gorge transversale radialement orientée vers l'axe du disque tandis que le disque comporte une gorge circulaire radialement orientée vers sa périphérie, dont le rotor comporte un moyen de verrouillage axial aval des aubes sur le disque, assurant simultanément l'étanchéité entre les pieds d'aube et le fond des alvéoles du disque, ledit moyen de verrouillage aval des aubes sur le disque étant constitué par deux segments fendus dont le premier au moins coopère simultanément avec les gorges des becquets des aubes et la gorge circulaire du disque, la somme des épaisseurs des premier et second segments étant égale à l'épaisseur des gorges des becquets d'aubes.
Ce document constitue l'état de la technique à partir duquel l'invention a été réalisée.
Dans ce dispositif antérieur, il était nécessaire de pratiquer dans les aubes une gorge suffisamment profonde et large pour recevoir les deux segments.
Dans les turbomachines du type actuellement étudié, par exemple les turboréacteurs à hélices rapides dont les rotors de compresseurs ont des diamètres très faible, il est nécessaire de minimiser la hauteur sous les plateformes et de gagner de la masse sur les aubes de compresseur, la solution ci-dessus évoquée n'est pas utilisable parce que trop encombrante.
Aussi la présente invention a pour but de substituer à la double segmentation antérieure un segment unique monobloc réalisant les deux fonctions de verrouillage et d 'étanchéité.
L'invention a donc pour objet un rotor de turbomachine du type déjà indiqué plus haut et qui est caractérisé en ce que le moyen de verrouillage est constitué d'un segment fendu unique à section en forme de Y dont une branche amont radialement externe est insérée dans les gorges des becquets aval des aubes et du disque, la branche aval radialement externe.du segement étant plaquée contre la partie aval des becquets des aubes .
D'autres caractéristiques seront présentées en regard des planches annexées parmi lesquelles :
- la figure 1 montre un étage de rotor de turbomachine équipé du moyen de verrouillage selon l'invention selon une première variante ; - la figure 2 montre une seconde variante d'exécution du segment du verrouillage ;
- la figure 3 montre une troisième variante d'exécution dudit segment.
En se reportant à la figure 1, le disque 1 de rotor comporte des alvéoles sensiblement axiaux 2 dans lesquels sont insérés les pieds 3 d'aubes 4 possédant un moyen de calage amont 5 sur la face amont du disque 1 et un becquet aval 6 comprenant une gorge transversale 7 radialement orientée vers l'axe du disque. Ce dernier comporte en regard de la gorge 7 des aubes une gorge 8 radialement orientée vers sa périphérie, qui servira au montage/démontage du segment.
Dans la gorge 7 est inséré un segment fendu 9 dont, la section a la forme d'un Y à branches assymétriques 9a et 9b réunies par leur pie àd commun 9c. La branche amont 9a plate est insérée dans la gorge 7.
La branche aval 9b, plus longue que la branche 9a a une forme recourbée qui épouse la forme aval du becquet 6 et qui remonte sous la plateforme 10 de l'aube.
Les deux branches 9a et 9b peuvent être réalisées en fabrication avec un léger serrage de telle sorte que lors du montage du segment dans son emplacement la branche aval soit plaquée contre la face aval du becquet 6. En outre, en fonctionnement la pression provenant du __ P entre l'amont et l'aval du disque, conjuguée à la force centrifuge, augmente le placage de la branche aval contre 1 'aube.
Dans la variante montrée à la figure 1, le segment est réalisé par soudage de parties radialement internes de deux tôles annulaires dont celle aval a une forme incurvée et celle amont est plate.
Dans la variante d'exécution montrée à la figure 2, le segment est réalisé par pliage et formage d'une tôle annulaire unique dont le pli forme le pied 9c de la section en Y du segment.
Dans la variante d'exécution de la figure 3 le segment est réalisé par usinage autour d'une ébauche annulaire monobloc.
Si l'on compare cette solution avec celle du document FR-A-2 603 333 précité, on peut constater que dans ce document les aubes devraient comporter une gorge large pour recevoir deux segments alors que dans la présente ' - <ç invention, la fonction d'etancheite ayant été reportée sur la branche aval du segment, la gorge nécessaire dans les pieds d'aubes ne nécessite qu'une largeur minimale.
Ainsi, on peut réaliser les deux fonctions d'etancheite et de verrouillage axial des aubes sur le disque aussi bien que par le passé tout en économisant de la matière et de l'espace sur les aubes.
Le montage du segment s'effectue en mettant en place dans la gorge 8 le pied 9c du segment et en comprimant celui-ci radialement de telle sorte que la branche amont 9a passe sous le becquet 6. Une fois plaquée vers l'avant, le segment peut être relâché radialement de sorte que la branche amont 9a pénètre dans la gorge 7. En fonctionnement, la force centrifuge maintiendra le segment dans la.gorge 7.
L'avantage ainsi procuré permet de diminuer les dimensions des rotors de turbomachines, ou si l'on regarde le problème différemment, d'utiliser un verrouillage efficace par segment fendu sur des rotors de diamètre plus petit.

Claims

REVENDICATIONS
1. Rotor de turbomachine, notamment pour turbomachine d'aviation comportant au moins un disque portant un ensemble d'aubes dont les pieds sont montés dans des alvéoles brochés sur la périphérie du disque selon un axe parallèle ou faiblement incliné par rapport à une parallèle à l'axe longitudinal du moteur, les pieds (3) d'aubes comportant un moyen de calage (5) des aubes sur la face amont du disque (1) et un becquet aval (6) possédant une gorge transversale (7) radialement orientée vers l'axe du disque, gorge dans laquelle est inséré un moyen de verrouillage axial aval des aubes sur le disque assurant simultanément l'étanchéité entre les pieds (7) d'aube et le fond des alvéoles (2) du disque, tandis que le disque comporte une gorge circulaire (8) radialement orientée vers sa périphérie, caractérisé en ce que le moyen de verrouillage est constitué d'un segment fendu unique (9) à section en forme de Y dont une branche amont radialement externe (9a) est insérée dans la gorge (7) des becquets aval (6) des aubes et du disque (1), la branche aval radialement externe (9b) du segment (9) étant plaquée contre la partie aval des becquets (6) des aubes.
2. Rotor de turbomachine selon la revendication 1, caractérisé en ce que la branche aval (9b) du segment a une forme incurvée correspondant à la forme de la partie aval des becquets (6) d'aubes.
3. Rotor de turbomachine selon 1 'une quelconque des revendications 1 ou 2 caractérisé en ce que la branche aval (9b) du segment est plus longue que la branche amont (9a) et remonte radialement sous la plateforme (10) des aubes.
4. Rotor de turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 3 caractérisé en ce que le segment est réalisé avec un léger serrage de ses branches radialement externes (9a, 9b) pour assurer un verrouillage serré des aubes sur le disque et une étanchéité améliorée.
5. Rotor de turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 caractérisé en ce que le segment (9) est réalisé par pliage et formage d'une tôle annulaire.
6. Rotor de turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 caractérisé en ce que le segment (9) est réalisé par soudage des parties radialement internes de deux tôles annulaires.
7. Rotor de turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 caractérisé en ce que le segment (9) est réalisé par usinage monobloc d'une ébauche annulaire.
EP89913063A 1988-11-17 1989-11-16 Segment d'arret et d'etancheite d'un ensemble d'aubes monte sur un disque de rotor de turbomachine Expired - Lifetime EP0396726B1 (fr)

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Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5211407A (en) * 1992-04-30 1993-05-18 General Electric Company Compressor rotor cross shank leak seal for axial dovetails
FR2694046B1 (fr) * 1992-07-22 1994-09-23 Snecma Dispositif d'étanchéité et de rétention pour un rotor entaillé de brochages recevant des pieds d'aubes.
US5257909A (en) * 1992-08-17 1993-11-02 General Electric Company Dovetail sealing device for axial dovetail rotor blades
FR2715975B1 (fr) * 1994-02-10 1996-03-29 Snecma Rotor de turbomachine à rainures d'aube débouchantes axiales ou inclinées.
JP2726895B2 (ja) * 1994-09-14 1998-03-11 川崎重工業株式会社 セラミックブレードの取付構造
GB2311826B (en) * 1996-04-02 2000-05-10 Europ Gas Turbines Ltd Turbomachines
CZ20002685A3 (cs) * 1999-12-20 2001-08-15 General Electric Company Zařízení pro uchycení lopatek otáčivého stroje a způsob jejich uchycení
US7252481B2 (en) * 2004-05-14 2007-08-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Natural frequency tuning of gas turbine engine blades
US7238008B2 (en) * 2004-05-28 2007-07-03 General Electric Company Turbine blade retainer seal
JP4873200B2 (ja) * 2007-03-27 2012-02-08 株式会社Ｉｈｉ ファン動翼支持構造とこれを有するターボファンエンジン
US8038405B2 (en) * 2008-07-08 2011-10-18 General Electric Company Spring seal for turbine dovetail
US8210820B2 (en) * 2008-07-08 2012-07-03 General Electric Company Gas assisted turbine seal
US8011894B2 (en) * 2008-07-08 2011-09-06 General Electric Company Sealing mechanism with pivot plate and rope seal
US8215914B2 (en) * 2008-07-08 2012-07-10 General Electric Company Compliant seal for rotor slot
US8210823B2 (en) * 2008-07-08 2012-07-03 General Electric Company Method and apparatus for creating seal slots for turbine components
US8210821B2 (en) * 2008-07-08 2012-07-03 General Electric Company Labyrinth seal for turbine dovetail
FR2939832B1 (fr) * 2008-12-11 2011-01-07 Turbomeca Roue de turbine equipee d'un dispositif de retenue axiale verrouillant des pales par rapport a un disque.
US8657580B2 (en) * 2010-06-17 2014-02-25 Pratt & Whitney Blade retainment system
FR2974863B1 (fr) * 2011-05-06 2015-10-23 Snecma Disque de soufflante de turbomachine
FR3127255A1 (fr) * 2021-09-23 2023-03-24 Safran Aircraft Engines Ensemble rotatif pour turbomachine
EP4230843A1 (fr) * 2022-02-17 2023-08-23 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Agencement de rotor pour un rotor d'une turbine à gaz

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB802476A (en) * 1955-09-29 1958-10-08 Rolls Royce Improvements in or relating to rotors of axial-flow fluid machines for example compressors and turbines
DE1116094B (de) * 1959-07-22 1961-10-26 Buessing Nutzkraftwagen G M B Schwimmvorrichtung fuer Landfahrzeuge
GB905582A (en) * 1960-05-26 1962-09-12 Rolls Royce Improvements relating to the sealing of blades in a bladed rotor
US3853425A (en) * 1973-09-07 1974-12-10 Westinghouse Electric Corp Turbine rotor blade cooling and sealing system
FR2324873A1 (fr) * 1975-09-17 1977-04-15 Snecma Perfectionnements aux flasques de rotors de turbomachines
FR2419389A1 (fr) * 1978-03-08 1979-10-05 Snecma Perfectionnements aux flasques de rotors de turbomachines
JPS6339741A (ja) * 1986-07-30 1988-02-20 Mazda Motor Corp 部品組付装置
FR2603333B1 (fr) * 1986-09-03 1990-07-20 Snecma Rotor de turbomachine comportant un moyen de verrouillage axial et d'etancheite d'aubes montees dans des brochages axiaux du disque et procede de montage

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO9005837A1 *

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Publication number Publication date
FR2639063A1 (fr) 1990-05-18
EP0396726B1 (fr) 1992-05-13
WO1990005837A1 (fr) 1990-05-31
US5052893A (en) 1991-10-01

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