EP1505258B1 - Aube creuse de rotor pour la turbine d'un moteur à turbine à gaz - Google Patents

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EP1505258B1
EP1505258B1 EP04291990A EP04291990A EP1505258B1 EP 1505258 B1 EP1505258 B1 EP 1505258B1 EP 04291990 A EP04291990 A EP 04291990A EP 04291990 A EP04291990 A EP 04291990A EP 1505258 B1 EP1505258 B1 EP 1505258B1
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EP
European Patent Office
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wall
face
blade
cavity
rim
Prior art date
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EP04291990A
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German (de)
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EP1505258A1 (fr
Inventor
Jacques Boury
Maurice Judet
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling

Definitions

  • the invention relates to a hollow rotor blade for the turbine of a gas turbine engine, in particular for a high pressure type turbine.
  • the present invention relates to the production of a hollow blade of the type which comprises an internal cooling passage, an open cavity located at the free end of the blade and delimited by a bottom wall extending over the entire end of the blade and a flange extending between the leading edge and the trailing edge along the upper surface and the lower surface wall, and cooling channels connecting said passage of internal cooling and the outer face of the intrados wall, said cooling channels being inclined relative to the intrados wall so that they open, at their outlet, on the outer face of the intrados wall; towards the top of said rim.
  • Cooling channels of this type are intended to cool the free end of the blade because they allow to discharge a jet of cooling air from the internal cooling passage, towards the end of the blade at the level of the blade. the upper end of the outer face of the intrados wall.
  • This air jet creates "thermal pumping", that is to say a decrease in the temperature of the metal by absorption of calories in the heart of the metal wall, and a cooling air film that protects the end of the vanes on the intrados side.
  • the blades are hollow to allow their cooling by the air present in an internal cooling passage.
  • These cooling channels located on the side of the intrados wall thus allow the outlet, from the internal cooling passage, of a jet of air colder than that surrounding the intrados wall, this air jet forming a cooling air film located on the outside face of the intrados wall and which is sucked towards the extrados wall.
  • these inclined cooling channels connect the internal cooling passage and the outer face of the cavity flange at the intrados wall by being arranged (see Figure 2 of this document) so as to pass through the bottom wall of the cavity. the cavity and the rim of the cavity at the intrados wall, passing through said cavity.
  • This solution therefore requires a significant material thickness, either for the bottom wall of the cavity or for the rim of the cavity, so as not to call into question the performance of thermomechanical resistance at the end of the blade.
  • this solution greatly limits the flow of cooling air that reaches the top of the rim because most of the flow exits the internal cooling passage through the first section of the cooling channels and enters directly into the cavity without success. on the outside face of the intrados wall.
  • thermomechanical resistance at the end of the blade requires a significant material thickness, either for the bottom wall of the cavity or for the rim of the cavity, so as not to call into question the performance of thermomechanical resistance at the end of the blade.
  • the present invention seeks to solve the aforementioned problems.
  • the present invention aims to provide a hollow rotor blade for the turbine of a gas turbine engine, of the type mentioned above, to cool the end of the blade sufficiently to improve its reliability without reducing the aerodynamic and thermomechanical performance of dawn.
  • the blade is defined by claim 1.
  • the cooling channels can thus emerge closer to the top of the rim without changing the distance between these cooling channels and the bottom wall of the cavity.
  • this material reinforcement generates an extra thickness in the portion of the end of the blade where the rim and the bottom wall meet, on the side of the interior of the cavity.
  • Such a reinforcement is easy to implement without modifying the manufacturing process of the blade because it is sufficient to provide at this location a larger amount of metal from the casting step, especially during the design of the mold corresponding to this part of dawn.
  • This solution also has the additional advantage of not weighing down the structure of the blade significantly.
  • the face of said reinforcement turned towards the cavity forms, with the face of the bottom wall facing the cavity, an angle ( ⁇ ) of between 170 and 100 °, preferably between 135 and 110 °.
  • said angle ( ⁇ ) is substantially equal to 112 °.
  • said face of the reinforcement turned towards the cavity is substantially parallel to the direction of the cooling channels.
  • This preferred embodiment makes it possible to obtain the best mechanical reinforcement with the minimum of material at the level of the reinforcement.
  • the distance (A) between the output of the cooling channels and said top of the flange is less than the distance (B) between the output of the cooling channels and said face of the reinforcement turned in the direction of the cavity.
  • This arrangement makes it possible to arrange the outlet of the cooling channels as close as possible to the top of the rim, which is cooled very effectively.
  • the distance (B) between the exit of the cooling channels and said face of the reinforcement facing towards said cavity is at least equal, and in particular exactly equal, to the distance (C) separating the intersection (C1) between the inner face of the rim at the upper surface of the wall and the face of the bottom wall facing toward said cavity of the intersection (C2) between the outer face of the wall of extrados and the face of the bottom wall facing away from said cavity.
  • FIG 1 is visible, in perspective, an example of a conventional hollow rotor blade 10 for a gas turbine. Cooling air (not shown) flows inside the blade from the bottom of the blade root 12 in the radial (vertical) direction towards the free end 14 of the blade (in top in Figure 1), then this cooling air escapes through an outlet to join the main gas flow.
  • Cooling air (not shown) flows inside the blade from the bottom of the blade root 12 in the radial (vertical) direction towards the free end 14 of the blade (in top in Figure 1), then this cooling air escapes through an outlet to join the main gas flow.
  • this cooling air circulates in an internal cooling passage situated inside the blade and which ends at the free end 14 of the blade at the level of through-holes 15.
  • the body of the blade is profiled so that it defines a lower surface wall 16 (on the left in all the figures) and an extrados wall 18 (on the right in all the figures).
  • the intrados wall 16 has a generally concave shape and is the first face to the flow of hot gases, that is to say the gas pressure side, while the extrados wall 18 is convex and is presented by following the flow of hot gases, that is to say the suction side of the gas.
  • intrados and extrados walls 18 are joined at the location of the leading edge 20 and at the location of the trailing edge 22 which extend radially between the free end 14 of the blade and the top of the foot 12 of dawn.
  • the internal cooling passage 24 is delimited by the inner face 26a of a bottom wall 26 which extends over the entire free end 14 of the blade, between the intrados wall 16 and the extrados wall 18, hence from the leading edge 20 to the trailing edge 22.
  • the intrados and extrados walls 16, 18 form the rim 28 of an open cavity 30 in the direction opposite to the internal cooling passage 24, either radially towards the inner side. outside (upwards in all the figures).
  • this open cavity 30 is therefore delimited laterally by the internal face of this flange 28 and in the lower part by the outer face 26b of the bottom wall 26.
  • the flange 28 thus forms a thin wall along the profile of the blade which protects the free end 14 of the blade 10 from contact with the corresponding annular surface of the turbine casing.
  • inclined cooling channels 32 pass through the intrados wall 16 to connect the internal cooling passage 24 to the outside face of the intrados wall 16. .
  • These cooling channels 32 are inclined so that they open towards the top 28a of the rim so as to cool as much as possible this vertex 28a, along the intrados wall 16.
  • a reinforcement 34 of material is provided between the face of the flange 28 facing the cavity 30, along the intrados wall 16, and the face 26b of the bottom wall 26 facing the cavity 30.
  • This material reinforcement 34 is advantageously made so as to form a face 34a turned towards the cavity 30 which is substantially flat, so that the transition between the outer face 26b of the bottom wall 26 facing the cavity 30 and the inner face of the flange 28 is carried out in stages.
  • This reinforcement 34 is placed along at least a portion of the intrados wall.
  • This reinforcement 34 may consist of a continuous band or a series of protuberances, provided that this reinforcement 34 of material is present in each transverse plane passing through a cooling channel 32.
  • the face of said reinforcement turned towards the cavity is substantially flat and forms, with the face of the bottom wall facing the cavity, an angle ⁇ equal to 112 °.
  • the flange 28 which advantageously forms a thin wall, therefore has a small thickness, namely less than 1.5 mm, of preferably less than 1 mm and preferably a thickness of between 0.3 and 0.8 mm.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

  • L'invention concerne une aube creuse de rotor pour la turbine d'un moteur à turbine à gaz, en particulier pour une turbine de type haute pression.
  • Plus précisément, la présente invention se rapporte à la réalisation d'une aube creuse du type qui comporte un passage de refroidissement interne, une cavité ouverte située à l'extrémité libre de l'aube et délimitée par une paroi de fond s'étendant sur toute l'extrémité de l'aube et un rebord s'étendant entre le bord d'attaque et le bord de fuite le long de la paroi d'extrados et de la paroi d'intrados, et des canaux de refroidissement reliant ledit passage de refroidissement interne et la face extérieure de la paroi d'intrados, lesdits canaux de refroidissement étant inclinés par rapport à la paroi d'intrados de sorte qu'ils débouchent, au niveau de leur sortie, sur la face extérieure de la paroi d'intrados en direction du sommet dudit rebord.
  • Les canaux de refroidissement de ce type sont destinés à refroidir l'extrémité libre de l'aube car ils permettent de refouler un jet d'air de refroidissement depuis le passage de refroidissement interne, en direction de l'extrémité de l'aube au niveau de l'extrémité supérieure de la face extérieure de la paroi d'intrados. Ce jet d'air crée du « pompage thermique », à savoir une diminution de la température du métal par absorption de calories au coeur de la paroi métallique, et un film d'air de refroidissement qui protège l'extrémité des aubes côté intrados.
  • En effet, du fait des vitesses de travail élevées à l'extrémité de ces aubes et des températures auxquelles sont soumises ces aubes, il est nécessaire de les refroidir afin que leur température reste inférieure à celle des gaz dans lesquels elles travaillent.
  • C'est pour cette raison que, classiquement, les aubes sont creuses pour permettre leur refroidissement par l'air présent dans un passage de refroidissement interne.
  • En outre, il est connu de prévoir, à l'extrémité de l'aube, une cavité ouverte, encore dénommée « baignoire » : cette forme d'extrémité d'aube limite les surfaces en regard entre l'extrémité de l'aube et la surface annulaire correspondante du carter de turbine, afin de protéger le corps de l'aube contre les dégâts causés par le contact éventuel avec un segment annulaire.
  • Les documents US 6,231,307 et EP 0 816 636 présentent une telle aube creuse en outre munie de canaux de refroidissement reliant le passage de refroidissement interne et la face extérieure du rebord de la cavité au niveau de la paroi d'intrados.
  • Ces canaux de refroidissement situés du côté de la paroi d'intrados permettent ainsi la sortie, depuis le passage de refroidissement interne, d'un jet d'air plus froid que celui entourant la paroi d'intrados, ce jet d'air formant un film d'air de refroidissement localisé sur la face extérieure de la paroi d'intrados et qui est aspiré en direction de la paroi d'extrados.
  • Dans le document US 6,231,307 , ces canaux de refroidissement inclinés relient le passage de refroidissement interne et la face extérieure du rebord de la cavité au niveau de la paroi d'intrados en étant disposés (voir la figure 2 de ce document) de façon à traverser la paroi de fond de la cavité et le rebord de la cavité au niveau de la paroi d'intrados, en passant par ladite cavité.
  • Cette solution requiert donc une épaisseur de matière importante, que ce soit pour la paroi de fond de la cavité ou pour le rebord de la cavité, afin de ne pas remettre en cause les performances de résistance thermomécanique en bout d'aube. De plus, cette solution limite très fortement le flux d'air de refroidissement qui parvient au sommet du rebord car la plus grande partie du flux sort du passage de refroidissement interne par le premier tronçon des canaux de refroidissement et pénètre directement dans la cavité sans aboutir sur la face extérieure de la paroi d'intrados.
  • La solution du document EP 0 816 636 , visible sur la figure 5 de ce document, consiste à disposer ces canaux de refroidissement de sorte qu'ils traversent la paroi d'intrados en débouchant sur la face extérieure de cette paroi d'intrados au niveau de la base du rebord de la cavité.
  • Là encore, cette solution requiert une épaisseur de matière importante, que ce soit pour la paroi de fond de la cavité ou pour le rebord de la cavité, afin de ne pas remettre en cause les performances de résistance thermomécanique en bout d'aube.
  • Cependant, compte tenu des températures de fonctionnement des turbines toujours plus élevées, ces solutions ne permettent pas actuellement la réalisation d'une aube creuse dont le refroidissement à l'extrémité soit suffisante.
  • En effet, pour maintenir une résistance thermomécanique suffisante autour des canaux de refroidissement, le recours à des épaisseurs de paroi importantes entraîne un alourdissement très important de la (ou des) roue(s) mobile(s) de la turbine. En conséquence, puisque plus les épaisseurs de matière sont importantes, plus la température augmente du fait d'un refroidissement moins rapide, ces importantes épaisseurs de matière ne permettent pas la réalisation d'un refroidissement suffisant en bout d'aube pour permettre un fonctionnement de la turbine aux températures plus élevées souhaitées.
  • Il faut noter que si le refroidissement est insuffisant à l'extrémité de l'aube, il peut se produire des brûlures locales pouvant entraîner des pertes de métal qui augmentent les jeux, ce qui nuit au rendement aérodynamique de la turbine. Egalement, lorsque le rebord de la cavité voit sa température augmenter trop fortement, on constate des risques de brûlures avec dégradation de la paroi métallique.
  • La présente invention cherche à résoudre les problèmes précités.
  • En conséquence, la présente invention a pour objectif de fournir une aube creuse de rotor pour la turbine d'un moteur à turbine à gaz, du type cité précédemment, permettant de refroidir l'extrémité de l'aube de manière suffisante afin d'améliorer sa fiabilité sans réduire les performances aérodynamiques et thermomécaniques de l'aube.
  • A cet effet, selon la présente invention, l'aube est définie par la revendication 1.
  • De cette manière, on comprend que, par la présence du renfort de matière, les canaux de refroidissement peuvent ainsi déboucher plus près du sommet du rebord sans modifier la distance entre ces canaux de refroidissement et la paroi de fond de la cavité.
  • En effet, ce renfort de matière engendre une surépaisseur dans la partie de l'extrémité de l'aube où le rebord et la paroi de fond se rejoignent, du côté de l'intérieur de la cavité.
  • Egalement un tel renfort est facile à mettre en oeuvre sans modifier le procédé de fabrication de l'aube car il suffit de prévoir à cet emplacement une quantité de métal plus importante dès l'étape de fonderie, notamment lors de la conception du moule correspondant à cette partie de l'aube.
  • Cette solution présente aussi l'avantage supplémentaire de ne pas alourdir la structure de l'aube de manière sensible.
  • Globalement, grâce à la solution selon la présente invention, il est possible d'améliorer le refroidissement engendré sur l'extrémité de l'aube, notamment au niveau du sommet du rebord de la paroi d'intrados, par l'air sortant des canaux de refroidissement sans modifier les performances thermomécaniques et aérodynamiques de l'aube.
  • De préférence, la face dudit renfort tournée en direction de la cavité forme, avec la face de la paroi de fond tournée vers la cavité, un angle (α) compris entre 170 et 100°, de préférence entre 135 et 110°.
  • Selon une disposition préférentielle, ledit angle (α) est sensiblement égal à 112°.
  • Un tel agencement permet d'optimiser le phénomène de pompage thermique et d'augmenter le refroidissement de la paroi verticale de la « baignoire », c'est-à-dire le rebord de la cavité ouverte.
  • De préférence, ladite face du renfort tournée en direction de la cavité est sensiblement parallèle à la direction des canaux de refroidissement.
  • Cette réalisation préférentielle permet d'obtenir le meilleur renforcement mécanique avec le minimum de matière au niveau du renfort.
  • Selon une autre disposition préférentielle, la distance (A) entre la sortie des canaux de refroidissement et ledit sommet du rebord est inférieure à la distance (B) entre la sortie des canaux de refroidissement et ladite face du renfort tournée en direction de la cavité.
  • Cette disposition permet de disposer la sortie des canaux de refroidissement au plus près du sommet du rebord, lequel est refroidi de manière très efficace.
  • Selon un mode de réalisation préférentiel et avantageux, la distance (B) entre la sortie des canaux de refroidissement et ladite face du renfort tournée en direction de ladite cavité est au moins égale, et en particulier exactement égale, à la distance (C) séparant l'intersection (C1) entre la face intérieure du rebord au niveau de la paroi d'extrados et la face de la paroi de fond tournée en direction de ladite cavité de l'intersection (C2) entre la face extérieure de la paroi d'extrados et la face de la paroi de fond tournée en direction opposée à ladite cavité.
  • De cette manière, en effet, on réalise à l'emplacement du renfort, donc du côté de la paroi d'intrados de l'extrémité de l'aube, une structure aussi résistante que celle située à l'extrémité de l'aube du côté de la paroi d'extrados.
  • D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
    • la figure 1 montre une vue en perspective d'une aube de rotor creuse pour turbine à gaz conventionnelle,
    • la figure 2 montre en perspective, de manière agrandie, l'extrémité libre de l'aube de la figure 1,
    • la figure 3 est une vue analogue à celle de la figure 2, après que le bord de fuite de l'aube ait été retiré par une coupe longitudinale,
    • la figure 4 est une vue en coupe longitudinale selon la direction IV-IV de la figure 3, et
    • la figure 5 est une vue analogue à celle de la figure 4 montrant les adaptations de l'aube selon la présente invention.
  • Sur la figure 1 est visible, en perspective, un exemple d'une aube 10 de rotor creuse conventionnelle pour une turbine à gaz. De l'air de refroidissement (non représenté) s'écoule à l'intérieur de l'aube depuis le bas du pied 12 de l'aube dans la direction radiale (verticale) vers l'extrémité libre 14 de l'aube (en haut sur la figure 1), puis cet air de refroidissement s'échappe par une sortie pour rejoindre le flux de gaz principal.
  • En particulier, cet air de refroidissement circule dans un passage de refroidissement interne situé à l'intérieur de l'aube et qui aboutit à l'extrémité libre 14 de l'aube au niveaux de perçages débouchants 15.
  • Le corps de l'aube est profilé de sorte qu'il définit une paroi d'intrados 16 (à gauche sur toutes les figures) et une paroi d'extrados 18 (à droite sur toutes les figures). La paroi d'intrados 16 présente une forme générale concave et se présente la première face au flux de gaz chauds, c'est-à-dire du côté pression des gaz, tandis que la paroi d'extrados 18 est convexe et se présente par la suite au flux de gaz chauds, c'est-à-dire du côté aspiration des gaz.
  • Les parois d'intrados 16 et d'extrados 18 se rejoignent à l'emplacement du bord d'attaque 20 et à l'emplacement du bord de fuite 22 qui s'étendent radialement entre l'extrémité libre 14 de l'aube et le haut du pied 12 de l'aube.
  • Comme il ressort des vues agrandies des figures 2 à 5, au niveau de l'extrémité libre 14 de l'aube, le passage de refroidissement interne 24 est délimité par la face intérieure 26a d'une paroi de fond 26 qui s'étend sur toute l'extrémité libre 14 de l'aube, entre la paroi d'intrados 16 et la paroi d'extrados 18, donc depuis le bord d'attaque 20 jusqu'au bord de fuite 22.
  • Au niveau de l'extrémité libre 14 de l'aube, les parois d'intrados et d'extrados 16, 18 forment le rebord 28 d'une cavité ouverte 30 dans la direction opposée au passage de refroidissement interne 24, soit radialement vers l'extérieur (vers le haut sur toutes les figures).
  • Comme il apparaît sur les figures, cette cavité ouverte 30 est donc délimité latéralement par la face interne de ce rebord 28 et en partie basse par la face extérieure 26b de la paroi de fond 26.
  • Le rebord 28 forme donc une paroi mince le long du profil de l'aube qui protège l'extrémité libre 14 de l'aube 10 du contact avec la surface annulaire correspondante du carter de turbine.
  • Comme on peut le voir plus précisément sur les vues en coupe des figures 4 et 5, des canaux de refroidissement 32 inclinés traversent la paroi d'intrados 16 pour relier le passage de refroidissement interne 24 à la face extérieure de la paroi d'intrados 16.
  • Ces canaux de refroidissement 32 sont inclinés de façon à ce qu'ils débouchent en direction du sommet 28a du rebord afin de refroidir autant que possible ce sommet 28a, le long de la paroi d'intrados 16.
  • Comme on peut le voir sur les figures 4 et 5 par les flèches épaisses noires 33, à la sortie des canaux de refroidissement, un jet d'air se dirige vers le sommet 28a du rebord le long de la paroi d'intrados 16.
  • Dans le cas des aubes connues, comme il est montré plus précisément sur la figure 4, afin de maintenir une résistance thermomécanique suffisante à l'extrémité libre de l'aube 14, il convient de laisser une distance B suffisante entre la sortie des canaux de refroidissement 32 (le point de repère étant l'axe de ces canaux) et l'intersection (B1) entre la face intérieure du rebord 28 au niveau de la paroi d'intrados 16 et la face 26b extérieure de la paroi de fond 26 tournée en direction de ladite cavité 30.
  • Cette situation qui résulte d'une nécessité de construction mécanique entraîne le fait que la distance A, mesurée entre la sortie des canaux de refroidissement 32 (le point de repère étant l'axe de ces canaux) et le sommet 28a du rebord 28 côté paroi d'intrados, qui est très largement supérieure à la distance B précitée, n'est pas suffisante pour refroidir de manière suffisamment importante le sommet 28a.
  • Afin de pallier cet inconvénient, selon la présente invention, et comme il apparaît sur la figure 5, un renfort 34 de matière est prévu entre la face du rebord 28 tournée vers la cavité 30, le long de la paroi d'intrados 16, et la face 26b de la paroi de fond 26 tournée vers la cavité 30.
  • Ce renfort de matière 34 est avantageusement réalisé de façon à former une face 34a tournée en direction de la cavité 30 qui soit sensiblement plane, de sorte que la transition entre la face extérieure 26b de la paroi de fond 26 tournée vers la cavité 30 et la face intérieure du rebord 28 s'effectue par paliers.
  • Ainsi, comme on peut le voir sur la figure 5, grâce à ce renfort de matière 34, la distance B précitée qui doit être maintenue pour assurer la résistance thermomécanique en bout d'aube, devient une distance B' mesurée entre la sortie des canaux de refroidissement 32 (le point de repère étant l'axe de ces canaux) et ladite face 34a du renfort 34.
  • Cette distance B' étant maintenue à la valeur de la distance B de la figure 4, la présence du renfort 34 permet à la sortie des canaux de refroidissement de se rapprocher de manière très importante du sommet 28a du rebord 28 le long de la paroi d'intrados 16 puisque la distance A précitée est maintenant inférieure à la distance B' (voir la figure 5).
  • Ce renfort 34 est placé le long d'au moins une partie de la paroi d'intrados. Ce renfort 34 peut être constitué d'une bande continue ou d'une série de protubérances, pourvu que ce renfort 34 de matière soit présent dans chaque plan transversal passant par un canal de refroidissement 32.
  • Dans un exemple de réalisation mis en oeuvre conformément à la figure 5 et pour la turbine haute pression d'un moteur de type M88, on a réalisé une aube 10 en alliage à base nickel de type AM1 (NTa8GKWA) où le renfort de matière est directement issu de l'étape de fonderie, en formant un cordon tout le long de la paroi d'intrados 16. En particulier, les dimensions de cet exemple sont les suivants:
    • hauteur du rebord 28 (du sommet 28a jusqu'à la surface extérieure 26b de la paroi de fond 26) :1 mm ;
    • épaisseur du rebord 28 et des paroi d'intrados 16 et d'extrados 18 : 0,65 mm ;
    • épaisseur constante de la paroi de fond 26 : 0,8 mm;
    • diamètre des canaux de refroidissement 32 : 0,3 mm (on peut envisager un diamètre compris entre 0,25 mm et 0,35 mm) ;
    • distance A : 1,7 mm ;
    • distance B : 1,2 mm.
  • En mettant en oeuvre la solution de la présente invention, par ajout du renfort de matière 34 sur une largeur de 0,5 mm mesurée sur la surface supérieure 26b de la paroi de fond 26, on aboutit à la situation de la figure 5 avec la distance B= B'= 1,2 mm tandis que la distance A est maintenant égale à 1 mm seulement.
  • Ce rapprochement de 0,7 mm de la sortie des canaux de refroidissement 32 par rapport au sommet 28a permet de gagner 40°C sur le refroidissement obtenu pendant le fonctionnement de la turbine haute pression.
  • Egalement, la face dudit renfort tournée en direction de la cavité est sensiblement plane et forme, avec la face de la paroi de fond tournée vers la cavité, un angle α égal à 112°.
  • Le rebord 28 qui forme avantageusement une paroi mince, présente donc une faible épaisseur, à savoir moins de 1,5 mm, de préférence moins de 1 mm et de façon privilégiée une épaisseur comprise entre 0,3 et 0,8 mm.
  • En outre, comme il ressort de la figure 5 illustrant le mode de réalisation préférentiel :
    • au niveau de la cavité 30, le rebord 28, et en particulier son extrémité, présente une direction générale orthogonale à la paroi de fond 26 de la cavité, ou plus précisément à la face extérieure 26b de la paroi de fond 26 qui est sensiblement plane (et horizontale sur la figure 5) ;
    • le renfort 34 est situé à la base du rebord 28 ; et
    • les canaux de refroidissement 32 présentent une section constante sur toute leur longueur.

Claims (6)

  1. Aube (10) creuse de rotor pour la turbine d'un moteur à turbine à gaz comportant un passage de refroidissement interne (24), une cavité (30) ouverte située à l'extrémité libre (14) de l'aube (10) et délimitée par une paroi de fond (26) s'étendant sur toute l'extrémité (14) de l'aube et un rebord (28) s'étendant entre le bord d'attaque (20) et le bord de fuite (22) le long de la paroi d'extrados (18) et de la paroi d'intrados (16), et des canaux de refroidissement (32) reliant ledit passage de refroidissement interne (24) et la face extérieure de la paroi d'intrados (16), lesdits canaux de refroidissement (32) étant inclinés par rapport à la paroi d'intrados (16) de sorte qu'ils débouchent sur la face extérieure de la paroi d'intrados (16) en direction du sommet (28a) dudit rebord, ledit rebord (28) formant une paroi mince et caractérisée en ce qu'un renfort de matière (34) est présent entre le rebord (28) et la paroi de fond (26) de la cavité (30) le long d'au moins une partie de la paroi d'intrados (16), la face (34a) dudit renfort (34) tournée en direction de la cavité (30) étant sensiblement plane, ce par quoi ledit rebord (28) est élargi à sa base de façon adjacente à ladite paroi de fond (26) de sorte que les canaux de refroidissement (32) débouchent à proximité du sommet (28a) du rebord (28) sans altérer la résistance mécanique de l'extrémité (14) de l'aube (10).
  2. Aube (10) de turbine selon la revendication 1, caractérisée en ce que la face (34a) dudit renfort (34) tournée en direction de la cavité (30) forme, avec la face (26b) de la paroi de fond (26) tournée vers la cavité (30), un angle (α) compris entre 170 et 100°, de préférence entre 135 et 110°.
  3. Aube de turbine (10) selon la revendication 2, caractérisée en ce que ledit angle (α) est sensiblement égal à 112°.
  4. Aube de turbine (10) selon l'une quelconque des revendications 2 et 3, caractérisée en ce que ladite face (34a) dudit renfort (34) est sensiblement parallèle à la direction des canaux de refroidissement (32).
  5. Aube de turbine (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la distance (A) entre la sortie des canaux de refroidissement (32) et ledit sommet (28a) du rebord (28) est inférieure à la distance (B') entre la sortie des canaux de refroidissement (32) et ladite face (34a) du renfort (34).
  6. Aube de turbine (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la distance (B') entre la sortie des canaux de refroidissement (32) et ladite face (34a) du renfort (34) est au moins égale à la distance (C) séparant l'intersection (C1) entre la face intérieure du rebord (28) au niveau de la paroi d'extrados (28) et la face (26b) de la paroi de fond (26) tournée en direction de ladite cavité (30) de l'intersection (C2) entre la face extérieure de la paroi d'extrados (18) et la face (26a) de la paroi de fond (26) tournée en direction opposée à ladite cavité (30).
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