EP1517004B1 - Roue de turbine pour turbomachine et procédé de montage d'une telle roue - Google Patents

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EP1517004B1
EP1517004B1 EP04104494.2A EP04104494A EP1517004B1 EP 1517004 B1 EP1517004 B1 EP 1517004B1 EP 04104494 A EP04104494 A EP 04104494A EP 1517004 B1 EP1517004 B1 EP 1517004B1
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EP
European Patent Office
Prior art keywords
upstream
downstream
turbine
wheel
engagement means
Prior art date
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Expired - Lifetime
Application number
EP04104494.2A
Other languages
German (de)
English (en)
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EP1517004A1 (fr
Inventor
Alain Marie Joseph Lardellier
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of EP1517004A1 publication Critical patent/EP1517004A1/fr
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Publication of EP1517004B1 publication Critical patent/EP1517004B1/fr
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Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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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
    • F01D5/3023—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses
    • F01D5/3046—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses the rotor having ribs around the circumference
    • 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
    • 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
    • F01D5/3023—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses
    • 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
    • F01D5/3069—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers between two discs or rings

Definitions

  • the present invention relates generally to a turbomachine turbine wheel, of the type comprising a turbine disk and a plurality of blade segments mounted on the turbine disk.
  • the invention also relates to a method of mounting such a turbine wheel.
  • a turbomachine turbine wheel comprises a turbine disk and a plurality of blades mounted on the turbine disk, each blade comprising a foot extending from a radially inner profile. and being provided with retaining shapes known as "fir fasteners”.
  • the latter is usually provided with a series of substantially axial grooves open radially outwardly, having a shape complementary to that of the aforementioned "fir fasteners", and in which the blades can be inserted one after the other, to be maintained by the turbine disk.
  • the blade roots must necessarily be relatively bulky, as well as the complementary shapes (or teeth) of the turbine disk, in order to allow a good maintenance of these elements. compared to others, despite the high radial forces generated during the rotation of the turbine wheel. Naturally, these large volumes translate directly into weight constraints and material cost constraints. In this respect, it is also stated that the complex realization of the "fir" shapes of the vanes and the disk generates significant manufacturing costs.
  • this type of embodiment does not provide a sufficiently satisfactory seal between the turbine disc on the one hand and the blade segments on the other hand, it is generally necessary to add an upstream labyrinth connected by a system of flanges. to the turbine disk.
  • the upstream labyrinth thus makes it possible, while playing an axial stopping role of the turbine blades in their fasteners, to protect the cooling circuit of the blades from the inadvertent crossing of the hot gases coming from the turbine duct, which could pass through the turbine wheel. turbine by borrowing the existing gap between the disk and the blades.
  • the addition of the upstream labyrinth greatly limits the passage of cooling air between the turbine disk and the blade segments, through its participation in the creation of an intermediate upstream chamber allowing the feeding the blades with cooling air.
  • the upstream labyrinth required is a bulky piece, high mass and extremely complex to achieve, so that its presence is certainly a disadvantage largely detrimental, especially in terms of additional costs generated.
  • the object of the invention is therefore to propose a turbomachine turbine wheel comprising a turbine disc as well as a plurality of blade segments mounted on this turbine disk, and at least partially overcoming the aforementioned drawbacks relating to turbines. achievements of the prior art.
  • the invention also aims to present a method of mounting such a turbine wheel.
  • the invention firstly relates to a turbomachine turbine wheel comprising a turbine disk and a plurality of blade segments mounted on the turbine disk, each blade segment comprising a foot as well as at least one dawn attached to the foot.
  • the turbine disk comprises an upstream wing and a downstream wing each extending substantially annularly about a longitudinal main axis of the wheel and radially to a radial end of the disk, each blade segment mounted on the disk turbine being able to be retained by the latter in a radial outer direction by means of upstream engagement means belonging to the foot and able to cooperate with complementary upstream engagement means constituting a radial end external of the upstream wing, and with the aid of downstream engagement means also belonging to the foot and adapted to cooperate with complementary downstream engagement means constituting an outer radial end of the downstream wing.
  • the upstream and downstream wings of the turbine disk are designed to be able to be brought from a position spaced commitment to a close position, and vice versa, to allow mounting of each blade segment on the turbine disk.
  • at least one of the upstream and downstream wings is elastically designed so that the passage of these wings from the spaced apart position to the close position and the transition from the close position to the spaced apart position can respectively be operated by exerting pressure on the wings, and releasing the pressure exerted.
  • the specific design of the turbine wheel according to the invention is such that the assembly of the blade segments on the turbine disk is carried out by performing in particular a simple approximation of the upstream and downstream wings allowing a set up of these segments.
  • the turbine disk is advantageously designed so that when the upstream and downstream wings occupy their close position, the complementary upstream and downstream engagement means are sufficiently clear of the location they occupy when the upstream and downstream wings are in the open position of engagement, to allow a placement of the segments, by insertion into each other of each blade segment and the turbine disk.
  • the complementary upstream and downstream engagement means are sufficiently close together so that when the blade segments are inserted into the turbine disk by a radial displacement thereof inwardly of the wheel, they do not form a stop for the upstream and downstream engagement means belonging to the legs of the segments. Consequently, the blade segments can each be moved freely radially relative to the turbine disk, without being impeded by the complementary upstream and downstream engagement means, which are respectively further downstream than the upstream engagement means of the segments. of blades, and more upstream than the downstream engagement means of these same segments.
  • the upstream and downstream wings can again be brought into their spaced engagement position, in which the upstream and downstream engagement means Further downstream are then able to fulfill their primary function, namely, in combination with the upstream and downstream engagement means, to ensure the radial outward restraint of each blade segment with respect to the turbine disk.
  • the turbine wheel according to the invention is such that the mounting of the blade segments on the turbine disk can be completed as soon as the upstream and downstream wings are brought in their outset commitment position after being reconciled, or further subsequent operations as will be discussed in detail below.
  • the configuration of the various engagement means may be such that the simple movement of the upstream and downstream wings in the position spread of commitment, causes the automatic commitment of these engagement means.
  • the upstream and downstream engagement means of the blade segments cooperate respectively with the complementary upstream and downstream engagement means of the rotor disk. turbine, and the blade segments are automatically blocked in the outer radial direction relative to the disk.
  • this configuration can in particular be obtained by providing engagement means ensuring not only a blocking of the blade segments in the outer radial direction, but also a locking of these segments in the internal radial direction relative to the disk of turbine. This makes it possible to prevent the upstream and downstream engagement means of some of these blade segments from being disengaged by gravity from the complementary upstream and downstream engagement means. Under these conditions, once mounted, the blade segments therefore have no freedom of radial displacement relative to the turbine disk.
  • each of the upstream and downstream wings of the turbine disk is elastic.
  • the turbine wheel so that the spread position of engagement of these wings corresponds to a rest position, it is then easily possible to bring these wings from the position of engagement away to the close position by applying a simple effort on the latter, so as to generate a deformation of these same wings.
  • the return to the spread position of commitment is then automatically released releasing the force exerted, because of the elasticity of these wings.
  • the complementary upstream and downstream engagement means extend annularly around the longitudinal main axis of the wheel, and the upstream and downstream engagement means of each blade segment foot are each made of to form an annular portion of the same axis, extending circumferentially all along the foot of the blade segment. Therefore, because of the long circumferential length of cooperation between the various engagement means, it is possible to obtain a mechanical maintenance of the blade segments very efficient and easily resistant to the radial forces generated during the rotation of the wheel of turbine. Furthermore, this arrangement also makes it possible to ensure a very satisfactory seal between, on the one hand, the blade segments, and on the other hand the turbine disk.
  • the complementary upstream and downstream engagement means as well as the upstream and downstream engagement means of the foot of each blade segment each have a hook-shaped longitudinal section, this shape being entirely adapted to ensure a blockage in the outer radial direction.
  • the complementary upstream engagement means have a longitudinal hook-shaped section projecting upstream and defining an engagement opening substantially oriented radially towards the inside of the wheel, that the upstream engagement means have a hook-shaped longitudinal section projecting downstream and defining a substantially radially outwardly oriented engagement opening of the wheel, that the complementary downstream engagement means have a longitudinal section; hook-shaped projecting downstream and defining an opening engagement member substantially oriented radially towards the inside of the wheel, and finally that the downstream engagement means have a hook-shaped longitudinal section projecting upstream and defining a substantially radially oriented engagement opening towards the outside the wheel.
  • each blade segment further comprises holding means for ensuring, when cooperating with the turbine disk, a permanent cooperation between the upstream and downstream engagement means of the assembled blade segment. on the turbine disk, and respectively complementary upstream and downstream engagement means of the same turbine disk.
  • the permanent cooperation between the various engagement means advantageously makes it possible to maintain the segments of blades fixed with respect to the turbine disk, and thus to obtain a precise radial and circumferential indexing of each of these blade segments. relative to the turbine disk.
  • the holding means comprise at least one flexible blade belonging to the foot and a free end of which is able to bear on the turbine disk, each of these flexible blades being then accosted on the disk only after that the upstream and downstream wings have been brought back to their spaced engagement position, and the corresponding blade segment having been radially biased outwardly to bear on the complementary engagement means of the disk.
  • the upstream and downstream wings of the turbine disk define between them an annular space arranged around the longitudinal main axis of the wheel, this annular space communicating with cooling passages provided on the blade segments of the feet.
  • the upstream wing of the turbine disk has at least one injection hole passing through it and opening inside the annular space, each injection hole being intended to cooperate with a cooling air injector. of the turbomachine.
  • the turbine disk is monobloc.
  • FIG. 1 With reference jointly to figures 1 and 2 , there is shown a turbine wheel 1 for turbomachine, according to a first preferred embodiment of the present invention.
  • the turbine wheel 1, of longitudinal main axis 2 comprises a turbine disk 4, preferably one-piece, as well as a plurality of blade segments 6 mounted on the disk 4, only one of these segments 6 being represented on the figure 2 .
  • Each blade segment 6 comprises a foot 8 extended radially outwards by a blade 10, or preferably by several blades 10.
  • each segment 6 is provided with three blades 10 integral with a part external radial 11 of the foot 8, this portion 11 of the metal plate type optionally variable thickness can for example take substantially the shape of an angular sector of a cylindrical geometry axis identical to the longitudinal main axis 2.
  • the turbine wheel 1 may be designed to have about twenty segments 6 of three blades 10, these segments 6 being evenly distributed around the longitudinal main axis 2 and mounted on the turbine disk 4.
  • each space (not shown) between two segments directly consecutive 6 is sealed in a conventional manner, using means known to those skilled in the art.
  • the turbine disc 4 comprises an internal body 12, preferably of the solid body type, or more conventionally pierced with a central hole if necessary to pass a low pressure turbine shaft for example, this inner body 12 being centered on the axis main longitudinal 2.
  • the inner body 12 is extended radially outwards on the one hand by an upstream wing 14a, and on the other by a downstream wing 14b.
  • the upstream and downstream flanges 14a and 14b each extend substantially annularly around the longitudinal main axis 2 of the wheel 1, and each extend radially to a radial end of the disc 4.
  • upstream and downstream are defined with respect to a main direction of gas flow through the turbine wheel 1, this direction being shown schematically by the arrow Dp on the figure 1 .
  • the upstream and downstream wings 14a and 14b are both resilient, so that they can be easily moved from a position of engagement away as shown in FIGS. figures 1 and 2 at a close position, and vice versa.
  • This specificity allows to allow the assembly of the blade segments 6 on the disc 4 monobloc, as will be explained in more detail later.
  • the blade segments 6 are not only retained in an external radial direction indicated schematically by the arrow Re, but also retained in an internal radial direction indicated schematically by the arrow Ri.
  • the specificity of this first mode of The preferred embodiment of the present invention resides in the fact that the blade segments 6 have no freedom of radial displacement with respect to the turbine disk 4.
  • each segment 6 comprises upstream engagement means 16a and 16b downstream engagement means, ci extending radially inwardly from the portion 11 of the foot 8, to which they are secured.
  • These upstream engagement means 16a and downstream 16b respectively cooperate with complementary upstream engagement means 18a constituting a radial outer end of the upstream wing 14a, and with complementary downstream engagement means 18b constituting an outer radial end of the downstream wing 14b.
  • the various engagement means 16a, 16b, 18a and 18b effectively provide retention, in the outer radial direction Re, of each segment 6 with respect to the disc 4.
  • the blade segments 6 are in radial outer abutment against the turbine disc 4, and these segments 6 do not can not move in the external radial direction Re with respect to this same disk 4.
  • the complementary upstream engagement means 18a and the complementary downstream engagement means 18b, as well as the upstream and downstream engagement means 16a of the foot 8 of each blade segment 6, each have a hook-shaped longitudinal section.
  • the complementary upstream engagement means 18a have a hook-shaped longitudinal section projecting upstream.
  • the complementary upstream engaging means 18a project upstream relative to the rest of the upstream wing 14a.
  • these means 18a define an engagement opening 20a substantially oriented radially towards the inside of the wheel 1, as clearly shown on the figure 3 .
  • the free end 22a of the hook points radially towards the inside of the wheel 1.
  • the upstream engagement means 16a also have a hook-shaped longitudinal section, the latter projecting downstream.
  • these means 16a define an engagement opening 24a substantially oriented radially outwardly of the wheel 1.
  • the free end 26a of hook points radially outward of the wheel 1.
  • the complementary upstream engagement means 18a preferably extending annularly around the longitudinal main axis 2 of the wheel 1, and the upstream engagement means 16a of each blade segment 6 being each made of so as to form an annular portion of the same axis extending circumferentially along the foot 8 along a circumferential length L, it is then possible to obtain a particularly satisfactory upstream seal.
  • the centrifugal force generated during the rotation of the wheel 1 causes a significant pressure on the one hand between the free end 26a and the hook bottom 30a, and / or on the other hand between the free end 22a and hook bottom 28a.
  • the observed support is substantially circumferential axis identical to the longitudinal main axis 2, and therefore strongly contributes to obtaining an upstream tightness perfectly adapted to the needs encountered.
  • the complementary downstream engagement means 18b have a hook-shaped longitudinal section projecting downstream.
  • the complementary downstream engagement means 18b projects downstream from the rest of the downstream wing 14b.
  • these means 18b define an engagement opening 20b substantially oriented radially towards the inside of the wheel 1, as is clearly apparent on the figure 3 .
  • the free end 22b of the hook points radially towards the inside of the wheel 1.
  • downstream engagement means 16b also have a hook-shaped longitudinal section, the latter protruding upstream.
  • these means 16b define an engagement opening 24b substantially oriented radially outwardly of the wheel 1.
  • the free end 26b of the hook points radially outwardly of the wheel 1.
  • the complementary downstream engaging means 18b also preferably extending annularly around the longitudinal main axis 2 of the wheel 1, and the downstream engaging means 16b of each blade segment 6 being each made so as to form an annular portion of the same axis extending circumferentially along the foot 8 to a circumferential length identical to that of the upstream engagement means 16a, it is thus possible to obtain a particularly satisfactory downstream seal. This is always due to the centrifugal force generated during the rotation of the wheel 1, causing a significant pressure on the one hand between the free end 26b and the hook bottom 30b, and on the other hand between the free end 22b and hook bottom 28b.
  • each segments blade 6 of the turbine wheel 1 also has holding means 32a and 32b ensuring the retention of these segments 6 in the internal radial direction Ri.
  • the holding means 32a of each segment 6 take the form of an upstream flexible blade, the latter extending radially towards the inside of the wheel 1.
  • the upstream flexible blade 32a has an integral end of the upstream engagement means 16a of the segment 6, and a free end 34a having a notch 36a.
  • a nipple 38a integral with the upstream flange 14a and projecting from it upstream is inserted into the bottom of the notch 36a open radially towards the inside of the wheel 1. Therefore, the nipple 38a thus provides the function of internal radial abutment for the segment 6 concerned.
  • the holding means 32b of each segment 6 take the form of a downstream flexible blade, the latter extending radially towards the inside of the wheel 1.
  • the downstream flexible blade 32b has a integral end of the downstream engagement means 16b of the segment 6, and a free end 34b having a notch (not referenced).
  • a pin 38b integral with the downstream flange 14b and projecting from it downstream is inserted into the bottom of the notch open radially towards the inside of the wheel 1 Therefore, the pin 38b therefore ensures also the internal radial stop function for the segment 6 concerned.
  • the upstream flexible blades 32a and downstream 32b may be respectively connected to the upstream engagement means 16a and the downstream engagement means 16b, at a portion of these means 16a and 16b defining the hook funds 28a and 28b.
  • the junction between the flexible blades 32a and 32b and the engagement means 16a and 16b is effected at a portion of these means 16a and 16b located radially towards the inside of the wheel.
  • the upstream and downstream flanges 14a and 14b define, when they occupy their spaced engagement position, an annular space 40 arranged around the longitudinal main axis 2.
  • This annular space 40 radially outwardly, therefore communicates with cooling passages 42 provided on the foot 8 of the blade segments 6, and more precisely on the outer radial portion 11 of the same foot.
  • the upstream flange 14a has at least one injection hole 44 therethrough and opening into the annular space 40.
  • each injection hole 44 is intended to cooperate with an injection system.
  • injection of cooling air of the turbomachine it is therefore easily possible to cool the blades 10 without requiring an upstream labyrinth.
  • the cooling air ejected from the injectors can then successively borrow the injection holes 44, the annular space 40, then the cooling passages 42 communicating with a cooling circuit (not shown) formed inside the vanes 10.
  • a first step of this method consists in bringing the upstream 14a and downstream wings 14b from the engaged engagement position to the close position.
  • This is done using appropriate tools schematically represented by the numerals 46, and whose function is to exert pressure on the upstream wings 14a and downstream 14b of the monobloc disk 4, so that they deform and get closer to each other.
  • the two wings 14a and 14b are each subjected to a pressure distributed annularly around the main axis longitudinal 2, and respectively applied on an upstream face of the upstream wing 14a and on a downstream face of the downstream wing 14b.
  • the close position is obtained when the complementary upstream engagement means 18a and complementary downstream engagement means 18b are sufficiently clear of the location they occupy when the upstream wings 14a and downstream 14b are in the engaged position , to allow placement of the segments 6 by insertion into each other of each blade segment 6 and the turbine disk 4.
  • a next step is to set up the various segments 6 with respect to the turbine disk 4, as shown in FIG. figure 6b .
  • the positioning is preferably carried out by moving each of the segments 6 radially towards the inside of the wheel 1, so that complementary complementary upstream 18a and complementary downstream engagement means 18b are inserted inside these same segments. 6, without being impeded by the upstream engagement means 16a and downstream 16b.
  • the complementary engagement means 18a and 18b can therefore easily be introduced into a space delimited jointly by the upstream engagement means 16a, the downstream engagement means 16b, and the outer radial portion 11 of the foot 8 of the segment 6 concerned.
  • this placing step is completed only when the segments 6 have been placed sufficiently radially inwards by relative to the disc 4, so that when the upstream wings 14a and downstream 14b are again brought into their spaced engagement position, the upstream engagement means 16a and downstream 16b of the foot 8 of each segment 6 are able to s' respectively engage with complementary upstream engaging means 18a and complementary downstream 18b of the turbine disk 4, during a relative radial displacement of these various elements.
  • this placing step only ends when the complementary engagement means 18a and 18b have come into contact with the part 11 of the foot 8 of each segment 8, as shows it figure 6b .
  • the complementary engagement means 18a and 18b then fulfill an internal radial abutment function for the segments 6, indicating that the vane segments 6 are indeed correctly put in place.
  • the free ends 22a, 22b, 26a and 26b are respectively opposite and at a distance from the engagement openings 24a, 24b, 20a and 20b, and the complementary engagement means 18a and 18b are preferably always in contact with the external radial portion 11 of the feet 8.
  • the flexible blades 32a and 32b are respectively pressed against the end of the pins 38a and 38b, but that they do not yet cooperate with the notches 36a because of the radial offset existing at this time of the implementation of the method.
  • the next step of this mounting method may then be to move each of the blade segments 6 in the outer radial direction Re with respect to the disk 4, so as to ensure engagement between the various engagement means. 16a, 16b, 18a and 18b, that is to say to cause the introduction of the free ends 22a, 22b, 26a and 26b respectively into the engagement openings 24a, 24b, 20a and 20b.
  • this radial displacement is stopped by the cooperation between the various engagement means 16a, 16b, 18a and 18b, namely by the coming into contact of the free ends 22a, 22b, 26a and 26b respectively with the hook funds 28a, 28b, 30a and 30b.
  • the method of mounting the wheel 1 may comprise conventional preliminary or subsequent steps, such as those for sealing the various spaces formed between the blade segments 6, for example by introducing sealing tongues 39 such as represented on the figure 2 , at the level of the foot 8 and between two consecutive segments of blades 6. This step is of course implemented before proceeding to the final indexing of these segments 6 on the disk 4.
  • turbine wheels 100 and 200 for turbomachine respectively according to a second and a third preferred embodiments of the present invention.
  • the turbine wheel 100 according to the second preferred embodiment shown in FIG. figure 4 is substantially similar to the wheel 1 according to the first preferred embodiment described above.
  • the main difference is that the segments 6 of the wheel 100 do not have holding means to obtain permanent cooperation between the various engagement means 16a, 16b, 18a and 18b, the latter being moreover substantially identical to those described for the turbine wheel 1.
  • some segments are in internal radial abutment against the complementary engagement means 18a and 18b, due to gravity.
  • the turbine wheel 200 according to the third preferred embodiment shown in FIG. figure 5 differs from the turbine wheels 1 and 100 in that the repositioning of the upstream wings 14a and downstream 14b in their spaced engagement position simultaneously causes engagement and cooperation between the various engagement means 16a, 16b, 18a and 18b.
  • these various engagement means 16a, 16b, 18a and 18b are designed so that when they cooperate with each other, they ensure the retention of the segments 6 relative to the disk 4 in the outer radial direction Re, as well as in the internal radial direction Ri.
  • the blade segments 6 therefore do not require holding means such as those described for the turbine wheel 1.
  • the upstream engagement means 16a and downstream 16b may each comprise an annular groove 48a and 48b respectively open downstream and open upstream.
  • the complementary engagement means 18a and 18b may each be provided with an annular projection 50a and 50b respectively protruding upstream and downstream, and having a shape complementary to that of the annular grooves 48a and 48b so as to be properly maintained. With such an arrangement, the engagement means 16a, 16b, 18a and 18b therefore no longer require the shape of a hook in longitudinal section.

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Description

    DOMAINE TECHNIQUE
  • La présente invention se rapporte de façon générale à une roue de turbine pour turbomachine, du type comprenant un disque de turbine ainsi qu'une pluralité de segments d'aubes montés sur ce disque de turbine.
  • Par ailleurs, l'invention se rapporte également à un procédé de montage d'une telle roue de turbine.
    • ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
  • De façon classique et connue dans l'art antérieur, une roue de turbine pour turbomachine comporte un disque de turbine ainsi qu'une pluralité d'aubes montées sur le disque de turbine, chaque aube comportant un pied en prolongement d'un profil radialement intérieur, et étant muni de formes de retenues connues sous la dénomination « d'attaches sapin ».
  • Pour assurer le montage des aubes sur le disque de turbine, ce dernier est habituellement pourvu d'une série de rainures sensiblement axiales ouvertes radialement vers l'extérieur, possédant une forme complémentaire de celle des « attaches sapin » précitées, et dans lesquelles les aubes peuvent être insérées les unes après les autres, afin d'être maintenues par ce disque de turbine.
  • Bien que cette solution soit très répandue dans les turbines des turbomachines actuelles, elle présente néanmoins un certain nombre d'inconvénients majeurs.
  • En effet, il est tout d'abord indiqué que les pieds des aubes doivent nécessairement être relativement volumineux, au même titre que les formes complémentaires (ou dents) du disque de turbine, dans le but de permettre un bon maintien de ces éléments les uns par rapport aux autres, malgré les efforts radiaux élevés générés lors de la rotation de la roue de turbine. Naturellement, ces volumes importants se traduisent directement par des contraintes de poids et des contraintes de coûts de matière. A ce titre, il est également indiqué que la réalisation complexe des formes « sapin » des aubes et du disque engendre des coûts de fabrication non négligeables.
  • D'autre part, il est évident qu'avec ce type de solution de l'art antérieur, un pied donné ne peut pas comporter un nombre d'aubes élevé, celui-ci étant habituellement inférieur ou égal à deux. Cela s'explique notamment par le fait que si le nombre d'aubes appartenant à un même pied était plus important, le pied devrait alors présenter une longueur et une épaisseur également plus grandes, tout comme l'encoche prévue pour assurer l'introduction de ces aubes dans le disque. Or dans un tel cas, il est clair que la masse de l'ensemble « aubes-disque » augmente de façon inacceptable, en regard de l'intérêt relatif à la diminution des coûts de fabrication.
  • A cet égard et comme cela se présente dans la technique antérieure, il est noté que l'impossibilité de prévoir des segments munis d'un nombre conséquent d'aubes, donc de concevoir des segments de grande longueur circonférentielle, engendre un inconvénient majeur. En effet, plus la longueur circonférentielle des segments d'aubes est petite, plus le nombre de segments prévus autour du disque de turbine est important, et donc plus le nombre d'espaces à étancher entre deux segments directement consécutifs est élevé.
  • Par ailleurs, ce type de réalisation ne procurant pas une étanchéité suffisamment satisfaisante entre d'une part le disque de turbine et d'autre part les segments d'aubes, il est généralement nécessaire d'adjoindre un labyrinthe amont relié par un système de brides au disque de turbine. Le labyrinthe amont permet ainsi, tout en jouant un rôle d'arrêt axial des aubes de turbine dans leurs attaches, de protéger le circuit de refroidissement des aubes du croisement intempestif des gaz chauds provenant de la veine de turbine, qui pourrait traverser la roue de turbine en empruntant le jeu existant entre le disque et les aubes. Effectivement, de façon connue, l'adjonction du labyrinthe amont limite fortement le passage de l'air de refroidissement entre le disque de turbine et les segments d'aubes, grâce à sa participation à la création d'une chambre intermédiaire amont autorisant l'alimentation des aubes en air de refroidissement.
  • Cependant, le labyrinthe amont requis est une pièce encombrante, de masse élevée et extrêmement complexe à réaliser, de sorte que sa présence constitue assurément un inconvénient largement préjudiciable, notamment en termes de surcoûts engendrés.
    • EXPOSÉ DE L'INVENTION
  • L'invention a donc pour but de proposer une roue de turbine pour turbomachine comportant un disque de turbine ainsi qu'une pluralité de segments d'aubes montés sur ce disque de turbine, et remédiant au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus relatifs aux réalisations de l'art antérieur.
  • D'autre part, l'invention a également pour but de présenter un procédé de montage d'une telle roue de turbine.
  • Pour ce faire, l'invention a tout d'abord pour objet une roue de turbine pour turbomachine comportant un disque de turbine ainsi qu'une pluralité de segments d'aubes montés sur ce disque de turbine, chaque segment d'aubes comportant un pied ainsi qu'au moins une aube solidaire du pied. Le disque de turbine comporte une aile amont ainsi qu'une aile aval s'étendant chacune sensiblement annulairement autour d'un axe principal longitudinal de la roue et radialement jusqu'à une extrémité radiale du disque, chaque segment d'aubes monté sur le disque de turbine étant susceptible d'être retenu par ce dernier dans une direction radiale externe à l'aide de moyens d'engagement amont appartenant au pied et aptes à coopérer avec des moyens d'engagement amont complémentaires constituant une extrémité radiale externe de l'aile amont, ainsi qu'à l'aide de moyens d'engagement aval appartenant également au pied et aptes à coopérer avec des moyens d'engagement aval complémentaires constituant une extrémité radiale externe de l'aile aval. De plus, les ailes amont et aval du disque de turbine sont conçues de manière à pouvoir être amenées d'une position écartée d'engagement à une position rapprochée, et inversement, afin d'autoriser un montage de chaque segment d'aubes sur le disque de turbine. Selon l'invention, au moins l'une des ailes amont et aval est conçue de façon élastique de sorte que le passage de ces ailes de la position écartée à la position rapprochée et le passage de la position rapprochée à la position écartée puissent respectivement être opérés en exerçant une pression sur les ailes, et en relâchant la pression exercée.
  • De façon avantageuse, la conception spécifique de la roue de turbine selon l'invention est telle que le montage des segments d'aubes sur le disque de turbine s'effectue en réalisant notamment un simple rapprochement des ailes amont et aval autorisant une mise en place de ces segments. Effectivement, le disque de turbine est avantageusement conçu de sorte que lorsque les ailes amont et aval occupent leur position rapprochée, les moyens d'engagement amont et aval complémentaires sont suffisamment dégagés de l'emplacement qu'ils occupent lorsque les ailes amont et aval sont dans la position écartée d'engagement, pour permettre une mise en place des segments, par insertion l'un dans l'autre, de chaque segment d'aubes et du disque de turbine.
  • En d'autres termes, dans la position rapprochée, les moyens d'engagement amont et aval complémentaires sont suffisamment rapprochés pour que lorsque les segments d'aubes sont insérés dans le disque de turbine par un déplacement radial de ceux-ci vers l'intérieur de la roue, ils ne forment pas de butée pour les moyens d'engagement amont et aval appartenant aux pieds des segments. Par conséquent, les segments d'aubes peuvent chacun être déplacés librement radialement par rapport au disque de turbine, sans être gênés par les moyens d'engagement amont et aval complémentaires, qui sont respectivement plus en aval que les moyens d'engagement amont des segments d'aubes, et plus en amont que les moyens d'engagement aval de ces mêmes segments.
  • De plus, une fois que tous les segments d'aubes ont été mis en place sur le disque de turbine, les ailes amont et aval peuvent à nouveau être amenées dans leur position écartée d'engagement, dans laquelle les moyens d'engagement amont et aval complémentaires sont alors en mesure de remplir leur fonction première, à savoir, en combinaison avec les moyens d'engagement amont et aval, d'assurer la retenue radiale vers l'extérieur de chaque segment d'aubes par rapport au disque de turbine.
  • A ce titre, il est précisé que la roue de turbine selon l'invention est telle que le montage des segments d'aubes sur le disque de turbine peut être achevé dès que les ailes amont et aval sont amenées dans leur position écartée d'engagement après avoir été rapprochées, ou encore comprendre des opérations supplémentaires ultérieures comme cela sera exposé de façon détaillée ci-dessous.
  • Dans le premier cas où le montage des segments est terminé lorsque les ailes amont et aval sont amenées dans leur position écartée d'engagement, la configuration des divers moyens d'engagement peut être telle que le simple déplacement des ailes amont et aval dans la position écartée d'engagement, provoque l'engagement automatique de ces moyens d'engagement. En d'autres termes, une fois que les ailes amont et aval occupent leur position écartée d'engagement, les moyens d'engagement amont et aval des segments d'aubes coopèrent respectivement avec les moyens d'engagement amont et aval complémentaires du disque de turbine, et les segments d'aubes sont donc automatiquement bloqués dans la direction radiale externe par rapport au disque. Il est noté que cette configuration peut notamment être obtenue en prévoyant des moyens d'engagement assurant non seulement un blocage des segments d'aubes dans la direction radiale externe, mais également un blocage de ces segments dans la direction radiale interne par rapport au disque de turbine. Cela permet d'éviter que les moyens d'engagement amont et aval de certains de ces segments d'aubes ne se désengagent par gravité des moyens d'engagement amont et aval complémentaires. Dans ces conditions, une fois montés, les segments d'aubes n'ont donc aucune liberté de déplacement radial par rapport au disque de turbine.
  • A l'inverse, on peut également prévoir une configuration dans laquelle lorsque les segments sont dans un état monté, celui-ci étant obtenu par un simple déplacement des ailes amont et aval dans la position écartée d'engagement, les segments d'aubes peuvent se déplacer radialement de façon limitée par rapport au disque de turbine, toujours en étant susceptibles d'être retenus dans la direction radiale externe par l'intermédiaire des divers moyens d'engagement. De cette manière, notamment lorsque la roue n'est pas en rotation, les moyens d'engagement amont et aval de certains segments d'aubes ne coopèrent pas avec les moyens d'engagement amont et aval complémentaires du disque de turbine, en raison de la gravité impliquant que ces segments concernés sont en butée radiale interne contre le disque de turbine, donc à l'opposé de la position dans laquelle ils sont retenus dans la direction radiale externe par ce même disque de turbine. Ainsi, dans cette configuration, c'est uniquement lorsque la roue est mise en rotation que la force centrifuge engendrée provoque l'engagement puis la coopération entre les moyens d'engagement amont et aval de la totalité des segments d'aubes, et les moyens d'engagement amont et aval complémentaires du disque de turbine. Dans ces conditions dynamiques, ces moyens d'engagement amont et aval complémentaires du disque de turbine jouent donc effectivement le rôle de butée radiale externe pour les moyens d'engagement amont et aval des segments d'aubes.
  • Dans le second cas où le montage des segments s'effectue non seulement en amenant les ailes amont et aval dans leur position écartée d'engagement, mais également et procédant à la mise en oeuvre d'opérations supplémentaires, il est indiqué que ces dernières peuvent avoir pour but d'obtenir une coopération permanente entre les moyens d'engagement amont et aval de tous les segments d'aubes et les moyens d'engagement amont et aval complémentaires du disque de turbine, comme cela sera exposé de façon détaillée ultérieurement.
  • Ainsi, quelle que soit la configuration adoptée pour la roue de turbine selon l'invention, celle-ci n'engendre quasiment plus de restriction quant au nombre maximum d'aubes à prévoir sur chaque segment. Cela permet par conséquent de diminuer considérablement le nombre de ces segments d'aubes, et donc également le nombre d'espaces à étancher entre deux segments d'aubes directement consécutifs, par rapport à celui rencontré dans les réalisations de l'art antérieur. L'étanchéité globale de la roue de turbine est donc naturellement sensiblement améliorée.
  • De plus, la possibilité de diminuer le nombre de segments en prévoyant une pluralité d'aubes sur chacun d'entre-eux engendre une baisse significative des coûts de production et de montage.
  • Enfin, il est indiqué que le fait de prévoir d'une part une coopération entre les moyens d'engagement amont et les moyens d'engagement amont complémentaires, et d'autre part entre les moyens d'engagement aval et les moyens d'engagement aval complémentaires, permet de procurer des étanchéités amont et aval tout à fait satisfaisantes entre le disque de turbine et les segments d'aubes, de sorte qu'il n'est alors plus nécessaire de prévoir de labyrinthe amont pour assurer l'alimentation des aubes en air de refroidissement.
  • Bien entendu, cette suppression permet également de diminuer largement les coûts de production de la roue de turbine.
  • De préférence, chacune des ailes amont et aval du disque de turbine est élastique. De cette façon, en concevant la roue de turbine de sorte que la position écartée d'engagement de ces ailes corresponde à une position de repos, il est alors facilement possible d'amener ces ailes de la position écartée d'engagement à la position rapprochée en appliquant un simple effort sur ces dernières, de manière à générer une déformation de ces mêmes ailes. De plus, comme mentionné précédemment, le retour à la position écartée d'engagement s'effectue alors automatiquement en relâchant l'effort exercé, du fait de l'élasticité de ces ailes.
  • Bien entendu, il serait également possible de prévoir qu'une seule des deux ailes amont et aval soient conçue pour se déformer suite à l'application de l'effort requis pour obtenir la position rapprochée, sans sortir du cadre de l'invention.
  • Préférentiellement, les moyens d'engagement amont et aval complémentaires s'étendent de façon annulaire autour de l'axe principal longitudinal de la roue, et les moyens d'engagement amont et aval de chaque pied de segment d'aubes sont chacun réalisés de façon à former une portion annulaire de même axe, s'étendant circonférentiellement tout le long du pied du segment d'aubes. Par conséquent, en raison de la grande longueur circonférentielle de coopération entre les divers moyens d'engagement, il est possible d'obtenir un maintien mécanique des segments d'aubes très performant et résistant facilement aux efforts radiaux générés lors de la rotation de la roue de turbine. Par ailleurs, cet agencement permet également d'assurer une étanchéité très satisfaisante entre d'une part les segments d'aubes, et d'autre part le disque de turbine.
  • De façon préférée, les moyens d'engagement amont et aval complémentaires ainsi que les moyens d'engagement amont et aval du pied de chaque segment d'aubes présentent chacun une section longitudinale en forme de crochet, cette forme étant tout à fait adaptée pour assurer un blocage dans la direction radiale externe.
  • En effet, il est alors possible de prévoir que les moyens d'engagement amont complémentaires présentent une section longitudinale en forme de crochet faisant saillie vers l'amont et définissant une ouverture d'engagement sensiblement orientée radialement vers l'intérieur de la roue, que les moyens d'engagement amont présentent une section longitudinale en forme de crochet faisant saillie vers l'aval et définissant une ouverture d'engagement sensiblement orientée radialement vers l'extérieur de la roue, que les moyens d'engagement aval complémentaires présentent une section longitudinale en forme de crochet faisant saillie vers l'aval et définissant une ouverture d'engagement sensiblement orientée radialement vers l'intérieur de la roue, et enfin que les moyens d'engagement aval présentent une section longitudinale en forme de crochet faisant saillie vers l'amont et définissant une ouverture d'engagement sensiblement orientée radialement vers l'extérieur de la roue.
  • Dans ces conditions, une fois les segments mis en place et les ailes amont et aval à nouveau amenées dans la position écartée d'engagement, cette solution préférée permet d'obtenir un engagement puis une coopération entre les divers moyens d'engagement par simple mouvement relatif radial entre chacun des segments d'aubes et le disque de turbine. Naturellement, pour chaque segment d'aubes, le mouvement relatif radial est de préférence effectué en déplaçant ce segment dans la direction radiale externe, tout en maintenant le disque fixe.
  • Toujours de manière préférentielle, chaque segment d'aubes comporte en outre des moyens de maintien permettant d'assurer, lorsqu'ils coopèrent avec le disque de turbine, une coopération permanente entre les moyens d'engagement amont et aval du segment d'aubes monté sur le disque de turbine, et respectivement les moyens d'engagement amont et aval complémentaires de ce même disque de turbine. De cette façon, la coopération permanente entre les divers moyens d'engagement permet avantageusement de maintenir les segments d'aubes fixes par rapport au disque de turbine, et donc d'obtenir une indexation radiale et circonférentielle précise de chacun de ces segments d'aubes par rapport au disque de turbine.
  • Pour ce faire, on peut prévoir que les moyens de maintien comportent au moins une lame flexible appartenant au pied et dont une extrémité libre est apte à prendre appui sur le disque de turbine, chacune de ces lames flexibles étant alors accostée sur le disque uniquement après que les ailes amont et aval aient été ramenées dans leur position écartée d'engagement, et le segment d'aubes correspondant ayant été radialement sollicité vers l'extérieur à prendre appui sur les moyens d'engagement complémentaires du disque.
  • De préférence, les ailes amont et aval du disque de turbine définissent entre-elles un espace annulaire agencé autour de l'axe principal longitudinal de la roue, cet espace annulaire communiquant avec des passages de refroidissement prévus sur les pieds de segments d'aubes. De plus, l'aile amont du disque de turbine présente au moins un trou d'injection la traversant et débouchant à l'intérieur de l'espace annulaire, chaque trou d'injection étant destiné à coopérer avec un injecteur d'air de refroidissement de la turbomachine.
  • Toujours préférentiellement, le disque de turbine est monobloc.
  • D'autre part, l'invention a également pour objet un procédé de montage d'une roue de turbine telle que celle qui vient d'être décrite et également objet de la présente invention, ce procédé comportant les étapes successives suivantes consistant à :
    • amener les ailes amont et aval du disque de turbine dans la position rapprochée ;
    • positionner chaque segment d'aubes par rapport au disque de turbine de sorte que lorsque les ailes amont et aval du disque de turbine sont à nouveau amenées dans leur position écartée d'engagement, les moyens d'engagement amont et aval du pied de chaque segment d'aubes soient en mesure de s'engager respectivement avec les moyens d'engagement amont et aval complémentaires du disque de turbine ; et
    • amener les ailes amont et aval du disque de turbine dans leur position écartée d'engagement.
  • Les étapes consistant à amener les ailes amont et aval du disque de turbine dans la position rapprochée et à amener les ailes amont et aval du disque de turbine dans leur position écartée d'engagement s'effectuant respectivement en exerçant une pression sur les ailes amont et aval à l'aide d'un outillage approprié, et en relâchant la pression exercée.
  • Naturellement, comme mentionné ci-dessus, dans l'étape consistant à positionner chaque segment d'aubes par rapport au disque de turbine, il est à comprendre que les divers moyens d'engagement doivent être en mesure de pouvoir s'engager soit directement durant l'étape visant à ramener les ailes amont et aval dans leur position écartée d'engagement, soit suite à une rotation de la roue, ou encore suite à la mise en oeuvre d'opérations ultérieures comme cela sera exposé plus précisément ci-dessous.
  • D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.
    • BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
  • Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ;
    • la figure 1 représente une vue en demi-coupe longitudinale d'une roue de turbine selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention, cette roue de turbine étant représentée à l'état monté ;
    • la figure 2 représente une vue partielle en perspective de la roue de turbine représentée sur la figure 1 ;
    • la figure 3 représente une vue partielle agrandie de la figure 1 ;
    • la figure 4 représente une vue partielle en demi-coupe longitudinale d'une roue de turbine selon un second mode de réalisation préféré de la présente invention, cette roue de turbine étant représentée à l'état monté ;
    • la figure 5 représente une vue partielle en demi-coupe longitudinale d'une roue de turbine selon un troisième mode de réalisation préféré de la présente invention, cette roue de turbine étant représentée à l'état monté ; et
    • les figures 6a à 6d illustrent diverses étapes d'un procédé de montage selon un mode de réalisation préféré de la présente invention, de la roue de turbine représentée sur les figures 1 et 2.
    EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS
  • En référence conjointement aux figures 1 et 2, il est représenté une roue de turbine 1 pour turbomachine, selon un premier mode de réalisation préféré de la présente invention.
  • La roue de turbine 1, d'axe principal longitudinal 2, comporte un disque de turbine 4, de préférence monobloc, ainsi qu'une pluralité de segments d'aubes 6 montés sur le disque 4, un seul de ces segments 6 étant représenté sur la figure 2.
  • Chaque segment d'aubes 6 comprend un pied 8 prolongé radialement vers l'extérieur par une aube 10, ou de préférence par plusieurs aubes 10. A titre d'exemple indicatif, chaque segment 6 est muni de trois aubes 10 solidaires d'une partie radiale externe 11 du pied 8, cette partie 11 du type plaque métallique d'épaisseur éventuellement variable pouvant par exemple prendre sensiblement la forme d'un secteur angulaire d'une géométrie cylindrique d'axe identique à l'axe principal longitudinal 2. Par ailleurs, la roue de turbine 1 peut être conçue de manière à présenter une vingtaine de segments 6 de trois aubes 10, ces segments 6 étant répartis régulièrement autour de l'axe principal longitudinal 2 et montés sur le disque de turbine 4. De plus, chaque espace (non représenté) entre deux segments 6 directement consécutifs est étanché de façon classique, à l'aide de moyens connus de l'homme du métier.
  • Le disque de turbine 4 comprend un corps interne 12, de préférence du type corps plein, ou plus classiquement percé d'un trou central si nécessaire pour passer un arbre de turbine basse pression par exemple, ce corps interne 12 étant centré sur l'axe principal longitudinal 2. Le corps interne 12 est prolongé radialement vers l'extérieur d'une part par une aile amont 14a, et d'autre part par une aile aval 14b. Comme on peut le voir de façon claire sur la figure 1, les ailes amont 14a et aval 14b s'étendent chacune sensiblement annulairement autour de l'axe principal longitudinal 2 de la roue 1, et s'étendent chacune radialement jusqu'à une extrémité radiale du disque 4.
  • Naturellement, dans toute la description, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à une direction principale d'écoulement des gaz à travers la roue de turbine 1, cette direction étant représentée schématiquement par la flèche Dp sur la figure 1.
  • De manière préférée, les ailes amont 14a et aval 14b sont toutes les deux élastiques, de façon à pouvoir être facilement déplacées d'une position écartée d'engagement telle que représentée sur les figures 1 et 2, à une position rapprochée, et inversement. Cette spécificité permet d'autoriser le montage des segments d'aubes 6 sur le disque 4 monobloc, comme cela sera exposé de façon plus détaillée ultérieurement.
  • A l'état monté représenté sur les figures 1 et 2, les segments d'aubes 6 sont non seulement retenus dans une direction radiale externe indiquée schématiquement par la flèche Re, mais également retenus dans une direction radiale interne indiquée schématiquement par la flèche Ri. De cette façon, comme cela va apparaître plus clairement dans la suite de la description, la spécificité de ce premier mode de réalisation préféré de la présente invention réside dans le fait que les segments d'aubes 6 n'ont aucune liberté de déplacement radial par rapport au disque de turbine 4.
  • Pour assurer la retenue des segments d'aubes 6 par le disque de turbine 4 dans la direction radiale externe Re, il est prévu que chaque segment 6 comprenne des moyens d'engagement amont 16a ainsi que des moyens d'engagement aval 16b, ceux-ci s'étendant radialement vers l'intérieur depuis la partie 11 du pied 8, à laquelle ils sont solidarisés. Ces moyens d'engagement amont 16a et aval 16b coopèrent respectivement avec des moyens d'engagement amont complémentaires 18a constituant une extrémité radiale externe de l'aile amont 14a, et avec des moyens d'engagement aval complémentaires 18b constituant une extrémité radiale externe de l'aile aval 14b. Bien entendu, il est à comprendre par le terme « coopérer » que les divers moyens d'engagement 16a, 16b, 18a et 18b assurent effectivement une retenue, dans la direction radiale externe Re, de chaque segment 6 par rapport au disque 4. Par conséquent, à l'état monté dans lequel les divers moyens d'engagement 16a, 16b, 18a et 18b coopèrent entre-eux, les segments d'aubes 6 sont en butée radiale externe contre le disque de turbine 4, et ces segments 6 ne peuvent donc pas se déplacer dans la direction radiale externe Re par rapport à ce même disque 4.
  • En référence à la figure 3, on peut voir de façon plus détaillée les divers moyens d'engagement 16a, 16b, 18a et 18b, lorsqu'ils coopèrent les uns avec les autres.
  • Dans ce premier mode de réalisation préféré de la présente invention, on peut voir que les moyens d'engagement amont complémentaires 18a et les moyens d'engagement aval complémentaires 18b, ainsi que les moyens d'engagement amont 16a et aval 16b du pied 8 de chaque segment d'aubes 6, présentent chacun une section longitudinale en forme de crochet.
  • Plus précisément, les moyens d'engagement amont complémentaires 18a présentent une section longitudinale en forme de crochet faisant saillie vers l'amont. En d'autres termes, les moyens d'engagement amont complémentaires 18a se projettent vers l'amont par rapport au reste de l'aile amont 14a. De plus, ces moyens 18a définissent une ouverture d'engagement 20a sensiblement orientée radialement vers l'intérieur de la roue 1, comme cela apparaît clairement sur la figure 3.
  • De manière préférentielle, toujours en section longitudinale, l'extrémité libre 22a du crochet pointe radialement vers l'intérieur de la roue 1.
  • Par ailleurs, pour chaque segment d'aubes 6 de la roue 1, les moyens d'engagement amont 16a présentent également une section longitudinale en forme de crochet, ce dernier faisant saillie vers l'aval. De plus, ces moyens 16a définissent une ouverture d'engagement 24a sensiblement orientée radialement vers l'extérieur de la roue 1. Toujours de façon préférée et en section longitudinale, l'extrémité libre 26a du crochet pointe radialement vers l'extérieur de la roue 1.
  • Ainsi, à l'état monté correspondant à un état dans lequel les moyens d'engagement amont complémentaires 18a coopèrent avec les moyens d'engagement amont 16a de chacun des segments d'aubes 6, l'extrémité libre 22a traverse l'ouverture d'engagement 24a et est en contact avec un fond de crochet 28a des moyens d'engagement amont 16a. De la même manière, l'extrémité libre 26a traverse l'ouverture d'engagement 20a et est en contact avec un fond de crochet 30a des moyens d'engagement amont complémentaires 18a. Pour des raisons pratiques de fabrication, il pourrait être décidé de privilégier l'un ou l'autre des contacts 28a ou 30a, sans sortir du cadre de l'invention.
  • Par conséquent, les moyens d'engagement amont complémentaires 18a s'étendant préférentiellement de façon annulaire autour de l'axe principal longitudinal 2 de la roue 1, et les moyens d'engagement amont 16a de chaque segment d'aubes 6 étant chacun réalisés de façon à former une portion annulaire de même axe s'étendant circonférentiellement tout le long du pied 8 sur une longueur circonférentielle L, il est alors possible d'obtenir une étanchéité amont particulièrement satisfaisante. En effet, il est noté que la force centrifuge générée lors de la rotation de la roue 1 provoque une pression importante d'une part entre l'extrémité libre 26a et le fond de crochet 30a, et/ou d'autre part entre l'extrémité libre 22a et le fond de crochet 28a. Dans les deux cas, l'appui observé est sensiblement circonférentiel d'axe identique à l'axe principal longitudinal 2, et contribue donc fortement à l'obtention d'une étanchéité amont parfaitement adaptée aux besoins rencontrés.
  • De façon analogue, les moyens d'engagement aval complémentaires 18b présentent une section longitudinale en forme de crochet faisant saillie vers l'aval. En d'autres termes, les moyens d'engagement aval complémentaires 18b se projettent vers l'aval par rapport au reste de l'aile aval 14b. De plus, ces moyens 18b définissent une ouverture d'engagement 20b sensiblement orientée radialement vers l'intérieur de la roue 1, comme cela apparaît clairement sur la figure 3.
  • De manière préférentielle et toujours en section longitudinale, l'extrémité libre 22b du crochet pointe radialement vers l'intérieur de la roue 1.
  • Par ailleurs, pour chaque segment d'aubes 6 de la roue 1, les moyens d'engagement aval 16b présentent également une section longitudinale en forme de crochet, ce dernier faisant saillie vers l'amont. De plus, ces moyens 16b définissent une ouverture d'engagement 24b sensiblement orientée radialement vers l'extérieur de la roue 1. Toujours de façon préférée et en section longitudinale, l'extrémité libre 26b du crochet pointe radialement vers l'extérieur de la roue 1.
  • Ainsi, à l'état monté correspondant à un état dans lequel les moyens d'engagement aval complémentaires 18b coopèrent avec les moyens d'engagement aval 16b de chacun des segments d'aubes 6, l'extrémité libre 22b traverse l'ouverture d'engagement 24b et est en contact avec un fond de crochet 28b des moyens d'engagement aval 16b. De la même manière, l'extrémité libre 26b traverse l'ouverture d'engagement 20b et est en contact avec un fond de crochet 30b des moyens d'engagement aval complémentaires 18b. Ici encore, pour des raisons pratiques de fabrication, il pourrait être décidé de privilégier l'un ou l'autre des contacts 28a ou 30a, sans sortir du cadre de l'invention.
  • Par conséquent, les moyens d'engagement aval complémentaires 18b s'étendant également préférentiellement de façon annulaire autour de l'axe principal longitudinal 2 de la roue 1, et les moyens d'engagement aval 16b de chaque segment d'aubes 6 étant chacun réalisés de façon à former une portion annulaire de même axe s'étendant circonférentiellement tout le long du pied 8 sur une longueur circonférentielle identique à celle des moyens d'engagement amont 16a, il est ainsi possible d'obtenir une étanchéité aval particulièrement satisfaisante. Ceci s'explique toujours en raison de la force centrifuge générée lors de la rotation de la roue 1, provoquant une pression importante d'une part entre l'extrémité libre 26b et le fond de crochet 30b, et d'autre part entre l'extrémité libre 22b et le fond de crochet 28b.
  • Pour assurer une coopération permanente entre les divers moyens d'engagement 16a, 16b, 18a et 18b, donc un contact permanent entre les extrémités libres 22a, 22b, 26a et 26b et respectivement les fonds de crochet 28a, 28b, 30a et 30b, chacun des segments d'aubes 6 de la roue de turbine 1 dispose également de moyens de maintien 32a et 32b assurant la retenue de ces segments 6 dans la direction radiale interne Ri.
  • Effectivement, à nouveau en référence aux figures 1 et 2, les moyens de maintien 32a de chaque segment 6 prennent la forme d'une lame flexible amont, cette dernière s'étendant radialement vers l'intérieur de la roue 1. De préférence, la lame flexible amont 32a dispose d'une extrémité solidaire des moyens d'engagement amont 16a du segment 6, et d'une extrémité libre 34a présentant une encoche 36a. Ainsi, à l'état monté représenté sur les figures 1 et 2, un téton 38a solidaire de l'aile amont 14a et faisant saillie de celle-ci vers l'amont, est inséré jusque dans le fond de l'encoche 36a ouverte radialement vers l'intérieur de la roue 1. Par conséquent, le téton 38a assure donc la fonction de butée radiale interne pour le segment 6 concerné.
  • De manière analogue, les moyens de maintien 32b de chaque segment 6 prennent la forme d'une lame flexible aval, cette dernière s'étendant radialement vers l'intérieur de la roue 1. De préférence, la lame flexible aval 32b dispose d'une extrémité solidaire des moyens d'engagement aval 16b du segment 6, et d'une extrémité libre 34b présentant une encoche (non référencée). Ainsi, à l'état monté, un téton 38b solidaire de l'aile aval 14b et faisant saillie de celle-ci vers l'aval, est inséré jusque dans le fond de l'encoche ouverte radialement vers l'intérieur de la roue 1. Par conséquent, le téton 38b assure donc également la fonction de butée radiale interne pour le segment 6 concerné.
  • De préférence et comme cela apparaît clairement sur les figures, les lames flexibles amont 32a et aval 32b peuvent être raccordées respectivement aux moyens d'engagement amont 16a et aux moyens d'engagement aval 16b, au niveau d'une portion de ces moyens 16a et 16b définissant les fonds de crochet 28a et 28b. En d'autres termes, la jonction entre les lames flexibles 32a et 32b et les moyens d'engagement 16a et 16b s'effectue au niveau d'une portion de ces moyens 16a et 16b située radialement la plus vers l'intérieur de la roue de turbine 1.
  • De cette façon, lorsque les lames flexibles 32a et 32b sont mises en place, le contact obtenu entre les diverses moyens d'engagement 16a, 16b, 18a et 18b ainsi que le contact entre les extrémités libres 34a, 34b et les tétons 38a, 38b, permet de réaliser une indexation radiale et circonférentielle précise de chacun des segments d'aubes 6 par rapport au disque de turbine 4.
  • Dans ce premier mode de réalisation préféré, les ailes amont 14a et aval 14b définissent entre-elles, lorsqu'elles occupent leur position écartée d'engagement, un espace annulaire 40 agencé autour de l'axe principal longitudinal 2. Cet espace annulaire 40, ouvert radialement vers l'extérieur, communique donc avec des passages de refroidissement 42 prévus sur le pied 8 des segments d'aubes 6, et plus précisément sur la partie radiale externe 11 de ce même pied.
  • Par ailleurs, l'aile amont 14a présente au moins un trou d'injection 44 la traversant et débouchant à l'intérieur de l'espace annulaire 40. De cette façon, chaque trou d'injection 44 étant destiné à coopérer avec un système d'injection d'air de refroidissement de la turbomachine (non représenté), il est donc facilement possible de refroidir les aubes 10 sans pour autant nécessiter de labyrinthe amont. Effectivement, l'air de refroidissement éjecté des injecteurs peut alors emprunter successivement les trous d'injection 44, l'espace annulaire 40, puis les passages de refroidissement 42 communiquant avec un circuit de refroidissement (non représenté) pratiqué à l'intérieur des aubes 10.
  • En référence aux figures 6a à 6d, il est représenté diverses étapes d'un procédé de montage selon un mode de réalisation préféré de la présente invention, de la roue de turbine 1 qui vient d'être décrite.
  • En se référant tout d'abord à la figure 6a, on peut voir qu'une première étape de ce procédé consiste à amener les ailes amont 14a et aval 14b de la position écartée d'engagement, à la position rapprochée. Cela est effectué à l'aide d'un outillage approprié représenté schématiquement par les références numériques 46, et dont la fonction est d'exercer une pression sur les ailes amont 14a et aval 14b du disque monobloc 4, de sorte qu'elles se déforment et se rapprochent l'une de l'autre. De préférence, les deux ailes 14a et 14b sont chacune soumises à une pression répartie de façon annulaire autour de l'axe principal longitudinal 2, et respectivement appliquée sur une face amont de l'aile amont 14a et sur une face aval de l'aile aval 14b.
  • La position rapprochée est obtenue lorsque les moyens d'engagement amont complémentaires 18a et les moyens d'engagement aval complémentaires 18b sont suffisamment dégagés de l'emplacement qu'ils occupent lorsque les ailes amont 14a et aval 14b sont dans la position écartée d'engagement, pour permettre une mise en place des segments 6, par insertion l'un dans l'autre de chaque segment d'aubes 6 et du disque de turbine 4.
  • En effet, une étape suivante consiste à mettre en place les divers segments 6 par rapport au disque de turbine 4, comme cela est représenté sur la figure 6b. La mise en place s'effectue de préférence en déplaçant radialement vers l'intérieur de la roue 1 chacun des segments 6, de sorte que les moyens d'engagement amont complémentaires 18a et aval complémentaires 18b soient insérés à l'intérieur de ces mêmes segments 6, sans être gênés par les moyens d'engagement amont 16a et aval 16b. Dans un tel cas, pour chaque segment d'aubes 6, les moyens d'engagement complémentaires 18a et 18b peuvent donc facilement être introduits dans un espace délimité conjointement par les moyens d'engagement amont 16a, les moyens d'engagement aval 16b, ainsi que la partie radiale externe 11 du pied 8 du segment 6 concerné.
  • En outre, cette étape de mise en place n'est terminée que lorsque les segments 6 ont été placés suffisamment radialement vers l'intérieur par rapport au disque 4, pour que lorsque les ailes amont 14a et aval 14b sont à nouveau amenées dans leur position écartée d'engagement, les moyens d'engagement amont 16a et aval 16b du pied 8 de chaque segment 6 soient en mesure de s'engager respectivement avec les moyens d'engagement amont complémentaires 18a et aval complémentaires 18b du disque de turbine 4, lors d'un déplacement relatif radial de ces divers éléments.
  • A titre d'exemple illustratif, il est possible de prévoir que cette étape de mise en place s'achève uniquement lorsque les moyens d'engagement complémentaires 18a et 18b sont entrés en contact avec la partie 11 du pied 8 de chaque segment 8, comme le montre la figure 6b. De cette façon, les moyens d'engagement complémentaires 18a et 18b remplissent alors une fonction de butée radiale interne pour les segments 6, indiquant que les segments d'aubes 6 sont effectivement correctement mis en place.
  • Il est ensuite procédé à une étape consistant à ramener les ailes amont 14a et aval 14b dans la position écartée d'engagement, par simple relâchement de la pression exercée sur ces mêmes ailes à l'aide de l'outillage approprié 46.
  • Dans cette position écartée d'engagement, comme on peut l'apercevoir sur la figure 6c, les extrémités libres 22a, 22b, 26a et 26b se trouvent respectivement en regard et à distance des ouvertures d'engagement 24a, 24b, 20a et 20b, et les moyens d'engagement complémentaires 18a et 18b sont de préférence toujours en contact avec la partie radiale externe 11 des pieds 8. Par ailleurs, on peut apercevoir sur cette figure 6c que les lames flexibles 32a et 32b sont respectivement plaquées contre l'extrémité des tétons 38a et 38b, mais que ces derniers ne coopèrent pas encore avec les encoches 36a en raison du décalage radial existant à cet instant de la mise en oeuvre du procédé.
  • L'étape suivante de ce procédé de montage peut alors consister à réaliser un déplacement de chacun des segments d'aubes 6 dans la direction radiale externe Re par rapport au disque 4, de manière à assurer l'engagement entre les divers moyens d'engagement 16a, 16b, 18a et 18b, c'est-à-dire de provoquer l'introduction des extrémités libres 22a, 22b, 26a et 26b respectivement dans les ouvertures d'engagement 24a, 24b, 20a et 20b.
  • Bien entendu, comme cela est représenté sur la figure 6d, ce déplacement radial est stoppé par la coopération entre les divers moyens d'engagement 16a, 16b, 18a et 18b, à savoir par l'entrée en contact des extrémités libres 22a, 22b, 26a et 26b respectivement avec les fonds de crochets 28a, 28b, 30a et 30b.
  • Enfin, si l'on a pris la précaution, lors de cette opération de déplacement radial, de prépositionner circonférentiellement chacun des segments 6 de façon à ce que la direction radiale des lames flexibles 32a et 32b coïncide avec celle des tétons 38a et 38b associés, alors en fin de déplacement, ces tétons 38a et 38b vont venir automatiquement se loger au fond des encoches du fait de l'élasticité des lames flexibles 32a et 32b, comme cela est visible sur la figure 6d. Naturellement, la coopération entre ces encoches 36a (non référencées sur la figure 6d) et les tétons 38a et 38b assure une indexation circonférentielle et radiale des segments 6, ainsi que le blocage de ces derniers par rapport au disque de turbine 4.
  • D'autre part, il est précisé que c'est à partir de cet instant que le montage des segments d'aubes 6 sur le disque de turbine 4 est achevé. Néanmoins, le procédé de montage de la roue 1 peut comprendre des étapes préliminaires ou ultérieures classiques, telles que celles visant à étancher les divers espaces formés entre les segments d'aubes 6, par exemple en introduisant des languettes d'étanchéité 39 telles que celle représentée sur la figure 2, au niveau du pied 8 et entre deux segments d'aubes 6 consécutifs. Cette étape est bien entendu mise en oeuvre avant de procéder à l'indexation finale de ces segments 6 sur le disque 4.
  • En référence à présent aux figures 4 et 5, il est partiellement représenté des roues de turbine 100 et 200 pour turbomachine, respectivement selon un second et selon un troisième modes de réalisation préférés de la présente invention.
  • Le point commun entre ces deux modes de réalisation préférés réside dans le fait que le montage des segments d'aubes 6 sur le disque de turbine 4 est achevé dès que les ailes amont 14a et aval 14b ont été ramenées dans leur position écartée d'engagement, le montage ne nécessitant par conséquent pas d'étape de déplacement radial des segments 6, comme décrit précédemment pour le premier mode de réalisation préféré. Bien entendu, suite à la remise en place des ailes amont 14a et aval 14b dans leur position écartée d'engagement, et donc dès que le montage des segments 6 sur le disque 4 est achevé, il est naturellement possible d'effectuer les étapes classiques de finition telles que celles visant à étancher les divers espaces formés entre les segments d'aubes 6.
  • Ainsi, la roue de turbine 100 selon le second mode de réalisation préféré représenté sur la figure 4 est sensiblement similaire à la roue 1 selon le premier mode de réalisation préféré décrit ci-dessus. La principale différence est que les segments 6 de la roue 100 ne disposent pas de moyens de maintien permettant d'obtenir une coopération permanente entre les divers moyens d'engagement 16a, 16b, 18a et 18b, ces derniers étant d'ailleurs sensiblement identiques à ceux décrits pour la roue de turbine 1. De cette façon, comme on peut le voir clairement sur la figure 4, à l'état monté et lorsque la roue 1 n'est pas en rotation, certains segments sont en butée radiale interne contre les moyens d'engagement complémentaires 18a et 18b, en raison de la gravité. En conséquence, c'est uniquement lorsque la roue 1 est mise en rotation que la force centrifuge engendrée provoque l'engagement puis la coopération entre les moyens d'engagement amont 16a et aval 16b de la totalité des segments d'aubes 6, et les moyens d'engagement amont complémentaires 18a et aval complémentaires 18b du disque de turbine 4.
  • Naturellement, cette solution est moins avantageuse que celle du premier mode de réalisation préféré, dans la mesure où il n'est pas possible d'obtenir une indexation radiale et circonférentielle précise des segments 6 par rapport au disque 4.
  • La roue de turbine 200 selon le troisième mode de réalisation préféré représenté sur la figure 5 diffère des roues de turbine 1 et 100 en ce sens que la remise en place des ailes amont 14a et aval 14b dans leur position écartée d'engagement provoque simultanément un engagement puis une coopération entre les divers moyens d'engagement 16a, 16b, 18a et 18b. De plus, ces divers moyens d'engagement 16a, 16b, 18a et 18b sont conçus pour que lorsqu'ils coopèrent entre-eux, ils assurent la retenue des segments 6 par rapport au disque 4 dans la direction radiale externe Re, ainsi que dans la direction radiale interne Ri. Les segments d'aubes 6 ne nécessitent donc pas de moyens de maintien tels que ceux décrits pour la roue de turbine 1.
  • Pour ce faire, comme représenté sur la figure 5, les moyens d'engagement amont 16a et aval 16b peuvent chacun comporter une rainure annulaire 48a et 48b, respectivement ouverte vers l'aval et ouverte vers l'amont. De plus, les moyens d'engagement complémentaires 18a et 18b peuvent chacun être munis d'une projection annulaire 50a et 50b faisant respectivement saillie vers l'amont et vers l'aval, et disposant d'une forme complémentaire de celle des rainures annulaires 48a et 48b de façon à être maintenue correctement. Avec un tel agencement, les moyens d'engagement 16a, 16b, 18a et 18b ne nécessitent donc plus de présenter la forme d'un crochet en section longitudinale.
  • Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier aux roues de turbine 1, 100, 200 et au procédé de montage qui viennent d'être décrits, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.

Claims (12)

  1. Roue de turbine (1,100,200) pour turbomachine comportant un disque de turbine (4) ainsi qu'une pluralité de segments d'aubes (6) montés sur ledit disque de turbine (4), chaque segment d'aubes (6) comportant un pied (8) ainsi qu'au moins une aube (10) solidaire dudit pied (8), le disque de turbine (4) comportant une aile amont (14a) ainsi qu'une aile aval (14b) s'étendant chacune sensiblement annulairement autour d'un axe principal longitudinal (2) de la roue et radialement jusqu'à une extrémité radiale du disque (4), chaque segment d'aubes (6) monté sur le disque de turbine (4) étant susceptible d'être retenu par ce dernier dans une direction radiale externe (Re) à l'aide de moyens d'engagement amont (16a) appartenant audit pied (8) et aptes à coopérer avec des moyens d'engagement amont complémentaires (18a) constituant une extrémité radiale externe de l'aile amont (14a), ainsi qu'à l'aide de moyens d'engagement aval (16b) appartenant également audit pied (8) et aptes à coopérer avec des moyens d'engagement aval complémentaires (18b) constituant une extrémité radiale externe de l'aile aval (14b), les ailes amont (14a) et aval (14b) du disque de turbine (4) étant conçues de manière à pouvoir être amenées d'une position écartée d'engagement à une position rapprochée, et inversement, afin d'autoriser un montage de chaque segment d'aubes (6) sur le disque de turbine (4), caractérisée en ce que au moins l'une des ailes amont (14a) et aval (14b) est conçue de façon élastique de sorte que le passage de ces ailes (14a, 14b) de la position écartée à la position rapprochée et le passage de la position rapprochée à la position écartée puissent respectivement être opérés en exerçant une pression sur les ailes (14a, 14b), et en relâchant ladite pression exercée.
  2. Roue de turbine (1,100,200) selon la revendication 1, caractérisée en ce que chacune des ailes amont (14a) et aval (14b) du disque de turbine (4) est élastique.
  3. Roue de turbine (1,100,200) selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisée en ce que les moyens d'engagement amont et aval complémentaires (18a,18b) s'étendent de façon annulaire autour de l'axe principal longitudinal (2) de la roue, et en ce que les moyens d'engagement amont et aval (16a,16b) de chaque pied (8) de segment d'aubes (6) sont chacun réalisés de façon à former une portion annulaire de même axe, s'étendant circonférentiellement tout le long dudit pied (8) du segment d'aubes (6).
  4. Roue de turbine (1,100) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les moyens d'engagement amont et aval complémentaires (18a,18b), ainsi que les moyens d'engagement amont et aval (16a,16b) du pied (8) de chaque segment d'aubes (6), présentent chacun une section longitudinale en forme de crochet.
  5. Roue de turbine (1,100) selon la revendication 4, caractérisée en ce que les moyens d'engagement amont complémentaires (18a) présentent une section longitudinale en forme de crochet faisant saillie vers l'amont et définissant une ouverture d'engagement (20a) sensiblement orientée radialement vers l'intérieur de ladite roue, en ce que les moyens d'engagement amont (16a) présentent une section longitudinale en forme de crochet faisant saillie vers l'aval et définissant une ouverture d'engagement (24a) sensiblement orientée radialement vers l'extérieur de ladite roue, en ce que les moyens d'engagement aval complémentaires (18b) présentent une section longitudinale en forme de crochet faisant saillie vers l'aval et définissant une ouverture d'engagement (20b) sensiblement orientée radialement vers l'intérieur de ladite roue, et enfin en ce que les moyens d'engagement aval (16b) présentent une section longitudinale en forme de crochet faisant saillie vers l'amont et définissant une ouverture d'engagement (24b) sensiblement orientée radialement vers l'extérieur de ladite roue.
  6. Roue de turbine (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque segment d'aubes (6) comporte en outre des moyens de maintien (32a,32b) permettant d'assurer, lorsqu'ils coopèrent avec le disque de turbine (4), une coopération permanente entre les moyens d'engagement amont et aval (16a,16b) du segment d'aubes (6) monté sur le disque de turbine (4), et respectivement les moyens d'engagement amont et aval complémentaires (18a,18b) de ce même disque de turbine (4).
  7. Roue de turbine (1) selon la revendication 6, caractérisée en ce que pour chaque segment d'aubes (6), les moyens de maintien comportent au moins une lame flexible (32a,32b) appartenant audit pied (8) et dont une extrémité libre (34a,34b) est apte à prendre appui sur le disque de turbine (4).
  8. Roue de turbine (1,100,200) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les ailes amont (14a) et aval (14b) du disque de turbine (4) définissent entre-elles un espace annulaire (40) agencé autour de l'axe principal longitudinal (2) de la roue, ledit espace annulaire (40) communiquant avec des passages de refroidissement (42) prévus sur les pieds (8) de segments d'aubes (6).
  9. Roue de turbine (1,100,200) selon la revendication 8, caractérisée en ce que l'aile amont (14a) du disque de turbine (4) présente au moins un trou d'injection (44) la traversant et débouchant à l'intérieur de l'espace annulaire (40), chaque trou d'injection (44) étant destiné à coopérer avec un injecteur d'air de refroidissement de la turbomachine.
  10. Roue de turbine (1,100,200) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque segment d'aubes (6) de ladite roue comporte au moins deux aubes (10) solidaires du pied (8).
  11. Roue de turbine (1, 100, 200) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que ledit disque (4) est monobloc.
  12. Procédé de montage d'une roue de turbine (1,100,200) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte les étapes successives suivantes consistant à :
    - amener les ailes amont (14a) et aval (14b) du disque de turbine (4) dans la position rapprochée ;
    - positionner chaque segment d'aubes (6) par rapport au disque de turbine (4) de sorte que lorsque les ailes amont (14a) et aval (14b) du disque de turbine (4) sont à nouveau amenées dans leur position écartée d'engagement, les moyens d'engagement amont et aval (16a,16b) du pied (8) de chaque segment d'aubes (6) soient en mesure de s'engager respectivement avec les moyens d'engagement amont et aval complémentaires (18a,18b) du disque de turbine (4) ; et
    - amener les ailes amont (14a) et aval (14b) du disque de turbine (4) dans leur position écartée d'engagement,
    les étapes consistant à amener les ailes amont (14a) et aval (14b) du disque de turbine (4) dans la position rapprochée et à amener les ailes amont (14a) et aval (14b) du disque de turbine (4) dans leur position écartée d'engagement s'effectuant respectivement en exerçant une pression sur les ailes amont (14a) et aval (14b) à l'aide d'un outillage approprié (46), et en relâchant ladite pression exercée.
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