EP4259903A1 - Aube de turbine pour turbomachine d'aéronef, pourvue d'un canal d'éjection de flux primaire vers une cavité inter-léchettes - Google Patents

Aube de turbine pour turbomachine d'aéronef, pourvue d'un canal d'éjection de flux primaire vers une cavité inter-léchettes

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EP4259903A1
EP4259903A1 EP21839604.2A EP21839604A EP4259903A1 EP 4259903 A1 EP4259903 A1 EP 4259903A1 EP 21839604 A EP21839604 A EP 21839604A EP 4259903 A1 EP4259903 A1 EP 4259903A1
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EP
European Patent Office
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blade
platform
turbine
assembly according
sealing element
Prior art date
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Pending
Application number
EP21839604.2A
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German (de)
English (en)
Inventor
Jean Charles Marie COUSSIROU
Thomas Langevin
Benoit Guillaume SILET
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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Publication date
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Definitions

  • Turbine blade for an aircraft turbomachine provided with a primary flow ejection channel towards an inter-sealer cavity
  • the invention relates to the field of turbines for aircraft turbomachines.
  • a conventional aircraft turbomachine turbine comprises one or more stages each comprising a distributor and a moving wheel.
  • the distributor comprises stationary blades connected by their radially outer end to a casing and which are distributed circumferentially around a longitudinal central axis of the turbine so as to form a stator crown.
  • the moving wheel comprises a disk and blades connected to the disk by their radially inner end, being circumferentially distributed around the disk.
  • the one-stage distributor is configured so that a flow of fluid entering this stage, typically including gases from a combustion chamber, is accelerated and deflected by the stator vanes in the direction of the impeller vanes of this stage so as to drive it in rotation around the central longitudinal axis.
  • each vane of the distributor and of the impeller of the turbine comprises a blade and two platforms which radially delimit between them a circumferential portion of an annular primary duct in which the blade extends.
  • the fluid passing through the turbine mainly flows in this primary duct.
  • Figure 1 part of two blades IA and IB of a turbine nozzle 1, these blades IA and IB being circumferentially adjacent to each other.
  • Figure 1 shows more particularly a radially inner part of a blade 2 and a platform 3 of each of the blades IA and IB.
  • the blade 2 of each vane IA and IB comprises a leading edge 4, a trailing edge 5, an intrados 6 and an extrados 7.
  • the platform 3 of each vane IA and IB delimits radially inwardly a circumferential portion of an annular primary duct in which a fluid flows in a direction SI going from the leading edge 4 to the trailing edge 5 of the blades 2.
  • the fluid flowing in the primary duct is also subjected to a pressure gradient GP1 oriented in this example from the lower surface 6 of the blade 2 of the blade IB towards the upper surface 7 of the blade 2 of the blade AI.
  • the pressure gradient GP1 is generally sufficient to deflect the layers of fluid flowing close to the surface of the platforms 3.
  • a first type of vortex T1 takes the form of two counter-rotating branches distributed on either side of the blades 2.
  • a second type of vortex T2, called “passage vortex” develops between two adjacent blades 2.
  • Such secondary flows T1, T2 and T3, which typically occur at the base and at the top of the blades 2, are not oriented in the direction SI of the main flow of the fluid passing through the primary duct and consequently lead to a reduction in efficiency and an increase in the kerosene consumption of the turbomachine.
  • An object of the invention is to limit the formation of such secondary flows or to reduce their intensity.
  • the invention aims more generally to improve the performance of a turbomachine turbine.
  • the subject of the invention is an assembly for a turbomachine turbine according to the characteristics of claim 1.
  • the internal channel makes it possible to suck in part of the fluid flowing along the first surface of the platform and to prevent this part of fluid from contributing to the formation of secondary flows.
  • the invention thus makes it possible to limit the formation of secondary flows and to reduce the intensity of the secondary flows which are nevertheless likely to occur, thus improving the efficiency and reducing the kerosene consumption of the turbomachine.
  • the fluid circulating in the primary duct and arriving at the level of the at least one suction opening is in fact sucked into the at least one internal duct given the static pressure differential between the region of the primary duct surrounding the at least one at least one suction opening and the region surrounding the at least one ejection opening.
  • the region surrounding the at least one ejection opening is located outside the primary duct and has a lower static pressure than the region of the primary duct into which the at least one suction opening opens.
  • the at least one internal channel thus forms a passive suction system which does not require any additional suction device, for example mechanically or electrically controlled.
  • the invention thus makes it possible to reduce the formation and/or the intensity of the secondary flows while avoiding the generation of mixing losses such as those which would result from a direct reintroduction, within the primary duct, of the fluid thus sucked up.
  • the injection of the fluid thus sucked into the cavity between the wipers makes it possible to pressurize the latter and consequently to reduce the pressure differential between this cavity and an upstream cavity extending upstream of the wipers, outside the primary duct.
  • the sealing element is annular.
  • the upstream part of the platform is delimited by a fictitious line located equidistant from the leading edge and the trailing edge of the blade.
  • At least one of the suction opening(s) is positioned upstream of the leading edge of the blade relative to the direction of flow of the fluid in the primary duct.
  • At least one of the suction opening(s) is positioned, relative to the direction of flow of the fluid in the primary duct, downstream of the leading edge of the blade and upstream of the trailing edge of the blade.
  • At least one of the suction openings is positioned upstream of the leading edge of the blade relative to the direction of flow of the fluid in the primary duct and at least one other of said suction openings is positioned, relative to the direction of fluid flow in the primary duct, downstream of the leading edge of the blade and upstream of the trailing edge of the blade.
  • the at least one internal channel comprises several fluidically independent internal channels.
  • the at least one internal channel comprises several internal channels fluidly connected to each other.
  • the at least one internal channel may also include a first internal channel and a series of other internal channels fluidly connected to each other and fluidly independent of the first internal channel.
  • the at least one internal channel can also comprise a first series of internal channels fluidically independent of each other and a second series of internal channels fluidically connected to each other and fluidically independent of the first series of internal channels .
  • the at least one suction opening is arranged on the side of a lower surface of the blade.
  • the assembly comprises said abradable and a rotor element carrying said wipers of the dynamic seal, the cavity between the wipers extending longitudinally between two of said wipers and radially between the abradable and the element of rotor carrying the wipers.
  • the blade is intended to be fixed to a casing of the turbine engine, the sealing element forming an abradable element and being carried by a root of the blade, the abradable element being intended to cooperate with wipers carried by a rotor of the turbomachine.
  • the invention also relates to a turbine for a turbomachine, comprising an assembly as defined above.
  • the invention also relates to a turbomachine comprising such a turbine.
  • the subject of the invention is a method of manufacturing an assembly as defined above.
  • this method comprises a step of additive manufacturing of at least one blade of this assembly.
  • FIG. 1 is a partial schematic perspective view, already described above, of a conventional turbine nozzle for an aircraft turbomachine, illustrating secondary flows that occur during operation of the turbine;
  • FIG. 2 is a schematic view in axial section of an aircraft propulsion assembly
  • FIG. 3 is a partial schematic half-view in axial section of a turbomachine low-pressure turbine
  • FIG. 4 is a partial schematic half-view in axial section of a turbomachine low-pressure turbine
  • FIG. 5 is a schematic and simplified illustration of a vane and a sealing element in accordance with the invention, comprising an internal channel configured to take air from the stream and inject it into a delimited inter-sealer cavity by the sealing element;
  • FIG. 6 is a partial schematic perspective view of a blade according to the invention, showing suction openings according to a first embodiment
  • FIG. 7 is a partial schematic perspective view of a blade according to the invention, showing a suction opening according to a second embodiment
  • FIG. 8 is a partial schematic perspective view of a blade according to the invention, showing suction openings according to a third embodiment
  • FIG. 9 is a partial schematic perspective view of a blade according to the invention, showing a suction opening according to a fourth embodiment.
  • the figures include a frame of reference L, R and C respectively defining longitudinal (or axial), radial and circumferential directions orthogonal to one another.
  • an aircraft propulsion assembly 10 comprising a turbomachine 11 shrouded by a nacelle 12.
  • the turbomachine 11 is a two-spool turbofan engine.
  • upstream and downstream are defined with respect to a direction SI of gas flow through the propulsion assembly 10 when the latter is propelled.
  • the turbojet engine 11 has a central longitudinal axis Al around which its various components extend, in this case, from upstream to downstream, a fan 13, a low pressure compressor 14, a high pressure compressor 15, a chamber combustion chamber 16, a high pressure turbine 17 and a low pressure turbine 18.
  • the compressors 14 and 15, the combustion chamber 16 and the turbines 17 and 18 form a gas generator.
  • an air flow 20 enters the propulsion assembly 10 via an air inlet upstream of the nacelle 12, crosses the fan 13 and then divides into a central primary flow 20A and a secondary flow 20B.
  • the primary stream 20A flows in a primary gas circulation conduit 21A passing through the gas generator.
  • the secondary flow 20B flows for its part in a secondary conduit 21B surrounding the gas generator and delimited radially towards the outside by the nacelle 12.
  • the low-pressure turbine 18 is as described below with reference to FIG. 3 which shows the turbine 18 along a radial plane which includes the central longitudinal axis Al.
  • the longitudinal central axis Al corresponds to the axis of rotation of the rotor of this turbine 18.
  • the turbine 18 comprises four stages each comprising a distributor 25 and a moving wheel 26.
  • the mobile wheels 26 are joined axially to each other by annular flanges T1 and form the rotor of the turbine 18.
  • the distributors 25 are for their part connected to a casing 28 to form the stator of the turbine 18.
  • Each distributor 25 comprises a plurality of vanes 30 circumferentially distributed around the axis A1.
  • an internal platform 32 and an external platform 33 With reference to the distributor 25 of the last stage of the turbine 18 of which a single vane 30 is visible in FIG. 31, an internal platform 32 and an external platform 33.
  • the blades 30 are each connected to the casing 28 by a fastening element integral with their external platform 33.
  • Each impeller 26 comprises a disc 35 and a plurality of vanes 36 circumferentially distributed around the axis Al.
  • the blades 36 each comprise a blade 37, an internal platform 38 and an external platform 39.
  • the blades 36 are each connected to the disc 35 by a foot integral with their internal platform 38.
  • platforms 32 and 33 each comprise a first surface from which blade 31 extends and which delimits a circumferential portion of primary duct 21A in which primary flow 20A circulates.
  • the first surface of the internal platform 32 of each vane 30 delimits the primary duct 21A radially inwards while the first surface of the external platform 33 of each vane 30 delimits the primary duct 21A radially outwards.
  • platforms 38 and 39 each comprise a first surface from which blade 37 extends and which delimits a circumferential portion of primary duct 21A.
  • first surface of the internal platform 38 of each vane 36 delimits the primary duct 21A radially inwards while the first surface of the external platform 39 of each vane 36 delimits the primary duct 21A radially outwards.
  • the primary duct 21A is therefore globally annular.
  • the low pressure turbine 18 is as described below with reference to Figure 4.
  • Figure 4 shows a turbine part 18 of the same type as that of Figure 3, centered on a distributor 25, a moving wheel 26 belonging to the same stage as this distributor 25 (on the right in Figure 4) and a moving wheel 26 of a lower floor (on the left in figure 4).
  • the turbine 18 includes a dynamic seal 40 to limit the flow of gas radially below the distributor 25.
  • the seal 40 comprises two sealing elements, one forming an abradable wear part 41, the other forming wipers 42.
  • the abradable 41 is an annular part connected to the internal platform 32 of the vanes 30 of the distributor 25, so that the abradable 41 and the vanes 30 are integral in rotation around the axis Al.
  • the sealing element forming the wipers 42 comprises in this example a sealing part 44 which carries wipers and which is carried by an annular shroud 43 fixed to the mobile wheels 26 in rotation around the axis Al.
  • the seal 40 forms an inter-lip cavity 50A extending longitudinally between the wipers 42 and which is radially delimited on the one hand by the abradable 41 and on the other hand by the sealing part 44.
  • the turbine 18 of Figure 4 also includes dynamic seals 45 to limit the flow of gas radially above the moving wheels 26.
  • each of seals 45 comprises two sealing elements, one forming an abradable wear part 46, the other forming wipers 47.
  • the abradable 46 of each of the seals 45 is fixedly connected to the casing 28 while the wipers 47 are formed on the outer platform 39 of the blades 36 of the moving wheels 26, so that the wipers 47 and the moving wheels 26 are integral in rotation around the axis Al.
  • the joint 45 forms an inter-lip cavity 51A extending longitudinally between the lips 47 of this joint 45 and which is radially delimited on the one hand by the abradable 46 of this joint 45 and on the other hand by a part of the outer platform 39 of the blade 36 to which the wipers 47 are connected.
  • the turbine 18 of FIG. 3 also comprises dynamic seals 40 and 45 of the same type making it possible to limit the circulation of gas respectively radially below the distributors 25 and radially above the moving wheels 26.
  • Such dynamic seals 40 and 45 thus limit but do not completely prevent any circulation of gas outside the primary duct 21A, taking into account in particular the clearances which result from thermal expansion and the relative movement of the various fixed and moving parts. turbine 18.
  • Part of the primary flow 20A therefore produces a bypass flow 20C as shown schematically in Figure 3.
  • Such bypass flow passes more precisely through cavities including in this example the cavities 50B, 50C, 51B and 51C referenced in Figure 4.
  • the cavities 50B, 50C, 51B and 51C extend radially outside the primary duct 21A, on either side of the seals 40 and 45, and are fluidically connected to the primary duct 21A by openings or clearances between moving wheels 26 and distributors 25.
  • the cavity 50B is delimited radially outwards by the internal platform 32 of the vanes 30 of the distributor 25 and axially downstream by the dynamic seal 40.
  • the cavity 50C is also delimited radially outwards by the internal platform 32 of the vanes 30 of the distributor 25 and axially upstream by the dynamic seal 40.
  • each of the seals 45 axially delimits an upstream cavity 51B and a downstream cavity 51C which are each delimited radially inwards by the outer platform 39 of the blades 36 of the corresponding impeller 26.
  • the upstream cavity 50B is fluidically connected to the primary duct 21A by an annular opening extending axially and/or radially between a downstream end 54A of the internal platform 38 of the blades 36 of the impeller 26 located upstream of the distributor 25 and an end upstream 55A of the internal platform 32 of the blades 30 of the distributor 25.
  • the downstream cavity 50C is fluidically connected to the primary duct 21A by an annular opening extending axially and/or radially between a downstream end 55B of the internal platform 32 of the vanes 30 of the distributor 25 and an upstream end 54B of the internal platform 38 of the blades 36 of the impeller 26 located downstream of the distributor 25.
  • the cavities 51B and 51C are also fluidically connected to the primary duct 21A in an analogous manner (see FIG. 4).
  • FIG. 5 schematically illustrates a sealing element 59 and part of a blade 60 forming an assembly according to the invention.
  • the dawn 60 comprises a blade 61 and a platform 62.
  • Platform 62 includes a foot 62A which extends from platform 62 radially on a side opposite blade 61.
  • the sealing element 59 is connected to the foot 62A of the platform 62, for example by brazing or welding.
  • the blade 60 corresponds to one of the blades 30 of one of the distributors 25 of the turbine 18 of FIG. 3 or 4 so that the platform 62 of the blade 60 corresponds to the platform 32 of this vane 30.
  • the sealing element 59 comprises in this example the abradable 41 of the seal 40 extending radially under this distributor 25. In FIG. 5, the element 59 schematically illustrates the abradable and its support.
  • the blade 61 of the blade 60 comprises a leading edge 63, a trailing edge 64, an underside (not visible) and an upper side 66.
  • the platform 62 of the blade 60 comprises a first surface 71 and a second surface 72 radially opposite one another.
  • Platform 62 includes an upstream end 73 and a downstream end 74.
  • first surface 71 and the second surface 72 are parallel to each other and to the longitudinal direction L.
  • each of these surfaces can have another geometry and be globally oriented in an oblique direction with respect to the longitudinal L and radial R directions, such as the platform 32 of the blade 30 of FIG. 4.
  • fictitious line LL1 located equidistant from the leading edge 63 and the trailing edge 64 of the blade 61.
  • leading edge 63 and the trailing edge 64 are rectilinear and parallel to each other.
  • each of these edges may have a non-rectilinear geometry and be generally oriented in a direction oblique with respect to the radial direction R, such as the leading edge of the blade 31 of the blade 30 of FIG. 4.
  • the fictitious line LL1 is therefore not necessarily straight.
  • the fictitious line LL1 delimits an upstream part P1 and a downstream part P2 of the platform 62.
  • the first surface 71 of the platform 62 delimits radially inwardly the primary conduit 21A and the flow direction primary 20A is directed from the leading edge 63 to the trailing edge 64 of the blade 61 and from the upstream part PI to the downstream part P2 of the platform 62.
  • the sealing element 59 forms a surface 59A which delimits the inter-lip cavity 50A radially outwards.
  • the platform 62 comprises an internal channel 80 having a suction opening 81 which opens onto the first surface 71 of the upstream part PI of the platform 62 and an ejection opening 82 which opens onto the surface 59A formed by the element of sealing 59.
  • the internal channel 80 therefore passes through the platform 62, the foot 62A and the sealing element 59.
  • the suction opening 81 of the internal channel 80 emerges more precisely upstream of the leading edge 63 of the blade 61.
  • the element 59 of FIG. 5 represents in this example both the abradable and its support.
  • the surface 59A is therefore in this example formed by the abradable material and respective parts of the internal channel 80 are formed on the one hand by the abradable material and on the other hand by its support.
  • the element 59 of Figure 5 may represent only an abradable support ring, in which case the surface 59A is formed by the support ring.
  • the abradable may comprise cells forming a honeycomb structure so that the ejection opening 82 opens into one or more of these cells which thus form extensions of the internal channel 80 to connect the latter fluidly to the cavity between wipers 50A.
  • the abradable having a honeycomb structure or any other structure can be machined locally so as to improve or establish such a fluidic connection between the channel and the inter-lip cavity 50A.
  • the invention covers any geometry of the internal channel 80 and of the suction 81 and ejection 82 openings provided that the internal channel 80 makes it possible to take part of the primary flow 20A in the primary conduit 21A and eject it into the internal cavity. wipers 50A under the effect of the static pressure differential between this primary duct 21A and this inter-wiper cavity 50A.
  • the platform 62 comprises one or more other internal channels fluidically independent of the internal channel 80 or fluidically connected to this internal channel 80. Regardless of the number and geometry of the internal channels 80, these may include one or more suction openings 81 and one or more ejection openings 82.
  • FIGS 6 to 9 illustrate different types of suction openings 81 which all open, in these examples, on the first surface 71 of the platform 62 downstream, in axial proximity to the leading edge 63 of the blade 61.
  • the platform 62 comprises an internal channel 80 having seventeen suction openings 81 of circular section obtained for example by drilling or additive manufacturing.
  • the platform 62 comprises an internal channel 80 having a single suction opening 81 in the form of a groove extending in the circumferential direction C.
  • the platform 62 comprises an internal channel 80 having two suction openings 81 in the form of grooves extending in a curved direction so as to run along the lower surface of the blade 61.
  • the platform 62 comprises an internal channel 80 having a single suction opening 81 corresponding to one of the grooves of Figure 8.
  • the geometry of the suction opening or openings 81 is chosen in order to reduce the pressure drops on suction and to increase the total pressure of the suctioned flow.
  • the suction opening or openings 81 illustrated in FIGS. 6 to 9 open directly into the primary duct 21A without the interposition of deflectors, fins or other obstacles and without overflowing into the primary duct 21A such as a system of scoop.
  • the openings 81 are preferably circular in order to reduce the wetted surface and therefore the friction with the air.
  • the openings 81 preferably form ramps possibly extending over the entire available width between adjacent blades 61 (see for example FIG. 7). Such ramps can form acute angles or have a geometry capable of generating vortices capable of increasing the total pressure of the fluid at the inlet of the internal channel 80 by sucking air out of the boundary layer by viscosity.
  • the latter should have a circular or ovoid section, without surface break or presence of obstacle, in order to reduce the wetted surface in contact with the flow and the head losses.
  • the internal channel 80 should have a progressive section restriction making it possible to keep a Mach as low as possible in order to reduce pressure drops. .
  • one or more blades 36 of one or more moving wheels 26 of the turbine 18 comprises a blade such as blade 61 of blade 60 of FIG. 5, an external platform such as platform 62 of blade 60 of FIG. 5 and wipers connected to this platform 62 so that the at least a canal internal 80 makes it possible to take part of the primary flow 20A in the primary duct 21A and to eject it into the corresponding inter-lip cavity 51A.
  • the invention can also be implemented in the high pressure turbine 17 and in a turbine of a different turbomachine from the turbojet 11 of FIG. 2.

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Abstract

L'invention se rapporte à une aube (60) et un élément d'étanchéité (59) formant un ensemble pour turbine de turbomachine. L'aube (60) comprend une pale (61) et une plateforme (62) à laquelle est relié l'élément d'étanchéité (59). Un canal interne (80) traverse la plateforme (62) de manière à prélever du fluide circulant dans un conduit primaire (21A) qu'elle délimite et à injecter le fluide ainsi prélevé dans une cavité inter-léchettes (50A, 51A) délimitée par l'élément d'étanchéité (59). L'invention permet de réduire la formation et l'intensité d'écoulements secondaires tout en améliorant l'étanchéité.

Description

Description
Titre : Aube de turbine pour turbomachine d'aéronef, pourvue d'un canal d'éjection de flux primaire vers une cavité inter-léchettes
Domaine technique
L'invention se rapporte au domaine des turbines pour turbomachine d'aéronef.
État de la technique antérieure
Une turbine de turbomachine d'aéronef conventionnelle comprend un ou plusieurs étages comprenant chacun un distributeur et une roue mobile. Le distributeur comprend des aubes fixes reliées par leur extrémité radialement externe à un carter et qui sont réparties circonférentiellement autour d'un axe central longitudinal de la turbine de manière à former une couronne statorique. La roue mobile comprend un disque et des aubes reliées au disque par leur extrémité radialement interne en étant circonférentiellement réparties autour du disque. Le distributeur d'un étage est configuré de sorte qu'un écoulement de fluide pénétrant dans cet étage, comprenant typiquement des gaz en provenance d'une chambre de combustion, soit accéléré et dévié par les aubes statoriques en direction des aubes de la roue mobile de cet étage de manière à entraîner celle-ci en rotation autour de l'axe central longitudinal.
En général, chaque aube de distributeur et de roue mobile de la turbine comprend une pale et deux plateformes qui délimitent radialement entre elles une portion circonférentielle d'un conduit primaire annulaire dans lequel s'étend la pale. Le fluide traversant la turbine s'écoule principalement dans ce conduit primaire.
Lors du fonctionnement d'une turbine conventionnelle, l'interaction du fluide avec les distributeurs et les roues mobiles produit des tourbillons au niveau des plateformes des aubes, formant des écoulements dits « secondaires ».
Pour illustrer ce phénomène, il est représenté sur la figure 1 une partie de deux aubes IA et IB d'un distributeur 1 de turbine, ces aubes IA et IB étant circonférentiellement adjacentes l'une par rapport à l'autre. La figure 1 montre plus particulièrement une partie radialement interne d'une pale 2 et une plateforme 3 de chacune des aubes IA et IB. La pale 2 de chaque aube IA et IB comprend un bord d'attaque 4, un bord de fuite 5, un intrados 6 et un extrados 7. La plateforme 3 de chaque aube IA et IB délimite radialement vers l'intérieur une portion circonférentielle d'un conduit primaire annulaire dans lequel s'écoule un fluide dans un sens SI allant du bord d'attaque 4 vers le bord de fuite 5 des pales 2.
Compte tenu de la viscosité typique du fluide circulant dans le conduit primaire d'une turbine, son écoulement le long de la surface des plateformes 3 présente un gradient de vitesse GVl tel que, dans le voisinage de cette surface, la vitesse d'une couche de fluide est d'autant plus faible que cette couche est proche de cette surface. Le fluide s'écoulant dans le conduit primaire est par ailleurs soumis à un gradient de pression GP1 orienté dans cet exemple de l'intrados 6 de la pale 2 de l'aube IB vers l'extrados 7 de la pale 2 de l'aube IA. Le gradient de pression GP1 est généralement suffisant pour dévier les couches de fluide s'écoulant à proximité de la surface des plateformes 3.
Il en résulte l'apparition de différents types de tourbillons. Un premier type de tourbillons Tl, dits « en fer à cheval », prend la forme de deux branches contrarotatives réparties de part et d'autre des pales 2. Un deuxième type de tourbillons T2, appelés « tourbillons de passage », se développent entre deux pales 2 adjacentes. Un troisième type de tourbillons T3, appelés « tourbillons de coins », longent les lignes de raccordement entre la pale 2 et la plateforme 3 de chaque aube.
De tels écoulements secondaires Tl, T2 et T3, qui se produisent typiquement en pied et en sommet des pales 2, ne sont pas orientés dans le sens SI d'écoulement principal du fluide traversant le conduit primaire et entraînent par conséquent une réduction du rendement et une augmentation de la consommation en kérosène de la turbomachine.
Exposé de l'invention
Un but de l'invention est de limiter la formation de tels écoulements secondaires ou d'en réduire l'intensité.
L'invention vise plus généralement à améliorer les performances d'une turbine de turbomachine. A cet effet, l'invention a pour objet un ensemble pour turbine de turbomachine selon les caractéristiques de la revendication 1.
Le canal interne permet d'aspirer une partie du fluide s'écoulant le long de la première surface de la plateforme et d'éviter que cette partie de fluide ne contribue à la formation d'écoulements secondaires.
L'invention permet ainsi de limiter la formation d'écoulements secondaires et de réduire l'intensité des écoulements secondaires qui sont néanmoins susceptibles de se produire, améliorant ainsi le rendement et réduisant la consommation en kérosène de la turbomachine.
Le fluide circulant dans le conduit primaire et arrivant au niveau de l'au moins une ouverture d'aspiration est en effet aspiré dans l'au moins un canal interne compte tenu du différentiel de pression statique entre la région du conduit primaire environnant l'au moins une ouverture d'aspiration et la région environnant l'au moins une ouverture d'éjection.
Compte tenu de l'architecture générale d'une turbine susceptible d'être équipée d'un tel ensemble, la région environnant l'au moins une ouverture d'éjection est située en-dehors du conduit primaire et présente une pression statique plus faible que la région du conduit primaire dans laquelle débouche l'au moins une ouverture d'aspiration.
L'au moins un canal interne forme ainsi un système d'aspiration passif qui ne nécessite aucun dispositif d'aspiration supplémentaire par exemple à commande mécanique ou électrique.
L'invention permet ainsi de réduire la formation et/ou l'intensité des écoulements secondaires tout en évitant de générer des pertes de mélange telles que celles qui résulteraient d'une réintroduction directe, au sein du conduit primaire, du fluide ainsi aspiré.
De surcroît, l'injection du fluide ainsi aspiré dans la cavité inter-léchettes permet de pressuriser celle-ci et de réduire en conséquence le différentiel de pression entre cette cavité et une cavité amont s'étendant en amont des léchettes, en-dehors du conduit primaire.
Il en résulte une amélioration globale de l'étanchéité entraînant notamment une réduction du débit de fluide tendant à s'échapper du conduit primaire en direction de cette cavité amont.
De préférence, l'élément d'étanchéité est annulaire.
Dans un mode de réalisation, la partie amont de la plateforme est délimitée par une ligne fictive située à équidistance du bord d'attaque et du bord de fuite de la pale.
Selon une première variante de réalisation, au moins l'une parmi la ou les ouvertures d'aspiration est positionnée en amont du bord d'attaque de la pale relativement au sens d'écoulement du fluide dans le conduit primaire.
Selon une deuxième variante de réalisation, au moins l'une parmi la ou les ouvertures d'aspiration est positionnée, relativement au sens d'écoulement du fluide dans le conduit primaire, en aval du bord d'attaque de la pale et en amont du bord de fuite de la pale.
Ces variantes de réalisation peuvent être combinées.
Par exemple, selon une troisième variante de réalisation, au moins l'une des ouvertures d'aspiration est positionnée en amont du bord d'attaque de la pale relativement au sens d'écoulement du fluide dans le conduit primaire et au moins une autre desdites ouvertures d'aspiration est positionnée, relativement au sens d'écoulement du fluide dans le conduit primaire, en aval du bord d'attaque de la pale et en amont du bord de fuite de la pale.
Dans un mode de réalisation, l'au moins un canal interne comprend plusieurs canaux internes fluidiquement indépendants les uns des autres.
Dans un autre mode de réalisation, l'au moins un canal interne comprend plusieurs canaux internes fluidiquement reliés les uns aux autres. L'au moins un canal interne peut aussi comprendre un premier canal interne et une série d'autres canaux internes fluidiquement reliés les uns aux autres et fluidiquement indépendants du premier canal interne.
Selon une autre alternative, l'au moins un canal interne peut aussi comprendre une première série de canaux internes fluidiquement indépendants les uns des autres et une deuxième série de canaux internes fluidiquement reliés les uns aux autres et fluidiquement indépendants de la première série de canaux internes.
Dans un mode de réalisation, l'au moins une ouverture d'aspiration est disposée du côté d'un intrados de la pale.
Dans un mode de réalisation, l'ensemble comprend ledit abradable et un élément de rotor portant lesdites léchettes du joint d'étanchéité dynamique, la cavité inter-léchettes s'étendant longitudinalement entre deux desdites léchettes et radialement entre l'abradable et l'élément de rotor portant les léchettes.
Dans un mode de réalisation, l'aube est destinée à être fixée à un carter de la turbomachine, l'élément d'étanchéité formant un abradable et étant porté par un pied de l'aube, l'abradable étant destiné à coopérer avec des léchettes portées par un rotor de la turbomachine.
L'invention a aussi pour objet une turbine pour turbomachine, comprenant un ensemble tel que défini ci-dessus.
L'invention a aussi pour objet une turbomachine comprenant une telle turbine.
Selon un autre aspect, l'invention a pour objet un procédé de fabrication d'un ensemble tel que défini ci-dessus.
De préférence, ce procédé comprend une étape de fabrication additive de l'au moins une aube de cet ensemble.
D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée, non limitative, qui suit. Brève description des dessins
La description détaillée qui suit fait référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig. 1] est une vue schématique partielle en perspective, déjà décrite ci-dessus, d'un distributeur de turbine conventionnelle pour turbomachine d'aéronef, illustrant des écoulements secondaires qui se produisent lors du fonctionnement de la turbine ;
[Fig. 2] est une vue schématique en coupe axiale d'un ensemble propulsif d'aéronef ;
[Fig. 3] est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbine basse- pression de turbomachine ;
[Fig. 4] est une demi-vue schématique partielle en coupe axiale d'une turbine basse- pression de turbomachine ;
[Fig. 5] est une illustration schématique et simplifiée d'une aube et d'un élément d'étanchéité conformes à l'invention, comprenant un canal interne configuré pour prélever de l'air de veine et l'injecter dans une cavité inter-léchettes délimitée par l'élément d'étanchéité ;
[Fig. 6] est une vue schématique partielle en perspective d'une aube conforme à l'invention, montrant des ouvertures d'aspiration selon un premier mode de réalisation ;
[Fig. 7] est une vue schématique partielle en perspective d'une aube conforme à l'invention, montrant une ouverture d'aspiration selon un deuxième mode de réalisation ;
[Fig. 8] est une vue schématique partielle en perspective d'une aube conforme à l'invention, montrant des ouvertures d'aspiration selon un troisième mode de réalisation ;
[Fig. 9] est une vue schématique partielle en perspective d'une aube conforme à l'invention, montrant une ouverture d'aspiration selon un quatrième mode de réalisation.
Description détaillée de modes de réalisation
Les figures comprennent un référentiel L, R et C définissant respectivement des directions longitudinale (ou axiale), radiale et circonférentielle orthogonales entre elles. Il est représenté à la figure 2 un ensemble propulsif 10 d'aéronef comprenant une turbomachine 11 carénée par une nacelle 12. Dans cet exemple, la turbomachine 11 est un turboréacteur à double corps et à double flux.
Par la suite, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à un sens SI d'écoulement des gaz à travers l'ensemble propulsif 10 lorsque celui-ci est propulsé.
Le turboréacteur 11 présente un axe central longitudinal Al autour duquel s'étendent ses différents composants, en l'occurrence, de l'amont vers l'aval, une soufflante 13, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, une chambre de combustion 16, une turbine haute pression 17 et une turbine basse pression 18. Les compresseurs 14 et 15, la chambre de combustion 16 et les turbines 17 et 18 forment un générateur de gaz.
Lors du fonctionnement du turboréacteur 11, un écoulement d'air 20 pénètre dans l'ensemble propulsif 10 par une entrée d'air en amont de la nacelle 12, traverse la soufflante 13 puis se divise en un flux primaire 20A central et un flux secondaire 20B. Le flux primaire 20A s'écoule dans un conduit primaire 21A de circulation des gaz traversant le générateur de gaz. Le flux secondaire 20B s'écoule quant à lui dans un conduit secondaire 21B entourant le générateur de gaz et délimité radialement vers l'extérieur par la nacelle 12.
Dans un exemple de réalisation, la turbine basse pression 18 est telle que décrite ci-après en référence à la figure 3 qui montre la turbine 18 selon un plan radial qui comprend l'axe central longitudinal Al.
L'axe central longitudinal Al correspond à l'axe de rotation du rotor de cette turbine 18.
Dans cet exemple, la turbine 18 comprend quatre étages comprenant chacun un distributeur 25 et une roue mobile 26.
De manière connue en soi, les roues mobiles 26 sont assemblées axialement les unes aux autres par des brides annulaires Tl et forment le rotor de la turbine 18. Les distributeurs 25 sont quant à eux reliés à un carter 28 pour former le stator de la turbine 18. Chaque distributeur 25 comprend une pluralité d'aubes 30 circonférentiellement réparties autour de l'axe Al. En référence au distributeur 25 du dernier étage de la turbine 18 dont une seule aube 30 est visible sur la figure 3, les aubes 30 comprennent chacune une pale 31, une plateforme interne 32 et une plateforme externe 33. Les aubes 30 sont chacune reliées au carter 28 par un élément d'accroche solidaire de leur plateforme externe 33.
Chaque roue mobile 26 comprend un disque 35 et une pluralité d'aubes 36 circonférentiellement réparties autour de l'axe Al. En référence à la roue mobile 26 du dernier étage de la turbine 18 dont une seule aube 36 est visible sur la figure 3, les aubes 36 comprennent chacune une pale 37, une plateforme interne 38 et une plateforme externe 39. Les aubes 36 sont chacune reliées au disque 35 par un pied solidaire de leur plateforme interne 38.
Pour chaque aube 30 de distributeur 25, les plateformes 32 et 33 comprennent chacune une première surface à partir de laquelle s'étend la pale 31 et qui délimite une portion circonférentielle du conduit primaire 21A dans lequel circule le flux primaire 20A. Ainsi, la première surface de la plateforme interne 32 de chaque aube 30 délimite le conduit primaire 21A radialement vers l'intérieur tandis que la première surface de la plateforme externe 33 de chaque aube 30 délimite le conduit primaire 21A radialement vers l'extérieur.
De même, pour chaque aube 36 de roue mobile 26, les plateformes 38 et 39 comprennent chacune une première surface à partir de laquelle s'étend la pale 37 et qui délimite une portion circonférentielle du conduit primaire 21A. Ainsi, la première surface de la plateforme interne 38 de chaque aube 36 délimite le conduit primaire 21A radialement vers l'intérieur tandis que la première surface de la plateforme externe 39 de chaque aube 36 délimite le conduit primaire 21A radialement vers l'extérieur.
Dans la turbine 18 de la figure 3, le conduit primaire 21A est par conséquent globalement annulaire.
Dans un autre exemple de réalisation, la turbine basse pression 18 est telle que décrite ci- après en référence à la figure 4. La figure 4 montre une partie de turbine 18 du même type que celle de la figure 3, centrée sur un distributeur 25, une roue mobile 26 appartenant au même étage que ce distributeur 25 (à droite sur la figure 4) et une roue mobile 26 d'un étage inférieure (à gauche sur la figure 4).
Dans l'exemple de la figure 4, la turbine 18 comprend un joint d'étanchéité dynamique 40 permettant de limiter la circulation de gaz radialement en-dessous du distributeur 25.
De manière connue en soi, le joint 40 comprend deux éléments d'étanchéité, l'un formant une pièce d'usure abradable 41, l'autre formant des léchettes 42.
Dans cet exemple, l'abradable 41 est une pièce annulaire reliée à la plateforme interne 32 des aubes 30 du distributeur 25, de sorte que l'abradable 41 et les aubes 30 soient solidaires en rotation autour de l'axe Al.
L'élément d'étanchéité formant les léchettes 42 comprend dans cet exemple une partie d'étanchéité 44 qui porte des léchetteset qui est portée par une virole annulaire 43 solidaire des roues mobiles 26 en rotation autour de l'axe Al.
Le joint 40 forme une cavité inter-léchettes 50A s'étendant longitudinalement entre les léchettes 42 et qui est radialement délimitée d'une part par l'abradable 41 et d'autre part par la partie d'étanchéité 44.
La turbine 18 de la figure 4 comprend aussi des joints d'étanchéité dynamique 45 permettent de limiter la circulation de gaz radialement au-dessus des roues mobiles 26.
De manière similaire au joint 40, chacun des joints 45 comprend deux éléments d'étanchéité, l'un formant une pièce d'usure abradable 46, l'autre formant des léchettes 47.
Dans cet exemple, l'abradable 46 de chacun des joints 45 est fixement relié au carter 28 tandis que les léchettes 47 sont formées sur la plateforme externe 39 des aubes 36 des roues mobiles 26, de sorte que les léchettes 47 et les roues mobiles 26 sont solidaires en rotation autour de l'axe Al.
Pour chacun des joints 45, le joint 45 forme une cavité inter-léchettes 51A s'étendant longitudinalement entre les léchettes 47 de ce joint 45 et qui est radialement délimitée d'une part par I'abradable 46 de ce joint 45 et d'autre part par une partie de la plateforme externe 39 de l'aube 36 à laquelle les léchettes 47 sont reliées.
La turbine 18 de la figure 3 comprend aussi des joints d'étanchéité dynamiques 40 et 45 du même type permettant de limiter la circulation de gaz respectivement radialement en- dessous des distributeurs 25 et radialement au-dessus des roues mobiles 26.
De tels joints d'étanchéité dynamique 40 et 45 limitent ainsi mais n'empêchent pas totalement toute circulation de gaz en-dehors du conduit primaire 21A compte tenu notamment des jeux qui résultent de la dilatation thermique et du mouvement relatif des différentes pièces fixes et mobiles de la turbine 18.
Une partie du flux primaire 20A produit par conséquent un écoulement de contournement 20C tel qu'illustré schématiquement à la figure 3.
Un tel écoulement de contournement traverse plus précisément des cavités incluant dans cet exemple les cavités 50B, 50C, 51B et 51C référencés à la figure 4.
Les cavités 50B, 50C, 51B et 51C s'étendent radialement en-dehors du conduit primaire 21A, de part et d'autre des joints 40 et 45, et sont fluidiquement reliées au conduit primaire 21A par des ouvertures ou jeux entre roues mobiles 26 et distributeurs 25.
Dans cet exemple, la cavité 50B est délimitée radialement vers l'extérieur par la plateforme interne 32 des aubes 30 du distributeur 25 et axialement en aval par le joint d'étanchéité dynamique 40. La cavité 50C est également délimitée radialement vers l'extérieur par la plateforme interne 32 des aubes 30 du distributeur 25 et axialement en amont par le joint d'étanchéité dynamique 40.
Compte tenu de la position axiale relative des cavités 50B et 50C par rapport au joint 40, celles-ci sont respectivement appelées « cavité amont » et « cavité aval ».
De manière analogue, chacun des joints 45 délimite axialement une cavité amont 51B et une cavité aval 51C qui sont chacune radialement délimitées vers l'intérieur par la plateforme externe 39 des aubes 36 de la roue mobile 26 correspondante. La cavité amont 50B est fluidiquement reliée au conduit primaire 21A par une ouverture annulaire s'étendant axialement et/ou radialement entre une extrémité aval 54A de la plateforme interne 38 des aubes 36 de la roue mobile 26 située en amont du distributeur 25 et une extrémité amont 55A de la plateforme interne 32 des aubes 30 du distributeur 25.
La cavité aval 50C est fluidiquement reliée au conduit primaire 21A par une ouverture annulaire s'étendant axialement et/ou radialement entre une extrémité aval 55B de la plateforme interne 32 des aubes 30 du distributeur 25 et une extrémité amont 54B de la plateforme interne 38 des aubes 36 de la roue mobile 26 située en aval du distributeur 25.
Les cavités 51B et 51C sont elles aussi fluidiquement reliées au conduit primaire 21A de manière analogue (voir figure 4).
La figure 5 illustre schématiquement un élément d'étanchéité 59 et une partie d'une aube 60 formant un ensemble conforme à l'invention.
L'aube 60 comprend une pale 61 et une plateforme 62.
La plateforme 62 comprend un pied 62A qui s'étend à partir de la plateforme 62 radialement d'un côté opposé à la pale 61.
L'élément d'étanchéité 59 est relié au pied 62A de la plateforme 62, par exemple par brasage ou soudage.
Dans cet exemple nullement limitatif, l'aube 60 correspond à l'une des aubes 30 de l'un des distributeurs 25 de la turbine 18 de la figure 3 ou 4 de sorte que la plateforme 62 de l'aube 60 correspond à la plateforme interne 32 de cette aube 30. L'élément d'étanchéité 59 comprend dans cet exemple l'abradable 41 du joint 40 s'étendant radialement sous ce distributeur 25. Sur la figure 5, l'élément 59 illustre schématiquement l'abradable et son support.
La pale 61 de l'aube 60 comprend un bord d'attaque 63, un bord de fuite 64, un intrados (non visible) et un extrados 66. La plateforme 62 de l'aube 60 comprend une première surface 71 et une deuxième surface 72 radialement opposées l'une par rapport à l'autre.
La plateforme 62 comprend une extrémité amont 73 et une extrémité aval 74.
Dans la représentation schématique et simplifiée de la figure 5, la première surface 71 et la deuxième surface 72 sont parallèles l'une à l'autre et à la direction longitudinale L. Bien entendu, chacune de ces surfaces peut présenter une autre géométrie et être globalement orientée selon une direction oblique par rapport aux directions longitudinale L et radiale R, telle la plateforme 32 de l'aube 30 de la figure 4.
Il est représenté sur la figure 5 une ligne fictive LL1 située à équidistance du bord d'attaque 63 et du bord de fuite 64 de la pale 61.
Dans la représentation schématique et simplifiée de la figure 5, le bord d'attaque 63 et le bord de fuite 64 sont rectilignes et parallèles l'un à l'autre. Bien entendu, chacun de ces bords peut présenter une géométrie non rectiligne et être globalement orienté selon une direction oblique par rapport à la direction radiale R, telle le bord d'attaque de la pale 31 de l'aube 30 de la figure 4. De manière générale, la ligne fictive LL1 n'est donc pas nécessairement droite.
La ligne fictive LL1 délimite une partie amont PI et une partie aval P2 de la plateforme 62.
Lorsque l'aube 60 équipe l'un des distributeurs 25 de la turbine 18 de la figure 3 ou 4, la première surface 71 de la plateforme 62 délimite radialement vers l'intérieur le conduit primaire 21A et le sens SI d'écoulement du flux primaire 20A est dirigé du bord d'attaque 63 vers le bord de fuite 64 de la pale 61 et de la partie amont PI vers la partie aval P2 de la plateforme 62.
Dans ces conditions, la deuxième surface 72 de la partie amont PI de la plateforme 62 délimite radialement vers l'extérieur la cavité amont 50B, la deuxième surface 72 de la partie aval P2 de la plateforme 62 délimite radialement vers l'extérieur la cavité aval 50C et l'élément d'étanchéité 59 forme une surface 59A qui délimite radialement vers l'extérieur la cavité inter-léchettes 50A. La plateforme 62 comprend un canal interne 80 présentant une ouverture d'aspiration 81 qui débouche sur la première surface 71 de la partie amont PI de la plateforme 62 et une ouverture d'éjection 82 qui débouche sur la surface 59A formée par l'élément d'étanchéité 59. Le canal interne 80 traverse donc la plateforme 62, le pied 62A et l'élément d'étanchéité 59.
Dans cet exemple, l'ouverture d'aspiration 81 du canal interne 80 débouche plus précisément en amont du bord d'attaque 63 de la pale 61.
Comme indiqué ci-dessus, l'élément 59 de la figure 5 représente dans cet exemple à la fois l'abradable et son support. La surface 59A est donc dans cet exemple formée par l'abradable et des parties respectives du canal interne 80 sont formées d'une part par l'abradable et d'autre part par son support.
Alternativement, l'élément 59 de la figure 5 peut représenter uniquement un anneau de support pour abradable, auquel cas la surface 59A est formée par l'anneau de support. L'abradable peut comprendre des alvéoles formant une structure en nid d'abeilles de sorte que l'ouverture d'éjection 82 débouche dans une ou plusieurs de ces alvéoles qui forment ainsi des prolongements du canal interne 80 pour relier celui-ci fluidiquement à la cavité inter-léchettes 50A. L'abradable présentant une structure en nid d'abeilles ou toute autre structure peut être localement usiné de manière à améliorer ou établir une telle liaison fluidique entre le canal et la cavité inter-léchettes 50A.
L'invention couvre toute géométrie du canal interne 80 et des ouvertures d'aspiration 81 et d'éjection 82 pourvu que le canal interne 80 permette de prélever une partie du flux primaire 20A dans le conduit primaire 21A et l'éjecter dans la cavité inter-léchettes 50A sous l'effet du différentiel de pression statique entre ce conduit primaire 21A et cette cavité inter-léchettes 50A.
L'invention n'est aucunement limitée aux exemples illustrés sur les figures.
Par exemple, dans des modes de réalisation non représentés, la plateforme 62 comprend un ou plusieurs autres canaux internes fluidiquement indépendants du canal interne 80 ou fluidiquement reliés à ce canal interne 80. Indépendamment du nombre et de la géométrie des canaux internes 80, ceux-ci peuvent comprendre une ou plusieurs ouvertures d'aspiration 81 et une ou plusieurs ouvertures d'éjection 82.
Les figures 6 à 9 illustrent différents types d'ouvertures d'aspiration 81 qui débouchent toutes, dans ces exemples, sur la première surface 71 de la plateforme 62 en aval, à proximité axiale du bord d'attaque 63 de la pale 61.
Dans l'exemple de la figure 6, la plateforme 62 comprend un canal interne 80 présentant dix-sept ouvertures d'aspiration 81 de section circulaire obtenues par exemple par perçage ou fabrication additive.
Dans l'exemple de la figure 7, la plateforme 62 comprend un canal interne 80 présentant une unique ouverture d'aspiration 81 sous forme d'une rainure s'étendant dans la direction circonférentielle C.
Dans l'exemple de la figure 8, la plateforme 62 comprend un canal interne 80 présentant deux ouvertures d'aspiration 81 sous forme de rainures s'étendant selon une direction courbe de manière à longer l'intrados de la pale 61.
Dans l'exemple de la figure 9, la plateforme 62 comprend un canal interne 80 présentant une unique ouverture d'aspiration 81 correspondant à l'une des rainures de la figure 8.
De manière générale, la géométrie de la ou des ouvertures d'aspiration 81 est choisie afin de réduire les pertes de charge à l'aspiration et d'augmenter la pression totale de l'écoulement aspiré.
A cet effet, la ou des ouvertures d'aspiration 81 illustrées aux figures 6 à 9 débouchent directement dans le conduit primaire 21A sans interposition de déflecteurs, ailettes ou autres obstacles et sans déborder dans le conduit primaire 21A tel que le ferait un système d'écope.
Lorsque les ouvertures d'aspiration 81 sont multiples tel que dans l'exemple de la figure 6, les ouvertures 81 sont de préférence circulaires afin de diminuer la surface mouillée et donc les frottements avec l'air. Lorsque la ou les ouvertures d'aspiration 81 forment des bouches telles qu'illustrées aux figures ? à 9, les ouvertures 81 forment de préférence des rampes pouvant éventuellement s'étendre sur toute la largeur disponible entre pales 61 adjacentes (voir par exemple la figure 7). De telles rampes peuvent former des angles aigus ou présenter une géométrie apte à générer des tourbillons susceptibles d'augmenter la pression totale du fluide à l'entrée du canal interne 80 en aspirant de l'air hors couche limite par viscosité.
Concernant la géométrie du canal interne 80, celui-ci devrait présenter une section circulaire ou ovoïde, sans rupture de surface ou présence d'obstacle, afin de réduire la surface mouillée en contact avec l'écoulement et les pertes de charge.
En cas de section d'ouverture d'éjection 82 inférieure à une section d'ouverture d'aspiration 81, le canal interne 80 devrait présenter une restriction de section progressive permettant de conserver un Mach aussi faible que possible afin de réduire les pertes de charge.
Ces différents aspects permettent d'augmenter le débit d'air aspiré par le ou les canaux internes 80 et de réduire par conséquent l'épaisseur de la couche limite en aval de la ou des ouvertures d'aspiration 81. Il en résulte une réduction accrue des écoulements secondaires et des pertes associées.
De plus, l'augmentation du débit d'air injecté dans la cavité inter-léchettes améliore l'étanchéité du joint formant cette cavité.
Ce qui vient d'être décrit peut être mis en œuvre pour chacune des aubes 30 d'un ou plusieurs distributeurs 25 de la turbine 18 ou pour une partie seulement de ces aubes 30.
De plus, ce qui vient d'être décrit s'applique par analogie aux aubes 36 des roues mobiles 26 de la turbine 18. Ainsi, dans un mode de réalisation, une ou plusieurs aubes 36 d'une ou plusieurs roues mobiles 26 de la turbine 18 comprend une pale telle la pale 61 de l'aube 60 de la figure 5, une plateforme externe telle la plateforme 62 de l'aube 60 de la figure 5 et des léchettes reliées à cette plateforme 62 de sorte que l'au moins un canal interne 80 permette de prélever une partie du flux primaire 20A dans le conduit primaire 21A et de l'éjecter dans la cavité inter-léchettes 51A correspondante.
L'invention peut aussi être mise en œuvre dans la turbine haute pression 17 et dans une turbine d'une turbomachine différente du turboréacteur 11 de la figure 2.

Claims

Revendications
1. Ensemble pour turbine (17, 18) de turbomachine (11) s'étendant autour d'un axe longitudinal (Al), comprenant au moins une aube (60) et un élément d'étanchéité (59), cet élément d'étanchéité (59) formant un abradable (41) ou des léchettes (47) d'un joint d'étanchéité dynamique (40, 45), l'aube (60) comprenant une plateforme (62) et une pale (61) s'étendant à partir de la plateforme (62), la plateforme (62) formant une première surface (71) à partir de laquelle s'étend la pale (61) et destinée à délimiter un conduit primaire (21A) dans lequel s'étend la pale (61) afin de recevoir un fluide s'écoulant dans un sens (SI) allant d'un bord d'attaque (63) vers un bord de fuite (64) de la pale (61) et allant d'une partie amont (PI) vers une partie aval (P2) de la plateforme (62), l'élément d'étanchéité (59) étant relié à la plateforme (62) et formant une deuxième surface (59A) destinée à délimiter une cavité inter-léchettes (50A, 51A), caractérisé en ce qu'il comprend au moins un canal interne (80) traversant la plateforme (62) et présentant au moins une ouverture d'aspiration (81) qui débouche sur la première surface (71) de la partie amont (PI) de la plateforme (62) et au moins une ouverture d'éjection (82) qui débouche sur la deuxième surface (59A), l'aube (60) comportant un pied (62A) entre la plateforme (62) et l'élément d'étanchéité (59), et le canal interne (80) traversant la plateforme (62), le pied (62A) et l'élément d'étanchéité (59).
2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel l'élément d'étanchéité (59) est annulaire.
3. Ensemble selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la partie amont (PI) de la plateforme (62) est délimitée par une ligne fictive (LL1) située à équidistance du bord d'attaque (63) et du bord de fuite (64) de la pale (61).
4. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel :
- au moins l'une parmi la ou les ouvertures d'aspiration (81) est positionnée en amont du bord d'attaque (63) de la pale (61) relativement au sens d'écoulement (SI) du fluide dans le conduit primaire (21A) et/ou
- au moins l'une parmi la ou les ouvertures d'aspiration (81) est positionnée, relativement au sens d'écoulement (SI) du fluide dans le conduit primaire (21A), en aval du bord d'attaque (63) de la pale (61) et en amont du bord de fuite (64) de la pale (61).
5. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel l'au moins un canal interne (80) comprend plusieurs canaux internes fluidiquement indépendants les uns des autres et/ou plusieurs canaux internes fluidiquement reliés les uns aux autres.
6. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel l'au moins une ouverture d'aspiration (81) est disposée du côté d'un intrados de la pale (61).
7. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, comprenant ledit abradable (41, 46) et un élément de rotor (44, 39) portant lesdites léchettes (42, 47) du joint d'étanchéité dynamique (40, 45), la cavité inter-léchettes (50A, 51A) s'étendant longitudinalement entre deux desdites léchettes (42, 47) et radialement entre l'abradable (41, 46) et l'élément de rotor (44, 39) portant les léchettes (42, 47).
8. Ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel l'aube (60) est destinée à être fixée à un carter de la turbomachine (11), l'élément d'étanchéité (59) formant un abradable (41) et étant porté par un pied de l'aube (60), l'abradable (41) étant destiné à coopérer avec des léchettes (47) portées par un rotor de la turbomachine (11).
9. Turbine (17, 18) pour turbomachine (11), comprenant un ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.
10. Turbomachine (11) comprenant une turbine (17, 18) selon la revendication 9.
11. Procédé de fabrication d'un ensemble selon l'une quelconque des revendications 1 à 8, comprenant une étape de fabrication additive de l'au moins une aube (60) de cet ensemble.
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