EP4448932A1 - Rotor de turbine et plateforme pour un tel rotor - Google Patents

Rotor de turbine et plateforme pour un tel rotor

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Publication number
EP4448932A1
EP4448932A1 EP22843857.8A EP22843857A EP4448932A1 EP 4448932 A1 EP4448932 A1 EP 4448932A1 EP 22843857 A EP22843857 A EP 22843857A EP 4448932 A1 EP4448932 A1 EP 4448932A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
rotor
blade
upstream
radial wall
platform
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Pending
Application number
EP22843857.8A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Simon Jean-Marie Bernard Cousseau
Patrice Jean-Marc Rosset
Nicolas Xavier Trappier
Julian Nicolas GIRARDEAU
Patrick Joseph Marie Girard
Baptiste Dorian LAWNICZEK
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
Safran Aircraft Engines 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 Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4448932A1 publication Critical patent/EP4448932A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • 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
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/323—Locking of axial insertion type blades by means of a key or the like parallel to the axis of the rotor
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
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    • F05D2220/00—Application
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • TITLE Turbine rotor and platform for such a rotor.
  • the invention lies in the field of aircraft turbomachines, such as a turbojet or a turboprop.
  • the present invention relates to a turbomachine turbine rotor, in particular for an aircraft, and in particular a low-pressure turbine rotor comprising distinct blades and platforms.
  • a turbine rotor comprises at least one rotor disc and a plurality of blades, distributed around the periphery of this disc.
  • Each blade comprises a blade (that is to say the aerodynamic part of the blade), which is extended by a blade root and the rotor disc is provided at its periphery with a plurality of cells allowing each receiving a foot of dawn.
  • the blades designed traditionally by the lost wax casting process include platforms which are directly linked to the base of the blade and which extend circumferentially around it.
  • the air and hot gases from the combustion chamber pass through the blades of the turbine rotor.
  • the platforms have the role of delimiting radially inwards, the circulation vein of the gases which cross this turbine.
  • Blades in which the platform is separated from the blade are already known in the state of the art. This solves the aforementioned problem. However, it is then found that there are sealing problems between the platforms and the rotor disc on which the peripheral blades are mounted. DISCLOSURE OF THE INVENTION
  • An object of the invention is therefore to guarantee the seal between these platforms and the cells of the rotor disk receiving the roots of the blades.
  • Another object of the invention is to guarantee an easy assembly of the blades, the platforms and the rotor disc.
  • the invention relates to an aircraft turbomachine turbine rotor, comprising a rotor disc and a plurality of blades distributed around the periphery of this disc, each blade comprising a blade and a blade root, this disc being provided at its periphery with a plurality of cells for receiving the root of a blade.
  • this rotor comprises a plurality of platforms, each of which is inserted between two consecutive blades of the rotor, each blade comprises a coupling rib which extends in a circumferential direction from the base of the blade , the downstream end of the blade root comprises a blocking groove which opens radially outwards, each platform comprises a main wall, which is extended at its two axial ends by an upstream radial wall and by a downstream radial wall, the main wall of each platform comprises two longitudinal edges, each of these longitudinal edges comprising a groove for receiving part of the coupling rib of one of the two blades between which this platform is assembled, the height of each wall upstream radial wall is such that it extends radially inwards beyond the bottom of the cell, up to in front of the upstream face of the rotor disc, the downstream radial wall comprises a shoulder which opens radially inwards, and said rotor comprises an axial sealing and stop ring which cooperates with the locking groove of the blades and the shoulder of
  • the upstream radial wall comprises an upstream spoiler which extends axially or substantially axially. Also preferably, said upstream spoiler is positioned on the upstream radial wall so as to be level with the slot of the rotor disc.
  • the blade root must be positioned under the spoiler, in other words, the blade root must be arranged radially more inward, that is to say closer to the axis rotation of the rotor, than the spoiler. This results in positioning the blade root very far from the rotor air circulation stream and therefore very far from the blade. The result is a significant increase in the overall weight of the blade and difficulties in designing the attachment and the disc.
  • the spoiler can be positioned at the desired height, while the blade root can be brought closer of the blade. This contributes to reducing the overall mass of the blade.
  • downstream radial wall comprises a downstream spoiler which extends axially or substantially axially;
  • the blade comprises a lower surface and an upper surface
  • the coupling rib comprises a concave part on the lower surface of the blade and a convex part on the upper surface of the blade
  • the longitudinal edge of the wall is convex and includes a convex groove which receives the concave portion of the coupling rib
  • the longitudinal edge of the wall is concave and includes a concave groove which receives the convex portion of the coupling rib.
  • the upstream radial wall has, on its downstream face, a groove for receiving a portion of an annular seal, arranged between this downstream face and the upstream face of the rotor disc;
  • the main wall comprises a radially internal face and at least one stiffener which projects radially or substantially radially inwards from said radially internal face, two consecutive cells of the rotor disc are separated by a tooth and in that the end radially internal of the stiffener is in contact with the radially external face of the tooth;
  • the vanes and/or the platforms are made of a ceramic-based composite material.
  • the invention also relates to a platform for an aircraft turbine engine turbine rotor, which comprises a rotor disk and a plurality of blades distributed around the periphery of this disk, this rotor disk comprising an upstream face, each blade comprising a blade and a blade root, this disk being provided at its periphery with a plurality of cells for receiving the root of a blade and each blade comprising a coupling rib which extends in a circumferential direction from the base of the blade.
  • this platform is intended to be inserted between two consecutive blades of said rotor, in that it comprises a main wall, which is extended at its two axial ends by an upstream radial wall and by a downstream radial wall, in that the main wall of the platform comprises two longitudinal edges, each of these longitudinal edges comprising a groove allowing the reception of a part of the coupling rib of one of the two consecutive blades between which this platform is intended to be inserted, in that the height of the upstream radial wall is such that when said platform is inserted between two consecutive blades of said rotor, said upstream radial wall extends radially inwards beyond the bottom of the cell, as far as in front of the upstream face of the rotor disk, and in that the downstream radial wall comprises a shoulder which opens radially inwards.
  • the invention also relates to a turbine for an aircraft turbomachine, which comprises at least one rotor as mentioned above, the turbine preferably being a low pressure turbine.
  • the invention relates to an aircraft turbomachine which comprises at least one turbine as mentioned above.
  • FIG. 1 is a schematic view, in axial section, of a turbomachine according to the invention.
  • FIG. 2 is a perspective view of part of a blade according to the invention, seen from the upstream side.
  • FIG. 3 is a perspective view of part of a blade according to the invention, seen from the downstream side.
  • FIG. 4 is a perspective view of a platform according to the invention.
  • FIG. 5 is a perspective view of the platform of Figure 4, taken from another angle.
  • FIG. 6 is a side view of the platform of figure 4.
  • FIG. 7 is a perspective view of part of the rotor according to the invention, seen from the upstream side.
  • FIG. 8 is a perspective view of part of the rotor according to the invention, seen from the downstream side.
  • FIG. 9 is a view similar to that of Figure 8, in which an additional platform has been added.
  • turbomachine In Figure 1, one can see an embodiment of a turbomachine according to the invention. This is a turbomachine with double flow and double body. However, it could be a turbine engine of another type, single-flow or single-spool, without departing from the scope of the invention.
  • the turbomachine 1 has a central longitudinal axis X around which its various components extend. It comprises successively, from upstream to downstream, (the upstream and downstream being defined with respect to the direction F of gas flow through this turbomachine): a fan 10, a low pressure compressor 11, a high pressure compressor 12, a combustion chamber 13, a high pressure turbine 14 and a low pressure turbine 15.
  • the air After having passed through the fan 10, the air is divided into a central primary flow 16 and a peripheral secondary flow 17.
  • This primary flow 16 flows in a main gas circulation vein 18, successively crossing the compressors 11 and 12 , the combustion chamber 13 and the turbines 14 and 15.
  • Each turbine comprises several successive stages, each of which comprises a distributor and a rotor 2.
  • this rotor 2 comprises a rotor disc 3 and a plurality of vanes A, distributed circumferentially around this disc.
  • the rotor disc 3 has a central longitudinal axis X1, which also constitutes its axis of rotation. When the rotor 2 is in place in the turbomachine, this axis X1 is collinear with the longitudinal axis X of the turbomachine.
  • the rotor disc 3 also has an upstream face 32 and a downstream face 33.
  • Each cell 30 preferably extends axially, that is to say along a longitudinal axis X2, parallel to the axis X1.
  • Each cell 30 is intended to receive the root of a blade 4 and for this purpose has a shape complementarity therewith.
  • each cell 30 has a cross section in the shape of a dovetail.
  • Each blade 4 comprises a blade 40, which is extended by a stilt 41 then by a blade root 42.
  • Each blade root 42 has a cross section, here in the shape of a dovetail, which allows it to be inserted axially into a cell 30.
  • each blade root 42 has an upstream face 421 and a downstream face 422.
  • the blade 40 has an intrados 401, an extrados 402, a leading edge 403 oriented on the upstream side of the rotor and a trailing edge 404.
  • the blade 4 further comprises a coupling rib 43, which extends circumferentially around the base of the blade 40.
  • base of the blade is meant the part of the blade located just next to the stilt 41 .
  • the coupling rib 43 substantially matches the contour of the blade 40, and preferably also the rib 43 is perpendicular or substantially perpendicular to the profile of the blade, so that it comprises a concave part 431 and a convex part 432, respectively on the intrados side 401 of the blade and on the extrados side 402.
  • the parts 431 and 432 of the rib 43 meet upstream, close to the leading edge 403 of the blade 40 and also meet downstream, close of the trailing edge 404 of the blade, so that the coupling rib 43 extends over the entire circumference of the blade 40.
  • the parts 431 and 432 could also not meet near the leading edge 403 and/or near the trailing edge 404 of the blade
  • the blade 4 includes another axial locking device 44 of the blade root 42 inside the cell 30 of the rotor disc 3.
  • This axial locking device 44 comprises an axial tab 441, which extends axially from the lower part of the downstream face 422 of the blade root 42.
  • the axial tab 441 comprises a locking groove 442 which opens radially outwards (with reference to the position that the blade 4 occupies when it is arranged on the rotor disc 3).
  • the groove 442 extends perpendicular to the axis of the blade root 42.
  • the rotor 2 further comprises a plurality of platforms 5, distinct from the blades 4 and which are arranged around the rotor disc 3, so that each platform 5 is inserted between two consecutive blades 4 of the rotor disc .
  • the platform 5 comprises a main wall 50 which is extended at its two axial ends respectively by an upstream radial wall 51 and by a downstream radial wall 52.
  • radial wall is meant a wall which is radial or substantially radial when the platform 5 is in its normal position of use, that is to say inserted between two consecutive blades of the rotor.
  • the main wall 50 is inclined from upstream and from the bottom upwards and downstream. This makes it possible to have a strong vein slope, typical of the first stage of a fast low pressure turbine.
  • the wall 50 could be inclined in the other direction or extend axially (without inclination).
  • the main wall 50 includes two longitudinal edges 501 and 502.
  • the longitudinal edge 501 is convex and the longitudinal edge 502 is concave.
  • the respective degrees of curvature of the edges 501 and 502 are configured so that when a platform 5 is placed between two consecutive blades, its edge 501 matches the shape of the lower surface 401 of one of these two blades. and that its edge 502 matches the shape of the extrados 402 of the other of these two blades, so as to ensure the continuity of the main vein 18.
  • the convex longitudinal edge 501 comprises a convex groove 503 for receiving the concave part 431 of the coupling rib 43 of one of the two blades 4 between which the platform 5 is arranged and the concave longitudinal edge 502 comprises a concave groove 504 for receiving the convex part 432 of the coupling rib 43 of the other of the two vanes 4 between which the platform 5 is arranged.
  • the upstream radial wall 51 is of sufficient height H (see FIG. 5) so that when the platform 5 is in place on the rotor disc 3, as shown in FIG. 7, this wall 51 extends in front of a left or right half of the upstream opening of the cell 30 and also radially inwards, beyond the bottom of the cell 30, up to in front of a part of the upstream face 32 of the rotor disc 3
  • This upstream radial wall 51 thus contributes to sealing at the level of the cells 30.
  • the upstream radial wall 51 may have on its downstream face 510 (that is to say the one facing the rotor disc 3 when the platform 5 is in place), a groove 511 slightly arcuate, suitable for receiving a portion of an annular seal 6, which is pressed against the upstream face 32 of the disc 3.
  • the upstream radial wall 51 is provided with an upstream spoiler 512 which extends axially or substantially axially upstream from the upstream face 513 of the radial wall 51 .
  • downstream radial wall 52 is provided with a downstream spoiler 521, which extends axially or substantially axially downstream from the downstream face 522 of the radial wall 52.
  • the platform 5 is independent of the blade 4 makes it possible to position the upstream spoiler 512 lower (that is to say closer to the axis X1) than the downstream spoiler 521 and this all the more so as the wall 50 is inclined, while having no impact on the position of the blade root 42. It is thus possible to keep a butt 41 of low height.
  • the downstream radial wall 52 is also provided with a shoulder 523, provided on the upstream face 524 of the wall 52. This shoulder 523 opens radially inwards.
  • the main wall 50 of the platform 5 comprises at least one stiffener 53 which projects inwards from its radially internal face 500.
  • the platform 5 comprises two stiffeners 53. She could understand more.
  • the stiffeners are perpendicular to the median longitudinal axis of the wall 50. This or these stiffeners could also be arranged along the median longitudinal axis of the wall 50 and be straight (s) or curved (s) to match the radius of curvature of the edges 501 and 502.
  • the assembly of the various parts is advantageously carried out as follows:
  • an axial sealing and stop ring 7 is then inserted, which is flat and annular, so that its radially inner edge is inserted into the grooves 442 of the axial lugs 441 of the blades 4 and that its radially outer edge is inserted into the shoulders 523 of the platforms 5.
  • This sealing ring 7 can be provided with notches, not visible in the figures, to achieve an assembly by dog clutching or be made up of several annular portions, assembled end-to-end.
  • Each blade 4 is thus stopped axially upstream by the radial upstream wall 51, which is itself stopped axially on the rotor disc 3, (see figure 7) and is stopped axially downstream by the ring 7.
  • the blades 4 and the platforms 5 are made of composite material based on ceramics (CMC) and because they are distinct, this makes it possible to easily orient the fibers constituting them and to not have fibers to right angle between the blades and the platforms.
  • CMC ceramics
  • the blades 4 and the platforms 5 could also be made of metal without departing from the scope of the invention.

Landscapes

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

Abstract

La présente invention concerne un rotor (2) de turbine de turbomachine d'aéronef, comprenant un disque de rotor (3) muni à sa périphérie d'une pluralité d'alvéoles (30) de réception du pied (42) d'une aube (4). Ce rotor est remarquable en ce que chaque aube (4) comprend une nervure d'accouplement circonférentielle, en ce qu'il comprend une pluralité de plateformes (5), qui comprennent une paroi principale (50) qui se prolonge à ses deux extrémités par une paroi radiale amont (51) et par une paroi radiale aval (52), les deux bords longitudinaux de chaque plateforme comprenant une gorge (504) de réception d'une partie de ladite nervure d'accouplement de l'une des deux aubes (4) entre lesquelles cette plateforme (5) est assemblée et en ce que la hauteur de chaque paroi radiale amont (51) est telle qu'il s'étend radialement vers l'intérieur au-delà du fond de l'alvéole (30), jusque devant la face amont (32) du disque de rotor (3).

Description

DESCRIPTION
TITRE : Rotor de turbine et plateforme pour un tel rotor.
DOMAINE DE L'INVENTION
L'invention se situe dans le domaine des turbomachines d’aéronefs, telles qu’un turboréacteur ou un turbopropulseur.
La présente invention concerne un rotor de turbine de turbomachine notamment d’aéronef, et en particulier un rotor de turbine basse pression comprenant des aubes et des plateformes distinctes.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Un rotor de turbine comprend au moins un disque de rotor et une pluralité d’aubes, réparties à la périphérie de ce disque. Chaque aube comprend une pale (c’est-à-dire la partie aérodynamique de l’aube), qui se prolonge par un pied d’aube et le disque de rotor est pourvu à sa périphérie, d’une pluralité d’alvéoles permettant chacune la réception d’un pied d’aube.
Les aubes mobiles conçues traditionnellement par le procédé de fonderie à cire perdue comprennent des plateformes qui sont liées directement à la base de la pale et qui s’étendent circonférentiellement autour de celle-ci.
Dans une turbomachine, l’air et les gaz chauds issus de la chambre de combustion traversent l’aubage du rotor de la turbine. Les plateformes ont pour rôle de délimiter radialement vers l’intérieur, la veine de circulation des gaz qui traversent cette turbine.
La mise en place d’aubes réalisées en matériaux composites à matrice céramique (connus sous l’acronyme « CMC »), dans les turbines et notamment les turbines basse pression dites « rapides », (c’est-à-dire qui tournent à grande vitesse), nécessite des aménagements de forme et une simplification de l’âme tissée de la pale.
En effet, la réalisation d’une plateforme monobloc avec la pale impose d’utiliser un tissu dont les fibres sont perpendiculaires à celle du profil de la pale, ce qui pose des problèmes de réalisation.
On connaît déjà dans l’état de la technique des aubes dans lesquelles la plateforme est dissociée de la pale. Ceci permet de résoudre le problème précité. Toutefois, on constate alors qu’il existe des problèmes d’étanchéité entre les plateformes et le disque de rotor sur lequel les aubes périphériques sont montées. EXPOSE DE L'INVENTION
Un but de l’invention est donc de garantir l’étanchéité entre ces plateformes et les alvéoles du disque de rotor recevant les pieds des aubes.
Un autre but de l’invention est de garantir un assemblage facile des aubes, des plateformes et du disque de rotor.
À cet effet, l’invention concerne un rotor de turbine de turbomachine d’aéronef, comprenant un disque de rotor et une pluralité d’aubes réparties à la périphérie de ce disque, chaque aube comprenant une pale et un pied d’aube, ce disque étant muni à sa périphérie d’une pluralité d’alvéoles de réception du pied d’une aube.
Conformément à l’invention, ce rotor comprend une pluralité de plateformes, chacune d’entre elles étant insérée entre deux aubes consécutives du rotor, chaque aube comprend une nervure d’accouplement qui s’étend selon une direction circonférentielle depuis la base de la pale, l’extrémité aval du pied d’aube comprend une rainure de blocage qui débouche radialement vers l’extérieur, chaque plateforme comprend une paroi principale, qui se prolonge à ses deux extrémités axiales par une paroi radiale amont et par une paroi radiale aval, la paroi principale de chaque plateforme comprend deux bords longitudinaux, chacun de ces bords longitudinaux comprenant une gorge de réception d’une partie de la nervure d’accouplement de l’une des deux aubes entre lesquelles cette plateforme est assemblée, la hauteur de chaque paroi radiale amont est telle qu’il s’étend radialement vers l’intérieur au-delà du fond de l’alvéole, jusque devant la face amont du disque de rotor, la paroi radiale aval comprend un épaulement qui débouche radialement vers l’intérieur, et ledit rotor comprend un jonc d’étanchéité et d’arrêt axial qui coopère avec la rainure de blocage des aubes et l’épaulement de la paroi radiale radial aval pour retenir axialement le pied d’aube dans l’alvéole dans laquelle il est reçu.
Grâce à ces caractéristiques de l'invention, et notamment grâce au fait que l’ensemble des parois radiales s’étendent devant les alvéoles et jusque devant la face amont du disque de rotor, l’étanchéité est assurée entre ces plateformes et les alvéoles du disque de rotor.
De plus, comme la nervure d’accouplement de l’aube est reçue dans des gorges ménagées dans la plate-forme indépendante, il existe un certain frottement au niveau de cette liaison et ceci permet d’apporter de l’amortissement vibratoire entre les deux pièces. De préférence, la paroi radiale amont comprend un becquet amont qui s’étend axialement ou sensiblement axialement. De préférence également, ledit becquet amont est positionné sur la paroi radiale amont de façon à être au niveau de l’alvéole du disque de rotor.
Ces caractéristiques sont également avantageuses par rapport à l’état de la technique dans lequel la plate-forme, et donc le becquet amont, sont monoblocs avec l’aube. Dans ce cas, le pied d’aube doit être positionné sous le becquet, en d’autres termes, le pied d’aube doit être disposé radialement davantage vers l’intérieur, c’est-à-dire plus proche de l’axe de rotation du rotor, que le becquet. Ceci conduit à positionner le pied d’aube très loin de la veine de circulation d’air du rotor et donc très loin de la pale. Il s’en suit une augmentation importante de la masse globale de l’aube et des difficultés de conception de l’attache et du disque.
Grâce à ces caractéristiques de l'invention, et notamment au fait que le becquet amont est positionné sur la plateforme qui est indépendante de l’aube, le becquet peut être positionné à la hauteur souhaitée, tandis que le pied d’aube peut être rapproché de la pale. Ceci contribue à réduire la masse globale de l’aube.
Selon d'autres caractéristiques avantageuses et non limitatives de l'invention, prises seules ou en combinaison :
- ladite paroi radiale aval comprend un becquet aval qui s’étend axialement ou sensiblement axialement ;
- la pale comprend un intrados et un extrados, en ce que la nervure d’accouplement comprend une partie concave sur l’intrados de la pale et une partie convexe sur l’extrados de la pale, le bord longitudinal de la paroi est convexe et comprend une gorge convexe qui reçoit la partie concave de la nervure d’accouplement et le bord longitudinal de la paroi est concave et comprend une gorge concave qui reçoit la partie convexe de la nervure d’accouplement. ;
- la paroi radiale amont présente sur sa face aval, une rainure de réception d’une portion d’un joint d’étanchéité annulaire, disposé entre cette face aval et la face amont du disque de rotor ;
- la paroi principale comprend une face radialement interne et au moins un raidisseur qui fait saillie radialement ou sensiblement radialement vers l’intérieur depuis ladite face radialement interne, deux alvéoles consécutives du disque de rotor sont séparées par une dent et en ce que l’extrémité radialement interne du raidisseur est au contact de la face radialement externe de la dent ; - les aubes et/ou les plateformes sont réalisées en matériau composite à base de céramique.
L’invention concerne également une plateforme pour un rotor de turbine de turbomachine d’aéronef, qui comprend un disque de rotor et une pluralité d’aubes réparties à la périphérie de ce disque, ce disque de rotor comprenant une face amont, chaque aube comprenant une pale et un pied d’aube, ce disque étant muni à sa périphérie d’une pluralité d’alvéoles de réception du pied d’une aube et chaque aube comprenant une nervure d’accouplement qui s’étend selon une direction circonférentielle depuis la base de la pale.
Conformément à l’invention, cette plateforme est destinée à être insérée entre deux aubes consécutives dudit rotor, en ce qu’elle comprend une paroi principale, qui se prolonge à ses deux extrémités axiales par une paroi radiale amont et par une paroi radiale aval, en ce que la paroi principale de la plateforme comprend deux bords longitudinaux, chacun de ces bords longitudinaux comprenant une gorge permettant la réception d’une partie de la nervure d’accouplement de l’une des deux aubes consécutives entre lesquelles cette plateforme est destinée à être insérée, en ce que la hauteur de la paroi radiale amont est telle que lorsque ladite plateforme est insérée entre deux aubes consécutives dudit rotor, ladite paroi radiale amont s’étend radialement vers l’intérieur au-delà du fond de l’alvéole, jusque devant la face amont du disque de rotor, et en ce que la paroi radiale aval comprend un épaulement qui débouche radialement vers l’intérieur.
L'invention concerne également une turbine pour turbomachine d’aéronef, qui comprend au moins un rotor tel que précité, la turbine étant préférentiellement une turbine basse pression.
Enfin, l’invention concerne une turbomachine d’aéronef qui comprend au moins une turbine telle que précitée.
DESCRIPTION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
[Fig. 1] est une vue schématique, en coupe axiale, d’une turbomachine selon l’invention.
[Fig. 2] est une vue en perspective d’une partie d’une aube conforme à l’invention, vue du côté amont.
[Fig. 3] est une vue en perspective d’une partie d’une aube conforme à l’invention, vue du côté aval. [Fig. 4] est une vue en perspective d’une plateforme conforme à l’invention.
[Fig. 5] est une vue en perspective de la plateforme de la figure 4, prise selon un autre angle de vue.
[Fig. 6] est une vue de côté de la plateforme de la figure 4.
[Fig. 7] est une vue en perspective d’une partie du rotor conforme à l’invention, vue du côté amont.
[Fig. 8] est une vue en perspective d’une partie du rotor conforme à l’invention, vue du côté aval.
[Fig. 9] est une vue similaire à celle de la figure 8, dans laquelle une plateforme supplémentaire a été ajoutée.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
Sur la figure 1 , on peut voir un mode de réalisation d’une turbomachine conforme à l’invention. Il s’agit ici d’une turbomachine à double flux et à double corps. Toutefois, il pourrait s’agir d’une turbomachine d’un autre type, à simple flux ou à simple corps, sans pour autant sortir du cadre de l’invention.
La turbomachine 1 présente un axe central longitudinal X autour duquel s’étendent ses différents composants. Elle comprend successivement, de l’amont vers l’aval, (l’amont et l’aval étant définis par rapport à la direction F d’écoulement des gaz à travers cette turbomachine) : une soufflante 10, un compresseur basse pression 11 , un compresseur haute pression 12, une chambre de combustion 13, une turbine haute pression 14 et une turbine basse pression 15.
Après avoir traversé la soufflante 10, l’air se divise en un flux primaire central 16 et un flux secondaire périphérique 17. Ce flux primaire 16 s’écoule dans une veine principale de circulation des gaz 18, en traversant successivement les compresseurs 11 et 12, la chambre de combustion 13 et les turbines 14 et 15.
Chaque turbine comprend plusieurs étages successifs dont chacun comprend un distributeur et un rotor 2.
En se reportant aux figures 7 à 9, on peut voir que ce rotor 2 conforme à l’invention comprend un disque de rotor 3 et une pluralité d’aubes A, réparties circonférentiellement autour de ce disque. Le disque de rotor 3 présente un axe longitudinal central X1 , qui constitue également son axe de rotation. Lorsque le rotor 2 est en place dans la turbomachine, cet axe X1 est colinéaire avec l’axe longitudinal X de la turbomachine.
Le disque de rotor 3 présente sur la totalité de sa circonférence, une pluralité d’alvéoles 30 et deux alvéoles 30 successives sont séparées par une dent 31 .
Le disque de rotor 3 présente en outre une face amont 32 et une face aval 33.
Chaque alvéole 30 s’étend de préférence axialement, c’est-à-dire selon un axe longitudinal X2, parallèle à l’axe X1 .
Chaque alvéole 30 est destinée à recevoir le pied d’une aube 4 et à cet effet, présente une complémentarité de forme avec celui-ci. Dans l’exemple représenté sur les figures, chaque alvéole 30 présente une section transversale en forme de queue d’aronde.
L’aube 4 va maintenant être décrite plus en détail en faisant référence aux figures 2 et 3.
Chaque aube 4 comprend une pale 40, qui se prolonge par une échasse 41 puis par un pied d’aube 42. Chaque pied d’aube 42 présente une section transversale, ici en forme de queue d’aronde, qui lui permet d’être inséré axialement dans une alvéole 30.
En outre, chaque pied d’aube 42 présente une face amont 421 et une face aval 422.
La pale 40 présente un intrados 401 , un extrados 402, un bord d’attaque 403 orienté du côté amont du rotor et un bord de fuite 404.
L’aube 4 comprend en outre une nervure d’accouplement 43, qui s’étend circonférentiellement autour de la base de la pale 40. Par « base de la pale », on entend la partie de la pale située juste à côté de l’échasse 41 .
De préférence, la nervure d’accouplement 43 épouse sensiblement le contour de la pale 40, et de préférence également la nervure 43 est perpendiculaire ou sensiblement perpendiculaire au profil de la pale, de sorte qu’elle comprend une partie concave 431 et une partie convexe 432, respectivement du côté intrados 401 de la pale et du côté extrados 402.
Dans l’exemple de réalisation représenté sur les figures, les parties 431 et 432 de la nervure 43 se rejoignent vers l’amont, à proximité du bord d’attaque 403 de la pale 40 et se rejoignent également vers l’aval, à proximité du bord de fuite 404 de la pale, de sorte que la nervure d’accouplement 43 s’étend sur la totalité de la circonférence de la pale 40. Selon une autre variante de réalisation non représentée sur les figures, les parties 431 et 432 pourraient également ne pas se rejoindre à proximité du bord d’attaque 403 et/ou à proximité du bord de fuite 404 de la pale
L’aube 4 comprend un autre un dispositif de blocage axial 44 du pied d’aube 42 à l’intérieur de l’alvéole 30 du disque de rotor 3.
Ce dispositif de blocage axial 44 comprend une patte axiale 441 , qui s’étend axialement depuis la partie inférieure de la face aval 422 du pied d’aube 42. La patte axiale 441 comprend une rainure de blocage 442 qui débouche radialement vers l’extérieur (par référence à la position que l’aube 4 occupe lorsqu’elle est disposée sur le disque de rotor 3). La rainure 442 s’étend perpendiculairement à l’axe du pied d’aube 42.
Conformément à l’invention, le rotor 2 comprend en outre une pluralité de plateformes 5, distinctes des aubes 4 et qui sont disposées autour du disque de rotor 3, de sorte que chaque plateforme 5 soit insérée entre deux aubes 4 consécutives du disque de rotor.
Sur les figures 4 à 6, on peut voir un exemple de réalisation d’une telle plateforme 5.
La plateforme 5 comprend une paroi principale 50 qui se prolonge à ses deux extrémités axiales respectivement par une paroi radiale amont 51 et par une paroi radiale aval 52. Par paroi « radiale », on entend une paroi qui est radiale ou sensiblement radiale lorsque la plateforme 5 est dans sa position normale d’utilisation, c’est-à-dire insérée entre deux aubes consécutives du rotor.
De façon avantageuse, et comme on peut le voir sur les figures, la paroi principale 50 est inclinée de l’amont et du bas vers le haut et l’aval. Ceci permet d’avoir une pente de veine forte, typique du premier étage d’une turbine basse pression rapide. Toutefois, selon d’autres variantes de réalisation, la paroi 50 pourraient être inclinée dans l’autre sens ou s’étendre axialement (sans inclinaison).
La paroi principale 50 comprend deux bords longitudinaux 501 et 502.
De préférence, le bord longitudinal 501 est convexe et le bord longitudinal 502 est concave. En outre, les degrés d’incurvation respectifs des bords 501 et 502 sont configurés pour que lorsque qu’une plateforme 5 est disposée entre deux aubes consécutives, son bord 501 épouse la forme de l’intrados 401 de l’une de ces deux aubes et que son bord 502 épouse la forme de l’extrados 402 de l’autre de ces deux aubes, de façon à assurer la continuité de la veine principale 18.
De plus, le bord longitudinal convexe 501 comprend une gorge convexe 503 de réception de la partie concave 431 de la nervure d’accouplement 43 de l’une des deux aubes 4 entre lesquelles la plateforme 5 est disposée et le bord longitudinal concave 502 comprend une gorge concave 504 de réception de la partie convexe 432 de la nervure d’accouplement 43 de l’autre des deux aubes 4 entre lesquelles la plateforme 5 est disposée.
En outre, la paroi radiale amont 51 est d’une hauteur H (voir figure 5) suffisante pour que lorsque la plateforme 5 est en place sur le disque de rotor 3, comme représenté sur la figure 7, cette paroi 51 s’étende devant une moitié gauche ou droite de l’ouverture amont de l’alvéole 30 et également radialement vers l’intérieur, au-delà du fond de l’alvéole 30, jusqu’à devant une partie de la face amont 32 du disque de rotor 3. Cette paroi radiale amont 51 participe ainsi à réaliser l’étanchéité au niveau des alvéoles 30.
De façon avantageuse et afin de renforcer encore cette étanchéité, la paroi radiale amont 51 peut présenter sur sa face aval 510, (c’est-à-dire celle tournée vers le disque de rotor 3 lorsque la plateforme 5 est en place), une rainure 511 légèrement en arc de cercle, apte à recevoir une portion d’un joint d’étanchéité annulaire 6, qui est plaqué contre la face amont 32 du disque 3.
En outre, de préférence, la paroi radiale amont 51 est munie d’un becquet amont 512 qui s’étend axialement ou sensiblement axialement vers l’amont depuis la face amont 513 de la paroi radiale 51 .
De préférence également, la paroi radiale aval 52 est muni d’un becquet aval 521 , qui s’étend axialement ou sensiblement axialement vers l’aval depuis la face aval 522 de la paroi radiale 52.
Le fait que la plateforme 5 soit indépendante de l’aube 4 permet de positionner le becquet amont 512 plus bas (c’est-à-dire plus proche de l’axe X1 ) que le becquet aval 521 et ce d’autant plus que la paroi 50 est inclinée, tout en n’ayant pas d’impact sur la position du pied d’aube 42. Il est ainsi possible de conserver une échasse 41 de faible hauteur.
La paroi radiale aval 52 est également munie d’un épaulement 523, ménagé sur la face amont 524 de la paroi 52. Cet épaulement 523 débouche radialement vers l’intérieur.
Enfin, de façon avantageuse, la paroi principale 50 de la plateforme 5 comprend au moins un raidisseur 53 qui fait saillie vers l’intérieur, depuis sa face radialement interne 500. Dans l’exemple de réalisation représenté sur les figures, la plateforme 5 comprend deux raidisseurs 53. Elle pourrait en comprendre davantage.
De même, dans l’exemple de réalisation représenté sur les figures, les raidisseurs sont perpendiculaires à l’axe longitudinal médian de la paroi 50. Ce ou ces raidisseurs pourrai(en)t également être disposé(s) selon l’axe longitudinal médian de la paroi 50 et être rectiligne(s) ou incurvé(s) pour épouser le rayon de courbure des bords 501 et 502. Le montage des différentes pièces est avantageusement réalisé de la façon suivante :
Toutes les aubes 4 et les plateformes 5 sont assemblées entre elles et sont ensuite insérées dans le disque de rotor 3, depuis la face amont 32 de celui-ci, de façon que les pieds d’aube 42 coulissent dans les alvéoles 30. On notera à cet effet que la paroi radiale aval 52 est d’une hauteur suffisamment faible pour permettre ce coulissement.
Comme on peut le voir sur les figures 8 et 9, on insère ensuite un jonc d’étanchéité et d’arrêt axial 7, qui est plan et annulaire, de sorte que son bord radialement interne soit inséré dans les rainures 442 des pattes axiales 441 des aubes 4 et que son bord radialement externe soit inséré dans les épaulements 523 des plateformes 5.
Ce jonc d’étanchéité 7 peut être muni d’encoches, non visibles sur les figures, pour réaliser un montage par crabotage ou être constitué de plusieurs portions annulaires, assemblées bout-à-bout.
Chaque aube 4 est ainsi arrêtée axialement à l’amont par la paroi radiale amont 51 , qui est elle-même arrêtée axialement sur le disque de rotor 3, (voir figure 7) et est arrêtée axialement à l’aval par le jonc 7.
Le montage de ces différents éléments est donc simple.
Comme cela apparaît mieux sur les figures 7 et 9, lorsque les plateformes 5 sont en place, leurs raidisseurs respectifs 53 reposent contre le sommet des dents 30 du disque de rotor et la hauteur de chacun de ces raidisseurs 53 est donc adaptée en conséquence. Cela permet également, dans les phases d’arrêt du moteur, d’assurer le positionnement radial des plateformes.
De façon avantageuse, les aubes 4 et les plateformes 5 sont réalisés en matériau composite à base de céramique (CMC) et du fait qu’elles sont distinctes, ceci permet d’orienter aisément les fibres les constituant et de ne pas avoir de fibres à angle droit entre les aubes et les plateformes. Toutefois, les aubes 4 et les plateformes 5 pourraient également être réalisées en métal sans pour autant sortir du cadre de l’invention.

Claims

REVENDICATIONS
1. Rotor (2) de turbine de turbomachine d’aéronef, comprenant un disque de rotor (3) et une pluralité d’aubes (4) réparties à la périphérie de ce disque, chaque aube comprenant une pale (40) et un pied d’aube (42), ce disque (3) étant muni à sa périphérie d’une pluralité d’alvéoles (30) de réception du pied (42) d’une aube, ce rotor (2) étant caractérisé
-en ce qu’il comprend une pluralité de plateformes (5), chacune d’entre elles étant insérée entre deux aubes (4) consécutives du rotor,
-en ce que chaque aube (4) comprend une nervure d’accouplement (43) qui s’étend selon une direction circonférentielle depuis la base de la pale (40),
-en ce que l’extrémité aval du pied d’aube (42) comprend une rainure de blocage (442) qui débouche radialement vers l’extérieur,
-en ce que chaque plateforme (5) comprend une paroi principale (50), qui se prolonge à ses deux extrémités axiales par une paroi radiale amont (51 ) et par une paroi radiale aval (52), -en ce que la paroi principale (50) de chaque plateforme (5) comprend deux bords longitudinaux (501 , 502), chacun de ces bords longitudinaux (501 , 502) comprenant une gorge (503, 504) de réception d’une partie de la nervure d’accouplement (43) de l’une des deux aubes (4) entre lesquelles cette plateforme (5) est assemblée,
-en ce que la hauteur (H) de chaque paroi radiale amont (51 ) est telle qu’elle s’étend radialement vers l’intérieur au-delà du fond de l’alvéole (30), jusque devant la face amont (32) du disque de rotor (3),
-en ce que la paroi radiale aval (52) comprend un épaulement (523) qui débouche radialement vers l’intérieur, et en ce que ledit rotor (2) comprend un jonc d’étanchéité et d’arrêt axial (7) qui coopère avec la rainure de blocage (442) des aubes (4) et l’épaulement (523) de la paroi radiale aval (52) pour retenir axialement le pied d’aube (42) dans l’alvéole (30) dans laquelle il est reçu.
2. Rotor selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la paroi radiale amont (51 ) comprend un becquet amont (512) qui s’étend axialement ou sensiblement axialement.
3. Rotor selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit becquet amont (512) est positionné sur la paroi radiale amont (51 ) de façon à être au niveau de l’alvéole (30) du disque de rotor (3).
4. Rotor selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite paroi radiale aval (52) comprend un becquet aval (521 ) qui s’étend axialement ou sensiblement axialement.
5. Rotor selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la pale (40) comprend un intrados (401 ) et un extrados (402), en ce que la nervure d’accouplement (43) comprend une partie concave (431 ) sur l’intrados (401 ) de la pale (40) et une partie convexe (432) sur l’extrados (402) de la pale (40), en ce que le bord longitudinal (501 ) de la paroi (50) est convexe et comprend une gorge convexe (503) qui reçoit la partie concave (431 ) de la nervure d’accouplement (43) et en ce que le bord longitudinal (502) de la paroi (50) est concave et comprend une gorge concave (504) qui reçoit la partie convexe (432) de la nervure d’accouplement (43).
6. Rotor selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la paroi radiale amont (51 ) présente sur sa face aval (510), une rainure (511 ) de réception d’une portion d’un joint d’étanchéité annulaire (6), disposé entre cette face aval (510) et la face amont (32) du disque de rotor (3).
7. Rotor selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la paroi principale (50) comprend une face radialement interne (500) et au moins un raidisseur (53) qui fait saillie radialement ou sensiblement radialement vers l’intérieur depuis ladite face radialement interne (500), en ce que deux alvéoles (30) consécutives du disque de rotor (3) sont séparées par une dent (31 ) et en ce que l’extrémité radialement interne du raidisseur (53) est au contact de la face radialement externe de la dent (31 ).
8. Rotor selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les aubes (4) et/ou les plateformes (5) sont réalisées en matériau composite à base de céramique.
9. Plateforme (5) pour un rotor (2) de turbine de turbomachine d’aéronef, qui comprend un disque de rotor (3) et une pluralité d’aubes (4) réparties à la périphérie de ce disque, ce disque de rotor comprenant une face amont (32), chaque aube comprenant une pale (40) et un pied d’aube (42), ce disque (3) étant muni à sa périphérie d’une pluralité d’alvéoles (30) de réception du pied (42) d’une aube et chaque aube (4) comprenant une nervure d’accouplement (43) qui s’étend selon une direction circonférentielle depuis la base de la pale (40), cette plateforme étant caractérisée en ce qu’elle est destinée à être insérée entre deux aubes (4) consécutives dudit rotor (2),
-en ce qu’elle comprend une paroi principale (50), qui se prolonge à ses deux extrémités axiales par une paroi radiale amont (51 ) et par une paroi radiale aval (52),
-en ce que la paroi principale (50) de la plateforme (5) comprend deux bords longitudinaux (501 , 502), chacun de ces bords longitudinaux (501 , 502) comprenant une gorge (503, 504) permettant la réception d’une partie de la nervure d’accouplement (43) de l’une des deux aubes (4) consécutives entre lesquelles cette plateforme (5) est destinée à être insérée,
-en ce que la hauteur (H) de la paroi radiale amont (51 ) est telle que lorsque ladite plateforme (5) est insérée entre deux aubes (4) consécutives dudit rotor (2), ladite paroi radiale amont (51 ) s’étend radialement vers l’intérieur au-delà du fond de l’alvéole (30), jusque devant la face amont (32) du disque de rotor (3),
-et en ce que la paroi radiale aval (52) comprend un épaulement (523) qui débouche radialement vers l’intérieur.
10. Turbine pour turbomachine d’aéronef, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un rotor (2) selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, la turbine étant préférentiellement une turbine basse pression (15).
11. Turbomachine d’aéronef (1 ), caractérisée en ce qu'elle comprend au moins une turbine selon la revendication précédente.
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