FR2891594A1 - Aube de compresseur a sommet chanfreine - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne une aube de compresseur (24) pour disque rotatif d'un moteur à turbine (12) ayant des axes orthogonaux longitudinal (X), tangentiel (Y) et radial (Z), ladite aube (24) s'étendant radialement entre un pied (28) et un sommet (30) et longitudinalement entre un bord d'attaque (36) et un bord de fuite (38), ladite aube (24) étant destinée à tourner à l'intérieur d'une virole externe de stator (18) dont la surface est recouverte d'un matériau abradable (40).L'invention se caractérise en ce que le sommet (30) de l'aube (24) présente au moins un chanfrein en vue de réduire la surface de contact susceptible d'exister entre le sommet de l'aube (24) et le matériau abradable (40).

Description

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La présente invention concerne le domaine des moteurs à turbine à gaz, et notamment les compresseurs de ces moteurs.
Elle concerne plus particulièrement une aube de compresseur pour un tel moteur, ayant des axes orthogonaux longitudinal, tangentiel et radial, ladite aube s'étendant radialement entre un pied et un sommet et longitudinalement entre un bord d'attaque et un bord de fuite, ladite aube étant destinée à tourner à l'intérieur d'une virole externe de stator dont la surface est recouverte d'un matériau abradable.
Un moteur à turbine à gaz comprend traditionnellement une section de combustion et une section de turbine disposée en aval d'une section de compression. Un passage annulaire pour l'écoulement d'un flux gazeux s'étend axialement à travers ces différentes sections du moteur. Le flux gazeux est comprimé par la section de compression avant d'être mélangé et brûlé avec un combustible dans la section de combustion. Les gaz issus de cette combustion traversent ensuite la section de turbine afin de fournir une poussée de propulsion et d'entraîner les turbines, ces dernières étant reliées par un arbre d'entraînement à des éléments rotatifs de la section de compression.
La section de compression d'un moteur à turbine à gaz peut comporter plusieurs compresseurs disposés successivement selon la direction axiale du moteur, afin d'augmenter la compression du flux gazeux.
Par exemple, dans le cas d'un moteur à double corps, considérée axialement depuis la partie amont du moteur, la section de compression comporte successivement une soufflante, un compresseur basse pression et un compresseur haute pression. Chacun des ces compresseurs comprend une partie tournante (le rotor), une partie fixe (le stator) et d'une enveloppe (le carter). Une virole interne de rotor et une virole externe de stator délimitent radialement la veine annulaire d'écoulement du flux gazeux traversant le compresseur.
Le stator comporte une pluralité de rangées d'aubes de redresseur fixées sur la virole externe de stator et s'étendant également en travers de la veine d'écoulement jusqu'à la virole interne de rotor.
Le rotor d'un compresseur comporte quant à lui une pluralité de 35 rangées d'aubes de compresseurs qui s'étendent radialement en travers 2891594 2 de la veine d'écoulement depuis la virole interne de rotor jusqu'à proximité de la virole externe de stator.
Pour améliorer le rendement du compresseur, il est profitable de minimiser le jeu existant entre le sommet de l'aube de compresseur et la virole externe de stator. Une solution technique, qui ne concerne pas la présente invention, consiste à recouvrir la virole externe de stator d'une couche d'un matériau abrasif, qui soit apte à abraser le sommet de l'aube dès lors que cette dernière vient en contact avec le matériau.
Une autre solution technique, concernant la présente invention, consiste à recouvrir la virole externe de stator d'une couche d'un matériau abradable, c'est-à-dire qui soit apte à être abrasée par le sommet de l'aube si cette dernière vient en contact avec ledit matériau, ce qui peut se produire notamment en raison de vibrations se propageant dans le moteur.
La demanderesse a constaté que lorsque le sommet de l'aube vient en contact avec le matériau abradable, le sommet de l'aube subit des efforts mécaniques du fait du contact avec le matériau.
Ces efforts mécaniques constituent une source de vibrations qui se propagent dans l'aube. Au-delà d'une certaine intensité et/ou fréquence, les vibrations peuvent faire entrer l'aube en résonance selon l'un de ces modes vibratoires, ce qui entraîne une fatigue de l'aube, voire une rupture.
La demanderesse a d'ailleurs constaté que des criques longitudinales pouvaient apparaître dans une zone critique située notamment à proximité du pied de l'aube, qui est dès lors susceptible de rompre à cet endroit.
La présente invention se propose de fournir, pour un compresseur dont la virole externe de stator est recouverte d'un matériau abradable, une aube de compresseur permettant de se prémunir contre l'apparition de telles criques et a fortiori contre la rupture de l'aube.
L'invention atteint son but par le fait que le sommet de l'aube présente au moins un chanfrein en vue de réduire la surface de contact susceptible d'exister entre le sommet de l'aube et le matériau abradable.
Dans les aubes de compresseur déjà connues, la surface du sommet de l'aube est conformée de telle manière qu'en fonctionnement, 2891594 3 lors du dévrillage de l'aube, cette surface s'étende dans un plan sensiblement tangentiel à la virole externe de stator.
Par conséquent, la surface de contact susceptible d'exister entre le sommet de l'aube et le matériau abradable correspond sensiblement à la 5 surface du sommet de l'aube.
Au contraire, lors du fonctionnement du moteur, la partie chanfreinée de l'aube selon la présente invention ne s'étend pas dans un plan sensiblement tangentiel à la virole externe de stator.
Dès lors, on comprend que lorsque le moteur est en fonctionnement, la surface de contact susceptible d'exister entre le sommet de l'aube selon la présente invention et le matériau abradable est plus petite que celle qui est susceptible d'exister dans le cas des aubes connues.
Cette réduction de la surface de contact permet de réduire les efforts radiaux et tangentiels subis par le sommet de l'aube lors de l'éventuel contact avec la couche de matériau abradable et, par conséquent, de minimiser les vibrations dans l'aube.
De manière préférentielle, ledit au moins un chanfrein s'étend sur sensiblement toute la longueur de l'aube, la longueur de l'aube étant 20 évidemment prise selon la direction longitudinale de l'aube.
Par ailleurs, les bords d'attaque et de fuite constituent, au sommet de l'aube, les extrémités d'une corde et, vu dans un plan orthogonal à la corde, le chanfrein comporte avantageusement une partie inclinée par rapport à un plan tangentiel au sommet de l'aube.
De manière connue, l'aube comporte des surfaces extrados et intrados s'étendant radialement entre le pied et le sommet, et longitudinalement entre le bord d'attaque et le bord de fuite, telle manière que la hauteur radiale de l'intrados est avantageusement légèrement plus grande que la hauteur radiale de l'extrados.
On comprend donc que ledit au moins un chanfrein est disposé du côté de l'extrados.
Selon un mode de réalisation préférentiel, le sommet de l'aube comporte un unique chanfrein et l'angle d'inclinaison du chanfrein est sensiblement le même sur toute la longueur de la corde.
Préférentiellement, l'angle d'inclinaison s'ouvre vers l'extrados de l'aube.
2891594 4 De façon avantageuse, l'angle d'inclinaison est compris entre 5 et 20 .
De façon encore avantageuse, la surface résiduelle du sommet de l'aube présente une largeur comprise entre 0,1 et 0,9 mm.
De manière préférentielle, cette surface résiduelle s'étend dans un plan tangentiel à la virole externe de stator lorsque le moteur est en fonctionnement.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit d'un mode de réalisation de l'invention donné à titre d'exemple non limitatif.
La description se réfère aux figures annexées sur lesquelles: La figure 1 est une vue partielle et en coupe longitudinale d'une section de compression d'un moteur à turbine à gaz; La figure 2 représente une aube de compresseur selon la présente invention lorsque son sommet est en contact avec une couche d'abradable d'une virole externe de stator; - La figure 3 est une vue de dessus d'une aube de redresseur selon la présente invention; La figure 4 est une vue en coupe partielle dans un plan orthogonal à la corde du sommet d'une aube selon la présente invention.
La figure 1 représente partiellement une section de compression 10 d'un moteur à turbine à gaz 12. Cette section de compression présente une veine annulaire 14 d'écoulement des flux gazeux qui s'étend dans la direction longitudinale du moteur et radialement entre une virole interne 16 d'un disque de rotor et une virole externe 18 d'un stator. La virole interne est apte à être mise en rotation autour d'un axe longitudinal 20 du moteur dans le sens indiqué par la flèche 22, tandis que la virole externe de stator reste fixe. Le sens d'écoulement du flux gazeux à travers la veine est représenté sur les figures par la flèche F. Le disque de rotor comporte une pluralité de rangées d'aubes de compresseur 24 qui s'étendent axialement entre la virole interne 16 du disque de rotor et la virole externe 18 de stator. Chacune des aubes de compresseurs 24 présente un pied 28 qui vient s'emmancher dans un évidement du disque de rotor, une partie inférieure de pale 26 ainsi qu'un sommet 30 opposé au pied 28.
2891594 5 Le stator comporte quant à lui une pluralité de rangées d'aubes de redresseur 34 fixées solidairement à la virole externe 18 de stator et qui s'étendent également à travers la veine d'écoulement du flux gazeux entre la virole externe 18 de stator et la virole interne 16 de rotor. Comme on le voit sur la figure 1, les rangées d'aubes de compresseur 24 et de redresseur 34 sont disposées alternativement selon la direction axiale 20 du moteur 12.
La figure 2 représente l'aube de compresseur 24 selon l'invention, celleci appartenant préférentiellement mais non nécessairement à la rangée d'aubes de compresseur qui est située à l'extrémité aval de la section de compresseur.
L'aube de compresseur 24 selon l'invention est munie d'une base orthogonale comportant un axe longitudinal X, un axe tangentiel Y et un axe radial Z. L'axe longitudinal X s'étend dans la direction de l'écoulement F, l'axe tangentiel Y s'étend dans le sens de rotation 22 de la virole interne 16 de rotor, tandis que l'axe Z s'étend radialement depuis la virole interne 16 vers la virole externe 18.
Chaque aube de compresseur 24 comporte une surface intrados 32 et une surface extrados 34 s'étendant radialement entre la partie inférieure de pale 26 et le sommet 30 de l'aube de compresseur 24 d'une part, et longitudinalement entre un bord d'attaque 36 et un bord de fuite 38.
Comme on le voit sur la figure 2, le pourtour interne de la virole externe de stator 18 est recouverte d'une couche de matériau abradable 40, c'est-à-dire apte à être abrasé par le sommet de l'aube de compresseur si celle-ci est amenée à entrer en contact avec le matériau. Ce contact peut se produire en raison des vibrations du moteur, compte tenu du faible jeu existant entre le sommet de l'aube de compresseur 24 et la couche de matériau recouvrant la virole externe de stator 18.
Pour minimiser les efforts subis par l'aube de compresseur lorsqu'elle entre en contact avec la couche de matériau abradable 40, le sommet de l'aube, représenté sur la figure 4, présente un chanfrein 42.
Ce chanfrein 42 s'étend préférentiellement sur toute la longueur de la corde 44 du sommet 30 de l'aube 24 tout en s'étendant substantiellement entre le bord d'attaque 36 et le bord de fuite 36.
2891594 6 De manière préférentielle, le chanfrein 42 présente une surface plane 46 inclinée d'un angle 13 par rapport à un plan tangentiel au sommet de l'aube. Toutefois, sans sortir du cadre de la présente invention, le chanfrein peut présenter une surface courbe, concave ou convexe.
Il en résulte que la hauteur radiale hi de l'intrados 32 est légèrement plus grande que la hauteur radiale h2 de l'extrados 34.
Selon une caractéristique avantageuse de l'invention, l'angle d'inclinaison 13 est compris entre 5 et 20 . Pour cette plage de valeur, on a constaté une nette diminution du module des efforts tangentiel et radial appliqués sur le sommet de l'aube.
Selon une variante avantageuse, le bord du chanfrein 42 ne s'étend pas tout à fait jusqu'à l'intrados 32 de telle sorte que le sommet de l'aube présente une surface de contour résiduelle 48, dont la largeur considérée dans une direction tangentielle est référencée e sur la figure 4.
De manière avantageuse, cette surface résiduelle 48 s'étend dans un plan tangentiel à la virole externe de stator 18 lorsque le moteur est en fonctionnement et présente une largeur comprise entre 0,1 et 0,9 mm.
La conformation du sommet de l'aube de compresseur 24 selon la présente invention permet de réduire la surface susceptible de venir en contact avec la couche de matériau abradable et, par voie de conséquence, de minimiser les efforts mécaniques que l'aube subit lorsqu'elle vient en contact avec la couche de matériau abradable 40. Cette diminution des efforts limite l'apparition de vibrations susceptibles de faire entrer l'aube en résonance et, par suite, d'entraîner sa rupture.
Bien que l'on ait décrit des aubes de compresseur d'une turbomachine double corps, la présente invention s'applique également à une turbomachine simple corps (sans soufflante) ou à une turbomachine triple corps dans laquelle un compresseur intermédiaire est disposé entre le compresseur basse pression et le compresseur haute pression.
La présente invention concerne en outre un rotor de compresseur comportant au moins une rangée d'aube selon la présente invention, ainsi qu'une turbomachine comportant un tel rotor de compresseur.
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Claims (9)

REVENDICATIONS
1. Aube de compresseur (24) pour disque rotatif d'un moteur à turbine (12) ayant des axes orthogonaux longitudinal (X), tangentiel (Y) et radial (Z) , ladite aube (24) s'étendant radialement entre un pied (28) et un sommet (30) et longitudinalement entre un bord d'attaque (36) et un bord de fuite (38), ladite aube (24) étant destinée à tourner à l'intérieur d'une virole externe de stator (18) dont la surface est recouverte d'un matériau abradable (40), caractérisé en ce que le sommet (30) de l'aube (24) présente au moins un chanfrein (42) en vue de réduire la surface de contact (48) susceptible d'exister entre le sommet de l'aube (24) et le matériau abradable (40).
2. Aube de compresseur selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit au moins un chanfrein (42) s'étend sur sensiblement toute la longueur de l'aube (24).
3. Aube de compresseur selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'au sommet (30) de l'aube (24), les bords d'attaque (36) et de fuite (38) constituent les extrémités d'une corde (44) et en ce que, vu dans un plan orthogonal à la corde, le chanfrein (42) comporte une partie inclinée (46) par rapport à un plan tangentiel au sommet (30) de l'aube.
4. Aube de compresseur selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que l'aube comporte des surfaces extrados (34) et intrados (32) s'étendant radialement entre le pied (28) et le sommet (30) et longitudinalement entre le bord d'attaque (36) et le bord de fuite (38) , et en ce que la hauteur radiale de l'intrados (h1) est légèrement plus grande que la hauteur radiale de l'extrados (h2).
5. Aube de compresseur selon l'une quelconque des revendications 1 35 à 4, caractérisé en ce qu'au sommet (30) de l'aube (24), les bords d'attaque (36) et de fuite (38) constituent les extrémités d'une 2891594 8 corde (44), en ce qu'il comporte un unique chanfrein (42) et en ce que l'angle d'inclinaison ((3) du chanfrein (42) est sensiblement le même sur toute la longueur de la corde (44).
6. Aube de compresseur selon la revendication 5, caractérisé en ce que l'angle d'inclinaison (13) est compris entre 5 et 20 .
7. Aube selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que, vue selon une direction tangentielle, la surface de contact résiduelle (48) du sommet de l'aube présente une largeur (e) comprise entre 0,1 et 0,9 mm.
8. Rotor de compresseur caractérisé en ce qu'il comporte au moins une rangée d'aubes selon l'une quelconque des revendications 1 à 7.
9. Turbomachine caractérisée en ce qu'elle comporte un rotor selon la revendication 8.
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Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100135822A1 (en) * 2008-11-28 2010-06-03 Remo Marini Turbine blade for a gas turbine engine
EP2309097A1 (fr) * 2009-09-30 2011-04-13 Siemens Aktiengesellschaft Profil et aube directrice, aube rotorique, turbine à gaz et turbomachine associées
FR2962762B1 (fr) * 2010-07-19 2014-04-11 Snecma Aube de compresseur dans une turbomachine
IT1401661B1 (it) * 2010-08-25 2013-08-02 Nuova Pignone S R L Forma di profilo areodinamico per compressore.
FR2964585B1 (fr) * 2010-09-15 2012-10-05 Snecma Procede et machine outil pour l'ajustage du contour d'une piece
GB201017797D0 (en) * 2010-10-21 2010-12-01 Rolls Royce Plc An aerofoil structure
US8790088B2 (en) * 2011-04-20 2014-07-29 General Electric Company Compressor having blade tip features
US20130156584A1 (en) * 2011-12-16 2013-06-20 Carney R. Anderson Compressor rotor with internal stiffening ring of distinct material
GB201222973D0 (en) 2012-12-19 2013-01-30 Composite Technology & Applic Ltd An aerofoil structure
US10876415B2 (en) * 2014-06-04 2020-12-29 Raytheon Technologies Corporation Fan blade tip as a cutting tool
US11066937B2 (en) 2014-06-04 2021-07-20 Raytheon Technologies Corporation Cutting blade tips
US9932839B2 (en) 2014-06-04 2018-04-03 United Technologies Corporation Cutting blade tips
DE102014212652A1 (de) * 2014-06-30 2016-01-14 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine
US20160238021A1 (en) * 2015-02-16 2016-08-18 United Technologies Corporation Compressor Airfoil
EP3216980A1 (fr) * 2016-03-08 2017-09-13 Siemens Aktiengesellschaft Procede de fabrication ou de reparation d'une aube et/ou d'un carter d'une turbomachine
EP3882437A1 (fr) * 2020-03-20 2021-09-22 Raytheon Technologies Corporation Rotor à aubage intégral, moteur à turbine à gaz et procédé de fabrication d'un rotor à aubage intégral
DE102021130682A1 (de) 2021-11-23 2023-05-25 MTU Aero Engines AG Schaufelblatt für eine Strömungsmaschine

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1828409A (en) * 1929-01-11 1931-10-20 Westinghouse Electric & Mfg Co Reaction blading
DE560589C (de) * 1932-10-04 Franz Burghauser Dipl Ing Einrichtung zur Verminderung des Schaufelspaltverlustes von Dampf- und Gasturbinen
DE815971C (de) * 1949-12-22 1951-10-08 Franz Burghauser Dampf- oder Gasturbinenschaufel mit geringem radialen Spaltverlust
GB946794A (en) * 1961-03-06 1964-01-15 Colchester Woods Improvements in and relating to axial flow fans or compressors
FR2615254A1 (fr) * 1987-05-13 1988-11-18 Snecma Aube mobile de soufflante comportant une depouille en extremite
FR2623569A1 (fr) * 1987-11-19 1989-05-26 Snecma Aube de compresseur a lechettes d'extremite dissymetriques
FR2711181A1 (fr) * 1993-10-15 1995-04-21 United Technologies Corp Procédés et dispositifs aptes à réduire les contraintes sur les pointes des pales de turbine ou de compresseur, ainsi que les moteurs ou compresseurs utilisant de tels procédés et dispositifs.
US6086328A (en) * 1998-12-21 2000-07-11 General Electric Company Tapered tip turbine blade

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US899319A (en) * 1906-10-08 1908-09-22 Charles Algernon Parsons Turbine.
US4274806A (en) * 1979-06-18 1981-06-23 General Electric Company Staircase blade tip

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE560589C (de) * 1932-10-04 Franz Burghauser Dipl Ing Einrichtung zur Verminderung des Schaufelspaltverlustes von Dampf- und Gasturbinen
US1828409A (en) * 1929-01-11 1931-10-20 Westinghouse Electric & Mfg Co Reaction blading
DE815971C (de) * 1949-12-22 1951-10-08 Franz Burghauser Dampf- oder Gasturbinenschaufel mit geringem radialen Spaltverlust
GB946794A (en) * 1961-03-06 1964-01-15 Colchester Woods Improvements in and relating to axial flow fans or compressors
FR2615254A1 (fr) * 1987-05-13 1988-11-18 Snecma Aube mobile de soufflante comportant une depouille en extremite
FR2623569A1 (fr) * 1987-11-19 1989-05-26 Snecma Aube de compresseur a lechettes d'extremite dissymetriques
FR2711181A1 (fr) * 1993-10-15 1995-04-21 United Technologies Corp Procédés et dispositifs aptes à réduire les contraintes sur les pointes des pales de turbine ou de compresseur, ainsi que les moteurs ou compresseurs utilisant de tels procédés et dispositifs.
US6086328A (en) * 1998-12-21 2000-07-11 General Electric Company Tapered tip turbine blade

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