FR2918105A1

FR2918105A1 - Turbine blade for aircraft, has air passage holes with impact distance along directing line, where distance is evolutionary in radial direction of blade to adapt cooling intensity at point of impact of fresh air on leading edge

Info

Publication number: FR2918105A1
Application number: FR0756067A
Authority: FR
Inventors: Damien Bonneau; Erwan Daniel Botrel
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2007-06-27
Filing date: 2007-06-27
Publication date: 2009-01-02
Anticipated expiration: 2027-06-27
Also published as: FR2918105B1

Abstract

The blade (1) has a cooling cavity (12) partially delimited by a leading edge (2), and a fresh air circulation cavity (10). The cavities are separated by a separation wall (14) pierced of air passage holes (16). Each hole has an outlet (18) defining a directing line (19) for ejecting air within the cavity (12) and an impact distance (Di) along the line between the outlet and a point of impact (20) of fresh air on the edge, where holes are distributed along a radial direction of the blade. The distance is evolutionary in the direction to adapt cooling intensity at the point of impact.

Description

AUBE REFROIDIE DE TURBOMACHINE COMPRENANT DES TROUS DE REFROIDISSEMENT ATURBOMACHINE COOLED AUBE COMPRISING COOLING HOLES A

DISTANCE D'IMPACT VARIABLEVARIABLE IMPACT DISTANCE

DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte de façon générale aux aubes refroidies de turbomachine, et en particulier aux aubes de turbine, fortement sollicitées thermiquement. L'invention s'applique de préférence à un turboréacteur pour aéronef. ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE De l'art antérieur, il est connu une aube de turbine haute pression comprenant un bord d'attaque refroidi par impact d'air frais, cette aube comportant d'une part une cavité de refroidissement partiellement délimitée par le bord d'attaque et cheminant le long de celui-ci, et d'autre part une cavité de circulation alimentée en air frais, et adjacente à la cavité de refroidissement. Les deux cavités adjacentes s'étendant selon la direction radiale de l'aube sont séparées par une paroi percée d'une pluralité de trous de passage d'air permettant à l'air frais de circuler de la cavité de circulation d'air frais vers la cavité de refroidissement. Ces trous de passage d'air, répartis selon la direction radiale de l'aube, présentent chacun une sortie définissant une ligne directrice d'éjection de l'air au sein de la cavité de refroidissement, ainsi qu'une distance d'impact, selon la ligne directrice associée, entre la sortie du trou et un point d'impact de l'air frais sur le bord d'attaque. Avec cette configuration, l'air frais vient impacter intérieurement le bord d'attaque de l'aube, qui est par ailleurs sollicité thermiquement extérieurement par le flux primaire de la turbomachine, sortant de la chambre de combustion. Il se crée par conséquent un échange thermique conduisant au but recherché de refroidissement du bord d'attaque. DESCRIPTION TECHNICAL FIELD The present invention relates generally to turbomachine cooled blades, and in particular to turbine blades, which are highly thermally stressed. The invention is preferably applied to a jet engine for an aircraft. STATE OF THE PRIOR ART In the prior art, a high pressure turbine blade is known comprising a leading edge cooled by fresh air impact, this blade comprising on the one hand a cooling cavity partially delimited by the edge. driving and running along it, and secondly a circulation cavity supplied with fresh air, and adjacent to the cooling cavity. The two adjacent cavities extending in the radial direction of the blade are separated by a wall pierced with a plurality of air passage holes allowing fresh air to flow from the fresh air circulation cavity to the cooling cavity. These air passage holes, distributed in the radial direction of the blade, each have an outlet defining an air ejection direction line within the cooling cavity, and an impact distance, according to the associated guideline, between the exit of the hole and a point of impact of fresh air on the leading edge. With this configuration, the fresh air internally impacts the leading edge of the blade, which is also thermally stressed externally by the primary flow of the turbomachine out of the combustion chamber. It is therefore created a heat exchange leading to the desired goal of cooling the leading edge.

Il est connu que le flux primaire annulaire sortant de la chambre de combustion dispose généralement d'une température non constante dans la direction radiale. Par exemple, son profil de température est tel que la température des gaz à mi- hauteur peut-être sensiblement plus importante que celle des gaz aux extrémités radiales interne et externe du flux. Il en résulte une sollicitation thermique non uniforme le long du bord d'attaque de chaque aube, qui est susceptible de conduire à l'apparition d'un gradient thermique important selon la hauteur du bord d'attaque. Naturellement, un tel gradient thermique produit des contraintes mécaniques pénalisant directement la durée de vie de l'aube, de sorte qu'il doit être minimisé au maximum. It is known that the annular primary flow leaving the combustion chamber generally has a non-constant temperature in the radial direction. For example, its temperature profile is such that the temperature of the gases at half height may be substantially greater than that of the gases at the inner and outer radial ends of the flow. This results in non-uniform thermal stress along the leading edge of each blade, which is likely to lead to the appearance of a significant thermal gradient according to the height of the leading edge. Naturally, such a thermal gradient produces mechanical stresses directly penalizing the service life of the blade, so that it must be minimized as much as possible.

Pour ce faire, il a été proposé de faire varier l'intensité de refroidissement par impact d'air frais, selon la direction radiale de l'aube, en fonction du niveau de sollicitations thermiques rencontré localement. Les techniques connues pour obtenir une telle variation de l'intensité de refroidissement sont d'une part l'augmentation du diamètre des trous de passage d'air frais dans la paroi de séparation des deux cavités, et d'autre part la variation de l'écartement entre ces mêmes trous. Néanmoins, ces techniques ne s'avèrent pas suffisamment efficaces, en ce sens qu'elles ne permettent pas de réduire à un niveau raisonnable le gradient thermique rencontré le long du bord d'attaque de l'aube, sollicité variablement en température par le flux primaire selon cette même direction. To do this, it has been proposed to vary the cooling intensity by fresh air impact, according to the radial direction of the blade, depending on the level of thermal stresses encountered locally. Known techniques for obtaining such a variation of the cooling intensity are, on the one hand, increasing the diameter of the fresh air passage holes in the partition wall of the two cavities, and on the other hand the variation of the spacing between these same holes. Nevertheless, these techniques do not prove sufficiently effective, in that they do not make it possible to reduce to a reasonable level the thermal gradient encountered along the leading edge of the blade, which is variably stressed in temperature by the flow. primary in the same direction.

EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but principal de proposer une aube pour turbomachine remédiant au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur. DISCLOSURE OF THE INVENTION The main purpose of the invention is thus to provide a blade for a turbomachine at least partially overcoming the disadvantages mentioned above, relating to the embodiments of the prior art.

Pour ce faire, l'invention a pour objet une aube de turbomachine comprenant un bord d'attaque refroidi par impact d'air frais, ladite aube comprenant d'une part une cavité de refroidissement partiellement délimitée par ledit bord d'attaque et cheminant le long de celui-ci, et d'autre part une cavité de circulation d'air frais adjacente à ladite cavité de refroidissement de laquelle elle est séparée par une paroi de séparation percée d'une pluralité de trous de passage d'air permettant à l'air frais de circuler de ladite cavité de circulation d'air frais vers ladite cavité de refroidissement, lesdits trous de passage d'air, répartis selon la direction radiale de l'aube, présentant chacun une sortie définissant une ligne directrice d'éjection de l'air au sein de ladite cavité de refroidissement, ainsi qu'une distance d'impact, selon la ligne directrice associée, entre ladite sortie du trou et un point d'impact de l'air frais sur le bord d'attaque. Selon l'invention, ladite distance d'impact est évolutive dans la direction radiale de l'aube, et fonction de l'intensité de refroidissement recherchée aux points d'impact concernés. En d'autres termes, contrairement aux réalisations de l'art antérieur, la distance d'impact est prévue pour être évolutive le long du bord d'attaque de l'aube, à savoir non constante ou encore variable, étant entendu que plus la distance d'impact est faible, plus l'intensité de refroidissement obtenue au point d'impact associé est élevée, et inversement. La variation de la distance d'impact constitue donc un paramètre supplémentaire permettant d'adapter l'intensité de refroidissement au profil de température du flux primaire sollicitant thermiquement le bord d'attaque de l'aube, de préférence en vue d'obtenir une température de bord d'attaque sensiblement homogène dans la direction radiale. Cette particularité propre à l'invention permet de limiter au maximum l'apparition d'un gradient thermique le long du bord d'attaque, ce qui conduit avantageusement à l'augmentation de la durée de vie de l'aube. Il est précisé que le caractère évolutif de la distance d'impact, peut, si nécessaire, être combiné aux paramètres déjà connus de l'art antérieur pour permettre l'adaptation de l'intensité de refroidissement, à savoir l'augmentation du diamètre des trous de passage d'air frais dans la paroi de séparation des deux cavités, et la variation de l'écartement entre ces mêmes trous. De préférence, ladite paroi de séparation prend la forme d'une base s'étendant sensiblement selon la direction radiale de l'aube, à partir de laquelle des excroissances font saillie à l'intérieur de ladite cavité de refroidissement, lesdits trous de passage d'air étant prévus à travers lesdites excroissances. Néanmoins, des solutions alternatives peuvent naturellement être envisagées, comme celle visant à prévoir une paroi de séparation d'épaisseur sensiblement constante. De préférence, pour au moins une portion radiale de l'aube, ladite distance d'impact évolue de façon décroissante puis croissante dans la direction radiale de l'aube, en allant vers l'extrémité radiale externe de celle-ci. Dans un tel cas, le trou de passage correspondant à la jonction entre la partie décroissante et la partie croissante dispose de la distance d'impact la plus petite de la portion radiale d'aube considérée, et permet d'obtenir la plus forte intensité de refroidissement à son point d'impact associé. Cette configuration permet par exemple d'obtenir une température de bord d'attaque sensiblement homogène selon la direction radiale, alors que le profil de température du flux primaire sortant de la chambre de combustion est tel que la température des gaz à mi-hauteur est sensiblement plus importante que celle des gaz aux extrémités radiales interne et externe du flux. To do this, the subject of the invention is a turbomachine blade comprising a leading edge cooled by fresh air impact, said blade comprising on the one hand a cooling cavity partially defined by said leading edge and running on the along the latter, and on the other hand a fresh air circulation cavity adjacent to said cooling cavity from which it is separated by a partition wall pierced with a plurality of air passage holes allowing the fresh air flow from said fresh air circulation cavity to said cooling cavity, said air passage holes, distributed in the radial direction of the blade, each having an outlet defining a guide line ejection of the air within said cooling cavity, and an impact distance, according to the associated guideline, between said hole exit and a point of impact of the fresh air on the leading edge. According to the invention, said impact distance is scalable in the radial direction of the blade, and depends on the desired cooling intensity at the impact points concerned. In other words, contrary to the embodiments of the prior art, the impact distance is intended to be scalable along the leading edge of the blade, namely non-constant or variable, it being understood that the greater the impact distance is small, the higher the cooling intensity obtained at the associated point of impact, and vice versa. The variation in the impact distance therefore constitutes an additional parameter making it possible to adapt the cooling intensity to the temperature profile of the primary flow that thermally strikes the leading edge of the blade, preferably with a view to obtaining a temperature leading edge substantially homogeneous in the radial direction. This characteristic peculiar to the invention makes it possible to limit as far as possible the appearance of a thermal gradient along the leading edge, which advantageously leads to the increase in the service life of the blade. It is specified that the evolutionary nature of the impact distance can, if necessary, be combined with the parameters already known from the prior art to allow the adaptation of the cooling intensity, namely the increase in the diameter of the fresh air passage holes in the partition wall of the two cavities, and the variation of the spacing between these same holes. Preferably, said separation wall takes the form of a base extending substantially in the radial direction of the blade, from which protrusions protrude inside said cooling cavity, said passage holes air being provided through said protrusions. Nevertheless, alternative solutions can naturally be envisaged, such as that intended to provide a partition wall of substantially constant thickness. Preferably, for at least one radial portion of the blade, said impact distance changes decreasingly and then increasing in the radial direction of the blade, towards the outer radial end thereof. In such a case, the passage hole corresponding to the junction between the decreasing part and the increasing part has the smallest impact distance of the radial portion of blade considered, and makes it possible to obtain the highest intensity of cooling at its associated point of impact. This configuration makes it possible, for example, to obtain a substantially homogeneous leading edge temperature in the radial direction, whereas the temperature profile of the primary flow leaving the combustion chamber is such that the temperature of the gases at half height is substantially greater than that of the gases at the inner and outer radial ends of the flow.

De préférence, l'aube est réalisée d'un seul tenant avec ladite paroi de séparation, même si une solution alternative dans laquelle ladite paroi serait rapportée fixement sur l'aube pourrait être envisagée, sans sortir du cadre de l'invention. Préférentiellement, lesdits trous de passage d'air sont pratiqués de sorte que lesdits points d'impacts associés se situent au niveau du bord d'attaque de ladite aube, à l'intérieur de la cavité de refroidissement. Un autre objet de la présente invention réside dans une turbine pour turbomachine, de préférence une turbine haute pression, comprenant une pluralité d'aubes telles que celle présentée ci-dessus. Preferably, the blade is made in one piece with said partition wall, even if an alternative solution in which said wall is fixedly attached to the blade could be envisaged, without departing from the scope of the invention. Preferably, said air passage holes are made such that said associated points of impact are at the leading edge of said blade, inside the cooling cavity. Another object of the present invention is a turbomachine turbine, preferably a high pressure turbine, comprising a plurality of blades such as that presented above.

En outre, un autre objet de l'invention est constitué par une turbomachine comprenant une turbine telle que celle indiquée ci-dessus, ladite turbomachine prenant de préférence la forme d'un turboréacteur pour aéronef. In addition, another object of the invention is constituted by a turbomachine comprising a turbine such as that indicated above, said turbomachine preferably taking the form of a jet engine for an aircraft.

D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue en perspective montrant une aube de turbine pour turbomachine d'aéronef, selon un mode de réalisation préféré de la présente invention ; - la figure 2 représente une vue en coupe prise selon le plan P de la figure 1 ; - la figure 3 représente une vue en perspective de la paroi de séparation de cavités montrée sur les figures 1 et 2 ; - la figure 4 représente un graphe dont la courbe montre la distance d'impact associée aux trous de passage d'air frais, en fonction de leur hauteur selon la direction radiale de l'aube ; et - la figure 5 représente une vue partielle et similaire à celle montrée sur la figure 2, la paroi de séparation de cavités se présentant sous la forme d'un autre mode de réalisation préféré de la présente invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS En référence tout d'abord à la figure 1, on peut apercevoir une aube 1 de turbine haute pression, de préférence pour turboréacteur d'aéronef, selon un mode de réalisation préféré de la présente invention. L'aube 1 présente une pale 3 disposant d'un bord d'attaque 2 et d'un bord de fuite 4, espacés l'un de l'autre dans une direction principale d'écoulement des gaz sortant de la chambre de combustion du turboréacteur, cette direction étant représentée par la flèche 6. Le bord d'attaque 2 s'étend sensiblement selon une direction radiale de l'aube, à partir d'un pied d'aube 7 portant la pale 3 et servant à la fixation de l'aube sur un disque de turbine. Cette direction radiale, représentée par la flèche 8, correspond également à la direction de la hauteur de l'aube et de son bord d'attaque. Other advantages and features of the invention will become apparent in the detailed non-limiting description below. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS This description will be made with reference to the appended drawings among which; - Figure 1 shows a perspective view showing a turbine blade for an aircraft turbomachine, according to a preferred embodiment of the present invention; - Figure 2 shows a sectional view taken along the plane P of Figure 1; FIG. 3 is a perspective view of the cavity separation wall shown in FIGS. 1 and 2; FIG. 4 represents a graph whose curve shows the impact distance associated with the fresh air passage holes, as a function of their height in the radial direction of the blade; and Figure 5 shows a partial view and similar to that shown in Figure 2, the cavity partition wall being in the form of another preferred embodiment of the present invention. DETAILED DESCRIPTION OF PREFERRED EMBODIMENTS Referring firstly to FIG. 1, a high-pressure turbine blade 1 can be seen, preferably for an aircraft turbojet, according to a preferred embodiment of the present invention. The blade 1 has a blade 3 having a leading edge 2 and a trailing edge 4, spaced apart from one another in a main direction of flow of the gases leaving the combustion chamber of the turbojet, this direction being represented by the arrow 6. The leading edge 2 extends substantially in a radial direction of the blade, starting from a blade root 7 carrying the blade 3 and serving for fixing the dawn on a turbine disk. This radial direction, represented by the arrow 8, also corresponds to the direction of the height of the blade and its leading edge.

L'aube 1 présente une conception assurant le refroidissement de son bord d'attaque 2 par impact d'air frais, permettant ainsi de faire face aux fortes sollicitations en température exercées par le flux primaire sur ce même bord d'attaque. Pour ce faire, l'aube 1 comprend une cavité de circulation d'air frais 10 s'étendant sensiblement selon la direction radiale 8, tout le long de la pale 3. Il est alimenté en air frais par un conduit 11 débouchant radialement vers l'intérieur et traversant le pied d'aube 7, ce conduit 11 étant lui-même alimenté en air frais par le disque de turbine. De plus, elle comprend une cavité de refroidissement 12 adjacente, s'étendant également sensiblement selon la direction radiale 8, tout le long de la pale 3. La cavité 12 est délimitée vers l'amont, par rapport à la direction principale d'écoulement des gaz 6, par le bord d'attaque 2 le long duquel elle chemine, et délimitée vers l'aval par une paroi de séparation 14. C'est cette même paroi 14 qui sépare les deux cavités 10 et 14, de sorte qu'elle chemine elle aussi selon la direction radiale 8. La paroi 14 est percée d'une pluralité de trous de passage d'air 16 permettant à l'air frais de circuler de la cavité 10 vers la cavité 12, ces trous 16 étant espacés les uns des autres selon la direction radiale 8. Par conséquent, l'air de refroidissement empruntant le conduit 11 pénètre d'abord dans la cavité de circulation 10, avant de traverser les trous 16 pour ensuite pénétrer dans la cavité de refroidissement 12, et impacter le bord d'attaque 2 en vue de son refroidissement. Des perforations (non représentées) sont prévues sur le bord d'attaque 2 afin d'assurer l'éjection de l'air hors de l'aube. Ce principe étant connu de l'homme du métier, il ne sera donc pas davantage décrit. En référence à la figure 2 correspondant à une coupe selon le plan P de la figure 1, sensiblement orthogonal à la direction radiale 8, on peut voir que chacun des trous traversants 16 (un seul visible sur la vue en coupe) présente une sortie 18 côté cavité de refroidissement 12, qui définit une ligne directrice 19 d'éjection de l'air frais au sein de cette cavité 12. Naturellement, dans le cas représenté sur les figures où les trous 16 sont cylindriques et de préférence de sections circulaires, cas qui n'est cependant pas limitatif, la ligne directrice 19 correspond à l'axe du trou cylindrique concerné. A chaque trou de passage 16 est également associée une distance d'impact Di, prise selon la ligne directrice correspondante 19, entre la sortie du trou 18 et un point d'impact 20 de l'air frais sur la paroi intérieure du bord d'attaque 2. De préférence, on fait en sorte que pour chacun des trous de passage d'air 16, le point d'impact 20 se situe au niveau du bord d'attaque de l'aube, à l'intérieur de la cavité de refroidissement 12. Ainsi, comme le montre la figure 2, on peut prévoir que chaque point d'impact 20 se situe sur le squelette 22 de l'aube reliant le bord d'attaque 2 au bord de fuite 4, le squelette correspondant de manière connue à la ligne formée par tous les points équidistants de l'intrados et de l'extrados, et étant également dénommé ligne moyenne ou ossature de l'aube. En référence conjointement aux figures 2 et 3, on peut apercevoir que la paroi de séparation 14 prend la forme d'une base 24 de préférence d'épaisseur sensiblement constante et s'étendant selon la direction radiale 8, cette base 24 portant des excroissances 26, par exemple de forme cylindrique, faisant saillie à l'intérieur de la cavité de refroidissement 12. De plus, les trous de passage d'air 16 sont prévus à travers ces excroissances 26, puis sont prolongés à travers la base 24 de manière à déboucher dans la cavité de circulation d'air 10. De cette manière, comme cela est le mieux visible sur la figure 3, les excroissances 26 en forme de plots sont espacées les unes des autres selon la direction radiale 8, et portent chacune un trou de passage 16 traversant entièrement la paroi de séparation 14. The blade 1 has a design for cooling its leading edge 2 by fresh air impact, thus making it possible to cope with the strong temperature demands exerted by the primary flow on the same leading edge. To do this, the blade 1 comprises a fresh air circulation cavity 10 extending substantially in the radial direction 8, all along the blade 3. It is supplied with fresh air through a conduit 11 opening radially to the outside. and passing through the blade root 7, this duct 11 itself being supplied with fresh air by the turbine disc. In addition, it comprises an adjacent cooling cavity 12, also extending substantially in the radial direction 8, all along the blade 3. The cavity 12 is delimited upstream, with respect to the main direction of flow 6, by the leading edge 2 along which it travels, and delimited downstream by a partition wall 14. It is this same wall 14 which separates the two cavities 10 and 14, so that it also travels in the radial direction 8. The wall 14 is pierced with a plurality of air passage holes 16 allowing fresh air to flow from the cavity 10 to the cavity 12, these holes 16 being spaced the one of the others in the radial direction 8. Therefore, the cooling air passing through the conduit 11 first enters the circulation cavity 10, before passing through the holes 16 to then enter the cooling cavity 12, and impact the leading edge 2 in view of its r ooling. Punctures (not shown) are provided on the leading edge 2 to ensure the ejection of air out of the blade. This principle being known to those skilled in the art, it will not be further described. Referring to Figure 2 corresponding to a section along the plane P of Figure 1, substantially orthogonal to the radial direction 8, it can be seen that each of the through holes 16 (only one visible in the sectional view) has an outlet 18 cooling cavity side 12, which defines a directing line 19 for ejection of fresh air within this cavity 12. Naturally, in the case shown in the figures where the holes 16 are cylindrical and preferably of circular sections, case which is however not limiting, the guideline 19 corresponds to the axis of the cylindrical hole concerned. At each passage hole 16 is also associated an impact distance Di, taken along the corresponding guide line 19, between the outlet of the hole 18 and a point of impact 20 of the fresh air on the inner wall of the edge of the wall. 2. Preferably, it is arranged that for each of the air passage holes 16, the point of impact 20 is at the leading edge of the blade, inside the cavity of Thus, as shown in FIG. 2, each impact point 20 can be located on the skeleton 22 of the blade connecting the leading edge 2 to the trailing edge 4, the corresponding skeleton known to the line formed by all the equidistant points of the intrados and the extrados, and being also called medium line or frame of the dawn. With reference in conjunction with FIGS. 2 and 3, it can be seen that the partition wall 14 takes the form of a base 24, preferably of substantially constant thickness, and extending in the radial direction 8, this base 24 bearing projections 26 , for example of cylindrical shape, projecting inside the cooling cavity 12. In addition, the air passage holes 16 are provided through these protrusions 26, then are extended through the base 24 so as to in this way, as best seen in FIG. 3, the protrusions 26 in the form of pads are spaced apart from each other in the radial direction 8, and each carry a hole passage 16 completely through the partition wall 14.

L'une des particularités de la présente invention réside dans le fait que la distance d'impact Di varie selon les trous 16. En d'autres termes, la distance d'impact Di est prévue pour être évolutive le long du bord d'attaque 2 de l'aube, à savoir selon la direction radiale 8, de manière à adapter localement l'intensité du refroidissement en fonction des conditions thermiques rencontrées extérieurement sur le bord d'attaque. Ainsi, la distance d'impact Di est écourtée pour accentuer le refroidissement localement au point d'impact 20 associé, tandis qu'elle est augmentée pour obtenir l'effet inverse. La variation de la distance d'impact Di peut alors être facilement obtenue en faisant varier la longueur des excroissances 26 portée par la base 24, de préférence située à une distance constante du bord d'attaque 2 tout le long de la direction radiale 8. La variation de la distance d'impact Di constitue donc un paramètre permettant d'adapter l'intensité de refroidissement au profil de température du flux primaire sollicitant thermiquement le bord d'attaque 2, de préférence en vue d'obtenir une température de bord d'attaque sensiblement homogène dans la direction radiale 8, conduisant avantageusement à augmenter la durée de vie de l'aube 1. One of the peculiarities of the present invention lies in the fact that the impact distance Di varies according to the holes 16. In other words, the impact distance Di is intended to be scalable along the leading edge. 2 of the blade, namely in the radial direction 8, so as to locally adapt the intensity of the cooling according to the thermal conditions encountered externally on the leading edge. Thus, the impact distance Di is shortened to enhance cooling locally at the associated point of impact, while it is increased to achieve the opposite effect. The variation of the impact distance Di can then be easily obtained by varying the length of the protuberances 26 carried by the base 24, preferably located at a constant distance from the leading edge 2 all along the radial direction 8. The variation of the impact distance Di therefore constitutes a parameter making it possible to adapt the cooling intensity to the temperature profile of the primary flow that thermally stresses the leading edge 2, preferably in order to obtain an edge temperature. substantially homogeneous etching in the radial direction 8, advantageously leading to increase the life of the blade 1.

De préférence, comme cela est schématisé sur la graphe de la figure 4, on peut faire en sorte que la distance d'impact Di évolue de façon décroissante puis croissante en fonction de la hauteur radiale Hr des trous 16 considérée dans la direction radiale 8 de l'aube, d'une extrémité radiale interne de la pale référencée Er.int, vers une extrémité radiale externe de la pale référencée Er.ext. Ainsi, les trous 16 situés à proximité des extrémités radiales interne et externe Er.int et Er.ext présentent des distances d'impact Di plus élevées, proches de la valeur maximale référencée Di.max, mais dont la valeur décroît en se rapprochant d'un centre radial Cr de la pale, par exemple situé à mi-hauteur de celle-ci, et où le trou de passage correspondant 16 présente la valeur de distance d'impact minimale, référencée Di.min. C'est donc au niveau de ce centre radial Cr de la pale que se situe la jonction entre les phases successives décroissantes et croissantes exposées ci-dessus. Dans un tel cas, le trou de passage 16 correspondant à la jonction précitée permet d'obtenir la plus forte intensité de refroidissement à son point d'impact associé. Cette configuration permet par exemple d'obtenir une température de bord d'attaque 2 sensiblement homogène selon la direction radiale 8, alors que le profil de température du flux primaire sortant de la chambre de combustion est tel que la température des gaz à mi-hauteur est sensiblement plus importante que celle des gaz aux extrémités radiales interne et externe du flux. Preferably, as is schematized in the graph of FIG. 4, it is possible to make the impact distance Di evolve decreasingly and then increasing as a function of the radial height Hr of the holes 16 considered in the radial direction 8 of the blade, from an inner radial end of the blade referenced Er.int, towards an outer radial end of the blade referenced Er.ext. Thus, the holes 16 located near the inner and outer radial ends Er.int and Er.ext have higher impact distances Di, close to the maximum value referenced Di.max, but whose value decreases as it approaches a radial center Cr of the blade, for example located at mid-height thereof, and wherein the corresponding through hole 16 has the minimum impact distance value, referenced Di.min. It is therefore at this radial center Cr of the blade that the junction between the successive decreasing and increasing phases exposed above is located. In such a case, the through hole 16 corresponding to the aforementioned junction makes it possible to obtain the highest cooling intensity at its associated point of impact. This configuration makes it possible, for example, to obtain a substantially homogeneous leading edge temperature 2 in the radial direction 8, whereas the temperature profile of the primary flow leaving the combustion chamber is such that the temperature of the gases at half height is substantially larger than that of the gases at the inner and outer radial ends of the flow.

Naturellement, la courbe montrée sur la figure 4 peut être adaptée en fonction des sollicitations thermiques rencontrées, sans sortir du cadre de l'invention. L'aube 1, qui est préférentiellement réalisée d'une seule pièce, de préférence en fonderie pour ensuite être usinée, peut présenter un autre type de paroi de séparation 14 que celle qui vient être décrite. En effet, comme le montre la figure 5, il pourrait s'agir d'une paroi d'épaisseur sensiblement constante et définissant des ondulations 30 orientées en direction du bord d'attaque, ces ondulations 30 logeant les trous de passage d'air 16 étant prévues avec une hauteur variable, fonction de la distance d'impact désirée. Naturally, the curve shown in FIG. 4 can be adapted as a function of the thermal stresses encountered, without departing from the scope of the invention. The blade 1, which is preferably made in one piece, preferably in the foundry and then machined, may have another type of partition wall 14 than that just described. Indeed, as shown in Figure 5, it could be a wall of substantially constant thickness and defining corrugations 30 oriented towards the leading edge, these corrugations 30 housing the air passage holes 16 being provided with a variable height, depending on the desired impact distance.

Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.5 Of course, various modifications may be made by those skilled in the art to the invention which has just been described, solely as non-limiting examples.

Claims

A turbomachine blade (1) comprising a leading edge (2) cooled by fresh air impact, said blade comprising on the one hand a cooling cavity (12) partially delimited by said leading edge (2). and traveling along it, and on the other hand a fresh air circulation cavity (10) adjacent to said cooling cavity from which it is separated by a partition wall (14) pierced with a plurality of air passage holes (16) allowing fresh air to flow from said fresh air circulation cavity to said cooling cavity, said air passage holes (16) distributed in the radial direction of the blade (8), each having an outlet (18) defining an air ejection guideline (19) within said cooling cavity (12) and an impact distance (Di), according to the associated guideline, between said outlet of the hole (18) and a point of impact (20) of fresh air on the edge of the attack, characterized in that said impact distance (Di) is scalable in the radial direction of the blade, and a function of the desired cooling intensity at the impact points concerned.

2. blade (1) according to claim 1, characterized in that said partition wall (14) takes the form of a base (24) extending substantially in the radial direction of the blade (8), from which protuberances (26) project into said cooling cavity (12), said air passage holes (16) being provided through said protrusions (26).

3. blade (1) according to claim 1 or claim 2, characterized in that for at least one radial portion of the blade, said impact distance (Di) evolves decreasingly and then increasing in the radial direction of the blade (8), going towards the outer radial end thereof.

4. blade (1) according to any one of the preceding claims, characterized in that it is made in one piece with said partition wall (14).

A blade (1) as claimed in any one of the preceding claims, characterized in that said air passage holes (16) are provided such that said associated impact points (20) are at the edge thereof driving said blade inside the cooling cavity (12). 25

Turbine turbomachine comprising a plurality of blades according to any one of the preceding claims.

7. Turbomachine comprising a turbine 30 according to claim 6.