FR2942276A1

FR2942276A1 - Vane for receiver of turbomachine e.g. turbojet engine, of aircraft, has blade part including aerodynamic shell that covers structural hollow core, and coatings respectively placed on two longeron outside structural hollow core

Info

Publication number: FR2942276A1
Application number: FR0951014A
Authority: FR
Inventors: Laurent Lafont
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2009-02-17
Filing date: 2009-02-17
Publication date: 2010-08-20
Anticipated expiration: 2029-02-17
Also published as: FR2942276B1

Abstract

The vane (200) has a blade part (14) including an aerodynamic shell (24) that covers a structural hollow core (34) extending according to a wide span direction of a blade. The hollow core is formed by using a first longeron (38) oriented towards a leading edge (26) of the shell, a second longeron (40) oriented towards a trailing edge (28) of the shell, a third oriented (42) oriented towards intrados (30) and a fourth longeron (44) oriented towards an extrados (32) of the blade. Coatings (50, 52) are respectively placed on the first longeron and fourth longeron outside the hollow core. The coatings are made of shock absorber material that is foam, honeycomb structure material or absorbing gel.

Description

AUBE POUR RECEPTEUR DE TURBOMACHINE D'AERONEF, DONT L'AME EST REVETUE D'UN MATERIAU AMORTISSEUR DE CHOC DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte de façon générale aux aubes de récepteur de turbomachine 10 d'aéronef. Elle s'applique en particulier aux turboréacteurs, turbopropulseurs et turbomachines dites à open rotor . ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE En référence à la figure 1, il est 15 représenté une partie d'un récepteur d'une turbomachine du type open rotor, ce récepteur correspondant à une hélice 1 équipée d'une pluralité d'aubes 2. A titre indicatif, de façon connue, une telle turbomachine comprend deux hélices contrarotatives, la première 20 étant solidaire en rotation d'une première turbine libre de puissance, et la seconde hélice étant solidaire en rotation d'une seconde turbine libre de puissance, disposée en aval de la première. La figure 2 montre l'une des aubes 2 de 25 l'hélice, destinée à être montée rotative sur un moyeu de celle-ci, ce moyeu participant à délimiter la veine d'air 6. Pour ce faire, l'aube 2 comprend un pied 8 monté à rotation sur le moyeu 4 selon un axe 10, par exemple à l'aide d'un système de roulement à billes 12. 30 De cette manière, à l'aide d'un système de calage5 2 variable approprié (non représenté) coopérant judicieusement avec l'aube 2, celle-ci peut être pivotée en permanence durant le fonctionnement de la turbomachine, en fonction de l'incidence voulue. BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates in general to aircraft turbine engine receiver blades. BACKGROUND OF THE INVENTION It applies in particular to turbojet engines, turboprop engines and so-called open rotor turbomachines. STATE OF THE PRIOR ART Referring to FIG. 1, there is shown a part of a receiver of a turbomachine of the open rotor type, this receiver corresponding to a propeller 1 equipped with a plurality of blades 2. In a known manner, such a turbomachine comprises two counter-rotating propellers, the first 20 being integral in rotation with a first free power turbine, and the second propeller being rotatably connected to a second free power turbine, disposed downstream. from the first. FIG. 2 shows one of the blades 2 of the propeller, intended to be rotatably mounted on a hub thereof, this hub participating in delimiting the air stream 6. To do this, the blade 2 comprises a foot 8 rotatably mounted on the hub 4 along an axis 10, for example by means of a ball bearing system 12. In this way, with the aid of an appropriate variable adjusting system 2 ( not shown) cooperating judiciously with the blade 2, it can be rotated continuously during operation of the turbomachine, depending on the desired incidence.

Le pied 8 s'étend radialement vers l'extérieur jusqu'au niveau de la veine 6. Par ailleurs, l'aube comprend une partie pale 14 située dans la veine, une jonction mécanique 18 de section réduite la reliant au pied 8. A cet égard, comme représenté sur la figure 2, cette jonction 18 peut faire partie intégrante d'une pièce formant tulipe 20, dont la tête 22 est logée au sein de la partie pale 14, et dont la tige de la tulipe est constituée par cette jonction 18 de section réduite. En outre, la tulipe 20 peut être réalisée d'une seule pièce avec le pied 8, par exemple en matériau composite, de préférence comprenant un mélange de fibres de verre et/ou de carbone avec de la résine. Pour ce qui concerne la partie pale 14, elle présente une coque aérodynamique 24 formant, entre le bord d'attaque 26 et le bord de fuite 28, l'intrados 30 et l'extrados 32 de la pale. Cette coque est également préférentiellement réalisée d'une seule pièce, par exemple en matériau composite, de préférence comprenant un mélange de fibres de verre et/ou de carbone avec de la résine. La coque 24 enveloppe une âme creuse structurale 34 s'étendant selon la direction d'envergure de la pale, en se situant dans la continuité radiale externe de la tête de tulipe 22 à laquelle elle est solidarisée par un fourreau 36. 3 Habituellement, l'âme 34 s'étend sur une très large proportion de la partie pale dans la direction de l'envergure, par exemple plus de 80%. En référence à la figure 3, on peut apercevoir que l'âme 34, constituant la partie structurale de la partie pale, présente une section transversale en forme générale de quadrilatère, constituée à l'aide d'un premier longeron 38 orienté vers un bord d'attaque 26, mais restant à distance de ce dernier, un second longeron 40 orienté vers un bord de fuite 28, mais restant à distance de celui-ci, un troisième longeron 42 orienté vers l'intrados 30 et un quatrième longeron 44 orienté vers l'extrados 32. Comme visible sur cette figure 3, de façon conventionnelle, le troisième longeron 42 est agencé au contact de l'intrados 30 de la coque, et le quatrième longeron 44 est agencé au contact de l'extrados 32 de cette même coque 34. Les éléments en contact peuvent être fixés deux à deux, par exemple par collage ou par copolymérisation. Si cette solution technique répandue assure une rigidité acceptable pour les aubes, notamment grâce à l'âme structurale creuse formant caisson, elle reste néanmoins perfectible, notamment dans sa capacité à résister aux chocs, par exemple ceux causés par un volatile, au sol ou en vol. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de proposer une aube remédiant au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur. 4 Pour ce faire, l'invention a pour objet une aube pour récepteur de turbomachine d'aéronef comprenant une partie pale présentant une coque aérodynamique formant l'intrados et l'extrados de la pale, ladite coque enveloppant une âme creuse structurale s'étendant selon la direction d'envergure de la pale et formée à l'aide d'un premier longeron orienté vers un bord d'attaque de la coque, un second longeron orienté vers un bord de fuite de la coque, un troisième longeron orienté vers l'intrados et un quatrième longeron orienté vers l'extrados. Selon l'invention, l'aube comporte également un premier revêtement en matériau amortisseur de choc disposé sur ledit quatrième longeron extérieurement à ladite âme creuse, ainsi qu'un second revêtement en matériau amortisseur de choc disposé sur ledit premier longeron extérieurement à ladite âme creuse. Ainsi, l'invention prévoit de manière astucieuse d'interposer des revêtements en matériau amortisseur de choc entre la coque aérodynamique et les deux longerons de l'âme considérés comme les plus exposés aux chocs. En effet, les chocs survenant sur l'aube en vol ou au sol, par exemple causés par un volatile ou tout autre projectible, se produisent pour la plupart entre le bord d'attaque et une partie arrière de l'extrados. Par conséquent, dans le cas d'un tel choc survenant dans cette zone privilégiée d'impact, le projectile heurtant la coque aérodynamique commence par écraser l'un ou les deux revêtements propres à la présente invention. Durant cet écrasement désiré, une partie de l'énergie d'impact du volatile et de l'onde de choc est absorbée, de sorte que seule une énergie résiduelle est ensuite transmise à l'âme structurale creuse. La résistance aux chocs de l'aube s'en trouve fortement améliorée, sans pour autant que 5 la masse globale de l'aube ne soit pénalisée. Il est noté que l'interposition de revêtements en matériau amortisseur de choc pourrait être étendue aux second et troisième longerons de l'âme, même si leur utilité est ici moindre d fait de la zone privilégiée d'impact des projectiles sur l'aube. De préférence, ledit matériau amortisseur de choc est une mousse, par exemple une mousse métallique de porosité supérieure à 80%, ou un matériau à structure en nid-d'abeilles, ou encore un gel absorbant, par exemple de type silicone. De préférence, ledit premier revêtement en matériau amortisseur de choc s'étend dans la direction d'envergure sur au moins une portion du quatrième longeron de l'âme, en comblant entièrement l'espace entre ladite portion du quatrième longeron et l'extrados de la coque aérodynamique. De préférence, ledit second revêtement en matériau amortisseur de choc s'étend dans la direction d'envergure sur au moins une portion du premier longeron de l'âme creuse, en restant à distance du bord d'attaque de la coque aérodynamique. De préférence, ladite âme creuse est réalisée d'une seule pièce, de préférence en matériau composite, par exemple comprenant un mélange de fibres de verre et/ou de carbone avec de la résine. 6 L'invention a également pour objet une turbomachine pour aéronef comprenant un récepteur équipé d'une pluralité d'aubes telle que celle décrite ci-dessus. The foot 8 extends radially outwards to the level of the vein 6. Furthermore, the blade comprises a blade portion 14 located in the vein, a mechanical junction 18 of reduced section connecting it to the foot 8. A In this respect, as shown in FIG. 2, this junction 18 may be an integral part of a tulip-shaped part 20, the head 22 of which is housed within the blade portion 14, and whose stem of the tulip is constituted by this junction 18 of reduced section. In addition, the tulip 20 may be made in one piece with the foot 8, for example of composite material, preferably comprising a mixture of glass fibers and / or carbon with resin. As regards the blade portion 14, it has an aerodynamic shell 24 forming, between the leading edge 26 and the trailing edge 28, the intrados 30 and the extrados 32 of the blade. This shell is also preferably made in one piece, for example in composite material, preferably comprising a mixture of glass fibers and / or carbon with resin. The shell 24 surrounds a structural hollow core 34 extending in the direction of span of the blade, being in the outer radial continuity of the tulip head 22 to which it is secured by a sleeve 36. 3 Usually, the The core 34 extends over a very large proportion of the blade portion in the span direction, for example more than 80%. With reference to FIG. 3, it can be seen that the core 34 constituting the structural part of the blade portion has a generally quadrilateral-shaped transverse cross-section constituted by a first longitudinal member 38 oriented towards an edge 26, but remaining at a distance from the latter, a second spar 40 oriented towards a trailing edge 28, but remaining at a distance therefrom, a third spar 42 facing the intrados 30 and a fourth spar 44 oriented towards the extrados 32. As shown in this FIG. 3, conventionally, the third spar 42 is arranged in contact with the underside 30 of the shell, and the fourth spar 44 is arranged in contact with the upper surface 32 of this same shell 34. The elements in contact can be fixed in pairs, for example by gluing or by copolymerization. If this widespread technical solution provides acceptable rigidity for the blades, in particular thanks to the hollow structural core forming box, it remains nevertheless perfectible, especially in its ability to withstand shocks, for example those caused by a volatile, ground or flight. DISCLOSURE OF THE INVENTION The object of the invention is therefore to propose a blade at least partially overcoming the disadvantages mentioned above, relating to the embodiments of the prior art. To this end, the subject of the invention is a blade for an aircraft turbine engine receiver comprising a blade portion having an aerodynamic shell forming the lower surface and the upper surface of the blade, said shell enveloping a structural hollow core extending in the direction of span of the blade and formed by means of a first spar directed towards a leading edge of the hull, a second spar directed towards a trailing edge of the hull, a third spar directed towards the intrados and a fourth spar oriented towards the extrados. According to the invention, the blade also comprises a first shock absorbing material coating disposed on said fourth spar externally to said hollow core, and a second shock absorbing material coating disposed on said first spar externally to said hollow core. . Thus, the invention provides a clever way to interpose shock absorbing material coatings between the aerodynamic shell and the two longitudinal members of the soul considered most exposed to impact. Indeed, the shocks occurring on the dawn in flight or on the ground, for example caused by a bird or any other projectible, occur for the most part between the leading edge and a rear part of the extrados. Therefore, in the case of such a shock occurring in this preferred area of impact, the projectile striking the aerodynamic shell begins by crushing one or both of the clean coatings of the present invention. During this desired crushing, part of the impact energy of the volatile and the shock wave is absorbed, so that only residual energy is then transmitted to the hollow structural core. The shock resistance of dawn is greatly improved, without the overall mass of the blade being penalized. It is noted that the interposition of shock absorbing material coatings could be extended to the second and third spars of the core, even if their usefulness here is less because of the preferred zone of impact of the projectiles on the blade. Preferably, said shock-absorbing material is a foam, for example a metal foam with a porosity greater than 80%, or a material with a honeycomb structure, or an absorbent gel, for example of the silicone type. Preferably, said first shock absorbing material coating extends in the span direction over at least a portion of the fourth spar of the core, fully filling the space between said portion of the fourth spar and the upper surface of the spar. the aerodynamic hull. Preferably, said second shock absorbing material coating extends in the span direction over at least a portion of the first spar of the hollow core, remaining away from the leading edge of the aerodynamic shell. Preferably, said hollow core is made in one piece, preferably in composite material, for example comprising a mixture of glass fibers and / or carbon with resin. The invention also relates to an aircraft turbomachine comprising a receiver equipped with a plurality of blades such as that described above.

Préférentiellement, la turbomachine est un turboréacteur, un turbopropulseur, ou un open rotor . Ainsi, dans le cas du turboréacteur, il s'agit des aubes de la soufflante, alors que dans les deux cas suivants, il s'agit des aubes des hélices. Preferably, the turbomachine is a turbojet, a turboprop, or an open rotor. Thus, in the case of the turbojet, it is the blades of the fan, while in the two following cases, it is the blades of the propellers.

Enfin, l'invention a pour objet un aéronef comprenant une pluralité de turbomachines telle que celle mentionnée ci-dessus. 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, déjà décrite, représente une vue partielle de face d'une hélice connue de l'art antérieur, cette vue schématique s'appliquant également pour la présente invention ; - la figure 2, déjà décrite, représente une vue schématique de l'une des aubes de l'hélice de la figure 1, selon l'art antérieur ; - la figure 3 représente une vue en coupe transversale de l'aube montrée sur la figure 2, prise selon le plan P de cette même figure ; et - la figure 4 représente une vue similaire à celle de la figure 3, avec l'aube se présentant sous 7 la forme d'un mode de réalisation préféré de la présente invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PREFERES En référence à la figure 4, on voit une aube 200 destinée à équiper une hélice de turbomachine du type open rotor , dans laquelle deux hélices contrarotatives sont respectivement entraînées en rotation par deux turbines libres. Une telle hélice est montrée sur la figure 1, applicable à la présente invention. L'aube 200 présente des similitudes avec l'aube décrite en référence aux figures 2 et 3. A cet égard, les éléments portant les mêmes références numériques correspondent à des éléments identiques ou similaires. En outre, il est noté que seuls des changements en partie pale 14 sont opérés, le pied et la tulipe décrite en référence à la figure 2 étant ici préférentiellement conservés. Sur la figure 4, on peut apercevoir que seul le troisième longeron 42 de l'âme structurale creuse 34 reste en contact avec la coque aérodynamique 24, et plus précisément avec sa partie formant intrados 30. En effet, dans ce mode de réalisation préféré, un premier revêtement en matériau amortisseur de choc 50 est appliqué sur le quatrième longeron 44 de l'âme, en s'étendant selon la direction d'envergure de la pale, sur au moins une portion de la longueur de ce longeron 44. Préférentiellement, ce revêtement amortisseur 50 recouvre entièrement le longeron 44, et comble entièrement l'espace entre ce dernier et l'extrados 32. 8 D'une manière analogue, un second revêtement en matériau amortisseur de choc 52 est appliqué sur le premier longeron 38, également extérieurement à l'âme 34, en s'étendant selon la direction d'envergure de la pale, sur au moins une portion de la longueur de ce longeron 38. Préférentiellement, ce revetement amortisseur 52 recouvre entièrement le longeron 38, tout en restant à distance du bord d'attaque 26. Finally, the invention relates to an aircraft comprising a plurality of turbomachines such as that mentioned above. 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, already described, shows a partial front view of a known helix of the prior art, this schematic view also applicable to the present invention; FIG. 2, already described, represents a schematic view of one of the vanes of the helix of FIG. 1, according to the prior art; - Figure 3 shows a cross-sectional view of the blade shown in Figure 2, taken along the plane P of the same figure; and FIG. 4 shows a view similar to that of FIG. 3, with the blade being in the form of a preferred embodiment of the present invention. DETAILED DESCRIPTION OF PREFERRED EMBODIMENTS With reference to FIG. 4, a blade 200 is shown intended to equip a turbomachine propeller of the open rotor type, in which two counter-rotating propellers are respectively rotated by two free turbines. Such a helix is shown in Figure 1, applicable to the present invention. The blade 200 has similarities with the blade described with reference to Figures 2 and 3. In this respect, the elements bearing the same reference numerals correspond to identical or similar elements. In addition, it is noted that only changes in the blade portion 14 are operated, the foot and the tulip described with reference to Figure 2 being here preferentially preserved. In FIG. 4, it can be seen that only the third spar 42 of the hollow structural core 34 remains in contact with the aerodynamic shell 24, and more specifically with its lower portion 30. Indeed, in this preferred embodiment, a first coating of shock absorbing material 50 is applied to the fourth spar 44 of the core, extending in the span direction of the blade, over at least a portion of the length of this spar 44. Preferably, this damping coating 50 completely covers the spar 44, and completely fills the space between the latter and the extrados 32. 8 In a similar way, a second coating shock absorbing material 52 is applied to the first spar 38, also externally to the core 34, extending in the direction of span of the blade, on at least a portion of the length of this spar 38. Preferably, this damping coating 52 covers the integer surely the spar 38, while remaining spaced from the leading edge 26.

Ces deux revêtements amortisseurs 50, 52, de préférence réalisés en mousse de type PMI (polyméthacrylimide), par exemple celles commercialisées sous la marque déposée Rohacell, sont de préférence d'épaisseurs sensiblement constantes. Ils peuvent être réalisés d'un seul tenant, formant conjointement un L en section transversale, tel que cela est montré sur la figure 4. Ce L épouse donc les longerons 38, 44 de l'âme 34, qui s'étend quant à elle au sein de la partie pale 14 d'une manière analogue à celle décrite en référence à la figure 2, à savoir sur une très large proportion de la partie 14 dans la direction de l'envergure. De plus, comme visible sur la figure 4, le L est agencé en regard de l'intrados 30, avec sa base orientée vers le bord d'attaque 26 et sa branche supérieure épousant l'extrados 32. Il est noté que du matériau de remplissage 54, de nature quelconque, peut combler l'espace entre le revêtement amortisseur 52 et la partie avant de la coque aérodynamique 24, de même que du matériau de remplissage 56 peut combler l'espace entre le longeron 9 40 de l'âme 34 formant caisson, et la partie arrière de la coque aérodynamique 24. Enfin, l'âme creuse 34 peut indifféremment être réalisée d'une seule pièce, ou à l'aide de longerons montés fixement les uns sur les autres, par exemple en matériau composite, de préférence comprenant un mélange de fibres de verre et/ou de carbone avec de la résine. Eventuellement, cette âme en forme de caisson peut également être remplie avec un matériau de remplissage quelconque. 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. 20 These two damping coatings 50, 52, preferably made of PMI type foam (polymethacrylimide), for example those sold under the registered trademark Rohacell, are preferably of substantially constant thickness. They can be made in one piece, together forming an L in cross section, as shown in Figure 4. This L thus marries the longitudinal members 38, 44 of the core 34, which extends for its part. within the blade portion 14 in a manner similar to that described with reference to Figure 2, namely on a very large proportion of the portion 14 in the direction of the span. Moreover, as can be seen in FIG. 4, the L is arranged facing the intrados 30, with its base oriented towards the leading edge 26 and its upper branch matching the extrados 32. It is noted that the material of fill 54, of any nature, can fill the space between the damping coating 52 and the front part of the aerodynamic shell 24, as filling material 56 can fill the space between the beam 9 40 of the core 34 forming a box, and the rear part of the aerodynamic shell 24. Finally, the hollow core 34 can equally well be made in one piece, or with the help of longitudinal members fixedly mounted on each other, for example made of composite material preferably comprising a mixture of glass fibers and / or carbon with resin. Optionally, this box-shaped core may also be filled with any filler material. Of course, various modifications may be made by those skilled in the art to the invention which has just been described, solely by way of non-limiting examples. 20

Claims

REVENDICATIONS1. A blade (200) for an aircraft turbomachine receiver comprising a blade portion (14) having an aerodynamic shell (24) forming the lower surface (30) and the extrados (32) of the blade, said shell enveloping a structural hollow core (34) extending in the span direction of the blade and formed with a first spar (38) facing a leading edge (26) of the shell, a second spar (40) oriented to a trailing edge (28) of the hull, a third spar (42) facing the intrados and a fourth spar oriented (44) towards the extrados, characterized in that it also comprises a first coating of damping material shock absorber (50) disposed on said fourth spar (44) externally to said hollow core (34), and a second shock absorbing material coating (52) disposed on said first spar (38) externally to the same hollow core .

2. blade according to claim 1, characterized in that said shock absorbing material is a foam, or a material honeycomb structure, or an absorbent gel.

3. blade according to claim 1 or claim 2, characterized in that said first shock absorbing material coating (50) extends in the span direction on at least a portion of the fourth spar (44) of the soul, by filling 11 fully the space between said portion of the fourth spar (44) and the extrados (32) of the aerodynamic shell.

4. blade according to any one of the preceding claims, characterized in that said second coating of shock absorbing material (52) extends in the span direction on at least a portion of the first spar (38) of the hollow core, remaining at a distance from the leading edge (26) of the aerodynamic shell (24).

5. blade according to any one of the preceding claims, characterized in that said hollow core (34) is made in one piece, preferably composite material.

6. Aircraft turbomachine comprising a receiver equipped with a plurality of blades according to any one of the preceding claims.

7. The turbomachine according to claim 6, characterized in that it is a turbojet, a turboprop, or an open-rotor.

8. Aircraft comprising a plurality of turbomachines according to any one of claims 6 and 7. 30