FR2974863A1 - Disque de soufflante de turbomachine - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne un disque (2) de soufflante de turbomachine, comportant à sa périphérie externe des rainures sensiblement axiales destinées au montage de pieds d'aubes (5), une face radiale amont (9) sur laquelle débouchent les rainures précitées et une virole (17) de liaison à un arbre d'entraînement en rotation. Le disque est constitué essentiellement d'un anneau cylindrique dont la surface interne (20) s'étend axialement vers l'amont au-delà de la face radiale amont (9) du disque (2).

Description

1 Disque de soufflante de turbomachine
La présente invention concerne un disque de soufflante de turbomachine.
Une soufflante de turbomachine comporte un disque portant des aubes dont les pieds sont engagés dans des rainures sensiblement axiales de la périphérie externe du disque. Les aubes sont maintenues radialement sur le disque par coopération de formes de leurs pieds avec les rainures du disque, les pieds d'aubes étant par exemple du type en queue d'aronde.
Des plates-formes inter-aubes sont montées sur le disque entre les aubes de soufflante. Une soufflante de ce type est décrite dans le document FR 2 930 595 au nom de la Demanderesse, dans laquelle le disque est annulaire et dépourvu de poireaux d'équilibrage, et comporte des faces radiales amont et aval sur lesquelles débouchent les rainures de montage des pieds d'aubes. Un rebord cylindrique s'étend axialement depuis la face radiale amont du disque et une gorge servant au montage de moyens de retenue axiale des pieds d'aubes est ménagée dans le rebord, en amont des aubes.
Les aubes sont en outre retenues axialement vers l'aval par appui sur un flasque annulaire rapporté et fixé par boulonnage sur l'extrémité aval du disque, et comportant une bride annulaire interne de fixation sur l'extrémité amont d'un arbre de la turbomachine. La surface interne du disque comporte une partie cylindrique raccordée à l'amont à une partie de plus grand diamètre formant un décrochement situé en aval de la face radiale amont du disque. En fonctionnement, les efforts radiaux générés par les aubes de soufflante en rotation créent des contraintes tangentielles sur le disque, dans la partie présentant les alvéoles de montage des pieds d'aube. En outre, des contraintes de flexion sont créées par le rebord précité, en particulier dans la zone du décrochement. 2 Ainsi, dans cette zone, les contraintes tangentielles et les contraintes de flexion se cumulent, provoquant des risques de rupture ou de dégradation du disque. L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, 5 efficace et économique à ce problème. A cet effet, elle propose un disque de soufflante de turbomachine, comportant à sa périphérie externe des rainures sensiblement axiales destinées au montage de pieds d'aubes, une face radiale amont sur laquelle débouchent les rainures précitées et une virole de liaison à un 10 arbre d'entraînement en rotation, caractérisé en ce qu'il est constitué essentiellement d'un anneau cylindrique dont la surface interne s'étend axialement vers l'amont au-delà de la face radiale amont du disque. De cette manière, la zone dans laquelle apparaissent des contraintes de flexion est décalée en amont de la face radiale amont du 15 disque. Les contraintes tangentielles sont concentrées sur la partie du disque soumise aux efforts radiaux exercés par les aubes, c'est-à-dire en aval de la face radiale amont, et les contraintes de flexion sont concentrées en amont de la face radiale amont, de sorte que ces deux types de contraintes ne se cumulent pas dans une même partie du disque. 20 Selon une caractéristique de l'invention, la surface interne de l'anneau s'étend vers l'amont au-delà de la face radiale amont du disque sur une distance axiale de 1 à 3 mm. Avantageusement, la surface interne de l'anneau comporte une partie tronconique s'évasant vers l'aval et se terminant au niveau d'une 25 face radiale aval du disque. Du fait des profils particuliers des aubes, on constate que les contraintes tangentielles ne sont pas réparties uniformément sur toute la longueur de la jante du disque, c'est-à-dire la partie du disque dans laquelle sont ménagées les alvéoles, située entre les faces radiales amont et aval 30 du disque. En effet, les contraintes tangentielles sont plus importantes dans la partie amont de la jante, c'est-à-dire directement en aval de la face radiale amont précitée, et les contraintes tangentielles sont plus faibles dans la partie aval de la jante. La partie tronconique permet donc de consolider le disque dans la zone soumise aux plus fortes contraintes tangentielles et d'alléger le disque dans la zone soumise aux plus faibles contraintes tangentielles. L'angle de la partie tronconique peut être compris entre 1 et 10°, et est préférentiellement de l'ordre de 3°. La surface interne de l'anneau peut en outre comporter une partie cylindrique d'extrémité amont, raccordée à la partie tronconique, la partie cylindrique d'extrémité ayant de préférence une longueur comprise entre 10 et 20 mm. Selon une forme de réalisation de l'invention, le disque est dépourvu de poireaux d'équilibrage, ce qui permet d'avoir facilement accès à un écrou central de fixation du disque sur l'arbre de d'entraînement de la turbomachine. En outre, en fonction du diamètre de la soufflante et compte tenu de l'élancement important des aubes, le volume disponible pour loger le disque peut être très restreint, ce qui rend impossible ou difficile la présence de poireaux d'équilibrage. L'invention concerne en outre une turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant un disque de soufflante du type précité. L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels la figure unique est une demi-vue en coupe longitudinale d'une partie d'une soufflante équipée d'un disque selon l'invention. Cette figure représente une soufflante d'une turbomachine comprenant des aubes 1 portées par un disque 2 et entre lesquelles sont intercalées des plates-formes inter-aubes 3.
Chaque aube 1 de soufflante comporte une pale 4 raccordée à son extrémité radialement interne à un pied 5, par exemple en queue d'aronde, qui est engagé dans une rainure sensiblement axiale de forme complémentaire du disque 2 permettant de retenir radialement cette aube 1 sur le disque 2. Une cale 6 est intercalée entre le pied 4 de chaque aube 1 et le fond 7 de la rainure correspondante du disque 2 pour immobiliser radialement l'aube 1 sur le disque 2. Les plates-formes inter-aubes 3 forment une paroi qui délimite intérieurement la veine du flux d'air entrant dans la turbomachine, et comprennent des moyens qui coopèrent avec des moyens correspondants prévus sur le disque 2, entre les rainures, pour fixer les plates-formes 3 sur le disque 2. Les aubes 1 de soufflante sont retenues axialement dans les rainures du disque 2 par l'intermédiaire de moyens appropriés montés sur le disque. Le disque 2 comprend essentiellement une jante cylindrique 8 dépourvue de poireaux d'équilibrage et délimitée axialement par des faces radiales amont et aval 9, 10 sur lesquelles débouchent les rainures de montage des pieds d'aubes 4. Le disque est réalisé en alliage à base de nickel, par exemple en INCONEL 718, ou en alliage à base de titane. Le disque 2 comprend en outre un rebord cylindrique 11 s'étendant axialement vers l'amont depuis la face radiale amont, et dont la surface externe comporte une gorge annulaire 12, comme cela est connu en soi. La gorge 12 est délimitée par la face radiale amont 9 du disque et par un rebord 13 s'étendant radialement vers l'extérieur. Les moyens de retenue des aubes 1 comportent un anneau 14 inséré par crabotage dans la gorge 12 et comportant une surface radiale 15 servant à l'appui axial des cales 6, les pieds d'aubes 4 s'appuyant eux-mêmes sur une surface radiale 16 des cales 6.
Le disque 2 comprend également une virole 17 de liaison à un arbre d'entraînement en rotation (non représenté) s'étendant depuis l'extrémité aval de la jante 8. Les aubes 1 sont retenues axialement vers l'aval par appui sur un flasque annulaire 18 fixé sur le disque 2 à l'aide de boulons 19. La surface interne du disque 2 comporte une partie cylindrique 20 de diamètre dl, prolongée à l'amont par une partie 21 de plus grand diamètre d2 formant un décrochement. Le diamètre dl est par exemple de l'ordre de 160 mm et le diamètre d2 est par exemple de l'ordre de 155 mm.
Le décrochement 21 est décalé axialement de la face radiale amont 9 de la jante 8, vers l'amont, d'une distance Il comprise entre 1 et 3 mm. La longueur 12 de la partie cylindrique 20 est comprise entre 10 et 20 mm.
La surface interne du disque 2 comporte en outre une partie tronconique 22 s'évasant vers l'aval, s'étendant de la partie cylindrique 20 jusqu'à l'extrémité aval de la jante 8. L'angle a de la partie tronconique 22 est compris entre 1 et 10°, et est préférentiellement de l'ordre de 3°.
Comme indiqué précédemment, le décalage du décrochement 21 par rapport à la face radiale amont 9 de la jante 8 permet de dissocier les contraintes tangentielles et les contraintes de flexion du disque 2 apparaissant en fonctionnement, de manière à éviter tout risque de rupture ou de dégradation du disque 2. La partie tronconique 22 permet de renforcer le disque 2 dans les zones de plus fortes contraintes tangentielles et d'alléger le disque 2 dans les zones de plus faibles contraintes tangentielles.

Claims (8)

  1. REVENDICATIONS1. Disque (2) de soufflante de turbomachine, comportant à sa périphérie externe des rainures sensiblement axiales destinées au montage de pieds d'aubes (4), une face radiale amont (9) sur laquelle débouchent les rainures précitées et une virole (17) de liaison à un arbre d'entraînement en rotation, caractérisé en ce qu'il est constitué essentiellement d'un anneau cylindrique dont la surface interne (20) s'étend axialement vers l'amont au-delà de la face radiale amont (9) du disque (2).
  2. 2. Disque (2) de soufflante selon la revendication 1, caractérisé en ce que la surface interne de l'anneau s'étend vers l'amont au-delà de la face radiale amont (9) du disque (2) sur une distance axiale (II) de 1 à 3 mm.
  3. 3. Disque (2) de soufflante selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que la surface interne de l'anneau comporte une partie tronconique (22) s'évasant vers l'aval et se terminant au niveau d'une face radiale aval (10) du disque (2).
  4. 4. Disque (2) de soufflante selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'angle (a) de la partie tronconique (22) est compris entre 1 et 10°, et est préférentiellement de l'ordre de 3°.
  5. 5. Disque (2) de soufflante selon la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce que la surface interne de l'anneau comporte une partie cylindrique (20) d'extrémité amont, raccordée à la partie tronconique (22).
  6. 6. Disque (2) de soufflante la revendication 5, caractérisé en que la partie cylindrique d'extrémité (20) a une longueur comprise entre 10 et 20 mm.
  7. 7. Disque (2) de soufflante selon l'une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il est dépourvu de poireaux d'équilibrage.
  8. 8. Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, comportant un disque (2) de soufflante selon l'une des revendications 1 à 7.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3074638B1 (fr) * 2013-11-29 2024-02-14 Safran Aircraft Engines Soufflante pour une turbomachine

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3004227B1 (fr) * 2013-04-09 2016-10-21 Snecma Disque de soufflante pour un turboreacteur
FR3014151B1 (fr) * 2013-11-29 2015-12-04 Snecma Soufflante, en particulier pour une turbomachine
US10670037B2 (en) * 2017-11-21 2020-06-02 General Electric Company Turbofan engine's fan blade and setting method thereof
EP3949742A4 (fr) * 2019-03-28 2022-12-07 Morinaga Milk Industry Co., Ltd. Composition de bactérie résistante à la chaleur

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2345605A1 (fr) * 1976-03-25 1977-10-21 Snecma Dispositif de retenue pour aubes de soufflantes
GB2299834A (en) * 1995-04-12 1996-10-16 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan disc
FR2814495A1 (fr) * 2000-09-28 2002-03-29 Snecma Moteurs Systeme de retention amont pour aubes et plates-formes de soufflante
EP1995467A1 (fr) * 2006-03-13 2008-11-26 IHI Corporation Structure support pour pale de ventilateur
US20090053064A1 (en) * 2006-09-01 2009-02-26 Ress Jr Robert A Fan blade retention system

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4033705A (en) * 1976-04-26 1977-07-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Blade retainer assembly
US4265595A (en) * 1979-01-02 1981-05-05 General Electric Company Turbomachinery blade retaining assembly
FR2524932A1 (fr) * 1982-04-08 1983-10-14 Snecma Dispositif de retenue axiale de pieds d'aube dans un disque de turbomachine
FR2566061B1 (fr) * 1984-06-14 1988-09-02 Snecma Dispositif de verrouillage axial d'une aube de turbomachine
FR2639063A1 (fr) * 1988-11-17 1990-05-18 Snecma Segment d'arret et d'etancheite d'un ensemble d'aubes monte sur un disque de rotor de turbomachine
FR2639402B1 (fr) * 1988-11-23 1990-12-28 Snecma Disque ailete de rotor de turbomachine
US5067877A (en) * 1990-09-11 1991-11-26 United Technologies Corporation Fan blade axial retention device
US5112193A (en) * 1990-09-11 1992-05-12 Pratt & Whitney Canada Fan blade axial retention device
FR2715975B1 (fr) * 1994-02-10 1996-03-29 Snecma Rotor de turbomachine à rainures d'aube débouchantes axiales ou inclinées.
US5486095A (en) * 1994-12-08 1996-01-23 General Electric Company Split disk blade support
GB9814567D0 (en) * 1998-07-07 1998-09-02 Rolls Royce Plc A rotor assembly
FR2803623B1 (fr) * 2000-01-06 2002-03-01 Snecma Moteurs Agencement de retenue axiale d'aubes dans un disque
US6467988B1 (en) * 2000-05-20 2002-10-22 General Electric Company Reducing cracking adjacent shell flange connecting bolts
US6416280B1 (en) * 2000-11-27 2002-07-09 General Electric Company One piece spinner
US6846159B2 (en) * 2002-04-16 2005-01-25 United Technologies Corporation Chamfered attachment for a bladed rotor
FR2844562B1 (fr) * 2002-09-18 2004-10-29 Snecma Moteurs Maitrise de la position axiale d'une aube de rotor de soufflante
US7241111B2 (en) * 2003-07-28 2007-07-10 United Technologies Corporation Contoured disk bore
US7153102B2 (en) * 2004-05-14 2006-12-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Bladed disk fixing undercut
US7578656B2 (en) * 2005-12-20 2009-08-25 General Electric Company High pressure turbine disk hub with reduced axial stress and method
JP2007231868A (ja) * 2006-03-02 2007-09-13 Hitachi Ltd 蒸気タービン動翼およびそれを用いた蒸気タービン並びに蒸気タービン発電プラント
JP4911286B2 (ja) * 2006-03-14 2012-04-04 株式会社Ｉｈｉ ファンのダブテール構造
FR2913734B1 (fr) * 2007-03-16 2009-05-01 Snecma Sa Soufflante de turbomachine
FR2930595B1 (fr) * 2008-04-24 2011-10-14 Snecma Rotor de soufflante d'une turbomachine ou d'un moteur d'essai
US8419370B2 (en) * 2009-06-25 2013-04-16 Rolls-Royce Corporation Retaining and sealing ring assembly
FR2949142B1 (fr) * 2009-08-11 2011-10-14 Snecma Cale amortisseuse de vibrations pour aube de soufflante
FR2971822B1 (fr) * 2011-02-21 2015-04-24 Snecma Rotor de soufflante, en particulier pour une turbomachine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2345605A1 (fr) * 1976-03-25 1977-10-21 Snecma Dispositif de retenue pour aubes de soufflantes
GB2299834A (en) * 1995-04-12 1996-10-16 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan disc
FR2814495A1 (fr) * 2000-09-28 2002-03-29 Snecma Moteurs Systeme de retention amont pour aubes et plates-formes de soufflante
EP1995467A1 (fr) * 2006-03-13 2008-11-26 IHI Corporation Structure support pour pale de ventilateur
US20090053064A1 (en) * 2006-09-01 2009-02-26 Ress Jr Robert A Fan blade retention system

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3074638B1 (fr) * 2013-11-29 2024-02-14 Safran Aircraft Engines Soufflante pour une turbomachine

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