FR2983517A1 - Aube de turbine refroidie pour moteur a turbine a gaz. - Google Patents

Aube de turbine refroidie pour moteur a turbine a gaz. Download PDF

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Abstract

La présente invention concerne une aube de turbine refroidie pour moteur à turbine à gaz, comprenant une paroi intrados (13), une paroi extrados (14) et une paroi distale (15) reliant les parois intrados et extrados, agencées de manière à ménager, au niveau de l'extrémité distale (12) de l'aube, au moins une cavité externe (16) formant baignoire et au moins une cavité externe (17) séparées par la paroi distale (15), l'aube présentant au moins une ouverture (18) pour l'introduction d'un flux d'air de refroidissement (FR) dans la cavité externe (16), caractérisée en ce que, d'une part, au moins une partie (15) de la paroi distale (15) est inclinée par rapport aux normales à la paroi intrados (13) et, d'autre part, l'ouverture (18) est ménagée au voisinage de la paroi distale (15) de manière que le flux d'air de refroidissement (FR) soit dirigé vers l'extrémité distale (13A) de la paroi intrados (13)..

Description

La présente invention concerne le domaine des moteurs à turbine à gaz tels que les turboréacteurs. Un turboréacteur multi-flux (par exemple double flux), pour la propulsion d'avions de transport, comprend généralement une soufflante amont délivrant un flux d'air annulaire, ce flux comprenant une partie annulaire centrale, primaire, qui alimente le moteur entraînant la soufflante, ainsi qu'une partie annulaire extérieure, secondaire, destinée à être éjectée dans l'atmosphère tout en fournissant une fraction importante de la poussée.
Le flux d'air, en traversant le moteur, est comprimé à nouveau pour alimenter une chambre de combustion dont les gaz qui en sont issus sont ensuite détendus dans les étages de turbine. Pour obtenir le meilleur rendement possible les gaz en sortie de la chambre doivent être à une température élevée, en tenant compte de la tenue des matériaux constituant la turbine haute pression immédiatement en aval de la chambre de combustion. Les aubes de la turbine haute pression sont refroidies par circulation d'un flux d'air à l'intérieur de la pale. Une partie de l'air de refroidissement est évacuée à travers la paroi de la baignoire située à l'extrémité distale de cette pale. Chaque aube comprend une paroi intrados, une paroi extrados, ainsi qu'une paroi distale disposée à l'extrémité distale (au sommet) de l'aube. Ces parois sont agencées de manière à ménager, au niveau de l'extrémité distale de l'aube, au moins une cavité interne et au moins une cavité externe, formant ladite baignoire, séparées l'une de l'autre par la paroi distale. L'extrémité distale de la paroi intrados étant particulièrement exposée, le sommet de l'aube est amené à être rapidement oxydé, ce qui engendre une perte de métal et donc à terme une augmentation du jeu au niveau du sommet et, de fait, une baisse du rendement du turboréacteur. Afin de refroidir l'extrémité distale de la paroi intrados, il est déjà connu de ménager dans celle-ci des ouvertures pour le flux d'air de refroidissement. Plus précisément, ces ouvertures présentent la forme de perçages pratiqués au niveau de la paroi intrados, non loin de la paroi distale, et donnant dans la cavité interne.
Si de telles ouvertures permettent effectivement de refroidir la zone extrême distale de la cavité interne de l'aube, elles s'avèrent toutefois trop éloignées de l'extrémité distale de la paroi d'intrados pour la refroidir correctement.
L'objet de la présente invention est de modifier la géométrie de l'extrémité distale d'une aube de turbine afin de permettre une meilleure ventilation de cette zone. A cette fin, selon l'invention, l'aube de turbine refroidie pour moteur à turbine à gaz, comprenant une paroi intrados, une paroi extrados et une paroi distale reliant les parois intrados et extrados, agencées de manière à ménager, au niveau de l'extrémité distale de l'aube, au moins une cavité interne et au moins une cavité externe, formant baignoire, séparées par la paroi distale, l'aube présentant au moins une ouverture pour l'introduction d'un flux d'air de refroidissement dans la cavité externe, est remarquable en ce que, d'une part, la paroi distale est inclinée par rapport aux normales à la paroi intrados et, d'autre part, l'ouverture est ménagée au voisinage de la paroi distale de manière que le flux d'air de refroidissement soit dirigé vers l'extrémité distale de la paroi intrados. Ainsi, grâce à la présente invention, l'ouverture pour le flux d'air de refroidissement est située directement sur la paroi distale, dite de fond de baignoire, au moins une partie de celle-ci étant inclinée de manière à diriger ledit flux d'air vers la paroi intrados, ce qui permet de faire passer ledit flux de la cavité interne jusqu'à la cavité externe où il peut être appliqué directement sur la paroi intrados. Le passage du flux d'air de refroidissement permet donc de refroidir efficacement le sommet de l'aube.
En outre, l'inclinaison de la paroi distale permet non seulement d'orienter de façon adéquate l'ouverture (et donc le flux d'air de refroidissement) vers l'extrémité distale de la paroi intrados, mais également de pressuriser la partie distale de l'aube du côté de l'extrados. De préférence, l'ouverture est ménagée au voisinage de la paroi distale de manière que le flux d'air de refroidissement ne soit pas dirigé vers l'extrémité distale de la paroi extrados. On se concentre ainsi d'autant mieux sur l'extrémité distale de la paroi intrados, qui constitue la partie la plus chaude, ce qui permet donc d'utiliser le flux d'air de refroidissement de façon optimale, sans multiplier par ailleurs le nombre d'ouvertures nécessaires.
De préférence, l'ouverture est ménagée au voisinage de la paroi distale de manière que l'intégralité du flux d'air de refroidissement soit dirigé vers l'extrémité distale de la paroi intrados. Ainsi, grâce à une orientation adéquate de l'ouverture (directement en direction de l'extrémité distale de la paroi intrados), il n'est pas nécessaire que celle-ci présente une grande dimension afin de diriger le flux d'air de refroidissement vers l'extrémité distale de la paroi intrados. Par ailleurs, l'ouverture peut être ménagée au voisinage de la paroi distale de manière que le flux d'air de refroidissement soit dirigé vers l'extrémité distale de la paroi intrados et se propage le long de celle-ci, ce qui permet de refroidir l'ensemble de la paroi et non pas une faible portion de celle-ci. De préférence, l'axe de l'ouverture est au moins sensiblement incliné par rapport aux normales à la paroi intrados.
Dans ce dernier cas, l'axe de l'ouverture peut être au moins sensiblement orthogonal aux normales à la paroi intrados, ce qui permet de diriger le flux d'air de refroidissement (suivant l'axe de l'ouverture) directement vers l'extrémité distale de la paroi intrados.
Selon une première forme de réalisation de l'invention, l'ensemble de la paroi distale est incliné par rapport aux normales à la paroi intrados, ce qui permet de pressuriser d'autant plus la partie distale de l'aube du côté de l'extrados. Selon une deuxième forme de réalisation de l'invention, une portion de la paroi distale est située dans un plan au moins sensiblement orthogonal aux normales à la paroi intrados. La présente invention concerne également un moteur à turbine à gaz comprenant au moins une aube de turbine selon l'une des formes de réalisation décrites ci-dessus.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est un schéma, suivant un plan de coupe transversal, d'un turboréacteur.
La figure 2 est une vue en perspectives d'une aube de turbine selon une première forme de réalisation de l'invention. La figure 3 est une vue en coupe transversale de l'aube de la figure 2. La figure 4 est une vue en coupe axiale de l'aube de la figure 2. La figure 5 est une vue en coupe axiale d'une aube de turbine selon une deuxième forme de réalisation de l'invention. La figure 6 est une vue en coupe axiale d'une aube selon une troisième forme de réalisation de l'invention. Le turboréacteur 1 de la figure 1 est du type à double-flux et double-corps, présentant une 15 symétrie de révolution autour d'un axe X-X'. De manière connue, ce turboréacteur 1 comprend, au sein d'une nacelle 2 servant d'enveloppe à ses différents organes, une entrée d'air par laquelle un flux d'air entrant F peut pénétrer pour traverser ensuite une soufflante d'entrée 4, disposée autour d'un cône d'entrée d'air 3 qui permet le guidage aérodynamique et la répartition du flux total F autour de l'axe X-X'. Ce flux d'air F est alors séparé en deux flux 20 respectivement primaire FP et secondaire FS, via un carter intermédiaire 5 dont l'extrémité forme un bec séparateur. Dans la suite de la description, les termes « amont » et « aval » se rapportent à des positions axiales le long de l'axe longitudinal X-X' dans le sens de l'écoulement du flux d'air dans le 25 turboréacteur 1. Le flux primaire FP traverse successivement une pluralité d'étages de compression basse pression 6A, une pluralité d'étages de compression haute pression 6B, une chambre de combustion 7, un étage de turbine haute pression 8A et une pluralité d'étages de turbine basse 30 pression 8B, pour, enfin, être éjecté hors de la turbomachine à travers une tuyère (non référencée). 10 Une aube 10 de turbine est représentée plus en détails sur la figure 2. L'aube 10 présente une première extrémité 11, par laquelle ladite aube 10 est fixée au disque 9 (par exemple par une liaison de type bulbe-alvéole), et une deuxième extrémité 12 (ou extrémité distale), qui constitue le sommet de ladite aube 10.
En référence à la figure 3, qui est une vue en coupe de l'aube 10 de la figure 2 suivant le plan P12 situé au niveau de l'extrémité distale 12, ladite aube 10 comprend une paroi intrados 13, située du côté intrados In, et une paroi extrados 14, située du côté extrados Ex. Ces deux parois 13 et 14 s'étendent entre le bord d'attaque 10A et le bord de fuite 10B de l'aube 10.
L'aube 10 comprend en outre un ensemble de cloisons,19, reliant les parois intrados 13 et extrados 14. et délimitant un ensemble de cavités internes 17 de circulation d'air de refroidissement (visibles sur la figure 4).
En référence à présent à la figure 4, qui est une vue de l'aube 10 suivant le plan de coupe P10, la cavité externe 16, formant la baignoire, et la cavité interne 17 sont séparées par la paroi distale 15 et sont toutes deux délimitées par la paroi intrados 13, la paroi extrados 14, les cloisons 19 et ladite paroi distale 15. Plus précisément, la baignoire 16 est délimitée par l'extrémité distale 13A de la paroi intrados 13, l'extrémité distale 14A de la paroi extrados 14, les extrémités distales des cloisons 19 et, enfin, la paroi distale 15. Afin de refroidir le sommet de l'aube 10, il est prévu, à travers la cavité interne 17, le passage d'un flux d'air de refroidissement FR. Conformément à la présente invention, une ouverture 18 est par ailleurs pratiquée au niveau de la paroi distale 15, afin que ce flux d'air FR atteigne l'extrémité distale 13A de la paroi intrados 13, cette extrémité 13A constituant la zone de l'aube dont la température est la plus élevée et qu'il importe donc de refroidir. La géométrie de la paroi distale 15, en l'endroit de l'ouverture 18, est en outre déterminée de manière que le flux d'air de refroidissement FR soit dirigé vers l'extrémité distale 13A de la paroi intrados 13. A cette fin, la paroi distale 15 est inclinée par rapport à la paroi intrados 13, de façon ascendante depuis l'intrados In vers l'extrados Ex. De cette manière, l'axe A18 de l'ouverture 18 est incliné par rapport aux normales à la paroi intrados 13.
On comprendra ici que, la paroi intrados 13 étant courbée vers l'intrados, les normales correspondent chacun à un plan orthogonal à un axe vertical de la paroi 13. Ainsi, l'extrémité distale 13A de la paroi intrados 13, qui constitue le sommet de l'aube 10, peut être aisément refroidi par le flux d'air de refroidissement FR, ce qui autorise un contrôle optimal de la température de ladite aube 10. De plus, cette inclinaison permet de pressuriser l'extrémité distale 14A de la paroi extrados 14. La figure 5 illustre une deuxième forme de réalisation de l'invention, dans laquelle l'aube 20 est identique à l'aube 10 des figures 2 à 4, sauf en ce qui concerne la paroi distale 25 située à l'extrémité distale 22 de ladite aube 20. En effet, la paroi distale 25 présente deux portions jointes l'une à l'autre : une première portion 25A, plane, et une deuxième portion 25B, au niveau de laquelle est ménagée une ouverture 28 (dont l'axe A28 est incliné par rapport aux normales à la paroi intrados 13, suivant une inclinaison supérieure à celle de l'axe A18 de l'ouverture 18 ménagée dans l'aube 10 des figures 2 à 4) pour le passage de flux d'air de refroidissement FR. Ainsi, l'inclinaison de l'axe A28 de l'ouverture 28 étant plus élevée que pour l'ouverture 18, le flux d'air de refroidissement FR peut être acheminé de façon plus directe vers l'extrémité distale 13A de la paroi intrados 13, pour un refroidissement d'autant meilleur. Là encore, l'inclinaison de la portion 25B de la paroi distale 25 favorise une pressurisation de la partie distale de l'aube du côté de l'extrados Ex.
La figure 6 illustre une troisième forme de réalisation de l'invention, dans laquelle l'aube 30 est identique à l'aube 10 des figures 2 à 4, sauf en ce qui concerne la paroi distale 35 située à l'extrémité distale 32 de ladite aube 30.
En effet, la paroi distale 35 présente trois portions jointes l'une à l'autre : deux portions 35A et 35B, planes et qui prolongent respectivement les extrémités distales 13A et 14A des parois intrados 13 et extrados 14, et une troisième portion 35C, au niveau de laquelle est ménagée une ouverture 38 (dont l'axe A38 est orthogonal aux normales à la paroi intrados 13) pour le passage de flux d'air de refroidissement FR. Ainsi, l'axe A38 de l'ouverture 38 étant orthogonal à l'extrémité distale 13A de la paroi intrados 13, le flux d'air de refroidissement FR peut être acheminé de façon encore plus directe vers ladite extrémité 13A. Encore une fois, la différence de niveau entre la portion 35A de la paroi distale 35 (du côté Intrados In) et la portion 35C (du côté extrados Ex) favorise une pressurisation de la partie distale de l'aube du côté de l'extrados Ex. La présente invention a été décrite pour différentes inclinaisons de l'axe de l'ouverture et pour différents nombre de portions de paroi distale, mais il va de soi que l'homme du métier saura adapter l'invention en fonction des circonstances d'espèce. Il pourra, en outre, être prévu un nombre d'ouvertures supérieur à un au niveau de la paroi distale.

Claims (8)

  1. REVENDICATIONS1. Aube (10, 20, 30) de turbine refroidie (1) pour moteur à turbine à gaz comprenant une paroi intrados (13), une paroi extrados (14) et une paroi distale (15, 25, 35) reliant les parois intrados et extrados, agencées de manière à ménager, au niveau de l'extrémité distale (12, 22, 32) de l'aube (10, 20, 30), au moins une cavité externe (16) formant baignoire et au moins une cavité interne (17) séparées par la paroi distale (15, 25, 35), l'aube (10, 20, 30) présentant au moins une ouverture (18, 28, 38) pour l'introduction d'un flux d'air de refroidissement (FR) dans la cavité externe (16), aube caractérisée en ce que, d'une part, au moins une partie (15, 25B, 35C) de la paroi distale (15, 25, 35) est inclinée par rapport aux normales à la paroi intrados (13) et, d'autre part, l'ouverture (18, 28, 38) est ménagée au voisinage de la paroi distale (15, 25, 35) de manière que le flux d'air de refroidissement (FR) soit dirigé vers l'extrémité distale (13A) de la paroi intrados (13).
  2. 2. Aube selon la revendication 1, dans laquelle l'ouverture (18, 28, 38) est ménagée au voisinage de la paroi distale (15, 25, 35) de manière que le flux d'air de refroidissement (FR) ne soit pas dirigé vers l'extrémité distale (14A) de la paroi extrados (14).
  3. 3. Aube selon la revendication 2, dans laquelle l'ouverture (18, 28, 38) est ménagée au voisinage de la paroi distale (15, 25, 35) de manière que l'intégralité du flux d'air de refroidissement (FR) soit dirigé vers l'extrémité distale (13A) de la paroi intrados (13).
  4. 4. Aube selon l'une des revendications 1 à 3, dans laquelle l'ouverture (18, 28, 38) est ménagée au voisinage de la paroi distale (15, 25, 35) de manière que le flux d'air de refroidissement (FR) soit dirigé vers l'extrémité distale (13A) de la paroi intrados (13) et se propage le long de celle-ci.
  5. 5. Aube selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle l'axe (A18, A28, A38) de l'ouverture (18, 28, 38) est au moins sensiblement incliné par rapport aux normales à la paroi intrados (13).
  6. 6. Aube selon l'une des revendications 1 à 5, dans laquelle l'ensemble de la paroi distale (15) est incliné par rapport aux normales à la paroi intrados (13).
  7. 7. Aube selon l'une des revendications 1 à 5, dans laquelle une portion (25A, 35A, 35B) de la paroi distale (25, 35) est située dans un plan (P12) au moins sensiblement orthogonal aux normales à la paroi intrados (13).
  8. 8. Moteur à turbine à gaz (1) comprenant au moins une aube (10, 20, 30) de turbine selon l'une des revendications précédentes.10
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8920124B2 (en) * 2013-02-14 2014-12-30 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with contoured chamfered squealer tip
WO2015105545A2 (fr) * 2013-11-26 2015-07-16 United Technologies Corporation Pale de ventilateur ayant un revêtement composite et une charge sacrificielle
EP3088673B1 (fr) * 2015-04-28 2017-11-01 Siemens Aktiengesellschaft Aube rotorique de turbine à gaz, rotor, turbine à gaz et moteur associés
FR3127784A1 (fr) * 2021-10-06 2023-04-07 Airbus Operations Assemblage comportant deux tronçons tubulaires concentriques et un ensemble de capteurs de flux thermique à l’intérieur du tronçon tubulaire extérieur

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1057970A2 (fr) * 1999-06-01 2000-12-06 General Electric Company Extrémité d'aube refroidie par impact
US20040226682A1 (en) * 2002-10-30 2004-11-18 Jan Ehrhard Emergency cooling system for a thermally loaded component
EP1557533A1 (fr) * 2004-01-23 2005-07-27 Siemens Aktiengesellschaft Refroidissement d'une aube de turbine avec faux-plancher entre l'aube et son extrémité
EP1762701A2 (fr) * 2005-08-25 2007-03-14 General Electric Company Aube de turbine avec trou d'extrémité oblique
EP2141327A2 (fr) * 2008-06-30 2010-01-06 Rolls-Royce plc Aube rotorique pour un moteur à turbine à gaz
EP2148042A2 (fr) * 2008-07-24 2010-01-27 Rolls-Royce plc Pale de rotor avec l'extrémité partiellement oblique
EP2378076A1 (fr) * 2010-04-19 2011-10-19 Rolls-Royce plc Aube rotorique et moteur à turbine à gaz associé

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3899267A (en) * 1973-04-27 1975-08-12 Gen Electric Turbomachinery blade tip cap configuration
US6634860B2 (en) * 2001-12-20 2003-10-21 General Electric Company Foil formed structure for turbine airfoil tip
JP2006105084A (ja) * 2004-10-08 2006-04-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン動翼
US7922451B1 (en) * 2007-09-07 2011-04-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with blade tip cooling passages
US7997865B1 (en) * 2008-09-18 2011-08-16 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip rail cooling and sealing
US8262357B2 (en) * 2009-05-15 2012-09-11 Siemens Energy, Inc. Extended length holes for tip film and tip floor cooling
JP2011163123A (ja) * 2010-02-04 2011-08-25 Ihi Corp タービン動翼

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1057970A2 (fr) * 1999-06-01 2000-12-06 General Electric Company Extrémité d'aube refroidie par impact
US20040226682A1 (en) * 2002-10-30 2004-11-18 Jan Ehrhard Emergency cooling system for a thermally loaded component
EP1557533A1 (fr) * 2004-01-23 2005-07-27 Siemens Aktiengesellschaft Refroidissement d'une aube de turbine avec faux-plancher entre l'aube et son extrémité
EP1762701A2 (fr) * 2005-08-25 2007-03-14 General Electric Company Aube de turbine avec trou d'extrémité oblique
EP2141327A2 (fr) * 2008-06-30 2010-01-06 Rolls-Royce plc Aube rotorique pour un moteur à turbine à gaz
EP2148042A2 (fr) * 2008-07-24 2010-01-27 Rolls-Royce plc Pale de rotor avec l'extrémité partiellement oblique
EP2378076A1 (fr) * 2010-04-19 2011-10-19 Rolls-Royce plc Aube rotorique et moteur à turbine à gaz associé

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