FR3027949B1 - Roue de turbine pour une turbomachine - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne une roue de turbine pour une turbomachine, comprenant un disque (14) portant des aubes. Chaque aube (122) comprend une paroi radiale amont (130) et une paroi radiale aval (128) s'étendant vers l'intérieur depuis la plate-forme (124) de l'aube (122). Des cavités inter-aubes logent chacune un organe (132, 156) d'étanchéité et d'amortissement des vibrations. Selon l'invention, chaque organe comprend au moins une cloison transverse (146) agencée à distance axialement d'une portion aval (142) (ou amont, respectivement) de l'organe (132, 156) et en vis-à-vis axial de deux parois radiales amont (130) (ou aval, respectivement) de manière à faire obstacle à un écoulement d'air entrant dans la cavité entre les deux parois radiales amont (130) (ou aval, respectivement).

Description

ROUE DE TURBINE POUR UNE TURBOMACHINE
La présente invention concerne une roue de turbine pour une turbomachine, ainsi qu’une turbomachine telle qu’un turboréacteur ou un turbopropulseur d’avion équipée d’une telle roue. Elle concerne également un organe d’étanchéité et d’amortissement des vibrations destinée à être utilisée avec une roue de turbine et une turbomachine précitées.
Typiquement, une roue 10 de turbine haute pression d’une turbomachine, telle que représentée en figure 1, comprend un disque 14 portant des aubes 16 régulièrement réparties autour de l’axe de la roue et dont les pieds 18 sont engagés dans des rainures sensiblement axiales de la périphérie du disque 14. Les pieds d’aubes 18 peuvent être du type à section en sapin ou en queue d’aronde et les rainures du disque 14 ont des formes complémentaires de celles des pieds d’aube 18 et définissent entre elles des dents ou nervures 20.
Chaque aube 16 comprend une pale 22 reliée à son extrémité radialement interne à une plate-forme 24, qui est elle-même reliée à un pied 18 par une échasse 26. L’extrémité amont et l’extrémité aval de chaque plate-forme 24 sont reliées respectivement à une paroi radiale amont 30 s’étendant radialement vers l’intérieur et à une paroi radiale aval 28 s’étendant radialement vers l’intérieur.
En position de montage (figures 1 et 2), les plates-formes 24 des aubes 16 sont agencées circonférentiellement bout à bout de manière à former une paroi annulaire interne d’écoulement d’un flux d’air primaire provenant d’une chambre de combustion. De même, les parois radiales amont 28 et aval 30 sont agencées circonférentiellement en vis-à-vis.
Il est connu de monter des organes 32 d’étanchéité et d’amortissement des vibrations (couramment appelés « bonbons ») dans les cavités inter-aubes. Plus particulièrement, chaque cavité inter-aubes est définie radialement vers l’extérieur par les faces internes de deux plates-formes 24 en vis-à-vis circonférentiel, radialement vers l’intérieur par une nervure 20 du disque 14, axialement par deux parois radiales transverses amont 30 et aval 28 dont les extrémités sont agencées en vis-à-vis circonférentiel, et circonférentiellement par les échasses 26 des aubes 16.
Comme représenté sur la figure 2, les faces internes de deux plates-formes 24 consécutives définissent ensemble une portion de surface tronconique. Cette portion de surface tronconique a une section perpendiculairement à l’axe de la roue se réduisant vers l’aval.
En fonctionnement, il est particulièrement important de garantir l’étanchéité inter-aubes entre deux parois radiales aval 28 consécutives ainsi que l’étanchéité inter plates-formes 24.
Toutefois, en fonctionnement, les organes 32 d’étanchéité et d’amortissement des vibrations subissent chacun un déplacement vers l’amont du fait de la forme tronconique des plates-formes 24 d’aubes 16 et de la force centrifuge qui provoque une perte de contact entre les organes d’étanchéité 32 et les parois radiales aval 28. De même, de l’air peut également circuler entre les extrémités aval des plates-formes 24. Cette perte d’étanchéité induit une recirculation d’air chaud à l’intérieur des plates-formes 24 en direction des nervures 20 du disque 14 lequel peut être endommagé.
Si le problème de déplacement des organes d’étanchéité 32 est apparent dans le cas présenté ci-dessus, on comprend que la même difficulté peut se poser dans le cas d’une veine tronconique à section réduisant vers l’amont et lorsque l’on souhaite maintenir l’étanchéité à l’amont. De même, plus généralement, un défaut d’étanchéité peut également s’observer dans le cas d’une veine cylindrique du fait des tolérances de fabrication et des défauts de positionnement desdits organes 32. L’invention a notamment pour but d’apporter une solution simple, efficace et économique aux problèmes de l’art antérieur décrit précédemment. A cet effet, elle propose une roue de turbine pour une turbomachine, comprenant un disque portant des aubes comportant chacune une plate-forme portant une pale reliée par une échasse à un pied, chaque aube comprenant une paroi radiale amont et une paroi radiale aval s’étendant vers l’intérieur depuis la plate-forme de l’aube, les pieds des aubes étant engagés dans des rainures de la périphérie du disque de sorte que les parois radiales des aubes et les plates-formes des aubes soient agencées circonférentiellement bout à bout et délimitent des cavités interaubes radialement à l’intérieur des plates-formes logeant chacune un organe d’étanchéité inter-aubes et d’amortissement des vibrations comportant une paroi de fond destinée à s’appliquer sur les faces internes de deux plates-formes consécutives et se prolongeant à sa périphérie par un bord tombé vers l’intérieur dont une portion aval (ou amont) est destinée à s’appliquer sur deux parois radiales aval (ou amont, respectivement) consécutives, caractérisée en ce que chaque organe comprend au moins une cloison transverse agencée à distance axialement de ladite portion aval (ou amont, respectivement) de l’organe et en vis-à-vis axial de deux parois radiales amont (ou aval, respectivement) consécutives de manière à faire obstacle à un écoulement d’air entrant dans la cavité entre les deux parois radiales amont (ou aval, respectivement). L’invention propose ainsi d’ajouter une cloison transversale aux organes d’étanchéité et d’amortissement des vibrations de sorte que l’air qui circule dans l’interstice entre deux parois radiales amont (ou aval, respectivement) vienne impacter la cloison, ce qui induit un déplacement de l’organe vers l’aval (ou l’amont, respectivement) et permet de garantir un contact entre l’organe et les parois radiales aval (ou amont, respectivement) inter-aubes.
Selon une autre caractéristique de l’invention, les faces internes des plates-formes définissent une surface tronconique à section perpendiculairement à l’axe de la roue se réduisant vers l’aval (ou l’amont, respectivement).
Ainsi, l’application d’un flux d’air sur la cloison permet de contrer le déplacement de l’organe vers l’amont (vers l’aval, respectivement) de sorte que l’on peut garantir l’étanchéité inter-aubes entre les parois radiales aval (ou amont, respectivement) et les extrémités aval plates-formes des aubes.
Selon encore une autre caractéristique de l’invention, ladite cloison de chaque organe s’étend en saillie vers radialement l’intérieur par rapport au bord tombé. Ainsi, par rapport à une cloison ne s’étendant pas radialement vers l’intérieur par rapport au bord tombé, l’effort appliqué sur la cloison est ainsi plus important pour un même débit d’air.
Préférentiellement, le bord tombé est formé de deux flancs latéraux s’étendant axialement chacun le long des faces de deux échasses adjacente, ladite cloison s’étend d’un flanc à l’autre.
Ladite cloison est avantageusement agencée axialement sensiblement au milieu des plates-formes.
Selon une autre caractéristique de l’invention, chaque organe comprend une portion amont (ou aval, respectivement) comprenant au moins une ouverture de passage d’air.
Ladite portion amont (ou aval, respectivement) peut également comprendre deux encoches débouchant vers l’intérieur, agencées de part et d’autre d’une languette.
Selon une autre caractéristique de l’invention, au moins l’un des organes comprend une première cloison précitée et une seconde cloison transverse agencée axialement entre deux parois radiales amont (ou aval, respectivement) consécutives et la première cloison. L’invention concerne également une turbomachine, telle qu’un turboréacteur ou un turbopropulseur, caractérisée en ce qu’elle comprend une turbine comprenant au moins une roue de turbine telle que décrite ci-dessus. L’invention concerne encore un organe d’étanchéité et d’amortissement des vibrations, en particulier pour un roue de turbine du type décrit précédemment, comprenant une paroi de fond se prolongeant par un bord tombé périphérique comportant deux flancs en vis-à-vis et deux portions d’extrémité dont l’une comprend deux encoches débouchantes du côté opposé à la paroi de fond. L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, avantages et caractéristiques 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 1 est une vue schématique partielle en perspective d’une roue de turbine selon la technique connue ; - la figure 2 est une vue schématique en perspective et de côté d’une aube d’une roue de turbine logeant un organe d’étanchéité et d’amortissement des vibrations ; - la figure 3 est une vue schématique en perspective d’un organe d’étanchéité et d’amortissement des vibrations selon l’art antérieur ; - la figure 4 est une vue schématique partielle en perspective et depuis l’amont d’une roue de turbine selon l’invention ; - la figure 5 est une vue schématique en perspective isolée d’un organe d’étanchéité selon l’invention ; - la figure 6 une vue schématique en perspective d’une autre réalisation d’un organe d’étanchéité selon l’invention.
La figure 1 ayant déjà été décrite précédemment, on se réfère maintenant à la figure 2 qui représente un organe d’étanchéité 32 selon la technique connue destiné à être monté dans une cavité inter-aubes 16.
Plus spécifiquement, chaque organe 32 comprend une paroi de fond 36 se prolongeant sur toute sa périphérie par un bord tombé 38 ou bord périphérique s’étendant sensiblement radialement vers l’intérieur. Le bord tombé 38 de chaque organe 32 comprend une portion amont 40 et une portion aval 42 ainsi que deux flancs latéraux 44 reliant les portions amont 40 et aval 42. Chaque organe 32 d’étanchéité et d’amortissement des vibrations a une forme externe complémentaire de celle des faces des parois définissant une cavité inter-aubes de manière à ce que l’organe 32 d’étanchéité puisse venir s’appliquer sur ces faces et assurent une étanchéité à la jonction entre les plates-formes 24 et les parois radiales amont 28 et aval 30.
Comme cela est visible (en figure 2), en fonctionnement, l’organe d’étanchéité 32 se déplace vers l’amont sous l’effet de la force centrifuge et de la forme tronconique des faces internes des plates-formes 254 à section se réduisant vers l’aval. II s’ensuit une perte de contact des organes 32 avec les parois radiales aval 28 et les extrémités aval des plates-formes 24.
Dans la suite de la description effectuée en relation avec l’invention, les pièces similaires à celles décrites précédemment ont une référence dont le nombre est augmenté d’une centaine.
Selon l’invention, les organes 132 d’étanchéité et d’amortissement des vibrations comprennent chacun une cloison transverse 146 s’étendant vers l’intérieur depuis la paroi de fond 138 et sensiblement de part et d’autre des flancs 144. Chaque cloison 146 s’étend en saillie vers l’intérieur par rapport au bord tombé 138 ou bord périphérique. Chaque cloison 146 a une forme plane sensiblement rectangulaire et est inclinée d’un angle a compris entre -45° et 45° par rapport à un plan radial.
La portion amont 140 de chaque organe 146 comprend une languette 148 s’étendant radialement en saillie vers l’intérieur par rapport au reste de la portion amont 140. La portion amont 140 du bord tombé 138 comprend également une encoche 150 débouchante radialement vers l’intérieur de chaque côté de la languette 148.
En fonctionnement, de l’air peut circuler dans l’interstice séparant deux parois radiales amont 130 et dans les encoches 150 de la portion amont de l’organe 132 puis vient impacter la cloison 146, ce qui permet d’éviter le déplacement de l’organe 132 vers l’amont.
En pratique, on comprend que les encoches 150 doivent être dimensionnées de manière à permettre le passage d’un débit d’air suffisant qui en fonction de l’inclinaison de la cloison 146 permet de maintenir la portion aval 150 de l’organe en appui sur les parois radiales aval 128 et ainsi garantir une étanchéité parfaite inter-aubes. Les encoches 150 s’étendent sensiblement radialement.
Comme représenté en figure 5, une languette 152 s’étend radialement vers l’intérieur depuis la portion aval 142 mais ne comprend pas d’encoche de part et d’autre de la languette 152 comme pour la portion amont.
Dans une autre variante de l’organe 156 représenté en figure 6, la portion aval 142 du bord tombé 138 comprend également deux encoches 154 débouchantes radialement vers l’intérieur de part et d’autre de la languette 152. Les encoches 154 amont et aval comprennent chacune une partie à section réduite débouchant dans une partie à plus grande section et de forme arrondie sensiblement circulaire. Cette forme arrondie confère une plus grande souplesse aux languettes 18, 152. Avantageusement les languettes 148, 152 sont élastiquement déformables et peuvent être précontraintes élastiquement sur les parois radiales amont 130 et aval 128 de manière à assurer une retenue radiale de l’organe 132 dans la cavité.
De plus, dans cette variante, l’organe 156 comprend une seconde cloison 158 transverse s’étendant entre les deux flancs latéraux 144 et agencée axialement entre la première cloison 146 et la portion amont 140 du bord tombé 138. La dimension radiale de la première cloison 146 est supérieure à la dimension radiale de la deuxième cloison 158 de manière à ce que l’air impacte tout d’abord la seconde cloison 158 puis la première cloison 146.
Dans les réalisations représentées aux figures 4 à 6, la première cloison 146 est formée axialement sensiblement au milieu de l’organe 132, 156 et sensiblement au milieu des plates-formes 124.

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS
    1. Roue de turbine pour une turbomachine, comprenant un disque (14) portant des aubes (116) comportant chacune une plate-forme (124) portant une pale (122) reliée par une échasse (126) à un pied (118), chaque aube (122) comprenant une paroi radiale amont (130) et une paroi radiale aval (128) s’étendant vers l'intérieur depuis la plate-forme (124) de l’aube (122). les pieds (118) des aubes étant engagés dans des rainures de la périphérie du disque (14) de sorte que les parois radiales (130, 128) des aubes (116) et les plates-formes (124) des aubes (122) soient agencées circonférentiellement bout à bout et délimitent des cavités inter-aubes radialement à l’intérieur des plates-formes (124) logeant chacune un organe (132, 156) d’étanchéité inter-aubes et d’amortissement des vibrations comportant une paroi de fond destinée à s’appliquer sur les faces internes de deux plates-formes (124) consécutives et se prolongeant à sa périphérie par un bord tombé (138) vers l’intérieur dont une portion aval, ou amont, est destinée à s’appliquer sur deux parois radiales aval (128) ou amont, respectivement, consécutives, caractérisée en ce que chaque organe comprend au moins une cloison transverse (146) agencée à distance axialement de ladite portion aval (142), ou amont, respectivement, de l’organe (132, 156) et en vis-à-vis axial de deux parois radiales amont (130), ou aval, respectivement, consécutives de manière à faire obstacle à un écoulement d’air entrant dans la cavité entre les deux parois radiales amont (130). ou aval, respectivement,
  2. 2. Roue de turbine selon revendication 1. caractérisée en ce que les faces internes des plates-formes (124) définissent une surface tronconique à section perpendiculairement à l’axe de la roue se réduisant vers l’aval, ou l’amont, respectivement.
  3. 3. Roue de turbine selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que ladite cloison (146, 158) de chaque organe s’étend en saillie radialement vers l’intérieur par rapport au bord tombé (138).
  4. 4. Roue de turbine selon l’une des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que le bord tombé (138) est formé de deux flancs latéraux (144) s’étendant axialement chacun le long des faces de deux échasses (126) adjacente, ladite cloison (146, 158) s’étend d’un flanc à l’autre.
  5. 5. Roue selon Tune des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que ladite cloison (146, 158) est agencée axialement sensiblement au milieu des plates-formes (124).
  6. 6. Roue de turbine selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que chaque organe (124) comprend une portion amont, ou aval, respectivement, comprenant au moins une ouverture de passage d'air.
  7. 7. Roue de turbine selon la revendication 6, caractérisée en ce que ladite portion amont, ou aval, respectivement, comprend deux encoches (150, 154) débouchant vers l’intérieur, agencées de part et d’autre d’une languette (148).
  8. 8. Roue selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’au moins l'un des organes (132, 156) comprend une première cloison (146) précitée et une seconde cloison (158) transverse agencée axialement entre deux parois radiales amont (130), ou aval, respectivement, consécutives et la première cloison (146).
  9. 9. Turbomachine, telle qu’un turboréacteur ou un turbopropulseur, caractérisée en ce qu’elle comprend une turbine comprenant au moins une roue de turbine selon l’une des revendications 1 à 8.
  10. 10. Organe (132, 156) d'étanchéité et d’amortissement des vibrations pour une roue de turbine selon l’un des revendications 1 à 8 comprenant une paroi de fond (136) se prolongeant par un bord tombé (138) comportant deux flancs (144) et entre lesquels s’étend transversalement une cloison.
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Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3477048B1 (fr) * 2017-10-27 2021-08-18 MTU Aero Engines AG Agencement d'étanchéité d'une interstice entre aubes de turbomachine et de réduction des vibrations des aubes de turbomachine
DE102018203093A1 (de) * 2018-03-01 2019-09-05 MTU Aero Engines AG Kombination zum Abdichten eines Spalts zwischen Turbomaschinenschaufeln und zum Reduzieren von Schwingungen der Turbomaschinenschaufeln
CN107780973A (zh) * 2017-12-05 2018-03-09 贵州智慧能源科技有限公司 涡轮结构及其涡轮减振阻尼片
FR3082231B1 (fr) * 2018-06-11 2020-05-22 Safran Aircraft Engines Roue de turbomachine
FR3100836B1 (fr) * 2019-09-12 2021-09-24 Safran Aircraft Engines Aubes mobiles pour turbine
FR3107082B1 (fr) * 2020-02-06 2022-08-05 Safran Aircraft Engines Roue de turbomachine
US11441440B2 (en) * 2020-04-27 2022-09-13 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly
US11773731B2 (en) * 2022-01-04 2023-10-03 Rtx Corporation Bathtub damper seal arrangement for gas turbine engine

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4473337A (en) 1982-03-12 1984-09-25 United Technologies Corporation Blade damper seal
US5228835A (en) 1992-11-24 1993-07-20 United Technologies Corporation Gas turbine blade seal
US5924699A (en) * 1996-12-24 1999-07-20 United Technologies Corporation Turbine blade platform seal
US5803710A (en) * 1996-12-24 1998-09-08 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade platform sealing and vibration damping device
FR2840352B1 (fr) * 2002-05-30 2005-12-16 Snecma Moteurs Maitrise de la zone de fuite sous plate-forme d'aube
FR2915510B1 (fr) * 2007-04-27 2009-11-06 Snecma Sa Amortisseur pour aubes de turbomachines
FR2963382B1 (fr) * 2010-08-02 2016-01-29 Snecma Roue de turbine a aubes en composite a matrice ceramique
FR2972759B1 (fr) * 2011-03-15 2015-09-18 Snecma Systeme d'etancheite et de retenue axiale des aubes pour une roue de turbine de turbomachine
FR2981979B1 (fr) * 2011-10-28 2013-11-29 Snecma Roue de turbine pour une turbomachine
US9303519B2 (en) 2012-10-31 2016-04-05 Solar Turbines Incorporated Damper for a turbine rotor assembly

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