FR3065527A1 - Dispositif de mesure de parametres d'un flux aerodynamique d'une turbomachine, secteur d'aubes instrumente equipe d'un tel dispositif de mesure et procede de fabrication d'un tel dispositif - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un dispositif de mesure (1) de paramètres d'un flux aérodynamique d'une turbomachine, le dispositif de mesure (1) comprenant : - une plateforme radialement interne (2), - une plateforme radialement externe (3), - au moins une pale instrumentée (4) s'étendant radialement entre les plateformes radialement interne (2) et radialement externe (3), - des moyens de relevé d'informations (11) relatives aux paramètres aérodynamiques portés par la pale instrumentée (4), et - au moins un canal d'acheminement des informations relevées par les moyens de relevé d'informations (11), le dispositif de mesure (1) étant réalisé d'un seul tenant, et comprenant une pluralité de canaux d'acheminement (12) s'étendant à l'intérieur de chaque pale instrumentée (4) et communiquant chacun avec un moyen de relevé d'informations (11), chaque canal d'acheminement présentant une section transversale en forme sensiblement de goutte d'eau.
Description
065 527
53502 ® RÉPUBLIQUE FRANÇAISE
INSTITUT NATIONAL DE LA PROPRIÉTÉ INDUSTRIELLE © N° de publication :
(à n’utiliser que pour les commandes de reproduction)
©) N° d’enregistrement national
COURBEVOIE © Int Cl8 : G 01 M9/06 (2017.01), G 01 M 15/14, G 01 D 11/00, F 01 D 25/28, 17/08
DEMANDE DE BREVET D'INVENTION A1
| ©) Date de dépôt : 21.04.17. ©) Priorité : | © Demandeur(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES — FR. |
| ©) Date de mise à la disposition du public de la demande : 26.10.18 Bulletin 18/43. | @ Inventeur(s) : BERRANGER THIBAULT, XAVIER, ALEXIS. |
| ©) Liste des documents cités dans le rapport de recherche préliminaire : Se reporter à la fin du présent fascicule | |
| (© Références à d’autres documents nationaux apparentés : | ® Titulaire(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES. |
| ©) Demande(s) d’extension : | ©) Mandataire(s) : GEVERS & ORES Société anonyme. |
DISPOSITIF DE MESURE DE PARAMETRES D'UN FLUX AERODYNAMIQUE D'UNE TURBOMACHINE, SECTEUR D'AUBES INSTRUMENTE EQUIPE D'UN TEL DISPOSITIF DE MESURE ET PROCEDE DE FABRICATION D'UN TEL DISPOSITIF.
FR 3 065 527 - A1 _ L'invention concerne un dispositif de mesure (1) de paramètres d'un flux aérodynamique d'une turbomachine, le dispositif de mesure (1) comprenant:
- une plateforme radialement interne (2),
- une plateforme radialement externe (3),
- au moins une pale instrumentée (4) s'étendant radialement entre les plateformes radialement interne (2) et radialement externe (3),
- des moyens de relevé d'informations (11 ) relatives aux paramètres aérodynamiques portés par la pale instrumentée (4), et
- au moins un canal d'acheminement des informations relevées par les moyens de relevé d'informations (11), le dispositif de mesure (1) étant réalisé d'un seul tenant, et comprenant une pluralité de canaux d'acheminement (12) s'étendant à l'intérieur de chaque pale instrumentée (4) et communiquant chacun avec un moyen de relevé d'informations (11), chaque canal d'acheminement présentant une section transversale en forme sensiblement de goutte d'eau.
Dispositif de mesure de paramètres d’un flux aérodynamique d’une turbomachine, secteur d’aubes instrumenté équipé d’un tel dispositif de mesure et procédé de fabrication d’un tel dispositif
1. Domaine de l’invention
La présente invention concerne le domaine des dispositifs de mesure de paramètres d’un flux aérodynamique, et en particulier d’un flux aérodynamique d’une turbomachine. Elle vise plus précisément un dispositif de mesure pourvu d’une pale instrumentée et intégrant un organe de turbomachine tel qu’un secteur d’aubes instrumenté d’une grille de pré-rotation et le procédé de fabrication de ce dispositif.
2. Etat de la technique
Dans le cadre de développement des turbomachines, il est connu de mesurer certains paramètres aérodynamiques du flux de la turbomachine circulant notamment dans une veine annulaire de celle-ci tels que des mesures de pression et/ou de température et/ou d’accélération. Les mesures sont généralement effectuées au moyen de dispositifs de mesure adaptés à mesurer un ou plusieurs paramètres du flux et sont connus généralement sous le nom de peigne de mesure. Ces derniers comprennent un corps allongé et des moyens de relevé d’informations relatives aux paramètres qui sont portés par le corps au niveau du bord d’attaque de celui-ci. Un tel exemple de dispositif de mesure est décrit dans le document FR3025885.
Cependant, compte tenu du fait que certaines des mesures de paramètres sont réalisées dans des machines de développement reproduisant fidèlement les caractéristiques de fonctionnement de la turbomachine à certifier et que les machines de développement présentent généralement des dimensions bien plus faibles que celles de la turbomachine à certifier, l’intégration des dispositifs de mesure est contraignante et complexe. En particulier, un tel dispositif de mesure, tel que décrit précédemment, est difficilement intégrable dans une zone de la veine présentant une faible hauteur par rapport aux autres zones de cette veine et où il serait souhaitable de connaître la pression et la température du flux aérodynamique. Une telle zone se trouve par exemple au niveau d’une grille de pré-rotation annulaire équipée d’une pluralités pales interagissant avec le flux circulant dans la veine. Cette grille de pré-rotation est agencée dans cette zone réduite se trouvant en amont d’un ensemble de turbine de la turbomachine et qui présente une hauteur de l’ordre de 38 mm. La grille permet d’orienter le flux vers l’ensemble de turbine dans la veine annulaire aérodynamique au moyen d’un ensemble de pales agencées circonférentiellement et en reliant entre elles deux anneaux disposés autour d’un axe de la turbomachine. La taille des dispositifs de mesure classiques ne permet pas leurs installations dans cette zone réduite de la veine. Par ailleurs, la mise en oeuvre de dispositifs de mesure classiques et intrusifs a tendance à perturber le flux aérodynamique dans la veine ainsi que le dispositif lui-même. A cela s’ajoute le fait que les dispositifs de mesure subissent également des contraintes mécaniques altérant la précision des mesures.
3. Objectif de l’invention
Le présent déposant s’est donc fixé notamment comme objectif de fournir un dispositif de mesure pouvant être intégré sans difficulté dans une zone restreinte de la turbomachine tout en minimisant les perturbations aérodynamiques.
4. Exposé de l’invention
On parvient à cet objectif conformément à l’invention grâce un dispositif de mesure de paramètres d’un flux aérodynamique d’une turbomachine, le dispositif de mesure comprenant :
une plateforme radialement interne, une plateforme radialement externe, au moins une pale instrumentée s’étendant radialement entre les plateformes radialement interne et radialement externe, des moyens de relevé d’informations relatives aux paramètres aérodynamiques portés par la pale instrumentée, et au moins un canal d’acheminement des informations relevées par les moyens de relevés d’informations, le dispositif de mesure étant réalisé d’un seul tenant, et comprenant une pluralité de canaux d’acheminement s’étendant à l’intérieur de chaque pale instrumentée et communiquant chacun avec un moyen de relevé d’informations, chaque canal d’acheminement présentant une section transversale en forme sensiblement de goutte d’eau.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, une telle configuration permet de fournir un dispositif de mesure qui s’intégre rapidement sur un organe de turbomachine pourvu de pales et sans perturber le flux aérodynamique dans lequel est agencé l’organe de turbomachine. Il n’y a plus de problème de mesure intrusive puisque les pales instrumentées présentent la forme des pales de l’organe de turbomachine sur lequel est installé le dispositif de mesure. Le design des pales et de l’organe de turbomachine n’est pas impacté. Par ailleurs, la forme de goutte d’eau des canaux facilite la réalisation des canaux d’acheminement dans la pale, notamment la réalisation par fabrication additive avec une direction de fusion des couches sensiblement parallèle à la direction axiale des moyens de relevé d’informations. En particulier, cette forme permet de réaliser des canaux d’acheminement de taille réduite. A noter, qu’une telle forme permet de s’adapter au dispositif de taille réduite et ainsi réduit l’encombrement dudit dispositif.
Suivant une caractéristique de l’invention, le dispositif de mesure comprend deux pales instrumentées, une des pales instrumentées étant destinée à relever des informations relatives à la pression et l’autre pale instrumentée étant destinée à relever des informations relatives à la température. En effet, les pales étant de dimension réduite, il n’est pas possible d’installer des moyens de mesure de pression et de température au sein d’une même pale instrumentée car il n’est pas possible de fabriquer une rainure d’instrumentation conventionnelle permettant l’installation des instrumentations de pression et de température.
Suivant une autre caractéristique de l’invention, le dispositif de mesure est réalisé par un procédé de fabrication additive. Une tel procédé permet de réaliser au moins les formes complexes de la pale instrumentée munie de ces moyens de relevé d’informations, et notamment les canaux d’acheminement.
Suivant une autre caractéristique, chaque moyen de relevé d’informations s’étend depuis le bord d’attaque suivant la direction sensiblement axiale.
De manière avantageuse, mais non limitativement, les moyens de relevé d’informations s’étendent le long du bord d’attaque de la pale instrumentée suivant une direction sensiblement axiale. Cette configuration permet de relever les paramètres du flux à différents paliers de la veine de turbomachine.
De manière avantageuse, mais non limitativement, les moyens de relevé d’informations comportent des buses configurées de manière à prélever un flux d’air en amont du bord d’attaque.
Suivant une autre caractéristique, le dispositif de mesure comprend des moyens de raccordement dont chacun est relié à un des canaux d’acheminement par une liaison brasée.
Suivant une autre caractéristique, le dispositif de mesure comprend une semelle de fixation s’étendant sensiblement radialement depuis sa plateforme radialement externe.
L’invention concerne également un secteur d’aubes instrumenté comprenant un premier élément annulaire et un second élément annulaire, et un ensemble de pales réparties circonférentiellement autour d’un axe d’une turbomachine, chacune des pales reliant le premier élément annulaire avec le second élément annulaire, le premier élément annulaire ayant une échancrure permettant la fixation d’un dispositif de mesure présentant l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées sur le secteur d’aubes instrumenté.
De manière avantageuse, mais non limitativement, le premier élément annulaire comprend un évidement de forme correspondante à la plateforme radialement interne du dispositif de mesure.
Suivant une autre caractéristique, le secteur d’aubes instrumenté comprend une bride annulaire s’étendant radialement depuis le second élément annulaire et sur laquelle est fixée une semelle de fixation du dispositif de mesure s’étendant sensiblement radialement depuis la plateforme radialement externe.
Suivant une autre caractéristique, le secteur d’aubes instrumenté comprend des organes de fixation traversant la bride et la semelle de fixation suivant la direction axiale du flux pour la fixation de la semelle de fixation sur la bride.
L’invention concerne également une turbomachine comprenant un secteur d’aubes instrumenté présentant l’une quelconque des caractéristiques précédentes.
L’invention concerne également un procédé de fabrication d’un dispositif de mesure présentant l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées. Selon l’invention, le procédé est réalisé d’une seule pièce par fabrication additive suivant la direction axiale des moyens de relevé d’informations.
5. Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels :
La figure 1 représente schématiquement en coupe axiale et partielle, un exemple de turbomachine double flux à laquelle s’applique l’invention ;
La figure 2 est une vue en perspective et partielle d’un organe de turbomachine équipé d’un exemple de réalisation du dispositif de mesure ;
La figure 3 est une vue en perspective d’un organe de turbomachine comprenant des aménagements configurés de manière à recevoir un dispositif de mesure selon l’invention ;
La figure 4 est une vue en perspective d’un exemple de dispositif de mesure selon l’invention ;
La figure 5 est une vue en perspective et de détails d’un exemple de dispositif de mesure selon l’invention ;
La figure 6 représente une vue en coupe transversale d’une pale instrumentée du dispositif selon l’invention ; et,
La figure 7 représente une installation employée pour un procédé de fabrication d’un dispositif de mesure par fabrication additive.
6. Description de modes de réalisation de l’invention
La figure 1 montre une vue en coupe et partielle d’une turbomachine 50 d’axe longitudinal X, en particulier une turbomachine double flux selon l’invention. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à ce type de turbomachine.
Cette turbomachine 50 à double flux comprend de manière générale un générateur de gaz 51 en amont duquel est montée une soufflante (non représentée). Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont >> et « aval >> sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine. La turbomachine 50 comprend une entrée d’air en amont de la soufflante laquelle génère un flux d’air se séparant en un flux primaire ou flux d’air chaud circulant dans une veine primaire 52 annulaire et en un flux secondaire ou flux d’air froid circulant dans une veine secondaire annulaire. Le flux d’air primaire traverse d’amont en aval un ensemble de compresseur, une chambre de combustion et un ensemble de turbine 53 formant le générateur de gaz 51. Le flux secondaire circule autour du générateur de gaz 51. L’ensemble de compresseur comprend un ou plusieurs étage(s) de compresseur(s) et l’ensemble de turbine comprend un ou plusieurs étage(s) de turbine(s) qui entraîne(nt) le ou les compresseur(s) via l’intermédiaire d’arbres d’entraînement et par prélèvement des gaz de combustion issus de la chambre de combustion. Les gaz de combustion sont expulsés dans l’atmosphère à travers une tuyère participant à la poussée de la turbomachine. Les veines primaire et secondaire sont coaxiales. Chaque veine primaire et secondaire est délimitée par une paroi radialement interne et une paroi radialement externe par rapport à l’axe longitudinale X. Le terme « radial >> est défini par rapport à un axe sensiblement perpendiculaire à l’axe longitudinal X.
Un organe de turbomachine tel qu’une grille de pré-rotation 20 est installée dans une zone 54 restreinte de la veine primaire 52 de la turbomachine et ici en amont de l’ensemble de turbine 53. Cette grille de pré-rotation 20 permet d’orienter le flux vers l’ensemble de turbine 53 en maîtrisant les conditions d’incidence et de dérapage.
Afin de réaliser une cartographie des pressions, des températures et/ou des accélérations dudit flux dans l’environnement de cet organe de turbomachine, un dispositif de mesure 1 d’un paramètre de flux aérodynamique de la turbomachine est installé dans le flux aérodynamique. Le dispositif de mesure 1 intègre de manière amovible l’organe de turbomachine sans impacter les configurations de cet organe et sans perturber le flux aérodynamique.
La grille de pré-rotation 20 comprend un premier élément annulaire et un second élément annulaire par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine. Le premier élément annulaire forme une paroi radialement interne 21 de la grille 20 et le second élément annulaire forme une paroi radialement externe 22 de la grille 20. Entre les parois radialement interne et externe 21, 22 s’étendent radialement une rangée annulaire de pales 23 réparties circonférentiellement autour de l’axe X, et s’étendant à travers et interagissant avec le flux aérodynamique. Les pales relient les parois radialement interne et externe 21, 22 entre elles. La grille de pré-rotation 20 comprend également une bride 24 annulaire s’étendant radialement depuis la paroi radialement externe 22. La bride 24 permet la fixation de la grille de pré-rotation 20 sur une virole de la veine primaire. A cet effet, la bride 24 comprend des lumières 38 traversant la paroi de celle celle-ci de part et d’autre suivant une direction parallèle à l’axe longitudinale X de la turbomachine et réparties régulièrement. Ces lumières 38 sont destinées à recevoir des moyens de fixation (non représentés), tels que des vis pour la fixation de la grille 20 dans la veine.
La grille de pré-rotation 20 est monobloc. En d’autres termes, cette grille 20 est réalisée en une seule pièce et par usinage conventionnel. De manière alternative, la grille est réalisée par assemblage de secteurs.
En référence aux figures 2 et 3, représentant un secteur de la grille de pré-rotation, formant un secteur d’aubes instrumenté, chaque pale 23 de la grille 20 s’étend radialement entre une extrémité de tête 25 et une extrémité de pied 26 et axialement entre un bord d’attaque 27 en amont et un bord de fuite 28 en aval. Chaque pale 23 présente également une surface extrados et une surface intrados 30 qui sont reliées entre elles en amont par le bord d’attaque 27 et en aval par le bord de fuite 28. Les pales 23 sont fixes dans la grille de pré-rotation.
En référence aux figures 2 à 5, le dispositif de mesure 1 est distinct de la grille de pré-rotation et n’a pas été fabriqué en même temps que celle-ci. Il s’agit d’une pièce rapportée. Le dispositif de mesure 1 comprend une plateforme radialement interne 2 et une plateforme radialement externe 3. Le dispositif 1 comprend également au moins une pale instrumentée 4 destinée à interagir avec le flux de la turbomachine et à relier les plateformes radialement interne et externe 2, 3 du dispositif 1. Dans le présent exemple, le dispositif comprend deux pales instrumentées 4 s’étendant radialement entre la plateforme radialement interne 2 et la plateforme radialement externe 3. Ces pales instrumentées présentent une forme et des dimensions sensiblement identiques à celles des pales de la grille de pré-rotation 20. En particulier, chaque pale instrumentée 4 du dispositif de mesure 1, s’étend radialement, comme les pales 23 de la grille de prérotation 20, entre une extrémité de tête 5 (cf. figures 4 et 5) et une extrémité de pied 6 (cf. figure 5) et axialement entre un bord d’attaque 7 et un bord de fuite 8. Les bords d’attaque 7 et de fuite 8 s’étendent radialement. Les pales instrumentées 4 présentent une surface intrados 9 et une surface extrados 10 opposées transversalement et qui sont reliées entre elles en amont par le bord d’attaque 7 et en aval par le bord de fuite 8.
En référence aux figures 2 et 4, le dispositif de mesure 1 comprend des moyens de relevé d’informations 11 relatives aux paramètres aérodynamiques et qui sont portés par chaque pale instrumentée 4. En particulier, les moyens de relevé d’informations 11 s’étendent suivant une direction axiale, sensiblement parallèle à l’axe longitudinal X, depuis le bord d’attaque 7 de la pale instrumentée 4. Comme cela est illustré sur les figures, les moyens de relevé d’informations 11 s’étendent le long du bord d’attaque 7. Dans le présent exemple, trois moyens de relevé d’informations 11 font saillie depuis le bord d’attaque 7 axialement de manière à relever les informations relatives aux paramètres du flux suivant au moins trois niveaux ou paliers de la veine. Les moyens de relevé d’informations 11 comprennent ici des buses 18 ayant chacun un corps droit sensiblement cylindrique. Le corps comprend également un orifice d’entrée 17 exposé au flux pour en prélever un échantillon en amont du bord d’attaque.
Chaque pale instrumentée 4 comprend également des canaux d’acheminement 12 des informations relevées par les moyens de relevé d’informations 11. Les canaux 12 sont en particulier formés à l’intérieur de la pale instrumentée 4, dans la paroi de la pale instrumentée 4. Chaque canal d’acheminement 12 est d’une part, en communication avec un moyen de relevé d’informations 11. D’autre part, chaque canal est relié à des moyens de raccordement 29 s’étendant à l’extérieur du dispositif de mesure 1 lesquels sont connectés à un système de traitement d’informations (non représenté) de la turbomachine. Pour cela, ces canaux 11 qui s’étendant dans la paroi des pales, débouchent chacun sur une face externe 13 de la plateforme radialement externe via un orifice de sortie 14.
Les informations relevées peuvent être une température et/ou une pression du flux. De manière plus précise, chaque pale instrumentée 4 présente des moyens de relevé d’informations 11 relevant un seul type d’information relative aux paramètres du flux. En d’autres termes, une seule des pales instrumentées 4 permet de relever la température et l’autre des pales instrumentées permet de relever la pression via les moyens de relevé d’informations 11. Cela est dû au fait que les dimensions des pales dans la grille de pré-rotation 20 et notamment de la pale instrumentée 4 ne permettent pas de fabriquer une rainure d’instrumentation dans laquelle cheminent les moyens d’instrumentation de température et de pression comme c’est le cas dans l’art antérieur.
Dans le présent exemple, la première pale instrumentée 4a représentée sur la figure 5, permet de relever la pression du flux. Les moyens de raccordement 29 dans ce cas comprennent des tubes de pression 16 qui sont chacun relié au canal 12 au niveau de l’orifice de sortie 14. Chaque tube de pression 16 est relié à un canal d’acheminement 12 de manière avantageuse, mais non limitativement, par une liaison brasée de manière à former une connexion rigide. S’agissant des relevés de température, la deuxième pale 4b comprend des thermocouples (non représentés) qui sont installés dans les canaux d’acheminement 12.
En référence à la figure 3, la grille de pré-rotation 20 comprend des aménagements configurés de manière à recevoir de manière amovible le dispositif de mesure 1. En particulier, un évidement 31 est agencé dans la paroi radialement interne 21 du secteur d’aubes de la grille de pré-rotation 20. L’évidement 31 est ouvert ici vers le haut par rapport à l’axe radial de la turbomachine. L’évidement 31 est orienté vers la paroi radialement externe 22. Cet évidement 31 présente une forme complémentaire avec la plateforme radialement interne 2 du dispositif de mesure 1. En particulier, cet évidement 31 présente un fond avec une surface de réception 32. Cette dernière est sensiblement plane. La plateforme radialement interne 2 présente une surface externe 19 destinée à épouser la surface de réception 32 et à former une liaison appui plan. La grille 20 comprend également une échancrure 33 formée dans sa paroi radialement externe 22 de manière à recevoir la plateforme radialement externe 3 du dispositif de mesure 1. L’ échancrure 33 traverse la paroi radialement externe 22 de part et d’autre suivant l’axe radial. Celle-ci débouche également sur une bordure 34 de la paroi radialement externe 22 de la grille 20 de sorte à faciliter l’insertion du dispositif de mesure. En d’autres termes, des portions de la paroi radialement externe 22 du secteur d’aubes de la grille 22 sont séparées par l’échancrure 33.
Une semelle de fixation 15 du dispositif de mesure s’étend suivant direction radiale depuis la plateforme radialement externe 3. Cette semelle de fixation 15 est destinée à être solidarisée à la bride 24 de la grille de pré-rotation 20. La semelle 15 comprend à cet effet une surface arrière 35 de forme complémentaire à une surface latérale 36 de la bride 24. Les surfaces arrière et latérale 35, 36 sont en appui l’une contre l’autre et forme une liaison appui-plan lors de l’intégration du dispositif de mesure 1 dans la grille de prérotation. Des organes de fixation 37, tels que des vis illustrés sur la figure 2, permettent de solidariser le dispositif de mesure 1 sur la grille de pré-rotation. Pour cela, la semelle de fixation 15 comprend des orifices de passage 40 (cf. figure 2) traversant celle-ci de part et d’autre suivant la direction axiale. Ces orifices de passage 40 sont agencés de manière coaxial, lorsque le dispositif est intégré à la grille 20, avec des trous de passage 41 prévus dans la bride 24. Les orifices de passage 40 sont alternés avec les lumières 38 de la bride 24. De la sorte, les organes de fixation 37 sont intercalés avec les moyens de fixation (non représentés) de la grille de pré-rotation 20. Les lumières 38 permettant de recevoir ces moyens de fixation sont réalisés dans la bride 24. La semelle de fixation 15 comprend également une ouverture traversante 42 (cf. figure 4) coaxiale avec une des lumières 38 de la bride 24. En particulier, l’intégration des organes de fixation 37 dans la direction axiale du flux de la turbomachine permet de fixer la plateforme radialement externe 3 du dispositif de mesure 1 à la bride 24 sans perturber l’aérodynamisme de la grille de pré-rotation 20.
Le dispositif de mesure 1 est réalisé d’un seul tenant. En d’autres termes, les plateformes 2, 3, les pales instrumentées 4 et la semelle 15 sont réalisés en une seule pièce. Le dispositif de mesure 1 peut être réalisé à partir d’un matériau métallique ou alliage à base d’un matériau métallique ou d’un matériau céramique.
De préférence, mais non limitativement, le matériau du dispositif 1 est métallique. Un exemple de matériau métallique ou d’alliage à base d’un matériau métallique est un Inconel 718®. L’Inconel 718® est un alliage à base de Nickel qui garantit de bonnes tenues en température et de bonnes propriétés mécaniques.
Pour réaliser le dispositif 1 en une seule pièce, celui-ci est réalisé par un procédé de fabrication additive ou fusion sélective de poudre qui permet de réaliser le dispositif de mesure 1 avec une géométrie pouvant s’intégrer dans la grille de pré-rotation 20. De préférence, mais non limitativement, la fabrication additive est un procédé de fusion laser sur lit de poudre connu sous l’acronyme anglais SLM pour « Sélective Laser Melting >>.
Le procédé de fusion sélective de poudre est réalisé par une installation 60 telle que représentée sur la figure 7. L’installation 60 comprend un premier réservoir d’alimentation 61 contenant une poudre 62 et un support de fabrication 63 sur lequel est réalisée la pièce à fabriquer, en l’occurrence le dispositif de mesure 1. L’installation 60 comprend également un élément de balayage 64 permettant de transférer une quantité de la poudre 62 du premier réservoir d’alimentation 61 sur le support de fabrication 63. Ce dernier est, de manière avantageuse, mais non limitativement installé de manière mobile suivant une translation verticale Z dans un deuxième réservoir 65 et constitue le fond mobile de ce réservoir 65. Le premier réservoir d’alimentation 61 comprend également un fond mobile 66 se déplaçant en translation verticale et vers le haut, suivant l’axe Z, au fur et à mesure du transvasement de la poudre 62 sur le support de fabrication 63. L’installation 60 comprend également un élément de génération d’un faisceau laser 67 permettant de fondre la poudre destinée à réaliser la pièce. Ce moyen de génération de faisceau laser 67 est couplé à des moyens 69 permettant d’orienter le faisceau laser, et en particulier en direction du support de fabrication 63. Les moyens permettant d’orienter le faisceau laser généré par l’élément de génération comprennent un premier et un deuxième miroirs. L’installation comprend en outre un troisième réservoir de recyclage 68 permettant de recycler la poudre non utilisée ou non fusionnée. Le procédé consiste à fabriquer la pièce en superposant des couches de poudre issues du premier réservoir d’alimentation 61 et transférées sur le support de fabrication 63. Ces couches de poudre sont ensuite fondues les unes après les autres au moyen du faisceau laser 70 se déplaçant sur la surface de chaque couche.
Le sens de la fusion de la poudre est orienté suivant la direction axiale A des moyens de relevé d’informations 11 de manière à garantir leur géométrie ici sensiblement cylindrique. En d’autres termes, dans le cadre du procédé, les sens de la direction axiale est ici verticale (cf. figure 4). Lors de la réalisation du dispositif, les canaux d’acheminement 12 s’étendent sensiblement à l’horizontal. Afin de réaliser les canaux d’acheminement 12 dans la paroi de la pale instrumentée 4, ceux-ci présentent une section transversale ayant sensiblement la forme d’une goutte d’eau (cf. figure 6). En particulier, les canaux 12 présentent une voûte facilitant la réalisation du canal 12 dans la pale instrumentée 4 par fabrication additivé. En effet, cela évite l’effondrement des canaux qui présenteraient un plafond s’ils avaient une section sensiblement circulaire.
Pour faciliter l’intégration du dispositif de mesure 1 réalisé par fabrication additivé sur la grille 20, le dispositif de mesure 1 et la grille 20 sont ébauchés puis assemblés. Le dispositif de mesure 1 est usiné de sorte que les pales instrumentées 4 présentent le même profil que celui des pales 23 de la grille de pré-rotation 20. De même, la plateforme radialement externe 3 du dispositif de mesure 1 assure la continuité de la paroi radialement externe 22 et la plateforme radialement interne 2 assure la continuité de la paroi radialement interne 21 de la grille 20. Ainsi, le dispositif de mesure 1 est usiné avec la grille de pré-rotation pour être intégré de façon aérodynamique dans la veine aérodynamique.
0 De manière alternative, chaque pale instrumentée 4 est assemblée avec une portion de pale 23 de la grille de pré-rotation 20. Dans ce cas, les pales instrumentées 4 sont usinées de sorte à fournir un profil continu de la pale instrumentée 4 avec la portion de pale 23 de la grille 20.
Claims (10)
- REVENDICATIONS1. Dispositif de mesure (1) de paramètres d’un flux aérodynamique d’une turbomachine, le dispositif de mesure (1) comprenant :- une plateforme radialement interne (2),- une plateforme radialement externe (3),- au moins une pale instrumentée (4) s’étendant radialement entre les plateformes radialement interne (2) et radialement externe (3),- des moyens de relevé d’informations (11) relatives aux paramètres aérodynamiques portés par la pale instrumentée (4), et au moins un canal d’acheminement (12) des informations relevées par les moyens de relevé d’informations (11), le dispositif de mesure (1) étant réalisé d’un seul tenant, et comprenant une pluralité de canaux d’acheminement (12) s’étendant à l’intérieur de chaque pale instrumentée (4) et communiquant chacun avec un moyen de relevé d’informations (11), chaque canal d’acheminement (12) présentant une section transversale en forme sensiblement de goutte d’eau.
- 2. Dispositif de mesure (1) selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend deux pales instrumentées (4 ; 4a, 4b), une des pales instrumentées (4 ; 4a, 4b) étant destinée à relever des informations relatives à la pression et l’autre pale instrumentée (4 ; 4a, 4b) étant destinée à relever des informations relatives à la température.
- 3. Dispositif de mesure (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il est réalisé par un procédé de fabrication additive.
- 4. Dispositif de mesure (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les moyens de relevé d’informations (11) s’étendent le long d’un bord d’attaque (7) de la pale instrumentée (4).
- 5. Dispositif de mesure (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque moyen de relevé d’informations (11) comporte une buse (18) configurée de manière à prélever un flux d’air en amont du bord d’attaque (7).
- 6. Dispositif de mesure (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend des moyens de raccordement (29) dont chacun est relié à un des canaux d’acheminement (12) par une liaison brasée.5
- 7. Secteur d’aubes instrumenté comprenant un premier élément annulaire (21) et un second élément annulaire (22) et un ensemble de pales (23) réparties circonférentiellement autour d’un axe de turbomachïne, chacune des pales reliant le premier élément annulaire (21) avec le second élément annulaire (22), le premier élément annulaire ayant une échancrure (33) permettant la fixation d’un10 dispositif de mesure (1) selon l’une quelconque des revendications précédentes sur le secteur d’aubes instrumenté.
- 8. Secteur d’aubes instrumenté (20) selon la revendication précédente, caractérisé en ce qu’il comprend une bride (24) annulaire s’étendant radialement depuis le15 second élément annulaire (22) (22) et sur laquelle est fixée une semelle de fixation (15) du dispositif de mesure (1) s’étendant sensiblement radialement depuis la plateforme radialement externe (3).
- 9. Secteur d’aubes instrumenté (20) selon la revendication précédente, caractérisé2 0 en ce qu’il comprend des organes de fixation (37) traversant la bride et la semelle de fixation (15) suivant la direction axiale du flux pour la fixation de la semelle de fixation (15) sur la bride (24).
- 10. Procédé de fabrication d’un dispositif de mesure selon l’une quelconque des2 5 revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu’il est réalisé d’une seule pièce par fabrication additivé suivant la direction axiale (A) des moyens de relevé d’informations (11).1/3
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