FR3071542A1 - Organe de turbomachine configure pour controler la direction de propagation d'une crique - Google Patents
Organe de turbomachine configure pour controler la direction de propagation d'une crique Download PDFInfo
- Publication number
- FR3071542A1 FR3071542A1 FR1758996A FR1758996A FR3071542A1 FR 3071542 A1 FR3071542 A1 FR 3071542A1 FR 1758996 A FR1758996 A FR 1758996A FR 1758996 A FR1758996 A FR 1758996A FR 3071542 A1 FR3071542 A1 FR 3071542A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- intersection
- propagation
- crack
- path
- connection surface
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 claims abstract description 8
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 25
- 238000010252 digital analysis Methods 0.000 claims description 7
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 claims description 4
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 claims 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 9
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 5
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 5
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 description 5
- 239000000463 material Substances 0.000 description 4
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 4
- 210000002105 tongue Anatomy 0.000 description 4
- 230000035882 stress Effects 0.000 description 3
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 230000006355 external stress Effects 0.000 description 2
- 238000002955 isolation Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 2
- 230000000930 thermomechanical effect Effects 0.000 description 2
- 241000272165 Charadriidae Species 0.000 description 1
- 229910001347 Stellite Inorganic materials 0.000 description 1
- AHICWQREWHDHHF-UHFFFAOYSA-N chromium;cobalt;iron;manganese;methane;molybdenum;nickel;silicon;tungsten Chemical compound C.[Si].[Cr].[Mn].[Fe].[Co].[Ni].[Mo].[W] AHICWQREWHDHHF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000008021 deposition Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000001839 endoscopy Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 238000004381 surface treatment Methods 0.000 description 1
- 210000003462 vein Anatomy 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P6/00—Restoring or reconditioning objects
- B23P6/04—Repairing fractures or cracked metal parts or products, e.g. castings
- B23P6/045—Repairing fractures or cracked metal parts or products, e.g. castings of turbine components, e.g. moving or stationary blades, rotors, etc.
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/005—Repairing methods or devices
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Architecture (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Organe (1) d'une turbomachine comprenant au moins une pale (4) ayant un profil aérodynamique délimitée radialement par une plate-forme interne et une plate-forme externe (6), ledit organe (1) comprenant un premier bord (16) et un deuxième bord (17) concourants définissant une intersection éventuelle (18) d'amorce d'au moins une crique présentant une direction de propagation (P), ladite intersection (18) présentant un angle saillant, ledit organe (1) comprenant une surface de raccord (19) avec lesdits premier et deuxième bords (16, 17), caractérisé en ce que ledit organe (1) comprend un chemin (20) s'étendant suivant ladite direction de propagation P et étant configuré pour guider ladite au moins une crique depuis l'intersection (18) jusqu'à une nervure (21) en saillie depuis la surface de raccord (19), ledit chemin (20) étant en saillie et/ou en retrait par rapport à ladite surface de raccord (19).
Description
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention se rapporte notamment à un organe d’une turbomachine configuré pour contrôler la direction de propagation d’une crique et un procédé permettant de renforcer un organe de turbomachine.
ETAT DE L’ART
Une turbine de turbomachine (par exemple, la turbine basse pression) se compose d'une pluralité d'étages formés chacun d'une roue mobile et d'un distributeur. Le distributeur d’une turbine comporte une pluralité d'aubes fixes destinées à redresser le flux de gaz issu de la chambre de combustion. La roue mobile d’une turbine comporte une pluralité d'aubes mobiles.
Les aubes mobiles et fixes d'une telle turbine sont soumises aux températures élevées des gaz d’échappement.
Afin de limiter les dommages causés par ces gaz chauds sur les aubes les plus chaudes (et notamment retarder l’apparition de criques), il est connu de munir ces aubes de circuits de refroidissement internes visant à réduire la température de ces dernières au cours du fonctionnement de la turbomachine.
Toutefois, par expérience, on constate que l’apparition de criques au niveau de ces aubes est inévitable. L’apparition plus ou moins rapide de criques dépend de nombreux paramètres, et notamment la géométrie de l’aube, les sollicitations mécaniques, la structure interne de l’aube à l’issue de sa fabrication, les traitements de surface (par exemple dépôt par soudure d’un matériau anti-usure commercialisé sous la marque Stellite ®).
Une crique diminue significativement les propriétés thermomécaniques de l’aube, et par voie de conséquence sa durée de vie.
Une crique peut avoir deux types de comportement :
- soit elle se propage et donc du fait de cette évolution il existe un risque d’endommagement de la turbomachine (premier type),
- soit elle initie, relaxe la zone contrainte et ne se propage pas, ce qui n’a pas d’impact sur la sécurité de la turbomachine (second type).
La présente innovation consiste à faire évoluer les criques du premier type vers le second type.
Il est nécessaire d'inspecter périodiquement par endoscopie les aubes afin de détecter d'éventuelles criques ou amorces de criques.
Lorsqu’une crique est détectée, en fonction de son importance, l’aube est soit réparée soit remplacée.
Lorsqu’une crique n’est pas détectée, les dégâts matériels sont généralement importants. Ainsi, il est nécessaire d’éviter la génération et la propagation de ce type de phénomène.
Les données associées à la propagation d’une crique obtenues via des modèles de calcul connus ne sont généralement pas fiables du fait du grand nombre de paramètres. En effet, l’implémentation de modèles de calcul adaptés au turbine de turbomachine s’avère complexe du fait des nombreux paramètres à prendre en considération, et notamment le matériau, le type de pièce, les sollicitations extérieures (sollicitation thermomécanique, fatigue oligocyclique, etc.).
Il est connu de prévoir des ajours (ou trous) de manière à décharger une zone contrainte et/ou stopper la propagation d’une crique. Toutefois, par exemple dans une turbine de turbomachine, il n’est pas acceptable de réaliser des ajours sous peine d’engendrer des fuites néfastes au rendement de la turbine.
L’objectif de la présente invention est alors de proposer un organe, tel qu’une aube, configuré pour contrôler la propagation de criques.
EXPOSE DE L’INVENTION
L’invention propose à cet effet un organe d’une turbomachine comprenant au moins une pale ayant un profil aérodynamique délimitée radialement par une plate-forme interne et une plate-forme externe, ledit organe comprenant un premier bord et un deuxième bord concourants définissant une intersection éventuelle d’amorce d’au moins une crique présentant une direction de propagation P, ladite intersection présentant un angle saillant, ledit organe comprenant une surface de raccord avec lesdits premier et deuxième bords, caractérisé en ce que ledit organe comprend un chemin s’étendant suivant ladite direction de propagation P et étant configuré pour guider ladite au moins une crique depuis l’intersection jusqu’à une nervure en saillie depuis la surface de raccord, ledit chemin étant en saillie et/ou en retrait par rapport à ladite surface de raccord.
Un tel chemin permet de contrôler la propagation de la crique identifiée, et plus précisément de la diriger sur une portion épaisse de l’organe à savoir une nervure de manière à stopper sa propagation.
Ainsi, un tel chemin permet de s’assurer d’un contrôle et d’augmenter considérablement la durée de vie de l’organe, et ainsi de réduire significativement de manière générale le nombre de réparations ou de remplacements d’organes.
Par conséquent, un tel chemin permet d’accroître le délai entre deux inspections par endoscopie, au bénéfice du temps global d’immobilisation de la turbomachine.
L’organe selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- le chemin comporte deux languettes en saillie depuis ladite surface de raccord et placées de part et d’autre de la direction de propagation P ;
- le chemin est un renfoncement s’étendant suivant la direction de propagation P ;
- ladite nervure comprend un congé de raccordement avec ladite surface de raccord ;
- que l’organe est une aube d’un distributeur ou d’une roue d’une turbine de la turbomachine ;
- les premier et deuxième bords ainsi que la surface de raccord composent ladite plate-forme interne et/ou dans ladite plate-forme externe.
L’invention a pour deuxième objet un procédé de renforcement d’un organe d’une turbomachine comprenant au moins une pale aérodynamique délimitée radialement par une plate-forme interne et une plate-forme externe, ledit procédé comprenant les étapes suivantes :
- une étape de détermination d’une intersection d’amorce d’au moins une crique sur ledit organe, ladite intersection étant définie par un premier bord et un deuxième bord concourants, ladite intersection présentant un angle saillant, ledit organe comprenant une surface de raccord avec lesdits premier et deuxième bords ;
- une étape de détermination d’une direction de propagation P de ladite au moins une crique ;
- une étape de renforcement dudit organe par rajout d’un chemin s’étendant suivant ladite direction de propagation P et étant configuré pour guider ladite au moins une crique depuis l’intersection jusqu’à une nervure en saillie depuis la surface de raccord, ledit chemin étant en saillie et/ou en retrait par rapport à ladite surface de raccord.
Un tel procédé permet de renforcer significativement un organe potentiellement confronté à l’apparition de criques. Tel que mentionné cidessus, l’ajout d’un tel chemin permet d’augmenter considérablement la durée de vie de organe.
Le procédé selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- ladite intersection est déterminée via une analyse numérique par la méthode des éléments finis d’un modèle ;
- ladite direction de propagation P est déterminée via une analyse numérique par la méthode des éléments finis d’un modèle.
DESCRIPTION DES FIGURES
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue en perspective d’une aube mobile d’une roue d’une turbine basse pression ;
- la figure 2 est une vue en perspective de détail d’une plate-forme externe de l’aube représentée sur la figure 1 ;
- la figure 3 est une vue en section schématique d’un chemin configuré pour guider une crique représenté sur la figure 1 ;
- la figure 4 est une variante au mode de réalisation illustré sur la figure 3 ;
- la figure 5 est une vue en perspective représentant les contraintes mécaniques dans l’aube obtenues par une analyse numérique à l’aide d’un logiciel de dimensionnement mécanique utilisant la méthode des éléments finis.
DESCRIPTION DETAILLEE
Sur la figure 1 est représenté un organe 1 d’une turbomachine qui est dans le cas présent une aube mobile 1 de rotor d’une turbine de la turbomachine, et en particulier d’une turbine basse pression.
L’exemple illustré n’est en rien limitatif, l’organe 1 pourrait être par exemple un distributeur fixe d’une turbine, et en particulier d’une turbine basse pression, ou bien encore tout organe d’une turbomachine susceptible d’être confronté à l’apparition de criques.
Par convention, dans la présente demande, les termes « amont >> et « aval >> sont définis par rapport au sens de circulation des gaz dans la turbomachine.
De même, par convention dans la présente demande, les termes « intérieur >> et « extérieur », et « interne >> et « externe >> sont définis radialement par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine, qui est l’axe de rotation des rotors des compresseurs et turbines.
L’aube mobile 1 comprend un pied 2, un talon 3 et une pale 4 aérodynamique s’étendant entre le pied 2 et le talon 3. Plus précisément, la pale 4 est délimitée radialement par une plate-forme interne 5 du pied 2 et une plate-forme externe 6 du talon 3.
Le pied 2 comporte en outre un bulbe 7 relié par une échasse 8 à la plate-forme interne 5. Le bulbe 7 est configuré pour être engagé dans une alvéole de forme complémentaire d’un disque de rotor (non représenté), l’ensemble formé par le disque et les aubes 1 montées à sa périphérie étant appelé une roue de rotor.
Le talon 3 comporte en outre une léchette amont 9 et une léchette aval 10 en saillie depuis la plate-forme externe 6 vers l’extérieur. Les léchettes amont et aval 9, 10 sont destinées à coopérer par complémentarité avec une couche annulaire de matière abradable d’un carter de turbine, pour former un joint d’étanchéité du type à labyrinthe.
Les plates-formes internes 5 des aubes 1 s’étendent autour du disque et sont destinées à délimiter intérieurement une veine de flux de gaz d’échappement dans la turbine de la turbomachine.
De la même manière, les plates-formes externes 6 sont conformées pour s’emboîter en direction circonférentielle les unes avec les autres de manière à délimiter extérieurement la veine dans la turbine.
Les plates-formes externes 6 sont ainsi disposées circonférentiellement bord à bord. Chaque plate-forme externe 6 est délimitée latéralement par un côté mâle 11 apte à s’introduire dans un côté femelle 12 d’une aube adjacente et un côté femelle 12 apte à recevoir un côté mâle 11 d’une aube adjacente.
Chaque plate-forme externe 6 présente d’amont en aval un becquet amont 13 s’étendant en amont de la léchette amont 9, une base 14 centrale s’étendant entre la léchette amont 9 et la léchette aval 10, ainsi qu’un becquet aval 15 s’étendant en aval de la léchette aval 10.
Au niveau du côté femelle 12 de la plate-frome externe, la base 14 comprend un premier bord 16 dit bord central 16 et un deuxième bord 17 dit bord aval 17 concourants définissant une possible intersection 18 d’amorce d’une crique présentant une direction de propagation P (représentée en pointillés sur les figures 2 et 5), l’intersection 18 présentant un angle saillant, la base 14 présentant une surface de raccord 19 avec le bord central 16 et le bord aval 17. La base 14 comprend en outre un chemin 20 s’étendant suivant la direction de propagation P et étant configuré pour guider la crique depuis l’intersection 18 jusqu’à une nervure 21 en saillie depuis la surface de raccord 19, le chemin 20 étant en saillie et/ou en retrait par rapport à la surface de raccord 19.
La direction de propagation P est définie par une ligne passant par l’intersection 18, et centrée sur une portion de la crique située à proximité de l’intersection 18 (entre l’intersection 18 et la nervure 21).
Le chemin 20 débute à l’intersection 18 et se termine à la nervure
21.
Tel qu’explicité dans la suite de la description, une telle intersection 18 d’amorce d’une crique et sa direction peuvent être décelées à différents stades, à savoir par exemple lors de la conception, lors du prototypage ou bien encore lors d’un retour d’expérience.
Tel qu’illustré notamment sur la figure 2, la nervure 21 se présente sous la forme d’un T dont une tête 22 est sensiblement accolé à la léchette aval 10 et un corps 23 s’étend depuis la tête 22 jusqu’à la léchette amont 9.
Tel qu’illustré sur les figures 1 à 3, le chemin 20 comporte deux languettes 24 (ou protubérances) en saillie depuis la surface de raccord 19 et placées de part et d’autre de la direction de propagation P. Dans l’exemple illustré, chaque languette 24 a une section sensiblement circulaire. Chaque languette 24 débute à l’intersection 18 et se termine au niveau de la nervure 21. En outre, la nervure 21 comprend un congé de raccordement 25 avec la surface de raccord 19, les languettes 24 recouvrant ainsi au moins en partie le congé de raccordement 25.
Selon une variante de réalisation illustré sur la figure 4, le chemin 20 est un renfoncement 26 (ou gorge) s’étendant suivant la direction de propagation P. Dans l’exemple illustré, le renfoncement 26 a une section sensiblement circulaire. Le renfoncement 26 débute à l’intersection 18 et se termine au niveau de la nervure 21. En outre, la nervure 21 comprend un congé de raccordement 25 avec la surface de raccord 19, le renfoncement 26 débouchant ainsi au moins en partie sur le congé de raccordement 25.
Selon une seconde variante non représentée, le chemin 20 est une languette 24 (ou protubérance) s’étendant suivant la direction de propagation P, par exemple de section circulaire.
Avantageusement, le chemin 20 est obtenu directement lors de la fabrication de l’aube 1, et par exemple lors d’un procédé de fonderie.
Le renforcement d’une aube mobile 1 telle précédemment décrite, via un chemin 20, est réalisé selon un procédé comprenant au moins les étapes suivantes :
- une étape de détermination d’une intersection 18 d’amorce d’une crique sur l’aube 1, l’intersection 18 étant définie par un premier bord 16 et un deuxième bord 17 concourants, l’intersection 18 présentant un angle saillant, l’aube 1 comprenant une surface de raccord 19 avec les premier et deuxième bords 16, 17 ;
- une étape de détermination d’une direction de propagation P de la crique ;
- une étape de renforcement de l’aube 1 par rajout d’un chemin 20 s’étendant suivant la direction de propagation P et étant configuré pour guider la crique depuis l’intersection 18 jusqu’à une nervure 21 en saillie depuis la surface de raccord 19, le chemin 20 étant en saillie et/ou en retrait par rapport à la surface de raccord 19.
Selon une première mise en oeuvre du procédé précité, au stade de la conception, l’intersection 18 est déterminée via au moins une analyse numérique par la méthode des éléments finis (également connue sous l’acronyme anglais FEM pour « finite element method ») d’un modèle.
Avantageusement, l’intersection 18 est déterminée via un logiciel de dimensionnement utilisant la méthode des éléments finis.
Plus précisément, via un tel logiciel, au moins une analyse numérique est initiée sur un modèle géométrique (par exemple en deux ou trois dimensions) correspondant dans le cas présent à l’aube mobile 1. En amont du lancement de l’analyse, le modèle est notamment contraint via diverses liaisons afin de reproduire l’environnement extérieur et soumis à diverses sollicitations extérieures équivalentes à celles rencontrées par l’aube 1 lorsque la turbomachine est en fonctionnement.
Les résultats obtenus permettent d’étudier le comportement mécanique de l’aube 1 lorsque la turbomachine est en fonctionnement. Ainsi, en analysant par exemple les contraintes dans l’aube 1, tel qu’illustré sur la figure 5, il est aisé d’identifier les intersections fortement sollicitées, et autrement dit les intersections d’amorce de criques. On note que l’intersection 18 identifiée est bien présente dans la zone pointillée représentée sur la figure 5 qui est la zone la plus sollicitée mécaniquement.
Selon la première mise en œuvre du procédé, la direction de propagation de la crique identifiée est déterminée via au moins une analyse numérique par la méthode des éléments finis d’un modèle.
L’analyse réalisée pour déterminer l’intersection 18 peut être utilisée dans le cas où les résultats obtenus permettent d’identifier avec précision la direction de propagation de la crique, ce qui est le cas par exemple sur la figure 5
Dans le cas où il n’est pas possible d’identifier précisément la direction de propagation avec l’analyse réalisée pour déterminer l’intersection 18, une nouvelle analyse numérique par la méthode des éléments finis peut être réalisée dans laquelle le modèle correspondant à l’aube présente une fente correspondant à un début de crique.
Selon une seconde mise en œuvre du procédé précité, au stade du prototypage, l’intersection 18 d’amorce de la crique est déterminée via une expérimentation d’un prototype.
Plus précisément, un exemplaire de la turbomachine à échelle réel ou réduite est testé afin de vérifier son bon fonctionnement. Le prototype est alors soumis à une série de tests reproduisant par exemple divers régimes de fonctionnement de la turbomachine (décollage, vol, atterrissage, urgence, etc.). Au cours des tests, l’aube 1 dans le cas présent est régulièrement contrôlé afin de mettre en évidence les 5 intersections d’amorce de criques. Avantageusement, ce contrôle est réalisé par ressuage. Le contrôle par ressuage permet de mettre en évidence les criques par application notamment d’un révélateur approprié. Ce contrôle permet également de déterminer la direction de propagation de la crique identifiée.
Selon une troisième mise en œuvre du procédé précité, au stade du retour d’expérience, l’intersection 18 d’amorce de la crique et la direction de propagation de la crique sont déterminées dans le cadre d’une amélioration continue d’une turbomachine produite en série, à la suite par exemple d’une faiblesse/casse répétée identifiée.
En effet, lors de diverses opérations de maintenance sur des turbomachines d’une même gamme, l’apparition répétée d’une crique sur l’aube 1 dans le présent peut être relevée et nécessiter un renforcement au niveau de la crique identifiée.
Claims (9)
- REVENDICATIONS1. Organe (1) d’une turbomachine comprenant au moins une pale (4) ayant un profil aérodynamique délimitée radialement par une plate-forme interne (5) et une plate-forme externe (6), ledit organe (1) comprenant un premier bord (16) et un deuxième bord (17) concourants définissant une intersection éventuelle (18) d’amorce d’au moins une crique présentant une direction de propagation (P), ladite intersection (18) présentant un angle saillant, ledit organe (1) comprenant une surface de raccord (19) avec lesdits premier et deuxième bords (16, 17), caractérisé en ce que ledit organe (1) comprend un chemin (20) s’étendant suivant ladite direction de propagation (P) et étant configuré pour guider ladite au moins une crique depuis l’intersection (18) jusqu’à une nervure (21) en saillie depuis la surface de raccord (19), ledit chemin (20) étant en saillie et/ou en retrait par rapport à ladite surface de raccord (19).
- 2. Organe (1) selon la revendication 1, caractérisé en ce que le chemin (20) comporte deux languettes (24) en saillie depuis ladite surface de raccord (19) et placées de part et d’autre de la direction de propagation (P).
- 3. Organe (1) selon la revendication 1, caractérisé en ce que le chemin (20) est un renfoncement (26) s’étendant suivant la direction de propagation (P).
- 4. Organe (1) selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite nervure (21) comprend un congé de raccordement (25) avec ladite surface de raccord (19).
- 5. Organe (1) selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’organe (1) est une aube (1) d’une roue ou d’un distributeur d’une turbine de la turbomachine.
- 6. Organe (1) selon l’une des revendications dépendantes, caractérisé en ce que les premier et deuxième bords (16, 17) ainsi que la surface de raccord (19) composent ladite plate-forme interne (5) et/ou dans ladite plate-forme externe (6).
- 7. Procédé de renforcement d’un organe (1) d’une turbomachine comprenant au moins une pale (4) aérodynamique délimitée radialement par une plate-forme interne (5) et une plate-forme externe (6), ledit procédé comprenant les étapes suivantes :- une étape de détermination d’une intersection (18) d’amorce d’au moins une crique sur ledit organe (1), ladite intersection (18) étant définie par un premier bord (16) et un deuxième bord (17) concourants, ladite intersection (18) présentant un angle saillant, ledit organe (1) comprenant une surface de raccord (19) avec lesdits premier et deuxième bords (16, 17) ;- une étape de détermination d’une direction de propagation (P) de ladite au moins une crique ;- une étape de renforcement dudit organe (1) par rajout d’un chemin (20) s’étendant suivant ladite direction de propagation (P) et étant configuré pour guider ladite au moins une crique depuis l’intersection (18) jusqu’à une nervure (21) en saillie depuis la surface de raccord (19), ledit chemin (20) étant en saillie et/ou en retrait par rapport à ladite surface de raccord (19).
- 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite intersection (18) est déterminée via une analyse numérique par la méthode des éléments finis d’un modèle.
- 9. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que ladite direction de propagation (P) est déterminée via une analyse numérique par la méthode des éléments finis d’un modèle.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1758996A FR3071542B1 (fr) | 2017-09-28 | 2017-09-28 | Organe de turbomachine configure pour controler la direction de propagation d'une crique |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1758996 | 2017-09-28 | ||
| FR1758996A FR3071542B1 (fr) | 2017-09-28 | 2017-09-28 | Organe de turbomachine configure pour controler la direction de propagation d'une crique |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3071542A1 true FR3071542A1 (fr) | 2019-03-29 |
| FR3071542B1 FR3071542B1 (fr) | 2020-08-28 |
Family
ID=60302333
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1758996A Active FR3071542B1 (fr) | 2017-09-28 | 2017-09-28 | Organe de turbomachine configure pour controler la direction de propagation d'une crique |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3071542B1 (fr) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2000130103A (ja) * | 1998-10-27 | 2000-05-09 | Hitachi Ltd | ガスタービン静翼構造及びその寿命管理方法 |
| JP2001207803A (ja) * | 2000-01-26 | 2001-08-03 | Hitachi Ltd | ガスタービン静翼の補修方法及びガスタービン静翼の補修部品管理方法並びにガスタービン静翼 |
| WO2016062883A1 (fr) * | 2014-10-24 | 2016-04-28 | Gkn Aerospace Sweden Ab | Bloqueur de fissure pour soudures |
| US20160362988A1 (en) * | 2012-11-27 | 2016-12-15 | General Electric Company | Method for modifying an airfoil shroud and airfoil |
-
2017
- 2017-09-28 FR FR1758996A patent/FR3071542B1/fr active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2000130103A (ja) * | 1998-10-27 | 2000-05-09 | Hitachi Ltd | ガスタービン静翼構造及びその寿命管理方法 |
| JP2001207803A (ja) * | 2000-01-26 | 2001-08-03 | Hitachi Ltd | ガスタービン静翼の補修方法及びガスタービン静翼の補修部品管理方法並びにガスタービン静翼 |
| US20160362988A1 (en) * | 2012-11-27 | 2016-12-15 | General Electric Company | Method for modifying an airfoil shroud and airfoil |
| WO2016062883A1 (fr) * | 2014-10-24 | 2016-04-28 | Gkn Aerospace Sweden Ab | Bloqueur de fissure pour soudures |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3071542B1 (fr) | 2020-08-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR3062415A1 (fr) | Rotor de turbine de turbomachine a ventilation par lamage | |
| CA2569564C (fr) | Distributeur de turbine de turbomachine ameliore | |
| EP1775427A1 (fr) | Dispositif de contrôle de jeu entre le sommet d'aube et un anneau fixe dans une turbine à gaz | |
| FR2487005A1 (fr) | Anneau de retenue et d'etancheite, flexible en direction axiale et rigide en direction radiale, pour un moteur a turbine a gaz | |
| CA2882320A1 (fr) | Rotor de turbine pour une turbomachine | |
| EP3382146A1 (fr) | Dispositif de refroidissement d'un disque de turbine et turbomachine associée | |
| FR3020408A1 (fr) | Ensemble rotatif pour turbomachine | |
| FR3099520A1 (fr) | Roue de turbomachine | |
| FR3001760A1 (fr) | Aubage de distribution de flux comportant une platine d'etancheite amelioree | |
| EP3880939B1 (fr) | Étanchéité entre une roue mobile et un distributeur d'une turbomachine | |
| FR3071542A1 (fr) | Organe de turbomachine configure pour controler la direction de propagation d'une crique | |
| FR2972482A1 (fr) | Etage de turbine pour turbomachine d'aeronef, presentant une etancheite amelioree entre le flasque aval et les aubes de la turbine, par maintien mecanique | |
| WO2017158304A1 (fr) | Rotor de turbine comprenant une entretoise de ventilation | |
| FR3028882A1 (fr) | Procede de realisation d'un revetement abradable multicouches avec structure tubulaire integree, et revetement abradable obtenu par un tel procede | |
| EP3963282B1 (fr) | Procédé de contrôle dimensionnel d'une pièce de turbomachine | |
| EP3683450B1 (fr) | Ensemble rotatif de turbomachine | |
| FR2953252A1 (fr) | Secteur de distributeur pour une turbomachine | |
| FR3038940B1 (fr) | Turbomachine pseudo-biflux | |
| WO2024126935A1 (fr) | Controle du fluage d'une aube de turbomachine d'aeronef | |
| FR3077093A1 (fr) | Aube equilibree d'une roue mobile d'une turbomachine | |
| FR3010464A1 (fr) | Etage redresseur a calage variable pour compresseur de turbomachine comportant un joint d'etancheite a brosse | |
| FR2987296A1 (fr) | Dispositif de controle de percages d'evacuation de l'air de refroidissement d'une aube de turbine a gaz | |
| FR3049000A1 (fr) | Distributeur d'une turbine comprenant une couronne interne monobloc | |
| FR3121469A1 (fr) | Ensemble d’anneau de turbine pour une turbomachine | |
| WO2014132001A1 (fr) | Réduction des échanges convectifs entre l'air et le rotor dans une turbine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20190329 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |