FR3081913A1 - BLADE OF TURBOMACHINE COMPRISING AN ANTI-VIRTUAL FIN - Google Patents
BLADE OF TURBOMACHINE COMPRISING AN ANTI-VIRTUAL FIN Download PDFInfo
- Publication number
- FR3081913A1 FR3081913A1 FR1854840A FR1854840A FR3081913A1 FR 3081913 A1 FR3081913 A1 FR 3081913A1 FR 1854840 A FR1854840 A FR 1854840A FR 1854840 A FR1854840 A FR 1854840A FR 3081913 A1 FR3081913 A1 FR 3081913A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- blade
- fin
- surface wall
- dawn
- fins
- 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
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
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
- F04D29/324—Blades
Abstract
L'invention concerne une aube (10) de turbomachine comprenant un pied (12) et une pale (14) comportant un plan principal médian d'orientation principale longitudinale et radiale, qui est portée par le pied, la pale (14) comportant un bord d'attaque (24) situé à une extrémité longitudinale amont, un bord de fuite (26) situé à une extrémité longitudinale en aval du bord d'attaque (24) par rapport à un flux de gaz circulant autour de la pale (14), une paroi d'intrados (28) et une paroi d'extrados (30) situées latéralement à distance l'une de l'autre et reliant chacune le bord d'attaque (24) au bord de fuite (26), et un sommet (32) situé à l'extrémité radiale externe libre de la pale (14), caractérisée en ce que la pale (14) comporte plusieurs ailettes (34) qui sont portées par au moins l'une de la paroi d'intrados ou de la paroi d'extrados (30) et qui sont décalées radialement l'une par rapport à l'autre, et en ce que lesdites ailettes sont conformées de manière à canaliser une partie du flux de gaz s'écoulant le long de la dite au moins l'une de la paroi d'intrados ou de la paroi d'extrados (30) en direction du sommet (32) de la pale (14).The invention relates to a turbine engine blade (10) comprising a foot (12) and a blade (14) having a median main plane of longitudinal and radial main orientation, which is carried by the foot, the blade (14) comprising a leading edge (24) located at an upstream longitudinal end, a trailing edge (26) located at a longitudinal end downstream from the leading edge (24) relative to a flow of gas circulating around the blade (14 ), a lower surface wall (28) and an upper surface wall (30) located laterally at a distance from each other and each connecting the leading edge (24) to the trailing edge (26), and an apex (32) situated at the free external radial end of the blade (14), characterized in that the blade (14) comprises several fins (34) which are carried by at least one of the lower surface wall or from the upper surface wall (30) and which are offset radially with respect to each other, and in that said fins are shaped so channeling part of the gas flow flowing along said at least one of the lower surface or the upper surface (30) towards the top (32) of the blade (14) .
Description
AUBE DE TURBOMACHINE COMPORTANT UNE AILETTE ANTI-TOURBILLONSDAWN OF TURBOMACHINE COMPRISING AN ANTI-VIRTUAL FIN
DESCRIPTIONDESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUETECHNICAL AREA
L'invention concerne une aube de turbomachine réalisée pour limiter les perturbations se formant au niveau de la tête de l'aube mobile.The invention relates to a turbomachine blade made to limit the disturbances forming at the head of the movable blade.
L'invention concerne plus particulièrement une aube comportant une ou plusieurs ailettes latérales.The invention relates more particularly to a blade comprising one or more lateral fins.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEUREPRIOR STATE OF THE ART
Dans un compresseur axial de turbomachine, un écoulement d'air secondaire se produit entre la tête de l'aube et le carter fixe délimitant la veine d'écoulement d'air.In an axial compressor of a turbomachine, a secondary air flow occurs between the head of the blade and the fixed casing delimiting the air flow stream.
Cet écoulement a lieu sous la forme de tourbillons, ce qui produit par conséquent des pertes aérodynamiques réduisant le rendement du compresseur.This flow takes place in the form of vortices, which consequently produces aerodynamic losses reducing the efficiency of the compressor.
Ces tourbillons ont aussi un impact sur le pompage du compresseur.These vortices also have an impact on the pumping of the compressor.
Pour limiter cette formation de turbulences, le document FR2867506 décrit une pale comportant une ailette prolongeant latéralement la face de sommet de la pale, en faisant saillie par rapport à la paroi d'intrados de la pale.To limit this formation of turbulence, the document FR2867506 describes a blade comprising a fin laterally extending the top face of the blade, projecting relative to the lower surface of the blade.
L'invention a pour but de proposer une aube comportant des ailettes qui est conçue de manière à résoudre les inconvénients cités précédemment.The object of the invention is to propose a blade comprising fins which is designed so as to solve the drawbacks mentioned above.
EXPOSÉ DE L'INVENTIONSTATEMENT OF THE INVENTION
L'invention propose une aube de turbomachine comprenant un pied et une pale comportant un plan principal médian d'orientation principale longitudinale et radiale, qui est portée par le pied, la pale comportant un bord d'attaque situé à une extrémité longitudinale amont, un bord de fuite situé à une extrémité longitudinale en aval du bord d'attaque par rapport à un flux de gaz circulant autour de la pale, une paroi d'intrados et une paroi d'extrados situées latéralement à distance l'une de l'autre et reliant chacune le bord d'attaque au bord de fuite, et un sommet situé à l'extrémité radiale externe libre de la pale, caractérisée en ce que la pale comporte plusieurs ailettes qui sont portées par au moins l'une de la paroi d'intrados ou de la paroi d'extrados et qui sont décalées radialement l'une par rapport à l'autre, et en ce que lesdites ailettes sont conformées de manière à canaliser une partie du flux de gaz s'écoulant le long de la dite au moins l'une de la paroi d'intrados ou de la paroi d'extrados en direction du sommet de la pale.The invention proposes a turbomachine blade comprising a foot and a blade comprising a median main plane of longitudinal and radial main orientation, which is carried by the foot, the blade comprising a leading edge located at an upstream longitudinal end, a trailing edge situated at a longitudinal end downstream of the leading edge with respect to a flow of gas circulating around the blade, a lower surface wall and an upper surface wall located laterally at a distance from each other and each connecting the leading edge to the trailing edge, and a vertex situated at the free external radial end of the blade, characterized in that the blade comprises several fins which are carried by at least one of the wall d intrados or the upper surface and which are offset radially with respect to each other, and in that said fins are shaped so as to channel a part of the gas flow flowing along said at least one of e the lower surface or the upper surface towards the top of the blade.
La redirection du flux d'air vers le sommet de l'aube permet d'atténuer la formation de tourbillons en particulier au niveau du sommet de l'aube.The redirection of the air flow towards the top of the dawn makes it possible to reduce the formation of vortices, in particular at the top of the dawn.
De plus, les ailettes permettent de minimiser à la fois les tourbillons et les fuites de flux entre les parois d'intrados et d'extrados qui se produisent au niveau du sommet de l'aube.In addition, the fins make it possible to minimize both the vortices and the flow leaks between the lower and upper surfaces which occur at the top of the blade.
Le traitement sur le flux d'air a aussi tendance à ré-énergiser la couche limite des profils aérodynamiques de l'aube à proximité de son sommet, en améliorant encore l'effet de retardement du décrochage du flux. Eviter un tel décrochage évite la formation des tourbillons associés et permet en particulier de plaquer autant que possible le flux contre l'aube.The treatment on the air flow also tends to re-energize the boundary layer of the aerodynamic profiles of the blade near its apex, further improving the effect of delaying the stalling of the flow. Avoiding such a stall avoids the formation of associated vortices and in particular makes it possible to press the flow against the dawn as much as possible.
De préférence, chaque ailette comporte un centre déterminé selon la direction longitudinale, et le centre de chaque ailette est décalé longitudinalement par rapport au centre de chaque autre ailette radialement adjacente.Preferably, each fin has a center determined in the longitudinal direction, and the center of each fin is offset longitudinally relative to the center of each other radially adjacent fin.
De préférence, au moins une ailette comporte une extrémité longitudinale qui est située radialement au niveau du sommet de la pale.Preferably, at least one fin has a longitudinal end which is located radially at the top of the blade.
De préférence, la valeur de l'épaisseur radiale de chaque ailette correspond sensiblement à 10% de l'épaisseur maximale de la pale, prise au niveau de ladite ailette.Preferably, the value of the radial thickness of each fin corresponds substantially to 10% of the maximum thickness of the blade, taken at the level of said fin.
De préférence, la distance radiale entre chaque ailette et le pied de l'aube est comprise entre 25% et 100% de la dimension radiale de l'aube.Preferably, the radial distance between each fin and the root of the blade is between 25% and 100% of the radial dimension of the blade.
De préférence, chaque ailette est inclinée par rapport à la direction longitudinale d'un angle compris dans l'intervalle [-45°; 45°].Preferably, each fin is inclined relative to the longitudinal direction by an angle in the interval [-45 °; 45 °].
De préférence, les ailettes sont inclinées par rapport à la direction longitudinale selon des angles différents.Preferably, the fins are inclined relative to the longitudinal direction at different angles.
De préférence, la pale comporte plusieurs ailettes portées par l'une de la paroi d'extrados ou de la paroi d'intrados.Preferably, the blade comprises several fins carried by one of the upper surface wall or of the lower surface wall.
De préférence, ladite au moins une ailette comporte une extrémité amont et une extrémité aval qui sont décalées longitudinalement vers l'intérieur de la pale par rapport au bord d'attaque et au bord de fuite.Preferably, said at least one fin has an upstream end and a downstream end which are offset longitudinally towards the inside of the blade relative to the leading edge and the trailing edge.
De préférence, la forme de chacune de l'extrémité amont et de l'extrémité aval est choisie parmi une forme arrondie ou effilée.Preferably, the shape of each of the upstream end and the downstream end is chosen from a rounded or tapered shape.
De préférence, la longueur longitudinale de ladite au moins une ailette est supérieure ou égale à 25% de la longueur curviligne de la paroi d'intrados ou de la paroi d'extrados.Preferably, the longitudinal length of said at least one fin is greater than or equal to 25% of the curvilinear length of the lower surface or of the upper wall.
L'invention concerne aussi un rotor de turbomachine comportant une pluralité d'aubes selon l'une quelconque des revendications précédentes, qui sont réparties régulièrement autour de l'axe principal de rotation du rotor.The invention also relates to a turbomachine rotor comprising a plurality of blades according to any one of the preceding claims, which are distributed regularly around the main axis of rotation of the rotor.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINSBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux figures annexées parmi lesquelles :Other characteristics and advantages of the invention will appear on reading the detailed description which follows for the understanding of which reference will be made to the appended figures among which:
- la figure 1 est une représentation schématique d'une aube de turbomachine comportant des ailettes selon l'invention ;- Figure 1 is a schematic representation of a turbomachine blade comprising fins according to the invention;
- la figure 2 est un détail à plus grande échelle de la pale de l'aube représentée à la figure 1.FIG. 2 is a detail on a larger scale of the blade of the blade shown in FIG. 1.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERSDETAILED PRESENTATION OF PARTICULAR EMBODIMENTS
On a représenté à la figure 1 une aube 10 de turbomachine, et plus particulièrement une aube 10 pour un compresseur de turbomachine qui comporte un pied 12 pour le montage de l'aube 10 sur un rotor 16 de la turbomachine et une pale 14 d'orientation principale radiale par rapport à l'axe principal du rotor 16 qui est apte à coopérer avec le flux de gaz s'écoulant au travers de la turbomachine.FIG. 1 shows a blade 10 for a turbomachine, and more particularly a blade 10 for a turbomachine compressor which comprises a foot 12 for mounting the blade 10 on a rotor 16 of the turbomachine and a blade 14 of main radial orientation relative to the main axis of the rotor 16 which is able to cooperate with the flow of gas flowing through the turbomachine.
La pale 14 est définie par un bord d'attaque 24 qui est situé à une extrémité longitudinale amont de la pale, un bord de fuite 26 situé à une extrémité longitudinale aval de la pale, et donc en aval du bord d'attaque, une paroi d'intrados , une paroi d'extrados 30 située latéralement à distance de la paroi d'intrados 28, et un sommet 32 situé à l'extrémité radiale externe de la pale, située la plus éloignée du pied 12 de l'aube 10.The blade 14 is defined by a leading edge 24 which is situated at a longitudinal end upstream of the blade, a trailing edge 26 situated at a longitudinal end downstream from the blade, and therefore downstream from the leading edge, a lower surface wall, an upper surface wall 30 located laterally away from the lower surface wall 28, and a vertex 32 located at the outer radial end of the blade, located furthest from the foot 12 of the blade 10 .
Comme on peut le voir aux figures, la pale 14 comporte aussi des ailettes 34 portées par la paroi d'extrados 30.As can be seen in the figures, the blade 14 also includes fins 34 carried by the upper surface wall 30.
Il sera compris que l'invention n'est pas limitée au nombre d'ailettes 34 que la pale 14 porte. Ainsi, comme on peut le voir à la figure 1, la pale 14 porte deux ailettes et à la figure 2, la pale 14 porte trois ailettes 34. Aussi, la pale 14 peut comporter un plus grand nombre d'ailettes 34.It will be understood that the invention is not limited to the number of fins 34 that the blade 14 carries. Thus, as can be seen in FIG. 1, the blade 14 carries two fins and in FIG. 2, the blade 14 carries three fins 34. Also, the blade 14 may have a greater number of fins 34.
De plus, ici, les ailettes 34 sont formées sur la paroi d'extrados 30. Il sera compris que la pale 14 peut aussi comporter au moins une ailette 34 qui est portée par la paroi d'intrados 28.In addition, here, the fins 34 are formed on the upper surface wall 30. It will be understood that the blade 14 may also include at least one fin 34 which is carried by the lower surface wall 28.
Les ailettes 34 ont pour fonction de canaliser une partie des lignes de courant s'écoulant le long de la paroi de la pale 14 (ici la paroi d'extrados 30), au niveau de son sommet 32, pour les rediriger en direction du le sommet 32 et vers le jeu radial 36 formé entre le sommet 32 de la pale 14 et le carter fixe 38.The fins 34 have the function of channeling part of the current lines flowing along the wall of the blade 14 (here the upper surface wall 30), at its top 32, to redirect them in the direction of the crown 32 and towards the radial clearance 36 formed between the crown 32 of the blade 14 and the fixed casing 38.
La canalisation de ces lignes de courant influence les pressions locales, ce qui a pour conséquence de limiter les échanges de flux intrados-extrados au niveau du jeu radial 36 et aussi de limiter les tourbillons en particulier les tourbillons qui se forment à proximité du sommet d'aube.The channeling of these current lines influences the local pressures, which has the consequence of limiting the exchanges of intrados-extrados flows at the level of the radial clearance 36 and also of limiting the vortices in particular the vortices which form near the top of 'dawn.
A cet effet, les ailettes participant au guidage de flux permettent de traiter la surpression intrados qui est responsable des migrations des lignes de courant intrados vers l'extrados, au niveau du jeu radial 36. Les ailettes vont donc avoir pour fonction d'empêcher la migration des lignes de courant de flux vers la tête. La formation de tourbillon au niveau du jeu radial 36 est minimisée, ce qui permet d'améliorer la performance de la turbomachine.To this end, the fins participating in the flow guidance make it possible to treat the lower pressure which is responsible for the migrations of the lower current lines towards the upper level, at the level of the radial clearance 36. The fins will therefore have the function of preventing the migration of flow stream lines to the head. Vortex formation at the level of the radial clearance 36 is minimized, which improves the performance of the turbomachine.
Comme on peut le voir plus en détails la figure 2, chaque ailette 34 est principalement rectiligne et consiste en une surépaisseur formée sur la paroi de la pale 14.As can be seen in more detail in FIG. 2, each fin 34 is mainly rectilinear and consists of an additional thickness formed on the wall of the blade 14.
Chaque ailette 34 s'étend globalement selon la direction principale longitudinale qui est la direction de l'axe du rotor 16.Each fin 34 extends generally in the main longitudinal direction which is the direction of the axis of the rotor 16.
L'ailette 34 comporte ainsi une extrémité longitudinale amont 34A située proche du bord d'attaque 24 de la pale 14 et une extrémité longitudinale aval 34B qui est située proche du bord de fuite 26 de la pale.The fin 34 thus comprises an upstream longitudinal end 34A located near the leading edge 24 of the blade 14 and a downstream longitudinal end 34B which is located near the trailing edge 26 of the blade.
L'extrémité amont 34A de l'ailette 34 est décalée longitudinalement vers l'intérieur de la pale 14, c'est-à-dire ici vers l'aval, par rapport au bord d'attaque 24 et l'extrémité aval 34B de l'ailette 34 est décalée longitudinalement vers l'intérieur de la pale 14, c'est-à-dire ici vers l'amont par rapport au bord de fuite 26.The upstream end 34A of the fin 34 is offset longitudinally towards the inside of the blade 14, that is to say here downstream, relative to the leading edge 24 and the downstream end 34B of the fin 34 is offset longitudinally towards the inside of the blade 14, that is to say here upstream relative to the trailing edge 26.
Chaque ailette 34 est définie par une pluralité de paramètres qui varient en fonction des caractéristiques de la turbomachine. Aussi, ces paramètres sont différents pour différentes ailettes 34 d'une même pale 14.Each fin 34 is defined by a plurality of parameters which vary according to the characteristics of the turbomachine. Also, these parameters are different for different fins 34 of the same blade 14.
Chaque ailette 34 délimite, avec une droite D orientée longitudinalement, un angle 40 qui est compris dans l'intervalle [-45°; 45°]. Ici, l'angle 40 est positif et supérieur à 0°.Each fin 34 delimits, with a straight line D oriented longitudinally, an angle 40 which is included in the interval [-45 °; 45 °]. Here, the angle 40 is positive and greater than 0 °.
Lorsque la pale 14 comporte plusieurs ailettes 34, comme on peut le voir à la figure 2, deux ailettes 34 adjacentes sont de préférence inclinées l'une par rapport à l'autre, c'est-à-dire que l'angle 40 associé à une ailette 34 est différent de l'angle 40 associé l'autre ailette 34.When the blade 14 has several fins 34, as can be seen in FIG. 2, two adjacent fins 34 are preferably inclined relative to one another, that is to say that the angle 40 associated to a fin 34 is different from the angle 40 associated with the other fin 34.
L'angle d'inclinaison des ailettes 34 est déterminé en fonction de la configuration de l'écoulement étudié. En effet, plus l'extrados présente une décélération importance, plus la valeur de l'angle 40 est proche de 0°, afin de ne pas risquer de décrochage. A l'inverse, si la re-compression extrados est modérée, la valeur de l'angle 40 est plus importante.The angle of inclination of the fins 34 is determined as a function of the configuration of the flow studied. Indeed, the more the upper surface has a significant deceleration, the more the value of the angle 40 is close to 0 °, so as not to risk stalling. Conversely, if the upper surface re-compression is moderate, the value of the angle 40 is greater.
Une valeur négative de l'angle 40 a principalement lieu lorsque les ailettes 34 sont portées par la paroi d'intrados 28.A negative value of the angle 40 mainly occurs when the fins 34 are carried by the lower surface 28.
Chaque ailette 34 comporte une longueur 42 mesurée globalement selon la direction principale longitudinale.Each fin 34 has a length 42 measured globally along the main longitudinal direction.
La longueur 42 de chaque ailette 34 est supérieure ou égale à 25% de la longueur curviligne de la paroi d'extrados, mesurée selon la direction longitudinale. Ici aussi, lorsque la pale 14 comporte plusieurs ailettes 34, deux ailettes 34 adjacentes sont de longueurs différentes.The length 42 of each fin 34 is greater than or equal to 25% of the curvilinear length of the upper surface, measured in the longitudinal direction. Here too, when the blade 14 comprises several fins 34, two adjacent fins 34 are of different lengths.
De même, chaque ailette 34 comporte un centre qui est déterminé selon la direction longitudinale et les positions longitudinales des centres des ailettes 34 par rapport à la pale 14 sont différentes les unes des autres. C'est-à-dire que le centre de chaque ailette 34 est décalé longitudinalement par rapport au centre de chaque autre ailette 34 et en particulier par rapport au centre de chaque ailette qui lui est radialement adjacenteLikewise, each fin 34 has a center which is determined in the longitudinal direction and the longitudinal positions of the centers of the fins 34 relative to the blade 14 are different from each other. That is to say that the center of each fin 34 is offset longitudinally relative to the center of each other fin 34 and in particular relative to the center of each fin which is radially adjacent thereto
Chaque ailette 34 est en outre définie par son épaisseur radiale 44, sa hauteur mesurée perpendiculairement à la paroi d'extrados 30 et la forme de ses extrémités longitudinales 34A, 34B, qui peut être arrondie ou bien effilée.Each fin 34 is further defined by its radial thickness 44, its height measured perpendicular to the upper surface wall 30 and the shape of its longitudinal ends 34A, 34B, which can be rounded or tapered.
La valeur de l'épaisseur radiale 44 de chaque ailette correspond sensiblement à 10% de l'épaisseur maximale de la pale, prise au niveau de ladite ailette, entre la surface externe de paroi d'extrados 30 et la surface externe de paroi d'intrados 28. Les ailettes 34 sont réparties radialement sur l'aube 10 dans un tronçon de l'aube 10, dont la distance entre l'extrémité radiale interne de ce tronçon et le pied de l'aube est égale à sensiblement 25% de l'étendue radiale de l'aube 10 et la distance entre l'extrémité radiale externe de ce tronçon et le pied de l'aube est égale à sensiblement 100% de l'étendue radiale de l'aube, c'est-à-dire jusqu'au sommet 32 de l'aube 10.The value of the radial thickness 44 of each fin corresponds substantially to 10% of the maximum thickness of the blade, taken at the level of said fin, between the external surface of the upper surface wall 30 and the external surface of the lower surface 28. The fins 34 are distributed radially on the blade 10 in a section of the blade 10, the distance between the internal radial end of this section and the foot of the blade is substantially equal to 25% of the 'radial extent of the blade 10 and the distance between the outer radial end of this section and the foot of the blade is substantially equal to 100% of the radial extent of the blade, that is to say to the summit 32 of dawn 10.
C'est-à-dire que la distance radiale entre le centre radial de chaque ailette 34 et le pied 12 de l'aube est comprise entre sensiblement 25% de l'étendue radiale de l'aube 10 et sensiblement 100% de l'étendue radiale de l'aube 10.That is to say that the radial distance between the radial center of each fin 34 and the foot 12 of the blade is between substantially 25% of the radial extent of the blade 10 and substantially 100% of the radial extent of dawn 10.
Dans le cas d'une aube 10 de dimensions réduites, la répartition des ailettes s'étend sur sensiblement tout le tronçon de l'aube 10 défini précédemment, tandis que dans le cas d'une aube de dimensions plus importantes, la répartition des ailettes 34 s'étend sur une partie seulement du tronçon de l'aube 10 défini précédemment, qui est de préférence un quart radialement externe de l'aube, c'est-àdire que la distance radiale entre chaque ailette 34 et le pied 12 de l'aube est comprise entre 75% et sensiblement 100% de l'étendue radiale de l'aube 10.In the case of a blade 10 of reduced dimensions, the distribution of the fins extends over substantially the entire section of the blade 10 defined above, while in the case of a blade of larger dimensions, the distribution of the fins 34 extends over only part of the section of the blade 10 defined above, which is preferably a radially outer quarter of the blade, that is to say that the radial distance between each fin 34 and the foot 12 of the the blade is between 75% and substantially 100% of the radial extent of the blade 10.
Aussi, de préférence, la pale 14 comporte une ailette 34 qui est située radialement à proximité du sommet 32 de la pale 14 et l'une de l'extrémité amont 34A ou de l'extrémité aval 34B de cette ailette 34 est située au niveau du sommet 32 de la pale 14.Also, preferably, the blade 14 has a fin 34 which is located radially near the top 32 of the blade 14 and one of the upstream end 34A or the downstream end 34B of this fin 34 is located at from the top 32 of the blade 14.
La pale 14 comporte plusieurs ailettes 34, et comme on peut le voir aux figures, ces ailettes 34 sont décalées radialement l'une par rapport à l'autre.The blade 14 comprises several fins 34, and as can be seen in the figures, these fins 34 are offset radially with respect to each other.
Deux ailettes adjacentes délimitent un conduit par lequel une partie du flux d'air est canalisée. Selon l'inclinaison et la position relatives de ces deux ailettes 34 adjacentes, la partie du flux d'air est canalisée vers une partie définie du sommet 32 de la pale 14, afin d'avoir un effet sur les tourbillons dans cette partie.Two adjacent fins define a duct through which part of the air flow is channeled. Depending on the inclination and the relative position of these two adjacent fins 34, the part of the air flow is channeled towards a defined part of the apex 32 of the blade 14, in order to have an effect on the vortices in this part.
L'augmentation du nombre d'ailettes 34 permet de canaliser plus efficacement cette partie du flux d'air s'écoulant le long de la paroi d'extrados 30. Cependant, cette augmentation du nombre d'ailettes 34 implique une augmentation de la masse.The increase in the number of fins 34 makes it possible to channel this part of the air flow flowing along the upper surface wall 30 more efficiently. However, this increase in the number of fins 34 implies an increase in mass. .
C'est pourquoi tous les paramètres liés à chaque ailette 34, ainsi que le nombre de celles-ci est déterminé à partir des conditions d'utilisation de la pale 14.This is why all the parameters linked to each fin 34, as well as the number of these is determined from the conditions of use of the blade 14.
L'invention a été décrite comme étant relative à la présence d'ailettes 34 de canalisation d'une partie du flux d'air s'écoulant le long de la paroi d'extrados 30 d'une pale 14 de compresseur. Il sera compris que l'invention n'est pas limitée à cette seule application et que de telles ailettes 34 de canalisation peuvent aussi être présentes sur la paroi d'intrados de la pale 14 et que la pale 14 peut aussi être une pale de turbine de turbomachine.The invention has been described as relating to the presence of fins 34 for channeling part of the air flow flowing along the upper surface wall 30 of a compressor blade 14. It will be understood that the invention is not limited to this single application and that such pipe fins 34 can also be present on the lower surface wall of the blade 14 and that the blade 14 can also be a turbine blade turbomachine.
Dans le dernier cas, concernant une pale de turbine, la ou les ailette(s) réalisent une canalisation d'une partie du flux de gaz provenant de la chambre de combustion.In the latter case, concerning a turbine blade, the fin (s) produce a channeling of part of the gas flow coming from the combustion chamber.
Claims (10)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1854840A FR3081913B1 (en) | 2018-06-04 | 2018-06-04 | TURBOMACHINE VANE INCLUDING AN ANTI-SWIRL VANE |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1854840A FR3081913B1 (en) | 2018-06-04 | 2018-06-04 | TURBOMACHINE VANE INCLUDING AN ANTI-SWIRL VANE |
| FR1854840 | 2018-06-04 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3081913A1 true FR3081913A1 (en) | 2019-12-06 |
| FR3081913B1 FR3081913B1 (en) | 2021-01-08 |
Family
ID=62952142
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1854840A Active FR3081913B1 (en) | 2018-06-04 | 2018-06-04 | TURBOMACHINE VANE INCLUDING AN ANTI-SWIRL VANE |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3081913B1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB840543A (en) * | 1956-01-16 | 1960-07-06 | Vickers Electrical Co Ltd | Improvements in turbine blading |
| FR2114693A5 (en) * | 1970-11-16 | 1972-06-30 | United Aircraft Canada | |
| JPS5867999A (en) * | 1981-10-16 | 1983-04-22 | Hitachi Ltd | Moving vane structure in axial flow type fluid machine |
| EP1953340A2 (en) * | 2007-02-02 | 2008-08-06 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Flow machine and rotor shovel for a flow machine |
| EP2078824A1 (en) * | 2008-01-10 | 2009-07-15 | Snecma | Double-blade with wings |
| US20100124500A1 (en) * | 2008-11-14 | 2010-05-20 | Snecma | Turbomachine having an unducted fan provided with air guide means |
-
2018
- 2018-06-04 FR FR1854840A patent/FR3081913B1/en active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB840543A (en) * | 1956-01-16 | 1960-07-06 | Vickers Electrical Co Ltd | Improvements in turbine blading |
| FR2114693A5 (en) * | 1970-11-16 | 1972-06-30 | United Aircraft Canada | |
| JPS5867999A (en) * | 1981-10-16 | 1983-04-22 | Hitachi Ltd | Moving vane structure in axial flow type fluid machine |
| EP1953340A2 (en) * | 2007-02-02 | 2008-08-06 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Flow machine and rotor shovel for a flow machine |
| EP2078824A1 (en) * | 2008-01-10 | 2009-07-15 | Snecma | Double-blade with wings |
| US20100124500A1 (en) * | 2008-11-14 | 2010-05-20 | Snecma | Turbomachine having an unducted fan provided with air guide means |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3081913B1 (en) | 2021-01-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2975570C (en) | Guide assembly with optimised aerodynamic performance | |
| CA2873942C (en) | Fan blade for a turbojet of an aircraft having a cambered profile in the foot sections | |
| FR2982903A1 (en) | GAS TURBINE BLADE WITH INTRADOS SHIFTING OF HEAD SECTIONS AND COOLING CHANNELS | |
| CA2920345A1 (en) | Turbine engine stator blade | |
| FR2564896A1 (en) | GAS TURBINE ENGINE BLADE. | |
| WO2013150248A1 (en) | Exit guide vanes | |
| FR3081185A1 (en) | STATOR ELEMENT OF TURBOMACHINE | |
| FR3043428A1 (en) | TURBOMACHINE RECTIFIER BOLT | |
| EP4093945A1 (en) | Turbomachine part or assembly of parts | |
| FR2939852A1 (en) | Stator blade stage for compressor of turboshaft engine e.g. turbopropeller engine, has intermediate blades with axial length or radial height less than that of rectifier blades and extend radially between rectifier blades | |
| FR3081913A1 (en) | BLADE OF TURBOMACHINE COMPRISING AN ANTI-VIRTUAL FIN | |
| EP3317495B1 (en) | Turbine blade with trailing edge having flats | |
| EP3164585B1 (en) | Air guidance device for a turbomachine | |
| WO2022106772A1 (en) | Blade comprising a shield having a defrosting air passage duct | |
| EP3599345B1 (en) | Air gap airfoils for a turbine engine compressor | |
| FR3094746A1 (en) | VARIABLE TIMING STATOR VANE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE | |
| EP3906359A1 (en) | Turbomachine comprising a heat exchanger in the secondary path | |
| WO2019228897A1 (en) | Casing with a changing profiling for a turbomachine compressor | |
| BE1028097B1 (en) | Turbomachine compressor blade, compressor and turbomachine fitted therewith | |
| FR3084398A1 (en) | TURBINE DAWN | |
| WO2024033065A1 (en) | Variable vane of an aircraft turbine engine stator, and aircraft turbine engine | |
| WO2023021258A1 (en) | Stator part of a turbomachine comprising an airfoil and a fin defining between them a decreasing surface from upstream to downstream in the gas flow direction | |
| EP3344879B1 (en) | Design of the trailing edge skeleton angle of struts crossing the secondary flow of a turbomachine with bypass flow | |
| EP4022171A1 (en) | Variable-pitch stator vane comprising aerodynamic fins | |
| FR3049013A1 (en) | DAWN OF RECTIFIER |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20191206 |
|
| 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 |