FR3095003A1 - Turbine blade with platform cooling slot - Google Patents
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Abstract
L'objet principal de l'invention est une aube (18) de turbine de turbomachine d’aéronef, comportant une plateforme intérieure (28) et une pale (30), la pale (30) étant reliée à la plateforme intérieure (28) par un congé de raccordement (35), la plateforme intérieure (28) comportant une zone avale (ZC) située en aval de la portion du congé de raccordement (35) autour du bord de fuite (BF) et une zone amont (ZM) située en amont de ladite portion, caractérisée en ce qu’elle comporte une fente de refroidissement (50) formée dans la zone amont (ZM) de la plateforme intérieure (28) configurée pour éjecter un flux de refroidissement (F) vers la zone avale (ZC) de la plateforme intérieure (28), la fente de refroidissement (50) comportant une première partie de captation du flux de refroidissement (F) depuis une zone de prélèvement intérieure à la plateforme intérieure (28) et une deuxième partie de forme évasée pourvue de parois divergentes. Figure pour l’abrégé : Figure 2The main object of the invention is an aircraft turbomachine turbine blade (18), comprising an inner platform (28) and a blade (30), the blade (30) being connected to the inner platform (28). by a fillet (35), the interior platform (28) comprising a downstream zone (ZC) located downstream of the portion of the fillet (35) around the trailing edge (BF) and an upstream zone (ZM) located upstream of said portion, characterized in that it comprises a cooling slot (50) formed in the upstream zone (ZM) of the interior platform (28) configured to eject a cooling stream (F) towards the downstream zone (ZC) of the interior platform (28), the cooling slot (50) comprising a first portion for capturing the cooling flow (F) from a sampling zone inside the interior platform (28) and a second shaped portion flared with divergent walls. Figure for the abstract: Figure 2
Description
La présente invention se rapporte au domaine général des turbomachines, et plus particulièrement au domaine des aubes mobiles ou préférentiellement fixes de turbine pour turbomachine. Plus particulièrement, elle vise le refroidissement de ces aubes.The present invention relates to the general field of turbomachines, and more particularly to the field of moving or preferably stationary turbine blades for turbomachines. More particularly, it relates to the cooling of these blades.
L’invention s’applique à tout type de turbomachines terrestres ou aéronautiques, et notamment aux turbomachines d’aéronef telles que les turboréacteurs et les turbopropulseurs.The invention applies to any type of terrestrial or aeronautical turbomachines, and in particular to aircraft turbomachines such as turbojets and turboprops.
Afin de concevoir des moteurs de plus en plus performants et à consommation réduite, il a été développé des aubes de turbine de taille de plus en plus réduite et résistantes à des contraintes thermiques et mécaniques de plus en plus importantes telles que la température, la pression, la vitesse de rotation, entre autres.In order to design increasingly efficient engines with reduced consumption, turbine blades have been developed that are increasingly reduced in size and resistant to increasingly high thermal and mechanical stresses such as temperature, pressure , rotational speed, among others.
Il est en effet connu que les aubes d'une turbine à gaz de turbomachine, et notamment de la turbine haute-pression, sont soumises aux températures très élevées des gaz de combustion pendant le fonctionnement du moteur. Ces températures atteignent des valeurs largement supérieures à celles que peuvent supporter sans dommages les différentes pièces qui sont en contact avec ces gaz, ce qui a pour conséquence de limiter leur durée de vie.It is in fact known that the blades of a turbomachine gas turbine, and in particular of the high-pressure turbine, are subjected to very high temperatures of the combustion gases during operation of the engine. These temperatures reach values that are well above those that the various parts that are in contact with these gases can withstand without damage, which has the effect of limiting their service life.
Il est également connu qu'une élévation de la température des gaz de la turbine haute-pression permet d'améliorer le rendement d'une turbomachine, donc le rapport entre la poussée du moteur et le poids d'un avion propulsé par cette turbomachine. Par conséquent, des efforts ont été entrepris afin de réaliser des aubes de turbine qui peuvent résister à des températures de plus en plus élevées.It is also known that raising the temperature of the gases from the high-pressure turbine makes it possible to improve the efficiency of a turbomachine, and therefore the ratio between the thrust of the engine and the weight of an airplane propelled by this turbomachine. Therefore, efforts have been made to make turbine blades that can withstand higher and higher temperatures.
Une des solutions existantes aujourd’hui pour améliorer la tenue mécanique des aubes est de diminuer leur température de fonctionnement en rendant plus efficient le refroidissement. Ce refroidissement est notamment obtenu par le biais de circuits de refroidissement prévus dans les aubes visant à réduire la température de ces dernières. Grâce à de tels circuits, de l'air de refroidissement, qui est généralement introduit dans l'aube par son pied, traverse celle- ci en suivant un trajet formé par des cavités pratiquées dans l'aube avant d'être éjecté par des orifices (ou perçages) s'ouvrant à la surface de l'aube.One of the existing solutions today to improve the mechanical strength of blades is to reduce their operating temperature by making cooling more efficient. This cooling is obtained in particular by means of cooling circuits provided in the blades aimed at reducing the temperature of the latter. Thanks to such circuits, cooling air, which is generally introduced into the blade by its root, crosses the latter following a path formed by cavities made in the blade before being ejected through orifices (or holes) opening to the surface of the blade.
En outre, des orifices peuvent aussi être prévus au niveau de la ou des plateformes des aubes mobiles ou fixes. Par exemple, pour une aube de turbine fixe, des perçages en pale et aussi au niveau des plateformes extérieure et intérieure sont prévus pour refroidir les zones fortement contraintes en température. En particulier, les perçages réalisés au niveau des plateformes permettent de récupérer l’air moins chaud qui est situé en dehors de la veine, autrement dit situé radialement à l’extérieur de la plateforme extérieure et radialement à l’intérieur de la plateforme intérieure, de façon à pouvoir refroidir localement l’aube de turbine.In addition, orifices can also be provided at the level of the platform(s) of the moving or fixed blades. For example, for a fixed turbine blade, holes in the blade and also at the level of the outer and inner platforms are provided to cool the areas with high temperature constraints. In particular, the holes made at the level of the platforms make it possible to recover the less hot air which is located outside the vein, in other words located radially outside the outer platform and radially inside the inner platform, so as to be able to locally cool the turbine blade.
Ce type de refroidissement, en pale et en plateforme(s), s’avère nécessaire pour pouvoir garantir la tenue mécanique de l’aube en fonctionnement. Cependant, l’une des principales difficultés est la capacité à pouvoir refroidir la partie aval de la ou des plateformes car, pour des raisons de performances du moteur, il n’est pas souhaitable de former des perçages en aval de la ou des plateformes, en particulier en aval des congés de raccordement entre pale et plateforme(s).This type of cooling, in the blade and in the platform(s), is necessary to be able to guarantee the mechanical resistance of the blade in operation. However, one of the main difficulties is the ability to be able to cool the downstream part of the platform(s) because, for engine performance reasons, it is not desirable to form holes downstream of the platform(s), in particular downstream of the fillets between the blade and the platform(s).
En conséquence, il existe un besoin pour fournir une solution alternative de refroidissement permettant d’augmenter la capacité de refroidissement des parties de plateforme(s) en aval des pales d’aubes, notamment en aval des congés de raccordement entre pale et plateforme(s), afin de garantir la tenue mécanique.Consequently, there is a need to provide an alternative cooling solution making it possible to increase the cooling capacity of the parts of the platform(s) downstream of the blade blades, in particular downstream of the fillets between the blade and the platform(s). ), in order to guarantee mechanical strength.
L’invention a donc pour but de remédier au moins partiellement aux besoins mentionnés ci-dessus et aux inconvénients relatifs aux réalisations de l’art antérieur.The object of the invention is therefore to at least partially remedy the needs mentioned above and the drawbacks relating to the embodiments of the prior art.
L’invention a ainsi pour objet, selon l’un de ses aspects, une aube de turbine de turbomachine d’aéronef, pourvue d’un pied d’aube et comportant, dans une direction radiale en allant de l’intérieur vers l’extérieur en éloignement du pied d’aube, une plateforme intérieure et une pale comprenant un bord d’attaque et un bord de fuite, la pale étant reliée à la plateforme intérieure par un congé de raccordement tout autour de la pale, la plateforme intérieure comportant une zone avale située en aval de la portion du congé de raccordement autour du bord de fuite, au-delà du bord de fuite dans la direction allant du bord d’attaque vers le bord de fuite, et une zone amont située en amont de la portion du congé de raccordement autour du bord de fuite, entre le bord d’attaque et le bord de fuite dans la direction allant du bord d’attaque vers le bord de fuite,
caractérisée en ce qu’elle comporte une fente de refroidissement formée dans la zone amont de la plateforme intérieure configurée pour éjecter un flux de refroidissement vers la zone avale de la plateforme intérieure, la fente de refroidissement comportant une première partie de captation du flux de refroidissement depuis une zone de prélèvement intérieure à la plateforme intérieure et une deuxième partie de forme évasée pourvue de parois divergentes.The subject of the invention is thus, according to one of its aspects, an aircraft turbomachine turbine blade, provided with a blade root and comprising, in a radial direction going from the inside towards the outside away from the blade root, an inner platform and a blade comprising a leading edge and a trailing edge, the blade being connected to the inner platform by a fillet all around the blade, the inner platform comprising a downstream zone located downstream of the portion of the fillet around the trailing edge, beyond the trailing edge in the direction going from the leading edge to the trailing edge, and an upstream zone located upstream of the portion of the fillet around the trailing edge, between the leading edge and the trailing edge in the direction from the leading edge to the trailing edge,
characterized in that it comprises a cooling slot formed in the upstream zone of the inner platform configured to eject a cooling flow towards the downstream zone of the inner platform, the cooling slot comprising a first part for capturing the cooling flow from an interior sampling zone to the interior platform and a second part of flared shape provided with diverging walls.
Grâce à l’invention, il peut être possible de permettre un refroidissement efficace des zones avales des plateformes d’aubes de turbine en alternative à la formation d’orifices de refroidissement dans ces zones. Une meilleure répartition homogène du flux de refroidissement par un phénomène de diffusion et une augmentation du débit de refroidissement peuvent être possibles dans ces zones restreintes. La durée de vie des aubes peut donc être augmentée en diminuant les contraintes dans les zones avales.Thanks to the invention, it may be possible to allow effective cooling of the downstream zones of the turbine blade platforms as an alternative to the formation of cooling orifices in these zones. A better homogeneous distribution of the cooling flow by a diffusion phenomenon and an increase in the cooling flow may be possible in these restricted areas. The service life of the blades can therefore be increased by reducing the stresses in the downstream zones.
L’aube de turbine selon l’invention peut en outre comporter l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes prises isolément ou suivant toutes combinaisons techniques possibles.The turbine blade according to the invention may also include one or more of the following characteristics taken individually or in any possible technical combination.
L’aube peut être une aube mobile pour une roue mobile de turbine de turbomachine d’aéronef.The blade may be a moving blade for an aircraft turbomachine turbine moving wheel.
En variante et de préférence, l’aube peut être une aube fixe pour un distributeur de turbine de turbomachine d’aéronef. Dans ce cas, l’aube peut comporter une plateforme extérieure de sorte que la pale soit entre la plateforme intérieure et la plateforme extérieure.As a variant and preferably, the blade can be a stationary blade for an aircraft turbine engine turbine nozzle. In this case, the blade may include an outer platform so that the blade is between the inner platform and the outer platform.
La plateforme extérieure peut aussi comporter une fente de refroidissement formée dans la zone amont de la plateforme extérieure, située en amont de la portion du congé de raccordement, reliant la plateforme extérieure à la pale, autour du bord de fuite entre le bord d’attaque et le bord de fuite dans la direction allant du bord d’attaque vers le bord de fuite, configurée pour éjecter un flux de refroidissement vers la zone avale de la plateforme extérieure, située en aval de la portion du congé de raccordement autour du bord de fuite, au-delà du bord de fuite dans la direction allant du bord d’attaque vers le bord de fuite.The outer platform may also include a cooling slot formed in the upstream zone of the outer platform, located upstream of the portion of the fillet, connecting the outer platform to the blade, around the trailing edge between the leading edge and the trailing edge in the direction from the leading edge to the trailing edge, configured to eject a cooling flow towards the downstream zone of the outer platform, located downstream of the portion of the fillet around the edge of trailing, beyond the trailing edge in the direction from the leading edge to the trailing edge.
La fente de refroidissement peut être située entre la zone amont et la zone avale à proximité de la portion du congé de raccordement autour du bord de fuite de la pale.The cooling slot can be located between the upstream zone and the downstream zone close to the portion of the fillet around the trailing edge of the blade.
La première partie de la fente de refroidissement peut être de forme cylindrique, présentant notamment un diamètre compris entre 0,3 mm et 0,5 mm.The first part of the cooling slot may be of cylindrical shape, in particular having a diameter of between 0.3 mm and 0.5 mm.
La deuxième partie de la fente de refroidissement peut présenter une dimension circonférentielle supérieure à sa dimension axiale, la dimension circonférentielle étant notamment de l’ordre de 60 % de la distance entre deux pales successives.The second part of the cooling slot may have a circumferential dimension greater than its axial dimension, the circumferential dimension being in particular of the order of 60% of the distance between two successive blades.
Par ailleurs, l’invention a encore pour objet, selon un autre de ses aspects, une roue mobile de turbine pour turbomachine d’aéronef, caractérisée en ce qu’elle comporte un disque de turbine et une pluralité d’aubes mobiles telles que définies précédemment, portées par le disque et réparties circonférentiellement autour du disque.Furthermore, another subject of the invention, according to another of its aspects, is a moving turbine wheel for an aircraft turbomachine, characterized in that it comprises a turbine disc and a plurality of moving blades as defined previously, carried by the disc and distributed circumferentially around the disc.
L’invention a aussi pour objet, selon un autre de ses aspects, un distributeur de turbine pour turbomachine d’aéronef, caractérisé en ce qu’il comporte une pluralité d’aubes fixes telles que définies précédemment.Another subject of the invention, according to another of its aspects, is a turbine distributor for an aircraft turbomachine, characterized in that it comprises a plurality of fixed vanes as defined previously.
En outre, l’invention a aussi pour objet, selon un autre de ses aspects, une turbine pour turbomachine d’aéronef, caractérisée en ce qu’elle comporte au moins une roue mobile telle que définie précédemment et/ou un distributeur tel que défini précédemment, la turbine étant préférentiellement une turbine haute pression.In addition, the invention also relates, according to another of its aspects, to a turbine for an aircraft turbomachine, characterized in that it comprises at least one movable wheel as defined previously and/or a distributor as defined previously, the turbine preferably being a high pressure turbine.
Enfin, l’invention a pour objet, selon un autre de ses aspects, une turbomachine d’aéronef, caractérisée en ce qu’elle comporte au moins une turbine telle que définie précédemment, la turbomachine étant préférentiellement une turbomachine à double corps.Finally, the subject of the invention, according to another of its aspects, is an aircraft turbomachine, characterized in that it comprises at least one turbine as defined previously, the turbomachine preferably being a twin-spool turbomachine.
L’aube, la roue mobile ou le distributeur, la turbine et la turbomachine d’aéronef selon l’invention peuvent comporter l’une quelconque des caractéristiques énoncées dans la description, prises isolément ou selon toutes combinaisons techniquement possibles avec d’autres caractéristiques.The blade, the moving wheel or the distributor, the turbine and the aircraft turbomachine according to the invention may include any of the characteristics set out in the description, taken in isolation or according to any technically possible combination with other characteristics.
L’invention pourra être mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre, d’un exemple de mise en œuvre non limitatif de celle-ci, ainsi qu’à l’examen des figures, schématiques et partielles, du dessin annexé, sur lequel :The invention can be better understood on reading the detailed description which follows, of a non-limiting example of implementation thereof, as well as on examining the figures, schematic and partial, of the appended drawing. , on which :
Dans l’ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues.In all of these figures, identical references may designate identical or similar elements.
De plus, les différentes parties représentées sur les figures ne le sont pas nécessairement selon une échelle uniforme, pour rendre les figures plus lisibles.In addition, the various parts shown in the figures are not necessarily shown on a uniform scale, to make the figures more readable.
EXPOSEXPOS ÉE DÉTAILLÉ D’UN MODE DE RÉALISATION PARTICULIERDETAILED DESCRIPTION OF A PARTICULAR EMBODIMENT
Dans toute la description, il est noté que l’on appelle axe 2 de la turbomachine 1, l’axe de symétrie radiale de celle-ci (voir figure 1). La direction axiale de la turbomachine 1 correspond à l’axe de rotation 2 de la turbomachine 1. Une direction radiale de la turbomachine 1 est une direction perpendiculaire à l’axe 2 de la turbomachine 1. En outre, sauf précision contraire, les adjectifs et adverbes axial, radial, axialement et radialement sont utilisés en référence aux directions axiale et radiale précitées, et les termes intérieur (ou interne) et extérieur (ou externe) sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie intérieure d’un élément est plus proche de l’axe 2 de la turbomachine 1 que la partie extérieure du même élément. De plus, il est noté que les termes amont et aval sont à considérer par rapport à une direction principale 5 d’écoulement normal des gaz (de l’amont vers l’aval) pour la turbomachine 1.Throughout the description, it is noted that the axis 2 of the turbomachine 1 is referred to as the axis of radial symmetry of the latter (see FIG. 1). The axial direction of the turbomachine 1 corresponds to the axis of rotation 2 of the turbomachine 1. A radial direction of the turbomachine 1 is a direction perpendicular to the axis 2 of the turbomachine 1. In addition, unless otherwise specified, the adjectives and adverbs axial, radial, axially and radially are used with reference to the aforementioned axial and radial directions, and the terms interior (or internal) and exterior (or external) are used with reference to a radial direction so that the interior part of one element is closer to the axis 2 of the turbomachine 1 than the outer part of the same element. In addition, it is noted that the terms upstream and downstream are to be considered with respect to a main direction 5 of normal gas flow (from upstream to downstream) for the turbomachine 1.
La figure 1 représente une turbomachine 1 d’aéronef, par exemple ici un turboréacteur à double flux et à double corps, laquelle présente un axe central longitudinal 2 autour duquel s’étendent ses différents composants. Elle comprend, d’amont en aval selon une direction principale 5 d’écoulement des gaz à travers cette turbomachine, une soufflante 3, un compresseur basse pression 4, un compresseur haute pression 6, une chambre de combustion 11, une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8.FIG. 1 represents an aircraft turbomachine 1, for example here a dual-spool turbofan engine, which has a central longitudinal axis 2 around which its various components extend. It comprises, from upstream to downstream along a main direction 5 of gas flow through this turbomachine, a fan 3, a low pressure compressor 4, a high pressure compressor 6, a combustion chamber 11, a high pressure turbine 7 and a low pressure turbine 8.
De manière conventionnelle, après avoir traversé la soufflante, l’air se divise en un flux primaire central 12a et un flux secondaire 12b qui entoure le flux primaire. Le flux primaire 12a s’écoule dans une veine principale 14a de circulation des gaz traversant les compresseurs 4, 6, la chambre de combustion 11 et les turbines 7, 8. Le flux secondaire 12b s’écoule quant à lui dans une veine secondaire 14b délimitée radialement vers l’extérieur par un carter moteur, entouré d’une nacelle 9.Conventionally, after passing through the fan, the air splits into a central primary flow 12a and a secondary flow 12b which surrounds the primary flow. The primary stream 12a flows in a main gas flow stream 14a passing through the compressors 4, 6, the combustion chamber 11 and the turbines 7, 8. The secondary stream 12b flows for its part in a secondary stream 14b delimited radially outwards by an engine casing, surrounded by a nacelle 9.
De façon classique, la turbine haute pression 7 présente une alternance de roues mobiles et de distributeurs. Un distributeur comporte une pluralité d’aubes fixes 18.Conventionally, the high pressure turbine 7 has alternating moving wheels and distributors. A distributor comprises a plurality of fixed vanes 18.
La figure 2 représente, selon une vue en coupe et en perspective partielle, un exemple de distributeur 15 de turbine haute pression 7 de turboréacteur 1 tel que celui de la figure 1.FIG. 2 represents, according to a view in section and in partial perspective, an example of a distributor 15 of a high pressure turbine 7 of a turbojet engine 1 such as that of FIG. 1.
Sur cette figure 2, on peut apercevoir deux aubes fixes 18 adjacentes du distributeur 15. Chaque aube 18 comporte, dans une direction radiale 23 en rapport avec l’axe central 2, en allant de l’intérieur vers l’extérieur, une plateforme intérieure 28, une pale 30 constituant la partie aérodynamique de l’aube, et une plateforme extérieure 33.In this figure 2, one can see two fixed blades 18 adjacent to the distributor 15. Each blade 18 comprises, in a radial direction 23 in relation to the central axis 2, going from the inside outwards, an internal platform 28, a blade 30 constituting the aerodynamic part of the blade, and an outer platform 33.
Chaque pale 30 comporte de façon classique un bord d’attaque BA et un bord de fuite BF. De plus, chaque pale 30 est reliée à la plateforme intérieure 28 par le biais d’un congé de raccordement ou col 35.Each blade 30 conventionally comprises a leading edge BA and a trailing edge BF. In addition, each blade 30 is connected to the inner platform 28 through a fillet or neck 35.
Comme décrit précédemment, le refroidissement des aubes 18 peut être obtenu par le biais d’orifices 42 formés sur la pale 30 et sur les plateformes intérieure 28 et extérieure 33. Seuls certains orifices 42 sont par exemple représentés sur la figure 3 mais une multitude d’orifices peut être présent.As described above, the cooling of the blades 18 can be obtained through orifices 42 formed on the blade 30 and on the inner 28 and outer 33 platforms. Only certain orifices 42 are for example represented in FIG. 3 but a multitude of orifices may be present.
Toutefois, ce type de refroidissement peut s’avérer être insuffisant dans les zones des plateformes en aval des pales 30, dites zones avales ZC en traits pointillés sur la figure 2. En effet, pour des raisons de performance, il peut être souhaitable d’éviter de former des orifices de refroidissement dans les parties avales des plateformes, en aval des congés de raccordement 35.However, this type of cooling may prove to be insufficient in the zones of the platforms downstream of the blades 30, called downstream zones ZC in dotted lines in FIG. 2. Indeed, for performance reasons, it may be desirable to avoid forming cooling holes in the downstream parts of the platforms, downstream of the connection fillets 35.
Aussi, pour permettre un refroidissement de ces zones avales ZC, l’invention prévoit la formation d’au moins une fente de refroidissement 50 dans une zone amont ZM de la plateforme intérieure 28, en amont de la portion du congé de raccordement 35 autour du bord de fuite BF de la pale 30.Also, to allow cooling of these downstream zones ZC, the invention provides for the formation of at least one cooling slot 50 in an upstream zone ZM of the inner platform 28, upstream of the portion of the fillet 35 around the trailing edge BF of the blade 30.
La fente de refroidissement 50 permet alors la captation d’un flux de refroidissement F depuis une zone de prélèvement ZP (voir figure 3) située en dehors de la plateforme intérieure 28 suivant les spécifications aérothermiques classiques, donc en dehors de la veine, pour ensuite l’acheminer dans la fente de refroidissement 50 jusqu’à un évasement de la fente 50 permettant sa diffusion de manière large et homogène sur la plateforme intérieure 28 en direction de la zone aval ZC.The cooling slot 50 then allows the capture of a cooling flow F from a sampling zone ZP (see FIG. 3) located outside the interior platform 28 according to the conventional aerothermal specifications, therefore outside the vein, for then convey it in the cooling slot 50 until a widening of the slot 50 allowing it to be widely and homogeneously distributed on the interior platform 28 in the direction of the downstream zone ZC.
Cette fente de refroidissement 50 est plus particulièrement visible en coupe sur la figure 3. La fente 50 comporte une première partie 51 de forme cylindrique, par exemple d’un diamètre compris entre 0,3 mm et 0,5 mm, puis une deuxième partie 52 de forme évasée comprenant des parois divergentes. La fente 50 peut donc s’apparenter à un orifice de refroidissement de type « laidback fan-shaped hole » selon l’appellation anglo-saxonne.This cooling slot 50 is more particularly visible in section in FIG. 3. The slot 50 comprises a first part 51 of cylindrical shape, for example with a diameter of between 0.3 mm and 0.5 mm, then a second part 52 of flared shape comprising divergent walls. The slot 50 can therefore be similar to a cooling orifice of the “laidback fan-shaped hole” type according to the Anglo-Saxon name.
La première partie 51, pouvant donc s’apparenter à un conduit cylindrique, est orienté axialement dans le sens allant du bord d’attaque BA vers le bord de fuite BF de la pale 30. Il est par ailleurs orienté radialement de sorte à relier la zone de prélèvement ZP à la fente de refroidissement 50 de la plateforme intérieure 28.The first part 51, which can therefore resemble a cylindrical duct, is oriented axially in the direction going from the leading edge BA towards the trailing edge BF of the blade 30. It is also oriented radially so as to connect the sampling zone ZP at the cooling slot 50 of the interior platform 28.
La deuxième partie 52 présente une dimension circonférentielle Dc plus grande que sa dimension axiale Da, comme visible sur les figures 2 et 3. En particulier, la dimension circonférentielle Dc, correspondant à la longueur de la fente 50 selon le sens circonférentielle, est de l’ordre de 60 % de la distance entre deux pales 30 successives. La deuxième partie 52 est donc orientée axialement selon sa plus petite dimension Da, sensiblement dans la direction allant du bord d’attaque BA vers le bord de fuite BF de la pale 30, et orientée circonférentiellement selon sa plus grande dimension Dc, sensiblement dans la direction perpendiculaire à celle allant du bord d’attaque BA vers le bord de fuite BF de la pale 30.The second part 52 has a circumferential dimension Dc greater than its axial dimension Da, as seen in Figures 2 and 3. In particular, the circumferential dimension Dc, corresponding to the length of the slot 50 in the circumferential direction, is l order of 60% of the distance between two successive blades 30. The second part 52 is therefore oriented axially along its smallest dimension Da, substantially in the direction going from the leading edge BA towards the trailing edge BF of the blade 30, and oriented circumferentially along its largest dimension Dc, substantially in the direction perpendicular to that going from the leading edge BA to the trailing edge BF of the blade 30.
Bien entendu, l’invention n’est pas limitée à l’exemple de réalisation qui vient d’être décrit. Diverses modifications peuvent y être apportées par l’homme du métier.Of course, the invention is not limited to the embodiment which has just been described. Various modifications can be made thereto by those skilled in the art.
En particulier, une ou plusieurs fentes de refroidissement 50 peuvent être prévues dans différentes zones des plateformes supérieure 33 et inférieure 28 en fonction des contraintes thermiques de l’aube 18. La solution peut aussi s’appliquer à une aube mobile de roue mobile de turbine.In particular, one or more cooling slots 50 can be provided in different zones of the upper 33 and lower 28 platforms depending on the thermal stresses of the blade 18. The solution can also be applied to a moving blade of a turbine moving wheel. .
Claims (9)
caractérisée en ce qu’elle comporte une fente de refroidissement (50) formée dans la zone amont (ZM) de la plateforme intérieure (28) configurée pour éjecter un flux de refroidissement (F) vers la zone avale (ZC) de la plateforme intérieure (28), la fente de refroidissement (50) comportant une première partie (51) de captation du flux de refroidissement (F) depuis une zone de prélèvement (ZP) intérieure à la plateforme intérieure (28) et une deuxième partie de forme évasée (52) pourvue de parois divergentes.Turbine (7) blade (7) of an aircraft turbomachine (1), provided with a blade root and comprising, in a radial direction (23) going from the inside to the outside away from the root blade, an inner platform (28) and a blade (30) comprising a leading edge (BA) and a trailing edge (BF), the blade (30) being connected to the inner platform (28) by a fillet (35) all around the blade (30), the inner platform (28) comprising a downstream zone (ZC) located downstream of the portion of the fillet (35) around the trailing edge (BF), beyond the trailing edge (BF) in the direction from the leading edge (BA) to the trailing edge (BF), and an upstream zone (ZM) located upstream of the portion of the fillet (35 ) around the trailing edge (BF), between the leading edge (BA) and the trailing edge (BF) in the direction from the leading edge (BA) to the trailing edge (BF),
characterized in that it comprises a cooling slot (50) formed in the upstream zone (ZM) of the interior platform (28) configured to eject a cooling stream (F) towards the downstream zone (ZC) of the interior platform (28), the cooling slot (50) comprising a first part (51) for capturing the cooling flow (F) from a sampling zone (ZP) inside the internal platform (28) and a second part of flared shape (52) provided with divergent walls.
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2019
- 2019-04-15 FR FR1903984A patent/FR3095003B1/en active Active
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