FR3131754A1 - BLADE FOR AIRCRAFT TURBOMACHINE - Google Patents

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Abstract

Aube (12) s’étendant selon un premier axe (A1) entre un pied (13) et une tête (14), l’aube (12) comprenant un empilement de sections (20) selon le premier axe (A1) comprenant chacune un bord d’attaque (21) et un bord de fuite (22) entre lesquels s’étendent une surface d’intrados (23) et une surface d’extrados (24), chaque section (20) comprenant en outre une ligne squelette (s) qui est définie comme étant la ligne moyenne entre la surface d’intrados (23) et la surface d’extrados (24), l’aube (12) comprenant une première portion (15) suivant le premier axe (A1) pour laquelle chaque section (20) présente un angle squelette (αa, αf) ayant une variation relative inférieure ou égale à 1% sur une partie d’extrémité amont (20a) et/ou sur une partie d’extrémité aval (20c) de la section considérée. Figure de l’abrégé : Figure 5Blade (12) extending along a first axis (A1) between a root (13) and a head (14), the blade (12) comprising a stack of sections (20) along the first axis (A1) each comprising a leading edge (21) and a trailing edge (22) between which extend a lower surface (23) and an upper surface (24), each section (20) further comprising a skeleton line (s) which is defined as being the mean line between the lower surface (23) and the upper surface (24), the blade (12) comprising a first portion (15) along the first axis (A1) for which each section (20) has a skeleton angle (αa, αf) having a relative variation of less than or equal to 1% on an upstream end part (20a) and/or on a downstream end part (20c) of the section considered. Abstract Figure: Figure 5

Description

AUBE POUR TURBOMACHINE D’AERONEFBLADE FOR AIRCRAFT TURBOMACHINE

La présente description se rapporte à une aube de turbomachine d'aéronef. La description se rapporte également à une roue aubagée comprenant une telle aube et à un compresseur de turbomachine d'aéronef comprenant une telle roue aubagée. La présente description se rapporte enfin à un procédé pour modifier la fréquence de résonnance propre d’une telle aube.The present description relates to an aircraft turbomachine blade. The description also relates to a bladed wheel comprising such a blade and to an aircraft turbomachine compressor comprising such a bladed wheel. The present description finally relates to a method for modifying the natural resonance frequency of such a blade.

Classiquement, une turbomachine d'aéronef d’axe longitudinal X1 comporte, de l’amont AM vers l’aval AV, une soufflante, un compresseur, une chambre de combustion, une turbine et une tuyère d’échappement. Les termes amont et aval sont définis par rapport au sens de circulation des gaz au sein de la turbomachine. Par ailleurs, les termes axial, radial et circonférentiel sont définis par rapport à l’axe longitudinal X1 de la turbomachine.Conventionally, an aircraft turbomachine with longitudinal axis X1 comprises, from upstream AM to downstream AV, a fan, a compressor, a combustion chamber, a turbine and an exhaust nozzle. The upstream and downstream terms are defined in relation to the direction of gas circulation within the turbomachine. Furthermore, the terms axial, radial and circumferential are defined in relation to the longitudinal axis X1 of the turbomachine.

Il est connu que le compresseur et la turbine de la turbomachine comprennent chacun au moins une roue aubagée 10 telle que représentée à la . La roue aubagée 10 comprend une virole 11, ou disque, et une rangée annulaire d’aubes 12 arrangée autour de l’axe longitudinal X1 qui est portée par la virole 11. Une aube 12 est représentée à la . Chaque aube 12 s’étend radialement entre un pied 13 par lequel l’aube 12 est reliée à la virole 11 et une tête 14. La dimension radiale de l’aube 12 entre le pied 13 et la tête 14 est également appelée hauteur de l’aube 12. Une telle roue aubagée 10 forme soit un rotor quand il s’agit d’une roue aubagée 10 mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X1, soit un stator quand il s’agit d’une roue aubagée 10 fixe. Chaque aube 12 peut être formée d’une seul tenant avec la virole 11 de sorte que la roue aubagée forme un disque aubagé monobloc tel que représenté à la et souvent abrégé « DAM ».It is known that the compressor and the turbine of the turbomachine each comprise at least one bladed wheel 10 as shown in . The bladed wheel 10 comprises a shroud 11, or disc, and an annular row of blades 12 arranged around the longitudinal axis X1 which is carried by the shroud 11. A blade 12 is shown in the . Each blade 12 extends radially between a foot 13 by which the blade 12 is connected to the shroud 11 and a head 14. The radial dimension of the blade 12 between the foot 13 and the head 14 is also called the height of the blade. blade 12. Such a bladed wheel 10 forms either a rotor when it is a bladed wheel 10 movable in rotation around the longitudinal axis X1, or a stator when it is a fixed bladed wheel 10 . Each blade 12 can be formed in one piece with the ferrule 11 so that the bladed wheel forms a one-piece bladed disc as shown in Figure 1. and often abbreviated “DAM”.

Chaque aube 12 peut être définie comme un empilement de sections 20 perpendiculaires à la direction radiale associée à l’aube 12. Une telle section 20 est représentée à la figure 3a. Les sections 20 sont empilées les unes sur les autres depuis le pied 13 de l’aube 12 jusqu’à la tête 14 de l’aube 12. Chaque section 20 défini un profil aérodynamique. Chaque section 20 comporte, dans la direction longitudinale X, un bord d’attaque 21 à l’amont et un bord de fuite 22 à l’aval entre lesquels s’étendent une surface d’intrados 23 et une surface d’extrados 24. Chaque section 20 comprend ainsi une corde c qui est définie par une portion de droite reliant le bord d’attaque 21 au bord de fuite 22.Each blade 12 can be defined as a stack of sections 20 perpendicular to the radial direction associated with the blade 12. Such a section 20 is shown in Figure 3a. The sections 20 are stacked on top of each other from the root 13 of the blade 12 to the head 14 of the blade 12. Each section 20 defines an aerodynamic profile. Each section 20 comprises, in the longitudinal direction X, a leading edge 21 upstream and a trailing edge 22 downstream between which extend an intrados surface 23 and an extrados surface 24. Each section 20 thus comprises a chord c which is defined by a straight portion connecting the leading edge 21 to the trailing edge 22.

Chaque section 20 comprend également une ligne squelette s qui s’étend entre le bord d’attaque 21 et le bord de fuite 22 et qui est définie comme étant la ligne moyenne entre la surface d’intrados 23 et la surface d’extrados 24. Il est aussi défini, pour chaque section 20, un angle squelette α correspondant à l’angle formée entre la tangente T à la ligne squelette s en un point considéré et la direction longitudinale X.Each section 20 also includes a skeleton line s which extends between the leading edge 21 and the trailing edge 22 and which is defined as being the average line between the intrados surface 23 and the extrados surface 24. It is also defined, for each section 20, a skeleton angle α corresponding to the angle formed between the tangent T to the skeleton line s at a point considered and the longitudinal direction X.

Pour chaque section 20 de l’aube 12, l’angle squelette α en un point considéré de la ligne squelette s est déterminé, lors de la conception de l’aube 12, pour permettre de réorienter l’écoulement de gaz selon une direction prédéterminée en fonction des conditions d’écoulements des gaz (par exemple la vitesse, la pression). Or les conditions d’écoulement des gaz dans le compresseur, dépendent des paramètres géométriques, y compris l’angle squelette, des aubes 12 de chaque roue aubagée 10 située à l’amont et/ou à l’aval de la roue aubagée 10 qui comprend l’aube 12 considérée. Par conséquent, il existe une interdépendance d’amont en aval entre les paramètres géométriques, notamment l’angle squelette, des aubes 12 de chaque roue aubagée 10 du compresseur. Cette interdépendance est également parfois appelée « matching » du compresseur.For each section 20 of the blade 12, the skeleton angle α at a point considered on the skeleton line s is determined, during the design of the blade 12, to make it possible to reorient the gas flow in a predetermined direction depending on the gas flow conditions (for example speed, pressure). However, the gas flow conditions in the compressor depend on the geometric parameters, including the skeleton angle, of the blades 12 of each bladed wheel 10 located upstream and/or downstream of the bladed wheel 10 which includes the blade 12 considered. Consequently, there is an interdependence from upstream to downstream between the geometric parameters, in particular the skeleton angle, of the blades 12 of each bladed wheel 10 of the compressor. This interdependence is also sometimes called compressor matching.

En fonctionnement, en raison d’une instabilité aéro-élastique, les aubes 12 de la roue aubagée 10 peuvent être soumises à un phénomène vibratoire appelé « flottement ». Le flottement est un couplage aéromécanique dû au mouvement relatif de l’écoulement des gaz dans certaines conditions par rapport, d’une part, à la roue aubagée 10 prise dans son ensemble et, d’autre part, à chacune des aubes 12 prises individuellement. En d’autres termes, selon certaines conditions de l’écoulement des gaz, une aube 12 peut être amenée à vibrer, en flexion et/ou en torsion, selon une fréquence de résonnance propre à l’aube 12 ou propre à la roue aubagée 10. Les vibrations de l’aube 12 sont alors auto-entretenues ou même amplifiées, ce qui peut conduire à un endommagement de l’aube 12, voire à la destruction de l’aube 12.In operation, due to aero-elastic instability, the blades 12 of the bladed wheel 10 may be subject to a vibratory phenomenon called “floating”. Floating is an aeromechanical coupling due to the relative movement of the flow of gases under certain conditions relative, on the one hand, to the bladed wheel 10 taken as a whole and, on the other hand, to each of the blades 12 taken individually . In other words, depending on certain gas flow conditions, a blade 12 can be caused to vibrate, in bending and/or in torsion, according to a resonance frequency specific to the blade 12 or specific to the bladed wheel. 10. The vibrations of the blade 12 are then self-sustained or even amplified, which can lead to damage to the blade 12, or even to the destruction of the blade 12.

Le flottement est un phénomène difficilement prévisible lors de la conception de l’aube 12. En cas de flottement, une solution représentée à la consiste à couper une partie amont 20a et/ou une partie aval 20b de chaque section 20 de l’aube 12 située au niveau d’une portion radiale de coupe 15 déterminée sur l’aube 12. Ainsi l’aube 12 présente une nouvelle fréquence de résonnance qui est différente de la fréquence de résonnance initiale de l’aube 12. Cette solution est parfois appelée « cropping » de l’aube 12. En outre, la roue aubagée 10 peut comprendre des aubes 12 ainsi modifiées et des aubes 12 non-modifiées selon une répartition choisie autour de l’axe longitudinal X1.Floating is a phenomenon that is difficult to predict when designing the blade 12. In the event of floating, a solution shown in consists of cutting an upstream part 20a and/or a downstream part 20b of each section 20 of the blade 12 located at the level of a radial cutting portion 15 determined on the blade 12. Thus the blade 12 presents a new frequency resonance which is different from the initial resonance frequency of the blade 12. This solution is sometimes called "cropping" of the blade 12. In addition, the bladed wheel 10 can include blades 12 thus modified and blades 12 not -modified according to a distribution chosen around the longitudinal axis X1.

Cette solution présente l’inconvénient de modifier l’angle squelette α au niveau du bord d’attaque 21 et/ou au niveau du bord de fuite 22 de chaque section 20 de l’aube 12 située au niveau de la portion radiale de coupe 15 par rapport à la section 20 initiale correspondante de l’aube 12. La figure 3b représente la section 20 de la figure 3a, celle-ci étant comprise dans la portion radiale de coupe 15, après qu’une partie aval 20b de la section 20 ait été coupée. De manière remarquable, l’angle squelette αf au niveau du bord de fuite 22 de la section 20 modifiée ne coïncide plus avec l’angle squelette αf au niveau du bord de fuite 22 de la section 20 initiale.This solution has the disadvantage of modifying the skeleton angle α at the level of the leading edge 21 and/or at the level of the trailing edge 22 of each section 20 of the blade 12 located at the level of the radial cutting portion 15 with respect to the corresponding initial section 20 of the blade 12. Figure 3b represents the section 20 of Figure 3a, the latter being included in the radial section portion 15, after a downstream part 20b of the section 20 has been cut. Remarkably, the skeleton angle αf at the trailing edge 22 of the modified section 20 no longer coincides with the skeleton angle αf at the trailing edge 22 of the initial section 20.

La direction d’orientation de l’écoulement des gaz au niveau du bord d’attaque 21 et/ou niveau du bord de fuite 22 de la section 20 modifiée ne correspond donc plus à la direction prédéterminée lors de la conception de la conception de l’aube 12, du fait de la découpe d’une partie amont 20a et/ou d’une partie aval 20b de la section 20.The direction of orientation of the gas flow at the level of the leading edge 21 and/or level of the trailing edge 22 of the modified section 20 therefore no longer corresponds to the direction predetermined when designing the design of the blade 12, due to the cutting of an upstream part 20a and/or a downstream part 20b of section 20.

Aussi, la mauvaise direction orientation de l’écoulement des gaz entraine une variation des conditions d’écoulement des gaz au niveau des roues aubagées 10 situées à l’amont et/ou à l’aval de la roue aubagée 10 qui comprend l’aube 12 modifiée. En conséquence de quoi, les aubes 12 des roues aubagées 10 situées à l’amont et/ou à l’aval ne sont plus adaptées aux conditions d’écoulement des gaz qui sont considérées lors de leur conception, ce qui réduit les performances du compresseur.Also, the wrong direction orientation of the gas flow leads to a variation in the gas flow conditions at the level of the bladed wheels 10 located upstream and/or downstream of the bladed wheel 10 which comprises the blade 12 modified. As a result, the blades 12 of the bladed wheels 10 located upstream and/or downstream are no longer adapted to the gas flow conditions which are considered during their design, which reduces the performance of the compressor. .

RésuméSummary

Il est proposé une aube pour une turbomachine d’aéronef d’axe longitudinal, l’aube s’étendant selon un premier axe entre un pied et une tête, l’aube comprenant un empilement de sections selon le premier axe, chaque section comprenant un bord d’attaque à l’amont et un bord de fuite à l’aval entre lesquels s’étendent une surface d’intrados et une surface d’extrados, chaque section comprenant en outre une ligne squelette qui s’étend entre le bord d’attaque et le bord de fuite et qui est définie comme étant la ligne moyenne entre la surface d’intrados et la surface d’extrados, l’aube comprenant une première portion suivant le premier axe pour laquelle chaque section présente un angle squelette sur une partie d’extrémité amont et/ou sur une partie d’extrémité aval de la section considérée qui a une variation relative inférieure ou égale à 10%, de préférence inférieure ou égale à 5%, de préférence encore inférieure ou égale à 1%, l’angle squelette correspondant à l’angle formé entre la tangente à la ligne squelette en un point considéré et la direction longitudinale.A blade is proposed for an aircraft turbomachine with a longitudinal axis, the blade extending along a first axis between a root and a head, the blade comprising a stack of sections along the first axis, each section comprising a leading edge upstream and a trailing edge downstream between which extend an intrados surface and an extrados surface, each section further comprising a skeleton line which extends between the edge of attack and the trailing edge and which is defined as being the average line between the intrados surface and the extrados surface, the blade comprising a first portion along the first axis for which each section has a skeleton angle on a upstream end part and/or on a downstream end part of the section considered which has a relative variation less than or equal to 10%, preferably less than or equal to 5%, more preferably less than or equal to 1%, the skeleton angle corresponding to the angle formed between the tangent to the skeleton line at a point considered and the longitudinal direction.

Ainsi en cas de flottement, la partie d’extrémité amont et/ou la partie d’extrémité aval de chaque section située au niveau de la première portion peut être coupée, en tout ou partie, de manière à modifier la fréquence de résonnance propre de l’aube sans modifier sensiblement l’angle squelette au niveau du bord d’attaque et/ou au niveau du bord de fuite de chaque section de la première portion de l’aube. La direction d’orientation de l’écoulement des gaz au niveau du bord d’attaque et/ou niveau du bord de fuite de chaque section de la première portion de l’aube n’est pas modifiée par la découpe de l’aube. Aussi, les conditions d’écoulement des gaz restent inchangées, ce qui préserve les performances de la turbomachine. Le risque de flottement peut ainsi être pris en compte dès la conception de l’aube pour éviter une diminution des performances de la turbomachine en cas de flottement en fonctionnement.Thus in the event of floating, the upstream end part and/or the downstream end part of each section located at the level of the first portion can be cut, in whole or in part, so as to modify the natural resonance frequency of the blade without significantly modifying the skeleton angle at the leading edge and/or at the trailing edge of each section of the first portion of the blade. The direction of orientation of the gas flow at the level of the leading edge and/or level of the trailing edge of each section of the first portion of the blade is not modified by the cutting of the blade. Also, the gas flow conditions remain unchanged, which preserves the performance of the turbomachine. The risk of floating can thus be taken into account from the design of the blade to avoid a reduction in the performance of the turbomachine in the event of floating in operation.

Chaque section de l’aube peut définir un profil aérodynamique. Chaque section peut présenter un angle squelette constant, i.e. ayant une variation relative égale à 0%, sur une partie d’extrémité amont et/ou sur une partie d’extrémité aval de la section considérée.Each section of the blade can define an aerodynamic profile. Each section can have a constant skeleton angle, i.e. having a relative variation equal to 0%, on an upstream end part and/or on a downstream end part of the section considered.

Chaque section de l’aube peut comprendre une corde définie par une portion de droite reliant le bord d’attaque au bord de fuite, la partie d’extrémité amont et/ou la partie d’extrémité aval de chaque section de la première portion de l’aube s’étendant sur une longueur relative de corde comprise entre 5% et 15%, de préférence entre 7% et 11%. Chaque section de la première portion de l’aube peut ainsi être coupée sur une longueur relative de corde suffisante pour modifier la fréquence de résonnance de l’aube.Each section of the blade may comprise a chord defined by a straight portion connecting the leading edge to the trailing edge, the upstream end portion and/or the downstream end portion of each section of the first portion of the blade extending over a relative chord length of between 5% and 15%, preferably between 7% and 11%. Each section of the first portion of the blade can thus be cut on a relative length of chord sufficient to modify the resonance frequency of the blade.

La première portion de l’aube peut être située, selon la direction du premier axe, au voisinage de la tête de l’aube. Cela permet de faciliter les opérations de découpe de la partie d’extrémité amont et/ou la partie d’extrémité aval de chaque section de la première portion de l’aube, notamment lorsque l’aube est montée sur une turbomachine.The first portion of the blade can be located, according to the direction of the first axis, in the vicinity of the head of the blade. This makes it possible to facilitate cutting operations of the upstream end part and/or the downstream end part of each section of the first portion of the blade, in particular when the blade is mounted on a turbomachine.

La première portion de l’aube peut s’étendre, selon la direction du premier axe, sur une longueur relative de la dimension de l’aube entre le pied et la tête suivant le premier axe qui est inférieure ou égale à30%, de préférence inférieure ou égale à 20%, de préférence encore inférieure ou égale à 10%. Ainsi, en dehors de la première portion, chaque section de l’aube peut conserver un profil aérodynamique optimisé par rapport à l’écoulement des gaz.The first portion of the blade can extend, in the direction of the first axis, over a relative length of the dimension of the blade between the root and the head along the first axis which is less than or equal to 30%, preferably less than or equal to 20%, more preferably less than or equal to 10%. Thus, apart from the first portion, each section of the blade can maintain an aerodynamic profile optimized in relation to the flow of gases.

Chaque section de l’aube peut comprendre une corde définie par une portion de droite reliant le bord d’attaque au bord de fuite, la corde de chaque section de la première portion de l’aube étant fonction de la position de la section correspondante suivant le premier axe selon une loi croissante en allant vers la tête de l’aube. Il peut ainsi être prévu que l’aube soit conçue sur la base d’une aube dimensionnée pour répondre aux performances aérodynamiques souhaitée à laquelle est ajoutée, pour chaque section de la première portion de l’aube, la partie d’extrémité amont et/ou la partie d’extrémité aval ayant un angle squelette sensiblement constant.Each section of the blade may comprise a chord defined by a straight portion connecting the leading edge to the trailing edge, the chord of each section of the first portion of the blade being a function of the position of the corresponding section following the first axis according to an increasing law going towards the head of the blade. It can thus be envisaged that the blade is designed on the basis of a blade dimensioned to meet the desired aerodynamic performance to which is added, for each section of the first portion of the blade, the upstream end part and/or or the downstream end portion having a substantially constant skeleton angle.

Alternativement, la corde de chaque section de la première portion de l’aube peut être fonction de la position de la section correspondante suivant le premier axe selon une loi décroissante ou une loi constante en allant vers la tête de l’aube.Alternatively, the chord of each section of the first portion of the blade can be a function of the position of the corresponding section along the first axis according to a decreasing law or a constant law going towards the head of the blade.

L’empilement de sections peut comporter une première section et une seconde section respectivement situées, suivant le premier axe, au niveau d’une première extrémité et d’une seconde extrémité de la première portion de l’aube dans la direction du premier axe, la seconde extrémité de la première portion étant plus proche de la tête de l’aube que ne l’est la première extrémité, une différence relative de la corde de la seconde section par rapport à la corde de la première section étant comprise entre 8% et 12%, de préférence égale à 10%.The stack of sections may comprise a first section and a second section respectively located, along the first axis, at a first end and a second end of the first portion of the blade in the direction of the first axis, the second end of the first portion being closer to the head of the blade than is the first end, a relative difference in the chord of the second section compared to the chord of the first section being between 8% and 12%, preferably equal to 10%.

Selon un autre aspect, il est proposé une roue aubagée comprenant une virole et une rangée annulaire d’aubes qui est portée par la virole, la rangée annulaire d’aubes comprenant au moins une aube telle que décrite ci-avant.According to another aspect, a bladed wheel is proposed comprising a shroud and an annular row of blades which is carried by the shroud, the annular row of blades comprising at least one blade as described above.

La direction du premier axe de l’aube peut coïncider avec une direction radiale par rapport à l’axe longitudinal.The direction of the first axis of the blade can coincide with a radial direction relative to the longitudinal axis.

Chaque aube de la rangée annulaire d’aube peut être formée d’un seul tenant avec la virole.Each blade of the annular row of blades can be formed in one piece with the shroud.

Selon un autre aspect, il est proposé un compresseur comprenant au moins une roue aubagée telle que décrite ci-avant.According to another aspect, a compressor is proposed comprising at least one bladed wheel as described above.

La roue aubagée peut être un rotor. Autrement dit, la roue aubagée peut être mobile en rotation autour de l’axe longitudinal. La roue aubagée peut être un stator. Autrement dit la roue aubagée peut être fixe.The bladed wheel may be a rotor. In other words, the bladed wheel can be movable in rotation around the longitudinal axis. The bladed wheel can be a stator. In other words, the bladed wheel can be fixed.

Selon un autre aspect, il est proposé une soufflante comprenant au moins une roue aubagée tel que décrit ci-avant.According to another aspect, a fan is proposed comprising at least one bladed wheel as described above.

Selon un autre aspect, il est proposé une turbomachine d'aéronef d’axe longitudinal comprenant un compresseur, une soufflante tels que décrits ci-avant.According to another aspect, a longitudinal axis aircraft turbomachine is proposed comprising a compressor, a fan as described above.

Il est également proposé un procédé pour modifier la fréquence de résonnance d’une aube telle que décrite ci-avant, le procédé comprenant une étape dans laquelle la partie d’extrémité amont et/ou la partie d’extrémité aval de chaque section de la première portion de l’aube est, en tout ou partie, coupée.A method is also proposed for modifying the resonance frequency of a blade as described above, the method comprising a step in which the upstream end part and/or the downstream end part of each section of the first portion of the dawn is, in whole or in part, cut.

La découpe de la partie d’extrémité amont et/ou la partie d’extrémité aval de chaque section de la première portion de l’aube peut être réalisée par usinage, par exemple fraisage.The cutting of the upstream end part and/or the downstream end part of each section of the first portion of the blade can be carried out by machining, for example milling.

D’autres caractéristiques, détails et avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée ci-après, et à l’analyse des dessins annexés, sur lesquels :Other characteristics, details and advantages will appear on reading the detailed description below, and on analyzing the attached drawings, in which:

est une vue schématique en perspective d’une roue aubagée selon l’état de la technique ; is a schematic perspective view of a bladed wheel according to the state of the art;

est une vue schématique partielle en coupe de la roue aubagée de la ; is a partial schematic sectional view of the bladed wheel of the ;

comprend les figures 3a et 3b qui représentent chacune une section de l’aube de la , avant et après découpe d’une partie d’extrémité aval de la section ; includes Figures 3a and 3b which each represent a section of the blade of the , before and after cutting a downstream end part of the section;

est une vue schématique partielle en coupe d’une roue aubagée selon la présente description ; is a partial schematic sectional view of a bladed wheel according to the present description;

est une vue schématique d’une section d’une aube de la roue aubagée de la ; is a schematic view of a section of a blade of the blade wheel of the ;

représente l’évolution de l’angle squelette de la section de la le long de la corde ; represents the evolution of the skeleton angle of the section of the along the rope;

représente l’évolution de la corde d’une aube de la roue aubagée de la le long de la hauteur de l’aube. represents the evolution of the chord of a blade of the blade wheel of the along the height of the dawn.

Il est maintenant fait référence à la . La représente une roue aubagée 10 de turbomachine d'aéronef d’axe longitudinal X1. Dans la suite de la description, les termes amont et aval sont définis par rapport au sens de circulation des gaz de l’amont vers l’aval au sein de la turbomachine. Par ailleurs, les termes axial, radial et circonférentiel sont définis par rapport à l’axe longitudinal X1 de la turbomachine.Reference is now made to the . There represents a bladed wheel 10 of an aircraft turbomachine of longitudinal axis X1. In the remainder of the description, the terms upstream and downstream are defined in relation to the direction of circulation of gases from upstream to downstream within the turbomachine. Furthermore, the terms axial, radial and circumferential are defined with respect to the longitudinal axis X1 of the turbomachine.

La roue aubagée 10 comprend une virole 11, aussi appelée disque, qui est annulaire autour de l’axe longitudinal X1. En particulier, la virole 11 peut être cylindrique de révolution autour de l’axe longitudinal X1. La roue aubagée 10 comprend aussi une rangée annulaire d’aubes 12 arrangée autour de l’axe longitudinal X1, une seule de ces aubes 12 étant visible à la . Chaque aube 12 de la rangée annulaire est portée la virole 11. Dans l’exemple représenté, chaque aube 12 est formée d’un seul tenant avec le la virole 11. La roue aubagée 10 représentée forme ainsi un disque aubagé monobloc (DAM).The bladed wheel 10 comprises a ferrule 11, also called a disc, which is annular around the longitudinal axis X1. In particular, the ferrule 11 can be cylindrical of revolution around the longitudinal axis X1. The bladed wheel 10 also comprises an annular row of blades 12 arranged around the longitudinal axis X1, only one of these blades 12 being visible at the . Each blade 12 of the annular row is carried by the shroud 11. In the example shown, each blade 12 is formed in one piece with the shroud 11. The bladed wheel 10 shown thus forms a one-piece bladed disc (DAM).

La roue aubagée 10 peut être destinée à être monté dans un compresseur de la turbomachine. La roue aubagée 10 peut être mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X1. Il s’agit alors d’un rotor. Alternativement, la roue aubagée 10 peut être fixe. En particulier, la roue aubagée 10 peut être bloquée en rotation autour de l’axe longitudinal X1. Il s’agit, dans ce cas, d’un stator.The bladed wheel 10 may be intended to be mounted in a compressor of the turbomachine. The bladed wheel 10 can be movable in rotation around the longitudinal axis X1. This is then a rotor. Alternatively, the bladed wheel 10 can be fixed. In particular, the bladed wheel 10 can be blocked from rotating around the longitudinal axis X1. In this case, it is a stator.

Chaque aube 12 s’étend selon un premier axe A1 entre un pied 13 et une tête 14. Le pied 13 et la tête 14 de l’aube 12 forment ici des extrémités opposées de l’aube 12 selon la direction du premier axe A1. Chaque aube 12 est fixée à la virole 11 par son pied 13. Aussi, dans l’exemple représenté, la tête 14 de chaque aube 12 de la roue aubagée 10 forme une extrémité libre de l’aube 12 correspondante. La dimension de l’aube 12 entre le pied 13 et la tête 14 suivant le premier axe A1 est appelée hauteur H de l’aube 12. Chaque aube 12 comprend en outre un empilement de sections 20 selon le premier axe A1. Chaque section 20 est perpendiculaire au premier axe A1. La direction du premier axe A1 respectif de chaque aube 12 coïncide ici avec une direction radiale par rapport à l’axe longitudinal X1. Toutefois, pour chacune des aubes 12 de la roue aubagée 10, il n’est pas exclu que la ligne passant par le centre de gravité de chaque section 20 de l’aube 12 considérée forme une courbe non linéaire.Each blade 12 extends along a first axis A1 between a foot 13 and a head 14. The foot 13 and the head 14 of the blade 12 here form opposite ends of the blade 12 in the direction of the first axis A1. Each blade 12 is fixed to the ferrule 11 by its foot 13. Also, in the example shown, the head 14 of each blade 12 of the bladed wheel 10 forms a free end of the corresponding blade 12. The dimension of the blade 12 between the root 13 and the head 14 along the first axis A1 is called the height H of the blade 12. Each blade 12 further comprises a stack of sections 20 along the first axis A1. Each section 20 is perpendicular to the first axis A1. The direction of the respective first axis A1 of each blade 12 coincides here with a radial direction relative to the longitudinal axis X1. However, for each of the blades 12 of the bladed wheel 10, it cannot be excluded that the line passing through the center of gravity of each section 20 of the blade 12 considered forms a non-linear curve.

Chaque section 20 comprend un bord d’attaque 21 à l’amont et un bord de fuite 22 à l’aval entre lesquels s’étendent une surface d’intrados 23 et une surface d’extrados 24. Chaque section 20 de l’aube 12 définit un profil aérodynamique. Chaque section 20 de l’aube 12 comprend une corde c définie par une portion de droite reliant le bord d’attaque 21 au bord de fuite 22. Chaque section 20 comprenant en outre une ligne squelette s qui s’étend entre le bord d’attaque 21 et le bord de fuite 22 et qui est définie comme étant la ligne moyenne entre la surface d’intrados 23 et la surface d’extrados 24. Autrement dit, en chaque point considérée la ligne squelette s, la dimension entre la ligne squelette s et la surface d’intrados 23 selon une direction perpendiculaire à la ligne squelette s au point considéré est égale à la dimension entre la ligne squelette s et la surface d’extrados 24 selon la direction perpendiculaire. Enfin, il est également défini un angle squelette α pour chaque section 20 qui correspond à l’angle formée entre la tangente T à la ligne squelette s en un point considéré et la direction longitudinale X.Each section 20 comprises a leading edge 21 upstream and a trailing edge 22 downstream between which extend an intrados surface 23 and an extrados surface 24. Each section 20 of the blade 12 defines an aerodynamic profile. Each section 20 of the blade 12 comprises a chord c defined by a straight portion connecting the leading edge 21 to the trailing edge 22. Each section 20 further comprising a skeleton line s which extends between the edge of attack 21 and the trailing edge 22 and which is defined as being the average line between the intrados surface 23 and the extrados surface 24. In other words, at each point considered the skeleton line s, the dimension between the skeleton line s and the intrados surface 23 in a direction perpendicular to the skeleton line s at the point considered is equal to the dimension between the skeleton line s and the extrados surface 24 in the perpendicular direction. Finally, a skeleton angle α is also defined for each section 20 which corresponds to the angle formed between the tangent T to the skeleton line s at a point considered and the longitudinal direction X.

La rangée annulaire d’aubes 12 comprend par ailleurs au moins une aube 12 d’un premier type telle que décrit ci-après. L’aube 12 visible à la est en particulier du premier type.The annular row of blades 12 also comprises at least one blade 12 of a first type as described below. Dawn 12 visible at the is in particular of the first type.

L’aube 12 du premier type comprend une première portion 15 suivant le premier axe A1. L’une des sections 20 de l’aube 12 située, suivant la direction du premier axe A1, au niveau de la première portion 15 est représentée à la . Chaque section 20 de l’aube 12 située au niveau de la première portion 15 présente un angle squelette αa, αf ayant une variation relative inférieure ou égale à 1% respectivement sur une partie d’extrémité amont 20a et sur une partie d’extrémité aval 20c de la section 20 considérée. De préférence, chaque section 20 présente un angle squelette constant αa, αf, i.e. ayant une variation relative égale à 0, respectivement sur la partie d’extrémité amont 20a et sur la partie d’extrémité aval 20c de la section 20 considérée. La tangente Ta à ligne squelette s au bord d’attaque 21 et la tangente Tf à la ligne squelette s au bord de fuite 22 sont visibles à la .The blade 12 of the first type comprises a first portion 15 along the first axis A1. One of the sections 20 of the blade 12 located, in the direction of the first axis A1, at the level of the first portion 15 is shown in the . Each section 20 of the blade 12 located at the first portion 15 has a skeleton angle αa, αf having a relative variation less than or equal to 1% respectively on an upstream end part 20a and on a downstream end part 20c of section 20 considered. Preferably, each section 20 has a constant skeleton angle αa, αf, ie having a relative variation equal to 0, respectively on the upstream end part 20a and on the downstream end part 20c of the section 20 considered. The tangent Ta to the skeleton line s at the leading edge 21 and the tangent Tf to the skeleton line s at the trailing edge 22 are visible at the .

Selon une variante non représentée, chaque section 20 de l’aube 12 située au niveau de la première portion 15 peut présenter un angle squelette ayant une variation relative inférieure ou égale à 1%, de préférence égale à 0%, uniquement sur la partie d’extrémité amont 20a ou uniquement sur la partie d’extrémité aval 20c de la section 20 considérée.According to a variant not shown, each section 20 of the blade 12 located at the level of the first portion 15 can have a skeleton angle having a relative variation less than or equal to 1%, preferably equal to 0%, only on the part d the upstream end 20a or only on the downstream end portion 20c of the section 20 considered.

En cas de flottement, la partie d’extrémité amont 20a et/ou la partie d’extrémité aval 20c de chaque section 20 située au niveau de la première portion 15 peut être coupée, en tout ou partie, de manière à modifier la fréquence de résonnance propre de l’aube 12. Ainsi, une telle opération ne modifie sensiblement pas l’angle squelette αa, αf respectivement au niveau du bord d’attaque 21 et au niveau du bord de fuite 22 de chaque section 20 de la première portion 15 de l’aube 12. La direction d’orientation de l’écoulement des gaz au niveau du bord d’attaque 21 et/ou niveau du bord de fuite 22 de chaque section 20 de la première portion 15 de l’aube 12 n’est pas modifiée par la découpe de l’aube 12. Aussi, les conditions d’écoulement des gaz restent inchangées, ce qui préserve les performances de la turbomachine. Le risque de flottement peut ainsi être pris en compte dès la conception de l’aube 12 pour éviter une diminution des performances de la turbomachine en cas de flottement en fonctionnement.In the event of floating, the upstream end part 20a and/or the downstream end part 20c of each section 20 located at the level of the first portion 15 can be cut, in whole or in part, so as to modify the frequency of own resonance of the blade 12. Thus, such an operation does not substantially modify the skeleton angle αa, αf respectively at the level of the leading edge 21 and at the level of the trailing edge 22 of each section 20 of the first portion 15 of the blade 12. The direction of orientation of the gas flow at the level of the leading edge 21 and/or level of the trailing edge 22 of each section 20 of the first portion 15 of the blade 12 does not is not modified by the cutting of the blade 12. Also, the gas flow conditions remain unchanged, which preserves the performance of the turbomachine. The risk of floating can thus be taken into account from the design of the blade 12 to avoid a reduction in the performance of the turbomachine in the event of floating in operation.

La découpe de la partie d’extrémité amont 20a et/ou la partie d’extrémité aval 20c de chaque section 20 de la première portion 15 de l’aube 12 peut être réalisée par usinage, par exemple fraisage.The cutting of the upstream end part 20a and/or the downstream end part 20c of each section 20 of the first portion 15 of the blade 12 can be carried out by machining, for example milling.

Comme visible à la , la première portion 15 de l’aube 12 est située, selon la direction du premier axe A1, au voisinage de la tête 14 de l’aube 12. Cela permet de faciliter les opérations de découpe de la partie d’extrémité amont 20a et de la partie d’extrémité aval 20c de chaque section 20 de la première portion 15 de l’aube 12, en particulier lorsque l’accès à l’aube 12 est restreint dans l’environnement d’une turbomachine.As visible at , the first portion 15 of the blade 12 is located, in the direction of the first axis A1, in the vicinity of the head 14 of the blade 12. This makes it possible to facilitate the cutting operations of the upstream end portion 20a and of the downstream end portion 20c of each section 20 of the first portion 15 of the blade 12, in particular when access to the blade 12 is restricted in the environment of a turbomachine.

Il peut être prévu que la première portion 15 de l’aube 12 s’étende, selon la direction du premier axe A1, sur une longueur relative de la hauteur H qui est inférieure ou égale à 10%. Ainsi, en dehors de la première portion 15, chaque section 20 de l’aube 12 peut conserver un profil aérodynamique optimisé par rapport à l’écoulement des gaz.It can be planned that the first portion 15 of the blade 12 extends, in the direction of the first axis A1, over a relative length of the height H which is less than or equal to 10%. Thus, apart from the first portion 15, each section 20 of the blade 12 can maintain an aerodynamic profile optimized with respect to the flow of gases.

En outre, en référence à la , il peut être prévu que la corde c de chaque section 20 de la première portion 15 de l’aube 12 soit déterminée en fonction de la position de la section 20 correspondante suivant le premier axe A1 selon une loi croissante ou constante en allant vers la tête 14 de l’aube 12. Il peut ainsi être prévu que l’aube 12 soit conçue sur la base d’une aube 12 initiale dimensionnée pour répondre aux performances aérodynamiques souhaitée, i.e. une aube 12 utilisée dans l’état de la technique actuelle, à laquelle est ajoutée, pour chaque section 20 de la première portion 15 de l’aube 12, la partie d’extrémité amont 20a et la partie d’extrémité aval 20c ayant un angle squelette αa, αf sensiblement constant. Autrement dit, le profil aérodynamique de la partie centrale 20b de chaque section 20 de la première portion 15 de l’aube 12 peut correspondre au profil de l’aube 12 initiale.Furthermore, with reference to the , it can be provided that the chord c of each section 20 of the first portion 15 of the blade 12 is determined as a function of the position of the corresponding section 20 along the first axis A1 according to an increasing or constant law going towards the head 14 of the blade 12. It can thus be planned that the blade 12 is designed on the basis of an initial blade 12 dimensioned to meet the desired aerodynamic performance, ie a blade 12 used in the current state of the art , to which is added, for each section 20 of the first portion 15 of the blade 12, the upstream end portion 20a and the downstream end portion 20c having a substantially constant skeleton angle αa, αf. In other words, the aerodynamic profile of the central part 20b of each section 20 of the first portion 15 of the blade 12 can correspond to the profile of the initial blade 12.

En particulier, une différence relative de la corde entre la corde c d’une première section 20 et la corde c d’une seconde section 20 respectivement situées, suivant le premier axe A1, au niveau d’une première extrémité et d’une seconde extrémité de la première portion 15 de l’aube 12, la seconde extrémité de la première portion 15 étant plus proche de la tête 14 de l’aube 12 que ne l’est la première extrémité, peut être comprise entre 8% et 20 %, de préférence entre 8% et 12%, et de préférence égale à 10%. De manière remarquable, la seconde extrémité de la première portion 15 de l’aube 12 coïncide ici avec la tête 14 de l’aube 12.In particular, a relative difference in the chord between the chord c of a first section 20 and the chord c of a second section 20 respectively located, along the first axis A1, at a first end and a second end of the first portion 15 of the blade 12, the second end of the first portion 15 being closer to the head 14 of the blade 12 than is the first end, can be between 8% and 20% , preferably between 8% and 12%, and preferably equal to 10%. Remarkably, the second end of the first portion 15 of the blade 12 coincides here with the head 14 of the blade 12.

Aussi, en référence à la , la partie d’extrémité amont 20a et la partie d’extrémité aval 20c de chaque section 20 de la première portion 15 de l’aube 12 peuvent s’étendre sur une longueur relative de corde c comprise entre 5% et 15%, de préférence entre 7% et 11%. Chaque section 20 de la première portion 15 de l’aube 12 peut ainsi être coupée sur une longueur relative de corde c suffisante pour modifier la fréquence de résonnance de l’aube 12.Also, with reference to the , the upstream end part 20a and the downstream end part 20c of each section 20 of the first portion 15 of the blade 12 can extend over a relative length of chord c of between 5% and 15%, of preferably between 7% and 11%. Each section 20 of the first portion 15 of the blade 12 can thus be cut over a relative length of chord c sufficient to modify the resonance frequency of the blade 12.

Par ailleurs, la rangée annulaire d’aubes 12 peut comprendre une pluralité d’aubes 12 du premier type. En particulier, chaque aube 12 du premier type peut être positionnée sur la roue aubagée 10 angulairement autour de l’axe longitudinal X1 selon une position prédéterminée. En outre, il peut être prévu que la pluralité d’aubes 12 du premier type forme un motif. Ainsi, la découpe, pour une ou plusieurs aubes 12 du premier type, de la partie d’extrémité amont 20a et/ou de la partie d’extrémité aval 20c de chaque section 20 au niveau de la première portion 15 permet de modifier la fréquence de résonnance propre de la roue aubagée 10.Furthermore, the annular row of blades 12 may comprise a plurality of blades 12 of the first type. In particular, each blade 12 of the first type can be positioned on the bladed wheel 10 angularly around the longitudinal axis X1 according to a predetermined position. In addition, it can be provided that the plurality of blades 12 of the first type forms a pattern. Thus, the cutting, for one or more blades 12 of the first type, of the upstream end part 20a and/or the downstream end part 20c of each section 20 at the level of the first portion 15 makes it possible to modify the frequency of own resonance of the bladed wheel 10.

Enfin, il n’est pas exclu que la rangée annulaire d’aubes 12 de la roue aubagée 10 comprenne une ou plusieurs aubes 12 d’un second type, chaque aube 12 du second type présentant des paramètres géométriques différents de ceux des aubes 12 du premier type. En particulier, chaque section 20 au niveau de la première portion 15 de l’aube 12 du premier type peut présenter une corde c supérieure à la corde c de la section 20 correspondante de l’aube 12 du second type, i.e. de la section 20 disposée à la même distance de l’axe longitudinal X1 suivant la direction du premier axe A1 de l’aube 12 respective.Finally, it is not excluded that the annular row of blades 12 of the bladed wheel 10 comprises one or more blades 12 of a second type, each blade 12 of the second type having geometric parameters different from those of the blades 12 of the first type. In particular, each section 20 at the first portion 15 of the blade 12 of the first type can have a chord c greater than the chord c of the corresponding section 20 of the blade 12 of the second type, i.e. of the section 20 arranged at the same distance from the longitudinal axis X1 in the direction of the first axis A1 of the respective blade 12.

Claims (10)

Aube (12) pour une turbomachine d’aéronef d’axe longitudinal (X1), l’aube (12) s’étendant selon un premier axe (A1) entre un pied (13) et une tête (14), l’aube (12) comprenant un empilement de sections (20) selon le premier axe (A1), chaque section (20) comprenant un bord d’attaque (21) à l’amont et un bord de fuite (22) à l’aval entre lesquels s’étendent une surface d’intrados (23) et une surface d’extrados (24), chaque section (20) comprenant en outre une ligne squelette (s) qui s’étend entre le bord d’attaque (21) et le bord de fuite (22) et qui est définie comme étant la ligne moyenne entre la surface d’intrados (23) et la surface d’extrados (24), l’aube (12) comprenant une première portion (15) suivant le premier axe (A1) pour laquelle chaque section (20) présente un angle squelette (αa, αf) sur une partie d’extrémité amont (20a) et/ou sur une partie d’extrémité aval (20c) de la section considérée qui a une variation relative inférieure ou égale à 10%, de préférence inférieure ou égale à 5%, de préférence encore inférieure ou égale à 1%, l’angle squelette (α) correspondant à l’angle formée entre la tangente (T) à la ligne squelette (s) en un point considéré et la direction longitudinale (X).Blade (12) for an aircraft turbomachine with longitudinal axis (X1), the blade (12) extending along a first axis (A1) between a root (13) and a head (14), the blade (12) comprising a stack of sections (20) along the first axis (A1), each section (20) comprising a leading edge (21) upstream and a trailing edge (22) downstream between which extend an intrados surface (23) and an extrados surface (24), each section (20) further comprising a skeleton line(s) which extends between the leading edge (21) and the trailing edge (22) and which is defined as being the average line between the intrados surface (23) and the extrados surface (24), the blade (12) comprising a first portion (15) following the first axis (A1) for which each section (20) has a skeleton angle (αa, αf) on an upstream end part (20a) and/or on a downstream end part (20c) of the section considered which has a relative variation less than or equal to 10%, preferably less than or equal to 5%, more preferably less than or equal to 1%, the skeleton angle (α) corresponding to the angle formed between the tangent (T) to the skeleton line(s) at a point considered and the longitudinal direction (X). Aube (12) selon la revendication précédente, dans laquelle chaque section (20) de l’aube (12) comprend une corde (c) définie par une portion de droite reliant le bord d’attaque (21) au bord de fuite (22), la partie d’extrémité amont (20a) et/ou la partie d’extrémité aval (20c) de chaque section (20) de la première portion (15) de l’aube (12) s’étendant sur une longueur relative de corde comprise entre 5% et 15%, de préférence entre 7% et 11%.Blade (12) according to the preceding claim, in which each section (20) of the blade (12) comprises a chord (c) defined by a straight portion connecting the leading edge (21) to the trailing edge (22). ), the upstream end part (20a) and/or the downstream end part (20c) of each section (20) of the first portion (15) of the blade (12) extending over a relative length of rope between 5% and 15%, preferably between 7% and 11%. Aube (12) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle la première portion de l’aube (12) est située, selon la direction du premier axe (A1), au voisinage de la tête (14) de l’aube (12).Blade (12) according to any one of the preceding claims, in which the first portion of the blade (12) is located, in the direction of the first axis (A1), in the vicinity of the head (14) of the blade (12). Aube (12) selon la revendication précédente, dans laquelle la première portion (15) de l’aube (12) s’étend, selon la direction du premier axe (A1), sur une longueur relative de la dimension de l’aube (12) entre le pied (13) et la tête (14) suivant le premier axe (A1) qui est inférieure ou égale à 30%, de préférence inférieure ou égale à 20%, de préférence encore inférieure ou égale à 10%.Blade (12) according to the preceding claim, in which the first portion (15) of the blade (12) extends, in the direction of the first axis (A1), over a relative length of the dimension of the blade ( 12) between the foot (13) and the head (14) along the first axis (A1) which is less than or equal to 30%, preferably less than or equal to 20%, more preferably less than or equal to 10%. Aube (12) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle chaque section (20) de l’aube (12) comprend une corde (c) définie par une portion de droite reliant le bord d’attaque (21) au bord de fuite (22), la corde (c) de chaque section (20) de la première portion (15) de l’aube (12) étant déterminée en fonction de la position de la section (20) correspondante suivant le premier axe (A1) selon une loi croissante en allant vers la tête (14) de l’aube (12).Blade (12) according to any one of the preceding claims, in which each section (20) of the blade (12) comprises a chord (c) defined by a straight portion connecting the leading edge (21) to the edge leakage (22), the chord (c) of each section (20) of the first portion (15) of the blade (12) being determined as a function of the position of the corresponding section (20) along the first axis ( A1) according to an increasing law going towards the head (14) of the blade (12). Aube (12) selon la revendication précédente, dans laquelle l’empilement de sections (20) comporte une première section (20) et une seconde section (20) respectivement situées, suivant le premier axe (A1), au niveau d’une première extrémité et d’une seconde extrémité de la première portion (15) de l’aube (12), la seconde extrémité de la première portion étant plus proche de la tête (14) de l’aube (12) que ne l’est la première extrémité, une différence relative de la corde (c) de la seconde section (20) par rapport à la corde (c) de la première section (20) étant comprise entre 8% et 12%, de préférence égale à 10%.Blade (12) according to the preceding claim, in which the stack of sections (20) comprises a first section (20) and a second section (20) respectively located, along the first axis (A1), at the level of a first end and a second end of the first portion (15) of the blade (12), the second end of the first portion being closer to the head (14) of the blade (12) than is the first end, a relative difference of the chord (c) of the second section (20) relative to the chord (c) of the first section (20) being between 8% and 12%, preferably equal to 10% . Roue aubagée (10) pour une turbomachine d'aéronef d’axe longitudinal (X1), la roue aubagée comprenant une virole (11) et une rangée annulaire d’aubes (12) qui est portée par la virole (11), la rangée annulaire d’aubes (12) comprenant au moins une aube (12) selon l’une quelconque des revendications précédentes.Bladed wheel (10) for an aircraft turbomachine of longitudinal axis (X1), the bladed wheel comprising a shroud (11) and an annular row of blades (12) which is carried by the shroud (11), the row annular blade (12) comprising at least one blade (12) according to any one of the preceding claims. Roue aubagée (10) selon la revendication précédente, dans laquelle chaque aube (12) de la rangée annulaire d’aubes (12) est formée d’un seul tenant avec la virole (11).Bladed wheel (10) according to the preceding claim, in which each blade (12) of the annular row of blades (12) is formed in one piece with the ferrule (11). Compresseur pour une turbomachine d'aéronef d’axe longitudinal (X1), le compresseur comprenant au moins une roue aubagée (10) selon la revendication 7 ou 8.Compressor for a longitudinal axis aircraft turbomachine (X1), the compressor comprising at least one bladed wheel (10) according to claim 7 or 8. Procédé pour modifier la fréquence de résonnance d’une aube (12) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6, le procédé comprenant une étape dans laquelle la partie d’extrémité amont (20a) et/ou la partie d’extrémité aval (20c) de chaque section (20) de la première portion (15) de l’aube (12) est, en tout ou partie, coupée.Method for modifying the resonance frequency of a blade (12) according to any one of claims 1 to 6, the method comprising a step in which the upstream end part (20a) and/or the downstream end part (20c) of each section (20) of the first portion (15) of the blade (12) is, in whole or in part, cut.
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050106030A1 (en) * 2003-11-08 2005-05-19 Rene Bachofner Compressor rotor blade
EP2522809A2 (en) * 2011-05-13 2012-11-14 Rolls-Royce plc A method of reducing asymmetric fluid flow effects in a passage
EP2921647A1 (en) * 2014-03-20 2015-09-23 Alstom Technology Ltd Gas turbine blade comprising bended leading and trailing edges
US9297259B2 (en) * 2012-06-14 2016-03-29 Alstom Technology Compressor blade
US20160290137A1 (en) * 2015-03-30 2016-10-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade cutback distribution in rotor for noise reduction
US20170254340A1 (en) * 2016-03-07 2017-09-07 General Electric Company Airfoil tip geometry to reduce blade wear in gas turbine engines
EP3450726A1 (en) * 2017-08-31 2019-03-06 Rolls-Royce plc Gas turbine engine

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050106030A1 (en) * 2003-11-08 2005-05-19 Rene Bachofner Compressor rotor blade
EP2522809A2 (en) * 2011-05-13 2012-11-14 Rolls-Royce plc A method of reducing asymmetric fluid flow effects in a passage
US9297259B2 (en) * 2012-06-14 2016-03-29 Alstom Technology Compressor blade
EP2921647A1 (en) * 2014-03-20 2015-09-23 Alstom Technology Ltd Gas turbine blade comprising bended leading and trailing edges
US20160290137A1 (en) * 2015-03-30 2016-10-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade cutback distribution in rotor for noise reduction
US20170254340A1 (en) * 2016-03-07 2017-09-07 General Electric Company Airfoil tip geometry to reduce blade wear in gas turbine engines
EP3450726A1 (en) * 2017-08-31 2019-03-06 Rolls-Royce plc Gas turbine engine

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