WO2010094873A1 - Temoin d'erosion pour roue de compresseur - Google Patents

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WO2010094873A1
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erosion
compressor wheel
rib
wheel
web
Prior art date
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PCT/FR2010/050205
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English (en)
Inventor
Geoffroy Billotey
Olivier Descubes
Sylvain Gourdant
Olivier Tuot
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Turbomeca
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Publication date
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    • F04D29/284—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps for compressors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
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    • F04D29/289—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps having provision against erosion or for dust-separation
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/80—Diagnostics

Definitions

  • the present invention relates to the field of compression stages of turbomachines, such as, for example, but not exclusively, aircraft turbine engines and, in particular, to the problem of wear of the constituent elements of these turboshaft engines. compression stages.
  • the present invention more specifically relates to one of these constituent elements, namely a centrifugal compressor wheel which comprises a hub, a web extending radially from the hub and carrying a plurality of blades.
  • a centrifugal compressor wheel which comprises a hub, a web extending radially from the hub and carrying a plurality of blades.
  • the adjectives "axial” and “radial” are considered with respect to the axis of rotation of the compressor wheel.
  • each of the blades extends between a leading edge and a trailing edge and has a lower surface and an upper surface.
  • the compressor wheel tends to erode due in particular to the ingestion particles, such as sand in the compression stage.
  • the recoil of the leading edges can lead to a degradation of the performance and the aerodynamic stability of the compressor, as well as a degradation of the mechanical strength of the blades.
  • the groove degrades the mechanical strength of the disk of the wheel. Erosion at the leading edge is easily detectable by conventional means (camera by the engine air inlet) and may be weaker than furrow erosion. It is therefore also necessary to control this type of erosion, and so that when the compressor wheel is too much eroded by this groove, it is necessary to change it. In general, the erosion profile is very thin and not very visible, so that it is difficult to estimate rapidly whether erosion is tolerable or not.
  • An object of the present invention is to provide a centrifugal compressor wheel whose furrow-type erosion can be controlled quickly and simply.
  • the invention achieves its purpose by the fact that the web includes an indicator of erosion of the wheel.
  • the erosion witness is chosen so that when it is completely eroded, the level of erosion of the compressor wheel is such that it is necessary to replace it.
  • the erosion indicator erodes as the furrow is formed in the web of the compressor wheel.
  • the control is arranged in such a way that the erosion causes a decrease in the axial thickness of the haze and, therefore, of the erosion control.
  • the erosion indicator is located on an outer peripheral edge of the web, whereby the formation of the groove is easily controllable, and, in addition, the erosion control thus positioned does not disturb the flow of the in the compressor wheel.
  • the wear indicator comprises at least one rib projecting radially from a peripheral edge of the web, the rib having an axial thickness less than that of the web so as to form a step between a section of the web. rib and a surface of the veil from which the blades extend.
  • the rib has a radial height slightly greater than that of the associated blade, it being understood that radial height means the radial distance considered from the axis of rotation of the compressor wheel.
  • this rib constitutes a radial extra thickness of the peripheral edge of the web.
  • axial height means the distance between the flange of the rib and the inner surface of the sail carrying the blade. This axial height also corresponds to the difference between the axial thickness of the web taken at its peripheral edge and the axial thickness of the rib. Then, when all the walk has been eroded because of the formation of the furrow, the furrow begins to form on the side of the rib.
  • the inventors have found that the beginning of the erosion of the rib is particularly visible on the side of the rib, so that it is advantageously easy to identify the end of the erosion of the erosion control. .
  • the mechanic will know that it is necessary to replace the compressor wheel as soon as he has found a trace of erosion in the rib.
  • the axial height of the step is advantageously calibrated.
  • the step has an axial height between
  • the radial height of the rib is preferably between 0.5 and 3 mm.
  • the wear indicator may consist of one or more ribs.
  • a single rib extending along the circumference of the peripheral edge of the web will preferably be selected.
  • Such disassembly generally performed during a revision or a repair of the turbomachine, is usually long and expensive and, moreover, causes the grounding of the aircraft.
  • the present invention furthermore relates to a compression stage of a turbomachine comprising a compressor wheel according to the invention, and to a casing provided with an inlet for allowing the introduction of a camera into the compression stage of the invention. to control the wear of the erosion witness.
  • the camera is an endoscope.
  • the present invention also relates to a turbomachine comprising a compression stage according to the invention.
  • the turbomachine is a helicopter turbine engine or any other aircraft.
  • the present invention finally relates to a method for determining the erosion of a centrifugal compressor wheel of a turbomachine according to the invention, in which process an endoscope is introduced into the compression stage to control the wear of the control lamp. erosion of said wheel.
  • the endoscope is introduced through an opening made in the housing, preferably a boss, and then penetrates through the diffuser until it is possible to observe the peripheral edge of the veil and therefore the control panel. 'erosion.
  • monitoring the level of erosion can be done directly in service and no longer during an overall maintenance of the turbomachine.
  • Figure 1 is a perspective view of a compressor wheel according to the invention comprising a wear indicator consisting of a rib extending along the circumference of the peripheral edge of the web;
  • Figure 2 is a partial sectional view of a compression stage showing a downstream end of the wheel of Figure 1;
  • Figure 3 is a partial detailed view of Figure 2 showing the erosion indicator of the wheel of Figure 1 and a portion of a diffuser housing of the compression stage;
  • Figure 4 is a partial view of the trailing edge of a blade of the wheel of Figure 1 when said wheel is not eroded;
  • FIG. 1 is a perspective view of a compressor wheel according to the invention comprising a wear indicator consisting of a rib extending along the circumference of the peripheral edge of the web
  • Figure 2 is a partial sectional view of a compression stage showing a downstream end of the wheel of Figure 1
  • Figure 3 is a partial detailed view of Figure 2 showing the erosion indicator of the wheel of Figure 1 and a portion of a diffuser housing of the compression stage
  • FIG. 5 is a partial view of the trailing edge of a blade of the wheel of FIG. 1 when said wheel is slightly eroded, the erosion control being partially consumed
  • FIG. 6 is a partial view of the trailing edge of a blade of the wheel of FIG. 1 when said wheel is severely eroded, the erosion witness being totally consumed
  • FIG. 7 is a sectional view of a helicopter gas turbine having the compressor wheel of FIG. 1.
  • FIG. 1 is a perspective view of a compressor wheel 10 that is usually found in helicopter gas turbines.
  • the present invention also applies to other types of turbomachine which comprise a compressor wheel.
  • the compressor wheel 10 comprises a hub 12 intended to cooperate with a drive shaft (not shown here) to drive the wheel 10 in rotation about its axis A.
  • a drive shaft not shown here
  • This compressor wheel 10 is intended to be mounted in a housing opposite a diffuser 11 of a compression stage 13 visible on Figure 7.
  • the compressor wheel 10 also comprises a web 14, better visible in FIG. 2, which extends radially from the hub 12.
  • the compressor wheel 10 carries a plurality of blades 16, each extending between a leading edge 16a and a trailing edge 16b. It is also known that these blades 16 are carried by the hub 12 and the web 14. As can be seen in FIGS. 2 and 3, in this example, the leak edges 16b of the blades 16 are flush with a peripheral edge 22 of the web 14 .
  • the web 14 of the compressor wheel 10 comprises an erosion control 18 which, in this case, comprises a rib 20, preferably corn not necessarily unique, said rib 20 projecting radially from the edge peripheral 22 of the veil
  • the rib 20 has an axial thickness EN less than the axial thickness IV of the web so as to form a step M between a section 20a of the rib 20 and a surface S of the web 14 from where the blades 16 extend in other words, this step M constitutes a downward movement in the direction F of air flow in the compressor wheel 10.
  • the rib 20 is disposed at an axial end of the peripheral edge, which is opposite the surface S carrying the blades 16.
  • the rib 20 has a radial height HN preferably between 0.5 and 3 mm, so as to leave a radial clearance between the end of the rib 20 and the diffuser 11 of the compression stage 13.
  • This step 20 has an axial height HM preferably between 0.5 and 1.5 mm, the interest of which will be explained below.
  • the sail 14 When the wheel is not eroded, which is the case of a new wheel for example, the sail 14 has no erosion profile at the bottom of the blade as shown in FIG.
  • the groove 30, at the trailing edge 16b has a depth less than the axial height HM of the step M.
  • the step M is not completely eroded and the rib 20 was not attacked.
  • the wear of the compressor wheel 10 is still acceptable as long as the erosion has not attacked the rib 20.
  • the erosion control wear control 18 is advantageously carried out by means of a camera, preferably an endoscope 40, which is introduced through an inlet 42 of the housing 15 of the compression stage 13, in this case a boss, as shown schematically in Figure 7. The introduction of the endoscope 40 is performed through a radial diffuser 44 that is usually found in the compression stages.
  • the endoscope 40 makes it possible to observe and control the state of wear of the erosion witness 18 without requiring complete disassembly of the wheel 10.
  • the inventors have discovered that the beginning of the erosion of the rib 20, reflecting the total wear of the erosion witness 18, is easily detectable using the endoscope. Indeed, the disappearance of the step M associated with the erosion of the rib is easily seen.

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Abstract

La présente invention concerne une roue (10) de compresseur centrifuge qui comporte un moyeu (12), un voile (14) s'étendant radialement depuis le moyeu et portant une pluralité de pales (16). L'invention se caractérise par le fait que le voile comporte un témoin d'érosion (18) de la roue.

Description

Témoin d'érosion pour roue de compresseur La présente invention a trait au domaine des étages de compression des turbomachines, tels par exemple, mais non exclusivement, les turbomoteurs d'aéronefs et, notamment, au problème de l'usure des éléments constitutifs de ces étages de compression.
La présente invention concerne plus précisément l'un de ces éléments constitutifs, à savoir une roue de compresseur centrifuge qui comporte un moyeu, un voile s'étendant radialement depuis le moyeu et portant une pluralité de pales. Dans la suite, les adjectifs « axial » et « radial » sont considérés par rapport à l'axe de rotation de la roue de compresseur.
Une telle roue de compresseur centrifuge, bien connue par ailleurs, participe avec un diffuseur radial à la compression de l'air qui entre axialement dans l'étage de compression, avant d'en sortir radialement. De manière connue, chacune des pales s'étend entre un bord d'attaque et un bord de fuite et présente un intrados et un extrados.
Lors du fonctionnement de l'étage de compression, notamment mais pas exclusivement lorsqu'il équipe un turbomoteur d'aéronef, telle une turbine à gaz d'un hélicoptère, la roue de compresseur tend à s'éroder à cause notamment de l'ingestion de particules, comme du sable dans l'étage de compression.
Après plusieurs heures de fonctionnement, on constate généralement la présence de profils d'érosion, notamment un recul du bord d'attaque, et la formation d'un sillon en pied de pale du côté de l'intrados et s'étendant vers le bord de fuite. En d'autres termes, la présence d'un sillon à cet endroit de la roue résulte d'une érosion de cette dernière.
Le recul des bords d'attaque peut entraîner une dégradation des performances et de la stabilité aérodynamique du compresseur, ainsi qu'une dégradation de la tenue mécanique des pales. De plus, le sillon dégrade la tenue mécanique du disque du rouet. L'érosion en bord d'attaque est facilement détectable par des moyens classiques (caméra par l'entrée d'air du moteur) et il peut arriver qu'elle soit plus faible que l'érosion de type sillon. Il est donc aussi nécessaire de contrôler aussi ce type d'érosion, et si bien que lorsque la roue de compresseur est par trop érodée par ce sillon, il est nécessaire de la changer. Généralement le profil d'érosion est très fin et peu visible si bien qu'il est difficile d'estimer rapidement si l'érosion apparue est tolérable ou non.
Un but de Ia présente invention est de proposer une roue de compresseur centrifuge dont l'érosion de type sillon peut être contrôlée rapidement et simplement.
L'invention atteint son but par le fait que le voile comporte un témoin d'érosion de la roue.
Le témoin d'érosion est choisi de telle sorte que lorsqu'il est complètement érodé, le niveau d'érosion de la roue de compresseur est tel qu'il est nécessaire de la remplacer.
On comprend aussi que ce témoin d'érosion est bien visible de sorte qu'un mécanicien peut facilement et rapidement contrôler l'état d'usure de la roue de compresseur.
Selon l'invention, le témoin d'érosion s'érode au fur et à mesure de la formation du sillon dans le voile de la roue de compresseur. De préférence, le témoin est arrangé de telle sorte que l'érosion entraîne une diminution de l'épaisseur axiale du voile et, donc, du témoin d'érosion.
De manière préférentielle, le témoin d'érosion est situé sur un bord périphérique extérieur du voile, grâce à quoi la formation du sillon est aisément contrôlable, et, de plus, le témoin d'érosion ainsi positionné ne perturbe pas l'écoulement de l'air dans la roue de compresseur.
Selon un mode de réalisation particulièrement avantageux, le témoin d'usure comprend au moins une nervure faisant radialement saillie depuis un bord périphérique du voile, la nervure présentant une épaisseur axiale inférieure à celle du voile de manière à former une marche entre un pan de la nervure et une surface du voile d'où s'étendent les pales.
Autrement dit, la nervure présente une hauteur radiale légèrement plus grande que celle de la pale associée, étant entendu que par hauteur radiale, on entend la distance radiale considérée depuis l'axe de rotation de la roue de compresseur.
En d'autres termes, cette nervure constitue une surépaisseur radiale du bord périphérique du voile.
Lors de l'érosion de la roue, le sillon qui se forme en pied de pale tend à consommer axialement l'épaisseur du voile, notamment au bord de fuite. Il s'ensuit donc une érosion progressive de la marche selon sa hauteur axiale, étant précisé que par hauteur axiale on entend Ia distance entre Ie pan de la nervure et la surface intérieure du voile portant la pale. Cette hauteur axiale correspond aussi à la différence entre l'épaisseur axiale du voile prise en son bord périphérique et l'épaisseur axiale de la nervure. Puis, lorsque toute la marche a été érodée du fait de la formation du sillon, ce dernier commence à se former sur le pan de la nervure.
Les inventeurs ont constaté que le début de l'érosion de la nervure est particulièrement visible sur le pan de la nervure, de sorte qu'il est, de manière avantageuse, aisé d'identifier la fin de l'érosion du témoin d'érosion. Ainsi, de manière particulièrement commode, le mécanicien saura qu'il est nécessaire de remplacer la roue de compresseur dès lors qu'il aura constaté une trace d'érosion dans la nervure.
Pour ce faire, la hauteur axiale de la marche est avantageusement calibrée. De préférence, la marche présente une hauteur axiale comprise entre
0,5 et 1,5 mm.
Par ailleurs, la hauteur radiale de la nervure est de préférence comprise entre 0,5 et 3 mm.
Selon l'invention, le témoin d'usure peut être constitué d'une ou plusieurs nervures. Cependant, on choisira de préférence une unique nervure s'étendant le long de la circonférence du bord périphérique du voile.
Il faut ajouter que, jusqu'à présent, le contrôle de l'érosion de la roue de compresseur nécessite le démontage complet de la roue de compresseur.
Un tel démontage, opéré généralement lors d'une révision ou d'une réparation de la turbomachine, est Ie plus souvent long et coûteux et, au surplus, entraîne l'immobilisation au sol de l'aéronef.
La présente invention concerne en outre un étage de compression d'une turbomachine comportant une roue de compresseur selon l'invention, ainsi qu'un carter muni d'une entrée pour permettre l'introduction d'une caméra dans l'étage de compression de manière à contrôler l'usure du témoin d'érosion.
Ainsi, grâce à l'invention, il n'est plus nécessaire de démonter la roue de compresseur pour contrôler son érosion dans la mesure où le mécanicien peut contrôler l'usure de la roue en pointant la caméra sur le témoin d'usure. En faisant tourner la roue de compresseur, le mécanicien peut contrôler aisément l'érosion produite par les sillons formés au pied de chacune des pales de la roue.
De préférence, la caméra est un endoscope. La présente invention concerne aussi une turbomachine comportant un étage de compression selon l'invention. De préférence, la turbomachine est un turbomoteur d'hélicoptère ou de tout autre aéronef.
La présente invention concerne enfin un procédé de détermination de l'érosion d'une roue de compresseur centrifuge d'une turbomachine selon l'invention, procédé dans lequel on introduit un endoscope dans l'étage de compression pour contrôler l'usure du témoin d'érosion de ladite roue.
Dans ce procédé, l'endoscope est introduit par une ouverture réalisée dans le carter, de préférence un bossage, puis pénètre à travers le diffuseur jusqu'à ce qu'il soit possible d'observer le bord périphérique du voile et donc le témoin d'érosion. Ainsi, grâce à ce procédé, le suivi du niveau d'érosion peut se faire directement en service et non plus à l'occasion d'une maintenance globale de la turbomachine.
L'invention sera mieux comprise et ses avantages apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit, d'un mode de réalisation indiqué à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels : la figure 1 est une vue en perspective d'une roue de compresseur selon l'invention comportant un témoin d'usure constitué par une nervure s'étendant selon la circonférence du bord périphérique du voile ; la figure 2 est une vue partielle en coupe d'un étage de compression représentant une extrémité aval de la roue de la figure 1 ; la figure 3 est une vue partielle détaillée de la figure 2 montrant le témoin d'érosion de la roue de la figure 1 et une portion d'un carter de diffuseur de l'étage de compression ; la figure 4 est une vue partielle du bord de fuite d'une pale de la roue de la figure 1 lorsque ladite roue n'est pas érodée ; Ia figure 5 est une vue partielle du bord de fuite d'une pale de la roue de la figure 1 lorsque ladite roue est légèrement érodée, le témoin d'érosion étant partiellement consommé ; la figure 6 est une vue partielle du bord de fuite d'une pale de la roue de la figure 1 lorsque ladite roue est sévèrement érodée, le témoin d'érosion étant totalement consommé ; et la figure 7 est une vue en coupe d'une turbine à gaz d'hélicoptère comportant la roue de compresseur de la figure 1. La figure 1 est une vue en perspective d'une roue de compresseur 10 que l'on trouve habituellement dans les turbines à gaz d'hélicoptère. Bien entendu, la présente invention s'applique également à d'autres types de turbomachine qui comportent une roue de compresseur.
De manière connue, la roue de compresseur 10 comporte un moyeu 12 destiné à coopérer avec un arbre d'entraînement (non représenté ici) afin d'entraîner la roue 10 en rotation autour de son axe A. Dans la suite de la description, les adjectifs « radial » et « axial » seront considérés en référence à cet axe A. Cette roue de compresseur 10 est destinée à être montée dans un carter en vis-à-vis d'un diffuseur 11 d'un étage de compression 13 visible sur la figure 7.
La roue de compresseur 10 comporte également un voile 14, mieux visible sur la figure 2, qui s'étend radialement depuis le moyeu 12.
Par ailleurs, la roue de compresseur 10 porte une pluralité de pales 16, chacune s'étendant entre un bord d'attaque 16a et un bord de fuite 16b. Il est aussi connu que ces pales 16 sont portées par le moyeu 12 et le voile 14. Comme on le voit sur les figures 2 et 3, dans cet exemple, les bords de fuites 16b des pales 16 affleurent un bord périphérique 22 du voile 14.
Conformément à la présente invention, le voile 14 de la roue de compresseur 10 comporte un témoin d'érosion 18 qui, en l'espèce, comporte une nervure 20, de préférence maïs non nécessairement unique, ladite nervure 20 faisant radialement saillie depuis le bord périphérique 22 du voile
14, à l'endroit du bord de fuite 16b de chacune des pales 16.
A l'aide des figures 2 et 3, on va maintenant décrire plus en détail Ie témoin d'usure 18 conforme à la présente invention. Comme on le voit sur ces figures, la nervure 20 présente une épaisseur axiale EN inférieure à l'épaisseur axiale IV du voile de manière à former une marche M entre un pan 20a de la nervure 20 et une surface S du voile 14 d'où s'étendent les pales 16, En d'autres termes, cette marche M constitue une marche descendante dans le sens F d'écoulement de l'air dans la roue de compresseur 10. Ainsi, la nervure 20 est disposée à une extrémité axiale du bord périphérique, qui est opposée à la surface S portant les pales 16.
Par ailleurs, la nervure 20 présente une hauteur radiale HN comprise de préférence entre 0,5 et 3 mm, de manière à laisser un jeu radial entre l'extrémité de la nervure 20 et le diffuseur 11 de l'étage de compression 13.
Cette marche 20 présente une hauteur axiale HM comprise de préférence entre 0,5 et 1,5 mm, dont l'intérêt sera explicité ci-après.
A l'aide des figures 4 à 6, on va maintenant expliquer comment le témoin d'érosion fonctionne.
Ces figures montrent l'intrados de l'une des pales 16 à proximité de son bord de fuite 16b.
Lorsque la roue n'est pas érodée, ce qui est le cas d'une roue neuve par exemple, le voile 14 ne présente aucun profil d'érosion en pied de pale comme cela est représenté sur la figure 4.
Après plusieurs centaines d'heures de fonctionnement, les particules charriées par l'écoulement d'air provoquent une érosion qui se traduit par l'apparition d'un sillon 30 en pied de pale du côté intrados I, comme cela est représenté sur la figure 5. La profondeur de ce sillon 30 augmente progressivement et tend à consommer l'épaisseur axiale IV du voile 14.
Sur la figure 5, on constate que le sillon 30, en bord de fuite 16b, présente une profondeur inférieure à la hauteur axiale HM de la marche M. Autrement dit, dans cet état, la marche M n'est pas complètement érodée et la nervure 20 n'a pas été attaquée.
De préférence, on considère que l'usure de la roue de compresseur 10 est encore acceptable tant que l'érosion n'a pas attaqué la nervure 20.
Dans un état plus avancé d'érosion, tel que celui représenté sur la figure 6, on constate que le sillon 30 a attaqué la nervure 20 de sorte que la marche M a disparu (au pied de la pale 16 du côté de l'intrados I). En d'autres termes, la profondeur du sillon 30 est supérieure à la hauteur axiale HM de la marche M. Dans cet état, le témoin d'érosion 18 est totalement érodé ce qui implique que la roue de compresseur 10 doit être changée. Conformément à la présente invention, le contrôle de l'usure du témoin d'érosion 18 se fait avantageusement à l'aide d'une caméra, de préférence un endoscope 40, qui est introduite à travers une entrée 42 du carter 15 de l'étage de compression 13, en l'espèce un bossage, comme cela est schématisé sur la figure 7. L'introduction de l'endoscope 40 est réalisée à travers un diffuseur radial 44 que l'on trouve habituellement dans les étages de compression.
Comme on le comprend à l'aide de la figure 2, l'endoscope 40 permet d'observer et de contrôler l'état d'usure du témoin d'érosion 18 sans nécessiter le démontage complet de la roue 10. En pratique, les inventeurs ont découvert que le début de l'érosion de la nervure 20, traduisant l'usure totale du témoin d'érosion 18, est aisément détectable à l'aide de l'endoscope. En effet la disparition de la marche M associée à l'érosion de la nervure se voit facilement.
Pour résumé, lors du contrôle endoscopique du témoin d'érosion 18, de deux choses l'une : soit la marche M est encore présente et la nervure 20 ne présente pas de trace d'érosion, de sorte que la roue de compresseur 10 peut être encore utilisée, soit la marche M a disparu et la nervure 20 présente une trace d'érosion, auquel cas la roue doit être changée.

Claims

REVENDICATIONS
1. Roue (10) de compresseur centrifuge qui comporte un moyeu (12), un voile (14) s'étendant radialement depuis le moyeu et portant une pluralité de pales (16), ladite roue étant caractérisée en ce que le voile comporte un témoin d'érosion (18) de la roue (10), et en ce que le témoin d'érosion (18) comprend au moins une nervure (20) faisant radialement saillie depuis un bord périphérique (22) du voile à l'endroit du bord de fuite (16b) de l'une des pales (16), et en ce que la nervure (20) présente une épaisseur axiale (EN) inférieure à l'épaisseur axiale (EV) du voile (14) de manière à former une marche (M) entre un pan (20a) de la nervure et une surface (S) du voile (14) d'où s'étendent les pales.
2. Roue de compresseur centrifuge selon la revendication 1, caractérisée en ce que la marche (M) présente une hauteur axiale (HM) comprise entre 0,5 et 1,5 mm.
3. Roue de compresseur centrifuge selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que la hauteur radiale (EN) de la nervure (20) est comprise entre 0,5 et 3 mm.
4. Roue de compresseur centrifuge selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la nervure (20) s'étend selon la circonférence du voile (14).
5. Etage de compression (13) d'une turbomachine comportant une roue de compresseur (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à
4, ainsi qu'un carter (15) muni d'une entrée (42) pour permettre l'introduction d'un endoscope (40) dans l'étage de compression de manière à contrôler l'usure du témoin d'érosion.
6. Turbomachine comportant un étage de compression (13) selon la revendication 5.
7. Procédé de détermination de l'érosion de la roue de compresseur centrifuge d'un étage de compression selon la revendication
5, caractérisé en ce que l'on introduit un endoscope (40) dans l'étage de compression (13) pour contrôler l'usure du témoin d'érosion (18) de ladite roue.
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ES10708305.7T ES2553761T3 (es) 2009-02-19 2010-02-09 Testigo de erosión para rueda de compresor
CA2752487A CA2752487C (fr) 2009-02-19 2010-02-09 Temoin d'erosion pour roue de compresseur
RU2011138200/06A RU2516755C2 (ru) 2009-02-19 2010-02-09 Индикатор эрозии крыльчатки турбокомпрессора
PL10708305T PL2399035T3 (pl) 2009-02-19 2010-02-09 Wskaźnik erozji koła sprężarki
EP10708305.7A EP2399035B1 (fr) 2009-02-19 2010-02-09 Temoin d'erosion pour roue de compresseur
CN201080008376.7A CN102326003B (zh) 2009-02-19 2010-02-09 用于压缩机轮的侵蚀指示器
US13/201,542 US8915711B2 (en) 2009-02-19 2010-02-09 Erosion indicator for a compressor wheel

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Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2981131B1 (fr) 2011-10-07 2013-11-01 Turbomeca Compresseur centrifuge equipe d'un marqueur de mesure d'usure et procede de suivi d'usure utilisant ce marqueur
JP6317352B2 (ja) 2012-09-19 2018-04-25 ボーグワーナー インコーポレーテッド タービンホイール
CN103206407A (zh) * 2012-10-24 2013-07-17 哈尔滨东安发动机（集团）有限公司 压气机叶轮
FR3006013B1 (fr) * 2013-05-21 2017-10-13 Turbomeca Turbomachine comportant un temoin d'usure du carter
WO2015019901A1 (fr) * 2013-08-06 2015-02-12 株式会社Ihi Compresseur centrifuge et compresseur d'alimentation
FR3018114B1 (fr) * 2014-03-03 2016-03-25 Turbomeca Dispositif pour le positionnement d'un outil d'inspection
US9556743B2 (en) 2014-07-03 2017-01-31 Rolls-Royce Corporation Visual indicator of coating thickness
CN104816836A (zh) * 2015-05-07 2015-08-05 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种利用分囊面痕迹鉴别尾桨叶气囊类型的方法
US10221858B2 (en) 2016-01-08 2019-03-05 Rolls-Royce Corporation Impeller blade morphology
FR3046812B1 (fr) * 2016-01-20 2019-05-17 Safran Helicopter Engines Roue de compresseur centrifuge ou mixte et etage de compression equipe d'une telle roue de compresseur
US10428674B2 (en) * 2017-01-31 2019-10-01 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine features for tip clearance inspection
IT201700108888A1 (it) * 2017-09-28 2019-03-28 Nuovo Pignone Tecnologie Srl Method of providing monitoring of erosion and/or corrosion in a machine and machine / metodo per consentire di monitorare erosione e/o corrosione in una macchina e macchina
KR102172654B1 (ko) * 2018-11-27 2020-11-02 한국가스공사 Ｌｎｇ펌프용 임펠러의 마모링 어셈블리
CN110907349A (zh) * 2019-12-24 2020-03-24 温州宏量机械科技有限公司 一种钢材抗二氧化碳腐蚀性能的对比模拟测试装置
US11326469B2 (en) 2020-05-29 2022-05-10 Rolls-Royce Corporation CMCs with luminescence environmental barrier coatings
CN114439771A (zh) * 2022-01-24 2022-05-06 广东顺威精密塑料股份有限公司 一种变斜式离心叶轮

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20010007632A1 (en) * 2000-01-11 2001-07-12 Sulzer Pumpen Ag Flow machine for a fluid with a radial sealing gap between stator parts and a rotor
JP2004044423A (ja) * 2002-07-09 2004-02-12 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 動翼のクリープ検知方法及びクリープ検知用マーク付き動翼
US20060159547A1 (en) * 2005-01-15 2006-07-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Warning system for turbine component contact
EP1985801A1 (fr) * 2007-04-23 2008-10-29 Siemens Aktiengesellschaft Revêtement de turbine
GB2449709A (en) * 2007-06-02 2008-12-03 Rolls Royce Plc Method and apparatus for determining a clearance between relatively movable components

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1016888B (de) * 1952-02-23 1957-10-03 Maschf Augsburg Nuernberg Ag Laufrad fuer Radialverdichter
DE2621201C3 (de) * 1976-05-13 1979-09-27 Maschinenfabrik Augsburg-Nuernberg Ag, 8900 Augsburg Laufrad für eine Strömungsmaschine
US4195473A (en) * 1977-09-26 1980-04-01 General Motors Corporation Gas turbine engine with stepped inlet compressor
SU1249150A1 (ru) * 1985-01-28 1986-08-07 Институт проблем надежности и долговечности машин АН БССР Устройство дл индикации допустимого износа насосно-компрессорных труб
JPH0234786U (fr) * 1988-08-30 1990-03-06
US5052803A (en) * 1989-12-15 1991-10-01 Welch Allyn, Inc. Mushroom hook cap for borescope
US5215439A (en) * 1991-01-15 1993-06-01 Northern Research & Engineering Corp. Arbitrary hub for centrifugal impellers
US5735669A (en) * 1996-07-31 1998-04-07 Ryobi North America Fly wheel assembly and method of forming
JP2002047944A (ja) * 2000-07-31 2002-02-15 Toyota Motor Corp 高回転型インペラ
FR2830579B1 (fr) * 2001-10-05 2004-01-23 Abb Solyvent Ventec Roue de compression centrifuge associant une structure en materiau composite et une structure metallique et procede de fabrication
JP3876195B2 (ja) * 2002-07-05 2007-01-31 本田技研工業株式会社 遠心圧縮機のインペラ
FR2866079B1 (fr) * 2004-02-05 2006-03-17 Snecma Moteurs Diffuseur pour turboreacteur
US20060071473A1 (en) * 2004-10-05 2006-04-06 Sivley Robert S Iv Helical groove for a tubular connection
JP4476794B2 (ja) * 2004-12-10 2010-06-09 株式会社荏原製作所 立軸ポンプ
DE102007055614A1 (de) * 2007-11-20 2009-05-28 Mann + Hummel Gmbh Verdichterrad eines Radialverdichters und Verfahren zur Herstellung eines solchen Verdichterrades
FR2931214B1 (fr) 2008-05-15 2013-07-26 Turbomeca Pale de rouet de compresseur a raccordement evolutif
US20100028160A1 (en) * 2008-07-31 2010-02-04 General Electric Company Compressor blade leading edge shim and related method

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20010007632A1 (en) * 2000-01-11 2001-07-12 Sulzer Pumpen Ag Flow machine for a fluid with a radial sealing gap between stator parts and a rotor
JP2004044423A (ja) * 2002-07-09 2004-02-12 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 動翼のクリープ検知方法及びクリープ検知用マーク付き動翼
US20060159547A1 (en) * 2005-01-15 2006-07-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Warning system for turbine component contact
EP1985801A1 (fr) * 2007-04-23 2008-10-29 Siemens Aktiengesellschaft Revêtement de turbine
GB2449709A (en) * 2007-06-02 2008-12-03 Rolls Royce Plc Method and apparatus for determining a clearance between relatively movable components

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