WO2012080669A1 - Aube de turbomachine a loi d'empilage améliorée - Google Patents

Aube de turbomachine a loi d'empilage améliorée Download PDF

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WO2012080669A1
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turbomachine
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compressor
curvature
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Agnès PESTEIL
Vincent Perrot
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Snecma
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the field of the present invention is that of thermodynamics and more particularly that of blades for compressors or turbines turbomachines.
  • the aeronautical turbomachines are conventionally constituted, from upstream to downstream in the direction of the flow of gases, a blower, one or more stages of compressors, for example a low pressure compressor and a high pressure compressor. , a combustion chamber, one or more stages of turbines, for example a high pressure turbine and a low pressure turbine, and a gas exhaust nozzle.
  • the compressor or compressors are made in the form of a plurality of mobile blades rotating in front of a plurality of fixed blades called rectifiers.
  • the movable vanes are arranged regularly on the periphery of a disk driven by the rotor of the turbomachine, and their blades extend radially between the rotor disc and a housing which closes the air stream.
  • Each vane has a lower face on which the air of the vein is in overpressure with respect to the average pressure prevailing around the blade of the blade, and an upper surface on which the air is in depression relative to at this average pressure. It follows that an air circuit is set up at the outer end of the dawn, which tends to pass air from the intrados to the extrados through the game existing between the dawn and the crankcase. In a known manner this air flow develops along the length of the dawn rope and takes the form of a whirlpool, called a game whirlpool, which propagates downstream from the trailing edge of dawn.
  • Patent applications have also been filed in an attempt to reduce the impact of this vortex on the efficiency of a compressor or turbine stage, such as for example the applications US 2010/0054946 or EP 1953341. They plan to modify the shape of the blades by playing on the shape given to the leading edge, that is to say by changing its sweep angle between the foot and the head of the dawn along this leading edge. They give no indication, apart from Figure 12 of the American document, on the evolution of the stacking line of the elementary profiles along the height of the dawn.
  • US 6341942 discloses corrugations along the height of a compressor blade in order to increase its bending stiffness, without increasing its mass. If it indicates that a ripple may be in the up position on the blade, it does not specify the position of the point of inversion of the curvature associated with it, nor a fortiori that of the lowest point of inflection. in the case of a double inflection.
  • the present invention aims to improve as much as possible the efficiency of a compressor stage, or turbine, a turbomachine, giving a particular shape to the blade which reduces the impact of this flow of leakage between the lower and upper surfaces of the blade, without the need to modify the compressor housing.
  • the invention relates to a turbomachine blade whose blade extends radially between a blade root and a blade head, axially between a leading edge and a trailing edge and tangentially between a face an intrados and an extrados face, the profile of said blade being constituted by a series of elementary profiles, in the form of a wing section, stacked one on the other along a so-called stacking line joining the center of gravity of all of the sections, characterized in that the projection of said stacking line of the blade on at least one plane extending radially from the root of the blade comprises a tangential double inversion of the direction of its curvature located over the last thirty percent of the height of the blade, the projection plane being oriented substantially perpendicular to the rope of the blade.
  • the two points of tangential inversion are located on the last ten percent of the height of the blade.
  • the blade further comprises an axial inversion, the projection plane being oriented substantially parallel to the rope of the blade.
  • said projection comprises a double radial inversion.
  • the invention also relates to a compressor or turbine for a turbomachine comprising at least one mobile wheel consisting of blades as described above, and a turbomachine comprising such a compressor or such a turbine.
  • the axial and tangential references are understood with reference to the axis of rotation of the turbomachine, the axial direction coinciding with this axis of rotation and the tangential direction being oriented along a tangent to the circumference of the turbomachine.
  • the so-called axial direction referring to a blade is substantially that of a parallel to the rope at the head of the blade, whereas the so-called tangential direction corresponds substantially to a direction perpendicular to the rope at the head of dawn.
  • FIG. 1 is a perspective view of two adjacent blades of a compressor, according to the prior art
  • FIG. 2 is a front view of a compressor blade according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 3 is a side view of the blade of Figure 2;
  • FIGS. 4 and 5 show the evolutions on the stacking of the profiles applied to a blade, respectively in axial and in tangential, according to the first embodiment
  • FIGS. 6 and 7 show the evolutions on the stacking of the profiles applied to a blade, respectively in axial and in tangential, according to a second embodiment
  • FIG. 8 gives an example of improvement of the efficiency of a compressor stage which comprises blades according to FIG. 2 or 3.
  • two blades 1 of a compressor of an aeronautical turbomachine are seen extending between a leading edge 2 and a trailing edge 3, with a lower surface 4 and an upper surface 5.
  • the two blades shown are positioned side by side and guide the main flow 10 of the air flow to be compressed. Due to the overpressure existing on the intrados 4 of each vane 1 and the depression existing on its upper surface 5, a leakage flow 1 1, directed from the intrados to the extrados, is established at the high end. of dawn, at the level of the existing game with the crankcase. This flow occurring over the entire length of the rope of the blade 1, it develops in the form of a vortex 12 that propagates downstream of the blade, in the axis of its rope, which degrades the efficiency of the compressor.
  • Figures 2 and 3 show the blade of a blade 1 according to the invention, respectively from the front, seen from the extrados side 5, and in profile, seen from the trailing edge 3.
  • the foot of the blade normally located in bottom of the figure, is not shown.
  • the shape of the blade can be defined as a series of elementary profiles, shaped wing section, along which flows the air to be compressed, these profiles being stacked on top of each other along a line , called the stacking line, starting from the foot and ending at the head of the blade by connecting the centers of gravity of the various sections.
  • the shape of the blade can be defined, in addition to the evolutions of the elementary profiles between the lower part and the upper part of the blade, by, on the one hand, the rotation applied to the elementary profile as a function of its position on the height of the blade. the blade and, on the other hand, the shape given to this stacking line.
  • FIG. 12 of US 2010/0054946 shows an inversion of the curvature of the blade which is at a low height of the blade and which, because of this low positioning, has no influence on the vortex playing field and the impact it has on the performance of the floor to which dawn belongs.
  • this stacking line comprises two changes of curvature in the axial direction and two changes of curvature in the tangential direction, these changes occurring over the last ten percent of the height of the blade.
  • the axial stacking modification is said to be positive, the first change in curvature (seen while moving from the foot to the head), causing a shift of the stack towards the trailing edge.
  • the offset may be negative, the invention providing only a single change in curvature which then brings the stacks back to the trailing edge from a position already strongly offset to the leading edge.
  • FIG. 4 gives the axial deformation of the stacking line of the blade, that is to say the shape that has its projection on a plane oriented radially and parallel to the rope thereof; it gives this deformation in two configurations, one according to the prior art (convex line) and one according to the invention (curve with a double change of curvature).
  • FIG. 5 gives the same tangential evolutions of the stacking line, that is to say the shape of its projection on a plane oriented radially and perpendicularly to the rope of the blade.
  • the blades of the prior art have, axially, a convex shape, that is to say that they have a curvature that remains constant sign
  • the blade according to the first embodiment retains a curvature identical to that of the prior art on 90% of its height, before turning for the first time towards the trailing edge, to turn again and return to the leading edge; it finally ends up at the head of the blade, almost at the dawn of the prior art.
  • We find the same phenomenon in the tangential sense with a blade of the prior art which has a curvature of constant sign over most of its height, and in any case on its last 80%.
  • the blade according to the first embodiment of the invention has the same shape as the prior art over the first 90 percent of its height, before being distinguished by two changes of curvature, a first moving its stacking line in the direction of the extrados, followed by a second which substantially returns this stacking line at that of the dawn of the prior art.
  • FIGS. 6 and 7 show a second embodiment of the invention, the changes in the shape of the stacking line occurring, in this case, over the last thirty percent of the height of the line of the invention. stacking.
  • the axial deformation of the stacking line has only one change of curvature, the latter being more pronounced than for the prior art over the first 25 of the last thirty percent, to be reversed on the last five percent and move closer to the stacking line of the prior art.
  • the tangential deformation presents, for its part, the same double change of curvature as in the first embodiment.
  • FIG. 8 shows the improvement in performance, obtained by a three-dimensional Navier-Stokes calculation, of a compressor stage according to the invention compared with a stage made in a conventional manner.
  • the two curves show the points obtained at iso-rotational speed for a stage of the prior art (bottom curve) and a stage according to the invention (top curve).
  • the abscissa represents, with a unit step of 0.5kg / s, the evolution of the flow of air passing through the stage and the ordinates indicate, with a step of 0.1 point, the yield obtained for the various test points .
  • the leftmost point represents the point on the pumping line of this stage and the rightmost point is the point on the operating line of the stage, which is a priori retained during compressor design. Between the two, the floor passes through a point of maximum efficiency, which we try to approach when positioning the operating line of the complete compressor.
  • the blades modified according to the invention have been the subject of aerodynamic evaluations using three-dimensional computation codes allowing the resolution of the Navier-Stokes equations.
  • the results obtained are, in both embodiments, as follows, the efficiency of a compressor being defined, between 0 and 100 points, by the ratio of the work actually supplied to the fluid for a given pressure increase, on the ideal work (isentropic transformation) that would have to be provided for the same pressure increase:

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Abstract

Aube de turbomachine dont la pale s'étend radialement entre un pied d'aube et une tête de pale, axialement entre un bord d'attaque (2) et un bord de fuite (3) et tangentiellement entre une face intrados et une face extrados (5), le profil de ladite aube étant constitué par une série de profils élémentaires, en forme de section d'aile, empilés les uns sur les autres le long d'une ligne dite d'empilage joignant le centre de gravité de l'ensemble des sections, caractérisé en ce que la projection de ladite ligne d'empilage de la pale sur au moins un plan s'étendant radialement à partir du pied de l'aube comporte une double inversion tangentielle du sens de sa courbure située sur les trente derniers pourcents de la hauteur de la pale, le plan de projection étant orienté sensiblement perpendiculairement à la corde de l'aube.

Description

AUBE DE TURBOMACHINE A LOI D'EMPILAGE AMÉLIORÉE
Le domaine de la présente invention est celui de la thermodynamique et plus particulièrement celui des aubes pour les compresseurs ou les turbines des turbomachines.
Les turbomachines aéronautiques sont classiquement constituées, depuis l'amont vers l'aval dans le sens de l'écoulement des gaz, d'une soufflante, d'un ou plusieurs étages de compresseurs, par exemple un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, d'une chambre de combustion, d'un ou plusieurs étages de turbines, par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression, et d'une tuyère d'échappement des gaz. Le ou les compresseurs sont réalisés sous la forme d'une pluralité d'aubages mobiles tournant devant une pluralité d'aubages fixes appelés redresseurs. Les aubages mobiles sont disposés de façon régulière sur la périphérie d'un disque entraîné par le rotor de la turbomachine, et leurs pales s'étendent radialement entre le disque du rotor et un carter qui referme la veine d'air.
Chaque aube mobile comporte une face intrados sur laquelle l'air de la veine est en surpression par rapport à la pression moyenne qui règne aux alentours de la pale de l'aube, et une face extrados sur laquelle l'air est en dépression par rapport à cette pression moyenne. Il s'ensuit qu'un circuit d'air se met en place à l'extrémité externe de l'aube, qui tend à faire passer de l'air de l'intrados vers l'extrados au travers du jeu existant entre l'aube et le carter. De façon connue cette circulation d'air se développe tout le long de la corde de l'aube et prend la forme d'un tourbillon, dit tourbillon de jeu, qui se propage en aval du bord de fuite de l'aube.
La présence de ce tourbillon perturbe l'écoulement dans les étages plus aval du compresseur et crée des pertes néfastes pour le rendement du compresseur. Il serait donc souhaitable de supprimer ce tourbillon ou tout au moins de réduire le débit d'air qu'il véhicule.
Des tentatives ont été faites pour essayer de contrôler ce tourbillon, comme par exemple des traitements appliqués au carter entourant le compresseur ou la création de "trenchs", c'est-à-dire de cavités creusées dans ce carter. Un exemple de tels traitements est décrit dans la demande de brevet de la demanderesse publiée sous le numéro FR 2940374. Elles présentent toutes l'inconvénient de générer des coûts supplémentaires pour la réalisation de la turbomachine et peuvent dégrader les performances en rendement du compresseur à certains points de fonctionnement.
Des demandes de brevet ont également été déposées pour tenter de réduire l'impact de ce tourbillon sur le rendement d'un étage de compresseur, ou de turbine, comme par exemple les demandes US 2010/0054946 ou EP 1953341 . Elles prévoient de modifier la forme des aubes en jouant sur la forme donnée au bord d'attaque, c'est à dire en faisant évoluer son angle de flèche (sweep angle) entre le pied et la tête de l'aube le long de ce bord d'attaque. Elles ne donnent pas d'indication, en dehors de la figure 12 du document américain, sur l'évolution de la ligne d'empilage des profils élémentaires le long de la hauteur de l'aube.
Par ailleurs le document US 6341942 décrit des ondulations le long de la hauteur d'une aube de compresseur dans le but d'augmenter sa rigidité en flexion, sans accroître sa masse. S'il indique qu'une ondulation peut se situer en position haute sur l'aube, il ne précise pas la position du point d'inversion de la courbure qui y est associée, ni a fortiori celle du point d'inflexion le plus bas dans le cas d'une double inflexion. Par ailleurs, en mettant en exergue le problème de la tenue vibratoire de l'aube, il ne présente a priori aucun intérêt pour un homme du métier qui se poserait la question d'améliorer le rendement d'un étage par un contrôle du tourbillon de jeu. La présente invention a pour but d'améliorer le plus possible le rendement d'un étage de compresseur, ou de turbine, d'une turbomachine, en donnant une forme particulière à l'aube qui réduise l'impact de cet écoulement de fuite entre l'intrados et l'extrados de la pale, sans qu'il soit besoin de modifier le carter du compresseur. A cet effet, l'invention a pour objet une aube de turbomachine dont la pale s'étend radialement entre un pied d'aube et une tête de pale, axialement entre un bord d'attaque et un bord de fuite et tangentiellement entre une face intrados et une face extrados, le profil de ladite aube étant constitué par une série de profils élémentaires, en forme de section d'aile, empilés les uns sur les autres le long d'une ligne dite d'empilage joignant le centre de gravité de l'ensemble des sections, caractérisé en ce que la projection de la ladite ligne d'empilage de la pale sur au moins un plan s'étendant radialement à partir du pied de l'aube comporte une double inversion tangentielle du sens de sa courbure située sur les trente derniers pourcents de la hauteur de la pale, le plan de projection étant orienté sensiblement perpendiculairement à la corde de l'aube. Ces modifications d'empilage permettent, en guidant mieux l'écoulement, de réduire le tourbillon de jeu généré par la pale. Des calculs ont en effet montré que l'effet bénéfique apporté par l'invention ne se conserve pas si l'inversion est positionnée en dessous de ces trente derniers pourcents. L'impact d'éventuelles ondulations qui seraient plus éloignées de la tête de l'aube serait faible du fait leur faible interférence sur le tourbillon de jeu.
Préférentiellement les deux points d'inversion tangentielle sont situés sur les dix derniers pourcents de la hauteur de la pale.
Dans un autre mode particulier de réalisation l'aube comprend en outre une inversion axiale, le plan de projection étant orienté sensiblement parallèlement à la corde de l'aube.
Préférentiellement ladite projection comporte une double inversion radiale.
L'invention porte également sur un compresseur ou sur une turbine pour turbomachine comportant au moins une roue mobile constituée d'aubes telles que décrites ci-dessus, et sur une turbomachine comportant un tel compresseur ou une telle turbine.
L'invention sera mieux comprise, et d'autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement au cours de la description explicative détaillée qui va suivre, de plusieurs modes de réalisation de l'invention donnés à titre d'exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés.
Dans la suite de la description les références axiales et tangentielles se comprennent en référence à l'axe de rotation de la turbomachine, la direction axiale étant confondue avec cet axe de rotation et la direction tangentielle étant orientée selon une tangente à la circonférence de la turbomachine. Par convention dans la suite de la description, la direction dite axiale en se référant à une aube est sensiblement celle d'une parallèle à la corde en tête de l'aube, alors que la direction dite tangentielle correspond sensiblement à une direction perpendiculaire à la corde en tête de l'aube.
Sur ces dessins :
- la figure 1 est une vue en perspective de deux aubes adjacentes d'un compresseur, selon l'art antérieur ; - la figure 2 est une vue de face d'une aube de compresseur selon un premier mode de réalisation de l'invention ;
- la figure 3 est une vue de profil de l'aube de la figure 2 ;
- les figures 4 et 5 montrent les évolutions sur l'empilage des profils appliquées à une aube, respectivement en axial et en tangentiel, selon le premier mode de réalisation, et
- les figures 6 et 7 montrent les évolutions sur l'empilage des profils appliquées à une aube, respectivement en axial et en tangentiel, selon un second mode de réalisation,
- la figure 8 donne un exemple d'amélioration du rendement d'un étage de compresseur qui comporte des aubes mobiles selon les figures 2 ou 3.
En se référant à la figure 1 , on voit deux aubes 1 d'un compresseur d'une turbomachine aéronautique, selon l'art antérieur, s'étendant entre un bord d'attaque 2 et un bord de fuite 3, avec une face intrados 4 et une face extrados 5. Les deux aubes représentées sont positionnées côte à côte et guident l'écoulement principal 10 du flux d'air à comprimer. Du fait de la surpression existant sur l'intrados 4 de chaque aube 1 et de la dépression existant sur son extrados 5, un écoulement de fuite 1 1 , dirigé de l'intrados vers l'extrados, s'établit à l'extrémité haute de l'aube, au niveau du jeu existant avec le carter. Cet écoulement se produisant sur toute la longueur de la corde de l'aube 1 , il se développe sous la forme d'un tourbillon de jeu 12 qui se propage en aval de l'aube, dans l'axe de sa corde, ce qui dégrade le rendement du compresseur.
Les figures 2 et 3 montrent la pale d'une aube 1 selon l'invention, respectivement de face, vue du côté extrados 5, et de profil, vue depuis le bord de fuite 3. Le pied de l'aube, normalement situé en bas de la figure, n'est pas représenté.
La forme de la pale peut être définie comme une série de profils élémentaires, en forme de section d'aile, le long desquels s'écoule l'air à comprimer, ces profils étant empilés les uns sur les autres le long d'une ligne, appelée ligne d'empilage, partant du pied et aboutissant en tête de la pale en reliant les centres de gravité des diverses sections. La forme de l'aube peut être définie, outre les évolutions des profils élémentaires entre la partie basse et la partie haute de la pale, par, d'une part, la rotation appliquée au profil élémentaire en fonction de sa position sur la hauteur de la pale et, d'autre part, la forme donnée à cette ligne d'empilage. Sur une aube de l'art antérieur la courbure de la ligne d'empilage évolue assez peu entre le pied et la tête de la pale de l'aube 1 ; elle présente généralement une forme convexe à sa partie supérieure (typiquement sur la zone comprise entre 20 et 100 % de la hauteur), ce qui se traduit par une conservation du sens de la courbure de la ligne d'empilage. La figure 12 du document US 2010/0054946 montre une inversion de la courbure de l'aube qui se situe à une hauteur faible de l'aube et qui, du fait de ce positionnement bas, n'a pas d'influence sur le tourbillon de jeu et sur l'impact qu'il a sur le rendement de l'étage auquel appartient l'aube.
Dans le cas de l'invention, et plus particulièrement celle de l'aube représentée sur les figures 2 et 3, cette ligne d'empilage comporte deux changements de courbure dans le sens axial et deux changements de courbure dans le sens tangentiel, ces changements se produisant sur les dix derniers pourcents de la hauteur de la pale. Dans l'exemple représenté la modification axiale d'empilage est dite positive, le premier changement de courbure (vu en se dirigeant du pied vers la tête), entraînant un décalage de l'empilage vers le bord de fuite. Dans un autre mode de réalisation (représenté sur la figure 6), le décalage peut être négatif, l'invention ne prévoyant qu'un seul changement de courbure qui ramène alors les empilements vers le bord de fuite à partir d'une position déjà fortement décalée vers le bord d'attaque. En ce qui concerne la modification tangentielle de l'empilage, elle est positive sur les figures 2 et 3, c'est-à-dire que la ligne d'empilage se déforme en direction de l'extrados sur le premier changement de courbure ; elle revient ensuite en direction de l'intrados sur le deuxième changement de courbure.
En se référant maintenant aux figures 4 et 5 on voit la forme de la ligne d'empilage d'une aube selon le premier mode de réalisation de l'invention, en projection le long de la hauteur de l'aube, sur des plans orientés sensiblement, respectivement, axialement et tangentiellement, c'est-à-dire parallèlement ou perpendiculairement à la corde de l'aube. Dans ce premier mode de réalisation, la modification de la courbure de la ligne d'empilage n'intervient que sur ses 10 derniers pourcents (qui sont comptés en partant d'un zéro pris conventionnellement au niveau du pied de l'aube, et en se dirigeant vers la tête de celle-ci dont la valeur correspond alors à 100%). La figure 4 donne la déformation axiale de la ligne d'empilage de la pale, c'est-à-dire la forme qu'a sa projection sur un plan orienté radialement et parallèlement à la corde de celle-ci ; elle donne cette déformation dans deux configurations, une selon l'art antérieur (ligne convexe) et une selon l'invention (courbe présentant un double changement de courbure). La figure 5 donne les mêmes évolutions tangentielles de la ligne d'empilage, c'est-à-dire la forme qu'a sa projection sur un plan orienté radialement et perpendiculairement à la corde de la pale.
Alors que les aubes de l'art antérieur présentent, axialement, une forme convexe, c'est à dire qu'elles ont une courbure qui reste de signe constant, la pale selon le premier mode de réalisation conserve une courbure identique à celle de l'art antérieur sur 90% de sa hauteur, avant de se retourner une première fois en direction du bord de fuite, pour se retourner à nouveau et revenir vers le bord d'attaque ; elle se retrouve finalement, en tête de la pale, pratiquement au niveau de l'aube de l'art antérieur. On constate ainsi un double changement du sens de la courbure axiale de la pale sur ses dix derniers pourcents de hauteur. On retrouve le même phénomène dans le sens tangentiel, avec une pale de l'art antérieur qui présente une courbure de signe constant sur la majeure partie de sa hauteur, et en tout état de cause sur ses derniers 80%. La pale selon le premier mode de réalisation de l'invention présente la même forme que l'art antérieur sur les 90 premiers pourcents de sa hauteur, avant de s'en distinguer par deux changements de courbure, un premier déplaçant sa ligne d'empilage en direction de l'extrados, suivi d'un second qui ramène pratiquement cette ligne d'empilage au niveau de celle de l'aube de l'art antérieur.
De façon similaire les figures 6 et 7 montrent un deuxième mode de réalisation de l'invention, les évolutions de la forme de la ligne d'empilage se produisant, dans ce cas, sur les trente derniers pourcents de la hauteur de la ligne d'empilage. Dans ce deuxième mode la déformation axiale de la ligne d'empilage ne présente qu'un seul changement de courbure, celle-ci étant plus prononcée que pour l'art antérieur sur les 25 premiers des trente derniers pourcents, pour s'inverser sur les cinq derniers pourcents et se rapprocher de la ligne d'empilage de l'art antérieur. La déformation tangentielle présente, quant à elle, le même double changement de courbure que dans le premier mode de réalisation.
Dans les deux modes de réalisation, comme cela est illustré sur les figures 5 et 7, on observe que la déformation tangentielle de la ligne d'empilage s'aplatit très fortement en arrivant en tête de l'aube et que la tangente à cette ligne devient, en tête, contenue dans le plan tangent au cylindre que décrit la corde en tête d'aube, lors de la rotation de la turbomachine. Il en est de même pour la déformation axiale de cette ligne d'empilage dans le premier mode de réalisation (cf. figure 4).
La figure 8 montre l'amélioration sur les performances, obtenues par un calcul tridimensionnel Navier-Stokes, d'un étage de compresseur selon l'invention par rapport à un étage réalisé de façon classique. Les deux courbes figurent les points obtenues à iso-vitesse de rotation pour un étage de l'art antérieur (courbe du bas) et un étage selon l'invention (courbe du haut). L'abscisse représente, avec pour unité un pas de 0.5kg/s, l'évolution du débit d'air traversant l'étage et les ordonnées indiquent, avec un pas de 0.1 point, le rendement obtenu pour les divers points d'essais. Le point le plus à gauche représente le point situé sur la ligne de pompage de cet étage et le point le plus à droite celui situé sur la ligne de fonctionnement de l'étage, qui est a priori retenue lors de la conception du compresseur. Entre les deux, l'étage passe par un point dit de rendement maximal, dont on essaie de se rapprocher lors du positionnement de la ligne de fonctionnement du compresseur complet.
Les aubes modifiées selon l'invention ont fait l'objet d'évaluations sur le plan aérodynamique à l'aide de codes de calcul tridimensionnels permettant la résolution des équations de Navier-Stokes. Les résultats obtenus se présentent, dans les deux modes de réalisation, de la façon suivante, le rendement d'un compresseur étant défini, entre 0 et 100 points, par le rapport du travail réellement fourni au fluide pour une augmentation de pression donnée, sur le travail idéal (transformation isentropique) qu'il faudrait fournir pour la même augmentation de pression :
- pour une aube modifiée sur les dix derniers pourcents de la hauteur de sa pale, on constate en moyenne, pour chaque étage, un gain de rendement de 0,15 points, par rapport à l'art antérieur, au niveau de la ligne de fonctionnement du compresseur (dans un diagramme donnant le rapport de pression obtenu en fonction du débit). Au niveau de la ligne de pompage le gain obtenu se situe, en moyenne, aux environs de 0,30 points par rapport à l'art antérieur. Ce gain en marge au pompage peut être converti en un gain de rendement sur la ligne de fonctionnement en rapprochant de celle-ci la ligne de pompage par une modification des angles d'attaque des aubes par rapport au flux d'air. L'apport des aubages selon l'invention représente donc une amélioration sensible par rapport aux aubages de l'art antérieur. - les aubes modifiées sur leurs trente derniers pourcents de hauteur donnent des résultats sensiblement identiques.
- en revanche la modification des aubes sur une hauteur supérieure à ces trente derniers pourcents ne donne plus de gain significatif. Ceci peut s'expliquer par une plus grande distance des ondulations de l'aube par rapport à la tête de celle-ci et donc par une influence sur le tourbillon de jeu qui devient négligeable.
L'invention a été décrite avec des aubes de compresseur. Des améliorations similaires peuvent être obtenues sur des aubes de turbine qui présentent, dans l'art antérieur, le même problème de contrôle des tourbillons de jeu.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Aube de turbomachine dont la pale s'étend radialement entre un pied d'aube et une tête de pale, axialement entre un bord d'attaque (2) et un bord de fuite (3) et tangentiellement entre une face intrados (4) et une face extrados (5), le profil de ladite aube étant constitué par une série de profils élémentaires, en forme de section d'aile, empilés les uns sur les autres le long d'une ligne dite d'empilage joignant le centre de gravité de l'ensemble des sections,
caractérisée en ce que la projection de ladite ligne d'empilage de la pale sur au moins un plan s'étendant radialement à partir du pied de l'aube comporte une double inversion tangentielle du sens de sa courbure située sur les trente derniers pourcents de la hauteur de la pale, le plan de projection étant orienté sensiblement perpendiculairement à la corde de l'aube.
2. Aube selon la revendication 1 dans laquelle les deux points d'inversion tangentielle sont situés sur les dix derniers pourcents de la hauteur de la pale.
3. Aube selon l'une des revendications 1 ou 2 comprenant en outre une inversion de courbure axiale, le plan de projection étant orienté sensiblement parallèlement à la corde de l'aube.
4. Aube selon la revendication 3 dans laquelle ladite projection comporte une double inversion radiale.
5. Compresseur pour turbomachine comportant au moins une roue mobile constituée d'aubes selon l'une des revendications 1 à 4.
6. Turbine pour turbomachine comportant au moins une roue mobile constituée d'aubes selon l'une des revendications 1 à 4.
7. Turbomachine comportant un compresseur ou une turbine selon, respectivement, l'une des revendications 5 ou 6.
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JP2013543865A JP5988994B2 (ja) 2010-12-15 2011-12-15 積み重ね規則を改善したタービンエンジンブレード
US13/993,079 US9650896B2 (en) 2010-12-15 2011-12-15 Turbine engine blade having improved stacking law
CN201180059503.0A CN103261700B (zh) 2010-12-15 2011-12-15 具有优化的积叠规律的涡轮发动机叶片
RU2013126514/06A RU2603204C2 (ru) 2010-12-15 2011-12-15 Лопатка турбомашины, компрессор турбомашины, турбина турбомашины и турбомашина
BR112013013569A BR112013013569B8 (pt) 2010-12-15 2011-12-15 pá de turbomáquina, compressor de turbomáquina, turbina de turbomáquina e turbomáquina
CA2820030A CA2820030C (fr) 2010-12-15 2011-12-15 Aube de turbomachine a loi d'empilage amelioree

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RU (1) RU2603204C2 (fr)
WO (1) WO2012080669A1 (fr)

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014087109A1 (fr) 2012-12-07 2014-06-12 Snecma Pale d'helice pour turbomachine
US20150192024A1 (en) * 2012-07-12 2015-07-09 Snecma Turbomachine vane having an airfoil designed to provide improved aerodynamic and mechanical properties
FR3040071A1 (fr) * 2015-08-11 2017-02-17 Snecma Aube de rotor de turbomachine
EP3163019A1 (fr) * 2015-10-26 2017-05-03 MTU Aero Engines GmbH Aube
WO2018138438A1 (fr) * 2017-01-27 2018-08-02 Safran Helicopter Engines Pale de rouet pour turbomachine, comprenant une ailerette a son sommet et au bord d'attaque
WO2018138439A1 (fr) * 2017-01-30 2018-08-02 Safran Aircraft Engines Profil amélioré de bord d'attaque d'aubes
US10233758B2 (en) 2013-10-08 2019-03-19 United Technologies Corporation Detuning trailing edge compound lean contour
EP3108117B1 (fr) 2014-02-19 2020-02-05 United Technologies Corporation Profil aérodynamique de turbine à gaz
WO2021175801A1 (fr) 2020-03-02 2021-09-10 Safran Aero Boosters Sa Aube pour compresseur de turbomachine
BE1028234A1 (fr) 2020-04-24 2021-11-24 Safran Aero Boosters Aube pour compresseur de turbomachine
US11408436B2 (en) 2014-02-19 2022-08-09 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2983234B1 (fr) 2011-11-29 2014-01-17 Snecma Aube pour disque aubage monobloc de turbomachine
FR3003598B1 (fr) * 2013-03-20 2018-04-06 Safran Aircraft Engines Aube et angle de diedre d'aube
EP4279706A3 (fr) 2014-02-19 2024-02-28 RTX Corporation Aube de turbine à gaz
WO2015178974A2 (fr) 2014-02-19 2015-11-26 United Technologies Corporation Surface portante de moteur à turbine à gaz
US9163517B2 (en) 2014-02-19 2015-10-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10605259B2 (en) 2014-02-19 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126793A1 (fr) * 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Profil aérodynamique de moteur à turbine à gaz
EP3108100B1 (fr) 2014-02-19 2021-04-14 Raytheon Technologies Corporation Pale de soufflante de moteur à turbine à gaz
EP3108104B1 (fr) 2014-02-19 2019-06-12 United Technologies Corporation Surface portante de moteur à turbine à gaz
US10570915B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108106B1 (fr) 2014-02-19 2022-05-04 Raytheon Technologies Corporation Pale de moteur à turbine à gaz
US9140127B2 (en) 2014-02-19 2015-09-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10495106B2 (en) 2014-02-19 2019-12-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10584715B2 (en) 2014-02-19 2020-03-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108101B1 (fr) 2014-02-19 2022-04-20 Raytheon Technologies Corporation Profil aérodynamique de moteur à turbine à gaz
EP3575551B1 (fr) 2014-02-19 2021-10-27 Raytheon Technologies Corporation Surface portante de moteur à turbine à gaz
US9599064B2 (en) 2014-02-19 2017-03-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108105B1 (fr) 2014-02-19 2021-05-12 Raytheon Technologies Corporation Surface portante pour turbine à gaz
US9567858B2 (en) 2014-02-19 2017-02-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108103B1 (fr) 2014-02-19 2023-09-27 Raytheon Technologies Corporation Aube de soufflante pour moteur à turbine à gaz
WO2015175056A2 (fr) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Surface portante de moteur à turbine à gaz
WO2015126824A1 (fr) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Surface portante pour turbine à gaz
EP3108116B1 (fr) 2014-02-19 2024-01-17 RTX Corporation Moteur à turbine à gaz
US9845684B2 (en) * 2014-11-25 2017-12-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Airfoil with stepped spanwise thickness distribution
FR3043428B1 (fr) * 2015-11-10 2020-05-29 Safran Aircraft Engines Aube de redresseur de turbomachine
GB2544735B (en) * 2015-11-23 2018-02-07 Rolls Royce Plc Vanes of a gas turbine engine
CN106351872A (zh) * 2016-09-12 2017-01-25 深圳友铂科技有限公司 一种兼顾气动与强度的压气机转子叶片
CN106931512B (zh) * 2017-03-02 2019-08-20 南京航空航天大学 空调全方位出风室内机及其出风方法
CN109153449A (zh) * 2017-12-21 2019-01-04 深圳市大疆创新科技有限公司 螺旋桨、动力组件及无人飞行器
CN112041566B (zh) * 2018-06-22 2022-07-26 三菱重工发动机和增压器株式会社 旋转翼以及具备该旋转翼的离心压缩机
BE1026579B1 (fr) * 2018-08-31 2020-03-30 Safran Aero Boosters Sa Aube a protuberance pour compresseur de turbomachine
EP3922817A4 (fr) * 2019-02-07 2022-11-23 Ihi Corporation Procédé de conception de pale pour soufflante à flux axial, compresseur et turbine, et pale obtenue au moyen de ladite conception
CN115717552A (zh) * 2022-11-08 2023-02-28 东方电气集团东方汽轮机有限公司 一种透平动叶片

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6341942B1 (en) 1999-12-18 2002-01-29 General Electric Company Rotator member and method
US20040136830A1 (en) * 2002-02-28 2004-07-15 Akihiro Eguchi Fan
EP1953344A1 (fr) * 2007-02-05 2008-08-06 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbine
EP1953341A2 (fr) 2007-01-31 2008-08-06 Rolls-Royce plc Aube d'une turbomachine et procédé d'agencement
US20100054946A1 (en) 2008-09-04 2010-03-04 John Orosa Compressor blade with forward sweep and dihedral
FR2940374A1 (fr) 2008-12-23 2010-06-25 Snecma Carter de compresseur a cavites optimisees.

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1469973A (en) * 1922-10-06 1923-10-09 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine blading
US2714499A (en) * 1952-10-02 1955-08-02 Gen Electric Blading for turbomachines
DE9013099U1 (de) * 1990-09-14 1991-11-07 Moser, Josef, 8058 Pretzen Rotor
US5525038A (en) * 1994-11-04 1996-06-11 United Technologies Corporation Rotor airfoils to control tip leakage flows
JPH08312303A (ja) * 1995-05-18 1996-11-26 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 軸流圧縮機静翼のカーブドスタッキング方法
US6071077A (en) 1996-04-09 2000-06-06 Rolls-Royce Plc Swept fan blade
JPH10103002A (ja) * 1996-09-30 1998-04-21 Toshiba Corp 軸流流体機械用翼
DE19812624A1 (de) * 1998-03-23 1999-09-30 Bmw Rolls Royce Gmbh Rotor-Schaufelblatt einer Axialströmungsmaschine
US6331100B1 (en) * 1999-12-06 2001-12-18 General Electric Company Doubled bowed compressor airfoil
FR2851798B1 (fr) * 2003-02-27 2005-04-29 Snecma Moteurs Aube en fleche de turboreacteur
DE102004011607B4 (de) * 2004-03-10 2016-11-24 MTU Aero Engines AG Verdichter einer Gasturbine sowie Gasturbine
US8083487B2 (en) * 2007-07-09 2011-12-27 General Electric Company Rotary airfoils and method for fabricating same
RU2354854C1 (ru) * 2007-12-20 2009-05-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Рабочее колесо высокооборотного осевого вентилятора или компрессора
US8480372B2 (en) * 2008-11-06 2013-07-09 General Electric Company System and method for reducing bucket tip losses
US8167567B2 (en) * 2008-12-17 2012-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
JP4923073B2 (ja) * 2009-02-25 2012-04-25 株式会社日立製作所 遷音速翼
JP5461029B2 (ja) * 2009-02-27 2014-04-02 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6341942B1 (en) 1999-12-18 2002-01-29 General Electric Company Rotator member and method
US20040136830A1 (en) * 2002-02-28 2004-07-15 Akihiro Eguchi Fan
EP1953341A2 (fr) 2007-01-31 2008-08-06 Rolls-Royce plc Aube d'une turbomachine et procédé d'agencement
EP1953344A1 (fr) * 2007-02-05 2008-08-06 Siemens Aktiengesellschaft Aube de turbine
US20100054946A1 (en) 2008-09-04 2010-03-04 John Orosa Compressor blade with forward sweep and dihedral
FR2940374A1 (fr) 2008-12-23 2010-06-25 Snecma Carter de compresseur a cavites optimisees.

Cited By (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9995156B2 (en) * 2012-07-12 2018-06-12 Snecma Turbomachine vane having an airfoil designed to provide improved aerodynamic and mechanical properties
JP2018155248A (ja) * 2012-07-12 2018-10-04 サフラン・エアクラフト・エンジンズ 空気力学的特性および機械的特性を改善するように設計されたエアフォイルを有するターボ機械翼
US20150192024A1 (en) * 2012-07-12 2015-07-09 Snecma Turbomachine vane having an airfoil designed to provide improved aerodynamic and mechanical properties
JP2015522132A (ja) * 2012-07-12 2015-08-03 スネクマ 空気力学的特性および機械的特性を改善するように設計されたエアフォイルを有するターボ機械翼
RU2645180C2 (ru) * 2012-12-07 2018-02-16 Снекма Лопасть винта для турбомашины
JP2016508094A (ja) * 2012-12-07 2016-03-17 スネクマ ターボ機械用プロペラブレード
WO2014087109A1 (fr) 2012-12-07 2014-06-12 Snecma Pale d'helice pour turbomachine
FR2999151A1 (fr) * 2012-12-07 2014-06-13 Snecma Pale d'helice pour turbomachine
CN104837726A (zh) * 2012-12-07 2015-08-12 斯奈克玛 涡轮机的螺旋桨叶片
US10035582B2 (en) 2012-12-07 2018-07-31 Snecma Propeller blade for a turbomachine
US10233758B2 (en) 2013-10-08 2019-03-19 United Technologies Corporation Detuning trailing edge compound lean contour
US11867195B2 (en) 2014-02-19 2024-01-09 Rtx Corporation Gas turbine engine airfoil
US11408436B2 (en) 2014-02-19 2022-08-09 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US11391294B2 (en) 2014-02-19 2022-07-19 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108117B1 (fr) 2014-02-19 2020-02-05 United Technologies Corporation Profil aérodynamique de turbine à gaz
US10801516B2 (en) 2015-08-11 2020-10-13 Safran Aircraft Engines Turbomachine rotor blade
FR3040071A1 (fr) * 2015-08-11 2017-02-17 Snecma Aube de rotor de turbomachine
RU2727823C2 (ru) * 2015-08-11 2020-07-24 Сафран Эркрафт Энджинз Лопатка ротора турбомашины, диск с лопатками, ротор и турбомашина
EP3163019A1 (fr) * 2015-10-26 2017-05-03 MTU Aero Engines GmbH Aube
US10267157B2 (en) 2015-10-26 2019-04-23 MTU Aero Engines AG Rotating blade
FR3062431A1 (fr) * 2017-01-27 2018-08-03 Safran Helicopter Engines Pale de rouet pour turbomachine, comprenant une ailerette a son sommet et au bord d'attaque
US11187234B2 (en) 2017-01-27 2021-11-30 Safran Helicopter Engines Wheel blade for turbomachine, comprising a winglet at its tip and at the leading edge
WO2018138438A1 (fr) * 2017-01-27 2018-08-02 Safran Helicopter Engines Pale de rouet pour turbomachine, comprenant une ailerette a son sommet et au bord d'attaque
GB2572909A (en) * 2017-01-30 2019-10-16 Safran Aircraft Engines Improved leading edge profile of vanes
US11047238B2 (en) 2017-01-30 2021-06-29 Safran Aircraft Engines Leading edge profile of vanes
GB2572909B (en) * 2017-01-30 2021-10-27 Safran Improved leading edge profile of vanes
FR3062432A1 (fr) * 2017-01-30 2018-08-03 Safran Aircraft Engines Profil ameliore de bord d'attaque d'aubes
WO2018138439A1 (fr) * 2017-01-30 2018-08-02 Safran Aircraft Engines Profil amélioré de bord d'attaque d'aubes
WO2021175801A1 (fr) 2020-03-02 2021-09-10 Safran Aero Boosters Sa Aube pour compresseur de turbomachine
BE1028118A1 (fr) 2020-03-02 2021-09-24 Safran Aero Boosters Aube pour compresseur de turbomachine
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