WO2016142631A1 - Réalisation de demi-etages de redresseurs monoblocs, par fabrication additive - Google Patents

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axis
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Emilie HERNY
Jean-François RIDEAU
Moataz ATTALLAH
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Microturbo
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to the field of turbomachines, in particular that of gas turbine engines intended for the propulsion of aircraft.
  • the invention relates to a rectifier or a rectifier element for an axial turbomachine compressor.
  • an axial compressor comprises a series of axial stages arranged in series, each comprising a moving impeller (rotor) and a stator paddle (rectifier). Each stage is defined to adapt its operating conditions to those of the stages upstream and downstream.
  • the upstream is where originates the flow of gas flowing downstream into the compressor.
  • the moving blade typically comprises a circular disk on which blades (fins) are fixed and rotates in front of the fixed blade (of the straightener).
  • the span of the fins varies along the flow to compensate for variations in the density of the fluid and to maintain at the axial flow rate a more or less constant value.
  • the rotor with moving blades, sucks and accelerates the flow of gas by deviating from the axis of the motor, the stator that follows, straightens the flow to the axis and slows down by transforming a part its speed under pressure, and so on alternately, from floors to floors.
  • the rectifier stages are manufactured in the manner of unitary rings by conventional methods using fusible materials.
  • the lead times for obtaining these parts are often long and the processes are often expensive.
  • the manufacturing is done by foundry.
  • Each floor then requires to invest in a specific mold because the size of the blades is different from one floor to another. constraints intended to be applied to the rectifiers, turbomachine in operation.
  • rectifier element for an axial turbomachine compressor, this rectifier element, which extends around an axis, being characterized in that it is a one-piece assembly of outer shape, generally, in a cylinder sector forming, radially outer, an outer ferrule sector common to several axial stage sectors (i.e. say axially staggered) of integral radial straightener vanes:
  • each inner platform sector stage being connected, radially inwardly, to a sector of first sealing means adapted to engage sealingly said gas second sealing means.
  • these second sealing means will be connected to a rotor shaft of the axial compressor via connecting support walls carrying these second sealing means.
  • the constituent material of the rectifier element in question include an alloy.
  • the alloy A20X TM (based on AI-4% Cu) from the manufacturer "Aeromet International PLC" is particularly concerned here for its qualities of dimensional stability and its mechanical properties up to 300 ° C.
  • An aspect also taken into account concerns the final assembly of the compressor, with its various successive stages of stators and rotors, this in the context of an optimized manufacturing of these rectifier elements.
  • one or more axial sections of a rectifier each comprising a plurality of rectifier elements of the aforementioned type, gathered circumferentially around the axis which will be that of the compressor, to thereby form a generally cylindrical outer shape assembly; turbomachine axial compressor as such, comprising several such axial sections joined axially along said axis.
  • an axial turbomachine compressor comprising:
  • a rotor assembly extending around said axis and comprising a series of axially aligned rotor wheels, each wheel comprising a disk bearing an annular row of radial rotor blades, each row being mounted between two successive stages of radial straightening vanes; .
  • the obtaining of a turbomachine axial compressor, or a section of this compressor can favorably operate with the following steps:
  • the assembly will be more modular. Time and cost savings are expected.
  • the manufacture of the rectifier element it is furthermore proposed that it be performed by an additive manufacturing process, favorably a laser melting process (Selective Laser Melting / SLM) based on the melting of a metal powder.
  • a laser melting process Selective Laser Melting / SLM
  • Such a manufacturing process also known as "Laser Fusion on Powder Bed” makes it possible to obtain parts in a direct manufacturing mode, which does not require the use of any foundry mold and which makes it possible to obtain a part requiring a minimum of machining operations.
  • the possible heat and / or final surface treatments are independent of the additive manufacturing process, but depend on the material. One can not a priori free oneself from it.
  • said metal powder is obtained after atomization EIGA (Ar / Electrode Induction-Melting Gas Atomization). This atomization technique is specific for obtaining reactive alloy powder (such as aluminum alloys).
  • FIG. 1 shows schematically in longitudinal local section (axis 19 hereinafter) an internal part of a prior art aerospace turbomachine, at a compressor, which can be a high pressure compressor;
  • FIGS. 2, 3 are two diagrammatic perspective views, from two different angles, of a semicylindrical rectifier element for an axial turbomachine compressor,
  • FIG. 4 shows in perspective, exploded, a portion of one of said rectifier elements between the blades of which were different rows of rotating radial blades of a rotor assembly to achieve the expected compressor.
  • FIG. 1 shows a conventional compressor 10 of an aviation turbine engine, which may be a turbojet engine or an airplane turboprop engine, as found in FR2997128.
  • the compressor 10 comprises rectifying vanes 12 between which rotor wheels 14 are mounted.
  • Each wheel 14 comprises a disc 17 carrying an annular row of substantially radial vanes, the discs of the wheels 14 being fixed to each other by support walls 16 of binding, which can be annular.
  • the walls 16 may be substantially cylindrical.
  • All the discs of the wheels 14, and therefore the support walls 16 of connection, are further connected to a shaft 18 connected itself, further downstream, to at least one turbine for rotating them about a central axis 19 defining a longitudinal axis of the motor.
  • the wheels 14 are rotated together, about the axis 19, through the shaft 18 and the connecting support walls 16 which transmit the movement.
  • the rectifying vanes 12 may be variable-pitch vanes in the first two stages of compression, and vanes fixed in the other stages of compression.
  • Each stator vane at least those vane fixed in Figure 1, comprises two coaxial annular walls, respectively internal 20 and external 22, between which extend substantially radial vanes 24.
  • the straightening vanes 12 are carried by an outer casing 26 and surround the aforementioned connecting walls 16 of the discs of the wheels 14.
  • the outer wall 22 of each of these vanes 12 may comprise hooks for attachment to an outer casing and its inner wall 20 carries a ferrule 28 which has an abradable material 30 for cooperating with external annular wipers 32 of the corresponding wall 16, to form a labyrinth type seal.
  • the vein 34 which, for channeling the upstream gas (AV) downstream (AV), extends within the compressor 10 is delimited radially externally by the outer annular wall 22 and, radially interior, by the inner annular wall 20.
  • FIGS. 2 and 3 show two elements, respectively 36, 38, of a rectifier 40 for an axial turbomachine compressor.
  • the rectifier 40 is intended to replace the marked rectifier portion
  • Each rectifier element 36, 38 extends around the same axis 44 which will become the axis 19, mounted compressor.
  • each of the rectifier elements 36, 38 is in the form of an integral one-piece assembly in cylinder sector, generally.
  • Each of these cylinder sectors radially externally forms an outer ferrule sector, respectively 46a, 46b FIGS. 2 and 3, common to several axial stage sectors of radial rectifying blade vanes, respectively and successively, 48i , 482 , 483 and 501, 50 2 , 503.
  • radial straightening vanes are secured radially externally to the outer ferrule sector, respectively 46a, 46b in FIGS. 2 and 3, and, radially inside, per stage, to an inner platform sector, respectively and successively, 52i. , 52 2 , 52 3 and 541, 54 2 , 54 3 .
  • the outer shell for example 46a, may substitute for the relevant part of the outer wall 22, whereas the inner platform sectors 52i, 52 2 , 52 3 may substitute for the relevant parts of the inner walls 20, and the axial stage sectors of radial rectifier vanes 481 , 482 , 483 to the stator vanes 24 concerned.
  • each of these inner platform sector stages, 52i, 52 2 , 52 3 and 54i, 54 2 , 54 3 is radially inwardly connected to a sector of first sealing means, respectively and successively , 561, 562, 563 and 581, 582, 583 each adapted to seal said gas against the second sealing means of a rotor shaft of the axial compressor, such as the outer annular wipers 32 of FIG.
  • the first sealing means 561 , 562 , 563 and 581 , 582 , 583 may each comprise an abradable structure, for example based on a honeycomb.
  • each internal platform sector stage and one of the sectors of the first sealing means, such 56i, ... 581,582, ... may be achieved by a generally radially ring sector wall (here more or less frustoconical), such as the wall 593 between the parts 52 3 and 563 Figure 2.
  • a generally radially ring sector wall here more or less frustoconical
  • the material constituting this compressor 10 will be favorably an aluminum-based alloy suitable for withstand temperatures up to 300 ° C.
  • the A20X TM alloy from the manufacturer "Aeromet International PLC" is thus recommended, all the more so if, as recommended, the compressor elements, such as 36.38, are manufactured by laser melting (selective laser melting / SLM), as known per se, the A20X TM alloy is based on AI-4% Cu. Details concerning him are available in the thesis submitted in September 201 1 at the School of Engineering of the University of Birmingham, by Mr. PHILIP BALE entitled "FEEDING PROPERTIES OF THE HIGHLY GRAIN REFINED A20X ALLOY (properties of the very fine grain alloy A20X) and accessible via the link:
  • SLM laser melting is a process that allows the rapid fabrication, from a CAD model, of prototypes and semi-parts. -finished or finished.
  • This method consists of densifying locally, with a CO2 or Nd-YAG laser beam, a material presented in powder form; here based on metal.
  • the thermal contribution of this beam in the infrared is used to melt the powder according to a scanning algorithm generated by the CAM software. This is to achieve the melting of material under the effect of the laser beam.
  • the difference between the two lasers lies mainly in the wavelength: the CO2 laser typically has a wavelength of 10.6 ⁇ whereas that of the Nd-YAG laser is 1, 06 ⁇ .
  • the power of the laser is generally between 50 and 500 W.
  • the method can use a machine having two platforms powered by an interdependent piston system.
  • One of the platforms may include a bench filled with metal powder, the other then serves as a support for the manufacture of the room.
  • the piece is made layer by layer using the laser that reproduces the CAD drawing.
  • the powder can be fed layer by layer by means of a scraper which transfers a controlled amount and thickness from one platform to another.
  • the manufacturing solution can then be favorably as follows: a) Prepare a 3D CAD file of the rectifier (in three dimensions whose design has been computer assisted) with a structure of associated supports to support the part during its construction. This support structure is generated by specific software.
  • a heat treatment type T6 (dissolution, quenching, tempering) will favorably favor the manufacture by direct laser melting, in order to obtain the desired mechanical strength.
  • the components are then subjected to a final finishing treatment, of sandblasting or vibratory type, and preferably a resumption of finishing machining.
  • the powder used in the laser melting process will be favorably obtained after atomization EIGA (Electrode Induction- Melting Gas Atomization / atomization by electrode and induction fusion, under gaseous atmosphere).
  • EIGA Electrode Induction- Melting Gas Atomization / atomization by electrode and induction fusion, under gaseous atmosphere.
  • This atomization technique is specific for obtaining reactive alloy powder, such as aluminum alloys, including the A20X TM alloy.
  • each modular rectifier element it is furthermore recommended that each of them:
  • FIGS. 2, 3 comprises, as illustrated in FIGS. 2, 3, three axial stages of sectors of integral radial straightener vanes, on each floor, of an inner platform sector, such as 52 1 52 2 , 52 3 .
  • rectifier elements 36,38 being a one-piece assembly of outer shape in cylinder sector, globally, it will be easy to achieve: - either an axial rectifier section comprising several such elements 36, 38 gathered circumferentially about said axis 44, to form a set of outer shape of revolution, generally cylindrical,
  • a complete rectifier 40 of axial turbomachine compressor comprising a plurality of axial sections united axially along said axis.
  • the two elements 36,38 can indifferently define an axial section of rectifier or a rectifier 40 complete.
  • each outer shell sector, 46 a, 46 b has substantially in the plane of section P of each half-cylinder passing through the axis 44, lateral flanges, respectively 47a, 47b, 49a, 49b adapted to be arranged facing each other in pairs, in this plane P, and to receive through them reciprocal fastening means , such as that shown schematically in FIG. 3 (bolt) which must engage in the two orifices through which the two vertical axes illustrated in FIGS.
  • each sector of outer shell, 46a, 46b further has, substantially perpendicular to the plane of section P, transverse flanges, respectively 53a, 53b; 55a, 55b.
  • transverse flanges are adapted to be arranged facing other structures, such as transverse flanges of another section of straightener placed coaxially and which could be identical to section 40, assuming that the reference 40 corresponds to a rectifier section.
  • each transverse flange is adapted to receive therethrough fastening means, such as that shown schematically in FIG. 3 (bolt) which must engage in the orifice through which the axis passing through it passes. extend figure 3.
  • turbomachine axial compressor 60 it may be shown diagrammatically in part in FIG. 4 where the rectifier 40 comprises four stages of radial stator vanes (here 61, 63, 65, 67), along the axis 44.
  • this compressor can include:
  • rectifier elements such as 36,38, thus joined circumferentially end to end around the axis 44, to form the aforementioned assembly of generally cylindrical outer shape, or the aforementioned complete rectifier 40, and
  • a rotor assembly 62 extending around said axis 44, to rotate around, and thus comprising a series of axially aligned rotor wheels 64, 66, 68, each wheel, such as that 64, comprising a disc 70 bearing an annular row of radial rotor blades 72, each row being mounted between two successive stages of radial straightening vanes.
  • this rotor assembly 62 can be made as shown in FIG. 1, the axis 19 then replacing the axis 44.
  • the first step will engage to the immediate vicinity of the inner surface of the outer wall 46b of the first half-shell the radial vanes 72 of the rotor assembly, about half the diameter of the ring which they define at their outer periphery, the second step of engaging the other half in the same intermediate spaces, such as 76a, 76b 2, on the other two half-shell.

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Abstract

Élément d'un redresseur de compresseur axial de turbomachine, se présentant comme un ensemble monobloc de forme extérieure en secteur de cylindre formant, de façon radialement extérieure, un secteur de virole externe (46a) commune à plusieurs secteurs d'étages axiaux d'aubes redresseurs radiales (481,482,483) solidaires, de façon radialement extérieure, dudit secteur de virole externe et, de façon radialement intérieure, par étage, d'un secteur de plateforme interne (521,522,523), chaque étage de secteur de plateforme interne étant relié, de façon radialement intérieure, à un secteur de premiers moyens d'étanchéité de premiers moyens d'étanchéité (561,562,563) chacun adapté à engager de façon étanche audit gaz des seconds moyens d'étanchéité reliés à un arbre de rotor du compresseur axial.

Description

REALISATION DE DEMI-ETAGES DE REDRESSEURS
MONOBLOCS, PAR FABRICATION ADDITIVE
La présente invention concerne le domaine des turbomachines, notamment celui des moteurs à turbine à gaz destinés à la propulsion des aéronefs. L'invention porte sur un redresseur ou un élément de redresseur pour un compresseur axial de turbomachine.
De façon connue, un compresseur axial comprend une série d'étages axiaux disposés en série, chacun comprenant une roue à aubes mobile (rotor) et un stator à aubes (redresseur). Chaque étage est défini pour adapter ses conditions de fonctionnement à celles des étages en amont et en aval.
L'amont est là d'où est originaire le flux de gaz qui s'écoule, vers l'aval, dans le compresseur.
L'aubage mobile (rotor) comprend typiquement un disque circulaire sur lequel sont fixées des aubes (ailettes) et tourne devant l'aubage fixe (du redresseur).
L'envergure des ailettes varie le long de l'écoulement pour compenser les variations de la masse volumique du fluide et pour conserver à la vitesse débitante axiale une valeur plus ou moins constante.
Ainsi, le rotor, à aubage mobile, aspire et accélère le flux de gaz en le déviant par rapport à l'axe du moteur, le redresseur (stator) qui suit, redresse le flux vers l'axe et le ralentit en transformant une partie de sa vitesse en pression, et ainsi de suite alternativement, d'étages en étages.
Les étages redresseurs sont fabriqués à la manière d'anneaux unitaires par des procédés conventionnels utilisant des matériaux fusibles. Les délais d'obtention de ces pièces sont souvent long et les procédés souvent coûteux. Typiquement, la fabrication se fait par fonderie. Chaque étage demande alors d'investir dans un moule spécifique car la taille des aubes est différente d'un étage à l'autre. contraintes prévues pour être appliqués aux redresseurs, turbomachine en fonctionnement.
Par ailleurs, les inconvénients précités peuvent être considérés d'autant plus gênants si les pièces concernées sont des pièces de prototypage et de développement.
C'est dans ce contexte, et afin au moins de pallier certains de ces inconvénients, qu'est ici proposé un élément de redresseur, pour un compresseur axial de turbomachine, cet élément de redresseur, qui s'étend autour d'un axe, étant caractérisé en ce qu'il se présente comme un ensemble monobloc de forme extérieure, globalement, en secteur de cylindre formant, de façon radialement extérieure, un secteur de virole externe commune à plusieurs secteurs d'étages axiaux (c'est-à-dire axialement étagés) d'aubes redresseurs radiales solidaires :
- de façon radialement extérieure, dudit secteur de virole externe, et, - de façon radialement intérieure, par étage, d'un secteur de plateforme interne, chaque étage de secteur de plateforme interne étant relié, de façon radialement intérieure, à un secteur de premiers moyens d'étanchéité adaptés à engager de façon étanche audit gaz des seconds moyens d'étanchéité.
A priori et en pratique, ces seconds moyens d'étanchéité seront reliés à un arbre de rotor du compresseur axial par l'intermédiaire de parois support de liaison portant ces seconds moyens d'étanchéité.
Par convention, on appellera « radial » dans la présente description ce qui est radial à l'axe précité (du compresseur) et axial ce qui s'étend suivant cet axe.
Pour favoriser la prise en compte des problèmes précités que posent les matériaux de forte densité, du type à base fer ou de nickel, et les fabrications par fonderie, il est conseillé que le matériau constitutif de l'élément de redresseur en cause comprenne un alliage à base d'aluminium adapté pour être utilisé dans un procédé de fabrication additive, comme la fusion laser sur lit de poudre. L'alliage A20X™ (à base AI-4%Cu) du fabricant « Aeromet International PLC » est en particulier ici concerné pour ses qualités de stabilité dimensionnelles et ses propriétés mécaniques jusqu'à 300°C.
Un aspect pris aussi en compte concerne le montage final du compresseur, avec ses différents étages successifs de stators et rotors, ceci dans le cadre d'une fabrication optimisée de ces éléments de redresseur.
C'est ainsi qu'il est prévu que l'élément de redresseur précité :
- se présente comme un ensemble monobloc de forme extérieure globalement hémicylindrique, et
- comprenne trois étages axiaux de secteurs d'aubes redresseurs radiales solidaires, à chaque étage, d'un dit secteur de plateforme interne (individuel).
En formant un redresseur par éléments sectorisés, il va être possible d'obtenir :
- tant un ou plusieurs tronçons axiaux d'un redresseur comprenant chacun plusieurs éléments de redresseur du type précité, réunis circonférentiellement autour de l'axe qui sera celui du compresseur, pour former ainsi un ensemble de forme extérieure globalement cylindrique, - qu'un redresseur de compresseur axial de turbomachine en tant que tel, comprenant plusieurs tels tronçons axiaux réunis axialement le long dudit axe.
Et avec toute ou partie des considérations qui précèdent, il va en outre être possible de proposer un compresseur axial de turbomachine, comprenant :
- un redresseur du type précité, ou plusieurs dits éléments de redresseur réunis donc circonférentiellement, et
- un ensemble rotor s'étendant autour dudit axe et comprenant une série de roues de rotor axialement alignées, chaque roue comprenant un disque portant une rangée annulaire d'aubes de rotor radiales, chaque rangée étant montée entre deux étages successifs d'aubes redresseurs radiales. Comme indiqué ci-avant, l'obtention d'un compresseur axial de turbomachine, ou d'un tronçon de ce compresseur, pourra favorablement s'opérer avec les étapes suivantes :
le long de l'axe qui sera celui du compresseur, engager, transversalement à cet axe et entre les étages successifs de secteur(s) d'aubes redresseurs radiales, une première partie des rangées annulaires d'aubes radiales de l'ensemble rotor,
- monter ensuite, autour d'une autre partie desdites rangées annulaire d'aubes radiales non ainsi engagée, un autre secteur de cylindre d'au moins un autre élément de redresseur, et ainsi de suite jusqu'à ce que la virole externe entoure entièrement lesdites aubes.
Le montage sera davantage modulaire. On en escompte des gains de temps et une réduction de coûts.
On notera que cet engagement «transversal» à l'axe du compresseur s'effectuera dans un plan radial audit axe, un « plan radial » étant un plan qui contient les axes radiaux des aubes de rotor radiales d'une rangée annulaire donnée.
Ceci est différent du montage circonférentiel enseigné dans FR 2997128.
Concernant la fabrication de l'élément de redresseur, il est par ailleurs proposé qu'elle soit réalisée par un procédé de fabrication additive, favorablement un procédé de fusion laser (Sélective Laser Melting / SLM) basée sur la fusion d'une poudre métallique. Un tel procédé de fabrication dit aussi « par Fusion Laser sur Lit de Poudre » permet d'obtenir des pièces suivant un mode de fabrication directe, qui ne nécessite l'utilisation d'aucun moule de fonderie et qui permet d'obtenir une pièce nécessitant un minimum d'opérations d'usinage. A cet égard, les possibles traitements thermiques et/ou de surface finaux sont indépendants du procédé de fabrication additive, mais dépendent du matériau. On ne peut a priori s'en affranchir. En relation avec ce procédé, il est aussi prévu que ladite poudre métallique soit obtenue après atomisation EIGA (atomisation par électrode sous gaz d'Ar / Electrode Induction-Melting Gas Atomization). Cette technique d'atomisation est spécifique pour l'obtention de poudre d'alliage réactif (comme les alliages d'aluminium).
D'autres détails, caractéristiques et avantages des solutions ici présentées apparaîtront encore à la lecture de la description qui suit, faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 montre schématiquement en coupe locale longitudinale (axe 19 ci-après) une partie interne d'une turbomachine aéronautique de l'art antérieur, au niveau d'un compresseur, qui peut être un compresseur haute pression ;
- les figures 2,3 sont deux vues schématiques en perspective, sous deux angles différents, d'un élément hémicylindrique de redresseur pour un compresseur axial de turbomachine,
- la figure 4 montre en perspective, avec éclaté, une partie de l'un desdits éléments de redresseur entre les aubes duquel ont été différentes rangées d'aubes radiales rotative d'un ensemble rotor afin de réaliser le compresseur attendu.
La figure 1 montre un compresseur 10 conventionnel d'une turbomachine aéronautique, qui peut être un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, tel que trouve divulgué dans FR2997128.
Le compresseur 10 comprend des aubages redresseurs 12 entre lesquels sont montés des roues de rotor 14. Chaque roue 14 comprend un disque 17 portant une rangée annulaire d'aubes sensiblement radiales, les disques des roues 14 étant fixés entre eux par des parois support 16 de liaison, qui peuvent être annulaires. Les parois 16 peuvent être sensiblement cylindriques.
Tous les disques des roues 14, et donc les parois support 16 de liaison, sont en outre reliés à un arbre 18 relié lui-même, plus en aval, à au moins une turbine pour leur entraînement en rotation autour d'un axe central 19 définissant un axe longitudinal du moteur. Ainsi, les roues 14 sont entraînées en rotation ensemble, autour de l'axe 19, par l'intermédiaire de l'arbre 18 et des parois support 16 de liaison qui transmettent le mouvement.
Les aubages redresseurs 12 peuvent être à aubes à calage variable dans les deux premiers étages de compression, et à aubes fixes dans les autres étages de compression.
Chaque aubage redresseur, au moins ceux à aubes fixes sur la figure 1 , comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne 20 et externe 22, entre lesquelles s'étendent des aubes 24 sensiblement radiales. Les aubages redresseurs 12 sont portés par un carter externe 26 et entourent les parois 16 précitées de liaison des disques des roues 14. La paroi externe 22 de chacun de ces aubages 12 peut comprendre des crochets de fixation à un carter externe et sa paroi interne 20 porte une virole 28 qui comporte un matériau abradable 30 destiné à coopérer avec des léchettes annulaires externes 32 de la paroi 16 correspondante, pour former un joint d'étanchéité du type à labyrinthe.
La veine 34 qui, pour canaliser le gaz d'amont (AV) vers l'aval (AV), s'étend au sein du compresseur 10 est délimitée, de façon radialement extérieure, par la paroi annulaire externe 22 et, de façon radialement intérieure, par la paroi annulaire interne 20.
Les figures 2, 3 montrent deux éléments, respectivement 36,38, d'un redresseur 40 pour un compresseur axial de turbomachine.
Le redresseur 40 vise à remplacer la partie de redresseur marquée
42 sur la figure 1 .
Chaque élément 36,38 de redresseur s'étend autour d'un même axe 44 qui deviendra l'axe 19, compresseur monté.
Et chacun des éléments 36,38 de redresseur se présente comme un ensemble monobloc de forme extérieure en secteur de cylindre, globalement. Chacun de ces secteurs de cylindre forme, de façon radialement extérieure, un secteur de virole externe, respectivement 46a,46b figures 2 et 3, commune à plusieurs secteurs d'étages axiaux d'aubes redresseurs radiales, respectivement et successivement, 48i ,482,483 et 50i,502,503.
Ces aubes redresseurs radiales sont solidaires, de façon radialement extérieure, du secteur de virole externe, respectivement 46a,46b figures 2 et 3, et, de façon radialement intérieure, par étage, d'un secteur de plateforme interne, respectivement et successivement, 52i,522, 523 et 54i,542,543.
On aura compris qu'en référence à la figure 1 et pour le secteur angulaire concerné, la virole externe, par exemple 46a, pourra se substituer à la partie concernée de la paroi externe 22, tandis que les secteurs de plateforme interne 52i,522,523 pourront se substituer aux parties concernées des parois internes 20, et les secteurs d'étages axiaux d'aubes redresseurs radiales 481,482,483 aux aubes de redresseur 24 concernées.
En outre, chacun de ces étages de secteur de plateforme interne, 52i,522,523 et 54i,542,543, est relié, de façon radialement intérieure, à un secteur de premiers moyens d'étanchéité, respectivement et successivement, 561,562,563 et 581,582,583 chacun adapté à engager de façon étanche audit gaz des seconds moyens d'étanchéité d'un arbre de rotor du compresseur axial, telles les léchettes annulaires externes 32 de la figure 1 .
Les premiers moyens d'étanchéité 561,562,563 et 581,582,583 pourront chacun comprendre une structure abradable, par exemple à base de nid d'abeille.
Et la liaison entre chaque étage de secteur de plateforme interne et l'un des secteurs des premiers moyens d'étanchéité, tels 56i,...581,582,... pourra être réalisée par une paroi en secteur d'anneau globalement radiale (ici plus ou moins tronconique), telle la paroi 593 entre les parties 523 et 563 figure 2. Appliqué en particulier à un compresseur haute pression de turbomoteur, comme illustré fig.1 où le compresseur 10 est axialement interposé entre un compresseur basse pression, en amont, et une chambre de combustion, en aval, le matériau constitutif de ce compresseur 10 sera favorablement un alliage à base d'aluminium adapté à une tenue en température jusqu'à 300°C. L'alliage A20X™ du fabricant « Aeromet International PLC » est ainsi recommandé, ceci d'autant plus si, comme conseillé, on fabrique les éléments du compresseur, tels 36,38, par fusion laser (Sélective Laser Melting / SLM), Comme connu en soi, l'alliage A20X™ est à base AI-4%Cu. Des détails le concernant sont disponibles dans la thèse soumise en Septembre 201 1 à l'école "School of Engineering" de l'Université de Birmingham, par Mr. PHILIP BALE intitulée "FEEDING PROPERTIES OF THE HIGHLY GRAIN REFINED A20X ALLOY (propriétés de l'alliage à grain très fin A20X) et accessible via le lien :
http://etheses.bham.ac.Uk/3327/1/Bale 12 MRes.pdf
Sa composition chimique (en poids %) est a priori la suivante:
Ag B Cu Fe K Mg Si Ti V Al 0.70 1 .33 4.07 0.02 0.07 0.26 0.05 3.17 0.04 90.29 La fusion laser SLM est un procédé qui permet la fabrication rapide, à partir d'un modèle de CAO, de prototypes et de pièces semi-finies ou finies. Ce procédé consiste à densifier localement, avec un faisceau laser CO2 ou Nd-YAG, un matériau présenté sous forme de poudre ; ici à base de métal . L'apport thermique de ce faisceau dans l'infrarouge est utilisé pour fondre la poudre suivant un algorithme de balayage généré par le logiciel de FAO. Il s'agit de réaliser de la fusion de matière sous l'effet du faisceau laser. La différence entre les deux lasers réside principalement dans la longueur d'onde : le laser CO2 a typiquement une longueur d'onde de 10,6 μιτι alors que celle du laser Nd-YAG est de 1 ,06 μιτι.
La puissance du laser est généralement comprise entre 50 et 500 W. Le procédé peut utiliser une machine présentant deux plateformes motorisées par un système de piston interdépendant. L'une des plateformes peut comprendre un banc rempli de poudre métallique, l'autre sert alors de support à la fabrication de la pièce.
La pièce est fabriquée couche par couche au moyen du laser qui reproduit le dessin CAO. La poudre peut être amenée couche par couche au moyen d'un racleur qui transfère une quantité et une épaisseur maîtrisées d'une plateforme à l'autre.
La solution de fabrication peut alors être favorablement la suivante : a) préparer un fichier 3D CAO du redresseur (en trois dimensions dont la conception a été assistée par ordinateur) avec une structure de supports associés pour soutenir la pièce pendant sa construction. Cette structure de support est générée par un logiciel spécifique.
b) utiliser la machine de fusion laser sur lit de poudre pour construire la pièce, qui comprendra deux demi coquilles dans l'exemple des figures 2,3. c) une fois la pièce construite, les supports doivent être enlevés. Un traitement thermique type T6 (mise en solution, trempé, revenu) suivra favorablement la fabrication par fusion directe laser, afin d'obtenir la tenue mécanique souhaitée.
d) les composants sont ensuite soumis à un traitement de finition finale, de type sablage ou vibratoire, ainsi de préférence qu'une reprise d'usinage en finition.
On notera que la réalisation en deux demi coquilles permettra d'optimiser le temps de conception des éléments 36,38, tout en permettant à la fois une fabrication en module, par fusion laser de préférence, et une mise en place transversale des éléments de rotor comme détaillé ci-après.
La poudre utilisée dans le procédé de fusion laser sera favorablement obtenue après atomisation EIGA (Electrode Induction- Melting Gas Atomization / atomisation par électrode et fusion à induction, sous atmosphère gazeuse). Cette technique d'atomisation est spécifique pour l'obtention de poudre d'alliage réactif, comme les alliages d'aluminium, y compris celui A20X™.
Pour optimiser d'une part la fabrication par fusion laser de chaque élément modulaire de redresseur il est par ailleurs conseillé que chacun d'eux :
- se présente comme un ensemble monobloc de forme extérieure globalement hémicylindrique, comme les deux éléments 36,38 de redresseur, et
- comprenne, comme illustré figures 2,3, trois étages axiaux de secteurs d'aubes redresseurs radiales solidaires, à chaque étage, d'un dit secteur de plateforme interne, tels 52i 522,523.
Tant à partir de deux telles demi-coquilles que d'éléments 36,38 de redresseur se présentant comme un ensemble monobloc de forme extérieure en secteur de cylindre, globalement, il sera aisé de réaliser : - soit un tronçon axial de redresseur comprenant plusieurs tels éléments 36,38 réunis circonférentiellement autour dudit axe 44, pour former un ensemble de forme extérieure de révolution, globalement cylindrique,
- soit un redresseur 40 complet de compresseur axial de turbomachine, comprenant plusieurs tronçons axiaux réunis axialement le long dudit axe.
On aura donc compris que, réunis autour de l'axe commun 44, les deux éléments 36,38 pourront indifféremment définir un tronçon axial de redresseur ou un redresseur 40 complet.
A cette fin, il est prévu que, si l'on considère l'exemple des deux éléments hémicylindriques 36,38 de redresseur, ici globalement identiques, chaque secteur de virole externe, 46a,46b, présente sensiblement dans le plan de coupe P de chaque demi-cylindre passant par l'axe 44, des rebords latéraux, respectivement 47a,47b ;49a,49b adaptés à être disposés face à face deux à deux, dans ce plan P, et à recevoir à travers eux des moyens de fixations réciproques, tel celui schématisé en 50 figure 3 (boulon) qui doit s'engager dans les deux orifices par où passent les deux axes verticaux illustrés figures 2,3. En extrémités axiales, chaque secteur de virole externe, 46a,46b, présente en outre, sensiblement perpendiculairement au plan de coupe P, des rebords transversaux, respectivement 53a, 53b ;55a,55b. Ces rebords transversaux sont adaptés à être disposés face à d'autres structures, tels que des rebords transversaux d'un autre tronçon de redresseur placé coaxialement et qui pourrait être identique au tronçon 40, dans l'hypothèse où l'on considère que le repère 40 correspond à un tronçon de redresseur. A l'image des rebords latéraux, chaque rebord transversal est adapté à recevoir à travers lui des moyens de fixations, tel celui schématisé en 57 figure 3 (boulon) qui doit s'engager dans l'orifice par où passe l'axe qui le prolonge figure 3.
Concernant le compresseur 60 axial de turbomachine, il peut se présenter comme schématisé en partie sur la figure 4 où le redresseur 40 comprend quatre étages d'aubes radiales de redresseur (ici 61 ,63,65,67), le long de l'axe 44.
Ainsi, ce compresseur peut comprendre :
soit plusieurs éléments de redresseur, tels 36,38, réunis donc circonférentiellement bout à bout autour de l'axe 44, pour former l'ensemble précité de forme extérieure globalement cylindrique, soit le redresseur 40 complet précité, et
- un ensemble rotor 62 s'étendant autour dudit axe 44, pour tourner autour, et comprenant donc une série de roues de rotor 64,66,68 axialement alignées, chaque roue, telle celle 64, comprenant un disque 70 portant une rangée annulaire d'aubes 72 de rotor radiales, chaque rangée étant montée entre deux étages successifs d'aubes redresseurs radiales.
On aura compris que, globalement, cet ensemble rotor 62 pourra être réalisé comme celui montré figure 1 , l'axe 19 se substituant alors à l'axe 44.
Concernant maintenant le montage d'un tel compresseur axial de turbomachine, ou d'un tronçon de compresseur, il est recommandé de procéder comme suit : - a) le long dudit axe (44), dans les espaces libres successifs établis entre les étages de secteur(s) d'aubes redresseurs radiales 61 ,63,65,67 figure 4, engager, transversalement à cet axe, une première partie des différentes rangées annulaires d'aubes radiales 72 de l'ensemble rotor,
- b) puis, monter, autour d'une autre partie desdites rangées annulaires de ces mêmes aubes radiales de rotor, non ainsi engagée, un autre secteur de cylindre d'au moins un autre élément de redresseur, et ainsi de suite jusqu'à ce que la virole externe, telle 46a-46b, entoure entièrement toutes lesdites aubes.
On aura compris par-là que, si le compresseur 40 comprend uniquement les deux demi-coquilles 36,38, la première étape permettra d'engager jusqu'à proximité immédiate de la surface intérieure de la paroi externe 46b de la première demi-coquille les aubes radiales 72 de l'ensemble rotor, sur environ la moitié du diamètre de l'anneau qu'elles définissent à leur périphérie extérieure, la seconde étape consistant à engager l'autre moitié dans les mêmes espaces intermédiaires, tels 76a, 76b figure 2, de l'autre deux demi-coquille.
L'engagement précité «transversal » à l'axe 44 lors de l'étape a) ci- avant indique bien que cet engagement s'effectue dans un plan radial à l'axe 44, un « plan radial » étant un plan qui contient les axes radiaux (tels 72a, 72b figure 4) des aubes 72 de rotor radiales d'une rangée annulaire donnée.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Elément d'un redresseur pour un compresseur axial de turbomachine, l'élément de redresseur s'étendant autour d'un axe (44) et étant caractérisé en ce qu'il se présente comme un ensemble monobloc de forme extérieure en secteur de cylindre, globalement, formant, de façon radialement extérieure, un secteur de virole externe (46a,46b) commune à plusieurs secteurs d'étages axiaux d'aubes redresseurs radiales (48i,482,483 ; 50i,502,503) solidaires, de façon radialement extérieure, dudit secteur de virole externe et, de façon radialement intérieure, par étage, d'un secteur de plateforme interne (52i,522,523 ; 54i,542,543), chaque étage de secteur de plateforme interne étant relié, de façon radialement intérieure, à un secteur de premiers moyens d'étanchéité (561,562,563 ; 581,582,583) chacun adapté à engager de façon étanche audit gaz des seconds moyens d'étanchéité (32).
2. Elément (36,38) de redresseur selon la revendication 1 , dont le matériau constitutif comprend un alliage à base d'aluminium adapté pour être utilisé dans une fabrication additive dudit élément, telle qu'une fabrication basée sur la fusion d'une poudre métallique (SLM).
3. Elément de redresseur selon la revendication 1 ou 2, qui :
- se présente comme un ensemble monobloc de forme extérieure globalement hémicylindrique, et
- comprend trois étages axiaux de secteurs d'aubes redresseurs radiales (481,482,483 ; 50i,502,503) solidaires, à chaque étage, d'un dit secteur de plateforme interne (52i,522,523 ; 54i,542,543).
4. Tronçon axial d'un redresseur comprenant plusieurs éléments (36,38) de redresseur selon l'une des revendications 1 à 3, réunis circonférentiellement autour dudit axe, pour former un ensemble de forme extérieure globalement cylindrique.
5. Redresseur pour un compresseur axial de turbomachine, comprenant plusieurs tronçons axiaux selon la revendication 4 réunis axialement le long dudit axe.
6. Compresseur axial de turbomachine, comprenant :
- un redresseur (40) selon la revendication 5, ou plusieurs éléments de redresseur selon l'une des revendications 1 à 3, réunis circonférentiellement autour dudit axe, pour former un ensemble de forme extérieure globalement cylindrique, et
- un ensemble rotor (60) s'étendant autour dudit axe, pour tourner autour, et comprenant une série de roues de rotor (64,66,68) axialement alignées, chaque roue comprenant un disque (70) portant une rangée annulaire d'aubes de rotor radiales (72), chaque rangée étant montée entre deux étages successifs d'aubes redresseurs radiales (48i ,482,483 ; 50i,502,50s).
7. Procédé de montage du compresseur axial de turbomachine selon la revendication 6, ou d'un tronçon de compresseur axial de turbomachine selon la revendication 4, le procédé comprenant comme étapes:
- transversalement audit axe, engager entre les étages successifs de secteur(s) d'aubes redresseurs radiales (481,482,483 ; 50i,502,503), une première partie des rangées annulaires des aubes radiales (72) de l'ensemble rotor,
- monter, autour d'une autre partie desdites rangées annulaire d'aubes radiales de rotor non ainsi engagée, un autre secteur de cylindre d'au moins un autre élément de redresseur, et ainsi de suite jusqu'à ce que la virole externe (46a,46b) entoure entièrement lesdites aubes (481,482,483 ; 50i,502,503 ; 72).
8. Procédé de fabrication de l'élément de redresseur selon l'une des revendications 1 à 3, par fabrication additive.
9. Procédé selon la revendication 8, où ladite fabrication additive comprend une fusion laser (SLM) basée sur la fusion d'une poudre métallique.
10. Procédé selon la revendication 8 ou 9, où ladite au moins une poudre métallique est obtenue après atomisation EIGA (atomisation par électrode sous gaz d'Ar / Electrode Induction-Melting Gas Atomization).
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