EP2766577A1 - Aube de stator de turbomachine comportant une portion bombée - Google Patents

Aube de stator de turbomachine comportant une portion bombée

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EP2766577A1
EP2766577A1 EP12780239.5A EP12780239A EP2766577A1 EP 2766577 A1 EP2766577 A1 EP 2766577A1 EP 12780239 A EP12780239 A EP 12780239A EP 2766577 A1 EP2766577 A1 EP 2766577A1
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EP
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blade
turbomachine
radial
curved
radially
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Damien CELLIER
Alicia Lise Julia DUFRESNE
Philippe Pierre Marcel Marie PELLETRAU
Vincent Paul Gabriel Perrot
Jean-François Antoine Christian RIOS
Laurent Christophe Francis VILLAINES
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Safran Aircraft Engines SAS
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SNECMA SAS
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    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
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    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D5/14—Form or construction
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
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    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
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    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/403—Casings; Connections of working fluid especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise

Definitions

  • the invention relates to a turbomachine blade which is made to limit the coincidences of vibration frequencies of the blade with respect to the urging frequencies of the blade during operation of the turbomachine, which could lead to deterioration of dawn or his breakage.
  • stator vanes During the operation of a turbomachine, the flow of gas along the stator vanes causes the vanes to vibrate.
  • Each blade has one or more eigenfrequencies for which the amplitude of the vibration can become too important and cause the deterioration or breakage of the dawn.
  • This curvature makes it possible to limit the vibrations of the blade in a frequency range corresponding to the operating conditions of the turbomachine, and also limits the risk of breakage of the blade.
  • a curvature also reduces the efficiency and aerodynamic efficiency of the blade.
  • the aim of the invention is to propose a turbomachine blade which is made in such a way that the at least one eigenfrequency of the blade is different from the biasing frequencies of the blade during operation of the turbomachine.
  • the invention proposes a turbomachine compressor vane of principal orientation radial with respect to the main axis of the turbomachine, the blade having a radially inner foot portion, a radially outer portion of a head and a radially intermediate portion,
  • the blade comprises a curved portion tangentially in one direction and at least a straight portion at the foot portion and / or at the head portion.
  • Such a curved portion tangentially modifies the vibration response of the blade to vibrational stresses, and distances the so-called risk frequencies out of the range of operation of the blade.
  • the radial length L1 of the curved portion is between 30% and 60% of the radial length L of the blade.
  • the tangential amplitude A of the curved portion is between 1% and 5% of the radial length L of the blade.
  • said rectilinear portion is inclined at an angle less than or equal to 30 ° with respect to the radial main direction of the blade.
  • the domed portion is positioned radially at the foot portion.
  • the domed portion is positioned radially at the head portion.
  • the domed portion is positioned radially at the middle portion.
  • the curved portion is convex tangentially towards the underside of the blade.
  • the invention also proposes a turbomachine compressor stator comprising radial vanes distributed around the main axis of the turbomachine, characterized in that each blade is produced as defined above.
  • the invention also proposes a turbomachine comprising a stator which comprises blades as defined above.
  • FIG. 1 is a schematic perspective view of a blade having a convex portion according to the invention
  • FIG. 2 is a representation of the tangential stacking law of the center of gravity of the sections of a blade according to the invention.
  • the radial, tangential and axial orientations according to the reference R, T, A indicated in FIG. 1, in which the radial orientation is the main orientation of the dawn, will be adopted in a nonlimiting manner. and the tangential orientation is the orientation perpendicular to a main axial plane of the blade.
  • FIG. 1 a blade 10 forming part of a stator (not shown) of the compressor of a turbomachine.
  • the compressor comprises a plurality of blades 10 which are regularly distributed around the main axis of the turbomachine, to form an annular assembly, called a stator grid, which is traversed by a flow of gas, here air .
  • the blade 10 extends radially generally along the orientation R with respect to the main axis of the turbomachine.
  • the blade 10 has a radially inner portion 12, called the root of the blade, at which the blade 10 is attached to an inner shell of the compressor (not shown).
  • the blade 10 has a radially outer portion 14 called the head of the blade, at which the blade 10 is fixed to an outer shell of the compressor (not shown).
  • the blade 10 has an intermediate portion 16 connecting the foot 12 to the head 14 of the blade 10.
  • the inner ferrule and the outer ferrule of the compressor delimit an annular duct called a vein, in which the flow of air circulates and interacts with the blade 10.
  • the blade 10 also comprises a leading edge 18, which is located axially upstream in the direction of gas flow with respect to the blade 10, and a trailing edge 20 which is located axially downstream along the direction. gas flow with respect to the blade 10.
  • the blade 10 is further arched and has a face 22 called intrados, which is located on the side opposite the camber and a face 24 called extrados which is located on the side of the arch.
  • FIG. 2 shows a curve 26 representing the tangential stacking law of the center of gravity of the sections of the blade 10.
  • This tangential stacking law corresponds to the position of the center of gravity of each section of the blade in a plane perpendicular to the radial main direction of the blade, with respect to a radial main axis of the blade 10.
  • This curve 26 has a foot portion 28 corresponding to the foot 12 of the blade 10, a head portion 30 corresponding to the head 14 of the blade 10 and an intermediate portion 32 corresponding to the intermediate portion 16 of the blade 10 .
  • the blade 10 is made in such a way that it comprises a part 34 which is curved tangentially and at least a rectilinear part.
  • the curve 26 comprises a curved portion tangentially 36 corresponding to the convex portion 34.
  • the curve 26 also comprises at least one rectilinear portion corresponding to the straight portion of the dawn 10.
  • the rectilinear portion of the blade 10 is situated at the level of the foot 12 and / or at the level of the head 14 of the blade 10, depending on the position of the curved portion 34.
  • the rectilinear portion of the curve 26 is situated at the level of the foot portion 28 and / or at the level of the head portion 30, as a function of the radial position of the convex portion 36.
  • the convex portion 34 is located radially at the level of the foot 12 of the blade 10.
  • the rectilinear portion is then located at the head 14 of the blade 10. Consequently, the portion curved 36 is located radially at the foot portion 28 and the leading portion 30 of the curve 26 is rectilinear.
  • the convex portion 34 is located radially at the head 14 of the blade 10.
  • the rectilinear portion is then located at the level of the root 12 of the blade 10.
  • the curved portion 36 of the curve 26 is therefore located radially at the level of the head portion 30 and the foot portion 28 of the curve 26 is rectilinear.
  • the convex portion 34 is located radially at the intermediate portion 16 of the blade 10. The foot 12 and the head 14 of the blade 10 each form a straight portion of the blade 10.
  • the convex portion 36 is located radially at the intermediate portion 32 and the foot portion 28 and the leading portion 30 of the curve 26 are both straight.
  • the blade 10 is curved in such a manner that the curved portion 34 is convex tangentially in the direction of the intrados 22, as represented in FIG.
  • the convex portion 34 is curved toward the extrados 24.
  • the dimensions of the convex portion 36 are defined with respect to the radial length "L" of the blade 10.
  • the radial dimension "L1" of the convex portion 36 is between 30% and 60% of the radial dimension "L" of the blade 10.
  • the tangential dimension "A" of the convex portion 36 is between 1% and 5% of the radial dimension "L" of the blade 10.
  • each portion of head 28 and / or foot 30 which is rectilinear is inclined relative to the radial main direction of the blade by an angle whose value is less than or equal to 30 °.

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Abstract

L'invention propose une aube (10) de compresseur de turbomachine d'orientation principal radiale par rapport à l'axe principal de la turbomachine, l'aube (10) comportant une partie radialement interne de pied (12), une partie radialement externe de tête (14) et une partie radialement intermédiaire (16), caractérisée en ce que l'aube (10), comporte une partie bombée (34) tangentiellement dans une direction et au moins une partie rectiligne au niveau de la partie de pied (12) et/ou au niveau de la partie de tête (14).

Description

AUBE DE STATOR DE TURBOMACHINE COMPORTANT UNE PORTION
BOMBEE .
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE
L'invention concerne une aube de turbomachine qui est réalisée de manière à limiter les coïncidences de fréquences de vibration de l'aube par rapport aux fréquences de sollicitation de l'aube lors du fonctionnement de la turbomachine, qui risqueraient d'aboutir à une détérioration de l'aube ou bien sa casse .
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Lors du fonctionnement d'une turbomachine, l'écoulement de gaz le long des aubes de stator provoquent la mise en vibration des aubes.
Chaque aube possède une ou plusieurs fréquences propres pour lesquelles l'amplitude de la vibration peut devenir trop importante et provoquer la détérioration ou la casse de l'aube.
Le document US 3.745.629 décrit une aube de turbomachine qui est courbée selon un profil qui est similaire au profil d'une aube en vibration dans une de ses fréquences propres.
Cette courbure permet de limiter les vibrations de l'aube dans une plage de fréquences correspondant aux conditions de fonctionnement de la turbomachine, et limite aussi les risques de casse de 1 ' aube . Cependant, une telle courbure réduit aussi l'efficacité et le rendement aérodynamique de l'aube.
L'invention a pour but de proposer une aube de turbomachine qui est réalisée de manière que la ou les fréquences propres de l'aube sont différentes des fréquences de sollicitation de l'aube lors du fonctionnement de la turbomachine.
EXPOSÉ DE L' INVENTION
L'invention propose une aube de compresseur de turbomachine d'orientation principal radiale par rapport à l'axe principal de la turbomachine, l'aube comportant une partie radialement interne de pied, une partie radialement externe de tête et une partie radialement intermédiaire,
caractérisée en ce que l'aube, comporte une partie bombée tangentiellement dans une direction et au moins une partie rectiligne au niveau de la partie de pied et/ou au niveau de la partie de tête.
Une telle portion bombée tangentiellement modifie la réponse en vibration de l'aube aux sollicitations en vibration, et éloigne les fréquences dites à risque hors de la plage de fonctionnement de 1 ' aube .
De préférence, la longueur radiale Ll de la partie bombée est comprise entre 30% et 60% de la longueur radiale L de l'aube.
De préférence, l'amplitude tangentielle A de la partie bombée est comprise entre 1% et 5% de la longueur radiale L de l'aube. De préférence, la dite partie rectiligne est inclinée d'un angle inférieur ou égal à 30° par rapport à la direction principale radiale de l'aube.
De préférence, la partie bombée est positionnée radialement au niveau de la partie de pied.
De préférence, la partie bombée est positionnée radialement au niveau de la partie de tête.
De préférence, la partie bombée est positionnée radialement au niveau de la partie médiane.
De préférence, la partie bombée est bombée tangentiellement en direction de l'intrados de l'aube.
L'invention propose aussi un stator de compresseur de turbomachine comportant des aubes radiales réparties autour de l'axe principal de la turbomachine, caractérisé en ce que chaque aube est réalisée tel que défini précédemment.
L'invention propose aussi une turbomachine comportant un stator qui comporte des aubes telles que définies précédemment. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux figures annexées parmi lesquelles :
- la figure 1 est une représentation schématique en perspective d'une aube comportant une portion bombée selon l'invention ;
- la figure 2 est une représentation de la loi d'empilage tangentiel du centre de gravité des sections d'une aube selon l'invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS
Dans la description qui va suivre, des éléments identiques, similaires ou analogues seront désignés par les mêmes chiffres de référence.
Pour la description de l'invention, on adoptera à titre non limitatif les orientations radiale, tangentielle et axiale selon le repère R, T, A indiqué à la figure 1, dans lequel l'orientation radiale est l'orientation principale de l'aube et l'orientation tangentielle est l'orientation perpendiculaire à un plan axial principal de l'aube.
On a représenté à la figure 1 une aube 10 faisant partie d'un stator (non représenté) du compresseur d'une turbomachine .
Le compresseur comporte une pluralité d'aubes 10 qui sont réparties de manière régulière autour de l'axe principal de la turbomachine, pour former un ensemble annulaire, appelé grille de redresseur, qui est traversé par un flux de gaz, ici de l'air.
L'aube 10 s'étend globalement radialement selon l'orientation R par rapport à l'axe principal de la turbomachine.
L'aube 10 comporte une partie radialement interne 12, appelée pied de l'aube, au niveau de laquelle l'aube 10 est fixée à une virole interne du compresseur (non représentée) .
L'aube 10 comporte une partie radialement externe 14 appelée tête de l'aube, au niveau de laquelle l'aube 10 est fixée à une virole externe du compresseur (non représentée) . L'aube 10 comporte une partie intermédiaire 16 reliant le pied 12 à la tête 14 de l'aube 10.
La virole interne et la virole externe du compresseur délimitent un conduit annulaire appelé veine, dans lequel le flux d'air circule et interagit avec l'aube 10.
L'aube 10 comporte aussi un bord d'attaque 18, qui est situé axialement en amont selon le sens d'écoulement de gaz par rapport à l'aube 10, et un bord de fuite 20 qui est situé axialement en aval selon le sens d'écoulement de gaz par rapport à l'aube 10.
L'aube 10 est en outre cambrée et comporte une face 22 appelée intrados, qui est située du côté opposé à la cambrure et une face 24 appelée extrados qui est située du côté de la cambrure.
On a représenté à la figure 2 une courbe 26 représentant la loi d'empilage tangentiel du centre de gravité des sections de l'aube 10.
Cette loi d'empilage tangentiel correspond à la position du centre de gravité de chaque section de l'aube selon un plan perpendiculaire à la direction principale radiale de l'aube, par rapport à un axe principal radial de l'aube 10.
Cette courbe 26 comporte une portion de pied 28 correspondant au pied 12 de l'aube 10, une portion de tête 30 correspondant à la tête 14 de l'aube 10 et une portion intermédiaire 32 correspondant à la partie intermédiaire 16 de l'aube 10.
Selon l'invention, l'aube 10 est réalisée de manière qu'elle comporte une partie 34 qui est bombée tangentiellement et au moins une partie rectiligne .
Ainsi, comme on peut le voir plus en détails à la figure 2, la courbe 26 comporte une portion bombée tangentiellement 36 correspondant à la partie bombée 34. La courbe 26 comporte aussi au moins une portion rectiligne correspondant à la partie rectiligne de l'aube 10.
Selon l'invention, la partie rectiligne de l'aube 10 est située au niveau du pied 12 et/ou au niveau de la tête 14 de l'aube 10, selon la position de la partie bombée 34.
Ainsi, la portion rectiligne de la courbe 26 est située au niveau de la portion de pied 28 et/ou au niveau de la portion de tête 30, en fonction de la position radiale de la portion bombée 36.
Selon un premier aspect de l'invention, la partie bombée 34 est située radialement au niveau du pied 12 de l'aube 10. La partie rectiligne est alors située au niveau de la tête 14 de l'aube 10. Par conséquent, la portion bombée 36 est située radialement au niveau de la portion de pied 28 et la portion de tête 30 de la courbe 26 est rectiligne.
Selon un deuxième aspect de l'invention, la partie bombée 34 est située radialement au niveau de la tête 14 de l'aube 10. La partie rectiligne est alors située au niveau du pied 12 de l'aube 10. La portion bombée 36 de la courbe 26 est par conséquent située radialement au niveau de la portion de tête 30 et la portion de pied 28 de la courbe 26 est rectiligne. Selon un troisième aspect de l'invention, la partie bombée 34 est située radialement au niveau de la partie intermédiaire 16 de l'aube 10. Le pied 12 et la tête 14 de l'aube 10 forment chacun une partie rectiligne de l'aube 10.
Par conséquent, la portion bombée 36 est située radialement au niveau de la portion intermédiaire 32 et la portion de pied 28 et la portion de tête 30 de la courbe 26 sont toutes les deux rectilignes.
En outre, selon un mode de réalisation préféré, l'aube 10 est bombée de manière telle que la partie bombée 34 est bombée tangentiellement en direction de l'intrados 22, comme représenté à la figure 1.
Selon une variante de réalisation non représentée, la partie bombée 34 est bombée en direction de l'extrados 24.
Les dimensions de la portion bombée 36 sont définies par rapport à la longueur radiale "L" de l'aube 10.
Ainsi, la dimension radiale "Ll" de la portion bombée 36 est comprise entre 30% et 60% de la dimension radiale "L" de l'aube 10.
Aussi, la dimension tangentielle "A" de la portion bombée 36 est comprise entre 1% et 5 % de la dimension radiale "L" de l'aube 10.
Comme on l'a dit précédemment, selon la position radiale de la portion bombée, la portion de pied 28 et/ou la portion de tête 30 est rectiligne. Dans ce cas, chaque portion de tête 28 et/ou de pied 30 qui est rectiligne, est inclinée par rapport à la direction principale radiale de l'aube d'un angle dont la valeur est inférieure ou égale à 30° .

Claims

REVENDICATIONS
1. Aube (10) de compresseur de turbomachine d'orientation principal radiale par rapport à l'axe principal de la turbomachine,
l'aube (10) comportant une partie radialement interne de pied (12), une partie radialement externe de tête (14) et une partie radialement intermédiaire (16),
caractérisée en ce que l'aube (10), comporte une partie bombée (34) perpendiculairement à un plan axial principal de l'aube dans une direction et au moins une partie rectiligne au niveau de la partie de pied (12) et/ou au niveau de la partie de tête (14) .
2. Aube (10) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la longueur radiale Ll de la partie bombée (34) est comprise entre 30% et 60% de la longueur radiale L de l'aube (10) .
3. Aube (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l'amplitude tangentielle A de la partie bombée (34) est comprise entre 1% et 5% de la longueur radiale L de 1 ' aube (10) .
4. Aube (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la dite partie rectiligne est inclinée d'un angle inférieur ou égal à 30° par rapport à la direction principale radiale de l'aube (10) .
5. Aube (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisée en ce que la partie bombée (34) est positionnée radialement au niveau de la partie de pied (12) .
6. Aube (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que la partie bombée (34) est positionnée radialement au niveau de la partie de tête (14) .
7. Aube (10) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que la partie bombée (34) est positionnée radialement au niveau de la partie médiane (16) .
8. Aube (10) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la partie bombée (34) est bombée tangentiellement en direction de l'intrados de l'aube (10) .
9. Stator de compresseur de turbomachine comportant des aubes (10) radiales réparties autour de l'axe principal de la turbomachine,
caractérisé en ce que chaque aube (10) est réalisée selon l'une quelconque des revendications précédentes .
10. Turbomachine comportant un stator qui comporte des aubes (10) selon la revendication précédente .
EP12780239.5A 2011-10-13 2012-10-11 Aube de stator de turbomachine comportant une portion bombée Active EP2766577B1 (fr)

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