EP3315721B1 - Renfort de bord d'attaque d'une aube de turbomachine - Google Patents

Renfort de bord d'attaque d'une aube de turbomachine Download PDF

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EP3315721B1
EP3315721B1 EP17197595.6A EP17197595A EP3315721B1 EP 3315721 B1 EP3315721 B1 EP 3315721B1 EP 17197595 A EP17197595 A EP 17197595A EP 3315721 B1 EP3315721 B1 EP 3315721B1
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point
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Jean-François FREROT
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Safran Aircraft Engines SAS
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    • F05D2300/174—Titanium alloys, e.g. TiAl

Definitions

  • the present invention relates to a turbomachine blade, and more particularly to a leading edge reinforcement of this blade.
  • blade is meant here both the moving blades and the stationary blades of the turbomachines.
  • these include a leading edge reinforcement whose role is to protect the leading edge from deterioration during an impact with a FOD and to distribute the force of the impact over a large surface of the blade.
  • a reinforcement of the blade leading edge conventionally comprises an upper surface fin covering at least partially the aerodynamic surface of the upper surface of the blade and a lower surface fin covering at least partially the aerodynamic surface of the lower surface of the blade. blade, these two fins being joined by a leading edge of the reinforcement.
  • Document EP2540974 A discloses a reinforcement of the leading edge of a fan blade.
  • the detachment of the upper surface fin causes damage to the internal abradable layer.
  • the extrados fin protrudes from the extrados surface of the blade and penetrates into the internal abradable layer, which creates a groove in the internal abradable layer. It is then necessary to immobilize the turbine engine to replace both the blade, the leading edge reinforcement of which has come off, and the internal abradable layer. Such an immobilization generates a significant cost resulting from the lack of exploitation of the turbomachine which it is important to reduce, or even eliminate.
  • the object of the invention is in particular to provide a simple, effective and economical solution to this problem.
  • the invention proposes a blade according to claim 1.
  • the spacing of the downstream point from the upper edge of the extrados fin makes it possible to limit the penetration of the fin into the internal abradable layer of the turbomachine, in the event of separation of the downstream point of the fin since this it then finds itself far from the abradable due to its remoteness when mounting the blade tip.
  • the upstream point is located at the level of the upstream end of the upper edge, that is to say at the level of the leading edge of the blade and the downstream point is located at the downstream end of the radially outer edge of the fin.
  • downstream point is spaced radially inward from the tip of the blade.
  • the separation into two portions offers a good compromise between limiting penetration of the fin into the internal layer of abradable in the event of separation of the fin, and good distribution of the forces in the event of impact of a FOD on the backstop leading edge. downstream of the blade since the latter then finds itself far from the abradable due to its distance from the assembly of the blade tip.
  • the second portion of the radially outer edge of the extrados fin is curved convex. This particular shape makes it possible to facilitate the manufacture of the reinforcement and also to limit the creation of disturbances in the flow of the air flow.
  • the distance indicated in claim 1 offers a good compromise between limitation of penetration of the fin into the internal layer of abradable in the event of separation of the fin, and good distribution of the forces in the event of impact of a FOD on the leading edge sleeps.
  • the reinforcement comprises a lower surface fin partly covering an aerodynamic surface of the lower surface of the blade.
  • This lower surface fin also protects the aerodynamic surface of the lower surface of the blade against FOD.
  • the leading edge reinforcement is made of a metallic material.
  • the invention proposes, secondly, an assembly comprising a central disc on which are mounted a plurality of vanes as previously described, said vanes being regularly distributed around the periphery of the central disc, and extending substantially radially to the disc central.
  • the invention proposes, thirdly, a turbomachine comprising an assembly as previously described.
  • a turbine engine 2 having an assembly 4 comprising a central disc 6 rotating around a longitudinal axis A of the turbine engine 2, and on which is mounted a plurality of blades 8.
  • the blades 8 are regularly distributed around the periphery 6a of the central disc 6, and extending substantially radially to the central disc 6.
  • assembly 4 is the fan of turbomachine 2, and blades 8 are fan blades.
  • the turbomachine 2 also comprises, from upstream to downstream, and downstream of the fan, a low-pressure compressor 10, a high-pressure compressor 12, a combustion chamber 14, a high-pressure turbine 16, a low-pressure turbine 18 , and an exhaust casing.
  • the turbine engine 2 comprises attachment means 22, in this case two, each carried by an intermediate fan casing 24 carrying an internal abradable layer 24a (visible on the figure 4 ), and a casing 26 of the turbine.
  • radial means any direction substantially perpendicular to the axis A of the turbomachine 2, upstream the side by which the air reaches a part of the turbomachine 2, and downstream the side by which the air moves away from said part of the turbomachine 2.
  • the direction of air flow is represented by figure 2 by arrow F.
  • blade 8 is meant here both the mobile blades 8 (for example the rotor blades) and the stationary blades (for example the stator blades) of the turbomachines 2.
  • Dawn 8 illustrated in perspective on the figure 2 and in section on picture 3 , comprises an aerodynamic upper surface 28 and an aerodynamic lower surface 30 which extend in a first direction between a leading edge 8a and a trailing edge 8b of the blade 8.
  • the blade 8 of a fan being twisted, the first direction evolves in an XY plane along the section taken in a radial direction along the Z axis which forms with the X and Y axes an orthonormal reference mark on the figure 2 .
  • the aerodynamic upper surface 28 and the aerodynamic lower surface 30 extend between a root 8c and a tip 8d of the blade 8.
  • the blade 8 also comprises a leading edge reinforcement 32 comprising an extrados fin 32a partly covering the aerodynamic extrados surface 28 of the substantially radial blade 8, and an intrados fin 32b partly covering the aerodynamic surface 30 of the lower surface of the blade 8.
  • a leading edge reinforcement 32 comprising an extrados fin 32a partly covering the aerodynamic extrados surface 28 of the substantially radial blade 8, and an intrados fin 32b partly covering the aerodynamic surface 30 of the lower surface of the blade 8.
  • the two fins 32a, 32b are joined by a leading edge 32c which covers the leading edge 8a of the blade 8 and has, in section, a thickness greater than the maximum thickness of the fins 32a, 32b.
  • the reinforcement 32 of the leading edge 8a of the blade 8 extends substantially from the root 8c of the blade 8, up to its top 8d.
  • the leading edge reinforcement 32 is preferably made of a highly resistant metallic material, such as for example a titanium alloy.
  • the detail view of the figure 4 highlights a feature of the extrados fin 32a of the leading edge reinforcement 32.
  • the fin 32a of extrados has a radially outer (also called upper) edge 34 arranged in the vicinity of the blade tip 8d and which extends from the leading edge 8a towards the edge 8b ( figure 2 ) leak.
  • This radially outer edge 34 comprises an upstream point 34a which is flush with the top 8d of the blade 8 at the level of the leading edge 8a and a downstream point 34b which is spaced from the top 8d of the blade 8.
  • the term "upper” is understood according to the orientation of the figure 4 .
  • the radially outer edge 34 is arranged radially outward with respect to the axis A of the turbomachine 2.
  • upstream point 34a is arranged on the side of the leading edge 8a of the blade 8 and the downstream point 34b is arranged on the side of the trailing edge 8b of the blade 8 according to the direction of air flow F ( figure 2 ) on the blade 8 from the leading edge 8a to the trailing edge 8b.
  • the upper radially outer edge 34 of the extrados fin 32a comprises an intermediate point 34c located between the upstream point 34a and the downstream point 34b and defining with the upstream point 34a a first portion 36 of the radially outer edge, flush the top 8d of the blade 8 and, with the downstream point 34b, a second portion 38 of the upper edge gradually diverging from the top 8d of the blade 8.
  • the connection of the first portion 36 of the radially outer edge 34 with the second portion 38 of the upper edge is substantially tangential.
  • the intermediate point 34c is arranged at an equal distance from the upstream point 34a and from the downstream point 34b, in an axial direction parallel to the longitudinal axis A.
  • a fictitious extreme point 34th corresponding to the symmetry of the upstream point 34a with respect to a median axis M substantially perpendicular to the axis A of the turbomachine 2, and passing at least through the center of the top of the upper surface fin 32a .
  • This fictitious extreme point 34e corresponds to an extreme point of the extrados fin 32a before optimization of the latter.
  • this extreme point 34e makes it possible to define the progressive spacing of the downstream point 34b with respect to the top 8d of the blade 8.
  • the spacing of the second portion 38 from the radially outer edge 34 of the extrados fin 32a is preferably curved convex.
  • the second portion 38 has substantially a curved shape which deviates continuously from the top 8d of the blade 8 in the direction of the foot 8c ( figure 2 ) of the latter, and this from upstream to downstream.
  • the second portion 38 of the radially outer edge 34 of the extrados fin 32a could be rectilinear or, on the contrary, comprise an alternation of bumps and hollows.
  • the distance L, the tangent T and the angle ⁇ are illustrated on the figure 5 .
  • the lower surface fin 32b also comprises an upper edge having an upstream point flush with the top 8d of the blade 8 and a downstream point distant from the upstream point and separated from the top 8d of the blade 8, that is to say distant radially internally.
  • the upper edge of the intrados fin 32b may also comprise an intermediate point located between the point of attack and the vanishing point and defining with the point of attack a first portion of the upper edge, flush with the top 8d of the blade 8 and, with the vanishing point, a second portion of the upper edge gradually deviating from the top 8d of the blade 8 in the direction of the foot 8c.
  • the shapes and dimensions of the portions of the intrados fin 32b are reduced compared to the shapes and dimensions of the portions 36, 38 of the upper edge 34 of the extrados fin 32a.

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Description

  • La présente invention concerne une aube de turbomachine, et plus particulièrement un renfort de bord d'attaque de cette aube.
  • Par aube on entend ici à la fois les aubes mobiles et les aubes fixes des turbomachines.
  • Afin d'augmenter la résistance des aubes aux FOD (acronyme de l'anglais Foreign Object Damages) dans le flux d'air, c'est-à-dire aux corps étrangers tels que les oiseaux ou les grêlons, celles-ci comprennent un renfort de bord d'attaque dont le rôle est de protéger le bord d'attaque d'une détérioration lors d'un impact avec un FOD et de répartir l'effort de l'impact une grande surface de l'aube.
  • Un renfort du bord d'attaque d'aube comprend classiquement une ailette d'extrados recouvrant au moins partiellement la surface aérodynamique d'extrados de l'aube et une ailette d'intrados recouvrant au moins partiellement la surface aérodynamique d'intrados de l'aube, ces deux ailettes étant jointes par un bord d'attaque du renfort. Document EP2540974 A divulgue un renfort du bord d'attaque d'un aube de soufflant.
  • Lorsque l'aube est mobile par rapport à l'axe de la turbomachine, elle tourne sa surface d'intrados en avant, c'est-à-dire que l'air vient au contact sur la surface d'intrados créant ainsi une surpression sur la surface d'intrados et une dépression sur sa surface d'extrados.
  • L'impact d'un FOD sur le renfort de bord d'attaque a tendance à provoquer un décollement de la portion supérieure de l'ailette d'intrados. Au-delà d'une certaine masse des FOD, la force des impacts est plus importante sur le renfort, ce qui provoque également un décollement de la portion supérieure de l'ailette d'extrados. La surpression générée sur la surface d'intrados tend à limiter le décollement de l'ailette d'intrados à la surface d'intrados. En revanche la combinaison de la force centrifuge, plus importante en sommet d'aube qu'en pied, avec la dépression générée sur la surface d'extrados, tend à favoriser le décollement de l'ailette d'extrados.
  • Lorsque l'aube est une aube de soufflante montée dans un carénage externe portant une couche interne d'abradable en regard des aubes, le décollement de l'ailette d'extrados provoque un endommagement de la couche interne d'abradable. En effet, l'ailette d'extrados fait saillie de la surface d'extrados de l'aube et pénètre dans la couche interne d'abradable ce qui crée un sillon dans la couche interne d'abradable. Il est alors nécessaire d'immobiliser la turbomachine pour remplacer à la fois l'aube dont le renfort de bord d'attaque s'est décollé et la couche interne d'abradable. Une telle immobilisation génère un coût important résultant du manque d'exploitation de la turbomachine qu'il est important de réduire, voire de supprimer.
  • L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique à ce problème.
  • A cet effet, l'invention propose, une aube selon la revendication 1.
  • L'écartement du point aval du bord supérieur de l'ailette d'extrados permet de limiter la pénétration de l'ailette dans la couche interne d'abradable de la turbomachine, en cas de décollement du point aval de l'ailette puisque celui-ci se retrouve alors éloigné de l'abradable du fait de son éloignement au montage du sommet d'aube.
  • Dans une réalisation particulière de l'invention, le point amont est situé au niveau de l'extrémité amont du bord supérieur, c'est-à-dire au niveau du bord d'attaque de l'aube et le point aval est situé à l'extrémité aval du bord radialement extérieur de l'ailette.
  • Dans le repère de la turbomachine, on peut ainsi considérer que le point aval est écarté radialement vers l'intérieur du sommet d'aube.
  • La séparation en deux portions offre un bon compromis entre limitation de pénétration de l'ailette dans la couche interne d'abradable en cas de décollement de l'ailette, et bonne répartition des efforts en cas d'impact d'un FOD sur le rendort de bord d'attaque.
    aval de l'aube puisque celui-ci se retrouve alors éloigné de l'abradable du fait de son éloignement au montage du sommet d'aube.
  • Cela permet de protéger l'aube sur toute la hauteur puisque la première portion affleure avec le sommet de l'aube.
  • Selon l'invention, la seconde portion du bord radialement extérieur de l'ailette extrados est incurvée convexe. Cette forme particulière permet de faciliter la fabrication du renfort et, également, de limiter la création de perturbations dans l'écoulement du flux d'air.
  • La distance indiquée en revendication 1 offre un bon compromis entre limitation de pénétration de l'ailette dans la couche interne d'abradable en cas de décollement de l'ailette, et bonne répartition des efforts en cas d'impact d'un FOD sur le rendort de bord d'attaque.
  • Selon l'invention, le renfort comprend une ailette d'intrados recouvrant en partie une surface aérodynamique d'intrados de l'aube.
  • Cette ailette d'intrados permet également de protéger la surface aérodynamique d'intrados de l'aube contre les FOD.
  • Pour assurer une bonne protection de l'aube, le renfort de bord d'attaque est réalisé dans un matériau métallique.
  • L'invention propose, en deuxième lieu, un ensemble comprenant un disque central sur lequel sont montées une pluralité d'aubes telles que précédemment décrites, lesdites aubes étant régulièrement réparties autour de la périphérie du disque central, et s'étendant sensiblement radialement au disque central.
  • L'invention propose, en troisième lieu, une turbomachine comprenant un ensemble tel que précédemment décrit.
  • L'invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels :
    • la figure 1 est une vue schématique d'une turbomachine comprenant un ensemble ayant une pluralité d'aubes ;
    • la figure 2 est une vue en perspective d'une aube selon l'invention, en particulier une aube de soufflante, cette aube portant un renfort de bord d'attaque limitant la dégradation de la couche interne d'abradable de la turbomachine ;
    • la figure 3 est une vue en section de l'aube selon le plan de section III - III de la figure 2 ;
    • la figure 4 est une vue de détail d'une portion supérieure de l'aube selon l'encart IV de la figure 2, et
    • la figure 5 est une vue de détail à échelle agrandie du détail V de la figure 4.
  • On a représenté, sur la figure 1, une turbomachine 2 ayant un ensemble 4 comprenant un disque 6 central rotatif autour d'un axe longitudinal A de la turbomachine 2, et sur lequel est montée une pluralité d'aubes 8. Les aubes 8 sont régulièrement réparties autour de la périphérie 6a du disque 6 central, et s'étendant sensiblement radialement au disque 6 central. Dans le cas présent, l'ensemble 4 est la soufflante de la turbomachine 2, et les aubes 8 sont les aubes de soufflante.
  • Classiquement, la turbomachine 2 comprend également, d'amont en aval, et en aval de la soufflante, un compresseur 10 basse pression, un compresseur 12 haute pression, une chambre 14 de combustion, une turbine 16 haute pression, une turbine 18 basse pression, et un carter 20 d'échappement. En outre, pour son accrochage à l'avion, la turbomachine 2 comprend des moyens 22 d'accrochage, en l'espèce deux, portés chacun par un carter 24 intermédiaire de soufflante portant une couche 24a interne d'abradable (visible sur la figure 4), et un carter 26 de turbine.
  • Dans la suite de cette description on entend par le terme radial(e) toute direction sensiblement perpendiculaire à l'axe A de la turbomachine 2, par amont le côté par lequel l'air atteint une pièce de la turbomachine 2, et par aval le côté par lequel l'air s'éloigne de ladite pièce de la turbomachine 2. La direction d'écoulement d'air est représentée en figure 2 par la flèche F.
  • Par aube 8, on entend ici à la fois les aubes 8 mobiles (par exemple les aubes de rotor) et les aubes fixes (par exemple les aubes de stator) des turbomachines 2.
  • L'aube 8, illustrée en perspective sur la figure 2 et en section sur la figure 3, comprend une surface 28 aérodynamique d'extrados et une surface 30 aérodynamique d'intrados qui s'étendent selon une première direction entre un bord 8a d'attaque et un bord 8b de fuite de l'aube 8. L'aube 8 d'une soufflante étant vrillée, la première direction évolue dans un plan XY suivant la section prise dans une direction radiale suivant l'axe Z qui forme avec les axes X et Y un repère orthonormé sur la figure 2. Selon une deuxième direction sensiblement perpendiculaire à la première direction, la surface 28 aérodynamique d'extrados et la surface 30 aérodynamique d'intrados s'étendent entre un pied 8c et un sommet 8d de l'aube 8.
  • L'aube 8 comprend également un renfort 32 de bord d'attaque comprenant une ailette 32a d'extrados recouvrant en partie la surface 28 aérodynamique d'extrados de l'aube 8 sensiblement radiale, et une ailette 32b d'intrados recouvrant en partie la surface 30 aérodynamique d'intrados de l'aube 8. Ces deux ailettes 32a, 32b présentent, comme visible en figure 3, une section qui va en s'affinant depuis l'amont vers l'aval.
  • Les deux ailettes 32a, 32b sont jointes par un bord 32c d'attaque qui recouvre le bord 8a d'attaque de l'aube 8 et présente, en section, une épaisseur supérieure à l'épaisseur maximale des ailettes 32a, 32b.
  • Comme on le voit sur la figure 2, le renfort 32 de bord 8a d'attaque de l'aube 8 s'étend sensiblement depuis le pied 8c de l'aube 8, jusqu'à son sommet 8d.
  • Le renfort 32 de bord d'attaque est, de préférence, réalisé dans un matériau métallique hautement résistant, tel que par exemple un alliage de titane.
  • La vue de détail de la figure 4 met en avant une particularité de l'ailette 32a d'extrados du renfort 32 de bord d'attaque. En effet, l'ailette 32a d'extrados présente un bord 34 radialement extérieur (également dit supérieur) agencé au voisinage du sommet 8d d'aube et qui s'étend depuis le bord 8a d'attaque vers le bord 8b (figure 2) de fuite. Ce bord 34 radialement extérieur comprend un point 34a amont qui affleure le sommet 8d de l'aube 8 au niveau du bord 8a d'attaque et un point 34b aval qui est écarté du sommet 8d de l'aube 8. Le terme « supérieur » s'entend selon l'orientation de la figure 4. Autrement dit le bord 34 radialement extérieur est disposé radialement extérieurement par rapport à l'axe A de la turbomachine 2.
  • On comprendra que le point 34a amont est agencé du côté du bord 8a d'attaque de l'aube 8 et le point 34b aval est agencé du côté du bord 8b de fuite de l'aube 8 selon la direction d'écoulement d'air F (figure 2) sur l'aube 8 depuis le bord 8a d'attaque vers le bord 8b de fuite.
  • En outre, le bord 34 radialement extérieur supérieur de l'ailette 32a d'extrados comprend un point 34c intermédiaire situé entre le point 34a amont et le point 34b aval et définissant avec le point 34a amont une première portion 36 du bord radialement extérieur, affleurant le sommet 8d de l'aube 8 et, avec le point 34b aval, une seconde portion 38 du bord supérieur s'écartant progressivement du sommet 8d de l'aube 8. Le raccordement de la première portion 36 du bord 34 radialement extérieur avec la seconde portion 38 du bord supérieur est sensiblement tangentiel.
  • Selon l'invention, le point 34c intermédiaire est agencé à égale distance du point 34a amont et du point 34b aval, selon une direction axiale parallèle à l'axe A longitudinal.
  • On a représenté sur la figure 5, un point 34e extrême fictif correspondant à la symétrie du point 34a amont par rapport à un axe médian M sensiblement perpendiculaire à l'axe A de la turbomachine 2, et passant au moins par le centre du sommet de l'ailette 32a d'extrados. Ce point 34e extrême fictif correspond à un point extrême de l'ailette 32a d'extrados avant optimisation de cette dernière.
  • Avantageusement, ce point 34e extrême permet de définir l'écartement progressif du point 34b aval par rapport au sommet 8d de l'aube 8.
  • L'écartement de la seconde portion 38 du bord 34 radialement extérieur de l'ailette 32a extrados est de préférence incurvée convexe. Autrement dit, la seconde portion 38 a sensiblement une forme courbe qui s'écarte de manière continue du sommet 8d de l'aube 8 en direction du pied 8c (figure 2) de cette dernière, et ceci d'amont en aval.
  • Toutefois, selon des variantes de réalisation non représentées sur les figures, la seconde portion 38 du bord 34 radialement extérieur de l'ailette 32a d'extrados pourrait être rectiligne ou, au contraire, comprendre une alternance de bosses et de creux.
  • Selon un mode préféré de réalisation représenté à la figure 5, le point 34c intermédiaire et le point 34b aval sont séparés l'un de l'autre d'une distance H1 mesurée le long de l'axe M longitudinal médian , c'est-à-dire suivant la direction radiale Z, H1 étant comprise entre 0 et sina × L ÷ 4 où :
    • L est la longueur de l'ailette 32a avant optimisation, c'est-à-dire entre le point 34a amont et le point 34e fictif, et
    • α est l'angle mesuré entre une ligne passant par le point 34a amont et le point 34c intermédiaire du bord 34 radialement extérieur et une tangente T audit bord 34 radialement extérieur, parallèle à l'axe longitudinal A de la turbomachine 2 et passant par le point 34 c intermédiaire.
  • La distance L, la tangente T et l'angle α sont illustrés sur la figure 5.
  • Ainsi, en cas d'impact d'un FOD sur le renfort 32 de bord d'attaque, si l'ailette 32a d'extrados vient à se décoller, elle ne rentrera pas en contact avec la couche 24a interne d'abradable portée par le carter 24 intermédiaire de soufflante. Dès lors, il ne sera nécessaire que de réparer l'aube 8 qui a été impactée (ou les aubes 8 impactées), ce qui est plus simple, plus rapide et moins onéreux que l'immobilisation complète de la turbomachine 2 pour le remplacement de l'aube 8 impactée (ou des aubes 8 impactées) et du carter 24 intermédiaire de soufflante et de sa couche 24a interne d'abradable.
  • Pour des raisons de simplicité de fabrication du renfort 32 de bord d'attaque, l'ailette 32b d'intrados comprend également un bord supérieur ayant un point amont affleurant le sommet 8d de l'aube 8 et un point aval distant du point amont et écarté du sommet 8d de l'aube 8, c'est-à-dire distant radialement intérieurement.
  • Le bord supérieur de l'ailette 32b d'intrados peut également comprendre un point intermédiaire situé entre le point d'attaque et le point de fuite et définissant avec le point d'attaque une première portion du bord supérieur, affleurant le sommet 8d de l'aube 8 et, avec le point de fuite, une seconde portion du bord supérieur s'écartant progressivement du sommet 8d de l'aube 8 en direction du pied 8c.
  • Toutefois, les formes et les dimensions des portions de l'ailette 32b d'intrados sont réduites par rapport aux formes et aux dimensions des portions 36, 38 du bord 34 supérieur de l'ailette 32a d'extrados.
  • Ainsi, on obtiendra un renfort 32 dissymétrique.

Claims (5)

  1. Aube (8) de turbomachine s'étendant suivant un axe longitudinal (A) de la turbomachine, comprenant une surface aérodynamique d'extrados (28) et une surface aérodynamique d'intrados (30) qui s'étendent selon une première direction entre un bord (8a) d'attaque et un bord (8b) de fuite, et selon une deuxième direction sensiblement perpendiculaire à la première direction entre un pied (8c) et un sommet (8d) de l'aube (8), et un renfort (32) de bord d'attaque comprenant une ailette (32a) d'extrados recouvrant en partie la surface aérodynamique d'extrados (28) et une ailette (32b) d'intrados recouvrant en partie la surface aérodynamique d'intrados (30) de l'aube (8), et l'ailette d'extrados (32a) présente un bord (34) radialement extérieur agencé au voisinage du sommet (8d) de l'aube (8) et s'étendant depuis le bord (8a) d'attaque vers le bord (8b) de fuite, ce bord (34) radialement extérieur comprenant un point (34a) amont affleurant le sommet (8d) de l'aube (8) au niveau du bord d'attaque et un point (34b) aval distant radialement du sommet (8d) de l'aube (8), le point amont étant situé au niveau de l'extrémité amont du bord supérieur et le point aval étant situé à l'extrémité aval du bord radialement extérieur de l'ailette, ce bord (34) radialement extérieur comprenant un point (34c) intermédiaire situé entre le point (34a) amont et le point (34b) aval et définissant avec le point (34a) amont une première portion (36) du bord (34) radialement extérieur, affleurant le sommet (8d) de l'aube (8) et, avec le point (34b) aval, caractérisée en ce que Z
    une seconde portion (38) du bord (34) radialement extérieur s'écartant progressivement du sommet (8d) de l'aube (8) en direction du point (34b) aval afin de limiter une pénétration de l'ailette (32a,32b) dans une couche interne d'abradable de la turbomachine en cas d'un décollement du point aval (34b) , le point (34c) intermédiaire étant agencé longitudinalement à égale distance du point (34a) amont et du point (34b) aval, ledit point (34c) intermédiaire et ledit point (34b) aval étant séparés l'un de l'autre d'une distance (H1), mesurée le long d'un axe (M) longitudinal médian de l'ailette, c'est-à-dire suivant la direction radiale (Z), comprise entre 0,et sina × L ÷ 4 ,
    où :
    - L/2 est la longueur entre le point (34a) amont et le point intermédiaire (34c), et
    - α est l'angle mesuré entre une ligne passant par le point (34a) amont et le point (34c) intermédiaire du bord (34) radialement extérieur et une tangente (T) au bord (34) radialement extérieur, parallèle à l'axe longitudinal (A) et passant par le point (34c) intermédiaire.
  2. Aube (8) selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle la seconde (38) portion du bord (34) radialement extérieur de l'ailette (32a, 32b) est incurvée convexe.
  3. Aube (8) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dans laquelle le renfort (32) de bord d'attaque est réalisé dans un matériau métallique.
  4. Ensemble (4) comprenant un disque (6) central sur lequel sont montées une pluralité d'aubes (8) selon l'une quelconque des revendications précédentes, lesdites aubes (8) étant régulièrement réparties autour de la périphérie (6a) du disque (6) central, et s'étendant sensiblement radialement par rapport au disque (6) central.
  5. Turbomachine (2) comprenant un ensemble (4) selon la revendication 4.
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