FR3063119A1 - Ensemble de pieces de turbomachine et turbomachine correspondante - Google Patents

Ensemble de pieces de turbomachine et turbomachine correspondante Download PDF

Info

Publication number
FR3063119A1
FR3063119A1 FR1751352A FR1751352A FR3063119A1 FR 3063119 A1 FR3063119 A1 FR 3063119A1 FR 1751352 A FR1751352 A FR 1751352A FR 1751352 A FR1751352 A FR 1751352A FR 3063119 A1 FR3063119 A1 FR 3063119A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
fin
platform
turbomachine
base
assembly according
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
FR1751352A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3063119B1 (fr
Inventor
Antoine Foresto Paul
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR1751352A priority Critical patent/FR3063119B1/fr
Publication of FR3063119A1 publication Critical patent/FR3063119A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3063119B1 publication Critical patent/FR3063119B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • 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
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05D2260/38—Retaining components in desired mutual position by a spring, i.e. spring loaded or biased towards a certain position
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

L'invention concerne un ensemble de pièces de turbomachine (50) d'axe longitudinal (X), l'ensemble comprenant au moins une première et une deuxième aubes de stator (1, 1') adjacentes à plateformes intégrées, chaque première et deuxième aubes de stator (1, 1') comprenant une plateforme (9) et une pale (2) s'étendant depuis ladite plateforme (9), l'ensemble comprenant également au moins une ailette (13) allongée, rapportée et de section transversale sensiblement de forme triangulaire, l'ailette (13) étant fixée de manière amovible sur la plateforme (9) des pales (2) adjacentes entre les première et deuxième pales.

Description

© N° de publication : 3 063 119 (à n’utiliser que pour les commandes de reproduction) © N° d’enregistrement national : 17 51352 ® RÉPUBLIQUE FRANÇAISE
INSTITUT NATIONAL DE LA PROPRIÉTÉ INDUSTRIELLE
COURBEVOIE © Int Cl8 : F04 D 29/66 (2017.01), F 04 D 29/54, F 01 D 5/14, 11/ 00, 9/04
DEMANDE DE BREVET D'INVENTION A1
©) Date de dépôt : 21.02.17. (© Priorité : © Demandeur(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES — FR.
@ Inventeur(s) : FORESTO PAUL, ANTOINE.
®) Date de mise à la disposition du public de la demande : 24.08.18 Bulletin 18/34.
©) Liste des documents cités dans le rapport de recherche préliminaire : Se reporter à la fin du présent fascicule
(© Références à d’autres documents nationaux apparentés : ® Titulaire(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES.
©) Demande(s) d’extension : (© Mandataire(s) : GEVERS & ORES Société anonyme.
?4) ENSEMBLE DE PIECES DE TURBOMACHINE ET TURBOMACHINE CORRESPONDANTE.
FR 3 063 119 - A1 _ L'invention concerne un ensemble de pièces de turbomachine (50) d'axe longitudinal (X), l'ensemble comprenant au moins une première et une deuxième aubes de stator (1, 1') adjacentes à plateformes intégrées, chaque première et deuxième aubes de stator (1, 1') comprenant une plateforme (9) et une pale (2) s'étendant depuis ladite plateforme (9), l'ensemble comprenant également au moins une ailette (13) allongée, rapportée et de section transversale sensiblement de forme triangulaire, l'ailette (13) étant fixée de manière amovible sur la plateforme (9) des pales (2) adjacentes entre les première et deuxième pales.
Figure FR3063119A1_D0001
Figure FR3063119A1_D0002
Figure FR3063119A1_D0003
Figure FR3063119A1_D0004
Ensemble de pièces de turbomachine et turbomachine correspondante.
1. Domaine de l’invention
La présente invention concerne le domaine des turbomachines et en particulier à double flux dans lequel circulent des flux d’air d’amont en aval. Elle vise plus précisément un ensemble de pièces de turbomachine comprenant des aubes de stator mais non exclusivement.
2. Etat de la technique
II est connu des turbomachines double flux comportant une soufflante mobile disposée en amont d’un générateur de gaz selon la circulation des gaz dans la turbomachine. Le générateur de gaz est logé dans un carter intérieur annulaire tandis que la soufflante est logée dans un carter extérieur annulaire. Ces carters intérieur et extérieur sont séparés par un carter inter-veine annulaire de manière à délimiter une veine primaire et une veine secondaire. La soufflante comprend des aubes de soufflante dont l’extrémité libre est en regard du carter extérieur de manière à comprimer un flux d’air incident au moins dans la veine secondaire et, de préférence, également dans la veine primaire. La turbomachine est dite à soufflante carénée. Le flux d’air circulant dans la veine primaire est classiquement comprimé par des étages de compresseur de la turbomachine avant d’entrer dans la chambre de combustion. L’énergie de combustion est récupérée par des étages de turbine qui participent à l’entraînement des étages de compresseur et de la soufflante. Le flux d’air circulant dans la veine secondaire participe pour sa part à la poussée de la turbomachine.
De manière classique, la veine secondaire comporte, en aval de la soufflante, des aubes de stator connues sous le terme de redresseurs ou d’aubes de guidage de sortie pour la désignation anglaise de « Outlet Guide Vanes » (siglée OGV). Ces aubes de stator sont disposées radialement depuis l’axe de rotation de la soufflante, en aval des aubes de soufflante et permettent de redresser le flux généré et dévié par cette dernière au cours de sa rotation. Le redressement du flux permet l’augmentation de la pression statique en réduisant la vitesse de l’écoulement dans le repère fixe mais s’accompagne d’une perte de pression totale. Les aubes de stator sont conçues de manière à minimiser ces pertes qui dégradent leurs comportements. Cependant, il existe également des pertes par frottement et des pertes causées par un tourbillon de passage. Le tourbillon de passage est généré du fait de la présence d’une paroi au niveau du pied de chaque aube. Ces tourbillons de passage prennent une forme sensiblement de fer à cheval et se répartissent à l’intrados et à l’extrados des aubes. A son entrée dans un passage formé entre deux aubes adjacentes, le tourbillon de passage migre de l’intrados d’une aube vers l’extrados de l’aube adjacente. Lorsque le tourbillon heurte l’extrados de l’aube, celui-ci peut donner naissance à un décollement aérodynamique. Une solution pour réduire la présence de ce tourbillon entre deux aubes adjacentes consiste à disposer plusieurs ailettes ou « fin >> en anglais entre les aubes. Un exemple d’ailettes est décrit dans le document WO2015/092306 où celles-ci sont agencées entre des aubes de compresseur. Cependant, il s’agit là d’une simple modélisation utilisant des calculs aérodynamiques et qui n’intègre pas les contraintes de fabrication et d’implantation des ailettes entre les aubes.
3. Objectif de l’invention
La présente invention a notamment pour objectif de proposer une solution d’intégration des ailettes entre les aubes de stator tout en limitant les modifications des pièces existantes et l’impact sur la traînée.
4. Exposé de l’invention
On parvient à cet objectif conformément à l’invention grâce à un ensemble de pièces de turbomachine d’axe longitudinal, l’ensemble comprenant au moins une première et une deuxième aubes de stator adjacentes à plateformes intégrées, chaque première et deuxième aubes de stator comprenant une plateforme et une pale s’étendant depuis ladite plateforme, l’ensemble comprenant également au moins une ailette allongée, rapportée et de section transversale sensiblement de forme triangulaire, l’ailette étant fixée de manière amovible sur les plateformes des pales adjacentes entre les première et deuxième pales.
Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, une telle ailette permet d’une part, l’intégration ultérieure de celle-ci sans modification substantielle de la plateforme et d’autre part, de guider les tourbillons de passage facilement.
Selon une caractéristique de l’invention, l’ailette est fixée par clipsage. Un tel moyen de fixation est rapide et efficace.
De manière avantageuse, mais non limitativement, l’ailette comprend un corps de section transversale sensiblement triangulaire avec une base et des clips solidarisés à la base.
Selon une autre caractéristique, chaque plateforme comprend des ouvertures destinées à recevoir les clips de l’ailette, ces ouvertures traversant les plateformes de part et d’autre suivant un axe radial sensiblement perpendiculaire à l’axe longitudinal.
Suivant encore une caractéristique, chaque clip présente une première portion reliée à la base et une deuxième portion sensiblement en forme de J reliée par une troisième portion coudée. Cette troisième portion forme une liaison élastique et la configuration du clip permet son engagement et glissement à travers l’ouverture correspondante.
Selon encore une autre caractéristique, la deuxième portion comprend une partie distale formant butée contre la plateforme lorsque l’ailette est montée sur la plateforme. De la sorte, la partie distale formant butée permet de réduire, voire de supprimer un jeu pouvant intervenir entre la plateforme et l’ailette et qui pourrait créer des perturbations aérodynamiques. D’autre part, la partie distale formant butée permet d’éviter le retrait du clip dans l’ouverture correspondante et permet ainsi une fixation pérenne.
Dans le même but, la distance mesurée entre la surface de la partie distale formant butée et la surface inférieure de la base de l’ailette est sensiblement égale ou inférieure à la hauteur de la plateforme.
Selon une autre caractéristique de l’invention, les clips sont fixés à la base ou sont monoblocs avec la base.
Selon encore une autre caractéristique de l’invention, l’ailette est réalisée dans un matériau métallique ou plastique.
Selon encore une autre caractéristique de l’invention, les clips sont réalisés dans un matériau métallique ou plastique. En particulier, le matériau du clip doit être avantageusement compatible avec le matériau de l’ailette.
L’invention concerne également une turbomachine comprenant au moins un ensemble selon l’une quelconque des caractéristiques susmentionnée.
5. Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels :
La figure 1 représente schématiquement une turbomachine avec une soufflante en amont d’un générateur de gaz et à laquelle s’applique l’invention ;
La figure 2 est une vue en perspective d’un exemple d’aube de stator à laquelle peut s’appliquer l’invention ;
La figure 3 représente de manière schématique et en perspective deux aubes de stator adjacentes selon l’invention ;
La figure 4 est une vue schématique et en perspective d’un ensemble de pièces selon l’invention dans lequel au moins une ailette est agencée entre deux aubes de stator adjacentes ;
La figure 5 illustre de manière schématique et selon une vue en perspective un exemple de réalisation d’une ailette selon l’invention ;
La figure 6 illustre de manière plus détaillée et en coupe l’un des clips de l’ailette de la figure 4 et de la figure 5, assemblé aux aubes adjacentes correspondantes ; et
La figure 7 illustre de manière schématique et selon une vue en perspective un autre exemple de réalisation d’une ailette selon l’invention.
6. Description de modes de réalisation de l’invention
La figure 1 illustre une turbomachine 50 telle qu’un turboréacteur pour aéronef à laquelle s’applique l’invention. Cette turbomachine 50 est ici une turbomachine double flux qui s’étend suivant un axe longitudinal X. La turbomachine 50 comprend de manière générale une nacelle 51 externe entourant un générateur de gaz 52 en amont duquel est montée une soufflante 53. Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont >> et « aval >> sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine. Les termes « supérieur >>, « au-dessus >>, « inférieur >> et « en-dessous >> sont définis par rapport à un axe radial Z perpendiculaire à l’axe X et au regard de l’éloignement par rapport à l’axe longitudinal X. Un axe transversal Y est également perpendiculaire à l’axe longitudinal X et à l’axe radial Z. Ces axes, X, Y, Z représentés sur la figure 1 forment un repère orthonormé.
Le générateur de gaz 52 comprend dans cet exemple, d’amont en aval, un compresseur basse pression 54, un compresseur haute pression 55, une chambre de combustion 56, une turbine haute pression 57 et une turbine basse pression 58. Le générateur de gaz 52 est logé dans un carter interne 59.
La soufflante 53 est ici carénée. Elle est également logée dans la nacelle 51. La soufflante 53 comprime un flux d’air F entrant dans la turbomachine 50 qui se divise en un flux d’air chaud circulant dans une veine primaire V1 annulaire laquelle traverse le générateur de gaz 52 et un flux d’air froid circulant dans une veine secondaire V2 annulaire autour du générateur de gaz 52. En particulier, la veine primaire V1 et la veine secondaire V2 sont séparées par un carter interveine 60 annulaire disposée entre la nacelle 51 et le carter interne 59. Le flux d’air chaud circulant dans la veine primaire V1 est classiquement comprimé par des étages de compresseur 54, 55 avant d’entrer dans la chambre de combustion 56. L’énergie de combustion est récupérée par des étages de turbine 57, 58 qui assurent l’entraînement des étages de compresseur et de la soufflante. Le flux d’air froid circulant dans la veine secondaire V2 est orienté suivant l’axe longitudinal X et participe pour sa part à fournir la majorité de la poussée de la turbomachine.
La nacelle 51 présente une forme générale cylindrique. La nacelle 51 comprend un carter extérieur de soufflante 61 solidaire de celle-ci et entourant une pluralité d’aubes mobiles de soufflante 62 qui sont montées et qui s’étendent radialement depuis un arbre de soufflante en rotation suivant l’axe X par rapport à la nacelle. L’extrémité libre de chaque aube 62 de la soufflante 53 est en regard du carter extérieur de soufflante 61. L’arbre de soufflante est relié à un arbre de puissance du générateur de gaz 52.
Dans la veine secondaire V2 est agencée au moins une aube de stator 1 ou fixe radiale permettant de redresser le flux d’air froid généré par la soufflante 53. Dans la présente invention, nous entendons par le terme « aube fixe » ou « aube de stator », une aube qui n’est pas entraînée en rotation autour de l’axe X de la turbomachine. En d’autres termes, cette aube de stator est distincte et contraire à une aube mobile ou de rotor de la turbomachine.
Dans le présent exemple, une pluralité d’aubes de stator 1 est agencée transversalement dans la nacelle 51 sensiblement dans un plan transversal à l’axe longitudinal X. A titre d’exemple, des aubes de stator dont le nombre est compris entre dix et cinquante sont nécessaires au redressement du flux d’air froid. Ces aubes de stator 1 sont disposées en aval de la soufflante 53. Celles-ci sont régulièrement réparties autour de l’axe X de la turbomachine 50.
En référence à la figure 2, chaque aube de stator 1 comprend une pale 2 qui est balayée par le flux d’air généré par la soufflante. Cette pale 2 s’étend radialement entre une extrémité de pied 3 et une extrémité de tête 4. La pale 2 comprend également une surface intrados 5 et une surface extrados 6 s’étendant axialement suivant l’axe longitudinal X, entre un bord d’attaque 7, amont et un bord de fuite 8, aval. Les surfaces intrados et extrados 5, 6 sont donc opposées transversalement l’une à l’autre. L’aube de stator comprend également une plateforme 9 depuis laquelle s’étend radialement la pale 2.
La plateforme 9 est solidarisée à la pale 2 au niveau de son extrémité de pied 3. En particulier, la plateforme 9 et la pale 2 sont monoblocs. En d’autres termes, la pale 2 et la plateforme 9 sont formées d’un seul tenant. La plateforme 9 s’étend transversalement de part et d’autre de la pale 2 pour former une portion de plateforme extrados 9E de la pale et une portion de plateforme intrados 91 de la pale 2. La plateforme 9 présente une forme sensiblement parallélépipédique. Plus précisément, la plateforme 9 s’étend axialement entre une première bordure 10A, en amont et une deuxième bordure 10B opposée, en aval. La plateforme 9 s’étend également entre deux bords longitudinaux 11 A, 11 B, latéraux, opposés transversalement. Elle est ici d’épaisseur constante.
Chaque aube de stator 1 est fixée au carter inter-veine 60 et à la nacelle 51 de manière à permettre la reprise des efforts et assurer un rôle structural. Dans cet exemple, l’extrémité de tête 4 de l’aube de stator est reliée à une virole 68 de la nacelle 51 (cf. figure 1). L’aube de stator 1 comprend des brides 12 disposées en-dessous, côté intérieur, de la plateforme 9. Ces brides 12 permettent la fixation de l’aube de stator 1 sur le carter inter-veine 60 de la turbomachine grâce à des moyens de fixation adéquats (non représentés). La plateforme 9 permet de créer une partie de la peau interne de la veine secondaire V2.
L’aube de stator 1 est réalisée dans un matériau métallique.
Dans un exemple de réalisation de la pale, celle-ci présente un évidement central traversant la pale de part et d’autre suivant l’axe transversal Y. L’évidement central est comblé par une pièce rapportée. Cette dernière peut être réalisée dans un matériau composite et être solidarisée à la pale métallique.
Sur les figures 3 et 4 est illustré un ensemble de pièces comprenant deux pales adjacentes, ici suivant l’axe transversal, s’étendant depuis une plateforme. En particulier, une première aube de stator 1 et une deuxième aube de stator 1’ sont adjacentes. Chaque première et deuxième aube de stator 1,1’ comprend une pale et une plateforme intégrée. Cet ensemble comprend également une ailette 13 rapportée et fixée sur au moins une plateforme entre les première et deuxième aubes de stator 1,1’. Nous entendons par le terme « rapporté >> que l’ailette 13 est une pièce distincte et séparée de la plateforme et n’est pas réalisée en même temps que la plateforme. Cette ailette 13 présente une forme sensiblement triangulaire.
Dans cet exemple représenté, l’ailette 13, illustrée plus précisément sur la figure 5 comprend corps 15 allongé avec une section transversale de forme sensiblement triangulaire. Le corps 15 comprend une base 14 depuis laquelle s’étendent deux faces 16, 17 inclinées ou obliques se rejoignant en partie supérieure au niveau d’une arête 18. La base 14 du corps 15 peut, de manière alternative, être solidaire à une embase. L’ailette 13 s’étend entre la première bordure 10 et la deuxième bordure 11 des plateformes 9. Sa hauteur radiale est sensiblement constante suivant sa longueur. En particulier, l’ailette 13 est disposée au moins en partie à cheval entre deux portions de plateformes adjacentes. Il s’agit que l’ailette 13 s’étende au moins radialement côté extérieur des plateformes, par rapport à l’axe longitudinal, en présentant une section transversale sensiblement triangulaire et s’étende axialement à chevauchement supérieur de bords longitudinaux 11 A, 11B des plateformes côté intrados et côté extrados des aubes adjacentes. Ces bords longitudinaux 11 A, 11B peuvent aussi être qualifiés de bords latéraux de plateforme. Le chevauchement est donc avantageusement sur la jonction desdits bords dans la réalisation telle que représentée en particulier à la figure 3 et à la figure 4. L’ailette 13 est fixée sur les plateformes par clipsage pour une insertion et un retrait facilités. Pour cela, l’ailette 13 comprend également plusieurs clips 19 solidarisés à la base 14 et qui s’étendent en partie inférieure de celle-ci. Au moins trois clips 19 sont solidarisés à la base 14.
Chaque clip 19 présente une première portion 20 et une deuxième portion 21 reliée par une troisième portion 22 coudée. La première portion est reliée à la base 14. Celle-ci est allongée suivant une direction sensiblement droite, parallèle à l’axe radiale. La première portion 20 comprend une extrémité fixée 23 à la base
14. Quant à la deuxième portion 21, celle-ci présente sensiblement une forme de J, ici inversé. La deuxième portion 21 comprend une tête qui est reliée à la troisième portion 22 coudée et une partie distale 24 orientée vers la base 14 de l’ailette 13. Les clips 19 sont solidarisés avantageusement par soudage. Les clips 19 peuvent être moulés également avec la base. Dans ce dernier exemple, les clips et la base sont formés d’un seul tenant.
Les clips 19 sont réalisés dans un matériau métallique. Ceux-ci peuvent être réalisés également dans un matériau plastique. De manière avantageuse, mais non limitativement, les clips sont réalisés dans le même matériau que l’ailette mais de toute façon dans un matériau compatible avec le matériau de l’ailette 13. Cette dernière est réalisée dans un matériau métallique ou alternativement dans un matériau plastique.
Les plateformes 9 comprennent des ouvertures 25 destinées à recevoir les clips 19 des ailettes 13 pour la fixation de l’ailette sur les plateformes 9. Chaque ouverture 25 traverse la plateforme 9 correspondante de part et d’autre suivant l’axe radiale Z. Ici, les ouvertures 25 présentent une forme sensiblement rectangulaire. Toutefois, celles-ci peuvent présenter d’autres formes adaptées à recevoir et laisser passer les clips 19. Les plateformes 9 comprennent au moins trois ouvertures 25, par exemple quatre ouvertures dans le présent exemple. Comme nous pouvons le voir sur la figure 3, deux ouvertures 25 sont agencées sur la portion de plateforme extrados 9E de la pale et au moins une ouverture 25 est située sur la portion de plateforme intrados 9I. Bien entendu, les ouvertures 25 peuvent être agencées différemment en fonction de la disposition des clips sur les ailettes.
En référence à la figure 6, la partie distale 24 forme une butée contre la plateforme 9 lorsque l’ailette 13 est montée sur les plateformes 9 de manière à éviter un jeu entre la base 14 de l’ailette 13 et la portion de plateforme intrados ou extrados 9I, 9E. Pour cela, une distance d prédéterminée est définie entre la partie distale 24 et la base 14 de l’ailette 13. En particulier, la distance d est mesurée entre la surface 26 de la partie distale 24 formant butée et la surface inférieure 27 de la base 14 de l’ailette 13. Cette distance d est ici sensiblement égale ou inférieure à la hauteur h1 de la plateforme 9. La hauteur h1 ou épaisseur de la plateforme 9 est mesurée entre une face supérieure 28 et une face inférieure 29 opposées radialement de chaque plateforme. La hauteur h1 de la plateforme 9 est sensiblement constante. Au montage, les clips 19 se déforment pour que la distance d soit égale après montage à h1, avec contrainte du clip déformé en évitant la potentialité de jeu. Dans le présent exemple, la deuxième portion 21 du clip 19 présente une hauteur h2 (cf. figure 4) qui est inférieure à une hauteur h3 de la première portion 20 du clip 19.
Lors de la fixation de l’ailette 13 sur les plateformes 9, les clips 19 se glissent à travers les ouvertures 25 correspondantes des portions de plateforme intrados 91 et extrados 9E. La deuxième portion 21 en forme de J se déplace vers la première portion 20 grâce à la troisième portion 22 coudée formant alors une portion élastique pour le passage du clip 19 à travers l’ouverture 25 correspondante. Lorsque les clips 19 sont insérés dans les ouvertures 25, leurs deuxièmes portions 21 en forme de J s’étendent en partie inférieure des plateformes 9. La surface inférieure 27 de la base 14 est en contact surfacique avec la face supérieure 28 des plateformes 9. La surface 26 de la partie distale 24 formant butée de chaque clip 19 est en contact avec la face inférieure 29 de la plateforme 9 de manière à éviter le retrait du clip en fonctionnement. Dans cet exemple, cette surface 26 forme un contact surfacique avec la surface inférieure
29.
L’invention a été décrite en relation avec une aube de stator mais elle s’applique bien entendu à des aubes de rotor pour lesquelles les tourbillons de passage influent sur leur performance.
Dans la variante de réalisation de la figure 7, le principe de montage est identique, avec trois clips dont deux sont situés du côté du bord d’attaque et un clip unique du côté du bord de fuite. L’ailette 13 de cette variante a un corps dont au moins l’extrémité amont, côté bord d’attaque, de la ligne moyenne de squelette définissant la trajectoire de l’ailette présente une courbure.

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS
    1. Ensemble de pièces de turbomachine (50) d’axe longitudinal (X), l’ensemble comprenant au moins une première et une deuxième aubes de stator (1, T) adjacentes à plateformes intégrées, chaque première et deuxième aubes de stator (1, T) comprenant une plateforme (9) et une pale (2) s’étendant depuis ladite plateforme (9), caractérisé en ce que l’ensemble comprend également au moins une ailette (13) allongée, rapportée et de section transversale sensiblement de forme triangulaire, l’ailette (13) étant fixée de manière amovible sur les plateformes (9) des pales (2) adjacentes entre les première et deuxième pales.
  2. 2. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’ailette (13) est fixée par clipsage.
  3. 3. Ensemble selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’ailette (13) comprend un corps (15) de section transversale sensiblement triangulaire avec une base et des clips (19) solidarisés à la dite base (14).
  4. 4. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque plateforme (9) comprend des ouvertures (25) destinées à recevoir les clips (19) de l’ailette (13), ces ouvertures (25) traversant les plateformes (9) de part et d’autre suivant un axe radial (Z) sensiblement perpendiculaire à l’axe longitudinal (X).
  5. 5. Ensemble selon l’une quelconque des revendications 3 à 4, caractérisé en ce que chaque clip (19) présente une première portion (20) reliée à la base (14) et une deuxième portion (21) sensiblement en forme de J reliée par une troisième portion (22) coudée.
  6. 6. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la deuxième portion (21) comprend une partie distale (24) formant butée contre la plateforme (9) lorsque l’ailette (13) est montée sur les plateformes (9).
  7. 7. Ensemble selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la distance (d) mesurée entre une surface (26) de la partie distale (24) de la deuxième portion (21) formant butée et une surface inférieure (27) de la base (14) de l’ailette (13) est sensiblement égale à la hauteur (h1) de la
    10 plateforme (9).
  8. 8. Ensemble selon l’une quelconque des revendications 3 à 7, caractérisé en ce que les clips (9) sont fixés à la base (14) ou sont monoblocs avec la base (14).
  9. 9. Ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’ailette (13) est réalisée dans un matériau métallique ou plastique.
  10. 10. Turbomachine (50) caractérisée en ce qu’elle comprend au moins un ensemble selon l’une quelconque des revendications précédentes.
    I
    CD
    CD
FR1751352A 2017-02-21 2017-02-21 Ensemble de pieces de turbomachine et turbomachine correspondante Active FR3063119B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1751352A FR3063119B1 (fr) 2017-02-21 2017-02-21 Ensemble de pieces de turbomachine et turbomachine correspondante

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1751352 2017-02-21
FR1751352A FR3063119B1 (fr) 2017-02-21 2017-02-21 Ensemble de pieces de turbomachine et turbomachine correspondante

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3063119A1 true FR3063119A1 (fr) 2018-08-24
FR3063119B1 FR3063119B1 (fr) 2021-06-25

Family

ID=59325356

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1751352A Active FR3063119B1 (fr) 2017-02-21 2017-02-21 Ensemble de pieces de turbomachine et turbomachine correspondante

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3063119B1 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3106158A1 (fr) * 2020-01-14 2021-07-16 Safran Aircraft Engines Couronne aubagée sectorisée pour turbomachine comprenant un organe d’étanchéité inter-secteurs a compatibilite de forme ameliorée

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5254808A (en) * 1975-10-31 1977-05-04 Hitachi Ltd Blade arrangement device of fluid machine
JPS6022002A (ja) * 1983-07-18 1985-02-04 Hitachi Ltd タ−ボ機械の翼構造
WO2015092306A1 (fr) * 2013-12-18 2015-06-25 Snecma Pièce ou ensemble de pièces de turbomachine et turbomachine associée

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5254808A (en) * 1975-10-31 1977-05-04 Hitachi Ltd Blade arrangement device of fluid machine
JPS6022002A (ja) * 1983-07-18 1985-02-04 Hitachi Ltd タ−ボ機械の翼構造
WO2015092306A1 (fr) * 2013-12-18 2015-06-25 Snecma Pièce ou ensemble de pièces de turbomachine et turbomachine associée

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3106158A1 (fr) * 2020-01-14 2021-07-16 Safran Aircraft Engines Couronne aubagée sectorisée pour turbomachine comprenant un organe d’étanchéité inter-secteurs a compatibilite de forme ameliorée

Also Published As

Publication number Publication date
FR3063119B1 (fr) 2021-06-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1972757B1 (fr) Ensemble rotatif d'une soufflante de turbomachine
FR3070448B1 (fr) Aube de redresseur de soufflante de turbomachine, ensemble de turbomachine comprenant une telle aube et turbomachine equipee de ladite aube ou dudit ensemble
EP3794217B1 (fr) Element de stator de turbomachine
FR3027053B1 (fr) Stator de turbomachine d'aeronef
FR3016956A1 (fr) Echangeur de chaleur d'une turbomachine
EP2795068B1 (fr) Redresseur de compresseur pour turbomachine
FR3051219A1 (fr) Aube de turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion
FR2978798A1 (fr) Secteur angulaire de redresseur de turbomachine a amortissement des modes de vibrations
FR3063118A1 (fr) Ensemble de pieces de turbomachine avec une aube de stator a plateforme integree et turbomachine correspondante
FR3008185A1 (fr) Insert comprenant une surface externe faisant partie d'au moins un profil aerodynamique d'une aube de test de turbomachine
FR3060065A1 (fr) Ensemble de pieces de turbomachine avec une aube de soufflante a plateforme integree et turbomachine correspondante
FR3063119A1 (fr) Ensemble de pieces de turbomachine et turbomachine correspondante
CA2801222A1 (fr) Couplage aerodynamique entre deux rangees annulaires d'aubes fixes dans une turbomachine
FR2965843A1 (fr) Rotor pour turbomachine
FR3073891B1 (fr) Mat d'un ensemble propulsif
FR3070183B1 (fr) Turbine pour turbomachine
FR3074219B1 (fr) Ensemble de turbomachine avec une aube de stator a plateforme integree et moyens de maintien.
FR3068385A1 (fr) Ailette amovible pour un element annulaire aubage de turbomachine
WO2021219949A1 (fr) Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc
EP3068979B1 (fr) Élément annulaire de carter de turbomachine
BE1030039B1 (fr) Separateur de flux dans une turbomachine
FR3135746A1 (fr) Ensemble propulsif pour un aeronef
FR3070423B1 (fr) Attache poignard avec joint et ressort d'une aube de redresseur
FR3135748A1 (fr) Ensemble propulsif pour un aeronef
FR3053386A1 (fr) Roue de turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20180824

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 8