FR3106848A1 - Turbomachinery blade with leading edge shield - Google Patents
Turbomachinery blade with leading edge shield Download PDFInfo
- Publication number
- FR3106848A1 FR3106848A1 FR2001093A FR2001093A FR3106848A1 FR 3106848 A1 FR3106848 A1 FR 3106848A1 FR 2001093 A FR2001093 A FR 2001093A FR 2001093 A FR2001093 A FR 2001093A FR 3106848 A1 FR3106848 A1 FR 3106848A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- blade
- leading edge
- turbine engine
- turbomachine
- edge
- 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
Links
- 229920000620 organic polymer Polymers 0.000 claims description 8
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 6
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229920002635 polyurethane Polymers 0.000 claims description 3
- 239000004814 polyurethane Substances 0.000 claims description 3
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 3
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 3
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 description 2
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N Chromium Chemical compound [Cr] VYZAMTAEIAYCRO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910000883 Ti6Al4V Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000012790 adhesive layer Substances 0.000 description 1
- 229910052804 chromium Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011651 chromium Substances 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 229910001026 inconel Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
-
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/288—Protective coatings for 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
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
- F04D29/324—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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Architecture (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Aube de turbomachine avec bouclier de bord d’attaque Aube (16) de turbomachine, comprenant un pied d’aube (18) et une partie de pale à profil aérodynamique (22) avec un bord d’attaque (30), un bord de fuite (32), un extrados (36) et un intrados (34). La partie de pale à profil aérodynamique (22) s’étend en hauteur d’une jonction (41) avec le pied d’aube (18) jusqu’à un sommet d’aube (42), et comprend un bouclier (38) de bord d’attaque s’étendant, d’un bord inférieur (44) jusqu’à un bord supérieur (46) au sommet d’aube (42), sur seulement une partie de la hauteur (H) de la partie de pale à profil aérodynamique (22). Figure pour l’abrégé : Fig. 2. Turbomachine blade with leading edge shield Turbomachine blade (16), comprising a blade root (18) and an airfoil blade portion (22) with a leading edge (30), a trailing edge (32), an upper surface (36) and an underside (34). The airfoil blade portion (22) extends in height from a junction (41) with the blade root (18) to a blade tip (42), and includes a shroud (38) of leading edge extending, from a lower edge (44) to an upper edge (46) at the tip of the blade (42), over only part of the height (H) of the blade part airfoil (22). Figure for abstract: Fig. 2.
Description
La présente invention concerne une aube de turbomachine. On entend par « turbomachine », dans ce contexte, toute machine dans laquelle peut s’opérer un transfert d’énergie entre un écoulement de fluide et au moins un aubage, comme, par exemple, un compresseur, une pompe, une turbine, une hélice, ou bien une combinaison d’au moins deux de ceux-ci.The present invention relates to a turbine engine blade. The term "turbomachine", in this context, means any machine in which a transfer of energy can take place between a flow of fluid and at least one blading, such as, for example, a compressor, a pump, a turbine, a helix, or a combination of at least two of these.
Typiquement, une aube de turbomachine telle que, par exemple, une aube de soufflante de turboréacteur à double flux ou une pale d’hélice aérienne, comprend un pied d’aube et une partie de pale à profil aérodynamique avec un bord d’attaque, un bord de fuite, un extrados et un intrados, la partie de pale à profil aérodynamique s’étendant en hauteur d’une jonction avec le pied d’aube jusqu’à un bout de l’aube. Afin de limiter leur poids, ces aubes sont souvent principalement formées d’un corps d’aube en composite à matrice organique, par exemple en polymère, renforcée par des fibres. Bien que ces matériaux présentent des qualités mécaniques généralement très favorables, en particulier par rapport à leur masse, ils présentent une certaine sensibilité aux impacts ponctuels. Afin de protéger le bord d’attaque contre les impacts. Des boucliers, typiquement en matériau métallique hautement résistant, comme les alliages de titane, sont donc normalement installés sur les bords d’attaque des parties profilées de telles aubes, afin de les protéger contre ces impacts. Ces boucliers, qui présentent une face externe chevauchant le bord d’attaque et une face interne destinée à être fixée contre le corps d’aube, prennent normalement la forme d’une fine ailette intrados et une fine ailette extrados jointes par une section centrale plus épaisse au niveau du bord d’attaque, l’ensemble épousant ainsi la forme de l’aube sur le bord d’attaque et des sections adjacentes de l’intrados et de l’extrados, et cela sur toute la hauteur de la partie de pale à profil aérodynamique du bord d’attaque, de la jonction avec le pied d’aube jusqu’au sommet d’aube. Une aube de turbomachine avec un tel bouclier est divulguée par exemple dans la publication de brevet français FR 3 045 711 B1.Typically, a turbine engine blade such as, for example, a turbofan engine fan blade or an air propeller blade, comprises a blade root and an airfoil blade portion with a leading edge, a trailing edge, a suction face and a suction face, the airfoil blade portion extending in height from a junction with the blade root to a tip of the blade. In order to limit their weight, these blades are often mainly formed of a blade body made of a composite with an organic matrix, for example made of polymer, reinforced with fibres. Although these materials have generally very favorable mechanical qualities, in particular with respect to their mass, they have a certain sensitivity to point impacts. In order to protect the leading edge against impacts. Shields, typically made of highly resistant metallic material, such as titanium alloys, are therefore normally installed on the leading edges of the profiled parts of such blades, in order to protect them against these impacts. These shields, which have an outer face overlapping the leading edge and an inner face intended to be fixed against the blade body, normally take the form of a thin intrados fin and a thin extrados fin joined by a central section more thick at the level of the leading edge, the assembly thus following the shape of the blade on the leading edge and of the adjacent sections of the lower surface and the upper surface, and this over the entire height of the part of airfoil blade from the leading edge, from the junction with the blade root to the blade tip. A turbomachine blade with such a shield is disclosed for example in French patent publication FR 3 045 711 B1.
Les boucliers de bord d’attaque accroissent toutefois la masse des aubes. En outre, en cas de rupture et éjection de l’aube, la masse et dureté comparativement élevées d’un tel bouclier de bord d’attaque accroit son pouvoir pénétratif et rend sa contention plus difficile.The leading edge shields, however, increase the mass of the blades. In addition, in the event of breakage and ejection of the blade, the comparatively high mass and hardness of such a leading edge shield increases its penetrating power and makes it more difficult to contain.
La présente divulgation vise à remédier à ces inconvénients, en proposant une aube de turbomachine avec un bouclier de bord d’attaque avec une masse et une inertie réduites.The present disclosure aims to remedy these drawbacks, by proposing a turbomachine blade with a leading edge shield with reduced mass and inertia.
Suivant un premier aspect, une aube de turbomachine peut comprendre un pied d’aube et une partie de pale à profil aérodynamique avec un bord d’attaque, un bord de fuite, un extrados et un intrados. La partie de pale à profil aérodynamique peut s’étendre en hauteur d’une jonction avec le pied d’aube jusqu’à un sommet d’aube, et comprendre un bouclier de bord d’attaque, disposé sur un corps d’aube, et s’étendant, d’un bord inférieur jusqu’à un bord supérieur au sommet d’aube, sur seulement une partie de la hauteur de la partie profilée. En particulier, le bord inférieur du bouclier de bord d’attaque peut être situé à au moins 10 % de la hauteur de la partie de pale à profil aérodynamique de l’aube à partir de la jonction avec le pied d’aube, et plus particulièrement à entre 10% et 50% de la hauteur de la partie de pale à profil aérodynamique de l’aube à partir de la jonction. Le bouclier de bord d’attaque peut notamment être métallique, et contenir p.ex. du titane.According to a first aspect, a turbomachine blade can comprise a blade root and an aerodynamic profile blade part with a leading edge, a trailing edge, an upper surface and a lower surface. The airfoil blade portion may extend in height from a junction with the blade root to a blade tip, and include a leading edge shield, disposed on a blade body, and extending, from a lower edge to an upper edge at the blade tip, over only part of the height of the profiled part. In particular, the lower edge of the leading edge shield may be located at least 10% of the height of the airfoil blade portion of the blade from the junction with the blade root, and more particularly at between 10% and 50% of the height of the airfoil blade portion of the vane from the junction. The leading edge shield may in particular be metallic, and contain, for example, titanium.
Du fait de la moindre vitesse linéaire lors de la rotation de l’aube, ainsi que du moindre effet de levier, les impacts ont un effet à proximité du pied d’aube sensiblement moindre que vers le sommet d’aube. Le bouclier de bord d’attaque ne doit donc pas nécessairement s’étendre jusqu’à la jonction avec le pied d’aube pour protéger l’aube de manière effective contre les impacts. Il est ainsi possible de réduire la masse du bouclier de bord d’attaque sans réduire effectivement la résistance de l’aube aux impacts.Due to the lower linear speed during blade rotation, as well as the lower leverage effect, impacts have a significantly less effect near the blade root than towards the blade tip. The leading edge shield therefore does not necessarily have to extend to the junction with the blade root to effectively protect the blade against impacts. It is thus possible to reduce the mass of the leading edge shield without actually reducing the resistance of the blade to impacts.
Pour assurer une protection supplémentaire de l’aube, elle peut aussi comprendre un film polymère organique, pouvant contenir p.ex. du polyuréthane, s’étendant sur l’intrados et le bord d’attaque en dehors du bouclier de bord d’attaque. Le bouclier de bord d’attaque et le film polymère organique peuvent s’étendre sur l’extrados sur une distance de jusqu’à 20% d’une longueur de corde à une position radiale correspondanteTo provide additional protection for the blade, it may also comprise an organic polymer film, which may contain e.g. polyurethane, extending over the lower surface and the leading edge outside the leading edge shield . The leading edge shield and organic polymer film can extend across the upper surface for a distance of up to 20% of a chord length at a corresponding radial position
L’aube peut être principalement formée par le corps d’aube, p.ex. en matériau composite, et plus spécifiquement en matériau composite à matrice organique renforcée par des fibres, sur lequel peut notamment être collé le bouclier de bord d’attaque. Pour cela le corps d’aube peut présenter une échancrure dans laquelle soit reçu le bouclier de bord d’attaque.The blade can be mainly formed by the blade body, for example made of composite material, and more specifically of composite material with an organic matrix reinforced by fibres, on which the leading edge shield can in particular be glued. For this, the blade body can have a notch in which the leading edge shield is received.
Le bord inférieur du bouclier de bord d’attaque peut être droit. Alternativement, toutefois, pour éviter les concentrations d’efforts provoquées par les angles vifs, le bord inférieur du bouclier de bord d’attaque peut être arrondi d’amont en aval vers le sommet d’aube.The lower edge of the leading edge shield may be straight. Alternatively, however, to avoid stress concentrations caused by sharp angles, the lower edge of the leading edge shield can be rounded from upstream to downstream towards the blade tip.
Un deuxième aspect de la présente divulgation concerne un aubage de turbomachine comprenant une pluralité d’aubes de turbomachine suivant le premier aspect, arrangées autour d’un axe commun de rotation.A second aspect of the present disclosure relates to a turbomachine blade comprising a plurality of turbomachine blades according to the first aspect, arranged around a common axis of rotation.
Un troisième aspect de la présente divulgation concerne une soufflante de turboréacteur à double flux comprenant l’aubage du deuxième aspect, avec une veine d’air dans laquelle sont situées les parties profilées des aubes. Cette soufflante peut aussi comprendre un carénage délimitant la veine d’air, quoiqu’une soufflante non carénée soit également envisageable.A third aspect of the present disclosure relates to a fan of a turbofan engine comprising the blade of the second aspect, with an air stream in which the profiled parts of the blades are located. This fan can also include a fairing delimiting the air stream, although an unducted fan is also possible.
Un quatrième aspect de la présente divulgation concerne un turboréacteur à double flux comprenant la soufflante du troisième aspect.A fourth aspect of the present disclosure relates to a turbofan engine comprising the fan of the third aspect.
L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, de modes de réalisation représentés à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels :The invention will be well understood and its advantages will appear better, on reading the detailed description which follows, of embodiments represented by way of non-limiting examples. The description refers to the accompanying drawings in which:
Comme illustré sur la figure 1, un turboréacteur à double flux 10 peut comprendre un groupe générateur de gaz 12 et une soufflante 14. Cette soufflante 14 peut comprendre un aubage rotatif avec une pluralité d’aubes 16 arrangées radialement autour d’un axe central X représentant un axe commun de rotation des aubes 16. Comme illustré sur les figures 2 et 3, chaque aube 16 peut comprendre un pied d’aube 18 pour la relier à un moyeu solidaire d’un arbre rotatif, et une partie de pale à profil aérodynamique 22. Dans le turboréacteur à double flux 10, cette partie de pale à profil aérodynamique 22 peut être disposée dans une veine d’air 24 de la soufflante 14 pour y impulser l’air par la rotation de l’aube 16 autour de l’axe central X, comme illustré sur la figure 1. Comme illustré aussi sur la figure 1, les aubes 16 peuvent être entourées par un carter de soufflante 26 délimitant extérieurement la veine d’air 24. Un cône 25 peut être monté sur le moyeu afin de cacher celui-ci ainsi que les pieds d’aube 18, et délimiter intérieurement la veine d’air 24.As illustrated in FIG. 1, a turbofan engine 10 can comprise a gas generator unit 12 and a fan 14. This fan 14 can comprise a rotating vane with a plurality of blades 16 arranged radially around a central axis X representing a common axis of rotation of the blades 16. As illustrated in FIGS. 2 and 3, each blade 16 can comprise a blade root 18 to connect it to a hub integral with a rotary shaft, and a blade part with a profile 22. In the turbofan engine 10, this airfoil blade portion 22 may be disposed in an air stream 24 of the fan 14 to impel the air therein by the rotation of the blade 16 around the central axis X, as illustrated in Figure 1. As also illustrated in Figure 1, the blades 16 may be surrounded by a fan casing 26 externally delimiting the air stream 24. A cone 25 may be mounted on the hub in order to hide this as well as the blade roots 18, and to delimit the air stream 24 internally.
Chaque aube 16 peut être principalement formée par un corps d’aube 28 en matériau composite, notamment à matrice polymère renforcée par des fibres. Comme illustré sur les figures 2 et 3, la partie de pale à profil aérodynamique 22 de chaque aube 16 peut comprendre un bord d’attaque 30, un bord de fuite 32, un intrados 34, et un extrados 36. Cette partie de pale à profil aérodynamique 22 peut s’étendre sur une hauteur H, suivant un axe radial Z, d’une jonction 41 avec le pied d’aube 18, jusqu’à un sommet d’aube 42.Each blade 16 can be mainly formed by a blade body 28 made of composite material, in particular with a polymer matrix reinforced with fibers. As illustrated in Figures 2 and 3, the airfoil blade portion 22 of each vane 16 may include a leading edge 30, a trailing edge 32, a lower surface 34, and a lower surface 36. This airfoil blade portion aerodynamic profile 22 can extend over a height H, along a radial axis Z, from a junction 41 with the blade root 18, up to a blade tip 42.
En fonctionnement normal, le vent relatif peut être sensiblement orienté vers le bord d’attaque 30 de la partie de pale à profil aérodynamique 22 de chaque aube 16. Ainsi, ce bord d’attaque 30 serait particulièrement exposé aux impacts. Pour protéger son bord d’attaque 30 contre ces impacts, la partie de pale à profil aérodynamique 22 de chaque aube 16 peut comprendre un bouclier 38 de bord d’attaque. Comme illustré sur la figure 4, ce bouclier 38 de bord d’attaque peut être reçu dans une échancrure 40 du corps d’aube 28 et collé au corps d’aube 28.In normal operation, the relative wind may be substantially oriented towards the leading edge 30 of the airfoil blade portion 22 of each vane 16. Thus, this leading edge 30 would be particularly exposed to impacts. To protect its leading edge 30 from such impacts, the airfoil blade portion 22 of each vane 16 may include a leading edge shield 38. As illustrated in Figure 4, this leading edge shield 38 can be received in a notch 40 of the blade body 28 and bonded to the blade body 28.
Le bouclier 38 de bord d’attaque peut être fabriqué en un matériau ayant une meilleure résistante aux impacts ponctuels que le matériau composite du corps d’aube 28. Le bouclier 38 de bord d’attaque peut être principalement métallique, et plus spécifiquement en alliage à base de titane, comme par exemple le TA6V (Ti-6Al-4V). Le bouclier 38 de bord d’attaque pourrait également être en acier ou en alliage métallique communément désigné par la marque déposée Inconel™. On parle par la suite d’Inconel pour désigner un alliage à base de fer avec du nickel et du chrome.The leading edge shield 38 can be made of a material having better resistance to point impacts than the composite material of the blade body 28. The leading edge shield 38 can be mainly metallic, and more specifically an alloy based on titanium, such as TA6V (Ti-6Al-4V). The leading edge shield 38 could also be made of steel or a metal alloy commonly designated by the registered trademark Inconel™. We then speak of Inconel to designate an iron-based alloy with nickel and chromium.
Comme illustré sur les figures 2 et 3, le bouclier 38 de bord d’attaque peut s’étendre, suivant l’axe radial Z, d’un bord inférieur 44 jusqu’à un bord supérieur 46 au sommet d’aube 42. Le bord inférieur 44 peut être séparé, radialement vers l’extérieur, par une distance dzde la jonction 41 avec le pied d’aube 18. Cette distance dzpourrait être, par exemple, entre 10% et 50% de la hauteur H de la partie de pale à profil aérodynamique 22. Ainsi, le bouclier 38 de bord d’attaque ne s’étendrait en hauteur que sur une partie de la hauteur H de la partie de pale à profil aérodynamique 22 de l’aube 16, limitant ainsi sa masse et son pouvoir pénétratif en tant que projectile en cas de rupture de l’aube 16.As illustrated in Figures 2 and 3, the leading edge shield 38 may extend, along the radial axis Z, from a lower edge 44 to an upper edge 46 at the blade tip 42. The lower edge 44 can be separated, radially outwards, by a distance d z from the junction 41 with the blade root 18. This distance d z could be, for example, between 10% and 50% of the height H of the airfoil blade portion 22. Thus, the leading edge shield 38 would only extend in height over part of the height H of the airfoil blade portion 22 of the blade 16, limiting thus its mass and its penetrating power as a projectile in the event of breakage of the blade 16.
Le bouclier 38 de bord d’attaque peut par ailleurs présenter une face externe 48 chevauchant le bord d’attaque 30 et une face interne 50 reliée par une couche adhésive 52 au corps d’aube 28. Comme illustré sur la figure 5, grâce à l’échancrure 40, la surface de la face externe 48 peut être sensiblement alignée avec la surface du corps d’aube 28, de manière à limiter la traînée parasite.The leading edge shield 38 may also have an outer face 48 overlapping the leading edge 30 and an inner face 50 connected by an adhesive layer 52 to the blade body 28. As illustrated in FIG. 5, thanks to the notch 40, the surface of the outer face 48 can be substantially aligned with the surface of the blade body 28, so as to limit parasitic drag.
Pour compléter la protection du corps d’aube 28, l’aube 16 peut comprendre aussi un film polymère organique 64, p.ex. principalement en polyuréthane, s’étendant sur l’intrados 34 et sur le bord d’attaque 30 en dehors le bouclier 38 de bord d’attaque. Ainsi, ce film polymère organique 64, qui peut être aussi collé sur le corps d’aube 28, peut contribuer à protéger l’intrados 34, mais aussi le segment du bord d’attaque 30 située entre le bord inférieur 44 du bouclier 38 de bord d’attaque et la jonction 42 avec le pied d’aube 18. Sur ce segment, le film polymère organique 64 peut encore couvrir l’extrados 36 sur une distance lcperpendiculaire à l’axe radial Z, comme illustré sur les figures 2 et 6. Cette distance lcpeut aller, par exemple, jusqu’à 20% de la corde C de l’aube 16 à cette position radiale.To complete the protection of the blade body 28, the blade 16 can also comprise an organic polymer film 64, for example mainly polyurethane, extending over the lower surface 34 and on the leading edge 30 outside the leading edge shield 38. Thus, this organic polymer film 64, which can also be glued to the blade body 28, can contribute to protecting the lower surface 34, but also the segment of the leading edge 30 located between the lower edge 44 of the shield 38 of leading edge and the junction 42 with the blade root 18. On this segment, the organic polymer film 64 can still cover the upper surface 36 over a distance l c perpendicular to the radial axis Z, as illustrated in the figures 2 and 6. This distance l c can range, for example, up to 20% of the chord C of the blade 16 at this radial position.
Le bouclier 38 de bord d’attaque peut comporter une ailette intrados 54, s’étendant du bord d’attaque 30 jusqu’à un bord arrière 56 sur l’intrados 34, et une ailette extrados 58, s’étendant du bord d’attaque 30 jusqu’à un autre bord arrière 60 sur l’extrados 36. Comme illustré sur les figures 2 à 4, le bord inférieur 44 peut être arrondi vers le sommet d’aube 42 sur l’intrados 34 et/ou l’extrados 36, de manière à obtenir une transition douce entre ce bord inférieur 44 et au moins un des bords arrière 56, 60 correspondants, et ainsi éviter les concentrations d’efforts associées aux angles vifs. Cette transition 62 peut s’étendre sur une distance tzsuivant l’axe radial Z qui peut être relativement courte, par exemple égale ou moindre à 5% de la hauteur H de la partie de pale à profil aérodynamique 22, comme illustré sur les figures 2 à 4, ou plus longue, par exemple supérieure à 5% mais non supérieure à 20% de la hauteur H de la partie de pale à profil aérodynamique 22, comme dans le mode de réalisation alternatif illustré sur la figure 7. Alternativement toutefois, comme dans le mode de réalisation alternatif illustré sur la figure 8, le bord inférieur 44 peut être droit, formant ainsi un angle avec chacun des bords arrière 56, 60. Les éléments restants des aubes suivant ces deux modes de réalisation alternatifs sont analogues à ceux du mode de réalisation correspondant aux figures 2 à 6, et reçoivent en conséquence les mêmes repères sur les dessins.The leading edge shield 38 may include an underside fin 54, extending from the leading edge 30 to a trailing edge 56 on the underside 34, and an underside fin 58, extending from the attack 30 to another rear edge 60 on the upper surface 36. As illustrated in FIGS. 2 to 4, the lower edge 44 can be rounded towards the blade tip 42 on the lower surface 34 and/or the 36, so as to obtain a smooth transition between this lower edge 44 and at least one of the corresponding rear edges 56, 60, and thus avoid the concentrations of effort associated with sharp angles. This transition 62 can extend over a distance t z along the radial axis Z which can be relatively short, for example equal to or less than 5% of the height H of the airfoil blade part 22, as illustrated in the Figures 2 to 4, or longer, for example greater than 5% but not greater than 20% of the height H of the airfoil blade portion 22, as in the alternative embodiment illustrated in Figure 7. Alternatively however , as in the alternative embodiment illustrated in Figure 8, the lower edge 44 may be straight, thus forming an angle with each of the rear edges 56, 60. The remaining elements of the blades according to these two alternative embodiments are analogous to those of the embodiment corresponding to FIGS. 2 to 6, and consequently receive the same references in the drawings.
Quoique la présente invention ait été décrite en se référant à des exemples de réalisation spécifiques, il est évident que des différentes modifications et changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En outre, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation évoqués peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.Although the present invention has been described with reference to specific embodiments, it is obvious that various modifications and changes can be made to these examples without departing from the general scope of the invention as defined by the claims. Further, individual features of the various embodiments discussed may be combined in additional embodiments. Accordingly, the description and the drawings should be considered in an illustrative rather than restrictive sense.
Claims (14)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2001093A FR3106848B1 (en) | 2020-02-04 | 2020-02-04 | Turbomachine blade with leading edge shield |
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR2001093A FR3106848B1 (en) | 2020-02-04 | 2020-02-04 | Turbomachine blade with leading edge shield |
| FR2001093 | 2020-02-04 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3106848A1 true FR3106848A1 (en) | 2021-08-06 |
| FR3106848B1 FR3106848B1 (en) | 2022-08-19 |
Family
ID=71452343
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR2001093A Active FR3106848B1 (en) | 2020-02-04 | 2020-02-04 | Turbomachine blade with leading edge shield |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3106848B1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3142217A1 (en) * | 2022-11-23 | 2024-05-24 | Safran Aircraft Engines | FAN BLADE COVERED WITH A PROTECTIVE LAYER AND METHOD OF APPLICATION |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5725354A (en) * | 1996-11-22 | 1998-03-10 | General Electric Company | Forward swept fan blade |
| EP2390023A1 (en) * | 2009-01-22 | 2011-11-30 | IHI Corporation | Method of manufacturing member for reinforcing front edge of fan blade |
| EP2843193A1 (en) * | 2013-08-28 | 2015-03-04 | Techspace Aero S.A. | Composite blade made by additive manufacturing |
| EP2915743A1 (en) * | 2014-03-03 | 2015-09-09 | European Aeronautic Defence and Space Company - EADS France | Sheet for protecting the leading edges of aircraft wings |
| EP3121378A1 (en) * | 2015-07-22 | 2017-01-25 | Rolls-Royce plc | Blade or a vane for a gas turbine engine |
| FR3045711A1 (en) | 2015-12-21 | 2017-06-23 | Snecma | ATTACK SHIELD |
-
2020
- 2020-02-04 FR FR2001093A patent/FR3106848B1/en active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5725354A (en) * | 1996-11-22 | 1998-03-10 | General Electric Company | Forward swept fan blade |
| EP2390023A1 (en) * | 2009-01-22 | 2011-11-30 | IHI Corporation | Method of manufacturing member for reinforcing front edge of fan blade |
| EP2843193A1 (en) * | 2013-08-28 | 2015-03-04 | Techspace Aero S.A. | Composite blade made by additive manufacturing |
| EP2915743A1 (en) * | 2014-03-03 | 2015-09-09 | European Aeronautic Defence and Space Company - EADS France | Sheet for protecting the leading edges of aircraft wings |
| EP3121378A1 (en) * | 2015-07-22 | 2017-01-25 | Rolls-Royce plc | Blade or a vane for a gas turbine engine |
| FR3045711A1 (en) | 2015-12-21 | 2017-06-23 | Snecma | ATTACK SHIELD |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3142217A1 (en) * | 2022-11-23 | 2024-05-24 | Safran Aircraft Engines | FAN BLADE COVERED WITH A PROTECTIVE LAYER AND METHOD OF APPLICATION |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR3106848B1 (en) | 2022-08-19 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2673472B1 (en) | Blade-platform assembly for subsonic flow | |
| EP3394398B1 (en) | Leading edge shield | |
| EP3394399B1 (en) | Blade, associated fan and turbojet engine | |
| EP3356650B1 (en) | Blade havind a shield at the leading edge and process of fabricating this blade | |
| EP2673473B1 (en) | Blade-platform assembly for supersonic flow | |
| EP3394397B2 (en) | Leading edge sheath | |
| EP3473813B1 (en) | Turbine engine with a rectifier unit | |
| FR3106848A1 (en) | Turbomachinery blade with leading edge shield | |
| EP3332094B1 (en) | Blade comprising a blade body made of composite material and a leading-edge shield | |
| US11215054B2 (en) | Airfoil with encapsulating sheath | |
| CA3009020C (en) | Leading edge shield | |
| FR3087831A1 (en) | BLADE COMPRISING A COMPOSITE MATERIAL STRUCTURE AND A METAL STRAINING PART | |
| EP4232693A1 (en) | Fan blade with zero dihedral at the head | |
| EP4062034A1 (en) | Turbomachine rotary-fan blade, fan, and turbomachine provided therewith | |
| FR3116089A1 (en) | Turbomachine rotary fan blade, fan and turbomachine provided with the same | |
| FR3108665A1 (en) | Fan rotor with upstream center of gravity vanes | |
| WO2022079370A1 (en) | Blade made of composite material comprising a leading edge shield, turbine engine comprising the blade | |
| FR3112822A1 (en) | BLADE IN COMPOSITE MATERIAL WITH A SHIELD, AND TURBOMACHINE INCLUDING THE BLADE | |
| EP3768950B1 (en) | Bladed disk flexible in the lower part of the blades | |
| FR3112821A1 (en) | SHIELD FOR BLADE IN COMPOSITE MATERIAL, BLADE AND TURBOMACHINE COMPRISING THE SHIELD, METHOD FOR MANUFACTURING THE BLADE | |
| FR3108663A1 (en) | Turbomachine rotary fan blade, fan and turbomachine fitted therewith | |
| FR3108664A1 (en) | Fan rotor with upstream center of gravity vanes |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 2 |
|
| PLSC | Publication of the preliminary search report |
Effective date: 20210806 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 3 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 4 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |