FR3128245A1 - METHOD FOR MANUFACTURING A TURBOMACHINE ROTOR PART COMPRISING OPTIMIZED ROUNDED PORTIONS AND CORRESPONDING TURBOMACHINE PART - Google Patents

METHOD FOR MANUFACTURING A TURBOMACHINE ROTOR PART COMPRISING OPTIMIZED ROUNDED PORTIONS AND CORRESPONDING TURBOMACHINE PART Download PDF

Info

Publication number
FR3128245A1
FR3128245A1 FR2111092A FR2111092A FR3128245A1 FR 3128245 A1 FR3128245 A1 FR 3128245A1 FR 2111092 A FR2111092 A FR 2111092A FR 2111092 A FR2111092 A FR 2111092A FR 3128245 A1 FR3128245 A1 FR 3128245A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
theoretical
segment
length
cell
rounded portion
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.)
Pending
Application number
FR2111092A
Other languages
French (fr)
Inventor
Maxime JOUNIAUX
Florian CARRY
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 FR2111092A priority Critical patent/FR3128245A1/en
Publication of FR3128245A1 publication Critical patent/FR3128245A1/en
Pending legal-status Critical Current

Links

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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • 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
    • F05D2260/81—Modelling or simulation

Landscapes

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

Abstract

L’invention concerne un procédé (100) de fabrication d’une pièce de rotor de turbomachine comprenant au moins une alvéole (22) pour recevoir un pied (23) d’une aube, l’alvéole (22) comprenant deux parois de rétention latérales (30a, 30b) opposées et une paroi de fond (31) reliée aux parois de rétention par des portions arrondies (32a, 32b). Selon l’invention, chaque portion arrondie présente un rayon variable et en ce que le procédé comprend une étape d’optimisation desdites parois de l’alvéole, au moyen d’un modèle numérique de la pièce, des portions arrondies théoriques étant configurées chacune de manière à être reliée, à un premier segment (34, 34’), tangent à une paroi de rétention latérale théorique, délimitant la profondeur de chaque portion arrondie théorique et à un deuxième segment (36, 36’), tangent à la paroi de fond théorique, délimitant une demi largeur circonférentielle de chaque portion arrondie théorique, les premier et deuxième segments étant sécants en un point d’intersection et présentant respectivement des première et deuxième longueurs (l1, l2) déterminées. Figure d’abrégé : Fig.5The invention relates to a method (100) for manufacturing a turbomachine rotor part comprising at least one cell (22) for receiving a root (23) of a blade, the cell (22) comprising two retaining walls opposite sides (30a, 30b) and a bottom wall (31) connected to the retaining walls by rounded portions (32a, 32b). According to the invention, each rounded portion has a variable radius and in that the method comprises a step of optimizing said walls of the cell, by means of a digital model of the part, theoretical rounded portions each being configured so as to be connected, to a first segment (34, 34'), tangent to a theoretical lateral retention wall, delimiting the depth of each theoretical rounded portion and to a second segment (36, 36'), tangent to the wall of theoretical bottom, delimiting a half circumferential width of each theoretical rounded portion, the first and second segments being secant at a point of intersection and respectively having first and second lengths (l1, l2) determined. Abstract Figure: Fig.5

Description

PROCEDE DE FABRICATION D’UNE PIECE DE ROTOR DE TURBOMACHINE COMPRENANT DES PORTIONS ARRONDIES OPTIMISEES ET PIECE DE TURBOMACHINE CORRESPONDANTEMETHOD FOR MANUFACTURING A TURBOMACHINE ROTOR PART COMPRISING OPTIMIZED ROUNDED PORTIONS AND CORRESPONDING TURBOMACHINE PART

Domaine de l’inventionField of invention

La présente invention concerne le domaine général des turbomachines. Elle vise en particulier la conception et la fabrication de pièce de rotor de turbomachine ayant une alvéole destinée à recevoir le pied d’une aube de turbomachine pour la retenir. L’invention concerne également une turbomachine comprenant une telle pièce de rotor.The present invention relates to the general field of turbomachines. It relates in particular to the design and manufacture of a turbomachine rotor part having a cell intended to receive the root of a turbomachine blade in order to retain it. The invention also relates to a turbomachine comprising such a rotor part.

Arrière-plan techniqueTechnical background

Les turbomachines comprennent de manière générale des aubes mobiles qui équipent des roues mobiles de soufflante, de compresseur basse pression ou haute pression, ou encore des roues mobiles de turbine basse pression ou haute pression. Les aubes mobiles comprennent chacun un pied depuis lequel s’étend une pale radialement vers l’extérieur. Les pieds des aubes mobiles sont reçus dans des alvéoles ménagées à la périphérie externe d’une roue de turbomachine. Les alvéoles sont réparties régulièrement autour de l’axe de rotation de la roue de turbomachine. Chaque alvéole comprend deux parois de rétention latérales et une paroi de fond reliant les deux parois de rétention latérales. De manière générale, les alvéoles présentent une forme complémentaire à celle du pied de l’aube. Les pieds d’aube peuvent présenter une forme en queue d’aronde ou en sapin.Turbomachines generally comprise moving blades which equip moving fan wheels, low-pressure or high-pressure compressor wheels, or even moving low-pressure or high-pressure turbine wheels. The moving blades each include a root from which a blade extends radially outwards. The roots of the moving blades are received in cells provided at the outer periphery of a turbine engine wheel. The cells are evenly distributed around the axis of rotation of the turbomachine wheel. Each cell comprises two side retention walls and a bottom wall connecting the two side retention walls. In general, the cells have a shape complementary to that of the root of the blade. The blade roots can have a dovetail or fir tree shape.

Le profil des alvéoles présente des zones qui subissent des contraintes importantes au cours du fonctionnement de la turbomachine. En effet, les alvéoles peuvent être exposées à des gaz circulant dans une veine primaire de la turbomachine et dont la température peut être très levée, notamment en sortie de la chambre de combustion. De même, ces aubes peuvent présenter une certaine masse qui génère une contrainte mécanique sur ces zones lors de la rotation de celles-ci. Ces zones, considérées comme critiques, sont situées d’une part, au niveau des parois de rétention latérales où celles-ci sont sollicitées en traction radiales, ce qui réduit la durée de vie de l’alvéole et d’autre part, au niveau de la paroi de fond où celles-ci sont sollicitées en traction circonférentielle, ce qui impacte la tenue mécanique de l’alvéole notamment en cas de survitesse. Par ailleurs, cet espace est très restreint ce qui réduit les possibilités de modifications majeures. L’alvéole doit répondre à des critères simultanés de tenue mécanique et de température lors de la rotation des aubes et en particulier en termes de durée de vie en cas de survitesse pour éviter des ruptures de celles-ci. Or, les modifications apportées tant sur le pied de l’aube et/ou sur l’alvéole pour améliorer la tenue mécanique et/ou la tenue en température de ces deux pièces ont tendance à pénaliser l’un des critères de dimensionnement de l’alvéole. Par ailleurs, l’espace dans l’alvéole est très restreint pour accueillir des modifications importantes ou des pièces rapportées de dimensions importantes dans l’alvéole.The profile of the cells has zones which are subjected to significant stresses during the operation of the turbomachine. Indeed, the cells can be exposed to gases flowing in a primary stream of the turbomachine and the temperature of which can be very high, in particular at the outlet of the combustion chamber. Likewise, these blades may have a certain mass which generates a mechanical stress on these zones during rotation thereof. These zones, considered to be critical, are located on the one hand, at the level of the lateral retention walls where these are stressed in radial traction, which reduces the life of the cell and, on the other hand, at the level of the bottom wall where they are stressed in circumferential traction, which impacts the mechanical strength of the cell, particularly in the event of overspeed. Moreover, this space is very limited, which reduces the possibilities of major modifications. The cell must meet simultaneous criteria of mechanical strength and temperature during the rotation of the blades and in particular in terms of service life in the event of overspeed to prevent them from breaking. However, the modifications made both to the root of the blade and/or to the cell to improve the mechanical resistance and/or the temperature resistance of these two parts tend to penalize one of the dimensioning criteria of the cell. In addition, the space in the cell is very limited to accommodate major modifications or large parts added to the cell.

L’invention a pour but d’éviter les inconvénients précités.The object of the invention is to avoid the aforementioned drawbacks.

L’objectif de l’invention est de fournir une solution optimale permettant d’optimiser le profil de l’alvéole d’une pièce de rotor de turbomachine à l’endroit où les contraintes se concentrent de sorte à répondre à plusieurs critères de dimensionnement, tout en étant simple et économique.The objective of the invention is to provide an optimal solution making it possible to optimize the profile of the cell of a turbomachine rotor part at the place where the stresses are concentrated so as to meet several dimensioning criteria, while being simple and economical.

Nous parvenons à cet objectif conformément à l’invention grâce à un procédé de fabrication d’une pièce de rotor de turbomachine comprenant au moins une alvéole destinée à recevoir un pied d’une aube de turbomachine, l’alvéole comprenant deux parois de rétention latérales, opposées suivant une direction circonférentielle, et une paroi de fond reliée aux deux parois de rétention latérales par des portions arrondies, chaque portion arrondie présentant un rayon variable et en ce que le procédé comprend une étape d’optimisation desdites parois de l’alvéole, au moyen d’un modèle numérique de la pièce de rotor de turbomachine comprenant des parois théoriques de la pièce, de manière à obtenir chaque portion arrondie à rayon variable, les portions arrondies théoriques étant configurées chacune de manière à être reliée, à un premier segment, tangent à une paroi de rétention latérale théorique, destiné à délimiter la profondeur de chaque portion arrondie théorique et à un deuxième segment, tangent à la paroi de fond théorique, destiné à délimiter une demi largeur circonférentielle de chaque portion arrondie théorique, les premier et deuxième segments étant sécants en un point d’intersection et présentant respectivement une première longueur déterminée et une deuxième longueur déterminée.We achieve this objective in accordance with the invention thanks to a method of manufacturing a turbomachine rotor part comprising at least one cell intended to receive a root of a turbomachine blade, the cell comprising two lateral retaining walls , opposite in a circumferential direction, and a bottom wall connected to the two side retention walls by rounded portions, each rounded portion having a variable radius and in that the method comprises a step of optimizing said walls of the cell, by means of a digital model of the turbomachine rotor part comprising theoretical walls of the part, so as to obtain each rounded portion with a variable radius, the theoretical rounded portions each being configured so as to be connected, to a first segment , tangent to a theoretical lateral retention wall, intended to delimit the depth of each theoretical rounded portion and to a second segment, tangent to the theoretical bottom wall, intended to delimit a half circumferential width of each theoretical rounded portion, the first and second segments being secant at a point of intersection and having respectively a first determined length and a second determined length.

Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, chaque portion arrondie avec un rayon variable continue et configurée de la sorte permet de mieux répartir les contraintes mécaniques dans les différentes zones critiques se trouvant sur les parois de rétention latérales et sur la paroi de fond. En effet, les zones de ces parois sont iso-critiques par rapport aux objectifs de durée de vie en termes de résistance mécanique et thermique. La forme géométrique à rayon variable de chaque portion arrondie permet de tenir compte des tous les critères en terme de dimensionnement, notamment des critères de la tenue mécanique par rapport aux tractions circonférentielles subies par la paroi de fond et les tractions circonférentielles subies par les parois de rétention latérales. Ces critères étaient de manière générale considérée comme antagonistes. De même, chaque portion arrondie optimisée permet un gain de matière qui impacte le coût de la pièce de manière positive. A cela s’ajoute le fait que l’optimisation ayant lieu lors de la modélisation et/ou conception de la pièce, cela facilite la fabrication et permet une économie dans la conception de la pièce de turbomachine.Thus, this solution achieves the above objective. In particular, each rounded portion with a continuous variable radius and configured in this way makes it possible to better distribute the mechanical stresses in the various critical zones located on the side retention walls and on the bottom wall. Indeed, the areas of these walls are isocritical with respect to the lifetime objectives in terms of mechanical and thermal resistance. The geometric shape with variable radius of each rounded portion makes it possible to take into account all the criteria in terms of dimensioning, in particular the criteria of the mechanical strength with respect to the circumferential tractions undergone by the bottom wall and the circumferential tractions undergone by the walls of the lateral retention. These criteria were generally considered antagonistic. Similarly, each optimized rounded portion saves material which has a positive impact on the cost of the part. Added to this is the fact that the optimization taking place during the modeling and/or design of the part, this facilitates manufacturing and allows savings in the design of the turbomachine part.

Le procédé comprend l’une ou plusieurs étapes suivantes, prises seules ou en combinaison :The method comprises one or more of the following steps, taken alone or in combination:

- chaque portion arrondie théorique est relié au premier segment au niveau d’un premier point de liaison et au deuxième segment au niveau d’un deuxième point de liaison, le premier segment et le deuxième segment sont perpendiculaires.- each theoretical rounded portion is connected to the first segment at a first connection point and to the second segment at a second connection point, the first segment and the second segment are perpendicular.

- le rapport entre la première longueur et la deuxième longueur est compris entre 0.7 et 0.9.- the ratio between the first length and the second length is between 0.7 and 0.9.

- l’étape d’optimisation comprend les sous-étapes suivante de :- the optimization step includes the following sub-steps:

  • construction d’une première droite tangente respectivement aux deux parois de rétention latérales théoriques de manière à obtenir le premier segment,construction of a first straight line tangent respectively to the two theoretical lateral retention walls so as to obtain the first segment,
  • construction d’une deuxième droite tangente à la paroi de fond théorique de manière à couper au moins une première droite à un point d’intersection et à obtenir le deuxième segment, etconstruction of a second straight line tangent to the theoretical back wall so as to intersect at least a first straight line at a point of intersection and to obtain the second segment, and
  • application de la première longueur déterminée et de la deuxième longueur déterminée respectivement aux premier et deuxième segments.applying the first determined length and the second determined length respectively to the first and second segments.

- la première longueur déterminée est fonction d’une profondeur maximale de l’alvéole suivant l’axe radial.- the first length determined is a function of a maximum depth of the cell along the radial axis.

- la première longueur déterminée est comprise entre 4 et 6 mm.- the first determined length is between 4 and 6 mm.

- la deuxième longueur déterminée est comprise entre 4 et 5 mm.- the second determined length is between 4 and 5 mm.

- les premier et deuxième segments sont subdivisés en n sous segments égaux, chaque sous segment présentant une longueur comprise entre 0.8 et 1.2 mm.- the first and second segments are subdivided into n equal sub-segments, each sub-segment having a length of between 0.8 and 1.2 mm.

- l’étape d’optimisation comprend une sous étape de construction d’une courbe, avec le rayon variable de type Grodzinski, destinée à former chaque portion arrondie théorique.- the optimization step includes a sub-step of construction of a curve, with the variable radius of the Grodzinski type, intended to form each theoretical rounded portion.

- les portions arrondies sont symétriques par rapport à un plan radial médian passant par le milieu la paroi de fond.- The rounded portions are symmetrical with respect to a median radial plane passing through the middle of the bottom wall.

- le procédé comprend une étape de modélisation de la pièce de turbomachine de sorte à fournir le modèle numérique.- the method includes a step of modeling the turbomachine part so as to provide the digital model.

- le modèle numérique de la pièce comprend les parois de rétention latérales théoriques (correspondant aux parois de rétention latérale de la pièce) et la paroi de fond théorique (correspondant à la paroi de fond de la pièce).- the digital model of the part includes the theoretical lateral retention walls (corresponding to the lateral retention walls of the part) and the theoretical bottom wall (corresponding to the bottom wall of the part).

L’invention concerne également une pièce de turbomachine réalisée suivant le procédé de fabrication tel que susmentionné.The invention also relates to a turbomachine part made using the manufacturing method as mentioned above.

L’invention concerne une pièce de rotor de turbomachine, en particulier d’un aéronef, comprenant au moins une alvéole destinée à recevoir un pied d’une aube de turbomachine, l’alvéole comprenant deux parois de rétention latérales, opposées suivant une direction circonférentielle et une paroi de fond reliant les deux parois de rétention latérales par des portions arrondies, chaque portion arrondie présentant un rayon variable qui est défini par un premier segment tangent à une paroi de rétention latérale, destiné à délimiter la profondeur de la portion arrondie et par un deuxième segment, tangent à la paroi de fond, destiné à délimiter une demi largeur circonférentielle de la portion arrondie, les premier et deuxième segments étant sécants en un point d’intersection et présentant respectivement une première longueur déterminée et une deuxième longueur déterminée.The invention relates to a turbomachine rotor part, in particular of an aircraft, comprising at least one cell intended to receive a root of a turbomachine blade, the cell comprising two lateral retention walls, opposite in a circumferential direction and a bottom wall connecting the two lateral retention walls by rounded portions, each rounded portion having a variable radius which is defined by a first segment tangent to a lateral retention wall, intended to delimit the depth of the rounded portion and by a second segment, tangent to the bottom wall, intended to delimit a half circumferential width of the rounded portion, the first and second segments being secant at a point of intersection and respectively having a first determined length and a second determined length.

L’invention concerne également une turbomachine comprenant au moins une pièce de rotor de turbomachine présentant l’une quelconque des caractéristiques susmentionnées.The invention also relates to a turbomachine comprising at least one turbomachine rotor part having any one of the aforementioned characteristics.

L’invention concerne en outre un aéronef comprenant au moins une turbomachine telle que susmentionnée.The invention further relates to an aircraft comprising at least one turbomachine as mentioned above.

Brève description des figuresBrief description of 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 :The invention will be better understood, and other aims, details, characteristics and advantages thereof will appear more clearly on reading the detailed explanatory description which follows, of embodiments of the invention given as purely illustrative and non-limiting examples, with reference to the appended schematic drawings in which:

La représente de manière schématique, une coupe axiale et partielle d’une turbomachine à laquelle s’applique l’invention ;There schematically represents an axial and partial section of a turbine engine to which the invention applies;

La est une vue schématique, en coupe radiale d’un exemple de pièce de rotor de turbomachine comprenant une alvéole optimisée avec un rayon variable et dans laquelle est reçu un pied d’une pièce telle qu’une aube selon l’invention ;There is a schematic view, in radial section, of an example of a turbomachine rotor part comprising an optimized cell with a variable radius and in which is received a root of a part such as a blade according to the invention;

La est une vue schématique, en coupe radiale d’un exemple d’alvéole d’une pièce de rotor de turbomachine selon l’invention ;There is a schematic view, in radial section, of an example of a cell of a turbomachine rotor part according to the invention;

La illustre une méthode de construction d’un rayon variable selon l’invention ;There illustrates a method of constructing a variable radius according to the invention;

La est une vue schématique d’étapes de construction de droites permettant de définir un profil optimisé d’une alvéole selon l’invention ;There is a schematic view of straight line construction steps making it possible to define an optimized profile of a cell according to the invention;

La représente les différentes étapes d’un procédé de fabrication d’une pièce de rotor de turbomachine selon l’invention ;There represents the different steps of a method of manufacturing a turbomachine rotor part according to the invention;

La représente de manière schématique une comparaison des profils d’alvéoles obtenus selon l’art antérieur et suivant un procédé de fabrication selon l’invention.There schematically represents a comparison of the profiles of cells obtained according to the prior art and according to a manufacturing method according to the invention.

Claims (12)

Procédé (100) de fabrication d’une pièce de rotor de turbomachine comprenant au moins une alvéole (22) destinée à recevoir un pied (23) d’une aube de turbomachine, l’alvéole (22) comprenant deux parois de rétention latérales (30a, 30b), opposées suivant une direction circonférentielle, et une paroi de fond (31) reliée aux deux parois de rétention latérales par des portions arrondies (32a, 32b),caractérisée en ce quechaque portion arrondie (32a, 32b) présente un rayon variable et en ce que le procédé comprend une étape d’optimisation desdites parois de l’alvéole, au moyen d’un modèle numérique de la pièce de rotor de turbomachine comprenant des parois théoriques de la pièce, de manière à obtenir la portion arrondie à rayon variable, les portions arrondies théoriques étant configurées chacune de manière à être reliée, à un premier segment (34, 34’), tangent à une paroi de rétention latérale théorique, destiné à délimiter la profondeur de chaque portion arrondie théorique et à un deuxième segment (36, 36’), tangent à la paroi de fond théorique, destiné à délimiter une demi largeur circonférentielle de chaque portion arrondie théorique, les premier et deuxième segments (34, 34’, 36, 36’) étant sécants en un point d’intersection et présentant respectivement une première longueur (l1) déterminée et une deuxième longueur (l2) déterminée.Method (100) for manufacturing a turbomachine rotor part comprising at least one cell (22) intended to receive a root (23) of a turbomachine blade, the cell (22) comprising two lateral retention walls ( 30a, 30b), opposite in a circumferential direction, and a bottom wall (31) connected to the two lateral retaining walls by rounded portions (32a, 32b), characterized in that each rounded portion (32a, 32b) has a variable radius and in that the method comprises a step of optimizing said walls of the cell, by means of a digital model of the turbomachine rotor part comprising theoretical walls of the part, so as to obtain the rounded portion with variable radius, the theoretical rounded portions each being configured so as to be connected to a first segment (34, 34'), tangent to a theoretical lateral retention wall, intended to delimit the depth of each theoretical rounded portion and to a second segment (36, 36'), tangent to the theoretical bottom wall, intended to delimit a half circumferential width of each theoretical rounded portion, the first and second segments (34, 34', 36, 36') being secant in one point of intersection and having respectively a first length (l1) determined and a second length (l2) determined. Procédé (100) de fabrication selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque portion arrondie théorique est relié au premier segment (34) au niveau d’un premier point de liaison (33, 33’) et au deuxième segment (36) au niveau d’un deuxième point de liaison (35), le premier segment (34, 34’) et le deuxième segment (36, 36’) sont perpendiculaires.Manufacturing process (100) according to the preceding claim, characterized in that each theoretical rounded portion is connected to the first segment (34) at the level of a first connection point (33, 33') and to the second segment (36) at the at a second connection point (35), the first segment (34, 34') and the second segment (36, 36') are perpendicular. Procédé (100) de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le rapport entre la première longueur (l1) et la deuxième longueur (l2) est compris entre 0.7 et 0.9.Manufacturing process (100) according to any one of the preceding claims, characterized in that the ratio between the first length (l1) and the second length (l2) is between 0.7 and 0.9. Procédé (100) de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’étape d’optimisation comprend les sous-étapes suivante de :
- construction (103) d’une première droite (38) tangente respectivement aux deux parois de rétention latérales théoriques de manière à obtenir le premier segment (34, 34’),
- construction (104) d’une deuxième droite (39) tangente à la paroi de fond théorique de manière à couper au moins une première droite (38) à un point d’intersection et à obtenir le deuxième segment (36, 36’), et
- application (106) de la première longueur (l1) déterminée et de la deuxième longueur (l2) déterminée respectivement aux premier et deuxième segments.Manufacturing method (100) according to any one of the preceding claims, characterized in that the optimization step comprises the following sub-steps:
- construction (103) of a first straight line (38) tangent respectively to the two theoretical lateral retention walls so as to obtain the first segment (34, 34'),
- construction (104) of a second straight line (39) tangent to the theoretical bottom wall so as to intersect at least a first straight line (38) at an intersection point and to obtain the second segment (36, 36') , And
- application (106) of the first length (l1) determined and of the second length (l2) determined respectively to the first and second segments. Procédé (100) de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la première longueur (l1) déterminée est fonction d’une profondeur maximale de l’alvéole (22) suivant l’axe radial.Manufacturing method (100) according to one of the preceding claims, characterized in that the first length (l1) determined is a function of a maximum depth of the cell (22) along the radial axis. Procédé (100) de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la première longueur (l1) déterminée est comprise entre 4 et 6 mm.Manufacturing process (100) according to one of the preceding claims, characterized in that the first determined length (l1) is between 4 and 6 mm. Procédé (100) de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la deuxième longueur (l2) déterminée est comprise entre 4 et 5 mm.Manufacturing method (100) according to one of the preceding claims, characterized in that the second determined length (l2) is between 4 and 5 mm. Procédé (100) de fabrication selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les premier et deuxième segments (34, 34’, 36, 36’) sont subdivisés en n sous segments égaux, chaque sous segment présentant une longueur comprise entre 0.8 et 1.2 mm.Method (100) of manufacture according to any one of the preceding claims, characterized in that the first and second segments (34, 34', 36, 36') are subdivided into n equal sub-segments, each sub-segment having a length comprised between 0.8 and 1.2 mm. Procédé (100) de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’étape d’optimisation comprend une sous étape de construction (109) d’une courbe, avec le rayon variable de type Grodzinski, destinée à former chaque portion arrondie théorique.Manufacturing process (100) according to one of the preceding claims, characterized in that the optimization step comprises a sub-step of construction (109) of a curve, with the variable radius of the Grodzinski type, intended to form each theoretical rounded portion. Procédé (100) de fabrication selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les portions arrondies (32a, 32b) sont symétriques par rapport à un plan radial (P1) médian passant par le milieu la paroi de fond (31).Manufacturing process (100) according to one of the preceding claims, characterized in that the rounded portions (32a, 32b) are symmetrical with respect to a median radial plane (P1) passing through the middle of the bottom wall (31). Pièce de rotor de turbomachine (1), en particulier d’un aéronef, comprenant au moins une alvéole (22) destinée à recevoir un pied (23) d’une aube de turbomachine, l’alvéole (22) comprenant deux parois de rétention latérales (30a, 30b), opposées suivant une direction circonférentielle et une paroi de fond (31) reliant les deux parois de rétention latérales par des portions arrondies (32a, 32b)caractérisée en ce quechaque portion arrondie présente un rayon variable qui est défini par un premier segment (34, 34’) tangent à une paroi de rétention latérale (30a, 30b), destiné à délimiter la profondeur de la portion arrondie et par un deuxième segment (36, 36’), tangent à la paroi de fond (31), destiné à délimiter une demi largeur circonférentielle de la portion arrondie, les premier et deuxième segments (34, 34’, 36, 36’) étant sécants en un point d’intersection et présentant respectivement une première longueur (l1) déterminée et une deuxième longueur (l2) déterminée.Turbomachine rotor part (1), in particular of an aircraft, comprising at least one cell (22) intended to receive a root (23) of a turbomachine blade, the cell (22) comprising two retaining walls sides (30a, 30b), opposite in a circumferential direction and a bottom wall (31) connecting the two side retention walls by rounded portions (32a, 32b) characterized in that each rounded portion has a variable radius which is defined by a first segment (34, 34') tangent to a lateral retention wall (30a, 30b), intended to delimit the depth of the rounded portion and by a second segment (36, 36'), tangent to the bottom wall (31), intended to delimit a half circumferential width of the rounded portion, the first and second segments (34, 34', 36, 36') being secant at a point of intersection and respectively having a first determined length (l1) and a second determined length (l2). Turbomachine comprenant une pièce de rotor de turbomachine selon la revendication précédente.
Turbomachine comprising a turbomachine rotor part according to the preceding claim.
FR2111092A 2021-10-19 2021-10-19 METHOD FOR MANUFACTURING A TURBOMACHINE ROTOR PART COMPRISING OPTIMIZED ROUNDED PORTIONS AND CORRESPONDING TURBOMACHINE PART Pending FR3128245A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2111092A FR3128245A1 (en) 2021-10-19 2021-10-19 METHOD FOR MANUFACTURING A TURBOMACHINE ROTOR PART COMPRISING OPTIMIZED ROUNDED PORTIONS AND CORRESPONDING TURBOMACHINE PART

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2111092A FR3128245A1 (en) 2021-10-19 2021-10-19 METHOD FOR MANUFACTURING A TURBOMACHINE ROTOR PART COMPRISING OPTIMIZED ROUNDED PORTIONS AND CORRESPONDING TURBOMACHINE PART
FR2111092 2021-10-19

Publications (1)

Publication Number Publication Date
FR3128245A1 true FR3128245A1 (en) 2023-04-21

Family

ID=80122663

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR2111092A Pending FR3128245A1 (en) 2021-10-19 2021-10-19 METHOD FOR MANUFACTURING A TURBOMACHINE ROTOR PART COMPRISING OPTIMIZED ROUNDED PORTIONS AND CORRESPONDING TURBOMACHINE PART

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR3128245A1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100209252A1 (en) * 2009-02-19 2010-08-19 Labelle Joseph Benjamin Disk for turbine engine
DE102012023611A1 (en) * 2012-12-04 2014-06-05 Mann+Hummel Gmbh Compressor stator for supercharger i.e. exhaust gas turbo supercharger, of combustion engine of motor car, has adapter element introduced into stator over which bearing support of compressor wheel is connected with stator
EP2455588B1 (en) * 2010-11-15 2017-03-01 MTU Aero Engines GmbH Securing module for axial securing of a root of a turbo engine blade
US10287898B2 (en) * 2011-07-14 2019-05-14 Siemens Aktiengesellschaft Blade root, corresponding blade, rotor disc, and turbomachine assembly

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100209252A1 (en) * 2009-02-19 2010-08-19 Labelle Joseph Benjamin Disk for turbine engine
EP2455588B1 (en) * 2010-11-15 2017-03-01 MTU Aero Engines GmbH Securing module for axial securing of a root of a turbo engine blade
US10287898B2 (en) * 2011-07-14 2019-05-14 Siemens Aktiengesellschaft Blade root, corresponding blade, rotor disc, and turbomachine assembly
DE102012023611A1 (en) * 2012-12-04 2014-06-05 Mann+Hummel Gmbh Compressor stator for supercharger i.e. exhaust gas turbo supercharger, of combustion engine of motor car, has adapter element introduced into stator over which bearing support of compressor wheel is connected with stator

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FR3062415B1 (en) ROTOR OF TURBINE TURBINE ENGINE WITH VENTILATION BY LAMINATION
EP2009234B1 (en) Device for cooling the cavities of a turbomachine rotor disc
EP2088286B1 (en) Blade, corresponding bladed rotor and turbomachine
EP2315642B1 (en) Method of repairing or reworking a turbomachine disk
EP3382146B1 (en) Cooling device for a turbine disk and corresponding turbomachine
CA2608268A1 (en) Turbine ring sector of turbomachinery
FR2887581A1 (en) TURBOMACHINE HOLLOW AUBE
WO2014033408A1 (en) Turbine rotor for a turbomachine
WO2011135234A2 (en) Interface element between a blade root and a blade root housing of a turbine disc, and turbine rotor comprising an interface element
FR2995341A1 (en) TURBINE WHEEL OF A FLUIDIC MACHINE AND METHOD FOR MANUFACTURING THE SAME
EP3749838B1 (en) Vane for an aircraft turbine engine
FR3068070B1 (en) TURBINE FOR TURBOMACHINE
EP1469165B1 (en) Reduction of the blade tip clearance in a gas turbine
FR2993599A1 (en) TURBOMACHINE LABYRINTH DISK
EP3853443B1 (en) Rotor blade for a rotor of an aircraft turbomachine, rotor for an aircraft turbomachine and aircraft turbomachine
FR3128245A1 (en) METHOD FOR MANUFACTURING A TURBOMACHINE ROTOR PART COMPRISING OPTIMIZED ROUNDED PORTIONS AND CORRESPONDING TURBOMACHINE PART
EP3444439B1 (en) Turbine for turbine engine comprising blades with a root having an exapnding form in axial direction
FR3063102A1 (en) STATORIC VANE WITH VARIABLE SHIFTING ANGLE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE
EP3683450B1 (en) Turbine engine rotor assembly
FR3101374A1 (en) Cooling structure of a turbine with radial cooperation between sealing ring and moving wheel disc
FR3090032A1 (en) BLADE FOR TURBOMACHINE WHEEL
FR2953252A1 (en) Distribution sector for low pressure turbine of e.g. turbojet of airplane, has outer platform sector comprising stiffeners located in extension of vanes and extended along axis parallel to tangent at upstream and downstream edges of vanes
FR3105293A1 (en) ROTOR VANE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE
FR3092864A1 (en) MOBILE DAWN FOR A WHEEL OF A TURBOMACHINE
EP4010562B1 (en) Rotor blade for a rotor of an aircraft turbomachine, rotor for an aircraft turbomachine and aircraft turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 2

PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20230421

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3