FR3143674A1 - AERONAUTICAL PROPULSIVE SYSTEM - Google Patents

Abstract

L’invention concerne une aube mobile de turbine (33) pour une roue mobile d’une turbine basse pression d’un système propulsif aéronautique, comprenant un pied (331), un talon (334), et une pale à profil aérodynamique (333) s’étendant depuis le pied (331) jusqu’au talon (334), de telle sorte que : est un rayon externe de veine, est un rayon interne de veine,et dans laquelle le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :avec :où : est une vitesse de rotation limite de l’arbre d’entraînement, , et. Figure pour l’abrégé : Figure 9The invention relates to a moving turbine blade (33) for a moving wheel of a low pressure turbine of an aeronautical propulsion system, comprising a root (331), a heel (334), and an aerodynamically profiled blade (333). ) extending from the foot (331) to the heel (334), such that: is an external vein radius, is an internal vein radius, and in which the external vein radius and the internal radius of vein are chosen such that:with:where: is a limiting rotational speed of the drive shaft, , and. Figure for abstract: Figure 9

Description

système PROPULSIF AERONAUTIQUEAERONAUTICAL PROPULSIVE system DOMAINE DE L'INVENTIONFIELD OF THE INVENTION

L’invention concerne une aube mobile de turbine pour une roue mobile d’une turbine basse pression d’un système propulsif aéronautique, une roue mobile de turbine et un système propulsif aéronautique incluant une turbine ayant une telle roue.The invention relates to a moving turbine blade for a moving wheel of a low-pressure turbine of an aeronautical propulsion system, a moving turbine wheel and an aeronautical propulsion system including a turbine having such a wheel.

ETAT DE LA TECHNIQUESTATE OF THE ART

Un système propulsif aéronautique comporte généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une section de soufflante, une section de compresseur pouvant comprendre un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion et une section de turbine pouvant comprendre une turbine haute pression et une turbine basse pression.An aeronautical propulsion system generally comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow, a fan section, a compressor section which may include a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber and a section turbine which may include a high pressure turbine and a low pressure turbine.

Lorsque le système propulsif est en fonctionnement, le compresseur haute pression est entrainé en rotation par la turbine haute pression par l’intermédiaire d’un arbre haute pression. La soufflante et, le cas échéant, le compresseur basse pression sont entrainés en rotation par la turbine basse pression par l’intermédiaire d’un arbre basse pression.When the propulsion system is in operation, the high pressure compressor is rotated by the high pressure turbine via a high pressure shaft. The fan and, where applicable, the low pressure compressor are rotated by the low pressure turbine via a low pressure shaft.

Un des objectifs de recherche technologique est d’améliorer les performances environnementales des aéronefs. C’est pourquoi, dans toutes les phases de conception et de développement, les facteurs pertinents sont pris en compte pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées, et ce dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des aéronefs.One of the objectives of technological research is to improve the environmental performance of aircraft. This is why, in all phases of design and development, relevant factors are taken into account to obtain aeronautical components and products that consume less energy, are more respectful of the environment and whose integration and use in the civil aviation have moderate environmental consequences, with the aim of improving the energy efficiency of aircraft.

Par exemple, afin d’améliorer le rendement propulsif d’un système propulsif aéronautique et de réduire sa consommation spécifique, il a été constaté qu’il est avantageux d’augmenter la vitesse de rotation de la turbine basse pression et du compresseur basse pression, et de diminuer la vitesse de rotation de la soufflante. De même, afin de limiter la traînée et la masse de l’aéronef, et ainsi réduire sa consommation de carburant, il a été constaté qu’il est avantageux de rendre les systèmes propulsifs plus compacts, c’est-à-dire de réduire l’encombrement de tout ou partie de leurs composants.For example, in order to improve the propulsion efficiency of an aeronautical propulsion system and reduce its specific consumption, it has been found that it is advantageous to increase the rotation speed of the low pressure turbine and the low pressure compressor, and reduce the rotation speed of the blower. Likewise, in order to limit the drag and mass of the aircraft, and thus reduce its fuel consumption, it has been found that it is advantageous to make the propulsion systems more compact, that is to say to reduce the size of all or part of their components.

Toutefois, ce faisant, il apparaît que les composants tournants des systèmes propulsifs aéronautiques, notamment ceux présents au sein de la section de compresseur et de la section de turbine, sont soumis à des efforts centrifuges accrus, tout en présentant des dimensions plus réduites, ce qui est susceptible d’altérer leur tenue mécanique et/ou limiter leur durée de vie.However, in doing so, it appears that the rotating components of aeronautical propulsion systems, in particular those present within the compressor section and the turbine section, are subjected to increased centrifugal forces, while having smaller dimensions, this which is likely to alter their mechanical strength and/or limit their lifespan.

Un but du présent exposé est de réduire la consommation en carburant d’un système propulsif aéronautique sans pour autant limiter la durée de vie de ses composants tournants.One goal of this presentation is to reduce the fuel consumption of an aeronautical propulsion system without limiting the lifespan of its rotating components.

Ce but est atteint dans le cadre de la présente invention grâce à une aube mobile de turbine destinée à être montée autour d’un d’axe longitudinal dans une alvéole qui débouche à la périphérie externe d’un disque de rotor d’une roue mobile d’une turbine basse pression d’un système propulsif aéronautique, le disque de rotor étant destiné à être centré sur l’axe longitudinal et à comprendre une pluralité d’aubes mobiles de turbine réparties circonférentiellement à la périphérie externe du disque de rotor le système propulsif aéronautique étant destiné à comprendre un arbre d’entrainement et la roue mobile étant configurée pour entrainer l’arbre d’entrainement en rotation autour de l’axe longitudinal,
l’aube mobile de turbine s’étendant radialement vis-à-vis de l’axe longitudinal et comprenant un pied configuré pour être monté dans l’alvéole du disque de rotor, un talon, et une pale à profil aérodynamique s’étendant radialement depuis le pied jusqu’au talon, la pale à profil aérodynamique présentant un bord d’attaque et un bord de fuite,
dans laquelle le talon comprend une plateforme qui présente une surface radialement interne destinée à délimiter une veine de circulation de gaz,
dans laquelle le pied comprend une plateforme qui présente une surface radialement externe également destinée à délimiter la veine de circulation de gaz,
dans laquelle :
est un rayon externe de veine, le rayon externe de veine étant défini comme une moyenne d’une première distance radiale et d’une deuxième distance radiale, la première distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal et un point de jonction entre la surface radialement interne de la plateforme du talon et le bord d’attaque, et la deuxième distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal et un point de jonction entre la surface radialement interne de la plateforme du talon et le bord de fuite, en mètres,
est un rayon interne de veine, le rayon interne de veine étant défini comme une moyenne d’une troisième distance radiale et d’une quatrième distance radiale, la troisième distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal et un point de jonction entre la surface radialement externe de la plateforme du pied et le bord d’attaque, et la quatrième distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal et un point de jonction entre la surface radialement externe de la plateforme du pied et le bord de fuite, en mètres,
dans laquelle le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
avec :
où :
est une vitesse de rotation limite destinée à être atteinte par l’arbre d’entraînement en fonctionnement lorsque le système propulsif aéronautique fonctionne à puissance maximale continue, en nombre de tours par minute,
, et
,
et dans laquelle le rayon externe de veine est compris dans une plage allant de 0,15 à 1,0 mètre et le rayon interne de veine est compris dans une plage allant de 0,1 à 0,8 mètre.This goal is achieved in the context of the present invention thanks to a movable turbine blade intended to be mounted around a longitudinal axis in a cell which opens out at the external periphery of a rotor disk of a movable wheel of a low pressure turbine of an aeronautical propulsion system, the rotor disk being intended to be centered on the longitudinal axis and to comprise a plurality of movable turbine blades distributed circumferentially at the external periphery of the rotor disk the system aeronautical propulsion system being intended to comprise a drive shaft and the movable wheel being configured to drive the drive shaft in rotation around the longitudinal axis,
the movable turbine blade extending radially with respect to the longitudinal axis and comprising a foot configured to be mounted in the cell of the rotor disk, a heel, and a blade with a radially extending aerodynamic profile from the foot to the heel, the aerodynamically profiled blade having a leading edge and a trailing edge,
in which the heel comprises a platform which has a radially internal surface intended to delimit a gas circulation vein,
in which the foot comprises a platform which has a radially external surface also intended to delimit the gas circulation vein,
in which :
is an external vein radius, the external vein radius being defined as an average of a first radial distance and a second radial distance, the first radial distance being a distance between the longitudinal axis and a junction point between the radially inner surface of the heel platform and the leading edge, and the second radial distance being a distance between the longitudinal axis and a point of junction between the radially inner surface of the heel platform and the trailing edge, in meters,
is an internal vein radius, the internal vein radius being defined as an average of a third radial distance and a fourth radial distance, the third radial distance being a distance between the longitudinal axis and a junction point between the radially outer surface of the foot platform and the leading edge, and the fourth radial distance being a distance between the longitudinal axis and a point of junction between the radially outer surface of the foot platform and the trailing edge, in meters,
in which the outer radius of vein and the internal radius of vein are chosen such that:
with :
Or :
is a limiting rotation speed intended to be reached by the drive shaft in operation when the aeronautical propulsion system operates at maximum continuous power, in number of revolutions per minute,
, And
,
and in which the outer radius of vein is within a range of 0.15 to 1.0 meters and the internal radius of vein is within a range of 0.1 to 0.8 meters.

L’aube mobile de turbine peut présenter l’une des caractéristiques suivantes :The moving turbine blade may have one of the following characteristics:

Dans un mode de réalisation, le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
où , et .In one embodiment, the outer radius of vein and the internal radius of vein are chosen such that:
Or , And .

Dans un mode de réalisation, le talon est formé en un matériau, et présente une difficulté définie comme :
où :
est une masse volumique du matériau en kilogrammes par mètres cubes,
est le nombre de la pluralité d’aubes mobiles destinées à être montées à la périphérie externe du disque de rotor,
l’aube mobile de turbine étant destinée à être soumise à une température lorsque l’arbre d’entrainement tourne à la vitesse de rotation limite , et
et sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure à 759°C : ,
- si la température est dans la plage allant de 759°C à 1083°C : , où , , étant en degrés Celsius,
- si la température est dans la plage allant de 1083°C à 1117°C : , où , , et étant en degrés Celsius, et
- si la température est supérieure à 1117°C : ,
et la masse volumique du matériau est comprise dans une plage allant de 2 à 10 kilogrammes par mètres cubes.In one embodiment, the heel is formed of a material, and presents a difficulty defined as:
Or :
is a density of the material in kilograms per cubic meter,
is the number of the plurality of moving blades intended to be mounted on the outer periphery of the rotor disk,
the moving turbine blade being intended to be subjected to a temperature when the drive shaft rotates at the limit rotation speed , And
And are chosen such that:
- if the temperature is less than 759°C: ,
- if the temperature is in the range from 759°C to 1083°C: , Or , , being in degrees Celsius,
- if the temperature is in the range from 1083°C to 1117°C: , Or , , And being in degrees Celsius, and
- if the temperature is greater than 1117°C: ,
and the density of the material is within a range of 2 to 10 kilograms per cubic meter.

Dans un mode de réalisation, sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure à 759°C : ,
- pour une température allant de 759°C à 1083°C : , où , , étant en degrés Celsius,
- pour une température allant de 1083°C à 1135°C : , où , , étant en degrés Celsius, et
- pour une température supérieure à 1135°C : .In one embodiment, are chosen such that:
- if the temperature is less than 759°C: ,
- for a temperature ranging from 759°C to 1083°C: , Or , , being in degrees Celsius,
- for a temperature ranging from 1083°C to 1135°C: , Or , , being in degrees Celsius, and
- for a temperature above 1135°C: .

Dans un mode de réalisation, le rayon externe et le rayon interne sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure ou égale à 700°C : rpm².m²,
- si la température est supérieure à 700°C : , où et , étant en degrés Celsius.In one embodiment, the outer radius and the internal radius are chosen such that:
- if the temperature is less than or equal to 700°C: rpm².m²,
- if the temperature is greater than 700°C: , Or And , being in degrees Celsius.

Dans un mode de réalisation, le rayon externe et le rayon interne sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure ou égale à 700°C : rpm².m²,
- si la température est supérieure à 700°C : , où et , étant en degrés Celsius.In one embodiment, the outer radius and the internal radius are chosen such that:
- if the temperature is less than or equal to 700°C: rpm².m²,
- if the temperature is greater than 700°C: , Or And , being in degrees Celsius.

Dans un mode de réalisation, le disque mobile de turbine est destiné à présenter une surface amont, une surface avale, et chaque alvéole du disque étant destinée à être délimitée par une surface de fond d’alvéole, et
un paramètre est défini comme :
avec :
où :
est une hauteur de veine, la hauteur de veine étant définie comme une différence entre le rayon externe de veine et le rayon externe de veine , en mètres,
est un rayon de jante, le rayon de jante étant défini comme la plus petite distance radiale entre l’axe longitudinal et la surface de fond d’alvéole, en mètres,
est une épaisseur de jante, l’épaisseur de jante étant définie comme une distance axiale entre un point de jonction de la surface amont du disque mobile de turbine et de la surface de fond d’alvéole, et un point de jonction de la surface avale du disque mobile de turbine et de la surface de fond d’alvéole, en mètres,
et le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
où et , étant en degrés Celsius.In one embodiment, the mobile turbine disk is intended to have an upstream surface, a downstream surface, and each cell of the disk being intended to be delimited by a cell bottom surface, and
a parameter is defined as:
with :
Or :
is a vein height, the vein height being defined as a difference between the outer vein radius and the outer radius of vein , in meters,
is a rim radius, the rim radius being defined as the smallest radial distance between the longitudinal axis and the cell bottom surface, in meters,
is a rim thickness, the rim thickness being defined as an axial distance between a junction point of the upstream surface of the mobile turbine disk and the cell bottom surface, and a junction point of the downstream surface of the mobile turbine disk and the cell bottom surface, in meters,
and the outer radius of vein and the internal radius of vein are chosen such that:
Or And , being in degrees Celsius.

Dans un mode de réalisation, le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
où et , étant en degrés Celsius.In one embodiment, the outer radius of vein and the internal radius of vein are chosen such that:
Or And , being in degrees Celsius.

Dans un mode de réalisation, est une longueur de corde en tête d’aube, la longueur de corde en tête d’aube étant définie comme une distance axiale entre un premier point et un deuxième point, le premier point étant un point de jonction entre la surface radialement interne de la plateforme du talon et le bord d’attaque de la pale à profil aérodynamique, et le deuxième point étant un point de jonction entre la surface radialement interne de la plateforme du talon et le bord de fuite de la pale à profil aérodynamique,
est une longueur de corde en pied d’aube, la longueur de corde en pied d’aube étant définie comme une distance axiale entre un troisième point et un quatrième point, le troisième point étant un point de jonction entre la surface radialement externe de la plateforme du pied et le bord d’attaque de la pale à profil aérodynamique, et le quatrième point étant un point de jonction entre la surface radialement externe de la plateforme du pied et le bord de fuite de la pale à profil aérodynamique,
et la pale à profil aérodynamique est dimensionnée de telle sorte que :
- si : , où et , et
- si : .In one embodiment, is a chord length at the blade head, the chord length at the blade head being defined as an axial distance between a first point and a second point, the first point being a junction point between the radially internal surface of the heel platform and the leading edge of the aerodynamic blade, and the second point being a junction point between the radially internal surface of the heel platform and the trailing edge of the aerodynamic blade,
is a chord length at the blade root, the chord length at the blade root being defined as an axial distance between a third point and a fourth point, the third point being a junction point between the radially external surface of the foot platform and the leading edge of the aerodynamic blade, and the fourth point being a junction point between the radially outer surface of the foot platform and the trailing edge of the aerodynamic blade,
and the aerodynamic profile blade is dimensioned such that:
- if : , Or And , And
- if : .

Dans un mode de réalisation, la pale à profil aérodynamique est dimensionnée de telle sorte que :
- si : , où et , et
- si : .In one embodiment, the aerodynamic profile blade is dimensioned such that:
- if : , Or And , And
- if : .

L’invention concerne également une roue mobile de turbine basse pression d’un système propulsif aéronautique, la roue mobile comprenant un disque de rotor centré sur un axe longitudinal et une pluralité d’aubes mobiles de turbine telles que définies précédemment, le pied de chacune des aubes mobiles de turbine étant monté dans une alvéole respective du disque de rotor qui débouche à la périphérie externe du disque de rotor, et la roue mobile étant configurée pour être entrainée en rotation par un arbre d’entrainement mobile en rotation autour de l’axe longitudinal du un système propulsif aéronautique, la roue mobile comprenant exactement un nombre d’aubes mobiles de turbine, étant compris dans une plage allant de 30 à 180.The invention also relates to a low-pressure turbine movable wheel of an aeronautical propulsion system, the movable wheel comprising a rotor disk centered on a longitudinal axis and a plurality of movable turbine blades as defined previously, the foot of each movable turbine blades being mounted in a respective cell of the rotor disk which opens at the external periphery of the rotor disk, and the movable wheel being configured to be driven in rotation by a movable drive shaft in rotation around the longitudinal axis of an aeronautical propulsion system, the movable wheel comprising exactly a number turbine moving blades, being included in a range from 30 to 180.

L’invention concerne également un système propulsif aéronautique comprenant une turbine basse pression et un arbre d’entrainement entrainé en rotation par la turbine basse pression autour d’un axe longitudinal, la turbine basse pression comprenant la roue mobile telle que définie précédemment, l’arbre d’entrainement présentant une vitesse de rotation limite destinée à être atteinte par l’arbre d’entraînement en fonctionnement lorsque le système propulsif aéronautique fonctionne à puissance maximale constante, la vitesse de rotation limite étant comprise dans une gamme allant de 2 000 à 30 000 tours par minute.The invention also relates to a aeronautical propulsion system comprising a low pressure turbine and a drive shaft rotated by the low pressure turbine around a longitudinal axis, the low pressure turbine comprising the movable wheel as defined above, the drive shaft having a limit rotation speed intended to be reached by the drive shaft in operation when the aeronautical propulsion system operates at constant maximum power, the rotation speed limits being included in a range going from 2,000 to 30,000 revolutions per minute.

L’invention concerne également un procédé de dimensionnement d’une aube mobile de turbine destinée à être montée autour d’un d’axe longitudinal dans une alvéole qui débouche à la périphérie externe d’un disque de rotor(32) d’une roue mobile d’une turbine basse pression d’un système propulsif aéronautique, le disque de rotor étant destiné à être centré sur l’axe longitudinal et à comprendre une pluralité d’aubes mobiles réparties circonférentiellement à la périphérie externe du disque de rotor, le système propulsif aéronautique étant destiné à comprendre un arbre d’entrainement et la roue mobile étant configurée pour entrainer l’arbre d’entrainement en rotation autour de l’axe longitudinal,
l’aube mobile de turbine s’étendant radialement vis-à-vis de l’axe longitudinal et comprenant un pied configuré pour être monté dans l’alvéole du disque de rotor, un talon, et une pale à profil aérodynamique s’étendant radialement depuis le pied jusqu’au talon, la pale à profil aérodynamique présentant un bord d’attaque et un bord de fuite,
dans lequel le talon comprend une plateforme qui présente une surface radialement interne destinée à délimiter une veine de circulation de gaz,
dans lequel le pied comprend une plateforme qui présente une surface radialement externe également destinée à délimiter la veine de circulation de gaz,
dans lequel
est un rayon externe de veine, le rayon externe de veine étant défini comme une moyenne d’une première distance radiale et d’une deuxième distance radiale, la première distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal et un point de jonction entre la surface radialement interne de la plateforme du talon et le bord d’attaque, et la deuxième distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal et un point de jonction entre la surface radialement interne de la plateforme du talon et le bord de fuite, en mètres,
est un rayon interne de veine, le rayon interne de veine étant défini comme une moyenne d’une troisième distance radiale et d’une quatrième distance radiale, la troisième distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal et un point de jonction entre la surface radialement externe de la plateforme du pied et le bord d’attaque, et la quatrième distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal et un point de jonction entre la surface radialement externe de la plateforme du pied et le bord de fuite, en mètres,
le procédé comprenant une étape de dimensionnement de l’aube mobile de turbine au cours de laquelle le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
avec :
où :
est une vitesse de rotation limite destinée à être atteinte par l’arbre d’entraînement en fonctionnement lorsque le système propulsif aéronautique fonctionne à puissance maximale continue, en nombre de tours par minute,
, et
,
le rayon externe de veine étant compris dans une plage allant de 0,15 à 1,0 mètre et le rayon interne de veine étant compris dans une plage allant de 0,1 à 0,8 mètre.The invention also relates to a method of sizing a movable turbine blade intended to be mounted around a longitudinal axis in a cell which opens at the external periphery of a rotor disk (32) of a movable wheel of a low turbine pressure of an aeronautical propulsion system, the rotor disk being intended to be centered on the longitudinal axis and to comprise a plurality of moving blades distributed circumferentially at the external periphery of the rotor disk, the aeronautical propulsion system being intended to comprise a drive shaft and the movable wheel being configured to drive the drive shaft in rotation around the longitudinal axis,
the movable turbine blade extending radially with respect to the longitudinal axis and comprising a foot configured to be mounted in the cell of the rotor disk, a heel, and a blade with a radially extending aerodynamic profile from the foot to the heel, the aerodynamically profiled blade having a leading edge and a trailing edge,
in which the heel comprises a platform which has a radially internal surface intended to delimit a gas circulation vein,
in which the foot comprises a platform which has a radially external surface also intended to delimit the gas circulation vein,
in which
is an external vein radius, the external vein radius being defined as an average of a first radial distance and a second radial distance, the first radial distance being a distance between the longitudinal axis and a junction point between the radially inner surface of the heel platform and the leading edge, and the second radial distance being a distance between the longitudinal axis and a point of junction between the radially inner surface of the heel platform and the trailing edge, in meters,
is an internal vein radius, the internal vein radius being defined as an average of a third radial distance and a fourth radial distance, the third radial distance being a distance between the longitudinal axis and a junction point between the radially outer surface of the foot platform and the leading edge, and the fourth radial distance being a distance between the longitudinal axis and a point of junction between the radially outer surface of the foot platform and the trailing edge, in meters,
the method comprising a step of sizing the movable turbine blade during which the external radius of the vein and the internal radius of vein are chosen such that:
with :
Or :
is a limiting rotation speed intended to be reached by the drive shaft in operation when the aeronautical propulsion system operates at maximum continuous power, in number of revolutions per minute,
, And
,
the outer radius of vein being within a range of 0.15 to 1.0 meters and the internal radius of vein being included in a range of 0.1 to 0.8 meters.

Dans un mode de réalisation, le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
où , et .In one embodiment, the outer radius of vein and the internal radius of vein are chosen such that:
Or , And .

Dans un mode de réalisation, le talon est formé en un matériau, et présente une difficulté définie comme :
où :
est une masse volumique du matériau en kilogrammes par mètres cubes,
est le nombre de la pluralité d’aubes mobiles destinées à être montées à la périphérie externe du disque de rotor,
l’aube mobile de turbine étant destinée à être soumise à une température lorsque l’arbre d’entrainement tourne à la vitesse de rotation limite , et
le procédé comprenant une étape de dimensionnement de l’aube mobile de turbine au cours de laquelle et sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure à 759°C : ,
- si la température est dans la plage allant de 759°C à 1083°C : , où , , étant en degrés Celsius,
- si la température est dans la plage allant de 1083°C à 1117°C : , où , , et étant en degrés Celsius, et
- si la température est supérieure à 1117°C : ,
la masse volumique du matériau étant comprise dans une plage allant de 2 à 10 kilogrammes par mètres cubes.In one embodiment, the heel is formed of a material, and presents a difficulty defined as:
Or :
is a density of the material in kilograms per cubic meter,
is the number of the plurality of moving blades intended to be mounted on the outer periphery of the rotor disk,
the moving turbine blade being intended to be subjected to a temperature when the drive shaft rotates at the limit rotation speed , And
the method comprising a step of sizing the moving turbine blade during which And are chosen such that:
- if the temperature is less than 759°C: ,
- if the temperature is in the range from 759°C to 1083°C: , Or , , being in degrees Celsius,
- if the temperature is in the range from 1083°C to 1117°C: , Or , , And being in degrees Celsius, and
- if the temperature is greater than 1117°C: ,
the density of the material being within a range of 2 to 10 kilograms per cubic meter.

Dans un mode de réalisation, sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure à 759°C : ,
- pour une température allant de 759°C à 1083°C : , où , , étant en degrés Celsius,
- pour une température allant de 1083°C à 1135°C : , où , , étant en degrés Celsius, et
- pour une température supérieure à 1135°C : .In one embodiment, are chosen such that:
- if the temperature is less than 759°C: ,
- for a temperature ranging from 759°C to 1083°C: , Or , , being in degrees Celsius,
- for a temperature ranging from 1083°C to 1135°C: , Or , , being in degrees Celsius, and
- for a temperature above 1135°C: .

Dans un mode de réalisation, le procédé comprend une étape de dimensionnement de l’aube mobile de turbine au cours de laquelle le rayon externe et le rayon interne sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure ou égale à 700°C : rpm².m²,
- si la température est supérieure à 700°C : , où et , étant en degrés Celsius.In one embodiment, the method comprises a step of sizing the moving turbine blade during which the external radius and the internal radius are chosen such that:
- if the temperature is less than or equal to 700°C: rpm².m²,
- if the temperature is greater than 700°C: , Or And , being in degrees Celsius.

Dans un mode de réalisation, le rayon externe et le rayon interne sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure ou égale à 700°C : rpm².m²,
- si la température est supérieure à 700°C : , où et , étant en degrés Celsius.In one embodiment, the outer radius and the internal radius are chosen such that:
- if the temperature is less than or equal to 700°C: rpm².m²,
- if the temperature is greater than 700°C: , Or And , being in degrees Celsius.

Dans un mode de réalisation, le disque mobile de turbine est destiné à présenter une surface amont, une surface avale, et chaque alvéole du disque étant destinée à être délimitée par une surface de fond d’alvéole, et
un paramètre est défini comme :
avec :
où :
est une hauteur de veine, la hauteur de veine étant définie comme une différence entre le rayon externe de veine et le rayon externe de veine , en mètres,
est un rayon de jante, le rayon de jante étant défini comme la plus petite distance radiale entre l’axe longitudinal et la surface de fond d’alvéole, en mètres,
est une épaisseur de jante, l’épaisseur de jante étant définie comme une distance axiale entre un point de jonction de la surface amont du disque mobile de turbine et de la surface de fond d’alvéole, et un point de jonction de la surface avale du disque mobile de turbine et de la surface de fond d’alvéole, en mètres,
le procédé comprenant une étape de dimensionnement de l’aube mobile de turbine au cours de laquelle et sont choisis de telle sorte que :
où et , étant en degrés Celsius.In one embodiment, the mobile turbine disk is intended to have an upstream surface, a downstream surface, and each cell of the disk being intended to be delimited by a cell bottom surface, and
a parameter is defined as:
with :
Or :
is a vein height, the vein height being defined as a difference between the outer vein radius and the outer radius of vein , in meters,
is a rim radius, the rim radius being defined as the smallest radial distance between the longitudinal axis and the cell bottom surface, in meters,
is a rim thickness, the rim thickness being defined as an axial distance between a junction point of the upstream surface of the mobile turbine disk and the cell bottom surface, and a junction point of the downstream surface of the mobile turbine disk and the cell bottom surface, in meters,
the method comprising a step of sizing the moving turbine blade during which And are chosen such that:
Or And , being in degrees Celsius.

Dans un mode de réalisation, le rayon externe de veine et le rayon externe de veine sont choisis de telle sorte que :
où et , étant en degrés Celsius.In one embodiment, the outer radius of vein and the outer radius of vein are chosen such that:
Or And , being in degrees Celsius.

Dans un mode de réalisation, le rayon externe de veine et le rayon externe de veine , est une longueur de corde en tête d’aube, la longueur de corde en tête d’aube étant définie comme une distance axiale entre un premier point et un deuxième point, le premier point étant un point de jonction entre la surface radialement interne de la plateforme du talon et le bord d’attaque de la pale à profil aérodynamique, et le deuxième point étant un point de jonction entre la surface radialement interne de la plateforme du talon et le bord de fuite de la pale à profil aérodynamique,
est une longueur de corde en pied d’aube, la longueur de corde en pied d’aube étant définie comme une distance axiale entre un troisième point et un quatrième point, le troisième point étant un point de jonction entre la surface radialement externe de la plateforme du pied et le bord d’attaque de la pale à profil aérodynamique, et le quatrième point étant un point de jonction entre la surface radialement externe de la plateforme du pied et le bord de fuite de la pale à profil aérodynamique,
le procédé comprenant une étape de dimensionnement de l’aube mobile de turbine au cours de laquelle la pale à profil aérodynamique est dimensionnée de telle sorte que :
- si : , où et , et
- si : .In one embodiment, the outer radius of vein and the outer radius of vein , is a chord length at the blade head, the chord length at the blade head being defined as an axial distance between a first point and a second point, the first point being a junction point between the radially internal surface of the heel platform and the leading edge of the aerodynamic blade, and the second point being a junction point between the radially internal surface of the heel platform and the trailing edge of the aerodynamic blade,
is a chord length at the blade root, the chord length at the blade root being defined as an axial distance between a third point and a fourth point, the third point being a junction point between the radially external surface of the foot platform and the leading edge of the aerodynamic blade, and the fourth point being a junction point between the radially outer surface of the foot platform and the trailing edge of the aerodynamic blade,
the method comprising a step of sizing the movable turbine blade during which the aerodynamically profiled blade is sized such that:
- if : , Or And , And
- if : .

Dans un mode de réalisation, la pale à profil aérodynamique est dimensionnée de telle sorte que :
- si : , où et , et
- si : .In one embodiment, the aerodynamic profile blade is dimensioned such that:
- if : , Or And , And
- if : .

L’invention concerne également une aube mobile de turbine fabriquée à partir d’un procédé de dimensionnement tel que défini précédemment.The invention also relates to a moving turbine blade manufactured using a sizing process as defined above.

PRESENTATION DES DESSINSPRESENTATION OF DRAWINGS

D’autres caractéristiques et avantages ressortiront encore de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des figures annexées, parmi lesquelles :Other characteristics and advantages will emerge from the description which follows, which is purely illustrative and not limiting, and must be read with reference to the appended figures, among which:

- la représente de manière schématique un aéronef comprenant des systèmes propulsifs,- there schematically represents an aircraft comprising propulsion systems,

- la représente de manière schématique, en vue partielle et en coupe, un exemple de système propulsif dans lequel la section de soufflante est carénée,- there schematically represents, in partial view and in section, an example of a propulsion system in which the fan section is streamlined,

- la représente de manière schématique, en vue partielle et en coupe, un exemple de système propulsif dans lequel la section de soufflante est non-carénée,- there schematically represents, in partial view and in section, an example of a propulsion system in which the fan section is non-ducted,

- la représente de manière schématique un premier exemple de mécanisme de réduction planétaire,- there schematically represents a first example of a planetary reduction mechanism,

- la représente de manière schématique un premier exemple de mécanisme de réduction épicycloïdal,- there schematically represents a first example of an epicyclic reduction mechanism,

- la représente de manière schématique une roue mobile d’une turbine basse pression,- there schematically represents a moving wheel of a low pressure turbine,

- la représente de manière schématique un disque de la roue mobile,- there schematically represents a disk of the moving wheel,

- les figures 8A et 8B représentent de manière schématique une aube de la roue mobile,- Figures 8A and 8B schematically represent a blade of the mobile wheel,

- la représente de manière schématique les dimensions de l’aube mobile- there schematically represents the dimensions of the moving blade

- la représente de manière schématique une limite de difficulté du talon d’une aube mobile de turbine,- there schematically represents a limit of difficulty of the heel of a moving turbine blade,

- la figure 11 représente de manière schématique une limite du paramètre d’une aube mobile de turbine,- Figure 11 schematically represents a limit of the parameter a moving turbine blade,

- la représente de manière schématique une limite de difficulté de l’attache entre une aube mobile de turbine et un disque mobile de turbine,- there schematically represents a limit of difficulty of the attachment between a moving turbine blade and a moving turbine disk,

- la représente de manière schématique une limite du rapport de rayon interne de veine et de rayon externe de veine pour une aube mobile de turbine,- there schematically represents a limit of the ratio of internal radius of vein and external radius of vein for a moving turbine blade,

- la représente de manière schématique une limite du rapport entre une corde en tête d’aube et une corde en pied d’aube d’une aube mobile de turbine.- there schematically represents a limit of the ratio between a chord at the blade head and a chord at the blade root of a moving turbine blade.

DESCRIPTION DETAILLEE D’UN MODE DE REALISATIONDETAILED DESCRIPTION OF AN EMBODIMENT

Dans l’exemple illustré sur la , l’aéronef est un avion 100 comprenant un fuselage 101 et deux ailes 102. Dans cet exemple, l’aéronef comprend deux systèmes propulsifs 1, chaque système propulsif 1 étant fixé à une aile 102 respective de l’avion 100 par l’intermédiaire d’un pylône. Dans un autre mode de réalisation, l’aéronef pourrait comprendre un ou plusieurs système propulsif(s) fixé(s) au fuselage 101.In the example illustrated on the , the aircraft is an aircraft 100 comprising a fuselage 101 and two wings 102. In this example, the aircraft comprises two propulsion systems 1, each propulsion system 1 being fixed to a respective wing 102 of the aircraft 100 via of a pylon. In another embodiment, the aircraft could comprise one or more propulsion system(s) fixed to the fuselage 101.

La représente de manière schématique, en vue partielle et en coupe, un premier exemple d’un système propulsif 1.There represents schematically, in partial view and in section, a first example of a propulsion system 1.

Dans cet exemple, le système propulsif 1 est un moteur à turbine à gaz à double corps et à soufflante carénée.In this example, the propulsion system 1 is a twin-body gas turbine engine with a ducted fan.

Sur la , le système propulsif 1 présente une direction principale s’étendant selon un axe longitudinal X. Le système propulsif 1 comprend une section de soufflante 2 et un corps primaire 3, souvent appelé « générateur de gaz ».On the , the propulsion system 1 has a main direction extending along a longitudinal axis X. The propulsion system 1 comprises a fan section 2 and a primary body 3, often called a “gas generator”.

La section de soufflante 2 comprend une soufflante 22 et un carter de soufflante 12. La soufflante 22 comprend un rotor de soufflante 9. Le carter de soufflante 12 entoure le rotor de soufflante 9. Le rotor de soufflante 9 est monté rotatif par rapport au carter de soufflante 12.The fan section 2 includes a fan 22 and a fan housing 12. The fan 22 includes a fan rotor 9. The fan housing 12 surrounds the fan rotor 9. The fan rotor 9 is rotatably mounted relative to the housing blower 12.

Le rotor de soufflante 9 comprend un moyeu de soufflante 13 et des aubes de soufflante 14 s’étendant radialement à partir du moyeu 13. Les aubes de soufflante 14 peuvent être fixes par rapport au moyeu de soufflante 13 ou présenter un calage variable. Dans ce dernier cas, chacune des aubes de soufflante 14 est montée pivotante par rapport au moyeu de soufflante 13 suivant un axe de calage et est reliée à un mécanisme de changement de pas 15 monté dans le système propulsif 1. Le mécanisme de changement de pas 15 permet d’ajuster l’angle de calage des aubes de soufflante 14 en fonction des phases de vol.The fan rotor 9 comprises a fan hub 13 and fan blades 14 extending radially from the hub 13. The fan blades 14 may be fixed relative to the fan hub 13 or have variable pitch. In the latter case, each of the fan blades 14 is pivotally mounted relative to the fan hub 13 along a timing axis and is connected to a pitch change mechanism 15 mounted in the propulsion system 1. The pitch change mechanism 15 makes it possible to adjust the pitch angle of the fan blades 14 according to the flight phases.

Le rotor de soufflante 9 comprend au moins quatorze aubes de soufflante 14 et au plus vingt-quatre aubes de soufflante 14, de préférence au moins seize aubes de soufflante 14 et au plus vingt-deux aubes de soufflante 14.The fan rotor 9 comprises at least fourteen fan blades 14 and at most twenty-four fan blades 14, preferably at least sixteen fan blades 14 and at most twenty-two fan blades 14.

De plus, dans cet exemple, la section de soufflante 2 comprend également un stator de soufflante 16 monté fixe sur le carter de soufflante 12. Le stator de soufflante 16 comprend des aubes fixes 17 généralement dénommées « aubes de sortie » (ou « OGV », pour « Outlet Guide Vane » en anglais). Cet ensemble d’aubes fixes a pour fonction de redresser et de réguler le flux d’air qui s’écoule en aval du rotor de soufflante 9 pour contribuer à la poussée du moteur. Cet ensemble d’aubes fixes joue aussi un rôle de réducteur de bruit.Furthermore, in this example, the fan section 2 also comprises a fan stator 16 fixedly mounted on the fan casing 12. The fan stator 16 comprises fixed vanes 17 generally referred to as "outlet vanes" (or "OGV" , for “Outlet Guide Vane” in English). This set of fixed blades has the function of straightening and regulating the air flow which flows downstream of the fan rotor 9 to contribute to the thrust of the engine. This set of fixed blades also plays a role as a noise reducer.

Alternativement, les aubes de sortie 17 pourraient présenter un calage variable. Le cas échéant, et de manière similaire aux aubes de soufflante 14 du rotor de soufflante 9, le pied des aubes de sortie 17 est monté pivotant suivant un axe de calage et est relié à un mécanisme de changement de pas (non-représenté), le calage étant ajusté en fonction des phases de vol par le mécanisme de changement de pas.Alternatively, the outlet blades 17 could have variable pitch. Where applicable, and similarly to the fan blades 14 of the fan rotor 9, the foot of the outlet blades 17 is pivotally mounted along a timing axis and is connected to a pitch change mechanism (not shown), the pitch being adjusted according to the flight phases by the pitch change mechanism.

Le nombre d’aubes de sortie 17 dépend des critères acoustiques définis pour le système propulsif 1 et est au moins égal au nombre d’aubes de soufflante 14.The number of outlet blades 17 depends on the acoustic criteria defined for the propulsion system 1 and is at least equal to the number of fan blades 14.

Le corps primaire 3 comprend une section de compresseur 29, une chambre de combustion 6 et une section de turbine 30.The primary body 3 comprises a compressor section 29, a combustion chamber 6 and a turbine section 30.

La section de compresseur 29 comprend un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 5.The compressor section 29 includes a low pressure compressor 4 and a high pressure compressor 5.

Le compresseur basse pression 4 comprend un rotor 41 propre à être entrainé en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 42 monté fixe sur le carter 31.The low pressure compressor 4 comprises a rotor 41 adapted to be rotated relative to the casing 31 of the propulsion system 1 and a stator 42 fixedly mounted on the casing 31.

Le rotor 41 du compresseur basse pression 4 comprend des roues mobiles 4a et le stator 42 du compresseur basse pression 4 comprend des roues fixes 4b. Les roues mobiles 4a sont disposées en alternance avec les roues fixes 4b, formant ainsi une succession d'étages de compresseur basse pression.The rotor 41 of the low pressure compressor 4 comprises movable wheels 4a and the stator 42 of the low pressure compressor 4 comprises fixed wheels 4b. The moving wheels 4a are arranged alternating with the fixed wheels 4b, thus forming a succession of low pressure compressor stages.

De même, le compresseur haute pression 5 comprend un rotor 51 propre à être entrainé en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 52 monté fixe sur le carter 31.Likewise, the high pressure compressor 5 comprises a rotor 51 adapted to be rotated relative to the casing 31 of the propulsion system 1 and a stator 52 fixedly mounted on the casing 31.

Le rotor 51 du compresseur haute pression 5 comprend des roues mobiles 5a et le stator 52 du compresseur haute pression 5 comprend des roues fixes 5b. Les roues mobiles 5a sont disposées en alternance avec les roues fixes 5b, formant ainsi une succession d'étages de compresseur haute pression.The rotor 51 of the high pressure compressor 5 comprises movable wheels 5a and the stator 52 of the high pressure compressor 5 comprises fixed wheels 5b. The moving wheels 5a are arranged alternating with the fixed wheels 5b, thus forming a succession of high pressure compressor stages.

La section de turbine 30 comprend une turbine haute pression 7 et une turbine basse pression 8.The turbine section 30 includes a high pressure turbine 7 and a low pressure turbine 8.

La turbine haute pression 7 comprend un rotor 71 propre à être entrainé en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 72 monté fixe sur le carter 31.The high pressure turbine 7 comprises a rotor 71 capable of being rotated relative to the casing 31 of the propulsion system 1 and a stator 72 fixedly mounted on the casing 31.

Le rotor 71 de la turbine haute pression 7 comprend des roues mobiles 7a et le stator 72 de la turbine haute pression 7 comprend des roues fixes 7b. Les roues mobiles 7a sont disposées en alternance avec les roues fixes 7b, formant ainsi une succession d'étages de turbine haute pression.The rotor 71 of the high pressure turbine 7 includes moving wheels 7a and the stator 72 of the high pressure turbine 7 includes fixed wheels 7b. The moving wheels 7a are arranged alternating with the fixed wheels 7b, thus forming a succession of high pressure turbine stages.

De même, la turbine basse pression 8 comprend un rotor 81 propre à être entrainé en rotation par rapport au carter 31 du système propulsif 1 et un stator 82 monté fixe sur le carter 31.Likewise, the low pressure turbine 8 comprises a rotor 81 adapted to be rotated relative to the casing 31 of the propulsion system 1 and a stator 82 fixedly mounted on the casing 31.

Le rotor 81 de la turbine basse pression 8 comprend des roues mobiles 8a et le stator 82 de la turbine basse pression 8 comprend des roues fixes 8b. Les roues mobiles 8a sont disposées en alternance avec les roues fixes 8b, formant ainsi une succession d'étages de turbine basse pression.The rotor 81 of the low pressure turbine 8 comprises movable wheels 8a and the stator 82 of the low pressure turbine 8 comprises fixed wheels 8b. The moving wheels 8a are arranged alternating with the fixed wheels 8b, thus forming a succession of low pressure turbine stages.

Le système propulsif 1 comprend un arbre basse pression 11 reliant le rotor 41 de la turbine basse pression 4 au rotor 81 du compresseur basse pression 8, l’arbre basse pression 11 étant monté rotatif par rapport au carter 31 autour de l’axe longitudinal X.The propulsion system 1 comprises a low pressure shaft 11 connecting the rotor 41 of the low pressure turbine 4 to the rotor 81 of the low pressure compressor 8, the low pressure shaft 11 being rotatably mounted relative to the casing 31 around the longitudinal axis .

Lorsque le système propulsif 1 est en fonctionnement, le rotor 81 de la turbine basse pression 8 entraine en rotation le rotor 41 du compresseur basse pression 4 par le biais de l’arbre basse pression 11.When the propulsion system 1 is in operation, the rotor 81 of the low pressure turbine 8 rotates the rotor 41 of the low pressure compressor 4 via the low pressure shaft 11.

Le système propulsif 1 comprend en outre un arbre de soufflante 20 et un mécanisme de réduction 19. Le rotor de soufflante 9 est monté fixe sur l’arbre de soufflante 20. Le mécanisme de réduction 19 présente une entrée et une sortie. L’entrée du mécanisme de réduction 19 est raccordée à l’arbre basse pression 11 et la sortie du mécanisme de réduction 19 est raccordée à l’arbre de soufflante 20. Ainsi, lorsque le système propulsif 1 est en fonctionnement, le rotor 81 de la turbine basse pression 8 entraine en rotation non seulement le rotor 41 du compresseur basse pression 4, mais également le rotor de soufflante 9, par le biais de l’arbre basse pression 11, du mécanisme de réduction 19 et de l’arbre de soufflante 20.The propulsion system 1 further comprises a fan shaft 20 and a reduction mechanism 19. The fan rotor 9 is fixedly mounted on the fan shaft 20. The reduction mechanism 19 has an inlet and an outlet. The inlet of the reduction mechanism 19 is connected to the low pressure shaft 11 and the outlet of the reduction mechanism 19 is connected to the fan shaft 20. Thus, when the propulsion system 1 is in operation, the rotor 81 of the low pressure turbine 8 rotates not only the rotor 41 of the low pressure compressor 4, but also the fan rotor 9, via the low pressure shaft 11, the reduction mechanism 19 and the fan shaft 20.

Grâce au mécanisme de réduction 19, le rotor de soufflante 9 est entrainé en rotation à une vitesse inférieure à la vitesse de rotation du rotor 41 de la turbine basse pression 4.Thanks to the reduction mechanism 19, the fan rotor 9 is rotated at a speed lower than the rotation speed of the rotor 41 of the low pressure turbine 4.

Le mécanisme de réduction 19 permet ainsi de maitriser de manière indépendante la vitesse de rotation de la soufflante 22 et la vitesse de rotation de la turbine basse pression 8 et du compresseur basse pression 4.The reduction mechanism 19 thus makes it possible to independently control the rotation speed of the fan 22 and the rotation speed of the low pressure turbine 8 and the low pressure compressor 4.

La turbine basse pression 8, l’arbre basse pression 11, le compresseur basse pression 4, l’arbre de soufflante 20, le mécanisme de réduction 19 et la soufflante 22 forment ensemble le « corps basse pression » du système propulsif 1.The low pressure turbine 8, the low pressure shaft 11, the low pressure compressor 4, the fan shaft 20, the reduction mechanism 19 and the fan 22 together form the “low pressure body” of the propulsion system 1.

Le système propulsif 1 comprend en outre un arbre haute pression 10 reliant le rotor 51 de la turbine haute pression 5 au rotor 71 du compresseur haute pression 7, l’arbre haute pression 10 étant monté rotatif par rapport au carter 31 autour de l’axe longitudinal X. L’arbre haute pression 10 est coaxial avec l’arbre basse pression 11 et s’étend autour de l’arbre basse pression 11.The propulsion system 1 further comprises a high pressure shaft 10 connecting the rotor 51 of the high pressure turbine 5 to the rotor 71 of the high pressure compressor 7, the high pressure shaft 10 being rotatably mounted relative to the casing 31 around the axis longitudinal X. The high pressure shaft 10 is coaxial with the low pressure shaft 11 and extends around the low pressure shaft 11.

Lorsque le système propulsif 1 est en fonctionnement, le rotor 71 de la turbine haute pression 7 entraine en rotation le rotor 51 du compresseur basse pression 5 par le biais de l’arbre basse pression 11.When the propulsion system 1 is in operation, the rotor 71 of the high pressure turbine 7 rotates the rotor 51 of the low pressure compressor 5 via the low pressure shaft 11.

La turbine haute pression 7, l’arbre haute pression 10 et le compresseur haute pression 4 forment ensemble le « corps haute pression » du système propulsif 1.The high pressure turbine 7, the high pressure shaft 10 and the high pressure compressor 4 together form the “high pressure body” of the propulsion system 1.

L’arbre basse pression 11 et l’arbre haute pression 10 peuvent être corotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans le même sens de rotation autour de l’axe longitudinal X. En variante, l’arbre basse pression 11 et l’arbre haute-pression 10 peuvent être contrarotatifs, c’est-à-dire être entraînés dans des sens de rotation opposés autour de l’axe longitudinal X.The low pressure shaft 11 and the high pressure shaft 10 can be co-rotating, that is to say be driven in the same direction of rotation around the longitudinal axis X. Alternatively, the low pressure shaft 11 and the high-pressure shaft 10 can be counter-rotating, that is to say be driven in opposite directions of rotation around the longitudinal axis X.

Le système propulsif 1 à double corps peut notamment comprendre une turbine haute pression 7 monoétage, c’est-à-dire comprenant exactement un étage, ou une turbine haute pression 7 biétage, c’est-à-dire comprenant exactement deux étages (comme illustré dans l’exemple de la ).The double-body propulsion system 1 may in particular comprise a single-stage high-pressure turbine 7, that is to say comprising exactly one stage, or a two-stage high-pressure turbine 7, that is to say comprising exactly two stages (such as illustrated in the example of ).

Le compresseur haute pression 5 comprend au moins huit étages (comme illustré dans l’exemple de la ) et au plus onze étages.The high pressure compressor 5 comprises at least eight stages (as illustrated in the example of the ) and at most eleven floors.

La turbine basse pression 8 comprend au moins trois étages (comme illustré dans l’exemple de la ) et au plus sept étages.The low pressure turbine 8 comprises at least three stages (as illustrated in the example of the ) and at most seven stories.

Le compresseur basse pression 4 comprend au moins deux étages et au plus quatre étages.The low pressure compressor 4 comprises at least two stages and at most four stages.

Lorsque le système propulsif est en fonctionnement, un flux d’air F entrant dans le système propulsif 1 traverse la soufflante 22 puis est divisé entre un flux d’air primaire F1 et un flux d’air secondaire F2, qui circulent d’amont en aval dans le système propulsif 1.When the propulsion system is in operation, an air flow F entering the propulsion system 1 passes through the fan 22 then is divided between a primary air flow F1 and a secondary air flow F2, which circulate from upstream to downstream in the propulsion system 1.

Le flux d’air secondaire F2, appelé également « flux d’air de dérivation », s’écoule dans la veine secondaire, autour du corps primaire 3. Le flux d’air secondaire F2 permet de refroidir la périphérie du corps primaire 3 et sert à générer la majeure partie de la poussée fournie par le système propulsif 1.The secondary air flow F2, also called "bypass air flow", flows in the secondary vein, around the primary body 3. The secondary air flow F2 makes it possible to cool the periphery of the primary body 3 and serves to generate the majority of the thrust provided by the propulsion system 1.

Le flux d’air primaire F1 s’écoule dans une veine primaire 29 à l’intérieur du corps primaire 3, en passant successivement à travers la section de compresseur 29 (compresseur basse pression 4 et compresseur haute pression 5), la chambre de combustion 6 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, et la section de turbine 30 (turbine haute pression 7 et turbine basse pression 8). Le passage du flux d’air primaire F1 à travers la section de turbine 30 recevant de l’énergie de la chambre de combustion 6 provoque une rotation des roues mobiles 7a, 8a de la section de turbine 30, qui entrainent à leur tour en rotation les roues mobiles 4a, 5a de la section de compresseur 29 ainsi que le rotor de soufflante 9.The primary air flow F1 flows in a primary vein 29 inside the primary body 3, passing successively through the compressor section 29 (low pressure compressor 4 and high pressure compressor 5), the combustion chamber 6 where it is mixed with fuel to serve as an oxidizer, and the turbine section 30 (high pressure turbine 7 and low pressure turbine 8). The passage of the primary air flow F1 through the turbine section 30 receiving energy from the combustion chamber 6 causes a rotation of the movable wheels 7a, 8a of the turbine section 30, which in turn rotate the moving wheels 4a, 5a of the compressor section 29 as well as the fan rotor 9.

Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1 et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la section de soufflante 2, le système propulsif 1 présente un taux de dilution (ou « bypass ratio » en anglais) élevé. Par taux de dilution « élevé », il est signifié un taux de dilution supérieur ou égal à 10, par exemple compris entre 10 et 80 inclus, de préférence compris entre 10 et 35 inclus, de préférence entre 10 et 18 inclus. Le taux de dilution est défini comme un rapport entre le débit massique du flux d’air secondaire F2 et le débit massique du flux d’air primaire F1, ces débits massiques en étant mesurés lorsque le système propulsif 1 est stationnaire, non-installé, en régime de décollage dans une atmosphère standard (telle que définie par le manuel de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI), Doc 7488/3, 3e édition) et au niveau de la mer. Par « non installé », il est signifié que les mesures sont effectuées lorsque le système propulsif 1 est sur un banc d’essai (et non installé sur un aéronef), les mesures étant alors plus simples à réaliser.In order to improve the propulsion efficiency of the propulsion system 1 and to reduce its specific consumption as well as the noise emitted by the fan section 2, the propulsion system 1 has a high dilution ratio (or “bypass ratio” in English). By “high” dilution rate is meant a dilution rate greater than or equal to 10, for example between 10 and 80 inclusive, preferably between 10 and 35 inclusive, preferably between 10 and 18 inclusive. The dilution rate is defined as a ratio between the mass flow rate of the secondary air flow F2 and the mass flow rate of the primary air flow F1, these mass flow rates being measured when the propulsion system 1 is stationary, not installed, in take-off regime in a standard atmosphere (as defined by the International Civil Aviation Organization (ICAO) manual, Doc 7488/3, 3rd edition) and at sea level. By “not installed”, it is meant that the measurements are carried out when the propulsion system 1 is on a test bench (and not installed on an aircraft), the measurements then being simpler to carry out.

Dans un système propulsif incluant un mécanisme de réduction 19 tel que celui qui est illustré sur la , le découplage entre la vitesse de rotation de la soufflante 22 et la vitesse de rotation de la turbine basse pression 8 permet de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression du rotor de soufflante 9 tout en augmentant la puissance extraite par la turbine basse pression 8. En effet, l’efficacité globale du système propulsif 1 est conditionnée au premier ordre par le rendement propulsif, qui est favorablement influencé par une minimisation de la variation d’énergie cinétique de l’air à la traversée du système propulsif 1. Dans un système propulsif à taux de dilution élevé, l’essentiel du débit générant l’effort propulsif est constitué par le flux d’air secondaire F2 du système propulsif 1, l’énergie cinétique du flux d’air secondaire F2 étant majoritairement affectée par la compression que subit le flux d’air secondaire F2 lors de la traversée de la section de soufflante 2. Le rendement propulsif et le rapport de pression de la section de soufflante 2 sont donc liés : plus le rapport de pression de la section de soufflante 2 est faible, meilleur sera le rendement propulsif. Afin d’améliorer le rendement propulsif du système propulsif 1, le rapport de pression de la soufflante, qui correspond au rapport entre la pression moyenne en sortie du stator de soufflante 16 (ou, en l’absence de stator 16, du rotor de soufflante 9) et la pression moyenne en entrée du rotor de soufflante 9, est inférieur ou égal à 1,70, de préférence inférieur ou égal à 1,50, par exemple compris entre 0,90 et 1,45. Les pressions moyennes sont mesurées ici sur la hauteur d’au moins une des aubes de soufflante 14, c’est-à-dire de la surface qui délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement d’air en entrée du rotor de soufflante 9 au sommet 21 d’aube de soufflante 14.In a propulsion system including a reduction mechanism 19 such as that which is illustrated in the , the decoupling between the rotation speed of the fan 22 and the rotation speed of the low pressure turbine 8 makes it possible to reduce the rotation speed and the pressure ratio of the fan rotor 9 while increasing the power extracted by the low turbine pressure 8. Indeed, the overall efficiency of the propulsion system 1 is conditioned to the first order by the propulsion efficiency, which is favorably influenced by a minimization of the variation in kinetic energy of the air as it passes through the propulsion system 1. In a propulsion system with a high dilution rate, most of the flow generating the propulsive force is constituted by the secondary air flow F2 of the propulsion system 1, the kinetic energy of the secondary air flow F2 being mainly affected by the compression that the secondary air flow F2 undergoes when crossing the fan section 2. The propulsive efficiency and the pressure ratio of the fan section 2 are therefore linked: the greater the pressure ratio of the fan section 2 is low, the better the propulsive efficiency will be. In order to improve the propulsion efficiency of the propulsion system 1, the pressure ratio of the fan, which corresponds to the ratio between the average pressure at the outlet of the fan stator 16 (or, in the absence of stator 16, of the fan rotor 9) and the average pressure at the inlet of the fan rotor 9 is less than or equal to 1.70, preferably less than or equal to 1.50, for example between 0.90 and 1.45. The average pressures are measured here over the height of at least one of the fan blades 14, that is to say of the surface which delimits radially inside the air flow path at the inlet of the rotor. fan 9 at the top 21 of fan blade 14.

La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes de soufflante 14 peut par ailleurs être comprise entre 260 mètres par seconde (m.s^-1) et 400 mètres par seconde (m.s^-1) inclus. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris entre 1,20 et 1,45.The peripheral speed at the top 21 of the fan blades 14 can also be between 260 meters per second (ms ^-1 ) and 400 meters per second (ms ^-1 ) inclusive. The blower pressure ratio can then be between 1.20 and 1.45.

Dans un système propulsif à entrainement direct (ou « direct-drive » en anglais), le rotor de soufflante 9 peut, alternativement, être directement couplé à l’arbre basse pression 11, c’est-à-dire sans mécanisme de réduction. L’arbre basse pression 11 est alors confondu avec l’arbre de soufflante 20 de sorte à ce que le rotor de soufflante 9 est entraîné par l’arbre basse pression 11 à la même vitesse de rotation que le rotor 81 de la turbine basse pression 8.In a direct-drive propulsion system, the fan rotor 9 can, alternatively, be directly coupled to the low-pressure shaft 11, that is to say without a reduction mechanism. The low pressure shaft 11 then coincides with the fan shaft 20 so that the fan rotor 9 is driven by the low pressure shaft 11 at the same speed of rotation as the rotor 81 of the low pressure turbine 8.

Le système propulsif 1 est configuré pour fournir une poussée comprise entre 18 000 lbf (80 068 N) et 51 000 lbf (226 859 N), de préférence entre 20 000 lbf (88 964 N) et 35 000 lbf (155 688 N).The propulsion system 1 is configured to provide a thrust of between 18,000 lbf (80,068 N) and 51,000 lbf (226,859 N), preferably between 20,000 lbf (88,964 N) and 35,000 lbf (155,688 N) .

Le diamètre D du rotor de soufflante 9 peut être compris entre 80 pouces (203,2 cm) et 185 pouces (469,9 cm) inclus. Lorsque le rotor de soufflante 9 est caréné, le diamètre D est de préférence compris entre 85 pouces (215,9 cm) et 120 pouces (304,8 cm) inclus, par exemple de l’ordre de 90 pouces (228,6 cm), ce qui permet l’intégration du système propulsif 1 de manière conventionnelle, en particulier sous une aile de l’aéronef 1.The diameter D of the blower rotor 9 can be between 80 inches (203.2 cm) and 185 inches (469.9 cm) inclusive. When the fan rotor 9 is shrouded, the diameter D is preferably between 85 inches (215.9 cm) and 120 inches (304.8 cm) inclusive, for example of the order of 90 inches (228.6 cm). ), which allows the integration of the propulsion system 1 in a conventional manner, in particular under a wing of the aircraft 1.

La représente de manière schématique, en vue partielle et en coupe, un deuxième exemple de système propulsif 1.There represents schematically, in partial view and in section, a second example of propulsion system 1.

Sur la , les composants identiques ou similaires à ceux du système propulsif de la sont désignés par des références identiques.On the , components identical or similar to those of the propulsion system of the are designated by identical references.

Dans l’exemple illustré sur la , le système propulsif 1 est un moteur à turbine à gaz à double corps et à soufflante non-carénée. Il peut s’agir d’un moteur à turbine à gaz de type « Open Rotor » ou « Unducted Single Fan ».In the example illustrated on the , the propulsion system 1 is a twin-body gas turbine engine with a non-ducted fan. It may be an “Open Rotor” or “Unducted Single Fan” type gas turbine engine.

Contrairement au premier exemple de la , le rotor de soufflante 9, qui peut également être désignée par le terme « hélice », n’est pas entouré par un carter de soufflante.Unlike the first example of the , the fan rotor 9, which can also be designated by the term "propeller", is not surrounded by a fan casing.

La section de soufflante 2 étant non carénée, les aubes de soufflante 14 présentent un calage variable.The fan section 2 being non-ducted, the fan blades 14 have a variable pitch.

Alternativement, le système propulsif 1 pourrait comprendre deux rotors de soufflante 9 non carénés et contrarotatifs. Un tel système propulsif 1 est connu, dans la terminologie anglo-saxonne, sous l’acronyme « CROR » pour « Contra-Rotating Open Rotor » ou « UDF » pour « Unducted Double Fan ». Les rotors de soufflante 9 peuvent être placés à l’arrière du corps primaire 3 de sorte à être du type pousseur (« pusher » en anglais) ou à l’avant du corps primaire 3 de sorte à être du type tracteur (« puller » en anglais).Alternatively, the propulsion system 1 could comprise two non-ducted and counter-rotating fan rotors 9. Such a propulsion system 1 is known, in Anglo-Saxon terminology, under the acronym “CROR” for “Contra-Rotating Open Rotor” or “UDF” for “Unducted Double Fan”. The fan rotors 9 can be placed at the rear of the primary body 3 so as to be of the pusher type or at the front of the primary body 3 so as to be of the puller type in English).

L’absence de carénage autour du rotor de soufflante 9 permet d’augmenter le taux de dilution de façon importante sans que le système propulsif 1 ne soit pénalisé par la masse des carters 12 ou nacelles destinés à entourer la section de soufflante 2. Le taux de dilution du système propulsif 1 comprenant une section de soufflante 2 non carénée est ainsi supérieur ou égal à 40, par exemple compris entre 40 et 80 inclus. La vitesse périphérique au sommet 21 des aubes de soufflante 14 du (ou des) rotor(s) de soufflante 9 peut par ailleurs être comprise entre 210 mètres par seconde (m.s^-1) et 260 mètres par seconde (m.s^-1) inclus. Le rapport de pression de soufflante peut alors être compris de préférence entre 0,90 et 1,20 inclus.The absence of fairing around the fan rotor 9 makes it possible to increase the dilution rate significantly without the propulsion system 1 being penalized by the mass of the casings 12 or nacelles intended to surround the fan section 2. The rate dilution of the propulsion system 1 comprising a non-ducted fan section 2 is thus greater than or equal to 40, for example between 40 and 80 inclusive. The peripheral speed at the top 21 of the fan blades 14 of the fan rotor(s) 9 can also be between 210 meters per second (ms ^-1 ) and 260 meters per second (ms ^-1 ) inclusive. The fan pressure ratio can then preferably be between 0.90 and 1.20 inclusive.

Le diamètre D du rotor de soufflante 9 peut être compris entre 80 pouces (203,2 cm) et 185 pouces (469,9 cm) inclus. Lorsque le rotor 9 est non caréné, le diamètre D est de préférence supérieur ou égal à 100 pouces (254 cm), par exemple entre 120 pouces (304,8 cm) et 156 pouces (396,2 cm). Le diamètre du rotor de soufflante 9 est mesuré ici dans un plan normal à l’axe longitudinal X, qui est l’axe de rotation du rotor de soufflante 9, au niveau d’une intersection entre un sommet 21 et un bord d’attaque 22 des aubes de soufflante 14.The diameter D of the blower rotor 9 can be between 80 inches (203.2 cm) and 185 inches (469.9 cm) inclusive. When the rotor 9 is unducted, the diameter D is preferably greater than or equal to 100 inches (254 cm), for example between 120 inches (304.8 cm) and 156 inches (396.2 cm). The diameter of the fan rotor 9 is measured here in a plane normal to the longitudinal axis X, which is the axis of rotation of the fan rotor 9, at an intersection between a vertex 21 and a leading edge 22 fan blades 14.

Il convient de noter que, la et la étant des vues partielles, le diamètre D n’est que partiellement visible.It should be noted that, the and the being partial views, the diameter D is only partially visible.

Le mécanisme de réduction 19 peut comprendre un mécanisme de réduction épicycloïdal ou planétaire, monoétage ou biétage.The reduction mechanism 19 may comprise an epicyclic or planetary, single-stage or two-stage reduction mechanism.

Par exemple, la illustre un mécanisme de réduction 19 du type planétaire (ou « star » en anglais). Le mécanisme de réduction 19 comprend un pignon solaire 19a (entrée du mécanisme de réduction 19), centré sur un axe de rotation du mécanisme de réduction 19 généralement confondu avec l’axe longitudinal X et configuré pour être entrainé en rotation par l’arbre basse pression 11, une couronne 19b (sortie du mécanisme de réduction 19) coaxiale avec le pignon solaire 19a et configurée pour entrainer en rotation l’arbre de soufflante 20 autour de son axe X de rotation, et une série de satellites 19c répartis de manière circonférentielle autour de l’axe X de rotation du rotor 9 de la section de soufflante 2, entre le pignon solaire 19a et la couronne 19b, chaque satellite 19c étant engrené intérieurement avec le pignon solaire 19a et extérieurement avec la couronne 19b. La série de satellites 19c est montée sur un porte-satellites 19d qui est fixe par rapport à une partie stator 19e du système propulsif 1, par exemple par rapport à un carter de la section de compresseur 4, 5.For example, the illustrates a reduction mechanism 19 of the planetary type (or “star” in English). The reduction mechanism 19 comprises a sun pinion 19a (inlet of the reduction mechanism 19), centered on an axis of rotation of the reduction mechanism 19 generally coincident with the longitudinal axis X and configured to be rotated by the lower shaft pressure 11, a crown 19b (output of the reduction mechanism 19) coaxial with the sun pinion 19a and configured to rotate the fan shaft 20 around its axis X of rotation, and a series of satellites 19c distributed circumferentially around the axis The series of satellites 19c is mounted on a planet carrier 19d which is fixed relative to a stator part 19e of the propulsion system 1, for example relative to a casing of the compressor section 4, 5.

Dans un autre exemple, la illustre un mécanisme de réduction 19 de type épicycloïdal (ou « planetary » en anglais), auquel cas la couronne 19b est montée fixement sur la partie stator 19e du système propulsif 1 et l’arbre de soufflante 20 est entrainé en rotation par le porte-satellites 19d.In another example, the illustrates a reduction mechanism 19 of the epicyclic type (or "planetary" in English), in which case the crown 19b is fixedly mounted on the stator part 19e of the propulsion system 1 and the fan shaft 20 is rotated by the carrier satellites 19d.

Quelle que soit la configuration du mécanisme de réduction 19, le diamètre de la couronne 19b et du porte satellites 19d sont supérieurs au diamètre du pignon solaire 19a, de sorte que la vitesse de rotation du rotor 9 de la section de soufflante 2 est inférieure à la vitesse de rotation de l’arbre basse pression 11.Whatever the configuration of the reduction mechanism 19, the diameter of the ring gear 19b and of the planet carrier 19d are greater than the diameter of the sun pinion 19a, so that the rotation speed of the rotor 9 of the fan section 2 is less than the rotation speed of the low pressure shaft 11.

Le rapport de réduction du mécanisme de réduction 19 est supérieur ou égal à 2,5 et inférieur ou égal à 11. Dans le cas d’un système propulsif 1 à soufflante carénée, le rapport de réduction peut être supérieur ou égal à 2,7 et inférieur ou égal à 3,5, typiquement autour de 3,0. Dans le cas d’un système propulsif 1 à soufflante non caréné, le rapport de réduction peut être compris entre 9,0 et 11,0.The reduction ratio of the reduction mechanism 19 is greater than or equal to 2.5 and less than or equal to 11. In the case of a propulsion system 1 with a ducted fan, the reduction ratio may be greater than or equal to 2.7 and less than or equal to 3.5, typically around 3.0. In the case of a propulsion system 1 with an unducted fan, the reduction ratio can be between 9.0 and 11.0.

La représente de manière schématique une roue mobile 8a faisant partie d’un rotor 81 d’une turbine basse pression 8 d’un système propulsif 1.There schematically represents a moving wheel 8a forming part of a rotor 81 of a low pressure turbine 8 of a propulsion system 1.

La roue mobile 8a comprend un disque mobile de turbine 32 centré sur l’axe longitudinal X, et une pluralité d’aubes mobiles de turbine 33 fixées au disque mobile de turbine 32 et s’étendant radialement à partir du disque mobile de turbine 32.The moving wheel 8a includes a moving turbine disk 32 centered on the longitudinal axis X, and a plurality of moving turbine blades 33 attached to the moving turbine disk 32 and extending radially from the moving turbine disk 32.

La roue mobile 8a comprend un nombre d’aubes mobiles de turbine 32. Le nombre d’aubes mobiles de turbine 32 peut être compris entre 30 et 180 inclus, de préférence compris entre 70 et 100 inclus.The moving wheel 8a includes a number of turbine moving blades 32. The number of turbine moving blades 32 can be between 30 and 180 inclusive, preferably between 70 and 100 inclusive.

La représente de manière schématique un disque mobile de turbine 32. Le disque mobile de turbine 32 comprend un moyeu 321, une jante 322, et un voile 323 reliant le moyeu 321 à la jante 322. Le moyeu 321 présente une surface radialement interne 324 qui délimite un alésage central 325 de forme cylindrique de révolution, ayant l’axe longitudinal X pour axe de révolution. Le moyeu 321 présente une épaisseur (mesurée parallèlement à l’axe longitudinal X) supérieure à l’épaisseur du voile 323, afin de permettre à la roue mobile 8a de résister aux efforts centrifuges qui sont transmis par les aubes mobiles de turbine 33.There schematically represents a movable turbine disk 32. The movable turbine disk 32 comprises a hub 321, a rim 322, and a web 323 connecting the hub 321 to the rim 322. The hub 321 has a radially internal surface 324 which delimits a central bore 325 of cylindrical shape of revolution, having the longitudinal axis X as axis of revolution. The hub 321 has a thickness (measured parallel to the longitudinal axis

Par ailleurs, le disque mobile de turbine 32 comprend une surface radialement externe 326, et une pluralité d’alvéoles 327 s’étendant à partir de la surface radialement externe 326, chaque alvéole 327 étant délimitée par une surface de fond d’alvéole 328. Les alvéoles 327 sont réparties autour de l’axe longitudinal X, avec un écart angulaire constant entre deux alvéoles consécutives. Chaque alvéole 327 est prévue pour loger un pied d’une aube mobile de turbine 33 afin d’attacher l’aube mobile de turbine 33 au disque mobile de turbine 32.Furthermore, the movable turbine disk 32 comprises a radially outer surface 326, and a plurality of cells 327 extending from the radially outer surface 326, each cell 327 being delimited by a cell bottom surface 328. The cells 327 are distributed around the longitudinal axis X, with a constant angular distance between two consecutive cells. Each cell 327 is designed to accommodate a foot of a moving turbine blade 33 in order to attach the moving turbine blade 33 to the moving turbine disk 32.

A cet égard, chaque alvéole 327 présente une forme adaptée pour permettre une insertion axiale d’un pied d’aube tout en assurant un blocage radial du pied d’aube dans l’alvéole 327. Chaque alvéole 327 peut présenter une forme en queue d’aronde ou en pied de sapin (comme cela est par exemple visible sur la ), avec au moins un, voire plusieurs, lobe(s).In this regard, each cell 327 has a shape adapted to allow axial insertion of a blade root while ensuring radial blocking of the blade root in the cell 327. Each cell 327 can have a tail shape d rounded or at the base of a fir tree (as is visible for example on the ), with at least one, or even several, lobe(s).

Le disque mobile 32 présente un rayon de jante et une épaisseur de jante .The mobile disk 32 has a rim radius and rim thickness .

Le rayon de jante est défini comme la plus petite distance radiale entre l’axe longitudinal X et la surface de fond d’alvéole 328. Le rayon de jante peut être compris entre 0,05 mètre et 0,5 mètre inclus, de préférence entre 0,2 et 0,3 mètre inclus.The rim radius is defined as the smallest radial distance between the longitudinal axis X and the bottom surface of the cell 328. The rim radius can be between 0.05 meters and 0.5 meters inclusive, preferably between 0.2 and 0.3 meters inclusive.

L’épaisseur de jante est définie comme une distance axiale entre, d’une part, un point de jonction (point A sur la figure 7) d’une surface amont 329 du disque mobile de turbine 32 et de la surface de fond d’alvéole 328 et, d’autre part, un point de jonction (point B sur la figure 7) de la surface avale 330 du disque mobile de turbine 32 et de la surface de fond d’alvéole. L’épaisseur de jante peut être comprise entre 0,01 mètre et 0,06 mètre inclus.Rim thickness is defined as an axial distance between, on the one hand, a junction point (point A in Figure 7) of an upstream surface 329 of the mobile turbine disk 32 and the cell bottom surface 328 and, d on the other hand, a junction point (point B in Figure 7) of the downstream surface 330 of the mobile turbine disk 32 and the cell bottom surface. Rim thickness can be between 0.01 meter and 0.06 meter inclusive.

Les figures 8A et 8B représentent de manière schématique une aube mobile de turbine 33. L’aube mobile de turbine 33 comprend un pied 332, une pale à profil aérodynamique 333 et un talon 334.Figures 8A and 8B schematically represent a moving turbine blade 33. The moving turbine blade 33 comprises a root 332, an aerodynamically profiled blade 333 and a heel 334.

Le pied 332 comprend une portion d’attache 331 propre à être insérée dans une alvéole 327 du disque mobile de turbine 32, afin de fixer l’aube mobile de turbine 33 sur le disque mobile de turbine 32. A cet effet, la portion d’attache 331 présente une forme complémentaire d’une alvéole 327 du disque mobile de turbine 32.The foot 332 comprises an attachment portion 331 capable of being inserted into a cell 327 of the movable turbine disk 32, in order to fix the movable turbine blade 33 on the movable turbine disk 32. For this purpose, the portion d The attachment 331 has a shape complementary to a cell 327 of the mobile turbine disk 32.

Le pied 332 comprend en outre une échasse raccordant la portion d’attache 331 à la pale à profil aérodynamique 333. L’échasse comprend une plateforme 335 présentant une surface radialement externe 336.The foot 332 further comprises a stilt connecting the attachment portion 331 to the aerodynamically profiled blade 333. The stilt comprises a platform 335 having a radially external surface 336.

La pale a profil aérodynamique 333 s’étend depuis le pied 332 jusqu’au talon 334. La pale à profil aérodynamique 333 présente un bord d’attaque 341, un bord de fuite 342, une surface d’intrados 343 et une surface d’extrados 344.The aerodynamic profile blade 333 extends from the root 332 to the heel 334. The aerodynamic profile blade 333 has a leading edge 341, a trailing edge 342, an intrados surface 343 and a surface. extrados 344.

Le talon 334 présente une surface radialement interne 338 et une surface radialement externe 339.The heel 334 has a radially internal surface 338 and a radially external surface 339.

Lorsque plusieurs aubes mobiles de turbine 33 sont fixées au disque mobile de turbine 32, les surfaces radialement externes 336 des plateformes 335 et les surfaces radialement internes 338 des talons 334 délimitent radialement une veine de circulation de gaz à travers la turbine, tandis que le flux de gaz s’écoule entre les pales à profil aérodynamiques 333.When several movable turbine blades 33 are fixed to the movable turbine disk 32, the radially external surfaces 336 of the platforms 335 and the radially internal surfaces 338 of the heels 334 radially delimit a gas circulation vein through the turbine, while the flow gas flows between the aerodynamic profile blades 333.

Comme illustré sur la figure 9, la veine de circulation de gaz présente ainsi un rayon interne de veine et un rayon externe de veine .As illustrated in Figure 9, the gas circulation vein thus has an internal radius of vein and an external ray of vein .

Le rayon interne de veine est défini comme une moyenne entre, d’une part, une distance entre l’axe longitudinal X et un point de jonction (point C sur la figure 9) entre la surface radialement externe 336 de la plateforme 335 et le bord d’attaque 341 de la pale à profil aérodynamique 333 et, d’autre part, une distance entre l’axe longitudinal X et un point de jonction (point D sur la figure 9) entre la surface radialement externe 336 de la plateforme 335 et le bord de fuite 342 de la pale à profil aérodynamique 333. Le rayon interne de veine peut être compris entre 0,1 et 0,8 mètre inclus, selon l’étage de la turbine auquel appartient la roue mobile 8a, de préférence compris entre 0,25 et 0,35 mètre inclus.The internal radius of vein is defined as an average between, on the one hand, a distance between the longitudinal axis of the aerodynamically profiled blade 333 and, on the other hand, a distance between the longitudinal axis 342 of the aerofoil blade 333. The internal radius of vein can be between 0.1 and 0.8 meters inclusive, depending on the stage of the turbine to which the mobile wheel 8a belongs, preferably between 0.25 and 0.35 meters inclusive.

Le rayon externe de veine est défini comme une moyenne entre, d’une part, une distance entre l’axe longitudinal X et un point de jonction (point E sur la figure 9) entre la surface radialement interne 338 du talon 334 et le bord d’attaque 341 et, d’autre part, une distance entre l'axe longitudinal X et un point de jonction (point F sur la figure 9) entre la surface radialement interne 338 du talon 334 et le bord de fuite 342. Le rayon externe de veine peut être compris entre 0,15 et 1,0 mètre inclus, selon l’étage de la turbine auquel appartient la roue mobile 8a, de préférence compris entre 0,35 et 0,55 mètres inclus.The outer ray of vein is defined as an average between, on the one hand, a distance between the longitudinal axis , on the other hand, a distance between the longitudinal axis can be between 0.15 and 1.0 meters inclusive, depending on the stage of the turbine to which the mobile wheel 8a belongs, preferably between 0.35 and 0.55 meters inclusive.

Un rayon moyen de veine est défini comme une moyenne du rayon externe de veine et du rayon interne de veine . Le rayon moyen de veine est compris entre 0,125 mètre et 0,9 mètre inclus, de préférence entre 0,3 et 0,45 mètre inclus.A mean radius of vein is defined as an average of the outer radius of vein and the internal radius of vein . Average vein radius is between 0.125 meters and 0.9 meters inclusive, preferably between 0.3 and 0.45 meters inclusive.

Une hauteur de veine est définie comme une différence entre le rayon externe de veine et le rayon interne de veine . La hauteur de veine peut être comprise entre 0,01 mètre et 0,9 mètre inclus, de préférence entre 0,05 et 0,25 mètre inclus.A vein height is defined as a difference between the outer radius of vein and the internal radius of vein . Vein height can be between 0.01 meter and 0.9 meter inclusive, preferably between 0.05 and 0.25 meter inclusive.

L’aube mobile de turbine présente une longueur de corde en tête d’aube et une longueur de corde en pied d’aube .The moving turbine blade has a length of chord at the blade head and a length of rope at the base of the blade .

La longueur de corde en pied d’aube est définie comme une distance axiale entre, d’une part, le point de jonction (point C sur la figure 9) entre la surface radialement externe 336 de la plateforme 335 et le bord d’attaque 341 de la pale à profil aérodynamique 333 et, d’autre part, le point de jonction (point D sur la figure 9) entre la surface radialement externe 336 de la plateforme 335 et le bord de fuite 342 de la pale à profil aérodynamique 333. La longueur de corde en pied d’aube est comprise entre 0,01 mètre et 0,05 mètre inclus, de préférence entre 0,02 et 0,04 mètre inclus.The length of the rope at the base of the blade is defined as an axial distance between, on the one hand, the junction point (point C in Figure 9) between the radially external surface 336 of the platform 335 and the leading edge 341 of the aerodynamic profile blade 333 and , on the other hand, the junction point (point D in Figure 9) between the radially external surface 336 of the platform 335 and the trailing edge 342 of the aerodynamically profiled blade 333. The chord length at the foot of dawn is between 0.01 meter and 0.05 meter inclusive, preferably between 0.02 and 0.04 meter inclusive.

La longueur de corde en tête d’aube est définie comme une distance axiale entre, d’une part, le point de jonction (point E sur la figure 9) entre la surface radialement interne 338 du talon 334 et le bord d’attaque 341 de la pale à profil aérodynamique 333 et, d’autre part, le point de jonction (point F sur la figure 9) entre la surface radialement interne 338 du talon 334 et le bord de fuite 342 de la pale à profil aérodynamique 333. La longueur de corde en tête d’aube est comprise entre 0,005 mètre et 0,05 mètre inclus, de préférence entre 0,015 et 0,03 mètre inclus.The length of the rope at the blade head is defined as an axial distance between, on the one hand, the junction point (point E in Figure 9) between the radially internal surface 338 of the heel 334 and the leading edge 341 of the aerodynamic profile blade 333 and, on the other hand, the junction point (point F in Figure 9) between the radially internal surface 338 of the heel 334 and the trailing edge 342 of the aerodynamically profiled blade 333. The chord length at the blade head is between 0.005 meters and 0.05 meters inclusive, preferably between 0.015 and 0.03 meters inclusive.

Par « distance axiale », on entend une distance mesurée parallèlement à l’axe longitudinal X. Autrement dit, la distance axiale entre le point C et le point D est la distance entre un premier plan orthogonal à l’axe longitudinal X, passant par le point C, et un deuxième plan orthogonal à l’axe longitudinal X, passant par le point D. De même, la distance axiale entre le point E et le point F est la distance entre un troisième plan orthogonal à l’axe longitudinal X, passant par le point E, et un quatrième plan orthogonal à l’axe longitudinal X, passant par le point F.By “axial distance”, we mean a distance measured parallel to the longitudinal axis X. In other words, the axial distance between point C and point D is the distance between a first plane orthogonal to the longitudinal axis point C, and a second plane orthogonal to the longitudinal axis , passing through point E, and a fourth plane orthogonal to the longitudinal axis X, passing through point F.

Comme illustré sur la figure 8, la surface radialement externe 339 du talon 334 peut être munie de léchettes 337 s’étendant radialement à partir de la surface radialement externe 339, afin d’assurer une étanchéité avec un carter de la turbine.As illustrated in Figure 8, the radially outer surface 339 of the heel 334 may be provided with lips 337 extending radially from the radially outer surface 339, in order to ensure sealing with a turbine casing.

De plus, le talon 334 peut présenter des échancrures afin de réduire la masse du talon 334 et ainsi limiter les efforts centrifuges s’exerçant sur l’aube mobile de turbine 33.In addition, the heel 334 may have notches in order to reduce the mass of the heel 334 and thus limit the centrifugal forces exerted on the moving turbine blade 33.

L’aube mobile de turbine 33 peut être formée en une seule pièce unique de matériau, par exemple en métal.The moving turbine blade 33 can be formed in a single single piece of material, for example metal.

Dans un mode de réalisation, le talon 334 est formé en un matériau, et présente une difficulté définie comme :
où :
est une masse volumique du matériau du talon en kilogrammes par mètres cubes (kg/m³),
est le rayon externe de veine, en mètres (m),
est un nombre d’aubes mobiles de la roue mobile,
est une vitesse de rotation limite de l’arbre basse pression, en nombre de tours par minute (rpm).In one embodiment, the heel 334 is formed of a material, and presents difficulty defined as:
Or :
is a density of the heel material in kilograms per cubic meter (kg/m ³ ),
is the outer radius of the vein, in meters (m),
is a number of moving blades of the moving wheel,
is a limit rotation speed of the low pressure shaft, in number of revolutions per minute (rpm).

La difficulté représente une contrainte de raccordement du talon 334 à la pale à profil aérodynamique 333. Plus précisément, la difficulté est équivalente à à une contrainte mécanique localisée à l’endroit du rayon de raccordement entre le talon 334 et la pale à profil aérodynamique 333.The difficulty represents a constraint for connecting the heel 334 to the aerodynamically profiled blade 333. More precisely, the difficulty is equivalent to a mechanical stress located at the location of the connection radius between the heel 334 and the aerodynamic profile blade 333.

La masse volumique du matériau du talon 334 (qui peut être formé en une seule pièce unique de matériau avec le reste de l’aube mobile de turbine) peut être compris entre 2 000 kg/m³et 10 000 kg/m³, en fonction du matériau choisi, de préférence compris entre 7 500 kg/m³et 9 000 kg/m³.The density of the material of the heel 334 (which can be formed into a single single piece of material with the rest of the moving turbine blade) can be between 2,000 kg/m ³ and 10,000 kg/m ³ , in depending on the material chosen, preferably between 7,500 kg/m ³ and 9,000 kg/m ³ .

La vitesse de rotation limite (ou « redline speed » en anglais) de l’arbre basse pression est la vitesse de rotation de l’arbre basse pression lorsque le système propulsif aéronautique fonctionne à puissance maximale constante ou puissance maximale stabilisée (« Maximum Continuous Power » en anglais), selon le règlement de certification européen EASA CS-E 740 (ou selon le règlement de certification américain 14-CFR Part 33).The rotation speed limit (or “redline speed” in English) of the low pressure shaft is the rotation speed of the low pressure shaft when the aeronautical propulsion system operates at constant maximum power or stabilized maximum power (“Maximum Continuous Power” in English), according to the European certification regulation EASA CS-E 740 (or according to the American certification regulation 14-CFR Part 33).

La vitesse de rotation limite correspond à la vitesse maximale absolue susceptible d’être rencontrée par l’arbre basse pression 11. La vitesse de rotation limite peut être comprise entre 2 000 tours par minute (209 radians par seconde) et 30 000 tours par minute (3142 radians par seconde) inclus, par exemple entre 8 500 tours par minute (890 radians par seconde) et 12 000 tours par minute (1267 radians pas seconde) inclus, de préférence entre 9 000 tours par minute (942 radians par seconde) et 11 000 tours par minute (1152 radians par seconde) inclus. Cette vitesse limite fait partie des données déclarées dans le manuel de certification du système propulsif (ou « type certificate data sheet » en anglais). En effet, cette vitesse de rotation est habituellement utilisée comme vitesse de référence pour le dimensionnement des composants des systèmes propulsifs et dans les essais de certification, tels que les essais de pertes d’aube ou d’intégrité de rotor.The rotation speed limit corresponds to the absolute maximum speed likely to be encountered by the low pressure shaft 11. The limiting rotation speed can be between 2,000 revolutions per minute (209 radians per second) and 30,000 revolutions per minute (3142 radians per second) inclusive, for example between 8,500 revolutions per minute (890 radians per second) and 12,000 revolutions per minute ( 1267 radians per second) inclusive, preferably between 9,000 revolutions per minute (942 radians per second) and 11,000 revolutions per minute (1152 radians per second) inclusive. This speed limit is part of the data declared in the propulsion system certification manual (or “type certificate data sheet” in English). Indeed, this rotation speed is usually used as a reference speed for the sizing of propulsion system components and in certification tests, such as blade loss or rotor integrity tests.

Bien entendu, l’arbre haute pression 10 présente également une vitesse limite, définie de la même manière que pour l’arbre basse pression 11, mais supérieure à celle de l’arbre basse pression 11.Of course, the high pressure shaft 10 also has a limiting speed, defined in the same way as for the low pressure shaft 11, but greater than that of the low pressure shaft 11.

La vitesse de rotation limite de l’arbre haute pression 10 peut être comprise entre 8 000 tours par minute (838 radians par seconde) et 30 000 tours par minute (3 142 radians par seconde) inclus, de préférence entre 15 000 tours par minute (1 571 radians par seconde) et 25 000 tours par minute (2 618 radians par seconde) inclus.The limit rotation speed of the high pressure shaft 10 can be between 8,000 revolutions per minute (838 radians per second) and 30,000 revolutions per minute (3,142 radians per second) inclusive, preferably between 15,000 revolutions per minute (1,571 radians per second) and 25,000 revolutions per minute (2,618 radians per second) included.

L’aube mobile de turbine 33 présente une température mesurée lorsque l’arbre basse pression 11 tourne à la vitesse de rotation limite .The moving turbine blade 33 has a temperature measured when the low pressure shaft 11 rotates at the limit rotation speed .

La température peut être déterminée en considérant que :Temperature can be determined by considering that:

- le premier étage de la turbine basse pression 8, dans le sens d’écoulement des gaz, est soumis à la température des gaz d’échappement (« Exhaust Gas Temperature » ou « EGT » en anglais) lorsque l’arbre basse pression 11 tourne à la vitesse de rotation limite ,- the first stage of the low pressure turbine 8, in the direction of gas flow, is subjected to the temperature of the exhaust gases ("Exhaust Gas Temperature" or "EGT" in English) when the low pressure shaft 11 rotates at the limit rotation speed ,

- la température du dernier étage de la turbine basse pression 8, dans le sens d’écoulement des gaz, vaut 0,7 fois la température du premier étage, soit 0,7 fois la température EGT, et- the temperature of the last stage of the low pressure turbine 8, in the direction of gas flow, is 0.7 times the temperature of the first stage, or 0.7 times the EGT temperature, and

- la température évolue linéairement à travers les étages depuis la température du premier étage (égale à la température EGT) jusqu’à la température du dernier étage (égale à 0,7 fois la température EGT).- the temperature evolves linearly through the stages from the temperature of the first stage (equal to the EGT temperature) to the temperature of the last stage (equal to 0.7 times the EGT temperature).

La température des gaz d’échappement (ou température EGT) est la température des gaz d’échappement en sortie de la turbine basse pression 8 lorsque le système propulsif aéronautique fonctionne à puissance maximale constante ou puissance maximale stabilisée (« Maximum Continuous Power » en anglais), selon le règlement de certification européen EASA CS-E 740 (ou selon le règlement de certification américain 14-CFR Part 33). La température EGT fait partie des données déclarées dans le manuel de certification du système propulsif aéronautique (ou « type certificate data sheet » en anglais). Il s’agit de la température de turbine maximum admissible prescrite (« Maximum permissible Indicated Turbine Temperature » ou « ITT » en anglais) à puissance maximale constante ou puissance maximale stabilisée (« Maximum Continuous Power » en anglais). La température EGT peut être mesurée dans le plan moteur n°49.The exhaust gas temperature (or EGT temperature) is the temperature of the exhaust gas leaving the low pressure turbine 8 when the aeronautical propulsion system operates at constant maximum power or stabilized maximum power (“Maximum Continuous Power” in English). ), according to the European certification regulation EASA CS-E 740 (or according to the American certification regulation 14-CFR Part 33). The EGT temperature is part of the data declared in the aeronautical propulsion system certification manual (or “type certificate data sheet” in English). This is the prescribed maximum permissible turbine temperature (“Maximum Permissible Indicated Turbine Temperature” or “ITT” in English) at constant maximum power or maximum stabilized power (“Maximum Continuous Power” in English). The EGT temperature can be measured in engine plan no. 49.

Ainsi, pour une turbine basse pression 8 présentant N étages, la température d’une aube mobile du i-ème étage vaut :
où est la variation de température entre deux étages consécutifs, et est la température EGT du système propulsif aéronautique.Thus, for a low pressure turbine 8 having N stages, the temperature of a moving blade of the i-th stage is worth:
Or is the temperature variation between two consecutive stages, and is the EGT temperature of the aeronautical propulsion system.

La masse volumique du talon 334, le rayon externe de veine et le nombre d’aubes mobiles de turbine sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure à 759°C (1 032 K) : ,
- si la température est dans la plage allant de 759°C (1 032 K) à 1083°C (1 356 K) : , où , , étant en degrés Celsius (°C),
- si la température est dans la plage allant de 1083°C (1 356 K) à 1117°C (1 390 K) : , où , , et étant en degrés Celsius (°C), et
- si la température est supérieure à 1117°C (1 390 K) : .The density of the heel 334, the external radius of vein and the number of turbine blades are chosen such that:
- if the temperature is less than 759°C (1032 K): ,
- if the temperature is in the range from 759°C (1032 K) to 1083°C (1356 K): , Or , , being in degrees Celsius (°C),
- if the temperature is in the range from 1083°C (1356 K) to 1117°C (1390 K): , Or , , And being in degrees Celsius (°C), and
- if the temperature is greater than 1117°C (1390 K): .

La représente de manière schématique la limite de difficulté ainsi définie.There schematically represents the limit of difficulty thus defined.

Cette conception de l’aube mobile de turbine 33 procure un compromis entre une performance accrue de la turbine basse pression 8 et une tenue mécanique de l’aube mobile de turbine 33.This design of the turbine moving blade 33 provides a compromise between increased performance of the low pressure turbine 8 and mechanical strength of the turbine moving blade 33.

En dimensionnant l’aube mobile de turbine 33 de manière à obtenir une difficulté au-dessus de la limite de conception, il est possible d’améliorer la performance de la turbine tout en garantissant la tenue mécanique du talon 334 de l’aube. Cela est rendu possible grâce à une optimisation de la conception du talon 334 (forme en trois dimensions, choix des épaisseurs, masse) ainsi qu’une sélection du matériau du talon 334.By sizing the mobile turbine blade 33 so as to obtain a difficulty above the design limit, it is possible to improve the performance of the turbine while guaranteeing the mechanical strength of the heel 334 of the blade. This is made possible thanks to an optimization of the design of the heel 334 (three-dimensional shape, choice of thicknesses, mass) as well as a selection of the material of the heel 334.

De préférence, la masse volumique du talon 334, le rayon externe de veine et le nombre d’aubes mobiles de turbine sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure à 759°C (1 032 K) : ,
- pour une température allant de 759°C (1 032 K) à 1083°C (1 356 K) : , où , , étant en degrés Celsius (°C),
- pour une température allant de 1083°C (1 356 K) à 1135°C (1 408 K) : , où , , étant en degrés Celsius (°C), et
- pour une température supérieure à 1135°C (1 408 K) : .Preferably, the density of the heel 334, the external radius of vein and the number of turbine blades are chosen such that:
- if the temperature is less than 759°C (1032 K): ,
- for a temperature ranging from 759°C (1032 K) to 1083°C (1356 K): , Or , , being in degrees Celsius (°C),
- for a temperature ranging from 1083°C (1356 K) to 1135°C (1408 K): , Or , , being in degrees Celsius (°C), and
- for a temperature above 1135°C (1408 K): .

De préférence, la masse volumique du talon 334, le rayon externe de veine et le nombre d’aubes mobiles de turbine sont choisis de telle sorte que .Preferably, the density of the heel 334, the external radius of vein and the number of turbine blades are chosen such that .

Dans un mode de réalisation, un paramètre est défini comme :
où :
est le rayon externe de veine en mètres (m),
est le rayon interne de veine en mètres (m),
est la vitesse de rotation limite de l’arbre basse pression définie précédemment, en nombre de tours par minute (rpm).In one embodiment, a parameter is defined as:
Or :
is the external radius of the vein in meters (m),
is the internal radius of the vein in meters (m),
is the limit rotation speed of the low pressure shaft defined previously, in number of revolutions per minute (rpm).

Le paramètre (également noté « » en anglais) est représentatif de l’intensité des charges mécaniques dues aux efforts centrifuges s’exerçant sur la pale à profil aérodynamique 333. Ces charges mécaniques sont supportées par la pale à profil aérodynamique 333 elle-même ainsi que par le disque mobile de turbine 32.The parameter (also noted “ » in English) is representative of the intensity of the mechanical loads due to the centrifugal forces exerted on the aerodynamic profile blade 333. These mechanical loads are supported by the aerodynamic profile blade 333 itself as well as by the movable disk of turbine 32.

L’aube mobile de turbine 33 présente une température mesurée lorsque l’arbre d’entrainement tourne à la vitesse de rotation limite .The moving turbine blade 33 has a temperature measured when the drive shaft rotates at the limit rotation speed .

Le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure ou égale à 700°C (973 K) : rpm².m²,
- si la température est supérieure à 700°C (973 K) : , où et , étant en degrés Celsius (°C) et étant en 10⁶rpm².m².The outer ray of vein and the internal radius of vein are chosen such that:
- if the temperature is less than or equal to 700°C (973 K): rpm².m²,
- if the temperature is greater than 700°C (973 K): , Or And , being in degrees Celsius (°C) and being in 10 ⁶ rpm².m².

La figure 11 représente de manière schématique la limite de ainsi définie.Figure 11 schematically represents the limit of thus defined.

Cette conception de l’aube mobile de turbine 33 procure un compromis entre une performance accrue de la turbine basse pression 8 et une tenue mécanique de l’aube mobile de turbine 33.This design of the turbine moving blade 33 provides a compromise between increased performance of the low pressure turbine 8 and mechanical strength of the turbine moving blade 33.

En dimensionnant l’aube mobile de turbine 33 de manière à obtenir un paramètre au-dessus de la limite de conception associée, il est possible d’améliorer la performance de la turbine tout en garantissant la tenue mécanique de la pale à profil aérodynamique 333 de l’aube. Cela est rendu possible grâce à une optimisation de la conception du talon 334 et de la pale à profil aérodynamique 333 (forme en trois dimensions, choix des épaisseurs, masse) ainsi qu’une sélection du matériau du talon 334 et de la pale à profil aérodynamique 333.By sizing the moving turbine blade 33 so as to obtain a parameter above the associated design limit, it is possible to improve the performance of the turbine while guaranteeing the mechanical strength of the blade with aerodynamic profile 333 of the blade. This is made possible thanks to an optimization of the design of the heel 334 and the aerodynamically profiled blade 333 (three-dimensional shape, choice of thicknesses, mass) as well as a selection of the material of the heel 334 and the profile blade. aerodynamics 333.

De préférence, le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure ou égale à 700°C (973 K) : rpm².m²,
- si la température est supérieure à 700°C (973 K) : , où et , étant en degrés Celsius (°C) et étant en 10⁶rpm².m².Preferably, the outer radius of vein and the internal radius of vein are chosen such that:
- if the temperature is less than or equal to 700°C (973 K): rpm².m²,
- if the temperature is greater than 700°C (973 K): , Or And , being in degrees Celsius (°C) and being in 10 ⁶ rpm².m².

De préférence, le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que rpm².m².Preferably, the outer radius of vein and the internal radius of vein are chosen such that rpm².m².

Dans un mode de réalisation, un paramètre est défini comme :
avec :
et :
où :
est le rayon externe de veine, en mètres (m),
est le rayon interne de veine, en mètres (m),
est le rayon moyen de veine, en mètres (m),
est la hauteur de veine, en mètres (m),
est le nombre d’aubes,
est la vitesse de rotation limite de l’arbre basse pression définie précédemment, en nombre de tours par minute (rpm),
est le rayon de jante, en mètres (m),
est l’épaisseur de jante, en mètres (m).In one embodiment, a parameter is defined as:
with :
And :
Or :
is the outer radius of the vein, in meters (m),
is the internal radius of the vein, in meters (m),
is the average vein radius, in meters (m),
is the height of the vein, in meters (m),
is the number of blades,
is the limit rotation speed of the low pressure shaft defined previously, in number of revolutions per minute (rpm),
is the rim radius, in meters (m),
is the rim thickness, in meters (m).

Le paramètre est représentatif d’une difficulté de l’attache entre l’aube mobile de turbine 33 et le disque mobile de turbine 32.The parameter is representative of a difficulty in the attachment between the moving turbine blade 33 and the moving turbine disk 32.

L’aube mobile de turbine 33 présente une température mesurée lorsque l’arbre basse pression 10 tourne à la vitesse de rotation limite .The moving turbine blade 33 has a temperature measured when the low pressure shaft 10 rotates at the limit rotation speed .

Le rayon externe de vaine , le rayon interne de veine , le rayon de jante et l’épaisseur de jante sont choisis de telle sorte que :
où et , étant en degrés Celsius (°C), étant en 10⁶rpm².m² et étant en 10⁸Newtons par mètre cube (10⁸N/m³).The outer ray of vain , the internal radius of vein , the rim radius and rim thickness are chosen such that:
Or And , being in degrees Celsius (°C), being in 10 ⁶ rpm².m² and being 10 ⁸ Newtons per cubic meter (10 ⁸ N/m ³ ).

La représente de manière schématique la limite de difficulté ainsi définie.There schematically represents the limit of difficulty thus defined.

De préférence, le rayon externe de veine , le rayon interne de veine , le rayon de jante et l’épaisseur de jante sont choisis de telle sorte que :
où et , étant en degrés Celsius (°C), étant en 10⁶rpm².m² et étant en 10⁸Newtons par mètre cube (10⁸N/m³).Preferably, the outer radius of vein , the internal radius of vein , the rim radius and rim thickness are chosen such that:
Or And , being in degrees Celsius (°C), being in 10 ⁶ rpm².m² and being 10 ⁸ Newtons per cubic meter (10 ⁸ N/m ³ ).

De préférence, le rayon externe de veine , le rayon interne de veine , le rayon de jante et l’épaisseur de jante sont choisis de telle sorte que .Preferably, the outer radius of vein , the internal radius of vein , the rim radius and rim thickness are chosen such that .

Dans un mode de réalisation, le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
avec :
où :
est une vitesse de rotation limite de l’arbre basse pression définie précédemment, en nombre de tours par minute (rpm),
, et
,
étant en 10⁶rpm².m².In one embodiment, the outer radius of vein and the internal radius of vein are chosen such that:
with :
Or :
is a limit rotation speed of the low pressure shaft defined previously, in number of revolutions per minute (rpm),
, And
,
being in 10 ⁶ rpm².m².

La figure 13 représente de manière schématique la limite du rapport ainsi défini.Figure 13 schematically represents the limit of the ratio thus defined.

Cette conception de l’aube mobile de turbine 33 procure un compromis entre une performance accrue de la turbine basse pression 8 et une tenue mécanique de l’aube mobile de turbine 33.This design of the turbine moving blade 33 provides a compromise between increased performance of the low pressure turbine 8 and mechanical strength of the turbine moving blade 33.

En dimensionnant l’aube mobile de turbine 33 de manière à obtenir un rapport au-dessus de la limite de conception associée, il est possible d’améliorer la performance de la turbine tout en garantissant la tenue mécanique de l’aube mobile de turbine 33. Cela est rendu possible grâce à une optimisation de la conception du talon 334, de la pale à profile aérodynamique 333 et du pied 332 (forme en trois dimensions, choix des épaisseurs, masse) ainsi qu’une sélection du matériau du talon 334, de la pale à profil aérodynamique 333 et du pied 332.By sizing the moving turbine blade 33 so as to obtain a ratio above the associated design limit, it is possible to improve the performance of the turbine while guaranteeing the mechanical strength of the moving turbine blade 33. This is made possible thanks to optimization of the design of the heel 334 , the aerodynamic profile blade 333 and the foot 332 (three-dimensional shape, choice of thicknesses, mass) as well as a selection of the material of the heel 334, the aerodynamic profile blade 333 and the foot 332.

De préférence, le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
où , et , étant en 10⁶rpm².m².Preferably, the outer radius of vein and the internal radius of vein are chosen such that:
Or , And , being in 10 ⁶ rpm².m².

Le rapport est inférieur à 1, car le rayon externe de veine est supérieur au rayon interne de veine .The report is less than 1, because the outer radius of vein is greater than the internal radius of the vein .

Dans un mode de réalisation, la pale à profil aérodynamique 333 est dimensionnée de telle sorte que :
- si : , où et , et
- si : ,
étant en 10⁶rpm².m².In one embodiment, the aerodynamic profile blade 333 is dimensioned such that:
- if : , Or And , And
- if : ,
being in 10 ⁶ rpm².m².

Comme mentionné précédemment, le paramètre est représentatif de l’intensité des charges mécaniques dues aux efforts centrifuges s’exerçant sur la pale à profil aérodynamique 333.As mentioned previously, the parameter is representative of the intensity of the mechanical loads due to the centrifugal forces exerted on the aerodynamic profile blade 333.

Le rapport entre la corde en tête d’aube et la corde en pied d’aube est représentatif de la forme effilée de la pale à profil aérodynamique 333. Ainsi, la forme effilée de la pale à profil aérodynamique 333 est définie en fonction des charges mécaniques dues aux efforts centrifuges s’exerçant sur la pale à profil aérodynamique 333.The ratio between the chord at the blade head and the chord at the blade root is representative of the tapered shape of the aerodynamic profile blade 333. Thus, the tapered shape of the aerodynamic profile blade 333 is defined as a function of the mechanical loads due to the centrifugal forces exerted on the aerodynamic profile blade 333.

La forme effilée de la pale à profil aérodynamique 333 permet d’alléger le talon 334 et par conséquent de limiter les contraintes mécaniques s’exerçant sur la pale à profil aérodynamique 333, sur le pied 332 et sur le disque mobile de turbine 32.The tapered shape of the aerodynamic profile blade 333 makes it possible to lighten the heel 334 and therefore limit the mechanical stresses exerted on the aerodynamic profile blade 333, on the foot 332 and on the mobile turbine disk 32.

La figure 14 représente de manière schématique les limites du rapport ainsi défini, en fonction du paramètre .Figure 14 schematically represents the limits of the report thus defined, depending on the parameter .

En dimensionnant l’aube mobile de turbine 33 de manière à obtenir un rapport dans les limites de conception associées, il est possible d’optimiser la masse du talon 334 et donc de limiter les contraintes transmises par le talon 334 à la pale à profil aérodynamique 333 et à la partie d’attache 331 du pied 332, et par conséquent d’autoriser une plus grande liberté pour le dimensionnement de l’aube, ce qui permet l’atteinte d’un optimum en performance de la turbine basse pression 8.By sizing the moving turbine blade 33 so as to obtain a ratio within the associated design limits, it is possible to optimize the mass of the heel 334 and therefore to limit the stresses transmitted by the heel 334 to the aerodynamically profiled blade 333 and to the attachment part 331 of the foot 332, and by consequently to allow greater freedom for the dimensioning of the blade, which allows the achievement of optimum performance of the low pressure turbine 8.

De préférence, la pale à profil aérodynamique 333 est dimensionnée de telle sorte que :
- si : , où et , et
- si : ,
étant en 10⁶rpm².m².Preferably, the aerodynamic profile blade 333 is dimensioned such that:
- if : , Or And , And
- if : ,
being in 10 ⁶ rpm².m².

Sauf indication contraire, les distances, ou dimensions (longueur, largeur, rayon, diamètre, etc.) mentionnées dans la description qui précède, sont mesurées à température ambiante (environ 20°C) lorsque le système propulsif 1 est à froid, c’est-à-dire lorsque le système propulsif 1 est à l’arrêt depuis une période suffisante pour que les pièces du système propulsif 1 soient à température ambiante, étant entendu que ces dimensions varient peu par rapport aux conditions dans lesquelles le système propulsif 1 serait en régime de décollage.Unless otherwise indicated, the distances, or dimensions (length, width, radius, diameter, etc.) mentioned in the preceding description, are measured at ambient temperature (approximately 20°C) when the propulsion system 1 is cold, i.e. that is to say when the propulsion system 1 has been stopped for a sufficient period for the parts of the propulsion system 1 to be at ambient temperature, it being understood that these dimensions vary little compared to the conditions in which the propulsion system 1 would be in takeoff mode.

ExempleExample

Pour un moteur à turbine à gaz à engrenage, à double corps et à double flux, comprenant une turbine basse pression présentant 3 étages.For a twin-spool, dual-flow, geared gas turbine engine comprising a low-pressure turbine having 3 stages.

La roue du 1^erétage de la turbine basse pression a été conçue avec les paramètres suivants : Vitesse limite de l’arbre basse pression 10 000 rpm Nombre d’aubes de la roue mobile de turbine 90 Température des aubes à la vitesse de rotation limite 1 100 °C Rayon de jante 0,28 m Epaisseur de jante 0,02 m Masse volumique du matériau du talon 8 500 kg/m³ Rayon externe de veine 0,37 m Rayon interne de veine 0,27 m Rayon moyen de veine 0,32 m Hauteur de veine 0,1 m Longueur de corde en tête d’aube 0,02 m Longueur de corde en pied d’aube 0,035 m Difficulté du talon de l’aube mobile de turbine 14,4.10⁴ Paramètre 20,1 10⁶rpm².m² Difficulté de l’attache entre une aube mobile de turbine et un disque mobile de turbine 113,4 10⁸N/m³ Rapport entre le rayon interne de veine et le rayon externe de veine 0,73 Rapport entre la corde en tête d’aube et la corde en pied d’aube 0,57 The wheel of 1^erstage of the low pressure turbine was designed with the following parameters: Low pressure shaft limit speed 10,000 rpm Number of blades of the turbine moving wheel 90 Blade temperature at limiting rotation speed 1,100 °C Rim radius 0.28 m Rim thickness 0.02 m Density of heel material 8,500 kg/ ^m3 External vein radius 0.37 m Internal vein radius 0.27 m Average vein radius 0.32 m Vein height 0.1 m Rope length at blade head 0.02 m Rope length at blade base 0.035 m Turbine blade heel fix 14.4.10 ⁴ Setting 20.1 10 ⁶ rpm².m² Difficulty of the attachment between a moving turbine blade and a moving turbine disk 113.4 10 ⁸ N/m ³ Ratio between the internal vein radius and the external vein radius 0.73 Ratio between the chord at the blade head and the chord at the blade root 0.57

Claims (23)

Aube mobile de turbine (33) destinée à être montée autour d’un d’axe longitudinal (X) dans une alvéole qui débouche à la périphérie externe d’un disque de rotor (32) d’une roue mobile (8a) d’une turbine basse pression (8) d’un système propulsif aéronautique (1), le disque de rotor (32) étant destiné à être centré sur l’axe longitudinal (X) et à comprendre une pluralité d’aubes mobiles de turbine (33) réparties circonférentiellement à la périphérie externe du disque de rotor (32) le système propulsif aéronautique (1) étant destiné à comprendre un arbre d’entrainement (10) et la roue mobile (32) étant configurée pour entrainer l’arbre d’entrainement (10) en rotation autour de l’axe longitudinal (X),
l’aube mobile de turbine (33) s’étendant radialement vis-à-vis de l’axe longitudinal (X) et comprenant un pied (331) configuré pour être monté dans l’alvéole du disque de rotor (32), un talon (334), et une pale à profil aérodynamique (333) s’étendant radialement depuis le pied (331) jusqu’au talon (334), la pale à profil aérodynamique (333) présentant un bord d’attaque (341) et un bord de fuite (342),
dans laquelle le talon (334) comprend une plateforme qui présente une surface radialement interne (338) destinée à délimiter une veine de circulation de gaz,
dans laquelle le pied (331) comprend une plateforme qui présente une surface radialement externe (336) également destinée à délimiter la veine de circulation de gaz,
dans laquelle :
est un rayon externe de veine, le rayon externe de veine étant défini comme une moyenne d’une première distance radiale et d’une deuxième distance radiale, la première distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal (X) et un point de jonction (E) entre la surface radialement interne (338) de la plateforme du talon (334) et le bord d’attaque (341), et la deuxième distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal (X) et un point de jonction (F) entre la surface radialement interne (338) de la plateforme du talon (334) et le bord de fuite (342), en mètres (m),
est un rayon interne de veine, le rayon interne de veine étant défini comme une moyenne d’une troisième distance radiale et d’une quatrième distance radiale, la troisième distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal (X) et un point de jonction (C) entre la surface radialement externe (326) de la plateforme du pied (332) et le bord d’attaque (341), et la quatrième distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal (X) et un point de jonction (D) entre la surface radialement externe (326) de la plateforme du pied (332) et le bord de fuite (342), en mètres (m),
dans laquelle le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
avec :
où :
est une vitesse de rotation limite destinée à être atteinte par l’arbre d’entraînement (10) en fonctionnement lorsque le système propulsif aéronautique fonctionne à puissance maximale continue, en nombre de tours par minute (rpm),
, et
,
et dans laquelle le rayon externe de veine est compris dans une plage allant de 0,15 à 1,0 mètre et le rayon interne de veine est compris dans une plage allant de 0,1 à 0,8 mètre. Mobile turbine blade (33) intended to be mounted around a longitudinal axis (X) in a cell which opens at the external periphery of a rotor disk (32) of a mobile wheel (8a) of a low pressure turbine (8) of an aeronautical propulsion system (1), the rotor disk (32) being intended to be centered on the longitudinal axis (X) and to comprise a plurality of movable turbine blades (33 ) distributed circumferentially at the external periphery of the rotor disk (32) the aeronautical propulsion system (1) being intended to comprise a drive shaft (10) and the movable wheel (32) being configured to drive the drive shaft (10) rotating around the longitudinal axis (X),
the mobile turbine blade (33) extending radially with respect to the longitudinal axis (X) and comprising a foot (331) configured to be mounted in the cell of the rotor disk (32), a heel (334), and an aerofoil blade (333) extending radially from the root (331) to the heel (334), the aerofoil blade (333) having a leading edge (341) and a trailing edge (342),
in which the heel (334) comprises a platform which has a radially internal surface (338) intended to delimit a gas circulation vein,
in which the foot (331) comprises a platform which has a radially external surface (336) also intended to delimit the gas circulation vein,
in which :
is an outer vein radius, the outer vein radius being defined as an average of a first radial distance and a second radial distance, the first radial distance being a distance between the longitudinal axis (X) and a point of junction (E) between the radially inner surface (338) of the heel platform (334) and the leading edge (341), and the second radial distance being a distance between the longitudinal axis (X) and a point of junction (F) between the radially internal surface (338) of the heel platform (334) and the trailing edge (342), in meters (m),
is an internal vein radius, the internal vein radius being defined as an average of a third radial distance and a fourth radial distance, the third radial distance being a distance between the longitudinal axis (X) and a point of junction (C) between the radially outer surface (326) of the foot platform (332) and the leading edge (341), and the fourth radial distance being a distance between the longitudinal axis (X) and a point of junction (D) between the radially external surface (326) of the foot platform (332) and the trailing edge (342), in meters (m),
in which the outer radius of vein and the internal radius of vein are chosen such that:
with :
Or :
is a limit rotation speed intended to be reached by the drive shaft (10) in operation when the aeronautical propulsion system operates at maximum continuous power, in number of revolutions per minute (rpm),
, And
,
and in which the outer radius of vein is within a range of 0.15 to 1.0 meters and the internal radius of vein is within a range of 0.1 to 0.8 meters. Aube mobile de turbine (33) selon la revendication 1, dans laquelle le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
où , et . Turbine moving blade (33) according to claim 1, in which the external radius of vein and the internal radius of vein are chosen such that:
Or , And . Aube mobile de turbine (33) selon l’une des revendications 1 et 2, dans laquelle le talon (334) est formé en un matériau, et présente une difficulté définie comme :
où :
est une masse volumique du matériau en kilogrammes par mètres cubes (kg/m³),
est le nombre de la pluralité d’aubes mobiles (33) destinées à être montées à la périphérie externe du disque de rotor (32),
l’aube mobile de turbine (33) étant destinée à être soumise à une température lorsque l’arbre d’entrainement (10) tourne à la vitesse de rotation limite , et
dans laquelle et sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure à 759°C : ,
- si la température est dans la plage allant de 759°C à 1083°C : , où , , étant en degrés Celsius (°C),
- si la température est dans la plage allant de 1083°C à 1117°C : , où , , et étant en degrés Celsius (°C), et
- si la température est supérieure à 1117°C : ,
et dans laquelle la masse volumique du matériau est comprise dans une plage allant de 2 à 10 kilogrammes par mètres cubes. Moving turbine blade (33) according to one of claims 1 and 2, in which the heel (334) is formed of a material, and presents a difficulty defined as:
Or :
is a density of the material in kilograms per cubic meter (kg/m³),
is the number of the plurality of moving blades (33) intended to be mounted on the outer periphery of the rotor disk (32),
the moving turbine blade (33) being intended to be subjected to a temperature when the drive shaft (10) rotates at the limit rotation speed , And
in which And are chosen such that:
- if the temperature is less than 759°C: ,
- if the temperature is in the range from 759°C to 1083°C: , Or , , being in degrees Celsius (°C),
- if the temperature is in the range from 1083°C to 1117°C: , Or , , And being in degrees Celsius (°C), and
- if the temperature is greater than 1117°C: ,
and in which the density of the material is within a range of 2 to 10 kilograms per cubic meter. Aube mobile de turbine (33) selon la revendication 3, dans laquelle sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure à 759°C : ,
- pour une température allant de 759°C à 1083°C : , où , , étant en degrés Celsius (°C),
- pour une température allant de 1083°C à 1135°C : , où , , étant en degrés Celsius (°C), et
- pour une température supérieure à 1135°C : . Moving turbine blade (33) according to claim 3, wherein are chosen such that:
- if the temperature is less than 759°C: ,
- for a temperature ranging from 759°C to 1083°C: , Or , , being in degrees Celsius (°C),
- for a temperature ranging from 1083°C to 1135°C: , Or , , being in degrees Celsius (°C), and
- for a temperature above 1135°C: . Aube mobile de turbine (33) selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle le rayon externe et le rayon interne sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure ou égale à 700°C : rpm².m²,
- si la température est supérieure à 700°C : , où et , étant en degrés Celsius (°C). Moving turbine blade (33) according to one of claims 1 to 4, in which the external radius and the internal radius are chosen such that:
- if the temperature is less than or equal to 700°C: rpm².m²,
- if the temperature is greater than 700°C: , Or And , being in degrees Celsius (°C). Aube mobile de turbine (33) selon la revendication 5, dans laquelle le rayon externe et le rayon interne sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure ou égale à 700°C : rpm².m²,
- si la température est supérieure à 700°C : , où et , étant en degrés Celsius (°C). Turbine moving blade (33) according to claim 5, wherein the outer radius and the internal radius are chosen such that:
- if the temperature is less than or equal to 700°C: rpm².m²,
- if the temperature is greater than 700°C: , Or And , being in degrees Celsius (°C). Aube mobile de turbine (33) selon l’une des revendications 1 à 6, dans laquelle le disque mobile de turbine (32) est destiné à présenter une surface amont (329), une surface avale (330), et chaque alvéole (327) du disque étant destinée à être délimitée par une surface de fond d’alvéole (328), et
dans laquelle un paramètre est défini comme :
avec :
où :
est une hauteur de veine, la hauteur de veine étant définie comme une différence entre le rayon externe de veine et le rayon externe de veine , en mètres (m),
est un rayon de jante, le rayon de jante étant défini comme la plus petite distance radiale entre l’axe longitudinal (X) et la surface de fond d’alvéole (328), en mètres (m),
est une épaisseur de jante, l’épaisseur de jante étant définie comme une distance axiale entre un point de jonction (A) de la surface amont (329) du disque mobile de turbine (32) et de la surface de fond d’alvéole (328), et un point de jonction (B) de la surface avale (330) du disque mobile de turbine (32) et de la surface de fond d’alvéole (328), en mètres (m),
dans laquelle et sont choisis de telle sorte que :
où et , étant en degrés Celsius (°C). Mobile turbine blade (33) according to one of claims 1 to 6, in which the mobile turbine disk (32) is intended to have an upstream surface (329), a downstream surface (330), and each cell (327 ) of the disc being intended to be delimited by a cell bottom surface (328), and
in which a parameter is defined as:
with :
Or :
is a vein height, the vein height being defined as a difference between the outer vein radius and the outer radius of vein , in meters (m),
is a rim radius, the rim radius being defined as the smallest radial distance between the longitudinal axis (X) and the cell bottom surface (328), in meters (m),
is a rim thickness, the rim thickness being defined as an axial distance between a junction point (A) of the upstream surface (329) of the mobile turbine disk (32) and the cell bottom surface ( 328), and a junction point (B) of the downstream surface (330) of the mobile turbine disk (32) and the cell bottom surface (328), in meters (m),
in which And are chosen such that:
Or And , being in degrees Celsius (°C). Aube mobile de turbine (33) selon la revendication 7, dans laquelle et sont choisis de telle sorte que :
où et , étant en degrés Celsius (°C). Moving turbine blade (33) according to claim 7, wherein And are chosen such that:
Or And , being in degrees Celsius (°C). Aube mobile de turbine (33) selon l’une des revendications 1 à 8, dans laquelle
est une longueur de corde en tête d’aube, la longueur de corde en tête d’aube étant définie comme une distance axiale entre un premier point (E) et un deuxième point (F), le premier point (E) étant un point de jonction entre la surface radialement interne (338) de la plateforme du talon (334) et le bord d’attaque (341) de la pale à profil aérodynamique (333), et le deuxième point (F) étant un point de jonction entre la surface radialement interne (338) de la plateforme du talon (334) et le bord de fuite (342) de la pale à profil aérodynamique (333),
est une longueur de corde en pied d’aube, la longueur de corde en pied d’aube étant définie comme une distance axiale entre un troisième point (C) et un quatrième point (D), le troisième point (C) étant un point de jonction entre la surface radialement externe (326) de la plateforme du pied (332) et le bord d’attaque (341) de la pale à profil aérodynamique (333), et le quatrième point (D) étant un point de jonction entre la surface radialement externe (326) de la plateforme du pied (332) et le bord de fuite (342) de la pale à profil aérodynamique (333),
et dans laquelle la pale à profil aérodynamique (333) est dimensionnée de telle sorte que :
- si : , où et , et
- si : . Moving turbine blade (33) according to one of claims 1 to 8, in which
is a chord length at the blade head, the chord length at the blade head being defined as an axial distance between a first point (E) and a second point (F), the first point (E) being a point junction between the radially inner surface (338) of the heel platform (334) and the leading edge (341) of the aerofoil blade (333), and the second point (F) being a junction point between the radially internal surface (338) of the heel platform (334) and the trailing edge (342) of the aerodynamically profiled blade (333),
is a chord length at the blade root, the chord length at the blade root being defined as an axial distance between a third point (C) and a fourth point (D), the third point (C) being a point junction between the radially outer surface (326) of the foot platform (332) and the leading edge (341) of the aerodynamic blade (333), and the fourth point (D) being a junction point between the radially outer surface (326) of the foot platform (332) and the trailing edge (342) of the aerodynamically profiled blade (333),
and in which the aerodynamic profile blade (333) is dimensioned such that:
- if : , Or And , And
- if : . Aube mobile de turbine (33) selon la revendication 9, dans laquelle la pale à profil aérodynamique (333) est dimensionnée de telle sorte que :
- si : , où et , et
- si : . Moving turbine blade (33) according to claim 9, in which the aerodynamically profiled blade (333) is dimensioned such that:
- if : , Or And , And
- if : . Roue mobile (8a) de turbine basse pression d’un système propulsif aéronautique (1), la roue mobile (8a) comprenant un disque de rotor (32) centré sur un axe longitudinal (X) et une pluralité d’aubes mobiles de turbine (33) selon l’une quelconque des revendications 1 à 10, le pied de chacune des aubes mobiles de turbine (33) étant monté dans une alvéole respective du disque de rotor (32) qui débouche à la périphérie externe du disque de rotor (32), et la roue mobile (8a) étant configurée pour être entrainée en rotation par un arbre d’entrainement mobile en rotation autour de l’axe longitudinal (X) du un système propulsif aéronautique (1), la roue mobile (8a) comprenant exactement un nombre d’aubes mobiles de turbine (33), étant compris dans une plage allant de 30 à 180. Moving wheel (8a) of a low pressure turbine of an aeronautical propulsion system (1), the moving wheel (8a) comprising a rotor disk (32) centered on a longitudinal axis (X) and a plurality of moving turbine blades (33) according to any one of claims 1 to 10, the foot of each of the movable turbine blades (33) being mounted in a respective cell of the rotor disk (32) which opens at the external periphery of the rotor disk ( 32), and the movable wheel (8a) being configured to be rotated by a drive shaft movable in rotation around the longitudinal axis (X) of an aeronautical propulsion system (1), the movable wheel (8a) including exactly one number turbine moving blades (33), being included in a range from 30 to 180. Système propulsif aéronautique (1) comprenant une turbine basse pression (8) et un arbre d’entrainement (11) entrainé en rotation par la turbine basse pression (8) autour d’un axe longitudinal (10), la turbine basse pression (8) comprenant la roue mobile (8a) selon la revendication 11, l’arbre d’entrainement (11) présentant une vitesse de rotation limite destinée à être atteinte par l’arbre d’entraînement (11) en fonctionnement lorsque le système propulsif aéronautique (1) fonctionne à puissance maximale constante, la vitesse de rotation limite étant comprise dans une gamme allant de 2 000 à 30 000 tours par minute. Aeronautical propulsion system (1) comprising a low pressure turbine (8) and a drive shaft (11) driven in rotation by the low pressure turbine (8) around a longitudinal axis (10), the low pressure turbine (8 ) comprising the mobile wheel (8a) according to claim 11, the drive shaft (11) having a limiting rotation speed intended to be reached by the drive shaft (11) in operation when the aeronautical propulsion system (1) operates at constant maximum power, the rotation speed limits being included in a range going from 2,000 to 30,000 revolutions per minute. Procédé de dimensionnement d’une aube mobile de turbine (33) destinée à être montée autour d’un d’axe longitudinal (X) dans une alvéole (327) qui débouche à la périphérie externe d’un disque de rotor(32) d’une roue mobile (8a) d’une turbine basse pression (8) d’un système propulsif aéronautique (1), le disque de rotor (32) étant destiné à être centré sur l’axe longitudinal (X) et à comprendre une pluralité d’aubes mobiles (33) réparties circonférentiellement à la périphérie externe du disque de rotor (32), le système propulsif aéronautique (1) étant destiné à comprendre un arbre d’entrainement (10) et la roue mobile (8a) étant configurée pour entrainer l’arbre d’entrainement (10) en rotation autour de l’axe longitudinal (X),
l’aube mobile de turbine (33) s’étendant radialement vis-à-vis de l’axe longitudinal (X) et comprenant un pied (332) configuré pour être monté dans l’alvéole (327) du disque de rotor (32), un talon (334), et une pale à profil aérodynamique (333) s’étendant radialement depuis le pied (332) jusqu’au talon (334), la pale à profil aérodynamique (333) présentant un bord d’attaque (341) et un bord de fuite (342),
dans lequel le talon (334) comprend une plateforme qui présente une surface radialement interne (338) destinée à délimiter une veine de circulation de gaz,
dans lequel le pied (332) comprend une plateforme qui présente une surface radialement externe (336) également destinée à délimiter la veine de circulation de gaz,
dans lequel
est un rayon externe de veine, le rayon externe de veine étant défini comme une moyenne d’une première distance radiale et d’une deuxième distance radiale, la première distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal (X) et un point de jonction (E) entre la surface radialement interne (338) de la plateforme du talon (334) et le bord d’attaque (341), et la deuxième distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal (X) et un point de jonction (F) entre la surface radialement interne (338) de la plateforme du talon (334) et le bord de fuite (342), en mètres (m),
est un rayon interne de veine, le rayon interne de veine étant défini comme une moyenne d’une troisième distance radiale et d’une quatrième distance radiale, la troisième distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal (X) et un point de jonction (C) entre la surface radialement externe (326) de la plateforme du pied (332) et le bord d’attaque (341), et la quatrième distance radiale étant une distance entre l’axe longitudinal (X) et un point de jonction (D) entre la surface radialement externe (326) de la plateforme du pied (332) et le bord de fuite (342), en mètres (m),
le procédé comprenant une étape de dimensionnement de l’aube mobile de turbine (33) au cours de laquelle le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
avec :
où :
est une vitesse de rotation limite destinée à être atteinte par l’arbre d’entraînement (10) en fonctionnement lorsque le système propulsif aéronautique fonctionne à puissance maximale continue, en nombre de tours par minute (rpm),
, et
,
le rayon externe de veine étant compris dans une plage allant de 0,15 à 1,0 mètre et le rayon interne de veine étant compris dans une plage allant de 0,1 à 0,8 mètre. Method for sizing a movable turbine blade (33) intended to be mounted around a longitudinal axis (X) in a cell (327) which opens to the external periphery of a rotor disk (32) d a movable wheel (8a) of a low pressure turbine (8) of an aeronautical propulsion system (1), the rotor disk (32) being intended to be centered on the longitudinal axis (X) and to comprise a plurality of moving blades (33) distributed circumferentially at the outer periphery of the rotor disk (32), the aeronautical propulsion system (1) being intended to comprise a drive shaft (10) and the moving wheel (8a) being configured to drive the drive shaft (10) in rotation around the longitudinal axis (X),
the movable turbine blade (33) extending radially with respect to the longitudinal axis (X) and comprising a foot (332) configured to be mounted in the cell (327) of the rotor disk (32 ), a heel (334), and an airfoil blade (333) extending radially from the root (332) to the heel (334), the airfoil blade (333) having a leading edge ( 341) and a trailing edge (342),
in which the heel (334) comprises a platform which has a radially internal surface (338) intended to delimit a gas circulation vein,
in which the foot (332) comprises a platform which has a radially external surface (336) also intended to delimit the gas circulation vein,
in which
is an outer vein radius, the outer vein radius being defined as an average of a first radial distance and a second radial distance, the first radial distance being a distance between the longitudinal axis (X) and a point of junction (E) between the radially inner surface (338) of the heel platform (334) and the leading edge (341), and the second radial distance being a distance between the longitudinal axis (X) and a point of junction (F) between the radially internal surface (338) of the heel platform (334) and the trailing edge (342), in meters (m),
is an internal vein radius, the internal vein radius being defined as an average of a third radial distance and a fourth radial distance, the third radial distance being a distance between the longitudinal axis (X) and a point of junction (C) between the radially outer surface (326) of the foot platform (332) and the leading edge (341), and the fourth radial distance being a distance between the longitudinal axis (X) and a point of junction (D) between the radially external surface (326) of the foot platform (332) and the trailing edge (342), in meters (m),
the method comprising a step of sizing the movable turbine blade (33) during which the external radius of the vein and the internal radius of vein are chosen such that:
with :
Or :
is a limit rotation speed intended to be reached by the drive shaft (10) in operation when the aeronautical propulsion system operates at maximum continuous power, in number of revolutions per minute (rpm),
, And
,
the outer radius of vein being within a range of 0.15 to 1.0 meters and the internal radius of vein being included in a range of 0.1 to 0.8 meters. Procédé de dimensionnement selon la revendication 13, dans lequel le rayon externe de veine et le rayon interne de veine sont choisis de telle sorte que :
où , et . Sizing method according to claim 13, in which the external radius of vein and the internal radius of vein are chosen such that:
Or , And . Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 13 et 14, dans lequel le talon (334) est formé en un matériau, et présente une difficulté définie comme :
où :
est une masse volumique du matériau en kilogrammes par mètres cubes (kg/m³),
est le nombre de la pluralité d’aubes mobiles (33) destinées à être montées à la périphérie externe du disque de rotor (32),
l’aube mobile de turbine (33) étant destinée à être soumise à une température lorsque l’arbre d’entrainement (10) tourne à la vitesse de rotation limite , et
le procédé comprenant une étape de dimensionnement de l’aube mobile de turbine (33) au cours de laquelle et sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure à 759°C : ,
- si la température est dans la plage allant de 759°C à 1083°C : , où , , étant en degrés Celsius (°C),
- si la température est dans la plage allant de 1083°C à 1117°C : , où , , et étant en degrés Celsius (°C), et
- si la température est supérieure à 1117°C : ,
la masse volumique du matériau étant comprise dans une plage allant de 2 à 10 kilogrammes par mètres cubes. Sizing method according to one of claims 13 and 14, in which the heel (334) is formed of a material, and presents a difficulty defined as:
Or :
is a density of the material in kilograms per cubic meter (kg/m³),
is the number of the plurality of moving blades (33) intended to be mounted on the outer periphery of the rotor disk (32),
the moving turbine blade (33) being intended to be subjected to a temperature when the drive shaft (10) rotates at the limit rotation speed , And
the method comprising a step of sizing the movable turbine blade (33) during which And are chosen such that:
- if the temperature is less than 759°C: ,
- if the temperature is in the range from 759°C to 1083°C: , Or , , being in degrees Celsius (°C),
- if the temperature is in the range from 1083°C to 1117°C: , Or , , And being in degrees Celsius (°C), and
- if the temperature is greater than 1117°C: ,
the density of the material being within a range of 2 to 10 kilograms per cubic meter. Procédé de dimensionnement selon la revendication 15, dans lequel sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure à 759°C : ,
- pour une température allant de 759°C à 1083°C : , où , , étant en degrés Celsius (°C),
- pour une température allant de 1083°C à 1135°C : , où , , étant en degrés Celsius (°C), et
- pour une température supérieure à 1135°C : . Sizing method according to claim 15, in which are chosen such that:
- if the temperature is less than 759°C: ,
- for a temperature ranging from 759°C to 1083°C: , Or , , being in degrees Celsius (°C),
- for a temperature ranging from 1083°C to 1135°C: , Or , , being in degrees Celsius (°C), and
- for a temperature above 1135°C: . Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 13 à 16, comprenant une étape de dimensionnement de l’aube mobile de turbine (33) au cours de laquelle le rayon externe et le rayon interne sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure ou égale à 700°C : rpm².m²,
- si la température est supérieure à 700°C : , où et , étant en degrés Celsius (°C). Sizing method according to one of claims 13 to 16, comprising a step of sizing the movable turbine blade (33) during which the external radius and the internal radius are chosen such that:
- if the temperature is less than or equal to 700°C: rpm².m²,
- if the temperature is greater than 700°C: , Or And , being in degrees Celsius (°C). Procédé de dimensionnement selon la revendication 17, dans lequel le rayon externe et le rayon interne sont choisis de telle sorte que :
- si la température est inférieure ou égale à 700°C : rpm².m²,
- si la température est supérieure à 700°C : , où et , étant en degrés Celsius (°C). Sizing method according to claim 17, in which the external radius and the internal radius are chosen such that:
- if the temperature is less than or equal to 700°C: rpm².m²,
- if the temperature is greater than 700°C: , Or And , being in degrees Celsius (°C). Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 13 à 18, dans lequel le disque mobile de turbine (32) est destiné à présenter une surface amont (329), une surface avale (330), et chaque alvéole (327) du disque étant destinée à être délimitée par une surface de fond d’alvéole (328), et
dans lequel un paramètre est défini comme :
avec :
où :
est une hauteur de veine, la hauteur de veine étant définie comme une différence entre le rayon externe de veine et le rayon externe de veine , en mètres (m),
est un rayon de jante, le rayon de jante étant défini comme la plus petite distance radiale entre l’axe longitudinal (X) et la surface de fond d’alvéole (328), en mètres (m),
est une épaisseur de jante, l’épaisseur de jante étant définie comme une distance axiale entre un point de jonction (A) de la surface amont (329) du disque mobile de turbine (32) et de la surface de fond d’alvéole (328), et un point de jonction (B) de la surface avale (330) du disque mobile de turbine (32) et de la surface de fond d’alvéole (328), en mètres (m),
le procédé comprenant une étape de dimensionnement de l’aube mobile de turbine (33) au cours de laquelle et sont choisis de telle sorte que :
où et , étant en degrés Celsius (°C). Sizing method according to one of claims 13 to 18, in which the movable turbine disk (32) is intended to have an upstream surface (329), a downstream surface (330), and each cell (327) of the disk being intended to be delimited by a cell bottom surface (328), and
in which a parameter is defined as:
with :
Or :
is a vein height, the vein height being defined as a difference between the outer vein radius and the outer radius of vein , in meters (m),
is a rim radius, the rim radius being defined as the smallest radial distance between the longitudinal axis (X) and the cell bottom surface (328), in meters (m),
is a rim thickness, the rim thickness being defined as an axial distance between a junction point (A) of the upstream surface (329) of the mobile turbine disk (32) and the cell bottom surface ( 328), and a junction point (B) of the downstream surface (330) of the mobile turbine disk (32) and the cell bottom surface (328), in meters (m),
the method comprising a step of sizing the movable turbine blade (33) during which And are chosen such that:
Or And , being in degrees Celsius (°C). Procédé de dimensionnement selon la revendication 19, dans lequel et sont choisis de telle sorte que :
où et , étant en degrés Celsius (°C). Sizing method according to claim 19, in which And are chosen such that:
Or And , being in degrees Celsius (°C). Procédé de dimensionnement selon l’une des revendications 13 à 20, dans lequel
est une longueur de corde en tête d’aube, la longueur de corde en tête d’aube étant définie comme une distance axiale entre un premier point (E) et un deuxième point (F), le premier point (E) étant un point de jonction entre la surface radialement interne (338) de la plateforme du talon (334) et le bord d’attaque (341) de la pale à profil aérodynamique (333), et le deuxième point (F) étant un point de jonction entre la surface radialement interne (338) de la plateforme du talon (334) et le bord de fuite (342) de la pale à profil aérodynamique (333),
est une longueur de corde en pied d’aube, la longueur de corde en pied d’aube étant définie comme une distance axiale entre un troisième point (C) et un quatrième point (D), le troisième point (C) étant un point de jonction entre la surface radialement externe (326) de la plateforme du pied (332) et le bord d’attaque (341) de la pale à profil aérodynamique (333), et le quatrième point (D) étant un point de jonction entre la surface radialement externe (326) de la plateforme du pied (332) et le bord de fuite (342) de la pale à profil aérodynamique (333),
le procédé comprenant une étape de dimensionnement de l’aube mobile de turbine (33) au cours de laquelle la pale à profil aérodynamique (333) est dimensionnée de telle sorte que :
- si : , où et , et
- si : . Sizing method according to one of claims 13 to 20, in which
is a chord length at the blade head, the chord length at the blade head being defined as an axial distance between a first point (E) and a second point (F), the first point (E) being a point junction between the radially inner surface (338) of the heel platform (334) and the leading edge (341) of the aerofoil blade (333), and the second point (F) being a junction point between the radially internal surface (338) of the heel platform (334) and the trailing edge (342) of the aerodynamically profiled blade (333),
is a chord length at the blade root, the chord length at the blade root being defined as an axial distance between a third point (C) and a fourth point (D), the third point (C) being a point junction between the radially outer surface (326) of the foot platform (332) and the leading edge (341) of the aerodynamic blade (333), and the fourth point (D) being a junction point between the radially outer surface (326) of the foot platform (332) and the trailing edge (342) of the aerodynamically profiled blade (333),
the method comprising a step of sizing the movable turbine blade (33) during which the aerodynamically profiled blade (333) is sized such that:
- if : , Or And , And
- if : . Procédé de dimensionnement selon la revendication 21, dans lequel la pale à profil aérodynamique (333) est dimensionnée de telle sorte que :
- si : , où et , et
- si : . Sizing method according to claim 21, in which the aerodynamic profile blade (333) is dimensioned such that:
- if : , Or And , And
- if : . Aube mobile de turbine (33) fabriquée à partir d’un procédé de dimensionnement tel qu’il est défini par l’une des revendications 13 à 22. Mobile turbine blade (33) manufactured using a sizing process as defined by one of claims 13 to 22.