FR3148622A1 - Turbomachine component, turbomachine having it and manufacturing method thereof - Google Patents
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Abstract
L’invention concerne un composant de turbomachine (1) de turbomachine, comportant une paroi (10) ayant au moins un perçage (3) de refroidissement en oblique d’un angle (α) prédéterminé vis-à-vis de la direction (Z) d’épaisseur, le perçage (3) de refroidissement comprenant une portion de dosage (31) délimitée par une surface de dosage (310), et une portion de diffusion (32) délimitée par une surface de diffusion (320). L’invention est caractérisée en ce que la surface de diffusion (320) est raccordée à la surface de dosage (310) par une surface de liaison (35), qui est inclinée par rapport à une partie aval (312) de la surface de dosage (310) et par rapport à une partie aval (323) de la surface de diffusion (320), de sorte à ce que la surface de liaison (35) forme une marche à la jonction entre celles-ci. Figure pour l’abrégé : Figure. 1 The invention relates to a turbomachine component (1) of a turbomachine, comprising a wall (10) having at least one cooling bore (3) obliquely at a predetermined angle (α) relative to the thickness direction (Z), the cooling bore (3) comprising a metering portion (31) delimited by a metering surface (310), and a diffusion portion (32) delimited by a diffusion surface (320). The invention is characterized in that the diffusion surface (320) is connected to the metering surface (310) by a connecting surface (35), which is inclined relative to a downstream portion (312) of the metering surface (310) and relative to a downstream portion (323) of the diffusion surface (320), such that the connecting surface (35) forms a step at the junction between them. Figure for the abstract: Figure. 1
Description
L'invention concerne un composant de turbomachine, une turbomachine comportant ce composant, ainsi qu’un procédé de fabrication de celui-ci.The invention relates to a turbomachine component, a turbomachine comprising this component, as well as a method of manufacturing the latter.
Le domaine de l’invention concerne notamment les aubes de turbomachine.The field of the invention relates in particular to turbomachine blades.
Les aubes de turbomachine sont soumises à des températures élevées lors du fonctionnement de la turbomachine, pouvant aller au-delà de la température de fusion du/des matériau(x) de ces aubes, et nécessitent donc des moyens pour refroidir ces aubes.Turbomachine blades are subjected to high temperatures during operation of the turbomachine, which may exceed the melting temperature of the material(s) of these blades, and therefore require means to cool these blades.
L’un des moyens connus pour refroidir ces aubes est de percer des trous traversants dans leur paroi pour les refroidir par effet de pompage d’une part et par refroidissement de film (en anglais : film cooling) d’autre part. Ces trous pratiqués dans les parois sont alimentés par de l’air plus frais alimentant des cavités internes de refroidissement des aubes.One known way to cool these blades is to drill through holes in their wall to cool them by pumping effect on the one hand and by film cooling on the other hand. These holes made in the walls are supplied by cooler air feeding internal cooling cavities of the blades.
Le document FR-A-3 106 157 décrit un composant de turbomachine ayant des trous traversants de refroidissement, comportant un perçage se prolongeant par une embouchure évasée.Document FR-A-3 106 157 describes a turbomachine component having cooling through holes, comprising a bore extending into a flared mouth.
On connaît des procédés de fabrication de ces trous traversants par perçage dit avancé, obtenu par usinage par électroérosion (en anglais : Electro Discharge Machining) au moyen d’une électrode.There are known methods of manufacturing these through holes by so-called advanced drilling, obtained by electro-erosion machining (in English: Electro Discharge Machining) using an electrode.
Un inconvénient de ces procédés de fabrication est leur complexité et le temps élevé passé pour effectuer chaque perçage. Un autre inconvénient est le taux de non-qualité lié à l’usinage des perçages, qui reste élevé.A disadvantage of these manufacturing processes is their complexity and the high time spent to perform each hole. Another disadvantage is the non-quality rate related to the machining of holes, which remains high.
Un objectif de l’invention est d’obtenir un composant de turbomachine, une turbomachine munie de ce composant, ainsi qu’un procédé de fabrication de celui-ci, qui pallient les inconvénients mentionnés ci-dessus.An objective of the invention is to obtain a turbomachine component, a turbomachine equipped with this component, as well as a method of manufacturing the latter, which overcome the drawbacks mentioned above.
A cet effet, un premier objet de l’invention est un composant de turbomachine, destiné à être refroidi par un fluide gazeux de refroidissement, comportant
une paroi ayant une première surface et une deuxième surface, qui est opposée à la première surface, la distance qui sépare la première surface et la deuxième surface définissant une direction d’épaisseur de la paroi,
au moins un perçage de refroidissement traversant la paroi en débouchant d’une part, à la première surface et, d’autre part, à la deuxième surface,
le perçage de refroidissement étant oblique d’un angle (α) prédéterminé dans un plan de coupe comprenant la direction d’épaisseur et étant configuré pour permettre en fonctionnement un écoulement de fluide gazeux allant de l’amont vers l’aval, de la première surface à la deuxième surface,
le perçage de refroidissement comprenant une portion de dosage, qui débouche sur la première surface et qui est délimitée par une surface de dosage, et une portion de diffusion, qui débouche sur la deuxième surface et qui est délimitée par une surface de diffusion, la portion de diffusion ayant une section transversale de passage, qui est plus grande que la section transversale de passage de la portion de dosage,
caractérisé en ce que
la surface de diffusion est raccordée à la surface de dosage par une surface de liaison, qui, dans le plan de coupe comprenant la direction d’épaisseur, est inclinée par rapport à une partie aval de la surface de dosage et par rapport à une partie aval de la surface de diffusion, de sorte à ce que la surface de liaison forme une marche à la jonction entre la partie aval de la surface de dosage et la partie aval de la surface de diffusion.For this purpose, a first object of the invention is a turbomachine component, intended to be cooled by a gaseous cooling fluid, comprising
a wall having a first surface and a second surface, which is opposite the first surface, the distance separating the first surface and the second surface defining a thickness direction of the wall,
at least one cooling hole passing through the wall, opening on the one hand to the first surface and, on the other hand, to the second surface,
the cooling bore being oblique by a predetermined angle (α) in a cutting plane comprising the thickness direction and being configured to allow in operation a flow of gaseous fluid going from upstream to downstream, from the first surface to the second surface,
the cooling bore comprising a metering portion, which opens onto the first surface and which is delimited by a metering surface, and a diffusion portion, which opens onto the second surface and which is delimited by a diffusion surface, the diffusion portion having a passage cross-section, which is larger than the passage cross-section of the metering portion,
characterized in that
the diffusion surface is connected to the metering surface by a connecting surface, which, in the section plane comprising the thickness direction, is inclined relative to a downstream portion of the metering surface and relative to a downstream portion of the diffusion surface, such that the connecting surface forms a step at the junction between the downstream portion of the metering surface and the downstream portion of the diffusion surface.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la première surface est une surface interne du composant, délimitant au moins en partie une cavité interne du composant, et la deuxième surface est une surface externe du composant.According to one embodiment of the invention, the first surface is an internal surface of the component, at least partly delimiting an internal cavity of the component, and the second surface is an external surface of the component.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la surface de diffusion présente une portion cylindrique dont l’axe de révolution est incliné selon l’angle prédéterminé.According to one embodiment of the invention, the diffusion surface has a cylindrical portion whose axis of revolution is inclined according to the predetermined angle.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la surface de liaison comporte un premier lobe latéral et un deuxième lobe latéral, les lobes étant situés de part et d’autre d’une direction médiane du perçage de refroidissement, la direction médiane étant sensiblement parallèle à un sens allant de l’amont vers l’aval et à un premier plan tangent pris à l’intersection de la première surface et de la surface de dosage et/ou à un deuxième plan tangent pris à l’intersection de la deuxième surface et de la surface de diffusion.According to one embodiment of the invention, the connecting surface comprises a first lateral lobe and a second lateral lobe, the lobes being located on either side of a median direction of the cooling bore, the median direction being substantially parallel to a direction going from upstream to downstream and to a first tangent plane taken at the intersection of the first surface and the metering surface and/or to a second tangent plane taken at the intersection of the second surface and the diffusion surface.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le premier lobe latéral et le deuxième lobe latéral sont symétriques par rapport à la direction médiane du perçage de refroidissement.According to one embodiment of the invention, the first side lobe and the second side lobe are symmetrical with respect to the median direction of the cooling bore.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la surface de liaison est formée par un perçage borgne faisant partie de la portion de diffusion.According to one embodiment of the invention, the connecting surface is formed by a blind hole forming part of the diffusion portion.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la surface de liaison est sensiblement plane.According to one embodiment of the invention, the connecting surface is substantially flat.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la surface de liaison est sensiblement parallèle à un premier plan tangent pris à l’intersection de la première surface et de la surface de dosage et/ou est sensiblement parallèle à un deuxième plan tangent pris à l’intersection de la deuxième surface et de la surface de diffusion.According to one embodiment of the invention, the connecting surface is substantially parallel to a first tangent plane taken at the intersection of the first surface and the dosing surface and/or is substantially parallel to a second tangent plane taken at the intersection of the second surface and the diffusion surface.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, l’angle prédéterminé est supérieur ou égal à 30° et inférieur ou égal à 60° par rapport à la direction d’épaisseur.According to one embodiment of the invention, the predetermined angle is greater than or equal to 30° and less than or equal to 60° relative to the thickness direction.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le composant de turbomachine consiste en une aube de turbomachine.According to one embodiment of the invention, the turbomachine component consists of a turbomachine blade.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le composant de turbomachine consiste en une aube de turbine de turbomachine.According to one embodiment of the invention, the turbomachine component consists of a turbomachine turbine blade.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, le composant de turbomachine consiste en une aube de turbine de turbomachine.According to one embodiment of the invention, the turbomachine component consists of a turbomachine turbine blade.
Un deuxième objet de l’invention est une turbomachine comportant au moins un composant de turbomachine tel que décrit ci-dessus.A second object of the invention is a turbomachine comprising at least one turbomachine component as described above.
Un troisième objet de l’invention est un procédé de fabrication d’un composant de turbomachine à partir d’une pièce ayant une paroi ayant une première surface et une deuxième surface qui est opposée à la première surface, la distance qui sépare la première surface et la deuxième surface définissant une direction d’épaisseur de la paroi, le procédé comportant
au cours d’une première étape, un déplacement d’une électrode d’électroérosion ayant une broche rectiligne, qui se termine par une extrémité libre contre la deuxième surface dans la paroi, l’électrode étant inclinée suivant un angle prédéterminé par rapport à la direction d’épaisseur pour réaliser dans la paroi une première partie de perçage, qui est cylindrique et traversante d’une deuxième ouverture de la deuxième surface à une première ouverture de la première surface, qui est inclinée suivant l’angle prédéterminé et qui va dans un sens allant de l’amont vers l’aval et de la première surface à la deuxième surface,
caractérisé en ce que le procédé comporte en outre les étapes suivantes :
au cours d’une deuxième étape, retrait partiel de l’électrode d’électroérosion ayant la broche inclinée suivant l’angle prédéterminé dans la première partie de perçage, pour positionner l’extrémité libre de l’électrode d’électroérosion à une première distance non nulle de la première ouverture suivant l’angle prédéterminé et à une deuxième distance non nulle de la deuxième ouverture suivant l’angle prédéterminé,
au cours d’une troisième étape, déplacement de l’électrode d’électroérosion ayant la broche inclinée suivant l’angle prédéterminé dans le sens allant de l’amont vers l’aval, pour réaliser dans la paroi à partir de la première partie de perçage une deuxième partie de perçage,
la pièce ayant la première partie de perçage et la deuxième partie de perçage formant le composant de turbomachine tel que décrit ci-dessus, dont le perçage de refroidissement est formé par la première partie de perçage et la deuxième partie de perçage.A third subject of the invention is a method of manufacturing a turbomachine component from a part having a wall having a first surface and a second surface which is opposite the first surface, the distance which separates the first surface and the second surface defining a thickness direction of the wall, the method comprising
in a first step, a movement of an EDM electrode having a straight pin, which ends with a free end against the second surface in the wall, the electrode being inclined at a predetermined angle relative to the thickness direction to produce in the wall a first piercing part, which is cylindrical and passes through a second opening of the second surface to a first opening of the first surface, which is inclined at the predetermined angle and which goes in a direction going from upstream to downstream and from the first surface to the second surface,
characterized in that the method further comprises the following steps:
in a second step, partially withdrawing the EDM electrode having the spindle inclined at the predetermined angle in the first drilling portion, to position the free end of the EDM electrode at a first non-zero distance from the first opening at the predetermined angle and at a second non-zero distance from the second opening at the predetermined angle,
during a third step, moving the electroerosion electrode having the spindle inclined at the predetermined angle in the direction from upstream to downstream, to produce in the wall from the first drilling part a second drilling part,
the part having the first drilling portion and the second drilling portion forming the turbomachine component as described above, the cooling drilling of which is formed by the first drilling portion and the second drilling portion.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la deuxième partie de perçage comprend une portion cylindrique, l’axe de révolution de cette portion cylindrique étant parallèle à la première partie de perçage suivant l’angle prédéterminé.According to one embodiment of the invention, the second drilling part comprises a cylindrical portion, the axis of revolution of this cylindrical portion being parallel to the first drilling part at the predetermined angle.
L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple non limitatif en référence aux figures ci-dessous des dessins annexés.The invention will be better understood upon reading the description which follows, given solely as a non-limiting example with reference to the figures below of the attached drawings.
On décrit ci-dessous plus en détail en référence aux figures 1 à 12 un exemple de réalisation d’un composant 1 de turbomachine et d’un procédé de fabrication de celui-ci.An exemplary embodiment of a turbomachine component 1 and a method of manufacturing the latter are described in more detail below with reference to FIGS. 1 to 12.
Le composant 1 de turbomachine comporte une paroi 10 ayant une première surface 11 et une deuxième surface 12, qui sont éloignées l’une de l’autre par rapport à une direction Z d’épaisseur locale de la paroi 10, normale à celles-ci. Un (ou plusieurs) perçage 3 traversant, allant de la première surface 11 à la deuxième surface 12, est prévu dans la paroi 10. Le perçage 3 de refroidissement traverse la paroi 10 (ou est débouchant). Le perçage 3 de refroidissement est en oblique suivant un angle α prédéterminé par rapport à la direction Z d’épaisseur, à savoir dans un plan de coupe contenant la direction d’épaisseur Z. Le perçage 3 de refroidissement est en oblique et va à la fois dans un sens S1 allant de l’amont vers l’aval et de la première surface 11 à la deuxième surface 12. Le perçage 3 de refroidissement permet de faire passer un fluide de refroidissement de la première surface 11 à la deuxième surface 12. Le sens S1 est une direction comprise localement dans la première surface 11 et dans la deuxième surface 12. L’autre direction Y latérale de la première surface 11 et de la deuxième surface 12 est perpendiculaire au sens S1 et à la direction Z d’épaisseur locale.The turbomachine component 1 comprises a wall 10 having a first surface 11 and a second surface 12, which are spaced apart from each other relative to a local thickness direction Z of the wall 10, normal to them. One (or more) through bores 3, going from the first surface 11 to the second surface 12, are provided in the wall 10. The cooling bore 3 passes through the wall 10 (or is open). The cooling hole 3 is oblique at a predetermined angle α relative to the thickness direction Z, namely in a cutting plane containing the thickness direction Z. The cooling hole 3 is oblique and goes both in a direction S1 going from upstream to downstream and from the first surface 11 to the second surface 12. The cooling hole 3 makes it possible to pass a cooling fluid from the first surface 11 to the second surface 12. The direction S1 is a direction locally included in the first surface 11 and in the second surface 12. The other lateral direction Y of the first surface 11 and of the second surface 12 is perpendicular to the direction S1 and to the local thickness direction Z.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la première surface 11 est une surface interne du composant 1, délimitant une cavité interne 25 du composant 1, et la deuxième surface 12 est une surface externe du composant 1. Ainsi que représenté à titre d’exemple à la
Le perçage 3 de refroidissement comprend une portion 31 de dosage, qui débouche par une première ouverture 111 sur la première surface 11 et qui est délimitée par une surface de dosage 310, et une portion 32 de diffusion, qui débouche par une deuxième ouverture 121 sur la deuxième surface 12 et qui est délimitée par une surface de diffusion 320. La portion 32 de diffusion a une deuxième section transversale de passage de fluide, qui est plus grande (ou plus large) qu’une première section transversale de passage de fluide de la portion 31 de dosage. Le sens S1 allant de l’amont vers l’aval va donc de la portion 31 de dosage à la portion 32 de diffusion, de la première ouverture 111 à la deuxième ouverture 121, de la surface de dosage 310 à la surface de diffusion 320 et de la première section transversale de passage de fluide à la deuxième section transversale de passage de fluide. Le sens S1 est sensiblement parallèle à un premier plan tangent P1 pris à l’intersection de la première surface 11 et de la surface de dosage 310, c’est-à-dire au niveau de l’ouverture 111 et/ou est sensiblement parallèle à un deuxième plan tangent P2 pris à l’intersection de la deuxième surface 12 et de la surface de diffusion 320, c’est-à-dire au niveau de l’ouverture 121.The cooling bore 3 comprises a metering portion 31, which opens through a first opening 111 onto the first surface 11 and which is delimited by a metering surface 310, and a diffusion portion 32, which opens through a second opening 121 onto the second surface 12 and which is delimited by a diffusion surface 320. The diffusion portion 32 has a second fluid passage cross-section, which is larger (or wider) than a first fluid passage cross-section of the metering portion 31. The direction S1 from upstream to downstream therefore goes from the metering portion 31 to the diffusion portion 32, from the first opening 111 to the second opening 121, from the metering surface 310 to the diffusion surface 320 and from the first fluid passage cross-section to the second fluid passage cross-section. The direction S1 is substantially parallel to a first tangent plane P1 taken at the intersection of the first surface 11 and the dosing surface 310, that is to say at the level of the opening 111 and/or is substantially parallel to a second tangent plane P2 taken at the intersection of the second surface 12 and the diffusion surface 320, that is to say at the level of the opening 121.
La surface de diffusion 320 est raccordée à la surface de dosage 310 par une surface 35 de liaison, qui est inclinée par rapport à une partie aval 312 de la surface de dosage 310 et par rapport à une partie aval 323 de la surface de diffusion 320. La partie aval 312 de la surface de dosage 310 est en aval suivant le sens S1 par rapport à une partie amont 313 de la surface de dosage 310. La partie aval 323 de la surface de diffusion 320 est en aval suivant le sens S1 par rapport à une partie amont 324 de la surface de diffusion 320. La surface de liaison 35 est en aval suivant le sens S1 par rapport à la partie amont 313 de la surface de dosage 310. La partie aval 323 de la surface de diffusion 320 est décalée par la surface 35 de liaison par rapport à la partie aval 312 de la surface de dosage 310. La surface de liaison 35 forme une marche 35 (ou un bord 35) à la jonction entre la partie aval 312 de la surface de dosage 310 et la partie aval 323 de la surface de diffusion 320. La surface 35 de liaison est à une première distance D1 non nulle de la première ouverture 111 suivant l’angle α prédéterminé et à une deuxième distance D2 non nulle de la deuxième ouverture 121 suivant l’angle α prédéterminé. La surface de liaison est donc inclinée dans le plan de coupe comprenant la direction d’épaisseur Z par rapport à la partie aval 312 de la surface de dosage 310 et par rapport à la partie aval 323 de la surface de diffusion 320.The diffusion surface 320 is connected to the metering surface 310 by a connecting surface 35, which is inclined relative to a downstream portion 312 of the metering surface 310 and relative to a downstream portion 323 of the diffusion surface 320. The downstream portion 312 of the metering surface 310 is downstream in the direction S1 relative to an upstream portion 313 of the metering surface 310. The downstream portion 323 of the diffusion surface 320 is downstream in the direction S1 relative to an upstream portion 324 of the diffusion surface 320. The connecting surface 35 is downstream in the direction S1 relative to the upstream portion 313 of the metering surface 310. The downstream portion 323 of the diffusion surface 320 is offset by the connecting surface 35 relative to the downstream portion 312 of the metering surface 310. 310. The connecting surface 35 forms a step 35 (or an edge 35) at the junction between the downstream portion 312 of the metering surface 310 and the downstream portion 323 of the diffusion surface 320. The connecting surface 35 is at a first non-zero distance D1 from the first opening 111 along the predetermined angle α and at a second non-zero distance D2 from the second opening 121 along the predetermined angle α. The connecting surface is therefore inclined in the section plane comprising the thickness direction Z relative to the downstream portion 312 of the metering surface 310 and relative to the downstream portion 323 of the diffusion surface 320.
L’invention permet ainsi de réduire le temps de fabrication du composant de turbomachine, tout en ayant une bonne efficacité de refroidissement de la paroi 10 par un fluide (par exemple de l’air) traversant le perçage 3 de refroidissement de la première ouverture 111 à la deuxième ouverture 121 dans le sens F d’écoulement de fluide. La portion 32 de diffusion, qui est située en aval et plus large de la portion 31 de dosage, permet la recirculation d’un film de fluide de refroidissement dans cette portion 32 de diffusion, et ainsi de retarder le mélange de ce fluide avec l’air chaud en veine sur la deuxième surface 12 contre la paroi 10.The invention thus makes it possible to reduce the manufacturing time of the turbomachine component, while having good cooling efficiency of the wall 10 by a fluid (for example air) passing through the cooling bore 3 from the first opening 111 to the second opening 121 in the fluid flow direction F. The diffusion portion 32, which is located downstream and wider than the metering portion 31, allows the recirculation of a film of cooling fluid in this diffusion portion 32, and thus to delay the mixing of this fluid with the hot air in the vein on the second surface 12 against the wall 10.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la surface de diffusion 320 présente une portion cylindrique dont l’axe de révolution est incliné selon l’angle α prédéterminé. La surface de dosage 310 peut présenter une portion cylindrique dont l’axe de révolution est incliné selon l’angle α prédéterminé. Suivant un mode de réalisation, la surface de diffusion 320 est cylindrique suivant l’angle α prédéterminé et est parallèle à la surface de dosage 310 également cylindrique suivant l’angle α prédéterminé. La partie amont 324 de la surface de diffusion 320 peut prolonger suivant l’angle α prédéterminé la partie amont 313 de la surface de dosage 310.Par exemple, la surface de dosage 310 et la surface de diffusion 320 peuvent être cylindriques et être en forme d’une portion d’ellipse (par exemple aux figures 2 et 3) ou en forme de plusieurs portions d’ellipse (par exemple aux figures 4 et 5) dans des plans parallèles à la première surface 11 et/ou à la deuxième surface 12, c’est-à-dire parallèles à un premier plan tangent P1 pris à l’intersection de la première surface 11 et de la surface de dosage 310 et contenant le sens S1 et l’autre direction Y latérale et/ou à un deuxième plan tangent P2 pris à l’intersection de la deuxième surface 12 et de la surface de diffusion 320 et contenant le sens S1 et l’autre direction Y latérale.According to one embodiment of the invention, the diffusion surface 320 has a cylindrical portion whose axis of revolution is inclined at the predetermined angle α. The dosing surface 310 may have a cylindrical portion whose axis of revolution is inclined at the predetermined angle α. According to one embodiment, the diffusion surface 320 is cylindrical at the predetermined angle α and is parallel to the dosing surface 310, which is also cylindrical at the predetermined angle α. The upstream portion 324 of the diffusion surface 320 may extend, at the predetermined angle α, the upstream portion 313 of the metering surface 310. For example, the metering surface 310 and the diffusion surface 320 may be cylindrical and in the shape of a portion of an ellipse (for example in FIGS. 2 and 3) or in the shape of several portions of an ellipse (for example in FIGS. 4 and 5) in planes parallel to the first surface 11 and/or to the second surface 12, that is to say parallel to a first tangent plane P1 taken at the intersection of the first surface 11 and the dosage surface 310 and containing the direction S1 and the other lateral direction Y and/or to a second tangent plane P2 taken at the intersection of the second surface 12 and the diffusion surface 320 and containing the direction S1 and the other lateral direction Y.
Le composant 1 de turbomachine peut être par exemple une aube de turbomachine, notamment une (ou plusieurs) aube de turbine de turbomachine.The turbomachine component 1 may be, for example, a turbomachine blade, in particular one (or more) turbomachine turbine blades.
On décrit ci-dessous en référence aux figures 6 à 10 un procédé de fabrication du composant 1 de turbomachine par usinage à l’aide d’une électrode 501 d’électro érosion. L’électrode 501 d’électroérosion comporte une broche rectiligne 503 se terminant par une extrémité libre 502 et sert à réaliser le perçage 3 de refroidissement.A method of manufacturing the turbomachine component 1 by machining using an EDM electrode 501 is described below with reference to FIGS. 6 to 10. The EDM electrode 501 comprises a straight pin 503 ending in a free end 502 and is used to produce the cooling hole 3.
Au cours d’une étape initiale E0 à la
Puis, au cours d’une première étape E1 à la
Puis, au cours d’une deuxième étape E2 à la
Puis, au cours d’une troisième étape E3 à la
On obtient ainsi à la
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la deuxième partie 42 de perçage comprend une portion cylindrique, l’axe de révolution de cette portion cylindrique étant parallèle à la première partie 41 de perçage suivant l’angle α prédéterminé. Ainsi, la deuxième partie 42 de perçage peut être cylindrique suivant l’angle α prédéterminé et être parallèle à la première partie 41 de perçage suivant l’angle α prédéterminé.According to one embodiment of the invention, the second drilling part 42 comprises a cylindrical portion, the axis of revolution of this cylindrical portion being parallel to the first drilling part 41 at the predetermined angle α. Thus, the second drilling part 42 can be cylindrical at the predetermined angle α and be parallel to the first drilling part 41 at the predetermined angle α.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, la surface de liaison 35 est formée par un trou borgne 33 (ou non débouchant) aval faisant partie de la portion 32 de diffusion. Le trou borgne 33 est formé par la deuxième partie 42 de perçage.According to one embodiment of the invention, the connecting surface 35 is formed by a blind hole 33 (or non-through hole) downstream forming part of the diffusion portion 32. The blind hole 33 is formed by the second drilling part 42.
La surface de liaison 35 peut être sensiblement plane dans un plan distant de la première surface 11 et de la deuxième surface 12 et peut être par exemple sensiblement parallèle au premier plan tangent P1 pris à l’intersection de la première surface 11 et de la surface de dosage 310 et/ou est sensiblement parallèle au deuxième plan tangent P2 pris à l’intersection de la deuxième surface 12 et de la surface de diffusion 320.The connecting surface 35 may be substantially planar in a plane distant from the first surface 11 and the second surface 12 and may for example be substantially parallel to the first tangent plane P1 taken at the intersection of the first surface 11 and the dosing surface 310 and/or is substantially parallel to the second tangent plane P2 taken at the intersection of the second surface 12 and the diffusion surface 320.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, l’angle α prédéterminé est supérieur ou égal à 30° et inférieur ou égal à 60° par rapport à la direction (Z) d’épaisseur.According to one embodiment of the invention, the predetermined angle α is greater than or equal to 30° and less than or equal to 60° relative to the thickness direction (Z).
Les figures 2 et 3 représentent un premier exemple de forme possible pour le perçage 3 de refroidissement. La
Aux figures 2 et 3, le procédé de fabrication suivant l’invention permet d’avoir dans la surface de diffusion 320 raccordant la première partie 41 de perçage à la deuxième partie 42 de perçage une zone 321 de transition, qui est plane dans des plans parallèles au sens S1 et à la direction Z d’épaisseur locale. On évite ainsi dans cette zone de transition 321 un rétrécissement de la section transversale de passage de fluide du perçage 3 de refroidissement dans le sens S1 vers l’aval, qui provoquerait des perturbations du refroidissement par film d’air (décollement, recirculation) réduisant l’efficacité de refroidissement du perçage. Un tel rétrécissement de la section transversale de passage de fluide du perçage 3 de refroidissement dans le sens S1 vers l’aval, engendrant des perturbations du refroidissement par film d’air (décollement, recirculation) réduisant l’efficacité de refroidissement du perçage, est provoqué par les procédés de fabrication de l’état de la technique dans lesquels la broche 503 de l’électrode 501 d’électroérosion est complètement sortie de la portion 31 de dosage pour réaliser la portion 32 de diffusion.In Figures 2 and 3, the manufacturing method according to the invention makes it possible to have in the diffusion surface 320 connecting the first drilling part 41 to the second drilling part 42 a transition zone 321, which is flat in planes parallel to the direction S1 and to the direction Z of local thickness. This avoids in this transition zone 321 a narrowing of the fluid passage cross section of the cooling drilling 3 in the direction S1 downstream, which would cause disturbances of the air film cooling (detachment, recirculation) reducing the cooling efficiency of the drilling. Such a narrowing of the fluid passage cross-section of the cooling bore 3 in the direction S1 downstream, causing disturbances in the air film cooling (detachment, recirculation) reducing the cooling efficiency of the bore, is caused by the manufacturing methods of the prior art in which the pin 503 of the electroerosion electrode 501 is completely removed from the metering portion 31 to produce the diffusion portion 32.
Les figures 4 et 5 représentent un deuxième exemple de forme possible pour le perçage 3 de refroidissement. La
Suivant un mode de réalisation de l’invention, représenté à titre d’exemple aux figures 4 et 5, la surface de liaison 35 comporte un premier bord 35a en forme de lobe (ou courbe et concave) et un deuxième bord 35b en forme de lobe (ou courbe et concave), qui sont situés de part et d’autre d’une direction médiane S10 du perçage 3 de refroidissement ou d’un plan médian du perçage 3 de refroidissement. La direction médiane S10 du perçage 3 de refroidissement est sensiblement parallèle au sens S1 allant de l’amont vers l’aval et au premier plan tangent P1 et/ou au deuxième plan tangent P2. Le plan médian du perçage 3 de refroidissement contient le sens S1 et la direction Z d’épaisseur. La surface de liaison 35 comporte un creux aval 35c situé entre le premier bord 35a en forme de lobe et le deuxième bord 35b en forme de lobe.According to an embodiment of the invention, shown as an example in FIGS. 4 and 5, the connecting surface 35 comprises a first lobe-shaped (or curved and concave) edge 35a and a second lobe-shaped (or curved and concave) edge 35b, which are located on either side of a median direction S10 of the cooling bore 3 or a median plane of the cooling bore 3. The median direction S10 of the cooling bore 3 is substantially parallel to the direction S1 going from upstream to downstream and to the first tangent plane P1 and/or to the second tangent plane P2. The median plane of the cooling bore 3 contains the direction S1 and the thickness direction Z. The connecting surface 35 comprises a downstream hollow 35c located between the first lobe-shaped edge 35a and the second lobe-shaped edge 35b.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, représenté à titre d’exemple aux figures 4 et 5, le premier bord 35a en forme de lobe et le deuxième bord 35b en forme de lobe sont symétriques par rapport à la direction médiane S10 du perçage 3 de refroidissement ou au plan médian du perçage 3 de refroidissement. Le creux aval 35c peut être situé sur la direction médiane S10 du perçage ou sur le plan médian du perçage 3 de refroidissement.According to an embodiment of the invention, shown as an example in FIGS. 4 and 5, the first lobe-shaped edge 35a and the second lobe-shaped edge 35b are symmetrical with respect to the median direction S10 of the cooling bore 3 or to the median plane of the cooling bore 3. The downstream hollow 35c may be located on the median direction S10 of the bore or on the median plane of the cooling bore 3.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, représenté à titre d’exemple aux figures 4 et 5, le premier bord 35a en forme de lobe et le deuxième bord 35b en forme de lobe sont planes et dans le même plan.According to one embodiment of the invention, shown as an example in FIGS. 4 and 5, the first lobe-shaped edge 35a and the second lobe-shaped edge 35b are flat and in the same plane.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, représenté à titre d’exemple aux figures 4 et 5, la partie aval 323 de la surface de diffusion 320 comporte une première surface aval 323a en forme de lobe et une deuxième surface aval 323b en forme de lobe, qui sont situées de part et d’autre de la direction médiane S10 du perçage 3 de refroidissement décrite ci-dessus ou d’un plan médian du perçage 3 de refroidissement décrit ci-dessus. Une saillie 323c tournée vers l’amont peut être située sur la partie aval 323 de la surface de diffusion 320 entre la première surface aval 323a en forme de lobe et la deuxième surface aval 323b en forme de lobe. La saillie 323c est reliée au creux aval 35c.According to an embodiment of the invention, shown as an example in FIGS. 4 and 5, the downstream portion 323 of the diffusion surface 320 comprises a first lobe-shaped downstream surface 323a and a second lobe-shaped downstream surface 323b, which are located on either side of the median direction S10 of the cooling bore 3 described above or of a median plane of the cooling bore 3 described above. A projection 323c facing upstream may be located on the downstream portion 323 of the diffusion surface 320 between the first lobe-shaped downstream surface 323a and the second lobe-shaped downstream surface 323b. The projection 323c is connected to the downstream recess 35c.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, représenté à titre d’exemple aux figures 4 et 5, la première surface aval 323a en forme de lobe et la deuxième surface aval 323b en forme de lobe sont symétriques par rapport à la direction médiane S10 du perçage 3 de refroidissement ou au plan médian du perçage 3 de refroidissement. La saillie 323c peut être située sur la direction médiane S10 du perçage ou sur le plan médian du perçage 3 de refroidissement.According to an embodiment of the invention, shown as an example in FIGS. 4 and 5, the first lobe-shaped downstream surface 323a and the second lobe-shaped downstream surface 323b are symmetrical with respect to the median direction S10 of the cooling bore 3 or to the median plane of the cooling bore 3. The projection 323c may be located on the median direction S10 of the bore or on the median plane of the cooling bore 3.
Suivant un mode de réalisation de l’invention, aux figures 4 et 5, deux deuxièmes parties 42 de perçage, à savoir la deuxième partie 42a de perçage et l’autre deuxième partie 42b de perçage sont réalisées au cours de la troisième étape E3. Cette deuxième partie 42a de perçage et l’autre deuxième partie 42b de perçage délimitent la première surface aval 323a en forme de lobe et la surface aval 323a en forme de lobe, le premier bord 35a en forme de lobe et le deuxième bord 35b en forme de lobe. La deuxième partie 42a de perçage est située en aval de la première partie 41 de perçage et s’élargit au-delà de la première partie 41 de perçage suivant un premier sens Y1 de l’autre direction de Y latérale. L’autre deuxième partie 42b de perçage est située en aval de la première partie 41 de perçage et s’élargit au-delà de la première partie 41 de perçage suivant un deuxième sens Y2 de l’autre direction Y latérale, inverse du premier sens Y1.According to one embodiment of the invention, in FIGS. 4 and 5, two second drilling portions 42, namely the second drilling portion 42a and the other second drilling portion 42b, are produced during the third step E3. This second drilling portion 42a and the other second drilling portion 42b delimit the first lobe-shaped downstream surface 323a and the lobe-shaped downstream surface 323a, the first lobe-shaped edge 35a and the second lobe-shaped edge 35b. The second drilling portion 42a is located downstream of the first drilling portion 41 and widens beyond the first drilling portion 41 in a first direction Y1 of the other lateral Y direction. The other second drilling part 42b is located downstream of the first drilling part 41 and widens beyond the first drilling part 41 in a second direction Y2 of the other lateral direction Y, opposite to the first direction Y1.
La structure représentée aux figures 4 et 5 permet également d’éviter dans la zone de transition 322 de transition de la surface de diffusion 320 raccordant la première partie 41 de perçage aux deuxièmes parties 42a, 42b de perçage un rétrécissement de la section transversale de passage de fluide du perçage 3 de refroidissement dans le sens S1 vers l’aval, qui provoquerait des perturbations du refroidissement par film d’air (décollement, recirculation) réduisant l’efficacité de refroidissement du perçage.The structure shown in Figures 4 and 5 also makes it possible to avoid, in the transition zone 322 of the diffusion surface 320 connecting the first drilling part 41 to the second drilling parts 42a, 42b, a narrowing of the fluid passage cross-section of the cooling drilling 3 in the direction S1 downstream, which would cause disturbances in the air film cooling (detachment, recirculation) reducing the cooling efficiency of the drilling.
Le procédé de fabrication suivant l’invention permet également d’enlever une étape par rapport aux procédés de fabrication de l’état de la technique dans lesquels la broche 503 de l’électrode 501 d’électroérosion est complètement sortie de la portion 31 de dosage pour réaliser la portion 32 de diffusion, ce qui simplifie la réalisation du perçage 3 de refroidissement et réduit ainsi son coût. Le procédé de fabrication suivant l’invention est rapide à mettre en œuvre et permet d’améliorer la résistance du perçage 3 de refroidissement. En outre, le procédé de fabrication suivant l’invention permet de réduire les non-conformités en production.The manufacturing method according to the invention also makes it possible to remove a step compared to the manufacturing methods of the prior art in which the pin 503 of the electroerosion electrode 501 is completely removed from the metering portion 31 to produce the diffusion portion 32, which simplifies the production of the cooling hole 3 and thus reduces its cost. The manufacturing method according to the invention is quick to implement and makes it possible to improve the strength of the cooling hole 3. In addition, the manufacturing method according to the invention makes it possible to reduce non-conformities in production.
On décrit ci-dessous plus en détail en référence à la
Ainsi que cela est connu, la turbomachine T représentée à la
L’ensemble moteur à turbine à gaz ou turbomachine T s’étend autour d’un axe AX ou direction axiale AX (ou première direction longitudinale AX mentionnée ci-dessous) orientée de l’amont vers l’aval. A la
La turbomachine T est par exemple à double corps. La turbomachine T comprend un premier étage formé par une soufflante rotative 280 et un générateur de gaz 130, situé en aval de la soufflante rotative 280. Central à la turbomachine, le générateur de gaz 130 comprend, de l’amont vers l’aval dans le sens d’écoulement des gaz, un compresseur basse pression CBP1, un compresseur haute pression CHP1, une chambre de combustion 160, une turbine haute pression THP1 et une turbine basse pression TBP1, qui délimitent un flux primaire de gaz FP1.The turbomachine T is for example a double-spool turbomachine. The turbomachine T comprises a first stage formed by a rotary fan 280 and a gas generator 130, located downstream of the rotary fan 280. Central to the turbomachine, the gas generator 130 comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow, a low-pressure compressor CBP1, a high-pressure compressor CHP1, a combustion chamber 160, a high-pressure turbine THP1 and a low-pressure turbine TBP1, which delimit a primary gas flow FP1.
La soufflante rotative 280 comprend un ensemble d’aubes 2 rotatives de soufflante s'étendant radialement vers l'extérieur depuis un moyeu rotatif 250 de soufflante. Les aubes 2 rotatives de soufflante sont entourées extérieurement par un carter 300 de soufflante.The rotary fan 280 includes a set of rotating fan blades 2 extending radially outward from a rotating fan hub 250. The rotating fan blades 2 are externally surrounded by a fan housing 300.
La turbomachine T présente une extrémité amont d'admission 290 située en amont de la soufflante 280, et une extrémité aval d'échappement 311. La turbomachine T comprend également un carter inter-veine 360 qui délimite une veine primaire dans laquelle circule le flux primaire FP1 qui traverse en aval de la soufflante 280 le compresseur basse pression CBP1, le compresseur haute pression CHP1, la turbine haute pression THP1 et la turbine basse pression TBP1.The turbomachine T has an upstream intake end 290 located upstream of the fan 280, and a downstream exhaust end 311. The turbomachine T also comprises an inter-vein casing 360 which delimits a primary vein in which circulates the primary flow FP1 which passes downstream of the fan 280 through the low-pressure compressor CBP1, the high-pressure compressor CHP1, the high-pressure turbine THP1 and the low-pressure turbine TBP1.
Le carter inter-veine 360 comporte, de l’amont vers l’aval, un carter 361 du compresseur basse pression CBP1, un carter intermédiaire 260, qui est interposé entre le compresseur basse pression CBP1 et le compresseur haute pression CHP1, un carter 362 du compresseur haute pression CHP1, un carter 363 de la turbine haute pression THP1 et un carter 190 de la turbine basse pression TBP1.The inter-vein casing 360 comprises, from upstream to downstream, a casing 361 of the low pressure compressor CBP1, an intermediate casing 260, which is interposed between the low pressure compressor CBP1 and the high pressure compressor CHP1, a casing 362 of the high pressure compressor CHP1, a casing 363 of the high pressure turbine THP1 and a casing 190 of the low pressure turbine TBP1.
Le compresseur basse pression CBP1 et le compresseur haute pression CHP1 peuvent comporter chacun un ou plusieurs étages, chaque étage étant formé par un ensemble d’aubes fixes (ou aubage de stator) et un ensemble d’aubes rotatives (ou aubage de rotor).The CBP1 low pressure compressor and the CHP1 high pressure compressor can each comprise one or more stages, each stage being formed by a set of fixed blades (or stator blades) and a set of rotating blades (or rotor blades).
Les aubes fixes 101 du compresseur basse pression CBP1 sont fixées au carter 361. Les aubes rotatives 102 du compresseur basse pression CBP1 sont fixées à un premier arbre rotatif 410 de transmission.The fixed blades 101 of the low pressure compressor CBP1 are fixed to the casing 361. The rotating blades 102 of the low pressure compressor CBP1 are fixed to a first rotating transmission shaft 410.
Les aubes fixes 103 du compresseur haute pression CHP1 sont fixées au carter 362. Les aubes rotatives 104 du compresseur haute pression CHP1 sont fixées à un deuxième arbre rotatif 400 de transmission.The fixed blades 103 of the high pressure compressor CHP1 are fixed to the casing 362. The rotating blades 104 of the high pressure compressor CHP1 are fixed to a second rotating transmission shaft 400.
La turbine haute pression THP1 et la turbine basse pression TBP1 peuvent comporter chacun un ou plusieurs étages, chaque étage étant formé par un ensemble d’aubes fixes (ou aubage de stator) et un ensemble d’aubes rotatives (ou aubage de rotor).The high-pressure turbine THP1 and the low-pressure turbine TBP1 can each comprise one or more stages, each stage being formed by a set of fixed blades (or stator blades) and a set of rotating blades (or rotor blades).
Les aubes fixes 105 de la turbine haute pression THP1 sont fixées au carter 363. Les aubes rotatives 106 de la turbine haute pression THP1 sont fixées au deuxième arbre rotatif 400 de transmission.The fixed blades 105 of the high-pressure turbine THP1 are fixed to the casing 363. The rotating blades 106 of the high-pressure turbine THP1 are fixed to the second rotating transmission shaft 400.
Les aubes fixes 107 de la turbine basse pression TBP1 sont fixées au carter 190. Les aubes rotatives 108 de la turbine basse pression TBP1 sont fixées au premier arbre rotatif 410 de transmission.The fixed blades 107 of the low pressure turbine TBP1 are fixed to the casing 190. The rotating blades 108 of the low pressure turbine TBP1 are fixed to the first rotating transmission shaft 410.
Les aubes 108 rotatives de la turbine basse pression TBP1 entraînent les aubes rotatives 102 du compresseur basse pression CBP1 en rotation autour de l’axe AX sous l'effet de la poussée des gaz provenant de la chambre de combustion 160. Les aubes rotatives 106 de la turbine haute pression THP1 entraînent les aubes rotatives 104 du compresseur haute pression CHP1 en rotation autour de l’axe AX sous l'effet de la poussée des gaz provenant de la chambre de combustion 160.The rotating blades 108 of the low-pressure turbine TBP1 drive the rotating blades 102 of the low-pressure compressor CBP1 to rotate about the axis AX under the effect of the thrust of the gases coming from the combustion chamber 160. The rotating blades 106 of the high-pressure turbine THP1 drive the rotating blades 104 of the high-pressure compressor CHP1 to rotate about the axis AX under the effect of the thrust of the gases coming from the combustion chamber 160.
Les aubes 2 de soufflante rotative sont en amont des aubes 101,102, 103, 104 105, 106, 107 et 108 et sont de forme différente de celles-ci.The rotary fan blades 2 are upstream of the blades 101, 102, 103, 104 105, 106, 107 and 108 and are of a different shape from them.
En fonctionnement, l'air s'écoule à travers la soufflante rotative 280 et une première partie FP1 (flux primaire FP1) du flux d'air est acheminée à travers le compresseur basse pression CBP1 et le compresseur haute pression CHP1, dans lesquels le flux d'air est comprimé et envoyé à la chambre de combustion 160. Les produits de combustion chauds (non représentés sur les figures) provenant de la chambre de combustion 160 sont utilisés pour entraîner les turbines THP1 et TBP1 et produire ainsi la poussée de la turbomachine T. La turbomachine T comprend également une veine secondaire 390 qui est utilisée pour faire passer un flux secondaire FS1 du flux d'air évacué de la soufflante rotative 280 autour du carter inter-veine 360. Plus précisément, la veine secondaire 390 s'étend entre une paroi interne 201 d'un carénage 200 ou nacelle 200 et le carter inter-veine 360 entourant le générateur de gaz 130, le carter 300 de soufflante étant la partie amont de ce carénage 200 ou nacelle 200. Des bras 340 relient le carter intermédiaire 260 à la paroi interne 201 du carénage 200 dans la veine secondaire 390 du flux secondaire FS1.In operation, air flows through the rotary fan 280 and a first portion FP1 (primary flow FP1) of the air flow is routed through the low pressure compressor CBP1 and the high pressure compressor CHP1, in which the air flow is compressed and sent to the combustion chamber 160. The hot combustion products (not shown in the figures) from the combustion chamber 160 are used to drive the turbines THP1 and TBP1 and thus produce the thrust of the turbomachine T. The turbomachine T also comprises a secondary vein 390 which is used to pass a secondary flow FS1 of the air flow discharged from the rotary fan 280 around the inter-vein casing 360. More specifically, the secondary vein 390 extends between an inner wall 201 of a fairing 200 or nacelle 200 and the inter-vein casing 360 surrounding the gas generator 130, the fan casing 300 being the upstream part of this fairing 200 or nacelle 200. Arms 340 connect the intermediate casing 260 to the internal wall 201 of the fairing 200 in the secondary vein 390 of the secondary flow FS1.
Le composant 1 de turbomachine peut être par exemple une ou plusieurs des aubes 101 et/ou une ou plusieurs des aubes 102 et/ou une ou plusieurs des aubes 103 et/ou une ou plusieurs des aubes 104 et/ou une ou plusieurs des aubes 105 et/ou une ou plusieurs des aubes 106 et/ou une ou plusieurs des aubes 107 et/ou une ou plusieurs des aubes 108.The turbomachine component 1 may be, for example, one or more of the blades 101 and/or one or more of the blades 102 and/or one or more of the blades 103 and/or one or more of the blades 104 and/or one or more of the blades 105 and/or one or more of the blades 106 and/or one or more of the blades 107 and/or one or more of the blades 108.
Notamment, le composant 1 de turbomachine peut être par exemple une ou plusieurs des aubes rotatives 106 de la turbine haute pression THP1.In particular, the turbomachine component 1 may be, for example, one or more of the rotating blades 106 of the high-pressure turbine THP1.
La
Bien entendu, la structure décrite ci-dessus en référence à la
Bien entendu, les modes de réalisation, caractéristiques, possibilités et exemples décrits ci-dessus peuvent être combinés l’un avec l’autre ou être sélectionnés indépendamment l’un de l’autre.Of course, the embodiments, features, possibilities and examples described above can be combined with one another or selected independently of one another.
Claims (13)
une paroi (10) ayant une première surface (11) et une deuxième surface (12), qui est opposée à la première surface (11), la distance qui sépare la première surface (11) et la deuxième surface (12) définissant une direction d’épaisseur (Z) de la paroi (10),
au moins un perçage (3) de refroidissement traversant la paroi (10) en débouchant d’une part, à la première surface (11) et, d’autre part, à la deuxième surface (12),
le perçage (3) de refroidissement étant oblique d’un angle (α) prédéterminé dans un plan de coupe comprenant la direction d’épaisseur (Z) et étant configuré pour permettre en fonctionnement un écoulement de fluide gazeux (S1) allant de l’amont vers l’aval, de la première surface (11) à la deuxième surface (12),
le perçage (3) de refroidissement comprenant une portion de dosage (31), qui débouche sur la première surface (11) et qui est délimitée par une surface de dosage (310), et une portion de diffusion (32), qui débouche sur la deuxième surface (12) et qui est délimitée par une surface de diffusion (320), la portion de diffusion (32) ayant une section transversale de passage, qui est plus grande que la section transversale de passage de la portion de dosage (31),
caractérisé en ce que
la surface de diffusion (320) est raccordée à la surface de dosage (310) par une surface de liaison (35), qui, dans le plan de coupe comprenant la direction d’épaisseur (Z), est inclinée par rapport à une partie aval (312) de la surface de dosage (310) et par rapport à une partie aval (323) de la surface de diffusion (320), de sorte à ce que la surface de liaison (35) forme une marche à la jonction entre la partie aval (312) de la surface de dosage (310) et la partie aval (323) de la surface de diffusion (320).Component (1) of a turbomachine intended to be cooled by a gaseous cooling fluid, comprising
a wall (10) having a first surface (11) and a second surface (12), which is opposite the first surface (11), the distance separating the first surface (11) and the second surface (12) defining a thickness direction (Z) of the wall (10),
at least one cooling bore (3) passing through the wall (10) and opening on the one hand to the first surface (11) and, on the other hand, to the second surface (12),
the cooling bore (3) being oblique by a predetermined angle (α) in a cutting plane comprising the thickness direction (Z) and being configured to allow in operation a flow of gaseous fluid (S1) going from upstream to downstream, from the first surface (11) to the second surface (12),
the cooling bore (3) comprising a metering portion (31), which opens onto the first surface (11) and which is delimited by a metering surface (310), and a diffusion portion (32), which opens onto the second surface (12) and which is delimited by a diffusion surface (320), the diffusion portion (32) having a passage cross-section, which is larger than the passage cross-section of the metering portion (31),
characterized in that
the diffusion surface (320) is connected to the metering surface (310) by a connecting surface (35), which, in the section plane comprising the thickness direction (Z), is inclined relative to a downstream portion (312) of the metering surface (310) and relative to a downstream portion (323) of the diffusion surface (320), such that the connecting surface (35) forms a step at the junction between the downstream portion (312) of the metering surface (310) and the downstream portion (323) of the diffusion surface (320).
au cours d’une première étape (E1), un déplacement d’une électrode (501) d’électroérosion ayant une broche rectiligne (503), qui se termine par une extrémité libre (502) contre la deuxième surface (12) dans la paroi (10), l’électrode (501) étant inclinée suivant un angle (α) prédéterminé par rapport à la direction d’épaisseur (Z) pour réaliser dans la paroi (10) une première partie (41) de perçage, qui est cylindrique et traversante d’une deuxième ouverture (121) de la deuxième surface (12) à une première ouverture (111) de la première surface (11), qui est inclinée suivant l’angle (α) prédéterminé et qui va dans un sens (S1) allant de l’amont vers l’aval et de la première surface (11) à la deuxième surface (12),
caractérisé en ce que le procédé comporte en outre les étapes suivantes :
au cours d’une deuxième étape (E2), retrait partiel de l’électrode (501) d’électroérosion ayant la broche (503) inclinée suivant l’angle (α) prédéterminé dans la première partie (41) de perçage, pour positionner l’extrémité libre (502) de l’électrode (501) d’électroérosion à une première distance (D1) non nulle de la première ouverture (111) suivant l’angle (α) prédéterminé et à une deuxième distance (D2) non nulle de la deuxième ouverture (121) suivant l’angle (α) prédéterminé,
au cours d’une troisième étape (E3), déplacement de l’électrode (501) d’électroérosion ayant la broche (503) inclinée suivant l’angle (α) prédéterminé dans le sens (S1) allant de l’amont vers l’aval, pour réaliser dans la paroi (10) à partir de la première partie (41) de perçage une deuxième partie (42) de perçage,
la pièce (1a) ayant la première partie (41) de perçage et la deuxième partie (42) de perçage formant le composant (1) de turbomachine suivant l’une quelconque des revendications 1 à 10, dont le perçage (3) de refroidissement est formé par la première partie (41) de perçage et la deuxième partie (42) de perçage.Method for manufacturing a turbomachine component (1) from a part (1a) having a wall (10) having a first surface (11) and a second surface (12) which is opposite the first surface (11), the distance which separates the first surface (11) and the second surface (12) defining a thickness direction (Z) of the wall (10), the method comprising
in a first step (E1), a movement of an electroerosion electrode (501) having a straight pin (503), which ends with a free end (502) against the second surface (12) in the wall (10), the electrode (501) being inclined at a predetermined angle (α) relative to the thickness direction (Z) to produce in the wall (10) a first piercing portion (41), which is cylindrical and passes through a second opening (121) of the second surface (12) to a first opening (111) of the first surface (11), which is inclined at the predetermined angle (α) and which goes in a direction (S1) going from upstream to downstream and from the first surface (11) to the second surface (12),
characterized in that the method further comprises the following steps:
during a second step (E2), partial withdrawal of the electroerosion electrode (501) having the spindle (503) inclined at the predetermined angle (α) in the first drilling part (41), to position the free end (502) of the electroerosion electrode (501) at a first non-zero distance (D1) from the first opening (111) at the predetermined angle (α) and at a second non-zero distance (D2) from the second opening (121) at the predetermined angle (α),
during a third step (E3), moving the electroerosion electrode (501) having the spindle (503) inclined at the predetermined angle (α) in the direction (S1) from upstream to downstream, to produce in the wall (10) from the first drilling part (41) a second drilling part (42),
the part (1a) having the first drilling part (41) and the second drilling part (42) forming the turbomachine component (1) according to any one of claims 1 to 10, the cooling drilling (3) of which is formed by the first drilling part (41) and the second drilling part (42).
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Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3542486A (en) * | 1968-09-27 | 1970-11-24 | Gen Electric | Film cooling of structural members in gas turbine engines |
| US4738588A (en) * | 1985-12-23 | 1988-04-19 | Field Robert E | Film cooling passages with step diffuser |
| JP2013079588A (en) * | 2011-10-03 | 2013-05-02 | Hitachi Ltd | Gas turbine blade |
| US20130294889A1 (en) * | 2012-05-07 | 2013-11-07 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine components with film cooling holes having cylindrical to multi-lobe configurations |
| US9969009B2 (en) * | 2015-01-06 | 2018-05-15 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Method for producing contoured holes |
| US20180361512A1 (en) * | 2017-06-16 | 2018-12-20 | United Technologies Corporation | Systems and methods for manufacturing film cooling hole diffuser portion |
| US20200024951A1 (en) * | 2018-07-17 | 2020-01-23 | General Electric Company | Component for a turbine engine with a cooling hole |
| FR3106157A1 (en) | 2020-01-10 | 2021-07-16 | Safran Aircraft Engines | TURBOMACHINE COMPONENT WITH IMPROVED COOLING PORTS |
-
2023
- 2023-05-12 FR FR2304760A patent/FR3148622A1/en active Pending
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3542486A (en) * | 1968-09-27 | 1970-11-24 | Gen Electric | Film cooling of structural members in gas turbine engines |
| US4738588A (en) * | 1985-12-23 | 1988-04-19 | Field Robert E | Film cooling passages with step diffuser |
| JP2013079588A (en) * | 2011-10-03 | 2013-05-02 | Hitachi Ltd | Gas turbine blade |
| US20130294889A1 (en) * | 2012-05-07 | 2013-11-07 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine components with film cooling holes having cylindrical to multi-lobe configurations |
| US9969009B2 (en) * | 2015-01-06 | 2018-05-15 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Method for producing contoured holes |
| US20180361512A1 (en) * | 2017-06-16 | 2018-12-20 | United Technologies Corporation | Systems and methods for manufacturing film cooling hole diffuser portion |
| US20200024951A1 (en) * | 2018-07-17 | 2020-01-23 | General Electric Company | Component for a turbine engine with a cooling hole |
| FR3106157A1 (en) | 2020-01-10 | 2021-07-16 | Safran Aircraft Engines | TURBOMACHINE COMPONENT WITH IMPROVED COOLING PORTS |
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