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WO2024156954A1 - Cale pour rotor de turbomachine, ensemble de rotor et turbomachine associes - Google Patents

Cale pour rotor de turbomachine, ensemble de rotor et turbomachine associes Download PDF

Info

Publication number
WO2024156954A1
WO2024156954A1 PCT/FR2024/050069 FR2024050069W WO2024156954A1 WO 2024156954 A1 WO2024156954 A1 WO 2024156954A1 FR 2024050069 W FR2024050069 W FR 2024050069W WO 2024156954 A1 WO2024156954 A1 WO 2024156954A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
base
turbomachine
blade root
downstream
upstream
Prior art date
Application number
PCT/FR2024/050069
Other languages
English (en)
Inventor
Yannick Durand
Baptiste Dorian LAWNICZEK
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines filed Critical Safran Aircraft Engines
Publication of WO2024156954A1 publication Critical patent/WO2024156954A1/fr

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/323—Locking of axial insertion type blades by means of a key or the like parallel to the axis of the rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3084—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers the blades being made of ceramics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3092—Protective layers between blade root and rotor disc surfaces, e.g. anti-friction layers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/644—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins for adjusting the position or the alignment, e.g. wedges or eccenters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/50—Bearings
    • F05D2240/54—Radial bearings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved

Definitions

  • TITLE WEDGE FOR TURBOMACHINE ROTOR, ROTOR AND ASSOCIATED TURBOMACHINE ASSEMBLY
  • the present invention relates to the field of turbomachines such as turboprops or turbojets.
  • the invention relates to a wedge for a turbomachine rotor, as well as a rotor assembly equipping such a turbomachine.
  • a turbomachine rotor for example a rotor used in a low pressure turbine extending around a longitudinal axis and conventionally comprises one or more rotor disks carrying at the external periphery a plurality of moving blades.
  • the moving blades have a radially internal part, or blade root, extended by a blade. These moving blades are housed at their base in cells which open onto the outer peripheral surface of the rotor disk.
  • the positioning of the blade roots in the cells of the rotor disks is done by translation along an axis substantially longitudinal to the axis of the turbomachine.
  • Documents FR 2994 211 and FR 3 072 122 present such moving blades provided with stilts so as to limit their radial movements towards the axis of revolution of the engine or towards the outside when they are housed in the cells of the disc of rotor.
  • Such stilts can in particular include low walls abutting against the teeth formed between two successive cells, thus allowing radial maintenance of the position of the moving blades.
  • the invention aims to remedy at least partly the disadvantages mentioned above relating to the prior art.
  • the invention relates to a wedge for a moving blade being intended to present a blade root mounted in a cell which opens out at the external periphery of a turbomachine rotor disk of longitudinal axis X, the wedge comprising a base configured to be mounted in the cell and which is configured to be mounted in contact with the blade root.
  • said base has at least one so-called elastic portion which is corrugated so as to apply a radial force outwards on said blade root when the blade root rests on the base mounted in the cell.
  • the base has an upstream longitudinal end and a downstream longitudinal end configured to come into axial support against one of the disk or the blade root.
  • the invention proposes a solution making it possible to resolve at least in part some of the disadvantages of the prior art.
  • the geometry of the moving blade is simplified. which allows a saving of time for the production of such a moving blade, as well as savings in material.
  • the invention allows radial retention of the moving blades which is adaptable to all types of moving blades, regardless of the material in which the moving blades are made.
  • the wedge comprises an upstream tongue extending from said upstream longitudinal end of said base and/or a downstream tongue extending from said downstream longitudinal end of said base, said upstream and downstream tongues forming means for axially stopping a blade relative to the disk.
  • said upstream tongue extends in a radial direction of said turbomachine and/or said downstream tongue extends in a radial direction of said turbomachine.
  • said upstream tongue extends in a direction orthogonal to the axial direction of said turbomachine and/or said downstream tongue extends in a direction orthogonal to the axial direction of said turbomachine.
  • the axial stopping means can be held against the rotor disk.
  • said elastic portion extends longitudinally in the center of said base.
  • this makes it possible to have a radial force exerted by the wedge on the blade root which is relatively balanced so as not to have a tilting of the movable blade towards upstream or downstream.
  • the invention also relates to a rotor assembly for a turbomachine comprising a rotor disk carrying a plurality of movable blades housed at their blade root in cells which open out at the external periphery of said disk, the assembly further comprising a plurality of wedges according to one of the aforementioned embodiments, each of the wedges being arranged between the blade root and the bottom of one of said cells.
  • said base has a length taken along the longitudinal axis substantially equal to the length taken along the longitudinal axis of each of said cells
  • said base has a single undulation which extends from the upstream longitudinal end to the downstream longitudinal end and is in contact with said blade root at the level of the upstream and downstream longitudinal ends of the base.
  • the base is in contact with the bottom of said cell at a longitudinally central portion.
  • the rotor assembly further comprises a plurality of foils, each disposed between one of said blade roots and one of said wedges.
  • At least one of said blades is at least partially composed of ceramic matrix composite material.
  • the invention also relates to a turbomachine for an aircraft comprising a rotor assembly according to one of the aforementioned embodiments.
  • the turbine is a turbojet.
  • FIG. 1 is a schematic sectional view of a turbomachine
  • FIG. 2 is a sectional view of a part of a turbomachine rotor assembly
  • FIG. 3 is a detailed view of zone A of Figure 2;
  • FIG. 4 is a perspective view of part of a turbomachine rotor assembly
  • FIG. 5 is another sectional view of a spacer for a turbomachine rotor according to one embodiment of the invention.
  • turbomachine any type of turbomachine, and in particular to aircraft turbomachines.
  • This turbomachine which extends along an axis wing or even at the rear of the fuselage of the aircraft.
  • the turbomachine 1 illustrated in Figure 1 is a twin-body, dual-flow, direct-drive turbojet. This is however not limiting since the turbomachine 1 may not be intended to be mounted on an aircraft, be another type of turbojet, such as a geared turbojet, a turboprop or an auxiliary power unit (also called " APU”, for “Auxiliary Power Unit”).
  • an axial direction corresponds to the direction of the longitudinal axis X and a radial direction is a direction perpendicular to the longitudinal axis longitudinal X.
  • an axial plane is a plane containing the longitudinal axis X and a radial plane is a plane perpendicular to the longitudinal axis X.
  • the turbomachine 1 comprises, from upstream to downstream, a fan 10, a compressor section 12, a combustion chamber 14 and a turbine section 16.
  • the blower 10 sucks in a flow of air, a portion of which, circulating within a primary vein 100, is successively compressed within the compressor section 12, ignited within the combustion chamber 14, and relaxed within the turbine section 16 before being ejected out of the turbomachine 1.
  • the turbomachine 1 generates thrust. This thrust can also, for example, be used for the benefit of the aircraft on which the turbomachine 1 is attached and fixed.
  • the compressors and turbines comprise an alternation of mobile disks mounted to rotate around the longitudinal axis X of the turbomachine, called rotor disks, and fixed disks, called stator disks.
  • Each rotor disk assembly comprises a plurality of cells 90 hollowed out on their peripheral surface and which open out at the external periphery of the disk. These cells are intended to each accommodate a moving blade, and more particularly a blade root 30, so that each rotor disk carries a plurality of moving blades, each moving blade being intended to present a blade root mounted in one of the cells which opens out to the outer periphery of the rotor disk.
  • the moving blades are preferably at least partially composed of ceramic matrix composite material.
  • the assembly further comprises a plurality of shims mounted in the cells 90, and arranged between the blade root 30 and the bottom of one of the cells 90.
  • These shims can for example be made at least partially from a metal or a metal alloy.
  • the wedge 2 for turbomachine rotor 1 comprises a base 20.
  • This base is intended to be housed in a space 8 formed between a cell 90 dug on the outer peripheral surface of a rotor disk 9 and a foot 30 blade 3 housed in the cell 90, and coming into contact with the blade root 30 and the disc
  • the base 20 has a length taken along the longitudinal axis, or axial length, substantially equal to the axial length of each of the cells 90.
  • the base 20 has at least one elastic portion which is corrugated so as to apply a radial force outwards on the blade root 30.
  • This radial force exerted by the base on the blade root thus ensures radial retention of the movable blade in the cell and prevents the movable blade from shifting radially or even sinking into the cell. .
  • the base 20 has an upstream longitudinal end and a downstream longitudinal end configured to come into axial support against one of the disc or blade root 30.
  • upstream and downstream longitudinal ends come to bear against the blade root 30.
  • the upstream and downstream longitudinal ends come to bear against the disc, for example at the level of a axial face of the disc or at the bottom of the alveolus.
  • the base 20 therefore presents here an elasticity which allows the wedge to deform during assembly to then apply a pushing force, that is to say a force towards the outside of the turbomachine. More particularly in this embodiment, and as visible in particular in Figure 2, the elastic portion extends to the center of the base 20, so that the wedge provides a radial force which is relatively balanced and avoids tilting of the movable blade towards upstream or downstream. However, one could provide embodiments in which the elastic portion would be offset towards the upstream longitudinal end or the downstream longitudinal end so as to compensate for a distribution of mass or force of the movable blade.
  • This elastic portion therefore corresponds here to a central portion which is here, as visible for example in Figure 3, in contact with the bottom of the cell 90, while the base 20 is in contact with the blade root 30.
  • the wedge 2 further comprises axial stopping means in the form of an upstream tongue 21 and a downstream tongue 22.
  • the upstream tongue 21 extends here from an upstream end of the base 20 and extends in a radial direction of the turbomachine, more particularly radially towards the inside of the turbomachine.
  • the wedge 2 also comprises a downstream tongue 22 extending from a downstream end of the base 20.
  • This downstream tongue 22 extends here in a radial direction of the turbomachine, and more particularly radially towards the outside of the turbomachine.
  • the orientation of the tongues depends in particular on the implementation of an upstream or downstream flange at the level of the rotor disk, another embodiment could be provided in which the upstream tongue would extend radially towards the outside of the turbomachine and the downstream tongue would extend radially towards the inside of the turbomachine.
  • the upstream 21 and downstream 22 tongues in this embodiment are in contact with the rotor disk 9.
  • tongues here form means for axially stopping the movable blade, respectively towards the upstream and downstream, and allow the movable blade not to shift axially relative to the cell of the rotor disk.
  • the rotor assembly for a turbomachine further comprises a plurality of foils 4.
  • Each of these foils 4 is here arranged between one of the blade roots 30 and one of the wedges 2. More particularly, each foil 4 is here mounted so as to be in contact with the blade root and to form a layer making it possible to protect the blade root against wear and deformation.
  • each foil 4 comprises a foil base configured to be in contact with a lower face of the blade root 30, and two side fins configured to be in contact with lateral surfaces of the blade root.
  • each foil 4 has a substantially U-shaped shape with two fins connected by a foil base.
  • the base of the foil is in contact with the base 20 of the wedge so that the base 20 of the wedge 2 applies a radial force towards the outside on said blade root 30 and therefore on the base of foil 4.
  • the elastic portion of the base 20, which therefore extends longitudinally in the center of the base 20, applies a radial force towards the outside of the central portion of the base of the foil 4.
  • upstream and downstream longitudinal ends of the base 20 they are, in this embodiment, resting against the upstream and downstream longitudinal ends of the base of the foil 4.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

L'invention concerne une cale (2) pour une aube mobile (3), l'aube mobile (3) étant destinée à présenter un pied d'aube (30) monté dans une alvéole (90) qui débouche à la périphérie externe d'un disque de rotor de turbomachine (1) d'axe longitudinal (X), la cale (2) comprenant une base (20) configurée pour être montée dans l'alvéole (90) et qui est configurée pour être montée au contact du pied d'aube (30). Selon l'invention, ladite base (20) présente au moins une portion dite élastique qui est ondulée de sorte à appliquer un effort radial vers l'extérieur sur ledit pied d'aube (30) lorsque le pied d'aube (30) repose sur la base (20) montée dans l'alvéole (90). En outre, la base (20) présente une extrémité longitudinale amont et une extrémité longitudinale aval configurées pour venir en appui axial contre l'un du disque ou du pied d'aube (30).

Description

DESCRIPTION
TITRE : CALE POUR ROTOR DE TURBOMACHINE, ENSEMBLE DE ROTOR ET TURBOMACHINE ASSOCIES
Domaine de l'invention
La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines tels que les turbopropulseurs ou les turboréacteurs.
Plus particulièrement, l'invention concerne une cale pour rotor de turbomachine, ainsi qu'un ensemble de rotor équipant une telle turbomachine.
Etat de la technique antérieure
Un rotor de turbomachine, par exemple un rotor mis en œuvre dans une turbine basse pression s'étendant autour d'un axe longitudinal et comprend classiquement un ou plusieurs disques de rotor portant en périphérie externe une pluralité d'aubes mobiles. Les aubes mobiles présentent une partie radialement interne, ou pied d'aube, prolongé par une pale. Ces aubes mobiles sont logées au niveau de leur pied dans des alvéoles qui débouchent sur la surface périphérique extérieure du disque de rotor.
Le positionnement des pieds d'aubes dans les alvéoles des disques de rotor se fait par translation selon un axe sensiblement longitudinal à l'axe de la turbomachine.
Afin de faciliter le montage des aubes mobiles sur les disques de rotor, il est nécessaire de prévoir un jeu suffisant afin de permettre un coulissement aisé des pieds d'aubes dans les alvéoles. Il subsiste donc un jeu relativement important une fois le montage du pied d'aube dans l'alvéole effectué, ce qui peut être nuisible pour le bon fonctionnement de la turbomachine. En effet, et notamment à l'arrêt, les aubes mobiles peuvent se déplacer en translation radiale et peuvent donc se décaler vers l'axe moteur de la turbomachine. Il en est de même lorsque la turbomachine est en fonctionnement mais à régime réduit.
Il est ainsi connu de mettre en œuvre des moyens de rétention radiale des aubes mobiles par rapport au disque de rotor afin d'assurer ce maintien en position radiale de chacune des aubes mobiles dans les alvéoles du disque de rotor et de les empêcher de tomber vers l'axe de la turbomachine lorsque celle-ci n'est pas en fonctionnement, ou est en fonctionnement à régime réduit.
Les documents FR 2994 211 et FR 3 072 122 présentent de telles aubes mobiles munies d'échasses de sorte à limiter leurs déplacements radiaux vers l'axe de révolution du moteur ou vers l'extérieur lorsqu'elles sont logées dans les alvéoles du disque de rotor. De telles échasses peuvent notamment comporter des murets venant en butée contre les dents formées entre deux alvéoles successives, permettant ainsi un maintien radial de la position des aubes mobiles.
Toutefois, un inconvénient de telles échasses est qu'elles présentent des formes qui s'avèrent relativement complexes à réaliser, et représentent donc un impact important en terme de coût et temps de réalisation des aubes mobiles.
En outre, la mise en œuvre de telles échasses s'avère encore plus complexe lorsque les aubes mobiles sont au moins partiellement composées de matériau composite à matrice céramique.
Il existe donc un besoin de fournir une autre solution permettant de sécuriser le positionnement des aubes mobiles sur les disques de rotor, et notamment pour assurer la rétention radiale des aubes mobiles par rapport au disque de rotor.
Exposé de l'invention
L'invention a pour but de remédier au moins en partie aux inconvénients mentionnés ci-dessus relatifs à l'art antérieur.
Pour ce faire, l'invention concerne une cale pour une aube mobile étant destinée à présenter un pied d'aube monté dans une alvéole qui débouche à la périphérie externe d'un disque de rotor de turbomachine d'axe longitudinal X, la cale comprenant une base configurée pour être montée dans l'alvéole et qui est configurée pour être montée au contact du pied d'aube.
Selon l'invention, ladite base présente au moins une portion dite élastique qui est ondulée de sorte à appliquer un effort radial vers l'extérieur sur ledit pied d'aube lorsque le pied d'aube repose sur la base montée dans l'alvéole. En outre, la base présente une extrémité longitudinale amont et une extrémité longitudinale aval configurées pour venir en appui axial contre l'un du disque ou du pied d'aube.
Ainsi, l'invention propose une solution permettant de résoudre au moins en partie certains des inconvénients de l'art antérieur.
Notamment, par la mise en œuvre d'un élément extérieur à l'aube mobile ayant pour fonction d'assurer la retenue de l'aube mobile par rapport à l'alvéole du disque de rotor, on simplifie la géométrie de l'aube mobile ce qui permet un gain de temps pour la réalisation d'une telle aube mobile, ainsi que des économies de matière.
En outre, l'invention permet une rétention radiale des aubes mobiles qui soit adaptable à tous types d'aubes mobiles, quel que soit le matériau dans lequel sont réalisées les aubes mobiles.
Enfin, l'invention permet d'avoir une solution qui soit mécaniquement simple et peu coûteuse à mettre en œuvre, tout en étant techniquement fiable. Selon un aspect particulier d'au moins un mode de réalisation de l'invention, la cale comprend une languette amont s'étendant depuis ladite extrémité longitudinale amont de ladite base et/ou une languette aval s'étendant depuis ladite extrémité longitudinale aval de ladite base, lesdites languettes amont et aval formant des moyens d'arrêt axial d'une aube par rapport au disque.
Cela permet de mettre en œuvre des moyens d'arrêt axial vers l'amont ou vers l'aval qui soient simples et peu coûteux.
Selon un aspect particulier d'au moins un mode de réalisation de l'invention, ladite languette amont s'étend selon une direction radiale de ladite turbomachine et/ou ladite languette aval s'étend selon une direction radiale de ladite turbomachine.
En d'autres termes, selon un aspect particulier d'au moins un mode de réalisation de l'invention, ladite languette amont s'étend selon une direction orthogonale à la direction axiale de ladite turbomachine et/ou ladite languette aval s'étend selon une direction orthogonale à la direction axiale de ladite turbomachine.
De cette manière, les moyens d'arrêt axial peuvent être maintenus en appui contre le disque de rotor.
Selon un aspect particulier d'au moins un mode de réalisation de l'invention, ladite portion élastique s'étend longitudinalement au centre de ladite base.
Ainsi, cela permet d'avoir un effort radial exercé par la cale sur le pied d'aube qui soit relativement équilibré de sorte à ne pas avoir un basculement de l'aube mobile vers l'amont ou l'aval.
L'invention concerne également un ensemble de rotor pour turbomachine comprenant un disque de rotor portant une pluralité d'aubes mobiles logées au niveau de leur pied d'aube dans des alvéoles qui débouchent à la périphérie externe dudit disque, l'ensemble comprenant en outre une pluralité de cales selon l'un des modes de réalisation précités, chacune des cales étant disposée entre le pied d'aube et le fond d'une desdites alvéoles.
Selon un aspect particulier d'au moins un mode de réalisation de l'invention, ladite base présente une longueur prise selon l'axe longitudinal sensiblement égale à la longueur prise selon l'axe longitudinal de chacune desdites alvéoles
Selon un aspect particulier d'au moins un mode de réalisation de l'invention, ladite base présente une unique ondulation qui s'étend de l'extrémité longitudinale amont à l'extrémité longitudinale aval et est au contact dudit pied d'aube au niveau des extrémités longitudinales amont et aval de la base. En outre, la base est au contact du fond de ladite alvéole au niveau d'une portion longitudinalement centrale. Selon un aspect particulier d'au moins un mode de réalisation de l'invention, l'ensemble de rotor comprend en outre une pluralité de clinquants, chacun disposé entre un desdits pieds d'aube et une desdites cales.
Selon un aspect particulier d'au moins un mode de réalisation de l'invention, au moins une desdites aubes est au moins partiellement composée de matériau composite à matrice céramique.
L'invention concerne également une turbomachine pour aéronef comprenant un ensemble de rotor selon l'un des modes de réalisation précités.
Selon un aspect particulier d'au moins un mode de réalisation, la turbine est un turboréacteur.
Présentation des figures
L'invention, ainsi que les différents avantages qu'elle présente, seront plus facilement compris à la lumière de la description qui va suivre d'un mode de réalisation illustratif et non limitatif de celle-ci, et des dessins annexés parmi lesquels :
[Fig. 1] est une vue schématique en coupe d'une turbomachine ;
[Fig. 2] est une vue en coupe d'une partie d'un ensemble de rotor de turbomachine ;
[Fig. 3] est une vue détaillée de zone A de la figure 2 ;
[Fig. 4] est une vue en perspective d'une partie d'un ensemble de rotor de turbomachine, et [Fig. 5] est une autre vue en coupe d'une cale pour rotor de turbomachine selon un mode de réalisation de l'invention.
Description détaillée d'un mode de réalisation de l'invention
Il est à noter que l'invention s'applique à tout type de turbomachine, et notamment aux turbomachines d'aéronef.
Cette turbomachine 1, qui s'étend selon un axe X, est par exemple destinée à être montée sur un aéronef (non représenté), tel qu'un avion ou un hélicoptère, par exemple sous l'aile de l'aéronef, sur l'aile ou encore à l'arrière du fuselage de l'aéronef.
La turbomachine 1 illustrée sur la figure 1 est un turboréacteur à double corps, double flux et entraînement direct. Ceci n'est toutefois pas limitatif puisque la turbomachine 1 peut ne pas être destinée à être montée sur un aéronef, être un autre type de turboréacteur, tel qu'un turboréacteur à réducteur, un turbopropulseur ou une unité de puissance auxiliaire (également appelée « APU », pour « Auxiliary Power Unit »).
Dans l'ensemble de la description, une direction axiale correspond à la direction de l'axe longitudinal X et une direction radiale est une direction perpendiculaire à l'axe longitudinal X et coupant l'axe longitudinal X. De même, un plan axial est un plan contenant l'axe longitudinal X et un plan radial est un plan perpendiculaire à l'axe longitudinal X.
De même, les adjectifs « intérieur » (ou « interne ») et extérieur (« ou externe ») sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie intérieure d'un élément est, suivant une direction radiale, plus proche de l'axe longitudinal X que la partie extérieure du même élément. De plus, sauf précision contraire, les termes « amont » et « aval » sont utilisés en référence à la direction globale d'écoulement de gaz à travers la turbomachine en fonctionnement.
Comme visible sur la figure 1, la turbomachine 1 comprend, de l'amont vers l'aval, une soufflante 10, une section de compresseur 12, une chambre de combustion 14 et une section de turbine 16. L'axe longitudinal X forme l'axe de rotation d'au moins une partie de la section de compresseur 12 et de la section de turbine 16, lesquelles sont susceptibles d'être entraînées en rotation autour de l'axe longitudinal X par rapport à un carter 18 de la turbomachine 1.
En fonctionnement, la soufflante 10 aspire un flux d'air dont une portion, circulant au sein d'une veine primaire 100 est, successivement, comprimée au sein de la section de compresseur 12, enflammée au sein de la chambre de combustion 14, et détendue au sein de la section de turbine 16 avant d'être éjectée hors de la turbomachine 1. De cette manière, la turbomachine 1 génère une poussée. Cette poussée peut d'ailleurs, par exemple, être mise au profit de l'aéronef sur lequel la turbomachine 1 est rapportée et fixée.
Les compresseurs et les turbines comprennent une alternance de disques mobiles montés mobile en rotation autour de l'axe longitudinal X de la turbomachine, dits disques de rotor, et de disques fixes, dits disques de stator.
Chaque ensemble de disque de rotor comprend une pluralité d'alvéoles 90 creusées sur leur surface périphérique et qui débouchent à la périphérie externe du disque. Ces alvéoles sont destinées à accueillir chacune une aube mobile, et plus particulièrement un pied d'aube 30, de sorte que chaque disque de rotor porte une pluralité d'aubes mobiles, chaque aube mobile étant destinée à présenter un pied d'aube monté dans une des alvéoles qui débouche à la périphérie externe du disque de rotor.
Dans le mode de réalisation présenté ci-dessous les aubes mobiles sont préférentiellement au moins partiellement composées de matériau composite à matrice céramique.
Du fait de la différence de dimensions entre chaque alvéole et chaque pied d'aube, notamment pour faciliter le montage et rendre possible la translation du pied d'aube dans l'alvéole, le pied d'aube n'est pas totalement maintenu radialement dans l'alvéole, et il subsiste au moins un espace 8 entre le fond de l'alvéole 90 et le pied d'aube 30. De ce fait, l'ensemble comprend en outre une pluralité de cales montées dans les alvéoles 90, et disposées entre le pied d'aube 30 et le fond d'une des alvéoles 90.
Ces cales peuvent par exemple être réalisées au moins partiellement à partir d'un métal ou d'un alliage métallique.
On présente maintenant, en relation avec les figures 2 à 5, un mode de réalisation de l'invention. Comme illustré, la cale 2 pour rotor de turbomachine 1 comprend une base 20. Cette base est destinée à venir se loger dans un espace 8 formé entre une alvéole 90 creusée sur la surface périphérique extérieure d'un disque 9 de rotor et un pied 30 d'aube 3 logé dans l'alvéole 90, et à venir au contact du pied d'aube 30 et du disque
Dans le mode de réalisation illustré, la base 20 présente une longueur prise selon l'axe longitudinal, ou longueur axiale, sensiblement égale à la longueur axiale de chacune des alvéoles 90.
De cette manière, la mise en œuvre des cales ne perturbe pas le bon fonctionnement de l'ensemble de rotor.
Selon l'invention, la base 20 présente au moins une portion élastique qui est ondulée de sorte à appliquer un effort radial vers l'extérieur sur le pied d'aube 30.
Cet effort radial exercé par la base sur le pied d'aube permet ainsi d'assurer un maintien radial de l'aube mobile dans l'alvéole et d'empêcher que l'aube mobile se décale radialement voire s'enfonce dans l'alvéole.
Cela permet ainsi d'éviter des chevauchements ou des déboitements d'aubes mobiles lorsqu'elles sont positionnées dans les alvéoles.
En outre, et de sorte à amplifier le maintien radial de l'aube mobile dans l'alvéole et à stabiliser ce maintien, la base 20 présente une extrémité longitudinale amont et une extrémité longitudinale aval configurées pour venir en appui axial contre l'un du disque ou du pied d'aube 30.
Ici, les extrémités longitudinales amont et aval viennent en appui contre le pied d'aube 30. Toutefois, on pourrait prévoir un mode de réalisation dans lequel les extrémités longitudinales amont et aval viennent en appui contre le disque, par exemple au niveau d'une face axiale du disque ou au niveau du fond de l'alvéole.
On pourrait également prévoir un mode de réalisation dans lequel l'extrémité longitudinale amont vient en appui axial contre l'un du fond de l'alvéole ou du pied d'aube, et l'extrémité longitudinale aval vient en appui axial contre l'autre du fond de l'alvéole ou du pied d'aube.
La base 20 présente donc ici une élasticité qui permet à la cale de se déformer lors du montage pour ensuite appliquer un effort poussant, c'est-à-dire un effort vers l'extérieur de la turbomachine. Plus particulièrement dans ce mode de réalisation, et comme visible notamment en figure 2, la portion élastique s'étend au centre de la base 20, de sorte à ce que la cale fournisse un effort radial qui soit relativement équilibré et éviter un basculement de l'aube mobile vers l'amont ou l'aval. Toutefois, on pourrait prévoir des modes de réalisation dans lesquelles la portion élastique serait décalée vers l'extrémité longitudinale amont ou l'extrémité longitudinale aval de sorte à compenser une répartition de masse ou d'effort de l'aube mobile.
Cette portion élastique correspond donc ici à une portion centrale qui est ici, comme visible par exemple en figure 3, au contact du fond de l'alvéole 90, tandis que la base 20 est au contact du pied d'aube 30.
Comme illustré dans ce mode de réalisation, la cale 2 comprend en outre des moyens d'arrêt axial sous la forme d'une languette amont 21 et d'une languette aval 22.
La languette amont 21 s'étend ici depuis une extrémité amont de la base 20 et s'étend selon une direction radiale de la turbomachine, plus particulièrement radialement vers l'intérieur de la turbomachine.
Par ailleurs, la cale 2 comprend également une languette aval 22 s'étendant depuis une extrémité aval de la base 20. Cette languette aval 22 s'étend ici selon une direction radiale de la turbomachine, et plus particulièrement radialement vers l'extérieur de la turbomachine.
Toutefois, l'orientation des languettes dépendant notamment de la mise en œuvre d'un flasque amont ou aval au niveau du disque de rotor, on pourrait prévoir un autre mode de réalisation dans lequel la languette amont s'étendrait radialement vers l'extérieur de la turbomachine et la languette aval s'étendrait radialement vers l'intérieur de la turbomachine.
Du fait que la base 20 présente une longueur axiale sensiblement égale à la longueur axiale de chacune des alvéoles 90, les languettes amont 21 et aval 22 dans ce mode de réalisation sont en contact avec le disque de rotor 9.
Ces languettes forment ici des moyens d'arrêt axial de l'aube mobile, respectivement vers l'amont et vers l'aval, et permettent que l'aube mobile ne se décale pas axialement par rapport à l'alvéole du disque de rotor.
Comme illustré notamment en figures 3 et 4, l'ensemble de rotor pour turbomachine comprend en outre une pluralité de clinquants 4.
Chacun de ces clinquants 4 est ici disposé entre un des pieds d'aube 30 et une des cales 2. Plus particulièrement, chaque clinquant 4 est ici monté de sorte à être au contact du pied d'aube et à former une couche permettant de protéger le pied d'aube contre l'usure et les déformations.
De ce fait, la base exerce un effort radial sur le pied d'aube par l'intermédiaire du clinquant qui est positionné entre les deux composants, le pied d'aube étant donc en contact indirect avec la cale. Comme illustré notamment en figure 2, chaque clinquant 4 comporte une base de clinquant configurée pour être au contact d'une face inférieure du pied d'aube 30, et deux ailettes latérales configurées pour être au contact de surfaces latérales du pied d'aube.
En d'autres termes, chaque clinquant 4 présente une forme sensiblement en U avec deux ailettes reliées par une base de clinquant.
Il est à noter que, comme visible sur la figure 2, la surface de contact entre le pied d'aube 30 et le clinquant 4, les angles de liaison entre chaque ailette et la base du clinquant présentent une forme arrondie.
Comme visible sur les différentes figures, la base du clinquant est en contact avec la base 20 de la cale de sorte que la base 20 de la cale 2 applique un effort radial vers l'extérieur sur ledit pied d'aube 30 et donc sur la base du clinquant 4.
Plus précisément, dans ce mode de réalisation la portion élastique de la base 20, qui s'étend donc longitudinalement au centre de la base 20, applique un effort radial vers l'extérieur la portion centrale de la base du clinquant 4.
Quant aux extrémités longitudinales amont et aval de la base 20, elles sont, dans ce mode de réalisation, en appui contre des extrémités longitudinales amont et aval de la base du clinquant 4.

Claims

REVENDICATIONS
[Revendication 1] Ensemble de rotor pour turbomachine comprenant un disque (9) de rotor de turbomachine (1) d'axe longitudinal (X), ledit disque (9) de rotor portant une pluralité d'aubes mobiles (3) chacune présentant un pied d'aube (30) monté dans une alvéole (90) qui débouche à la périphérie externe dudit disque de rotor (9), l'ensemble comprenant en outre une pluralité de cales (2), chacune desdites cales (2) comprenant une base (20) disposée entre le pied d'aube (30) et le fond d'une desdites alvéoles (90), ladite base (20) présentant au moins une portion dite élastique qui est ondulée de sorte à appliquer un effort radial vers l'extérieur sur ledit pied d'aube (30) lorsque le pied d'aube (30) repose sur la base (20) montée dans l'alvéole (90), la base (20) présentant une extrémité longitudinale amont et une extrémité longitudinale aval configurées pour venir en appui axial contre l'un du disque ou du pied d'aube (30), ladite base (20) présentant une longueur prise selon l'axe longitudinal sensiblement égale à la longueur prise selon l'axe longitudinal de chacune desdites alvéoles (90), ladite base (20) présentant une unique ondulation qui s'étend de l'extrémité longitudinale amont à l'extrémité longitudinale aval et est au contact dudit pied d'aube (30) au niveau des extrémités longitudinales amont et aval de la base (20) et en ce que la base (20) est en outre au contact du fond de ladite alvéole (90) au niveau d'une portion longitudinalement centrale de la base (20).
[Revendication 2] Ensemble (2) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite cale comprend une languette amont (21) s'étendant depuis ladite extrémité longitudinale amont de ladite base (20) et/ou une languette aval (22) s'étendant depuis ladite extrémité longitudinale aval de ladite base (20), lesdites languettes amont (21) et aval (22) formant des moyens d'arrêt axial d'une aube par rapport au disque.
[Revendication 3] Ensemble (2) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que ladite languette amont (21) s'étend selon une direction radiale de ladite turbomachine et/ou ladite languette aval (22) s'étend selon une direction radiale de ladite turbomachine.
[Revendication 4] Ensemble (2) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite portion élastique s'étend longitudinalement au centre de ladite base (20).
[Revendication 5] Ensemble de rotor pour turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend en outre une pluralité de clinquants (4), chacun disposé entre un desdits pieds d'aube (30) et une desdites cales (2).
[Revendication 6] Ensemble de rotor pour turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'au moins une desdites aubes (3) est au moins partiellement composée de matériau composite à matrice céramique.
[Revendication 7] Turbomachine comprenant un ensemble de rotor selon l'une des revendications 1 à 6.
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