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EP3797009A1 - Aubage brut de fonderie a geometrie de bord de fuite modifiee - Google Patents

Aubage brut de fonderie a geometrie de bord de fuite modifiee

Info

Publication number
EP3797009A1
EP3797009A1 EP19737169.3A EP19737169A EP3797009A1 EP 3797009 A1 EP3797009 A1 EP 3797009A1 EP 19737169 A EP19737169 A EP 19737169A EP 3797009 A1 EP3797009 A1 EP 3797009A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
blade
trailing edge
wall
blading
casting
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP19737169.3A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Alexandre GIMEL
Josserand Jacques André BASSERY
Maxime Paul Numa GIVERT
Gabriela Mihaila
Marc SOISSON
Ba-Phuc TANG
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP3797009A1 publication Critical patent/EP3797009A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C7/00—Patterns; Manufacture thereof so far as not provided for in other classes
    • B22C7/02—Lost patterns
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22D—CASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D25/00—Special casting characterised by the nature of the product
    • B22D25/02—Special casting characterised by the nature of the product by its peculiarity of shape; of works of art
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor

Definitions

  • the present invention relates to the general field of turbomachine turbine blades, and more particularly to the raw blades of turbine blade foundry produced by the lost wax foundry technique.
  • a turbomachine comprises a combustion chamber in which air and fuel are mixed before being burned. The gases from this combustion flow downstream of the combustion chamber and then feed a high pressure turbine and a low pressure turbine.
  • Each turbine has one or more rows of stationary blades (called distributors) alternating with one or more rows of moving blades (called moving wheels), circumferentially spaced around the rotor of the turbine.
  • Figure 4A illustrates in part a conventional structure of distributors currently equipping many aircraft engines and having a plurality of blades.
  • Each of these vanes 10 comprises an aerodynamic profile or blade inserted between an outer platform 14 joining the blade heads and an inner platform 16 joining the blade roots.
  • Each blade has a leading edge 18 and a trailing edge 20 opposite to each other and intrados 22 and extrados 24 extending radially between a blade root and a blade head in one direction XX 'elongation of the blade, which direction of elongation is perpendicular to the longitudinal central axis (not shown) of the turbomachine.
  • FIG. 4B illustrates a conventional hollow gas turbine blade 30 having an aerodynamic profile or blade having a leading edge 32 and a trailing edge 34 opposite to each other and connected by an intrados wall 36 and a extrados wall 38 extending radially between a blade root 40 and a blade head 42 in the direction XX 'of elongation of the blade.
  • the turbine blades are essentially made using a lost wax casting technique.
  • this one foundry technique does not allow to obtain fins on the trailing edge end and it is therefore necessary to use an additional subsequent polishing step to mechanically retouch the trailing edge and so be able to thin it.
  • an additional step of material removal at the raw die of the foundry did not allow to respect the final shape of the aerodynamic profile and its dimensional tolerances.
  • the polishing of a fine surface generates warming then a local deformation of the aerodynamic profile whose shape is no longer respected, whether it is the tangency or the radius of the trailing edge, which will then result in a deterioration of turbine performance, which is the opposite of what is desired.
  • the present invention therefore aims to overcome the drawbacks associated with the deformation of the trailing edge during the polishing of the trailing edge by proposing a modification of the dawn processing process by lost-wax foundry which does not generate no dimensional conformities and allows to respect the desired shape for the aerodynamic profile.
  • a gross casting of a turbine engine blade made using the lost wax technique the blade having a blade having a leading edge and a trailing edge opposite one of the and other connected by a lower wall and an extrados wall extending between a blade root and a blade head, characterized in that, to achieve on said blade a thin trailing edge which is not deformed by a subsequent material removal operation, said rough casting of said blade comprises on an extrados wall and / or an intrados wall of said blade intended to form respectively said extrados wall and / or said intrados wall of the blade, an excess thickness of foundry extending from a trailing edge of said blade intended to form said trailing edge of the blade over a determined width in the direction of a leading edge of said blade intended to form said leading edge of the blade, with the exception of a reserved area adjacent to said trailing edge of the blade and at least one radius of said trailing edge of the blade, on at least a portion of the height of the blade.
  • the foundry process is more robust at the trailing edge and can therefore withstand subsequent material removal such as polishing without risk of deformation of the dawn .
  • said foundry allowance is made over the entire height of the vane.
  • said foundry thickness has a variable thickness that varies in a decreasing manner on said determined width between a first value equal to zero and a second value of between half a time and once a desired thickness e for the blade and determined to a predetermined distance d from said trailing edge of the blade.
  • said first value is determined at a first junction line, parallel to said trailing edge of the blade and constituting a line of tangency between said foundry allowance and said extrados wall of the blade
  • said second value is determined at a second junction line also parallel to the trailing edge of the vane and delimiting said reserved area.
  • said foundry excess thickness joins said upper surface of the blading at a first edge along said line of tangency and at second, third and fourth edges by sloping connections.
  • said sloped connections each comprise a slope of between 20 ° and 50 °.
  • said line of tangency is parallel to said trailing edge and located at a distance from said trailing edge of the blade equal to 40 to 60% of a length L of rope of the blade.
  • the invention also relates to a method for manufacturing a turbomachine blade made by the lost-wax casting technique, the blade comprising a hollow blade having a leading edge and a blade. trailing edge opposite each other and connected by a lower surface wall and an extrados wall extending between a blade root and a blade head, the method being characterized in that, for casting by a blade dawn thin end, it comprises on the one hand a step comprising the realization of a rough casting of the foundry with a thickening of variable thickness foundry at the level of an extrados wall and / or a wall intrados said blade intended respectively forming said extrados wall and / or said intrados wall of the blade and extending from a trailing edge of said blade intended to form said trailing edge of the blade and towards a leading edge of the blade; vane for forming said leading edge of the vane, except for a reserved area adjacent to said trailing edge of the vane and at least one radius wide of said vanishing edge of the vane, and secondly
  • said casting allowance is made over all or part of the height of the blading.
  • said material removal operation is polishing.
  • the invention also relates to a turbomachine comprising a blade manufactured according to the aforementioned manufacturing method.
  • FIG. 1 illustrates the aerodynamic profile of a turbine blade according to the invention
  • FIG. 2 is a partial sectional view of the blade of FIG. 1 at the trailing edge
  • FIG. 3 is a partial view in elevation of the blade of FIG. 1 at the level of the extrados wall
  • FIGS. 4A and 4B are perspective views of a prior art dispenser portion showing a plurality of blades and a prior art turbine blade, respectively. Detailed description of embodiments
  • FIGS. 1 and 2 show an aerodynamic profile or blade of a rough cast blade intended to form a turbine blade having a leading edge 18 and a trailing edge 20 opposite to each other and connected by a intrados wall 22 and an extrados wall 24 extending between a blade root and a blade head.
  • the elements of raw castings are the same numbers as those of the finished blade to a factor of 10.
  • leading edge of the finished blade 18 corresponds to a leading edge of the raw blade 180, to the trailing edge of the finished blade 20, a trailing edge of the raw blade 200, to the wall intrados of the finished vane 22 a wall intrados of the rough vane 220 and the extrados wall of the finished vane 24 an extrados wall of the raw vane 240.
  • the foundry allowance is, however, advantageously arranged on the upper surface of the raw blade 240.
  • the value of 1mm of the end of the trailing edge is a determined threshold for measuring and retouching the thickness of trailing edge while maintaining a safety margin with respect to this end. Indeed, a machining of the trailing edge insufficiently Controlled would risk machining the end of the trailing edge and thus shorten the rope length L of the blade, which would have a significant impact on the aerodynamic performance.
  • a sloping link 210a ideally between 20 ° and 50 ° so as to be large enough to increase the trailing edge without impairing the wax injection and the flowability
  • the desired thickness e of the blade is defined at a predetermined distance d from the trailing edge 20 of this blade.
  • the first junction line 260 is preferably located at a distance from the trailing edge 200 equal to 40 to 60% of this length L.
  • the man the trade will choose for example a distance of 10 mm to 15 mm for a length of rope of 25 mm.
  • this first junction line must form a line of tangency between the two tangent surfaces that form the outer face of the foundry allowance and the outer face of the extrados wall.
  • the second junction line 280 defining the end of the reserved zone 250 must be far enough away from the trailing edge to avoid the deformation of this trailing edge but also relatively close to not penalize the smelter casting operation. Indeed, if this second junction line 280 is too close to the trailing edge 200 then the aerodynamic profile will be deformed during the material removal operation because the machined strip will be too close to the desired end trailing edge. And to position the second junction line too far from the trailing edge would be to achieve this end trailing edge directly foundry with the disadvantages mentioned above.
  • a distance between the trailing edge 200 and this second junction line 280 to preferably be between 0.5 mm and 1 mm, that is to say of the order of 2 at 4 times the radius of the trailing edge can be estimated at 0.25 mm for a thickness of 0.5 mm.
  • Figure 3 illustrates more precisely the foundry thickness 210 which extends on the extrados wall 240 of the raw blade, parallel to the trailing edge 200, between the first 260 and second 280 lines of junction.
  • this extra thickness of the foundry also has junctions with the extrados wall 240 forming third and fourth edges opposite one another and defining towards the head of the blade a sloping link 210b and towards the blade root a sloping link 210c.
  • the method for manufacturing a turbine blade according to the invention produced by the lost-wax casting technique does not differ from the conventional method in that it requires the production of a wax model and a ceramic mold, the casting of the metal constituting the blade to replace the wax previously introduced into the mold is then liquefied by heating before demolding the blade.
  • the only difference lies in the manufacture of the wax model, which therefore includes a thickness of the foundry variable thickness at the upper surface of the blade to facilitate the foundry of a thin trailing edge (whose radius remains so foundry) and to be removed by subsequent material removal operation such as polishing.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Pour réaliser un bord de fuite fin qui ne soit pas déformé par une opération de retrait matière ultérieure sur une aube de turbomachine réalisée selon la technique de la fonderie à la cire perdue et comportant une pale ayant un bord d'attaque et un bord de fuite opposés l'un de l'autre et reliés par une paroi intrados et une paroi extrados s'étendant entre un pied d'aube et une tête d'aube, il est prévu qu'un aubage brut de fonderie de cette aube comporte, sur une paroi extrados (240) et/ou une paroi intrados (220) de cet aubage destinées à former respectivement la paroi extrados et/ou la paroi intrados de l'aube, une surépaisseur de fonderie (210) s'étendant sur une largeur déterminée depuis un bord de fuite de l'aubage (200) destiné à former le bord de fuite de l'aube en direction d'un bord d'attaque de l'aubage destiné à former le bord d'attaque de l'aube, à l'exception d'une zone réservée (250) adjacente au bord de fuite de l'aubage et large d'au moins un rayon du bord de fuite de l'aubage, sur au moins une partie de la hauteur de l'aubage.

Description

Aubage brut de fonderie à géométrie de bord de fuite modifiée Arrière-plan de l'invention
La présente invention se rapporte au domaine général des aubages de turbine de turbomachine, et plus particulièrement aux aubages brut de fonderie d'aubes de turbine réalisées par la technique de la fonderie à la cire perdue.
De façon connue en soi, une turbomachine comporte une chambre de combustion dans laquelle de l'air et du carburant sont mélangés avant d'y être brûlés. Les gaz issus de cette combustion s'écoulent vers l'aval de la chambre de combustion et alimentent ensuite une turbine haute pression et une turbine basse pression. Chaque turbine comporte une ou plusieurs rangées d'aubes fixes (appelées distributeurs) alternant avec une ou plusieurs rangées d'aubes mobiles (appelées roues mobiles), espacées de façon circonférentielle tout autour du rotor de la turbine.
La figure 4A illustre en partie une structure conventionnelle de distributeurs équipant actuellement de nombreux moteurs aéronautiques et comportant une pluralité d'aubes fixes.
Chacune de ces aubes 10 comporte un profil aérodynamique ou pale insérée entre une plate-forme externe 14 réunissant les têtes d'aubes et une plate-forme interne 16 réunissant les pieds d'aubes. Chaque pale comporte un bord d'attaque 18 et un bord de fuite 20 opposés l'un de l'autre et des parois intrados 22 et extrados 24 s'étendant radialement entre un pied d'aube et une tête d'aube selon une direction X-X' d'élongation de la pale, laquelle direction d'élongation est perpendiculaire à l'axe central longitudinal (non représenté) de la turbomachine.
La figure 4B illustre une aube mobile creuse conventionnelle 30 pour turbine à gaz comportant un profil aérodynamique ou pale ayant un bord d'attaque 32 et un bord de fuite 34 opposés l'un de l'autre et reliés par une paroi intrados 36 et une paroi extrados 38 s'étendant radialement entre un pied d'aube 40 et une tête d'aube 42 selon la direction X-X' d'élongation de la pale.
Il est connu que le bord de fuite de telles aubes fixes ou mobiles est une caractéristique dimensionnelle clef pour la performance aérodynamique de la turbine et du moteur. Dès lors, pour réduire la consommation de carburant du moteur, une solution connue consiste à augmenter la performance aérodynamique de la turbine par un amincissement du bord de fuite de ces aubes.
Or, actuellement les aubages de turbine sont réalisés pour l'essentiel selon une technique de fonderie à la cire perdue. Etant donné la finesse du profil aérodynamique recherché, cette seule technique de fonderie ne permet pas d'obtenir des aubages à bord de fuite fin et l'on a donc recours à une étape ultérieure supplémentaire de polissage pour venir retoucher mécaniquement le bord de fuite et ainsi pouvoir l'amincir. Malheureusement, il est apparu qu'une telle étape supplémentaire de retrait matière à l'aube brute de fonderie ne permettait pas de respecter la forme finale du profil aérodynamique et ses tolérances dimensionnelles. En effet, le polissage d'une surface fine engendre de réchauffement puis une déformation locale du profil aérodynamique dont la forme n'est plus respectée, qu'il s'agisse de la tangence ou du rayon du bord de fuite, ce qui va alors entraîner une dégradation des performances de la turbine, donc à l'opposé de ce qui est recherché.
Objet et résumé de l'invention
La présente invention vise donc à pallier les inconvénients liés à la déformation du bord de fuite lors du polissage du bord de fuite en proposant une modification de processus d'élaboration de l'aube par fonderie à la cire perdue qui n'engendre pas des non conformités dimensionnelles et permette de respecter la forme souhaitée pour le profil aérodynamique.
A cet effet, il est prévu un aubage brut de fonderie d'une aube de turbomachine réalisée selon la technique de la cire perdue, l'aube comportant une pale ayant un bord d'attaque et un bord de fuite opposés l'un de l'autre et reliés par une paroi intrados et une paroi extrados s'étendant entre un pied d'aube et une tête d'aube, caractérisée en ce que, pour réaliser sur ladite aube un bord de fuite fin qui ne soit pas déformé par une opération de retrait matière ultérieure, ledit aubage brut de fonderie de ladite aube comporte sur une paroi extrados et/ou une paroi intrados dudit aubage destinées à former respectivement ladite paroi extrados et/ou ladite paroi intrados de l'aube, une surépaisseur de fonderie s'étendant depuis un bord de fuite dudit aubage destiné à former ledit bord de fuite de l'aube sur une largeur déterminée en direction d'un bord d'attaque dudit aubage destiné à former ledit bord d'attaque de l'aube, à l'exception d'une zone réservée adjacente audit bord de fuite de l'aubage et large d'au moins un rayon dudit bord de fuite de l'aubage, sur au moins une partie de la hauteur de l'aube.
Ainsi, en épaississant localement le profil de l'aubage brut de fonderie, le processus de fonderie s'avère plus robuste au niveau du bord de fuite et peut donc supporter un retrait de matière ultérieur comme un polissage sans risque de déformation de l'aube.
Selon le mode de réalisation envisagé, ladite surépaisseur de fonderie est réalisée sur toute la hauteur de l'aubage.
De préférence, ladite surépaisseur de fonderie présente une épaisseur variable qui varie de façon décroissante sur ladite largueur déterminée entre une première valeur égale à zéro et une seconde valeur comprise entre une demi fois et une fois une épaisseur e souhaitée pour l'aube et déterminée à une distance d prédéterminée dudit bord de fuite de l'aube.
Avantageusement, ladite première valeur est déterminée au niveau d'une première ligne de jonction, parallèle audit bord de fuite de l'aubage et constituant une ligne de tangence entre ladite surépaisseur de fonderie et ladite paroi extrados de l'aubage, et ladite seconde valeur est déterminée au niveau d'une seconde ligne de jonction également parallèle au bord de fuite de l'aubage et délimitant ladite zone réservée.
De préférence, ladite surépaisseur de fonderie rejoint ladite paroi extrados de l'aubage au niveau d'un premier bord selon ladite ligne de tangence et au niveau de deuxième, troisième et quatrième bords par des liaisons en pente.
Avantageusement, lesdites liaisons en pente comportent chacune une pente comprise entre 20° et 50°.
De préférence, ladite ligne de tangence est parallèle audit bord de fuite et située à une distance dudit bord de fuite de l'aubage égale à 40 à 60% d'une longueur L de corde de l'aubage.
L'invention concerne également un procédé de fabrication d'une aube de turbomachine réalisée selon la technique de la fonderie à la cire perdue, l'aube comportant une pale creuse ayant un bord d'attaque et un bord de fuite opposés l'un de l'autre et reliés par une paroi intrados et une paroi extrados s'étendant entre un pied d'aube et une tête d'aube, le procédé étant caractérisé en ce que, pour réaliser par fonderie une aube à bord de fuite fin, il comprend d'une part une étape comportant la réalisation d'un aubage brut de fonderie avec une surépaisseur de fonderie d'épaisseur variable au niveau d'une paroi extrados et/ou une paroi intrados dudit aubage destinées à former respectivement ladite paroi extrados et/ou ladite paroi intrados de l'aube et s'étendant depuis un bord de fuite dudit aubage destiné à former ledit bord de fuite de l'aube et en direction d'un bord d'attaque de l'aubage destiné à former ledit bord d'attaque de l'aube, à l'exception d'une zone réservée adjacente audit bord de fuite de l'aubage et large d'au moins un rayon dudit bord de fuite de l'aubage, et d'autre part une étape de retrait matière ultérieure de cette surépaisseur de fonderie.
De préférence, ladite surépaisseur de fonderie est réalisée sur toute ou partie de la hauteur de l'aubage.
Avantageusement, ladite opération de retrait matière est un polissage.
L'invention se rapporte aussi à une turbomachine comportant une aube fabriquée selon le procédé de fabrication précité.
Brève description des dessins
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur lesquels :
- la figure 1 illustre le profil aérodynamique d'une aube de turbine selon l'invention,
- la figure 2 est une vue partielle en section de l'aube de la figure 1 au niveau du bord de fuite,
- la figure 3 est une vue partielle en élévation de l'aube de la figure 1 au niveau de la paroi extrados, et
- les figures 4A et 4B sont des vues en perspective d'une partie de distributeur de l'art antérieur montrant une pluralité d'aubes fixes et d'une aube mobile de turbine de l'art antérieur, respectivement. Description détaillée de modes de réalisation
Les figures 1 et 2 représentent un profil aérodynamique ou pale d'un aubage brut de fonderie destiné à former une aube de turbine comportant un bord d'attaque 18 et un bord de fuite 20 opposés l'un de l'autre et reliés par une paroi intrados 22 et une paroi extrados 24 s'étendant entre un pied d'aube et une tête d'aube. Pour la clarté de la description qui suit, les éléments de l'aubage brut de fonderie portent les mêmes numéros que ceux de l'aube finie à un facteur 10 près. Ainsi, au bord d'attaque de l'aube finie 18 correspond un bord d'attaque de l'aubage brut 180, au bord de fuite de l'aube finie 20 un bord de fuite de l'aubage brut 200, à la paroi intrados de l'aube finie 22 une paroi intrados de l'aubage brut 220 et à la paroi extrados de l'aube finie 24 une paroi extrados de l'aubage brut 240.
Conformément à l'invention, pour permettre la réalisation sur l'aube finie d'un bord de fuite fin, c'est-à-dire dont l'épaisseur mesurée à 1mm de l'extrémité de ce bord de fuite est comprise entre 0,2 mm et 0,5 mm, il est proposé lors de l'opération de fonderie d'épaissir localement le profil aérodynamique de l'aubage brut de fonderie, c'est à dire d'ajouter à ce modèle de fonderie une surépaisseur de fonderie 210 sur une largeur déterminée de la paroi intrados 220 et/ou de la paroi extrados 240 s'étendant depuis le bord de fuite 200 en direction du bord d'attaque 180, à l'exception toutefois d'une zone réservée déterminée 250 adjacente à ce bord de fuite 200 et large d'au moins un rayon du bord de fuite, mais sur toute ou partie de la hauteur de l'aubage, de sorte que ce bord de fuite ne soit pas modifié et donc ne soit pas impacté, notamment pas déformé par l'opération de retrait matière comme un polissage qui succédera cette opération de fonderie. Afin de ne pas pénaliser la performance aérodynamique et de simplifier l'outillage, la surépaisseur de fonderie est toutefois disposée avantageusement sur la paroi extrados de l'aubage brut 240.
On notera que la valeur de 1mm de l'extrémité du bord de fuite est un seuil déterminé permettant de mesurer et retoucher l'épaisseur de de bord de fuite tout en gardant une marge de sécurité par rapport à cette extrémité. En effet, un usinage du bord de fuite insuffisamment contrôlé risquerait d'usiner l'extrémité du bord de fuite et donc de raccourcir la longueur de corde L de la pale, ce qui aurait un impact important sur la performance aérodynamique.
Cette surépaisseur de fonderie 210 de forme sensiblement rectangulaire présente sur la largeur déterminée une épaisseur variable qui varie de façon décroissante entre une première valeur égale à zéro (h = 0) présente sur la paroi extrados 240 au niveau d'une première ligne de jonction 260 formant un premier bord de cette surépaisseur de fonderie, parallèle au bord de fuite 200, et une seconde valeur comprise entre une demi fois et une fois l'épaisseur de l'aube e désirée (0,4e <h< e), la surépaisseur de fonderie rejoignant la paroi extrados 240 par une liaison en pente 210a (idéalement comprise entre 20° et 50° de sorte à être suffisamment importante pour augmenter le bord de fuite sans nuire à l'injection de la cire et la coulabilité du métal) au niveau d'une seconde ligne de jonction 280 délimitant la zone réservée 250, également parallèle au bord de fuite 200 et formant un deuxième bord opposé au premier. Cela permet de rendre plus robuste l'opération de fonderie et l'opération de retrait matière est facilitée car le rayon du bord de fuite reste brut de fonderie. L'épaisseur désirée e de l'aube est définie à une distance d prédéterminée du bord de fuite 20 de cette aube. Ainsi comme précisé au paragraphe précédent, en prenant pour la distance d une valeur de 1 mm, pour une épaisseur e de bord de fuite désirée de 0,5 mm, l'homme du métier choisira une surépaisseur de fonderie h comprise entre 0,2 mm et 0,5 mm.
Si l'on considère L la longueur de corde de l'aube, alors la première ligne de jonction 260 est de préférence située à une distance du bord de fuite 200 égale à 40 à 60% de cette longueur L. Ainsi, l'homme du métier choisira par exemple une distance de 10 mm à 15 mm pour une longueur de corde de 25 mm. En outre, pour éviter tout ressaut et obtenir l'épaisseur nulle désirée, cette première ligne de jonction doit constituer une ligne de tangence entre les deux surfaces tangentes que forment la face externe de la surépaisseur de fonderie et la face externe de la paroi extrados.
De même, la seconde ligne de jonction 280 définissant l'extrémité de la zone réservée 250 doit être assez éloignée du bord de fuite pour éviter la déformation de ce bord de fuite mais aussi relativement proche pour ne pas pénaliser l'opération de fonderie à la cire perdue. En effet, si cette seconde ligne de jonction 280 est trop proche du bord de fuite 200 alors le profil aérodynamique sera déformé lors de l'opération de retrait matière car la bande usinée sera trop proche de ce bord de fuite fin recherché. Et positionner la seconde ligne de jonction trop éloignée du bord de fuite reviendrait à réaliser ce bord de fuite fin directement de fonderie avec les inconvénients énoncés précédemment. Ainsi, l'homme du métier choisira une distance entre le bord de fuite 200 et cette seconde ligne de jonction 280 devant de préférence être comprise entre 0,5 mm et 1 mm, c'est-à-dire de l'ordre de 2 à 4 fois le rayon du bord de fuite pouvant être estimé à 0,25 mm pour une épaisseur de 0,5 mm.
La figure 3 illustre plus précisément la surépaisseur de fonderie 210 qui s'étend sur la paroi extrados 240 de l'aubage brut, parallèlement au bord de fuite 200, entre les première 260 et seconde 280 lignes de jonction. Dans le plan perpendiculaire, sur la hauteur de l'aubage, cette surépaisseur de fonderie présente aussi des jonctions avec la paroi extrados 240 formant des troisième et quatrième bords opposé l'un à l'autre et définissant vers la tête de l'aube une liaison en pente 210b et vers le pied d'aube une liaison en pente 210c.
Le procédé de fabrication d'une aube de turbine selon l'invention réalisée selon la technique de la fonderie à la cire perdue ne diffère pas du procédé conventionnel en ce sens qu'il nécessite la réalisation d'un modèle en cire et d'un moule en céramique, la coulée du métal constituant l'aube en remplacement de la cire introduite précédemment dans le moule étant ensuite liquéfiée par chauffage avant le démoulage de l'aube. La seule différence réside dans la fabrication du modèle en cire qui comporte donc une surépaisseur de fonderie d'épaisseur variable au niveau de la paroi extrados de l'aube destinée à faciliter la fonderie d'un bord de fuite fin (dont le rayon reste donc brut de fonderie) et à être retirée par une opération de retrait matière ultérieur comme un polissage.
Cette modification de profil aérodynamique de l'aubage brut de fonderie par l'adjonction d'une surépaisseur de fonderie permet d'ouvrir la voie à nouveau processus d'industrialisation pour obtenir des bord de fuite fins ayant un impact aérodynamique le plus faible possible sur cette opération de polissage.

Claims

REVENDICATIONS
1. Aubage brut de fonderie d'une aube de turbomachine réalisée selon la technique de la fonderie à la cire perdue, l'aube (10) comportant une pale ayant un bord d'attaque (18) et un bord de fuite (20) opposés l'un de l'autre et reliés par une paroi intrados (22) et une paroi extrados (24) s'étendant entre un pied d'aube et une tête d'aube, caractérisée en ce que, pour réaliser sur ladite aube un bord de fuite fin qui ne soit pas déformé par une opération de retrait matière ultérieure, ledit aubage brut de fonderie de ladite aube comporte sur une paroi extrados (240) et/ou une paroi intrados (220) dudit aubage destinées à former respectivement ladite paroi extrados et/ou ladite paroi intrados de l'aube, une surépaisseur de fonderie (210) s'étendant depuis un bord de fuite dudit aubage (200) destiné à former ledit bord de fuite de l'aube sur une largeur déterminée en direction d'un bord d'attaque dudit aubage (180) destiné à former ledit bord d'attaque de l'aube, à l'exception d'une zone réservée (250) adjacente audit bord de fuite de l'aubage et large d'au moins un rayon dudit bord de fuite de l'aubage, sur au moins une partie de la hauteur de l'aubage.
2. Aubage brut de fonderie selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite surépaisseur de fonderie est réalisée sur toute la hauteur de l'aubage.
3. Aubage brut de fonderie selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisée en ce que ladite surépaisseur de fonderie présente une épaisseur variable qui varie de façon décroissante sur ladite largeur déterminée entre une première valeur égale à zéro et une seconde valeur comprise entre une demi fois et une fois une épaisseur e souhaitée pour l'aube et déterminée à une distance d prédéterminée dudit bord de fuite de l'aube.
4. Aubage brut de fonderie selon la revendication 3, caractérisée en ce que ladite première valeur est déterminée au niveau d'une première ligne de jonction (260), parallèle audit bord de fuite de l'aubage et constituant une ligne de tangence entre ladite surépaisseur et ladite paroi extrados de l'aubage, et ladite seconde valeur est déterminée au niveau d'une seconde ligne de jonction (280) également parallèle au bord de fuite de l'aubage et délimitant ladite zone réservée.
5. Aubage brut de fonderie selon la revendication 4, caractérisée en ce que ladite surépaisseur de fonderie rejoint ladite paroi extrados de l'aubage au niveau d'un premier bord selon ladite ligne de tangence et au niveau de deuxième, troisième et quatrième bords par des liaisons en pente (210a, 210b, 210c).
6. Aubage brut de fonderie selon la revendication 5, caractérisée en ce que lesdites liaisons en pente comportent chacune une pente comprise entre 20° et 50°.
7. Aubage brut de fonderie selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que ladite ligne de tangence est parallèle audit bord de fuite de l'aubage et située à une distance dudit bord de fuite de l'aubage égale à 40 à 60% d'une longueur L de corde de l'aubage.
8. Procédé de fabrication d'une aube de turbomachine réalisée selon la technique de la fonderie à la cire perdue, l'aube (10) comportant une pale ayant un bord d'attaque (18) et un bord de fuite (20) opposés l'un de l'autre et reliés par une paroi intrados (22) et une paroi extrados (24) s'étendant entre un pied d'aube et une tête d'aube, le procédé étant caractérisé en ce que, pour réaliser par fonderie une aube à bord de fuite fin, il comprend d'une part une étape comportant la réalisation d'un aubage brut de fonderie avec une surépaisseur de fonderie (210) d'épaisseur variable au niveau d'une paroi extrados (240) et/ou une paroi intrados (220) dudit aubage destinées à former respectivement ladite paroi extrados et/ou ladite paroi intrados de l'aube et s'étendant depuis un bord de fuite dudit aubage (200) destiné à former ledit bord de fuite de l'aube et en direction d'un bord d'attaque dudit aubage (180) destiné à former ledit bord d'attaque de l'aube, à l'exception d'une zone réservée (250) adjacente audit bord de fuite de l'aubage et large d'au moins un rayon dudit bord de fuite de l'aubage, et d'autre part une étape de retrait matière ultérieure de cette surépaisseur de fonderie.
9. Procédé de fabrication selon la revendication 8, caractérisé en ce que ladite surépaisseur de fonderie est réalisée sur toute ou partie de la hauteur de l'aubage.
10. Procédé de fabrication selon la revendication 8 ou la revendication 9, caractérisé en ce que ladite opération de retrait matière est un polissage.
11. Turbomachine comportant une aube fabriquée selon le procédé de fabrication des revendications 8 à 10.
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