TURBINE ASSEMBLY OF AN AIRCRAFT TURBINE ENGINE

The present invention relates to a turbine assembly (10) of a turbine engine (1), comprising at least: a first bladed rotor (12), a bladed stator (13) and a second bladed rotor (14) arranged in series, the rotors (12, 14) being mounted on a shaft (2); a sealing plate (20) extending between the stator (13) and the shaft (2) and separating a first recess (C1) arranged between the first rotor (12) and the stator (13), from a second recess (C2) arranged between the stator (13) and the second rotor (14); and pressure-reducing means (300, 31) positioned inside the first recess (C1), the assembly being characterised in that said pressure-reducing means (300, 31) comprise a plurality of substantially radial recompression fins (300) extending into the first recess (C1).

MOBILE VANE FOR A TURBINE ENGINE, COMPRISING A LUG ENGAGING IN A LOCKING NOTCH OF A ROTOR DISK

The invention relates to a mobile vane (34) for a turbine engine, comprising a root (41) designed to be inserted into a receiving element (62) of a rotor disk (38) for a turbine engine, a platform (48) carried by the root (41), and a blade (42) extending from the platform (48). The platform (48) comprises an upstream edge (50). According to the invention, the upstream edge (50) comprises a lug (54) for engaging in a locking notch (64) of the disk in such a way as to hold the vane (34) axially in relation to the disk (38), according to the longitudinal direction (XX) of the receiving element (62).

Method for producing a rotor vane for a turbomachine

A method for producing a rotor vane ( 10 ) for a turbomachine, including producing a rough casting, the heel of which has a downstream lip ( 121 ) with a transverse increased thickness ( 130 ) such that the lip has an upstream surface ( 134 ) substantially parallel to an axis The method further includes machining said increased thickness so that the downstream lip has an upstream surface ( 138 ) inclined in relation to the axis.

TURBOMACHINE ROTOR BLADE AND CORRESPONDING TURBOMACHINE

Aube mobile de turbomachine présentant à son extrémité distale (310B) un talon (314), ce talon (314) comprenant: une plateforme (320) délimitant la surface extérieure de la veine de gaz traversant la turbomachine, et présentant des premier (351) et deuxième bords latéraux opposés; et des léchettes d'étanchéité amont et aval (331, 332) s'étendant à partir de ladite plateforme (320) vers l'extérieurµ. Chaque léchette s'étend entre deux faces latérales (33 IL, 332L) situées respectivement au niveau des premier (351) et deuxième bords latéraux. Les faces latérales (331L, 332L) de la léchette amont ou aval (331, 332) sont recouvertes au moins en partie d'un matériau anti-usure (360).

TURBOMACHINE ROTOR BLADE AND CORRESPONDING TURBOMACHINE

Aube mobile de turbomachine présentant à son extrémité distale (310B) un talon (314), ce talon (314) comprenant: une plateforme (320) délimitant la surface extérieure de la veine de gaz traversant la turbomachine, et présentant des premier (351) et deuxième bords latéraux opposés; et des léchettes d'étanchéité amont et aval (331, 332) s'étendant à partir de ladite plateforme (320) vers l'extérieurµ. Chaque léchette s'étend entre deux faces latérales (33 IL, 332L) situées respectivement au niveau des premier (351) et deuxième bords latéraux. Les faces latérales (331L, 332L) de la léchette amont ou aval (331, 332) sont recouvertes au moins en partie d'un matériau anti-usure (360).

TURBINE ENGINE BLADE PREFORM

L'invention concerne une préforme d'aube (46) comprenant une échasse reliant une plate-forme (16) à une partie de pied d'aube (14) s'étendant longitudinalement suivant une direction amont/aval, deux voiles amont (26) et aval (28) s'étendant suivant une direction sensiblement perpendiculaire à la direction longitudinale du pied d'aube et étant formés aux extrémités amont et aval de l'échasse. Les voiles amont (26) et aval (28) relient les extrémités amont et aval de la plate-forme (16) aux extrémités amont et aval du pied d'aube (14). Selon l'invention le pied d'aube (14) s'étend suivant une direction perpendiculaire à la direction longitudinale du pied d'aube sur une distance inférieure à celle des voiles amont et aval (26, 28) et les bords latéraux (40) de chaque voile (26, 28) se prolongent par des parois convergeant (44) l'une vers l'autre jusqu'aux flancs du pied d'aube.

TURBINE ENGINE VANE PROVIDED WITH AN OPTIMIZED COOLING CIRCUIT

The invention relates to a turbine engine blade (20) comprising: - an airfoil (21) with a pressure-side wall and a suction-side wall which are connected upstream by a leading edge (26) and downstream by a trailing edge (27), - a cooling circuit (28) which comprises an internal cavity extending inside the airfoil and a plurality of outlet openings each oriented substantially along a longitudinal axis X, each outlet opening communicating with the cavity and being arranged in the vicinity of the trailing edge, and - a calibration device (33) arranged in the cavity and provided with calibration conduits (34) which are arranged substantially opposite the outlet openings. According to the invention, the calibration conduits (34) each comprise an oblong transverse section which is substantially perpendicular to the longitudinal axis.

TURBOMACHINE BLADE WITH IMPROVED COOLING

The invention relates to a turbine vane comprising a root carrying a blade terminated by a tip in the form of a squealer tip, the blade having an intrados wall and an extrados wall, as well as a leading edge, a trailing edge, and a tip wall delimiting a bottom of the squealer tip, by which the intrados wall is connected to the extrados wall, said blade also comprising: - a serpentine median circuit (28), including a first radial pipe (41) that collects air at the root and is connected by a first bend (46) to a second radial pipe (42) that is connected by a second bend (47) to a third radial pipe (43); - a cavity (36) under the squealer tip running along the extrados wall (21) and extending from a central region of the tip (S) to the trailing edge (17); - a central radial pipe (34) collecting air at the root and extending between at least two of the three pipes (41, 42, 43) of the median circuit (28) and directly supplying the cavity (36) under the squealer tip.

TURBINE ENGINE BLADE PREFORM

L'invention concerne une préforme d'aube (46) comprenant une échasse reliant une plate-forme (16) à une partie de pied d'aube (14) s'étendant longitudinalement suivant une direction amont/aval, deux voiles amont (26) et aval (28) s'étendant suivant une direction sensiblement perpendiculaire à la direction longitudinale du pied d'aube et étant formés aux extrémités amont et aval de l'échasse. Les voiles amont (26) et aval (28) relient les extrémités amont et aval de la plate-forme (16) aux extrémités amont et aval du pied d'aube (14). Selon l'invention le pied d'aube (14) s'étend suivant une direction perpendiculaire à la direction longitudinale du pied d'aube sur une distance inférieure à celle des voiles amont et aval (26, 28) et les bords latéraux (40) de chaque voile (26, 28) se prolongent par des parois convergeant (44) l'une vers l'autre jusqu'aux flancs du pied d'aube.

Turbine engine blade preform

A blade preform includes a strut connecting a plat-form to a blade root portion extending longitudinally in an upstream-downstream direction, an upstream web and a downstream web, which each extend in a direction substantially perpendicular to the longitudinal direction of the blade root and are formed at the upstream and downstream ends of the strut. The upstream and downstream webs connect the upstream and downstream ends of the plat-form to the upstream and downstream ends of the blade root. The blade root extends in a direction perpendicular to the longitudinal direction of the blade root over a distance smaller than that of the upstream and downstream webs and the side edges of each web are extended by walls that converge at the flanks of the blade root.

Turbine distributor sector for an aircraft turbine engine

Turbine distributor sector for an aircraft turbine engine, including an external annular platform sector and an internal annular platform sector, the sectors being coaxial and being connected together by blade assemblies including inner cavities cooled by gas circulation, the external platform sector including through openings of which radially internal ends open into the inner cavities, wherein the external platform sector includes inner ducts for supplying the cavities with gas, the ducts including air outlets opening into the openings and air inlets opening onto a portion of the external annular surface of the external platform sector.

TURBINE ENGINE BLADE EQUIPPED WITH A COOLING CIRCUIT WITH OPTIMIZED CONNECTION ZONE

A turbine engine vane including a blade extending following a radial axis and a cooling circuit arranged inside the blade, the cooling circuit including a first cavity and a second cavity arranged downstream from the first cavity following a direction of circulation of a cooling fluid, the first and second cavities extend radially inside the blade and being separated at least partially by a radial partition having a radially external free end which delimits at least partially a passage connecting the first and second cavities, the radial partition connecting a first wall in contact with the outside environment of the blade to a second opposite wall substantially following a transversal axis, perpendicular to the radial axis, respectively in a connection zone. According to the invention, at least one connection zone presents a thickening having a substantially triangular general transversal cross-section. 1. Turbine engine vane comprising a blade extending following a radial axis and a cooling circuit arranged inside the blade , the cooling circuit comprising a first cavity and a second cavity arranged downstream from the first cavity following a direction of circulation of a cooling fluid , the first and second cavities extending radially inside the blade and being separated at least partially by a radial partition having a radially external free end which delimits at least partially a passage connecting the first and second cavities , the radial partition connecting a first wall which is in contact with the outside environment of the blade to a second wall respectively in a connection zone the first and second walls (are substantially opposite following a transversal axis which is perpendicular to the radial axis , characterised in that at least one connection zone presents a thickening having a substantially triangular general transversal cross-section.2. The turbine engine vane according to claim 1 , wherein the thickening presents an external peripheral surface ...

TURBINE DISTRIBUTOR SECTOR FOR AN AIRCRAFT TURBINE ENGINE

Turbine distributor sector for an aircraft turbine engine, including an external annular platform sector and an internal annular platform sector, the sectors being coaxial and being connected together by blade assemblies including inner cavities cooled by gas circulation, the external platform sector including through openings of which radially internal ends open into the inner cavities, wherein the external platform sector includes inner ducts for supplying the cavities with gas, the ducts including air outlets opening into the openings and air inlets opening onto a portion of the external annular surface of the external platform sector. 1. A turbine distributor sector for an aircraft turbine engine , comprising an external annular platform sector and an internal annular platform sector , said sectors being coaxial and being connected together by blade assemblies comprising inner cavities cooled by gas circulation , the external platform sector comprising through openings of which radially internal ends open into said inner cavities , wherein said external platform sector comprises inner ducts for supplying said cavities with gas , said ducts comprising air outlets opening into said openings and air inlets opening onto a portion of the external annular surface of the external platform sector.2. The turbine distributor sector according to claim 1 , wherein each one of said openings extends at least partially into a boss protruding over a portion of the external annular surface of the external platform sector claim 1 , each one of said ducts extending at least partially into this boss.3. The turbine distributor sector according to claim 1 , wherein the air inlets are located on a portion of the external cylindrical surface of an annular rim claim 1 , for attaching of the distributor to a turbine casing.4. The turbine distributor sector according to claim 3 , wherein the annular rim has in its axial section locally a general L shape and comprises a substantially ...

Turbine assembly of an aircraft turbine engine

The present invention relates to a turbine assembly (10) of a turbine engine (1), comprising at least: a first bladed rotor (12), a bladed stator (13) and a second bladed rotor (14) arranged in series, the rotors (12, 14) being mounted on a shaft (2); a sealing plate (20) extending between the stator (13) and the shaft (2) and separating a first recess (C1) arranged between the first rotor (12) and the stator (13), from a second recess (C2) arranged between the stator (13) and the second rotor (14); and pressure-reducing means (300, 31) positioned inside the first recess (C1), the assembly being characterized in that said pressure-reducing means (300, 31) comprise a plurality of substantially radial recompression fins (300) extending into the first recess (C1).

TURBOMACHINE ROTOR BLADE

A turbomachine rotor blade presenting an outer part (314) at its distal end (310B), the outer part comprising a platform (320) defining the outside surface of the passage for gas passing through the turbomachine and presenting first (351) and second opposite side edges; and upstream and downstream sealing wipers (331, 332) extending outwards from said platform (320), each wiper extending between two lateral faces (331L, 332L) situated respectively at the first (351) and second side edges. The lateral faces (331L, 332L) of the upstream and downstream wipers (331, 332) are covered at least in part in an anti-wear material (360).

TURBOMACHINE VANE COOPERATING WITH A VANE RETENTION DISK

A turbomachine vane for cooperating with a vane retention disk including a plurality of peripheral teeth, the vane including a shank including a neck and a bulb for cooperating with a socket of the disk so as to radially hold the shank in the socket, the socket being a space bounded by two successive teeth of the disk, a pole on top of the neck, including two side walls facing the active surface side of the vane and two side walls facing the passive surface side of the vane, each wall having a rib at a lower end of the pole, the rib extending in the direction of the side wall facing the wall and providing a function of holding the vane when the vane is retained in the disk. 1. A turbomachine vane for cooperating with a vane retention disk including a plurality of peripheral teeth , said vane including a shank comprising:a neck and a bulb for cooperating with a socket of the disk so as to radially hold said shank in said socket, said socket being a space bounded by two successive peripheral teeth of the disk,a pole on top of said neck, including two side walls facing an active surface side of the vane and two side walls facing a passive surface side of the vane,each wall having a rib at a lower end of the pole, said rib extending in a direction of the side wall facing said wall and providing a function of holding the vane when said vane is retained in the disk.2. The vane according to claim 1 , wherein the holding function is provided by plane attachment between the rib and a portion of a tooth bounding the socket.3. A vane impeller for a turbomachine including at least one vane according to claim 1 , and a vane retention disk including at least two peripheral teeth forming a socket cooperating with the neck and the bulb of said vane claim 1 , at least one peripheral tooth comprising at least one chamfer at a side face of the disk claim 1 , wherein a thickness of the rib is higher than the length of the chamfer.4. A turbomachine including a vane impeller according to ...

Mobile vane for a turbine engine, comprising a lug engaging in a locking notch of a rotor disk

A mobile vane for a turbine engine, including a root designed to be inserted into a receiving element of a rotor disk for a turbine engine, a platform carried by the root, and a blade extending from the platform. The platform includes an upstream edge. The upstream edge includes a lug for engaging in a locking notch of the disk in such a way as to hold the vane axially in relation to the disk, according to the longitudinal direction of the receiving element.

Aube Mobile De Turbomachine

Turbomachine rotor blade having, at its distal end (310B) a shroud (314), this shroud (314) comprising: a platform (320) delimiting the exterior surface of the flow path for the gases passing through the turbomachine and having opposing first (351) and second lateral edges; and upstream and downstream rubbing seals (331, 332) extending from said platform (320) outwards. Each seal extends between two lateral faces (331L, 332L) situated respectively at the first (351) and second lateral edges. The lateral faces (331L, 332L) of the upstream or downstream seal (331, 332) are covered at least in part with a wear-resistant material (360).

Turbomachine rotor blade

A turbomachine rotor blade includes an outer part at its distal end. The outer part includes a platform defining an outside surface of a passage for gas passing through a turbomachine and presenting first and second opposite side edges; and upstream and downstream sealing wipers extending outwards from the platform, each wiper extending between two lateral faces situated respectively at the first and second side edges. The two lateral faces of the upstream or the downstream wiper are covered at least in part in an anti-wear material.

MOBILE VANE FOR A TURBINE ENGINE, COMPRISING A LUG ENGAGING IN A LOCKING NOTCH OF A ROTOR DISK

A mobile vane for a turbine engine, including a root designed to be inserted into a receiving element of a rotor disk for a turbine engine, a platform carried by the root, and a blade extending from the platform. The platform includes an upstream edge. The upstream edge includes a lug for engaging in a locking notch of the disk in such a way as to hold the vane axially in relation to the disk, according to the longitudinal direction of the receiving element. 19-. (canceled)10. A mobile vane of a turbomachine , comprising:a root configured to be inserted in a housing of a rotor disk for a turbomachine,a platform carried by the root, the platform comprising an upstream rim,a blade extending from the platform,wherein the upstream rim comprises a lug for engaging a locking notch of the disk, so as to retain the vane relative to the disk axially downstream along the longitudinal direction of the housing.11. A disk for a compressor or turbine of a turbomachine claim 10 , the disk comprising a housing in which a root of a vane according to is configured to be inserted claim 10 ,wherein the disk comprises at least one locking notch for being engaged with the lug, so as to retain the vane relative to the disk axially downstream along the longitudinal direction of the housing.12. The disk according to claim 11 , wherein the longitudinal direction is substantially orthogonal to the radial direction of the disk.13. The disk according to claim 11 , wherein the longitudinal direction is substantially orthogonal to a circumferential direction of the disk.14. The disk according to claim 11 , wherein the locking notch is a groove substantially extending along the circumferential direction of the disk.15. The disk according to claim 11 , wherein the housing extends between two consecutive teeth of the disk claim 11 , the locking notch being located on only one of both teeth.16. A rotor wheel comprising a disk according to claim 11 , such that the platform presses against only one ...

Turbomachine vane cooperating with a vane retention disk

A turbomachine vane for cooperating with a vane retention disk including a plurality of peripheral teeth, the vane including a shank including a neck and a bulb for cooperating with a socket of the disk so as to radially hold the shank in the socket, the socket being a space bounded by two successive teeth of the disk, a pole on top of the neck, including two side walls facing the active surface side of the vane and two side walls facing the passive surface side of the vane, each wall having a rib at a lower end of the pole, the rib extending in the direction of the side wall facing the wall and providing a function of holding the vane when the vane is retained in the disk.

TURBINE ENGINE BLADE

The invention relates to a turbine engine blade (1) comprising an airfoil (2) connected by a platform (3) to a middle radial wall (4) extending axially and prolonged radially inwards by a blade root (5) for mounting in a slot (6) of a disk (7), the platform (3) and said middle wall (4) defining two lateral cavities (16) situated on either side of said middle wall (4) and opening out circumferentially for the purpose of receiving sealing members. Said cavities (16) are open downstream with two fins (21) projecting on either side of said middle wall (4) at its downstream end, said fins (21) coming to bear against two adjacent teeth (19) of the disk (7) between which the slot (6) is formed. The downstream end (22) of the middle wall (4) including a setback (24) extending between said rib (20) and the fins (21).

Turbine engine blade

A turbine engine blade includes an airfoil connected by a platform to a middle radial wall extending axially and prolonged radially inwards by a blade root that is mountable in a slot of a disk, and the platform and the middle radial wall defining two lateral cavities situated on either side of the middle radial wall and opening out circumferentially to receive scaling members. The cavities are open downstream with two fins projecting on either side of the middle radial wall at downstream end of the middle radial wall, the fins coming to bear against two adjacent teeth of the disk between which the slot is formed. The downstream end of the middle radial wall includes a setback extending between at least one rib of the platform and the fins.

TURBINE ENGINE BLADE WITH IMPROVED COOLING

A turbine blade including a root carrying an impeller terminated by a tip in the form of a squealer tip. This impeller also includes a serpentine median circuit, including a first radial pipe collecting air at the root and that is connected by a first bend to a second radial pipe that is connected by a second bend to a third radial pipe, a cavity under the squealer tip running along the pressure side wall, extending from a central region of the tip to the trailing edge, and a radial central pipe collecting air at the root extending between at least two of the three pipes of the median circuit and directly supplying the cavity under the squealer tip. 114-. (canceled)15. A turbine vane of a turbomachine , for being mounted about an axis of rotation on a rotor disc rotating about an axis of rotation , comprising a root for mounting thereof in a cell of the disc , and a hollow blade extending from the root in a radial spanwise direction and terminating in a top forming a bathtub , the blade comprising a lower surface wall and an upper surface wall , as well as a leading edge , a trailing edge and a top wall delimiting a bottom of the bathtub , and with which the lower surface wall is connected to the upper surface wall , said blade also comprising:a paper clip-type median circuit, including a first radial duct collecting air at the root and which is connected through a first bend to a second radial duct which is connected through a second bend to a third radial duct;an under-bathtub cavity located on the side of the lower surface wall and the top wall and which extends from a central region of the top to the trailing edge;a central radial duct located on the side of the lower surface wall and which collects air at the root and extends between at least two of the three ducts of the median circuit and directly feeds the under-bathtub cavity.16. The vane of claim 15 , wherein one end of the third duct and at least part of the first bend are located between the under- ...

METHOD FOR PRODUCING A ROTOR VANE FOR A TURBOMACHINE

The invention relates to a method for producing a rotor vane () for a turbomachine, comprising a step consisting in producing a rough casting, the heel of which has a downstream lip () with a transverse increased thickness () such that the lip has an upstream surface () substantially parallel to the above-mentioned axis, said method comprising an additional step of machining said increased thickness so that the downstream lip has an upstream surface () inclined in relation to the above-mentioned axis. 1. Method for producing a rotor blade for a turbine engine , said blade comprising a vane which is connected at one end to a root and at the opposite end thereof to a heel bearing upstream and downstream knife-edge seals , which are inclined at least in part relative to the longitudinal axis (X) of the blade , the method comprising a step which consists in producing a blank casting which is to be machined , wherein the downstream knife-edge seal is formed by casting having a transverse machining allowance in such a way that said knife-edge seal has an upstream face which is substantially parallel to the above-mentioned axis , and in that the method comprises an additional step which consists in machining said machining allowance so that the downstream knife-edge seal has an upstream face which is inclined relative to the above-mentioned axis.2. Method according to claim 1 , wherein the knife-edge seals are produced by casting using a mould which claim 1 , after solidification of the knife-edge seals claim 1 , is removed from the blade by moving it in translation towards the outside in a direction which is substantially parallel to the longitudinal axis (X) of the blade.3. Method according to claim 1 , wherein the machining is carried out using a grinding wheel.4. Method according to claim 1 , wherein the knife-edge seals have different angles of inclination relative to the above-mentioned axis.5. Method according to claim 1 , wherein said upstream face extends over ...

TURBOMACHINE ROTOR BLADE

A turbomachine rotor blade presenting an outer part () at its distal end (B), the outer part comprising a platform () defining the outside surface of the passage for gas passing through the turbomachine and presenting first () and second opposite side edges; and upstream and downstream sealing wipers () extending outwards from said platform (), each wiper extending between two lateral faces (L, L) situated respectively at the first () and second side edges. The lateral faces (L, L) of the upstream and downstream wipers () are covered at least in part in an anti-wear material (). 1. A turbomachine rotor blade having an outer part at its distal end , the outer part comprising:a platform defining the outside surface of the passage for gas passing through the turbomachine and presenting first and second opposite side edges; andupstream and downstream sealing wipers extending outwards from said platform, each wiper extending between two lateral faces situated respectively at the first and second side edges;the blade being characterized in that the wherein the lateral faces of the upstream and downstream wipers are covered, at least in part, in an anti-wear material.2. A blade according to claim 1 , wherein each of the first and second side edges presents a profile between the upstream and downstream wipers claim 1 , which profile has a first portion close to the upstream wiper claim 1 , an intermediate second portion claim 1 , and a third portion that is close to the downstream wiper claim 1 , the first and third portions being substantially parallel to each other and the second portion extending obliquely between the first and third portions from upstream to downstream and from the suction side towards the pressure side of the blade.3. A blade according to claim 2 , wherein each of the first and second side edges presents an upstream end portion in line with the first portion and a downstream end portion in line with the third portion.4. A blade according to claim 2 , ...

TURBINE ENGINE BLADE PROVIDED WITH AN OPTIMISED COOLING CIRCUIT

A turbine engine blade includes an airfoil with a pressure-side wall and a suction-side wall which are connected upstream by a leading edge and downstream by a trailing edge. A cooling circuit has an internal cavity extending inside the airfoil and a plurality of outlet openings, each oriented substantially along a longitudinal axis X. Each outlet opening communicates with the cavity and is arranged in the vicinity of the trailing edge. A calibration device is arranged in the cavity and provided with calibration conduits arranged substantially opposite the outlet openings. The calibration conduits each include an oblong transverse section which is substantially perpendicular to the longitudinal axis. 1. A turbine engine vane , comprising:a blade with a pressure side wall and a suction side wall that are connected upstream by a leading edge and downstream by a trailing edge;a cooling circuit which comprises an internal cavity extending inside the blade and a plurality of outlet orifices, each oriented along a longitudinal axis X, each outlet orifice communicating with the internal cavity and being arranged in the vicinity of the trailing edge; anda calibration device disposed within the internal cavity and provided with calibration conduits arranged opposite the outlet orifices, the calibration conduits each comprising an oblong transverse section perpendicular to the longitudinal axis,wherein the calibration device comprises a calibration cavity disposed downstream of the calibration conduits, the calibration cavity being in fluid communication with the calibration conduits and the outlet orifices, each calibration conduit comprising a first rectilinear portion and a second rectilinear portion which are opposite along a predetermined width L passing through the central axis A of each calibration conduit.2. The vane according to claim 1 , wherein the calibration conduits are carried by a partition extending radially in the blade and forming upstream the internal ...

Turbine engine blade preform

The invention relates to a blade preform ( 46 ) including a strut connecting a plat-form ( 16 ) to a blade root portion ( 14 ) extending longitudinally in an upstream-downstream direction, an upstream web ( 26 ) and a downstream ( 28 ) web, which each extend in a direction substantially perpendicular to the longitudinal direction of the blade root and are formed at the upstream and downstream ends of the strut. The upstream ( 26 ) and downstream ( 28 ) webs connect the upstream and downstream ends of the plat-form ( 16 ) to the upstream and downstream ends of the blade root ( 14 ). According to the invention, the blade root ( 14 ) extends in a direction perpendicular to the longitudinal direction of the blade root over a distance smaller than that of the upstream and downstream webs ( 26, 28 ) and the side edges ( 40 ) of each web ( 26, 28 ) are extended by walls that converge ( 44 ) at the flanks of the blade root.

ROUGH CAST BLADING WITH MODIFIED TRAILING EDGE GEOMETRY

A rough cast blading of this blade includes, a suction sidewall and/or a pressure sidewall of this blading intended to respectively form the suction sidewall and/or the pressure sidewall of the blade, a casting allowance extending over a determined width from a trailing edge of the blading intended to form the trailing edge of the blade in the direction of a leading edge of the blading intended to form the leading edge of the blade, except for a reserved area adjacent to the trailing edge of the blading and whose width is at least one radius of the trailing edge of the blading, over at least part of the height of the blading. 1. A rough cast blading of a turbomachine blade produced according to the lost-wax casting technique , the blade including an airfoil having a leading edge and a trailing edge opposite each other and connected by a pressure and a suction sidewall extending between a blade root and a blade tip , wherein in order to produce on said blade a thin trailing edge which is not deformed by a subsequent material removal operation , said rough cast blading of said blade includes on a suction sidewall and/or a pressure sidewall of said blading intended to respectively form said suction sidewall and/or said pressure sidewall of the blade , a casting allowance extending from a trailing edge of said blading intended to form said trailing edge of the blade over a determined width in the direction of a leading edge of said blading intended to form said leading edge of the blade , except for a reserved area adjacent to said trailing edge of the blading and whose width is at least one radius of said trailing edge of the blading , over at least part of the height of the blading.2. The rough cast blading according to claim 1 , wherein said casting allowance is made over the entire height of the blading.3. The rough cast blading according to claim 1 , wherein said casting allowance has a variable thickness which decreasingly varies over said determined width between ...

MOVABLE BLADE

The invention relates to a movable blade made of aluminum and titanium alloy, for a turbojet engine turbine comprising a vane and at least one root at a distal end of the vane. The root has at least one azimuthal contact surface with another directly adjacent blade. A hard abrasion-resistant material, called wear-resistant material, is deposited onto the at least one azimuthal contact surface. A cavity is produced in said at least one azimuthal contact surface, the wear-resistant material being deposited in the cavity. 111.-. (canceled)12. A moving blade of titanium and aluminum alloy , for a turbojet turbine , comprising an airfoil and at least one bead at a distal end of the airfoil , the bead having at least one azimuthal contact surface with another directly adjacent blade , a hard abrasion-resistant material , called an anti-wear material , being deposited on at least one azimuthal contact surface , the blade being characterized in that an indentation is made in said at least one azimuthal contact surface , the anti-wear material being deposited in the indentation , and each azimuthal contact surface has a plurality of successive facets defining a chevron-shaped profile , each azimuthal contact surface comprising one anti-wear material per facet.13. The blade according to claim 12 , characterized in that said anti-wear material is flush with the indentation.14. The blade according to claim 12 , wherein the indentation has a roughness comprised between 2 and 4 μm.15. The blade according to claim 12 , wherein the indentation has a depth comprised between 0.1 and 0.5 mm.16. A moving wheel for a turbojet turbine comprising a plurality of blades according to positioned circumferentially claim 12 , wherein the azimuthal contact surfaces of each blade being in contact with the azimuthal contact surfaces of the two other adjacent blades.17. A method of manufacturing a blade according claim 12 , the method being characterized in that it comprises the steps of:(a) ...

Turbine engine blade

The invention relates to a turbine engine blade ( 1 ) comprising an airfoil ( 2 ) connected by a platform ( 3 ) to a middle radial wall ( 4 ) extending axially and prolonged radially inwards by a blade root ( 5 ) for mounting in a slot ( 6 ) of a disk ( 7 ), the platform ( 3 ) and said middle wall ( 4 ) defining two lateral cavities ( 16 ) situated on either side of said middle wall ( 4 ) and opening out circumferentially for the purpose of receiving sealing members. Said cavities ( 16 ) are open downstream with two fins ( 21 ) projecting on either side of said middle wall ( 4 ) at its downstream end, said fins ( 21 ) coming to bear against two adjacent teeth ( 19 ) of the disk ( 7 ) between which the slot ( 6 ) is formed. The downstream end ( 22 ) of the middle wall ( 4 ) including a setback ( 24 ) extending between said rib ( 20 ) and the fins ( 21 ).

TURBINE ASSEMBLY OF AN AIRCRAFT TURBINE ENGINE

The present invention relates to a turbine assembly () of a turbine engine (), comprising at least: a first bladed rotor (), a bladed stator () and a second bladed rotor () arranged in series, the rotors () being mounted on a shaft (); a sealing plate () extending between the stator () and the shaft () and separating a first recess (C) arranged between the first rotor () and the stator (), from a second recess (C) arranged between the stator () and the second rotor (); and pressure-reducing means () positioned inside the first recess (C), the assembly being characterised in that said pressure-reducing means () comprise a plurality of substantially radial recompression fins () extending into the first recess (C). 1. A turbine assembly for an aircraft turbine engine , comprising at least a first bladed rotor , a bladed stator and a second bladed rotor arranged successively , the rotors being mounted on a shaft , a sealing plate extending between the stator and the shaft and separating a first recess arranged between the first rotor and the stator , from a second recess arranged between the stator and the second rotor , pressure-reducing means being positioned inside the first recess wherein said pressure-reducing means comprise a plurality of substantially radial recompression fins extending into the first recess.2. The assembly according to claim 1 , wherein said fins are arranged on a downstream face of the first rotor.3. The assembly according to claim 2 , wherein the fins are arranged at a thinned portion of the first rotor.4. The assembly according to claim 2 , wherein the first rotor comprises a plurality of blades claim 2 , the turbine assembly comprising one fin for each blade of the first rotor.5. The assembly according to claim 2 , wherein the fins have a curved distal end.6. The assembly according to claim 1 , wherein said pressure-reducing means inside the first recess also comprise an auxiliary sealing plate arranged into the first recess facing the ...

Improved cooling turbine engine blade

L’invention concerne une aube de turbine comprenant un pied portant une pale terminée par un sommet en forme de baignoire, la pale comprenant une paroi d'intrados et une paroi d'extrados, ainsi qu’un bord d'attaque, un bord de fuite, et une paroi de sommet délimitant un fond de la baignoire, par lesquels la paroi d’intrados est reliée à la paroi d’extrados, cette pale comprenant également : – un circuit médian (28) de type serpentin, incluant un premier conduit radial (41) collectant de l’air au niveau du pied et qui raccordé par un premier coude (46) à un deuxième conduit radial (42) qui est raccordé par un deuxième coude (47) à un troisième conduit radial (43) ; – une cavité sous baignoire (36) longeant la paroi d’intrados (19) en s’étendant depuis une région centrale du sommet (S) jusqu’au bord de fuite (17) ; – un conduit central (34) radial collectant de l’air au niveau du pied s’étendant entre au moins deux des trois conduits (41, 42, 43) du circuit médian (28) et alimentant directement la cavité sous baignoire (36). Figure pour l’abrégé : Figure 8 The invention relates to a turbine blade comprising a root carrying a blade terminated by a top in the form of a tub, the blade comprising a pressure side wall and a pressure side wall, as well as a leading edge, a cutting edge. leak, and an apex wall delimiting a bottom of the bathtub, via which the intrados wall is connected to the extrados wall, this blade also comprising: - a median circuit (28) of the coil type, including a first duct radial (41) collecting air at the level of the foot and which is connected by a first elbow (46) to a second radial duct (42) which is connected by a second elbow (47) to a third radial duct (43); - a cavity under the bathtub (36) along the lower surface wall (19) extending from a central region from the top (S) to the trailing edge (17); - a central radial duct (34) collecting air at the level of the foot extending between at least two of the three ducts (41, 42, 43) ...

PROCESS FOR PRODUCING A ROTOR BLADE FOR A TURBOMACHINE

PROCESS FOR PRODUCING A ROTOR BLADE FOR A TURBOMACHINE

Procédé de fabrication d'une aube de rotor (10) pour une turbomachine, comprenant une étape consistant à réaliser un brut de fonderie dont le talon porte une léchette aval (121) avec une surépaisseur transversale (130) de sorte que la léchette présente une face amont (134) sensiblement parallèle à l'axe précité, le procédé comprenant une étape supplémentaire consistant à usiner ladite surépaisseur pour que la léchette aval ait une face amont (138) inclinée par rapport à l'axe précité. A method of manufacturing a rotor blade (10) for a turbomachine, comprising a step of making a foundry blank whose heel carries a downstream wiper (121) with a transverse allowance (130) so that the wiper has a upstream face (134) substantially parallel to the aforementioned axis, the method comprising an additional step of machining said extra thickness so that the downstream wiper has an upstream face (138) inclined relative to the aforementioned axis.

TURBOMACHINE BLADE COMPRISING AN INTERNAL HONEYCOMB PART

L'invention concerne une aube (1) de turbomachine comprenant un extrados (13), un intrados (14), un pied (16), et un sommet (15), caractérisé en ce que ladite aube (1) comprend une partie interne en nid d'abeille formée par une pluralité d'alvéoles dirigées suivant un axe principal d'élongation (θ ) de l'aube (1) et qui débouchent au pied (16) de l'aube (1), ladite aube (1) comprenant également une enveloppe (3) entourant la partie interne en nid d'abeille le long de l'extrados (13) et de l'intrados (14), ainsi qu'une baignoire (17) comprenant une paroi de fond (17a) recouvrant la partie interne en nid d'abeille sur le sommet (15) de l'aube (1). The invention relates to a turbine engine blade (1) comprising an upper surface (13), a lower surface (14), a base (16), and a top (15), characterized in that said blade (1) comprises an internal part honeycomb formed by a plurality of cells directed along a main axis of elongation (θ) of the blade (1) and which open at the foot (16) of the blade (1), said blade (1 ) also comprising a casing (3) surrounding the internal honeycomb part along the upper surface (13) and the lower surface (14), as well as a bath (17) comprising a bottom wall (17a ) covering the internal honeycomb part on the top (15) of the blade (1).

METHOD FOR MANUFACTURING A ROTOR BLADE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE

Procédé de fabrication d'une aube de rotor pour une turbomachine d'aéronef, cette aube comprenant un pied (12), une plateforme (14) et une pale (16), ledit pied comportant un bulbe inférieur (18), un col (20) intermédiaire, et une échasse supérieure (22), caractérisé en ce que, l'échasse ayant une forme générale de bloc et présentant deux faces latérales (24a, 24b) sensiblement parallèles entre elles et à un axe d'allongement dudit pied, cette échasse est usinée en réalisant un premier perçage (26) dans une direction (F1) parallèle auxdites faces et au niveau d'une première (24a) de ces faces, de façon à ce que ce premier perçage débouche latéralement sur cette première face, et un autre perçage (30) dans une direction (F3) perpendiculaire auxdites faces (24a, 24b), cet autre perçage étant relié audit premier perçage et débouchant sur ladite première face latérale.

METHOD FOR MANUFACTURING A ROTOR BLADE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE

Procédé de fabrication d'une aube de rotor pour une turbomachine d'aéronef, cette aube comprenant un pied (12), une plateforme (14) et une pale (16), ledit pied comportant un bulbe inférieur (18), un col (20) intermédiaire, et une échasse supérieure (22), caractérisé en ce que, l'échasse ayant une forme générale de bloc et présentant deux faces latérales (24a, 24b) sensiblement parallèles entre elles et à un axe d'allongement dudit pied, cette échasse est usinée en réalisant un premier perçage (26) dans une direction (F1) parallèle auxdites faces et au niveau d'une première (24a) de ces faces, de façon à ce que ce premier perçage débouche latéralement sur cette première face, et un autre perçage (30) dans une direction (F3) perpendiculaire auxdites faces (24a, 24b), cet autre perçage étant relié audit premier perçage et débouchant sur ladite première face latérale. Method of manufacturing a rotor blade for an aircraft turbomachine, this blade comprising a base (12), a platform (14) and a blade (16), said base comprising a lower bulb (18), a neck ( 20) intermediate, and an upper stilt (22), characterized in that, the stilt having a general block shape and having two lateral faces (24a, 24b) substantially parallel to one another and to an axis of elongation of said foot, this stilt is machined by making a first bore (26) in a direction (F1) parallel to said faces and at a first (24a) of these faces, so that this first bore opens laterally on this first face, and another bore (30) in a direction (F3) perpendicular to said faces (24a, 24b), this other bore being connected to said first bore and opening onto said first lateral face.

Turbomachine wheel

Roue, en particulier roue de turbine, pour turbomachine s’étendant longitudinalement, une pluralité d’aubes (14) dont les pieds (21) sont engagés axialement et retenus radialement dans des alvéoles sensiblement axiales et qui présentent des échasses (19) de liaison des pieds (21) à des plateformes (16) destinées à délimiter radialement vers l’intérieur une veine annulaire d’un flux gazeux. La roue comprend des dispositifs d’étanchéité (36) chacun monté circonférentiellement entre deux échasses adjacentes, chaque dispositif d’étanchéité (36) comprenant au moins une paroi transverse (34) disposée à l’extrémité amont des échasses (19) et s’étendant circonférentiellement entre deux extrémités circonférentielles (34a, 34b), les extrémités circonférentielles (34a, 34b) de chaque paroi transverse étant agencées circonférentiellement bout à bout avec les extrémités circonférentielles (34a, 34b) des parois transverses des dispositifs d’étanchéité circonférentiellement adjacents (36), chaque paroi transverse (34) reliant à étanchéité l’extrémité amont de la plateforme (16) à un becquet (24). Figure de l’abrégé : Figure 2 Wheel, in particular turbine wheel, for a turbine engine extending longitudinally, a plurality of blades (14) whose roots (21) are engaged axially and retained radially in substantially axial cells and which have connecting stilts (19) feet (21) to platforms (16) intended to delimit radially inwardly an annular vein of a gas flow. The wheel comprises sealing devices (36) each mounted circumferentially between two adjacent stilts, each sealing device (36) comprising at least one transverse wall (34) arranged at the upstream end of the stilts (19) and extending circumferentially between two circumferential ends (34a, 34b), the circumferential ends (34a, 34b) of each transverse wall being arranged circumferentially end to end with the circumferential ends (34a, 34b) of the transverse walls of the circumferentially adjacent sealing devices ( 36), each transverse ...

Turbomachine wheel

L’invention concerne une roue (2) de turbomachine s’étendant longitudinalement selon un axe X comprenant un disque (4) présentant à sa périphérie des alvéoles sensiblement axiales, des aubes (5) dont les pieds (9) sont engagés axialement et retenus radialement dans lesdites alvéoles et présentent des échasses (8) de liaison des pieds (9) à des plates-formes (7) destinées à délimiter radialement vers l’extérieur une veine annulaire d’écoulement d’un flux de gaz, des dispositifs d’étanchéité (20) montés dans des cavités inter-échasses (19) délimitées circonférentiellement entre deux échasses (8) de deux aubes (5) adjacentes et axialement par des parois transverses (16, 17) reliées à leurs périphéries radialement externes aux plates-formes (7), caractérisée en ce qu’au moins un des dispositifs d’étanchéité (20) comprend une languette de maintien axial (23) prenant appui axialement sur au moins une paroi transverse d’étanchéité (17) de façon à maintenir axialement en position le dispositif d’étanchéité (20) par rapport au pied (9) de l’aube correspondante (5). Figure à publier avec l’abrégé : Figure 9 The invention relates to a turbine engine wheel (2) extending longitudinally along an axis X comprising a disc (4) having at its periphery substantially axial cells, blades (5) whose feet (9) are axially engaged and retained. radially in said cells and have stilts (8) for connecting the feet (9) to platforms (7) intended to define radially outwardly an annular flow stream of a gas flow, devices for 'sealing (20) mounted in inter-stilt cavities (19) delimited circumferentially between two stilts (8) of two adjacent blades (5) and axially by transverse walls (16, 17) connected at their peripheries radially external to the platforms. shapes (7), characterized in that at least one of the sealing devices (20) comprises an axial retaining tongue (23) bearing axially on at least one transverse sealing wall (17) so as to maintain axially in position the device seal (20) ...

PROCESS FOR PRODUCING A WAX MODEL FOR LOST WAX PROCESSING OF A METAL AIRCRAFT PART

L'invention concerne un procédé de fabrication d'un modèle (30) en cire pour fabrication à cire perdue, caractérisé en ce qu'il comprend une étape d'injection de cire dans un moule d'injection cire métallique, de sorte à fabriquer au moins deux sous-modèles (10, 20) en cire identiques, une étape de jonction des sous-modèles (10, 20) en cire de sorte à former un modèle (30) en cire, et en ce qu'il comprend une étape préliminaire de conception des sous-modèles en cire, comprenant la définition de séries de points de références sur chaque sous-modèle en cire : une première série de six points de référence sur le sous-modèle en cire, permettant de bloquer chaque sous-modèle selon tous les degrés de liberté, une deuxième série de points de référence permettant de bloquer le modèle en cire formé par la jonction des sous-modèles en cire selon tous les degrés de liberté. The invention relates to a method for manufacturing a wax model (30) for lost wax manufacturing, characterized in that it comprises a step of injecting wax into a metal wax injection mold, so as to manufacture at least two identical wax sub-models (10, 20), a step of joining the wax submodels (10, 20) so as to form a wax pattern (30), and in that it comprises a a preliminary step in the design of wax submodels, including the definition of sets of reference points on each wax sub-model: a first series of six wax submodel reference points, allowing each sub-model to be blocked; model according to all the degrees of freedom, a second series of reference points making it possible to block the wax model formed by the joining of the wax submodels according to all the degrees of freedom.

MOBILE AUB OF TURBOMACHINE

Aube mobile de turbomachine présentant à son extrémité distale (310B) un talon (314), ce talon (314) comprenant: une plateforme (320) délimitant la surface extérieure de la veine de gaz traversant la turbomachine, et présentant des premier (351) et deuxième bords latéraux opposés; et des léchettes d'étanchéité amont et aval (331, 332) s'étendant à partir de ladite plateforme (320) vers l'extérieurµ. Chaque léchette s'étend entre deux faces latérales (331L, 332L) situées respectivement au niveau des premier (351) et deuxième bords latéraux. Les faces latérales (331L, 332L) de la léchette amont ou aval (331, 332) sont recouvertes d'un matériau anti-usure (360). A turbomachine moving blade having at its distal end (310B) a heel (314), this heel (314) comprising: a platform (320) delimiting the outer surface of the gas stream passing through the turbomachine, and having first (351) and second opposite side edges; and upstream and downstream sealing wipers (331, 332) extending from said platform (320) outwardly. Each wiper extends between two lateral faces (331L, 332L) situated respectively at the level of the first (351) and second lateral edges. The side faces (331L, 332L) of the upstream or downstream wiper (331, 332) are covered with an anti-wear material (360).

TURBINE SET

Ensemble (10) de turbine de turbomachine (1) d'aéronef, comprenant au moins un rotor (12) aubagé et un stator (13) aubagé comprenant une première plateforme (131) sur laquelle sont fixées des pales et une deuxième plateforme (133) séparée de la première plateforme (131) par un pied (135), de sorte qu'entre les deux plateformes (131, 133) le stator (13) présente deux cavités annulaires (136, 137). Au moins une tôle annulaire (17) monobloc formant un anneau complet est fixée de manière amovible dans l'une des cavités (136, 137) pour assurer une étanchéité dynamique entre le rotor (12) et le stator (13). Turbomachine turbine assembly (10) for an aircraft, comprising at least one bladed rotor (12) and a bladed stator (13) comprising a first platform (131) on which blades are fixed and a second platform (133 ) separated from the first platform (131) by a foot (135), so that between the two platforms (131, 133) the stator (13) has two annular cavities (136, 137). At least one annular sheet metal (17) forming a complete ring is removably fixed in one of the cavities (136, 137) to ensure a dynamic seal between the rotor (12) and the stator (13).

blade for a movable bladed wheel of an aircraft turbomachine comprising a sealing spoiler with an optimized scalable section

Pour accroître l’inertie d’un becquet d’étanchéité d’aube pour turbomachine d’aéronef, et améliorer ainsi la durée de vie d’un tel becquet d’étanchéité, le becquet d’étanchéité (48) est conformé de manière à présenter un creux (98) dans sa surface externe (S2) et une bosse correspondante dans sa surface interne (S1), le creux et la bosse étant définis à partir d’une section transversale (60) de raccordement du becquet d’étanchéité à un corps d’aube (40), et étant formés à distance d’une extrémité axiale libre (62) du becquet d’étanchéité. Figure pour l’abrégé : Figure 7 To increase the inertia of a blade sealing spoiler for an aircraft turbomachine, and thus improve the service life of such a sealing spoiler, the sealing spoiler (48) is shaped so as to have a depression (98) in its outer surface (S2) and a corresponding bump in its inner surface (S1), the depression and the bump being defined from a cross section (60) connecting the sealing spoiler to a blade body (40), and being formed at a distance from a free axial end (62) of the sealing spoiler. Figure for abstract: Figure 7

REINFORCED TURBINE BLADE

Turbomachine blade having a reinforced trailing edge

L'invention concerne une aube mobile (10) de rotor de turbomachine s'étendant selon une direction principale radiale et selon une direction longitudinale, comportant une pale (12) délimitée par : - une face d'intrados (14) située d'un premier côté transversal de la pale (12); - une face d'extrados (16) située d'un deuxième côté transversal de la pale (12) ; - un bord d'attaque (18) d'orientation principale radiale, situé à une extrémité longitudinale amont de la pale (12) ; et - un bord de fuite (20) d'orientation principale radiale, situé à une extrémité longitudinale aval de la pale (12), dans laquelle l'aube mobile (10) est réalisée en un alliage de titane caractérisée en ce qu'elle comporte une couche de matériau de revêtement (22) qui recouvre en partie chacune de la face d'intrados (14) et de la face d'extrados (16) et qui recouvre aussi le bord de fuite (20). Figure pour l’abrégé : figure 1 The invention relates to a moving blade (10) of a turbomachine rotor extending in a main radial direction and in a longitudinal direction, comprising a blade (12) delimited by: - an intrados face (14) located on a first transverse side of the blade (12); - an extrados face (16) located on a second transverse side of the blade (12); - a leading edge (18) of radial main orientation, located at an upstream longitudinal end of the blade (12); and - a trailing edge (20) of radial main orientation, located at a downstream longitudinal end of the blade (12), in which the moving blade (10) is made of a titanium alloy characterized in that it comprises a layer of coating material (22) which partly covers each of the lower face (14) and the upper face (16) and which also covers the trailing edge (20). Figure for abstract: Figure 1

TURBOMACHINE DAWN COOPERATING WITH AUBES RETENTION DISC

L'invention concerne une aube de turbine destinée à coopérer avec un disque (85) de rétention d'aubes comportant une pluralité de dents périphériques (86), ladite aube comportant un pied (80) comprenant : - un col (82) et un bulbe (83) destinés à coopérer avec une alvéole (84) du disque (85) de sorte à maintenir radialement ledit pied (80) dans ladite alvéole (84), une alvéole (84) étant un espace délimité par deux dents (86) successives du disque (85), - une échasse (81) surmontant ledit col (82), comportant deux murets latéraux (90) en vis-à-vis sur au moins un côté de la pâle parmi le côté intrados de l'aube et le côté extrados de l'aube, caractérisée en ce qu'au moins un muret (90) présente une surépaisseur (91) au niveau d'une extrémité inférieure de l'échasse (81), ladite surépaisseur (91) s'étendant en direction du muret latéral en vis-à-vis dudit muret (90) et assurant une fonction de maintien de l'aube lorsque ladite aube est retenue dans le disque (85). A turbine blade for cooperating with a blade retention disc (85) having a plurality of peripheral teeth (86), said blade having a root (80) comprising: - a neck (82) and a bulb (83) for cooperating with a recess (84) of the disc (85) so as to radially maintain said foot (80) in said recess (84), a recess (84) being a space defined by two teeth (86) successive disk (85), - a stilt (81) overlying said neck (82), having two side walls (90) vis-à-vis on at least one side of the pale among the intrados side of the blade and the upper surface of the blade, characterized in that at least one wall (90) has an extra thickness (91) at a lower end of the stilt (81), said extra thickness (91) extending in direction of the side wall vis-à-vis said wall (90) and ensuring a function of maintaining the dawn when said blade is retained in the disc (85).

MOBILE BLADES FOR TURBINE

Rangée annulaire d’une turbine à gaz d’axe longitudinal comprenant une pluralité d’aubes (14) mobiles disposées circonférentiellement bout à bout autour de l’axe longitudinal (X), chaque aube comprenant une pale (15) s’étendant radialement vers l’extérieur depuis une plateforme interne (16) comportant un premier bord circonférentiel (16c) et un second bord circonférentiel (16d) opposés l’un à l’autre en direction circonférentielle, au moins une aube (14) comprenant une partie d’étanchéité (40) formé d’une seule pièce avec l’aube (14) et qui est en saillie circonférentiellement depuis le premier bord (16c) de ladite plateforme (16), cette partie (40) étant en contact radial, en fonctionnement, avec une face radialement interne du second bord (16d) d’une plateforme (16) d’une aube (14) circonférentiellement adjacente. Figure à publier avec l’abrégé : Figure 4

TURBOMACHINE BLADE EQUIPPED WITH AN OPTIMIZED COOLING CIRCUIT

AUBE DE TURBOMACHINE REFROIDIE EQUIPEE D’UN CIRCUIT DE REFROIDISSEMENT OPTIMISE L’invention concerne une aube (20) de turbomachine comprenant : une pale (21) avec une paroi intrados et une paroi extrados qui sont reliées en amont par un bord d’attaque (26) et en aval par un bord de fuite (27), un circuit de refroidissement (28) qui comprend une cavité interne s’étendant à l’intérieur de la pale et une pluralité d’orifices de sortie orientés sensiblement chacun suivant un axe longitudinal X, chaque orifice de sortie communiquant avec la cavité et agencé au voisinage du bord de fuite, et un dispositif de calibrage (33) agencé dans la cavité et pourvu de conduits (34) de calibrage disposés sensiblement en regard des orifices de sortie. Selon l’invention, les conduits (34) de calibrage comprennent chacun une section transversale, sensiblement perpendiculaire à l’axe longitudinal, de forme oblongue. Figure pour l’abrégé : Figure 3 The invention relates to a turbomachine blade (20) comprising: a blade (21) with an intrados wall and an extrados wall which are connected upstream by a leading edge ( 26) and downstream by a trailing edge (27), a cooling circuit (28) which comprises an internal cavity extending inside the blade and a plurality of outlet orifices each oriented substantially along an axis longitudinal X, each outlet opening communicating with the cavity and arranged in the vicinity of the trailing edge, and a calibration device (33) arranged in the cavity and provided with calibration conduits (34) arranged substantially opposite the outlet openings. According to the invention, the calibration conduits (34) each comprise a cross section, substantially perpendicular to the longitudinal axis, of oblong shape. Figure for the abstract: Figure 3

MOBILE AUB OF REINFORCED TURBINE

L'invention concerne une aube (6) mobile de turbine de turbomachine comprenant un crochet (11) de retenue axiale. Le crochet présente des cannelures (25).

Turbomachine wheel

L’invention concerne une roue (2) de turbomachine s’étendant longitudinalement selon un axe X comprenant un disque (4) présentant à sa périphérie des alvéoles sensiblement axiales, des aubes (5) dont les pieds (9) sont engagés axialement et retenus radialement dans lesdites alvéoles et présentent des échasses (8) de liaison des pieds (9) à des plates-formes (7) destinées à délimiter radialement vers l’extérieur une veine annulaire d’écoulement d’un flux de gaz, des dispositifs d’étanchéité (20) montés dans des cavités inter-échasses (19) délimitées circonférentiellement entre deux échasses (8) de deux aubes (5) adjacentes et axialement par des parois transverses (16, 17) reliées à leurs périphéries radialement externes aux plates-formes (7), caractérisée en ce qu’au moins un des dispositifs d’étanchéité (20) comprend une languette de maintien axial (23) prenant appui axialement sur au moins une paroi transverse d’étanchéité (17) de façon à maintenir axialement en position le dispositif d’étanchéité (20) par rapport au pied (9) de l’aube correspondante (5). Figure à publier avec l’abrégé : Figure 9

MOBILE DAWN

L'invention concerne aube (1) mobile en alliage de titane et d'aluminium, pour une turbine de turboréacteur comprenant une pale (2) et au moins un talon (3) à une extrémité distale de la pâle (2). Le talon (3) présente au moins une surface de contact azimutale (31, 32) avec une autre aube (1) directement adjacente. Un matériau dur résistant à l'abrasion, dit matériau anti-usure (6), est déposé sur l'au moins une surface de contact azimutale (31, 32). Une empreinte (5) est réalisée dans ladite au moins une surface de contact azimutale (31, 32), le matériau anti-usure (6) étant déposé dans l'empreinte (5).

MOBILE DAWN

L'invention concerne aube (1) mobile en alliage de titane et d'aluminium, pour une turbine de turboréacteur comprenant une pale (2) et au moins un talon (3) à une extrémité distale de la pâle (2). Le talon (3) présente au moins une surface de contact azimutale (31, 32) avec une autre aube (1) directement adjacente. Un matériau dur résistant à l'abrasion, dit matériau anti-usure (6), est déposé sur l'au moins une surface de contact azimutale (31, 32). Une empreinte (5) est réalisée dans ladite au moins une surface de contact azimutale (31, 32), le matériau anti-usure (6) étant déposé dans l'empreinte (5). The invention relates to a movable blade (1) made of titanium and aluminum alloy, for a turbojet turbine comprising a blade (2) and at least one heel (3) at a distal end of the blade (2). The heel (3) has at least one azimuthal contact surface (31, 32) with another blade (1) directly adjacent. A hard abrasion-resistant material, said anti-wear material (6), is deposited on the at least one azimuthal contact surface (31, 32). An impression (5) is made in said at least one azimuthal contact surface (31, 32), the anti-wear material (6) being deposited in the impression (5).

MOBILE AUB OF TURBOMACHINE

TURBOMACHINE VANE EQUIPPED WITH A COOLING CIRCUIT WITH OPTIMIZED CONNECTION ZONE

AUBE DE TURBOMACHINE EQUIPEE D’UN CIRCUIT DE REFROIDISSEMENT AVEC ZONE DE RACCORDEMENT OPTIMISEE L’invention concerne une aube (20) de turbomachine comprenant une pale (21) s’étendant suivant un axe radial et un circuit de refroidissement (28) agencé à l’intérieur de la pale, le circuit de refroidissement comportant une première cavité (34) et une deuxième cavité (35) disposée en aval de la première cavité (34) suivant un sens de circulation d’un fluide de refroidissement, les première et deuxième cavités s’étendant radialement à l’intérieur de la pale et étant séparées au moins en partie par une cloison radiale (36) ayant une extrémité libre radialement externe (37) qui délimite au moins en partie un passage (40) reliant les première et deuxième cavités, la cloison radiale (36) reliant une première paroi (25, 24) en contact avec l’environnement extérieur de la pale à une deuxième paroi (41, 24) opposées sensiblement suivant un axe transversal, perpendiculaire à l’axe radial, dans respectivement une zone de raccordement (47). Selon l’invention au moins une zone de raccordement (47) présente un épaississement (48) ayant une section transversale générale sensiblement triangulaire. Figure pour l’abrégé : Figure 4

TURBOMACHINE WHEEL

L'invention concerne une roue, en particulier roue de turbine, pour turbomachine s'étendant longitudinalement selon un axe comprenant une pluralité d'aubes (14) réparties circonférentiellement autour de l'axe longitudinale présentant des échasses (20) de liaison de pieds (22) à des plates-formes (18), un dispositif d'étanchéité (56) étant monté dans chaque cavité inter-échasse délimitée circonférentiellement entre deux échasses (20) de deux aubes (14) adjacentes, caractérisée en ce que chaque plateforme (18) comprend une ouverture radiale obturée par une paroi d'obturation du dispositif d'étanchéité (56) de manière à ce que les parois des dispositifs d'étanchéité (56) et les plates-formes (18) délimitent ensemble radialement vers l'intérieur une veine annulaire d'air. The invention relates to a wheel, in particular a turbine wheel, for a turbomachine extending longitudinally along an axis comprising a plurality of blades (14) distributed circumferentially around the longitudinal axis having stilts (20) for connecting the feet ( 22) to platforms (18), a sealing device (56) being mounted in each inter-stilt cavity delimited circumferentially between two stilts (20) of two adjacent blades (14), characterized in that each platform ( 18) comprises a radial opening closed by a closing wall of the sealing device (56) so that the walls of the sealing devices (56) and the platforms (18) together define radially towards the inside an annular vein of air.

TURBOMACHINE HIGH PRESSURE TURBINE ASSEMBLY

La présente invention concerne un ensemble de turbine Haute Pression (10) de turbomachine (1), comprenant au moins un premier rotor aubagé (12), un stator aubagé (13) et un deuxième rotor aubage (14) disposés successivement, les rotors (12, 14) étant montés sur un arbre (2), une platine d'étanchéité (20) s'étendant entre le stator (13) et l'arbre (2) et séparant une première cavité (C1) disposée entre le premier rotor (12) et le stator (13), d'une deuxième cavité (C2) disposée entre le stator (13) et le deuxième rotor (14), L'ensemble étant caractérisé en ce qu'il comprend en outre des moyens (30, 31) de diminution de la pression au sein de la première cavité (C1). The present invention relates to a turbomachine high-pressure turbine assembly (10) comprising at least a first bladed rotor (12), a bladed stator (13) and a second bladed rotor (14) successively arranged, the rotors ( 12, 14) being mounted on a shaft (2), a sealing plate (20) extending between the stator (13) and the shaft (2) and separating a first cavity (C1) disposed between the first rotor (12) and the stator (13), a second cavity (C2) disposed between the stator (13) and the second rotor (14), the assembly being characterized in that it further comprises means (30). , 31) for decreasing the pressure within the first cavity (C1).

MOBILE BLADE WITH VARIABLE TIMING ON THE HEIGHT FOR A TURBOMACHINE

L'invention concerne une aube mobile d'une turbomachine, présentant une première extrémité comprenant un pied et une deuxième extrémité comprenant un talon et qui est opposée à la première extrémité, l'aube comportant une pale s'étendant entre la première extrémité et la deuxième extrémité, l'aube présentant un angle de calage variable sur la hauteur de la pale, l'angle de calage étant plus élevé au voisinage de la deuxième extrémité qu'au voisinage de la première extrémité, la variation relative de l'angle de calage sur toute la hauteur de la pale étant supérieure à 100%. The invention relates to a movable blade of a turbomachine, having a first end comprising a foot and a second end comprising a heel and which is opposite the first end, the blade comprising a blade extending between the first end and the second end, the vane having a variable pitch angle over the height of the blade, the pitch angle being greater in the vicinity of the second end than in the vicinity of the first end, the relative variation of the angle of wedging over the entire height of the blade being greater than 100%.

Improved cooling turbine engine blade

L’invention concerne une aube de turbine comprenant un pied portant une pale terminée par un sommet en forme de baignoire, la pale comprenant une paroi d'intrados et une paroi d'extrados, ainsi qu’un bord d'attaque, un bord de fuite, et une paroi de sommet délimitant un fond de la baignoire, par lesquels la paroi d’intrados est reliée à la paroi d’extrados, cette pale comprenant également : – un circuit médian (28) de type serpentin, incluant un premier conduit radial (41) collectant de l’air au niveau du pied et qui raccordé par un premier coude (46) à un deuxième conduit radial (42) qui est raccordé par un deuxième coude (47) à un troisième conduit radial (43) ; – une cavité sous baignoire (36) longeant la paroi d’extrados (21) en s’étendant depuis une région centrale du sommet (S) jusqu’au bord de fuite (17) ; – un conduit central (34) radial collectant de l’air au niveau du pied s’étendant entre au moins deux des trois conduits (41, 42, 43) du circuit médian (28) et alimentant directement la cavité sous baignoire (36). Figure pour l’abrégé : Figure 8

Removable anti-wear part for dawn heel

La présente invention concerne un pièce (300) amovible comprenant au moins un matériau anti-usure, la pièce comprenant une première partie et une deuxième partie, la pièce étant configurée pour être fixée de façon amovible au niveau d’un bord d’un talon (130) d’une première aube de rotor d’une turbomachine pour limiter l’usure du talon, de sorte que :- la première partie est configurée pour être fixée au niveau d’un sommet d’une léchette du talon pour coopérer avec une garniture d’un stator de la turbomachine, et - la deuxième partie est configurée pour être fixée au niveau d’une zone de contact avec le talon d’une deuxième aube de rotor de la turbomachine. Figure pour l’abrégé : Fig. 1a The present invention relates to a removable part (300) comprising at least one anti-wear material, the part comprising a first part and a second part, the part being configured to be removably fixed at an edge of a heel (130) of a first rotor blade of a turbomachine to limit heel wear, such that:- the first part is configured to be fixed at an apex of a heel wiper to cooperate with a lining of a stator of the turbomachine, and - the second part is configured to be fixed at a zone of contact with the heel of a second rotor blade of the turbomachine. Figure for the abstract: Fig. 1a

VIBRATORY TEST DEVICE FOR TURBINE MACHINE BLADES.

L'invention se rapporte à un dispositif d'essai vibratoire (500) pour aubes (1 0a, 1 0b, 10c) de turbine de turbomachine, lesdites aubes (10a, 10b, 10c) de turbine présentant une pale (1 1) s'étendant entre un pied (1 4) et un talon (26), ledit dispositif (500) d'essai étant caractérisé en ce qu'il comporte : une base (51) présentant au moins deux emplacements (52, 53, 54), chacun des emplacements (52, 53, 54) étant configuré pour recevoir un pied (14) d'aube (10a, 10b, 10c), un dispositif d'excitation (70) configuré pour transmettre une vibration à ladite base (51) ; un moyen de serrage (60) des talons (26) configuré pour générer une pression de contact prédéterminée entre chaque talon (26) des aubes (10) positionnées dans deux emplacements (52, 53, 54) consécutifs de ladite base (51). The invention relates to a vibration test device (500) for blades (1 0a, 1 0b, 10c) of a turbomachine turbine, said blades (10a, 10b, 10c) of turbine having a blade (1 1) s extending between a foot (1 4) and a heel (26), said testing device (500) being characterized in that it comprises: a base (51) having at least two locations (52, 53, 54) , each of the locations (52, 53, 54) being configured to receive a blade root (14) (10a, 10b, 10c), an excitation device (70) configured to transmit a vibration to said base (51) ; heel clamping means (60) configured to generate a predetermined contact pressure between each heel (26) of the blades (10) positioned in two consecutive locations (52, 53, 54) of said base (51).   

VIBRATORY TEST DEVICE FOR TURBOMACHINE TURBINE BLADES

L'invention se rapporte à un dispositif d'essai vibratoire (500) pour aubes (1 0a, 1 0b, 10c) de turbine de turbomachine, lesdites aubes (10a, 10b, 10c) de turbine présentant une pale (1 1) s'étendant entre un pied (1 4) et un talon (26), ledit dispositif (500) d'essai étant caractérisé en ce qu'il comporte : une base (51) présentant au moins deux emplacements (52, 53, 54), chacun des emplacements (52, 53, 54) étant configuré pour recevoir un pied (14) d'aube (10a, 10b, 10c), un dispositif d'excitation (70) configuré pour transmettre une vibration à ladite base (51) ; un moyen de serrage (60) des talons (26) configuré pour générer une pression de contact prédéterminée entre chaque talon (26) des aubes (10) positionnées dans deux emplacements (52, 53, 54) consécutifs de ladite base (51). The invention relates to a vibration test device (500) for blades (1 0a, 1 0b, 10c) of a turbomachine turbine, said blades (10a, 10b, 10c) of turbine having a blade (1 1) s extending between a foot (1 4) and a heel (26), said testing device (500) being characterized in that it comprises: a base (51) having at least two locations (52, 53, 54) , each of the locations (52, 53, 54) being configured to receive a blade root (14) (10a, 10b, 10c), an excitation device (70) configured to transmit a vibration to said base (51) ; heel clamping means (60) configured to generate a predetermined contact pressure between each heel (26) of the blades (10) positioned in two consecutive locations (52, 53, 54) of said base (51).

MOBILE DAWN FOR ONE WHEEL OF A TURBOMACHINE

Aube (1) mobile pour une turbomachine comprenant un talon (5) comportant un plateau (9) délimité par un becquet amont (23) et un becquet aval (24), ledit plateau (9) comprenant des bords latéraux (13, 14) comportant chacun une première portion (15) convergente définie par une première paroi (16) munie d'un premier revêtement anti-usure (17) et une seconde paroi (18), caractérisée en ce que chacun desdits bords latéraux (13, 14) comporte une seconde portion (19) convergente de sorte que chacun desdits bords latéraux (13, 14) présente un profil en « M », ladite seconde portion (19) étant définie par une troisième paroi (20) munie d'un second revêtement anti-usure (21) et une quatrième paroi (22), lesdites première et troisième parois (16, 20) étant parallèles, chacun desdits premier et second revêtements anti-usure (17, 21) d'un bord latéral (13, 14) étant destiné à prendre appui sur un revêtement anti-usure (17, 21) d'une aube adjacente. Movable blade (1) for a turbomachine comprising a heel (5) comprising a plate (9) delimited by an upstream spoiler (23) and a downstream spoiler (24), said plate (9) comprising lateral edges (13, 14) each comprising a first converging portion (15) defined by a first wall (16) provided with a first anti-wear coating (17) and a second wall (18), characterized in that each of said lateral edges (13, 14) comprises a second portion (19) converging so that each of said side edges (13, 14) has an “M” profile, said second portion (19) being defined by a third wall (20) provided with a second anti-coating. -wear (21) and a fourth wall (22), said first and third walls (16, 20) being parallel, each of said first and second antiwear coatings (17, 21) of a side edge (13, 14) being intended to bear on an anti-wear coating (17, 21) of an adjacent blade.

TURBINE DISPENSER SECTOR FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE

Secteur de distributeur (118) de turbine pour une turbomachine d'aéronef, comportant un secteur de plateforme annulaire externe (138) et un secteur de plateforme annulaire interne (36), lesdits secteurs étant coaxiaux et étant reliés entre eux par des aubages (20) comportant des cavités annulaires internes (46) refroidies par circulation de gaz, le secteur de plateforme externe comportant des ouvertures (172) traversantes dont des extrémités radialement internes débouchent dans lesdites cavités annulaires internes (46), caractérisé en ce que ledit secteur de plateforme externe comprend des canaux internes (206) d'alimentation en gaz desdites cavités, lesdits canaux comportant des sorties d'air (206a) débouchant dans lesdites ouvertures et des entrées d'air (206b) débouchant sur une portion de surface annulaire externe (198c) du secteur de plateforme externe. A turbine distributor (118) sector for an aircraft turbomachine, having an outer annular platform sector (138) and an inner annular platform sector (36), said sectors being coaxial and interconnected by vanes (20). ) having internal annular cavities (46) cooled by gas circulation, the outer platform sector having apertures (172) therethrough having radially inner ends opening into said inner annular cavities (46), characterized in that said platform section external comprises internal channels (206) for supplying gas to said cavities, said channels comprising air outlets (206a) opening into said openings and air inlets (206b) opening onto an outer annular surface portion (198c ) of the external platform sector.

METHOD OF PREPARATION OF A SAMPLE FOR THE CHARACTERIZATION OF THE MECHANICAL PROPERTIES OF A TURBOMACHINE DISTRIBUTOR

MÉTHODE DE PRÉPARATION D’UN ECHANTILLON POUR LA CARACTÉRISATION DES PROPRIÉTÉS MÉCANIQUES D’UN DISTRIBUTEUR DE TURBOMACHINE L’invention se rapporte à une méthode de préparation d’un échantillon pour la caractérisation des propriétés mécaniques d’un distributeur (1) de turbomachine, le distributeur (1) comportant une pluralité d’aubes (2) s’étendant entre une plateforme inférieure (8) et une plateforme supérieure (8’) du distributeur (1), la méthode (100) comportant : un premier découpage du distributeur (1) selon un plan vertical (P1) pour isoler une portion du distributeur (1) comprenant une aube (2) positionnée entre une partie de la plateforme inférieure (8) et une partie de la plateforme supérieure (8’), un deuxième découpage de ladite portion du distributeur (1) selon un plan horizontal pour scinder ladite portion du distributeur en au moins deux échantillons comprenant chacun une partie de l’aube (2). Figure à publier avec l’abrégé : Fig. 3 METHOD OF PREPARING A SAMPLE FOR THE CHARACTERIZATION OF THE MECHANICAL PROPERTIES OF A TURBOMACHINE DISTRIBUTOR The invention relates to a method of preparing a sample for the characterization of the mechanical properties of a turbine engine distributor (1), the distributor (1) comprising a plurality of vanes (2) extending between a lower platform (8) and an upper platform (8 ') of the distributor (1), the method (100) comprising: a first cutting of the distributor ( 1) along a vertical plane (P1) to isolate a portion of the distributor (1) comprising a blade (2) positioned between a part of the lower platform (8) and a part of the upper platform (8 '), a second cutout of said portion of the distributor (1) along a horizontal plane to split said portion of the distributor into at least two samples each comprising a part of the blade (2). Figure to be published with the abstract: Fig. 3

GROSS FOUNDRY BLADE WITH MODIFIED LEAKING EDGE GEOMETRY

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 (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. To achieve a thin trailing edge which is not deformed by a subsequent material removal operation on a turbomachine blade produced according to the lost wax casting technique and comprising a blade having a leading edge and a trailing edge opposite each other and connected by an intrados wall and an extrados wall extending between a blade root and a blade head, provision is made for a casing as foundry of this blade comprises, on an upper surface wall (240) and / or an lower surface wall (220) of this blading intended to respectively form the upper surface wall and / or the lower surface wall of the vane, an extra thickness (210) extending over a determined width from a trailing edge of the blade (200) intended to form the trailing edge of the blade in the direction of a leading edge of the blade intended to form the leading edge of the blade, at the ...

turbine engine blade preform, mold for the manufacture of a casting blade preform and method of fabricating a turbine blade

resumo “pré-forma de lâmina de motor de turbina, molde para a fabricação de uma pré-forma de lâmina de fundição e método de fabricação de uma lâmina de turbina” a invenção refere-se a uma pré-forma de lâmina (46) que compreende uma perna ligando uma plataforma (16) a uma porção da base da lâmina (14) estendendo-se longitudinalmente ao longo de uma direção a montante/a jusante, dois planos a montante (26) e a jusante (28) estendendo-se ao longo de uma direção substancialmente perpendicular à direção longitudinal da base da lâmina e sendo formada nas extremidades a montante e a jusante da perna. os planos a montante (26) e a jusante (28) ligam as extremidades a montante e a jusante da plataforma (16) nas extremidades a montante e a jusante da base da lâmina (14). de acordo com a invenção, a base da lâmina (14) estende-se ao longo de uma direção perpendicular à direção longitudinal da base da lâmina por uma distância menor do que os planos a montante e a jusante (26, 28) e as bordas laterais (40) de cada plano (26, 28) se estendem pelas paredes convergentes (44) uma em direção à outra até as alas da base da lâmina. Abstract "Turbine Blade Preform, Mold for Making a Casting Blade Preform and Method of Manufacturing a Turbine Blade" The invention relates to a blade preform (46) comprising a leg connecting a platform (16) to a blade base portion (14) extending longitudinally along an upstream / downstream direction, two upstream (26) and downstream (28) planes extending along a direction substantially perpendicular to the longitudinal direction of the base of the blade and being formed at the upstream and downstream ends of the leg. The upstream (26) and downstream (28) planes connect the upstream and downstream ends of the platform (16) to the upstream and downstream ends of the blade base (14). According to the invention, the blade base (14) extends along a direction perpendicular to the longitudinal direction of the blade base by a distance less than the ...

Turbine assembly of a turbo-machine of an aircraft

Turbine distributor sector for an aircraft turbine engine

TURBOMACHINE WAVE PREFORM

TURBOMACHINE WAVE PREFORM

L'invention concerne une préforme d'aube (46) comprenant une échasse reliant une plate-forme (16) à une partie de pied d'aube (14) s'étendant longitudinalement suivant une direction amont/aval et ayant une section transverse sensiblement en U, deux voiles amont (26) et aval (28) s'étendant suivant une direction sensiblement perpendiculaire à la direction longitudinale du pied d'aube et étant formés aux extrémités amont et aval de l'échasse. Les voiles amont (26) et aval (28) relient les extrémités amont et aval de la plate-forme (16) aux extrémités amont et aval du pied d'aube (14). Selon l'invention le pied d'aube (14) s'étend suivant une direction perpendiculaire à la direction longitudinale du pied d'aube sur une distance inférieure à celle des voiles amont et aval (26, 28) et les bords latéraux (40) de chaque voile (26, 28) se prolongent par des parois convergeant (44) l'une vers l'autre jusqu'aux flancs du pied d'aube à section en U. A blade preform (46) comprising a stilt connecting a platform (16) to a blade root portion (14) extending longitudinally in an upstream / downstream direction and having a cross section substantially U, two sails upstream (26) and downstream (28) extending in a direction substantially perpendicular to the longitudinal direction of the blade root and being formed at the upstream and downstream ends of the stilt. The upstream (26) and downstream (28) sails connect the upstream and downstream ends of the platform (16) to the upstream and downstream ends of the blade root (14). According to the invention the blade root (14) extends in a direction perpendicular to the longitudinal direction of the blade root to a distance less than that of the upstream and downstream sails (26, 28) and the lateral edges (40 ) of each web (26, 28) are extended by converging walls (44) towards each other to the sides of the U-shaped blade root.

Movable blade

The invention relates to a movable blade (1) made of aluminium and titanium alloy, for a turbojet engine turbine comprising a vane (2) and at least one root (3) at a distal end of the vane (2). The root (3) has at least one azimuthal contact surface (31, 32) with another directly adjacent blade (1). A hard abrasion-resistant material, called wear-resistant material (6), is deposited onto the at least one azimuthal contact surface (31, 32). A cavity (5) is produced in said at least one azimuthal contact surface (31, 32), the wear-resistant material (6) being deposited in the cavity (5).

TURBINE DISPENSER SECTOR FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE

Secteur de distributeur (118) de turbine pour une turbomachine d'aéronef, comportant un secteur de plateforme annulaire externe (138) et un secteur de plateforme annulaire interne (36), lesdits secteurs étant coaxiaux et étant reliés entre eux par des aubages (20) comportant des cavités annulaires internes (46) refroidies par circulation de gaz, le secteur de plateforme externe comportant des ouvertures (172) traversantes dont des extrémités radialement internes débouchent dans lesdites cavités annulaires internes (46), caractérisé en ce que ledit secteur de plateforme externe comprend des canaux internes (206) d'alimentation en gaz desdites cavités, lesdits canaux comportant des sorties d'air (206a) débouchant dans lesdites ouvertures et des entrées d'air (206b) débouchant sur une portion de surface annulaire externe (198c) du secteur de plateforme externe.

MOBILE BLADES FOR TURBINE

Rangée annulaire d’une turbine à gaz d’axe longitudinal comprenant une pluralité d’aubes (14) mobiles disposées circonférentiellement bout à bout autour de l’axe longitudinal (X), chaque aube comprenant une pale (15) s’étendant radialement vers l’extérieur depuis une plateforme interne (16) comportant un premier bord circonférentiel (16c) et un second bord circonférentiel (16d) opposés l’un à l’autre en direction circonférentielle, au moins une aube (14) comprenant une partie d’étanchéité (40) formé d’une seule pièce avec l’aube (14) et qui est en saillie circonférentiellement depuis le premier bord (16c) de ladite plateforme (16), cette partie (40) étant en contact radial, en fonctionnement, avec une face radialement interne du second bord (16d) d’une plateforme (16) d’une aube (14) circonférentiellement adjacente. Figure à publier avec l’abrégé : Figure 4 Annular row of a longitudinal axis gas turbine comprising a plurality of movable blades (14) disposed circumferentially end to end around the longitudinal axis (X), each blade comprising a blade (15) extending radially towards outside from an internal platform (16) having a first circumferential edge (16c) and a second circumferential edge (16d) opposite to each other in the circumferential direction, at least one vane (14) comprising a portion of seal (40) formed integrally with the blade (14) and which protrudes circumferentially from the first edge (16c) of said platform (16), this part (40) being in radial contact, in operation, with a radially inner face of the second edge (16d) of a platform (16) of a circumferentially adjacent blade (14). Figure to be published with the abstract: Figure 4

MOBILE VANE WITH VARIABLE SHIFTING ON THE HEIGHT FOR A TURBOMACHINE

L'invention concerne une aube mobile d'une turbomachine, présentant une première extrémité comprenant un pied et une deuxième extrémité comprenant un talon et qui est opposée à la première extrémité, l'aube comportant une pale s'étendant entre la première extrémité et la deuxième extrémité, l'aube présentant un angle de calage variable sur la hauteur de la pale, l'angle de calage étant plus élevé au voisinage de la deuxième extrémité qu'au voisinage de la première extrémité, la variation relative de l'angle de calage sur toute la hauteur de la pale étant supérieure à 100%. The invention relates to a blade of a turbomachine having a first end comprising a foot and a second end comprising a heel and which is opposite the first end, the blade comprising a blade extending between the first end and the first end. second end, the blade having a variable pitch angle on the height of the blade, the wedging angle being higher in the vicinity of the second end in the vicinity of the first end, the relative variation of the angle of stalling over the entire height of the blade being greater than 100%.

Turbine engine blade with improved cooling

The invention concerns a turbine blade (11) comprising a root (P) carrying an impeller (12) terminated by a tip (S) in the form of a squealer tip (B). This impeller (12) also comprises a serpentine median circuit (28), including a first radial pipe (41) collecting air at the root and that is connected by a first bend (46) to a second radial pipe (42) that is connected by a second bend (47) to a third radial pipe (43), a cavity (36) under the squealer tip running along the pressure side wall (19), extending from a central region of the tip (S) to the trailing edge (17), and a radial central pipe (34) collecting air at the root extending between at least two of the three pipes (41, 42, 43) of the median circuit (28) and directly supplying the cavity (36) under the squealer tip.

Removable anti-wear piece for blade heel

La présente invention concerne un pièce (300) amovible comprenant au moins un matériau anti-usure, la pièce comprenant une première partie et une deuxième partie, la pièce étant configurée pour être fixée de façon amovible au niveau d’un bord d’un talon (130) d’une première aube de rotor d’une turbomachine pour limiter l’usure du talon, de sorte que :- la première partie est configurée pour être fixée au niveau d’un sommet d’une léchette du talon pour coopérer avec une garniture d’un stator de la turbomachine, et - la deuxième partie est configurée pour être fixée au niveau d’une zone de contact avec le talon d’une deuxième aube de rotor de la turbomachine. Figure pour l’abrégé : Fig. 1a The present invention relates to a removable part (300) comprising at least one anti-wear material, the part comprising a first part and a second part, the part being configured to be removably fixed at an edge of a heel (130) of a first rotor blade of a turbomachine to limit heel wear, such that:- the first part is configured to be fixed at an apex of a heel wiper to cooperate with a lining of a stator of the turbomachine, and - the second part is configured to be fixed at a zone of contact with the heel of a second rotor blade of the turbomachine. Figure for the abstract: Fig. 1a

DEVICE FOR DETECTION OF A CRICK IN A TURBOMACHINE PART, ASSOCIATED DETECTION PROCESS

DISPOSITIF DE DÉTECTION D’UNE CRIQUE DANS UNE PIÈCE DE TURBOMACHINE, PROCÉDÉ DE DÉTECTION ASSOCIÉ Un aspect de l’invention concerne un dispositif de détection (20) d’une crique dans une pièce (10) de turbomachine destinée à être fixée à un banc d’essai par des moyens de fixation (11), le dispositif de détection comportant : un transducteur électroacoustique (21) adapté pour convertir un premier signal acoustique, émis par la pièce lorsqu’elle est soumise à une sollicitation vibratoire, en un premier signal électrique, un amplificateur du premier signal électrique, un transducteur électroacoustique (23) adapté pour convertir un deuxième signal acoustique, émis par les moyens de fixation lorsque la pièce est soumise à la sollicitation vibratoire, en un deuxième signal électrique, un amplificateur du deuxième signal électrique, des moyens de traitement pour : filtrer le premier signal électrique amplifié, détecter l’apparition d’une crique dans la pièce lorsque le premier signal électrique filtré présente une amplitude supérieure ou égale à une amplitude de référence prédéterminée. Figure à publier avec l’abrégé : Figure 1 DEVICE FOR DETECTION OF A CRICK IN A TURBOMACHINE PART, ASSOCIATED DETECTION PROCESS One aspect of the invention relates to a device (20) for detecting a crack in a part (10) of a turbomachine intended to be fixed to a bench test by fixing means (11), the detection device comprising: an electroacoustic transducer (21) adapted to convert a first acoustic signal, emitted by the part when it is subjected to a vibratory stress, into a first signal electrical, an amplifier of the first electrical signal, an electroacoustic transducer (23) adapted to convert a second acoustic signal, emitted by the fixing means when the part is subjected to the vibratory stress, into a second electrical signal, an amplifier of the second signal electrical, processing means for: filtering the first amplified electrical signal, detecting the appearance of a crack in the room ...

Sectorized annular row of fixed vanes

L’invention concerne une rangée annulaire sectorisée d’aubes fixes pour un distributeur destiné à être monté dans une turbine basse pression d’une turbomachine, la rangée annulaire sectorisée d’aubes fixes comprenant des secteurs (1) d’aubes arrangées circonférentiellement bout à bout, chaque secteur (1) comprenant au moins une plate-forme radialement interne (2) qui porte une ou plusieurs pales (4) s’étendant radialement vers l’extérieur, au moins un support d’abradable (5) relié à la plate-forme interne (2) par une paroi de liaison (7) s’étendant radialement entre ladite plate-forme interne (2) et ledit support d’abradable (5), caractérisée en ce qu’elle comporte au moins un organe d’étanchéité (10) intercalé entre un premier et un second secteurs (1) d’aubes adjacents, ledit organe d’étanchéité (10) comportant une première zone en creux (11) et une seconde zone en creux, l’extrémité circonférentielle correspondante du premier secteur (1) étant engagée dans la première zone en creux (11), l’extrémité circonférentielle correspondante du second secteur (1) étant engagée dans la seconde zone en creux, ledit organe d’étanchéité (10) recouvrant et entourant, au moins partiellement, l’extrémité circonférentielle correspondante de la plate-forme radialement interne (2) et de la paroi de liaison (7) de chacun des premier et second secteurs (1) de distributeur. Figure à publier avec l’abrégé : figure n°3 The invention relates to a sectorized annular row of stationary vanes for a distributor intended to be mounted in a low pressure turbine of a turbomachine, the sectorized annular row of stationary vanes comprising sectors (1) of vanes arranged circumferentially end to end, each sector (1) comprising at least one radially internal platform (2) which carries one or more blades (4) extending radially outwards, at least one abradable support (5) connected to the internal platform (2) by a connecting wall (7) extending radially between said internal platform (2) and said ...

TURBINE DAWN

L'invention concerne une aube (1) de turbomachine comportant une pale (2) reliée par une plate-forme (3) à une paroi radiale médiane (4) s'étendant axialement et prolongée radialement à l'intérieur par un pied d'aube (5) destiné à être monté dans un alvéole (6) d'un disque (7), la plate-forme (3) et ladite paroi médiane (4) délimitant deux cavités latérales (16) situées de part et d'autre de ladite paroi médiane (4) et débouchant circonférentiellement, destinées à loger des organes d'étanchéité. Lesdites cavités (16) sont ouvertes vers l'aval, deux ailettes (21) faisant saillie de part et d'autre de ladite paroi médiane (4), au niveau de son extrémité aval, lesdites ailettes (21) étant destinées à venir en appui sur deux dents adjacentes (19) du disque (7) entre lesquelles est formé l'alvéole (6). The invention relates to a blade (1) of a turbomachine comprising a blade (2) connected by a platform (3) to a medial radial wall (4) extending axially and radially extended inside by a foot of blade (5) intended to be mounted in a recess (6) of a disc (7), the platform (3) and said medial wall (4) delimiting two lateral cavities (16) located on either side of said median wall (4) and opening circumferentially, for housing sealing members. Said cavities (16) are open downstream, two fins (21) projecting on either side of said median wall (4), at its downstream end, said fins (21) being intended to come into contact with each other. support on two adjacent teeth (19) of the disk (7) between which is formed the cell (6).

MOBILE VANE FOR A WHEEL OF A TURBOMACHINE

Aube (1) mobile pour une turbomachine comprenant un talon (5) comportant un plateau (9) délimité par un becquet amont (23) et un becquet aval (24), ledit plateau (9) comprenant des bords latéraux (13, 14) comportant chacun une première portion (15) convergente définie par une première paroi (16) munie d'un premier revêtement anti-usure (17) et une seconde paroi (18), caractérisée en ce que chacun desdits bords latéraux (13, 14) comporte une seconde portion (19) convergente de sorte que chacun desdits bords latéraux (13, 14) présente un profil en « M », ladite seconde portion (19) étant définie par une troisième paroi (20) munie d'un second revêtement anti-usure (21) et une quatrième paroi (22), lesdites première et troisième parois (16, 20) étant parallèles, chacun desdits premier et second revêtements anti-usure (17, 21) d'un bord latéral (13, 14) étant destiné à prendre appui sur un revêtement anti-usure (17, 21) d'une aube adjacente. Dawn (1) movable for a turbomachine comprising a heel (5) comprising a plate (9) delimited by an upstream spoiler (23) and a downstream spoiler (24), said plate (9) comprising lateral edges (13, 14) each comprising a first converging portion (15) defined by a first wall (16) provided with a first anti-wear coating (17) and a second wall (18), characterized in that each of said lateral edges (13, 14) comprises a second portion (19) which converges so that each of said lateral edges (13, 14) has an “M” profile, said second portion (19) being defined by a third wall (20) provided with a second anti-coating wear (21) and a fourth wall (22), said first and third walls (16, 20) being parallel, each of said first and second anti-wear coatings (17, 21) with a side edge (13, 14) being intended to bear on an anti-wear coating (17, 21) of an adjacent blade.

BALANCED AUB OF A MOBILE WHEEL OF A TURBOMACHINE

Aube (1) mobile d'une turbomachine comprenant : • une pale (3) • un talon (2) ; • une jonction entre ladite pale (3) et ledit talon (2) un ensemble composé dudit talon (2) et de ladite jonction est divisé en quatre portions (14-17) : • une première portion (14) et une seconde portion (15) situées en vis-à-vis par rapport à ladite surface balayée (12) ; • une troisième portion (16) et une quatrième portion (17) situées en vis-à-vis par rapport à ladite surface balayée (12) ; l'écart de masse entre la première portion (14) et la deuxième portion (15) représente moins de 10% de la masse de la portion la plus lourde, et l'écart de masse entre la troisième portion (16) et la quatrième portion (17) représente moins de 10% de la masse de la portion la plus lourde. Mobile blade (1) of a turbomachine comprising: • a blade (3) • a heel (2); A junction between said blade (3) and said bead (2), an assembly composed of said bead (2) and said junction is divided into four portions (14-17): a first portion (14) and a second portion (14); 15) facing said scanned surface (12); • a third portion (16) and a fourth portion (17) located vis-a-vis with respect to said scanned surface (12); the difference in mass between the first portion (14) and the second portion (15) represents less than 10% of the mass of the heavier portion, and the mass difference between the third portion (16) and the fourth portion portion (17) represents less than 10% of the mass of the heaviest portion.

TURBOMACHINE VANE INCLUDING AN INTERNAL HONEYCOMB PART

L'invention concerne une aube (1) de turbomachine comprenant un extrados (13), un intrados (14), un pied (16), et un sommet (15), caractérisé en ce que ladite aube (1) comprend une partie interne en nid d'abeille formée par une pluralité d'alvéoles dirigées suivant un axe principal d'élongation (θ ) de l'aube (1) et qui débouchent au pied (16) de l'aube (1), ladite aube (1) comprenant également une enveloppe (3) entourant la partie interne en nid d'abeille le long de l'extrados (13) et de l'intrados (14), ainsi qu'une baignoire (17) comprenant une paroi de fond (17a) recouvrant la partie interne en nid d'abeille sur le sommet (15) de l'aube (1).

TURBOMACHINE BLADE EQUIPPED WITH AN OPTIMIZED COOLING CIRCUIT

AUBE DE TURBOMACHINE REFROIDIE EQUIPEE D’UN CIRCUIT DE REFROIDISSEMENT OPTIMISE L’invention concerne une aube (20) de turbomachine comprenant : une pale (21) avec une paroi intrados et une paroi extrados qui sont reliées en amont par un bord d’attaque (26) et en aval par un bord de fuite (27), un circuit de refroidissement (28) qui comprend une cavité interne s’étendant à l’intérieur de la pale et une pluralité d’orifices de sortie orientés sensiblement chacun suivant un axe longitudinal X, chaque orifice de sortie communiquant avec la cavité et agencé au voisinage du bord de fuite, et un dispositif de calibrage (33) agencé dans la cavité et pourvu de conduits (34) de calibrage disposés sensiblement en regard des orifices de sortie. Selon l’invention, les conduits (34) de calibrage comprennent chacun une section transversale, sensiblement perpendiculaire à l’axe longitudinal, de forme oblongue. Figure pour l’abrégé : Figure 3 The invention relates to a turbomachine blade (20) comprising: a blade (21) with an intrados wall and an extrados wall which are connected upstream by a leading edge ( 26) and downstream by a trailing edge (27), a cooling circuit (28) which comprises an internal cavity extending inside the blade and a plurality of outlet orifices each substantially oriented along an axis longitudinal X, each outlet orifice communicating with the cavity and arranged in the vicinity of the trailing edge, and a calibration device (33) arranged in the cavity and provided with ducts (34) for calibration arranged substantially opposite the outlet orifices. According to the invention, the calibration ducts (34) each comprise a cross section, substantially perpendicular to the longitudinal axis, of oblong shape. Figure for the abstract: Figure 3

TURBOMACHINE HIGH PRESSURE TURBINE ASSEMBLY

La présente invention concerne un ensemble de turbine Haute Pression (10) de turbomachine (1), comprenant au moins un premier rotor aubagé (12), un stator aubagé (13) et un deuxième rotor aubage (14) disposés successivement, les rotors (12, 14) étant montés sur un arbre (2), une platine d'étanchéité (20) s'étendant entre le stator (13) et l'arbre (2) et séparant une première cavité (C1) disposée entre le premier rotor (12) et le stator (13), d'une deuxième cavité (C2) disposée entre le stator (13) et le deuxième rotor (14), L'ensemble étant caractérisé en ce qu'il comprend en outre des moyens (30, 31) de diminution de la pression au sein de la première cavité (C1).

Turbine engine blade preform

The invention relates to a blade preform (46) including a strut connecting a platform (16) to a blade root portion (14) extending longitudinally in an upstream-downstream direction, an upstream web (26) and a downstream (28) web, which each extend in a direction substantially perpendicular to the longitudinal direction of the blade root and are formed at the upstream and downstream ends of the strut. The upstream (26) and downstream (28) webs connect the upstream and downstream ends of the platform (16) to the upstream and downstream ends of the blade root (14). According to the invention, the blade root (14) extends in a direction perpendicular to the longitudinal direction of the blade root over a distance smaller than that of the upstream and downstream webs (26, 28) and the side edges (40) of each web (26, 28) are extended by walls that converge (44) at the flanks of the blade root.

Turbomachine wheel

Roue, en particulier roue de turbine, pour turbomachine s’étendant longitudinalement, une pluralité d’aubes (14) dont les pieds (21) sont engagés axialement et retenus radialement dans des alvéoles sensiblement axiales et qui présentent des échasses (19) de liaison des pieds (21) à des plateformes (16) destinées à délimiter radialement vers l’intérieur une veine annulaire d’un flux gazeux. La roue comprend des dispositifs d’étanchéité (36) chacun monté circonférentiellement entre deux échasses adjacentes, chaque dispositif d’étanchéité (36) comprenant au moins une paroi transverse (34) disposée à l’extrémité amont des échasses (19) et s’étendant circonférentiellement entre deux extrémités circonférentielles (34a, 34b), les extrémités circonférentielles (34a, 34b) de chaque paroi transverse étant agencées circonférentiellement bout à bout avec les extrémités circonférentielles (34a, 34b) des parois transverses des dispositifs d’étanchéité circonférentiellement adjacents (36), chaque paroi transverse (34) reliant à étanchéité l’extrémité amont de la plateforme (16) à un becquet (24). Figure de l’abrégé : Figure 2 Wheel, in particular turbine wheel, for a turbomachine extending longitudinally, a plurality of blades (14) whose feet (21) are engaged axially and retained radially in substantially axial cells and which have connecting stilts (19) feet (21) to platforms (16) intended to define radially inwardly an annular stream of a gas flow. The wheel comprises sealing devices (36) each mounted circumferentially between two adjacent stilts, each sealing device (36) comprising at least one transverse wall (34) disposed at the upstream end of the stilts (19) and s' extending circumferentially between two circumferential ends (34a, 34b), the circumferential ends (34a, 34b) of each transverse wall being arranged circumferentially end to end with the circumferential ends (34a, 34b) of the transverse walls of the circumferentially adjacent sealing devices ( 36), each ...

MOBILE TURBINE DRAWING, COMPRISING AN ERGOT ENGAGING A ROTOR DISK BLOCKING DETAIL

Blade for a rotating bladed disk for an aircrft turbine engine comprising a sealing lip having an optimized non-constant cross section

To increase the inertia of a sealing lip of a blade for an aircraft turbine engine, and thus improve the service life of such a sealing lip, the sealing lip is conformed so as to have a trough in the outer surface thereof and a corresponding boss in the inner surface thereof, the trough and the boss being defined based on a connection cross section of the sealing lip to a blade body, and being formed at a distance from a free axial end of the sealing lip.

Aube pour une roue aubagée mobile de turbomachine d'aéronef, roue aubagée mobile, turbine et turbomachine associées

Secteur d’un distributeur pour une turbine d’une turbomachine d’aéronef

Secteur (6) d’un distributeur pour une turbine d’une turbomachine d’aéronef, le secteur (6) comprenant une plateforme externe (7) et une plateforme interne (8) coaxiales suivant un axe (X), le secteur (6) comprenant en outre au moins une pale (9) qui relie entre elles les plateformes externe et interne (7, 8), caractérisé en ce que la pale (9) est à calage variable autour d’un axe de rotation (Y) de la pale (9), la pale (9) comprenant un corps (11) aérodynamique délimité radialement par une tête et un pied, la tête étant placée avec un premier jeu fonctionnel dans une ouverture de la plateforme externe (7), le pied étant placé avec un second jeu fonctionnel dans une cavité de la plateforme interne (8), l’axe de rotation (Y) de la pale (9) étant situé en aval de la tête et du pied. Figure pour l'abrégé : Figure 2

Distributeur pour une turbine d’une turbomachine d’aéronef

Distributeur (4) pour une turbine (3) d’une turbomachine (1) d’aéronef, le distributeur (4) comprenant une couronne interne (6) et une couronne externe (7) coaxiales et centrées sur un axe (X), le distributeur (4) comprenant en outre une rangée annulaire de pales (8) qui relient entre elles les couronnes interne et externe (6, 7), caractérisé en ce que les couronnes interne et externe (6, 7) sont chacune monobloc et s’étendent de manière continue autour de l’axe (X). Figure pour l'abrégé : Figure 1

Secteur d'un distributeur pour une turbine d'une turbomachine d'aéronef

Secteur (6) d'un distributeur pour une turbine d'une turbomachine d'aéronef, le secteur (6) comprenant une plateforme externe (7) et une plateforme interne (8) coaxiales suivant un axe (X), le secteur (6) comprenant en outre au moins une pale (9) qui relie entre elles les plateformes externe et interne (7, 8), caractérisé en ce que la pale (9) est à calage variable autour d'un axe de rotation (Y) de la pale (9), la pale (9) comprenant un corps (11) aérodynamique délimité radialement par une tête et un pied, la tête étant placée avec un premier jeu fonctionnel dans une ouverture de la plateforme externe (7), le pied étant placé avec un second jeu fonctionnel dans une cavité de la plateforme interne (8), l'axe de rotation (Y) de la pale (9) étant situé en aval de la tête et du pied.

Turbine engine blade provided with an optimized cooling circuit

A turbine engine blade includes an airfoil with a pressure-side wall and a suction-side wall which are connected upstream by a leading edge and downstream by a trailing edge. A cooling circuit has an internal cavity extending inside the airfoil and a plurality of outlet openings, each oriented substantially along a longitudinal axis X. Each outlet opening communicates with the cavity and is arranged in the vicinity of the trailing edge. A calibration device is arranged in the cavity and provided with calibration conduits arranged substantially opposite the outlet openings. The calibration conduits each include an oblong transverse section which is substantially perpendicular to the longitudinal axis.

Procédé de fabrication d'une aube de turbomachine

Dans le procédé de fabrication d'une aube (32) de turbomachine (100) : - on fabrique une pièce (4) comprenant une zone de veine d'air (10) et une couche (20) recouvrant la zone, la couche présentant des cavités (22) formant un motif périodique, la fabrication ayant lieu par injection d'un mélange comprenant un liant et une poudre; - on élimine de la pièce une plus grande partie du liant; - on effectue un frittage de la pièce; et - on élimine la couche (20) de la pièce pour obtenir l'aube (32).

Blade for a rotating bladed disk for an aircraft turbine engine comprising a sealing lip having an optimized non-constant cross section

To increase the inertia of a sealing lip of a blade for an aircraft turbine engine, and thus improve the service life of such a sealing lip, the sealing lip is conformed so as to have a trough in the outer surface thereof and a corresponding boss in the inner surface thereof, the trough and the boss being defined based on a connection cross section of the sealing lip to a blade body, and being formed at a distance from a free axial end of the sealing lip.

Eprouvette et procede d’essai mecanique en cisaillement

Eprouvette (100) d’essai mécanique en cisaillement, cette éprouvette comportant un corps (102) monobloc ayant un premier axe (A) et comportant une première partie (104) ayant en section transversale une forme en queue d’aronde comprenant une première zone (104b) de plus faible épaisseur (E2) et une seconde zone de plus grande épaisseur (E1), caractérisée en ce que le corps (102) comporte une seconde partie (106) qui a une section transversale identique à la première partie (104), les première et seconde parties (104, 106) étant reliées entre elles au niveau d’un premier plan (P1) qui est un plan de symétrie du corps (102) et qui passe entre les zones (104b, 106b) de plus faible épaisseur des première et seconde partie (104, 106). Figure pour l'abrégé : Figure 3

Aube de turbomachine comportant un bord de fuite renforcé

L'invention concerne une aube mobile (10) de rotor de turbomachine s'étendant selon une direction principale radiale et selon une direction longitudinale, comportant une pale (12) délimitée par : - une face d'intrados (14) située d'un premier côté transversal de la pale (12); - une face d'extrados (16) située d'un deuxième côté transversal de la pale (12) ; - un bord d'attaque (18) d'orientation principale radiale, situé à une extrémité longitudinale amont de la pale (12) ; et - un bord de fuite (20) d'orientation principale radiale, situé à une extrémité longitudinale aval de la pale (12), dans laquelle l'aube mobile (10) est réalisée en un alliage de titane caractérisée en ce qu'elle comporte une couche de matériau de revêtement (22) qui recouvre en partie chacune de la face d'intrados (14) et de la face d'extrados (16) et qui recouvre aussi le bord de fuite (20). Figure pour l’abrégé : figure 1

aube munie d’un revêtement anti-usure

Aube de turbomachine, ainsi qu’un module de turbomachine et une turbomachine, comprenant une partie de pale (12), et un pied d’aube (11), le pied d’aube (11) comprenant au moins une surface de portée (22) configurée pour coopérer avec un dispositif de fixation de la turbomachine, dans lequel au moins le pied d’aube (11) est réalisé en TiAl, et dans lequel la surface de portée (22) est munie d’un revêtement anti-usure, ce revêtement anti-usure étant réalisé dans un alliage comprenant au moins 9,5% en masse de Co et/ou au moins 14% en masse de Cr. Fig. 3.

Aube avec pied muni d'un revêtement anti-usure

Aube pour turbomachine, comprenant une partie de pale (12), et un pied d'aube (11), le pied d'aube (11) comprenant au moins une surface de portée (22) configurée pour coopérer avec un dispositif de fixation (31) de la turbomachine (1), dans lequel au moins le pied d'aube (11) est réalisé en TiAl, et dans lequel la surface de portée (22) est munie d'un revêtement anti-usure, ce revêtement anti-usure étant réalisé dans un alliage à base Nickel comprenant au moins 9,5% en masse de Co et/ou au moins 14% en masse de Cr.

Turbomachine blade with improved cooling

A turbine vane includes a root carrying a blade terminated by a squealer tip, the blade having intrados and extrados walls, a leading edge, a trailing edge, and a tip wall delimiting a bottom of the squealer tip, by which the intrados wall is connected to the extrados wall. The blade also includes: a serpentine median circuit, including a first radial pipe that collects air at the root and is connected by a first bend to a second radial pipe that is connected by a second bend to a third radial pipe; a cavity under the squealer tip running along the extrados wall and extending from a central region of the squealer tip to the trailing edge; and a central radial pipe collecting air at the root and extending between at least two of the three pipes of the median circuit and directly supplying the cavity under the squealer tip.