FR2931904A1

FR2931904A1 - COMPRESSOR ROTOR BLADE CLEARANCE

Info

Publication number: FR2931904A1
Application number: FR0953388A
Authority: FR
Inventors: Ravichand Brahmasuraih
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2008-05-28
Filing date: 2009-05-20
Publication date: 2009-12-04
Also published as: JP2009287556A; US20090297351A1; DE102009025814A1; CN101592163A

Abstract

Aube (30) de rotor pour compresseur axial, pouvant comprendre une pale, qui comporte un bord d'attaque (17), et un pied (13), qui comporte une plate-forme (18), la plate-forme (18) étant la face radiale extérieure du pied (13) depuis laquelle s'étend la pale, et une queue d'aronde (20), la queue d'aronde (20) comportant une face avant (22) de queue d'aronde, laquelle est la face de la queue d'aronde (20) qui est orientée globalement vers l'amont une fois que l'aube (30) de rotor est installée dans le compresseur axial. L'aube (30) de rotor peut comprendre une gorge formant dégagement (32) qui est formée dans la face avant (22) de queue d'aronde et qui creuse au moins partiellement l'intersection du bord d'attaque (17) de la pale et de la plate-forme (18).Axial compressor rotor blade (30), which may comprise a blade, which has a leading edge (17), and a foot (13), which comprises a platform (18), the platform (18) being the outer radial face of the foot (13) from which the blade extends, and a dovetail (20), the dovetail (20) having a front face (22) of dovetail, which is the face of the dovetail (20) which is oriented generally upstream once the rotor blade (30) is installed in the axial compressor. The rotor blade (30) may comprise a clearance groove (32) which is formed in the dovetail front face (22) and which at least partially excavates the intersection of the leading edge (17) of the the blade and the platform (18).

Description

B09-1645FR Société dite : GENERAL ELECTRIC COMPANY Dégagement d'aube de rotor de compresseur Invention de : BRAHMASURAIH Ravichand Priorité d'une demande de brevet déposée aux Etats-Unis d'Amérique le 28 mai 2008 sous le n° 12/127.889 B09-1645EN Company called: GENERAL ELECTRIC COMPANY Compressor rotor vane release Invention of: BRAHMASURAIH Ravichand Priority of a patent application filed in the United States of America on May 28, 2008 under n ° 12 / 127.889

Dégagement d'aube de rotor de compresseur La présente invention concerne de façon générale les aubes des compresseurs dans les moteurs à turbines. Plus particulièrement, mais d'une manière nullement limitative, la présente invention est relative à des aubes de rotors de compresseurs conçues et agencées pour réduire les contraintes qui, en service, s'exercent sur certaines zones de l'aube, afin que l'aube résiste davantage à l'érosion. Dans un moteur à turbine à gaz, le compresseur comprend généralement de multiples étages qui ont une rangée d'aubes (également appelées couramment "pales de rotor" ou "aubes de compresseur") et d'aubes de stator (également appelées couramment "pales de stator"). Les aubes de rotor tournent autour un rotor et, de la sorte, donnent une énergie cinétique au flux d'air traversant le compresseur. Juste après la rangée d'aubes de rotor se trouve une rangée d'aubes de stator, qui restent immobiles. Agissant de concert, les aubes de rotor et les aubes de stator ont pour effets respectifs de faire tourner le flux d'air et de réduire la vitesse de l'air, ce qui accroît la pression statique du flux d'air dans le compresseur. Généralement, de multiples étages d'aubes de rotor et d'aubes de stator sont superposés dans un compresseur axial pour parvenir au rapport de pression voulu entre l'air refoulé et l'air admis. Les aubes de rotor et de stator sont généralement fixées respectivement à des roues de rotor et au corps de stator à l'aide d'une queue d'aronde ou d'une fixation de pied ou de base. Afin d'améliorer les performances du compresseur, un lavage à l'eau est effectué périodiquement pour nettoyer les aubes de rotor et de stator. Pendant cette opération, de l'eau est pulvérisée directement dans l'entrée d'un compresseur en marche. L'eau frappe une aube de rotor du premier étage, puis est entraînée avec le flux d'air dans le compresseur, de telle sorte que les autres aubes de rotor et de stator soient elles aussi nettoyées. Le choc de l'eau sur les aubes de rotor, en particulier sur le bord d'attaque des aubes de rotor du premier étage, provoque une érosion. Cette érosion conduit généralement à la formation de petites piqûres et/ou crevasses le long du bord d'attaque des aubes de rotor. Au fil des répétitions de cette opération, les piqûres et crevasses s'approfondissent et s'élargissent. The present invention relates generally to the blades of compressors in turbine engines. More particularly, but in no way limiting, the present invention relates to compressor rotor blades designed and arranged to reduce the constraints which, in use, are exerted on certain areas of the blade, so that the dawn is more resistant to erosion. In a gas turbine engine, the compressor generally comprises multiple stages which have a row of vanes (also commonly referred to as "rotor blades" or "compressor vanes") and stator vanes (also commonly referred to as "vanes"). of stator "). The rotor blades rotate around a rotor and, in this way, give kinetic energy to the air flow passing through the compressor. Just after the row of rotor blades is a row of stator vanes, which remain motionless. Acting together, the rotor blades and the stator vanes have the respective effects of rotating the airflow and reducing the air velocity, which increases the static pressure of the airflow in the compressor. Generally, multiple stages of rotor blades and stator vanes are superimposed in an axial compressor to achieve the desired pressure ratio between the discharged air and the intake air. The rotor and stator vanes are generally attached respectively to rotor wheels and to the stator body by means of a dovetail or a foot or base attachment. In order to improve compressor performance, a water wash is periodically performed to clean the rotor and stator vanes. During this operation, water is sprayed directly into the inlet of a running compressor. The water strikes a rotor blade of the first stage, then is entrained with the flow of air into the compressor, so that the other rotor and stator vanes are also cleaned. The shock of the water on the rotor blades, in particular on the leading edge of the rotor blades of the first stage, causes erosion. This erosion generally leads to the formation of small pits and / or crevices along the leading edge of the rotor blades. Over the repetitions of this operation, the bites and crevices deepen and widen.

Comme le comprendra un spécialiste ordinaire de la technique, les aubes des rotors subissent de très fortes contraintes mécaniques pendant le fonctionnement, du fait de la vitesse de rotation du compresseur. Ces fortes contraintes ont une incidence sur le rythme de progression de l'érosion sur le bord d'attaque des aubes de rotors. As will be appreciated by one of ordinary skill in the art, rotor blades experience very high mechanical stress during operation due to the rotational speed of the compressor. These strong constraints affect the rate of erosion progression on the leading edge of the rotor blades.

Ainsi, l'ampleur de l'érosion subie par le bord d'attaque des aubes de rotors est globalement proportionnelle au niveau de contraintes subi à cet endroit. Plus les contraintes augmentent, plus l'érosion s'accélère. Avec le temps, les hauts niveaux de contraintes et l'aggravation de l'érosion risquent d'aboutir à une fissure de fatigue mégacyclique dans l'aube de rotor, ce qui peut finalement conduire à une rupture de l'aube. Evidemment, une rupture d'aube de rotor survenant pendant la marche risque d'occasionner des dommages catastrophiques dans les organes de la turbine situés en aval. De la sorte, on a continuellement besoin de systèmes, procédés et dispositifs perfectionnés qui protègent mieux contre cette éventualité. Plus particulièrement, on a besoin d'aubes de rotors perfectionnées qui fonctionnent avec des niveaux de contraintes réduits sur le bord d'attaque, de façon que les aubes résistent mieux à l'érosion. La présente demande décrit donc une aube de rotor pour compresseur axial, qui peut comprendre une pale, qui comporte un bord d'attaque, et un pied, qui comporte une plate-forme, la plate-forme étant la face extérieure radiale du pied depuis laquelle s'étend la pale, et une queue d'aronde, la queue d'aronde comportant une face avant de queue d'aronde, qui est la face de la queue d'aronde orientée globalement vers l'amont une fois que l'aube de rotor est installée dans le compresseur axial. L'aube de rotor peut comprendre une gorge formant un dégagement, ménagée sur la face avant de queue d'aronde, qui creuse au moins partiellement l'intersection du bord d'attaque de la pale et de la plate-forme. Thus, the extent of erosion experienced by the leading edge of the rotor blades is globally proportional to the stress level experienced at that location. The more the constraints increase, the more the erosion accelerates. Over time, high stress levels and worsening erosion may result in a megacyclic fatigue crack in the rotor blade, which may ultimately lead to a break in dawn. Of course, a rotor blade break occurring during walking may cause catastrophic damage to downstream turbine components. As a result, there is a continuing need for improved systems, methods and devices that better protect against this eventuality. More particularly, improved rotor blades are required which operate with reduced stress levels on the leading edge, so that the blades are more resistant to erosion. The present application therefore describes an axial compressor rotor blade, which may comprise a blade, which comprises a leading edge, and a foot, which comprises a platform, the platform being the radial outer face of the foot since which extends the blade, and a dovetail, the dovetail having a front face dovetail, which is the face of the dovetail oriented generally upstream once the rotor blade is installed in the axial compressor. The rotor blade may comprise a clearance groove formed on the dovetail front face, which at least partially digs the intersection of the leading edge of the blade and the platform.

La présente demande décrit en outre une aube de rotor pour compresseur axial qui peut comprendre une pale et un pied. La pale peut comporter un côté aspiration de pale, un côté pression de pale et un bord d'attaque, qui est le bord défini entre le côté aspiration de pale et le côté pression de pale qui est orienté globalement vers l'amont une fois que l'aube de rotor est installée dans le compresseur axial. Le pied peut comporter une plate-forme, qui est la face extérieure radiale du pied depuis laquelle s'étend la pale, et une queue d'aronde qui sert à monter l'aube de rotor sur une roue de rotor. La queue d'aronde peut comporter une face avant de queue d'aronde, qui est la face de la queue d'aronde qui est orientée globalement vers l'amont une fois que l'aube de rotor est installée dans le compresseur axial, un côté aspiration de queue d'aronde et un côté pression de queue d'aronde. L'aube de rotor peut aussi comprendre une gorge formant dégagement, ménagée dans la face avant de queue d'aronde qui creuse sensiblement l'intersection du bord d'attaque de la pale et la plate-forme. La gorge formant dégagement peut commencer à peu près au centre de la face avant de queue d'aronde et s'étend vers une arête de la queue d'aronde qui sépare la face avant de la queue d'aronde et le côté pression de la queue d'aronde. Dans la description de l'aube de rotor selon la présente invention, l'expression "creuse au moins partiellement l'intersection d'un bord d'attaque de la pale et de la plate-forme" peut se définir en ce sens que la gorge formant dégagement s'étend dans la queue d'aronde jusqu'à une profondeur telle qu'une partie de la gorge formant dégagement est alignée axialement avec au moins une partie de l'intersection du bord d'attaque de la pale et de la plate-forme. Dans l'aube de rotor selon la présente invention, la distance entre la hauteur la plus radiale, vers l'extérieur, de la gorge formant dégagement et la hauteur radiale de la plate-forme peut être d'environ 2,54 à 25,4 mm (0,1 à 1,0 pouce). Dans l'aube de rotor selon la présente invention, la gorge formant dégagement peut traverser le côté pression de queue d'aronde de telle sorte que la gorge formant dégagement débouche à travers le côté pression de queue d'aronde. Dans l'aube de rotor selon la présente invention, la gorge formant dégagement peut être conique, de telle sorte que la largeur de la gorge formant dégagement se resserre au niveau de la face avant de queue d'aronde et s'élargisse à mesure que la gorge formant dégagement pénètre dans la queue d'aronde. Dans l'aube de rotor selon la présente invention, la gorge formant dégagement peut présenter un profil sensiblement rectangulaire sur la face avant de queue d'aronde et sur le côté pression de queue d'aronde. Dans l'aube de rotor selon la présente invention l'angle de l'entaille créée dans la face avant de queue d'aronde pour réaliser la gorge formant dégagement peut être d'environ 90 degrés par rapport à une ligne de cambrure moyenne de la pale au niveau de la plate-forme. L'invention sera mieux comprise à l'étude de la description détaillée d'un mode de réalisation pris à titre d'exemple non limitatif et illustré par les dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue en perspective d'une aube de rotor de compresseur selon la technique antérieure ; - la figure 2 est une vue en perspective d'une aube de rotor de compresseur représentant une gorge formant dégagement selon un exemple de forme de réalisation de la présente invention ; et - la figure 3 est une vue en perspective d'une aube de rotor de compresseur représentant une gorge formant dégagement selon une autre forme possible de réalisation de la présente invention. Considérant maintenant les figures, où les divers repères désignent des parties identiques sur toutes les différentes vues, la figure 1 représente une aube 10 de rotor selon la technique antérieure. The present application further describes an axial compressor rotor blade which may comprise a blade and a foot. The blade may include a blade suction side, a blade pressure side and a leading edge, which is the edge defined between the blade suction side and the blade pressure side which is oriented generally upstream once the rotor blade is installed in the axial compressor. The foot may include a platform, which is the radial outer face of the foot from which the blade extends, and a dovetail which serves to mount the rotor blade on a rotor wheel. The dovetail may comprise a dovetail front face, which is the face of the dovetail which is oriented generally upstream once the rotor blade is installed in the axial compressor, a dovetail suction side and a dovetail pressure side. The rotor blade may also comprise a clearance groove formed in the dovetail front face which substantially widens the intersection of the leading edge of the blade and the platform. The disengagement groove may begin approximately in the center of the dovetail front face and extend to an edge of the dovetail which separates the front face of the dovetail and the pressure side of the dovetail. dovetail. In the description of the rotor blade according to the present invention, the expression "hollow at least partially the intersection of a leading edge of the blade and the platform" can be defined in that the clearance groove extends into the dovetail to a depth such that a portion of the clearance groove is axially aligned with at least a portion of the intersection of the leading edge of the blade and the platform. In the rotor blade according to the present invention, the distance between the most radial outwardly of the clearance groove and the radial height of the platform can be from about 2.54 to 25, 4 mm (0.1 to 1.0 inch). In the rotor blade according to the present invention, the clearance groove can pass through the dovetail pressure side so that the clearance groove opens out through the dovetail pressure side. In the rotor blade according to the present invention, the clearance groove may be tapered, so that the width of the clearance groove tapers at the dovetail front face and widens as the disengagement groove penetrates the dovetail. In the rotor blade according to the present invention, the clearance groove may have a substantially rectangular profile on the dovetail front face and the dovetail pressure side. In the rotor blade according to the present invention the angle of the notch created in the dovetail front face to provide the clearance groove may be about 90 degrees from an average camber line of the pale at the platform. The invention will be better understood on studying the detailed description of an embodiment taken by way of nonlimiting example and illustrated by the appended drawings in which: - Figure 1 is a perspective view of a dawn compressor rotor according to the prior art; FIG. 2 is a perspective view of a compressor rotor blade showing a clearance groove according to an exemplary embodiment of the present invention; and FIG. 3 is a perspective view of a compressor rotor blade showing a clearance groove according to another possible embodiment of the present invention. Referring now to the figures, wherein the various indicia refer to like parts in all the different views, Fig. 1 shows a rotor blade 10 according to the prior art.

Comme le comprendra un spécialiste ordinaire de la technique, l'aube 10 de rotor peut comprendre une pale 12 qui, lorsqu'elle est amenée à tourner autour du rotor, donne une énergie cinétique à l'air traversant le compresseur, et une base ou un pied 13. La pale 12 comprend globalement un côté aspiration 14 (à savoir une face convexe) et un côté pression 16 (à savoir une face concave). La pale 12 a en outre un bord d'attaque 17, qui est le bord entre le côté aspiration 14 et le côté pression 16 orienté globalement en amont une fois que l'aube 10 de rotor est installée dans le compresseur. As will be appreciated by one of ordinary skill in the art, the rotor blade 10 may include a blade 12 which, when rotated about the rotor, provides kinetic energy to the air passing through the compressor, and a base or a foot 13. The blade 12 generally comprises a suction side 14 (namely a convex face) and a pressure side 16 (namely a concave face). The blade 12 further has a leading edge 17, which is the edge between the suction side 14 and the pressure side 16 oriented generally upstream once the rotor blade 10 is installed in the compressor.

Le pied 13 comporte une plate-forme 18, qui est la face extérieure radiale du pied 13 depuis laquelle s'étend la pale 12. La plate-forme 18 peut faire corps avec le pied 13 de l'aube 10 de rotor. La plate-forme 18 définit la limite radiale interne du flux d'air passant sur la pale 12. Comme le comprendra un spécialiste ordinaire de la technique, le pied 13 comprend en outre généralement une queue d'aronde 20 qui se monte par l'intermédiaire d'une gorge complémentaire dans la roue (non représentée) de rotor afin de fixer l'aube 10 de rotor dans la position appropriée à l'intérieur du compresseur. La queue d'aronde 20 peut comporter une face avant 22 de queue d'aronde, qui constitue la face avant de la queue d'aronde 18, c'est-à-dire la face de la queue d'aronde 18 qui, une fois installée, est globalement orientée vers l'amont dans le compresseur. La queue d'aronde 20 peut en outre comporter un côté aspiration 24 de queue d'aronde (qui est du même côté que le côté aspiration 14 de queue d'aronde) et un côté pression 26 de queue d'aronde (qui est du même côté que le côté pression 16 de queue d'aronde). Pendant la marche, la queue d'aronde 20 de l'aube 10 de rotor de la figure 1 se loge d'une manière un peu lâche dans la rainure correspondante de la roue de compresseur jusqu'à ce que le rotor commence à tourner. Lorsque tourne la roue, la force centrifuge pousse fermement la queue d'aronde 20, radialement vers l'extérieur contre la rainure (ou autre moyen de retenue) présente dans la roue de compresseur. La force de réaction se développe sur la face de pression de la roue, ce qui neutralise les forces centrifuges créées par l'aube 10 en rotation. La force centrifuge crée des contraintes dans l'aube 10 de rotor. Comme le comprendra un spécialiste ordinaire de la technique, les contraintes se concentrent ordinairement à certains endroits dans la pale 12. L'un des endroits où se concentrent les contraintes est la partie intérieure radiale du bord d'attaque 17 de la pale 12 (c'est-à-dire le bord d'attaque 17 près de l'endroit où il se relie à la plate-forme 18). Ci-après, cet endroit où se concentrent les contraintes sera appelé de manière générale "base du bord d'attaque" ou "base de bord d'attaque" (et désigné par le repère 28 sur les figures). Comme décrit plus haut, les fortes contraintes pendant le fonctionnement de la base 28 de bord d'attaque amènent l'érosion par l'eau à dégrader et à affaiblir plus rapidement l'aube 10 de rotor à cet endroit. Cette dégradation peut avoir un effet négatif sur la durée de vie de l'aube 10 de rotor. The foot 13 comprises a platform 18, which is the radial outer face of the foot 13 from which the blade 12 extends. The platform 18 may be integral with the root 13 of the rotor blade 10. The platform 18 defines the internal radial limit of the airflow passing on the blade 12. As will be understood by one of ordinary skill in the art, the foot 13 further generally comprises a dovetail 20 which is mounted by the intermediate of a complementary groove in the rotor wheel (not shown) to fix the rotor blade 10 in the appropriate position inside the compressor. The dovetail 20 may comprise a front face 22 of dovetail, which constitutes the front face of the dovetail 18, that is to say the face of the dovetail 18 which, a once installed, is generally oriented upstream in the compressor. The dovetail 20 may further include a dovetail suction side 24 (which is on the same side as the dovetail suction side 14) and a dovetail pressure side 26 (which is same side as the dovetail pressure side 16). During walking, the dovetail 20 of the rotor blade 10 of FIG. 1 is loosely housed in the corresponding groove of the compressor wheel until the rotor begins to rotate. As the wheel rotates, the centrifugal force firmly pushes the dovetail 20 radially outwardly against the groove (or other restraining means) present in the compressor wheel. The reaction force develops on the pressure side of the wheel, which counteracts the centrifugal forces created by the rotating blade. Centrifugal force creates stresses in the rotor blade. As will be appreciated by one of ordinary skill in the art, the stresses are ordinarily concentrated at certain locations in the blade 12. One of the stress concentrating locations is the radially inner portion of the leading edge 17 of the blade 12 (FIG. that is, the leading edge 17 near where it connects to the platform 18). Hereinafter, this place where the constraints are concentrated will be generally referred to as "leading edge base" or "leading edge base" (and designated 28 in the figures). As described above, the high stresses during operation of the leading edge base 28 cause erosion by the water to degrade and further weaken the rotor blade at that location. This degradation can have a negative effect on the service life of the rotor blade.

Dans un exemple de forme de réalisation de la présente invention, comme on le voit sur la figure 2, une aube 30 de rotor telle que, par exemple, une aube de rotor utilisée dans le compresseur axial d'un moteur de turbine à gaz industriel, comprend globalement une pale 12, avec un côté aspiration 14 et un côté pression 16, un pied 13, avec une plate-forme 18 et une queue d'aronde 20 (qui comporte une face avant 22 de queue d'aronde, un côté aspiration 24 de queue d'aronde et un côté pression 26 de queue d'aronde) qui sert à monter l'aube sur la roue (non représentée) de compresseur. Globalement, la queue d'aronde 20 fixe l'aube 10 de rotor sur le rebord de la roue de façon qu'une série d'aubes 10 de rotor soit disposée sur le pourtour de la roue afin de former une rangée annulaire d'aubes 10. La figure 2 représente une gorge formant dégagement 32 selon un exemple de forme de réalisation de la présente invention, qui, en service, peut avantageusement réduire les contraintes subies par la pale 12 au niveau de la base 28 de bord d'attaque (laquelle, comme décrit plus haut, est la zone du bord d'attaque 17 où le bord d'attaque 17 se relie à la plate-forme 18). La gorge formant dégagement 32 peut comporter globalement une gorge réalisée dans la face avant 22 de queue d'aronde radialement juste vers l'intérieur de la hauteur radiale de la plate-forme 18 et approximativement sous (c'est-à-dire radialement vers l'intérieur de) l'intersection du bord d'attaque 17 et de la plate-forme 18. On notera que la description de l'emplacement de la gorge formant dégagement 32 est destinée à décrire globalement l'emplacement de la gorge par rapport à l'endroit où le bord d'attaque 17 se relie à la plate-forme 18, ainsi que par rapport à la face avant 22 de queue d'aronde, au côté pression 26 de queue d'aronde et au côté aspiration 24 de queue d'aronde. Dans certaines circonstances, les éléments de la structure d'aube de rotor cités dans la phrase précédente peuvent prendre une forme légèrement différente et être désignés par d'autres noms possibles (par exemple, lorsque la manière dont l'aube 10 de rotor est montée sur la roue est différente du système à queue d'aronde et rainure décrit plus haut). Un spécialiste ordinaire de la technique comprendra aisément que la présente invention peut encore être applicable à de telles aubes de rotor dans la mesure où la forme de base et l'emplacement relatif de la gorge formant dégagement 32 restent sensiblement identiques. Ainsi, bien que des noms spécifiques tels que "queue d'aronde" soient utilisés ici pour décrire certains éléments de l'aube 10 de rotor, il est entendu que ces noms ne sont nullement limitatifs et que la présente invention doit rester applicable à des aubes de rotor ayant des éléments sensiblement identiques. Dans une ou plusieurs formes de réalisation de la présente invention, la gorge formant dégagement 32 peut présenter les caractéristiques ci-après, bien que chacun de ces attributs puisse ne pas figurer dans toute forme de réalisation. La gorge formant dégagement 32 est globalement une gorge qui traverse la face avant 22 de queue d'aronde et pénètre dans la queue d'aronde 20 de telle sorte que l'intersection de la plate-forme 18 et du bord d'attaque 17 soit creusée. En fonction de la, perspective et de l'orientation de l'aube 10 de rotor de la figure 2, le dégagement peut se définir en ce sens que la gorge formant dégagement 32 s'étend jusque dans la queue d'aronde 20 de telle sorte que le volume de la queue d'aronde 20 au-dessous et à proximité immédiate de la plate-forme 18 et du bord d'attaque 17 soit au moins partiellement (et, dans d'autres formes de réalisation, sensiblement ou entièrement) supprimé. L'emplacement du volume supprimé de la queue d'aronde 20 peut aussi se décrire comme un volume tout près de la plate-forme 18 et radialement plus vers l'intérieur que l'intersection de la plate-forme 18 et du bord d'attaque 17. De la sorte, la gorge formant dégagement 32 s'étend, dans la queue d'aronde, jusqu'à une profondeur alignée axialement avec au moins une partie de l'intersection de la plate-forme 18 et du bord d'attaque 17. In an exemplary embodiment of the present invention, as seen in FIG. 2, a rotor blade 30 such as, for example, a rotor blade used in the axial compressor of an industrial gas turbine engine , generally comprises a blade 12, with a suction side 14 and a pressure side 16, a foot 13, with a platform 18 and a dovetail 20 (which comprises a front face 22 dovetail, a side dovetail suction 24 and a dovetail pressure side 26) which serves to mount the blade on the compressor wheel (not shown). Overall, the dovetail 20 fixes the rotor blade 10 to the rim of the wheel so that a series of rotor blades 10 are disposed on the periphery of the wheel to form an annular array of vanes. Fig. 2 shows a clearance groove 32 according to an exemplary embodiment of the present invention which, in use, can advantageously reduce the stresses to the blade 12 at the leading edge base 28 ( which, as described above, is the area of the leading edge 17 where the leading edge 17 connects to the platform 18). The clearance groove 32 may generally comprise a groove formed in the front face 22 of the dovetail radially just inward of the radial height of the platform 18 and approximately below (that is to say radially towards the interior of) the intersection of the leading edge 17 and the platform 18. Note that the description of the location of the clearance groove 32 is intended to describe generally the location of the groove relative to where the leading edge 17 connects to the platform 18, as well as to the dovetail front face 22, the dovetail pressure side 26 and the suction side 24 of the dovetail. In some circumstances, the elements of the rotor blade structure mentioned in the preceding sentence may take a slightly different form and be designated by other possible names (for example, when the manner in which the rotor blade is mounted on the wheel is different from the dovetail and groove system described above). It will be readily understood by one of ordinary skill in the art that the present invention may still be applicable to such rotor blades in that the base shape and the relative location of the clearance groove 32 remain substantially the same. Thus, although specific names such as "dovetail" are used herein to describe certain elements of the rotor blade, it is understood that these names are in no way limiting and that the present invention should remain applicable to rotor blades having substantially identical elements. In one or more embodiments of the present invention, the clearance groove 32 may have the following features, although each of these attributes may not be included in any embodiment. The clearance groove 32 is generally a groove which passes through the dovetail front face 22 and enters the dovetail 20 so that the intersection of the platform 18 and the leading edge 17 is dug. Depending on the perspective and orientation of the rotor blade of FIG. 2, the clearance can be defined in that the clearance groove 32 extends into the dovetail 20 of such so that the volume of the dovetail 20 below and in the immediate vicinity of the platform 18 and the leading edge 17 is at least partially (and, in other embodiments, substantially or entirely) deleted. The location of the volume removed from the dovetail 20 can also be described as a volume near the platform 18 and radially further inwards than the intersection of the platform 18 and the edge of the platform. In this way, the clearance groove 32 extends, in the dovetail, to a depth axially aligned with at least a portion of the intersection of the platform 18 and the edge of the dovetail. attack 17.

Comme illustré, la gorge formant dégagement 32 peut débuter sensiblement au centre approximatif de la face avant 22 de queue d'aronde et s'étendre vers l'arête de la queue d'aronde 20 qui sépare la face avant 22 de queue d'aronde et le côté pression 26 de queue d'aronde. De ce fait, et comme illustré sur la figure 2, la gorge formant dégagement 32 peut déboucher à travers le côté pression 26 de queue d'aronde. La gorge formant dégagement 32, vue sur la face avant 22 de queue d'aronde et sur le côté pression 26 de queue d'aronde, peut présenter un profil approximatif. Comme illustré sur la figure 2, sur la face avant 22 de queue d'aronde, le profil peut être sensiblement rectangulaire (on notera qu'un côté du rectangle est manquant, en raison du fait que la gorge formant dégagement 32 s'étend à travers l'arête de la queue d'aronde 20 qui sépare la face avant 22 de queue d'aronde et le côte pression 26 de queue d'aronde). Dans certaines formes de réalisation et comme illustré sur la figure 2, en raison des zones de raccordement dans les angles et de l'ouverture à travers le côté pression 26 de queue d'aronde, la forme rectangulaire peut présenter une forme en "U" approximatif, bien que, vu d'après la perspective de la figure 2, le "U" apparaisse comme s'il avait subi une rotation d'environ 90 degrés dans le sens anti-horaire. On notera que, dans d'autres formes de réalisation, l'angle de rotation, tel qu'il apparaît d'après la perspective de la figure 2, peut être légèrement supérieur ou inférieur à 90 degrés. Sur le côté pression 26 de queue d'aronde, le profil peut aussi être quelque peu rectangulaire (on notera que, comme plus haut, un des côtés du rectangle est également manquant). En raison des zones de raccordement dans les angles, la forme rectangulaire sur le côté pression 26 de queue d'aronde peut aussi présenter une forme en "U" approximatif, bien que, dans ce cas, vu d'après la perspective de la figure 2, le "U" apparaisse comme s'il reposait sur un côté, c'est-à-dire comme s'il avait été amené à tourner d'environ 90 degrés dans le sens horaire. On notera que dans d'autres formes de réalisation, l'angle de rotation, tel qu'il apparaît d'après la perspective de la figure 2, peut être légèrement supérieur ou inférieur à 90 degrés. La gorge formant dégagement 32 peut être réalisée de telle sorte que le bord de la gorge 32 radialement vers l'extérieur soit juste au-dessous (ou radialement vers l'intérieur) de la plate-forme 18. Globalement, la distance entre le bord de la gorge formant dégagement, radialement vers l'extérieur, et la plate-forme sera d'environ 2,54 à 25,4 mm (0,1 à 1,0 pouce), encore que des valeurs en dehors de ces limites soient également possibles. Le bord de la gorge formant dégagement 32, radialement vers l'extérieur, peut être orienté de façon à être sensiblement parallèle à la plate-forme 18 de queue d'aronde. En réalisant la gorge formant dégagement 32, on peut optimiser l'angle de l'entaille faite dans la face avant 22 de queue d'aronde et les dimensions de l'entaille. Dans certaines formes de réalisation, et comme on le voit sur la figure 2, l'angle de l'entaille dans la face avant 22 de queue d'aronde peut être d'environ 90 degrés par rapport à une ligne de cambrure moyenne de la pale 12 sur la section de la plate-forme 18. De cette manière, en service, les charges sur la gorge formant dégagement 32 sont globalement reparties le long de la gorge. La profondeur de la gorge formant dégagement 32 affectera la distance sur laquelle les contraintes en fonctionnement sont déplacées par rapport à la base 28 de bord d'attaque de la pale 12. Des gorges plus profondes ont généralement pour effet que la base 28 de bord d'attaque subira moins de contraintes pendant le fonctionnement. Dans certaines formes de réalisation, la gorge formant dégagement 32 aura une profondeur telle que la gorge 32 entrera dans une ligne de contraintes de l'aube de rotor de compresseur au niveau de la base 18 de bord d'attaque sous l'effet de sollicitations de l'aube pendant le fonctionnement. Ainsi, la profondeur de la gorge formant dégagement 32 sera telle que la zone de la queue d'aronde située radialement vers l'intérieur de l'intersection de la plate-forme 18 et du bord d'attaque 17 sera au moins partiellement (et, dans d'autres formes de réalisation, sensiblement ou entièrement) supprimée. En fonctionnement, la gorge formant dégagement 32 provoque globalement un changement du trajet des charges, qui s'écarte du bord d'attaque 17. La gorge réduit les contraintes créées sur le bord d'attaque 17 de la pale 12, surtout à la base 28 de bord d'attaque où la pale 12 se fixe à la plate-forme 18. En général, comme le comprendra un spécialiste ordinaire de la technique, la réduction des contraintes survient parce que la base 28 de bord d'attaque est séparée sensiblement directement de la queue d'aronde 20. Comme décrit plus haut, la réduction des contraintes sur le bord d'attaque 17 et/ou la base 28 de bord d'attaque provoque généralement une diminution de l'érosion à ces endroits et une plus longue durée de vie pour des pièces comme les aubes 10 de rotors. En outre, la forme de gorge formant dégagement 32 est relativement simple à réaliser. Comme le comprendra un spécialiste ordinaire de la technique, il peut être souhaitable, pendant la marche, de remplir avec un bouchon (non représenté) la gorge formant dégagement 32. Comme illustré sur la figure 3, la gorge formant dégagement 32 peut, dans une autre forme de réalisation possible, avoir une forme qui contribue à retenir un bouchon inséré. Dans une telle forme de réalisation, la gorge formant dégagement 32 peut avoir une forme conique de telle sorte que la largeur de la gorge formant dégagement 32 se resserre au niveau de la face avant 22 de queue d'aronde et s'élargisse à mesure que la gorge formant dégagement 32 pénètre dans la queue d'aronde 20. Ainsi, la gorge formant dégagement 32 s'évase vers l'extérieur depuis l'ouverture dans la face avant 22 de queue d'aronde, si bien que la gorge 32 s'élargit à mesure qu'elle pénètre dans la queue d'aronde 20. Avec cette configuration, un bouchon réalisé pour s'ajuster relativement parfaitement dans la gorge formant dégagement 32 ne pourra sortir de la gorge formant dégagement 32 depuis la face avant 22 de queue d'aronde, car l'ouverture de la gorge est trop étroite. Cependant, un tel bouchon pourra être commodément inséré depuis le côté pression 26 de queue d'aronde. Le bouchon peut être en n'importe quelle matière apte à résister à des conditions rudes à l'intérieur du compresseur ; par exemple, le bouchon peut être en Nylon. Dans certaines formes de réalisation, la gorge formant dégagement 32 peut servir dans des aubes d'un rotor de premier étage, où l'érosion est souvent la plus virulente. Dans d'autres formes de réalisation, la gorge formant dégagement 32 peut être employée dans tous les étages du compresseur. As illustrated, the clearance groove 32 may begin substantially at the approximate center of the dovetail front face 22 and extend toward the edge of the dovetail 20 which separates the front face 22 of the dovetail. and the dovetail pressure side 26. As a result, and as illustrated in FIG. 2, the clearance groove 32 may open through the dovetail pressure side 26. The clearance groove 32, seen on the dovetail front face 22 and the dovetail pressure side 26, may have an approximate profile. As illustrated in FIG. 2, on the dovetail front face 22, the profile may be substantially rectangular (it will be noted that one side of the rectangle is missing, due to the fact that the clearance groove 32 extends to through the edge of the dovetail 20 which separates the dovetail front face 22 and the dovetail pressure side 26). In some embodiments and as illustrated in Fig. 2, due to the corner connection areas and the opening through the dovetail pressure side 26, the rectangular shape may have a "U" shape. approximate, although, seen from the perspective of Figure 2, the "U" appears as if it had been rotated about 90 degrees in the counter-clockwise direction. It should be noted that in other embodiments, the angle of rotation, as seen from the perspective of FIG. 2, may be slightly greater or less than 90 degrees. On the dovetail pressure side 26, the profile may also be somewhat rectangular (note that, as above, one side of the rectangle is also missing). Due to the corner connection areas, the rectangular shape on the dovetail pressure side 26 may also have an approximate "U" shape, although in this case, seen from the perspective of FIG. 2, the "U" appears as if it were lying on one side, that is, as if it had been rotated about 90 degrees clockwise. Note that in other embodiments, the angle of rotation, as seen from the perspective of Figure 2, may be slightly greater or less than 90 degrees. The clearance groove 32 can be made such that the edge of the radially outward groove 32 is just below (or radially inwardly) of the platform 18. Overall, the distance between the edge radially outwardly, and the platform will be approximately 2.54 to 25.4 mm (0.1 to 1.0 inch), although values outside these limits are also possible. The edge of the clearance groove 32, radially outwardly, may be oriented so as to be substantially parallel to the dovetail platform 18. By making the clearance groove 32, one can optimize the angle of the notch made in the dovetail front face 22 and the dimensions of the notch. In some embodiments, and as seen in Figure 2, the notch angle in the dovetail front face 22 may be about 90 degrees to an average camber line of the 12 in this way, in use, the loads on the clearance groove 32 are generally distributed along the groove. The depth of the clearance groove 32 will affect the distance over which the operating stresses are displaced relative to the leading edge base 28 of the blade 12. Deeper grooves generally result in the The attack will experience fewer stresses during operation. In some embodiments, the clearance groove 32 will have a depth such that the groove 32 will enter a stress line of the compressor rotor blade at the leading edge base 18 under the effect of stresses. of dawn during operation. Thus, the depth of the clearance groove 32 will be such that the region of the dovetail located radially inward of the intersection of the platform 18 and the leading edge 17 will be at least partially (and in other embodiments, substantially or entirely) deleted. In operation, the clearance groove 32 generally causes a change in the path of the charges, which deviates from the leading edge 17. The throat reduces the stresses created on the leading edge 17 of the blade 12, especially at the base 28 of the leading edge where the blade 12 attaches to the platform 18. In general, as will be understood by one of ordinary skill in the art, stress reduction occurs because the leading edge base 28 is substantially separated. Directly from the dovetail 20. As described above, the reduction of the stresses on the leading edge 17 and / or the leading edge base 28 generally causes a decrease in erosion at these locations and a higher long service life for parts such as rotor blades. In addition, the clearance forming groove 32 is relatively simple to make. As will be understood by one of ordinary skill in the art, it may be desirable, while walking, to fill the clearance groove 32 with a plug (not shown). As illustrated in FIG. 3, the clearance groove 32 may, in a another possible embodiment, having a shape that helps to retain an inserted plug. In such an embodiment, the clearance groove 32 may have a conical shape such that the width of the clearance groove 32 narrows at the dovetail front face 22 and widens as the clearance groove 32 penetrates into the dovetail 20. Thus, the clearance groove 32 flares outwardly from the opening in the dovetail front face 22, so that the groove 32 s widens as it enters the dovetail 20. With this configuration, a cap made to fit relatively perfectly in the clearance groove 32 can not come out of the clearance groove 32 from the front face 22 of dovetail because the opening of the throat is too narrow. However, such a plug may be conveniently inserted from the dovetail pressure side 26. The plug can be in any material able to withstand harsh conditions inside the compressor; for example, the plug may be nylon. In some embodiments, the clearance groove 32 may be used in blades of a first stage rotor, where erosion is often the most virulent. In other embodiments, the clearance groove 32 may be employed in all stages of the compressor.

Liste des repères List of landmarks

10 Aube de rotor selon la technique antérieure 12 Pale 13 Pied 14 Côté aspiration 16 Côté pression 17 Bord d'attaque 18 Plate-forme 20 Queue d'aronde 22 Face avant de queue d'aronde 24 Côté aspiration de queue d'aronde 26 Côte pression de queue d'aronde 28 Base de bord d'attaque 30 Aube de rotor 32 Gorge de dégagement Rotor blade according to prior art 12 Blade 13 Foot 14 Suction side 16 Pressure side 17 Leading edge 18 Platform 20 Dovetail 22 Dovetail front side 24 Dovetail suction side 26 Coast dovetail pressure 28 Leading edge base 30 Rotor blade 32 Release throat

Claims

REVENDICATIONS1. An axial compressor rotor blade (30), comprising a blade (12), which has a leading edge (17), and a foot (13), which comprises a platform (18), the platform ( 18) being the outer radial face of the foot (13) from which the blade (12) extends, and a dovetail (20), the dovetail (20) having a front face (22) of the tail which is the face of the dovetail (20) which is oriented generally upstream once the rotor blade (30) is installed in the axial compressor, the blade (30) of rotor comprising: a clearance groove (32) which is formed in the dovetail front face (22) and which at least partially excavates the intersection of the leading edge (17) of the blade and the platform; form (18).

The rotor blade (30) according to claim 1, wherein: the blade (12) further comprises a blade suction side (14) and a profiled blade pressure side (16); the leading edge (17) of the blade (12) is the edge defined between the blade suction side (14) and the blade pressure side (16), which is oriented generally forward after the blade rotor blade (30) is installed in the axial compressor; the dovetail (20) serves, at least partially, to mount the rotor blade (30) on a rotor wheel; and the dovetail (20) further comprises a dovetail suction side (24) and a dovetail pressure side (26), each of which respectively corresponds to the same face of the dawn Rotor (30) as the blade suction side (24) and the blade pressure side (26).

The rotor blade (30) according to claim 1, wherein the clearance groove (32) completely digs the intersection of the leading edge (17) of the blade (12) and the pressure side (26) of the blade.

The rotor blade (30) according to claim 1, wherein the expression "at least partially hollowens the intersection of an attacking edge (17) of the blade (12) and the platform (18). "is defined in that sense that the clearance groove (32) extends into the dovetail (20) to a depth such that a portion of the clearance groove (32) is axially aligned with at least a portion of the intersection of the leading edge (17) of the blade (12) and the platform (18).

The rotor blade (30) according to claim 4, wherein the distance between the most radially outwardly extending height of the clearance groove (32) and the radial height of the platform (18) is about 2.54 to 25.4 mm (0.1 to 1.0 inches).

The rotor blade (30) according to claim 4, wherein the clearance groove begins at the approximate center of the dovetail front face (22) and extends to an edge of the dovetail (20). ) which separates the dovetail front face (22) and the dovetail pressure side (26).

A rotor blade (30) according to claim 6, wherein the clearance groove (32) passes through the dovetail pressure side (26) so that the clearance groove (32) opens through the side dovetail pressure (26).

The rotor blade (30) according to claim 7, wherein the clearance groove (32) is tapered so that the width of the clearance groove (32) is narrowed at the front face (22). dovetail and widens as the clearance groove (32) enters the dovetail (20).

The rotor blade (30) according to claim 1, wherein the clearance groove (32) has a substantially rectangular profile on the dovetail front face (22) and the dovetail pressure side (26). dove.

The rotor blade (30) according to claim 1, wherein the angle of the notch created in the dovetail front face (22) to make the clearance groove (32) is about 90 degrees. relative to an average camber line of the blade (12) at the platform (18).