EP1749969A1 - Inspection of the blades of a turbine - Google Patents

Inspection of the blades of a turbine Download PDF

Info

Publication number
EP1749969A1
EP1749969A1 EP06015205A EP06015205A EP1749969A1 EP 1749969 A1 EP1749969 A1 EP 1749969A1 EP 06015205 A EP06015205 A EP 06015205A EP 06015205 A EP06015205 A EP 06015205A EP 1749969 A1 EP1749969 A1 EP 1749969A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
blade
angle
percentage
value
skeleton
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
EP06015205A
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
EP1749969B1 (en
Inventor
Alain Henri Daniel Bouron
Jean Francois Escuret
Didier Merville
Laurent Christophe Francis Villaines
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of EP1749969A1 publication Critical patent/EP1749969A1/en
Application granted granted Critical
Publication of EP1749969B1 publication Critical patent/EP1749969B1/en
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/80—Diagnostics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/305—Tolerances

Definitions

  • the present invention relates to the control of turbomachine blades.
  • a turbomachine blade After its manufacture and before mounting on a rotor disc or a housing, a turbomachine blade is controlled, that is to say inspected to determine if this blade manufactured industrially corresponds to a reference blade, that is to say say at dawn theoretically desired.
  • This essential control makes it possible to check the main deviations from the definition and to sanction any possible dispersion of performance.
  • An essential step common to different control techniques is to perform a three-dimensional map in Cartesian coordinates of a plurality of points of an inspected blade.
  • the measurement is carried out automatically by means of a device, known to those skilled in the art, comprising a support on which a blade to be measured is immobilized and at least one probe for measuring the geometric coordinates at different points in the field. 'dawn.
  • the support is stationary and the probe is movable mechanically.
  • the support is movable mechanically and the probe is stationary.
  • the support and the probe are both mechanically mobile.
  • the document US5047966 describes various common techniques for three-dimensional geometric measurement of a blade.
  • the document US4653011 is a contact technique in which the end of a probe comes into contact with the object to be measured.
  • Other non-contact techniques use X-ray sources ( US6041132 ) or laser ( US4724525 ).
  • This reference model defines an ideal dawn by different geometric points stored on a computer recording medium.
  • Such a model is illustrated in the document EP 1498577 describing a table having the Cartesian coordinates of a reference blade.
  • a tolerance of plus or minus 0.150 inches in a direction normal to the surface of any point of the controlled blade is set. A controlled blade deviating from the reference blade can thus be discarded.
  • Tolerances can also take into account translational or angular misalignments, as described in the document US6748112 , without distinction of more relevant points compared to others.
  • the prior art therefore uses exclusively geometric criteria to validate or discard a controlled dawn.
  • the present invention aims to solve the aforementioned problems.
  • the blade control method according to the invention proposes to control the blades according to relevant aerodynamic parameters in essential points for the aerodynamic qualities of the dawn.
  • Another object of the invention is to synthesize the mass of information, consisting essentially of the Cartesian coordinates of all the points measured, so that it is processed more easily and more quickly.
  • the term "nominal parameter" is intended to mean the parameter as intended.
  • the aerodynamic parameters can notably be the angle of wedging of the blade, the angle at the entrance or the exit of the vane on the skeleton, the extrados or the intrados, the entry and the exit of dawn corresponding to areas respectively close to the leading edge BA and the trailing edge BF.
  • control is preferably carried out on a limited number of cross-sections with respect to the so-called radial axis, these sections being situated near the base, in the middle and near the apex of the dawn .
  • a computer program ie a sequence of instructions and data recorded on a medium and capable of being processed by a computer.
  • the present invention thus also relates to a computer program, directly loadable in the memory of a computer, for implementing the method according to the invention.
  • FIG. 1 schematically represents a section of blade 10.
  • a tolerance 4 determined as a function of the geometric difference between the reference blade and the measured blade makes it possible to define the extreme differences 2 and 3 that can take this controlled dawn.
  • These gaps 2 and 3 define a space in which the controlled dawn 1 must be located so as not to be discarded.
  • FIG. 2 shows a controlled blade section 10 according to the invention, reconstituted from its Cartesian coordinates measured for a given height of the blade. Given the dawn on the support, it is possible to define reference axes on this dawn.
  • the motor axis m represents the axis of rotation of the engine if the blade was installed on the rotor disk.
  • the axis r represents a radial axis with respect to the axis of rotation of the motor.
  • the axis t represents the tangential axis, normal to the two other axes m and r.
  • the various points of a section of the blade 10 make it possible by calculation to determine the rope 14 and the skeleton 11 of the blade.
  • the rope 14 On an aerodynamic part, such as a blade or a wing, the rope 14 is the segment which has the leading edge end BA and the trailing edge BF, the leading edge BA being the most upstream point on the dawn profile compared to a flow of air on this profile and the trailing edge BF being the most downstream point on the blade profile with respect to an air flow on this profile.
  • the skeleton 11 of the dawn also called skeleton or midline, is the set of equidistant points of the extrados 12 and the underside 13. All parameters are calculated for a given blade section 10.
  • a first controlled parameter may be the wedging angle ⁇ , that is to say the angle defined by the rope 14 of the blade and the motor axis m, as illustrated. in Figure 2.
  • curvilinear abscissa is reduced, which means that the length of the curve delimited by its two ends has no dimension and a distance, calculated on this curve starting from one of its ends, varies according to a scale of 0 For reasons of simplicity, distances are expressed as a percentage of the total length of the curve from one of its ends.
  • This percentage P must be between 1% and 20%, the optimal percentage P being 7.2%, as in the example of Figure 2. It is not necessary to control the parameters over the entire length. Indeed, it has been found that a correct parameter for this percentage P often implies that this parameter is correct over a large part of the length. A saving of additional time is thus obtained by judiciously choosing the value of this percentage P.
  • angles ⁇ as , ⁇ ae , ⁇ ai , ⁇ fs , ⁇ fe and ⁇ fi also called angles at the entry or exit of the vane on the skeleton 11, the extrados 12 or the intrados 13, allow to account for how air flows in and out of dawn.
  • An eighth controlled parameter may be a thickness E a of the blade section 10 at a distance corresponding to a percentage P of the total length of the skeleton 11 starting from the leading edge BA as a curvilinear abscissa, as illustrated in FIG.
  • the thickness E a is calculated according to a segment perpendicular to the skeleton 11 in the plane of the blade section 10.
  • a ninth controlled parameter may be a thickness E f of the blade section 10 at a distance corresponding to a percentage P of the total length of the skeleton 11 starting from the trailing edge BF as a curvilinear abscissa, as illustrated in FIG. 2.
  • the thickness E f is calculated according to a segment perpendicular to the skeleton 11 in the plane of the blade section 10.
  • a tenth controlled parameter may be a maximum thickness E max of the blade section 10, as illustrated in FIG. 2.
  • the thickness E max is calculated according to a segment perpendicular to the skeleton 11 in the plane of the blade section 10 , at the point of the skeleton having the greatest thickness of the blade section 10.
  • FIG. 5 illustrates the intervals defined by the values P1 and P2 as well as the points P3.
  • the method of calculating the angles involved is identical to the calculation mode of the angles ⁇ as , ⁇ ai , ⁇ ae , ⁇ fs , ⁇ fe and ⁇ fi .
  • a seventeenth controlled parameter may be a value MOYß as representing the average value of the angle ⁇ as on a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the skeleton 11 starting from the leading edge BA in curvilinear abscissa.
  • An eighteenth controlled parameter may be a value MOY ⁇ ae representing the mean value of the angle ⁇ ae over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the extrados 12 starting from the leading edge.
  • MOY ⁇ ae representing the mean value of the angle ⁇ ae over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the extrados 12 starting from the leading edge.
  • a nineteenth parameter controlled can be a value MOYß ai representing the average value of the angle ⁇ ai on a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the intrados 13 starting from the leading edge BA in curvilinear abscissa.
  • a twentieth controlled parameter may be the value MOYß fs representing the mean value of the angle ⁇ fs over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the skeleton 11 starting from the trailing edge BF as a curvilinear abscissa.
  • a twenty-first controlled parameter may be a value MOY ⁇ fe representing the average value of the angle ⁇ fe over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the extrados 12 starting from the edge of BF leak in curvilinear abscissa.
  • a twenty-second controlled parameter may be a value MOY ⁇ fi representing the mean value of the angle ⁇ fi , over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the intrados 13 starting from the trailing edge BF in curvilinear abscissa.
  • the values P1 and P2 belong to an interval [1%; 20%]. It is preferable that this interval relates to a representative portion of the skeleton, the extrados or the underside substantially upstream of the point AS, AE or AI with respect to the direction of flow of the air. Likewise, it is also preferable that this range relates to a representative portion of the skeleton, extrados or intrados substantially downstream of the FS, FE or FI point relative to the direction of airflow.
  • aerodynamic parameters are chosen simultaneously for the control of the blade, these parameters being: the angle of adjustment ⁇ , the angle ⁇ as , the angle ⁇ ae , the angle ⁇ fs , the angle ⁇ fe , the thickness E a , the thickness E f , the thickness E max , VAR ⁇ as , VAR ⁇ ae and VARß fe of the blade section 10.
  • Each nominal aerodynamic parameter defines with its associated tolerance a range of validity in which the measured aerodynamic parameter must be located to validate the blade. When the measured aerodynamic parameter does not belong to this range of validity, the measured dawn is deviated.
  • a section near the base can be a section between 0% and 30% of the height of a blade.
  • a section near the middle may be a section between 30% and 70% of the height of a blade.
  • a section near the top may be a section between 70% and 100% of the height of a blade.
  • the three sections are respectively located at 10%, 50% and 90% of the height of the blade, as illustrated in FIG.
  • a blade whose sections 10 to 10%, 50% and 90% of its height meet the criteria of the invention, fairly consistently presents valid sections over its entire height. Conversely, a blade, one of the three sections 10 does not meet the criteria described above, fairly consistently presents a plurality of incorrect sections over its entire height. An additional time saving is thus obtained by judiciously choosing significant sections.
  • the method according to the invention allows a considerable saving of time in the control of the blades, in particular after their manufacture.
  • each step of the method in particular the calculations of the various parameters, can advantageously be implemented by a computer program organized in modules 24, 25, 26 and 27, each module performing a step of the control method.
  • the invention also relates to a turbomachine blade control system, comprising means for measuring the geometrical coordinates of a plurality of points of a blade to be controlled, and a means for processing a computer program. intended to implement the control method of turbomachine blades.
  • the processing means 23 of a computer program may be a computer comprising a memory in which is loaded the computer program for implementing the control method of the turbomachine blades according to the invention.

Abstract

The method involves measuring geometrical coordinates of multiple points located on the profile of a blade section (10) of a turbomachine. An aerodynamic parameter of the blade section is calculated based on the measured coordinates. A blade is validated if the value of the aerodynamic parameter falls within a validity range or the blade is rejected if the value lies outside the validity range. The validity range is defined by a value of a nominal aerodynamic parameter of a reference blade and associated tolerance of the nominal parameter. Independent claims are also included for the following: (1) a computer program directly loadable in a memory of a computer for implementing a turbomachine blades checking method (2) a turbomachine blades checking system.

Description

La présente invention concerne le contrôle des aubes de turbomachine.The present invention relates to the control of turbomachine blades.

Après sa fabrication et avant son montage sur un disque rotor ou un carter, une aube de turbomachine est contrôlée, c'est-à-dire inspectée pour déterminer si cette aube fabriquée industriellement correspond à une aube de référence, c'est-à-dire à l'aube théoriquement souhaitée. Ce contrôle essentiel permet de vérifier les principaux écarts par rapport à la définition et de sanctionner les éventuelles dispersions de performances.After its manufacture and before mounting on a rotor disc or a housing, a turbomachine blade is controlled, that is to say inspected to determine if this blade manufactured industrially corresponds to a reference blade, that is to say say at dawn theoretically desired. This essential control makes it possible to check the main deviations from the definition and to sanction any possible dispersion of performance.

Ce contrôle se révèle encore plus déterminant pour les moteurs en développement, notamment les démonstrateurs ou les prototypes dans leur mise au point. En effet, la connaissance géométrique des pièces utilisées permet de s'affranchir des éventuels écarts préjudiciables dans la compréhension du fonctionnement de la turbomachine.This control is even more crucial for developing engines, especially demonstrators or prototypes in their development. Indeed, the geometric knowledge of the used parts makes it possible to overcome any possible detrimental differences in the understanding of the operation of the turbomachine.

Différentes techniques de contrôle des aubes sont connues de l'art antérieur. Une étape essentielle commune à différentes techniques de contrôle, selon l'art antérieur, consiste à effectuer un relevé tridimensionnel en coordonnées cartésiennes d'une pluralité de points d'une aube inspectée. La mesure s'effectue de manière automatique au moyen d'un dispositif, connu de l'homme du métier, comportant un support sur lequel une aube à mesurer est immobilisée et au moins un palpeur pour la mesure des coordonnées géométriques en différents points de l'aube. Selon une première variante, le support est immobile et le palpeur est mobile mécaniquement. Selon une seconde variante, à l'inverse, le support est mobile mécaniquement et le palpeur est immobile. Selon une troisième variante, le support et le palpeur sont tous deux mécaniquement mobiles.Various blade control techniques are known from the prior art. An essential step common to different control techniques, according to the prior art, is to perform a three-dimensional map in Cartesian coordinates of a plurality of points of an inspected blade. The measurement is carried out automatically by means of a device, known to those skilled in the art, comprising a support on which a blade to be measured is immobilized and at least one probe for measuring the geometric coordinates at different points in the field. 'dawn. In a first variant, the support is stationary and the probe is movable mechanically. According to a second variant, conversely, the support is movable mechanically and the probe is stationary. According to a third variant, the support and the probe are both mechanically mobile.

Le document US5047966 décrit différentes techniques courantes de mesure géométrique tridimensionnelle d'une aube. Le document US4653011 est une technique avec contact dans laquelle l'extrémité d'un palpeur vient en contact avec l'objet à mesurer. D'autres techniques, sans contact, font appel à des sources de type rayon X ( US6041132 ) ou laser ( US4724525 ).The document US5047966 describes various common techniques for three-dimensional geometric measurement of a blade. The document US4653011 is a contact technique in which the end of a probe comes into contact with the object to be measured. Other non-contact techniques use X-ray sources ( US6041132 ) or laser ( US4724525 ).

Une technique courante de mesure géométrique de points successifs est également décrit dans US5047966 : les coordonnées cartésiennes de points sont relevées selon des sections parallèles de l'aube. Dans l'exemple cité, 840 points discrets sont relevés selon 28 coupes parallèles. Selon la précision souhaitée, le nombre de points peut varier. De nos jours, 300 points peuvent être requis pour une seule coupe. Ces points de l'aube mesurée sont ensuite mémorisés sur un support d'enregistrement informatique.A common technique of geometric measurement of successive points is also described in US5047966 : The Cartesian coordinates of points are measured along parallel sections of the dawn. In the example cited, 840 discrete points are measured according to 28 parallel sections. Depending on the desired accuracy, the number of points may vary. Today, 300 points may be required for a single cut. These points of the measured dawn are then stored on a computer recording medium.

Pour déterminer la conformité de l'aube produite industriellement avec l'aube théorique souhaitée, on dispose, d'une part, d'un modèle d'une aube de référence et, d'autre part, des tolérances acceptables.To determine the conformity of the blade produced industrially with the desired theoretical blade, one has, on the one hand, a model of a reference blade and, on the other hand, acceptable tolerances.

Ce modèle de référence définit une aube idéale par différents points géométriques mémorisés sur un support d'enregistrement informatique. Un tel modèle est illustré dans le document EP 1498577 décrivant une table comportant les coordonnées cartésiennes d'une aube de référence. Dans cet exemple, une tolérance de plus ou moins 0,150 inch selon une direction normale à la surface d'un point quelconque de l'aube contrôlée est fixée. Une aube contrôlée s'écartant de l'aube de référence peut ainsi être écartée.This reference model defines an ideal dawn by different geometric points stored on a computer recording medium. Such a model is illustrated in the document EP 1498577 describing a table having the Cartesian coordinates of a reference blade. In this example, a tolerance of plus or minus 0.150 inches in a direction normal to the surface of any point of the controlled blade is set. A controlled blade deviating from the reference blade can thus be discarded.

Les tolérances peuvent également tenir compte de décalages en translation ou en orientation angulaire, comme décrit dans le document US6748112 , sans distinction de points plus pertinents par rapport à d'autres. L'art antérieur fait donc appel à des critères exclusivement géométriques pour valider ou écarter une aube contrôlée.Tolerances can also take into account translational or angular misalignments, as described in the document US6748112 , without distinction of more relevant points compared to others. The prior art therefore uses exclusively geometric criteria to validate or discard a controlled dawn.

Les exigences en terme de précision recherchée aujourd'hui sont telles que la masse d'information, constituée essentiellement par les coordonnées cartésiennes de tous les points mesurés en une pluralité de sections d'aube, devient conséquente et qu'il est difficile de la synthétiser. Par ailleurs, les décalages géométriques ne sont pas directement interprétables d'un point de vue aérodynamique.The requirements in terms of precision sought today are such that the mass of information, consisting essentially of the Cartesian coordinates of all the points measured in a plurality of blade sections, becomes substantial and that it is difficult to synthesize it. . Moreover, the geometric offsets are not directly interpretable from an aerodynamic point of view.

La présente invention a pour but de résoudre les problèmes précités. Contrairement aux procédés de contrôle d'aubes de turbomachine de l'art antérieur, qui contrôlaient la conformité des aubes selon des critères géométriques pour l'ensemble de l'aube, le procédé de contrôle d'aubes selon l'invention propose de contrôler les aubes selon des paramètres aérodynamiques pertinents en des points essentiels pour les qualités aérodynamiques de l'aube.The present invention aims to solve the aforementioned problems. In contrast to the turbomachine blade control methods of the prior art, which controlled the compliance of the blades according to geometric criteria for the entire blade, the blade control method according to the invention proposes to control the blades according to relevant aerodynamic parameters in essential points for the aerodynamic qualities of the dawn.

Un autre objet de l'invention est de synthétiser la masse d'information, constituée essentiellement par les coordonnées cartésiennes de tous les points mesurés, afin que celle-ci soit traitée plus facilement et plus rapidement.Another object of the invention is to synthesize the mass of information, consisting essentially of the Cartesian coordinates of all the points measured, so that it is processed more easily and more quickly.

Selon l'invention, le procédé de contrôle des aubes de turbomachine, ayant un profil comportant un squelette, un extrados, un intrados, un bord d'attaque et un bord de fuite, consiste à :

  • mesurer des coordonnées géométriques d'une pluralité de points situés sur le profil d'au moins une section d'aube;
  • calculer au moins un paramètre aérodynamique de la section d'aube en fonction des coordonnées mesurées;
  • vérifier si la valeur du paramètre aérodynamique calculé s'écarte d'une plage de validité définie par une valeur du paramètre aérodynamique nominal d'une aube de référence et une tolérance associée; et
  • valider l'aube si la valeur du paramètre aérodynamique appartient à ia plage de validité ou écarter l'aube si la valeur du paramètre aérodynamique n'appartient pas à la plage de validité.
According to the invention, the turbomachine blade control method, having a profile comprising a skeleton, an extrados, a lower surface, a leading edge and a trailing edge, consists of:
  • measuring geometric coordinates of a plurality of points on the profile of at least one blade section;
  • calculate at least one aerodynamic parameter of the blade section as a function of the measured coordinates;
  • checking whether the value of the calculated aerodynamic parameter deviates from a validity range defined by a nominal aerodynamic parameter value of a reference blade and an associated tolerance; and
  • validate the dawn if the value of the aerodynamic parameter belongs to the range of validity or discard the dawn if the value of the aerodynamic parameter does not belong to the range of validity.

On entend par paramètre nominal, au sens de la présente invention, le paramètre tel que visé.For the purposes of the present invention, the term "nominal parameter" is intended to mean the parameter as intended.

Les paramètres aérodynamiques peuvent notamment être l'angle de calage de l'aube, l'angle à l'entrée ou à la sortie de l'aubage sur le squelette, l'extrados ou l'intrados, l'entrée et la sortie de l'aube correspondant à des zones situées respectivement à proximité du bord d'attaque BA et le bord de fuite BF.The aerodynamic parameters can notably be the angle of wedging of the blade, the angle at the entrance or the exit of the vane on the skeleton, the extrados or the intrados, the entry and the exit of dawn corresponding to areas respectively close to the leading edge BA and the trailing edge BF.

De tels paramètres sont plus facilement interprétables aérodynamiquement et la décision de valider ou écarter une aube contrôlée peut être prise très rapidement.Such parameters are more easily interpretable aerodynamically and the decision to validate or discard a controlled dawn can be made very quickly.

Selon l'invention, le contrôle est, de préférence, effectué sur un nombre limité de sections transversales par rapport à l'axe dit radial, ces sections étant situées à proximité de la base, au milieu et à proximité du sommet de l'aube.According to the invention, the control is preferably carried out on a limited number of cross-sections with respect to the so-called radial axis, these sections being situated near the base, in the middle and near the apex of the dawn .

Pour la mise en oeuvre de la plupart des étapes du procédé de contrôle, un programme d'ordinateur, autrement dit une séquence d'instructions et de données enregistrées sur un support et susceptible d'être traitée par un ordinateur, est, de préférence, utilisé. La présente invention se rapporte donc également à un programme d'ordinateur, chargeable directement dans la mémoire d'un ordinateur, destiné à mettre en oeuvre le procédé selon l'invention.For the implementation of most of the steps of the control method, a computer program, ie a sequence of instructions and data recorded on a medium and capable of being processed by a computer, is preferably used. The present invention thus also relates to a computer program, directly loadable in the memory of a computer, for implementing the method according to the invention.

Par ailleurs, l'invention se rapporte également à un ensemble de moyens destinés à mettre en oeuvre le procédé de contrôle, plus exactement à un système de contrôle des aubes de turbomachine, comprenant :

  • des moyens de mesure des coordonnées géométriques d'une pluralité de points d'une aube contrôlée,
  • un moyen de calcul des paramètres aérodynamiques de l'aube mesurée ;
  • un moyen de vérification de la validité des paramètres mesurés avec les paramètres nominaux et leurs tolérances associées d'une aube de référence ; et
  • un moyen de validation ou d'écartement de l'aube contrôlée.
Furthermore, the invention also relates to a set of means for implementing the control method, more precisely to a turbomachine blade control system, comprising:
  • means for measuring the geometrical coordinates of a plurality of points of a controlled blade,
  • means for calculating the aerodynamic parameters of the measured blade;
  • means for verifying the validity of the parameters measured with the nominal parameters and their associated tolerances of a reference vane; and
  • a means of validation or separation of the controlled dawn.

L'invention sera mieux comprise et d'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la suite de la description en référence aux dessins annexés qui représentent respectivement :

  • Figure 1, une vue d'une section d'une aube contrôlée selon une technique de l'art antérieur dans un plan normal à l'axe radial ;
  • Figure 2, une première vue d'une section d'une aube contrôlée selon l'invention dans un plan normal à l'axe radial ;
  • Figure 3, une deuxième vue d'une section d'une aube contrôlée selon l'invention dans un plan normal à l'axe radial ;
  • Figure 4, une troisième vue d'une section d'une aube contrôlée selon l'invention dans un plan normal à l'axe radial ;
  • Figure 5, une quatrième vue d'une section d'une aube contrôlée selon l'invention dans un plan normal à l'axe radial ;
  • Figure 6, une cinquième vue d'une aube contrôlée selon l'invention dans un plan normal à l'axe tangentiel ; et
  • Figure 7, un système de contrôle des aubes de turbomachine.
The invention will be better understood and other features and advantages of the invention will appear on reading the following description with reference to the accompanying drawings which respectively represent:
  • Figure 1, a view of a section of a blade controlled by a technique of the prior art in a plane normal to the radial axis;
  • Figure 2, a first view of a section of a controlled blade according to the invention in a plane normal to the radial axis;
  • 3, a second view of a section of a controlled blade according to the invention in a plane normal to the radial axis;
  • Figure 4, a third view of a section of a controlled blade according to the invention in a plane normal to the radial axis;
  • Figure 5, a fourth view of a section of a controlled blade according to the invention in a plane normal to the radial axis;
  • Figure 6, a fifth view of a controlled blade according to the invention in a plane normal to the tangential axis; and
  • Figure 7, a turbomachine blade control system.

La figure 1 représente schématiquement une section d'aube 10. Selon l'art antérieur, une tolérance 4 déterminée en fonction de l'écart géométrique entre l'aube de référence et l'aube mesurée permet de définir les écarts extrêmes 2 et 3 que peut prendre cette aube contrôlée. Ces écarts 2 et 3 délimitent un espace dans lequel l'aube 1 contrôlée doit se situer pour ne pas être écartée.FIG. 1 schematically represents a section of blade 10. According to the prior art, a tolerance 4 determined as a function of the geometric difference between the reference blade and the measured blade makes it possible to define the extreme differences 2 and 3 that can take this controlled dawn. These gaps 2 and 3 define a space in which the controlled dawn 1 must be located so as not to be discarded.

Pour la mesure, l'aube est, de préférence, immobilisée sur un support. La figure 2 représente une section d'aube 10 contrôlée selon l'invention, reconstituée à partir de ses coordonnées cartésiennes mesurées pour une hauteur donnée de l'aube. Compte tenu de de l'aube sur le support, il est possible de définir des axes de références sur cette aube. L'axe moteur m représente l'axe de rotation du moteur si l'aube était installée sur le disque rotor. L'axe r représente un axe radial par rapport l'axe de rotation du moteur. L'axe t représente l'axe tangentiel, normal aux deux autres axes m et r.For measurement, the blade is preferably immobilized on a support. FIG. 2 shows a controlled blade section 10 according to the invention, reconstituted from its Cartesian coordinates measured for a given height of the blade. Given the dawn on the support, it is possible to define reference axes on this dawn. The motor axis m represents the axis of rotation of the engine if the blade was installed on the rotor disk. The axis r represents a radial axis with respect to the axis of rotation of the motor. The axis t represents the tangential axis, normal to the two other axes m and r.

Les différents points d'une section de l'aube 10 permettent par calcul de déterminer la corde 14 et le squelette 11 de l'aube. Sur une pièce aérodynamique, telle qu'une aube ou une aile, la corde 14 est le segment qui a pour extrémité le bord d'attaque BA et le bord de fuite BF, le bord d'attaque BA étant le point le plus en amont sur le profil d'aube par rapport à un écoulement d'air sur ce profil et le bord de fuite BF étant le point le plus en aval sur le profil d'aube par rapport à un écoulement d'air sur ce profil. Le squelette 11 de l'aube, également appelé ossature ou ligne moyenne, est l'ensemble des points équidistants de l'extrados 12 et de l'intrados 13. Tous les paramètres sont calculés pour une section d'aube 10 donnée.The various points of a section of the blade 10 make it possible by calculation to determine the rope 14 and the skeleton 11 of the blade. On an aerodynamic part, such as a blade or a wing, the rope 14 is the segment which has the leading edge end BA and the trailing edge BF, the leading edge BA being the most upstream point on the dawn profile compared to a flow of air on this profile and the trailing edge BF being the most downstream point on the blade profile with respect to an air flow on this profile. The skeleton 11 of the dawn, also called skeleton or midline, is the set of equidistant points of the extrados 12 and the underside 13. All parameters are calculated for a given blade section 10.

Un premier paramètre contrôlé, selon le procédé de l'invention, peut être l'angle de calage γ, c'est-à-dire l'angle défini par la corde 14 de l'aube et l'axe moteur m, comme illustré sur la figure 2.A first controlled parameter, according to the method of the invention, may be the wedging angle γ, that is to say the angle defined by the rope 14 of the blade and the motor axis m, as illustrated. in Figure 2.

La plupart des distances entrant en jeu dans les paramètres sont calculées en abscisse curviligne réduite sur une courbe pouvant être dans la présente invention, le squelette 11, l'extrados 12 ou l'intrados 13 d'une section d'aube 10. L'abscisse curviligne est réduite, ce qui signifie que la longueur de la courbe délimitée par ses deux extrémités n'a pas de dimension et qu'une distance, calculée sur cette courbe en partant d'une de ses extrémités, varie selon une échelle de 0 à 1. Pour des raisons de simplicité, les distances sont exprimées en pourcentage de la longueur totale de la courbe en partant de l'une de ses extrémités.Most of the distances involved in the parameters are calculated as curvilinear abscissa reduced on a curve that may be in the present invention, the skeleton 11, the extrados 12 or the intrados 13 of a blade section 10. The curvilinear abscissa is reduced, which means that the length of the curve delimited by its two ends has no dimension and a distance, calculated on this curve starting from one of its ends, varies according to a scale of 0 For reasons of simplicity, distances are expressed as a percentage of the total length of the curve from one of its ends.

Un deuxième paramètre contrôlé peut être un angle βas formé par :

  • une tangente au point AS situé le long du squelette 11 à une distance correspondant à un pourcentage P de la longueur totale du squelette 11 en partant du bord d'attaque BA en abscisse curviligne et
  • l'axe moteur m,
comme illustré sur la figure 3.A second controlled parameter may be an angle β as formed by:
  • a tangent to the point AS situated along the skeleton 11 at a distance corresponding to a percentage P of the total length of the skeleton 11 starting from the leading edge BA in the curvilinear abscissa and
  • the motor axis m,
as shown in Figure 3.

Ce pourcentage P doit être compris entre 1% et 20%, le pourcentage P optimal étant de 7,2%, comme dans l'exemple de la figure 2. Il n'est pas nécessaire de contrôler les paramètres sur toute la longueur. En effet, il a été constaté qu'un paramètre correct pour ce pourcentage P implique souvent que ce paramètre est correct sur une grande partie de la longueur. Un gain de temps supplémentaire est donc obtenu en choisissant judicieusement la valeur de ce pourcentage P.This percentage P must be between 1% and 20%, the optimal percentage P being 7.2%, as in the example of Figure 2. It is not necessary to control the parameters over the entire length. Indeed, it has been found that a correct parameter for this percentage P often implies that this parameter is correct over a large part of the length. A saving of additional time is thus obtained by judiciously choosing the value of this percentage P.

Un troisième paramètre contrôlé peut être un angle βae formé par :

  • une tangente au point AE situé le long de l'extrados 12 à une distance correspondant à un pourcentage P de la longueur totale de l'extrados 12 en partant du bord d'attaque BA en abscisse curviligne et
  • l'axe moteur m,
comme illustré sur la figure 3.A third controlled parameter may be an angle β ae formed by:
  • a tangent at the point AE situated along the extrados 12 at a distance corresponding to a percentage P of the total length of the extrados 12 starting from the leading edge BA in the curvilinear abscissa and
  • the motor axis m,
as shown in Figure 3.

Un quatrième paramètre contrôlé peut être un angle βai formé par :

  • une tangente au point Al situé le long de l'intrados 13 à une distance correspondant à un pourcentage P de la longueur totale de l'intrados 13 en partant du bord d'attaque BA en abscisse curviligne et
  • l'axe moteur m,
comme illustré sur la figure 3.A fourth controlled parameter may be an angle β ai formed by:
  • a tangent to the point Al situated along the intrados 13 at a distance corresponding to a percentage P of the total length of the intrados 13 starting from the leading edge BA in the curvilinear abscissa and
  • the motor axis m,
as shown in Figure 3.

Un cinquième paramètre contrôlé peut être un angle βfs formé par :

  • une tangente au point FS situé le long du squelette 11 à une distance correspondant à un pourcentage de la longueur totale du squelette 11 en partant du bord de fuite BF en abscisse curviligne et
  • l'axe moteur m,
comme illustré sur la figure 4.A fifth controlled parameter may be an angle β fs formed by:
  • a tangent to the point FS situated along the skeleton 11 at a distance corresponding to a percentage of the total length of the skeleton 11 starting from the trailing edge BF as a curvilinear abscissa and
  • the motor axis m,
as shown in Figure 4.

Un sixième paramètre contrôlé peut être un angle βfe formé par :

  • une tangente au point FE situé le long de l'extrados 12 à une distance correspondant à un pourcentage P de la longueur totale de l'extrados 12 en partant du bord de fuite BF en abscisse curviligne et
  • l'axe moteur m,
comme illustré sur la figure 4.A sixth controlled parameter may be an angle β fe formed by:
  • a tangent to the point FE situated along the extrados 12 at a distance corresponding to a percentage P of the total length of the extrados 12 starting from the trailing edge BF as a curvilinear abscissa and
  • the motor axis m,
as shown in Figure 4.

Un septième paramètre contrôlé peut être un angle βfi formé par :

  • une tangente au point FI situé le long de l'intrados 13 à une distance correspondant à un pourcentage P de la longueur totale de l'intrados 13 en partant du bord de fuite BF en abscisse curviligne et
  • l'axe moteur m,
comme illustré sur la figure 4.A seventh controlled parameter may be an angle β fi formed by:
  • a tangent at the point FI located along the intrados 13 at a distance corresponding to a percentage P of the total length of the intrados 13 starting from the trailing edge BF in curvilinear abscissa and
  • the motor axis m,
as shown in Figure 4.

Les angles βas, βae, βai, βfs, βfe et βfi, encore appelés angles à l'entrée ou à la sortie de l'aubage sur le squelette 11, l'extrados 12 ou l'intrados 13, permettent de rendre compte de la manière dont l'air s'écoule en entrée et en sortie d'aube.The angles β as , β ae , β ai , β fs , β fe and β fi , also called angles at the entry or exit of the vane on the skeleton 11, the extrados 12 or the intrados 13, allow to account for how air flows in and out of dawn.

Un huitième paramètre contrôlé peut être une épaisseur Ea de la section d'aube 10 à une distance correspondant à un pourcentage P de la longueur totale du squelette 11 en partant du bord d'attaque BA en abscisse curviligne, comme illustré sur la figure 2. L'épaisseur Ea est calculée selon un segment perpendiculaire au squelette 11 dans le plan de la section d'aube 10.An eighth controlled parameter may be a thickness E a of the blade section 10 at a distance corresponding to a percentage P of the total length of the skeleton 11 starting from the leading edge BA as a curvilinear abscissa, as illustrated in FIG. The thickness E a is calculated according to a segment perpendicular to the skeleton 11 in the plane of the blade section 10.

Un neuvième paramètre contrôlé peut être une épaisseur Ef de la section d'aube 10 à une distance correspondant à un pourcentage P de la longueur totale du squelette 11 en partant du bord de fuite BF en abscisse curviligne, comme illustré sur la figure 2. L'épaisseur Ef est calculée selon un segment perpendiculaire au squelette 11 dans le plan de la section d'aube 10.A ninth controlled parameter may be a thickness E f of the blade section 10 at a distance corresponding to a percentage P of the total length of the skeleton 11 starting from the trailing edge BF as a curvilinear abscissa, as illustrated in FIG. 2. The thickness E f is calculated according to a segment perpendicular to the skeleton 11 in the plane of the blade section 10.

Un dixième paramètre contrôlé peut être une épaisseur maximale Emax de la section d'aube 10, comme illustré sur la figure 2. L'épaisseur Emax est calculée selon un segment perpendiculaire au squelette 11 dans le plan de la section d'aube 10, au point du squelette présentant l'épaisseur la plus importante de la section d'aube 10.A tenth controlled parameter may be a maximum thickness E max of the blade section 10, as illustrated in FIG. 2. The thickness E max is calculated according to a segment perpendicular to the skeleton 11 in the plane of the blade section 10 , at the point of the skeleton having the greatest thickness of the blade section 10.

Un onzième paramètre contrôlé peut être une valeur VARßas représentant l'écart maximal entre :

  • la valeur de l'angle βas, à une distance correspondant à un pourcentage P3 de la longueur totale du squelette 11 en partant du bord d'attaque BA en abscisse curviligne et
  • l'ensemble des valeurs de l'angle βas, sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale du squelette 11 en partant du bord d'attaque BA en abscisse curviligne,
la valeur de P3 étant la moyenne des valeurs de P1 et P2.An eleventh controlled parameter may be a VARß as value representing the maximum difference between:
  • the value of the angle β as , at a distance corresponding to a percentage P3 of the total length of the skeleton 11 starting from the leading edge BA in the curvilinear abscissa and
  • the set of values of the angle β as , over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the skeleton 11 starting from the leading edge BA as a curvilinear abscissa,
the value of P3 being the average of the values of P1 and P2.

La figure 5 illustre les intervalles définis par les valeurs P1 et P2 ainsi que les points P3. Le mode de calcul des angles impliqués est identique au mode de calcul des angles βas, βai, βae, βfs, βfe et βfi.FIG. 5 illustrates the intervals defined by the values P1 and P2 as well as the points P3. The method of calculating the angles involved is identical to the calculation mode of the angles β as , β ai , β ae , β fs , β fe and β fi .

Un douzième paramètre contrôlé peut être une valeur VARßae représentant l'écart maximal entre :

  • la valeur de l'angle βae, à une distance correspondant à un pourcentage P3 de la longueur totale de l'extrados 12 en partant du bord d'attaque BA en abscisse curviligne et
  • l'ensemble des valeurs de l'angle βae, sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale de l'extrados 12 en partant du bord d'attaque BA en abscisse curviligne
la valeur de P3 étant la moyenne des valeurs de P1 et P2.A twelfth controlled parameter may be a value VARβ ae representing the maximum difference between:
  • the value of the angle β ae , at a distance corresponding to a percentage P3 of the total length of the extrados 12 starting from the leading edge BA in the curvilinear abscissa and
  • the set of values of the angle β ae , over a portion comprised between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the extrados 12 starting from the leading edge BA as a curvilinear abscissa
the value of P3 being the average of the values of P1 and P2.

Un treizième paramètre contrôlé peut être une valeur VARßai représentant l'écart maximal entre :

  • la valeur de l'angle βai, à une distance correspondant à un pourcentage P3 de la longueur totale de l'intrados 13 en partant du bord d'attaque BA en abscisse curviligne et
  • l'ensemble des valeurs de l'angle βai, sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale de l'intrados 13 en partant du bord d'attaque BA en abscisse curviligne,
la valeur de P3 étant la moyenne des valeurs de P1 et P2.A thirteenth controlled parameter may be a value VARβ ai representing the maximum difference between:
  • the value of the angle β ai , at a distance corresponding to a percentage P3 of the total length of the intrados 13 starting from the leading edge BA in the curvilinear abscissa and
  • the set of values of the angle β ai , over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the intrados 13 starting from the leading edge BA as a curvilinear abscissa,
the value of P3 being the average of the values of P1 and P2.

Un quatorzième paramètre contrôlé peut être une valeur VARßfs représentant l'écart maximal entre :

  • la valeur de l'angle βfs, à une distance correspondant à un pourcentage P3 de la longueur totale du squelette 11 en partant du bord de fuite BF en abscisse curviligne et
  • l'ensemble des valeurs de l'angle βfs, sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale du squelette 11 en partant du bord de fuite BF en abscisse curviligne,
la valeur de P3 étant la moyenne des valeurs de P1 et P2.A fourteenth controlled parameter may be a value VARß fs representing the maximum difference between:
  • the value of the angle β fs , at a distance corresponding to a percentage P3 of the total length of the skeleton 11 starting from the trailing edge BF as a curvilinear abscissa and
  • the set of values of the angle β fs , over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the skeleton 11 starting from the trailing edge BF as a curvilinear abscissa,
the value of P3 being the average of the values of P1 and P2.

Un quinzième paramètre contrôlé peut être une valeur VARßfe représentant l'écart maximal entre :

  • la valeur de l'angle βfe, à une distance correspondant à un pourcentage P3 de la longueur totale de l'extrados 12 en partant du bord de fuite BF en abscisse curviligne et
  • l'ensemble des valeurs de l'angle βfe, sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale de l'extrados 12 en partant du bord de fuite BF en abscisse curviligne,
la valeur de P3 étant la moyenne des valeurs de P1 et P2.A fifteenth controlled parameter may be a value VARß fe representing the maximum difference between:
  • the value of the angle β fe at a distance corresponding to a percentage P 3 of the total length of the extrados 12 starting from the trailing edge BF as a curvilinear abscissa and
  • the set of values of the angle β fe , over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the extrados 12 starting from the trailing edge BF as a curvilinear abscissa,
the value of P3 being the average of the values of P1 and P2.

Un seizième paramètre contrôlé peut être une valeur VARßfi représentant l'écart maximal entre :

  • la valeur de l'angle βfi, à une distance correspondant à un pourcentage P3 de la longueur totale de l'intrados 13 en partant du bord de fuite BF en abscisse curviligne et
  • l'ensemble des valeurs de l'angle βfi, sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale de l'intrados 13 en partant du bord de fuite BF en abscisse curviligne,
la valeur de P3 étant la moyenne des valeurs de P1 et P2.A sixteenth controlled parameter may be a value fi VARß representing the maximum difference between:
  • the value of the angle β fi at a distance corresponding to a percentage P3 of the total length of the intrados 13 starting from the trailing edge BF as a curvilinear abscissa and
  • the set of values of the angle β fi , over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the intrados 13 starting from the trailing edge BF as a curvilinear abscissa,
the value of P3 being the average of the values of P1 and P2.

Un dix-septième paramètre contrôlé peut être une valeur MOYßas représentant la valeur moyenne de l'angle βas sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale du squelette 11 en partant du bord d'attaque BA en abscisse curviligne.A seventeenth controlled parameter may be a value MOYß as representing the average value of the angle β as on a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the skeleton 11 starting from the leading edge BA in curvilinear abscissa.

Un dix-huitième paramètre contrôlé peut être une valeur MOYßae représentant la valeur moyenne de l'angle βae sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale de l'extrados 12 en partant du bord d'attaque BA en abscisse curviligne.An eighteenth controlled parameter may be a value MOYβ ae representing the mean value of the angle β ae over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the extrados 12 starting from the leading edge. BA in curvilinear abscissa.

Un dix-neuvième paramètre contrôlé peut être une valeur MOYßai représentant la valeur moyenne de l'angle βai sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale de l'intrados 13 en partant du bord d'attaque BA en abscisse curviligne.A nineteenth parameter controlled can be a value MOYß ai representing the average value of the angle β ai on a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the intrados 13 starting from the leading edge BA in curvilinear abscissa.

Un vingtième paramètre contrôlé peut être la valeur MOYßfs représentant la valeur moyenne de l'angle βfs sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale du squelette 11 en partant du bord de fuite BF en abscisse curviligne.A twentieth controlled parameter may be the value MOYß fs representing the mean value of the angle β fs over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the skeleton 11 starting from the trailing edge BF as a curvilinear abscissa.

Un vingt-et-unième paramètre contrôlé peut être une valeur MOYßfe représentant la valeur moyenne de l'angle βfe sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale de l'extrados 12 en partant du bord de fuite BF en abscisse curviligne.A twenty-first controlled parameter may be a value MOYβ fe representing the average value of the angle β fe over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the extrados 12 starting from the edge of BF leak in curvilinear abscissa.

Un vingt-deuxième paramètre contrôlé peut être une valeur MOYßfi représentant la valeur moyenne de l'angle βfi, sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale de l'intrados 13 en partant du bord de fuite BF en abscisse curviligne.A twenty-second controlled parameter may be a value MOYβ fi representing the mean value of the angle β fi , over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the intrados 13 starting from the trailing edge BF in curvilinear abscissa.

Les valeurs P1 et P2 appartiennent à un intervalle [1% ; 20%]. Il est préférable que cet intervalle se rapporte une portion représentative du squelette, de l'extrados ou de l'intrados essentiellement en amont du point AS, AE ou AI par rapport au sens d'écoulement de l'air. De même, il est également préférable que cet intervalle se rapporte à une portion représentative du squelette, de l'extrados ou de l'intrados essentiellement en aval du point FS, FE ou FI par rapport au sens d'écoulement de l'air.The values P1 and P2 belong to an interval [1%; 20%]. It is preferable that this interval relates to a representative portion of the skeleton, the extrados or the underside substantially upstream of the point AS, AE or AI with respect to the direction of flow of the air. Likewise, it is also preferable that this range relates to a representative portion of the skeleton, extrados or intrados substantially downstream of the FS, FE or FI point relative to the direction of airflow.

Un intervalle [7% ; 13%] permet d'obtenir des résultats significatifs permettant une précision plus importante du paramètre contrôlé.An interval [7%; 13%] makes it possible to obtain significant results allowing a greater precision of the controlled parameter.

Pour le contrôle des aubes de turbomachine, il est possible de combiner un contrôle tenant compte des paramètres aérodynamiques définis plus haut et un contrôle classique de l'art antérieur.For the control of turbomachine blades, it is possible to combine a control taking into account the aerodynamic parameters defined above and a conventional control of the prior art.

Selon un mode de réalisation préférentiel de l'invention, plusieurs paramètres aérodynamiques sont choisis simultanément pour le contrôle de l'aube, ces paramètres étant: l'angle de calage γ, l'angle βas, l'angle βae, l'angle βfs, l'angle βfe, l'épaisseur Ea, l'épaisseur Ef, l'épaisseur Emax, VARßas, VARßae et VARßfe de la section d'aube 10. Cette sélection de paramètres les plus pertinents permet de limiter de nombre de paramètres afin de les rendre plus facilement exploitables. Par ailleurs, il a été constaté que la validité de ces paramètres implique assez systématiquement la validité de l'ensemble de la section d'aube 10.According to a preferred embodiment of the invention, several aerodynamic parameters are chosen simultaneously for the control of the blade, these parameters being: the angle of adjustment γ, the angle β as , the angle β ae , the angle β fs , the angle β fe , the thickness E a , the thickness E f , the thickness E max , VARβ as , VARβ ae and VARß fe of the blade section 10. This selection of the most important parameters Relevant allows to limit a number of parameters to make them more easily exploitable. Moreover, it has been found that the validity of these parameters implies quite systematically the validity of the whole of the blade section 10.

Le tableau suivant illustre des exemples de paramètres pour une section d'aube donnée ainsi que la tolérance associée à chaque paramètre : PARAMETRE TOLERANCE γ (degré) ± 0.5 βas (degré) ± 2 βae (degré) ± 2 βfs (degré) ± 1.5 βfe (degré) ± 1.5 Ea (mm) ± 0.15 Ef (mm) ± 0.15 Emax (mm) ± 0.15 The following table shows example parameters for a given blade section and the tolerance associated with each parameter: PARAMETER TOLERANCE γ (degree) ± 0.5 β as (degree) ± 2 β ae (degree) ± 2 β fs (degree) ± 1.5 β fe (degree) ± 1.5 E a (Mm) ± 0.15 E f (Mm) ± 0.15 E max (Mm) ± 0.15

Chaque paramètre aérodynamique nominal définit avec sa tolérance associée une plage de validité dans laquelle le paramètre aérodynamique mesuré doit se situer pour valider l'aube. Lorsque le paramètre aérodynamique mesuré n'appartient pas à cette plage de validité, l'aube mesurée estécartée.Each nominal aerodynamic parameter defines with its associated tolerance a range of validity in which the measured aerodynamic parameter must be located to validate the blade. When the measured aerodynamic parameter does not belong to this range of validity, the measured dawn is deviated.

Dans le cas où une pluralité de paramètres aérodynamique est prise en considération dans le procédé, un paramètre aérodynamique qui n'appartiendrait pas à sa plage de validité correspondante entraînerait l'écartement de l'aube. L'ensemble des paramètres choisis doit être valide pour que l'aube contrôlée soit validée.In the case where a plurality of aerodynamic parameters are taken into consideration in the method, an aerodynamic parameter which does not belong to its corresponding range of validity would result in the spacing of the dawn. All the chosen parameters must be valid for the controlled dawn to be validated.

Ces paramètres peuvent être calculés pour une pluralité de sections d'une aube contrôlée, chacune des sections présentant des paramètres nominaux distincts. Néanmoins, il peut être judicieux de prendre en compte un nombre limité de sections. En effet, il a été constaté que le fait de sélectionner et contrôler trois sections situées respectivement à proximité de la base, au milieu et à proximité du sommet d'une aube suffisait pour avoir une idée de la validité globale de l'aube.These parameters can be calculated for a plurality of sections of a controlled blade, each section having distinct nominal parameters. Nevertheless, it may be wise to consider a limited number of sections. Indeed, it was found that the selection and control of three sections located respectively near the base, in the middle and near the top of a dawn was enough to have an idea of the overall validity of the dawn.

Une section située à proximité de la base peut être une section comprise entre 0% et 30% de la hauteur d'une aube. Une section située à proximité du milieu peut être une section comprise entre 30% et 70% de la hauteur d'une aube. Une section située à proximité du sommet peut être une section comprise entre 70% et 100% de la hauteur d'une aube. De préférence, les trois sections sont respectivement situées à 10%, 50% et 90% de la hauteur de l'aube, comme illustrées sur la figure 6.A section near the base can be a section between 0% and 30% of the height of a blade. A section near the middle may be a section between 30% and 70% of the height of a blade. A section near the top may be a section between 70% and 100% of the height of a blade. Preferably, the three sections are respectively located at 10%, 50% and 90% of the height of the blade, as illustrated in FIG.

Une aube, dont les sections 10 à 10%, 50% et 90% de sa hauteur répondent aux critères selon l'invention, présente assez systématiquement des sections valides sur l'ensemble de sa hauteur. A l'inverse, une aube, dont une des trois sections 10 ne répond pas aux critères décrits plus-haut, présente assez systématiquement une pluralité de sections incorrectes sur l'ensemble de sa hauteur. Un gain de temps supplémentaire est donc obtenu en choisissant judicieusement des sections significatives.A blade, whose sections 10 to 10%, 50% and 90% of its height meet the criteria of the invention, fairly consistently presents valid sections over its entire height. Conversely, a blade, one of the three sections 10 does not meet the criteria described above, fairly consistently presents a plurality of incorrect sections over its entire height. An additional time saving is thus obtained by judiciously choosing significant sections.

Le procédé selon l'invention permet un gain de temps considérable dans le contrôle des aubes, notamment après leur fabrication.The method according to the invention allows a considerable saving of time in the control of the blades, in particular after their manufacture.

Le traitement correspondant à chaque étape du procédé, notamment les calculs des différents paramètres, peut avantageusement être mis en oeuvre par un programme d'ordinateur organisé en modules 24, 25, 26 et 27, chaque module effectuant une étape du procédé de contrôle.The processing corresponding to each step of the method, in particular the calculations of the various parameters, can advantageously be implemented by a computer program organized in modules 24, 25, 26 and 27, each module performing a step of the control method.

L'invention concerne également un système de contrôle des aubes de turbomachine, comprenant des moyens de mesure 21 des coordonnées géométriques d'une pluralité de points d'une aube à contrôler 20, et un moyen de traitement 23 d'un programme d'ordinateur destiné à mettre en oeuvre le procédé de contrôle des aubes de turbomachine.The invention also relates to a turbomachine blade control system, comprising means for measuring the geometrical coordinates of a plurality of points of a blade to be controlled, and a means for processing a computer program. intended to implement the control method of turbomachine blades.

Un tel système est illustré par la figure 7 dans laquelle le moyen de mesure 21 peut être un des moyens de mesure connus de l'art antérieur. Le moyen de traitement 23 d'un programme d'ordinateur peut-être un ordinateur comportant une mémoire dans laquelle est chargé le programme d'ordinateur destiné à mettre en oeuvre le procédé de contrôle des aubes de turbomachine selon l'invention.Such a system is illustrated in FIG. 7 in which the measuring means 21 may be one of the measuring means known from the prior art. The processing means 23 of a computer program may be a computer comprising a memory in which is loaded the computer program for implementing the control method of the turbomachine blades according to the invention.

Le système de contrôle des aubes de turbomachine destiné à mettre en oeuvre le procédé de contrôle des aubes de turbomachine selon l'invention comprend essentiellement les moyens suivants :

  • des moyens de mesure 21 et 24 des coordonnées géométriques d'une pluralité de points d'une aube contrôlée 20,
  • un moyen de calcul 25 des paramètres aérodynamiques de l'aube mesurée 20 ;
  • un moyen de vérification 26 de la validité des paramètres mesurés avec les paramètres nominaux et leurs tolérances associées d'une aube de référence 22 ; et
  • un moyen de validation ou d'écartement 27 de l'aube contrôlée 20.
The turbomachine blade control system for implementing the turbomachine blade control method according to the invention essentially comprises the following means:
  • measuring means 21 and 24 of the geometric coordinates of a plurality of points of a controlled blade 20,
  • a means 25 for calculating the aerodynamic parameters of the measured blade 20;
  • means 26 for verifying the validity of the parameters measured with the nominal parameters and their associated tolerances of a reference vane 22; and
  • a means of validation or separation 27 of the controlled dawn 20.

Claims (9)

Procédé de contrôle des aubes de turbomachine ayant un profil comportant un squelette (11), un extrados (12), un intrados (13), un bord d'attaque (BA) et un bord de fuite (BF) caractérisé en ce qu'il consiste à : • mesurer des coordonnées géométriques d'une pluralité de points situés sur le profil d'au moins une section d'aube (10); • calculer au moins un paramètre aérodynamique de la section d'aube (10) en fonction des coordonnées mesurées; • vérifier si la valeur du paramètre aérodynamique calculé s'écarte d'une plage de validité définie par une valeur du paramètre aérodynamique nominal d'une aube de référence et une tolérance associée; et • valider l'aube si la valeur du paramètre aérodynamique appartient à la plage de validité ou écarter l'aube si la valeur du paramètre aérodynamique n'appartient pas à la plage de validité, le paramètre aérodynamique étant choisi parmi les paramètres aérodynamiques suivants : • un angle (βas, βae, βai, βfs, βfe, βfi) formé par : ■ une tangente au point (AS, AE, AI, FS, FE, FI) situé le long du squelette (11), de l'extrados (12) ou de l'intrados (13), à une distance correspondant à un pourcentage P de la longueur totale du squelette (11), de l'extrados (12) ou de l'intrados (13), en partant du bord d'attaque (BA) ou du bord de fuite (BF) en abscisse curviligne et ■ l'axe moteur (m) ; • une valeur (VARßas, VARßae, VARßai, VARßfs, VARßfe, VARßfi) représentant l'écart maximal entre : ■ la valeur de l'angle ßas, à une distance correspondant à un pourcentage P3 de la longueur totale du squelette (11), de l'extrados (12) ou de l'intrados (13), en partant du bord d'attaque (BA) ou du bord de fuite (BF) en abscisse curviligne et ■ l'ensemble des valeurs de l'angle βas, sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale du squelette (11), de l'extrados (12) ou de l'intrados (13) en partant du bord d'attaque (BA) ou du bord de fuite (BF) en abscisse curviligne, la valeur de P3 étant la moyenne des valeurs de P1 et P2 ; et • une valeur (MOYßas, MOYßae, MOYßai, MOYßfs, MOYßfe, MOYßfi) représentant la valeur moyenne de l'angle (βas, βae, βai, βfs, βfe, βfi) sur une portion comprise entre un pourcentage P1 et un pourcentage P2 de la longueur totale du squelette (11), de l'extrados (12) ou de l'intrados (13) en partant du bord d'attaque (BA) ou du bord de fuite (BF) en abscisse curviligne ; le pourcentage P étant compris entre 1 et 20% de la longueur totale du squelette (11), de l'extrados (12) ou de l'intrados (13) en abscisse curviligne et les valeurs P1 et P2 appartenant à un intervalle [1 % ;20%].A method of controlling turbomachine blades having a profile comprising a skeleton (11), an upper surface (12), a lower surface (13), a leading edge (BA) and a trailing edge (BF), characterized in that it consists of : Measuring geometric coordinates of a plurality of points located on the profile of at least one blade section (10); Calculating at least one aerodynamic parameter of the blade section (10) as a function of the measured coordinates; • check whether the calculated aerodynamic parameter value deviates from a validity range defined by a nominal aerodynamic parameter value of a reference blade and an associated tolerance; and • validate the dawn if the value of the aerodynamic parameter belongs to the range of validity or to spread the dawn if the value of the aerodynamic parameter does not belong to the range of validity, the aerodynamic parameter being chosen from the following aerodynamic parameters: An angle (β as , β ae , β ai , β fs , β fe , β fi ) formed by: A tangent to the point (AS, AE, AI, FS, FE, FI) located along the skeleton (11), the extrados (12) or the intrados (13), at a distance corresponding to a percentage P of the total length of the skeleton (11), the extrados (12) or the intrados (13), starting from the leading edge (BA) or the trailing edge (BF) as a curvilinear abscissa and ■ the motor axis (m); • a value (VARβ as , VARβ ae , VARβ ai , VARβ fs , VARβ fe , VARβ fi ) representing the maximum difference between: The value of the angle βas, at a distance corresponding to a percentage P3 of the total length of the skeleton (11), the extrados (12) or the intrados (13), starting leading edge (BA) or trailing edge (BF) in curvilinear abscissa and The set of values of the angle βas, over a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the skeleton (11), the extrados (12) or the intrados (13) in from the leading edge (BA) or the trailing edge (BF) to a curvilinear abscissa, the value of P3 being the average of the values of P1 and P2; and A value (MOYβ as , MOYβ ae , MOYβ ai , MOYβ fs , MOYβ fe , MOYβ fi ) representing the average value of the angle (β as , β ae , β ai , β fs , β fe , β fi ) on a portion between a percentage P1 and a percentage P2 of the total length of the skeleton (11), the extrados (12) or the intrados (13) starting from the leading edge (BA) or the edge of leakage (BF) on curvilinear abscissa; the percentage P being between 1 and 20% of the total length of the skeleton (11), the extrados (12) or the intrados (13) in the curvilinear abscissa and the values P1 and P2 belonging to an interval [1 % 20%]. Procédé de contrôle des aubes de turbomachine selon la revendication 1 caractérisé en ce que, pour une section d'aube (10), le paramètre aérodynamique est en outre choisi parmi les paramètres aérodynamiques suivants : • une épaisseur (Ea, Ef) d'une section d'aube (10) à une distance correspondant au pourcentage P de la longueur totale du squelette (11) en partant du bord d'attaque (BA) ou du bord de fuite (BF) en abscisse curviligne ; • une épaisseur maximale (Emax) de la section d'aube (10) ; et • un angle de calage (γ). A method for controlling turbomachine blades according to claim 1, characterized in that , for a blade section (10), the aerodynamic parameter is furthermore chosen from among the following aerodynamic parameters: A thickness (E a , E f ) of a blade section (10) at a distance corresponding to the percentage P of the total length of the skeleton (11) starting from the leading edge (BA) or the edge of leakage (BF) on curvilinear abscissa; A maximum thickness (E max ) of the blade section (10); and • a wedging angle (γ). Procédé de contrôle des aubes de turbomachine selon la revendication 2 caractérisé en ce que plusieurs paramètres aérodynamiques sont choisis simultanément, ces paramètres étant l'angle de calage (γ), l'angle (βas), l'angle (βae), l'angle (βfs), l'angle (βfe), l'épaisseur (Ea) l'épaisseur (Ef,) l'épaisseur (Emax), VARßas), (VARßae) et (VARßfe).A method for controlling turbomachine blades according to claim 2, characterized in that a plurality of aerodynamic parameters are chosen simultaneously, these parameters being the angle of registration (γ), the angle (β as ), the angle (β ae ), the angle (β fs ), the angle (β fe ), the thickness (E a ) the thickness (E f ,) the thickness (E max ), VARß as ), (VARß ae ) and (VARß fe ). Procédé de contrôle des aubes de turbomachine selon l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que le pourcentage P est de 7,2%.A method for controlling turbomachine blades according to one of the preceding claims, characterized in that the percentage P is 7.2%. Procédé de contrôle des aubes de turbomachine l'une des revendications précédentes caractérisé en ce que les valeurs P1 et P2 appartiennent à un intervalle [7% ; 13%].A method for controlling turbomachine blades according to one of the preceding claims, characterized in that the values P1 and P2 belong to an interval [7%; 13%]. Procédé de contrôle des aubes de turbomachine selon l'une quelconque des revendications précédentes caractérisé en ce que les paramètres sont contrôlés pour trois sections d'aubes 10 situées respectivement à proximité de la base, au milieu et à proximité du sommet d'une aube.A method of controlling turbomachine blades according to any one of the preceding claims characterized in that the parameters are controlled for three blade sections 10 located respectively close to the base, in the middle and near the top of a blade. Procédé de contrôle des aubes de turbomachine selon la revendication 6 caractérisé en ce que les trois sections d'aube (10) situées à proximité de la base, au milieu et à proximité du sommet d'une aube sont respectivement situées à 10%, 50% et 90% de la hauteur de l'aube.A turbomachine blade control method according to claim 6 characterized in that the three blade sections (10) located near the base, in the middle and near the top of a blade are respectively 10%, 50 % and 90% of the height of the dawn. Programme d'ordinateur, chargeable directement dans la mémoire d'un ordinateur, destiné à mettre en oeuvre le procédé de contrôle des aubes de turbomachine selon l'une quelconque des revendications précédentes.A computer program, directly loadable into the memory of a computer, for implementing the method of controlling turbomachine blades according to any one of the preceding claims. Système de contrôle des aubes de turbomachine destiné à mettre en oeuvre le procédé de contrôle des aubes de turbomachine selon l'une des revendications 1 à 7, comprenant : • des moyens de mesure (21, 24) des coordonnées géométriques d'une pluralité de points d'une aube contrôlée (20), • un moyen de calcul (25) des paramètres aérodynamiques de l'aube mesurée (20) ; • un moyen de vérification (26) de la validité des paramètres mesurés avec les paramètres nominaux et leurs tolérances associées d'une aube de référence (22) ; et • un moyen de validation ou d'écartement (27) de l'aube contrôlée (20). Turbomachine blade control system for implementing the turbomachine blade control method according to one of claims 1 to 7, comprising: Means for measuring (21, 24) the geometrical coordinates of a plurality of points of a controlled blade (20), • means (25) for calculating the aerodynamic parameters of the measured blade (20); • means for verifying (26) the validity of the parameters measured with the nominal parameters and their associated tolerances of a reference vane (22); and A means for validating or spacing (27) the controlled blade (20).
EP06015205A 2005-07-28 2006-07-21 Inspection of the blades of a turbine Active EP1749969B1 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0508046A FR2889308B1 (en) 2005-07-28 2005-07-28 CONTROL OF TURBOMACHINE AUBES

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1749969A1 true EP1749969A1 (en) 2007-02-07
EP1749969B1 EP1749969B1 (en) 2008-09-10

Family

ID=36117661

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP06015205A Active EP1749969B1 (en) 2005-07-28 2006-07-21 Inspection of the blades of a turbine

Country Status (7)

Country Link
US (1) US7774157B2 (en)
EP (1) EP1749969B1 (en)
JP (1) JP4795885B2 (en)
CA (1) CA2553880C (en)
DE (1) DE602006002688D1 (en)
FR (1) FR2889308B1 (en)
RU (1) RU2360224C2 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104697462A (en) * 2015-03-24 2015-06-10 武汉克诺德智能科技有限公司 Method for extracting profiling feature parameters of aeronautical blade based on central axis
CN109470196A (en) * 2018-11-27 2019-03-15 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 A kind of blade of aviation engine type face data evaluation method based on model
WO2021028637A1 (en) * 2019-08-13 2021-02-18 Safran Aero Composite Method for calculating the thickness of the trailing and leading edges on a blade profile

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8631577B2 (en) 2011-07-22 2014-01-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of fabricating integrally bladed rotor and stator vane assembly
US9017037B2 (en) * 2012-01-24 2015-04-28 United Technologies Corporation Rotor with flattened exit pressure profile
US20150037164A1 (en) * 2012-04-03 2015-02-05 Delta Corporation Airfoil for fan blade
JP5907791B2 (en) * 2012-04-23 2016-04-26 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Blade shape evaluation method, program for executing the method, and apparatus for executing the method
EP2971535A4 (en) 2013-03-15 2017-02-15 United Technologies Corporation Geared turbofan engine having a reduced number of fan blades and improved acoustics
FR3021993B1 (en) * 2014-06-06 2016-06-10 Snecma METHOD FOR DIMENSIONING A TURBOMACHINE
RU2592946C2 (en) * 2014-07-25 2016-07-27 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации Device for monitoring in operation of degradation of material and protective coatings of turbine blades of gas turbine engines
FR3033885B1 (en) * 2015-03-17 2019-06-07 Safran Aircraft Engines METHOD FOR CONTROLLING THE GEOMETRIC CALIBRATION OF A PROFILE ORGAN, IN PARTICULAR A TURBOMACHINE ORGAN
FR3051897B1 (en) * 2016-05-30 2020-06-19 Safran Aircraft Engines METHOD FOR CONTROLLING THE DEFORMATION, FOR EXAMPLE, THE DEFORMATION DUE TO FLAMBING, OF A PROFILED ELEMENT OF A TURBOMACHINE
GB201609860D0 (en) * 2016-06-06 2016-07-20 Rolls Royce Plc A Method of manufacturing and inspecting gas washed components in a gas turbine engine
GB201609858D0 (en) 2016-06-06 2016-07-20 Rolls Royce Plc A method of manufacturing and inspecting gas washed components in a gas turbine engine
EA032992B1 (en) * 2016-12-21 2019-08-30 Национальная Академия Авиации Method for control of a gas turbine engine blade surface
CN109800442B (en) * 2017-11-16 2023-05-16 中国航发商用航空发动机有限责任公司 Aeroengine blade model reconstruction method
CN108127347B (en) * 2017-12-27 2019-05-24 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 Detect the blade specific processing method of technique segmental arc amount
KR102037076B1 (en) * 2018-04-13 2019-10-29 두산중공업 주식회사 A method and a compressor for determining deformation of blades and a gas turbine comprising the compressor
GB201813937D0 (en) * 2018-08-28 2018-10-10 Rolls Royce Plc Blade sentencing
CN110823323B (en) * 2019-09-17 2021-01-19 中国航发沈阳发动机研究所 Correction method for turbine rotor blade water flow measurement value
CN111382482B (en) * 2020-03-29 2022-02-15 华中科技大学 Method and system for detecting blade profile chord length of aviation blade based on secant rotation iteration
CN111914359B (en) * 2020-07-09 2022-09-02 吉林重通成飞新材料股份公司 Wind power blade trailing edge gap simulation method, system, equipment and storage medium
CN113268828B (en) * 2021-05-12 2022-12-09 西北工业大学 Turbine blade asymmetric leading edge structure optimization design method based on uniform design
CN114234773B (en) * 2021-12-10 2023-09-05 铜陵有色金属集团股份有限公司金威铜业分公司 Copper and copper alloy sheet strip side crookedness detection device

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4795312A (en) * 1982-01-19 1989-01-03 Purcaru Bebe Titu Turbo-machine blade
US5047966A (en) * 1989-05-22 1991-09-10 Airfoil Textron Inc. Airfoil measurement method
US5277549A (en) * 1992-03-16 1994-01-11 Westinghouse Electric Corp. Controlled reaction L-2R steam turbine blade
EP0937862A2 (en) * 1998-02-20 1999-08-25 BMW Rolls-Royce GmbH Blade form for axial turbines
US6041132A (en) * 1997-07-29 2000-03-21 General Electric Company Computed tomography inspection of composite ply structure
EP1498577A2 (en) * 2003-07-18 2005-01-19 General Electric Company Airfoil shape for a turbine bucket

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3570304A (en) * 1969-07-28 1971-03-16 Avco Corp Probe holder assembly for ultrasonic testing of turbomachine blades
FR2492527A1 (en) * 1980-10-16 1982-04-23 Snecma DEVICE FOR IN SITU CONTROL OF TURBOMACHINE BLADES
JPS61105411A (en) 1984-10-29 1986-05-23 Mitsutoyo Mfg Co Ltd Measuring method of multidimensional measuring machine
US4724525A (en) 1984-12-12 1988-02-09 Moore Special Tool Co., Inc. Real-time data collection apparatus for use in multi-axis measuring machine
US4803639A (en) * 1986-02-25 1989-02-07 General Electric Company X-ray inspection system
US5088892A (en) * 1990-02-07 1992-02-18 United Technologies Corporation Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine
US6856941B2 (en) * 1998-07-20 2005-02-15 Minebea Co., Ltd. Impeller blade for axial flow fan having counter-rotating impellers
US6748112B1 (en) 1998-07-28 2004-06-08 General Electric Company Method and apparatus for finding shape deformations in objects having smooth surfaces
US6943570B2 (en) * 2003-09-26 2005-09-13 Honeywell International, Inc. Device for detecting a crack on a turbine blade of an aircraft engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4795312A (en) * 1982-01-19 1989-01-03 Purcaru Bebe Titu Turbo-machine blade
US5047966A (en) * 1989-05-22 1991-09-10 Airfoil Textron Inc. Airfoil measurement method
US5277549A (en) * 1992-03-16 1994-01-11 Westinghouse Electric Corp. Controlled reaction L-2R steam turbine blade
US6041132A (en) * 1997-07-29 2000-03-21 General Electric Company Computed tomography inspection of composite ply structure
EP0937862A2 (en) * 1998-02-20 1999-08-25 BMW Rolls-Royce GmbH Blade form for axial turbines
EP1498577A2 (en) * 2003-07-18 2005-01-19 General Electric Company Airfoil shape for a turbine bucket

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
WILLI BOHL: "Strömungsmachinen 2 (3. Auflage)", 1988, VOGEL, WÜRZBURG, XP009064990 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104697462A (en) * 2015-03-24 2015-06-10 武汉克诺德智能科技有限公司 Method for extracting profiling feature parameters of aeronautical blade based on central axis
CN104697462B (en) * 2015-03-24 2017-07-28 武汉克诺德智能科技有限公司 A kind of aerial blade surface-type feature parameter extracting method based on axis
CN109470196A (en) * 2018-11-27 2019-03-15 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 A kind of blade of aviation engine type face data evaluation method based on model
WO2021028637A1 (en) * 2019-08-13 2021-02-18 Safran Aero Composite Method for calculating the thickness of the trailing and leading edges on a blade profile

Also Published As

Publication number Publication date
FR2889308A1 (en) 2007-02-02
US20070025855A1 (en) 2007-02-01
FR2889308B1 (en) 2007-10-05
DE602006002688D1 (en) 2008-10-23
EP1749969B1 (en) 2008-09-10
CA2553880A1 (en) 2007-01-28
RU2006127373A (en) 2008-02-10
JP2007032570A (en) 2007-02-08
CA2553880C (en) 2013-10-22
US7774157B2 (en) 2010-08-10
JP4795885B2 (en) 2011-10-19
RU2360224C2 (en) 2009-06-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1749969B1 (en) Inspection of the blades of a turbine
EP3168586B1 (en) Device for measuring aerodynamic variables intended for being placed in an air stream of a turbine engine
EP1693572B1 (en) Bleeding air from the tip of the rotating blades in a high pressure compressor of a turbine engine
EP2075721B1 (en) Selection procedure for the arrangement of sectors of a stator ring for a turbomachine
FR2965201A1 (en) METHOD AND DEVICE FOR MACHINING THE ATTACK EDGE OF A TURBOMACHINE BLADE
FR2556409A1 (en) IMPROVED VANE FOR GAS TURBINE ENGINE AND METHOD OF MANUFACTURE
EP3473813A1 (en) Turbine engine with a rectifier unit
EP4013951A1 (en) Method for calculating the thickness of the trailing and leading edges on a blade profile
EP3303850B1 (en) Method for manufacturing a turbomachine fan having a reduced noise level at multiple rotational frequencies of said turbomachine
EP3963282B1 (en) Method for the dimensional inspection of a turbomachine component
FR3030625B1 (en) METHOD AND DEVICE FOR DETERMINING THE VIBRATION OF ROTARY PIECES OF TURBOMACHINE
FR2905413A1 (en) Compressor`s disk for e.g. aeronautical turboengine, has connection zone situated between web and envelope, where profile of zone presents variation of continuous curve e.g. Bezier curve, between zone and core and as well as along zone
FR3003598A1 (en) DAWN AND ANGEL OF DIEDRE D'AUBE
FR3094746A1 (en) VARIABLE TIMING STATOR VANE FOR AN AIRCRAFT TURBOMACHINE
EP3877628B1 (en) Vane assembly comprising a plate for centering and fastening
EP3578929A1 (en) Method and system for detecting the angular position of the blades of an impeller of a turbine engine
WO2023021258A1 (en) Stator part of a turbomachine comprising an airfoil and a fin defining between them a decreasing surface from upstream to downstream in the gas flow direction
WO2023110701A1 (en) Unducted turbine engine comprising stator blades having different chords
CA2994912A1 (en) Turbomachine rotor blade
FR3126487A1 (en) DIMENSIONAL CONTROL BY PROJECTION
FR3119195A1 (en) Measurement of the dynamic deformations of a moving blade
FR3130320A1 (en) Unducted turbomachine comprising stator vanes having different chords
FR3130321A1 (en) Unducted turbomachine comprising stator vanes having different chords
BE1023295B1 (en) Stator blade
FR3123474A1 (en) Method for classifying a fracture mode visible on an image of a fracture surface of a bonded assembly

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20060824

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR MK YU

AKX Designation fees paid

Designated state(s): DE FR GB

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE FR GB

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REF Corresponds to:

Ref document number: 602006002688

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20081023

Kind code of ref document: P

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20090611

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 10

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 11

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 12

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: CD

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

Effective date: 20170719

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 13

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20230621

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20230620

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20230620

Year of fee payment: 18