FR 2723396 A1 19960209 FR 9409703 A 19940804 Plan de sustentation à refroidissement interne d'une ailette de rotor de turbine d'un moteur à turbine à gaz et procédé de fabrication de l'ailette. Le contexte de cette invention (dans la mesure nécessaire) sera mieux compris en se référant à l'objet de la demande de brevet U.S. N 07/236.094, déposée le 24 août 1988 par F.W. Huber et coll. et intitulée "Commande d'interstice pour la turbine d'un moteur à turbine à gaz" et délivrée à United Technologies Corporation, le titulaire de cette demande de brevet. Cette invention porte sur des ailettes de turbine à refroidissement interne pour les moteurs à turbine à gaz et en particulier sur un moyen de prévenir la contamination et l'obturation des orifices situés en bout d'ailette utilisés pour le scellement des bouts d'ailettes et le refroidissement des ailettes. Il est bien connu dans le domaine de la technologie des turbo-moteurs à gaz qu'un effort important a été consenti pour améliorer le rendement des moteurs en tentant de maintenir à un minimum l'interstice entre l'enveloppe externe et l'extrémité des ailettes de turbine sur toute l'étendue de la gamme de fonctionnement du moteur. Au cours des années, on a ainsi développé un grand nombre d'inventions et de concepts pour tenter d'atteindre cet objectif par le biais de commandes d'interstice actives et passives. Jusqu'à un certain point, un grand nombre de ces inventions et concepts ont été couronnés de succès, mais en raison des exigences croissantes concernant le rendement des moteurs et des avions, le problème est devenu de plus en plus ardu. La solution à ce problème est conditionnée par le type d'avion et/ou de moteur recherché et par sa mission particulière. Ce qui pourrait être satisfaisant pour un avion utilisé sur des lignes commerciales n'est, typiquement, pas satisfaisant pour des avions militaires, en particulier pour ceux dont la conception les classe dans la catégorie des avions de chasse. Par exemple, dans les moteurs conçus pour être utilisés dans des avions utilisés pour des applications commerciales, tels que ceux utilisés par le fisc, les commandes d'interstice actives se sont avérées raisonnablement satisfaisantes. Un exemple de commande d'interstice active qui a connu un très grand succès commercial est celui du Brevet US N 4.069.662 délivré à Redinger et coll. le 24 janvier 1979 et dont le titulaire est le même que celui de la présente demande de brevet. Ce type de commande envoie judicieusement de l'air sur l'enveloppe externe du moteur à proximité du rotor de la turbine afin de rétrécir l'enveloppe à des moments prédéterminés de sa gamme de fonctionnement et positionne ainsi l'enveloppe externe plus près des extrémités des ailettes de la turbine ou du compresseur de manière à réduire l'interstice. Contrairement à la philosophie du concept de la commande d'interstice active, la commande d'interstice passive fait appel à un moyen continu pour assurer la commande de ces interstices. Un exemple d'un tel système envoie continuellement de l'air de refroidissement sur l'enveloppe externe du moteur à proximité des ailettes du rotor pour limiter le coefficient de dilatation de l'enveloppe externe, qui est soumise à des températures élevées, afin de maintenir les interstices au minimum. En bref, la commande de type "actif" exige un système de commande qui réponde à une entrée et applique de l'air chaud ou froid ou un moyen mécanique permettant d'assurer la commande des interstices, alors que la commande d'interstice de type "passif" ne nécessite pas de système de commande et se trouve à tout moment dans un état quiescent. Cette invention porte sur une commande d'interstice de type passif qui utilise l'air d'échappement utilisé pour le refroidissement interne des ailettes de la turbine pour commander les interstices réels entre l'extrémité des ailettes de la turbine et l'enveloppe externe de la turbine. Des moyens sont décrits pour imposer un scellement aérodynamique de l'interstice entre l'enveloppe externe et l'extrémité des ailettes de façon à minimiser l'écoulement dans ces interstices et ainsi réduire le flux allant de l'intrados vers l'extrados de l'ailette, ce qui augmente l'efficacité de la turbine. Essentiellement, les orifices d'échappement pratiqués dans l'extrémité des ailettes de la turbine, à proximité de l'intersection entre la surface en bout d'ailette et la surface de l'intrados du plan de sustentation refoulent un jet d'air de refroidissement dans l'interstice entre l'enveloppe externe de la turbine et les extrémités de l'ailette. Dans certaines applications, on peut utiliser des orifices intersectés. L'un des orifices communique avec le passage de refroidissement interne adjacent à l'intrados et l'autre orifice communique avec le passage de refroidissement interne adjacent à l'extradas. Les orifices forment une intersection qui modifie la vélocité (moment) et l'angle de sortie de l'air de refroidissement qui s'échappe de la fente formée par les deux orifices percés. Les orifices en bout d'ailette et les orifices intersectés dans les ailettes de turbine refroidis par air sont bien connus de l'homme de métier. Par exemple, le Brevet US N 4.540.339, délivré à Horvath le septembre 1985 et le Brevet US N 5.062.768, délivré à Marriage le 5 novembre 1991, décrivent chacun des orifices intersectés situés en bout des ailettes de la turbine. Dans un cas, le flux d'air sortant de ces orifices d'échappement sert à balayer les surfaces de la paroi latérale du capuchon en bout d'ailette, dans l'autre cas les orifices intersectés diminuent la probabilité de contamination et de colmatage des orifices. Bien que ces brevets ne concernent pas l'utilisation de ces orifices pour le scellement aérodynamique, il existe des appareils connus qui utilisent les orifices en bout d'ailette pour le scellement aérodynamique. Comme on l'a exposé dans la technique antérieure, le risque que des corps étrangers et en particulier les copeaux produits par le frottement des bouts des ailettes migrent vers les orifices d'échappement situés à l'extrémité des ailettes, affectent de manière défavorable le flux d'air qui s'en échappe, pose un problème sérieux. Ce problème est devenu plus pressant dans la mesure o les extrémités des ailettes sont actuellement revêtues de matière abrasive qui a tendance à libérer des particules par le frottement des ailettes. Manifestement, cela augmente la possibilité d'obturer ces orifices d'échappement, ce qui a non seulement un impact sur l'efficacité de refroidissement du passage de refroidissement et l'échappement de l'air, mais a aussi pour effet, dans une configuration de scellement en bout d'ailette, que les orifices obturés diminuent les capacités de scellement des extrémités et réduisent ainsi l'efficacité de la turbine. Cette invention est destinée à fournir, pour les ailettes de turbine à refroidissement interne utilisées dans les moteurs à turbine à gaz, un moyen amélioré pour prévenir la contamination, l'obturation ou le colmatage des orifices d'échappement situés aux extrémités des ailettes des turbines à flux axial. Une caractéristique de cette invention est de fournir, dans une ailette de turbine telle que celle qui vient d'être décrite, une cavité adjacente à l'orifice d'échappement utilisé pour le scellement en bout d'ailette telle que les configurations de l'orifice d'échappement, de la cavité et de l'ailette présentent un relation déterminée les unes avec les autres. La présente invention sera mieux comprise d'après la description suivante, non limitative, et en se référant aux schémas joints, dans lesquels: La figure 1 représente une vue en perspective d'une ailette de turbine pour un moteur à turbine à gaz comprenant la présente invention; La figure 2 est une vue de dessus de l'ailette illustrée dans la figure 1; La figure 3 est une vue en coupe partielle le long des lignes 3-3 de la figure 2; La figure 4 est une vue en coupe partielle illustrant un autre mode de réalisation de la présente invention; et La figure 5 est une vue en plan de la partie formant turbine omettant les orifices de refroidissement et la cavité des ailettes de la turbine. Comme il apparaîtra clairement dans la description qui suit, l'objectif de la présente invention est de prévenir l'obturation des orifices en bout d'ailette utilisés pour une configuration de scellement en bout d'ailette et de refroidissement de l'ailette utilisée dans une turbine axiale refroidie par air. Bien qu'il existe de nombreuses configurations pour ces orifices en bout d'ailette, il faut comprendre que l'objectif de la présente invention est d'empêcher l'obturation de ces orifices, et il est compris dans l'étendue de la présente invention que celle-ci n'est pas limitée à la configuration et à l'emplacement particuliers des orifices. L'homme de métier comprendra que cette ailette de turbine est l'une d'une pluralité d'ailettes d'une turbine axiale supportée dans un disque du rotor de la turbine et est entraînée par les gaz chauds produits dans la chambre de combustion du moteur à turbine à gaz. Essentiellement, l'énergie extraite par la turbine sert à entraîner les compresseurs du moteur et à produire la poussée. Du fait que la turbine la plus proche de la chambre de combustion, désignée dans l'industrie comme la turbine primaire, subit peut-être les températures les plus élevées parmi tous les composants du moteur, des moyens sont employés pour refroidir les ailettes de la turbine. Le refroidissement des ailettes de turbine est bien connu et en vue de comprendre cette invention, il suffit de comprendre que la plupart des systèmes de refroidissement d'ailettes de turbine comprennent typiquement une voie de passage longitudinale interne qui fournit l'air de refroidissement sous pression destiné à être utilisé pour le refroidissement à arrosage, le refroidissement par film fluide et les systèmes de refroidissement similaires. Cette invention sera mieux comprise en se référant aux figures 1 à 3, qui décrivent une ailette de turbine généralement désignée par le numéro de référence 10 comme comportant une partie formant empattement 12, une plate-forme 14, et une partie formant plan de sustentation 16. L'air, qui provient typiquement de la partie formant compresseur (non montrée) est admis à l'intérieur de l'ailette par l'extrémité inférieure de l'empattement 12 et évacué dans le courant de gaz par les orifices d'échappement d'air, tels que les orifices de refroidissement à arrosage et par film fluide (non montrés). Etant donné que cette invention concerne principalement le scellement en bout d'ailette et les orifices de refroidissement, la description, pour des raisons de commodité et de simplicité, sera limitée à cette partie de l'ailette. Pour des détails complémentaires, se référer aux Brevets US N 4.257.737, délivré à D.E. Andress et coll. le 24 mars 1981 et intitulé "Ailette de rotor refroidie", et N 4.753.575, délivré à J.L. Devengood et coll. le 28 juin 1988, intitulé "Plan de sustentation comportant des canaux de refroidissement emboîtés", United Technologies Corporation étant titulaire de ces deux brevets, qui sont incorporés ici par référence, et de la présente demande de brevet. Le plan de sustentation 16 consiste en un intrados 18, un bord d'attaque 20, un bord de fuite 22, une surface en bout d'ailette 32 et un extrados 24 qui est situé du côté opposé à l'intrados du plan de sustentation. Comme on peut le voir dans les figures 2 et 3, l'extrémité de l'ailette comprend une pluralité d'orifices ou de fentes espacés 30 qui s'étendent en cordon depuis le bord d'attaque 20 jusqu'au bord de fuite 22. Avant cette invention, ces orifices s'étendaient depuis un passage de refroidissement interne jusqu'à la surface en bout d'ailette, et se terminaient de niveau avec la surface externe 32. Selon la présente invention, la cavité 36, avec certaines dimensions et contraintes critiques, est usinée dans la surface externe 32 à proximité de l'orifice 30. Etant donné que toutes les cavités et leurs critères par rapport aux orifices 30 sont identiques, un seul de ces trous et une seule de ces cavités seront décrits, pour des raisons de commodité et de simplicité. Comme on peut le voir dans les figures 3 et 5, la cavité 36 s'étend depuis le bord de l'intrados vers l'extrados 26 jusqu'à la paroi postérieure 40 de l'orifice 30. Depuis le bord d'attaque 20 vers le bord de fuite 22, dans l'autre direction, la cavité 36 s'étend sensiblement sur toute la largeur de l'orifice 30. Il existe d'autres contraintes critiques pour la cavité 36. Dans certaines contraintes, le flux ou le jet d'air d'échappement 42 provenant de l'orifice 30 doit être pris en considération. En examinant le plan transversal qui coupe le jet d'air, l'orifice 30 est situé de telle manière que le bord externe 44 est contenu dans les limites définies par l'interstice 48 et l'extension de l'intrados 18. Les lignes illustrant le jet d'air sont seulement données à titre d'illustration, puisque l'air frapperait l'enveloppe externe 50. Alors que la profondeur de la cavité 36 (représentée par la lettre de référence A) n'est pas jugée critique, elle devrait être égale à au moins soixante-quinze pour cent (75%) de l'épaisseur de la fente 30 (désignée par la lettre de référence B). Il est important que la surface 40 de l'orifice 30 s'étende radialement vers la surface en bout d'ailette 32. L'angle que fait la surface 40 avec la surface en bout d'ailette 32, représenté par la lettre de référence C, doit être choisi pour maximiser le scellement aérodynamique, de manière à améliorer l'efficacité de la turbine et optimiser ainsi les performances du moteur. En vertu de cette invention, l'angle C, qui doit être conçu pour optimiser les performances du moteur, sera plus grand que l'angle obtenu dans les configurations connues jusqu'ici et qui ne comportent pas la cavité 36 qui est présente dans cette invention. Il faut noter qu'en augmentant l'angle optimum C, on obtiendra une meilleure performance dans la région du bord de fuite o l'angle C doit être augmenté pour permettre à l'orifice 30 de former une intersection avec le passage de refroidissement interne 52, qui est en communication fluide avec l'orifice 30. On s'attend à ce que le passage de refroidissement interne 52, qui constitue une source d'air de refroidissement sous pression, désensibilisera la performance de cet élément dans la région du bord de fuite par rapport aux tolérances de l'emplacement relativement à l'intrados 18. Les raisons pour lesquelles un angle optimum C sera plus ouvert pour les orifices 30 spécifiés dans cette invention peuvent se comprendre d'après la description qui suit. Premièrement, en exposant la partie sous pression du jet d'air à la pression statique élevée du côté intrados du plan de sustentation, un flux supplémentaire sera aspiré et accéléré par le jet 42. Etant donné que cet air a un meilleur "accès" aux angles plus élevés, ceci permettra d'augmenter encore l'angle optimum. Deuxièmement, une cavité, telle que celle illustrée dans la figure 4 (36'), augmentera l'effet décrit dans le paragraphe qui précède, et permettra encore d'augmenter l'angle optimum C. (L'air a un accès encore meilleur). Toutefois, on notera que la configuration de la figure 4 pourrait être limitée par l'élévation de la température de la surface 56', puisque l'air additionnel proviendra du courant de gaz, qui est à une température beaucoup plus élevée que l'air du jet 42. Et, troisièmement, un scellement des ailettes qui auront balayé l'enveloppe externe 50 (figures 3 et 5) sera accru, puisqu'un frottement est susceptible de laisser un mince "voile" de matière sur l'orifice. Dans cette invention, au lieu de bloquer le jet 42, ce "voile" dirigera le jet 42 selon un angle C efficace plus fermé (plus proche de l'angle optimum). Cette invention vise une augmentation de l'angle de la surface 56' par rapport à l'orifice 30, comme illustré dans la figure 4, afin d'améliorer encore les performances. Cependant, pour se situer dans les contraintes des dimensions critiques, exposées dans 1 a description ci-dessus, la profondeur de la cavité 36' sera la même que dans la figure 3. Cependant, la profondeur sera mesurée dans un plan qui traverse l'intersection de la cavité 36' et de l'orifice 30 parallèlement à la surface 32. (Tous les numéros de référence identiques font référence aux mêmes éléments dans toutes les figures.) Le point d'intersection est désigné par la lettre de référence D et cette dimension est illustrée par les flèches désignées par la lettre de référence E. Les cavités 36 (figure 3) et 36' (figure 4) sont pratiquées au moyen d'une machine à usiner par procédé électrolytique (EDM) appropriée et bien connue, qui est typiquement utilisée dans les opérations de perçage d'orifices. Pour obtenir la taille et la forme recherchées de ces cavités, l'électrode de la machine à usinage par procédé électrolytique possède une forme usinée d'une manière bien connue pour former cette cavité. Dans les modèles actuels, les orifices 30 ont évolué en fentes, comme illustré, et aux fins de la présente description, les termes "orifices" et "fentes" sont utilisés de manière interchangeable. Il est toutefois important de noter que dans les modèles connus jusqu'à présent, pour atteindre les performances recherchées, des fentes mesurant sensiblement 1,27 mm (0,050 pouce) de longueur et 0,3 mm (0,012 pouce) de largeur doivent pouvoir s'ouvrir pleinement dans la surface en bout d'ailette et à proximité immédiate de l'intrados. La fabrication de ces fentes constituait une opération délicate et posait donc un problème de fabrication. Dans une large mesure, la présente invention résout ce problème. En vertu des modes de réalisation préférés de cette invention et de manière non limitative, il est possible d'obtenir les améliorations suivantes: 1. Elle minimise la possibilité de colmatage des orifices en bout d'ailette en étalant de la matière durant le frottement de l'extrémité de l'ailette, assurant ainsi le maintien des caractéristiques de scellement et de refroidissement de l'orifice. 2. Elle améliore la productibilité des orifices en bout d'ailette en désensibilisant le gain de performance aux tolérances de l'emplacement de l'orifice par rapport à l'intrados du plan de sustentation. 3. Elle améliore la performance du scellement en bout d'ailette o l'angle C (figure 3) doit être augmenté en raison des limites d'espace. 4. Elle rend les configurations de l'orifice de scellement en bout d'ailette plus compatibles lorsque les surfaces en bout d'ailette sont revêtues de matières abrasives qui présentent des problèmes lors du perçage par procédé électrolytique d'orifices et/ou de l'usinage des orifices une fois percés. Bien que cette invention ait été illustrée et décrite d'après des modes de réalisation détaillés de celle-ci, il sera apprécié et compris par l'homme de métier que différentes modifications de forme et de détail peuvent y être apportées. Revendications 1. Plan de sustentation (16) à refroidissement interne d'une ailette (10) d'un rotor de turbine d'un moteur à turbine à gaz, ledit plan de sustentation comprenant une surface en bout d'ailette (32), un bord d'attaque (20), un bord de fuite (22) et un intrados (18), une enveloppe annulaire (50) supportée de manière concentrique autour dudit plan de sustentation et définissant avec ladite surface en bout d'ailette un interstice (48), ledit plan de sustentation comportant un passage interne conduisant l'air de refroidissement vers un orifice d'échappement usiné en contiguïté avec l'extrémité du plan de sustentation à proximité de l'intrados afin de produire un jet d'air de refroidissement s'échappant dans ledit interstice selon un angle donné, un moyen pour empêcher le colmatage dudit orifice d'échappement comprenant une cavité (36) usinée en contiguïté avec ledit orifice d'échappement et s'étendant depuis ledit intrados jusqu'à une partie de la paroi définissant ledit orifice d'échappement la plus éloignée dudit intrados et s'étendant sensiblement sur toute la largeur dudit orifice d'échappement. 2. Plan de sustentation à refroidissement interne selon la revendication 1 dans lequel ledit rotor de la turbine comprend une pluralité de plans de sustentation (16) espacés sur sa circonférence, ladite enveloppe définissant avec les surfaces en bout d'ailette desdits plans de sustentation un interstice annulaire (48). 3. Plan de sustentation à refroidissement interne selon la revendication 1 comprenant une pluralité desdites cavités espacées longitudinalement le long dudit intrados et s'étendant depuis ledit bord d'attaque jusqu'audit bord de fuite. 4. Plan de sustentation à refroidissement interne selon la revendication 1, 2 ou 3, dans lequel ladite ou lesdites chaque(s) cavité(s) comprennent une partie plus profonde adjacente audit intrados et se réduisant en une partie moins profonde adjacente audit orifice d'échappement. 5. Plan de sustentation à refroidissement interne selon la revendication 1 dans lequel ledit orifice d'échappement est une fente (30). 6. Plan de sustentation à refroidissement interne selon la revendication 5 dans lequel la profondeur de ladite cavité (36) est sensiblement égale à au moins soixante-quinze pour cent de l'épaisseur de ladite fente (30). 7. Plan de sustentation à refroidissement interne selon la revendication 4 dans lequel ledit orifice d'échappement est une fente et la profondeur de ladite cavité est sensiblement égale à au moins soixante-quinze pour cent de l'épaisseur de ladite fente mesurée au voisinage de l'intersection de ladite cavité et de ladite fente. 8. Procédé de fabrication d'une ailette pour un rotor de turbine comprenant les étapes de: moulage de l'ailette à partir de métal en fusion pour obtenir une forme et une dimension sensiblement identiques à celles de l'ailette finie comprenant une partie formant plan de sustentation (16) comportant une paroi définissant un intrados (18), un extrados (24), une surface en bout d'ailette (32), un bord d'attaque (20), un bord de fuite (22) et des passages de refroidissement internes (52), usinage de ladite ailette et dudit plan de sustentation jusqu'à obtenir sa forme et sa dimension finales, perçage d'orifices dans ladite paroi selon une technique d'usinage par procédé électrolytique à travers ladite paroi dans ladite partie formant plan de sustentation afin de connecter les passages de refroidissement internes prédéterminés, et simultanément à l'étape de perçage, usinage par procédé électrolytique d'une cavité dans la surface externe de ladite partie formant plan de sustentation adjacente aux dits orifices. 9. Procédé selon la revendication 8 dans lequel l'étape de perçage simultané de la cavité s'effectue depuis l'intrados jusqu'à la dimension la plus éloignée de ladite partie de la paroi définissant lesdits orifices sur la surface en bout d'ailette de la partie formant plan de sustentation. 10. Procédé selon la revendication 9 dans lequel l'étape de perçage simultané de la cavité s'effectue sensiblement depuis la profondeur des orifices et dans lequel la profondeur de la cavité est sensiblement égale à au moins soixante-quinze pour cent de la dimension de l'orifice adjacent.