FR 2929323 A1 20091002 FR 0951711 A 20090318 B09-0457FR Société dite : GENERAL ELECTRIC COMPANY Procédé de refroidissement d'une pièce de turbine et pièce de turbine correspondante Invention de : ITZEL Gary Michael Priorité d'une demande de brevet déposée aux Etats-Unis d'Amérique le 25 mars 2008 sous le n° 12/054.535 Procédé de refroidissement d'une pièce de turbine et pièce de turbine correspondante La présente invention concerne les turbines. Plus particulièrement, la présente invention concerne le refroidissement par film de pièces de turbines. Les pièces situées dans la veine de gaz chauds de turbines, par exemple dans des turbines à gaz, sont soumises à de fortes températures, ce qui conduit à une fissuration par fatigue oligocyclique, une rupture par fluage et/ou une oxydation ou autre provoquant une défaillance prématurée des pièces. Un ou plusieurs procédés sont souvent employés pour refroidir les pièces de la veine de gaz chauds afin de prolonger leur durée de vie. L'un de ces procédés est le refroidissement par film. Le refroidissement par film s'effectue en injectant de l'air à travers des trous présents dans la surface de la pièce, depuis une source telle qu'un flux prélevé dans un compresseur et qui évite une chambre de combustion. L'air relativement plus frais entre dans la veine de gaz chauds et forme une couche isolante entre les gaz chauds et la pièce et réduit le flux de chaleur vers la pièce. Cependant, une augmentation du volume d'air prélevé dans le compresseur a un effet négatif sur le rendement global de la turbine. Par conséquent, il est souhaitable d'améliorer l'efficacité du refroidissement par film afin que moins d'air ne doive être prélevé dans le compresseur et injecté par les trous afin de réaliser un refroidissement d'une ampleur acceptable. Une pièce de turbine comporte une surface de passage de flux et une dépression mangée dans la surface de passage de flux. Au moins un trou traversant de refroidissement est présent dans la dépression et permet d'injecter un flux de refroidissement sur la surface de passage de flux de la pièce de turbine. Le flux de refroidissement forme un film de refroidissement sur la surface de passage de flux. Un procédé de refroidissement de pièce de turbine comprend l'injection d'un flux de refroidissement sur une surface de passage de flux à travers au moins un trou traversant de refroidissement ménagé dans une dépression ménagée dans la pièce de turbine. Un film de refroidissement est formé par le flux de refroidissement entre la surface de passage de flux et un flux de gaz chauds. L'invention sera mieux comprise à l'étude de la description détaillée d'un mode de réalisation pris à titre d'exemple non limitatif et illustré par les dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue partielle en perspective d'une forme de réalisation d'une pièce de turbine ayant des registres de dérivation de flux pour refroidissement par film ; - la figure 2 est une vue en coupe de la pièce de turbine de la figure 1 ; - la figure 3 est une vue en coupe axiale de la pièce de turbine de la figure 1 ; - la figure 4 est une vue partielle en perspective d'une autre forme de réalisation d'une pièce de turbine ayant des registres de dérivation de flux pour refroidissement par film ; - la figure 5 est une vue partielle en perspective d'une autre forme possible de réalisation de la pièce de turbine de la figure 4 ; et - la figure 6 est une vue partielle en perspective d'une autre forme possible de réalisation d'une pièce de turbine ayant des registres de dérivation de flux pour refroidissement par film. Une vue partielle d'une pièce de turbine, par exemple un aubage profilé 10 de turbine, est représentée sur la figure 1. Un flux de gaz chauds 12 passe dans une direction d'écoulement 16 sur une surface extérieure 14 de l'aubage profilé 10 de turbine. Au moins une dépression 18 est ménagée dans l'aubage profilé 10 de turbine et est définie par une paroi amont 10 de dépression qui, dans certaines formes de réalisation, s'étend sensiblement radialement vers l'extérieur depuis l'aubage profilé 10 de turbine, et par au moins une surface aval 22 de dépression. Au moins un trou traversant 24 est ménagé dans la dépression 18. Sur la figure 1, une pluralité de trous traversants de refroidissement 24 sont disposés sensiblement sur une ligne s'étendant radialement le long de la dépression 18, mais d'autres dispositions des trous traversants de refroidissement 24 dans la dépression 18 sont envisagées dans le cadre de la présente description. Les trous traversants de refroidissement 24 peuvent avoir une ouverture elliptique comme représenté sur la figure 1 ou peuvent avoir des ouvertures de forme circulaire ou autre, en fonction de l'écoulement voulu depuis les trous traversants de refroidissement 24. Par ailleurs, comme représenté sur la figure 2, les trous traversants de refroidissement 24 peuvent avoir un axe 26 qui ne soit pas perpendiculaire à la surface extérieure 14, afin de contribuer à un écoulement plus régulier dans les trous traversants de refroidissement 24. Considérant à nouveau la figure 1, la surface aval 22 de la dépression est inclinée radialement vers l'extérieur depuis un fond 28 de dépression. Cela empêche qu'un flux de refroidissement 30 sortant des trous traversants de refroidissement 24 ne soit rejeté de la surface extérieure 14 et ne s'intègre au flux de gaz chauds 12. Au moins un registre de dérivation 32 de flux est disposé sur la surface aval 22 de la dépression. Chaque registre de dérivation 32 de flux comporte une paroi aval 34 qui, dans la forme de réalisation de la figure 1, est disposée axialement en aval de et sensiblement perpendiculairement à la direction d'écoulement 16 de façon que le flux de refroidissement 30 sortant du trou traversant de refroidissement 24 soit détourné ou divisé comme représenté sur la figure 1. Dans certaines formes de réalisation, la paroi aval 34 est disposée dans une position latérale sensiblement identique à celle d'un trou traversant de refroidissement correspondant 24. Le flux de refroidissement 30 se divise et passe latéralement autour de la paroi aval 34 et sur la surface aval 22 de la dépression. Une partie du flux de refroidissement 30 peut s'écouler radialement vers l'extérieur de la paroi aval 34 et poursuivre sur la surface extérieure 14. Chaque registre de dérivation 32 comporte deux parois latérales de dérivation 36. Chaque paroi latérale de dérivation 36 s'étend depuis la paroi aval 34 suivant un angle 38 de paroi latérale qui, dans certaines formes de réalisation, peut être orienté vers une paroi latérale de dérivation 36 d'un registre de dérivation de flux adjacent 32. Dans la forme de réalisation représentée sur la figure 1, les angles 38 des parois latérales sont égaux, mais il doit être entendu que des formes de réalisation dans lesquelles les angles 38 des parois latérales diffèrent pour une ou plusieurs parois latérales 36 sont envisagées dans le cadre de la présente invention. L'emploi de registres de dérivation 32 de flux amène le flux de refroidissement 30 à s'étaler sur une plus grande partie de l'aubage profilé 10 de turbine, ce qui assure un refroidissement plus efficace de l'aubage profilé 10 de turbine. La largeur 40 de la paroi aval 32 et/ou l'angle 38 de paroi latérale peut/peuvent être modifiés pour obtenir un étalement d'une ampleur voulue du flux de refroidissement 28. Par ailleurs, comme représenté sur la figure 3, les parois latérales de dérivation 36 de registres de dérivation adjacents forment un canal d'écoulement 42 empêchant le flux de gaz chauds 12 de passer entre le flux de refroidissement 30 et la surface aval 22 de la dépression, ce qui empêche donc le flux de gaz chauds 12 et le flux de refroidissement 30 de se mélanger. Considérant maintenant la figure 4, dans une autre forme de réalisation possible, chaque registre de dérivation 32 de flux comporte deux parois latérales de dérivation 36 convergeant en un sommet 44 situé axialement en aval de, et sensiblement dans la même position latérale qu'un trou traversant de refroidissement correspondant 24 de façon que le flux de refroidissement 30 sortant du trou traversant de refroidissement 24 soit divisé ou détourné comme représenté sur la figure 4. Chaque paroi latérale de dérivation 36 est disposée suivant un angle 38 de paroi latérale et s'étend vers une paroi latérale de dérivation 36 d'un registre de dérivation de flux adjacent 32. Le registre de dérivation 32 de flux comportant un sommet 44 empêche la formation d'un tourbillon dans le flux de refroidissement 30 à une sortie du trou traversant de refroidissement 24, et amène également le flux de refroidissement 30 à s'étaler sur une plus grande partie de l'aubage profilé 10 de turbine. Considérant maintenant la figure 5, chaque sommet 44 peut être disposé au moins partiellement à l'intérieur d'un trou traversant de refroidissement correspondant 24. Un registre de dérivation 32 de flux ainsi agencé est apte à diviser ou détourner le flux de refroidissement 30 lorsque le flux de refroidissement 30 sort du trou traversant de refroidissement 24. Dans une autre forme de réalisation possible représentée sur la figure 6, chaque registre de dérivation 32 de flux est disposé latéralement sensiblement entre deux trous traversants de refroidissement 24. Comme plus haut, chaque registre de dérivation 32 de flux compote une paroi aval 34 et deux parois latérales de dérivation 36 disposées suivant un angle 38 de paroi latérale. Dans la présente forme de réalisation, les angles 38 de parois latérales sont tels que chaque paroi latérale de dérivation 36 s'étend vers un point de convergence avec l'autres paroi latérale de dérivation 36 du même registre de dérivation 32 de flux. Dans la présente forme de réalisation, le flux de refroidissement 30 ne se divise pas en sortant du trou traversant de refroidissement 24 mais s'étale sur tout le canal d'écoulement 42 entre des registres de dérivation de flux adjacents 32. Comme indiqué plus haut, les trous traversants de refroidissement 24 peuvent avoir un certain nombre de formes. Les trous traversants de refroidissement 24 représentés sur la figure 6 comportent une surface de diffusion 46 située sur une partie formant sortie aval du trou traversant de refroidissement 24 et inclinée radialement vers l'intérieur sous le fond 28 de la dépression. Les trous traversants de refroidissement 24 comportant la surface de diffusion 46 assurent en outre un transfert régulier du flux de refroidissement 30 des trous traversants de refroidissement 24 à la surface extérieure 14 en empêchant que le flux de refroidissement 30 ne soit rejeté et ne s'intègre dans le flux de gaz chauds 12. Dans la forme de réalisation représentée sur la figure 6, un bord 48 de la surface de diffusion est dans le même plan que la paroi latérale de dérivation 36, mais d'autres configurations et alignements du bord 48 par rapport à la paroi latérale de dérivation 36 sont envisagés dans le cadre de la présente invention. Dans certaines formes de réalisation, l'aubage profilé 10 de turbine comporte une couche de substrat 50 et une couche de revêtement 52, laquelle peut comporter un revêtement servant de barrière thermique (TBC) pour assurer une protection thermique supplémentaire de la couche de substrat 50. Comme représenté sur la figure 6, les trous traversants de refroidissement 24 sont ménagés dans la couche de substrat 50 tandis que les registres de dérivation 32 de flux, la paroi amont 20 de la dépression et la surface aval 22 de la dépression sont disposés dans la couche de revêtement 52 et peuvent être formés à partir du TBC. Liste des repères 10 Aubage profilé de turbine 12 Flux de gaz chauds 14 Surface extérieure 16 Direction d'écoulement 18 Dépression 20 Paroi amont de dépression 22 Surface aval de dépression 24 Trou traversant de refroidissement 26 Axe 28 Fond de dépression 30 Flux de refroidissement 32 Registre de dérivation de flux 34 Paroi aval 36 Paroi latérale de dérivation 38 Angle de paroi latérale 40 Largeur 42 Canal d'écoulement 44 Sommet 46 Surface de diffusion 48 Bord 50 Couche de substrat 52 Couche de revêtement REVENDICATIONS1. Pièce (10) de turbine comprenant : une surface de passage (14) de flux ; une dépression (18) ménagée dans la surface de passage (14) de flux ; et au moins un trou traversant de refroidissement (24) ménagé dans la dépression (18), chaque trou traversant de refroidissement (24) étant en communication d'écoulement de fluide avec la surface de passage (14) de flux de la pièce (10) de turbine et apte à produire un film de refroidissement sur la surface de passage (14) de flux. 2. Pièce (10) de turbine selon la revendication 1, comprenant au registre de dérivation (32) de flux disposé en aval dudit trou traversant de refroidissement (14) pour étaler le film de refroidissement sur la surface de passage (14) de flux. 3. Pièce (10) de turbine selon la revendication 2, dans laquelle chaque registre de dérivation (32) comporte deux parois latérales de dérivation (36) s'étendant depuis une paroi aval (34) suivant un angle (38) de paroi latérale. 4. Pièce (10) de turbine selon la revendication 3, dans laquelle chaque paroi latérale de dérivation (36) s'étend vers une paroi latérale de dérivation adjacente (36) d'un registre de dérivation de flux adjacent (32). 5. Pièce (10) de turbine selon la revendication 4, dans laquelle chaque registre de dérivation (32) de flux est disposé dans une position latérale sensiblement identique à celle d'un trou traversant de refroidissement correspondant (24). 6. Pièce (10) de turbine selon la revendication 5, dans laquelle au moins une partie de chaque registre de dérivation (32) de flux est disposée dans un trou traversant de refroidissement correspondant (24). 7. Pièce (10) de turbine selon la revendication 1, dans laquelle chaque trou traversant de refroidissement (24) a une sortie de forme elliptique. 8. Procédé de refroidissement d'une pièce (10) de turbine, comprenant : l'injection d'un flux de refroidissement (30) sur une surface de passage (14) de flux de la pièce (10) de turbine via au moins un trou traversant de refroidissement (24) ménagé dans une dépression (18) de la pièce (10) de turbine ; et la formation d'un film de refroidissement entre la surface de passage (14) de flux et un flux de gaz chauds (12). 9. Procédé selon la revendication 8, comprenant : la mise en contact du film de refroidissement avec au moins un registre de dérivation (32) de flux disposé en aval dudit trou traversant de refroidissement (24) ; et l'étalement du film de refroidissement sur la surface de passage (14) de flux à l'aide dudit registre de dérivation (32) de flux. 10. Procédé selon la revendication 8, comprenant la division du flux de refroidissement (30) à l'aide dudit registre de dérivation (32) de flux, chaque registre de dérivation (32) de flux étant disposé au moins partiellement à l'intérieur d'un trou traversant de refroidissement correspondant (24).