FR2987296A1

FR2987296A1 - Control device for controlling cooling air discharge holes of gas turbine blade, has transparent sheet including reference marks whose number and arrangement are predefined according to number and location desired for air discharge holes

Info

Publication number: FR2987296A1
Application number: FR1251637A
Authority: FR
Inventors: Philippe Fernandez; Arnaud Poulain; Minh-Thi Doan
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2012-02-23
Filing date: 2012-02-23
Publication date: 2013-08-30
Anticipated expiration: 2032-02-23
Also published as: FR2987296B1

Abstract

The device has a transparent sheet (104) forming a mask to be positioned against a side face (12c) of an airfoil (12) of a gas turbine blade on which cooling air discharge holes (24) open. The transparent sheet includes reference marks (106) whose number and arrangement are predefined according to the number and location desired for the air discharge holes of the blade. The transparent sheet is mounted on a rigid support capable of receiving the airfoil of the blade, where the transparent sheet is made of rigid plastic material and the rigid support is made of a metallic material. An independent claim is also included for a method for controlling cooling air discharge holes of a gas turbine blade.

Description

Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général du refroidissement des aubes de turbine à gaz, notamment pour moteurs aéronautiques. BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to the general field of cooling gas turbine blades, in particular for aeronautical engines.

Il est connu que les aubes d'une turbine à gaz d'un moteur aéronautique, et en particulier les aubes mobiles de la turbine haute-pression d'une turbomachine aéronautique, sont soumises aux températures très élevées des gaz de combustion. Ces températures atteignent des valeurs largement supérieures à celles que peuvent supporter sans dommages les différentes pièces métalliques qui sont en contact avec ces gaz, ce qui a pour conséquence de limiter leur durée de vie. Par ailleurs, l'élévation de la température des gaz de la turbine haute-pression d'une turbomachine aéronautique permet d'améliorer le rendement du moteur de sorte que des efforts sont entrepris pour réaliser des aubes de turbine qui peuvent résister sans dommage à des températures de plus en plus élevées. A cet effet, il est connu de refroidir les aubes métalliques de turbine à gaz en faisant cheminer un flux d'air de refroidissement à l'intérieur de cavités internes formées dans la pale de l'aube, l'air de refroidissement étant ensuite évacué par l'intermédiaire de perçages débouchant dans la veine. Une aube métallique munie de ces circuits de refroidissement peut être réalisée par moulage, l'emplacement des cavités dans lesquelles circule l'air de refroidissement étant alors réservé par des noyaux disposés dans le moule avant la coulée du métal. Quant aux perçages pour évacuer l'air de refroidissement hors des cavités de la pale, ils sont généralement réalisés par perçage laser, notamment de type Nd-YAG. Ce type de laser est particulièrement bien adapté à la réalisation de perçages de petites dimensions (moins de 1mm) dans un superalliage métallique tel que celui utilisé pour la fabrication des aubes de turbine à gaz. En pratique, le laser est programmé pour effectuer un nombre prédéterminé de perçages dans l'une des faces latérales de la pale de l'aube, ces perçages étant réalisés à des emplacements bien précis. It is known that the blades of a gas turbine of an aeronautical engine, and in particular the blades of the high-pressure turbine of an aviation turbine engine, are subjected to the very high temperatures of the combustion gases. These temperatures reach values much higher than those that can withstand without damage the different metal parts that are in contact with these gases, which has the effect of limiting their service life. Furthermore, the elevation of the gas temperature of the high-pressure turbine of an aircraft turbine engine improves the efficiency of the engine so that efforts are made to achieve turbine blades that can withstand without damage to temperatures higher and higher. For this purpose, it is known to cool the metal gas turbine blades by running a flow of cooling air inside internal cavities formed in the blade of the blade, the cooling air being then evacuated through holes opening into the vein. A metal blade provided with these cooling circuits can be made by molding, the location of the cavities in which the cooling air circulates then being reserved by cores arranged in the mold before the casting of the metal. As for the holes to evacuate the cooling air out of the cavities of the blade, they are generally made by laser drilling, in particular Nd-YAG type. This type of laser is particularly well suited to the production of small holes (less than 1 mm) in a metal superalloy such as that used for the manufacture of gas turbine blades. In practice, the laser is programmed to perform a predetermined number of holes in one of the side faces of the blade of the blade, these holes being made at specific locations.

Le nombre et l'emplacement des perçages sur la face latérale de la pale de l'aube conditionnant ultérieurement l'efficacité du refroidissement de l'aube (et donc sa durée de vie), il est indispensable de vérifier leur conformité avec un modèle de perçage préétabli pour l'aube en question. Ceci est d'autant plus nécessaire qu'une erreur de programmation du laser peut occasionner des perçages manquants ou des perçages mal positionnés. La vérification du nombre et de l'emplacement des perçages sur la face latérale de la pale de l'aube peut être faite par projection. A l'aide d'un projeteur de profil, l'image de la pièce est renvoyée par un faisceau lumineux sur un calque transparent sur lequel sont représentés les perçages, ce qui permet de contrôler de façon très précise leur position et leur nombre. Or, ce type de contrôle est relativement long à réaliser, ce qui le rend difficilement applicable à l'échelle industrielle. The number and location of the holes on the side face of the blade of the blade subsequently conditioning the cooling efficiency of the blade (and therefore its life), it is essential to check their conformity with a model of pre-established drilling for the dawn in question. This is all the more necessary because a laser programming error can cause missing holes or poorly positioned holes. Verification of the number and location of the holes on the side face of the blade of the blade can be made by projection. Using a profile projector, the image of the part is reflected by a light beam on a transparent layer on which are represented the holes, which allows to control very accurately their position and their number. However, this type of control is relatively long to achieve, which makes it difficult to apply on an industrial scale.

Une autre solution est de réaliser un contrôle visuel de la pale de l'aube (par un technicien qualifié) pour vérifier le nombre et de l'emplacement des perçages par rapport au modèle de perçage préétabli pour l'aube. Cependant, ce type de contrôle est sujet à des oublis, notamment compte tenu du nombre élevé de perçages à contrôler (jusqu'à 100 perçages pour une aube) et de la petite taille de ces perçages (de l'ordre de 1mm environ). Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de pallier de tels inconvénients en proposant un dispositif permettant d'assurer un contrôle rapide et efficace des perçages d'évacuation de l'air de refroidissement d'une aube de turbine à gaz. Conformément à l'invention, ce but est atteint grâce à un dispositif comprenant une feuille transparente formant masque destinée à être positionnée contre la face latérale de la pale de l'aube sur laquelle débouchent les perçages, ladite feuille transparente présentant des marques de référence dont le nombre et la disposition sont prédéfinies en fonction du nombre et de l'emplacement des perçages souhaités pour la pale de l'aube. Another solution is to perform a visual inspection of the blade of the blade (by a qualified technician) to check the number and location of the holes in relation to the predefined pattern of drilling for dawn. However, this type of control is subject to oversights, especially given the large number of holes to control (up to 100 holes for a dawn) and the small size of these holes (about 1mm). OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION The main purpose of the present invention is thus to overcome such drawbacks by proposing a device that makes it possible to ensure a quick and efficient control of the exhaust holes of the cooling air of a turbine blade. gas. According to the invention, this object is achieved by means of a device comprising a transparent sheet forming a mask intended to be positioned against the lateral face of the blade of the blade on which the holes open, said transparent sheet having reference marks of which the number and arrangement are predefined according to the number and location of the desired holes for the blade of the blade.

Les marques de référence sont positionnées sur la feuille transparente du dispositif en fonction d'un modèle de perçages (nombre et emplacement) pour l'aube en question qui a été préétabli pour garantir un refroidissement optimal de l'aube. En pratique, suite à l'opération de perçage de la pale de l'aube, l'opérateur applique la feuille transparente du dispositif sur la face latérale adéquate de l'aube et peut comparer par simple transparence au travers de la feuille de façon rapide et sans risque d'oubli le nombre et l'emplacement des perçages effectivement pratiqués dans la pale de l'aube par rapport au modèle de perçage préétabli pour l'aube. Il en résulte un contrôle rapide et efficace de ces perçages. Lorsque la pale comprend un nombre n de perçages sur une même rangée, les marques de référence de la feuille transparente peuvent comprendre un nombre n+1 de traits sur une rangée correspondante. Dans ce cas, sur une même rangée, les traits sont avantageusement disposés sur la feuille transparente de sorte à ce que deux traits adjacents encadrent la position souhaitée d'un perçage. Ce type de marques de référence rend le contrôle plus efficace et plus rapide. La feuille transparente du dispositif peut être montée sur un support rigide apte à recevoir la pale de l'aube. Dans ce cas, le support rigide peut comprendre des moyens de butée pour maintenir la pale de l'aube. De plus, lequel la feuille transparente peut être réalisée dans un matériau plastique rigide et le support dans un matériau métallique. L'invention a également pour objet un procédé de contrôle de perçages d'évacuation de l'air de refroidissement d'une aube de turbine à gaz, consistant à appliquer le dispositif tel que défini précédemment contre la face latérale de la pale de l'aube sur laquelle débouchent les perçages, et à comparer par transparence le nombre et la disposition des perçages de la pale de l'aube par rapport aux marques de référence de la feuille transparente. Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 représente une aube de turbine à gaz à laquelle le dispositif de contrôle selon l'invention peut être appliqué ; - la figure 2 montre un dispositif conforme à l'invention pour le contrôle des perçages d'évacuation de l'air de refroidissement de l'aube de la figure 1 ; - la figure 3 est une vue du dispositif de la figure 2 appliqué à l'aube de la figure 1 ; et - la figure 4 est une vue selon la direction IV de la figure 3. Description détaillée de l'invention L'invention s'applique à toute aube de turbine à gaz, et 10 notamment aux aubes mobiles de turbine haute-pression d'une turbomachine aéronautique telle que celle illustrée sur la figure 1. De façon connue, l'aube 10 comprend une pale 12, un pied 14, par exemple à section en forme de bulbe, une plateforme intérieure 16 située entre le pied et la pale, et un talon 18 situé au voisinage de 15 l'extrémité libre de la pale. La pale 12 s'étend en direction longitudinale entre la plateforme 16 et le talon 18 et présente en section transversale un profil incurvé entre son bord d'attaque 12a et son bord de fuite 12b. Le bord d'attaque est relié au bord de fuite par une face latérale intrados 12c et une face 20 latérale opposée extrados 12d. La face extérieure de la plateforme 16 délimite, à l'intérieur, la veine d'écoulement du flux gazeux traversant la turbine. Cette veine est délimitée à l'extérieur par la face intérieure du talon 18 de l'aube. Du côté externe, le talon porte des léchettes 20 à profil en forme de dents dont les 25 extrémités peuvent pénétrer dans une couche de matériau abradable d'un anneau de turbine (non représenté) pour réduire le jeu entre le sommet d'aube et l'anneau de turbine. L'aube 10 est montée sur un rotor de turbine (non représenté) par engagement de son pied 14 dans un logement de forme 30 correspondante aménagé à la périphérie du rotor. Par ailleurs, afin d'assurer en fonctionnement un refroidissement de l'aube, il est prévu de pratiquer une ou plusieurs cavités 22 à l'intérieur de la pale, celle(s)-ci étant alimentée(s) en air de refroidissement par le pied de l'aube. 35 L'air de refroidissement est évacué de la cavité 22 en empruntant une pluralité de perçages 24 pratiqués dans la pale 12 de 2 9872 96 5 l'aube, par exemple au niveau de son bord de fuite 12b. Plus précisément, dans l'exemple de la figure 1, ces perçages 24 débouchent au niveau de la face intrados 12c de la pale. Les perçages 24 d'évacuation de l'air de refroidissement sont 5 réalisés au moyen d'un laser, par exemple de type Nd-YAG, qui est programmé pour réaliser les perçages selon un modèle de perçage préétabli pour l'aube (en nombre et en emplacement des perçages). Sur l'exemple de la figure 1, ces perçages sont répartis selon deux rangées s'étendant en direction longitudinale entre la plateforme 16 et le talon 18 de l'aube. Bien entendu, d'autres dispositions sont envisageables en fonction des besoins de refroidissement de l'aube. Afin de s'assurer que les perçages 24 d'évacuation de l'air de refroidissement ont bien été réalisés selon le modèle de perçage préétabli, il est prévu, conformément à l'invention, d'utiliser un dispositif de contrôle 100 tel que celui illustré par la figure 2. Le dispositif de contrôle 100 comprend notamment un support rigide 102 se présentant sous la forme d'une plaque métallique. Sur ce support est montée une feuille transparente 104 formant masque qui est destinée à être positionnée sur la face intrados de l'aube à contrôler. The reference marks are positioned on the transparent sheet of the device according to a pattern of holes (number and location) for the blade in question which has been pre-established to ensure optimal cooling of the blade. In practice, following the drilling operation of the blade of the blade, the operator applies the transparent sheet of the device on the appropriate side face of the blade and can compare by simple transparency through the sheet quickly and without any risk of forgetting the number and location of the holes actually made in the blade of the dawn compared to the pattern of drilling pre-established for dawn. This results in a quick and effective control of these holes. When the blade comprises a number n of holes on the same row, the reference marks of the transparent sheet may comprise an n + 1 number of lines on a corresponding row. In this case, on the same row, the lines are advantageously arranged on the transparent sheet so that two adjacent lines frame the desired position of a hole. This type of reference marks makes the control more efficient and faster. The transparent sheet of the device can be mounted on a rigid support adapted to receive the blade of the blade. In this case, the rigid support may comprise stop means for maintaining the blade of the blade. In addition, which transparent sheet can be made of a rigid plastic material and the support in a metal material. The subject of the invention is also a method for controlling holes for exhausting cooling air from a gas turbine blade, comprising applying the device as defined above against the lateral face of the blade of the gas turbine blade. dawn on which open the holes, and to compare by transparency the number and arrangement of the holes of the blade of the blade relative to the reference marks of the transparent sheet. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other features and advantages of the present invention will emerge from the description given below, with reference to the accompanying drawings which illustrate an embodiment having no limiting character. In the figures: - Figure 1 shows a gas turbine blade to which the control device according to the invention can be applied; - Figure 2 shows a device according to the invention for controlling the ventilation holes of the cooling air of the blade of Figure 1; FIG. 3 is a view of the device of FIG. 2 applied to the blade of FIG. 1; and FIG. 4 is a view along the direction IV of FIG. 3. DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The invention applies to any gas turbine blade, and in particular to the high-pressure turbine turbine blades. an aircraft turbine engine such as that illustrated in Figure 1. In known manner, the blade 10 comprises a blade 12, a foot 14, for example with a bulbous section, an inner platform 16 located between the foot and the blade, and a heel 18 located in the vicinity of the free end of the blade. The blade 12 extends longitudinally between the platform 16 and the heel 18 and has in cross section a curved profile between its leading edge 12a and its trailing edge 12b. The leading edge is connected to the trailing edge by an intrados lateral face 12c and an extrados opposite lateral face 12d. The outer face of the platform 16 defines, inside, the flow vein of the gas stream passing through the turbine. This vein is delimited on the outside by the inner face of the heel 18 of the dawn. On the outer side, the heel carries tooth-shaped lugs 20 whose ends can penetrate a layer of abradable material of a turbine ring (not shown) to reduce the clearance between the blade tip and the blade. turbine ring. The blade 10 is mounted on a turbine rotor (not shown) by engaging its foot 14 in a corresponding shaped housing 30 arranged at the periphery of the rotor. Moreover, in order to ensure in operation a cooling of the blade, it is intended to practice one or more cavities 22 inside the blade, that (s) being supplied (s) with cooling air by the foot of dawn. The cooling air is evacuated from the cavity 22 by taking a plurality of bores 24 in the blade 12 of the blade, for example at its trailing edge 12b. More specifically, in the example of Figure 1, these bores 24 open at the intrados face 12c of the blade. The holes 24 for evacuating the cooling air are produced by means of a laser, for example of the Nd-YAG type, which is programmed to make the holes according to a pre-established drilling pattern for the dawn (in number and location of the holes). In the example of Figure 1, these holes are distributed in two rows extending in the longitudinal direction between the platform 16 and the heel 18 of the blade. Of course, other arrangements are possible depending on the cooling needs of the dawn. In order to ensure that the holes 24 for evacuating the cooling air have been made according to the pre-established drilling pattern, it is envisaged, in accordance with the invention, to use a control device 100 such as the one shown in FIG. 2. The control device 100 comprises in particular a rigid support 102 in the form of a metal plate. On this support is mounted a transparent sheet 104 forming a mask which is intended to be positioned on the intrados face of the blade to be controlled.

La feuille transparente 104 est par exemple réalisée dans un matériau plastique rigide. Dans le sens de sa hauteur, cette feuille présente une longueur sensiblement égale à la distance séparant la face intérieure du talon de la face extérieure de la plateforme de l'aube à contrôler, cette longueur étant mesurée au niveau du bord de fuite de la pale. La feuille transparente 104 comprend une pluralité de marques de référence 106 dont le nombre et la disposition sont prédéfinies en fonction du nombre et de l'emplacement des perçages souhaités pour la pale de l'aube. The transparent sheet 104 is for example made of a rigid plastic material. In the direction of its height, this sheet has a length substantially equal to the distance between the inner face of the heel of the outer face of the platform of the blade to be controlled, this length being measured at the trailing edge of the blade . The transparent sheet 104 comprises a plurality of reference marks 106 whose number and arrangement are predefined according to the number and location of the desired holes for the blade of the blade.

Dans l'exemple de réalisation de la figure 2, ces marques de référence 106 sont ainsi réparties selon deux rangées s'étendant en direction longitudinale entre les deux extrémités de la feuille transparente. Par ailleurs, ces marques de référence sont des traits imprimés ou gravés sur la feuille transparente et qui sont facilement visibles à l'oeil nu. In the embodiment of Figure 2, these reference marks 106 are thus distributed in two rows extending in the longitudinal direction between the two ends of the transparent sheet. Moreover, these reference marks are lines printed or engraved on the transparent sheet and which are easily visible to the naked eye.

De plus, toujours dans l'exemple de réalisation de la figure 2, les traits formant les marques de référence 106 sont, sur une même rangée, un nombre n+1, n représentant le nombre de perçages à réaliser sur la rangée correspondante de la pale de l'aube à contrôler. Plus précisément, les traits sont disposés sur la feuille transparente de sorte à ce que deux traits adjacents encadrent la position souhaitée d'un perçage. In addition, again in the embodiment of FIG. 2, the lines forming the reference marks 106 are, on the same row, a number n + 1, n representing the number of holes to be made on the corresponding row of the blade of dawn to control. More precisely, the lines are arranged on the transparent sheet so that two adjacent lines frame the desired position of a hole.

La figure 3 montre l'aube de la figure 1 sur laquelle est appliquée le dispositif de contrôle de la figure 2. L'application du masque formé par la feuille transparente 104 avec ses marques de référence 106 permet à un opérateur de comparer par transparence à l'oeil nu de manière rapide et efficace le nombre et la disposition des perçages 24 effectivement réalisés dans la pale 12 de l'aube par rapport au modèle de perçage préétabli pour l'aube. En pratique, sur la figure 3, les perçages identifiés par le repère 24a sont considérés comme conformes au modèle de perçage souhaité car ils sont bien disposés entre deux traits 106 adjacents de la feuille transparente lorsque celle-ci est appliquée sur la face intrados de l'aube. En revanche, le perçage identifié par le repère 24b n'est pas conforme au modèle de perçage souhaité. En effet, l'opérateur peut rapidement identifier que ce perçage 246 est en partie masqué par l'un des traits de la feuille transparente. Son emplacement n'est donc pas 20 conforme à l'emplacement souhaité. De même, l'opérateur peut rapidement identifier qu'un perçage est manquant sur la figure 3, à savoir celui qui aurait dû être positionné au niveau de l'emplacement référencé 24c. Ainsi, l'application de la feuille transparente du dispositif de 25 contrôle sur la face latérale adéquate de la pale de l'aube permet à l'opérateur d'identifier de façon fiable et rapide si les perçages d'évacuation de l'air de refroidissement pratiqués dans la pale de l'aube sont conformes ou non à un modèle de perçage souhaité pour l'aube. Dans le cas où le perçage n'est pas conforme au modèle, l'aube ne sera 30 pas montée en l'état dans un moteur. De façon avantageuse, le support rigide 102 comprend en outre des moyens de butée pour maintenir la pale 12 de l'aube sur le dispositif. En particulier, au niveau de l'extrémité supérieure, le support rigide est muni d'un bras 108 à l'extrémité duquel est formée une butée 35 supérieure 110 destinée à venir en contact contre la face intérieure du talon 18 de l'aube lorsque celle-ci est positionnée sur le dispositif de contrôle (figures 3 et 4). Le support rigide du dispositif de contrôle comprend deux butées de bord de fuite 112 qui sont destinées chacune à venir en contact contre le bord de fuite 12b de la pale de l'aube lorsque celle-ci est positionnée sur le dispositif de contrôle (figures 3 et 4). Enfin, le support rigide du dispositif de contrôle comprend un bras central 114 dont l'extrémité forme une butée de bord d'attaque 116 qui est destinée à venir en contact avec le bord d'attaque 12a de la pale de l'aube lorsque celle-ci est positionnée sur le dispositif de contrôle (figures 3 et 4). L'ensemble de ces butées 110, 112 et 116 permettent ainsi d'assurer un maintien de la pale de l'aube sur le dispositif de contrôle de sorte à permettre une vérification optimale du nombre et de la position des perçages d'évacuation de l'air de refroidissement de l'aube. FIG. 3 shows the blade of FIG. 1 on which the control device of FIG. 2 is applied. The application of the mask formed by the transparent sheet 104 with its reference marks 106 enables an operator to compare by transparency with the naked eye quickly and efficiently the number and arrangement of holes 24 actually made in the blade 12 of the blade compared to the predefined pattern of drilling for dawn. In practice, in FIG. 3, the bores identified by reference numeral 24a are considered to conform to the desired drilling pattern because they are well arranged between two adjacent lines 106 of the transparent sheet when it is applied to the intrados face of the hole. 'dawn. On the other hand, the bore identified by the mark 24b does not conform to the desired drilling pattern. Indeed, the operator can quickly identify that this hole 246 is partially obscured by one of the lines of the transparent sheet. Its location is therefore not in accordance with the desired location. Similarly, the operator can quickly identify that a hole is missing in Figure 3, namely that which should have been positioned at the location referenced 24c. Thus, applying the transparent sheet of the control device to the proper side face of the blade blade allows the operator to reliably and quickly identify whether the air vent holes cooling in the blade of the blade are or not conform to a desired drilling pattern for dawn. In the case where the drilling is not in conformity with the model, the blade will not be mounted as is in an engine. Advantageously, the rigid support 102 further comprises stop means for holding the blade 12 of the blade on the device. In particular, at the upper end, the rigid support is provided with an arm 108 at the end of which is formed a top stop 110 intended to come into contact with the inside face of the dawn heel 18 when it is positioned on the control device (Figures 3 and 4). The rigid support of the control device comprises two trailing edge stops 112 which are each intended to come into contact with the trailing edge 12b of the blade of the blade when it is positioned on the control device (FIG. and 4). Finally, the rigid support of the control device comprises a central arm 114 whose end forms a leading edge stop 116 which is intended to come into contact with the leading edge 12a of the blade of the blade when that it is positioned on the control device (FIGS. 3 and 4). All of these abutments 110, 112 and 116 thus make it possible to maintain the vane blade on the control device so as to allow an optimal verification of the number and position of the evacuation bores. cooling air of dawn.

Claims

REVENDICATIONS1. Device (100) for checking the cooling air discharge holes of a gas turbine blade, the blade (10) comprising a blade (12) having a plurality of bores (24) which open on the blade one of its lateral faces (12c) for evacuating cooling air flowing inside said blade, the device comprising a transparent sheet (104) forming a mask intended to be positioned against the lateral face of the blade of the blade; dawn on which the holes open, said transparent sheet having reference marks (106) whose number and arrangement are predefined according to the number and location of the desired holes for the blade of the blade.

A device according to claim 1, wherein when the blade (12) comprises a number n of bores (24) on the same row, the reference marks (106) of the transparent sheet comprise an n + 1 number of lines on a corresponding row.

3. Device according to claim 2, wherein, on the same row, the lines are arranged on the transparent sheet so that two adjacent lines frame the desired position of a hole.

4. Device according to any one of claims 1 to 3, wherein the transparent sheet (104) is mounted on a rigid support 25 (102) adapted to receive the blade (12) of the blade.

5. Device according to claim 4, wherein the rigid support (102) comprises stop means (110, 112 and 116) for holding the blade (12) of the blade. 30

6. Device according to one of claims 4 and 5, wherein the transparent sheet (104) is made of a rigid plastic material and the rigid support (102) is made of a metallic material. 35

7. A method of controlling the cooling air exhaust holes of a gas turbine blade, comprising applying the device (100) according to any one of claims 1 to 6 against the lateral face (12c) of the blade (12) of the blade (10) on which the holes (24) open, and to compare by transparency the number and the arrangement of the holes of the blade of the blade relative to the reference marks (106) of the transparent sheet (104).