BE1030472B1 - FLOW SEPARATOR IN A TRIPLE-FLOW TURBOMACHINE - Google Patents
FLOW SEPARATOR IN A TRIPLE-FLOW TURBOMACHINE Download PDFInfo
- Publication number
- BE1030472B1 BE1030472B1 BE20225296A BE202205296A BE1030472B1 BE 1030472 B1 BE1030472 B1 BE 1030472B1 BE 20225296 A BE20225296 A BE 20225296A BE 202205296 A BE202205296 A BE 202205296A BE 1030472 B1 BE1030472 B1 BE 1030472B1
- Authority
- BE
- Belgium
- Prior art keywords
- fin
- turbomachine
- blade
- flow
- blades
- Prior art date
Links
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims abstract description 32
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 15
- 230000004323 axial length Effects 0.000 claims description 7
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims description 7
- 239000000654 additive Substances 0.000 claims description 4
- 230000000996 additive effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000003754 machining Methods 0.000 claims description 4
- 239000002994 raw material Substances 0.000 claims 1
- 210000003462 vein Anatomy 0.000 description 5
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 4
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 4
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 3
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 description 2
- 210000003323 beak Anatomy 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000010894 electron beam technology Methods 0.000 description 1
- 230000037406 food intake Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 238000005493 welding type Methods 0.000 description 1
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
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
-
- 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
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- 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
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/20—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles
- F02C6/206—Adaptations of gas-turbine plants for driving vehicles the vehicles being airscrew driven
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/077—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/324—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, low solidity propeller
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
- F05D2220/325—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, high solidity propeller
-
- 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
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
- F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
- F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
-
- 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
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
- F05D2230/53—Building or constructing in particular ways by integrally manufacturing a component, e.g. by milling from a billet or one piece construction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Architecture (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
L’invention a trait à une turbomachine (1) à hélice non-carénée, comprenant un bec de séparation (36) scindant un flux d’entrée d’air (F) en un flux annulaire primaire (F1) et un flux annulaire secondaire (F2) ; et une rangée annulaire d’aubes rotoriques (40) agencée directement en amont du bec de séparation (36), chaque aube (40) présentant un intrados et un extrados ; la turbomachine (1) étant remarquable en ce qu’au moins une des aubes (40) présente une nageoire (42) s’étendant circonférentiellement depuis son intrados ou depuis son extrados, la largeur circonférentielle (E) de la nageoire (42) étant d’au moins deux fois l’épaisseur circonférentielle maximale (A) de l’aube (40).The invention relates to a turbomachine (1) with an unducted propeller, comprising a separation nozzle (36) splitting an air inlet flow (F) into a primary annular flow (F1) and a secondary annular flow (F2); and an annular row of rotor blades (40) arranged directly upstream of the separation nozzle (36), each blade (40) having an intrados and an extrados; the turbomachine (1) being remarkable in that at least one of the blades (40) has a fin (42) extending circumferentially from its intrados or from its extrados, the circumferential width (E) of the fin (42) being at least twice the maximum circumferential thickness (A) of the blade (40).
Description
SEPARATEUR DE FLUX DANS UNE TURBOMACHINE TRIPLE-FLUXFLOW SEPARATOR IN A TRIPLE-FLOW TURBOMACHINE
DomaineDomain
L’invention a trait à la conception d’une turbomachine et plus particulièrement une turbomachine multi-flux.The invention relates to the design of a turbomachine and more particularly a multi-flow turbomachine.
Art antérieurPrior art
Les turbomachines double-flux disposent généralement en entrée d’une soufflante qui est suivie d’un bec de séparation. Le bec de séparation scinde le flux principal en deux flux dont seul l’un parcourt les compresseurs, la chambre de combustion et les turbines.Double-flow turbomachines generally have a fan at the inlet which is followed by a separation nozzle. The separation nozzle splits the main flow into two flows, only one of which passes through the compressors, the combustion chamber and the turbines.
Pour limiter les vibrations, le document FR 2 440 466 A1 décrit des pales de soufflante équipées d'ailettes lui procurant un amortissement aux vibrations.To limit vibrations, document FR 2 440 466 A1 describes fan blades equipped with fins providing vibration damping.
Le document FR 2 867 506 montre des aubes statoriques avec des nervures pour atténuer les vibrations. Ces aubes sont agencées en amont de bras de support à une distante importante d’une séparation de flux.Document FR 2 867 506 shows stator blades with ribs to attenuate vibrations. These blades are arranged upstream of support arms at a significant distance from a flow separation.
Ces ailettes nempêchent pas le fait que le bec de séparation puisse être le lieu de turbulences, de risques de décollement du flux, et donc de pertes de rendement pour le turboréacteur. Le problème des turbulences sur le bec de séparation est particulièrement manifeste sur un bec de séparation disposé en aval de plusieurs éléments tournants, ce qui est notamment le cas dans une turbomachine multi-flux avec une hélice non-carénée et une soufflante en amont d’un bec de séparation.These fins do not prevent the separation nozzle from being a source of turbulence, risk of flow separation, and therefore loss of efficiency for the turbojet. The problem of turbulence on the separation nozzle is particularly evident on a separation nozzle placed downstream of several rotating elements, which is particularly the case in a multi-flow turbomachine with a non-ducted propeller and a fan upstream of a separation nozzle.
Résumé de l’inventionSummary of the invention
Problème techniqueTechnical problem
L’invention vise à résoudre les inconvénients des turbomachines de l’état de la technique. En particulier, l'invention vise à proposer une conception qui permette une séparation d’un flux d'air sans pénaliser le rendement de la turbomachine, et ce, quelles que soient les conditions de pression, de température et de vitesse du flux à séparer.The invention aims to resolve the drawbacks of state-of-the-art turbomachines. In particular, the invention aims to propose a design which allows separation of an air flow without penalizing the efficiency of the turbomachine, whatever the conditions of pressure, temperature and speed of the flow to be separated. .
Solution techniqueTechnical solution
L’invention a trait à une turbomachine comprenant : une hélice non-carénée propulsant un flux tertiaire ; un rotor en aval de l’hélice ; un bec de séparation en aval du rotor pour séparer le flux propulsé par le rotor en un flux primaire et un flux secondaire ; et un compresseur comprimant le flux primaire ; le rotor comprenant une rangée annulaire d’aubes rotoriques agencée en amont du bec de séparation, chaque aube présentant un intrados et un extrados ; la turbomachine étant remarquable en ce qu’au moins une des aubes présente une nageoire s'étendant circonférentiellement depuis son intrados ou depuis son extrados, la largeur circonférentielle de la nageoire étant d’au moins deux fois l’épaisseur circonférentielle maximale de l’aube.The invention relates to a turbomachine comprising: a non-ducted propeller propelling a tertiary flow; a rotor downstream of the propeller; a separation nozzle downstream of the rotor to separate the flow propelled by the rotor into a primary flow and a secondary flow; and a compressor compressing the primary flow; the rotor comprising an annular row of rotor blades arranged upstream of the separation nozzle, each blade having an intrados and an extrados; the turbomachine being remarkable in that at least one of the blades has a fin extending circumferentially from its intrados or from its extrados, the circumferential width of the fin being at least twice the maximum circumferential thickness of the blade .
La nageoire (ou « ailette » ou « lame ») a une fonction de guidage d’un flux d'air et à ce titre peut disposer d’un bord d’attaque (c’est-à-dire une arête arrondie et non pas une surface frontale qui présenterait une résistance à l'écoulement aérodynamique de l'air), d’une surface supérieure et inférieure qui peuvent être bombées ou incurvées à la façon d’un intrados ou d’un extrados, et un bord de fuite.The fin (or “fin” or “blade”) has a function of guiding an air flow and as such can have a leading edge (that is to say a rounded edge and not not a front surface which would present resistance to the aerodynamic flow of air), an upper and lower surface which can be domed or curved in the manner of an intrados or extrados, and a trailing edge .
La rangée d’aubes est agencée directement en amont du bec de séparation, ce qui signifie qu'aucun élément fixe ou mobile n’est intercalé axialement entre les aubes et le bec. Alternativement, un élément (fixe ou mobile) peut être intercalé entre les aubes et le bec.The row of blades is arranged directly upstream of the separation nozzle, which means that no fixed or mobile element is inserted axially between the blades and the nozzle. Alternatively, an element (fixed or mobile) can be inserted between the blades and the nozzle.
Du bec de séparation s'étend une surface externe, de guidage interne du flux secondaire, et une surface interne, de guidage externe du flux primaire.From the separation nozzle extends an external surface, internally guiding the secondary flow, and an internal surface, externally guiding the primary flow.
Le flux d’entrée est ainsi pré-guidé par la nageoire avant d’être scindé en deux flux.The inlet flow is thus pre-guided by the fin before being split into two flows.
Ce pré-guidage réduit les risques de turbulences ou de décollement du flux et permet une amélioration du rendement de la turbomachine, indépendamment des conditions de pression et température du flux.This pre-guiding reduces the risk of turbulence or separation of the flow and allows an improvement in the efficiency of the turbomachine, independently of the pressure and temperature conditions of the flow.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, chaque aube définit, avec une aube directement adjacente circonférentiellement, un écart inter-aubes, et la largeur circonférentielle de la nageoire est égale à au moins 30% de l’écart inter- aubes, préférentiellement au moins 50% et plus préférentiellement la largeur circonférentielle de la nageoire est voisine de 100% de l’écart inter-aubes.According to an advantageous embodiment of the invention, each blade defines, with a directly circumferentially adjacent blade, an inter-blade gap, and the circumferential width of the fin is equal to at least 30% of the inter-blade gap, preferably at least 50% and more preferably the circumferential width of the fin is close to 100% of the inter-blade distance.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, au voisinage du bec de séparation, le flux primaire et le flux secondaire s’écoulent selon deux directions principales d’écoulement respectives, définissant respectivement un angle primaire et un angle secondaire, par rapport à l'axe de rotation des aubes, et la nageoire comprend un bord de fuite qui guide le flux d’entrée selon un angle de fuite qui est compris entre l’angle primaire et langle secondaire. Un compromis est ainsi trouvé pour limiter les pertes aérodynamiques même lorsque les deux flux en aval du bec sont très divergents. Cette orientation de la nageoire donne également une flexibilité pour la conception des veines en aval des aubes, permettant notamment un col de cygne abrupt en sortie d’un compresseur, et donc un taux de compression important et un meilleur rendement.According to an advantageous embodiment of the invention, in the vicinity of the separation nozzle, the primary flow and the secondary flow flow in two respective main flow directions, respectively defining a primary angle and a secondary angle, relative to the axis of rotation of the blades, and the fin comprises a trailing edge which guides the inlet flow according to a trailing angle which is between the primary angle and the secondary angle. A compromise is thus found to limit aerodynamic losses even when the two flows downstream of the nozzle are very divergent. This orientation of the fin also gives flexibility for the design of the veins downstream of the blades, allowing in particular a steep swan neck at the outlet of a compressor, and therefore a high compression rate and better efficiency.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, l’angle de fuite du bord de fuite de la nageoire est plus proche de langle secondaire que de angle primaire.According to an advantageous embodiment of the invention, the trailing angle of the trailing edge of the fin is closer to the secondary angle than to the primary angle.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, l'épaisseur radiale de la nageoire varie d'amont en aval et en particulier l'épaisseur est généralement croissante d’amont en l’aval. Ceci permet également de bien pré-diriger le flux d'entrée vers les flux primaire et secondaire.According to an advantageous embodiment of the invention, the radial thickness of the fin varies from upstream to downstream and in particular the thickness generally increases from upstream to downstream. This also makes it possible to properly pre-direct the input flow towards the primary and secondary flows.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, la nageoire comprend un premier bord de fuite et un second bord de fuite, les deux bords de fuite étant radialement séparés par une cavité. Ainsi, les bords de fuites peuvent être orientés au plus proche des directions d'écoulement des flux primaire et secondaire.According to an advantageous embodiment of the invention, the fin comprises a first trailing edge and a second trailing edge, the two trailing edges being radially separated by a cavity. Thus, the leaking edges can be oriented as close as possible to the flow directions of the primary and secondary flows.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, une nageoire auxiliaire est agencée en chevauchement axial et circonférentiel de la nageoire. Cette conception permet de proprement pré-guider le flux d'entrée sans augmenter le poids de l'ensemble tournant, permettant encore un gain de rendement.According to an advantageous embodiment of the invention, an auxiliary fin is arranged in axial and circumferential overlap of the fin. This design makes it possible to properly pre-guide the inlet flow without increasing the weight of the rotating assembly, further allowing a gain in efficiency.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, une aube auxiliaire s'étend radialement extérieurement et/ou intérieurement depuis la nageorre, préférentiellement sur une hauteur supérieure à 15% de la hauteur des aubes. La nageoire offre ainsi l’opportunité de plus comprimer le flux, voire même de le comprimer de façon hétérogène entre le flux primaire et le flux secondaire, adaptant ainsi le taux de compression optimal pour les flux primaire et secondaire et permettant ainsi un gain de rendement.According to an advantageous embodiment of the invention, an auxiliary blade extends radially externally and/or internally from the fin, preferably over a height greater than 15% of the height of the blades. The fin thus offers the opportunity to compress the flow more, or even to compress it heterogeneously between the primary flow and the secondary flow, thus adapting the optimal compression rate for the primary and secondary flows and thus allowing a gain in efficiency. .
Avantageusement, l’aube auxiliaire est soudée à la nageoire. Elle peut par exemple être pré-positionnée dans une encoche prévue à cet effet sur la nageoire, puis soudée.Advantageously, the auxiliary blade is welded to the fin. For example, it can be pre-positioned in a notch provided for this purpose on the fin, then welded.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, la nageoire s'étend deAccording to an advantageous embodiment of the invention, the fin extends from
Vintrados dune première aube à Vextrados d’une seconde aube, circonférentiellement directement adjacente à la première aube. Ainsi, l’entièreté de l’espace inter-aubes et occupée par la nageoire, contraignant ainsi les particules du flux à s'engager soit vers le flux primaire soit vers le flux secondaire.Vintrados of a first blade to the extrados of a second blade, circumferentially directly adjacent to the first blade. Thus, the entire inter-blade space is occupied by the fin, thus forcing the flow particles to move either towards the primary flow or towards the secondary flow.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, la nageoire s'étend depuis l'intrados d’une première aube et une autre nageoire s'étend depuis l’extrados d’une seconde aube, les deux nageoires étant préférentiellement à la même hauteur radiale et séparées par un interstice circonférentiel. L'interstice peut être très petit et former en fait un jeu de montage. L'interstice peut être linéaire et éventuellement axial. Il peut alternativement être incurvé, notamment parallèlement à l’intrados ou àl’extrados pour suivre la cambrure des aubes. Alternativement, les deux nageoires issues des aubes adjacentes peuvent se chevaucher circonférentiellement.According to an advantageous embodiment of the invention, the fin extends from the lower surface of a first blade and another fin extends from the upper surface of a second blade, the two fins being preferably at the same radial height and separated by a circumferential gap. The gap can be very small and actually form a mounting gap. The gap can be linear and possibly axial. It can alternatively be curved, in particular parallel to the intrados or extrados to follow the camber of the blades. Alternatively, the two fins coming from adjacent blades can overlap circumferentially.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, la nageoire présente des irrégularités sur sa surface radialement extérieure et/ou sur sa surface radialement intérieure, les irrégularités étant notamment du type contouring tridimensionnel. Ces irrégularités sont des bosses et/ou des creux, dont la hauteur ou profondeur sont d’un ordre de grandeur très faible par rapport aux dimensions de la nageoire. Ces irrégularités améliorent encore le guidage du flux et donc le rendement de la turbomachine.According to an advantageous embodiment of the invention, the fin has irregularities on its radially outer surface and/or on its radially inner surface, the irregularities being in particular of the three-dimensional contouring type. These irregularities are bumps and/or hollows, the height or depth of which are of a very small order of magnitude compared to the dimensions of the fin. These irregularities further improve the guidance of the flow and therefore the efficiency of the turbomachine.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, la longueur axiale de la nageoire est inférieure à celle des aubes. Alternativement, la longueur axiale de la nageoire peut être plus grande ou identique à celle de l'aube la portant.According to an advantageous embodiment of the invention, the axial length of the fin is less than that of the blades. Alternatively, the axial length of the fin can be greater or identical to that of the blade carrying it.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, le profil transversal de la nageoire présente une cambrure et/ou un point d'inflexion. Alternativement, le profil peut être linéaire, présentant un angle constant depuis l’angle d’entrée du bord d'attaque et jusqu’à langle de sortie du bord de fuite. Selon la géométrie des veines des flux primaire et secondaire, l’une ou l’autre des conceptions est plus ou moins avantageuses. Notamment, une cambrure permet de conduire un plus grand volume d'air vers l’un ou l’autre des flux pour y privilégier un taux de compression plus grand.According to an advantageous embodiment of the invention, the transverse profile of the fin has a camber and/or an inflection point. Alternatively, the profile can be linear, presenting a constant angle from the entry angle of the leading edge to the exit angle of the trailing edge. Depending on the geometry of the primary and secondary flow veins, one or the other design is more or less advantageous. In particular, a camber allows a greater volume of air to be conducted towards one or the other of the flows to favor a greater compression rate.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, la rangée d’aubes comprend une pluralité de nageoires dont au moins deux nageoires diffèrent par 5 leur profil, leur position radiale, leur largeur circonférentielle, leur épaisseur, leur forme et/ou leur méthode de fabrication.According to an advantageous embodiment of the invention, the row of blades comprises a plurality of fins of which at least two fins differ in their profile, their radial position, their circumferential width, their thickness, their shape and/or their method. Manufacturing.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, la nageoire est soudée à l’aube depuis laquelle elle s'étend ou la nageoire et l'aube sont usinées ensemble dans un même brut.According to an advantageous embodiment of the invention, the fin is welded to the blade from which it extends or the fin and the blade are machined together from the same stock.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, toutes les aubes de la rangée d’aubes et la ou les nageoires sont monoblocs, obtenues par l’usinage d’un seul brut ou obtenues par fabrication additive.According to an advantageous embodiment of the invention, all the blades of the row of blades and the fin(s) are in one piece, obtained by machining a single stock or obtained by additive manufacturing.
Selon un mode de réalisation avantageux de l’invention, la nageoire a une extrémité libre dont la longueur axiale vaut au moins 30% de la corde de l'aube, préférentiellement au moins 70%, plus préférentiellement environ 80% de la corde de l’aube.According to an advantageous embodiment of the invention, the fin has a free end whose axial length is at least 30% of the chord of the blade, preferably at least 70%, more preferably approximately 80% of the chord of the blade. 'dawn.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, la nageoire dispose d’un bord de fuite dont la position radiale correspond au ou est proche du rayon du bec de séparation.According to an advantageous embodiment of the invention, the fin has a trailing edge whose radial position corresponds to or is close to the radius of the separation beak.
Le bec de séparation dispose d’une arête circulaire qui forme son extrémité amont, arrondie ou non, et qui peut définir le rayon du bec. Lorsque l’arête est très arrondie, le rayon de l’arête circulaire n’est plus une simple valeur mais une plage de valeurs (valeur médiane +/- le rayon de l’arrondi), le bord de fuite de la nageoire se situant à une position radiale comprise dans cette plage de valeur.The separation nozzle has a circular edge which forms its upstream end, rounded or not, and which can define the radius of the nozzle. When the edge is very rounded, the radius of the circular edge is no longer a simple value but a range of values (median value +/- the radius of the rounding), the trailing edge of the fin being located at a radial position included in this value range.
Selon un mode de réalisation avantageux de l'invention, la rangée annulaire d’aubes rotoriques est agencée directement en amont du bec de séparation. Ainsi, aucun élément intermédiaire n’est positionné axialement entre les aubes rotoriques et le bec.According to an advantageous embodiment of the invention, the annular row of rotor blades is arranged directly upstream of the separation nozzle. Thus, no intermediate element is positioned axially between the rotor blades and the nozzle.
Avantages de l'invention _ L’invention est particulièrement avantageuse en ce qu’elle permet de scinder un flux en plusieurs flux (deux ou plus) tout en limitant les effets sur le rendement du moteur.Advantages of the invention _ The invention is particularly advantageous in that it makes it possible to split a flow into several flows (two or more) while limiting the effects on the efficiency of the engine.
Un avantage additionnel que constitue la présence d’une nageoire est la protection des veines en cas d’ingestion d’objets étrangers dans le moteur.An additional advantage of the presence of a fin is the protection of the veins in the event of ingestion of foreign objects into the engine.
Le pré-guidage des flux permet également une plus grande liberté dans la trajectoire des veines en aval et notamment un col de cygne plus abrupt, car le flux qui entre dans le col de cygne peut être pré-guidé et présenter moins de risques de décollement.Pre-guiding the flows also allows greater freedom in the trajectory of the downstream veins and in particular a steeper swan neck, because the flow entering the swan neck can be pre-guided and present less risk of separation .
Ensuite, le flux secondaire (respectivement primaire) peut être « énergisé », c’est- à-dire accéléré et/ou comprimé d’avantage que le flux primaire (resp. secondaire).Then, the secondary flow (respectively primary) can be “energized”, that is to say accelerated and/or compressed more than the primary flow (resp. secondary).
Description des dessinsDescription of the designs
La figure 1 est une vue en coupe d’une turbomachine ;Figure 1 is a sectional view of a turbomachine;
La figure 2 illustre la séparation d’un flux ;Figure 2 illustrates the separation of a flow;
Les figures 3A à 3D montrent différents profils transversaux de la nageoire ;Figures 3A to 3D show different transverse profiles of the fin;
La figure 4 est une vue isométrique de l’aube et de sa nageoire ;Figure 4 is an isometric view of the blade and its fin;
Les figures SA et 5B montrent deux exemples de nageoires vues radialement ;Figures SA and 5B show two examples of fins viewed radially;
La figure 6 est une vue isométrique du rotor avec des aubes équipées de nageoire ;Figure 6 is an isometric view of the rotor with blades equipped with fins;
La figure 7 montre une variante avec des aubes auxiliaires.Figure 7 shows a variant with auxiliary blades.
Description d’un mode de réalisationDescription of an embodiment
Dans la description qui va suivre, les termes « interne » et « externe » renvoient à un positionnement par rapport à l'axe de rotation d'une turbomachine. La direction axiale correspond à la direction le long de l'axe de rotation de la turbomachine. La direction radiale est perpendiculaire à l'axe de rotation. L'amont et l'aval sont à considérer en référence au sens d'écoulement d’un flux dans la turbomachine.In the description which follows, the terms “internal” and “external” refer to positioning relative to the axis of rotation of a turbomachine. The axial direction corresponds to the direction along the axis of rotation of the turbomachine. The radial direction is perpendicular to the axis of rotation. Upstream and downstream must be considered with reference to the direction of flow in the turbomachine.
Les figures montrent les éléments de manière schématique et ne sont pas représentées à l’échelle. En particulier, certaines dimensions sont agrandies pour faciliter la lecture des figures.The figures show the elements schematically and are not represented to scale. In particular, certain dimensions are enlarged to facilitate reading of the figures.
La figure 1 montre une vue en coupe schématique d’une turbomachine 1. Un carter intérieur 2 guide un flux primaire F1 qui parcourt successivement des compresseurs 4 (basse et haute pression), une chambre de combustion 6 et des turbines 8 (haute et basse pression), avant de s'échapper par une tuyère 10. L'énergie de la combustion entraîne les turbines 8 en rotation autour de [axe X. Les turbines 8 entraînent les compresseurs 4, directement par le biais d’arbres de transmission, ou indirectement au moyen de réducteurs.Figure 1 shows a schematic sectional view of a turbomachine 1. An interior casing 2 guides a primary flow F1 which successively travels through compressors 4 (low and high pressure), a combustion chamber 6 and turbines 8 (high and low pressure), before escaping through a nozzle 10. The energy of the combustion drives the turbines 8 in rotation around [axis indirectly by means of reducers.
Les turbines 8 entraînent également en rotation un rotor 12 qui met en mouvement un flux d’entrée (F1+F2) qui se sépare en un flux primaire F1 dirigé vers un compresseur 4 et un flux secondaire F2. Dans l’exemple représenté sur la figure 1, une hélice 14 non carénée propulse un flux tertiaire F3 en plus de propulser le flux d'entrée (F1+F2).The turbines 8 also rotate a rotor 12 which sets in motion an input flow (F1+F2) which separates into a primary flow F1 directed towards a compressor 4 and a secondary flow F2. In the example shown in Figure 1, a non-ducted propeller 14 propels a tertiary flow F3 in addition to propelling the inlet flow (F1+F2).
Un carénage 16 et une nacelle 18 délimitent un passage 19 qui est parcouru par le flux secondaire F2.A fairing 16 and a nacelle 18 delimit a passage 19 which is traversed by the secondary flow F2.
Des bras structuraux 20 reprennent les efforts entre la nacelle 18 et le carter 4.Structural arms 20 take up the forces between the nacelle 18 and the casing 4.
Une rangée annulaire d’aubes statoriques 22 (« outlet guide vanes », OGV) peut être agencée en aval du rotor 12 pour redresser le flux F2.An annular row of stator vanes 22 (“outlet guide vanes”, OGV) can be arranged downstream of the rotor 12 to straighten the flow F2.
Le rotor 12 et l’'hélice 14 peuvent tourner en sens inverse l’une de l’autre par le truchement d’un réducteur à engrenage (non représenté). Ce réducteur peut également grandement diminuer la vitesse de rotation (entre les turbines et le rotor/l’hélice).The rotor 12 and the propeller 14 can rotate in opposite directions to each other via a gear reducer (not shown). This gearbox can also greatly reduce the rotation speed (between the turbines and the rotor/propeller).
La figure 2 montre schématiquement la séparation d’un flux en deux flux annulaires.Figure 2 schematically shows the separation of a flow into two annular flows.
Unflux d'entrée F est scindé en un flux primaire F1 et en un flux secondaire F2. Les flux primaire F1 et secondaire F2 s’écoulent respectivement dans une veine annulaire 32, 34.An input flow F is split into a primary flow F1 and a secondary flow F2. The primary flows F1 and secondary flows F2 flow respectively in an annular vein 32, 34.
La séparation des flux est effectuée par un bec de séparation 36 de forme circulaire autour de l’axe de la turbomachine X. Le bec de séparation 36 peut avoir une arête circulaire amont qui peut être une arête vive ou arrondie. Elle est agencée directement en amont d’une surface 34.1 qui guide intérieurement le flux secondaireThe separation of the flows is carried out by a separation nozzle 36 of circular shape around the axis of the turbomachine X. The separation nozzle 36 may have an upstream circular edge which may be a sharp or rounded edge. It is arranged directly upstream of a surface 34.1 which internally guides the secondary flow
F2 et d’une surface 32.1 qui guide extérieurement le flux primaire F1. Ces deux surfaces 32.1, 34.1 peuvent être approximativement des troncs de cônes au voisinage du bec 36. Les flux F1 et F2 ont une direction principale d’écoulement qui est orientée selon les angles a, et à» au voisinage du bec 36. L’angle a, peut être compris entre -60° et +15°. L'angle a» peut être compris entre -15° et +60°, tout en étant naturellement supérieur à 04.F2 and a surface 32.1 which externally guides the primary flow F1. These two surfaces 32.1, 34.1 can be approximately truncated cones in the vicinity of the nozzle 36. The flows F1 and F2 have a main direction of flow which is oriented according to the angles a, and à » in the vicinity of the nozzle 36. angle a, can be between -60° and +15°. The angle a» can be between -15° and +60°, while naturally being greater than 04.
Le bec de séparation 36 ou son arête circulaire définit un rayon R jusqu’à l’axe X.The separation nozzle 36 or its circular edge defines a radius R up to the axis X.
Directement en amont du bec 36 se situe un ensemble tournant se présentant sous la forme d’un rotor 12 équipé d’une rangée annulaire d’aubes 40 s'étendant depuis un disque interne 41.Directly upstream of the nozzle 36 is a rotating assembly in the form of a rotor 12 equipped with an annular row of blades 40 extending from an internal disk 41.
Au moins une nageoire 42 s'étend circonférentiellement depuis une aube 40 du rotor 12. La figure 2 met en évidence le fait que la nageoire 42 comprend un bord d'attaque 42.1 et un bord de fuite 42.2. Ce dernier peut être situé à une hauteur radiale R (+/- 10% de la position radiale du bec 36).At least one fin 42 extends circumferentially from a blade 40 of the rotor 12. Figure 2 highlights the fact that the fin 42 comprises a leading edge 42.1 and a trailing edge 42.2. The latter can be located at a radial height R (+/- 10% of the radial position of the nozzle 36).
La figure 2 met également en évidence l’angle de fuite a qui correspond à l'orientation du flux d'entrée F1 au voisinage du bord de fuite 42.2 de la nageoire 42. Cet angle est compris entre a4 et a».Figure 2 also highlights the leakage angle a which corresponds to the orientation of the inlet flow F1 in the vicinity of the trailing edge 42.2 of the fin 42. This angle is between a4 and a.
Les figures 3A à 3D montre différents profils transversaux que peut avoir la nageoire 42. La nageoire 42 s'étend de son bord d’attaque 42.1 à son bord de fuite 42.2. Une surface radialement inférieure 42.3 et une surface radialement supérieure 42.4 délimitent la nageoire 42 radialement. L’épaisseur e de la nageoire 42 est la plus courte distance entre les surfaces intérieure 42.3 et extérieure 42.4 pour une position axiale donnée. Ces surfaces peuvent être pourvues de formes aidant le guidage du flux (« contouring ») et présentant ainsi des variations d’épaisseur locales.Figures 3A to 3D show different transverse profiles that the fin 42 can have. The fin 42 extends from its leading edge 42.1 to its trailing edge 42.2. A radially lower surface 42.3 and a radially upper surface 42.4 define the fin 42 radially. The thickness e of the fin 42 is the shortest distance between the interior 42.3 and exterior 42.4 surfaces for a given axial position. These surfaces can be provided with shapes that help guide the flow (“contouring”) and thus present local variations in thickness.
Sur la figure 3A, la nageoire 42 a une épaisseur radiale e croissante et elle s'étend axialement au-delà de l’aube 40. La longueur L de l'aube 40 est plus petite que la longueur | de la nageoire 42.In Figure 3A, the fin 42 has an increasing radial thickness e and it extends axially beyond the blade 40. The length L of the blade 40 is smaller than the length | of the fin 42.
Sur la figure 3B, la nageoire 42 est confinée axialement à l'aube 40.In Figure 3B, the fin 42 is confined axially to the blade 40.
Sur la figure 3C, la nageoire 42 comprend un bord d'attaque 42.1 et deux bords de fuite 42.2. Une cavité 42.5 sépare les deux bords de fuite 42.2.In Figure 3C, the fin 42 comprises a leading edge 42.1 and two trailing edges 42.2. A cavity 42.5 separates the two trailing edges 42.2.
Sur la figure 3D, la nageoire 42 est cambrée avec un point d’inflexion et dirige le flux d’entrée F vers le flux secondaire. Une nageoire auxiliaire 42’, elle aussi cambrée, vient aider au pré-guidage du flux F vers le flux primaire. Une inversion avec la nageoire auxiliaire 42’ radialement extérieurement est également — envisageable.In Figure 3D, the fin 42 is arched with an inflection point and directs the inlet flow F towards the secondary flow. A 42’ auxiliary fin, also arched, helps pre-guide the F flow towards the primary flow. An inversion with the auxiliary fin 42' radially outward is also possible.
Les modes de réalisation des figures 3C et 3D sont particulièrement avantageux lorsque l’arête du bec 36 est très arrondie, chacun des deux bords de fuite 42.2 ayant une position radiale qui correspond au rayon du bec de séparation (voir pointillés sur la figure 3D).The embodiments of Figures 3C and 3D are particularly advantageous when the edge of the nozzle 36 is very rounded, each of the two trailing edges 42.2 having a radial position which corresponds to the radius of the separating nozzle (see dotted lines in Figure 3D) .
Illest entendu que ces exemples peuvent être modifiés et chaque aspect peut être combiné avec un autre aspect de chacun des exemples. Les différents exemples peuvent être combinés au sein d’une même rangée d’aubes, voire dans un même espace inter-aubes.It is understood that these examples can be modified and each aspect can be combined with another aspect of each of the examples. The different examples can be combined within the same row of blades, or even in the same inter-blade space.
La figure 4 montre une vue isométrique d’une aube 40. Cette aube 40 comprend un bord d'attaque 40.1, un bord de fuite 40.2, un intrados 40.3 et un extrados 40.4.Figure 4 shows an isometric view of a blade 40. This blade 40 includes a leading edge 40.1, a trailing edge 40.2, an intrados 40.3 and an extrados 40.4.
L’épaisseur circonférentielle maximale de l’aube 40 est notée A.The maximum circumferential thickness of the blade 40 is denoted A.
La nageoire 42 peut être supportée par l’extrados ou l’intrados, ou s'étendre depuis les deux.The fin 42 can be supported by the upper surface or the lower surface, or extend from both.
La nageoire 42 peut être en porte-à-faux, i.e. supportée par une seule aube, ou s'étendre d’une aube 40 à une aube circonférentiellement adjacente. Lorsqu'elle est en porte-à-faux, elle comprend une extrémité libre 42.6 qui détermine la largeur circonférentielle E de la nageoire. Selon l’invention, E vaut au moins 2 fois A. De manière préférée E est très supérieur à A, par exemple au moins 5 fois supérieur.The fin 42 can be cantilevered, i.e. supported by a single blade, or extend from a blade 40 to a circumferentially adjacent blade. When it is cantilevered, it includes a free end 42.6 which determines the circumferential width E of the fin. According to the invention, E is worth at least 2 times A. Preferably E is much greater than A, for example at least 5 times greater.
Deux aubes voisines définissent entre elles un écart inter-aubes (noté D sur la figureTwo neighboring blades define an inter-blade gap between them (noted D in the figure
SA). Celui-ci peut varier radialement (les têtes des aubes étant plus éloignées l’une de l’autre que les pieds des aubes). La largeur E de la nageoire peut valoir au moins 30% de cet écart inter-aubes et préférentiellement la largeur E peut être environ équivalente à l’écart inter-aubes.HER). This can vary radially (the blade heads being further away from each other than the blade roots). The width E of the fin can be worth at least 30% of this inter-blade gap and preferably the width E can be approximately equivalent to the inter-blade gap.
Il est entendu que lorsque la nageoire 42 est supportée par les deux aubes circonférentiellement voisine, la largeur circonférentielle de la nageoire équivaut à l’écart inter-aubes.It is understood that when the fin 42 is supported by the two circumferentially neighboring blades, the circumferential width of the fin is equivalent to the inter-blade distance.
La longueur | de la nageoire peut être d'au moins 30% de la longueur axiale L de l’aube ou de la corde C.Length | of the fin may be at least 30% of the axial length L of the blade or the rope C.
L’aube 40 et la ou les nageoires 42 qu’elle porte peuvent être monobloc.The blade 40 and the fin(s) 42 that it carries can be in one piece.
Optionnellement, plusieurs aubes adjacentes et leurs nageoires peuvent être monobloc, décrivant ainsi un secteur angulaire de quelques degrés d’'angles à quelques dizaines de degrés (par exemple 12 secteurs de 30° formant la rangée annulaire d’aubes 40), voire même jusqu'à 360°.Optionally, several adjacent blades and their fins can be in one piece, thus describing an angular sector of a few degrees of angles to a few tens of degrees (for example 12 sectors of 30° forming the annular row of blades 40), or even up to 'at 360°.
Les nageoires 42 peuvent avoir une courbure concentrique avec l'axe de la turbomachine. Elles peuvent ainsi par exemple coïncider avec la position du bec 36 sur toute leur largeur circonférentielle.The fins 42 may have a concentric curvature with the axis of the turbomachine. They can thus, for example, coincide with the position of the nozzle 36 over their entire circumferential width.
Les figures 5A et 5B montrent deux exemples de la nageoire 42 vue dans un plan perpendiculaire à un rayon. La figure 5A montre une nageoire 42 unique avec un bord d’attaque 42.1 présentant un point d'inflexion, pour accompagner le flux aux abords des deux aubes. La figure 5B montre deux nageoires 42 avec un bord d'attaque et un bord de fuite incurvés.Figures 5A and 5B show two examples of the fin 42 seen in a plane perpendicular to a radius. Figure 5A shows a single fin 42 with a leading edge 42.1 having an inflection point, to accompany the flow around the two blades. Figure 5B shows two fins 42 with a curved leading edge and trailing edge.
Dans une variante non illustrée, les bords d’attaque et de fuite sont rectilignes.In a variant not illustrated, the leading and trailing edges are rectilinear.
Les figures 5A et 5B mettent également en évidence l'interstice 44. Celui-ci peut avoir une dimension très faible, de l’ordre du jeu de montage. Alternativement, il peut être plus grand pour permettre l'accès d’un outil de soudage (pour la friction orbitale notamment).Figures 5A and 5B also highlight the gap 44. This can have a very small dimension, of the order of the assembly clearance. Alternatively, it can be larger to allow access for a welding tool (for orbital friction in particular).
La figure 5A matérialise également l’écart inter-aube D, qui est la distance circonférentielle entre les aubes.Figure 5A also shows the inter-blade gap D, which is the circumferential distance between the blades.
La figure 6 montre une vue isométrique d’un rotor 12 (« Blisk » pour « Bladed disk ») sur laquelle tous les espaces inter-aubes sont occupés par une nageoire 42.Figure 6 shows an isometric view of a rotor 12 (“Blisk” for “Bladed disk”) on which all the inter-blade spaces are occupied by a fin 42.
Les aubes 40 sont fixées à un disque 41 par soudage, ou les aubes sont fabriquées simultanément au disque, par usinage d’un même brut ou fabrication additive. Tout type de soudage peut être envisagé (soudure par faisceau d’électron, friction orbitale, friction linéaire).The blades 40 are fixed to a disc 41 by welding, or the blades are manufactured simultaneously with the disc, by machining the same stock or additive manufacturing. Any type of welding can be considered (electron beam welding, orbital friction, linear friction).
De même, les nageoires 42 sont soudées aux aubes 40 ou fabriquées par usinage ou fabrication additive.Likewise, the fins 42 are welded to the blades 40 or manufactured by machining or additive manufacturing.
Une fabrication hybride (certaines nageoires soudées, d’autres usinées ; et/ou certaines aubes soudées, d’autres usinées) est également envisageable.Hybrid manufacturing (some fins welded, others machined; and/or some blades welded, others machined) is also possible.
La figure 7 montre une vue partielle d’une autre variante dans laquelle les nageoires 42 supportent des aubes auxiliaires 46. Dans l’exemple illustré, les aubes auxiliaires 46 sont au nombre de « une » par espace inter-aubes et s'étendent radialement extérieurement. Il est entendu que le nombre d’aubes auxiliaires portées par les nageoires et leurs orientations (extérieure et/ou intérieur) peuvent être choisies en fonction de la compression ou de la vitesse à imprimer indépendamment aux flux primaire ou secondaire. Par exemple, une aube auxiliaire peut être dirigée vers l’intérieur, et deux aubes auxiliaires vers l'extérieur, l’aube intérieure étant circonférentiellement située à mi-distance entre les aubes extérieures.Figure 7 shows a partial view of another variant in which the fins 42 support auxiliary vanes 46. In the example illustrated, the auxiliary vanes 46 are “one” in number per inter-vane space and extend radially externally. It is understood that the number of auxiliary blades carried by the fins and their orientations (external and/or internal) can be chosen according to the compression or the speed to be applied independently to the primary or secondary flow. For example, one auxiliary blade may be directed inwards, and two auxiliary blades outwards, with the inner blade circumferentially located midway between the outer blades.
La longueur radiale des aubes auxiliaires 46 est ici d'environ un quart de la longueur radiale des aubes 40. Elles peuvent aussi s'étendre radialement d’une valeur plus ou moins grande, et ce jusqu’à la valeur de la hauteur des aubes 40. Quant à la dimension axiale, les aubes auxiliaires 46 peuvent s'étendre entre 50 et 100% de la longueur axiale des nageoires 42.The radial length of the auxiliary blades 46 is here approximately a quarter of the radial length of the blades 40. They can also extend radially by a greater or lesser value, up to the value of the height of the blades. 40. As for the axial dimension, the auxiliary blades 46 can extend between 50 and 100% of the axial length of the fins 42.
Il est à noter que l'invention ne se limite pas aux seuls exemples décrits sur les figures. Ainsi, plusieurs nageoires de types différents peuvent être prévues dans la même rangée d’aube (par exemple, une sans interstice, l’autre avec, des nageoires à différentes hauteurs, avec différentes cambrures, etc.).It should be noted that the invention is not limited to the examples described in the figures. Thus, several fins of different types can be provided in the same row of blades (for example, one without gap, the other with fins at different heights, with different cambers, etc.).
La distribution des nageoires sur le rotor peut être symétrique ou non, et les nageoires peuvent être régulièrement espacées angulairement ou irrégulièrement.The distribution of the fins on the rotor may be symmetrical or not, and the fins may be evenly spaced angularly or irregularly.
L’invention est dédiée aux turbomachines dites non-carénées (CROR « Counter-The invention is dedicated to so-called non-ducted turbomachines (CROR “Counter-
Rotating Open Rotor » ou USF « Unducted Single Fan ») qui peuvent présenter une soufflante intermédiaire.Rotating Open Rotor” or USF “Unducted Single Fan”) which may have an intermediate fan.
Chaque caractéristique technique de chaque exemple illustré est applicable aux autres exemples. Notamment, le nombre d’aubes, le nombre de nageoires et leur agencement, leur profil transversal, leur longueur, leur cambrure, leur forme, peuvent être tirés d'un mode de réalisation et être appliqué à un autre.Each technical characteristic of each illustrated example is applicable to the other examples. In particular, the number of blades, the number of fins and their arrangement, their transverse profile, their length, their camber, their shape, can be taken from one embodiment and applied to another.
Claims (18)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
BE20225296A BE1030472B1 (en) | 2022-04-21 | 2022-04-21 | FLOW SEPARATOR IN A TRIPLE-FLOW TURBOMACHINE |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
BE20225296A BE1030472B1 (en) | 2022-04-21 | 2022-04-21 | FLOW SEPARATOR IN A TRIPLE-FLOW TURBOMACHINE |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
BE1030472A1 BE1030472A1 (en) | 2023-11-20 |
BE1030472B1 true BE1030472B1 (en) | 2023-11-27 |
Family
ID=81386786
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
BE20225296A BE1030472B1 (en) | 2022-04-21 | 2022-04-21 | FLOW SEPARATOR IN A TRIPLE-FLOW TURBOMACHINE |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
BE (1) | BE1030472B1 (en) |
Citations (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3396905A (en) * | 1966-09-28 | 1968-08-13 | Gen Motors Corp | Ducted fan |
US5460488A (en) * | 1994-06-14 | 1995-10-24 | United Technologies Corporation | Shrouded fan blade for a turbine engine |
EP1607612A1 (en) * | 2004-05-28 | 2005-12-21 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine |
EP1895142A2 (en) * | 2006-07-31 | 2008-03-05 | General Electric Company | Flade fan with different inner and outer airfoil stagger angles at a shroud therebetween |
EP1914384A2 (en) * | 2006-10-12 | 2008-04-23 | General Electric Company | Part span shrouded fan blisk |
EP2336522A2 (en) * | 2009-12-21 | 2011-06-22 | General Electric Company | Intermediate fan stage |
WO2014143292A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-18 | United Technologies Corporation | Fan airfoil shrouds with area ruling in the shrouds |
DE102013212880A1 (en) * | 2013-07-02 | 2015-01-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Aerodynamic coupling element of two blades |
CN104632701A (en) * | 2014-12-24 | 2015-05-20 | 西北工业大学 | High-bypass-ratio turbo-fan engine fan long-short blade structure |
USRE45690E1 (en) * | 2009-12-14 | 2015-09-29 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade damping device with controlled loading |
DE102016217093A1 (en) * | 2016-09-08 | 2018-03-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Coupling pin and turbine with coupling pin |
FR3074476A1 (en) * | 2017-12-06 | 2019-06-07 | Safran Aircraft Engines | AIRCRAFT TURBOPROPULSE COMPRISING A NON-CARRIED PROPELLER |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4257741A (en) | 1978-11-02 | 1981-03-24 | General Electric Company | Turbine engine blade with airfoil projection |
FR2867506A1 (en) | 2004-03-11 | 2005-09-16 | Snecma Moteurs | Guide vane for use on stator of jet engine, has rib directed in direction of gas flow traversing vane for dampening vibrations of vane, and placed at back side of vane closer to trailing edge than leading edge of vane |
-
2022
- 2022-04-21 BE BE20225296A patent/BE1030472B1/en active IP Right Grant
Patent Citations (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3396905A (en) * | 1966-09-28 | 1968-08-13 | Gen Motors Corp | Ducted fan |
US5460488A (en) * | 1994-06-14 | 1995-10-24 | United Technologies Corporation | Shrouded fan blade for a turbine engine |
EP1607612A1 (en) * | 2004-05-28 | 2005-12-21 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine |
EP1895142A2 (en) * | 2006-07-31 | 2008-03-05 | General Electric Company | Flade fan with different inner and outer airfoil stagger angles at a shroud therebetween |
EP1914384A2 (en) * | 2006-10-12 | 2008-04-23 | General Electric Company | Part span shrouded fan blisk |
USRE45690E1 (en) * | 2009-12-14 | 2015-09-29 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade damping device with controlled loading |
EP2336522A2 (en) * | 2009-12-21 | 2011-06-22 | General Electric Company | Intermediate fan stage |
WO2014143292A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-18 | United Technologies Corporation | Fan airfoil shrouds with area ruling in the shrouds |
DE102013212880A1 (en) * | 2013-07-02 | 2015-01-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Aerodynamic coupling element of two blades |
CN104632701A (en) * | 2014-12-24 | 2015-05-20 | 西北工业大学 | High-bypass-ratio turbo-fan engine fan long-short blade structure |
DE102016217093A1 (en) * | 2016-09-08 | 2018-03-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Coupling pin and turbine with coupling pin |
FR3074476A1 (en) * | 2017-12-06 | 2019-06-07 | Safran Aircraft Engines | AIRCRAFT TURBOPROPULSE COMPRISING A NON-CARRIED PROPELLER |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
BE1030472A1 (en) | 2023-11-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP3676480B1 (en) | Turbomachine fan flow-straightener vane, turbomachine assembly comprising such a vane, and turbomachine equipped with said vane or with said assembly | |
EP2735706B1 (en) | Vane diffuser of an axial turbomachine compressor and method for manufacturing same | |
EP1452741B1 (en) | Curved blade for gas turbine engine | |
FR2938502A1 (en) | TURBOMACHINE COMPRISING A NON-CARNEY PROPELLER EQUIPPED WITH AIR GUIDING MEANS | |
EP2795068B1 (en) | Turbomachine compressor guide vanes assembly | |
FR3081185A1 (en) | STATOR ELEMENT OF TURBOMACHINE | |
FR3010442A1 (en) | REDUCED MONOBLOC DRAWING DISK IN WAVE FOOT, PREFERABLY FOR AIRCRAFT TURBOMACHINE BLOWER | |
EP3473813A1 (en) | Turbine engine with a rectifier unit | |
BE1030472B1 (en) | FLOW SEPARATOR IN A TRIPLE-FLOW TURBOMACHINE | |
BE1030039B1 (en) | FLOW SEPARATOR IN A TURBOMACHINE | |
FR3060065A1 (en) | TURBOMACHINE PIECE ASSEMBLY WITH INTEGRATED PLATEFORM BLADE DRAFT AND CORRESPONDING TURBOMACHINE | |
FR3090033A1 (en) | DAWN DIRECTION AND BIFURCATION DIRECTOR SET FOR TURBOMACHINE | |
BE1030042B1 (en) | MOBILE WHEEL WITH INTERMEDIATE RING | |
BE1030473B1 (en) | ROTOR WITH MULTIPLE ROWS OF BLADE | |
BE1030046B1 (en) | MOBILE IMPELLER WITH SEVERAL ROWS OF BLADE | |
BE1030508B1 (en) | INTERMEDIATE RING ROTOR | |
BE1028097B1 (en) | Turbomachine compressor blade, compressor and turbomachine fitted therewith | |
BE1030761B1 (en) | BLADE FOR TURBOMACHINE STATOR | |
WO2024121507A1 (en) | Stator part with blade and fin arrangement in a turbomachine | |
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 | |
WO2017187093A1 (en) | Air flow rectification assembly and turbomachine comprising an assembly of this type | |
FR3136504A1 (en) | Abradable element for a turbomachine turbine, comprising cells having different inclinations | |
EP4355983A1 (en) | Unducted rectifier for a turbomachine, turbomachine module and aircraft turbomachine | |
WO2020039142A1 (en) | Channelling furrow upstream of a blade | |
WO2023198980A1 (en) | Stator part having a fin, in a turbine engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FG | Patent granted |
Effective date: 20231127 |