EP2368045B1 - Carter de compresseur à cavités optimisées - Google Patents

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EP2368045B1
EP2368045B1 EP09795410.1A EP09795410A EP2368045B1 EP 2368045 B1 EP2368045 B1 EP 2368045B1 EP 09795410 A EP09795410 A EP 09795410A EP 2368045 B1 EP2368045 B1 EP 2368045B1
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EP
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cavities
casing
compressor according
cavity
compressor
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EP09795410.1A
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Xavier Jean Agneray
Jérôme Jean BERT
Alexandre Franck Chartoire
Armel Touyeras
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Safran Aircraft Engines SAS
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Safran Aircraft Engines SAS
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/526—Details of the casing section radially opposing blade tips
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02—Surge control
    • F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/545—Ducts
    • F04D29/547—Ducts having a special shape in order to influence fluid flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
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    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/685—Inducing localised fluid recirculation in the stator-rotor interface
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
    • Y10S415/914—Device to control boundary layer

Definitions

  • the field of the present invention is that of propulsion and more particularly that of axial or axial-centrifugal compressors for propulsion assembly (turbojet or turboprop, referred to as turbomachines in the following description) and more specifically to high-pressure compressors heavily loaded.
  • the aeronautical turbomachines are mainly constituted by one or more compressors, in which the air sucked into the air intake is compressed, by a combustion chamber in which the injected fuel is burned, then by a turbine in which the burnt gases are relaxed to drive the compressor or compressors and finally by an ejection device.
  • Aeronautical compressors consist of blades, or blades, which are rotated inside a housing that seals the air stream with the outside of the engine. It is known that the clearance between the ends of the compressor blades and the casing forming the inner wall of the air flow line degrades the efficiency of the engine of the turbomachine.
  • this game can significantly modify and degrade the operation of the compressor until the occurrence of a phenomenon of "pumping", which results from the stalling of the airflow from the surface of the blades.
  • the control of the air circulation at the end of the blades is thus a major challenge to obtain both a good aerodynamic efficiency of the compressor and a sufficient margin against the pumping phenomenon.
  • the document US 5762470 discloses a housing with an annular cavity, placed in communication with the vein through a succession of cuts, specifying the optimal geometry for the cavity and for the cuts; it does not specify what is the relative position for cavities vis-à-vis dawn. It also describes an annular cavity 3, set back from the vein and closed by a grooved grid 3B, the object of which is to allow loss dissipation in the circumferential direction.
  • This configuration has the disadvantage of a risk of parasite reinjection at the blade, via a groove 5 adjacent to the groove in question, which penalizes performance.
  • the present invention aims to overcome these disadvantages by providing a compressor housing with cavities, improved aerodynamic performance.
  • the subject of the invention is a compressor for a turbomachine comprising a housing, at least one compressor stage consisting of a fixed blade wheel and a blade wheel positioned downstream of said wheel.
  • This configuration ensures both a good suction of the air into the cavity and feedback as far upstream as possible from the set of blades. Moreover, the cavities do not communicate between them eliminates any circumferential recirculation, and therefore the risk of a parasitic reinjection at the blade which would come from the adjacent cavity, which would penalize the performance of the compressor. Reinjection is done exclusively as far upstream as possible from the blade set.
  • the upstream end of the cavities makes, in the plane of symmetry of the cavity, an angle ⁇ for the reinjection of the air, equal to 90 plus or minus 5 ° with the portion of the casing situated upstream of said cavity . This avoids recirculation internal to the cavity that would be unfavorable to the efficiency of the compressor.
  • the invention also relates to a turbomachine comprising a compressor having at least one of the characteristics described above.
  • a compressor stage comprising a stator blade, or fixed blade 2, positioned upstream of a rotor blade, or mobile blade 1, attached to a disk 3, or directly integral with this disk according to a technology called monoblock blisk).
  • the vanes are held in place by attachment to a compressor casing 4, which surrounds the blades 1 leaving a predefined clearance with them.
  • the blades have at the casing 4 a length of rope C ax. , measured axially between the outermost point of the leading edge and the outermost point of the trailing edge.
  • the housing 4 is hollowed out with multiple cavities 5 regularly arranged on its circumference, opposite the path of passage of the blades 1. These cavities have, roughly, in section, the shape of a rectangle with rounded corners, extending over a length L2. This cavity 5 is offset upstream of the motor, with respect to the leading edge of the moving blade 1.
  • the length of the cover of the blade 1 by the cavity 5 has a value L1, less than L2.
  • a series of cavities 5 are aligned along the circumference of the casing 4.
  • the axis of these cavities is slightly inclined with respect to the longitudinal direction of the motor.
  • the number of cavities is much greater than the number of blades 1 constituting the mobile wheel of the compressor stage. This number is in practice between 2 and 4 times the number of moving blades 1.
  • the distribution of the cavities, as shown in FIG. figure 2 is a uniform arrangement; in a version not shown it can be made irregular to break the aerodynamic excitation on the blades that could be caused by these cavities, including the ends of each of the two half-shells that constitute the housing.
  • the cavity 5 has two parallel sides connecting at their outer end by a half-circumference. It sinks into the casing 4 in an inclined direction, in the direction of rotation of the blades, relative to a perpendicular to the tangent plane to the vein.
  • a maximum inclination is sought but it is limited for reasons of manufacture of the housing; in practice the angle of inclination ⁇ with respect to the tangent plane to the vein is between 45 ° and 60 °.
  • the depth of the cavity 5 is defined by the desired aerodynamic characteristics, again taking into account the manufacturing constraints.
  • the cavity 5 is roughly the shape of a rectangle whose short side, upstream, intersects the housing at an angle ⁇ , measured from the crankcase curve resulting from its cutting by the plane of symmetry of the cavity and which is upstream of the cavity; this angle ⁇ is close to 90 °.
  • the downstream portion of the cavity has a substantially circular shape.
  • the figure 5 shows the case of a casing 4 with a local withdrawal of vein 6 at the blades 1 commonly called “trench". As shown, this shrinkage decreases as it moves downstream of the engine.
  • This type of housing is also likely to receive cavities 5 of the type described above.
  • the local vein withdrawal 6 begins in this case at or downstream of the upstream end of the cavity 5 and ends at or slightly downstream of the trailing edge of the blades 1.
  • the invention relates to an optimization of the geometric characteristics of the cavities 5 and their positioning relative to the blades 1. It allows a very significant improvement of the operability of the compressor (in terms of yield and margin to pumping) thanks to its management of the flow in the clearance between blades and crankcase and its reinjection upstream of the mobile blading wheel 1. This improvement is particularly noticeable in the context of a highly loaded compressor, having blades of three-dimensional shape (forward arrow blades) and reduced inter-stage distances to limit the overall length of the compressor.
  • the downstream shape of the cavity 5, where the fluid is sucked is optimized for better guidance of the fluid upstream, and its upstream shape is optimized to ensure reinjection into the vein as close as possible to the radial direction. Its length is optimized to ensure the reinjection of the fluid as far upstream as possible from the blade.
  • the effectiveness of the present invention therefore comes from the combination of a limited axial overlap of the blade and a reinjection upstream of the blade at an optimized angle.
  • the assembly improves the efficiency of the compressor under steady-state operating conditions as well as under a strong aerodynamic stress intermediate between the nominal operating line and the stability limit (or pumping line) of the compressor. This is due to the fact that the local losses of efficiency induced by the shift L1 are compensated by the gain brought by the control of the recirculation of the air.
  • cavities associated with an abradable deposit can be directly machined directly into the housing or implanted via a coating technology by a specific insert, fixed to the housing.
  • this technology is applicable to any type of compressor, whether axial or centrifugal, and that it is intended for a turbojet engine or a turboprop.

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Description

  • Le domaine de la présente invention est celui de la propulsion et plus particulièrement celui des compresseurs axiaux ou axialo-centrifuges pour ensemble propulsif (turboréacteur ou turbopropulseur, dénommés turbomachines dans la suite de la description) et plus spécifiquement aux compresseurs haute-pression fortement chargés.
  • Les turbomachines aéronautiques sont principalement constituées par un ou plusieurs compresseurs, dans lesquels l'air aspiré dans l'entrée d'air est comprimé, par une chambre de combustion dans laquelle le carburant injecté est brûlé, puis par une turbine dans laquelle les gaz brûlés sont détendus pour entraîner le ou les compresseurs et enfin par un dispositif d'éjection. Les compresseurs aéronautiques, sont constitués d'ailettes, ou aubes, qui sont mues en rotation à l'intérieur d'un carter qui assure l'étanchéité de la veine d'air avec l'extérieur du moteur. Il est connu que le jeu existant entre les extrémités des aubes mobiles du compresseur et le carter formant la paroi interne de la veine d'écoulement de l'air dégrade le rendement du moteur de la turbomachine. En outre, ce jeu peut notablement modifier et dégrader le fonctionnement du compresseur jusqu'à l'apparition d'un phénomène de « pompage », qui résulte du décrochage du flux d'air de la surface des aubes. Le contrôle de la circulation de l'air en bout des aubes constitue ainsi un enjeu primordial pour obtenir à la fois un bon rendement aérodynamique du compresseur et une marge suffisante contre le phénomène de pompage.
  • Une approche développée pour limiter l'impact de cet écoulement parasite entre l'extrémité de l'aube et le carter consiste à creuser des cavités disposées dans la paroi du carter au niveau du chemin de passage des aubes. Ces cavités sont placées en regard de l'aube ou décalées axialement, en direction de l'amont du moteur, dans le but de réinjecter l'air circulant dans le jeu entre l'aube et le carter, dans la veine au droit ou en amont de l'aube en question. Plusieurs formes ont été proposées pour ces cavités, telles que celles décrites dans le brevet américain US 5,137,419 qui revendique une valeur optimum pour le rapport entre la largeur de la partie pleine du carter entre deux cavités consécutives et la largeur de la cavité. D'autres approches sont présentées dans l'invention US 6,935,833 mais sont de formes complexes et présentent l'inconvénient d'incorporer des pièces spécifiques, à la réalisation mal-aisée, et donc impropres à une application industrielle du concept. Il semble néanmoins que d'autres améliorations peuvent encore être apportées quant aux dispositions et aux formes possibles pour ces cavités.
  • Le document US 5762470 décrit un carter avec une cavité annulaire, mise en communication avec la veine au travers d'une succession de découpes, en précisant la géométrie optimale pour la cavité et pour les découpes ; elle ne précise pas quelle est la position relative pour les cavités vis-à-vis de l'aube. Il décrit en outre une cavité annulaire 3, en retrait de la veine et obturée par une grille rainurée 3B, dont l'objet est de permettre une dissipation des pertes dans la direction circonférentielle. Cette configuration présente l'inconvénient d'un risque de réinjection parasite au niveau de l'aube, via une rainure 5 adjacente à la rainure considérée, ce qui pénalise les performances.
  • Enfin les documents DE 10330084 et WO 03/072949 décrivent une cavité annulaire comportant une succession d'aubes fixes s'étendant en direction de la veine.
  • La présente invention a pour but de remédier à ces inconvénients en proposant un carter de compresseur muni de cavités, aux performances aérodynamiques améliorées.
  • A cet effet, l'invention a pour objet un compresseur pour turbomachine comprenant un carter, au moins un étage de compresseur constitué d'une roue d'aubes fixes et d'une roue d'aubes mobiles positionnée en aval de ladite roue d'aubes fixes, et des cavités creusées dans ledit carter en regard du chemin de passage des aubes mobiles, lesdites cavités ayant une longueur L2 mesurée axialement et étant décalées vers l'amont par rapport aux aubes mobiles de façon à générer un recouvrement ayant une longueur L1, caractérisé en ce que les longueurs L1 et L2 sont comprises respectivement entre 35 et 50% et entre 80 et 90% de la corde axiale Cax mesurée en extrémité externe des aubes mobiles et en ce que les cavités ne communiquent pas entre elles.
  • Cette configuration assure une à la fois une bonne aspiration de l'air dans la cavité et une réinjection le plus en amont possible du jeu d'aubes mobiles. Par ailleurs le fait que les cavités ne communiquent pas entre elles élimine toute recirculation circonférentielle, et donc le risque d'une réinjection parasite au niveau de l'aube qui proviendrait de la cavité adjacente, ce qui pénaliserait les performances du compresseur. La réinjection se fait exclusivement le plus en amont possible du jeu d'aubes.
  • De façon préférentielle l'extrémité amont des cavités fait, dans le plan de symétrie de la cavité, un angle ϕ pour la réinjection de l'air, égal à 90 plus ou moins 5° avec la partie du carter située en amont de ladite cavité. Cela permet d'éviter les recirculations internes à la cavité qui seraient défavorables au rendement du compresseur.
  • Selon des caractéristiques préférentielles :
    • le nombre de cavités sur la circonférence du carter, rapporté au nombre d'aubes mobiles de la roue correspondante, est compris entre 2 et 4.
    • les cavités sont creusées dans le carter avec une inclinaison, par rapport au plan tangent à la veine, comprise entre 45 et 60° dans le sens de rotation des aubes.
    • les cavités sont réparties de façon régulière sur la circonférence du carter.
    • les cavités sont réparties de façon non régulière sur la circonférence du carter, en particulier aux extrémités de chacune des deux demi-coquilles qui composent le carter.
    • le carter comprend un retrait local de veine en regard de la roue d'aubes mobiles.
    • l'extrémité amont dudit retrait de veine se situe au niveau de l'extrémité amont de la cavité.
    • l'extrémité aval dudit retrait de veine se situe au niveau ou légèrement en aval du bord de fuite des aubes mobiles.
    • les cavités sont réalisées soit directement dans le carter, soit dans une pièce rapportée, fixée audit carter.
  • L'invention concerne également une turbomachine comprenant un compresseur présentant au moins une des caractéristiques décrites ci-dessus.
  • L'invention sera mieux comprise, et d'autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement au cours de la description explicative détaillée qui va suivre, de plusieurs modes de réalisation de l'invention donnés à titre d'exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés.
  • Sur ces dessins :
    • la figure 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d'un étage de compresseur dont le carter présente une cavité selon un mode de réalisation de l'invention ;
    • la figure 2 est une vue depuis l'axe du moteur des cavités d'un carter de compresseur ;
    • la figure 3 est une vue en coupe transversale d'une cavité d'un carter de compresseur selon un mode de réalisation de l'invention ;
    • la figure 4 est une vue en coupe, selon son plan de symétrie, d'une cavité d'un carter de compresseur selon un mode de réalisation de l'invention ;
    • la figure 5 est une vue schématique en coupe longitudinale d'un étage de compresseur dont le carter présente un retrait local de veine et dans lequel est creusée une cavité selon un mode de réalisation de l'invention.
  • En se référant à la figure 1, on voit un étage de compresseur comportant une aube de stator, ou aube fixe 2, positionnée en amont d'une aube de rotor, ou aube mobile 1, attachée à un disque 3, ou directement solidaire de ce disque selon une technologie dite de disque aubagé monobloc). Les aubes fixes sont maintenues en place par fixation sur un carter de compresseur 4, qui entoure les aubes mobiles 1 en laissant un jeu prédéfini avec elles. Les aubes mobiles ont au niveau du carter 4 une longueur de corde Cax., mesurée axialement entre le point le plus externe du bord d'attaque et le point le plus externe du bord de fuite.
  • Le carter 4 est creusé de multiples cavités 5 régulièrement disposées sur sa circonférence, en vis-à-vis du chemin de passage des aubes mobiles 1. Ces cavités ont, grossièrement, en coupe, la forme d'un rectangle aux coins arrondis, s'étendant sur une longueur L2. Cette cavité 5 est décalée vers l'amont du moteur, par rapport au bord d'attaque de l'aube mobile 1. La longueur du recouvrement de l'aube 1 par la cavité 5 a une valeur L1, inférieure à L2. Cette configuration permet le recyclage de l'air qui passe dans le jeu entre aube et carter ; ce jeu peut en effet être le lieu de violentes turbulences qui peuvent détériorer la configuration de l'écoulement entre les différents étages et donc entraîner une dégradation des performances du compresseur ou, à l'extrême, provoquer un phénomène dit de « pompage » ou de « décrochage » constitué par une chute instantanée du taux de compression et une inversion du débit d'air traversant le compresseur qui sort alors par l'amont du compresseur. Par l'implantation de ces cavités, l'air parasite est aspiré et réinjecté dans la veine en amont de l'aube. La longueur L2 - L1, dont dépasse la cavité par rapport au bord d'attaque des aubes, est toutefois limitée par l'espace existant entre la roue d'aubes mobiles 1 et la roue d'aubes fixes 2.
  • En se référant maintenant à la figure 2, on voit une série de cavités 5 alignées le long de la circonférence du carter 4. L'axe de ces cavités est légèrement incliné par rapport à la direction longitudinale du moteur. Le nombre de cavités est très supérieur au nombre d'aubes 1 constituant la roue mobile de l'étage de compresseur. Ce nombre est dans la pratique compris entre 2 et 4 fois le nombre d'aubes mobiles 1. La répartition des cavités, telle que montrée sur la figure 2 est une disposition uniforme ; dans une version non représentée elle peut être rendue irrégulière pour casser l'excitation aérodynamique sur les aubages qui pourrait être provoquée par ces cavités, notamment aux extrémités de chacune des deux demi-coquilles qui constituent le carter.
  • En se référant aux figures 3 et 4 on voit la forme préférentielle donnée aux cavités 5 creusées dans le carter 4.
  • En coupe transversale comme illustré sur la figure 4, la cavité 5 présente deux côtés parallèles se raccordant à leur extrémité externe par une demi-circonférence. Elle s'enfonce dans le carter 4 selon une direction inclinée, dans le sens de rotation des aubes, par rapport à une perpendiculaire au plan tangent à la veine. Une inclinaison maximale est recherchée mais elle est limitée pour des raisons de fabrication du carter ; en pratique l'angle d'inclinaison α par rapport au plan tangent à la veine se situe entre 45° et 60°. La profondeur de la cavité 5 est définie par les caractéristiques aérodynamiques recherchées, en prenant là aussi en compte les contraintes de fabrication.
  • En coupe selon son plan de symétrie comme illustré sur la figure 3, la cavité 5 a la forme grossièrement d'un rectangle dont le petit côté, à l'amont, coupe le carter selon un angle ϕ, mesuré à partir de la courbe du carter qui résulte de sa coupe par le plan de symétrie de la cavité et qui située en amont de la cavité ; cet angle ϕ est voisin de 90°. La partie aval de la cavité a une forme sensiblement circulaire.
  • La figure 5 montre le cas d'un carter 4 présentant un retrait local de veine 6 au niveau des aubes mobiles 1 appelé couramment "trench". Tel que représenté, ce retrait va en diminuant en se déplaçant vers l'aval du moteur. Ce type de carter est également susceptible de recevoir des cavités 5 du type de celles décrites ci-dessus. Le retrait local de veine 6 débute dans ce cas au niveau ou en aval de l'extrémité amont de la cavité 5 et se termine au niveau ou légèrement en aval du bord de fuite des aubes mobiles 1.
  • L'invention porte sur une optimisation des caractéristiques géométriques des cavités 5 et de leur positionnement par rapport aux aubes mobiles 1. Elle permet une amélioration très significative de l'opérabilité du compresseur (en termes de rendement et de marge au pompage) grâce à sa gestion de l'écoulement dans le jeu entre aubages et carter et à sa réinjection en amont de la roue d'aubages mobiles 1. Cette amélioration est particulièrement sensible dans le contexte d'un compresseur fortement chargé, présentant des aubes de forme en trois dimensions (aubes en flèche avant) et des distances inter-étages réduites afin de limiter la longueur totale du compresseur.
  • La forme aval de la cavité 5, où le fluide est aspiré est optimisée pour un meilleur guidage du fluide vers l'amont, et sa forme amont est optimisée pour assurer une réinjection dans la veine le plus proche possible de la direction radiale. Sa longueur est optimisée pour assurer la réinjection du fluide le plus en amont possible de l'aube.
  • Ces caractéristiques optimales sont :
    • une longueur L1 comprise entre 35 et 50% de la longueur de la corde Cax. Ce recouvrement permet de limiter la pénalité en rendement, qui diminue très fortement lorsque le recouvrement augmente, tout en conservant une aspiration correcte du fluide.
    • une longueur L2 comprise entre 80 et 90% de la longueur de la corde Cax. Cette longueur, qui reste toutefois limitée par l'encombrement axial, permet d'assurer une aspiration à la position optimale de l'aubage et une réinjection suffisamment éloignée en amont du bord d'attaque, ce qui se traduit par une perturbation locale réduite.
    • un angle de réinjection ϕ égal à 90 plus ou moins 5°. L'analyse a montré qu'avec un angle supérieur à cette valeur la cavité 5 conduit à créer une zone d'obstruction aérodynamique, ce qui occasionne des pertes de rendement, et qu'avec un angle sensiblement inférieur à cette valeur un tourbillon secondaire contrarotatif apparaît dans la cavité 5, ce qui dégrade la recirculation en son sein.
    • une extrémité aval en arc de cercle dont le rayon est sensiblement égal à celui de la profondeur de la cavité.
  • L'efficacité de la présente invention provient donc de la combinaison d'un recouvrement axial limité de l'aube et d'une réinjection en amont de l'aube selon un angle optimisé. L'ensemble améliore le rendement du compresseur dans les conditions de fonctionnement stabilisé ainsi que sous une forte sollicitation aérodynamique, intermédiaire entre la ligne de fonctionnement nominale et la limite de stabilité (ou ligne de pompage) du compresseur. Ceci provient du fait que les pertes locales de rendement induites par le décalage L1 sont compensées par le gain apporté par la maîtrise de la recirculation de l'air.
  • L'association de cavités 5 telles que décrites ci-dessus et d'un retrait local de veine 6 améliore encore les performances en rendement du compresseur.
  • D'autres variantes sont possibles, comme par exemple des cavités associées à un dépôt d'abradable pour tolérer des contacts aubes/carter d'intensité limitée. Les cavités peuvent être directement usinées directement dans le carter ou implantées via une technologie de revêtement par une pièce rapportée spécifique, fixée au carter.
  • Enfin cette technologie est applicable à tout type de compresseur, qu'il soit axial ou centrifuge, et qu'il soit destiné à un turboréacteur ou à un turbopropulseur.
  • Bien que l'invention ait été décrite en relation avec un mode de réalisation particulier, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention.

Claims (13)

  1. Compresseur pour turbomachine comprenant un carter (4), au moins un étage de compresseur constitué d'une roue d'aubes fixes (2) et d'une roue d'aubes mobiles (1) positionnée en aval de ladite roue d'aubes fixes (2), et des cavités (5) creusées dans ledit carter en regard du chemin de passage des aubes mobiles (1), lesdites cavités ayant une longueur L2 mesurée axialement et étant décalées vers l'amont par rapport aux aubes mobiles (1) de façon à générer un recouvrement ayant une longueur L1, caractérisé en ce que les longueurs L1 et L2 sont comprises respectivement entre 35 et 50% et entre 80 et 90% de la corde axiale Cax mesurée en extrémité externe des aubes mobiles (1) et en ce que les cavités (5) ne communiquent pas entre elles.
  2. Compresseur selon la revendication 1 dans lequel l'extrémité amont des cavités (5) fait, dans le plan de symétrie de la cavité (5), un angle ϕ pour la réinjection de l'air, égal à 90 plus ou moins 5° avec la partie du carter (4) située en amont de ladite cavité.
  3. Compresseur selon l'une des revendications 1 ou 2 dans lequel l'extrémité aval des cavités (5) a un profil en arc de cercle, dont le rayon est sensiblement égal à la profondeur de ladite cavité.
  4. Compresseur selon l'une des revendications 1 à 3 dans lequel le nombre de cavités (5) sur la circonférence du carter (4), rapporté au nombre d'aubes mobiles (1) de la roue correspondante, est compris entre 2 et 4.
  5. Compresseur selon l'une des revendications 1 à 4 dans lequel les cavités (5) sont creusées dans le carter (4) avec une inclinaison, par rapport au plan tangent à la veine, comprise entre 45 et 60° dans le sens de rotation des aubes.
  6. Compresseur selon l'une des revendications 1 à 5 dans lequel les cavités (5) sont réparties de façon régulière sur la circonférence du carter (4).
  7. Compresseur selon l'une des revendications 1 à 5 dans lequel les cavités (5) sont réparties de façon non régulière sur la circonférence du carter (4).
  8. Compresseur selon l'une des revendications 1 à 6 dans lequel le carter (4) comporte un retrait local de veine (6) en regard de la roue d'aubes mobiles (1).
  9. Compresseur selon la revendication 8 dans lequel l'extrémité amont du retrait de veine (6) se situe au niveau de l'extrémité amont de la cavité (5).
  10. Compresseur selon l'une des revendications 8 ou 9 dans lequel l'extrémité aval du retrait de veine (6) se situe au niveau ou légèrement en aval du bord de fuite des aubes mobiles (1).
  11. Compresseur selon l'une des revendications 1 à 10 dans lequel les cavités (5) sont réalisées directement dans le carter (4).
  12. Compresseur selon l'une des revendications 1 à 10 dans lequel les cavités (5) sont réalisées dans une pièce rapportée, fixée audit carter (4)
  13. Turbomachine comportant un compresseur selon l'une des revendications précédentes.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3913231A1 (fr) 2020-05-22 2021-11-24 Safran Aero Boosters Piège à débris

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102022351B (zh) * 2010-12-08 2012-06-27 北京航空航天大学 一种拓宽高负荷轴流压气机稳定工作范围的方法
FR2969230B1 (fr) 2010-12-15 2014-11-21 Snecma Aube de compresseur a loi d'empilage amelioree
US8678740B2 (en) * 2011-02-07 2014-03-25 United Technologies Corporation Turbomachine flow path having circumferentially varying outer periphery
FR2988146B1 (fr) 2012-03-15 2014-04-11 Snecma Carter pour roue a aubes de turbomachine ameliore et turbomachine equipee dudit carter
FR2989744B1 (fr) 2012-04-19 2014-06-13 Snecma Carter de compresseur a cavites au calage optimise
FR2989742B1 (fr) * 2012-04-19 2014-05-09 Snecma Carter de compresseur a cavites a forme amont optimisee
JP6010348B2 (ja) * 2012-06-01 2016-10-19 三菱日立パワーシステムズ株式会社 軸流圧縮機及びこれを備えたガスタービン
US20140093355A1 (en) * 2012-09-28 2014-04-03 United Technologies Corporation Extended indentation for a fastener within an air flow
WO2014158236A1 (fr) * 2013-03-12 2014-10-02 United Technologies Corporation Stator en porte-à-faux comportant une caractéristique de déclenchement de tourbillon
DE102013219818B3 (de) * 2013-09-30 2015-02-05 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Axialverdichter
JP2016118165A (ja) * 2014-12-22 2016-06-30 株式会社Ihi 軸流機械およびジェットエンジン
US9926806B2 (en) 2015-01-16 2018-03-27 United Technologies Corporation Turbomachine flow path having circumferentially varying outer periphery
CN106286394B (zh) * 2016-10-14 2018-08-10 中国科学院工程热物理研究所 一种压气机连通式收缩缝机匣处理方法及装置
EP3543541A4 (fr) * 2016-11-18 2020-07-08 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Compresseur, et procédé de production de pale associé
WO2020231798A1 (fr) 2019-05-14 2020-11-19 Carrier Corporation Compresseur centrifuge comprenant une caractéristique d'égalisation de pression de diffuseur
US11473438B2 (en) * 2019-06-04 2022-10-18 Honeywell International Inc. Grooved rotor casing system using additive manufacturing method
US20230151825A1 (en) * 2021-11-17 2023-05-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor shroud with swept grooves
US11970985B1 (en) 2023-08-16 2024-04-30 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Adjustable air flow plenum with pivoting vanes for a fan of a gas turbine engine

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1518293A (en) * 1975-09-25 1978-07-19 Rolls Royce Axial flow compressors particularly for gas turbine engines
US4645417A (en) * 1984-02-06 1987-02-24 General Electric Company Compressor casing recess
GB2245312B (en) * 1984-06-19 1992-03-25 Rolls Royce Plc Axial flow compressor surge margin improvement
SU1560812A1 (ru) * 1987-05-13 1990-04-30 Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского Осевой компрессор
JPH04203204A (ja) * 1990-11-29 1992-07-23 Hitachi Ltd 流体機械
RU2034175C1 (ru) * 1993-03-11 1995-04-30 Центральный институт авиационного моторостроения им.П.И.Баранова Турбокомпрессор
GB9400254D0 (en) * 1994-01-07 1994-03-02 Britisch Technology Group Limi Improvements in or relating to housings for axial flow fans
US6375419B1 (en) * 1995-06-02 2002-04-23 United Technologies Corporation Flow directing element for a turbine engine
US6290458B1 (en) * 1999-09-20 2001-09-18 Hitachi, Ltd. Turbo machines
US6338609B1 (en) * 2000-02-18 2002-01-15 General Electric Company Convex compressor casing
DE10135003C1 (de) * 2001-07-18 2002-10-02 Mtu Aero Engines Gmbh Verdichtergehäusestruktur
US6585479B2 (en) * 2001-08-14 2003-07-01 United Technologies Corporation Casing treatment for compressors
JP3919496B2 (ja) * 2001-10-15 2007-05-23 ヤンマー株式会社 ラジエータファンおよびこれを用いたエンジン冷却装置
AU2003207365A1 (en) 2002-02-28 2003-09-09 Daimlerchrysler Ag Anti-stall tip treatment means for turbo-compressors
JP4527403B2 (ja) 2002-02-28 2010-08-18 エムテーウー・アエロ・エンジンズ・ゲーエムベーハー ターボコンプレッサ用再循環構造
EP1530670B1 (fr) * 2002-08-23 2006-05-10 MTU Aero Engines GmbH Structure de recirculation d'un turbocompresseur
DE10330084B4 (de) * 2002-08-23 2010-06-10 Mtu Aero Engines Gmbh Rezirkulationsstruktur für Turboverdichter
GB2418956B (en) * 2003-11-25 2006-07-05 Rolls Royce Plc A compressor having casing treatment slots
GB2435904B (en) * 2006-03-10 2008-08-27 Rolls Royce Plc Compressor Casing
EP1862641A1 (fr) * 2006-06-02 2007-12-05 Siemens Aktiengesellschaft Canal d'écoulement axial pour turbomachine
DE102007037924A1 (de) * 2007-08-10 2009-02-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit Ringkanalwandausnehmung
DE102007056953B4 (de) * 2007-11-27 2015-10-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit Ringkanalwandausnehmung
FR2931906B1 (fr) 2008-05-30 2017-06-02 Snecma Compresseur de turbomachine avec un systeme d'injection d'air.

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3913231A1 (fr) 2020-05-22 2021-11-24 Safran Aero Boosters Piège à débris
BE1028337A1 (fr) 2020-05-22 2021-12-17 Safran Aero Boosters Piège à débris

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