EP3899207A1 - Ensemble de turbomachine comprenant des aubes de soufflante à bord de fuite prolongé - Google Patents

Ensemble de turbomachine comprenant des aubes de soufflante à bord de fuite prolongé

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EP3899207A1
EP3899207A1 EP19848803.3A EP19848803A EP3899207A1 EP 3899207 A1 EP3899207 A1 EP 3899207A1 EP 19848803 A EP19848803 A EP 19848803A EP 3899207 A1 EP3899207 A1 EP 3899207A1
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EP
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blade
extension
assembly
trailing edge
radial
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EP19848803.3A
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German (de)
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Paul Antoine FORESTO
Vivien Mickaël COURTIER
Stéphane Roger MAHIAS
William Henri Joseph RIERA
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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Publication date
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    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
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    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
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    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced

Definitions

  • the invention relates generally to the field of double-flow turbomachines, and more particularly that of the blowers of these turbomachines and their interaction with the inlet of the primary stream.
  • a double-flow turbomachine generally comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow, a fan, an annular stream of primary flow and an annular stream of secondary flow.
  • the mass of air sucked in by the blower is thus divided into a primary flow, which circulates in the primary flow vein, and in a secondary flow, which is concentric with the primary flow and circulates in the secondary flow vein.
  • the primary flow stream passes through a primary body comprising one or more stages of compressors, for example a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber, one or more stages of turbines, for example a high pressure turbine and a low pressure turbine, and a gas exhaust nozzle.
  • a primary body comprising one or more stages of compressors, for example a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber, one or more stages of turbines, for example a high pressure turbine and a low pressure turbine, and a gas exhaust nozzle.
  • the blower includes a rotor disc carrying a plurality of blades, the feet of which are engaged and retained in substantially axial grooves formed at the periphery of the disc.
  • the grooves are separated two by two by teeth.
  • These blades are associated at their radially internal end with inter-blade platforms which are arranged in the extension of an inlet cone of the blower and are configured to delimit, on the interior side, the annular air inlet vein in the blower.
  • the turbomachine comprises, immediately downstream of the blower, at the inlet of the primary stream, a part which can correspond, according to the embodiment of the blower, to a booster drum (for low pressure compressor in English ), which corresponds to the internal ferrule of the booster on which the rotating vanes of the booster are fixed, an internal ferrule of an IGV (English acronym for Inlet Guide Vane, i.e. the first stator stage of the booster in the primary body of a turbomachine) or a rotating spacer which is formed by an annular flange extending between the blower and the booster drum and which rotates at the same speed as the blower.
  • a booster drum for low pressure compressor in English
  • IGV International acronym for Inlet Guide Vane
  • the internal shell of the IGV must be dimensioned so as to adopt an aerodynamically robust design.
  • robust is meant that the shell must be able to withstand poor quality flows without creating excessive losses or detachments.
  • the counterpart of this design is that the efficiency of the blading of such an IGV is lower than that of conventional IGVs. The presence of these cavities therefore degrades the functioning of the booster
  • An objective of the invention is therefore to propose a turbomachine whose functioning of the booster is not degraded, by limiting or even eliminating the gas recirculations and the leakage rates downstream of the foot of the fan blades.
  • the invention proposes an assembly of a turbomachine having an axis of revolution and comprising, from upstream to downstream in the direction of flow of the gases in the turbomachine, a fan and a part, the part extending immediately downstream of the blower and comprising an upstream edge separated from the blower by a cavity,
  • blower comprising:
  • a fan disc having a radial face configured to receive the blades, and a downstream face extending opposite the upstream edge of the part
  • each platform being attached and fixed to the radial face, each platform being configured to cover the radial face and extend beyond the downstream face of the fan disc towards the upstream edge of the part so as to at least partially cover the cavity,
  • the assembly being characterized in that the shield attached and fixed to the trailing edge of the blade is an extension of each fan blade and this extension extends beyond the downstream face of the fan disc towards the edge upstream of the part and at least partially covers the cavity.
  • the part comprises a rotor, in particular a rotating spacer or a drum of a low pressure compressor.
  • the part includes a stator, in particular an internal ferrule of an IGV.
  • the assembly also includes an attached gasket fixed to the extension and configured to fill the cavity between the extension and the upstream edge of the part.
  • the blade has an aerodynamic surface and all or part of the extenders extend from the adjacent platform of the blade, over a height less than a height of said aerodynamic surface, where the height of the aerodynamic surface corresponds to a dimension, according to an axis radial to the axis of revolution passing through the trailing edge, between said platform and a blade head and where the height of the extender corresponds to a dimension, along this radial axis, between the platform and an external radial face end of the extension.
  • the part also has a radially external upstream end, configured to separate a primary flow entering the part from a secondary flow bypassing the part, and a first external radius corresponding to a radial distance between the radially external end upstream and l 'axis of revolution, the extension has a second external radius, corresponding to a radial distance between the external radial end face of the extension and the axis of revolution and the external radius of the extension being substantially equal to the external radius of the part.
  • the extension has a nose, configured to extend the trailing edge of the blade axially downstream, said nose being more rounded than the trailing edge of the blade.
  • the assembly further comprises, for each fan blade, a transition piece, fixed on an external radial face of the extension, said transition piece having an evolutive shape between an inner radial end, where the transition piece has a shape and a thickness substantially identical to that of the external radial face of the extension, and an external radial end, where the transition piece has a shape and a thickness substantially identical to that of the trailing edge of the blade.
  • FIG. 1 illustrates an exemplary embodiment of an example of the assembly of a turbomachine according to the invention.
  • Figure 2 is a cross-sectional view of an exemplary embodiment of a trailing edge of a fan blade that can be used in an assembly of a turbomachine according to the invention.
  • FIG. 3 is a side view of an exemplary embodiment of a fan blade that can be used in an assembly of a turbomachine according to the invention.
  • FIG. 4 is a partial and diagrammatic side view of a first embodiment of a fan blade and of the upstream edge of a part which can be used in an assembly of a turbomachine according to the invention.
  • FIG. 5 is a partial and schematic side view of a second embodiment of a fan blade and of the upstream edge of a part which can be used in an assembly of a turbomachine according to the invention.
  • the upstream and downstream are defined with respect to the normal direction of flow of the gas in the turbomachine 1.
  • the axis of revolution of the turbomachine is called the axis X of radial symmetry of the turbomachine.
  • the axial direction corresponds to the direction of the axis X of the turbomachine, and a radial direction is a direction perpendicular to this axis and passing through it.
  • an axial plane is a plane containing the axis X of the turbomachine and a radial plane is a plane perpendicular to this axis X and passing through it.
  • the tangential (or circumferential) direction is a direction perpendicular to the X axis and not passing through it.
  • internal and external are used with reference to a radial direction so that the part or the face internal (ie radially internal) of an element is closer to the X axis than the part or the external face (ie radially external) of the same element.
  • the part 3 may comprise a booster drum, an internal shroud of an IGV or a rotating spacer.
  • the blower 2 comprises a blower disc 10 having an upstream face, a downstream face 14 and a radial face 12. It carries a plurality of blower blades 20 associated with inter-blade platforms 16 20. Axial grooves, separate two by two by teeth, are formed in the radial face 12 of the disc 10.
  • the blades 20 are associated at their radially internal end with inter-blade platforms 16.
  • Each platform 16 has an upstream end, configured to extend at the level of the upstream face of the fan disc 10, and a downstream end configured to come opposite the part 3 extending immediately downstream of the fan 2.
  • the platform 16 delimits radially inside the flow path in the fan 2, so that each blade 20 has an aerodynamic surface corresponding to the part of the blade 20 extending in the gas flow.
  • the radially inner limit of the aerodynamic surface is defined by the platform 16.
  • the aerodynamic surface of the blade 20 has a main direction of extension, defining the extension axis Y of the blade 20 which is substantially radial to the axis of revolution X of the turbomachine.
  • the aerodynamic surface also has a height H corresponding to a distance between a lower limit of the aerodynamic surface and a head 22 of the blade 20, at an intersection between the trailing edge 25 and the lower limit.
  • the lower limit corresponds to the interface between the blade 23 and the adjacent platform 16.
  • Each blade 20 has a foot 21 configured to be inserted in a groove of the fan disc 10, a head 22 (or top) and a blade 23 having a leading edge 24, a trailing edge 25, a lower surface wall 26 and a lower surface wall 27.
  • the leading edge 24 is configured to extend opposite the flow of gases entering the turbomachine. It corresponds to the front part of an aerodynamic profile which faces the air flow and which divides the air flow into a lower surface flow and an upper surface flow.
  • the trailing edge 25 it corresponds to the rear part of the aerodynamic profile, where the intrados and extrados flows meet.
  • downstream face 14 of the fan disc 10 and the upstream edge 4 of the part 3 are separated by a functional clearance creating an annular cavity 6 opening into the flow stream.
  • each platform 16 extends beyond the downstream face 14 of the fan disc 10, in the direction of the upstream edge 4 of the part 3.
  • the downstream end of the platform 16 can be fixed on the upstream edge 4 of the piece 3.
  • the piece 3 comprises a stator, typically an internal ferrule of an IGV
  • the downstream end of the platform 16 extends opposite the upstream edge 4 of the piece 3 without coming into contact with that -this.
  • each fan blade 20 has an extension 30, attached and fixed to the trailing edge 25 of its blade 23 and which extends beyond the downstream face 14 of the fan disc 10 in the direction of the upstream edge 4 of the part 3.
  • the extension 30 therefore has the function of extending the trailing edge of the blade 23 beyond the downstream face 14 of the disc 10 to cover the at least partially the cavity 6.
  • the extension 30 does not penalize for the mounting of the vanes 20 on the fan disc 10, since it does not block access to the grooves.
  • the extension 30 therefore forms, in the zones of the vane 20 on which it is fixed, the trailing edge of the vane 20 since it is at its level that the intrados and extrados flows which bypass the vane 20 meet. , and no longer at the trailing edge 25 of the blade 23.
  • the trailing edge 25 of the blade 23 also forms the trailing edge of dawn 20.
  • the extension 30 can be attached and fixed to the trailing edge 25 of the blade 23 by any means, for example by gluing.
  • the type of adhesive 40 chosen will depend on the material constituting the blade 23 and the extension 30.
  • an epoxy adhesive 40 can be used in the case where the blade 23 and / or the extension 30 comprise a metal of the aluminum, titanium type. , Inconel, or a composite material comprising a fibrous reinforcement densified by a polymer matrix.
  • the extension 30 is fixed on the trailing edge 25 of the blade 23 so as to come into contact with the platform 16, and more particularly its outer radial face. However, the extension 30 does not cover the entire trailing edge 25 of the blade 23. In other words, a height h of the extension 30 is less than the height H of the aerodynamic surface of the blade 20, knowing that the height h of the extender 30 corresponds to the dimension of the extender 30 between its internal and external radial faces 34, 35 along the axis Y. In this way, the extenders 30 do not unnecessarily penalize the mass of the blower 2 and extend only on the height necessary to maintain them on the blades 23 and cover the cavity 6.
  • the extender 30 comprises a nose 31, configured to extend the trailing edge 25 of the blade 23 downstream, a lower surface wing 32 configured to partially cover the lower surface wall 26 of the blade 23 and an upper surface wing 33 configured to cover partially the upper surface 27 of the blade 23.
  • the lower and upper wings 32, 33 therefore extend upstream, when the extension 30 is fixed on the blade 23, without reaching the leading edge 24 of the blade 23.
  • the internal radial face 34 of the extension 30 is moreover configured to bear against the platform 16.
  • each wing 32, 33 is chosen so as to ensure sufficient maintenance of the extender 30 on the blade 20.
  • each wing of the extender 30 covers the blade 23 over a length of between 5% and 20% of a chord of the blade 23 at this point, where the chord corresponds to the distance between the leading edge 24 and the trailing edge 25 of the blade 23 at this point.
  • the blade 20 therefore has an excess of rope at the level of the platform 16, this excess of rope being due to the presence of the extension 30.
  • the extension 30 therefore creates a hunchbacked shape at the trailing edge of the blade 20 by relative to the trace of the trailing edge 25 of the blade 23 devoid of extension 30 (see the diagram in FIG. 3).
  • the extension 30 extends to the upstream edge 4 of the part 3, without covering it.
  • the extension 30 therefore covers well the cavity 6, but not the part 3.
  • This embodiment is suitable for the part 3 to comprise a rotor (booster drum or rotating spacer) or a stator (internal ferrule of an IGV), since the extender 30 does not come into contact with the part 3.
  • a rotor booster drum or rotating spacer
  • a stator internal ferrule of an IGV
  • this embodiment makes it possible to remove the rotating spacer.
  • the initial function of a rotating spacer is to reduce the size of the cavity 6 between the inner shell of an IGV and the fan 2 in a turbomachine.
  • extensions 30 on the blades 23 in combination with the platforms 16 which are dimensioned so as to cover the cavity 6 it is no longer necessary to reduce the size of the cavity 6 by adding such a spacer. turning. Consequently, the attachment of extenders 30 to the trailing edges of the blades 23 makes it possible to reduce the mass of the assembly 1 of the turbomachine by eliminating the rotating spacer as well as the associated fixing means (generally, an annular flange and a connection bolted).
  • the extension 30 covers the upstream edge 4 of the part 3. In other words, the extension 30 cuts and crosses a plane radial to the axis of revolution and passing through the edge upstream 4 of part 3.
  • This embodiment is more particularly suitable when the part 3 comprises a rotor (booster drum or rotating spacer), the relative movements between the extender 30 and the rotor being reduced.
  • a rotor booster drum or rotating spacer
  • the blower 2 may further comprise a seal 7, attached and fixed to the extension 30 and configured to fill the cavity 6.
  • the seal 7 is configured to come into the field with the upstream edge 4 of the part 3.
  • the seal 7 is fixed on the extension 30 so as to extend between the extension 30 and the upstream edge 4 of the part 3, being housed in the cavity 6.
  • the seal 7 is fixed on the internal radial face 34 of the extension 30, in the zone of the extension 30 which covers the cavity 6. In other words, the seal 7 is fixed on the part of the extension 30 which projects from the downstream face 14 of the fan disc 10.
  • the seal 7 is preferably made of an elastomeric material, for example rubber.
  • the seal 7 can only be fixed against the internal radial face 34 of the extension 30, without covering the lower and upper surfaces 26, 27 of the blade 23 nor the lower and upper wings 32, 33.
  • the seal 7 can on the contrary partially cover the lower and upper walls 26, 27 in order to provide a seal for said walls 26, 27.
  • the seal 7 then extends under the platform 16, that is to say outside the vein of flow.
  • the part of the seal 7 which is fixed to the extension 30 and the part of the seal 7 which partially covers the lower and upper surfaces 26, 27 may be in one piece, or alternatively comprise two separate seals 7.
  • the seal 7 arrives in the field with the downstream end of the nose 31 of the extension 30, in order to guarantee a sufficient seal between the fan disc 10 and the part 3.
  • the seal 7 can extend to the downstream end of the nose 31 of the extension 30, without however exceeding it, as illustrated in FIG. 5. If necessary, the seal 7 can have an additional thickness at the cavity 6, in order to fill said cavity 6, and a thinned zone in the part configured to come opposite, or even bear, against the upstream edge 4 of the part 3.
  • the fixing of an extension 30 added and fixed to the trailing edge 25 of the blade 23 has the advantage of making it possible to produce this extension 30 in a material distinct from that of the rest of the blade 23.
  • the extension 30 does not play in effect not a structural role, so that the stresses it is likely to undergo are different from those undergone by the blade 23. It can therefore have a lower modulus of elasticity than the material of the blade 23 and / or lower density.
  • the blade 23 is made of a composite material comprising a fibrous reinforcement densified by a matrix, in particular a polymer matrix.
  • the fibrous reinforcement is generally formed from a fibrous preform obtained by three-dimensional weaving with progressive thickness, the matrix then being injected under vacuum using processes of the RTM type (for “Resin Transfer Molding”), or else VARRTM (for Vacuum Resin Transfer Molding).
  • RTM Resin Transfer Molding
  • VARRTM Vacuum Resin Transfer Molding
  • this technology does not make it possible to directly obtain, at the outlet of the mold, a trailing edge 25 whose thickness is thin and rounded.
  • the trailing edge 25 is generally truncated and has a substantially angular section which promotes cracks and harms the general acoustics of the blower 2.
  • the attachment of the extension 30 to the trailing edge 25 allows therefore to cover this angular trailing edge 25 with an envelope made of a different material, so that its shape can be more easily controlled.
  • the extension 30 can be made of metal.
  • the extension 30 can be made of aluminum, insofar as this metal is of low density.
  • its Young's modulus is not too high, which makes it possible to limit the shear stresses in the adhesive 40 at the interface between the blade 23 and the extension 30.
  • the extension 30 can be made of a composite material comprising a two-dimensional fabric reinforced with a polymer matrix in order to limit the shear stresses in the adhesive 40 between the blade 23 and the extension 30.
  • the extension 30 is simply obtained by successive draping of ribbons or filamentary deposit and / or comprises short fibers making it possible to achieve thinner thicknesses.
  • the blade 23 is made of composite material comprising a fibrous reinforcement produced from a fibrous preform obtained by three-dimensional weaving with progressive thickness, it also becomes possible to obtain a blade 20 whose trailing edge 25 is thin and rounded , as opposed to the angular and thick trailing edges which can be obtained with current three-dimensional weaving technologies.
  • the extender 30 therefore also makes it possible to reduce the thickness of the wakes of the blade 20 of fan 2 and therefore the performance of fan 2, but also to improve the flow at the inlet of the booster and of its first stage of rectifiers in making the flow more homogeneous, in addition to improving the seal between the blower 2 and the part 3.
  • the aerodynamic sections of the blades 20 of fan 2 being thinner towards the head 22 of the blade 20, it is not necessary to apply the extender 30 over the entire height H of the aerodynamic surface.
  • the extension 30 therefore preferably extends between the line for separating the primary and secondary flows and the platform 16, so that only the flow entering the primary body (the booster) benefits from the thinning of the trailing edge 25 of the blade 20 thanks to the extender 30.
  • the external radius R2 of the extender 30, corresponding to the distance between the external radial face 35 of the extender 30 and the axis X of revolution, in a radial plane, is therefore substantially equal ( to within 10%) at the external radius R1 of the part 3, corresponding to the distance between the radially external end 5 of the part 3 most upstream of the part 3 (that is to say at the level of the line flow separation) and the X axis of revolution.
  • the extension 30 can be attached and fixed to the trailing edge 25 of the blade 23 using conventional techniques for attaching a structural shield to a blade 23 made of composite material. Thus, a routing of the lower and upper walls 26, 27 of the blade 23 can be carried out in order to facilitate the assembly of the extension 30 (see FIG. 2). The extension 30 is then attached and fixed to the machined parts of the blade 23 using an adhesive 40.
  • transition between the extension 30, whose nose 31 is rounded and has a small thickness in comparison with the trailing edge 25 of the blade 23, and the angular trailing edge 25 of the blade 23 can be achieved using 'a transition piece 8, fixed between the outer radial face 35 of the extension 30 and the blade 23.
  • This transition piece 8 therefore has an evolutive shape between its inner radial end, where the transition piece 8 has a shape and a thickness substantially identical to those of the external radial face 35 extension 30, and an external radial end, where the transition piece 8 has a shape and a thickness substantially identical to those of the blade 23.
  • the transition piece 8 can be integrated directly into the extension 30 or alternatively be attached and fixed thereto.

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Abstract

L'invention concerne un ensemble (1) d'une turbomachine comprenant une soufflante (2) et une pièce (3) du type tambour de booster,la soufflante (2) comprenant : - des aubes (20) comportant une pale (23) et un prolongateur (30) rapporté et fixé sur le bord de fuite (25) de la pale (23), - un disque (10) de soufflante (2) et - une série de plateformes (16) inter-aubes, le prolongateur (30) de chaque aube (20) s'étendant au-delà de la face aval (14) du disque (10) de soufflante (2) en direction du bord amont (4) de la pièce (3) et recouvrant au moins partiellement la cavité (6) entre la soufflante (2) et la pièce (3).

Description

DOMAINE DE L’INVENTION
L’invention concerne de manière générale le domaine des turbomachines à double flux, et plus particulièrement celui des soufflantes de ces turbomachines et de leur interaction avec l’entrée de la veine primaire.
ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE
Une turbomachine à double flux comprend généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une soufflante, une veine annulaire d’écoulement primaire et une veine annulaire d’écoulement secondaire. La masse d’air aspirée par la soufflante est ainsi divisée en un flux primaire, qui circule dans la veine d’écoulement primaire, et en un flux secondaire, qui est concentrique avec le flux primaire et circule dans la veine d’écoulement secondaire.
La veine d’écoulement primaire traverse un corps primaire comprenant un ou plusieurs étages de compresseurs, par exemple un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion, un ou plusieurs étages de turbines, par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression, et une tuyère d’échappement des gaz.
La soufflante comprend un disque de rotor portant une pluralité d’aubes dont les pieds sont engagés et retenus dans des rainures sensiblement axiales formées à la périphérie du disque. Les rainures sont séparées deux à deux par des dents. Ces aubes sont associées à leur extrémité radialement interne à des plateformes inter-aubes qui sont disposées dans le prolongement d’un cône d'entrée de la soufflante et sont configurées pour délimiter, du côté intérieur, la veine annulaire d'entrée d'air dans la soufflante.
De façon connue en soi, la turbomachine comprend, immédiatement en aval de la soufflante, en entrée de la veine primaire, une pièce pouvant correspondre, selon la forme de réalisation de la soufflante, à un tambour du booster (pour compresseur basse pression en anglais), qui correspond à la virole interne du booster sur laquelle sont fixées les aubes tournantes du booster, une virole interne d’un IGV (acronyme anglais pour Inlet Guide Vane, c’est-à-dire le premier étage stator du booster dans le corps primaire d’une turbomachine) ou encore un espaceur tournant qui est formé d’une bride annulaire s’étendant entre la soufflante et le tambour du booster et qui tourne à la même vitesse que la soufflante.
Afin d’éviter toute interaction mécanique entre le disque de soufflante et cette pièce immédiatement en aval, un jeu fonctionnel est ménagé entre la face aval du disque de soufflante et un bord amont de la pièce. Ce jeu forme cependant une cavité perturbant l’écoulement en générant des recirculations du flux gazeux en aval du pied des aubes de soufflante et un débit de fuite. Pour réduire cette cavité, les plateformes sont dimensionnées de sorte à s’étendre au-delà de la face aval du disque de soufflante pour recouvrir au moins partiellement cette cavité. Toutefois, cette solution ne permet pas de supprimer la cavité sur toute la circonférence de la soufflante, dans la mesure où il est nécessaire de laisser une ouverture en aval des rainures afin de permettre l’insertion et la fixation des aubes de soufflante sur le disque de soufflante. Par conséquent, la partie de la cavité qui débouche en aval des aubes de soufflante reste en partiel ouverte.
Afin de protéger le fonctionnement du booster de cet écoulement dégradé, la virole interne de l’IGV doit être dimensionnée de sorte à adopter une conception aérodynamiquement robuste. Par robuste on entend que la virole doit être capable de supporter des écoulements de mauvaise qualité sans créer des pertes ou des décollements trop importants. La contrepartie de ce dimensionnement est que le rendement des aubages d’un tel IGV est inférieur à celui des IGV classiques. La présence de ces cavités dégrade donc le fonctionnement du booster
RESUME DE L’INVENTION
Un objectif de l’invention est donc de proposer une turbomachine dont le fonctionnement du booster n’est pas dégradé, en limitant voire en éliminant les recirculations de gaz et les débits de fuite en aval du pied des aubes de soufflante. Pour cela, l’invention propose un ensemble d’une turbomachine présentant un axe de révolution et comprenant, d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine, une soufflante et une pièce, la pièce s’étendant immédiatement en aval de la soufflante et comprenant un bord amont séparé de la soufflante par une cavité,
la soufflante comprenant :
- une série d’aubes comportant une pale comprenant un bord de fuite et un bouclier rapporté et fixé sur le bord de fuite de la pale,
- un disque de soufflante présentant une face radiale configurée pour recevoir les aubes, et une face aval s’étendant en regard du bord amont de la pièce et
- une série de plateformes inter-aubes, chaque plateforme étant rapportée et fixée sur la face radiale, chaque plateforme étant configurée pour recouvrir la face radiale et s’étendre au-delà de la face aval du disque de soufflante en direction du bord amont de la pièce de sorte à recouvrir au moins partiellement la cavité,
l’ensemble étant caractérisé en ce que le bouclier rapporté et fixé sur le bord de fuite de la pale est un prolongateur de chaque aube de soufflante et ce prolongateur s’étend au-delà de la face aval du disque de soufflante en direction du bord amont de la pièce et recouvre au moins partiellement la cavité.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de l’ensemble décrit ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- dans lequel la pièce comprend un rotor, notamment un espaceur tournant ou un tambour d’un compresseur basse pression.
- tout ou partie des prolongateurs recouvrent le bord amont de la pièce.
- la pièce comprend un stator, notamment une virole interne d’un IGV.
- tout ou partie des prolongateurs s’étendent jusqu'au bord amont de la pièce sans recouvrir ledit bord amont. - l’ensemble comprend en outre un joint d’étanchéité rapporté et fixé sur le prolongateur et configuré pour combler la cavité entre le prolongateur et le bord amont de la pièce.
- la pale présente une surface aérodynamique et tout ou partie des prolongateurs s’étendent depuis la plateforme adjacente de l’aube, sur une hauteur inférieure à une hauteur de ladite surface aérodynamique, où la hauteur de la surface aérodynamique correspond à une dimension, suivant un axe radial à l’axe de révolution passant par le bord de fuite, entre ladite plateforme et une tête de l’aube et où la hauteur du prolongateur correspond à une dimension, suivant cet axe radial, entre la plateforme et une face radiale externe d’extrémité du prolongateur.
- la pièce présente en outre une extrémité radialement externe amont, configurée pour séparer un flux primaire entrant dans la pièce d’un flux secondaire contournant la pièce, et un premier rayon externe correspondant à une distance radiale entre l’extrémité radialement externe amont et l’axe de révolution, le prolongateur présente un deuxième rayon externe, correspondant à une distance radiale entre la face radiale externe d’extrémité du prolongateur et l’axe de révolution et le rayon externe du prolongateur étant sensiblement égal au rayon externe de la pièce.
- le prolongateur présente un nez, configuré pour prolonger axialement le bord de fuite de la pale vers l’aval, ledit nez étant plus arrondi que le bord de fuite de la pale.
- l’ensemble comprend en outre, pour chaque aube de soufflante, une pièce de transition, fixée sur une face radiale externe du prolongateur, ladite pièce de transition présentant une forme évolutive entre une extrémité radiale intérieure, où la pièce de transition présente une forme et une épaisseur sensiblement identiques à celles de la face radiale externe du prolongateur, et une extrémité radiale extérieure, où la pièce de transition présente une forme et une épaisseur sensiblement identiques à celles du bord de fuite de la pale. BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
D’autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront mieux à la lecture de la description détaillée qui va suivre, et au regard des dessins annexés donnés à titre d’exemples non limitatifs et sur lesquels :
La figure 1 illustre un exemple de réalisation d’un exemple d’ensemble d’une turbomachine conforme à l’invention.
La figure 2 est une vue en coupe transversale d’un exemple de réalisation d’un bord de fuite d’une aube de soufflante pouvant être utilisée dans un ensemble d’une turbomachine conforme à l’invention.
La figure 3 est une vue de côté d’un exemple de réalisation d’une aube de soufflante pouvant être utilisée dans un ensemble d’une turbomachine conforme à l’invention.
La figure 4 est une vue de côté partielle et schématisée d’un premier mode de réalisation d’une aube de soufflante et du bord amont d’une pièce pouvant être utilisées dans un ensemble d’une turbomachine conforme à l’invention. La figure 5 est une vue de côté partielle et schématisée d’un deuxième mode de réalisation d’une aube de soufflante et du bord amont d’une pièce pouvant être utilisées dans un ensemble d’une turbomachine conforme à l’invention.
DESCRIPTION DETAILLEE D’UN MODE DE REALISATION
Dans la présente demande, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal du gaz dans la turbomachine 1 . Par ailleurs, on appelle axe de révolution de la turbomachine, l'axe X de symétrie radiale de la turbomachine. La direction axiale correspond à la direction de l'axe X de la turbomachine, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe et passant par lui. De même, un plan axial est un plan contenant l'axe X de la turbomachine et un plan radial est un plan perpendiculaire à cet axe X et passant par lui. La direction tangentielle (ou circonférentielle) est une direction perpendiculaire à l'axe X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, interne (ou intérieur) et externe (ou extérieur), respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne (i.e. radialement interne) d'un élément est plus proche de l'axe X que la partie ou la face externe (i.e. radialement externe) du même élément.
Un ensemble 1 d’une turbomachine notamment, d’amont en aval, une soufflante 2 et une pièce 3. La pièce 3 peut comprendre un tambour du booster, une virole interne d’un IGV ou encore un espaceur tournant.
La soufflante 2 comprend un disque 10 de soufflante présentant une face amont, une face aval 14 et une face radiale 12. Il porte une pluralité d’aubes 20 de soufflante 2 associées à des plateformes 16 inter-aubes 20. Des rainures axiales, séparées deux à deux par des dents, sont formées dans la face radiale 12 du disque 10.
Les aubes 20 sont associées à leur extrémité radialement interne à des plateformes 16 inter-aubes. Chaque plateforme 16 présente une extrémité amont, configurée pour s’étendre au niveau de la face amont du disque 10 de soufflante, et une extrémité aval configurée pour venir en regard de la pièce 3 s’étendant immédiatement en aval de la soufflante 2. La plateforme 16 délimite radialement à l’intérieur la veine d’écoulement dans la soufflante 2, de sorte que chaque aube 20 présente une surface aérodynamique correspondant à la partie de l’aube 20 s’étendant dans l’écoulement gazeux. La limite radialement intérieure de la surface aérodynamique est définie par la plateforme 16.
La surface aérodynamique de l’aube 20 présente une direction principale d’extension, définissant l’axe d’extension Y de l’aube 20 qui est sensiblement radial à l’axe de révolution X de la turbomachine. La surface aérodynamique présente en outre une hauteur H correspondant à une distance entre une limite inférieure de la surface aérodynamique et une tête 22 de l’aube 20, au niveau d’une intersection entre le bord de fuite 25 et la limite inférieure. La limite inférieure correspond à l’interface entre la pale 23 et la plateforme 16 adjacente.
Chaque aube 20 comporte un pied 21 configuré pour être inséré dans une rainure du disque 10 de soufflante, une tête 22 (ou sommet) et une pale 23 présentant un bord d’attaque 24, un bord de fuite 25, une paroi intrados 26 et une paroi extrados 27. Le bord d’attaque 24 est configuré pour s’étendre en regard de l'écoulement des gaz entrant dans la turbomachine. Il correspond à la partie antérieure d'un profil aérodynamique qui fait face au flux d'air et qui divise l'écoulement d'air en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados. Le bord de fuite 25 quant à lui correspond à la partie postérieure du profil aérodynamique, où se rejoignent les écoulements intrados et extrados.
Quelle que soit la forme de réalisation de la pièce 3, celle-ci comporte un bord amont 4 configuré pour s’étendre dans le prolongement de la plateforme 16.
La face aval 14 du disque 10 de soufflante et le bord amont 4 de la pièce 3 sont séparés par un jeu fonctionnel créant une cavité annulaire 6 débouchant dans la veine d’écoulement.
Cette cavité 6 est recouverte au moins partiellement par les plateformes 16. Pour cela, chaque plateforme 16 s’étend au-delà de la face aval 14 du disque 10 de soufflante, en direction du bord amont 4 de la pièce 3. Lorsque la pièce 3 est un rotor et tourne à la même vitesse que le disque 10 de soufflante, typiquement lorsque la pièce 3 comprend un tambour du booster ou un espaceur tournant, l’extrémité aval de la plateforme 16 peut être fixée sur le bord amont 4 de la pièce 3. En variante, lorsque la pièce 3 comprend un stator, typiquement une virole interne d’un IGV, l’extrémité aval de la plateforme 16 s’étend en regard du bord amont 4 de la pièce 3 sans entrer en contact avec celle-ci.
Afin de limiter les risques de recirculation du flux gazeux et de débit de fuite, chaque aube 20 de soufflante 2 comporte un prolongateur 30, rapporté et fixé sur le bord de fuite 25 de sa pale 23 et qui s’étend au-delà de la face aval 14 du disque 10 de soufflante en direction du bord amont 4 de la pièce 3. Le prolongateur 30 a donc pour fonction de prolonger le bord de fuite de la pale 23 au-delà de la face aval 14 du disque 10 pour recouvrir au moins partiellement la cavité 6. Toutefois, le prolongateur 30 ne pénalise pas pour autant le montage des aubes 20 sur le disque 10 de soufflante, puisqu’il ne bloque pas l’accès aux rainures.
Le prolongateur 30 forme donc, dans les zones de l’aubes 20 sur lesquelles il est fixé, le bord de fuite de l’aube 20 puisque c’est à son niveau que se rejoignent les écoulements intrados et extrados qui contournent l’aube 20, et non plus au niveau du bord de fuite 25 de la pale 23. En revanche, dans les autres zones de la pale 23 qui ne sont éventuellement pas recouvertes par le prolongateur 30, le bord de fuite 25 de la pale 23 forme également le bord de fuite de l’aube 20.
Le prolongateur 30 peut être rapporté et fixé sur le bord de fuite 25 de la pale 23 par tous moyens, par exemple par collage. Le type de colle 40 choisi dépendra du matériau constitutif de la pale 23 et du prolongateur 30. Par exemple, une colle 40 epoxy peut être utilisée dans le cas où la pale 23 et/ou le prolongateur 30 comprennent un métal du type aluminium, titane, Inconel, ou un matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice polymère.
Le prolongateur 30 est fixé sur le bord de fuite 25 de la pale 23 de sorte à venir en contact avec la plateforme 16, et plus particulièrement sa face radiale externe. Toutefois, le prolongateur 30 ne recouvre pas tout le bord de fuite 25 de la pale 23. En d’autres termes, une hauteur h du prolongateur 30 est inférieure à la hauteur H de la surface aérodynamique de l’aube 20, sachant que la hauteur h du prolongateur 30 correspond à la dimension du prolongateur 30 entre ses faces radiales interne et externe 34, 35 suivant l’axe Y. De la sorte, les prolongateurs 30 ne pénalisent pas inutilement la masse de la soufflante 2 et s’étendent uniquement sur la hauteur nécessaire pour assurer leur maintien sur les pales 23 et recouvrir la cavité 6.
Le prolongateur 30 comprend un nez 31 , configuré pour prolonger axialement le bord de fuite 25 de la pale 23 vers l’aval, une aile intrados 32 configurée pour recouvrir partiellement la paroi intrados 26 de la pale 23 et une aile extrados 33 configurée pour recouvrir partiellement la paroi extrados 27 de la pale 23. Les ailes intrados et extrados 32, 33 s’étendent donc vers l’amont, lorsque le prolongateur 30 est fixé sur la pale 23, sans atteindre le bord d’attaque 24 de la pale 23. La face radiale interne 34 du prolongateur 30 est par ailleurs configurée pour venir en appui contre la plateforme 16.
La longueur axiale de chaque aile 32, 33 est choisie de manière à assurer un maintien suffisant du prolongateur 30 sur l’aube 20. Par exemple, en tout point de la hauteur h du prolongateur 30, chaque aile du prolongateur 30 recouvre la pale 23 sur une longueur comprise entre 5% et 20% d’une corde de la pale 23 en ce point, où la corde correspond à la distance entre le bord d’attaque 24 et le bord de fuite 25 de la pale 23 en ce point.
L’aube 20 présente donc un surplus de corde au niveau de la plateforme 16, ce surplus de corde étant dû à la présence du prolongateur 30. Le prolongateur 30 crée donc une forme bossue au niveau du bord de fuite de l’aube 20 par rapport à la trace du bord de fuite 25 de la pale 23 dépourvue de prolongateur 30 (voir le schéma figure 3).
Dans une première forme de réalisation (figure 4), le prolongateur 30 s’étend jusqu’au bord amont 4 de la pièce 3, sans le recouvrir. Le prolongateur 30 recouvre donc bien la cavité 6, mais pas la pièce 3.
Cette forme de réalisation est adaptée que la pièce 3 comprenne un rotor (tambour de booster ou espaceur tournant) ou un stator (virole interne d’un IGV), puisque le prolongateur 30 n’entre pas en contact avec la pièce 3.
Le cas échéant, cette forme de réalisation rend possible la suppression de l’espaceur tournant. En effet, la fonction initiale d’un espaceur tournant est de réduire la taille de la cavité 6 entre la virole interne d’un IGV et la soufflante 2 dans une turbomachine. Or, grâce à l’ajout de prolongateurs 30 sur les pales 23 en combinaison avec les plateformes 16 qui sont dimensionnées de sorte à recouvrir la cavité 6, il n’est plus nécessaire de réduire la taille de la cavité 6 en ajoutant un tel espaceur tournant. Par conséquent, la fixation de prolongateurs 30 sur les bords de fuite des pales 23 permet de réduire la masse de l’ensemble 1 de turbomachine en supprimant l’espaceur tournant ainsi que les moyens de fixation associés (généralement, une bride annulaire et une liaison boulonnée). Dans une deuxième forme de réalisation (figure 5), le prolongateur 30 recouvre le bord amont 4 de la pièce 3. En d’autres termes, le prolongateur 30 coupe et traverse un plan radial à l’axe de révolution et passant par le bord amont 4 de la pièce 3.
Cette forme de réalisation est plus particulièrement adaptée lorsque la pièce 3 comprend un rotor (tambour de booster ou espaceur tournant), les mouvements relatifs entre le prolongateur 30 et le rotor étant réduits.
La soufflante 2 peut en outre comprendre un joint d’étanchéité 7, rapporté et fixé sur le prolongateur 30 et configuré pour combler la cavité 6. Dans la première forme de réalisation, le joint 7 est configuré pour venir à champ avec le bord amont 4 de la pièce 3. Dans la deuxième forme de réalisation, le joint 7 est fixé sur le prolongateur 30 de sorte à s’étendre entre le prolongateur 30 et le bord amont 4 de la pièce 3, en étant logé dans la cavité 6.
Quelle que soit la forme de réalisation, le joint 7 est fixé sur la face radiale interne 34 du prolongateur 30, dans la zone du prolongateur 30 qui recouvre la cavité 6. En d’autres termes, le joint 7 est fixé sur la partie du prolongateur 30 qui dépasse de la face aval 14 du disque 10 de soufflante.
Le joint 7 est de préférence réalisé dans un matériau élastomère, par exemple en caoutchouc.
Le joint 7 peut être uniquement fixé contre la face radiale interne 34 du prolongateur 30, sans recouvrir les parois intrados et extrados 26, 27 de la pale 23 ni les ailes intrados et extrados 32, 33. En variante, le joint 7 peut au contraire recouvrir partiellement les parois intrados et extrados 26, 27 afin de fournir une étanchéité aux auxdites parois 26, 27. Dans ce cas, le joint 7 s’étend alors sous la plateforme 16, c’est-à-dire en dehors de la veine d’écoulement. La partie du joint 7 qui est fixée sur le prolongateur 30 et la partie du joint 7 qui recouvre partiellement les parois intrados et extrados 26, 27 peuvent être monoblocs, ou en variante comprendre deux joints 7 distincts. Dans la première forme de réalisation, le joint 7 arrive à champ avec l’extrémité aval du nez 31 du prolongateur 30, afin de garantir une étanchéité suffisante entre le disque 10 de soufflante et la pièce 3.
Dans la deuxième forme de réalisation, seule une partie de la face radiale interne 34 du prolongateur 30 qui chevauche le bord amont 4 de la pièce 3 peut être recouverte par le joint 7, l’extrémité aval du nez 31 pouvant être dépourvue de joint 7. Alternativement, le joint 7 peut s’étendre jusqu’à l’extrémité aval du nez 31 du prolongateur 30, sans toutefois la dépasser, comme illustré sur la figure 5. Le cas échéant, le joint 7 peut présenter une surépaisseur au niveau de la cavité 6, afin de combler ladite cavité 6, et une zone amincie dans la partie configurée pour venir en regard, voire en appui, contre le bord amont 4 de la pièce 3.
La fixation d’un prolongateur 30 rapporté et fixé sur le bord de fuite 25 de la pale 23 présente l’avantage de permettre de réaliser ce prolongateur 30 dans un matériau distinct de celui du reste de la pale 23. Le prolongateur 30 ne joue en effet pas un rôle structurel, de sorte que les contraintes qu’il est susceptible de subir sont différentes de celles subies par la pale 23. Il peut donc présenter un module d’élasticité plus faible que le matériau constitutif de la pale 23 et/ou une densité plus faible.
Cela est particulièrement avantageux lorsque la pale 23 est réalisée dans un matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice, en particulier une matrice polymère. En effet, le renfort fibreux est généralement formé à partir d’une préforme fibreuse obtenue par tissage tridimensionnel avec épaisseur évolutive, la matrice étant ensuite injectée sous vide à l’aide de procédés du type RTM (pour « Resin Transfer Moulding), ou encore VARRTM (pour Vacuum Resin Transfer Molding). Or, cette technologie ne permet pas d’obtenir directement, en sortie du moule, un bord de fuite 25 dont l’épaisseur est fine et arrondie. Au contraire, le bord de fuite 25 est généralement tronqué et présente section sensiblement anguleuse qui favorise les fissures et nuit à l’acoustique générale de la soufflante 2. La fixation du prolongateur 30 sur le bord de fuite 25 permet donc de recouvrir ce bord de fuite 25 anguleux avec une enveloppe réalisée dans un matériau différent, de sorte que sa forme peut être plus facilement maîtrisée.
Typiquement, le prolongateur 30 peut être réalisé en métal. Par exemple, le prolongateur 30 peut être réalisé en aluminium, dans la mesure où ce métal est de faible masse volumique. De plus, son module d’Young n’est pas trop élevé, ce qui permet de limiter les contraintes de cisaillement dans la colle 40 à l’interface entre la pale 23 et le prolongateur 30.
En variante, le prolongateur 30 peut être réalisé dans un matériau composite comprenant un tissu bidimensionnel renforcé par une matrice polymère afin de limiter les contraintes de cisaillement dans la colle 40 entre la pale 23 et le prolongateur 30. Dans ce cas, le prolongateur 30 est simplement obtenu par drapage successif de rubans ou dépose filamentaire et/ou comprend des fibres courtes permettant d’atteindre des épaisseurs plus faibles.
Lorsque la pale 23 est réalisée en matériau composite comprenant un renfort fibreux réalisé à partir d’une préforme fibreuse obtenue par tissage tridimensionnel avec épaisseur évolutive, il devient en outre possible d’obtenir une aube 20 dont le bord de fuite 25 est fin et arrondi, par opposition aux bords de fuite anguleux et épais susceptibles d’être obtenus avec les technologies de tissage tridimensionnel actuelles. Le prolongateur 30 permet donc également de réduire l’épaisseur des sillages de l’aube 20 de soufflante 2 et donc les performances de la soufflante 2, mais également d’améliorer l’écoulement en entrée du booster et de son premier étage de redresseurs en rendant l’écoulement plus homogène, en plus d’améliorer l’étanchéité entre la soufflante 2 et la pièce 3.
Les coupes aérodynamiques des aubes 20 de soufflante 2 étant plus fines vers la tête 22 de l’aube 20, il n’est pas nécessaire d’appliquer le prolongateur 30 sur toute la hauteur H de la surface aérodynamique. Le prolongateur 30 s’étend donc de préférence entre la ligne de séparation des flux primaire et secondaire et la plateforme 16, de sorte que seul l’écoulement entrant dans le corps primaire (le booster) bénéficie de l’amincissement du bord de fuite 25 de l’aube 20 grâce au prolongateur 30. Le rayon externe R2 du prolongateur 30, correspondant à la distance entre la face radiale externe 35 du prolongateur 30 et l’axe X de révolution, dans un plan radial, est donc sensiblement égal (à 10% près) au rayon externe R1 de la pièce 3, correspondant à la distance entre l’extrémité radialement externe 5 de la pièce 3 la plus en amont de la pièce 3 (c’est-à-dire au niveau de la ligne de séparation des flux) et l’axe X de révolution.
Le prolongateur 30 peut être rapporté et fixé sur le bord de fuite 25 de la pale 23 à l’aide des techniques conventionnelles de fixation d’un bouclier structurel sur une pale 23 en matériau composite. Ainsi, un soyage des parois intrados et extrados 26, 27 de la pale 23 peut être effectué afin de faciliter l’assemblage du prolongateur 30 (voir figure 2). Le prolongateur 30 est ensuite rapporté et fixé sur les parties usinées de la pale 23 à l’aide d’une colle 40.
La transition entre le prolongateur 30, dont le nez 31 est arrondie et présente une faible épaisseur en comparaison avec le bord de fuite 25 de la pale 23, et le bord de fuite 25 anguleux de la pale 23 peut être réalisée à l’aide d’une pièce de transition 8, fixée entre la face radiale externe 35 du prolongateur 30 et la pale 23. Cette pièce de transition 8 présente donc une forme évolutive entre son extrémité radiale intérieure, où la pièce de transition 8 présente une forme et une épaisseur sensiblement identiques à celles de la face radiale externe 35 prolongateur 30, et une extrémité radiale extérieure, où la pièce de transition 8 présente une forme et une épaisseur sensiblement identiques à celles de la pale 23. La pièce de transition 8 peut être intégrée directement au prolongateur 30 ou en variante être rapportée et fixée sur celui-ci.

Claims

REVENDICATIONS
1. Ensemble (1 ) d’une turbomachine présentant un axe (X) de révolution et comprenant, d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz dans la turbomachine, une soufflante (2) et une pièce (3),
- la pièce (3) s’étendant immédiatement en aval de la soufflante (2) et comprenant un bord amont (4) séparé de la soufflante (2) par une cavité (6), la soufflante (2) comprenant
- une série d’aubes (20) comportant une pale (23) comprenant un bord de fuite (25) et un bouclier rapporté et fixé sur le bord de fuite (25) de la pale
(23),
- un disque (10) de soufflante (2) présentant une face radiale (12) configurée pour recevoir les aubes (20), et une face aval (14) s’étendant en regard du bord amont (4) de la pièce (3) et une série de plateformes (16) inter-aubes, chaque plateforme (16) étant rapportée et fixée sur la face radiale (12), chaque plateforme (16) étant configurée pour recouvrir la face radiale (12) et s’étendre au-delà de la face aval du disque (10) de soufflante (2) en direction du bord amont (4) de la pièce (3) de sorte à recouvrir au moins partiellement la cavité (6), l’ensemble (1 ) étant caractérisé en ce que le bouclier rapporté et fixé sur le bord de fuite (25) de la pale (23) est un prolongateur (30) de chaque aube (20) de soufflante (2) et ce prolongateur (30) s’étend au-delà de la face aval (14) du disque (10) de soufflante (2) en direction du bord amont (4) de la pièce (3) et recouvre au moins partiellement la cavité (6).
2. Ensemble (1 ) selon la revendication 1 , dans lequel la pièce (3) comprend un rotor, notamment un espaceur tournant ou un tambour d’un compresseur basse pression. 3. Ensemble (1 ) selon l’une des revendications 1 ou 2, dans lequel tout ou partie des prolongateurs (30) recouvrent le bord amont (4) de la pièce (3).
4. Ensemble (1 ) selon la revendication 1 , dans lequel la pièce (3) comprend un stator, notamment une virole interne d’un IGV.
5. Ensemble (1 ) selon l’une des revendications 1 , 2 ou 4, dans lequel tout ou partie des prolongateurs (30) s’étendent jusqu'au bord amont (4) de la pièce (3) sans recouvrir ledit bord amont (4).
6. Ensemble (1 ) selon l’une des revendications 1 à 5, comprenant en outre un joint d’étanchéité (7) rapporté et fixé sur le prolongateur (30) et configuré pour combler la cavité (6) entre le prolongateur (30) et le bord amont (4) de la pièce (3).
7. Ensemble (1 ) selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel la pale (23) présente une surface aérodynamique et tout ou partie des prolongateurs (30) s’étendent depuis la plateforme (16) adjacente de l’aube (20), sur une hauteur (h) inférieure à une hauteur (H) de ladite surface aérodynamique, où la hauteur (H) de la surface aérodynamique correspond à une dimension, suivant un axe (Y) radial à l’axe (X) de révolution passant par le bord de fuite (25), entre ladite plateforme (16) et une tête de l’aube (20) et où la hauteur (h) du prolongateur (30) correspond à une dimension, suivant cet axe (Y) radial, entre la plateforme (16) et une face radiale externe (35) d’extrémité du prolongateur (30).
8. Ensemble (1 ) selon la revendication 7, dans lequel :
- la pièce (3) présente en outre une extrémité radialement externe amont (5), configurée pour séparer un flux primaire entrant dans la pièce (3) d’un flux secondaire contournant la pièce (3), et un premier rayon externe (R1 ) correspondant à une distance radiale entre l’extrémité radialement externe amont (5) et l’axe (X) de révolution,
- le prolongateur (30) présente un deuxième rayon externe (R2), correspondant à une distance radiale entre la face radiale externe (35) d’extrémité du prolongateur (30) et l’axe (X) de révolution, le rayon externe (R2) du prolongateur (30) étant sensiblement égal au rayon externe (R1 ) de la pièce (3).
9. Ensemble (1 ) selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel le prolongateur (30) présente un nez (31 ), configuré pour prolonger axialement le bord de fuite (25) de la pale (23) vers l’aval, ledit nez (31 ) étant plus arrondi que le bord de fuite (25) de la pale (23).
10. Ensemble (1 ) selon la revendication 9, comprenant en outre, pour chaque aube (20) de soufflante (2), une pièce de transition (8), fixée sur une face radiale externe du prolongateur (30), ladite pièce de transition (8) présentant une forme évolutive entre une extrémité radiale intérieure, où la pièce de transition (8) présente une forme et une épaisseur sensiblement identiques à celles de la face radiale externe (35) du prolongateur (30), et une extrémité radiale extérieure, où la pièce de transition (8) présente une forme et une épaisseur sensiblement identiques à celles du bord de fuite (25) de la pale (23).
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