EP4352337A1 - Ensemble d'un carter de soufflante d'une turbomachine et d'une entrée d'air, procédé d'utilisation d'un tel ensemble - Google Patents

Ensemble d'un carter de soufflante d'une turbomachine et d'une entrée d'air, procédé d'utilisation d'un tel ensemble

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Publication number
EP4352337A1
EP4352337A1 EP22731651.0A EP22731651A EP4352337A1 EP 4352337 A1 EP4352337 A1 EP 4352337A1 EP 22731651 A EP22731651 A EP 22731651A EP 4352337 A1 EP4352337 A1 EP 4352337A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
fan
peripheral coating
air inlet
turbomachine
assembly
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP22731651.0A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Clément Raphaël LAROCHE
Kévin Emilien André MINJOT
Ulrich Vincent Max DUBOIS
Vincent Fameau
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4352337A1 publication Critical patent/EP4352337A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D7/00—Rotors with blades adjustable in operation; Control thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines

Definitions

  • the present invention relates to the field of turbomachines for aircraft, in particular, a propulsion assembly comprising a turbomachine comprising a fan which comprises variable-pitch blades.
  • an aircraft turbine engine 100 extends along a longitudinal axis X and comprises a fan 101, rotatably mounted around said longitudinal axis X, which makes it possible to move the aircraft from a flow of air entering the turbine engine 100 and flowing from upstream to downstream. Subsequently, the terms “upstream” and “downstream” are defined with respect to the longitudinal axis X oriented from upstream to downstream. Similarly, the terms “inner” and “outer” are defined in the radial direction with respect to the longitudinal axis X.
  • the turbomachine 100 comprises a compressor, a combustion chamber and a turbine for rotating the compressor. In this example, the turbomachine 100 is dual-flow and has a bypass ratio greater than 16.
  • the fan 101 comprises a plurality of vanes 111.
  • Each vane 111 extends radially with respect to the longitudinal axis X and comprises a free apex at its distal end.
  • each blade 111 further comprises a leading edge BA and a trailing edge BF.
  • the turbomachine 100 comprises a fan casing 102 extending longitudinally along the longitudinal axis X and in which the fan 101 is mounted.
  • the fan casing 102 delimits an annular cavity for circulation of the air flow.
  • the fan casing 102 comprises an upstream flange 121 intended to allow the mounting upstream of a nacelle air inlet (not shown).
  • such an air inlet fulfills a function of guiding the air flow in the fan casing 102.
  • Specific treatments also make it possible to participate in the reduction of the acoustic nuisances of the propulsion assembly.
  • the abradable peripheral coating RAA on the radially inner wall of the fan casing 102.
  • a surface layer of this abradable coating RAA is detached by friction as the blades 111 pass.
  • the abradable coating RAA covers a longitudinal length LA which is slightly greater than the contact zone ZA of the tip of the blades 111. The friction is not continuous but can occur in certain situations (expansions, deviations, shocks, etc.).
  • each blade can rotate on a radial axis so as to modify the position of its leading edge BA and of its trailing edge BF.
  • the positions of the leading edge and of the trailing edge were identical for a conventional fan, the positions of the leading edge and of the trailing edge can vary according to the angle of pitch for a fan comprising variable-pitch vanes.
  • the length and position of the contact zone ZA of the tip of the blades 111 varies as a function of the pitch angle.
  • the invention thus aims to eliminate at least some of these drawbacks.
  • the invention relates to an assembly of a fan casing of a turbine engine, in particular an aircraft, and an air inlet, the turbine engine extending along a longitudinal axis and comprising at least one fan mounted movable in rotation along the longitudinal axis, the fan casing comprising at least a first peripheral coating, the first peripheral coating being formed from an abradable material configured to be able to be worn during rotation of the fan.
  • the air inlet comprises at least a second peripheral coating, the second peripheral coating being formed in an abradable material configured to be able to be worn during rotation of the fan.
  • the peripheral coating is mounted partly on the fan casing and partly on the nacelle air inlet, which makes it possible to reduce the length of the fan casing and therefore its mass.
  • Such an assembly is particularly suitable for a fan comprising blades with variable pitch angle.
  • Mounting an abradable coating on an air inlet overcomes a prejudice according to which an abradable coating was only carried by a structural component (fan casing) and not by a nacelle.
  • the assembly of the same abradable coating on different elements (nacelle and turbomachine) and assembled in an add-on manner goes against current practices and allows the fan blades to be dismantled by dismantling the air inlet.
  • the first peripheral coating and the second peripheral coating are formed from the same abradable material.
  • the first peripheral coating and the second coating together form the same overall coating.
  • the fan casing and the air inlet being secured together the first peripheral coating and the second peripheral coating are adjacent.
  • the first peripheral coating and the second peripheral coating are continuous with each other so as to avoid the formation of a heterogeneous interface.
  • the first peripheral coating extends to the upstream end of the fan casing.
  • the second peripheral coating extends to the downstream end of the air inlet.
  • the first peripheral coating having a first length, the second peripheral coating having a second length, the ratio of the second length to the first length is greater than 20%, preferably 30%, more preferably 50%.
  • the ratio of the second length to the first length is between 20% and 70%.
  • the invention also relates to an assembly comprising a turbomachine, in particular for an aircraft, comprising a fan casing and an air inlet as presented above, the turbomachine extending along a longitudinal axis and comprising at least one fan mounted movable in rotation along the longitudinal axis configured to be able to come into contact with at least one of the peripheral coatings.
  • the fan of the turbomachine may come into contact with one or more peripheral coatings.
  • the fan comprises variable-pitch vanes.
  • the contact zone with the peripheral coating is not at the same position and does not have the same length.
  • the presence of the second coating makes it possible to ensure contact during the modification of the pitch angle with respect to a usual pitch angle.
  • the fan defining a first pitch angle corresponding to operation of the turbomachine in direct flow
  • the fan is configured to be able to come into contact only with the first peripheral coating for the first pitch angle.
  • the fan blades only come into contact with the first peripheral coating mounted on the fan casing. In other words, only the fan casing is stressed during operation of the turbomachine in direct flow, which increases the service life.
  • the fan defining a second pitch angle corresponding to operation of the turbomachine in reverse flow
  • the fan is configured to be able to come into contact with the second peripheral coating for the second pitch angle.
  • the second peripheral coating is stressed, in particular, alone or with the first peripheral coating. The stress remains periodic, the contact zone remaining mainly on the first coating.
  • the invention also relates to a method of using an assembly as presented above, comprising a step of rotating the fan during which the blades come into contact with the first peripheral coating and/or the second peripheral coating .
  • The is a schematic representation in close longitudinal section of a fan casing with an abradable peripheral coating according to the prior art.
  • The is a schematic representation in longitudinal section of an assembly of a fan casing and an air inlet of a turbomachine according to the invention.
  • The is a schematic representation in perspective from the inside of the assembly of a fan casing and an air inlet of a turbomachine according to the invention.
  • the turbomachine T extends along a longitudinal axis X and comprises a fan 1 mounted rotatably along the longitudinal axis X and which makes it possible to move the aircraft from a flow of air entering the turbomachine T and circulating from upstream to downstream. Subsequently, the terms “upstream” and “downstream” are defined with respect to the longitudinal axis X oriented from upstream to downstream. Similarly, the terms “inner” and “outer” are defined in the radial direction with respect to the longitudinal axis X.
  • the turbomachine T comprises a compressor, a combustion chamber and a turbine for rotating the compressor.
  • the turbomachine T is dual-flow and has a bypass ratio greater than 16.
  • the fan 1 comprises variable-pitch vanes 11.
  • each vane 11 is movable around a radial axis R according to different pitch angles ⁇ .
  • each blade 11 has a tip which is intended to come into contact with an abradable coating along a longitudinal contact zone.
  • the fan 1 can have its blades 11 oriented along a first pitch angle ⁇ 1 defining a first longitudinal zone of contact with the abradable coating.
  • the fan 1 can have its blades 11 oriented at a second pitch angle ⁇ 2 defining a second longitudinal zone of contact with the abradable coating.
  • the pitch angle of the blades 11 of the fan 1 of the turbomachine T is modified, in particular, in the event of thrust reversal.
  • the length and position of each contact area is modified according to the pitch angle.
  • the turbomachine T comprises an assembly of a fan casing 2 and a nacelle air inlet 3 mounted upstream of the fan casing 2.
  • the air inlet 3 is non-structural and does not does not allow thrust forces to be transmitted.
  • the present invention goes against established prejudices by proposing to mount an abradable peripheral coating partly on the fan casing 2 and partly on the air inlet 3.
  • the nacelle air inlet 3, which traditionally has no interaction with the blades 11, makes it possible to support part of the abradable peripheral coating .
  • the fan casing 2 comprises a first peripheral coating R1 which is mounted on an interior surface and positioned vis-à-vis the fan 1 for at least a certain range of pitch angles.
  • the first peripheral coating R1 is formed in an abradable material configured to be worn during the potential friction during the rotation of the fan 1.
  • the air inlet 3 comprises a second peripheral coating R2 which is mounted on an interior surface and positioned opposite the fan 1 for at least a certain range of pitch angles.
  • the second peripheral coating R2 is formed in an abradable material configured to be worn during the potential friction during the rotation of the fan 1.
  • the peripheral coatings R1, R2 are formed in the same material but it will of course they could be formed in different materials.
  • the fan casing 2 comprises at its upstream end an upstream fixing member 21, in particular a flange.
  • the air inlet 3 comprises at its downstream end a downstream fixing member 31, in particular a flange, configured to cooperate with the upstream fixing member 21 of the fan casing 2.
  • the inlet air 3 can be mounted similarly to the prior art.
  • the first peripheral coating R1 extends to the upstream end of the fan casing 2 in order to ensure continuity at the interface with the air inlet 3.
  • the second coating peripheral R2 of the air inlet 3 extends to the downstream end of the air inlet 3.
  • the peripheral coatings R1, R2 are adjacent and preferably continuous so as to have a smooth and aerodynamic surface.
  • a machining step is performed at the INT interface ( ) to ensure optimal continuity.
  • the air inlet 3 comprises an acoustically treated wall 32 upstream of the second abradable peripheral coating R2 so as to limit the acoustic nuisance of the propulsion assembly.
  • the first peripheral coating R1 has a first length L1 and the second peripheral coating R2 has a second length L2.
  • the ratio Q is defined as the ratio of the second length L2 to the first length L1.
  • the ratio Q is preferably greater than 20%, preferably greater than 30%, more preferably greater than 50%.
  • the Q ratio is less than 70% to limit the overall length of the coating.
  • Such a ratio Q depends in particular on the distance between the axis of rotation of the blade and its trailing edge.
  • the second contact zone Z2 is located upstream of the first contact zone Z1 and preferably has a greater length than the first contact zone Z1.
  • the first contact zone Z1 is located only on the first peripheral coating R1.
  • the first pitch angle ⁇ 1 corresponding to the direct flow pitch, is the most used during the operation of the turbomachine T and allows the blades 11 to be in contact only with the first peripheral coating R1 of the casing fan 2. Thus, most of the time, the blades 11 do not apply any force on the second peripheral coating R2 of the air inlet 3 for the first pitch angle ⁇ 1, which is advantageous.
  • the second peripheral coating R2 is put to use.
  • the second contact zone Z2 is distributed over the two peripheral coatings R1, R2.
  • the tips of the blades 11 are only in contact with the first peripheral coating R1 for the first pitch angle ⁇ 1 according to the first contact zone Z1.
  • the pitch angle is modified and the tips of the blades 11 can come into contact with the second peripheral coating R2 which is carried by the air inlet 3.
  • the air compression produced by the fan 11 is thus optimal for any angle of pitch without penalizing in an overall manner the mass and the size of the turbomachine T.
  • the air inlet 3 can be easily removed to disassemble the blades 11 of the fan 1.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Un ensemble d'un carter de soufflante (2) d'une turbomachine (T) et d'une entrée d'air (3), en particulier pour aéronef, la turbomachine (T) s'étendant selon un axe longitudinal (X) et comprenant au moins une soufflante (1) montée mobile en rotation selon l'axe longitudinal (X), le carter de soufflante (2) comprenant au moins un premier revêtement périphérique (RI), le premier revêtement périphérique (RI) étant formé dans un matériau abradable configuré pour pouvoir être usé lors de la rotation de la soufflante (1), l'entrée d'air (3) comprenant au moins un deuxième revêtement périphérique (R2), le deuxième revêtement périphérique (R2) étant formé dans un matériau abradable configuré pour pouvoir être usé lors de la rotation de la soufflante

Description

    Ensemble d’un carter de soufflante d’une turbomachine et d’une entrée d’air, procédé d’utilisation d’un tel ensemble
  • La présente invention concerne le domaine des turbomachines pour aéronef, en particulier, un ensemble propulsif comprenant une turbomachine comprenant une soufflante qui comprend des aubes à calage variable.
  • De manière connue, en référence à la , une turbomachine d’aéronef 100 s’étend selon un axe longitudinal X et comprend une soufflante 101, montée rotative autour dudit axe longitudinal X, qui permet de déplacer l’aéronef à partir d’un flux d’air entrant dans la turbomachine 100 et circulant d’amont en aval. Par la suite, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à l’axe longitudinal X orienté d’amont en aval. De même, les termes « intérieur » et « extérieur » sont définis selon la direction radiale par rapport à l’axe longitudinal X. De manière connue, la turbomachine 100 comprend un compresseur, une chambre de combustion et une turbine pour entraîner en rotation le compresseur. Dans cet exemple, la turbomachine 100 est à double flux et possède un taux de dilution supérieur à 16.
  • La soufflante 101 comporte une pluralité d’aubes 111. Chaque aube 111 s’étend radialement par rapport à l’axe longitudinal X et comprend un sommet libre à son extrémité distale. En référence à la , chaque aube 111 comporte en outre un bord d’attaque BA et un bord de fuite BF. De manière connue, le turbomachine 100 comporte un carter de soufflante 102 s’étendant longitudinalement selon l’axe longitudinale X et dans lequel est monté la soufflante 101. Le carter de soufflante 102 délimite une cavité annulaire de circulation du flux d’air. De manière connue, le carter de soufflante 102 comporte une bride amont 121 destinée à permettre le montage en amont d’une entrée d’air de nacelle (non représentée). De manière connue, une telle entrée d’air remplit une fonction de guidage du flux d’air dans le carter de soufflante 102. Des traitements spécifiques permettent également de participer à la réduction des nuisances acoustiques de l’ensemble propulsif.
  • En référence à la , afin de permettre une compression optimale, il est nécessaire de réduire le jeu radial entre le sommet des aubes de soufflante 111 et le carter de soufflante 102. A cet effet, il est connu de disposer un revêtement périphérique abradable RAA sur la paroi radialement intérieure du carter de soufflante 102. Lors du fonctionnement de la turbomachine, une couche superficielle de ce revêtement abradable RAA se détache par frottement au passage des aubes 111. En pratique, comme illustré aux figures 2 et 3, le revêtement abradable RAA couvre une longueur longitudinale LA qui est légèrement supérieure à la zone de contact ZA du sommet des aubes 111. Le frottement n’est pas continu mais peut survenir dans certaines situations (dilatations, écarts, chocs, etc.).
  • Afin d’éviter l’utilisation de systèmes d’inversion de poussée qui sont encombrants et lourds, il a été proposé d’utiliser une soufflante comportant des aubes à calage variable. En pratique, chaque aube peut tourner sur un axe radial de manière à modifier la position de son bord d’attaque BA et de son bord de fuite BF. Autrement dit, alors que les positions du bord d’attaque et du bord de fuite étaient identiques pour une soufflante classique, les positions du bord d’attaque et du bord de fuite peuvent varier en fonction de l’angle de calage pour une soufflante comportant des aubes à calage variable. Il en résulte que la longueur et la position de la zone de contact ZA du sommet des aubes 111 varie en fonction de l’angle de calage.
  • Afin de permettre une compression optimale, il a été proposé de prévoir un revêtement abradable de grande longueur de manière à pouvoir s’étendre au droit du sommet des aubes 111 pour tout angle de calage. Pour loger le revêtement abradable de longueur augmentée, il a été proposé d’allonger le carter de soufflante 102 mais cela présente des inconvénients étant donné que cela augmente la masse de la turbomachine ainsi que son encombrement. De plus, un tel allongement interdirait tout démontage des aubes de la soufflante.
  • L’invention vise ainsi à éliminer au moins certains de ces inconvénients.
    •  PRESENTATION DE L’INVENTION
  • L’invention concerne un ensemble d’un carter de soufflante d’une turbomachine, en particulier d’aéronef, et d’une entrée d’air, la turbomachine s’étendant selon un axe longitudinal et comprenant au moins une soufflante montée mobile en rotation selon l’axe longitudinal, le carter de soufflante comprenant au moins un premier revêtement périphérique, le premier revêtement périphérique étant formé dans un matériau abradable configuré pour pouvoir être usé lors de la rotation de la soufflante.
  • L’ensemble est remarquable par le fait que l’entrée d’air comprend au moins un deuxième revêtement périphérique, le deuxième revêtement périphérique étant formé dans un matériau abradable configuré pour pouvoir être usé lors de la rotation de la soufflante.
  • Ainsi, le revêtement périphérique est monté en partie sur le carter de soufflante et en partie sur l’entrée d’air de nacelle, ce qui permet de réduire la longueur du carter de soufflante et donc sa masse. Un tel ensemble est particulièrement adapté pour une soufflante comportant des aubes à angle de calage variable. Monter un revêtement abradable sur une entrée d’air permet de vaincre un préjugé selon lequel un revêtement abradable n’était porté que par un organe structural (carter de soufflante) et non par une nacelle. Le montage d’un même revêtement abradable sur des éléments différents (nacelle et turbomachine) et assemblés de manière rapportée va à l’encontre des pratiques courantes et permet un démontage des aubes de la soufflante par démontage de l’entrée d’air.
  • De préférence, le premier revêtement périphérique et le deuxième revêtement périphérique sont formés dans un même matériau abradable. Ainsi, le premier revêtement périphérique et le deuxième revêtement forment ensemble un même revêtement global.
  • De manière préférée, le carter de soufflante et l’entrée d’air étant solidarisés ensemble, le premier revêtement périphérique et le deuxième revêtement périphérique sont adjacents. De préférence, le premier revêtement périphérique et le deuxième revêtement périphérique sont continus l’un avec l’autre de manière à éviter la formation d’une interface hétérogène.
  • De préférence, le premier revêtement périphérique s’étend jusqu’à l’extrémité amont du carter de soufflante. De préférence encore, le deuxième revêtement périphérique s’étend jusqu’à l’extrémité aval de l’entrée d’air.
  • Selon un aspect de l’invention, le premier revêtement périphérique ayant une première longueur, le deuxième revêtement périphérique ayant une deuxième longueur, le rapport de la deuxième longueur sur la première longueur est supérieur à 20%, de préférence 30%, de préférence encore 50%. De préférence, le rapport de la deuxième longueur sur la première longueur est compris entre 20% et 70%. Un tel deuxième revêtement périphérique permet d’assurer une compression pour des angles de calage particuliers tout en conservant un carter de soufflante de longueur réduite.
  • L’invention concerne également un ensemble comprenant une turbomachine, en particulier pour aéronef, comprenant un carter de soufflante et une entrée d’air tels que présentés précédemment, la turbomachine s’étendant selon un axe longitudinal et comprenant au moins une soufflante montée mobile en rotation selon l’axe longitudinal configurée pour pouvoir entrer en contact avec au moins un des revêtements périphériques. En fonctionnement, la soufflante de la turbomachine peut entrer en contact avec un ou plusieurs revêtements périphériques.
  • De manière préférée, la soufflante comporte des aubes à calage variable. En fonction de l’angle de calage, la zone de contact avec le revêtement périphérique n’est pas à la même position et ne possède pas la même longueur. La présence du deuxième revêtement permet d’assurer un contact lors de la modification de l’angle de calage par rapport à un angle de calage usuel.
  • Selon un aspect de l’invention, la soufflante définissant un premier angle de calage correspondant à un fonctionnement de la turbomachine en flux direct, la soufflante est configurée pour pouvoir entrer en contact uniquement avec le premier revêtement périphérique pour le premier angle de calage. Ainsi, en flux direct, les aubes de la soufflante n’entrent en contact qu’avec le premier revêtement périphérique monté sur le carter de soufflante. Autrement dit, seul le carter de soufflante est sollicité lors du fonctionnement de la turbomachine en flux direct, ce qui augmente la durée de vie.
  • Selon un aspect de l’invention, la soufflante définissant un deuxième angle de calage correspondant à un fonctionnement de la turbomachine en flux inverse, la soufflante est configurée pour pouvoir entrer en contact avec le deuxième revêtement périphérique pour le deuxième angle de calage. Lors du fonctionnement de la turbomachine en flux inverse, le deuxième revêtement périphérique est sollicité, en particulier, seul ou avec le premier revêtement périphérique. La sollicitation demeure périodique, la zone de contact demeurant principalement sur le premier revêtement.
  • L’invention concerne également un procédé d’utilisation d’un ensemble tel que présenté précédemment, comprenant une étape de mise en rotation de la soufflante au cours de laquelle les aubes entrent en contact avec le premier revêtement périphérique et/ou le deuxième revêtement périphérique.
  • De manière préférée, la soufflante comportant des aubes à calage variable, le procédé comprenant :
    • une étape de mise en rotation de la soufflante pour un premier angle de calage des aubes au cours de laquelle les aubes entrent en contact uniquement avec le premier revêtement périphérique, et
    • une étape de mise en rotation de la soufflante pour un deuxième angle de calage des aubes au cours de laquelle les aubes entrent en contact avec le deuxième revêtement périphérique.
     PRESENTATION DES FIGURES
  • L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d’exemple, et se référant aux figures suivantes, données à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquelles des références identiques sont données à des objets semblables.
  • La est une représentation schématique en coupe longitudinale d’une turbomachine selon l’art antérieur.
  • La est une représentation schématique en coupe longitudinale rapprochée d’un carter de soufflante avec un revêtement périphérique abradable selon l’art antérieur.
  • La est une représentation schématique en perspective d’un carter de soufflante selon l’art antérieur.
  • La est une représentation schématique en coupe longitudinale d’une turbomachine selon l’invention.
  • La est une représentation schématique de face d’une soufflante avec des aubes à calage variable selon un premier angle de calage correspondant à une première zone de contact.
  • La est une représentation schématique de face d’une soufflante avec des aubes à calage variable selon un deuxième angle de calage correspondant à une deuxième zone de contact.
  • La est une représentation schématique en coupe longitudinale d’un ensemble d’un carter de soufflante et d’une entrée d’air d’une turbomachine selon l’invention.
  • La est une représentation schématique en perspective depuis l’intérieur de l’ensemble d’un carter de soufflante et d’une entrée d’air d’une turbomachine selon l’invention.
  • Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant.
    •  DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION
  • En référence à la , l’invention va être présentée pour une turbomachine T d’aéronef, en particulier, un turboréacteur. La turbomachine T s’étend selon un axe longitudinal X et comprend une soufflante 1 montée mobile en rotation selon l’axe longitudinal X et qui permet de déplacer l’aéronef à partir d’un flux d’air entrant dans la turbomachine T et circulant d’amont en aval. Par la suite, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à l’axe longitudinal X orienté d’amont en aval. De même, les termes « intérieur » et « extérieur » sont définis selon la direction radiale par rapport à l’axe longitudinal X. De manière connue, la turbomachine T comprend un compresseur, une chambre de combustion et une turbine pour entraîner en rotation le compresseur. De manière préférée, la turbomachine T est à double flux et possède un taux de dilution supérieur à 16.
  • Dans cet exemple, la soufflante 1 comporte des aubes à calage variable 11. Autrement dit, chaque aube 11 est mobile autour d’un axe radial R selon différents angles θ de calage. De manière connue, chaque aube 11 comporte un sommet qui est destiné à venir en contact avec un revêtement abradable selon une zone longitudinale de contact. En référence à la , la soufflante 1 peut avoir ses aubes 11 orientées selon un premier angle de calage θ1 définissant une première zone longitudinale de contact avec le revêtement abradable. De même, en référence à la , la soufflante 1 peut avoir ses aubes 11 orientées selon un deuxième angle de calage θ2 définissant une deuxième zone longitudinale de contact avec le revêtement abradable. Lors du vol de l’aéronef, l’angle de calage des aubes 11 de la soufflante 1 de la turbomachine T est modifié, en particulier, en cas d’inversion de poussée. La longueur et la position de chaque zone de contact est modifiée en fonction de l’angle de calage.
  • En référence à la , la turbomachine T comprend un ensemble d’un carter de soufflante 2 et d’une entrée d’air 3 de nacelle montée en amont du carter de soufflante 2. De préférence, l’entrée d’air 3 est non-structurale et ne permet pas de transmettre des efforts de poussée. Contrairement à une turbomachine traditionnelle dans laquelle les aubes 11 de la soufflante 1 sont en contact uniquement avec un revêtement périphérique abradable monté sur le carter de soufflante 2, la présente invention va à l’encontre des préjugés établis en proposant de monter un revêtement périphérique abradable en partie sur le carter de soufflante 2 et en partie sur l’entrée d’air 3. L’entrée d’air 3 de nacelle, qui ne possède traditionnellement aucune interaction avec les aubes 11, permet de supporter une partie du revêtement périphérique abradable. Cela permet avantageusement d’éviter d’allonger le carter de soufflante 2 et de réduire la masse et l’encombrement de la turbomachine T. De plus, cela permet de faciliter le démontage des aubes 11 de la soufflante 1 suite au démontage de la nacelle, en particulier, de l’entrée d’air 3.
  • En référence aux figures 7 et 8, le carter de soufflante 2 comprend un premier revêtement périphérique R1 qui est monté sur une surface intérieure et positionné en vis-à-vis de la soufflante 1 pour au moins une certaine plage d’angles de calage. Le premier revêtement périphérique R1 est formé dans un matériau abradable configuré pour être usé lors du frottement potentiel au cours de la rotation de la soufflante 1.
  • De manière analogue, l’entrée d’air 3 comprend un deuxième revêtement périphérique R2 qui est monté sur une surface intérieure et positionné en vis-à-vis de la soufflante 1 pour au moins une certaine plage d’angles de calage. Le deuxième revêtement périphérique R2 est formé dans un matériau abradable configuré pour être usé lors du frottement potentiel au cours de la rotation de la soufflante 1. Dans cette forme de réalisation, les revêtements périphériques R1, R2 sont formés dans un même matériau mais il va de soi qu’ils pourraient être formés dans des matériaux différents.
  • Le carter de soufflante 2 comporte à son extrémité amont un organe de fixation amont 21, en particulier une bride. De manière analogue, l’entrée d’air 3 comporte à son extrémité aval un organe de fixation aval 31, en particulier une bride, configuré pour coopérer avec l’organe de fixation amont 21 du carter de soufflante 2. Ainsi, l’entrée d’air 3 peut être montée de manière similaire à l’art antérieur.
  • De manière préférée, le première revêtement périphérique R1 s’étend jusqu’à l’extrémité amont du carter de soufflante 2 afin d’assurer une continuité à l’interface avec l’entrée d’air 3. De manière analogue, le deuxième revêtement périphérique R2 de l’entrée d’air 3 s’étend jusqu’à l’extrémité aval de l’entrée d’air 3. Lors du montage de l’entrée d’air 3 sur le carter de soufflante 2, les revêtements périphériques R1, R2 sont adjacents et de préférence continus de manière à posséder une surface lisse et aérodynamique. De préférence, suite au montage, une étape d’usinage est réalisée à l’interface INT ( ) afin d’assurer une continuité optimale.
  • De préférence, en référence à la , l’entrée d’air 3 comporte une paroi traitée acoustiquement 32 en amont du deuxième revêtement périphérique abradable R2 de manière à limiter les nuisances acoustiques de l’ensemble propulsif.
  • En référence à la , le premier revêtement périphérique R1 possède une première longueur L1 et le deuxième revêtement périphérique R2 possède une deuxième longueur L2. On définit le rapport Q comme le rapport de la deuxième longueur L2 sur la première longueur L1. Le rapport Q est de préférence supérieur à 20%, de préférence, supérieur à 30%, de préférence encore, supérieur à 50%. De manière préférée, le rapport Q est inférieur à 70% pour limiter la longueur globale du revêtement. Un tel rapport Q dépend notamment de la distance entre l’axe de rotation de l’aube et son bord de fuite.
  • Sur la , il est représenté, d’une part, la première zone de contact Z1 pour le premier angle de calage θ1 et, d’autre part, la deuxième zone de contact Z2 pour le deuxième angle de calage θ2. La deuxième zone de contact Z2 est située en amont de la première zone de contact Z1 et possède, de préférence, une longueur plus importante que la première zone de contact Z1.
  • De manière préférée, pour le premier angle de calage θ1, la première zone de contact Z1 est située uniquement sur le premier revêtement périphérique R1. De manière avantageuse, le premier angle de calage θ1, correspondant au calage en flux direct, est le plus utilisé au cours du fonctionnement de la turbomachine T et permet que les aubes 11 ne soient en contact qu’avec le premier revêtement périphérique R1 du carter de soufflante 2. Ainsi, la plupart du temps, les aubes 11 n’appliquent aucun effort sur le deuxième revêtement périphérique R2 de l’entrée d’air 3 pour le premier angle de calage θ1, ce qui est avantageux.
  • De manière avantageuse, c’est uniquement lorsque l’angle de calage est modifié que le deuxième revêtement périphérique R2 est mis à contribution. En référence à la , pour le deuxième angle de calage θ2 correspondant au calage en flux inverse, la deuxième zone de contact Z2 est répartie sur les deux revêtements périphériques R1, R2.
  • Lors de l’utilisation de la turbomachine T, le sommet des aubes 11 ne sont en contact qu’avec le première revêtement périphérique R1 pour le premier angle de calage θ1 selon la première zone de contact Z1. Au cours du fonctionnement de la turbomachine T, l’angle de calage est modifié et le sommet des aubes 11 peut entrer en contact avec le deuxième revêtement périphérique R2 qui est porté par l’entrée d’air 3. La compression d’air réalisée par la soufflante 11 est ainsi optimale pour tout angle de calage sans pénaliser de manière globale la masse et l’encombrement de la turbomachine T. De plus, l’entrée d’air 3 peut être aisément retirée pour démonter les aubes 11 de la soufflante 1.
    •

Claims (13)

  1. Ensemble d’un carter de soufflante (2) d’une turbomachine (T), en particulier pour aéronef, et d’une entrée d’air (3) de nacelle, la turbomachine (T) s’étendant selon un axe longitudinal (X) et comprenant au moins une soufflante (1) montée mobile en rotation selon l’axe longitudinal (X), le carter de soufflante (2) comprenant au moins un premier revêtement périphérique (R1), le premier revêtement périphérique (R1) étant formé dans un matériau abradable configuré pour être usé lors de la rotation de la soufflante (1), ensemble caractérisé par le fait que l’entrée d’air (3) de nacelle comprend au moins un deuxième revêtement périphérique (R2), le deuxième revêtement périphérique (R2) étant formé dans un matériau abradable configuré pour être usé lors de la rotation de la soufflante (1).
  2. Ensemble selon la revendication 1, dans lequel le premier revêtement périphérique (R1) et le deuxième revêtement périphérique (R2) sont formés dans un même matériau abradable.
  3. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel le carter de soufflante (2) et l’entrée d’air (3) étant solidarisés ensemble, le premier revêtement périphérique (R1) et le deuxième revêtement périphérique (R2) sont adjacents.
  4. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le premier revêtement périphérique (R1) s’étend jusqu’à l’extrémité amont du carter de soufflante (2).
  5. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel le deuxième revêtement périphérique (R2) s’étend jusqu’à l’extrémité aval de l’entrée d’air (3).
  6. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel le premier revêtement périphérique (R1) ayant une première longueur (L1), le deuxième revêtement périphérique (R2) ayant une deuxième longueur (L2), le rapport (Q) de la deuxième longueur (L2) sur la première longueur (L1) est supérieur à 20%, de préférence 30%, de préférence encore 50%.
  7. Ensemble comprenant une turbomachine (T), en particulier pour aéronef, comprenant un carter de soufflante (2) et une entrée d’air (3) selon l’une des revendications 1 à 6, la turbomachine (T) s’étendant selon un axe longitudinal (X) et comprenant au moins une soufflante (1) montée mobile en rotation selon l’axe longitudinal (X) configurée pour entrer en contact avec au moins un des revêtements périphériques (R1, R2).
  8. Ensemble selon la revendication 7, dans lequel la soufflante (1) comporte des aubes (11) à calage variable.
  9. Ensemble selon l’une des revendications 7 et 8, dans lequel la soufflante (1) définissant un premier angle de calage (θ1) correspondant à un fonctionnement de la turbomachine (T) en flux direct, la soufflante (1) est configurée pour pouvoir entrer en contact uniquement avec le première revêtement périphérique (R1) pour le premier angle de calage (θ1).
  10. Ensemble selon l’une des revendications 7 à 9, dans lequel la soufflante (1) définissant un deuxième angle de calage (θ2) correspondant à un fonctionnement de la turbomachine (T) en flux inverse, la soufflante (1) est configurée pour pouvoir entrer en contact avec le deuxième revêtement périphérique (R2) pour le deuxième angle de calage (θ2).
  11. Ensemble selon l’une des revendications 1 à 10, dans lequel, le carter de soufflante (2) comportant à son extrémité amont un organe de fixation amont (21), l’entrée d’air (3) comporte à son extrémité aval un organe de fixation aval (31), configuré pour coopérer avec l’organe de fixation amont (21) du carter de soufflante (2). 
  12. Procédé d’utilisation d’un ensemble selon l’une des revendications 7 à 11, comprenant une étape de mise en rotation de la soufflante (1) au cours de laquelle les aubes (11) entrent en contact avec le premier revêtement périphérique (R1) et/ou le deuxième revêtement périphérique (R2).
  13. Procédé d’utilisation d’un ensemble selon la revendication 12, dans lequel la soufflante (1) comportant des aubes (11) à calage variable, le procédé comprenant :
    • une étape de mise en rotation de la soufflante (1) pour un premier angle de calage (θ1) des aubes (11) au cours de laquelle les aubes (11) entrent en contact uniquement avec le premier revêtement périphérique (R1), et
    • une étape de mise en rotation de la soufflante (1) pour un deuxième angle de calage (θ2) des aubes (11) au cours de laquelle les aubes (11) entrent en contact avec le deuxième revêtement périphérique (R2). 
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