EP4490039A1 - Ensemble propulsif pour un aeronef - Google Patents

Ensemble propulsif pour un aeronef

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Publication number
EP4490039A1
EP4490039A1 EP23714233.6A EP23714233A EP4490039A1 EP 4490039 A1 EP4490039 A1 EP 4490039A1 EP 23714233 A EP23714233 A EP 23714233A EP 4490039 A1 EP4490039 A1 EP 4490039A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
type
downstream
downstream stator
blades
blade
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
EP23714233.6A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Eva Julie Lebeault
Fernando GEA AGUILERA
Anthony BINDER
Clément Cottet
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 EP4490039A1 publication Critical patent/EP4490039A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/18—Aerodynamic features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
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    • B64D27/40—Arrangements for mounting power plants in aircraft
    • B64D27/402—Arrangements for mounting power plants in aircraft comprising box like supporting frames, e.g. pylons or arrangements for embracing the power plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F04D29/544—Blade shapes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
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    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/56—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
    • F04D29/563—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable specially adapted for elastic fluid pumps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]

Definitions

  • the present disclosure relates to the field of longitudinal axis aeronautical thrusters comprising (at least) two annular rows of non-ducted blades, one upstream, the other downstream, along the longitudinal axis.
  • the aeronautical propellant may comprise (at least) a heat engine, in particular a turbomachine, turboshaft, turbojet, turbofan, and/or (at least) an electric motor, and/or (at least) a hydrogen engine, and /or (at least) a hybrid engine: thermal and/or electric and/or hydrogen.
  • a heat engine in particular a turbomachine, turboshaft, turbojet, turbofan, and/or (at least) an electric motor, and/or (at least) a hydrogen engine, and /or (at least) a hybrid engine: thermal and/or electric and/or hydrogen.
  • a turbomachine with a “non-ducted” fan is a type of turbomachine in which the fan (or propeller) extends in outside the engine casing (or nacelle), unlike conventional turbomachines (of the “Turbofan” type) in which the fan is ducted.
  • An example of such a turbomachine is shown in Figure 1.
  • the turbomachine 10 comprises a hub 12, defining the engine casing, and on which is mounted an annular row of non-ducted upstream blades 14 and an annular row of non-ducted downstream blades 16 which are spaced from one another along an axis longitudinal X of the turbomachine 10.
  • the annular row of upstream blades 14 and the annular row of downstream blades 16 respectively define an upstream propeller and a downstream propeller.
  • the orientation qualifiers such as “longitudinal”, “radial” or “circumferential”, are defined by reference to the longitudinal axis X of the turbomachine 10.
  • the relative qualifiers “upstream” and “downstream” are defined one relative to the other with reference to the flow of gases in the turbomachine 10 along the longitudinal axis X.
  • the turbomachine 10 comprises, from upstream to downstream inside the engine casing, a ( or compressor(s) 2, at least one combustion chamber 4, one (or more) turbine(s) 6 and at least one exhaust nozzle 8.
  • the annular row of downstream stator blades 16 is centered on the longitudinal axis USF type configuration makes it possible to exploit, through the downstream propeller, the gyration energy of the air flow coming from the upstream propeller.
  • the efficiency of the turbomachine 10 is thus improved, in particular compared to a conventional turbomachine comprising a single rotating propeller.
  • the unducted upstream rotor blades 16 are rotated around the longitudinal axis X by the turbine(s) 6 which itself drives the compressor(s). s) 2.
  • the turbomachine 10 generally includes a speed reduction box (“gearbox” in English) in order to decouple the rotational speed of the turbines 6 relative to the rotational speed of the upstream propeller.
  • the turbomachine 10 can have a so-called “pusher” configuration in which the annular row of upstream rotor blades 14 and the annular row of downstream stator blades 16 are located at a downstream end portion of the turbomachine 10 ( configuration shown in Figure 1), or the turbomachine 10 can have a so-called “puller” configuration in which the annular row of upstream rotor blades 14 and the annular row of downstream stator blades 16 are located at an end portion upstream of the turbomachine 10.
  • the annular row of upstream rotor blades 14 and the annular row of downstream stator blades 16 can surround a section of the compressor(s) 2 of the turbomachine or the speed reduction unit.
  • the annular row of upstream blades 14 and the annular row of downstream stator blades 14 can surround a section of the turbine(s) 6 of the turbomachine 10.
  • the upstream air flow perceived by the turbomachine 10 is not parallel to the longitudinal axis upstream 14 vary according to the position around the longitudinal axis X of the upstream rotor blade 14 during its rotation around the longitudinal axis
  • the incidence of the air flow perceived by the turbomachine 10 is modified by the upstream propeller in a heterogeneous manner around the longitudinal axis X. Consequently, the aerodynamic load applied to each of the downstream stator blades 16 differs according to the position around the longitudinal axis landing and takeoff phases.
  • An aeronautical thruster with a longitudinal axis comprising a hub, an annular row of upstream non-ducted rotor blades and an annular row of downstream non-ducted stator blades, the annular row of upstream rotor blades and the annular row of blades.
  • downstream stator blades being spaced from one another along the longitudinal axis, in which the annular row of downstream stator blades comprises:
  • each downstream stator blade of the first type being located around the longitudinal axis in a first angular sector around the longitudinal axis, each downstream stator blade of the first type being wedged fixed, - at least one downstream stator blade of a second type, each downstream stator blade of the second type being located around the longitudinal axis outside said first angular sector, each downstream stator blade of the second type being with variable pitch.
  • Each downstream stator blade of the second type can be rotated around a respective timing axis to change the angle of incidence of the air flow on the downstream stator blade of the second type.
  • the rotational adjustment of each downstream stator blade of the second type around the respective setting axis can be carried out as a function of the incidence operating phase of the aeronautical propeller (i.e. in particular landing phase and/or take-off phase), and/or depending on the air flow conditions taken locally at the level of the downstream stator blade.
  • the local air flow conditions at the level of each downstream stator blade may depend, depending on the position of the downstream stator blade around the longitudinal axis, the wake of the upstream rotor blades and/or the presence of elements of structure of an aircraft on which the aeronautical propeller is mounted (mast, fuselage, wing, slat, flaps, etc.). This makes it possible, on the one hand, to reduce the noise level emitted by the aeronautical propeller, and on the other hand, to improve the aerodynamic performance of the annular row of downstream stator blades.
  • the annular row of upstream rotor blades is movable in rotation around the longitudinal axis.
  • the annular row of downstream stator blades is locked in rotation around the longitudinal axis.
  • the annular row of downstream stator blades is therefore fixed around the longitudinal axis. In other words, the downstream stator blades are not rotated around the longitudinal axis.
  • non-ducted used in reference to the upstream rotor blades and the downstream stator blades indicates that the upstream rotor blades and the downstream stator blades are not surrounded by a nacelle, unlike conventional aeronautical thrusters in which the fan is streamlined inside a nacelle.
  • the annular row of upstream rotor blades and the annular row of downstream stator blades can respectively define an upstream propeller and a downstream propeller.
  • the annular row of downstream stator blades can be a rectifier.
  • Each blade (upstream and/or downstream) can extend radially.
  • Each blade can extend between a radially internal end, this being located at the level of (that is to say closest to) the hub of the aeronautical propeller, and a radially internal end. external.
  • the radially internal end can be, longitudinally, at the level of a leading edge of the blade or at the level of the setting axis of the blade considered.
  • the radially internal end is also called the “root” of the blade.
  • a position of each blade around the longitudinal axis can be identified by the position around the longitudinal axis of the radially internal end of the respective blade.
  • the radially outer end of each blade is the opposite end of the radially inner end of the blade.
  • the radially outer end may be the free end of the blade.
  • the radially internal end and the radially external end of each of the blades can be radially aligned and/or at the same longitudinal position. It cannot be excluded that the radially inner end and the radially outer end of each of the blades may be longitudinally and/or circumferentially offset relative to each other.
  • the position of each of the blades (upstream and/or downstream) around the longitudinal axis can be expressed according to an angular position around the longitudinal axis.
  • the angular position of each of the blades (upstream and/or downstream) can be located in relation to a time dial (here seen from the upstream for example) whose angular positions at 12 o'clock, 3 o'clock, 6 o'clock and 9 o'clock are positioned in a conventional manner .
  • the angular position at 12 o'clock is therefore positioned vertically upwards in relation to the longitudinal axis.
  • the angular position at 6 o'clock is positioned vertically downward in relation to the longitudinal axis.
  • the angular position at 3 o'clock is positioned horizontally to the right in relation to the longitudinal axis.
  • the angular position at 9 o'clock is positioned horizontally to the left in relation to the longitudinal axis.
  • An axis extending radially passing through the angular positions at 12 o'clock and 6 o'clock is thus perpendicular to an axis extending radially passing through the angular positions at 3 o'clock and 9 o'clock.
  • Absolute position qualifiers such as the terms “top”, “bottom”, “left”, “right”, etc., or relative position, such as the terms “above”, “below”, “superior”, “lower”, etc., and orientation qualifiers, such as the terms “vertical” and “horizontal” can be considered in an operational state of the aeronautical propellant, typically when it is installed on an aircraft placed on the ground.
  • the axis passing through the angular positions at 12 o'clock and at 6 o'clock extends in the direction of the gravity field, i.e. vertically.
  • the angular position of each blade can be defined by an angle measured around the longitudinal axis positively clockwise relative to the angular position at 12 o'clock.
  • the angle can be measured between an axis perpendicular to the longitudinal axis of the aeronautical propeller passing through the radially inner end (or the radially outer end) of the downstream stator blade and the axis passing through the positions angular at 12 o'clock and 6 o'clock.
  • the angular position of a blade located at the angular position at 12 o'clock can be defined by an angle equal to 0°
  • the angular position of a blade located at the angular position at 3 o'clock can be defined by an angle equal to 90 °
  • the angular position of a blade located at the angular position at 6H can be defined by an angle equal to 180° (or equivalently to -180°)
  • the angular position of a blade located at the angular position at 9H can be defined by an angle equal to 270° (or equivalently to - 90°).
  • Each blade has a radially external radius.
  • the radially outer radius of a blade can be considered as the radial distance from the longitudinal axis of the radially outer end of the blade. In other words, this is the maximum radius of the blade.
  • the maximum radially external radius among the annular row of upstream rotor blades corresponds to the radially external radius of the upstream propeller.
  • Each upstream rotor blade can have an identical radially external radius. In this case, the radially external radius of each upstream rotor blade corresponds to the radially external radius of the upstream propeller.
  • the maximum radially external radius among the annular row of downstream stator blades corresponds to the radially external radius of the downstream propeller.
  • Each downstream stator blade can have an identical radially external radius.
  • the radially external radius of each downstream stator blade corresponds to the radially external radius of the downstream propeller.
  • the annular row of stator blades may comprise two stator blades (possibly circumferentially consecutive) which have a radially external radius different from one another.
  • the annular row of stator blades may comprise two stator blades (possibly circumferentially consecutive) which have a radially internal radius different from one another.
  • Each blade (upstream and/or downstream) can have an aerodynamic profile.
  • each blade may comprise a stack of sections in the radial direction.
  • a stacking line can be defined which passes through the center of gravity of each section of the blade. It is not excluded that the stacking line of one of the blades or of several blades forms a non-linear curve. In a particular case, the stacking line of one of the blades or of several blades can extend radially in a rectilinear manner.
  • Each section extends in a respective section plane which is perpendicular to the radial direction of extension of the corresponding blade.
  • Each section may comprise a leading edge upstream and a trailing edge downstream between which extend an intrados line and an extrados line.
  • Each section can define an aerodynamic profile.
  • Each section may include a chord defined by a straight portion connecting the leading edge to the trailing edge.
  • the leading edge and the trailing edge of all the sections of the stack of sections can respectively form, for each blade, a leading edge and a trailing edge of the blade.
  • the intrados line and the extrados line of all the sections of the stack of sections can respectively form, for each blade, an intrados face and an extrados face of the downstream stator blade .
  • the intrados face and the extrados face can be, for each of the downstream stator blades, positioned relative to each other in the same direction in the circumferential direction.
  • Each stator blade (of the first and second type) has a respective wedging axis.
  • the timing axis of each downstream stator blade can be included in a plane perpendicular to the longitudinal axis. In other words, the timing axis of each downstream stator blade can extend in a direction whose longitudinal component is zero.
  • the timing axis of each downstream stator blade can extend radially. It cannot be excluded that the timing axis comprises a radial component and/or a longitudinal component and/or a circumferential component.
  • the pitch angle of each downstream stator blade can correspond to the angle formed between, on the one hand, a first axis which is defined by the intersection between the section plane of a reference section among the stack of sections of the blade and a plane perpendicular to the longitudinal axis (which may include the setting axis of the downstream stator blade), and on the other hand, the chord of the reference section of the downstream stator blade .
  • the angle can be measured on the upstream side of the plane perpendicular to the longitudinal axis.
  • the angle can be measured positively in a direction going from the first axis to the chord of the reference section, and more particularly in a direction coinciding with the direction going from the intrados line to the extrados line.
  • a first downstream stator blade can be said to be “closed-pitch” relative to a second downstream stator blade when it has a pitch angle less than the pitch angle of the second downstream stator blade, preferably at least least 0.1°, more preferably at least 1°.
  • a first downstream stator blade can be said to be “open-pitch” relative to a second downstream stator blade when it has a pitch angle greater than the pitch angle of the second downstream stator blade, preferably d at least 0.1°, more preferably at least 1°.
  • Each downstream stator blade of the second type can be pivotally mounted around the respective wedging axis which extends in a direction which comprises at least one radial component.
  • the aeronautical propeller may further comprise means for driving each of the downstream stator blades of the second type independently or together in rotation around the respective timing axis.
  • the aeronautical propeller may comprise means for driving together each of the downstream stator blades of the second type which are arranged in a second angular sector around the longitudinal axis, distinct from the first angular sector, in rotation around the axis of respective setting.
  • each downstream stator blade of the second type can be connected, at its radially internal end, to a wedging arm which is adapted to rotate around the wedging axis of the downstream stator blade of the second type.
  • each downstream stator blade can be located at the radially internal end of the downstream stator blade.
  • the reference section of each downstream stator blade can be located, on the corresponding downstream stator blade, at a radial distance from the longitudinal axis which corresponds to 75% of the radially external radius of the corresponding downstream stator blade.
  • the reference section of each downstream stator blade can be located, on the downstream stator blade, at a radial distance from the longitudinal axis which corresponds to 75% of the radially external radius of the downstream stator blade which presents the radius radially minimal external among the annular row of downstream stator blades.
  • the aeronautical propeller can comprise between 2 and 25 upstream rotor blades.
  • the aeronautical propeller can include between 2 and 25 downstream stator blades.
  • the aeronautical propeller can comprise between 1 and 6 downstream stator blades of the first type.
  • the aeronautical propeller may preferably comprise 2 downstream stator blades of the first type.
  • the number of upstream rotor blades may be different from the number of downstream stator blades. This makes it possible to reduce the number of upstream rotor blades which are simultaneously positioned circumferentially around the longitudinal axis facing longitudinally one of the downstream stator blades. Thus, this reduces the number of wakes of upstream rotor blades which interact simultaneously on the downstream stator blades. The noise emitted by the thruster is then reduced.
  • the number of upstream rotor blades may be greater than the number of downstream stator blades.
  • Each downstream stator blade constitutes a source of noise emission, thus a reduced number of downstream stator blades makes it possible to further reduce the noise level emitted by the propeller.
  • the solidity of the annular row of downstream stator blades can be less than or equal to 3 over all of the radial dimension of each downstream stator blade.
  • the solidity is less than or equal to 1 at a radially external end of each downstream stator blade.
  • the solidity of the annular row of upstream rotor blades can be less than or equal to 3 on the entire radial dimension of each upstream rotor blade.
  • the solidity is less than or equal to 1 at the level of a radially external end of each upstream rotor blade.
  • the ratio between, on the one hand, the distance in the longitudinal direction separating a median plane of the annular row of upstream rotor blades and a median plane of the annular row of downstream stator blades, and on the other hand, the diameter of the aeronautical propellant can vary between 0.01 and 0.8, preferably between 0.1 and 0.5.
  • the median plane of each annular row of blades can be normal to the longitudinal axis.
  • the median plane of each annular row of blades can be the plane containing the pitch axis of each of the blades of the corresponding annular row.
  • the median plane of each annular row of blades can be the plane containing the pitch axis of at least one of the blades of the corresponding annular row.
  • the diameter of the aeronautical propeller can be defined as being twice the radially external radius of the upstream propeller.
  • the trailing edge of each of the blades of the upstream annular row is located longitudinally upstream of a leading edge of each of the blades of the downstream annular row.
  • the hub can be axisymmetric around the longitudinal axis.
  • the first angular sector can extend over an angular range less than or equal to 180°, preferably less than or equal to 120°, more preferably less than or equal to 60°.
  • At least two downstream stator blades of the first type can have an identical pitch angle. This simplifies the manufacturing of the aeronautical propellant.
  • Each downstream stator blade of the first type can have an identical pitch angle.
  • At least two downstream stator blades of the first type can have a different pitch angle. Said two downstream blades of the first type can be circumferentially consecutive.
  • the difference between the pitch angle of two downstream stator blades of the first type can be less than 120°, preferably less than 60°.
  • the difference between the pitch angle of two circumferentially consecutive downstream stator blades of the first type may be less than 45°, preferably less than 15°.
  • the pitch angle of each downstream stator blade of the first type can be determined as a function of the angular position of the downstream stator blade of the first type around the longitudinal axis, in particular according to a linear, parabolic, sinusoidal law, logarithmic, or exponential.
  • Each downstream stator blade of the first type can have identical dimensional characteristics. This simplifies the manufacturing of the aeronautical propellant. At least two downstream stator blades of the first type may have identical dimensional characteristics. It is understood that for each section of one of the two downstream stator blades, there exists a corresponding section of the other among the two downstream stator blades which is arranged at the same radial distance from the longitudinal axis and which has the same aerodynamic profile.
  • At least two downstream stator blades of the first type may have different dimensional characteristics. It is understood that for each section of one of the two downstream stator blades, there exists a corresponding section of the other among the two downstream stator blades which is arranged at the same radial distance from the longitudinal axis and which has a profile different aerodynamics.
  • the annular row of downstream stator blades may comprise a first set and a second set of downstream stator blades of the first type, each downstream stator blade of the first type of the first set having identical first dimensional characteristics and each downstream stator blade of the first type of the second set having identical second dimensional characteristics.
  • At least two downstream stator blades have identical dimensional characteristics on an upstream end portion which extends longitudinally over a relative chord length of between 2% and 50%, preferably between 10% and 30%. .
  • there exists a corresponding section of the other among the two downstream stator blades which is arranged at the same radial distance from the longitudinal axis and which presents the same aerodynamic profile over a relative chord length of the section between 2% and 50%, preferably between 10% and 30%.
  • At least two downstream stator blades of the second type can have a different pitch angle. Said two downstream blades of the second type can be circumferentially consecutive. At least two downstream stator blades of the second type can have an identical pitch angle.
  • the difference between the pitch angle of two downstream stator blades of the second type can be less than 120°, preferably less than 60°.
  • the difference between the pitch angle of two circumferentially consecutive downstream stator blades of the second type may be less than 20°, preferably less than 15°.
  • the difference between the pitch angle of two circumferentially consecutive downstream stator blades of the second type may be less than the difference between the pitch angle of two circumferentially consecutive downstream stator blades of the first type.
  • the pitch angle of each downstream stator blade of the second type can be determined as a function of the angular position of the downstream stator blade of the second type around the longitudinal axis, in particular according to a linear, parabolic, sinusoidal law, logarithmic, or exponential.
  • Each downstream stator blade of the second type may have a pitch angle different from the pitch angle of the circumferentially adjacent downstream stator blades of the second type. This makes it possible to reduce the correlation of noise sources and therefore makes it possible to reduce the noise level emitted by the aeronautical propeller.
  • Each downstream stator blade of the second type can have identical dimensional characteristics.
  • the annular row of stator blades may comprise a first group of downstream stator blades of the second type which each have a first pitch angle and a second group of downstream stator blades of the second type which each have a second pitch angle different from the first pitch angle. wedging.
  • the first group of downstream stator blades of the second type and the second group of downstream stator blades of the second type may each comprise at least two circumferentially adjacent downstream stator blades of the second type.
  • a propulsion assembly for an aircraft, the propulsion assembly comprising an aeronautical propellant as described above and a pylon for fixing the aeronautical propellant to the aircraft, the pylon extending according to one direction comprising at least one radial component from a radially internal end by which the pylon is connected to the hub of the aeronautical propeller, the first angular sector being is centered on a longitudinal median plane of the pylon.
  • the pylon may comprise a leading edge and a trailing edge between which extend on each side in the circumferential direction an extrados face and an intrados face, the extrados face and the d face.
  • the lower surface of the pylon being, at least on an upstream part of the pylon, arranged circumferentially on each side of a radial plane defined by the longitudinal axis and a radial axis passing, at least in part, through the leading edge of the pylon , the annular row of downstream stator blades of the aeronautical propeller comprising:
  • first group comprising one or more downstream blade(s) of the first type which each have a downstream end located circumferentially on the same side as the extrados face of the pylon with respect to the radial plane, the first group comprising at least the downstream stator blade of the first type which is closest circumferentially to the radial plane and whose downstream end is located circumferentially on the same side as the extrados face of the pylon with respect to the radial plane,
  • a second group comprising one or more downstream blade(s) of the first type which each have a downstream end located circumferentially on the same side as the intrados face of the pylon with respect to the radial plane, the second group comprising at least the downstream stator blade of the first type which is closest circumferentially to the radial plane and whose downstream end is located circumferentially on the same side as the intrados face of the pylon with respect to the radial plane.
  • Each downstream stator blade of the first type of the first group can be in a closed setting configuration relative to the downstream stator blades of the first type of the second group.
  • Such an arrangement makes it easier to bypass the air flow around the pylon, thus reducing a rise in pressure distortion between the pylon and the downstream stator blades of the first type, and avoiding separation of the boundary layers and the formation of recirculation zones on the downstream stator blades of the first type which would increase aerodynamic losses and noise levels.
  • the pylon may have a shape which does not have an aerodynamic profile.
  • the pylon may have a symmetrical shape with respect to a longitudinal plane (ie which includes at least the longitudinal axis).
  • each downstream stator blade of the first type of the second group is in an open-wedge configuration relative to the downstream stator blades of the first type of the first group.
  • each downstream stator blade of the first type of the first group can be in the closed pitch configuration relative to the downstream stator blades of the second type and each downstream stator blade of the first type of the second group can be in the open pitch configuration relative to the blades.
  • downstream stators of the second type are downstream stators of the second type.
  • the pylon can be connected to one of the downstream stator blades so as to form a unitary aerodynamic assembly. This reduces the drag forces linked to the pylon.
  • the pylon can be positioned around the axis of rotation at an angular position at 12 o'clock or 6 o'clock around the longitudinal axis of the aeronautical propeller. Such a configuration allows the attachment of the aeronautical propellant under or on the wing of the aircraft.
  • the pylon can be positioned around the axis of rotation at an angular position at 3 o'clock or 9 o'clock around the longitudinal axis of the aeronautical propeller. Such a configuration allows the attachment of the aeronautical propellant at the level of a rear part of a fuselage of the aircraft.
  • the pylon can be arranged longitudinally, in whole or in part, downstream of the annular row of downstream stator blades.
  • the pylon can be arranged circumferentially, in whole or in part, between two circumferentially adjacent downstream stator blades of the first type.
  • an aircraft comprising an aeronautical propellant as described above or a propulsion assembly as described above.
  • a method of using the aeronautical propeller as described above or the propulsion assembly as described above comprising adjusting the pitch angle of each downstream stator blade of the second type depending on an operating phase of incidence of the aeronautical propellant.
  • An incidence operating phase can be characterized by one or more of the following characteristics:
  • the propulsion assembly comprises a high-lift device (slat, flap) in an at least partially deployed state;
  • the altitude of the propulsion unit is less than or equal to 5000 m;
  • the slope of the trajectory of the propulsion assembly is between -1° and -10° (landing angle of attack phase) or between 1° and 20° (takeoff angle of attack phase);
  • the propulsion assembly is attached to an aircraft whose angle of attack (i.e. the angle between the forward speed and the main axis of a fuselage of the aircraft) is between 0° and 10° (landing angle of attack phase) or between 0° and 15° (takeoff angle of attack phase).
  • angle of attack i.e. the angle between the forward speed and the main axis of a fuselage of the aircraft
  • takeoff angle of attack phase i.e. the angle between the forward speed and the main axis of a fuselage of the aircraft
  • the method may include a reading of one or more of the preceding characteristics and a transmission of the characteristic(s) in the form of data to a digital regulation system (for example an interface between a cockpit and the propeller , called “Full Authority Digital Engine Control”, also called “FADEC”).
  • a digital regulation system for example an interface between a cockpit and the propeller , called “Full Authority Digital Engine Control”, also called “FADEC”.
  • the determination of the pitch angle of each downstream stator blade of the second type can be carried out by controlling said data, in particular by the digital regulation system.
  • Figure 1 is a partial schematic sectional view of a turbomachine with an unducted fan according to the prior technique
  • Figure 2 is a partial schematic view of a turbomachine with an unducted fan according to the present description
  • Figure 3 includes Figure 3a which is a schematic view of a downstream stator blade of the turbomachine of Figure 2 and Figure 3b which is a schematic view of the downstream stator blade Figure 3 in the section plane III- lll;
  • Figure 4 includes Figures 4a and 4b which are respectively a schematic perspective view and a schematic sectional view of an annular row of stator blades downstream of the turbomachine of Figure 2;
  • Figure 5 is a circumferentially extended schematic partial view of a first configuration of the annular row of downstream stator blades of Figure 4;
  • Figure 6 includes Figures 6a to 6c which each represent a graph illustrating a variant of the first configuration of the annular row of downstream stator blades of Figure 5;
  • Figure 7 is a circumferentially extended schematic partial view of a second configuration of the annular row of downstream stator blades of Figure 4;
  • Figure 8 includes Figures 8a and 8b which are each a circumferentially extended schematic partial view of a variant of a third configuration of the annular row of downstream stator blades of Figure 4;
  • Figure 9 includes Figure 9a which is a circumferentially extended schematic partial view of a fourth configuration of the annular row of downstream stator blades of Figure 4 and Figure 9b which represents a detail of embodiment of the fourth configuration of the annular row of downstream stator blades;
  • Figure 2 represents a propulsion assembly for an aircraft which comprises a turbomachine 10 of longitudinal axis level of a wing of the aircraft.
  • the pylon 18 can be adapted to fix the turbomachine 10 at the level of a fuselage, in particular rear, of the aircraft.
  • the orientation qualifiers such as “longitudinal”, “radial” or “circumferential”, are defined with reference to the longitudinal axis X of the turbomachine 10.
  • the relative qualifiers “upstream” and “downstream” are defined one with respect to the other with reference to the flow of gases in the turbomachine 10 along the longitudinal axis X.
  • the turbomachine 10 comprises a hub 12.
  • the hub 12 is here axisymmetric around the longitudinal axis 16 non-streamlined.
  • the annular row of upstream rotor blades 14 and the annular row of downstream stator blades 16 are spaced from one another along the longitudinal axis downstream stator blades 16 indicates that the upstream rotor blades 14 and the downstream stator blades 16 are not surrounded by a nacelle, unlike conventional turbomachines 10 in which the fan is shrouded inside a nacelle.
  • the annular row of upstream rotor blades 14 is movable in rotation around the longitudinal axis downstream stator blades 16 is therefore fixed around the longitudinal axis X. In other words, the downstream stator blades 16 are not rotated around the longitudinal axis downstream stator 16 respectively define an upstream helix and a downstream helix.
  • FIG 4 represents the annular row of downstream stator blades 16 and Figure 3 represents one of the downstream stator blades 16 in more detail.
  • Each downstream stator blade extends radially between a radially internal end 20, the latter being located at the level of (that is to say closest to) the hub 12 of the turbomachine 10, and a radially external end 21.
  • the radially internal end 20 is, longitudinally, at the level of a leading edge 22 of the blade.
  • the radially internal end 20 is also called the “foot” of the blade.
  • the radially outer end 21 of each downstream stator blade 16 is the opposite end of the radially inner end 20 of the blade.
  • the radially external end 21 is the free end of the downstream stator blade 16.
  • each of the downstream stator blades 16 around the longitudinal axis X is expressed according to an angular position around the longitudinal axis hourly (here considered seen from upstream for example) whose angular positions at 12 o'clock, 3 o'clock, 6 o'clock and 9 o'clock are positioned in a conventional manner.
  • the angular position at 12 o'clock is therefore positioned vertically upwards relative to the longitudinal axis X.
  • the angular position at 6 o'clock is positioned vertically downwards relative to the longitudinal axis the right with respect to the longitudinal axis to an axis extending radially passing through the angular positions at 3H and 9H.
  • Absolute position qualifiers such as the terms “top”, “bottom”, “left”, “right”, etc., or relative position, such as the terms “above”, “below”, “superior”, “lower”, etc., and the orientation qualifiers, such as the terms “vertical” and “horizontal” can be considered in an operational state of the turbomachine 10, typically when it is installed on an aircraft placed on the ground .
  • the axis passing by the angular positions at 12 o'clock and at 6 o'clock extends in the direction of the gravitational field, i.e. vertically.
  • each downstream stator blade 16 is also defined by an angle 0 measured around the longitudinal axis
  • the angle 0 can be measured between an axis perpendicular to the longitudinal axis downstream stator blade 16 and the axis passing through the angular positions at 12 o'clock and 6 o'clock.
  • the angular position of a downstream stator blade 16 located at the angular position at 12 o'clock is defined by an angle 0 equal to 0°
  • the angular position of a downstream stator blade 16 located at the angular position at 3 o'clock is defined by an angle 0 equal to 90°
  • the angular position of a downstream stator blade 16 located at the angular position at 6H is defined by an angle 0 equal to 180° (or equivalently to -180°)
  • a downstream stator blade 16 located at the angular position at 9 o'clock is defined by an angle 0 equal to 270° (or equivalently to -90°).
  • Each downstream stator blade 16 has a radially external radius.
  • the radially external radius of a blade is the radial distance to the longitudinal axis X of the radially external end 21 of the blade. In other words, this is the maximum radius of the blade.
  • each downstream stator blade 16 has an identical radially external radius which thus corresponds to the radially external radius of the downstream propeller.
  • each downstream stator blade 16 defines an aerodynamic profile.
  • each downstream stator blade 16 comprises a stack of sections 30 in the radial direction. One of the sections 30 is shown in Figure 3b. Each section 30 extends in a respective section plane which is perpendicular to the radial direction of extension of the corresponding downstream stator blade 16. Each section 30 comprises a leading edge 31 upstream and a trailing edge 32 downstream between which extend an intrados line 33 and an extrados line 34. Each section 30 defines an aerodynamic profile .
  • Each section 30 defines an aerodynamic profile .
  • each downstream stator blade 16 has a respective AC timing axis. As visible in Figure 3a, the setting axis AC of each downstream stator blade 16 is here included in a plane perpendicular to the longitudinal axis X. In particular, the setting axis AC of each downstream stator blade 16 is extends radially in the example illustrated.
  • the pitch angle y of each downstream stator blade 16 corresponds to the angle formed between, on the one hand, a first axis A1 which is defined by the intersection between the plane section of a reference section 30 among the stack of sections 30 of the downstream stator blade 16 and a plane perpendicular to the longitudinal axis on the other hand, the chord C of the reference section 30 of the downstream stator blade 16.
  • the pitch angle is measured there on the upstream side of the plane perpendicular to the longitudinal axis X which includes the pitch axis AC of the blade downstream stator 16.
  • the pitch angle is measured positively in a direction going from the first axis A1 to the chord C of the reference section 30, and more particularly in a direction coinciding with the direction going from the intrados line 33 towards extrados line 34.
  • each downstream stator blade 16 is here located, on the corresponding downstream stator blade 16, at a radial distance from the longitudinal axis X which corresponds to 75% of the radially external radius of the downstream stator blade 16 corresponding.
  • a first downstream stator blade 16 is said to be “closed-pitch” relative to a second downstream stator blade 16 when it has a pitch angle less than the pitch angle of the second downstream stator blade 16. Conversely, a first downstream stator blade 16 is said to be “open-pitch” relative to a second downstream stator blade 16 when it has a pitch angle greater than the pitch angle of the second downstream stator blade 16.
  • the solidity of the annular row of downstream stator blades 16, defined as the ratio between the chord C, and the spacing in the circumferential direction between two circumferentially consecutive downstream stator blades 16, can be less than or equal to 3 on the the entire radial dimension of each downstream stator blade 16. In particular, in a preferred embodiment, the solidity is less than or equal to 1 at a radially external end 21 of each downstream stator blade 16.
  • the ratio between, on the one hand, the distance L in the longitudinal direction separating a median plane PAM of the annular row of upstream rotor blades 14 and a median plane PAV of the annular row of downstream stator blades, and on the other hand, the diameter D of the turbomachine 10 can vary between 0.01 and 0.8, preferably between 0.1 and 0.5.
  • the median plane PAM, PAV of each annular row of blades is here normal to the longitudinal axis corresponding annular row.
  • the diameter D of the turbomachine 10 corresponds here to the diameter of the upstream propeller.
  • the trailing edge of each of the blades of the upstream annular row 14 is located longitudinally upstream of a leading edge 22 of each of the blades of the downstream annular row 16.
  • the pylon 18 has a radially internal end 20 by which it is connected to the hub 12 of the turbomachine 10.
  • the pylon 18 extends generally radially in that it extends in a direction comprising at least one radial component . It is not excluded that the pylon 18 extends in a direction also comprising a longitudinal component and/or a circumferential component. In the example of Figure 2, the pylon extends in a direction comprising a radial component and a longitudinal component.
  • the pylon 18 comprises a leading edge 41 and a trailing edge 42 between which extend on each side in the circumferential direction an extrados face 44 and an intrados face 43.
  • the extrados face 44 and the intrados face 43 of the pylon 18 are, at least on an upstream part of the pylon 18, arranged circumferentially on each side of a radial plane defined by the longitudinal axis X and a radial axis passing through the leading edge 41 of the radially internal end of the pylon 18.
  • the pylon 18 has an aerodynamic profile.
  • the pylon 18 is positioned around the axis of rotation at an angular position at 12 o'clock around the longitudinal axis fixing the turbomachine 10 under the wing of the aircraft.
  • the pylon 18 is arranged longitudinally downstream of the annular row of downstream stator blades 16.
  • the pylon 18 is arranged longitudinally partly downstream of the annular row of downstream stator blades 16.
  • the pylon 18 is also arranged circumferentially, in part, between two circumferentially adjacent downstream stator blades 16.
  • the annular row of downstream stator blades comprises:
  • each downstream stator blade of the first type 16a being located around the longitudinal axis X in a first angular sector S1 around the longitudinal axis fixed, and
  • each downstream stator blade of the second type 16b being located around the longitudinal axis variable.
  • Each downstream stator blade of the second type 16b is pivotally mounted around the respective timing axis AC.
  • the turbomachine 10 may include means for driving each of the downstream stator blades of the second type 16b independently or together in rotation around the respective AC timing axis. These means can be arranged radially inside the hub 12.
  • each downstream stator blade of the second type 16b can be connected, at its radially internal end 20, to a wedging arm which is adapted to rotate around the AC timing axis of the downstream stator blade of the second type 16b.
  • Each downstream stator blade of the second type 16b can thus be rotated around the respective timing axis AC to change the angle of incidence of the air flow on the downstream stator blade of the second type 16b.
  • the rotational adjustment of each downstream stator blade of the second type 16b around the respective AC timing axis can be carried out as a function of the incidence of the turbomachine 10 and/or of the operating points which vary according to the operating phase of the aeronautical propeller (for example landing phase and/or take-off phase), and/or depending on the air flow conditions taken locally at the level of the downstream stator blade 16.
  • the local air flow conditions at the level of each downstream stator blade may depend, depending on the position of the downstream stator blade of the second type 16b around the longitudinal axis an aircraft on which the turbomachine 10 is mounted (mast, fuselage, wing, slat, flaps, etc.). This allows, of a on the one hand, to reduce the noise level emitted by the turbomachine 10, and on the other hand, to improve the aerodynamic performance of the annular row of downstream stator blades 16.
  • the annular row of stator blades comprises 4 downstream stator blades of the first type 16a.
  • the first angular sector S1 is here centered on the angular position at 12 o'clock.
  • the first angular sector S1 in which the stator blades of the first type 16a are arranged here extends over an angular range less than 120°.
  • the annular row of stator blades also comprises 8 downstream stator blades of the second type 16b.
  • the downstream stator blades of the second type 16b are each arranged in a second angular sector S2 which is distinct from the first angular sector S1.
  • first angular sector S1 and the second angular sector S2 are complementary in that they extend over angular ranges whose sum is equal to 360°.
  • the annular row of downstream stator blades comprises another plurality of stator blades of the first type (i.e. with fixed pitch) each located in a third angular sector around the longitudinal axis X which is distinct from the first angular sector S1 and the second angular sector S3.
  • Figure 5 represents a first configuration of the annular row of downstream stator blades 16.
  • each downstream stator blade of the first type 16a has an identical pitch angle. This simplifies the manufacturing of the propulsion assembly.
  • the annular row of downstream stator blades comprises a first set E1 of downstream stator blades of the first type 16a and a second set E2 of downstream stator blades of the first type 16a.
  • Each downstream stator blade of the first type 16a of the first set E1 has identical first dimensional characteristics (i.e. a first identical aerodynamic profile) and each downstream stator blade of the first type 16a of the second set E2 has identical second dimensional characteristics (i.e. a second profile identical aerodynamics).
  • each downstream stator blade of the second type 16b has identical dimensional characteristics (i.e. an identical aerodynamic profile).
  • FIG. 6a is a graph which illustrates a first variant of the first configuration of the annular row of downstream stator blades.
  • the graph represents the pitch angle y of each of the downstream stator blades 16 as a function of the angle 0 associated with the circumferential angular position of the blade around the longitudinal axis.
  • each downstream stator blade of the second type 16b whose angular position is defined by an angle 0 between 0° and 180° has a pitch angle y determined as a function of the angular position of the downstream stator blade of the second type 16b around the longitudinal axis X according to a linear law.
  • the annular row of downstream stator blades comprises another downstream stator blade of the second type 16b positioned angularly around the longitudinal axis X at an angle - 0 and having an identical setting angle y.
  • the difference between the pitch angle y of two downstream stator blades can be less than 120°, preferably less than 60°.
  • the difference between the pitch angle y of two circumferentially consecutive downstream stator blades of the second type 16b may be less than 20°, preferably less than 15°.
  • Figure 6b is a graph which illustrates a second variant of the first configuration of the annular row of downstream stator blades.
  • the graph here also represents the pitch angle y of each of the downstream stator blades as a function of the angle 0 associated with the angular position of the blade.
  • the pitch angle y of each downstream stator blade of the second type 16b is different from the pitch angle y of the other downstream stator blades of the second type, in particular so that the angle of timing y of each downstream stator blade of the second type 16b is adapted to the incidence of the turbomachine 10 or to the point of flight.
  • each downstream stator blade of the second type 16b is different from the pitch angle y of the circumferentially adjacent downstream stator blade(s) of the second type. This makes it possible to reduce the correlation of the noise sources and therefore makes it possible to reduce the noise level emitted by the turbomachine 10.
  • Figure 6c is a graph which illustrates a third variant of the first configuration of the annular row of downstream stator blades.
  • the graph here also represents the pitch angle y of each of the downstream stator blades 16 as a function of the angle 0 associated with the circumferential angular position of the blade around the longitudinal axis.
  • the pitch angle y of each downstream stator blade of the second type 16b is identical. This simplifies the design and makes the system for changing the timing of the downstream stator blades of the second type 16b more robust.
  • Figure 7 represents a second configuration of the annular row of downstream stator blades.
  • the pitch angle y of each blade downstream stator blade of the first type 16a is different from the pitch angle y of the other downstream stator blades of the first type 16a.
  • This makes it possible to adapt certain dimensional characteristics of the stator blades of the first type 16a in order to ensure that the air flow can bypass the pylon without degrading the aerodynamic behavior (that is to say, without separations, without zones recirculation, etc.) around the stator blades of the first type 16a.
  • This also makes it possible to reduce the noise level emitted by the turbomachine 10.
  • the difference between the pitch angle y of two downstream stator blades of the first type 16a can be less than 120°, preferably less than 60°.
  • the difference between the pitch angle y of two circumferentially consecutive downstream stator blades of the first type 16a may be less than 45°, preferably less than 15°.
  • the difference between the pitch angle y of two circumferentially consecutive downstream stator blades of the second type 16b may be less than the difference between the pitch angle y of two circumferentially consecutive downstream stator blades of the first type 16a.
  • each downstream stator blade of the first type 16a can be determined as a function of the angular position of the downstream stator blade of the first type 16a around the longitudinal axis X, in particular according to a linear law, parabolic, sinusoidal, logarithmic, or exponential.
  • the annular row of downstream stator blades comprises:
  • first group G1 comprising two circumferentially adjacent downstream blades of the first type 16a which each have a downstream end located circumferentially on the same side as the extrados face 44 of the pylon 18 with respect to the radial plane, the first group G1 comprising the stator blade downstream of the first type 16a which is closest circumferentially to the radial plane and whose downstream end is located circumferentially on the same side as the extrados face 44 of the pylon 18 with respect to the radial plane,
  • each downstream stator blade of the first type 16a of the first group G1 is in a closed-pitch configuration relative to the downstream stator blades of the first type 16a of the second group G2.
  • each downstream stator blade of the first type 16a of the second group G2 is in an open-wedge configuration relative to the downstream stator blades of the first type 16a of the first group G1.
  • Such an arrangement makes it easier to bypass the flow around the pylon 18, thus reducing a rise in pressure distortion between the pylon 18 and the downstream stator blades of the first type 16a, and avoiding separation of the boundary layers and the formation of recirculation zones on the downstream stator blades of the first type 16a which would increase aerodynamic losses and noise levels.
  • each downstream stator blade of the first type 16a has different dimensional characteristics (i.e. a different aerodynamic profile) from the other downstream stator blades.
  • FIG. 8 represents a third configuration of the annular row of downstream stator blades 16.
  • each downstream stator blade of the first type 16a has identical dimensional characteristics (i.e. an identical aerodynamic profile). This simplifies the manufacturing of the propulsion assembly.
  • each downstream stator blade of the first type 16a may have an identical pitch angle y (FIG. 8a), or the pitch angle y of each downstream stator blade of the first type 16a may be different from the angle of timing y of one or more of the other downstream stator blades of the first type 16a ( Figure 8b).
  • Figure 9 represents a fourth configuration of the annular row of downstream stator blades.
  • the pylon 18 is connected to one of the downstream stator blades so as to form a unitary aerodynamic assembly. This reduces the drag forces linked to the pylon 18 and allows the integration of a downstream stator blade 16 at the angular position of the pylon 18.
  • each downstream stator blade has identical dimensional characteristics (ie an identical aerodynamic profile) on an upstream end portion which extends longitudinally over a relative chord length C of between 5% and 50%.
  • dimensional characteristics ie an identical aerodynamic profile
  • each section 30 of one of the downstream stator blades there exists a corresponding section 30 of another among the downstream stator blades which is arranged at the same radial distance from the longitudinal axis presents the same aerodynamic profile over a relative length of chord C of section 30 of between 5% and 50%, preferably between 10% and 30%.
  • the pylon 18 also has an upstream end portion having identical dimensional characteristics (i.e. an identical aerodynamic profile) to those of the identical upstream end portions of the downstream stator blades.

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Abstract

Propulseur aéronautique (10) d'axe longitudinal (X) comprenant un moyeu (12), une rangée annulaire de pales rotoriques amont (14) non carénées et une rangée annulaire de pales statoriques aval (16) non carénées, dans lequel la rangée annulaire de pales statoriques aval (16) comprend au moins une pale statorique aval d'un premier type (16a), chaque pale statorique aval (16a) du premier type étant située autour de l'axe longitudinal (X) dans un premier secteur angulaire (S1) autour de l'axe longitudinal, chaque pale statorique aval du premier type (16a) étant à calage fixe, et au moins une pale statorique aval d'un second type (16b), chaque pale statorique aval du second type (16b) étant située autour de l'axe longitudinal (X) en dehors dudit premier secteur angulaire (S1), chaque pale statorique aval du second type (16b) étant à calage variable.

Description

Description
Titre : ENSEMBLE PROPULSIF POUR UN AERONEF
Domaine technique
[0001] La présente divulgation relève du domaine des propulseurs aéronautiques d’axe longitudinal comprenant (au moins) deux rangées annulaires de pales non carénées, l’une amont, l’autre aval, le long de l’axe longitudinal.
[0002] Le propulseur aéronautique peut comprendre (au moins) un moteur thermique, en particulier turbomachine, turbomoteur, turboréacteur, turbosoufflante, et/ou (au moins) un moteur électrique, et/ou (au moins) un moteur à hydrogène, et/ou (au moins) un moteur hybride : thermique et/ou électrique et/ou à hydrogène.
Technique antérieure
[0003] On ne se référera ci-après qu’au cas des turbomachines, dès lors que le(s) type(s) de moteur que comprend le propulseur aéronautique n’est pas ici déterminant.
[0004] Une turbomachine à soufflante « non carénée » (ou turbopropulseur de type « Propfan » ou « Open rotor » ou « Counter-Rotating Open Rotor ») est un type de turbomachine dans laquelle la soufflante (ou hélice) s’étend en dehors du carter moteur (ou nacelle), contrairement aux turbomachines classiques (de type « Turbofan ») dans lesquelles la soufflante est carénée. Un exemple d’une telle turbomachine est représenté à la figure 1 . La turbomachine 10 comprend un moyeu 12, définissant le carter moteur, et sur lequel est montée une rangée annulaire de pales amont 14 non carénées et une rangée annulaire de pales aval 16 non carénées qui sont espacées l’une de l’autre suivant un axe longitudinal X de la turbomachine 10. La rangée annulaire de pales amont 14 et la rangée annulaire de pales aval 16 définissent respectivement une hélice amont et une hélice aval. Les qualificatifs d’orientation, tels que « longitudinal », « radial » ou « circonférentiel », sont définis par référence à l’axe longitudinal X de la turbomachine 10. Les qualificatifs relatifs « amont » et « aval » sont définis l’un par rapport à l’autre en référence à l’écoulement des gaz dans la turbomachine 10 le long de l’axe longitudinal X. Par ailleurs, la turbomachine 10 comporte, d’amont en aval à l’intérieur du carter moteur, un (ou des) compresseur(s) 2, au moins une chambre de combustion 4, une (ou des) turbine(s) 6 et au moins une tuyère d’échappement 8.
[0005] Parmi ces turbomachines à soufflante non carénée, on connaît les turbomachines de type « Unducted Single (or Stator) Fan » (USF) dans chacune desquelles, comme illustré à la figure 1 , la rangée annulaire de pales amont 14 non carénées est montée mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X et la rangée annulaire de pales aval 16 non carénées est fixe. En d’autres termes, la rangée annulaire de pales amont 14 est de type rotorique et la rangée annulaire de pales aval 16 est de type statorique. Le sens de rotation des pales rotoriques amont 14 n’est pas déterminant. La rangée annulaire de pales statoriques aval 16 peut être centrée sur un axe coïncidant ou non avec l’axe longitudinal X. Comme illustrée à la figure 1 , la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 est centrée sur l’axe longitudinal X. Une telle configuration de type USF permet de valoriser, à travers l’hélice aval, l’énergie de giration de l’écoulement d’air issu de l’hélice amont. Le rendement de la turbomachine 10 est ainsi amélioré, notamment vis-à-vis d’une turbomachine classique comprenant une unique hélice rotative. Les pales rotoriques amont 16 non carénées sont entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal X par la (ou les) turbine(s) 6 qui entraîne(nt) elle(s)-même(s) le(ou les) compresseur(s) 2. La turbomachine 10 comprend généralement un boitier de réduction de vitesse (« gearbox » en anglais) afin de découpler la vitesse de rotation des turbines 6 par rapport à la vitesse de rotation de l’hélice amont. Par ailleurs, l’un des intérêts d’une turbomachine de type USF par rapport à une turbomachine type « Counter-Rotating Open Rotor » est de réduire le bruit tonal émis par la turbomachine du fait que les pales statoriques aval 16 non carénées ne sont pas entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal X.
[0006] La turbomachine 10 peut avoir une configuration dite « pusher » dans laquelle la rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 et la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 sont situées au niveau d’une portion d’extrémité aval de la turbomachine 10 (configuration représentée à la figure 1 ), ou la turbomachine 10 peut avoir une configuration dite « puller » dans laquelle la rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 et la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 sont situées au niveau d’une portion d’extrémité amont de la turbomachine 10.
[0007] Dans la configuration puller, la rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 et la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 peuvent entourer une section du(des) compresseur(s) 2 de la turbomachine ou du boitier de réduction de vitesse. Dans la configuration pusher, la rangée annulaire de pales amont 14 et la rangée annulaire de pales statoriques aval 14 peuvent entourer une section de la(des) turbine(s) 6 de la turbomachine 10.
[0008] L’absence de carénage entraine une augmentation du niveau de bruit émis par la turbomachine 10. En effet, le bruit généré par les rangées annulaires de pales rotoriques amont 14 et de pales statoriques aval 16 non carénées se propage en champs libre. Une cause principale du bruit émis est liée d’une part à l’interaction du sillage des pales rotoriques amont 14 sur les pales statoriques aval 16, et d’autre part, à des structures tourbillonnaires générées dans l’écoulement d’air au niveau des extrémités radialement externes libres des pales rotoriques amont 14 qui impactent les pales statoriques aval 16.
[0009] Toutefois, un niveau de bruit trop important est préjudiciable au confort des passagers de l’aéronef sur lequel est installée la turbomachine. De plus, les normes actuelles imposent un seuil maximum de bruit, notamment en zone proche du sol, c'est-à- dire lors des phases de décollage et d’atterrissage.
[0010] En outre, lorsque l’écoulement d’air amont perçu par la turbomachine 10 n’est pas parallèle à l’axe longitudinal X (notamment lors des phases d’atterrissage et de décollage), les efforts générés sur chaque pale rotorique amont 14 varient selon la position autour de l’axe longitudinal X de la pale rotorique amont 14 lors de sa rotation autour de l’axe longitudinal X. Ainsi la directivité du rayonnement acoustique en champ lointain n’est pas axisymétrique. Aussi, l’incidence de l’écoulement d’air perçu par la turbomachine 10 est modifiée par l’hélice amont de manière hétérogène autour de l’axe longitudinal X. En conséquence, la charge aérodynamique appliquée à chacune des pales statoriques aval 16 diffère selon la position autour de l’axe longitudinal X de la pale statorique aval 16, ce qui peut mener à une poussée fournie par l’hélice aval qui n’est pas satisfaisante lors des phases de fonctionnement en incidence de la turbomachine 10, notamment lors des phases d’atterrissage et de décollage.
[0011 ] Par ailleurs, en fonctionnement, la présence d’éléments de structure d’aéronef (mât, fuselage, aile, bec, volets, etc.) situés à proximité de l’hélice aval peut modifier les conditions d’écoulement d’air (pression, composante longitudinale de la vitesse d’écoulement, etc.) de manière locale autour de l’axe longitudinal X, au niveau de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. Or un écoulement d’air hétérogène autour de l’axe longitudinal X au niveau de l’hélice aval présente également l’inconvénient de causer une charge aérodynamique appliquée à chacune des pales statoriques aval 16 qui diffère selon la position autour de l’axe longitudinal X de la pale statorique aval 16.
Résumé
[0012] Il est proposé un propulseur aéronautique d’axe longitudinal comprenant un moyeu, une rangée annulaire de pales rotoriques amont non carénées et une rangée annulaire de pales statoriques aval non carénées, la rangée annulaire de pales rotoriques amont et la rangée annulaire de pales statoriques aval étant espacées l’une de l’autre suivant l’axe longitudinal, dans lequel la rangée annulaire de pales statoriques aval comprend :
- au moins une pale statorique aval d’un premier type, chaque pale statorique aval du premier type étant située autour de l’axe longitudinal dans un premier secteur angulaire autour de l’axe longitudinal, chaque pale statorique aval du premier type étant à calage fixe, - au moins une pale statorique aval d’un second type, chaque pale statorique aval du second type étant située autour de l’axe longitudinal en dehors dudit premier secteur angulaire, chaque pale statorique aval du second type étant à calage variable.
[0013] En raison du calage fixe de chacune des pales statoriques aval du premier type, l’encombrement lié à chacune des pales statoriques aval du premier type au niveau du moyeu est réduit, ce qui permet l’intégration dans le moyeu au niveau du premier secteur angulaire d’équipements annexes du propulseur.
[0014] Chaque pale statorique aval du second type peut être tournée autour d’un axe de calage respectif pour changer l’angle d’incidence du flux d’air sur la pale statorique aval du second type. Le réglage en rotation de chaque pale statorique aval du second type autour de l’axe de calage respectif peut être effectué en fonction de la phase de fonctionnement en incidence du propulseur aéronautique (i.e. notamment phase d’atterrissage et/ou phase de décollage), et/ou en fonction des conditions d’écoulement d’air prises localement au niveau de la pale statorique aval. Les conditions d’écoulement d’air locales au niveau de chaque pale statorique aval peuvent dépendre, selon la position de la pale statorique aval autour de l’axe longitudinal, du sillage des pales rotoriques amont et/ou de la présence d’éléments de structure d’un aéronef sur lequel est monté le propulseur aéronautique (mât, fuselage, aile, bec, volets, etc.). Cela permet, d’une part, de réduire le niveau de bruit émis par le propulseur aéronautique, et d’autre part, d’améliorer les performances aérodynamiques de la rangée annulaire de pales statoriques aval.
[0015] La rangée annulaire de pales rotoriques amont est mobile en rotation autour de l’axe longitudinal. La rangée annulaire de pales statoriques aval est bloquée en rotation autour de l’axe longitudinal. La rangée annulaire de pales statoriques aval est donc fixe autour de l’axe longitudinal. Autrement dit, les pales statoriques aval ne sont pas entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal.
[0016] Le terme « non carénée » utilisé en référence aux pales rotoriques amont et aux pales statoriques aval indique que les pales rotoriques amont et les pales statoriques aval ne sont pas entourées par une nacelle, contrairement aux propulseurs aéronautiques classiques dans lesquelles la soufflante est carénée à l’intérieur d’une nacelle.
[0017] La rangée annulaire de pales rotoriques amont et la rangée annulaire de pales statoriques aval peuvent respectivement définir une hélice amont et une hélice aval. La rangée annulaire de pales statoriques aval peut être un redresseur.
[0018] Chaque pale (amont et/ou aval) peut s’étendre radialement. Chaque pale peut s’étendre entre une extrémité radialement interne, celle-ci étant située au niveau du (c’est- à-dire la plus proche du) moyeu du propulseur aéronautique, et une extrémité radialement externe. L’extrémité radialement interne peut être, longitudinalement, au niveau d’un bord d’attaque de la pale ou au niveau de l’axe de calage de la pale considérée. L’extrémité radialement interne est aussi appelée « pied » de la pale. Une position de chaque pale autour de l’axe longitudinal peut être repérée par la position autour de l’axe longitudinal de l’extrémité radialement interne de la pale respective. L’extrémité radialement externe de chaque pale est l’extrémité opposée de l’extrémité radialement interne de la pale. L’extrémité radialement externe peut être l’extrémité libre de la pale. L’extrémité radialement interne et l’extrémité radialement externe de chacune des pales peuvent être radialement alignées et/ou au niveau d’une même position longitudinale. Il n’est pas exclu que l’extrémité radialement interne et l’extrémité radialement externe de chacune des pales peuvent être longitudinalement et/ou circonférentiellement décalées l’une par rapport à l’autre.
[0019] La position de chacune des pales (amont et/ou aval) autour de l’axe longitudinal peut être exprimée selon une position angulaire autour de l’axe longitudinal. La position angulaire de chacune des pales (amont et/ou aval) peut être repérée par rapport à un cadran horaire (ici vu de l’amont par exemple) dont les positions angulaires à 12H, 3H, 6H et 9H sont positionnées de manière conventionnelle. La position angulaire à 12H est donc positionnée verticalement vers le haut par rapport à l’axe longitudinal. La position angulaire à 6H est positionnée verticalement vers le bas par rapport à l’axe longitudinal. La position angulaire à 3H est positionnée horizontalement vers la droite par rapport à l’axe longitudinal. La position angulaire à 9H est positionnée horizontalement vers la gauche par rapport à l’axe longitudinal. Un axe s’étendant radialement en passant par les positions angulaires à 12H et 6H est ainsi perpendiculaire à un axe s’étendant radialement en passant par les positions angulaires à 3H et 9H. Les qualificatifs de position absolue, tels que les termes « haut », « bas », « gauche », « droite », etc., ou de position relative, tels que les termes « dessus », « dessous », « supérieur », « inférieur », etc., et les qualificatifs d’orientation, tels que les termes « vertical » et « horizontal » peuvent être considérés dans un état opérationnel du propulseur aéronautique, typiquement lorsque celui-ci est installé sur un aéronef posé au sol. Dans cet état du propulseur aéronautique, l’axe passant par les positions angulaires à 12H et à 6H s’étend dans la direction du champ de pesanteur, soit verticalement.
[0020] La position angulaire de chaque pale (amont et/ou aval) peut être définie par un angle mesuré autour de l’axe longitudinal positivement dans le sens horaire par rapport à la position angulaire à 12H. L’angle peut être mesuré entre un axe perpendiculaire à l’axe longitudinal du propulseur aéronautique passant par l’extrémité radialement interne (ou l’extrémité radialement externe) de la pale statorique aval et l’axe passant par les positions angulaires à 12H et 6H. Ainsi, la position angulaire d’une pale située à la position angulaire à 12H peut être définie par un angle égal à 0°, la position angulaire d’une pale située à la position angulaire à 3H peut être définie par un angle à égal 90°, la position angulaire d’une pale située à la position angulaire à 6H peut être définie par un angle égal à 180° (ou de manière équivalente à -180°) et la position angulaire d’une pale située à la position angulaire à 9H peut être définie par un angle égal à 270° (ou de manière équivalente à - 90°).
[0021] Chaque pale présente un rayon radialement externe. Le rayon radialement externe d’une pale peut être considéré comme la distance radiale à l’axe longitudinal de l’extrémité radialement externe de la pale. En d’autres termes, il s’agit du rayon maximal de la pale. Le rayon radialement externe maximal parmi la rangée annulaire de pales rotoriques amont correspond au rayon radialement externe de l’hélice amont. Chaque pale rotorique amont peut présenter un rayon radialement externe identique. Dans ce cas, le rayon radialement externe de chaque pale rotorique amont correspond au rayon radialement externe de l’hélice amont. Le rayon radialement externe maximal parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval correspond au rayon radialement externe de l’hélice aval. Chaque pale statorique aval peut présenter un rayon radialement externe identique. Dans ce cas, le rayon radialement externe de chaque pale statorique aval correspond au rayon radialement externe de l’hélice aval. La rangée annulaire de pales statoriques peut comprendre deux pales statoriques (possiblement circonférentiellement consécutives) qui présentent un rayon radialement externe différent l’une de l’autre. Indépendamment ou en combinaison, La rangée annulaire de pales statoriques peut comprendre deux pales statoriques (possiblement circonférentiellement consécutives) qui présentent un rayon radialement interne différent l’une de l’autre.
[0022] Chaque pale (amont et/ou aval) peut présenter un profil aérodynamique. A cet effet, chaque pale peut comprendre un empilement de sections selon la direction radiale. Pour chaque pale, il peut être défini une ligne d’empilage qui passe par le centre de gravité de chaque section de la pale. Il n’est pas exclu que la ligne d’empilage de l’une des pales ou de plusieurs pales forme une courbe non linéaire. Dans un cas particulier, la ligne d’empilage de l’une des pales ou de plusieurs pales peut s’étendre radialement de manière rectiligne. Chaque section s’étend dans un plan de section respectif qui est perpendiculaire à la direction radiale d’extension de la pale correspondante. Chaque section peut comprendre un bord d’attaque à l’amont et un bord de fuite à l’aval entre lesquels s’étendent une ligne d’intrados et une ligne d’extrados. Chaque section peut définir un profil aérodynamique. Chaque section peut comprendre une corde définie par une portion de droite reliant le bord d’attaque au bord de fuite. Lorsqu’il est fait référence au profil aérodynamique d’une section ou d’une pale, il est entendu la conformation bidimensionnelle de la section, ou respectivement tridimensionnelle de la pale, indépendamment de l’angle de calage de la pale ou de la position angulaire de la pale autour de l’axe longitudinal.
[0023] Le bord d’attaque et le bord de fuite de l’ensemble des sections de l’empilement de sections peuvent former respectivement, pour chaque pale, un bord d’attaque et un bord de fuite de la pale. De même, la ligne d’intrados et la ligne d’extrados de l’ensemble des sections de l’empilement de sections peuvent former respectivement, pour chaque pale, une face d’intrados et une face d’extrados de la pale statorique aval. Quelle que soit la configuration de calage de chacune des pales statoriques aval, la face d’intrados et la face d’extrados peuvent être, pour chacune des pales statoriques aval, positionnées l’une par rapport à l’autre selon un même sens dans la direction circonférentielle.
[0024] Chaque pale statorique (du premier et du second type) présente un axe de calage respectif. L’axe de calage de chaque pale statorique aval peut être compris dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal. Autrement dit, l’axe de calage de chaque pale statorique aval peut s’étendre selon une direction dont une composante longitudinale est nulle. L’axe de calage de chaque pale statorique aval peut s’étendre radialement. Il n’est pas exclu que l’axe de calage comprend une composante radiale et/ou une composante longitudinale et/ou une composante circonférentielle.
[0025] L’angle de calage de chaque pale statorique aval peut correspondre à l’angle formé entre, d’une part, un premier axe qui est définit par l’intersection entre le plan de section d’une section de référence parmi l’empilement de sections de la pale et un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (qui peut comprendre l’axe de calage de la pale statorique aval), et d’autre part, la corde de la section de référence de la pale statorique aval. L’angle peut être mesuré du côté amont du plan perpendiculaire à l’axe longitudinal. L’angle peut être mesuré positivement selon un sens allant du premier axe à la corde de la section de référence, et plus particulièrement dans un sens coïncidant avec le sens allant de la ligne d’intrados vers la ligne d’extrados.
[0026] Une première pale statorique aval peut être dite « à calage fermé » relativement à une seconde pale statorique aval lorsqu’elle présente un angle de calage inférieur à l’angle de calage de la seconde pale statorique aval, de préférence d’au moins 0,1 °, de préférence encore d’au moins 1 °. A l’inverse, une première pale statorique aval peut être dite « à calage ouvert » relativement à une seconde pale statorique aval lorsqu’elle présente un angle de calage supérieur à l’angle de calage de la seconde pale statorique aval, de préférence d’au moins 0,1 °, de préférence encore d’au moins 1 °. [0027] Chaque pale statorique aval du second type peut être montée pivotante autour de l’axe de calage respectif qui s’étend selon une direction qui comprend au moins une composante radiale. Le propulseur aéronautique peut comprendre en outre des moyens pour entrainer indépendamment ou ensemble chacune des pales statoriques aval du second type en rotation autour de l’axe de calage respectif. Par exemple, le propulseur aéronautique peut comprendre des moyens pour entrainer ensemble chacune des pales statoriques aval du second type qui sont disposées dans un second secteur angulaire autour de l’axe longitudinal, distinct du premier secteur angulaire, en rotation autour de l’axe de calage respectif. En particulier, chaque pale statorique aval du second type peut être reliée, à son extrémité radialement interne, à un bras de calage qui est adapté pour tourner autour de l’axe de calage de la pale statorique aval du second type.
[0028] La section de référence de chaque pale statorique aval peut être située au niveau de l’extrémité radialement interne de la pale statorique aval. Alternativement, la section de référence de chaque pale statorique aval peut être située, sur la pale statorique aval correspondante, à une distance radiale à l’axe longitudinal qui correspond à 75% du rayon radialement externe de la pale statorique aval correspondante. Alternativement encore, la section de référence de chaque pale statorique aval peut être située, sur la pale statorique aval, à une distance radiale à l’axe longitudinal qui correspond à 75% du rayon radialement externe de la pale statorique aval qui présente le rayon radialement externe minimal parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval.
[0029] Le propulseur aéronautique peut comprendre entre 2 et 25 pales rotoriques amont. Le propulseur aéronautique peut comprendre entre 2 et 25 pales statoriques aval. Le propulseur aéronautique peut comprendre entre 1 et 6 pales statoriques aval du premier type. Le propulseur aéronautique peut comprendre de préférence 2 pales statoriques aval du premier type.
[0030] Le nombre de pales rotoriques amont peut être différent du nombre de pales statoriques aval. Cela permet de réduire le nombre de pales rotoriques amont qui sont simultanément positionnées circonférentiellement autour de l’axe longitudinal en regard longitudinalement de l’une des pales statoriques aval. Ainsi, cela réduit le nombre de sillages de pales rotoriques amont qui interagissent simultanément sur les pales statoriques aval. Le bruit émis par le propulseur est alors réduit. En particulier, le nombre de pales rotoriques amont peut être supérieur au nombre de pales statoriques aval. Chaque pale statorique aval constitue une source d’émission de bruit, ainsi un nombre réduit de pales statoriques aval permet de réduire encore plus le niveau de bruit émis par le propulseur. [0031 ] La solidité de la rangée annulaire de pales statoriques aval, définie comme le rapport entre la corde, et l’espacement dans la direction circonférentielle entre deux pales statoriques aval circonférentiellement consécutives, peut être inférieure ou égale à 3 sur l’ensemble de la dimension de radiale de chaque pale statorique aval. En particulier, dans un mode de réalisation privilégié, la solidité est inférieure ou égale à 1 au niveau d’une extrémité radialement externe de chaque pale statorique aval.
[0032] De même, la solidité de la rangée annulaire de pales rotoriques amont, définie comme le rapport entre la corde, et l’espacement dans la direction circonférentielle entre deux pales rotoriques amont circonférentiellement consécutives, peut être inférieure ou égale à 3 sur l’ensemble de la dimension de radiale de chaque pale rotorique amont. En particulier, dans un mode de réalisation privilégié, la solidité est inférieure ou égale à 1 au niveau d’une extrémité radialement externe de chaque pale rotorique amont.
[0033] Le rapport entre, d’une part, la distance dans la direction longitudinale séparant un plan médian de la rangée annulaire de pales rotoriques amont et un plan médian de la rangée annulaire de pales statoriques aval, et d’autre part, le diamètre du propulseur aéronautique peut varier entre 0.01 et 0.8, de préférence entre 0.1 et 0.5. Le plan médian de chaque rangée annulaire de pales peut être normal à l’axe longitudinal. Le plan médian de chaque rangée annulaire de pales peut être le plan contenant l’axe de calage de chacune des pales de la rangée annulaire correspondante. Alternativement, le plan médian de chaque rangée annulaire de pales peut être le plan contenant l’axe de calage d’au moins une des pales de la rangée annulaire correspondante. Le diamètre du propulseur aéronautique peut être défini comme étant le double du rayon radialement externe de l’hélice amont. Le bord de fuite de chacune des pales de la rangée annulaire amont est situé longitudinalement en amont d’un bord d’attaque de chacune des pales de la rangée annulaire aval. Ainsi, on limite, voire on évite, des interférences entre rangée annulaire de pales.
[0034] Le moyeu peut être axisymétrique autour de l’axe longitudinal.
[0035] Le premier secteur angulaire peut s’étendre sur une plage angulaire inférieure ou égale à 180°, de préférence inférieure ou égale à 120°, de préférence encore inférieure ou égale à 60°.
[0036] Au moins deux pales statoriques aval du premier type peuvent présenter un angle de calage identique. Cela permet de simplifier la fabrication du propulseur aéronautique. Chaque pale statorique aval du premier type peut présenter un angle de calage identique. [0037] Au moins deux pales statoriques aval du premier type peuvent présenter un angle de calage différent. Lesdites deux pales aval du premier type peuvent être circonférentiellement consécutives.
[0038] La différence entre l’angle de calage de deux pales statoriques aval du premier type peut être inférieure à 120°, de préférence inférieure à 60°. La différence entre l’angle de calage de deux pales statoriques aval du premier type circonférentiellement consécutives peut être inférieure à 45°, de préférence inférieure à 15°.
[0039] L’angle de calage de chaque pale statorique aval du premier type peut être déterminé en fonction de la position angulaire de la pale statorique aval du premier type autour de l’axe longitudinal, notamment selon une loi linéaire, parabolique, sinusoïdale, logarithmique, ou exponentielle.
[0040] Chaque pale statorique aval du premier type peut présenter des caractéristiques dimensionnelles identiques. Cela permet de simplifier la fabrication du propulseur aéronautique. Au moins deux pales statoriques aval du premier type peuvent présenter des caractéristiques dimensionnelles identiques. Il est entendu que pour chaque section de l’une des deux pales statoriques aval, il existe une section correspondante de l’autre parmi les deux pales statoriques aval qui est disposée à la même distance radiale de l’axe longitudinal et qui présente le même profil aérodynamique.
[0041] Au moins deux pales statoriques aval du premier type peuvent présenter des caractéristiques dimensionnelles différentes. Il est entendu que pour chaque section de l’une des deux pales statoriques aval, il existe une section correspondante de l’autre parmi les deux pales statoriques aval qui est disposée à la même distance radiale de l’axe longitudinal et qui présente un profil aérodynamique différent.
[0042] La rangée annulaire de pales statoriques aval peut comprendre un premier ensemble et un deuxième ensemble de pales statoriques aval du premier type, chaque pale statorique aval du premier type du premier ensemble présentant des premières caractéristiques dimensionnelles identiques et chaque pale statorique aval du premier type du deuxième ensemble présentant des deuxièmes caractéristiques dimensionnelles identiques.
[0043] Alternativement, au moins deux pales statoriques aval présentent des caractéristiques dimensionnelles identiques sur une portion d’extrémité amont qui s’étend longitudinalement sur une longueur relative de corde comprise entre 2% et 50%, de préférence entre 10% et 30%. En d’autres termes, pour chaque section de l’une des deux pales statoriques aval, il existe une section correspondante de l’autre parmi les deux pales statoriques aval qui est disposée à la même distance radiale de l’axe longitudinal et qui présente le même profil aérodynamique sur une longueur relative de corde de la section comprise entre 2% et 50%, de préférence entre 10% et 30%. Cela permet de réduire les coûts de fabrication du propulseur aéronautique et d’assurer une homogénéité au niveau du bord d’attaque des pales statoriques aval, ce qui est bénéfique pour la réduction du bruit tonal d’interaction émis par le propulseur aéronautique.
[0044] Au moins deux pales statoriques aval du second type peuvent présenter un angle de calage différent. Lesdites deux pales aval du second type peuvent être circonférentiellement consécutives. Au moins deux pales statoriques aval du second type peuvent présenter un angle de calage identique.
[0045] La différence entre l’angle de calage de deux pales statoriques aval du second type peut être inférieure à 120°, de préférence inférieure à 60°. La différence entre l’angle de calage de deux pales statoriques aval du second type circonférentiellement consécutives peut être inférieure à 20°, de préférence inférieure à 15°.
[0046] La différence entre l’angle de calage de deux pales statoriques aval du second type circonférentiellement consécutives peut être inférieure à la différence entre l’angle de calage de deux pales statoriques aval du premier type circonférentiellement consécutives.
[0047] L’angle de calage de chaque pale statorique aval du second type peut être déterminé en fonction de la position angulaire de la pale statorique aval du second type autour de l’axe longitudinal, notamment selon une loi linéaire, parabolique, sinusoïdale, logarithmique, ou exponentielle.
[0048] Chaque pale statorique aval du second type peut présenter un angle de calage différent de l’angle de calage des pales statoriques aval du second type circonférentiellement adjacentes. Cela permet de réduire la corrélation des sources de bruit et donc permet de réduire le niveau de bruit émis par le propulseur aéronautique.
[0049] Chaque pale statorique aval du second type peut présenter des caractéristiques dimensionnelles identiques. La rangée annulaire de pales statoriques peut comprendre un premier groupe de pales statoriques aval du second type qui présentent chacune un premier angle de calage et un deuxième groupe de pales statoriques aval du second type qui présentent chacune un deuxième angle de calage différent du premier angle de calage. Le premier groupe de pales statoriques aval du second type et le deuxième groupe de pales statoriques aval du second type peuvent chacun comprendre au moins deux pales statoriques aval du second type circonférentiellement adjacentes.
[0050] Selon un autre aspect, il est proposé un ensemble propulsif pour un aéronef, l’ensemble propulsif comprenant un propulseur aéronautique tel que décrit ci-avant et un pylône de fixation du propulseur aéronautique à l’aéronef, le pylône s’étendant selon une direction comprenant au moins une composante radiale depuis une extrémité radialement interne par laquelle le pylône est relié au moyeu du propulseur aéronautique, le premier secteur angulaire étant est centré sur un plan médian longitudinal du pylône.
[0051] En raison du calage fixe de chacune des pales statoriques aval du premier type, l’encombrement lié à chacune des pales statoriques aval du premier type au niveau du moyeu est réduit, ce qui permet l’intégration dans le moyeu au niveau du premier secteur angulaire de moyens de fixation pour fixer le pylône au moyeu du propulseur.
[0052] Le pylône peut comprendre un bord d’attaque et un bord de fuite entre lesquels s’étendent de chaque côté dans la direction circonférentielle une face d’extrados et une face d’intrados, la face d’extrados et la face d’intrados du pylône étant, au moins sur une partie amont du pylône, disposées circonférentiellement de chaque côté d’un plan radial définit par l’axe longitudinal et un axe radial passant, au moins en partie, par le bord d’attaque du pylône, la rangée annulaire de pales statoriques aval du propulseur aéronautique comprenant :
- un premier groupe comprenant une ou plusieurs pale(s) aval du premier type qui présente(nt) chacune une extrémité aval située circonférentiellement du même côté que la face d’extrados du pylône par rapport au plan radial, le premier groupe comprenant au moins la pale statorique aval du premier type qui est la plus proche circonférentiellement du plan radial et dont l’extrémité aval est située circonférentiellement du même côté que la face d’extrados du pylône par rapport au plan radial,
- un second groupe comprenant une ou plusieurs pale(s) aval du premier type qui présente(nt) chacune une extrémité aval située circonférentiellement du même côté que la face d’intrados du pylône par rapport au plan radial, le second groupe comprenant au moins la pale statorique aval du premier type qui est la plus proche circonférentiellement du plan radial et dont l’extrémité aval est située circonférentiellement du même côté que la face d’intrados du pylône par rapport au plan radial.
[0053] Chaque pale statorique aval du premier type du premier groupe peut être dans une configuration à calage fermé relativement aux pales statoriques aval du premier type du second groupe.
[0054] Un tel agencement permet de faciliter le contournement de l’écoulement d’air autour du pylône, de réduire ainsi une remontée de distorsion de pression entre le pylône et les pales statoriques aval du premier type, et d’éviter les décollements des couches limites et la formation de zones de recirculation sur les pales statoriques aval du premier type ce qui augmenterait les pertes aérodynamiques et les niveaux de bruit. [0055] Il est entendu par « face intrados » et « face extrados » du pylône, les faces d’extrémité du pylône dans la direction circonférentielle, celles-ci étant positionnées l’une par rapport à l’autre dans le même sens dans la direction circonférentielle que les faces d’intrados et d’extrados de chacune des pales statoriques aval. Le pylône peut présenter une forme qui ne présente pas un profil aérodynamique. Le pylône peut présenter une forme symétrique par rapport à un plan longitudinal (i.e. qui comprend au moins l’axe longitudinal).
[0056] Autrement dit, chaque pale statorique aval du premier type du second groupe est dans une configuration à calage ouvert relativement aux pales statoriques aval du premier type du premier groupe. Alternativement, chaque pale statorique aval du premier type du premier groupe peut être dans la configuration à calage fermé relativement aux pales statoriques aval du second type et chaque pale statorique aval du premier type du second groupe peut être dans la configuration à calage ouvert relativement aux pales statoriques aval du second type.
[0057] Le pylône peut être relié à l’une des pales statoriques aval de sorte à former un ensemble aérodynamique unitaire. On réduit ainsi les efforts de trainée liés au pylône.
[0058] Le pylône peut être positionné autour de l’axe de rotation au niveau d’une position angulaire à 12H ou 6H autour de l’axe longitudinal du propulseur aéronautique. Une telle configuration permet la fixation du propulseur aéronautique sous ou sur la voilure de l’aéronef.
[0059] Le pylône peut être positionné autour de l’axe de rotation au niveau d’une position angulaire à 3H ou 9H autour de l’axe longitudinal du propulseur aéronautique. Une telle configuration permet la fixation du propulseur aéronautique au niveau d’une partie arrière d’un fuselage de l’aéronef.
[0060] Le pylône peut être agencé longitudinalement, en tout ou partie, à l’aval de la rangée annulaire de pales statoriques aval.
[0061] Le pylône peut être agencé circonférentiellement, en tout ou partie, entre deux pales statoriques aval du premier type circonférentiellement adjacentes.
[0062] Selon un autre aspect, il est proposé un aéronef comprenant un propulseur aéronautique tel que décrit ci-avant ou un ensemble propulsif tel que décrit ci-avant.
[0063] Selon un autre aspect, il est proposé un procédé d’utilisation du propulseur aéronautique tel que décrit ci-avant ou de l’ensemble propulsif tel que décrit ci-avant, le procédé comprenant le réglage de l’angle de calage de chaque pale statorique aval du second type en fonction d’une phase de fonctionnement en incidence du propulseur aéronautique.
[0064] Une phase de fonctionnement en incidence peut être caractérisée par une ou plusieurs des caractéristiques suivantes :
- un Mach d’avancement de l’ensemble propulsif entre 0 et 0,4 ;
- l’ensemble propulsif comprend un dispositif hypersustentateur (bec, volet) dans un état au moins partiellement déployé ;
- l’altitude de l’ensemble propulsif est comprise est inférieure ou égale à 5000 m ;
- la pente de la trajectoire de l’ensemble propulsif est comprise entre -1 ° et -10° (phase d’incidence d’atterrissage) ou entre 1 ° et 20° (phase d’incidence au décollage) ;
- l’ensemble propulsif est fixé à un aéronef dont l’angle d’attaque (i.e. l’angle entre la vitesse d’avancement et l’axe principale d’un fuselage de l’aéronef) est compris entre 0° et 10° (phase d’incidence d’atterrissage) ou entre 0° et 15° (phase d’incidence au décollage).
[0065] Le procédé peut comprendre un relevé d’une ou plusieurs des caractéristiques précédentes et une transmission de la (les) caractéristique(s) sous forme de données à un système de régulation numérique (par exemple une interface entre un cockpit et le propulseur, appelée « Full Authority Digital Engine Control », aussi dénommée « FADEC »). La détermination de l’angle de calage de chaque pales statoriques aval du second type peut être réalisée par asservissement desdites données, notamment par le système de régulation numérique.
Brève description des dessins
[0066] D’autres caractéristiques, détails et avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée ci-après, et à l’analyse des dessins annexés, sur lesquels :
[0067] Figure 1 est une vue schématique partielle en coupe d’une turbomachine à soufflante non carénée selon la technique antérieure ;
[0068] Figure 2 est une vue schématique partielle d’une turbomachine à soufflante non carénée selon la présente description ;
[0069] Figure 3 comporte la figure 3a qui est une vue schématique d’une pale statorique aval de la turbomachine de la figure 2 et la figure 3b qui est une vue schématique de la pale statorique aval figure 3 dans le plan de coupe lll-lll ;
[0070] Figure 4 comporte les figures 4a et 4b qui sont respectivement une vue schématique en perspective et une vue schématique en coupe d’une rangée annulaire de pales statoriques aval de la turbomachine de la figure 2 ; [0071] Figure 5 est une vue partielle schématique circonférentiellement étendue d’une première configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval de la figure 4 ;
[0072] Figure 6 comportent les figures 6a à 6c qui représentent chacune un graphique illustrant une variante de la première configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval de la figure 5 ;
[0073] Figure 7 est une vue partielle schématique circonférentiellement étendue d’une deuxième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval de la figure 4 ;
[0074] Figure 8 comportent les figure 8a et 8b qui sont chacune une vue partielle schématique circonférentiellement étendue d’une variante d’une troisième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval de la figure 4 ;
[0075] Figure 9 comporte la figure 9a qui est une vue partielle schématique circonférentiellement étendue d’une quatrième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval de la figure 4 et la figure 9b qui représente un détail de réalisation de la quatrième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval ;
Description des modes de réalisation
[0076] Il est maintenant fait référence à la figure 2. La figure 2 représente un ensemble propulsif pour un aéronef qui comprend une turbomachine 10 d’axe longitudinal X et un pylône 18 adapté pour fixer la turbomachine 10 à l’aéronef, ici au niveau d’une aile de l’aéronef. Alternativement le pylône 18 peut être adapté pour fixer la turbomachine 10 au niveau d’un fuselage, notamment arrière, de l’aéronef. Comme précédemment, les qualificatifs d’orientation, tels que « longitudinal », « radial » ou « circonférentiel », sont définis en référence à l’axe longitudinal X de la turbomachine 10. Les qualificatifs relatifs « amont » et « aval » sont définis l’un par rapport à l’autre en référence à l’écoulement des gaz dans la turbomachine 10 le long de l’axe longitudinal X.
[0077] La turbomachine 10 comprend un moyeu 12. Le moyeu 12 est ici axisymétrique autour de l’axe longitudinal X. La turbomachine 10 machine comprend en outre une rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 non carénées et une rangée annulaire de pales statoriques aval 16 non carénées. La rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 et la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 sont espacées l’une de l’autre suivant l’axe longitudinal X. Le terme « non carénée » utilisé en référence aux pales rotoriques amont 14 et aux pales statoriques aval 16 indique que les pales rotoriques amont 14 et les pales statoriques aval 16 ne sont pas entourées par une nacelle, contrairement aux turbomachines 10 classiques dans lesquelles la soufflante est carénée à l’intérieur d’une nacelle. [0078] La rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 est mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X. La rangée annulaire de pales statoriques aval 16 non carénées est bloquée en rotation autour de l’axe longitudinal X. La rangée annulaire de pales statoriques aval 16 est donc fixe autour de l’axe longitudinal X. Autrement dit, les pales statoriques aval 16 ne sont pas entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal X. La rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 et la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 définissent respectivement une hélice amont et une hélice aval.
[0079] La figure 4 représente la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 et la figure 3 représente l’une des pales statoriques aval 16 plus en détails. Chaque pale statorique aval s’étend radialement entre une extrémité radialement interne 20, celle-ci étant située au niveau du (c’est-à-dire la plus proche du) moyeu 12 de la turbomachine 10, et une extrémité radialement externe 21. Dans l’exemple représenté, l’extrémité radialement interne 20 est, longitudinalement, au niveau d’un bord d’attaque 22 de la pale. L’extrémité radialement interne 20 est aussi appelée « pied » de la pale. La position de chaque pale autour de l’axe longitudinal X telle que considérée par la suite est repérée par la position autour de l’axe longitudinal X de l’extrémité radialement interne 20 de la pale respective. L’extrémité radialement externe 21 de chaque pale statorique aval 16 est l’extrémité opposée de l’extrémité radialement interne 20 de la pale. L’extrémité radialement externe 21 est l’extrémité libre de la pale statorique aval 16.
[0080] La position de chacune des pales statoriques aval 16 autour de l’axe longitudinal X est exprimée selon une position angulaire autour de l’axe longitudinal X. La position angulaire de chacune des pales statoriques aval 16 est repérée par rapport à un cadran horaire (ici considéré vu de l’amont par exemple) dont les positions angulaires à 12H, 3H, 6H et 9H sont positionnées de manière conventionnelle. La position angulaire à 12H est donc positionnée verticalement vers le haut par rapport à l’axe longitudinal X. La position angulaire à 6H est positionnée verticalement vers le bas par rapport à l’axe longitudinal X. La position angulaire à 3H est positionnée horizontalement vers la droite par rapport à l’axe longitudinal X. La position angulaire à 9H est positionnée horizontalement vers la gauche par rapport à l’axe longitudinal X. Un axe s’étendant radialement en passant par les positions angulaires à 12H et 6H est ainsi perpendiculaire à un axe s’étendant radialement en passant par les positions angulaires à 3H et 9H. Les qualificatifs de position absolue, tels que les termes « haut », « bas », « gauche », « droite », etc., ou de position relative, tels que les termes « dessus », « dessous », « supérieur », « inférieur », etc., et les qualificatifs d’orientation, tels que les termes « vertical » et « horizontal » peuvent être considérés dans un état opérationnel de la turbomachine 10, typiquement lorsque celui-ci est installée sur un aéronef posé au sol. Dans cet état de la turbomachine 10, l’axe passant par les positions angulaires à 12H et à 6H s’étend dans la direction du champ de pesanteur, soit verticalement.
[0081] La position angulaire de chaque pale statorique aval 16 est aussi définie par un angle 0 mesuré autour de l’axe longitudinal X positivement dans le sens horaire par rapport à la position angulaire à 12H. Par exemple, pour chaque pale statorique aval 16, l’angle 0 peut être mesuré entre un axe perpendiculaire à l’axe longitudinal X de la turbomachine 10 passant par l’extrémité radialement interne 20 (ou l’extrémité radialement externe 21 ) de la pale statorique aval 16 et l’axe passant par les positions angulaires à 12H et 6H. Ainsi, la position angulaire d’une pale statorique aval 16 située à la position angulaire à 12H est définie par un angle 0 égal à 0°, la position angulaire d’une pale statorique aval 16 située à la position angulaire à 3H est définie par un angle 0 à égal 90°, la position angulaire d’une pale statorique aval 16 située à la position angulaire à 6H est définie par un angle 0 égal à 180° (ou de manière équivalente à -180°) et la position angulaire d’une pale statorique aval 16 située à la position angulaire à 9H est définie par un angle 0 égal à 270° (ou de manière équivalente à -90°).
[0082] Chaque pale statorique aval 16 présente un rayon radialement externe. Le rayon radialement externe d’une pale est la distance radiale à l’axe longitudinal X de l’extrémité radialement externe 21 de la pale. En d’autres termes, il s’agit du rayon maximal de la pale. Dans l’exemple illustré, chaque pale statorique aval 16 présente un rayon radialement externe identique qui correspond ainsi au rayon radialement externe de l’hélice aval.
[0083] Chaque pale statorique aval 16 définit un profil aérodynamique. A cet effet, chaque pale statorique aval 16 comprend un empilement de sections 30 selon la direction radiale. L’une des sections 30 est représentée à la figure 3b. Chaque section 30 s’étend dans un plan de section respectif qui est perpendiculaire à la direction radiale d’extension de la pale statorique aval 16 correspondante. Chaque section 30 comprend un bord d’attaque 31 à l’amont et un bord de fuite 32 à l’aval entre lesquels s’étendent une ligne d’intrados 33 et une ligne d’extrados 34. Chaque section 30 définit un profil aérodynamique. Chaque section
30 comprend aussi une corde C définie par une portion de droite reliant le bord d’attaque
31 au bord de fuite 32.
[0084] Le bord d’attaque 31 et le bord de fuite 32 de l’ensemble des sections 30 de l’empilement de sections 30 forment respectivement, pour chaque pale statorique aval 16, un bord d’attaque 22 et un bord de fuite 23 de la pale. De même, la ligne d’intrados 33 et la ligne d’extrados 34 de l’ensemble des sections 30 de l’empilement de sections 30 forment respectivement, pour chaque pale statorique aval 16, une face d’intrados 24 (visible à la figure 3a) et une face d’extrados (non visible à la figure 3a) de la pale statorique aval 16. [0085] Chaque pale statorique aval 16 présente un axe de calage AC respectif. Comme visible à la figure 3a, l’axe de calage AC de chaque pale statorique aval 16 est ici compris dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X. En particulier, l’axe de calage AC de chaque pale statorique aval 16 s’étend radialement dans l’exemple illustré.
[0086] Tel que représentée à la figure 3b, L’angle de calage y de chaque pale statorique aval 16 correspond à l’angle formé entre, d’une part, un premier axe A1 qui est définit par l’intersection entre le plan de section d’une section 30 de référence parmi l’empilement de sections 30 de la pale statorique aval 16 et un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X qui comprend l’axe de calage AC de la pale statorique aval 16, et d’autre part, la corde C de la section 30 de référence de la pale statorique aval 16. L’angle de calage y est mesuré du côté amont du plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X qui comprend l’axe de calage AC de la pale statorique aval 16. L’angle de calage y est mesuré positivement selon un sens allant du premier axe A1 à la corde C de la section 30 de référence, et plus particulièrement dans un sens coïncidant avec le sens allant de la ligne d’intrados 33 vers la ligne d’extrados 34.
[0087] La section 30 de référence de chaque pale statorique aval 16 est ici située, sur la pale statorique aval 16 correspondante, à une distance radiale à l’axe longitudinal X qui correspond à 75% du rayon radialement externe de la pale statorique aval 16 correspondante.
[0088] Dans la suite, une première pale statorique aval 16 est dite « à calage fermé » relativement à une seconde pale statorique aval 16 lorsqu’elle présente un angle de calage inférieur à l’angle de calage de la seconde pale statorique aval 16. A l’inverse, une première pale statorique aval 16 est dite « à calage ouvert » relativement à une seconde pale statorique aval 16 lorsqu’elle présente un angle de calage supérieur à l’angle de calage de la seconde pale statorique aval 16.
[0089] Quelle que soit la configuration de calage de chacune des pales statoriques aval 16, la face d’intrados 24 et la face d’extrados sont, pour chacune des pales statoriques aval 16, positionnées l’une par rapport à l’autre selon un même sens dans la direction circonférentielle.
[0090] La solidité de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16, définie comme le rapport entre la corde C, et l’espacement dans la direction circonférentielle entre deux pales statoriques aval 16 circonférentiellement consécutives, peut être inférieure ou égale à 3 sur l’ensemble de la dimension de radiale de chaque pale statorique aval 16. En particulier, dans un mode de réalisation privilégié, la solidité est inférieure ou égale à 1 au niveau d’une extrémité radialement externe 21 de chaque pale statorique aval 16. [0091] Le rapport entre, d’une part, la distance L dans la direction longitudinale séparant un plan médian PAM de la rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 et un plan médian PAV de la rangée annulaire de pales statoriques aval, et d’autre part, le diamètre D de la turbomachine 10 peut varier entre 0.01 et 0.8, de préférence entre 0.1 et 0.5. Le plan médian PAM, PAV de chaque rangée annulaire de pales est ici normal à l’axe longitudinal X. Le plan médian PAM, PAV de chaque rangée annulaire de pales est le plan contenant l’axe de calage AC de chacune des pales de la rangée annulaire correspondante. Le diamètre D de la turbomachine 10 correspond ici au diamètre de l’hélice amont. Le bord de fuite de chacune des pales de la rangée annulaire amont 14 est situé longitudinalement en amont d’un bord d’attaque 22 de chacune des pales de la rangée annulaire aval 16. Ainsi, on limite, voire on évite, des interférences entre les rangées annulaires de pales.
[0092] Le pylône 18 présente une extrémité radialement interne 20 par laquelle il est relié au moyeu 12 de la turbomachine 10. Le pylône 18 s’étend globalement radialement en ce qu’il s’étend selon une direction comprenant au moins une composante radiale. Il n’est pas exclu que le pylône 18 s’étend selon une direction comprenant aussi une composante longitudinale et/ou une composante circonférentielle. Dans l’exemple de la figure 2, le pylône s’étend selon une direction comprenant une composante radiale et une composante longitudinale. Le pylône 18 comprend un bord d’attaque 41 et un bord de fuite 42 entre lesquels s’étendent de chaque côté dans la direction circonférentielle une face d’extrados 44 et une face d’intrados 43. La face d’extrados 44 et la face d’intrados 43 du pylône 18 sont, au moins sur une partie amont du pylône 18, disposées circonférentiellement de chaque côté d’un plan radial définit par l’axe longitudinal X et un axe radial passant par le bord d’attaque 41 de l’extrémité radialement interne du pylône 18. Dans l’exemple illustré, le pylône 18 présente un profil aérodynamique.
[0093] Dans l’exemple de la figure 2, le pylône 18 est positionné autour de l’axe de rotation au niveau d’une position angulaire à 12H autour de l’axe longitudinal X de la turbomachine 10. Une telle configuration permet la fixation de la turbomachine 10 sous la voilure de l’aile de l’aéronef. Dans l’exemple de la figure 3, le pylône 18 est agencé longitudinalement à l’aval de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. Dans l’exemple de la figure 4, le pylône 18 est agencé longitudinalement en partie à l’aval de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. En effet, dans l’exemple de la figure 4, le pylône 18 est aussi agencé circonférentiellement, en partie, entre deux pales statoriques aval 16 circonférentiellement adjacentes.
[0094] Tel que représenté à la figure 4, la rangée annulaire de pales statoriques aval comprend :
- une pluralité de pales statoriques aval d’un premier type 16a, chaque pale statorique aval du premier type 16a étant située autour de l’axe longitudinal X dans un premier secteur angulaire S1 autour de l’axe longitudinal X qui est centré sur un plan médian P longitudinal du pylône 18, chaque pale statorique aval du premier type 16a étant à calage fixe, et
- une pluralité de pales statoriques aval d’un second type 16b, chaque pale statorique aval du second type 16b étant située autour de l’axe longitudinal X en dehors dudit premier secteur angulaire S1 , chaque pale statorique aval du second type 16b étant à calage variable.
[0095] En raison du calage fixe de chacune des pales statoriques aval du premier type 16a, l’encombrement lié à chacune des pales statoriques aval du premier type 16a au niveau du moyeu 12 est réduit. Cela permet l’intégration dans le moyeu 12 au niveau du premier secteur angulaire S1 de moyens de fixation pour fixer le pylône 18 au moyeu 12 de la turbomachine 10. Ces moyens peuvent notamment être agencés à radialement à l’intérieur du moyeu. Cela permet également l’intégration d’équipements annexes de la turbomachine 10 sur le moyen 12 au niveau du premier secteur angulaire S1 , comme des éléments du système de régulation tels que des canalisations d’air et/ou d’huile, par exemple.
[0096] Chaque pale statorique aval du second type 16b est montée pivotante autour de l’axe de calage AC respectif. Pour ce faire, la turbomachine 10 peut comprendre des moyens pour entrainer indépendamment ou ensemble chacune des pales statoriques aval du second type 16b en rotation autour de l’axe de calage AC respectif. Ces moyens peuvent être agencés radialement à l’intérieur du moyeu 12. En particulier, chaque pale statorique aval du second type 16b peut être reliée, à son extrémité radialement interne 20, à un bras de calage qui est adapté pour tourner autour de l’axe de calage AC de la pale statorique aval du second type 16b.
[0097] Chaque pale statorique aval du second type 16b peut ainsi être tournée autour de l’axe de calage AC respectif pour changer l’angle d’incidence du flux d’air sur la pale statorique aval du second type 16b. Le réglage en rotation de chaque pale statorique aval du second type 16b autour de l’axe de calage AC respectif peut être effectué en fonction de l’incidence de la turbomachine 10 et/ou des points de fonctionnement qui varient selon la phase de fonctionnement du propulseur aéronautique (par exemple phase d’atterrissage et/ou phase de décollage), et/ou en fonction des conditions d’écoulement d’air prises localement au niveau de la pale statorique aval 16. Les conditions d’écoulement d’air locales au niveau de chaque pale aval statorique peuvent dépendre, selon la position de la pale statorique aval du second type 16b autour de l’axe longitudinal X, du sillage des pales rotoriques amont 14 et/ou de la présence d’éléments de structure d’un aéronef sur lequel est monté la turbomachine 10 (mât, fuselage, aile, bec, volets, etc.). Cela permet, d’une part, de réduire le niveau de bruit émis par la turbomachine 10, et d’autre part, d’améliorer les performances aérodynamiques de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16.
[0098] Dans l’exemple illustrée, la rangée annulaire de pales statoriques comprend 4 pales statoriques aval du premier type 16a. Le premier secteur angulaire S1 est ici centré sur la position angulaire à 12H. Le premier secteur angulaire S1 dans lequel sont disposés les pales statoriques du premier type 16a s’étend ici sur une plage angulaire inférieure à 120°. La rangée annulaire de pales statoriques comprend par ailleurs 8 pales statoriques aval du second type 16b. Les pales statoriques aval du second type 16b sont chacun disposées dans un second secteur angulaire S2 qui est distinct du premier secteur angulaire S1 . Ici le premier secteur angulaire S1 et le second secteur angulaire S2 sont complémentaires en ce qu’ils s’étendent sur des plages angulaires dont la somme est égale à 360°. Il n’est toutefois pas exclu que la rangée annulaire de pales statoriques aval comprenne une autre pluralité de pales statoriques du premier type (i.e. à calage fixe) situées chacune dans un troisième secteur angulaire autour de l’axe longitudinal X qui est distinct du premier secteur angulaire S1 et du second secteur angulaire S3.
[0099] La figure 5 représente une première configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. Dans la première configuration, chaque pale statorique aval du premier type 16a présente un angle de calage identique. Cela permet de simplifier la fabrication de l’ensemble propulsif.
[0100] Par ailleurs, dans la première configuration, la rangée annulaire de pales statoriques aval comprend un premier ensemble E1 de pales statoriques aval du premier type 16a et un deuxième ensemble E2 de pales statoriques aval du premier type 16a. Chaque pale statorique aval du premier type 16a du premier ensemble E1 présente des premières caractéristiques dimensionnelles identiques (i.e. un premier profil aérodynamique identique) et chaque pale statorique aval du premier type 16a du deuxième ensemble E2 présente des deuxièmes caractéristiques dimensionnelles identiques (i.e. un deuxième profil aérodynamique identique). En outre, chaque pale statorique aval du second type 16b présente des caractéristiques dimensionnelles identiques (i.e. un profil aérodynamique identique).
[0101] La figure 6a est un graphique qui illustre une première variante de la première configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval. Le graphique représente l’angle de calage y de chacune des pales statoriques aval 16 en fonction de l’angle 0 associé à la position angulaire circonférentielle de la pale autour de l’axe longitudinal. Dans la première variante de la première configuration, chaque pale statorique aval du second type 16b dont la position angulaire est définie par un angle 0 compris entre 0° et 180° présente un angle de calage y déterminé en fonction de la position angulaire de la pale statorique aval du second type 16b autour de l’axe longitudinal X selon une loi linéaire. Aussi, pour chaque pale statorique aval du second type 16b dont la position angulaire est définie par un angle 0 compris entre 0° et 180°, la rangée annulaire de pales statoriques aval comprend une autre pale statorique aval du second type 16b positionnée angulairement autour de l’axe longitudinal X selon un angle - 0 et présentant un angle de calage y identique. Cela permet de simplifier la conception des moyens de changement de calage tout en étant bénéfique pour la réduction de bruit, car les pales statoriques aval 16 ayant un calage plus fermé sont situées autour des positions à 3H, 6H et 9H.
[0102] La différence entre l’angle de calage y de deux pales statoriques aval peut être inférieure à 120°, de préférence inférieure à 60°. La différence entre l’angle de calage y de deux pales statoriques aval du second type 16b circonférentiellement consécutives peut être inférieure à 20°, de préférence inférieure à 15°.
[0103] La figure 6b est un graphique qui illustre une deuxième variante de la première configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval. Le graphique représente ici aussi l’angle de calage y de chacune des pales statoriques aval en fonction de l’angle 0 associé à la position angulaire de la pale. Dans la deuxième variante de la première configuration, l’angle de calage y de chaque pale statorique aval du second type 16b est différent de l’angle de calage y des autres pales statoriques aval su second type, notamment de manière que l’angle de calage y de chaque pale statorique aval du second type 16b soit adapté à l’incidence de la turbomachine 10 ou au point de vol. Aussi, l’angle de calage y de chaque pale statorique aval du second type 16b est différent de l’angle de calage y de la (ou des) pale(s) statorique(s) aval du second type circonférentiellement adjacente(s). Cela permet de réduire la corrélation des sources de bruit et donc permet de réduire le niveau de bruit émis par la turbomachine 10.
[0104] La figure 6c est un graphique qui illustre une troisième variante de la première configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval. Le graphique représente ici aussi l’angle de calage y de chacune des pales statoriques aval 16 en fonction de l’angle 0 associé à la position angulaire circonférentielle de la pale autour de l’axe longitudinal. Dans la troisième variante de la première configuration, l’angle de calage y de chaque pale statorique aval du second type 16b est identique. Cela simplifie la conception et rend plus robuste le système de changement de calage des pales statoriques aval du second type 16b.
[0105] La figure 7 représente une deuxième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval. Dans la deuxième configuration, l’angle de calage y de chaque pale statorique aval du premier type 16a est différent de l’angle de calage y des autres pales statoriques aval du premier type 16a. Cela permet d’adapter certaines caractéristiques dimensionnelles des pales statoriques du premier type 16a afin de s’assurer que l’écoulement d’air peut contourner le pylône sans dégrader le comportement aérodynamique (c’est-à-dire, sans décollements, sans zones de recirculation, etc.) autour des pales statoriques du premier type 16a. Cela permet également de réduire le niveau de bruit émis par la turbomachine 10.
[0106] La différence entre l’angle de calage y de deux pales statoriques aval du premier type 16a peut être inférieure à 120°, de préférence inférieure à 60°. La différence entre l’angle de calage y de deux pales statoriques aval du premier type 16a circonférentiellement consécutives peut être inférieure à 45°, de préférence inférieure à 15°. La différence entre l’angle de calage y de deux pales statoriques aval du second type 16b circonférentiellement consécutives peut être inférieure à la différence entre l’angle de calage y de deux pales statoriques aval du premier type 16a circonférentiellement consécutives.
[0107] L’angle de calage y de chaque pale statorique aval du premier type 16a peut être déterminé en fonction de la position angulaire de la pale statorique aval du premier type 16a autour de l’axe longitudinal X, notamment selon une loi linéaire, parabolique, sinusoïdale, logarithmique, ou exponentielle.
[0108] En particulier, dans la deuxième configuration, la rangée annulaire de pales statoriques aval comprend :
- un premier groupe G1 comprenant deux pales aval du premier type 16a circonférentiellement adjacentes qui présentent chacune une extrémité aval située circonférentiellement du même côté que la face d’extrados 44 du pylône 18 par rapport au plan radial, le premier groupe G1 comprenant la pale statorique aval du premier type 16a qui est la plus proche circonférentiellement du plan radial et dont l’extrémité aval est située circonférentiellement du même côté que la face d’extrados 44 du pylône 18 par rapport au plan radial,
- un second groupe G2 comprenant deux pales aval du premier type 16a circonférentiellement adjacentes qui présentent chacune une extrémité aval située circonférentiellement du même côté que la face d’intrados 43 du pylône 18 par rapport au plan radial, le second groupe G2 comprenant la pale statorique aval du premier type 16a qui est la plus proche circonférentiellement du plan radial et dont l’extrémité aval est située circonférentiellement du même côté que la face d’intrados 43 du pylône 18 par rapport au plan radial. [0109] Chaque pale statorique aval du premier type 16a du premier groupe G1 est dans une configuration à calage fermé relativement aux pales statoriques aval du premier type 16a du second groupe G2. Autrement dit, chaque pale statorique aval du premier type 16a du second groupe G2 est dans une configuration à calage ouvert relativement aux pales statoriques aval du premier type 16a du premier groupe G1 . Un tel agencement permet de faciliter le contournement de l’écoulement autour du pylône 18, de réduire ainsi une remontée de distorsion de pression entre le pylône 18 et les pales statoriques aval du premier type 16a, et d’éviter les décollements des couches limites et la formation de zones de recirculation sur les pales statoriques aval du premier type 16a ce qui augmenterait les pertes aérodynamiques et les niveaux de bruit.
[0110] De manière remarquable, dans la deuxième configuration, chaque pale statorique aval du premier type 16a présente des caractéristiques dimensionnelles différentes (i.e. un profil aérodynamique différent) des autres pales statoriques aval.
[0111] La figure 8 représente une troisième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. Dans la troisième configuration, chaque pale statorique aval du premier type 16a présente des caractéristiques dimensionnelles identiques (i.e. un profil aérodynamique identique). Cela permet de simplifier la fabrication de l’ensemble propulsif. Dans la troisième configuration, chaque pale statorique aval du premier type 16a peut présenter un angle de calage y identique (figure 8a), ou l’angle de calage y de chaque pale statorique aval du premier type 16a peut être différent de l’angle de calage y de l’une ou plusieurs des autres pales statoriques aval du premier type 16a (figure 8b).
[0112] La figure 9 représente une quatrième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval. Dans la quatrième configuration, le pylône 18 est relié à l’une des pales statoriques aval de sorte à forme un ensemble aérodynamique unitaire. On réduit ainsi les efforts de trainée liés au pylône 18 et permet l’intégration d’une pale statorique aval 16 au niveau de la position angulaire du pylône 18.
[0113] Par ailleurs, dans la quatrième configuration, chaque pale statorique aval présente des caractéristiques dimensionnelles identiques (i.e. un profil aérodynamique identique) sur une portion d’extrémité amont qui s’étend longitudinalement sur une longueur relative de corde C comprise entre 5% et 50%. En d’autres termes, pour chaque section 30 de l’une des pales statoriques aval, il existe une section 30 correspondante d’une autre parmi les pales statoriques aval qui est disposée à la même distance radiale de l’axe longitudinal X et qui présente le même profil aérodynamique sur une longueur relative de corde C de la section 30 comprise entre 5% et 50%, de préférence entre 10% et 30%. Cela permet de simplifier la conception, de réduire les coûts de fabrication de la turbomachine 10, et d’assurer une certaine homogénéité au niveau du bord d’attaque des pales statoriques aval 16, ce qui peut être bénéfique pour la réduction du bruit tonal d’interaction.
[0114] Le pylône 18 présente également une portion d’extrémité amont ayant des caractéristiques dimensionnelles identiques (i.e. un profil aérodynamique identique) à celles des portions d’extrémité amont identiques des pales statorique aval.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Propulseur aéronautique (10) d’axe longitudinal (X) comprenant un moyeu (12), une rangée annulaire de pales rotoriques amont (14) non carénées et une rangée annulaire de pales statoriques aval (16) non carénées, dans lequel la rangée annulaire de pales statoriques aval (16) comprend :
- au moins une pale statorique aval d’un premier type (16a), chaque pale statorique aval (16a) du premier type étant située autour de l’axe longitudinal (X) dans un premier secteur angulaire (S1 ) autour de l’axe longitudinal, chaque pale statorique aval du premier type (16a) étant à calage fixe,
- au moins une pale statorique aval d’un second type (16b), chaque pale statorique aval du second type (16b) étant située autour de l’axe longitudinal (X) en dehors dudit premier secteur angulaire (S1 ), chaque pale statorique aval du second type (16b) étant à calage variable.
[Revendication 2] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication précédente, dans lequel le premier secteur angulaire (S1 ) s’étend sur une plage angulaire inférieure ou égale à 180°, de préférence inférieure ou égale à 120°, de préférence encore inférieure ou égale à 60°.
[Revendication 3] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la rangée annulaire de pales statoriques aval comprend entre une et six pales statoriques aval du premier type (16a), de préférence deux pales statoriques aval du premier type (16a).
[Revendication 4] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel au moins deux pales statoriques aval du premier type (16a) présentent un angle de calage (y) différent.
[Revendication 5] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication précédente, dans lequel la différence entre l’angle de calage desdites deux pales statoriques aval du premier type (16a) est inférieure à 120°, de préférence inférieure à 60°.
[Revendication 6] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication 4, dans lequel lesdites deux pales statorique aval du premier type (16a) sont circonférentiellement consécutives, la différence entre l’angle de calage desdites deux pales statoriques aval du premier type (16a) étant inférieure à 45°, de préférence inférieure à 15°.
[Revendication 7] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel au moins deux pales statoriques aval du premier type (16a) présentent un angle de calage (y) identique.
[Revendication 8] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel chaque pale statorique aval du premier type (16a) présente des caractéristiques dimensionnelles identiques.
[Revendication 9] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel au moins deux pales statoriques aval du premier type (16a) présentent des caractéristiques dimensionnelles différentes.
[Revendication 10] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel au moins deux pales statoriques aval du second type (16b) présentent un angle de calage (y) différent.
[Revendication 11] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication précédente, dans lequel la différence entre l’angle de calage desdites deux pales statoriques aval du second type (16b) est inférieure à 120°, de préférence inférieure à 60°.
[Revendication 12] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication 10, dans lequel lesdites deux pales statorique aval du second type (16b) sont circonférentiellement consécutives, la différence entre l’angle de calage desdites deux pales statoriques aval du second type (16b) étant inférieure à 20°, de préférence inférieure à 15°.
[Revendication 13] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel chacune des pales statoriques aval du premier type (16a) et/ou chacune des pales statoriques aval du second type (16b) présente un angle de calage (y) qui est déterminé en fonction de la position angulaire de la pale statorique aval du premier type (16a), respectivement du second type (16b), autour de l’axe longitudinal (X), notamment selon une loi linéaire, parabolique, sinusoïdale, logarithmique, ou exponentielle.
[Revendication 14] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel chaque pale statorique aval du second type (16b) présente un angle de calage (y) différent de l’angle de calage (y) de la (ou des) pale(s) statorique(s) aval du second type (16b) circonférentiellement adjacente(s).
[Revendication 15] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel chaque pale statorique aval (16) comprend un empilement de sections (30) selon la direction radiale, chaque section (16) comprenant un bord d’attaque (31 ) à l’amont et un bord de fuite (32) à l’aval entre lesquels s’étendent une ligne d’intrados (33) et une ligne d’extrados (34) de manière à définir un profil aérodynamique, chaque section (30) comprenant en outre une corde (c) définie par une portion de droite reliant le bord d’attaque (33) au bord de fuite (32), et dans lequel, pour chaque paire d’une première pale statorique aval (16) et d’une deuxième pale statorique aval (16), chaque section (30) de la première pale statorique aval (16) présente un profil aérodynamique identique à une section (30) correspondante de la deuxième pale statorique aval (16) sur une portion d’extrémité amont qui s’étend longitudinalement sur une longueur relative de corde (c) comprise entre 5% et 50%, de préférence entre 10% et 30%, lesdites sections (30) correspondantes de la première pale statorique aval (16) et de la deuxième pale statorique aval (16) étant chacune disposées à une même distance radiale de l’axe longitudinal (X).
[Revendication 16] Ensemble propulsif pour un aéronef, l’ensemble propulsif comprenant un propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes et un pylône (18) de fixation du propulseur aéronautique (10) à l’aéronef, le pylône (18) s’étendant selon une direction comprenant au moins une composante radiale depuis une extrémité radialement interne par laquelle le pylône (18) est relié au moyeu (12) du propulseur aéronautique (10), le premier secteur angulaire étant est centré sur un plan médian (P) longitudinal du pylône (18).
[Revendication 17] Ensemble propulsif selon la revendication précédente, dans lequel le pylône (18) comprend un bord d’attaque (41 ) et un bord de fuite (42) entre lesquels s’étendent de chaque côté dans la direction circonférentielle une face d’extrados (44) et une face d’intrados (43), la face d’extrados (44) et la face d’intrados (43) du pylône (18) étant, au moins sur une partie amont du pylône (18), disposées circonférentiellement de chaque côté d’un plan radial définit par l’axe longitudinal (X) et un axe radial passant, au moins en partie, par le bord d’attaque (41 ) du pylône (18), la rangée annulaire de pales statoriques aval (16) du propulseur aéronautique (10) comprenant :
- un premier groupe (G1 ) comprenant une ou plusieurs pale(s) aval du premier type (16a) qui présente(nt) chacune une extrémité aval située circonférentiellement du même côté que la face d’extrados (44) du pylône (18) par rapport au plan radial, le premier groupe (G1 ) comprenant au moins la pale statorique aval du premier type (16a) qui est la plus proche circonférentiellement du plan radial et dont l’extrémité aval est située circonférentiellement du même côté que la face d’extrados (44) du pylône (18) par rapport au plan radial,
- un second groupe (G2) comprenant une ou plusieurs pale(s) aval du premier type (16a) qui présente(nt) chacune une extrémité aval située circonférentiellement du même côté que la face d’intrados (43) du pylône (18) par rapport au plan radial, le second groupe (G2) comprenant au moins la pale statorique aval du premier type (16a) qui est la plus proche circonférentiellement du plan radial et dont l’extrémité aval est située circonférentiellement du même côté que la face d’intrados (43) du pylône (18) par rapport au plan radial, et dans lequel chaque pale statorique aval du premier type (16a) du premier groupe (G1 ) est dans une configuration à calage fermé relativement aux pales statoriques aval du premier type (16a) du second groupe (G2).
[Revendication 18] Ensemble propulsif selon la revendication 16 ou 17, dans lequel le pylône (18) est relié à l’une des pales statoriques aval (16a) de sorte à former un ensemble aérodynamique unitaire.
[Revendication 19] Procédé d’utilisation du propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 15 ou de l’ensemble propulsif selon l’une quelconque des revendications 16 à 18, le procédé comprenant le réglage de l’angle de calage (y) de chaque pale statorique aval du second type (16b) en fonction d’une phase de fonctionnement en incidence du propulseur aéronautique (10).
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