EP4558706A1 - Ensemble pour turbomachine - Google Patents

Ensemble pour turbomachine

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Publication number
EP4558706A1
EP4558706A1 EP23744813.9A EP23744813A EP4558706A1 EP 4558706 A1 EP4558706 A1 EP 4558706A1 EP 23744813 A EP23744813 A EP 23744813A EP 4558706 A1 EP4558706 A1 EP 4558706A1
Authority
EP
European Patent Office
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blades
assembly
orientation
row
vanes
Prior art date
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Pending
Application number
EP23744813.9A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Rémy Henri Pierre PRINCIVALLE
Laurens Jean-Luc Eliane PEETERS
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 Aero Boosters SA
Original Assignee
Safran Aero Boosters SA
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aero Boosters SA filed Critical Safran Aero Boosters SA
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Pending legal-status Critical Current

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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
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    • F01D25/162—Bearing supports
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
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    • F01D5/146—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of blades with tandem configuration, split blades or slotted blades
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    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
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    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane

Definitions

  • the invention relates to the field of turbomachines and more particularly to the field of axial turbomachine compressors.
  • An axial turbomachine generally comprises two compressors arranged upstream of a combustion chamber, namely a low pressure compressor and a high pressure compressor configured to suck in and compress the air in order to bring it to speeds, pressures and temperatures suitable for good combustion.
  • each compressor comprises a succession of compression stages, each being formed by at least one annular row of rotor blades and at least one annular row of stator blades.
  • stator vanes which may be commonly referred to as the OGV “Outlet Guide Vane”
  • structural arms or “struts” which pass through the air flow path of the axial turbomachine.
  • the structural arms are generally arranged in a sloping vein (or swan neck between the compressors), i.e. the direction of the air flow circulating in the vein being inclined relative to a longitudinal axis of the axial turbomachine.
  • Document FR 3 027 053 describes an example of such a type of structural arm.
  • the OGV blades usually have a direction substantially perpendicular to the direction of the flow to limit aerodynamic disturbances which would make the flow unstable to the right of the OGV.
  • the few blades which are circumferentially directly in front of the structural arms have a radially outer part which is close to the structural arms.
  • the proximity between the trailing edge of the OGV and the leading edge of the arms can cause a distortion of the static pressure at the trailing edge of the OGV, which creates a loss of efficiency for the turbomachine.
  • the invention aims to resolve the drawbacks of the design of turbomachine compressors of the state of the art.
  • the invention aims to propose a solution which makes it possible to limit the aerodynamic disturbances at the level of the stator blades upstream of the structural arms while limiting the phenomenon of distortion of the static pressure, in particular in a sloping vein, and this, without complexity and/or addition of additional weight to the turbomachine compressor.
  • the invention relates to an assembly for a turbomachine comprising a wall having a surface for guiding an air flow and a row of stator vanes extending from the wall and arranged annularly around an axis, said surface being inclined relative to the axis, the assembly being remarkable in that the row of blades comprises first blades extending substantially perpendicular to the axis and second blades extending substantially perpendicular to the guide surface.
  • the inclination of the guide surface relative to the axis results in the air flow comprising the same inclination.
  • the wall of the turbomachine has a curved profile on a longitudinal section and forms an angle of inclination with the longitudinal axis of the turbomachine.
  • annularly extending blade row is meant a single ring of blades arranged circumferentially one after the other. These vanes delimit inter-vane spaces through which the air flow travels.
  • the assembly further comprises structural arms axially arranged directly downstream of the row of blades, inter-arm spaces being defined between two circumferentially adjacent structural arms, the first blades circumferentially overlapping the structural arms and the second blades circumferentially overlapping the inter-arm spaces.
  • the row of blades is formed by groups of first blades and by groups of second blades, said groups of first and second blades alternating circumferentially.
  • the circumferential alternation of the groups of first and second blades makes it possible to minimize aerodynamic disturbances by favoring the guidance of the air flow instead of the trailing edge of the row of blades.
  • each group of first blades comprises between 3 and 8 blades, preferably 4 blades.
  • each group of second blades comprises between 4 and 10 blades, preferably 5 blades.
  • the row of blades further comprises a plurality of third blades arranged circumferentially regularly between the first and second blades, said third blades having a respective orientation which is included, limits excluded, between the orientation perpendicular to the axis of the first blades and the orientation perpendicular to the guide surface of the second blades.
  • the third blades make it possible to further smooth the air flow to the right of the trailing edge of the row of blades, thus making it possible to promote the regularity and progressiveness of said air flow in the vein.
  • the respective orientation of the third blades varies progressively in accordance with the circumferential position of the third blades relative to the first and second blades, the third blades having an orientation even closer to that of the first blades. that they are close circumferentially, and the third blades having an orientation all the closer to that of the second blades that they are close circumferentially.
  • the third blades have a respective orientation angle which varies step by step by at least 0.5°.
  • the progression of the orientation of the third blades has a triangular profile.
  • the progression of the orientation of the third blades has a sinusoidal profile.
  • the trailing edge of the first blades has a first distance following the direction of the air flow with the leading edge of the structural arms
  • the trailing edge of the second blades has a second distance following the direction of the air flow with the leading edge of the structural arms, said first distance being greater than the second distance
  • all the blades have the same chord length.
  • the blades Preferably, the blades have the same average chord over their entire span. This helps to control any distortion of static pressure, particularly by limiting it across the entire span of the leading edges of the structural arms.
  • the air flow guiding surface forms with the axis the angle of inclination of between 10° and 60°.
  • the invention also relates to an axial turbomachine comprising a low pressure compressor, a high pressure compressor, and a swan neck vein arranged axially between the low pressure compressor and the high pressure compressor, the turbomachine being remarkable in that the vein contains an assembly according to the invention.
  • the invention is particularly advantageous in that it makes it possible to limit the aerodynamic disturbances of the stator blades in the sloping air flow path, this is in particular due to the stator blades having either a radial direction or a direction perpendicular to the axis of the turbomachine, thus improving the overall stability of the annular row of stator blades.
  • the terms “internal”, “internal”, “external” and “external” refer to positioning relative to the longitudinal axis of rotation of a turbomachine.
  • the axial direction corresponds to the direction along the longitudinal axis of rotation of the turbomachine.
  • the radial direction is perpendicular to the longitudinal axis.
  • the annular or circumferential direction is essentially a circular direction around the longitudinal axis. Upstream and downstream refer to the direction of flow of an axial air flow in a main stream of the turbomachine.
  • turbomachine 1 there represents a simplified partial view of an axial turbomachine 1.
  • it is a double-flow turbojet, but can also be a turbojet, turbofan, turboprop, turboshaft or any other turbomachine.
  • turbomachine with a centrifugal compressor.
  • the turbomachine 1 comprises a first compression level, called low pressure compressor 3, a second compression level, called high pressure compressor 5 (partially shown), as well as a combustion chamber and one or more turbine levels (not shown) .
  • the mechanical power of the turbine(s) transmitted via the central shaft to the rotor sets in motion the rotors of the two compressors 3 and 5.
  • the rotation of the rotor around its longitudinal axis of rotation A thus allows to generate a flow of air and to progressively compress it until it enters the combustion chamber.
  • An inlet fan commonly referred to as a fan or blower is coupled to the rotor and generates an incoming air flow F.
  • the fan is arranged upstream of a separation nozzle 11 capable of separating the incoming air flow F entering into a radially internal air flow, called air flow F1 or primary flow F1, circulating in a primary flow vein 2 and crossing the different above-mentioned levels of the turbomachine 1, and a radially external air flow, called secondary flow F2 passing through an annular conduit along the machine to then join the primary flow F1 at the turbine outlet.
  • the secondary flow F2 can be accelerated so as to generate a thrust reaction necessary for the flight of an aircraft.
  • the vein 2 has a swan neck shape, commonly called a sloping vein, and preferably, the low pressure compressor 3 comprises at its downstream half an assembly 4, 40 which will be amply detailed in the present description.
  • the vein 2 allows the guidance of the primary flow F1 between an exterior wall 6 having an exterior guide surface 8 of the air and an interior wall 9 having an interior guide surface 7.
  • the assembly 4, 40 comprises a row of stator vanes 10, 100, also called stator grid or OGV, said row of stator vanes 10,100 extends from the outer wall 6 to the inner wall 9, and extends from the outer wall 6 to the inner wall 9, and extends annularly around the longitudinal axis A of the axial turbomachine.
  • the second guide wall 9 can for example be an internal ferrule 9.
  • the height of the vein 2, i.e. radial distance between the guide surface 8 and the internal ferrule 9, is constant instead of all 4, 40.
  • the wall 6, and in particular the guide surface 8, is inclined relative to the axis A.
  • a straight line tangent to the guide surface 8 to the right of the row of stator vanes 10, 100 presents with the
  • the axis has an angle of inclination ⁇ between 5° and 80°, and preferably between 10° and 60°.
  • the inclination following the angle ⁇ results in inclined guidance of the air following a downward slope, resulting in an overall inclination of the direction of the primary flow F1 relative to the axis A to the right of assembly 4, 40.
  • the row of stator blades 10, 100 can belong for example to the low pressure compressor of the axial turbomachine, and said row of stator blades 10, 100 is made up of:
  • first blades which extend substantially perpendicular to axis A
  • second blades which extend substantially perpendicular to the guide surface 8.
  • the first 12 and second blades 14 have the same chord length and/or average profile chord length, particularly in the case where the chord varies over the total extent of each blade.
  • the second blades 14 have an angle of inclination with the axis A corresponding to the angle ⁇ + 90°.
  • the assembly 4, 40 further comprises structural arms 16 axially arranged directly downstream of the row of stator vanes 10, 100.
  • the trailing edge 13 of the first blades 12 has a first distance D with the leading edge 17 of the structural arms 16, and the trailing edge 15 of the second blades 14 has a second distance d with said leading edge 17.
  • distance its usual definition, that is to say the shortest distance between the two bodies.
  • the trailing edge 13 of the first blades 12 is axially at the same level as the trailing edge 15 of the second blades 14, to the right of the internal shroud 9, and more precisely to the right of the point P illustrated in the .
  • the trailing edge 15 of the second blades 14 does not axially exceed the trailing edge 13 of the first blades 12 in the direction of circulation of the air flow F1.
  • the first distance D is greater than the second distance d.
  • this makes it possible to avoid the axial distance of the entire row of blades 10, 100 relative to the leading edge 17 of the structural arms 16 while preventing the radially external part of the first blades from being too close. arms.
  • the distortion of the flow can be limited by avoiding the phenomenon of loss of static pressure at the level of the structural arms 16.
  • the structural arms 16 delimit inter-arm spaces 18 between each two circumferentially adjacent structural arms 16.
  • first group 12' formed by a plurality of first blades 12, called first group 12', circumferentially overlaps the structural arms 16, while a second group 14' formed by second blades 14, circumferentially overlaps the interspaces. -arm 18, the latter being partly covered by the second blades 14.
  • stator vanes 10 is formed by the first group 12' and second group 14', the latter alternate circumferentially (that is to say according to the horizontal orientation of the ) around the axis of the turbomachine.
  • the first group 12' comprises between 2 and 10 blades, and preferably between 3 and 8 blades, and even more preferably 4 blades
  • the second group 14' comprises between 2 and 12 blades, and preferably between 4 and 10 blades, and even more preferably 5 blades.
  • the second blades 14 can be closer axially (in a projection on a vertical axis of the ) of the arms 16 than are the first blades 12.
  • the particularly represents the schematization of a progression of orientation of the stator blades 100 of the .
  • the row of stator vanes 40 comprises, in addition to the first 12 and second vanes 14, a plurality of third vanes 30 arranged circumferentially between the first 12 and second vanes 14.
  • the third blades 30 have a respective orientation which is included, limits excluded, between the orientation of the first blades 12 and the orientation of the second blades 14.
  • the respective orientation of the third blades 30 varies gradually and regularly in accordance with the circumferential position of the third blades 30 relative to the first 12 and second blades 14,
  • the progressive orientation of the stator vanes 100 is mainly due to the progressive orientation of the third vanes 30 between the extreme terminals, i.e. the first 12 and second vanes 14.
  • the third blades 30 have an orientation that is all the closer to that of the first blades 12 as they are circumferentially close to it. Indeed, the closer the third blade 30 is annularly to the first blade 12, the closer the orientation of the third blade 30 will be to the inclination of the first blade 12.
  • the third blades 30 have an orientation that is all the closer to that of the second blades 14 as they are circumferentially close to it.
  • the third blades 30 have a respective orientation angle which varies step by step by at least 0.5° and/or the variation in the angle of the third blades 30 is preferably less than 20°.
  • the variation in orientation of the third blades is regular and is therefore linked to the number of third blades.
  • the progression of the orientation of the third blades 30 has a triangular 22 and/or sinusoidal 20 profile, such an orientation progression profile makes it possible to further smooth the air flow and avoid aerodynamic disturbances (for example due to corner effects or sudden variations in the flow guiding surfaces).
  • the difference between the first and second embodiment of the invention results in the circumferential evolution of the inclination of the blades forming the stator grid.
  • All the blades, according to the first and second embodiment of the invention, and particularly those being circumferentially adjacent to the structural arms, can have a wedging or an orientation, also called “tilting", and which makes it possible to have a profile of different blades at the level of the stator grid in order to homogenize as much as possible the pressure value at the leading edge of the blades forming said stator grid. Tilting can be adjusted independently for each blade.
  • the elimination of the phenomenon of distortion of the static pressure at the leading edge of the blades of the stator grid can also be obtained by further circumferentially spacing the blades located annularly adjacent to the structural arms, said spacing concerns all the blades of the first or second embodiment.
  • a row of stator blades can result from the combination of a portion of row 10 of the , with a portion of row 100 of the .

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract

L'invention a trait à un ensemble (4; 40) pour turbomachine (1) comprenant une paroi (6) présentant une surface de guidage (8) d'un flux d'air (F1) et une rangée d'aubes statoriques (10; 100) s'étendant depuis la paroi et agencées annulairement autour d'un axe (A), ladite surface étant inclinée par rapport à l'axe, l'ensemble étant remarquable en ce que la rangée d'aubes comprend des premières aubes (12) s'étendant sensiblement perpendiculairement à l'axe et des deuxièmes aubes (14) s'étendant sensiblement perpendiculairement à la surface de guidage. L'invention a également trait à une turbomachine axiale comprenant un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, et une veine en col de cygne agencée axialement entre le compresseur basse pression et le compresseur haute pression, la turbomachine étant remarquable en ce que la veine contient un ensemble tel que décrit ci-dessus.

Description

    ENSEMBLE POUR TURBOMACHINE Domaine
  • L’invention a trait au domaine des turbomachines et plus particulièrement au domaine des compresseurs de turbomachines axiales.
    • Art antérieur
  • Une turbomachine axiale comprend généralement deux compresseurs disposés en amont d’une chambre à combustion, à savoir un compresseur basse pression et un compresseur haute pression configurés pour aspirer et comprimer l’air afin de l’amener à des vitesses, pressions et températures adaptées à une bonne combustion.
  • À cet égard, chaque compresseur comprend une succession d’étages de compression, chacun étant formé par au moins une rangée annulaire d’aubes rotoriques et au moins une rangée annulaire d’aubes statoriques.
  • La dernière rangée d’aubes statorique (qui peut être communément appelé OGV « Outlet Guide Vane ») est directement suivie en aval par des bras structuraux (ou « struts ») qui traversent la veine de flux d’air de la turbomachine axiale.
  • Les bras structuraux sont généralement disposés dans une veine en pente (ou en col de cygne entre les compresseurs)., i.e. la direction du flux d’air circulant dans la veine étant inclinée par rapport à un axe longitudinal de la turbomachine axiale. Le document FR 3 027 053 décrit un exemple d’un tel type de bras structuraux.
  • Les aubes OGV ont habituellement une direction sensiblement perpendiculaire à la direction du flux pour limiter les perturbations aérodynamiques qui rendraient le flux instable au droit de l’OGV.
  • Avec une telle orientation des aubes OGV, les quelques aubes qui sont circonférentiellement directement devant les bras structuraux ont une partie radialement extérieure qui est proche des bras structuraux. La proximité entre le bord de fuite de l’OGV et le bord d’attaque des bras peut causer une distorsion de la pression statique au niveau du bord de fuite de l’OGV, ce qui crée une perte de rendement pour la turbomachine.
  • Afin de pallier le problème de distorsion de la pression statique, il existe une solution consistant à éloigner axialement l’OGV des bras structuraux. Cette solution n’est pas raisonnable car elle augmente la longueur axiale de la turbomachine et donc son poids total.
  • Il existe donc une marge de progression pour améliorer les performances du compresseur sans affecter ses dimensions.
    •
  • L’invention vise à résoudre les inconvénients de la conception des compresseurs de turbomachines de l’état de la technique. En particulier, l’invention vise à proposer une solution qui permette de limiter les perturbations aérodynamiques au niveau des aubes statoriques en amont des bras structuraux tout en limitant le phénomène de distorsion de la pression statique, notamment dans une veine en pente, et cela, sans complexification et/ou ajout de poids supplémentaire au compresseur de la turbomachine.
    •
  • L’invention a trait à un ensemble pour turbomachine comprenant une paroi présentant une surface de guidage d’un flux d’air et une rangée d’aubes statoriques s’étendant depuis la paroi et agencées annulairement autour d’un axe, ladite surface étant inclinée par rapport à l’axe, l’ensemble étant remarquable en ce que la rangée d’aubes comprend des premières aubes s’étendant sensiblement perpendiculairement à l’axe et des deuxièmes aubes s’étendant sensiblement perpendiculairement à la surface de guidage.
  • De préférence, l’inclinaison de la surface de guidage par rapport à l’axe se traduit par le flux d’air comprenant la même inclinaison. Dans cette configuration, la paroi de la turbomachine présente sur une section longitudinale un profil incurvé et forme un angle d’inclinaison avec l’axe longitudinal de la turbomachine.
  • Par « rangée d’aube s’étendant annulairement », on entend un unique anneau d’aubes agencées circonférentiellement les unes à la suite des autres. Ces aubes délimitent des espaces inter-aubes parcouru par le flux d’air.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, l’ensemble comprend en outre des bras structuraux axialement agencés directement en aval de la rangée d’aubes, des espaces inter-bras étant définis entre deux bras structuraux circonférentiellement adjacents, les premières aubes chevauchant circonférentiellement les bras structuraux et les deuxièmes aubes chevauchant circonférentiellement les espaces inter-bras.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, la rangée d’aubes est formée par des groupes de premières aubes et par des groupes de deuxièmes aubes, lesdits groupes de premières et deuxièmes aubes alternants circonférentiellement.
  • Avantageusement, l’alternance circonférentielle des groupes de premières et deuxièmes aubes permet de minimiser les perturbations aérodynamiques en favorisant le guidage du flux d’air au lieu du bord de fuite de la rangée d’aubes.
  • De plus, la fabrication d’une telle rangée est simplifiée, ainsi que son assemblage, notamment avec des secteurs angulaires de la turbomachine.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, chaque groupe de premières aubes comprend entre 3 et 8 aubes, préférentiellement 4 aubes.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, chaque groupe de deuxièmes aubes comprend entre 4 et 10 aubes, préférentiellement 5 aubes.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, la rangée d’aubes comprend en outre une pluralité de troisièmes aubes agencées circonférentiellement régulièrement entre les premières et deuxièmes aubes, lesdites troisièmes aubes ayant une orientation respective qui est comprise, bornes exclues, entre l’orientation perpendiculaire à l’axe des premières aubes et l’orientation perpendiculaire à la surface de guidage des deuxièmes aubes.
  • De façon avantageuse, les troisièmes aubes permettent de lisser davantage le flux d’air au droit du bord de fuite de la rangée d’aubes permettant ainsi de favoriser la régularité et la progressivité dudit flux d’air dans la veine.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, l’orientation respective des troisièmes aubes varie progressivement en accord avec la position circonférentielle des troisièmes aubes relativement aux premières et deuxièmes aubes, les troisièmes aubes ayant une orientation d’autant plus proche de celle des premières aubes qu’elles en sont proches circonférentiellement, et les troisièmes aubes ayant une orientation d’autant plus proche de celle des deuxièmes aubes qu’elles en sont proches circonférentiellement.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, les troisièmes aubes présentent un angle d’orientation respectif qui varie de proche en proche d’au moins 0,5°.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, vu dans une section en coupe radiale, la progression de l’orientation des troisièmes aubes présente un profil triangulaire.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, vu dans une section en coupe radiale, la progression de l’orientation des troisièmes aubes présente un profil sinusoïdal.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, le bord de fuite des premières aubes présente une première distance suivant la direction du flux d’air avec le bord d’attaque des bras structuraux, et le bord de fuite des deuxièmes aubes présente une deuxième distance suivant la direction du flux d’air avec le bord d’attaque des bras structuraux, ladite première distance étant plus grande que la deuxième distance.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, toutes les aubes ont la même longueur de corde. Préférentiellement, les aubes ont une même corde moyenne sur toute leur envergure. Cela permet de favoriser la maîtrise de l’éventuelle distorsion de la pression statique, particulièrement en limitant celle-ci au niveau de toute l’envergure des bords d’attaque des bras structuraux.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, la surface de guidage du flux d’air forme avec l’axe l’angle d’inclinaison compris entre 10° et 60°.
  • L’invention a également trait à une turbomachine axiale comprenant un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, et une veine en col de cygne agencée axialement entre le compresseur basse pression et le compresseur haute pression, la turbomachine étant remarquable en ce que la veine contient un ensemble selon l’invention.
    • Avantages de l’invention
  • L’invention est particulièrement avantageuse en ce qu’elle permet de limiter les perturbations aérodynamiques des aubes statoriques dans la veine de flux d’air en pente, cela est notamment dû aux aubes statoriques ayant soit une direction radiale soit une direction perpendiculaire à l’axe de la turbomachine, améliorant ainsi la stabilité globale de la rangée annulaire d’aubes statorique.
  • De plus, le phénomène de distorsion de la pression statique est réduit par le fait que les aubes statoriques radiales sont éloignées du bord d’attaque des bras structuraux, et cela, sans modification de la position axiale de la rangée d’aubes statorique dans la veine de flux d’air.
  • Un bon compromis est donc obtenu pour améliorer l’écoulement à la fois en aval des aubes radiales et en aval des aubes inclinées.
  • Dans cette configuration, les pertes de charge sont limitées et l’opérabilité du compresseur est accrue, cela permet avantageusement d’améliorer le comportement du compresseur.
    •      Description des dessins
  • La représente une vue partielle simplifiée d’une turbomachine axiale ;
  • La est une illustration schématique d’une vue en coupe longitudinale d’une veine de turbomachine axiale comprenant un ensemble selon l’invention ;
  • La représente de manière schématique une vue dans une section en coupe radiale de l’ensemble de la  et selon un premier mode de réalisation de l’invention ;
  • La représente de manière schématique une vue dans une section en coupe radiale de l’ensemble de la  et selon un deuxième mode de réalisation de l’invention.
    • Description d’un mode de réalisation
  • Dans la description qui va suivre, les termes « interne », « intérieur(e) », « externe » et « extérieur(e) » renvoient à un positionnement par rapport à l'axe longitudinal de rotation d'une turbomachine. La direction axiale correspond à la direction le long de l'axe longitudinal de rotation de la turbomachine. La direction radiale est perpendiculaire à l'axe longitudinal. La direction annulaire ou circonférentielle est essentiellement une direction circulaire autour de l’axe longitudinal. L'amont et l'aval sont en référence au sens d'écoulement d’un flux d’air axial dans une veine principale de la turbomachine.
  • Les figures montrent les éléments de manière schématique et ne sont pas représentées à l’échelle. En effet, les figures ont été intentionnellement simplifiées afin de faciliter la compréhension et certaines dimensions sont agrandies pour faciliter leur lecture.
  • La représente une vue partielle simplifiée d’une turbomachine axiale 1. Il s’agit dans ce cas précis d’un turboréacteur double-flux, mais peut également être un turbojet, turbofan, turbopropulseur, turbomoteur ou toute autre turbomachine. L’homme du métier comprendra que l’invention peut également s’appliquer à une turbomachine à compresseur centrifuge.
  • La turbomachine 1 comprend un premier niveau de compression, dit compresseur basse pression 3, un deuxième niveau de compression, dit compresseur haute pression 5 (représenté partiellement), ainsi qu’une chambre de combustion et un ou plusieurs niveaux de turbines (non illustrés).
  • En fonctionnement, la puissance mécanique de la ou des turbine(s) transmise via l’arbre central jusqu’au rotor met en mouvement les rotors des deux compresseurs 3 et 5. La rotation du rotor autour de son axe longitudinal de rotation A permet ainsi de générer un écoulement d’air et de comprimer progressivement ce dernier jusqu’à l’entrée de la chambre de combustion.
  • Un ventilateur d’entrée communément désigné fan ou soufflante est couplée au rotor et génère un flux d’air entant F. La soufflante est agencée en amont d’un bec de séparation 11 apte à séparer le flux d’air entrant F entrant en un flux d’air radialement interne, dit flux d’air F1 ou flux primaire F1, circulant dans une veine 2 de flux primaire et traversant les différents niveaux susmentionnés de la turbomachine 1, et un flux d’air radialement externe, dit flux secondaire F2 traversant un conduit annulaire le long de la machine pour ensuite rejoindre le flux primaire F1 en sortie de turbine. Le flux secondaire F2 peut être accéléré de sorte à générer une réaction de poussée nécessaire au vol d’un avion.
  • Préférentiellement, la veine 2 présente une forme en col de cygne, communément appelée veine en pente, et de préférence, le compresseur basse pression 3 comprend au niveau de sa moitié aval un ensemble 4, 40 qui sera amplement détaillé dans la présente description.
  • La est une illustration schématique d’une vue en coupe longitudinale de la veine 2 de turbomachine axiale comprenant un ensemble 4, 40.
  • En référence à la , la veine 2 permet le guidage du flux primaire F1entre une paroi extérieure 6 ayant une surface de guidage extérieure 8 de l’air et une paroi intérieure 9 ayant une surface de guidage intérieure 7.
  • L’ensemble 4, 40 comprend une rangée d’aubes statoriques 10, 100, aussi appelée grille statorique ou OGV, ladite rangée d’aubes statoriques 10,100 s’étend depuis la paroi extérieure 6 jusqu’à la paroi intérieure 9, et s’étend annulairement autour de l’axe longitudinal A de la turbomachine axiale. La deuxième paroi de guidage 9 peut par exemple être une virole interne 9.
  • De préférence, la hauteur de la veine 2, i.e. distance radiale entre la surface de guidage 8 et la virole interne 9, est constante au lieu de l’ensemble 4, 40.
  • La paroi 6, et notamment la surface de guidage 8, est inclinée par rapport à l’axe A. À cet égard, une droite tangente à la surface de guidage 8 au droit de la rangée d’aubes statoriques 10, 100 présente avec l’axe A un angle d’inclinaison α compris entre 5° et 80°, et préférentiellement compris entre 10° et 60°. L’inclinaison suivant l’angle α se traduit en un guidage incliné de l’air suivant une pente descendante, résultant en une inclinaison globale de la direction du flux primaire F1 par rapport à l’axe A au droit de l’ensemble 4, 40.
  • La rangée d’aubes statoriques 10, 100 peut appartenir par exemple au compresseur basse pression de la turbomachine axiale, et ladite rangée d’aubes statoriques 10, 100 est constituée :
  • - d’aubes notées 12 et appelées dans la suite « premières aubes », qui s’étendent sensiblement perpendiculairement à l’axe A ; et
  • - d’aubes notées 14 et appelées dans la suite « deuxièmes aubes », qui s’étendent sensiblement perpendiculairement à la surface de guidage 8.
  • De préférence, les premières 12 et deuxièmes aubes 14 ont la même longueur de corde et/ou longueur corde de profil moyenne, notamment dans le cas où la corde varie sur l’étendue totale de chaque aube.
  • Les deuxièmes aubes 14 présentent un angle d’inclinaison avec l’axe A correspondant à l’angle α + 90°.
  • L’ensemble 4, 40 comprend en outre des bras structuraux 16 axialement agencés directement en aval de la rangée d’aubes statoriques 10, 100.
  • Suivant la direction du flux d’air F1, et préférentiellement suivant une projection sur la surface de guidage 8, le bord de fuite 13 des premières aubes 12 présente une première distance D avec le bord d’attaque 17 des bras structuraux 16, et le bord de fuite 15 des deuxièmes aubes 14 présente une deuxième distance d avec ledit bord d’attaque 17. On donne ici à « distance » sa définition usuelle, c’est-à-dire la plus courte distance entre les deux corps.
  • De préférence, le bord de fuite 13 des premières aubes 12 est axialement au même niveau que le bord de fuite 15 des deuxièmes aubes 14, au droit de la virole interne 9, et plus précisément au droit du point P illustré dans la . À cet effet, le bord de fuite 15 des deuxièmes aubes 14 ne dépasse pas axialement le bord de fuite 13 des premières aubes 12 suivant la sens de circulation du flux d’air F1.
  • La première distance D est plus grande que la deuxième distance d. Avantageusement, cela permet d’éviter l’éloignement axial de la totalité de la rangée d’aubes 10, 100 par rapport au bord d’attaque 17 des bras structuraux 16 tout en évitant que la partie radialement externe des premières aubes ne soit trop proche des bras. La distorsion du flux peut être limitée en évitant le phénomène de perte de pression statique au niveau des bras structuraux 16.
  • La représente de manière schématique une vue dans une section en coupe radiale de l’ensemble 4 de la  et selon un premier mode de réalisation de l’invention.
  • En référence à la , les bras structuraux 16 délimitent des espaces inter-bras 18 entre chaque deux bras structuraux 16 circonférentiellement adjacents.
  • Dans cette configuration, un groupe 12’ formé par une pluralité de premières aubes 12, dit premier groupe 12’, chevauche circonférentiellement les bras structuraux 16, tandis qu’un deuxième groupe 14’ formé par des deuxièmes aubes 14, chevauche circonférentiellement les espaces inter-bras 18, ces derniers étant en partie recouverts par les deuxièmes aubes 14.
  • À cet égard, la rangée d’aubes statorique 10 est formée par le premier groupe 12’ et deuxième groupe 14’, ces derniers alternent circonférentiellement (c’est-à-dire selon l’orientation horizontale de la ) autour de l’axe de la turbomachine.
  • De préférence, et afin de maximiser la stabilité au lieu des aubes de la rangée d’aubes statorique 10, le premier groupe 12’ comprend entre 2 et 10 aubes, et préférablement entre 3 et 8 aubes, et encore plus préférentiellement 4 aubes, le deuxième groupe 14’ comprend entre 2 et 12 aubes, et préférablement entre 4 et 10 aubes, et encore plus préférentiellement 5 aubes.
  • On voit notamment sur la que les deuxièmes aubes 14 peuvent être plus proches axialement (dans une projection sur un axe vertical de la ) des bras 16 que ne le sont les premières aubes 12.
  • La représente de manière schématique une vue dans une section en coupe radiale de l’ensemble 40 de la  et selon un deuxième mode de réalisation de l’invention.
  • En effet, la représente particulièrement la schématisation d’une progression d’orientation des aubes statoriques 100 de la .
  • En référence à la , la rangée d’aubes statoriques 40 comprend, outre les premières 12 et deuxièmes aubes 14, une pluralité de troisièmes aubes 30 agencées circonférentiellement entre les premières 12 et deuxièmes aubes 14.
  • Il est à noter que les troisièmes aubes 30 ne sont pas visibles et donc ne sont pas illustrées sur la .
  • Les troisièmes aubes 30 ont une orientation respective qui est comprise, bornes exclues, entre l’orientation des premières aubes 12 et l’orientation des deuxièmes aubes 14.
  • L’orientation respective des troisièmes aubes 30 varie progressivement et de manière régulière en accord avec la position circonférentielle des troisièmes aubes 30 relativement aux premières 12 et deuxièmes aubes 14,
  • Dans cette configuration, l’orientation progressive des aubes statoriques 100 est principalement due à la progressivité de l’orientation des troisièmes aubes 30 entres les bornes extrêmes, i.e. les premières 12 et deuxièmes aubes 14.
  • À cet égard, les troisièmes aubes 30 ont une orientation d’autant plus proche de celle des premières aubes 12 qu’elles en sont proches circonférentiellement. En effet, plus la troisième aube 30 est annulairement proche de la première aube 12, et plus l’orientation de troisième aube 30 sera proche de l’inclinaison de la première aube 12.
  • Similairement, les troisièmes aubes 30 ont une orientation d’autant plus proche de celle des deuxièmes aubes 14 qu’elles en sont proches circonférentiellement.
  • Préférentiellement, les troisièmes aubes 30 présentent un angle d’orientation respectif qui varie de proche en proche d’au moins 0.5° et/ou la variation de l’angle des troisièmes aubes 30 est de préférence inférieure à 20°.
  • La variation d’orientation des troisièmes aubes est régulière et est donc liée au nombre de troisièmes aubes.
  • La progression de l’orientation des troisièmes aubes 30 présente un profil triangulaire 22 et/ou sinusoïdal 20, un tel profil de progression d’orientation permet de lisser davantage le flux d’air et d’éviter des perturbations aérodynamiques (par exemple due à des effets de coins ou de variations brutale des surfaces de guidage du flux).
  • En résumé, la différence entre le premier et le deuxième mode de réalisation de l’invention résulte dans l’évolution circonférentielle de l’inclinaison des aubes formant la grille statorique.
  • Toutes les aubes, selon le premier et deuxième mode de réalisation de l’invention, et particulièrement celles étant circonférentiellement adjacentes aux bras structuraux, peuvent présenter un calage ou une orientation, aussi appelé « tilting », et qui permet d’avoir un profil d’aubes différents au niveau de la grille statorique afin d’homogénéiser au maximum la valeur de pression au bord d’attaque des aubes formant ladite grille statorique. Le « tilting » peut être réglé indépendamment pour chaque aube.
  • Par ailleurs, l’élimination du phénomène de distorsion de la pression statique au bord d’attaque des aubes de la grille statorique peut également être obtenue en espaçant davantage circonférentiellement les aubes se trouvant annulairement adjacentes aux bras structuraux, ledit espacement concerne toutes les aubes du premier ou du deuxième mode de réalisation.
  • Il est à noter que l’invention ne se limite pas aux seuls exemples décrits sur les figures. Les enseignements de la présente invention peuvent notamment être applicables à un autre type de turbomachine, et chaque caractéristique technique de chaque exemple illustré est applicable aux autres exemples. Par exemple, une rangée d’aubes statoriques peut résulter de la combinaison d’une portion de rangée 10 de la , avec une portion de rangée 100 de la .
    •

Claims (14)

  1. Ensemble (4 ; 40) pour turbomachine (1) comprenant une paroi (6) présentant une surface de guidage (8) d’un flux d’air (F1) et une rangée d’aubes statoriques (10 ; 100) s’étendant depuis la paroi (6) et agencées annulairement autour d’un axe (A), ladite surface (8) étant inclinée par rapport à l’axe (A), l’ensemble (4 ; 40) étant caractérisé en ce que la rangée d’aubes (10 ; 100) comprend des premières aubes (12) s’étendant sensiblement perpendiculairement à l’axe (A) et des deuxièmes aubes (14) s’étendant sensiblement perpendiculairement à la surface de guidage (8).
  2. Ensemble (4 ; 40) selon la revendication 1, caractérisé en ce qu’il comprend en outre des bras structuraux (16) axialement agencés directement en aval de la rangée d’aubes (10 ; 100), des espaces inter-bras (18) étant définis entre deux bras structuraux (16) circonférentiellement adjacents, les premières aubes (12) chevauchant circonférentiellement les bras structuraux (16) et les deuxièmes aubes (14) chevauchant circonférentiellement les espaces inter-bras (18).
  3. Ensemble (4) selon l’une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que la rangée d’aubes (10) est formée par des groupes de premières aubes (12’) et par des groupes de deuxièmes aubes (14’), lesdits groupes de premières (12’) et deuxièmes aubes (14’) alternants circonférentiellement.
  4. Ensemble (4) selon la revendication 3, caractérisé en ce que chaque groupe de premières aubes (12’) comprend entre 3 et 8 aubes (12), préférentiellement 4 aubes (12).
  5. Ensemble (4) selon l’une des revendications 3 et 4, caractérisé en ce que chaque groupe de deuxièmes aubes (14’) comprend entre 4 et 10 aubes (14), préférentiellement 5 aubes (14).
  6. Ensemble (40) selon l’une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que la rangée d’aubes (100) comprend en outre une pluralité de troisièmes aubes (30) agencées circonférentiellement régulièrement entre les premières (12) et deuxièmes aubes (14), lesdites troisièmes aubes (30) ayant une orientation respective qui est comprise, bornes exclues, entre l’orientation perpendiculaire à l’axe (A) des premières aubes (12) et l’orientation perpendiculaire à la surface de guidage (8) des deuxièmes aubes (14).
  7. Ensemble (40) selon la revendication 6, caractérisé en ce que l’orientation respective des troisièmes aubes (30) varie progressivement en accord avec la position circonférentielle des troisièmes aubes (30) relativement aux premières (12) et deuxièmes aubes (14), les troisièmes aubes (30) ayant une orientation d’autant plus proche de celle des premières aubes (12) qu’elles en sont proches circonférentiellement, et les troisièmes aubes (30) ayant une orientation d’autant plus proche de celle des deuxièmes aubes (14) qu’elles en sont proches circonférentiellement.
  8. Ensemble (40) selon la revendication 7, caractérisé en ce que les troisièmes aubes (30) présentent un angle d’orientation respectif qui varie de proche en proche d’au moins 0.5°.
  9. Ensemble (40) selon la revendication 8, caractérisé en ce que, vu dans une section en coupe radiale, la progression de l’orientation des troisièmes aubes (30) présente un profil triangulaire (22).
  10. Ensemble (40) selon la revendication 7, caractérisé en ce que, vu dans une section en coupe radiale, la progression de l’orientation des troisièmes aubes (30) présente un profil sinusoïdal (20).
  11. Ensemble (4 ; 40) selon l’une des revendications 2 à 10, caractérisé en ce que le bord de fuite (13) des premières aubes (12) présente une première distance (D) suivant la direction du flux d’air (F1) avec le bord d’attaque (17) des bras structuraux (16) axialement agencés directement en aval de la rangée d’aubes (10 ; 100), et le bord de fuite (15) des deuxièmes aubes (14) présente une deuxième distance (d) suivant la direction du flux d’air (F1) avec le bord d’attaque (17) des bras structuraux (16), ladite première distance (D) étant plus grande que la deuxième distance (d).
  12. Ensemble (4 ; 40) selon l’une des revendications 1 à 11, caractérisé en ce que toutes les aubes (12, 14, 30) ont la même longueur de corde.
  13. Ensemble (4 ; 40) selon l’une des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que la surface de guidage (8) du flux d’air (F1) forme avec l’axe (A) un angle d’inclinaison (α) compris entre 10° et 60°.
  14. Turbomachine axiale (1) comprenant un compresseur basse pression (3), un compresseur haute pression (5), et une veine (2) en col de cygne agencée axialement entre le compresseur basse pression (3) et le compresseur haute pression (5), la turbomachine étant caractérisée en ce que la veine (2) contient un ensemble (4 ; 40) selon l’une des revendications 1 à 13.
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