EP4569209A1 - Aube à calage variable de stator de turbomachine d'aéronef et turbomachine d'aéronef - Google Patents

Aube à calage variable de stator de turbomachine d'aéronef et turbomachine d'aéronef

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EP4569209A1
EP4569209A1 EP23744826.1A EP23744826A EP4569209A1 EP 4569209 A1 EP4569209 A1 EP 4569209A1 EP 23744826 A EP23744826 A EP 23744826A EP 4569209 A1 EP4569209 A1 EP 4569209A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
blade
bump
boss
platform
height
Prior art date
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Granted
Application number
EP23744826.1A
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German (de)
English (en)
Other versions
EP4569209B1 (fr
Inventor
Rémy Henri Pierre PRINCIVALLE
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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
Publication of EP4569209A1 publication Critical patent/EP4569209A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP4569209B1 publication Critical patent/EP4569209B1/fr
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    • 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
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • 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
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
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    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/123—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the pressure side of a stator vane
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/124—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the suction side of a stator vane

Definitions

  • the invention concerns turbomachine stator blades and more particularly the design of variable pitch blades with surface contouring.
  • climate change is a major concern for many legislative and regulatory bodies around the world. Indeed, various restrictions on carbon emissions have been, are or will be adopted by various states. In particular, an ambitious standard applies both to new types of aircraft but also to those in circulation requiring the implementation of technological solutions in order to make them comply with current regulations. Civil aviation has been mobilizing for several years now to make a contribution to the fight against climate change.
  • Compressors include stator vanes for straightening a primary flow, or “rectifier”.
  • the air flow may present unwanted secondary flows, due in particular to separation at the upper surface and lower surface, which has negative consequences on the performance of the compressor impacting the efficiency of the turbomachine
  • WO 2019/228897 A1 discloses blades of a rectifier extending from a non-axisymmetric surface commonly called “3D contouring", the latter includes hollows and bumps aimed at limiting the appearance secondary flows.
  • VSV variable pitch vanes
  • the invention aims to solve at least one of the problems posed by the prior art. More precisely, the invention aims to propose a blade which guarantees good stability in order to limit intrinsic efficiency losses and to guarantee good efficiency of the compressor of a turbomachine independently of the incidence of the VSV blades.
  • the present invention relates to a variable-pitch blade for a turbomachine stator, the blade comprising:
  • a blade for guiding an air flow the blade having a leading edge and a trailing edge, as well as an intrados and an extrados extending from the leading edge to the trailing edge ;
  • platform(s) arranged at one end or at both ends of the blade, the platform(s) comprising a surface for guiding the air flow, the surface comprising a first disc portion on the side of the blade intrados and a second portion of disc on the extrados side;
  • the or at least one of the first or second disc portions includes a bump.
  • the platform allows the blade to be fixed in a casing of the turbomachine, preferably by means of a pin ensuring a pivot connection with the casing.
  • the blade comprises a single platform arranged at the head of the blade. More preferably, the blade comprises two platforms, one at the head of the blade and the other located at the foot of said blade.
  • the platform(s) comprises two disc portions, the latter two are preferably seen in a radial direction.
  • the discs are asymmetrical because their air guiding surface is not flat (includes one or two bumps).
  • the or at least one of the first disc portions comprises a first boss, and the top of said first boss has a position whose projection on the chord line of the blade at the right of the platform is 10% or less from the leading edge of the rope.
  • the top of the first boss is attached to the lower surface or is arranged at a distance from said lower surface of between 0% and 30% of a maximum thickness of the blade.
  • the or at least one of the second disc portions comprises a second bump.
  • the second bump makes it possible to delay or even avoid the stalling of the air flow at the level of the upper surface of the blade.
  • the top of the second boss comprises a position whose projection on the chord of the blade to the right of the platform is distant from the trailing edge of the blade by a distance corresponding to 10% or less of the chord.
  • the platform comprises a peripheral edge which intersects the radial projection of the extrados on the guide surface at a rear intersection point, the top of the second boss having a position whose projection on the chord line of the blade to the right of the platform is at a distance from the projection of the rear intersection point on the chord which is less than or equal to 10% of the chord.
  • the surface of the first and the second disk portion is substantially flat, and the top of the bump(s) rises above the substantially flat surface. with a height which is between 0.5 and 5 mm, preferably between 1 and 3 mm.
  • the height of the top of the first bump is between 0.1 and 0.3 times the maximum thickness of the blade or between 1 and 3 times said maximum thickness
  • the height of the top of the second bump is between 0.1 and 0.3 times the maximum thickness of the blade or between 1 to 3 times said maximum thickness
  • this height of the bumps makes it possible to minimize secondary flows, while limiting the impact of said bumps on the aerodynamic profile of the blade. Indeed, if the height of the bumps is too great, then a blockage of the air flow risks occurring.
  • the height of the top of the bump(s) is between 1% and 10% of the rope.
  • the bump(s) are at a distance from the peripheral edge.
  • the first bump and/or the second bump is/are confined on the platform and do not extend over the fixed part of the casing, because in the case where the bump(s) are on the fixed part (casing turbomachine) outside the platform, the homogeneity of the aerodynamic flow risks being impacted.
  • the confinement of the bumps on the platforms of the blades of the invention allows said bumps to act on the secondary flows whatever the incidence of the blade.
  • the first boss has a main orientation which forms an angle of between 30° and 60° with the chord of the blade.
  • the main orientation of the first bump corresponds to a direction or a main axis of the extent of said first bump on the platform.
  • the main orientation defines the direction of the largest dimension of said first bump.
  • the main axis is preferably substantially parallel to the guiding surface of the platform and can be seen radially.
  • the second bump has a truncated cardioid shape.
  • the invention also relates to an aircraft turbomachine comprising a compressor, said compressor comprising a surface for guiding a substantially axisymmetric air flow with the exception of an annular row of housings, the turbomachine being remarkable in this that it comprises an annular row of blades according to the invention and one of its advantageous modes mentioned above, the platforms of the blades being received in housings of the casing such that the air guiding surfaces of the platforms are substantially flush with the air flow guiding surface of the crankcase.
  • the blade of the invention makes it possible to avoid the appearance of secondary flows at the level of the stator rectifier with variable timing of a compressor of the turbomachine.
  • the first bump makes it possible to limit or even prevent an undesirable secondary flow from rising towards the upper surface of a neighboring blade in a row of stator blades of the compressor.
  • the second bump makes it possible to better guide the air flow in contact with the upper surface and to prevent it from separating from said upper surface.
  • the invention is particularly advantageous because it makes it possible to improve the performance of aircraft compressors and the overall efficiency of turbomachines, which results in a reduction in fuel consumption and greenhouse gas emissions, thus reducing the environmental impact of aircraft.
  • the terms “internal”, “inner”, “lower”, “external” and “upper” refer to a positioning relative to the axis of rotation of an axial turbomachine.
  • the axial direction corresponds to the direction along the axis of rotation of the turbomachine, the lengths being measured axially. Widths are measured according to circumference.
  • the radial direction is perpendicular to the axis of rotation. Upstream and downstream refer to the main flow direction of the air flow in the turbomachine.
  • the turbomachine 4 can correspond to a double-flow turbojet, a turbojet, turbofan, turboprop, turboshaft or any other double-flow turbine.
  • the turbomachine 4 may correspond to a multi-flow turbomachine, such as an unducted triple-flow turbojet (CROR “Counter-Rotating Open Rotor” or USF “Unducted Single Fan”), or any other triple-flow turbomachine .
  • the compressor 2 corresponds to a low-pressure compressor 2 or to a high-pressure compressor (not shown).
  • the turbomachine 4 further comprises other components not shown in the , such as a high-pressure compressor, a combustion chamber and one or more levels of turbines.
  • a high-pressure compressor a high-pressure compressor
  • a combustion chamber a combustion chamber
  • one or more levels of turbines the mechanical power of the turbine transmitted via the central shaft to rotor 6 sets the two compressors in motion.
  • the latter comprise several rows of rotor blades 8 associated with rows of stator blades 10. The rotation of the rotor 6 around its axis of rotation 'at the entrance to the combustion chamber.
  • a fan 12 (partially illustrated) is coupled to the rotor 6 and generates an air flow which is divided into a radially internal flow F1, commonly called primary flow F1, and into a radially external flow F', which can correspond to a flow secondary F' in the context of a double-flow turbomachine, or to a tertiary flow F' of a turbomachine 4 of the triple-flow type.
  • the radially external flow F’ passes through an annular conduit (partially shown).
  • the secondary flow is accelerated to generate a thrust reaction useful for aircraft flight.
  • the primary flow F1 and the radially external flow F’ are both annular and separated by a separation nozzle 14.
  • the rotor 12 comprises several rows of rotor blades 8, in this case three, and several rows of stator blades 10, in this case three; the latter make it possible to convert the speed of the air flow F1 into pressure, in particular into static pressure.
  • the rotor blades 8 can extend radially from a rotor support 16 which can be a dovetail platform, an internal crown of a one-piece bladed drum or any other type of support for a composite rotor.
  • the stator vanes 10 extend essentially radially from an external casing 18. They can be fixed and immobilized there using fixing pins 20. They pass radially through the primary flow F1. The stator vanes 10 can be fixed chord (radially constant) relative to the outer casing 18.
  • the low-pressure compressor 2 comprises, at the inlet of a primary flow stream 22 F1, a row of stator vanes 9 with variable pitch.
  • variable pitch of the blades 9 is ensured by means of an actuation system (not illustrated) regulating the angle formed by the blades 11 of the blades 9 around an axis 24.
  • each blade 9 comprises a blade 11 as well as one or preferably two platforms 26 which are substantially circular and arranged at both ends of the blade 11.
  • Each platform 26 is provided with a pin 28, on the side opposite the blade 11. and ensuring a pivot connection with the outer casing 18 or inner casing 30.
  • the outer casing 18 is delimited radially internally by an upper surface 18.1 for guiding the primary flow F1
  • the inner casing 30 is delimited radially externally by an inner guide surface 30.1 .
  • the blades 11 of the rectifier are identical and annularly aligned.
  • the casing 18, 30 comprises housings 31 distributed annularly around the axis X and in which the platforms 26 are housed and pivotally mounted.
  • the platforms 26 comprise axisymmetric air guide surfaces 26.1 (circular, cylindrical, conical, etc.) which are substantially flat and flush with the air flow guide surfaces 18.1 and 30.1 of the casing 18, 30. Suitable seals can guarantee the seal between the platforms 26 and the casing.
  • the blade 11 of the blade 9 comprises a leading edge 11.1 and a trailing edge 11.2, as well as an intrados 11.3 and an extrados 11.4 extending from the leading edge 11.1 to the trailing edge 11.2.
  • the blade 11 further comprises a chord line LC, a skeleton line S and a maximum thickness e (illustrated in the ).
  • the guide surface 26.1 of the platform 26 comprises a first portion of disc 30.1 on the side of the intrados 11.3 and a second portion of disc 30.2 on the side of the extrados 11.4.
  • the separation between the first 30.1 and the second disk portion 30.2 preferably corresponds to the extension of the skeleton line S or the camber line S of the blade 11 on the guide surface 26.1 (seen radially).
  • the first portion 30.1 comprises a first bump 32. Details on the shape and position of the first bump 32 will be detailed later in the present description.
  • contour lines illustrating the first bump 32 comprising a vertex 34 having a projection 34.1 on the chord line LC of the blade 11 which is preferably distant from the leading edge 11.1 by a distance D1 corresponding to at most 10% of the chord C.
  • the distance D1 can be greater without however exceeding 15% of the chord C.
  • the top 34 of the first boss 32 is arranged adjacent (substantially abutting) to the intrados 11.3.
  • the top 34 can be in the vicinity of the intrados 11.3, i.e., arranged at a distance between 0% and 50% of the maximum thickness e, and preferably between 0% and 30%.
  • the vertex 34 is at most 3 mm from the intrados 11.3.
  • such an arrangement of the first bump 32 makes it possible to have a direct impact on the "horseshoe" vortex, because it makes it possible to avoid the separation of the boundary layer at the level of the wall of the blade on the side intrados 11.3 and/or extrados 11.4.
  • the first bump 32 comprises a substantially circular or oval or elliptical shape, said bump 32 being preferably substantially elliptical. However, the shape of the bump 32 can be truncated by the intrados 11.3.
  • the first boss 32 comprises a main orientation illustrated by a main axis 32.1 which can form an angle of between 30° and 60° with the rope line LC, and preferably an angle of approximately 45° ( ⁇ 10%) with the line of LC rope.
  • an orientation of the first bump 32 at 0° relative to the line of cord LC does not make it possible to obstruct secondary flows, and an orientation at 90° with the line of cord LC does indeed obstruct unwanted flows, but generates higher aerodynamic losses.
  • the orientation of the first bump 32 as well as the position of the vertex 34 makes it possible to obstruct the horseshoe vortex in order to avoid its passage towards the extrados 11.4, and this, in all possible orientations of the blade 9 around its axis 24.
  • blade 9 ensures optimal operation of the aircraft compressor in all flight conditions.
  • blade 9 There illustrates a side view of blade 9 of the .
  • the blade 9 is partially illustrated, in particular a lower half of said blade 9 is represented, and the dotted line can possibly correspond to an axis of symmetry of the blade 9.
  • top 34 of the first bump 32 rises above the substantially flat surface 26.1 by a height H1.
  • the height H1 of the top 34 is between 1% and 10% of the chord of the blade 11.
  • the height H1 is determined based on the maximum thickness e (shown in the ) of the blade 11 to the right of the platform 26 (that is to say that in cases where the thickness of the blade 9 is not constant over its radial height, the height of the bump is defined by relative to the maximum thickness). Indeed, it is preferable for the height H1 to be between 0.1 and 3 times the maximum thickness e. More preferably, the height H1 is between 0.1 and 0.3 times the maximum thickness e when the first boss 32 is at the tip of the blade, and between 1 and 3 times the thickness e when said bump 32 is at the root of the blade. dawn.
  • the height H1 can, for example, correspond to 1 mm when the thickness e is equal to 10 mm, particularly in the case where the first boss 32 is on the platform at the blade head, or said height H1 can be equal to 3 mm if the thickness e is 1 mm, particularly in the case where the first boss 32 is on the platform at the blade root.
  • the height H1 is between 0.5 and 5 mm, and more preferably between 1 and 3 mm. Below this interval (height H1 less than 1 mm), the tolerances of the shape of the first bump 32 can affect the effectiveness of the latter in slowing down secondary flows. At the same time, beyond this interval (height H1 greater than 3 mm), the performance of the compressor at nominal incidence risks being degraded.
  • the first bump 32 may have a generally convex and/or concave shape.
  • the first bump 32 has a convex shape at an upstream part corresponding to approximately half of the extent of said bump 32 (here the term approximately corresponds to ⁇ 20% of the extent), said first bump 32 has a concave shape on a downstream part corresponding to another half, and more preferably, the convex half is arranged downstream of the bump 32 (closer to the trailing edge 11.2) so as to arrange the convex part in direct contact with the secondary flows to block them and allow the flow downstream to be better guided with the concave half.
  • FIG. 1 There illustrates a radial view of a blade 109 according to a second embodiment of the invention, in which the blade 109 comprises a second boss 132 to the right of the second disk portion 30.2 of the surface 26.1.
  • the blade 109 comprises the first boss 32 to the right of the first disk portion 30.1 and the second boss 132 arranged to the right of the second disk portion 30.2.
  • the platform 26 comprises a peripheral edge 26.2, and the first 32 and the second bump 132 are at a distance from said peripheral edge 26.2. This allows the 3D contour to rotate entirely with the 109 blade.
  • the extrados 11.4 has a rear intersection point 11.5 with the platform 26, and precisely with the peripheral edge 26.2, said point 11.5 corresponds to an intersection between said peripheral edge 26.2 and the radial projection of the extrados 11.4 on the surface guidance 26.1.
  • the rear intersection point 11.5 is located downstream of the platform 26 (near the trailing edge 11.2 of the blade 11), and the second hump 132 comprises a vertex 134 whose projection 134.1 on the line of chord LC is distant by a distance D2 from a projection 11.6 of the rear intersection point 11.5 on the chord line LC.
  • the distance D2 corresponds to at most 15% of the chord C, and more preferably, the distance D2 corresponds to 10% or less of the chord C.
  • the vertex 134 can be positioned so that its projection 134.1 on the chord line LC is distant from the leading edge 11.1 by a distance D1 corresponding to at least 10% of the chord C.
  • the top 134 is attached to the extrados 11.4 or arranged at a distance from said extrados 11.4 of between 0% and 50%, and preferably between 0% and 30% of the maximum thickness e, similar to the arrangement of the top 34 of the first bump 32 in relation to the intrados 11.3.
  • such an arrangement of the second boss 132 makes it possible to delay or even avoid the separation of the boundary layer at the level of the wall of the extrados side blade 11.4.
  • the first bump 32 acts directly on the phenomenon of the "horseshoe" vortex so as to limit its impact, and the second bump 132 makes it possible in a curative manner to compensate for stalls that may be caused to the right of the extrados 11.4 by the phenomenon.
  • the second bump 132 comprises a truncated cardioid shape, or a substantially circular, or oval, or elliptical shape, said second bump 132 being preferably in the shape of a truncated cardioid with a main orientation substantially parallel to the extrados 11.4, of so that the second boss 132 extends in its main direction which follows the curvature of the extrados 11.4.
  • the second bump 132 follows the contour of the upper surface 11.4 so as to be able to better guide the air flow and avoid its separation from said upper surface 11.4.
  • the height H2 of the vertex 134 is determined as a function of the maximum thickness e similarly to the height H1 of the first bump 32.
  • the height H2 is between 0.1 and 3 times the thickness e, and more preferably between 0.1 and 0.3 times the maximum thickness e when the second boss 132 is at the tip of the blade, and between 1 and 3 times the thickness e when said bump 132 is at the tip of the blade.
  • the height H2 can, for example, correspond to 1 mm when the thickness e is equal to 10 mm, particularly in the case where the second bump 132 is on the platform at the blade head, or said height H2 can be equal to 3 mm if the thickness e is 1 mm, particularly in the case where the second boss 132 is located on the platform at the base of the blade.
  • the height H2 is preferably less than the height H1.
  • the height H2 is between 1% and 10% of the chord of the blade 11. More preferably, the height H2 is between 0.5 and 5 mm, and more preferably between 1 and 3 mm.
  • the second bump 132 may have a generally convex and/or concave shape.
  • the second bump 132 has a convex shape at an upstream part corresponding to approximately half of the extent of said second bump 132 (here the term approximately corresponds to ⁇ 20% of the extent), said second bump 132 has a concave shape on a downstream part corresponding to another half, and more preferably, the convex half is arranged downstream of the bump 132 (closer to the trailing edge 11.2) so as to allow better guidance of the flow of downstream air.
  • FIG. 1 There illustrates a radial view of a blade 209 according to a third embodiment of the invention, in which the substantially flat surface 26.1 of the blade 209 comprises only the second boss 132 to the right of the second disk portion 30.2.
  • the blade 209 according to the third embodiment is devoid of the first boss 32 (illustrated in Figures 1-6).
  • the second bump 132 makes it possible to maintain a flow of air flow on the upper surface 11.4 in order to avoid its separation which could be caused by the horseshoe vortex.
  • a blade can have a bump on the lower surface side at the root and a bump on the upper surface side at the head (or vice versa), or have two bumps on one of its platforms and none on another.
  • different blades of the same row of blades can have one and/or the other of the configurations of the three illustrated embodiments.

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Abstract

L'invention propose une aube (9; 109) à calage variable de stator de turbomachine, l'aube comprenant : une pale (11) de guidage d'un flux d'air; et une ou deux plateforme(s) (26) disposée(s) à une extrémité ou aux deux extrémités de la pale, la ou les plateformes comprenant une surface de guidage (26.1) du flux d'air, la surface comprenant une première portion de disque (30.1) du côté de l'intrados (11.3) et une seconde portion de disque (30.2) du côté de l'extrados (11.4); remarquable en ce que la ou au moins une des premières ou secondes portions de disque comprend une bosse (32).

Description

    AUBE À CALAGE VARIABLE DE STATOR DE TURBOMACHINE D'AÉRONEF ET TURBOMACHINE D'AÉRONEF
  • L’invention concerne les aubes statoriques de turbomachine et plus particulièrement la conception des aubes à calage variable avec contouring de surface.
    •  Art antérieur
  • Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique.
  • Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions.
  • Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son incidence climatique négative par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité.
  • Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d’avions, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques.
  • Dans ce contexte, l’invention porte plus particulièrement sur les aspects liés aux compresseurs de turbomachine d’aéronefs. Les compresseurs comprennent des aubes statoriques de redressement d’un flux primaire, ou « redresseur ». Le flux d’air peut présenter des écoulements secondaires non désirés, dus notamment à un décollement au niveau de l’extrados et de l’intrados, qui a des conséquences négatives sur les performances du compresseur impactant le rendement de la turbomachine
  • Le document de brevet publié WO 2019/228897 A1 divulgue des aubes d’un redresseur s’étendant à partir d’une surface non-axisymétrique communément appelée « contouring 3D », cette dernière comprend des creux et des bosses visant à limiter l’apparition des écoulements secondaires.
  • Cependant, cette solution visant à pourvoir les viroles de redresseur de creux et/ou de bosses n’est pas adaptée pour les aubes à calage variable (ou « VSV » pour « Variable Stator Vane »). En effet, si le design de creux et/ou de bosses sur la virole sont optimisées pour une direction donnée du flux d’air, les variations de la vitesse et/ou de la direction du flux résultants du pivotement des aubes VSV rend le contouring suboptimal. Par exemple, on note l’apparition de vortex en « fer-à-cheval » pour des aubes VSV en forte incidence.
  • Le contouring proposé par le document WO 2019/228897 A1 ne concerne que des aubes de redresseurs fixes et ne permet donc pas de limiter efficacement l’apparition des écoulements secondaires au niveau d’un redresseur à calage variable.
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  • L’invention a pour objectif de résoudre au moins un des problèmes posés par l’art antérieur. Plus précisément, l’invention a pour objectif de proposer une aube qui garantisse une bonne stabilité afin de limiter des pertes d’efficacité intrinsèques et de garantir un bon rendement du compresseur d’une turbomachine indépendamment de l’incidence des aubes VSV.
    •
  • L'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des avions et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental des avions. Pour cela, la présente invention a pour objet une aube à calage variable de stator de turbomachine, l’aube comprenant :
  • - une pale de guidage d’un flux d’air, la pale ayant un bord d’attaque et un bord de fuite, ainsi qu’un intrados et un extrados s’étendant depuis le bord d’attaque jusqu’au bord de fuite ; et
  • - une ou deux plateforme(s) disposée(s) à une extrémité ou aux deux extrémités de la pale, la ou les plateformes comprenant une surface de guidage du flux d’air, la surface comprenant une première portion de disque du côté de l’intrados et une seconde portion de disque du côté de l’extrados ;
  • remarquable en ce que la ou au moins une des premières ou secondes portions de disque comprend une bosse.
  • Avantageusement, la plateforme permet la fixation de l’aube dans un carter de la turbomachine, préférentiellement au moyen d’un tourillon assurant une liaison pivot avec le carter.
  • Préférentiellement, l’aube comprend une seule plateforme disposée en tête d’aube. Plus préférentiellement, l’aube comprend deux plateformes, une en tête de la pale et l’autre se trouvant au pied de ladite pale.
  • La ou les plateforme(s) comprend/comprennent deux portions de disque, ces deux dernières sont de préférence vues suivant une direction radiale. A cet effet, il est à noter que les disques sont asymétriques car leur surface de guidage de l’air n’est pas plane (comprend une ou deux bosses).
  • Selon un mode avantageux de l’invention, la ou l’au moins une des premières portions de disque comprend une première bosse, et le sommet de ladite première bosse a une position dont la projection sur la ligne de corde de l’aube au droit de la plateforme est distante du bord d’attaque de 10% ou moins de la corde.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, le sommet de la première bosse est accolé à l’intrados ou est disposé à une distance dudit intrados comprise entre 0% et 30% d’une épaisseur maximale de la pale.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, la ou au moins une des secondes portions de disque comprend une seconde bosse.
  • Avantageusement, la seconde bosse permet de retarder voire d’éviter le décrochage du flux d’air au niveau de l’extrados de la pale.
  • Préférentiellement, le sommet de la seconde bosse comprend une position dont la projection sur la corde de l’aube au droit de la plateforme est distante du bord de fuite de la pale d’une distance correspondant à 10% ou moins de la corde.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, la plateforme comprend une arête périphérique qui coupe la projection radiale de l’extrados sur la surface de guidage en un point d’intersection arrière, le sommet de la seconde bosse ayant une position dont la projection sur la ligne de corde de l’aube au droit de la plateforme est à une distance de la projection du point d’intersection arrière sur la corde qui est inférieure ou égale à 10% de la corde.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, hormis la ou les bosses, la surface de la première et de la deuxième portion de disque est sensiblement plane, et le sommet de la ou des bosses s’élève au-dessus de la surface sensiblement plane d’une hauteur qui est comprise entre 0.5 et 5 mm, préférentiellement comprise entre 1 et 3 mm.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, la hauteur du sommet de la première bosse est comprise entre 0.1 et 0.3 fois l’épaisseur maximale de la pale ou comprise entre 1 et 3 fois ladite épaisseur maximale, et/ou la hauteur du sommet de la seconde bosse est comprise entre 0.1 et 0.3 fois l’épaisseur maximale de la pale ou comprise entre 1 à 3 fois ladite épaisseur maximale.
  • Avantageusement, cette hauteur des bosses permet de minimiser les écoulements secondaires, tout en limitant l’impact desdites bosses sur le profil aérodynamique de la pale. En effet, si la hauteur des bosses est trop grande, alors un blocage du flux d’air risque de se produire.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, la hauteur du sommet de la ou des bosses est comprise entre 1% et 10% de la corde.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, la ou les bosses sont à distance de l’arête périphérique.
  • Avantageusement, la première bosse et/ou la deuxième bosse est/sont confinée(s) sur la plateforme et ne s’étendent pas sur la partie fixe du carter, car dans le cas où la ou les bosses se trouvent sur partie fixe (carter de turbomachine) en dehors de la plateforme, l’homogénéité de l’écoulement aérodynamique risque d’être impactée. En effet, le confinement des bosses sur les plateformes des aubes de l’invention permet auxdites bosses d’agir sur les écoulements secondaires quelle que soit l’incidence de la pale.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, la première bosse a une orientation principale qui forme un angle compris entre 30° et 60° avec la corde de l’aube.
  • Préférentiellement, l’orientation principale de la première bosse correspond à une direction ou à un axe principal de l’étendue de ladite première bosse sur la plateforme. A cet effet, l’orientation principale définit le sens de la plus grande dimension de ladite première bosse. L’axe principal est de préférence sensiblement parallèle à la surface de guidage de la plateforme et peut être vu radialement.
  • Selon un mode avantageux de l’invention, la seconde bosse a une forme de cardioïde tronquée.
  • L’invention a également pour objet une turbomachine d’aéronef comprenant un compresseur, ledit compresseur comprenant une surface de guidage d’un flux d’air sensiblement axisymétrique à l’exception d’une rangée annulaire de logements, la turbomachine étant remarquable en ce qu’elle comprend une rangée annulaire d’aubes selon l’invention et l’un de ses modes avantageux susmentionnés, les plateformes des aubes étant reçues dans des logements du carter tel que les surfaces de guidage d’air des plateformes soient sensiblement affleurantes à la surface de guidage de flux d’air du carter.
  • Avantageusement, l’aube de l’invention permet d’éviter l’apparition des écoulements secondaires au niveau du redresseur statorique à calage variable d’un compresseur de la turbomachine.
  • En effet, la première bosse permet de limiter voire d’éviter qu’un écoulement secondaire indésirable remonte vers l’extrados d’une aube voisine dans une rangée d’aubes statoriques du compresseur. Parallèlement, la seconde bosse permet de mieux guider du flux d’air en contact avec l’extrados et d’éviter son décollement dudit extrados.
  • De plus, l’invention est particulièrement avantageuse car elle permet d’améliorer les performances des compresseurs d’aéronefs et le rendement global des turbomachines, ce qui se traduit en une baisse de consommation de carburant et des émissions de gaz à effet de serre, réduisant ainsi l’impact environnemental des avions.
  • Il est entendu que chaque détail d’un mode de réalisation ci-dessous peut être combiné à chaque autre détail des autres modes de réalisation.
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  • La illustre une vue en coupe d’un compresseur d’une turbomachine axiale ;
  • La représente une vue en perspective d’une aube conforme à l’invention ;
  • La illustre une vue radiale de l’aube selon un premier mode de réalisation de l’invention ;
  • La illustre une vue latérale de l’aube de la  ;
  • La illustre une vue radiale d’une aube selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ;
  • La illustre une vue latérale de l’aube de la  ;
  • La illustre une vue radiale d’une aube selon un troisième mode de réalisation de l’invention.
    • Description détaillée des modes de réalisation
  • Dans la description qui va suivre, les termes « interne », « intérieur », « inférieur », « externe » et « supérieur » renvoient à un positionnement par rapport à l’axe de rotation d’une turbomachine axiale. La direction axiale correspond à la direction le long de l’axe de rotation de la turbomachine, les longueurs étant mesurées axialement. Les largeurs sont mesurées selon la circonférence. La direction radiale est perpendiculaire à l’axe de rotation. L’amont et l’aval sont en référence au sens d’écoulement principal du flux d’air dans la turbomachine.
  • Les dimensions des figures ne sont pas à l’échelle et en particulier les épaisseurs ou les dimensions radiales sont exagérées pour faciliter la lecture des figures.
  • La représente une vue en coupe d’un compresseur 2 d’une turbomachine axiale 4.
  • La turbomachine 4 peut correspondre à un turboréacteur double-flux, un turbojet, turbofan, turbopropulseur, turbomoteur ou toute autre turbine double-flux. Alternativement, la turbomachine 4 peut correspondre à une turbomachine multi-flux, tel qu’un turboréacteur triple-flux non-carénée (CROR « Counter-Rotating Open Rotor » ou USF « Unducted Single Fan »), ou toute autre turbomachine triple-flux.
  • De préférence, le compresseur 2 correspond à un compresseur basse-pression 2 ou à un compresseur haute-pression (non représenté). La turbomachine 4 comprend, en outre, d’autre composants non représentés dans la , tels qu’un compresseur haute-pression, une chambre de combustion et un ou plusieurs niveaux de turbines. En fonctionnement, la puissance mécanique de la turbine transmise via l’arbre central jusqu’au rotor 6 met en mouvement les deux compresseurs. Ces derniers comportent plusieurs rangées d’aubes de rotor 8 associées à des rangées d’aubes de stator 10. La rotation du rotor 6 autour de son axe de rotation X permet ainsi de générer un débit d’air et de comprimer progressivement ce dernier jusqu’à l’entrée de la chambre de combustion.
  • Une soufflante 12 (partiellement illustrée), est couplée au rotor 6 et génère un flux d’air qui se divise en un flux radialement interne F1, communément appelé flux primaire F1, et en un flux radialement externe F’, pouvant correspondre à un flux secondaire F’ dans le cadre d’une turbomachine double-flux, ou à un flux tertiaire F’ d’une turbomachine 4 du type triple-flux.
  • Le flux radialement externe F’ traverse un conduit annulaire (partiellement représenté). Le flux secondaire est accéléré pour générer une réaction de poussée utile au vol d’un avion. Les flux primaire F1 et radialement externe F’ sont tous deux annulaires et séparés par un bec de séparation 14.
  • On peut voir sur la que le rotor 12 comprend plusieurs rangées d’aubes rotoriques 8, en l’occurrence trois, et plusieurs rangées d’aubes statoriques 10, en l’occurrence trois ; ces dernières permettent de convertir la vitesse du flux d’air F1 en pression, notamment en pression statique.
  • Les aubes rotoriques 8 peuvent s’étendre radialement depuis un support rotorique 16 qui peut être une plateforme à queue d’aronde, une couronne interne de tambour monobloc aubagé ou tout autre type de support d’un rotor composite.
  • Les aubes statoriques 10 s’étendent essentiellement radialement depuis un carter extérieur 18. Elles peuvent y être fixées et immobilisées à l’aide d’axes de fixation 20. Elles traversent radialement le flux primaire F1. Les aubes statoriques 10 peuvent être à corde fixe (radialement constantes) par rapport au carter extérieur 18.
  • Le compresseur basse-pression 2 comprend à l’entrée d’une veine 22 de flux primaire F1, une rangée d’aubes 9 statoriques de redressement à calage variable.
  • Préférentiellement, le calage variable des aubes 9 est assuré au moyen d’un système d’actionnement (non illustré) régulant l’angle formé par les pales 11 des aubes 9 autour d’un axe 24.
  • Dans cette configuration, chaque aube 9 comprend une pale 11 ainsi qu’une ou préférentiellement deux plateformes 26 sensiblement circulaires et disposées aux deux extrémités de la pale 11. Chaque plateforme 26 est pourvue d’un tourillon 28, du côté opposé à la pale 11 et assurant une liaison pivot avec le carter extérieur 18 ou intérieur 30. Le carter extérieur 18 est délimité radialement intérieurement par une surface supérieure 18.1 de guidage du flux primaire F1, et le carter intérieur 30 est délimité radialement extérieurement par une surface de guidage intérieure 30.1.
  • Avantageusement, les pales 11 du redresseur sont identiques et annulairement alignées.
  • Le carter 18, 30 comprend des logements 31 répartis annulairement autour de l’axe X et dans lesquels les plateformes 26 sont logées et montées pivotantes.
  • Avantageusement, les plateformes 26 comprennent des surfaces de guidage d’air 26.1 axisymétriques (circulaires, cylindriques, coniques, etc.) sensiblement planes et affleurantes aux surfaces 18.1 et 30.1 de guidage de flux d’air du carter 18, 30. Des joints appropriés peuvent garantir l’étanchéité entre les plateformes 26 et le carter.
  • La représente une vue en perspective d’une aube 9 conforme à l’invention. La pale 11 de l’aube 9 comprend un bord d’attaque 11.1 et un bord de fuite 11.2, ainsi qu’un intrados 11.3 et un extrados 11.4 s’étendant depuis le bord d’attaque 11.1 jusqu’au bord de fuite 11.2.
  • La pale 11 comprend, en outre, une ligne de corde LC, une ligne squelette S et une épaisseur maximale e (illustrées à la ).
  • La surface de guidage 26.1 de la plateforme 26 comprend une première portion de disque 30.1 du côté de l’intrados 11.3 et une seconde portion de disque 30.2 du côté de l’extrados 11.4.
  • La séparation entre la première 30.1 et la seconde portion de disque 30.2 correspond préférentiellement au prolongement de la ligne squelette S ou la ligne de cambrure S de la pale 11 sur la surface de guidage 26.1 (vue radialement).
  • Suivant un premier mode de réalisation de l’invention, la première portion 30.1 comprend une première bosse 32. Des détails sur la forme et la position de la première bosse 32 seront détaillés plus loin dans la présente description.
  • La illustre une vue radiale de l’aube 9 selon le premier mode de réalisation de l’invention.
  • On peut voir des lignes de contour (iso-contour) illustrant la première bosse 32 comprenant un sommet 34 ayant une projection 34.1 sur la ligne de corde LC de la pale 11 qui est préférentiellement distante du bord d’attaque 11.1 d’une distance D1 correspondante à au plus 10% de la corde C. Alternativement, la distance D1 peut être plus grande sans toutefois dépasser 15% de la corde C.
  • Préférentiellement, le sommet 34 de la première bosse 32 est disposé de manière adjacente (sensiblement accolé) à l’intrados 11.3. Toutefois, le sommet 34 peut être au voisinage de l’intrados 11.3, i.e., disposé à une distance comprise entre 0% et 50% de l’épaisseur maximale e, et préférentiellement comprise entre 0% et 30%.
  • Plus préférentiellement, le sommet 34 est à au plus 3 mm de l’intrados 11.3.
  • Avantageusement, une telle disposition de la première bosse 32 permet d’avoir un impact direct sur le vortex « fer-à-cheval », car elle permet d’éviter le décrochage de la couche limite au niveau de la paroi de l’aube côté intrados 11.3 et/ou extrados 11.4.
  • La première bosse 32 comprend une forme sensiblement circulaire ou ovale ou elliptique, ladite bosse 32 étant préférentiellement sensiblement elliptique. Toutefois, la forme de la bosse 32 peut être tronquée par l’intrados 11.3. La première bosse 32 comprend une orientation principale illustrée par un axe principal 32.1 qui peut former un angle compris entre 30° et 60° avec la ligne de corde LC, et préférentiellement un angle d’environ 45° (±10%) avec la ligne de corde LC.
  • En effet, une orientation de la première bosse 32 à 0° par rapport à la ligne de corde LC ne permet pas de faire obstacle aux écoulements secondaires, et une orientation à 90° avec la ligne de corde LC fait bien obstacles aux écoulements indésirables, mais génère des pertes aérodynamiques supérieures.
  • Avantageusement, l’orientation de la première bosse 32 ainsi que la position du sommet 34 permet de faire obstacle au vortex fer-à-cheval afin d’éviter son passage vers l’extrados 11.4, et cela, dans toutes les orientations possibles de l’aube 9 autour de son axe 24. A cet effet, l’aube 9 permet d’assurer un fonctionnement optimal du compresseur de l’aéronef dans toutes les conditions de vol.
  • La illustre une vue latérale de l’aube 9 de la . Ici l’aube 9 est partiellement illustrée, notamment une moitié inférieure de ladite aube 9 est représentée, et la ligne en pointillés peut éventuellement correspondre à un axe de symétrie de l’aube 9.
  • On voit que le sommet 34 de la première bosse 32 s’élève au-dessus de la surface sensiblement plane 26.1 d’une hauteur H1.
  • Préférentiellement, la hauteur H1 du sommet 34 est comprise entre 1% et 10% de la corde de la pale 11.
  • La hauteur H1 est déterminée en fonction de l’épaisseur maximale e (illustrée dans la ) de la pale 11 au droit de la plateforme 26 (c’est-à-dire que dans les cas où l’épaisseur de l’aube 9 n’est pas constante sur sa hauteur radiale, la hauteur de la bosse est définie par rapport à l’épaisseur maximale). En effet, il est préférable que la hauteur H1 soit comprise entre 0.1 et 3 fois l’épaisseur maximale e. Plus préférentiellement, la hauteur H1 est comprise entre 0.1 et 0.3 fois l’épaisseur maximale e quand la première bosse 32 est en tête d’aube, et comprise entre 1 et 3 fois l’épaisseur e quand ladite bosse 32 est en pied d’aube.
  • A cet effet, la hauteur H1 peut, par exemple, correspondre à 1 mm quand l’épaisseur e est égale à 10 mm, notamment dans le cas où la première bosse 32 se trouve sur la plateforme en tête d’aube, ou ladite hauteur H1 peut être égale à 3 mm si l’épaisseur e est à 1 mm, notamment dans le cas où la première bosse 32 se trouve sur la plateforme en pied d’aube.
  • De préférence, la hauteur H1 est comprise entre 0.5 et 5 mm, et plus préférentiellement comprise entre 1 et 3 mm. En dessous de cet intervalle (hauteur H1 inférieure à 1 mm), les tolérances de la forme de la première bosse 32 peuvent affecter l’efficacité de cette dernière à freiner les écoulements secondaires. Parallèlement, au-delà de cet intervalle (hauteur H1 supérieure à 3 mm), la performance du compresseur en incidence nominale risque d’être dégradée.
  • La première bosse 32 peut avoir une forme généralement convexe et/ou concave. Préférentiellement, la première bosse 32 présente une forme convexe au niveau d’une partie amont correspondant à environ une moitié de l’étendue de ladite bosse 32 (ici le terme environ correspond à ±20% de l’étendue), ladite première bosse 32 présente une forme concave sur une partie aval correspondant à une autre moitié, et plus préférentiellement, la moitié convexe est disposée en aval de la bosse 32 (plus proche du bord de fuite 11.2) de manière à disposer la partie convexe en contact direct avec les écoulements secondaires pour les bloquer et permettre de mieux guider le flux en aval avec la moitié concave.
  • La illustre une vue radiale d’une aube 109 selon un deuxième mode de réalisation de l’invention, dans lequel l’aube 109 comprend une seconde bosse 132 au droit de la seconde portion de disque 30.2 de la surface 26.1.
  • Les éléments identiques entre les premier et deuxième modes de réalisation ont les mêmes signes de référence, tandis que les éléments additionnels ou sensiblement similaires sont incrémentés de 100.
  • Préférentiellement, l’aube 109 comprend la première bosse 32 au droit de la première portion de disque 30.1 et la seconde bosse 132 disposée au droit de la seconde portion de disque 30.2.
  • La plateforme 26 comprend une arête périphérique 26.2, et la première 32 et la seconde bosse 132 sont à distance de ladite arête périphérique 26.2. Cela permet au contouring 3D de tourner entièrement avec l’aube 109.
  • L’extrados 11.4 présente un point d’intersection arrière 11.5 avec la plateforme 26, et précisément avec l’arête périphérique 26.2, ledit point 11.5 correspond à une intersection entre ladite arête périphérique 26.2 et la projection radiale de l’extrados 11.4 sur la surface de guidage 26.1. A cet effet, le point d’intersection arrière 11.5 est situé à l’aval de la plateforme 26 (proche du bord de fuite 11.2 de la pale 11), et la seconde bosse 132 comprend un sommet 134 dont la projection 134.1 sur la ligne de corde LC est distante d’une distance D2 par rapport à une projection 11.6 du point d’intersection arrière 11.5 sur la ligne de corde LC.
  • Préférentiellement, la distance D2 correspond à au plus 15% de la corde C, et plus préférentiellement, la distance D2 correspond à 10% ou moins de la corde C.
  • Dans une alternative non représentée, le sommet 134 peut être positionné de manière à ce que sa projection 134.1 sur la ligne de corde LC soit distante du bord d’attaque 11.1 d’une distance D1 correspondante à au moins 10% de la corde C.
  • Le sommet 134 est accolé à l’extrados 11.4 ou disposé à une distance dudit extrados 11.4 comprise entre 0% et 50%, et préférentiellement entre 0% et 30% de l’épaisseur maximale e, similairement à la disposition du sommet 34 de la première bosse 32 par rapport à l’intrados 11.3.
  • Avantageusement, une telle disposition de la seconde bosse 132 permet de retarder voire d’éviter le décrochage de la couche limite au niveau de la paroi de l’aube côté extrados 11.4.
  • Dans cette configuration, la première bosse 32 agit directement sur le phénomène du vortex « fer-à-cheval » de manière à limiter son impact, et la seconde bosse 132 permet de manière curative de compenser des décrochages pouvant être causés au droit de l’extrados 11.4 par le phénomène.
  • De préférence, la seconde bosse 132 comprend une forme de cardioïde tronquée, ou une forme sensiblement circulaire, ou ovale, ou elliptique, ladite seconde bosse 132 étant préférentiellement en forme de cardioïde tronquée avec une orientation principale sensiblement parallèle à l’extrados 11.4, de manière à ce que la seconde bosse 132 d’étend suivant sa direction principale qui suit la courbure de l’extrados 11.4. En effet, la seconde bosse 132 suit le contour de l’extrados 11.4 de manière à pouvoir mieux guider le flux d’air et d’éviter son décollement dudit extrados 11.4.
  • La illustre une vue latérale de l’aube 109 de la . On voit que le sommet 134 de la seconde bosse 132 s’élève au-dessus de la surface sensiblement plane 26.1 d’une hauteur H2.
  • Préférentiellement, la hauteur H2 du sommet 134 est déterminée en fonction de l’épaisseur maximale e similairement à la hauteur H1 de la première bosse 32. A cet effet, la hauteur H2 est comprise entre 0.1 et 3 fois l’épaisseur e, et plus préférentiellement comprise entre 0.1 et 0.3 fois l’épaisseur maximale e quand la seconde bosse 132 est en tête d’aube, et comprise entre 1 et 3 fois l’épaisseur e quand ladite bosse 132 est en pied d’aube.
  • La hauteur H2 peut, par exemple, correspondre à 1 mm quand l’épaisseur e est égale à 10 mm, notamment dans le cas où la seconde bosse 132 se trouve sur la plateforme en tête d’aube, ou ladite hauteur H2 peut être égale à 3 mm si l’épaisseur e est à 1 mm, notamment dans le cas où la seconde bosse 132 se trouve sur la plateforme en pied d’aube.
  • Toutefois, il est à noter que sur une même surface sensiblement plane 26.1, la hauteur H2 est préférentiellement inférieure à la hauteur H1.
  • Préférentiellement, la hauteur H2 est comprise entre 1% et 10% de la corde de la pale 11. Plus préférentiellement, la hauteur H2 est comprise entre 0.5 et 5 mm, et plus préférentiellement comprise entre 1 et 3 mm.
  • La seconde bosse 132 peut avoir une forme généralement convexe et/ou concave. Préférentiellement, la seconde bosse 132 présente une forme convexe au niveau d’une partie amont correspondant à environ une moitié de l’étendue de ladite seconde bosse 132 (ici le terme environ correspond à ±20% de l’étendue), ladite seconde bosse 132 présente une forme concave sur une partie aval correspondant à une autre moitié, et plus préférentiellement, la moitié convexe est disposée en aval de la bosse 132 (plus proche du bord de fuite 11.2) de manière à permettre un meilleur guidage du flux d’air en aval.
  • La illustre une vue radiale d’une aube 209 selon un troisième mode de réalisation de l’invention, dans lequel la surface sensiblement plane 26.1 de l’aube 209 comprend uniquement la seconde bosse 132 au droit de la deuxième portion de disque 30.2.
  • En effet, l’aube 209 selon le troisième mode de réalisation, est dépourvue de la première bosse 32 (illustrée sur les figures 1-6). Dans cette configuration, lors de fortes incidences, la seconde bosse 132 permet de maintenir un écoulement du flux d’air sur l’extrados 11.4 afin éviter son décollement pouvant être causé par le vortex fer-à-cheval.
  • Il est entendu que les trois modes de réalisation des figures 3, 5 et 7 peuvent être combinés sur une même aube : une aube peut avoir une bosse côté intrados en pied et une bosse côté extrados en tête (ou inversement), ou avoir deux bosses sur une de ses plateformes et aucune sur une autre.
  • Aussi, différentes aubes d’une même rangée d’aubes peuvent présenter l’une et/ou l’autre des configurations des trois modes de réalisation illustrés.
    •

Claims (12)

  1. Aube (9 ; 109) à calage variable de stator de turbomachine (4) d’aéronef, l’aube (9 ; 109) comprenant :
    - une pale (11) de guidage d’un flux d’air, la pale (11) ayant un bord d’attaque (11.1) et un bord de fuite (11.2), ainsi qu’un intrados (11.3) et un extrados (11.4) s’étendant depuis le bord d’attaque (11.1) jusqu’au bord de fuite (11.2) ; et
    - une ou deux plateforme(s) (26) disposée(s) à une extrémité ou aux deux extrémités de la pale (11), la ou les plateformes (26) comprenant une surface de guidage (26.1) du flux d’air, la surface (26.1) comprenant une première portion de disque (30.1) du côté de l’intrados (11.3) et une seconde portion de disque (30.2) du côté de l’extrados (11.4) ;
    caractérisée en ce que la ou au moins une des premières (30.1) ou secondes portions de disque (30.2) comprend une bosse (32 ;132).
  2. Aube (9 ; 109) selon la revendication 1, caractérisée en ce que la ou l’au moins une des premières portions de disque (30.1) comprend une première bosse (32), et le sommet (34) de ladite première bosse (32) a une position dont la projection (34.1) sur la ligne de corde (LC) de l’aube (9 ; 109) au droit de la plateforme (26) est distante du bord d’attaque (11.1) de 10% ou moins de la corde (C).
  3. Aube (9 ; 109) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que le sommet (34) de la première bosse (32) est accolé à l’intrados (11.3) ou est disposé à une distance dudit intrados (11.3) comprise entre 0% et 30% d’une épaisseur maximale (e) de la pale (11).
  4. Aube (109) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la ou au moins une des secondes portions de disque (30.2) comprend une seconde bosse (132).
  5. Aube (109) selon la revendication 4, caractérisée en ce que, la plateforme (26) comprend une arête périphérique (26.2) qui coupe la projection radiale de l’extrados (11.4) sur la surface de guidage (26.1) en un point d’intersection arrière (11.5), le sommet (134) de la seconde bosse (132) ayant une position dont la projection (134.1) sur la ligne de corde (LC) de l’aube (109) au droit de la plateforme (26) est à une distance (D2) de la projection (11.6) du point d’intersection arrière (11.5) sur la ligne de corde (LC) qui est inférieure ou égale à 10% de la corde (C).
  6. Aube (9 ; 109) selon l’une des revendications 4 ou 5, caractérisée en ce que, hormis la ou les bosses (32 ; 132), la surface (26.1) de la première (30.1) et de la deuxième portion de disque (30.2) est sensiblement plane, et en ce que le sommet (34 ; 134) de la ou des bosses (32 ; 132) s’élève au-dessus de la surface sensiblement plane (26.1) d’une hauteur (H1 ; H2) qui est comprise entre 0.5 et 5 mm, préférentiellement comprise entre 1 et 3 mm.
  7. Aube (9 ; 109) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la hauteur (H1) du sommet (34 ; 134) de la première bosse (32) est comprise entre 0.1 et 0.3 fois l’épaisseur maximale (e) de la pale (11) ou comprise entre 1 à 3 fois ladite épaisseur maximale (e), et/ou la hauteur (H2) du sommet (134) de la seconde bosse (132) est comprise entre 0.1 et 0.3 fois l’épaisseur maximale (e) de la pale (11) ou comprise entre 1 à 3 fois ladite épaisseur maximale (e).
  8. Aube (9 ; 109) selon la revendication 6 ou 7, caractérisée en ce que la hauteur (H1 ; H2) du sommet (34 ; 134) de la ou des bosses (32 ; 132) est comprise entre 1% et 10% de la corde (C).
  9. Aube (9 ; 109) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la ou les bosses (32 ; 132) sont à distance de l’arête périphérique (26.2).
  10. Aube (9 ; 109) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la première bosse (32) a une orientation principale (32.1) qui forme un angle compris entre 30° et 60° avec la ligne corde (LC) de l’aube (9 ; 109).
  11. Aube (9 ; 109) selon l’une des revendications 4 à 10, caractérisée en ce que la seconde bosse (132) a une forme de cardioïde tronquée.
  12. Turbomachine (4) d’aéronef comprenant un compresseur (2), ledit compresseur (2) comprenant une surface de guidage (18.1, 30.1) d’un flux d’air (F1) sensiblement axisymétrique, la turbomachine (4) étant caractérisée en ce qu’elle comprend une rangée annulaire d’aubes (9 ; 109) selon l’une des revendications 1 à 11, les plateformes (26) des aubes (9 ; 109) étant reçues dans des logements (31) du carter (18, 30) tel que les surfaces de guidage d’air (26.1) des plateformes (26) soient sensiblement affleurantes à la surface de guidage (18.1, 30.1) de flux d’air (F1) du carter (18, 30).
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