EP4630654A1 - Piece statorique avec agencement de pale et d'ailette dans une turbomachine - Google Patents

Piece statorique avec agencement de pale et d'ailette dans une turbomachine

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EP4630654A1
EP4630654A1 EP23833514.5A EP23833514A EP4630654A1 EP 4630654 A1 EP4630654 A1 EP 4630654A1 EP 23833514 A EP23833514 A EP 23833514A EP 4630654 A1 EP4630654 A1 EP 4630654A1
Authority
EP
European Patent Office
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fin
height
turbomachine
axis
hollow
Prior art date
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Pending
Application number
EP23833514.5A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
William Henri Joseph Riera
Simon Pierre Michel MARTIN
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 SA
Original Assignee
Safran SA
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Filing date
Publication date
Application filed by Safran SA filed Critical Safran 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
    • 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
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • 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
    • 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
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
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    • F04D21/00—Pump involving supersonic speed of pumped fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
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    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
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    • 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
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    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
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    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/125—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the tip of a stator vane

Definitions

  • the invention relates to the stator parts of a turbomachine comprising a blade such as the flow rectifiers located downstream of a compressor and in particular the rectifiers with fixed timing.
  • turbomachine In an aircraft turbomachine, and in particular aircraft intended for the transport of passengers, it is the air propelled by a fan and combustion gases leaving the turbomachine through an exhaust nozzle which exerts a reaction thrust on the turbomachine and, through it, on the aircraft.
  • the circulation of gases through the turbomachine is influenced by rotating blades and fixed blades.
  • Fixed or stator vanes include outlet guide vanes (also known as “Outlet Guide Vane” or “OGV” in English), inlet guide vanes (also known as “Inlet Guide Vane”). » or “IGV” in English), and variable pitch vanes (also known as “Variable Stator Vane” or “VSV” in English).
  • the rectifier blades of a gas turbine aeronautical engine can each have two platforms (inner and outer) which are attached to the blade.
  • the flow of gases generally takes place between the blades in an upstream-downstream direction. It is known, however, that the blade root and tip areas can be the site of secondary aerodynamic flows.
  • a corner separation also known as “corner separation” in English
  • a vortex also known as a “corner vortex” in English
  • This separation generates pressure losses as well as aerodynamic blocking. The latter is problematic in terms of operability. It is possible to place a fin on the hub or on the casing between two blades placed opposite each other so as to reduce the passage flow. The fins improve the operability of the compressor stators by limiting the passage flow between the blades.
  • the geometry of a blade grid that is to say a set of blades distributed circularly around an axis, can be optimized for high speed fluid flows, and in particular transonic flows at close to the speed of sound.
  • the addition of a fin in such an optimized grid can significantly degrade the operation of these optimized blades.
  • An aim of the invention is to propose a new geometry of the blades making it possible to improve performance in terms of equipment efficiency, particularly for transonic flows.
  • stator part of a turbomachine comprising:
  • a fin extending in the vein radially from a foot located on the platform to a head, the head extending axially along the axis from a leading edge to a trailing edge and having a length of rope connecting the leading edge and the trailing edge in a rectilinear manner, the fin and the blade being arranged so that:
  • the maximum camber is located axially between the leading edge and the trailing edge
  • a ratio of a distance measured axially between the maximum camber and the leading edge over the chord length is less than or equal to 95% and greater than or equal to 5%
  • a fin height defined between the foot and the head varies along the axis so as to define a hollow in the fin, the hollow extending axially on either side of the maximum camber on a hollow length less than or equal to 20% of the rope length.
  • the fin height has a maximum height, and a minimum height in the hollow, a ratio of the minimum height to the maximum height being less than or equal to 20%;
  • the ratio of the minimum height to the maximum height is less than or equal to 10% and preferably equal to 5%;
  • the height of the fin in the hollow is symmetrical in relation to an axial position of the maximum camber
  • the fin height in the hollow as a function of a coordinate along the axis has a first rate of variation upstream of an axial position of the maximum camber and a second rate of variation downstream of the axial position, the upstream and downstream terms referring to a main flow direction of the gases in the stator part, the first rate of variation being greater in absolute value than the second rate of variation.
  • the invention also relates to a turbomachine comprising a stator part as has just been presented and to an aircraft comprising such a turbomachine.
  • Figure 1 is a schematic representation of a turbomachine
  • Figure 2 Figure 3 and Figure 4 are schematic views of a stator part according to different embodiments.
  • turbomachine is represented schematically, more specifically a dual-flow axial turbojet 1.
  • Other types of turbomachines can be improved by the teaching presented here and in particular non-ducted turbomachines.
  • the turbojet 1 illustrated extends along an axis A and successively comprises, in the direction of main flow of the gases in the turbomachine, a blower 2, a compression section which may include a low pressure compressor 3 and a high pressure compressor 4, a combustion chamber 5, and a turbine section which may include a high pressure turbine 6, a low pressure turbine 7 and an exhaust nozzle.
  • blower 2 and the low pressure compressor 3 are driven in rotation by the low pressure turbine 7 via a first transmission shaft 9, while the high pressure compressor 4 is driven in rotation by the high pressure turbine 6 by via a second transmission shaft 10.
  • a flow of air compressed by the low and high pressure compressors 3 and 4 feeds combustion in the combustion chamber 5, the expansion of the combustion gases drives the high and low pressure turbines 6, 7.
  • air propelled by the fan 2 and the combustion gases leaving the turbojet 1 through an exhaust nozzle downstream of the turbines 6, 7 exert a reaction thrust on the turbojet 1 and, through it, on a vehicle or machine such than an aircraft (not shown).
  • the turbomachine Downstream of the fan or a compression stage, the turbomachine may include a stage of straightening blades.
  • a stage of straightening blades may include a stator part 20 as presented with reference to Figure 2.
  • the stator part can be one of the stators included in one of the low pressure or high pressure axial compressors.
  • the stator part can also include a grid of outlet guide vanes as in the secondary vein rectifier on the fan module.
  • the stator part 20, or the set 20 of stator parts if it is not in one piece, has at least one blade 24, 26 and a platform 22 from which the blade 24, 26 extends.
  • the stator part can for example include two adjacent blades 24, 26 which extend from the platform 22.
  • the term "platform” here designates any element of the turbomachine from which blades 24, 26 are capable of being mounted.
  • the platform can in particular be a hub or a casing which surrounds the axis of the turbomachine.
  • the platform can also be sectorized, that is to say it includes a set of parts distributed angularly all around the axis in ideally equal angular sectors.
  • the platform may have a cylindrical surface at a constant radial distance from the axis A of the turbomachine.
  • the platform 22 has an internal wall or an external wall against which the air circulates, that is to say that the platform 22 defines a wall of a gas flow vein.
  • the blades 24, 26 extend from the platform 22 in the vein either radially outwards away from the axis of the turbomachine A is radially inwards approaching the axis of turbomachine A.
  • axis A of the turbomachine is shown oriented positively in the direction of the main flow of gases in the turbomachine.
  • Figure 2 also represents a radial axis r perpendicular to the axis A of the turbomachine and which passes through the axis A of the turbomachine.
  • the radial axis is positively oriented in the direction away from axis A of the turbomachine.
  • Figure 2 also represents a circumferential axis 0 which is perpendicular to the radial axis r and to the axis A of the turbomachine.
  • Figure 2 is a schematic representation of the stator part 20 in a section in a plane perpendicular to the radial axis r. More precisely, Figure 2 is a schematic representation of the stator part 20 in a circumferential plane which is at a constant distance from the axis A of the turbomachine. Such a circumferential plane parallel to the axis A of the turbomachine makes it possible to define a section of the blades 24, 26
  • the blades 24 and 26 each have an intrados 624, 126 and an extrados 124, 626.
  • the blades 24 and 26 each include a leading edge 224, 226 on the upstream side and a trailing edge 324, 326 on the downstream side.
  • upstream and downstream are defined in relation to the general flow of gases through the turbomachine which takes place from upstream to downstream in the direction and direction of axis A of the turbomachine.
  • the blades define a blade chord 424, 426 which is the length of the segment connecting the leading edge and the trailing edge in a circumferential plane with constant radius or at constant distance from the axis A, circumferential plane which can be qualified cutting plane.
  • each blade has a camber line 143, 141 which is the curve equal to the average between the curve of the upper surface and the curve of the lower surface. More precisely, the camber line is formed by all points located equidistant from the extrados and the intrados. The distance from a particular point to the extrados (or intrados) is defined here as the minimum distance between the particular point and a point on the extrados (or intrados).
  • Each blade has a maximum camber 526 which corresponds to the maximum distance separating the camber line 141, 143 and the chord 424, 426.
  • the maximum distance corresponds more precisely to the maximum of the distances measured perpendicular to the chord between a point on the line of camber and the corresponding point of the rope when traveling the rope.
  • the axial coordinate xc - that is to say the coordinate along the axis A of the turbomachine - of the maximum camber corresponds to the axial position of the point of the camber line for which the distance to the chord is maximum.
  • the stator part 20 also includes a fin 28 which extends from the platform 22 in the same direction and the same direction of extension as the blade(s) 24, 26.
  • the fin 28 extends in the vein radially relative to axis A of the turbomachine from platform 22.
  • the fin 28 includes an upper surface 50 which faces the lower surface 126 of the blade 26.
  • the fin 28 is located between the blades 24 and 26. More precisely, the fin 28 is located facing the upper surface 124 of the first blade 24 and the lower surface 126 of the second blade 26.
  • the fin 28 comprises an intrados 48 which faces the extrados 124 of the first blade and an extrados 50 which faces the intrados 126 of the second blade 26.
  • the fin extends in the vein radially from a fin base 44 located on the platform 22 to a fin head 46.
  • each fin profile extends in a circumferential plane parallel to the axis A of the turbomachine, like a section of the fin made in this circumferential plane at constant radius or constant distance from the axis A, circumferential plane which can be qualified as a cutting plane.
  • Each fin profile defines a fin chord between the leading edge
  • the fin chord is defined between on the one hand a first point at the intersection of the leading edge 30 and the cutting plane and on the other hand a second point at the intersection of the trailing edge 32 and of the cutting plane.
  • the fin chord designates the length of the segment connecting the first point and the second point.
  • the chord line designates the segment connecting the first point and the second.
  • the fin 28 is shown in its section at the fin head which extends axially from a point of attack 31 of the leading edge 30 to a vanishing point 37 of the trailing edge 32.
  • the fin head defines a length of chord 54 connecting in a rectilinear manner the point of attack
  • the fin head has a camber line between points A and A' which is the curve equal to the average between the curve of the upper surface 50 and the curve of the lower surface 48 in the cutting plane.
  • Figures 3 and 4 correspond to a section of the fin along a meridian plane which corresponds to the axial directions r which pass through the points of the curve AA' in the section plane of Figure 2 as one travels this camber line.
  • the abscissa axis in Figures 3 and 4 corresponds to a curvilinear abscissa following the curve AA' to which we can also correspond an axial coordinate in projection on the axis A of the turbomachine.
  • the ordinate axis corresponds to the radial direction r and corresponds to a distance from the axis A of the turbomachine.
  • the leading edge 30 includes an attack point 34 located on the platform 22.
  • the attack point 34 corresponds to the intersection of the leading edge 30 and the platform 22.
  • the trailing edge 32 includes a vanishing point 36 located on the platform 22.
  • the vanishing point 36 corresponds to the intersection of the trailing edge 32 and the platform 22.
  • leading edge 30 and the trailing edge 32 are not important here. These edges can be steep, that is to say oriented in a radial direction, or oblique, that is to say oriented in a direction which makes a non-zero angle with the radial direction.
  • the leading edge 30 and the trailing edge 32 can have any shape, depending on the stacking law of the profiles which constitute the fin 28.
  • the fin 28 and the blade 24 and/or 26 are arranged so that the maximum camber 526 is located axially between the leading edge 31 and the trailing edge 37.
  • the projection of the maximum camber is located inside the projection segment between the two ends of the projection of the fin head profile which correspond to the projections of the leading edge 31 and the trailing edge 37.
  • the axial coordinate xc is between the axial coordinates XBA and XBF.
  • the maximum camber is located downstream of the leading edge 31 of the fin head 46 and upstream of the trailing edge 37 of the head. fin 46.
  • a ratio of a distance measured axially between the maximum camber 526 and the leading edge 31 of the fin head 46 to the projected chord length 43 of the fin head 46 is less than or equal to 95% and greater than or equal to 5%. This means that by calculating the ratio between the distance separating the projection on the axis A of the maximum camber 526 and the projection on the axis A of the leading edge 31 on the projection on the axis of the chord 54 of the fin head 46, we obtain a ratio of between 5% and 95%. We can also write this condition using the axial coordinates xc, XBA and XBF IN the form: 0.95 0.05
  • This condition is equivalent to the following condition: a distance measured axially between the maximum camber 526 and the trailing edge 37 of the fin head 46 on the projected chord length 43 of the fin head 46 is less than or equal at 95% and greater than or equal to 5%. This means that by calculating the ratio between the distance separating the projection on the axis A of the maximum camber 526 and the projection on the axis A of the trailing edge 37 on the projection on the axis of the chord 54 of the head fin 46, we obtain a ratio of between 5% and 95%. We can also write this condition using the axial coordinates xc, XBA and XBF IN the form:
  • the fin 28 extends radially from the foot profile 44 to the head profile 46 over a fin height h(x).
  • this height is defined in relation to a platform 22 considered at a constant distance from the axis of the turbomachine.
  • the fin height h(x). varies according to the axial coordinate x, that is to say along the axis A.
  • the height h(x) is illustrated schematically in figure 3. More precisely h(x) is the fin height along the camber line AA'.
  • the height h(x) as a function of the axial coordinate x presents a local minimum, the local minimum being located axially close to the axial coordinate xc of the maximum camber 526.
  • the fin has a hollow 45 which extends axially on either side of the maximum camber 526.
  • the hollow has a hollow length 47 defined along the axis A.
  • This length of hollow 47 can for example be defined between:
  • the upstream point 41 can correspond, for example, to the first point of the camber line of the fin head 46 for which the height of the fin decreases when traveling along the fin from upstream to downstream.
  • the downstream point 49 can correspond for example to the first point of the camber line of the fin head 46 located downstream of the maximum camber 526, for which, when traveling the fin from upstream to downstream, the height of the fin remains constant or reaches the value of the height of the fin at the upstream point 41.
  • the hollow length 47 is chosen less than or equal to 20% of the rope length 54.
  • the recess length 47 is less than or equal to 15% or 10% of the rope length 54.
  • the recess length 47 is chosen greater than or equal to 2% of the rope length 54.
  • part of the flow has a flow speed greater than the speed of sound and part of the flow has a flow speed less than the speed of sound.
  • the hollow being axially located at the level of this maximum camber of the blades, has an axial position which corresponds to that of the shock linked to the aerodynamic obstruction.
  • the hollow thus placed therefore corresponds to a withdrawal of material from a place in the flow vein where the shock linked to the aerodynamic obstruction occurs. This material, if retained, could produce a shock or worsen the effects linked to a shock. Its removal helps limit the effects of aerodynamic obstruction.
  • the fin retains its main effect of blocking the passage flow and therefore reduces the secondary flows at the base of the stator: the operability of the compressor is improved, and
  • the dip limits the effect of the fin on the blockage linked to the shock and therefore limits losses: the maximum efficiency of the compressor is increased.
  • the passage flow on the rectifiers is then effective at low speed (subsonic) but also at high speed (transonic).
  • the fin height has a maximum height hmax, and a minimum height hmin in the hollow 45, a ratio of the minimum height to the maximum height being less than or equal to 20%.
  • the maximum height can in particular be reached upstream of the hollow 45 and downstream of the hollow 45.
  • the fin height is equal to the maximum height on the camber line at the fin head 46 between the point of attack 31 and the upstream point 41, then between the downstream point 49 and the vanishing point 37.
  • the ratio of the minimum height hmin to the maximum height hmax is chosen less than or equal to 20%, i.e. (hmin / h max) ⁇ 0.2. More advantageously, the ratio of the minimum height hmin to the maximum height hmax can be chosen less than or equal to 5%, i.e. (hmin / h max) - 0.05.
  • the height of the fin in the hollow is symmetrical with respect to an axial position of the maximum camber.
  • it is the curve h(x) of the fin height along the camber line AA' which presents symmetry at the level of the trough.
  • the minimum height is then placed in the middle between the upstream point 41 and the downstream point 49.
  • This symmetry can be evaluated in particular along the camber line or by projecting this camber line axially. Symmetry is preferably assessed along the camber line.
  • This first mode is represented in Figure 3.
  • the height of the fin in the hollow is not symmetrical with respect to an axial position of the maximum camber.
  • the fin height in the hollow as a function of a coordinate along the axis A of the turbomachine has a first rate of variation upstream of an axial position of the maximum camber and a second rate of variation downstream of the axial position, the first rate of variation being greater in absolute value than the second rate of variation.
  • the decrease in the fin height from the upstream point 41 towards the downstream and up to the minimum height takes place at a greater rate of variation than the increase in the fin height from the minimum height downstream and up to the downstream point 49.
  • the minimum height is then placed closer to the upstream point 41 than to the downstream point 49.
  • This second mode is represented in Figure 4.
  • the trough begins with a rapid decrease in height followed by a slower increase in height. This difference makes it possible to guide the flow at the fin crest for longer, and potentially to improve the wall effect against the passing flow.

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Abstract

Pièce statorique (20) comprenant une plateforme (22), une pale (24, 26) présentant un maximum de cambrure (526), une ailette (28) s'étendant d'un pied (44) à une tête (46), la tête (46) s'étendant d'un bord d'attaque (31 ) à un bord de fuite (37), l'ailette (28) et la pale (24, 26) étant agencées de sorte que : - le maximum de cambrure (526) se situe entre le bord d'attaque (31 ) et le bord de fuite (37), - un rapport d'une distance entre le maximum de cambrure (526) et le bord d'attaque (31 ) sur une longueur de corde (54) d'ailette est comprise entre 5% et 95%, et - la tête d'ailette définit un creux (45) s'étendant de part et d'autre du maximum de cambrure (526) sur une longueur de creux (47) inférieure ou égale à 20% de la longueur de corde (54).

Description

PIECE STATORIQUE AVEC AGENCEMENT DE PALE ET D'AILETTE DANS UNE TURBOMACHINE
DOMAINE DE L’INVENTION
L’invention concerne les pièces statoriques d’une turbomachine comprenant une pale comme les redresseurs de flux situés en aval d’un compresseur et en particulier les redresseurs à calage fixe.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Dans une turbomachine d’aéronef, et en particulier les aéronefs destinés au transport de passagers, c’est l’air propulsé par une soufflante et des gaz de combustion sortant de la turbomachine à travers une tuyère d’échappement qui exerce une poussée de réaction sur la turbomachine et, à travers elle, sur l’aéronef. La circulation des gaz à travers la turbomachine est influencée par des aubages en rotation et des aubages fixes. Les aubages fixes ou statoriques comptent notamment des aubes directrices de sortie (connu également sous le terme de « Outlet Guide Vane» ou « OGV >> en anglais), les aubes directrices d’entrée (connu également sous le terme de « Inlet Guide Vane» ou « IGV » en anglais), et les aubes à calage variable (connu également sous le terme de « Variable Stator Vane» ou « VSV » en anglais). Les aubes de redresseur d’un moteur aéronautique à turbine à gaz peuvent présenter chacune deux plateformes (intérieure et extérieure) qui sont rapportées sur l’aubage. Il existe également des architectures non carénées comprenant des aubes de redresseur qui ne présentent qu’une seule plateforme intérieure. Dans tous les cas, ces aubes de redresseur forment des rangées d’aubes fixes qui permettent de guider le flux gazeux traversant le moteur selon une vitesse et un angle appropriés.
Au sein d’un redresseur de flux comprenant une pluralité de pales fixes, l’écoulement des gaz s’effectue globalement entre les pales selon un sens amont-aval. Il est connu cependant que les zones du pied et de la tête de pale peuvent être le siège d’écoulements aérodynamiques secondaires.
Pour chaque couple de pales en regard l’une de l’autre, un gradient de pression entre la face en pression (intrados) de la première pale et la face en dépression (extrados) de la deuxième pale génère un écoulement de passage (connu également sous le terme de « crossflow » en anglais) qui transporte les gaz vers l’extrados.
En extrémité de pale, c’est-à-dire à la jonction entre l’aubage et le moyeu ou entre l’aubage et le carter, un décollement de coin (connu également sous le terme de « corner separation » en anglais) et un tourbillon (connu également sous le terme de « corner vortex » en anglais) peuvent se produire. Ce décollement génère des pertes de pression ainsi qu’un blocage aérodynamique. Ce dernier est problématique en termes d’opérabilité. Il est possible de placer sur le moyeu ou sur le carter une ailette entre deux pales placées en regard l’une de l’autre de sorte à diminuer l’écoulement de passage. Les ailettes permettent une amélioration de l’opérabilité des stators de compresseur en limitant l’écoulement de passage entre les aubages.
La géométrie d’une grille d’aubes, c’est-à-dire d’un ensemble d’aubes réparties circulairement autour d’un axe, peut être optimisée pour des écoulements de fluide à vitesse élevée, et notamment des écoulements transsoniques au voisinage de la vitesse du son. L’ajout d’une ailette dans une telle grille optimisée peut dégrader fortement le fonctionnement de ces aubes optimisées.
Il y a donc un besoin pour une nouvelle géométrie permettant de corriger ces problèmes et d'améliorer les performances en termes de rendement des équipements notamment pour des écoulements de fluide transsoniques.
EXPOSE DE L'INVENTION
Un but de l’invention est de proposer une nouvelle géométrie des aubes permettant d'améliorer les performances en termes de rendement des équipements notamment pour des écoulements transsoniques
Le but est atteint dans le cadre de la présente invention grâce à une pièce statorique d’une turbomachine comprenant :
- une plateforme définissant une paroi d’une veine d’écoulement de gaz,
- une pale s’étendant radialement par rapport à un axe de la turbomachine depuis la plateforme, la pale présentant un maximum de cambrure, et
- une ailette s’étendant dans la veine radialement depuis un pied situé sur la plateforme jusqu’à une tête, la tête s’étendant axialement selon l’axe depuis un bord d’attaque jusqu’à un bord de fuite et présentant une longueur de corde reliant de manière rectiligne le bord d’attaque et le bord de fuite, l’ailette et la pale étant agencées de sorte que :
- le maximum de cambrure se situe axialement entre le bord d’attaque et le bord de fuite,
- un rapport d’une distance mesurée axialement entre le maximum de cambrure et le bord d’attaque sur la longueur de corde est inférieure ou égale à 95% et supérieure ou égale à 5%, et
- une hauteur d’ailette définie entre le pied et la tête varie selon l’axe de sorte à définir un creux dans l’ailette, le creux s’étendant axialement de part et d’autre du maximum de cambrure sur une longueur de creux inférieure ou égale à 20% de la longueur de corde.
Une telle pièce est avantageusement et optionnellement complétée par les différentes caractéristiques suivantes prises seules ou en combinaison :
- la hauteur d’ailette présente une hauteur maximale, et une hauteur minimale dans le creux, un rapport de la hauteur minimale sur la hauteur maximale étant inférieur ou égal à 20% ;
- le rapport de la hauteur minimale sur la hauteur maximale est inférieur ou égal à 10% et de préférence égal à 5% ;
- la hauteur d’ailette dans le creux est symétrique par rapport à une position axiale du maximum de cambrure ; et
- la hauteur d’ailette dans le creux en fonction d’une coordonnée selon l’axe présente un premier taux de variation en amont d’une position axiale du maximum de cambrure et un deuxième taux de variation en aval de la position axiale, les termes amont et aval faisant référence à un sens d’écoulement principal des gaz dans la pièce statorique, le premier taux de variation étant supérieur en valeur absolue au deuxième taux de variation.
L’invention porte également sur une turbomachine comprenant une pièce statorique telle qu’on vient de la présenter et sur un aéronef comprenant une telle turbomachine.
DESCRIPTION DES FIGURES
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront encore de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
La figure 1 est une représentation schématique d’une turbomachine ;
La figure 2, la figure 3 et la figure 4 sont des vues schématiques d’une pièce statorique selon différents modes de réalisation.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION
Turbomachine
En référence à la figure 1 , une turbomachine est représentée de manière schématique, plus spécifiquement un turboréacteur axial 1 à double flux. D’autres types de turbomachines peuvent être améliorées par l’enseignement présenté ici et notamment les turbomachine non carénées Le turboréacteur 1 illustré s’étend selon un axe A et comporte successivement, dans le sens d’écoulement principal des gaz dans la turbomachine, une soufflante 2, une section de compression pouvant comprendre un compresseur basse pression 3 et un compresseur haute pression 4, une chambre de combustion 5, et une section de turbine pouvant comprendre une turbine haute pression 6 une turbine basse pression 7 et une tuyère d’échappement.
La soufflante 2 et le compresseur basse pression 3 sont entraînés en rotation par la turbine basse pression 7 par l’intermédiaire d’un premier arbre de transmission 9, tandis que le compresseur haute pression 4 est entraîné en rotation par la turbine haute pression 6 par l’intermédiaire d’un deuxième arbre de transmission 10.
En fonctionnement, un écoulement d'air comprimé par les compresseurs basse et haute pression 3 et 4 alimente une combustion dans la chambre de combustion 5, dont l'expansion des gaz de combustion entraîne les turbines haute et basse pression 6, 7. L'air propulsé par la soufflante 2 et les gaz de combustion sortant du turboréacteur 1 à travers une tuyère d’échappement en aval des turbines 6, 7 exercent une poussée de réaction sur le turboréacteur 1 et, à travers lui, sur un véhicule ou engin tel qu'un aéronef (non illustré).
Pièce statorique
En aval de la soufflante ou d’un étage de compression, la turbomachine peut comprendre un étage d’aubes de redressement. Un tel étage d’aubes de redressement peut comprendre une pièce statorique 20 comme présentée en référence à la figure 2.
La pièce statorique peut être un des stators compris dans l’un des compresseurs axiaux de basse pression ou de haute pression. La pièce statorique peut aussi comprendre une grille d’aubes directrices de sortie comme dans le redresseur de veine secondaire sur le module soufflante.
La pièce statorique 20, ou l’ensemble 20 de pièces statoriques si elle n'est pas monobloc, présente au moins une pale 24, 26 et une plateforme 22 à partir de laquelle s'étend la pale 24, 26. La pièce statorique peut par exemple comprendre deux pales adjacentes 24, 26 qui s’étendent à partir de la plateforme 22.
Le terme "plateforme" désigne ici tout élément de la turbomachine à partir duquel des pales 24, 26 sont aptes à être montées. La plateforme peut être en particulier un moyeu ou un carter qui entoure l’axe de la turbomachine. La plateforme peut également être sectorisée c’est-à-dire qu’elle comprend un ensemble de pièces réparties angulairement tout autour de l’axe selon des secteurs angulaires idéalement égaux. La plateforme peut présenter une surface cylindrique à distance radiale constante à l’axe A de la turbomachine. La plateforme 22 présente une paroi interne ou bien une paroi externe contre laquelle l'air circule, c’est à dire que la plateforme 22 définit une paroi d’une veine d’écoulement de gaz. Les pales 24, 26 s’étendent à partir de la plateforme 22 dans la veine soit radialement vers l’extérieur en s’éloignant de l’axe de la turbomachine A soit radialement vers l’intérieur en s’approchant de l’axe de la turbomachine A.
En figure 2, l’axe A de la turbomachine est représenté orienté de manière positive dans le sens de l’écoulement principal des gaz dans la turbomachine. La figure 2 représente également un axe radial r perpendiculaire à l'axe A de la turbomachine et qui passe par l'axe A de la turbomachine. L’axe radial est orienté positivement dans la direction qui s’éloigne de l'axe A de la turbomachine. La figure 2 représente également un axe circonférentiel 0 qui est perpendiculaire à l’axe radial r et à l'axe A de la turbomachine.
La figure 2 est une représentation schématique de la pièce statorique 20 selon une coupe dans un plan perpendiculaire à l’axe radial r. Plus précisément la figure 2 est une représentation schématique de la pièce statorique 20 dans un plan circonférentiel qui est à une distance constante à l’axe A de la turbomachine. Un tel plan circonférentiel parallèle à l’axe A de la turbomachine permet de définir une coupe des pales 24, 26
Les pales 24 et 26 présentent chacune un intrados 624, 126 et un extrados 124, 626.
Les pales 24 et 26 comprennent chacune un bord d’attaque 224, 226 côté amont et un bord de fuite 324, 326 côté aval. Les termes amont et aval sont définis en rapport avec l’écoulement général des gaz à travers la turbomachine qui s’effectue de l’amont vers l’aval dans la direction et le sens de l’axe A de la turbomachine.
Les pales définissent une corde de pale 424, 426 qui est la longueur du segment reliant le bord d’attaque et le bord de fuite dans un plan circonférentiel à rayon constant ou à distance constante de l’axe A, plan circonférentiel qui peut être qualifié de plan de coupe.
De même dans un plan de coupe circonférentiel, chaque pale présente une ligne de cambrure 143, 141 qui est la courbe égale à la moyenne entre la courbe de l’extrados et la courbe de l’intrados. Plus précisément, la ligne de cambrure est formée de tous les points situés à égale distance de l’extrados et de l’intrados. La distance d’un point particulier à l’extrados (ou de l’intrados) est définie ici comme la distance minimale entre le point particulier et un point de l’extrados (ou de l’intrados).
Chaque pale présente un maximum de cambrure 526 qui correspond à la distance maximale séparant la ligne de cambrure 141 ,143 et la corde 424, 426. La distance maximale correspond plus précisément au maximum des distances mesurées perpendiculairement à la corde entre un point de la ligne de cambrure et le point de la corde correspondant lorsque l’on parcourt la corde. La coordonnée axiale xc - c’est à dire la coordonnée selon l’axe A de la turbomachine - du maximum de cambrure correspond à la position axiale du point de la ligne de cambrure pour lequel la distance à la corde est maximale. Ailette
La pièce statorique 20 comprend également une ailette 28 qui s’étend à partir de la plateforme 22 dans la même direction et le même sens d’extension que la ou les pales 24, 26. L’ailette 28 s’étend dans la veine radialement par rapport à l’axe A de la turbomachine depuis la plateforme 22.
L’ailette 28 comprend un extrados 50 qui est en regard de l’intrados 126 de la pale 26.
Lorsque la pièce comprend deux pales 24, 26 en regard l’une de l’autre, l’ailette 28 est située entre les pales 24 et 26. Plus précisément l’ailette 28 se trouve en regard de l’extrados 124 de la première pale 24 et de l’intrados 126 de la deuxième pale 26.
L’ailette 28 comprend un intrados 48 qui est en regard de l’extrados 124 de la première pale et un extrados 50 qui est en regard de l’intrados 126 de la deuxième pale 26.
L’ailette s’étend dans la veine radialement depuis un pied d’ailette 44 situé sur la plateforme 22 jusqu’à une tête d’ailette 46.
On peut modéliser ou représenter l'ailette 28 comme un empilement de profils, c’est-à-dire de surface de coupe, selon une direction radiale entre un pied d’ailette 44 correspondant à un premier profil de l’ailette et une tête d’ailette 46 correspondant à un dernier profil de l’ailette. Le pied d’ailette 44 se trouve sur la plateforme 22 et correspond à l’intersection de l’ailette 28 et de la plateforme 22. La tête d’ailette se trouve à distance de la plateforme 22 dans la veine d’écoulement des gaz. Chaque profil d’ailette s’étend dans un plan circonférentiel parallèle à l’axe A de la turbomachine, comme une coupe de l’ailette réalisée dans ce plan circonférentiel à rayon constant ou distance constante de l’axe A, plan circonférentiel qui peut être qualifié de plan de coupe.
Chaque profil d’ailette définit une corde d’ailette entre le bord d’attaque
30 de l’ailette et le bord de fuite 32 de l’ailette. Plus précisément la corde d’ailette est définie entre d’une part un premier point à l’intersection du bord d’attaque 30 et du plan de coupe et d’autre part un deuxième point à l’intersection du bord de fuite 32 et du plan de coupe. La corde d’ailette désigne la longueur du segment reliant le premier point et le deuxième point. La ligne de corde désigne le segment reliant le premier point et le deuxième.
En figure 2, on a représenté l'ailette 28 dans sa coupe à la tête d’ailette qui s’étend axialement depuis un point d’attaque 31 du bord d’attaque 30 jusqu’à un point de fuite 37 du bord de fuite 32. La tête d’ailette définit une longueur de corde 54 reliant de manière rectiligne le point d’attaque
31 et le point de fuite 37. Lorsque l’on projette la tête d’ailette sur l’axe A de la turbomachine, on obtient un segment de projection dont les deux extrémités sont la projection XBA du bord d’attaque 31 et la projection XBF du bord de fuite 37. Ces projections correspondent à des coordonnées axiales XBA et XBF - c’est à dire des coordonnées selon l’axe A de la turbomachine. On peut définir à partir de ces projections, la corde de tête projetée 43 sur l’axe A de la turbomachine qui vaut | XBA - XBF | et qui est inférieure ou égale à longueur de corde 54 de tête d’ailette.
La tête d’ailette présente une ligne de cambrure entre les points A et A’ qui est la courbe égale à la moyenne entre la courbe de l’extrados 50 et la courbe de l’intrados 48 dans le plan de coupe.
Les figures 3 et 4 correspondent à une coupe de l’ailette selon un plan méridien qui correspond aux directions axiales r qui passent par les points de la courbe AA’ dans le plan de coupe de la figure 2 à mesure que l’on parcourt cette ligne de cambrure. L’axe des abscisses en figures 3 et 4 correspond à une abscisse curviligne suivant la courbe AA’ à laquelle on peut aussi faire correspondre une coordonnée axiale en projection sur l’axe A de la turbomachine. Sur les figures 3 et 4, l’axe des ordonnées correspond à la direction radiale r et correspond à une distance à l’axe A de la turbomachine.
Le bord d’attaque 30 comprend un point d’attaque 34 situé sur la plateforme 22. Le point d’attaque 34 correspond à l’intersection du bord d’attaque 30 et de la plateforme 22.
Le bord de fuite 32 comprend un point de fuite 36 situé sur la plateforme 22. Le point de fuite 36 correspond à l’intersection du bord de fuite 32 et de la plateforme 22.
La forme du bord d’attaque 30 et du bord de fuite 32 n’est pas importante ici. Ces bords peuvent être raides, c’est-à-dire orientés selon une direction radiale ou obliques c’est-à-dire orientés selon une direction qui fait un angle non nul avec la direction radiale. Le bord d’attaque 30 et le bord de fuite 32 peuvent avoir n’importe quelle forme, en fonction de la loi d’empilage des profils qui constituent l’ailette 28.
L’ailette 28 et la pale 24 et/ou 26 sont agencées de sorte que le maximum de cambrure 526 se situe axialement entre le bord d’attaque 31 et le bord de fuite 37. Autrement dit, lorsque l’on projette sur l’axe A de la turbomachine le maximum de cambrure et le profil de tête d’ailette, la projection du maximum de cambrure se trouve à l’intérieur du segment de projection entre les deux extrémités de la projection du profil de tête d’ailette qui correspondent aux projections du bord d’attaque 31 et du bord de fuite 37. Autrement dit, la coordonnée axiale xc est comprise entre les coordonnées axiales XBA et XBF. Autrement dit encore, par rapport à l’écoulement principal des gaz dans la turbomachine, le maximum de cambrure se trouve en aval du bord d’attaque 31 de la tête d’ailette 46 et en amont du bord de fuite 37 de la tête d’ailette 46. De plus, un rapport d’une distance mesurée axialement entre le maximum de cambrure 526 et le bord d’attaque 31 de la tête d’ailette 46 sur la longueur de corde projetée 43 de la tête d’ailette 46 est inférieure ou égale à 95% et supérieure ou égale à 5%. Cela signifie qu’en calculant le rapport entre la distance séparant la projection sur l’axe A du maximum de cambrure 526 et la projection sur l’axe A du bord d’attaque 31 sur la projection sur l’axe de la corde 54 de la tête d’ailette 46, on obtient un rapport compris entre 5% et 95%. On peut également écrire cette condition en utilisant les coordonnées axiales xc, XBA et XBF SOUS la forme : 0,95 0,05
Cette condition est équivalente à la condition suivante : une distance mesurée axialement entre le maximum de cambrure 526 et le bord de fuite 37 de la tête d’ailette 46 sur la longueur de corde projetée 43 de la tête d’ailette 46 est inférieure ou égale à 95% et supérieure ou égale à 5%. Cela signifie qu’en calculant le rapport entre la distance séparant la projection sur l’axe A du maximum de cambrure 526 et la projection sur l’axe A du bord fuite 37 sur la projection sur l’axe de la corde 54 de la tête d’ailette 46, on obtient un rapport compris entre 5% et 95%. On peut également écrire cette condition en utilisant les coordonnées axiales xc, XBA et XBF SOUS la forme :
0,95 0,05.
Hauteur d’ailette
L’ailette 28 s’étend radialement depuis le profil de pied 44 jusqu’au profil de tête 46 sur une hauteur d’ailette h(x).
Il est à noter ici que cette hauteur se définit par rapport à une plateforme 22 considérée à distance constante de l’axe de la turbomachine.
La hauteur d’ailette h(x). varie en fonction de la coordonnée axiale x, c’est-à-dire selon l’axe A. La hauteur h(x) est illustrée schématiquement en figure 3. Plus précisément h(x) est la hauteur d’ailette le long de la ligne de cambrure AA’.
En particulier la hauteur h(x) en fonction de la coordonnée axiale x présente un minimum local, le minimum local étant situé axialement proche de la coordonnée axiale xc du maximum de cambrure 526.
Autrement dit, l’ailette présente un creux 45 qui s’étend axialement de part et d’autre du maximum de cambrure 526.
Le creux présente une longueur de creux 47 définie selon l’axe A. Cette longueur de creux 47 peut par exemple être définie entre :
- un point amont 41 de la tête d’ailette 46 situé en amont du creux, c’est-à-dire entre le creux 45 et le bord d’attaque 31 de la tête 46, et
- un point aval 49 de la tête d’ailette 46 situé en aval du creux, c’est- à-dire entre le creux 45 et le bord de fuite 37 de la tête 46.
Le point amont 41 peut correspondre par exemple au premier point de la ligne de cambrure de la tête d’ailette 46 pour lequel la hauteur de l’ailette diminue lorsque l’on parcourt l’ailette d’amont en aval.
Le point aval 49 peut correspondre par exemple au premier point de la ligne de cambrure de la tête d’ailette 46 situé en aval du maximum de cambrure 526, pour lequel, lorsque l’on parcourt l’ailette d’amont en aval, la hauteur de l’ailette reste constante ou bien atteint la valeur de la hauteur de l’ailette au point amont 41 .
La longueur de creux 47 est choisie inférieure ou égale à 20% de la longueur de corde 54.
De manière préférée, on peut aussi choisir que la longueur de creux 47 soit inférieure ou égale à 15% ou à 10% de la longueur de corde 54.
De manière préférée, on peut aussi choisir que la longueur de creux 47 est choisie supérieure ou égale à 2% de la longueur de corde 54.
La présence d’un creux dans l’ailette permet de limiter les effets d’obstruction aérodynamique rencontrés sur les stators à haute vitesse et notamment en régime transsonique tout en maintenant un blocage de l’écoulement de passage.
En régime transsonique, une partie de l’écoulement présente une vitesse d’écoulement supérieure à la vitesse du son et une partie de l’écoulement présente une vitesse d’écoulement inférieure à la vitesse du son.
Les zones de diminution de vitesse passant d’au-dessus de la vitesse du son à en dessous de celle-ci correspondent à un choc. C’est notamment le cas lorsque la section d’écoulement augmente, ce qui s’accompagne d’une réduction de la vitesse d’écoulement. Il y a dans ces zones une très forte diminution de vitesse et une très forte variation de pression qui peuvent être spatialement très bien localisées, correspondant au choc. Ces chocs peuvent entrainer un décrochage de la couche limite moyeu mais aussi sur l’extrados de l’aubage impliqué dans un canal inter-aubes. Ce choc correspond à l’opposé de l’effet principal que l’on attend d’une ailette à savoir de limiter les décollements de coin en agissant sur l’écoulement de passage. Dans une grille de stators destinés à être utilisées en régimes transsoniques, ces zones se situent à l’intérieur de la grille et leurs positions dépendent notamment de l’inclinaison et de l’épaisseur des aubes. Il se trouve cependant que l’on approche correctement cette position par la coordonnée axiale du maximum de cambrure des aubes.
Le creux, en étant axialement situé au niveau de ce maximum de cambrure des aubes a une position axiale qui correspond à celle du choc lié à l’obstruction aérodynamique. Le creux ainsi placé correspond donc à un retrait de matière d’un endroit de la veine d’écoulement où le choc lié à l’obstruction aérodynamique se produit. Cette matière si elle était conservée pourrait produire un choc ou empirer les effets liés à un choc. Son retrait permet de limiter les effets d’obstruction aérodynamique.
Les avantages de cette forme d’ailette, par rapport à la forme non creusée, sont les suivants :
- sous forte incidence (par exemple à régime partiel), l’ailette conserve son effet principal de bloquer l’écoulement de passage et donc diminue les écoulements secondaires en pied de stator : l’opérabilité du compresseur est améliorée, et
- en fonctionnement adapté (par exemple sur le point de croisière), le creux limite l’effet de l’ailette sur le blocage lié au choc et donc limite les pertes : le rendement maximum du compresseur est augmenté.
L’écoulement de passage sur les redresseurs est alors efficace à bas régime (subsonique) mais aussi à haut régime (transsonique).
En option concernant la hauteur minimale de l’ailette, la hauteur d’ailette présente une hauteur maximale hmax, et une hauteur minimale hmin dans le creux 45, un rapport de la hauteur minimale sur la hauteur maximale étant inférieur ou égal à 20%.
La hauteur maximale peut notamment être atteinte en amont du creux 45 et en aval du creux 45. Par exemple la hauteur d’ailette est égale à la hauteur maximale sur la ligne de cambrure en tête d’ailette 46 entre le point d’attaque 31 et le point amont 41 , puis entre le point aval 49 et le point de fuite 37.
La hauteur minimale hmin dans le creux 45 correspond au minimum local de hauteur dans la zone du creux. Cette hauteur minimale peut notamment être obtenue pour la coordonnée axiale xc du maximum de cambrure 526, c’est-à-dire que h(xc)=hmin.
Le rapport de la hauteur minimale hmin sur la hauteur maximale hmax est choisi inférieur ou égal à 20%, soit (hmin / h max) < 0,2. De manière plus avantageuse, le rapport de la hauteur minimale hmin sur la hauteur maximale hmax peut être choisi inférieur ou égal à 5%, soit (hmin / h max) - 0,05.
Ces hauteurs minimales ainsi limitées sont suffisantes pour conserver l’effet de blocage, dans la partie basse de la couche limite, à régime partiel dans le cas où le stator est soumis à un fluide de forte incidence.
Selon un premier mode de réalisation, la hauteur d’ailette dans le creux est symétrique par rapport à une position axiale du maximum de cambrure. Par exemple, c’est la courbe h(x) de la hauteur d’ailette le long de la ligne de cambrure AA’ qui présente une symétrie au niveau du creux. Cela signifie que d’une part la décroissance de la hauteur d’ailette depuis le point amont 41 vers l’aval et jusqu’au minimum de hauteur et d’autre part la croissance de la hauteur d’ailette depuis le minimum de hauteur vers l’aval et jusqu’au point aval 49 sont en miroir l’une de l’autre. Le minimum de hauteur est alors placé au milieu entre le point amont 41 et le point aval 49. Cette symétrie peut s’évaluer notamment le long de la ligne de cambrure ou bien en projetant axialement cette ligne de cambrure. De préférence la symétrie s’évalue le long de la ligne de cambrure. Ce premier mode est représenté en figure 3.
Selon un deuxième mode de réalisation, la hauteur d’ailette dans le creux n’est pas symétrique par rapport à une position axiale du maximum de cambrure. En particulier, la hauteur d’ailette dans le creux en fonction d’une coordonnée selon l’axe A de la turbomachine présente un premier taux de variation en amont d’une position axiale du maximum de cambrure et un deuxième taux de variation en aval de la position axiale, le premier taux de variation étant supérieur en valeur absolue au deuxième taux de variation. Cela signifie que d’une part la décroissance de la hauteur d’ailette depuis le point amont 41 vers l’aval et jusqu’au minimum de hauteur se fait selon un taux de variation plus important que la croissance de la hauteur d’ailette depuis le minimum de hauteur vers l’aval et jusqu’au point aval 49. Le minimum de hauteur est alors placé plus près du point amont 41 que du point aval 49. Ce deuxième mode est représenté en figure 4.
Ainsi, lorsqu’on parcourt l’ailette dans le sens de la corde depuis l’amont vers l’aval, le creux commence par une diminution rapide de hauteur suivie d’une augmentation plus lente de la hauteur. Cette différence permet de guider plus longtemps l’écoulement en crête d’ailette, et potentiellement d’améliorer l’effet de mur contre l’écoulement de passage.

Claims

REVENDICATIONS
1. Pièce statorique (20) d’une turbomachine comprenant :
- une plateforme (22) définissant une paroi d’une veine d’écoulement de gaz,
- une pale (24, 26) s’étendant radialement par rapport à un axe (A) de la turbomachine depuis la plateforme (22), la pale présentant un maximum de cambrure (526), et
- une ailette (28) s’étendant dans la veine radialement depuis un pied (44) situé sur la plateforme (22) jusqu’à une tête (46), la tête (46) s’étendant axialement selon l’axe (A) depuis un bord d’attaque (31 ) jusqu’à un bord de fuite (37) et présentant une longueur de corde (54) reliant de manière rectiligne le bord d’attaque (31 ) et le bord de fuite (37), l’ailette (28) et la pale (24, 26) étant agencées de sorte que :
- le maximum de cambrure (526) se situe axialement entre le bord d’attaque (31 ) et le bord de fuite (37),
- un rapport d’une distance mesurée axialement entre le maximum de cambrure (526) et le bord d’attaque (31 ) sur la longueur de corde (54) est inférieure ou égale à 95% et supérieure ou égale à 5%, et
- une hauteur d’ailette définie entre le pied et la tête varie selon l’axe (A) de sorte à définir un creux (45) dans l’ailette, le creux (45) s’étendant axialement de part et d’autre du maximum de cambrure (526) sur une longueur de creux (47) inférieure ou égale à 20% de la longueur de corde (54).
2. Pièce statorique (20) selon la revendication 1 dans laquelle la hauteur d’ailette présente une hauteur maximale (hmax), et une hauteur minimale (hmin) dans le creux (45), un rapport de la hauteur minimale sur la hauteur maximale étant inférieur ou égal à 20%.
3. Pièce statorique (20) selon la revendication 2 dans laquelle le rapport de la hauteur minimale sur la hauteur maximale est inférieur ou égal à 10% et de préférence égal à 5%.
4. Pièce statorique (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3 dans laquelle la hauteur d’ailette dans le creux est symétrique par rapport à une position axiale du maximum de cambrure.
5. Pièce statorique (20) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3 dans laquelle la hauteur d’ailette dans le creux en fonction d’une coordonnée selon l’axe (A) présente un premier taux de variation en amont d’une position axiale du maximum de cambrure et un deuxième taux de variation en aval de la position axiale, les termes amont et aval faisant référence à un sens d’écoulement principal des gaz dans la pièce statorique, le premier taux de variation étant supérieur en valeur absolue au deuxième taux de variation.
6. Turbomachine comprenant une pièce statorique (20) selon l’une des revendications 1 à 5.
7. Aéronef comprenant une turbomachine selon la revendication 6.
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