EP4630655A1 - Propulseur aéronautique - Google Patents

Propulseur aéronautique

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Publication number
EP4630655A1
EP4630655A1 EP23836550.6A EP23836550A EP4630655A1 EP 4630655 A1 EP4630655 A1 EP 4630655A1 EP 23836550 A EP23836550 A EP 23836550A EP 4630655 A1 EP4630655 A1 EP 4630655A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
main axis
aeronautical
propeller according
fan
profiled part
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP23836550.6A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Fernando GEA AGUILERA
Jean AL AM
Vincent Jacques Charles CLAIR
Alexis Vincent GIAUQUE
Jérôme Christophe BOUDET
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Centre National de la Recherche Scientifique CNRS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS, Centre National de la Recherche Scientifique CNRS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4630655A1 publication Critical patent/EP4630655A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
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    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
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    • F05D2250/75—Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped
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    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/10—Purpose of the control system to cope with, or avoid, compressor flow instabilities
    • F05D2270/101—Compressor surge or stall

Definitions

  • the invention relates to an aeronautical propellant, such as a gas turbine engine for example.
  • Aeronautical thrusters include fixed parts and rotating parts, which are rotated relative to the fixed parts when the aeronautical propeller is in operation.
  • the rotating parts and the fixed parts each have blades.
  • gas turbine engines generally include a fan module or propeller module, a compressor module, a combustion chamber and a turbine module.
  • the fan module (or propeller module), the compressor module and the turbine module each include rotating parts (or “rotor”) and fixed parts (or “stator”).
  • the fan module comprises a fan stator and a fan rotor capable of being rotated relative to the fan stator.
  • the fan rotor includes one or more rows of moving blades. The rotation of the fan rotor has the effect of compressing air which is expelled backwards to produce part of the engine thrust.
  • the fan stator generally comprises a set of fixed outlet vanes (also called “Outlet Guide Vanes” or “OGV” in English) arranged downstream of the fan rotor and acting as a rectifier.
  • This set of fixed blades has the function of straightening and regulating the air flow which flows downstream of the fan rotor to optimize the thrust of the engine.
  • the air flow which passes through the set of fixed vanes generally flows between the fixed vanes in an upstream-downstream direction.
  • recirculation bubbles (“separation/recirculation bubble” in English) and/or areas with partially detached flow may appear on the surfaces of the blades, particularly on the upper surfaces. These recirculation bubbles generate noise.
  • these recirculation bubbles produce lines (tonal noise) at high frequencies, which are linked to the presence of these bubbles and the associated vortical detachment.
  • the recirculation bubbles increase the thickness of the boundary layer, which has an impact on the wake of the fan rotor and on the interaction noise with the fan stator or the row of fixed blades located downstream. Indeed, too large a recirculation bubble increases the turbulent kinetic energy and the velocity deficit in the wake, which increases the interaction noise (broadband and tonal, respectively).
  • Document EP 3 467 258 A1 discloses in particular a blade for a gas turbine engine, the blade comprising a pressure surface and a suction surface, in which the pressure surface or the suction surface comprises a roughness zone which is configured to provide greater resistance to flow in a direction along the blade than in a direction across the blade.
  • An aim of the invention is to reduce the noise generated by a blade in the presence of a recirculation bubble and/or zones with a partially detached flow which appear at certain regimes, without penalizing the operation of the aeronautical propellant at others. diets.
  • an aeronautical thruster comprising a fixed part and a rotating part adapted to be driven in rotation relative to the fixed part around a main axis of the aeronautical thruster, one of the fixed part and the rotating part comprising a central part and a blade, the blade comprising a profiled part having an aerodynamic profile extending radially from the central part, the profiled part having a leading edge, a trailing edge, an intrados surface and an extrados surface , in which the intrados surface or the extrados surface comprises a textured surface portion having a series of projections and/or hollows, the textured surface portion being defined such that any point considered on the surface portion textured is located at a radial distance from the main axis of the aeronautical propeller equal to the sum of a minimum radius and between 20% and 95% of a span of the profiled part, and is located at a distance from the edge of attack between 2% and 50% of the local chord length, in which the span
  • the textured surface portion thus defined is located in an area in which a recirculation bubble and/or a partially detached flow is likely to appear.
  • the textured surface portion is a portion of the extrados surface and the series of projections and/or hollows consists of an alternation of projections and hollows,
  • the textured surface portion is defined such that any point considered on the textured surface portion is located at a radial distance from the main axis of the aeronautical propeller equal to the sum of a minimum radius and between 50% and 90 % of a span of the profiled part,
  • the textured surface portion is defined such that any point considered on the textured surface portion is located at a radial distance from the main axis of the aeronautical propeller greater than a radial distance from a point on the leading edge of the profiled part located furthest upstream, considering that the main axis of the thruster extends from upstream to downstream in the direction of flow of gases through the aeronautical thruster, when the aeronautical thruster is in normal operation,
  • the textured surface portion is defined such that any point considered on the textured surface portion is located at an axial distance from the leading edge of between 5% and 40% of the local chord length, preferably between 10% and 30% of the length of the local rope,
  • the thickness of the profiled part at the point considered is less than 12% of the local chord, preferably less than or equal to 10% of the local chord, or even preferably less or equal to 7% of the local chord,
  • the thickness of the profiled part at the point considered is greater than 0.1% of the local chord, preferably greater than 0.25% of the local chord, or even preferably greater than 1% of the local chord,
  • the profiled part has a maximum thickness at a given point of the intrados surface or the extrados surface, and any point considered of the textured surface portion is located upstream of the point where the the thickness of the profiled part is maximum,
  • the profiled part has a maximum thickness at a given point of the intrados surface or the extrados surface, the given point being located at a distance from the leading edge of between 10% and 45% of the local chord, preferably between 15% and 30% of the local chord,
  • the profiled part comprises a core made of composite material and an insert fixed to the core and forming the leading edge of the profiled part, and the projections and recesses are formed only on the insert,
  • the added part is a metal reinforcement piece attached to the core or a heating mat attached to the core,
  • the projections and/or hollows are located at a radial distance from the main axis greater than a radial distance of the maximum local chord of the blade relative to the main axis, or greater than the radial distance of a belly of the leading edge relative to the main axis,
  • the projections and/or hollows are formed by machining in the attached part
  • the projections and/or hollows are also formed on the composite material core
  • the projections and/or hollows are formed in a film attached to the composite material core
  • the intrados surface or the extrados surface comprises several textured portions having a series of projections and/or hollows, and in which a portion of textured surface is separated from another portion of textured surface closest to a distance between 1% and 35% of the wingspan, preferably between 2% and 15% of the wingspan,
  • the projections have a height of between 0.04% of the local chord, preferably 1%, and 3% of the local chord and/or the hollows have a depth of between 0.04% of the local chord, preferably 1%, and 3% of the local rope,
  • the projections and/or hollows form a repetitive pattern having a constant pitch between two consecutive projections or between two consecutive hollows, the pitch being between 1/3 and 3 times a height of a projection or between 1/3 and 3 times a depth of a hollow,
  • the hollows comprise cavities, each cavity having the shape of a portion of a sphere, for example a hemispherical shape,
  • the projections include ribs
  • each rib has a base and an edge having a height measured relative to the base which increases in a strictly monotonous manner from upstream to downstream,
  • each rib comprises an upstream end face extending from the base to the end upstream of the edge by forming a first non-zero angle with the base, less than or equal to 90°, and a downstream end face extending from a downstream end of the edge to the base, forming a second non-zero angle with the base, less than or equal to 90°,
  • the upstream end face has a flat portion extending from the base and a rounded junction portion extending from the flat portion to the upstream end of the edge
  • the first angle is between 20° and 70°
  • the second angle is between 20° and 70°
  • the downstream end face has a rounded junction portion extending from the downstream end of the edge and a flat portion extending from the rounded junction portion to the base,
  • each rib has a triangular cross-section, with a base and a vertex, the vertex having a height measured relative to the base greater than the width of the base,
  • the textured surface portion comprises first zones and second zones arranged alternating with the first zones along a radial direction relative to the main axis, and each first zone has a series of first ribs, oriented with a first angle relative to the main axis of the aeronautical propeller, and each second zone has a series of second ribs oriented with a second angle relative to the main axis, the second angle being different from the first angle,
  • the first angle and the second angle are adjacent and the first angle is between +15° and +45° relative to the main axis of the motor and the second angle is between -15° and -45° relative to the main axis of the motor,
  • first zones and second zones has a spatial period of between 5% and 20% of the local chord
  • each first rib converges towards a second respective rib in the upstream-downstream direction
  • the aeronautical propeller comprises a ducted fan or a non-ducted propeller, and the blade is a blade of the ducted fan or the non-ducted propeller of the aeronautical propeller,
  • the aeronautical propeller comprises a turbine driving the fan or the propeller, a fan shaft or a propeller shaft connected to the fan or propeller, a turbine shaft connected to the turbine, and a reduction mechanism having an inlet connected to the turbine shaft and an outlet connected to the fan shaft or the propeller shaft, so that in operation, the fan or propeller is rotated by the turbine at a rotation speed lower than a rotation speed of the turbine.
  • FIG. 1 schematically represents a first example of an aeronautical propeller comprising a non-ducted propeller module
  • FIG. 2 schematically represents a second example of an aeronautical propeller comprising a ducted fan module
  • FIG. 3 schematically represents, in longitudinal section, a gas turbine engine with a ducted fan
  • FIG. 4 schematically represents a fan or propeller blade
  • FIG. 5 represents schematically, in cross section, the fan or propeller blade of Figure 4,
  • FIG. 6 schematically represents a fan or propeller blade conforming to one embodiment of the invention
  • Figure 7 represents schematically, in cross section, the fan or propeller blade of Figure 6,
  • FIG. 8 schematically represents a fan or propeller blade profile and the skeleton line in the section plane
  • FIG. 9 is an enlarged view of a textured surface portion of the fan or propeller blade, conforming to a possible embodiment of the invention.
  • FIG. 10A schematically represents the shape of a projection formed in the extrados portion conforming to a first embodiment of the invention
  • FIG. 10B schematically represents the shape of a projection formed in the upper surface portion conforming to a second embodiment of the invention
  • - Figure 11 schematically represents an alternation of projections and hollows formed in the textured surface portion of the fan or propeller blade
  • Figure 12 schematically represents the orientation angles of the projections, the projections having the shape of ribs,
  • FIG. 13 schematically represents, in cross section, a blade comprising a projection
  • FIG. 14 is an enlarged view of a textured surface portion of the fan blade, conforming to another possible embodiment of the invention.
  • FIG. 16A to 16F illustrate different configurations of the textured surface portion.
  • the aeronautical propeller 1 shown is a gas turbine engine with unducted propellers.
  • the gas turbine engine 1 is an “Open Rotor” type gas turbine engine, in a configuration commonly referred to as a “pusher” (i.e. the fan is placed downstream of the power generator with an air inlet located upstream, on the left in Figure 1).
  • the gas turbine engine 1 comprises a nacelle 2 intended to be attached to a fuselage of an aircraft, and a non-ducted fan 8.
  • the fan 8 comprises two counter-rotating fan rotors 81 and 82. In other words, when the motor 1 is in operation, the rotors 81 and 82 are rotated relative to the nacelle 2 around the same axis of rotation coincides with a main axis of the engine), in opposite directions.
  • the engine 1 is a non-ducted type engine with contra-rotating fan rotors (also called “contra-rotating open rotor” or “CROR” in English), in “pusher” configuration.
  • contra-rotating fan rotors also called “contra-rotating open rotor” or “CROR” in English
  • the invention is not limited to this configuration.
  • the invention also applies to “Open Rotor” type engines, in “puller” configuration (ie the fan is placed upstream of the power generator with an air inlet located before, between or just behind the two rotors blower).
  • motors having different architectures such as an architecture comprising a fan rotor comprising moving blades (or an “Open Fan” in English) and a fan stator comprising blades. (USF), or a single fan rotor.
  • the fan stator blades can be fixed or variable pitched.
  • each of the blades is pivotally mounted relative to the nacelle 2 along a setting axis.
  • the invention is applicable to turboprop type architectures (comprising a single fan rotor).
  • each fan rotor 81, 82 comprises a hub 83 rotatably mounted relative to the nacelle 2 and a plurality of blades 84 connected to the hub 83.
  • the blades 84 extend substantially radially relative to the axis rotation X of the hub.
  • the blades 84 can be fixed or with variable pitch.
  • the fixed blades are fixedly mounted on the hub 83.
  • each blade 84 is pivotally mounted relative to the hub 83 around a respective timing axis Y.
  • the blades 84 are connected to a pitch change mechanism making it possible to adjust the pitch angle of the blades 84 relative to the hub 83, and thus their angle of incidence, depending on the flight phases.
  • the aeronautical propeller 1 shown is a gas turbine engine with a ducted fan.
  • the gas turbine engine 1 shown comprises a nacelle 2 intended to be fixed to a fuselage of an aircraft, a fan 8 and a fairing surrounding the fan 8, the fairing being fixedly mounted on the nacelle 2.
  • the fairing of the fan 8 is arranged inside the nacelle 2.
  • the fan 8 comprises a fan rotor 81 capable of being rotated relative to the nacelle 2 around an axis of rotation X (which coincides with the main axis of the engine 1).
  • the fan rotor 81 comprises a hub 83 and a plurality of blades 84 fixed to the hub 83 and extending in substantially radial directions from the hub 83.
  • the blades 84 are all identical, and arranged with a constant angular distance between two successive blades.
  • the blower 8 can be a variable pitch fan (called “Variable pitch fan” or “VPF” in English), that is to say that the fan includes a mechanism allowing each blade 84 to pivot around a setting axis so as to modify the pitch of the blades according to the flight phases.
  • Variable pitch fan or “VPF” in English
  • the aeronautical propeller 1 shown is a double-body, double-flow gas turbine engine.
  • the gas turbine engine may be a gas turbine engine having a high bypass ratio (“Ultra High Bypass Ratio” or “UHBR”), that is to say having a bypass ratio (“Bypass ratio”) between approximately 15 and approximately 40.
  • UHBR Ultra High Bypass Ratio
  • Bypass ratio bypass ratio
  • the gas turbine engine 1 has a main axis X (or longitudinal axis).
  • the gas turbine engine 1 includes a nacelle 2, a fan module 3, a compressor module 4, a combustion chamber 5, and a turbine module 6.
  • the fan module 3 comprises a fan casing 7 mounted fixed relative to the nacelle, a fan 8 adapted to be driven in rotation relative to the fan casing 7.
  • the fan casing 7 includes fixed outlet vanes 9 (or “OGV”) whose function is to straighten the secondary air flow which flows at the outlet of the fan 8.
  • the compressor module 4 comprises a low pressure compressor 10 and a high pressure compressor 11.
  • the turbine module 6 includes a high pressure turbine 12 and a low pressure turbine 13.
  • the gas turbine engine 1 comprises a low pressure shaft 14 connecting the low pressure turbine 13 to the low pressure compressor 10 and the fan 8, and a high pressure shaft 15 connecting the high pressure turbine 12 to the high pressure compressor 11.
  • high pressure shaft 15 is coaxial with the low pressure shaft 14 and extends around the low pressure shaft 14.
  • the high pressure shaft 15 and the low pressure shaft 14 are rotatably mounted relative to the nacelle 2, around of the main axis X of the motor.
  • the gas turbine engine 1 may comprise a fan shaft for rotating the fan 8 and a reduction mechanism having an inlet connected to the low pressure shaft 14 and an outlet connected to the blower shaft.
  • the fan 8 is rotated at a speed lower than the rotation speed of the low pressure turbine 13.
  • the reduction mechanism thus makes it possible to independently optimize the rotation speed of the fan 8 and the rotation speed of the low pressure turbine 13 and the low pressure compressor 10.
  • the fan module 3, the low pressure compressor 10, the low pressure turbine 13, and the low pressure shaft 14 (as well as, where applicable, the reduction mechanism and the fan shaft) together form the low pressure body of the engine 1.
  • the low pressure turbine 13 is capable of rotating the low pressure compressor 10 and the blower 8 via the low pressure shaft 14 (as well as, where appropriate, via the reduction mechanism and the blower shaft).
  • the low pressure compressor 10 comprises a low pressure compressor casing 16, fixedly mounted relative to the nacelle 2, a low pressure compressor rotor 17, and a low pressure compressor stator 18.
  • the low pressure compressor rotor 17 is capable of being rotated relative to the low pressure compressor stator 18, around the main axis X of the motor 1.
  • the low pressure compressor rotor 17 comprises movable blades.
  • the low-pressure compressor stator 18 includes fixed vanes (also called “guide vanes” or “straightener vanes”) which are fixedly mounted on the low-pressure compressor casing 16 by being interposed between the moving vanes. These fixed vanes have the function of guiding the primary air flow through the low pressure compressor 10.
  • the low pressure turbine 13 comprises a low pressure turbine casing 19, fixedly mounted relative to the nacelle 2, a low pressure turbine rotor
  • the low pressure turbine rotor 20 is capable of being rotated relative to the low pressure turbine stator
  • the low pressure turbine rotor 20 includes moving blades.
  • the low pressure turbine stator 21 comprises fixed blades which are fixedly mounted on the low pressure turbine casing 19 by being interposed between the moving blades. These fixed vanes have the function of guiding the primary air flow through the low pressure turbine 13.
  • the low pressure turbine rotor 20 is connected to the low pressure compressor rotor 17 via the low pressure shaft 14. Thus, when the engine 1 is in operation, the rotation of the low pressure turbine rotor 20 results in rotation of the low pressure compressor rotor 17.
  • the high pressure compressor 11, the high pressure turbine 12 and the high pressure shaft 15 together form the high pressure body of the engine 1.
  • the high pressure turbine 12 is capable of driving the high pressure compressor 11 in rotation by means of the high pressure shaft 15.
  • the high pressure compressor 11 comprises a high pressure compressor casing 22, mounted fixed relative to the nacelle 2, a high pressure compressor rotor 23, and a high pressure compressor stator 24.
  • the high pressure compressor rotor 23 is able to be rotated relative to the high pressure compressor stator 24, around the main axis X of the motor 1.
  • the high pressure compressor rotor 23 comprises movable blades.
  • the high-pressure compressor stator 24 includes fixed vanes (also called “guide vanes” or “rectifier vanes”) which are fixedly mounted on the casing 22 of the high-pressure compressor by being interposed between the moving vanes. These fixed vanes have the function of guiding the primary air flow through the high pressure compressor 11.
  • the blades of the high pressure compressor stator 24 can be variable pitched, in order to ensure the operability of the high pressure compressor 11 and increase its pumping margin.
  • the high pressure turbine 12 comprises a high pressure turbine casing 25, mounted fixed relative to the nacelle 2, a high pressure turbine rotor 26, and a high pressure turbine stator 27.
  • the high pressure turbine rotor 26 is capable of being rotated relative to the high pressure turbine stator 27, around the main axis X of the motor 1.
  • the high pressure turbine rotor 26 includes moving blades.
  • the high pressure turbine stator 27 comprises fixed blades which are fixedly mounted on the casing 25 of the high pressure turbine by being interposed between the moving blades. These fixed vanes have the function of guiding the primary air flow through the high pressure turbine 12.
  • the high pressure turbine rotor 26 is connected to the high pressure compressor rotor 23 via the high pressure shaft 15. Thus, when the engine 1 is in operation, the rotation of the high pressure turbine rotor 26 results in rotation of the high pressure compressor rotor 23.
  • the fixed outlet vanes 9 of the fan module 3, the fixed vanes of the stator 18 of the low pressure compressor 10, the fixed vanes of the stator 24 of the high pressure compressor 11, the fixed vanes of the stator 27 of the high pressure turbine 12 and the Fixed vanes of the stator 21 of the low pressure turbine 13 are examples of guide vanes.
  • the fan 8 and the low pressure compressor 10 are rotated by the low pressure turbine 13.
  • the high pressure compressor 11 is rotated by the high pressure turbine 12.
  • Air is sucked in by the fan 8.
  • the air sucked in by the fan 8 is divided into a primary air flow and a secondary air flow, which flow from upstream to downstream of the gas turbine engine 1 .
  • the primary air flow flows from upstream to downstream of the gas turbine engine 1 in a primary stream, passing successively through the low pressure compressor 10, the high pressure compressor 11, the combustion chamber 5 where it is mixed with fuel to serve as an oxidizer, the high pressure turbine 12 and the low pressure turbine 13.
  • the passage of the primary air flow through the high pressure turbine 12 and the low pressure turbine 13 causes a rotation of the rotors 26 and 20 turbines which in turn rotate the rotors 23 and 17 of the high pressure and low pressure compressors, as well as the blower 8 via the high pressure shaft 15 and the low pressure shaft 14.
  • the primary air flow s escapes from engine 1 through an exhaust casing 28, located downstream of low pressure turbine casing 19.
  • the secondary air flow (also called “bypass air flow” in English) flows from upstream to downstream of the gas turbine engine 1 in a secondary stream. This secondary air flow does not pass into the combustion chamber 5 and does not drive the turbines 12 and 13.
  • the secondary air flow serves both to cool the periphery of the engine body and makes it possible to generate the major part of the thrust provided by the gas turbine engine.
  • the secondary air flow flows through the fixed vanes 9 mounted on the fan housing 7, downstream of the fan 8.
  • Figures 4 and 5 schematically represent a fan or propeller blade 84.
  • the invention also applies to other blades of the aeronautical propeller, such as turbine or compressor blades for example.
  • the blade may be a blade of a rotating part of the aeronautical propeller or a blade of a fixed part of the aeronautical propeller.
  • the fan blade 84 comprises a profiled part 85 having an aerodynamic profile extending radially from the hub 83.
  • the profiled part 85 has a leading edge 86, a trailing edge 87, an intrados surface 88 and an extrados surface 89. Furthermore, in the example illustrated in Figures 4 and 5, the fan blade 84 is rotatably mounted relative to the hub 83 around a timing axis Y, which makes it possible to modify the angle of incidence of the profiled part 85 relative to the main axis X of the motor, and therefore relative to a direction of the incoming air flow.
  • a minimum radius R m in of the profiled part 85 is defined as a distance between a point on the leading edge 86 of the profiled part 85 closest to the main axis aeronautical, and the main axis X of the aeronautical propeller.
  • the minimum radius Rmin of the profiled part 85 being defined as a distance between a point of the leading edge 86 of the profiled part 85 closest to the main axis aeronautical propeller, and the main axis X) of the aeronautical propeller, when the blade 84 is positioned with a pitch angle in which the blade 84 is feathered
  • a variable pitch blade is said to be “feathered” when the pitch angle of the blade is such that the aerodynamic drag generated by the blade in the air flow passing through the fan is minimal.
  • the feathered position is the position taken by a fan blade when it is left free to orient itself naturally in the air flow which crosses the fan from upstream to downstream parallel to the main axis of the aeronautical propeller , the rotating part not being driven in rotation.
  • a maximum radius R max is defined as a distance between a point of the profiled part 85 furthest from the main axis X of the aeronautical propeller, and the main axis of the aeronautical propeller.
  • a span L of the profiled part 85 is defined as a difference between the maximum radius R max of the profiled part 85 and the minimum radius Rmin of the profiled part 85.
  • the cutting plane A-A' is a plane parallel to the main axis of the motor X and which cuts the profiled part 85 at a point on the leading edge 86 and a point on the trailing edge 87, the cutting plane A-A' being orthogonal to the alignment axis Y.
  • a local chord is defined as a segment connecting a point on the leading edge 86 and a point on the trailing edge 87, the point of the leading edge and the point of the trailing edge being located at the same radial distance from the main axis X of the engine.
  • the local chord length C is defined as a distance between a point on the leading edge 86 and a point on the trailing edge 87 located at the same radial distance from the main axis X of the engine.
  • the angle y is the pitch angle of the blade.
  • the pitch angle y is defined as the angle between the local chord C measured at a radial distance equal to 0.75 x Rmax from the main axis X of the motor, and the main axis of the motor.
  • the pitch angle is generally equal to approximately 90° (within 15°).
  • the extrados surface 89 of the profiled part 85 has a portion of textured surface 90 presenting an alternation of projections and recesses.
  • the rest of the extrados surface 89, extending outside the textured surface portion 90, is smooth, that is to say it does not have any projections or hollows.
  • Arrow D represents the direction of the main flow.
  • the textured surface portion 90 is delimited by a first delimiting line 91, a second delimiting line 92, a third delimiting line 93 and a fourth delimiting line 94.
  • the textured surface portion 90 extends radially between the first boundary line 91 and the second boundary line 92.
  • the first delimitation line 91 is located at a radial distance from the main axis boundary line 91 is located at a distance from the main axis X greater than or equal to Rmin + 0.2 x L.
  • the first delimitation line 91 is located at a radial distance from the main axis , the first delimitation line 91 is located at a distance from the main axis X greater than or equal to Rmin + 0.5 x L.
  • the second delimitation line 92 is located at a radial distance from the main axis boundary line 92 is located at a distance from the main axis X less than or equal to Rmin + 0.95 x L.
  • the second delimitation line 92 is located at a radial distance from the main axis second delimitation line 92 is located at a distance from the main axis X less than or equal to R m in + 0.90 x L.
  • the textured surface portion 90 extends axially between the third boundary line 93 and the fourth boundary line 94.
  • the third delimitation line 93 is defined as all the points of the extrados surface 89 located at an axial distance from the leading edge 86, greater than or equal to 2% of the local chord length C. In other words, the third boundary line is located at an axial distance from the leading edge 86 greater than or equal to 0.02 x C.
  • the third delimitation line 93 is defined as all the points of the extrados surface 89 located at an axial distance from the leading edge 86, greater than or equal to 5% of the local chord length C, more preferably greater than or equal to 10% of the local chord C.
  • the third delimitation line 93 is located at an axial distance, measured in the direction of the local chord at the same radial distance from the main axis X of the motor, greater than or equal to 0.05 x C, preferably greater than or equal to 0.1 x C.
  • the fourth delimitation line 94 is defined as all the points of the extrados surface 89 located at an axial distance from the leading edge 86, less than or equal to 50% of the local chord length C. In other words, the fourth delimitation line 94 is located at an axial distance, measured in the direction of the local chord at the same radial distance from the main axis X of the motor, less than or equal to 0.5 x C.
  • the fourth demarcation line 94 is located at an axial distance from the leading edge 86, less than or equal to 40% of the local chord length C, more preferably less than or equal to 30% of the local chord C.
  • the fourth delimitation line 94 is located at an axial distance, measured in the direction of the local chord at the same radial distance from the main axis X of the motor, less than or equal to 0.4 x C, preferably less than or equal to 0.3 x C.
  • the portion of textured surface 90 thus defined is located in an area in which a recirculation bubble and/or a partially detached flow is likely to appear.
  • the alternation of projection and hollow extends over the entire portion of textured surface 90, that is to say from the first demarcation line 91 to 'to the second delimitation line 92 and from the third delimitation line 93 to the fourth delimitation line 94.
  • Figure 7 schematically represents a profile of the profiled part 85 of the blade 84, that is to say a section of the profiled part 85 in a transverse section plane.
  • the transverse section plane is defined as a plane parallel to the principal axis X and containing a leading edge point and a trailing edge point located equidistant from the principal axis X.
  • the transverse cutting plane can be defined as a plane orthogonal to the pitch axis Y.
  • the profiled part 85 has a maximum thickness e max at a given point of the extrados surface 89, located at an axial distance x em ax from the leading edge 86, measured parallel to the local chord.
  • the fourth boundary line 94 is located upstream of the point where the thickness of the profiled part is maximum. In other words, each of the points of the fourth demarcation line 94 is located at an axial distance from the leading edge 86 strictly less than x em ax.
  • the thickness e is defined as the distance between the intrados surface 88 and the extrados surface 89 of the profiled part 85 measured perpendicular to a skeleton line S.
  • the skeleton line S is defined as the set of points located halfway between the intrados line and the extrados line in the transverse plane (the intrados line being defined as the line of intersection between the intrados surface 88 and the radial plane and the extrados line being defined as the line of intersection between the extrados surface 89 and the radial plane).
  • the skeleton line S can for example be obtained by positioning inscribed circles I inside the profile of the profiled part.
  • the skeleton line is defined by the set of points which constitute the centers of the inscribed circles.
  • the thickness e of the profiled part 85 at the point considered is less than 12% of the local chord, preferably less than or equal to 10% of the local chord, or even preferably less than or equal to 7% of the local chord.
  • the thicknesses of the profiled part 85 are small, particularly in the upper part to reduce centrifugal forces and therefore promote the mechanical strength of the blade 84.
  • Figure 9 schematically represents an alternation of projections 95 and recesses 96 formed on the textured surface portion 90.
  • the projections 95 have the shape of ribs, raised in relation to the rest of the extrados surface 89.
  • the textured surface portion 90 comprises first zones 90A and second zones 90B, the second zones 90B being arranged alternating with the first zones 90A along a radial direction relative to the main axis X of the aeronautical propeller.
  • Each first zone 90A has a series of first ribs, oriented with a first angle relative to the main axis principal X of the aeronautical propeller, the second angle being different from the first angle.
  • the angle a (eu, 02, ...) of a rib can be defined as the angle between the main axis X of the aeronautical propeller and the projections or ribs (when these are projected in a plane passing through the main axis X and crossing -partially- the blade). If the blade has variable pitch, this definition is valid when the blade has the pitch corresponding to the aerodynamic design point (“Aerodynamic Design Point” or “ADP” in English) or to the operating point at cruise speed. For a non-ducted propeller, this corresponds to a pitch angle y, as defined in Figure 5, which varies between 60° and 70° on the cross section at 0.75 x R ma x.
  • the first angle eu can be between +15° and 45°.
  • the second angle can be symmetrical with respect to the first angle, that is to say that the second angle 02 is between -45° and -15°.
  • 02 -eu.
  • Arrow D represents the direction of the main flow.
  • Figure 10A schematically represents a first example of rib 95.
  • the rib 95 has a base 97 turned towards the extrados surface and a vertex 98 located at a distance from the base 97.
  • a cross section of the rib is defined as a section taken in a cutting plane orthogonal to a longitudinal direction of the rib 95.
  • the rib 95 has a rectangular cross section. That is to say that the rib 95 has a constant thickness t in cross section from its base 97 to its top 98.
  • the rib 95 may have a rounded top 98.
  • Figure 11 schematically represents a second example of rib 95.
  • Arrow D represents the direction of the main flow.
  • the rib 95 has a base 97 turned towards the extrados surface and a vertex 98 located at a distance from the base 97.
  • the rib 95 has a triangular cross section. That is to say that the rib 95 has a thickness t in cross section which decreases continuously (or in a strictly monotonous manner) from its base 97 to its summit 98.
  • the rib 95 may have a rounded top 98.
  • the top 98 of the rib 95 has a height h measured relative to the base 97, greater than the width t of the base 97.
  • each rib 95 has an upstream end face 101 and a downstream end face 102.
  • Each rib 95 has an edge 103 extending from the upstream end face 101 to the downstream end face 102.
  • the edge 103 has an upstream end and a downstream end.
  • the upstream end face 101 has a planar portion extending from the base 97 and a rounded junction portion extending from the planar portion to the upstream end of the edge 103.
  • the planar portion forms a first non-zero angle P with the base 97.
  • the first angle P is less than or equal to 90°.
  • the first angle P is between 20° and 70°.
  • the downstream end face 102 has a rounded junction portion extending from the downstream end of the edge 103 and a flat portion extending from the rounded junction portion to the base 97.
  • the planar portion forms a second non-zero angle y with the base 97.
  • the second angle y is less than or equal to 90°.
  • the second angle i is between 20° and 70°.
  • the edge 103 has a height h measured relative to the base 97 which increases in a strictly monotonous manner from the upstream end face 101 to the downstream end face 102.
  • the edge has a first height measured at its upstream end greater than or equal to 0.04% of the local chord (i.e. h > 0.0004xC), preferably greater than or equal to 1% of the local chord (i.e. h > 0.01 xC), and a second height measured at its downstream end less than or equal to 3% of the local chord (i.e. h ⁇ 0.03xC).
  • This makes it possible to include ribs having a characteristic height corresponding to that of the boundary layers and/or recirculation bubbles which may appear in partial operation on the upper surface of the fan blades near the leading edge.
  • the projections and hollows form a repeating pattern having a constant pitch w between two consecutive projections 95 or between two consecutive hollows 96, the pitch being between 1/3 and 3 times a height of a projection or between 1/3 and 3 times the depth of a trough. In other words, 1/3 ⁇ w/h ⁇ 3.
  • the pitch w is preferably between 1% and 3% of the local chord, i.e. 0.01 ⁇ w/C ⁇ 0.03.
  • the radial width of a rib pattern is between 5% and 20% of the chord.
  • This pattern or pattern of ribs can be repeated identically or following a homothety in one or more directions (radial, axial, etc.) on the portion of textured surface 90.
  • the base 97 of the ribs 95 can be located below the level of the smooth part of the extrados surface 89 which extends outside the portion of the textured surface 90, while the top ribs 95 can be located above the level of this smooth part.
  • the textured surface portion 90 has recesses 96.
  • the rest of the extrados surface 89, extending outside the textured surface portion 90, is smooth, that is to say, it does not have any projections or hollows.
  • the recesses 96 have the shape of a portion of a sphere, for example a hemispherical shape.
  • Each hollow 96 has a depth h and a diameter t, the depth h preferably being equal to 0.5 x t.
  • the hollows 96 form a repetitive pattern having a constant pitch w between two consecutive or adjacent hollows 96, the pitch being between 1/3 and 3 times the depth h of a hollow.
  • the pitch w is preferably between 1% and 3% of the local chord.
  • the recesses 96 are arranged by forming first rows parallel to each other and oriented with a first angle relative to the main axis main X of the aeronautical propeller, different from the first angle.
  • the first angle ai can be between +15 and +45°.
  • the second rows form an angle equal to 2ai with the first rows.
  • Figures 16A to 16F illustrate different configurations of the textured surface portion 90.
  • the profiled part 85 comprises a core 111 of composite material and an insert 112 fixed to the core 111.
  • the insert 112 forms the leading edge 86 of the profiled part 85.
  • the attached part 112 can be a metal part, such as a metal reinforcing part fixed to the core 111, or a heating mat fixed to the core 111 (in particular, in the case of a propeller blade, the heating mat provides a defrosting function for the leading edge area most exposed to frost).
  • a metal part such as a metal reinforcing part fixed to the core 111
  • a heating mat fixed to the core 111 (in particular, in the case of a propeller blade, the heating mat provides a defrosting function for the leading edge area most exposed to frost).
  • the projections 95 and/or the recesses 96 are formed only on the insert 112, all along the leading edge 86 from the first boundary line 91 to the second boundary line 92 delimiting the portion of textured surface 90 This makes it possible to easily machine the patterns of the projections and/or hollows on the surface of the blade, as well as to limit the wear of the patterns which may appear in service.
  • the extrados surface 89 comprises several textured surface portions 90a, 90b, 90c having projections and/or hollows.
  • the textured surface portions 90a, 90b, 90c are arranged, one after the other, along the leading edge 86.
  • the projections 95 and/or the recesses 96 are formed only on the insert 112.
  • Each portion of textured surface 90a, 90b, 90c is separated from a portion of textured surface closest to a distance (in the radial direction) bi, b2 of between 1% and 35% of the span L of the part profiled 85, preferably between 2% and 15% of the span of the profiled part 85.
  • the projections 95 and/or the recesses 96 are formed only on the insert 112, in a part of the insert 112 located near an end most radially distant from the main axis X of the aeronautical propeller.
  • leading edge 86 is formed partly by the metal reinforcement 112 and partly by the composite material core 111.
  • a part of the leading edge 86 further from the main axis of the aeronautical propeller is formed by the composite material core 111, and a part of the leading edge 86 closer to the main axis of the propeller aeronautics is formed by the metal reinforcement 112.
  • the projections 95 and/or the recesses 96 are formed only on the metal insert 112, in a part of the insert 112 located near an end furthest radially from the main axis X of the aeronautical propeller.
  • leading edge 86 is formed partly by the metal reinforcement 112 and partly by the composite material core 111.
  • a part of the leading edge 86 closer to the main axis of the aeronautical propeller is formed by the composite material core 111, and a part of the leading edge 86 further from the main axis of the propeller aeronautics is formed by the metal reinforcement 112.
  • the projections 95 and/or the recesses 96 are formed only on the insert 112, in a part of the insert 112 located near an end furthest radially from the main axis X of the aeronautical propeller.
  • these projections 95 and/or the recesses 96 are formed on the insert 112, these projections and these recesses can be formed by machining directly in the metal reinforcement 112.
  • the projections 95 and/or the recesses 96 are formed only on the composite material core 111. This makes it possible to limit the weight of the blade, in particular when a metal reinforcement piece is not necessary for reasons of mechanical resistance to bird ingestion.
  • the projections 95 and/or the recesses 96 are located in a radial position either above the radial position of the local chord maximum C, or above the position of the belly of the leading edge 86, in a zone where partial regime separations are likely to occur.
  • these projections and/or these recesses 96 can be formed directly in the composite material or in a film which is attached to the extrados surface 89 , for example by gluing.

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Abstract

L'invention concerne un propulseur aéronautique comprenant une aube, l'aube comprenant une partie profilée (85) présentant un profil aérodynamique s'étendant radialement à partir de la pièce centrale, la partie profilée (85) ayant un bord d'attaque (86), un bord de fuite (87), une surface d'intrados et une surface d'extrados (89), dans lequel la surface d'intrados (88) ou la surface d'extrados (89) comprend une portion de surface texturée (90) présentant une série de saillies et/ou de creux, la portion de surface texturée (90) étant définie de telle sorte que tout point considéré de la portion de surface texturée (90) est situé à une distance radiale de l'axe principal du propulseur aéronautique égale à la somme d'un rayon minimal (Rmin) et entre 20% et 95% d'une envergure de la partie profilée (85), et est situé à une distance axiale du bord d'attaque comprise entre 2% et 50% de la longueur de corde locale.

Description

DESCRIPTION
TITRE : PROPULSEUR AERONAUTIQUE
DOMAINE DE L'INVENTION
L’invention concerne un propulseur aéronautique, tel qu’un moteur à turbine à gaz par exemple.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Les propulseurs aéronautiques comprennent des parties fixe et des parties tournantes, qui sont entraînées en rotation par rapport aux parties fixes lorsque le propulseur aéronautique est en fonctionnement.
Les parties tournantes et les parties fixes présentent chacune des aubages.
Ainsi, les moteurs à turbine à gaz comprennent généralement un module de soufflante ou un module d’hélice, un module de compresseur, une chambre de combustion et un module de turbine.
Le module de soufflante (ou le module hélice), le module de compresseur et le module de turbine, comprennent chacune des parties tournantes (ou « rotor ») et des parties fixes (ou « stator »).
Par exemple, le module de soufflante comprend un stator de soufflante et un rotor de soufflante propre à être entraînée en rotation par rapport au stator de soufflante. Le rotor de soufflante comprend une ou plusieurs rangées d’aubes mobiles. La rotation du rotor de soufflante a pour effet de compresser de l’air qui est expulsé vers l’arrière afin de produire une partie de la poussée du moteur.
En outre, le stator de soufflante comprend généralement un ensemble d’aubes fixes de sortie (également appelées « Outlet Guide Vanes » ou « OGV » en anglais) disposé en aval du rotor de soufflante et jouant le rôle de redresseur. Cet ensemble d’aubes fixes a pour fonction de redresser et de réguler le flux d’air qui s’écoule en aval du rotor de soufflante pour optimiser la poussée du moteur.
Le flux d’air qui traverse l’ensemble d’aubes fixes s’écoule globalement entre les aubes fixes selon une direction amont-aval.
Cependant, dans certaines conditions de fonctionnement du moteur, notamment en régime partiel (i.e. lors des phases de décollage et d’atterrissage de l’aéronef), des bulles de recirculation (« separation/recirculation bubble » en anglais) et/ou des zones avec un écoulement partiellement détaché peuvent apparaître sur les surfaces des aubes, notamment sur les surfaces d’extrados. Ces bulles de recirculation génèrent du bruit.
D’une part, ces bulles de recirculation produisent des raies (bruit tonal) à hautes fréquences, qui sont liées à la présence de ces bulles et au détachement tourbillonnaire associé. D’autre part, les bulles de recirculation augmentent l’épaisseur de la couche limite, ce qui a un impact sur le sillage du rotor de soufflante et sur le bruit d’interaction avec le stator de soufflante ou la rangée d’aubes fixes situées en aval. En effet, une bulle de recirculation trop grande augmente l’énergie cinétique turbulente et le déficit de vitesse dans le sillage, ce qui augmente le bruit d’interaction (à large bande et tonal, respectivement).
Le même phénomène peut se produire sur les hélices non carénées des turbopropulseurs, des moteurs à turbine à gaz de type « Counter-Rotating Open Rotor » (CROR) et sur les soufflantes non carénées des moteurs à turbine à gaz de type « Unducted Single Fan » (USF).
Ce même phénomène peut se produire également sur d’autres aubes fixes ou mobiles d’un propulseur aéronautique.
Le document EP 3 467 258 A1 divulgue notamment une aube pour moteur à turbine à gaz, l’aube comprenant une surface de pression et une surface d'aspiration, dans laquelle la surface de pression ou la surface d'aspiration comprend une zone de rugosité qui est configurée pour fournir une plus grande résistance à l'écoulement dans une direction le long de l'aube que dans une direction à travers l'aube.
EXPOSE DE L’INVENTION
Un but de l’invention est de réduire le bruit généré par une aube en présence d’une bulle de recirculation et/ou de zones avec un écoulement partiellement détaché qui apparaissent à certains régimes, sans pour autant pénaliser le fonctionnement du propulseur aéronautique aux autres régimes.
Ce but est atteint dans le cadre de la présente invention grâce à un propulseur aéronautique comprenant une partie fixe et une partie tournante propre à être entraînée en rotation par rapport à la partie fixe autour d’un axe principal du propulseur aéronautique, l’une de la partie fixe et de la partie tournante comprenant une pièce centrale et une aube, l’aube comprenant une partie profilée présentant un profil aérodynamique s’étendant radialement à partir de la pièce centrale, la partie profilée ayant un bord d’attaque, un bord de fuite, une surface d’intrados et une surface d’extrados, dans lequel la surface d’intrados ou la surface d’extrados comprend une portion de surface texturée présentant une série de saillies et/ou de creux, la portion de surface texturée étant définie de telle sorte que tout point considéré de la portion de surface texturée est situé à une distance radiale de l’axe principal du propulseur aéronautique égale à la somme d’un rayon minimal et entre 20% et 95% d’une envergure de la partie profilée, et est situé à une distance du bord d’attaque comprise entre 2% et 50% de la longueur de corde locale, dans lequel l’envergure de la partie profilée est définie comme une différence entre un rayon maximal de la partie profilée et un rayon minimal de la partie profilée, le rayon maximal étant défini comme une distance entre un point de la partie profilée le plus éloigné de l’axe principal du propulseur aéronautique, et l’axe principal du propulseur aéronautique, et le rayon minimal étant défini comme une distance entre un point du bord d’attaque de la partie profilée le plus proche de l’axe principal du propulseur aéronautique, et l’axe principal du propulseur aéronautique, ou dans le cas où l’aube est à calage variable, le rayon minimal étant défini comme une distance entre un point du bord d’attaque de la partie profilée le plus proche de l’axe principal du propulseur aéronautique, et l’axe principal du propulseur aéronautique, lorsque l’aube est positionnée avec un angle de calage dans lequel l’aube est en drapeau, et dans lequel la longueur de corde locale est définie comme une distance entre un point du bord d’attaque et un point du bord de fuite, le point du bord d’attaque et le point du bord de fuite étant situés à la même distance radiale de l’axe principal que le point considéré.
La portion de surface texturée ainsi définie se trouve dans une zone dans laquelle une bulle de recirculation et/ou un écoulement partiellement détaché est susceptible d’apparaître.
La présence d’une série de saillies et/ou de creux dans cette zone permet de recréer un écoulement turbulent à cet endroit, à la place d’une bulle de recirculation en régime partiel (i.e. lors des phases de décollage et d’atterrissage de l’aéronef) et de réduire le frottement pariétal et les pertes aérodynamiques en régime nominal (i.e. en régime de croisière). Cela permet ainsi de limiter le bruit généré par la soufflante au décollage et à l’atterrissage, sans impact sur les performances du propulseur aéronautique en régime de croisière.
Le propulseur aéronautique peut en outre présenter une ou plusieurs des caractéristiques suivantes :
- la portion de surface texturée est une portion de la surface d’extrados et la série de saillies et/ou de creux consiste en une alternance de saillies et de creux,
- la portion de surface texturée est définie de telle sorte que tout point considéré de la portion de surface texturée est situé à une distance radiale de l’axe principal du propulseur aéronautique égale à la somme d’un rayon minimal et entre 50% et 90% d’une envergure de la partie profilée,
- la portion de surface texturée est définie de telle sorte que tout point considéré de la portion de surface texturée est situé à une distance radiale de l’axe principal du propulseur aéronautique supérieur à une distance radiale d’un point du bord d’attaque de la partie profilée situé la plus en amont, en considérant que l’axe principal du propulseur s’étend d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz à travers le propulseur aéronautique, lorsque le propulseur aéronautique est en fonctionnement normal,
- la portion de surface texturée est définie de telle sorte que tout point considéré de la portion de surface texturée est situé à une distance axiale du bord d’attaque comprise entre 5% et 40% de la longueur de corde locale, de préférence comprise entre 10% et 30% de la longueur de la corde locale,
- pour tout point considéré de la portion de surface texturée, l’épaisseur de la partie profilée au point considéré est inférieure à 12% de la corde locale, de préférence inférieure ou égale à 10% de la corde locale, ou encore de préférence inférieure ou égale à 7% de la corde locale,
- l’épaisseur de la partie profilée au point considéré est supérieure à 0,1% de la corde locale, de préférence supérieure à 0,25% de la corde locale, ou encore de préférence supérieur à 1 % de la corde locale,
- pour une distance radiale donnée, la partie profilée présente une épaisseur maximale en un point donné de la surface d’intrados ou de la surface d’extrados, et tout point considéré de la portion de surface texturée est situé en amont du point où l’épaisseur de la partie profilée est maximale,
- pour une distance radiale donnée, la partie profilée présente une épaisseur maximale en un point donné de la surface d’intrados ou de la surface d’extrados, le point donné étant situé à une distance du bord d’attaque comprise entre 10% et 45% de la corde locale, de préférence entre 15% et 30% de la corde locale,
- la partie profilée comprend une âme en matériau composite et une pièce rapportée fixée à l’âme et formant le bord d’attaque de la partie profilée, et les saillies et les creux sont formés uniquement sur la pièce rapportée,
- la pièce rapportée est une pièce de renfort métallique fixée à l’âme ou un tapis chauffant fixé à l’âme,
- les saillies et/ou les creux sont situés à une distance radiale de l’axe principal supérieure à une distance radiale du maximum de corde locale de l’aube par rapport à l’axe principal, ou supérieure à la distance radiale d’un ventre du bord d’attaque par rapport à l’axe principal,
- les saillies et/ou les creux sont formés par usinage dans la pièce rapportée,
- alternativement, les saillies et/ou les creux sont formés également sur l’âme en matériau composite,
- les saillies et/ou les creux sont formés dans un film rapporté sur l’âme en matériau composite,
- la surface d’intrados ou la surface d’extrados comprend plusieurs portions texturées présentant une série de saillies et/ou de creux, et dans lequel une portion de surface texturée est séparée d’une autre portion de surface texturée la plus proche d’une distance comprise entre 1 % et 35% de l’envergure, de préférence entre 2% et 15% de l’envergure,
- les saillies présentent une hauteur comprise entre 0,04% de la corde locale, de préférence 1 %, et 3% de la corde locale et/ou les creux présentent une profondeur comprise entre 0,04% de la corde locale, de préférence 1%, et 3% de la corde locale,
- les saillies et/ou les creux forment un motif répétitif présentant un pas constant entre deux saillies consécutives ou entre deux creux consécutifs, le pas étant compris entre 1/3 et 3 fois une hauteur d’une saillie ou entre 1/3 et 3 fois une profondeur d’un creux,
- les creux comprennent des cavités, chaque cavité ayant une forme de portion de sphère, par exemple une forme hémisphérique,
- les saillies comprennent des nervures,
- chaque nervure présente une base et une arête ayant une hauteur mesurée par rapport à la base qui augmente de manière strictement monotone d’amont en aval,
- l’arête présente une extrémité amont et une extrémité aval, et chaque nervure comprend une face d’extrémité amont s’étendant depuis la base jusqu’à l’extrémité amont de l’arête en formant un premier angle non-nul avec la base, inférieur ou égale à 90°, et une face d’extrémité aval s’étendant depuis une extrémité aval de l’arête jusqu’à la base, en formant un deuxième angle non-nul avec la base, inférieur ou égal à 90°,
- la face d’extrémité amont présente une portion plane s’étendant à partir de la base et une portion de jonction arrondie s’étendant depuis la portion plane jusqu’à l’extrémité amont de l’arête,
- le premier angle est compris entre 20° et 70°,
- le deuxième angle est compris entre 20° et 70°,
- la face d’extrémité aval présente une portion de jonction arrondie s’étendant à partir de l’extrémité aval de l’arête et une portion plane s’étendant depuis la portion de jonction arrondie jusqu’à la base,
- chaque nervure présente une section en coupe transversale de forme triangulaire, avec une base et un sommet, le sommet présentant une hauteur mesurée par rapport à la base supérieure à la largeur de la base,
- la portion de surface texturée comprend des premières zones et des deuxièmes zones disposées en alternance avec les premières zones le long d’une direction radiale par rapport à l’axe principal, et chaque première zone présente une série de premières nervures, orientées avec un premier angle par rapport à l’axe principal du propulseur aéronautique, et chaque deuxième zone présente une série de deuxièmes nervures orientées avec un deuxième angle par rapport à l’axe principal, le deuxième angle étant différent du premier angle,
- le premier angle et le deuxième angle sont adjacents et le premier angle est compris entre +15° et +45° par rapport à l’axe principal du moteur et le deuxième angle est compris entre -15° et -45° par rapport à l’axe principal du moteur,
- l’alternance de premières zones et de deuxièmes zones présente une période spatiale comprise entre 5% et 20% de la corde locale,
- chaque première nervure converge vers une deuxième nervure respective dans le sens amont-aval,
- le propulseur aéronautique comprend une soufflante carénée ou une hélice non-carénée, et l’aube est une aube de la soufflante carénée ou de l’hélice non- carénée du propulseur aéronautique,
- l’aube est à calage variable,
- le propulseur aéronautique comprend une turbine d’entrainement de la soufflante ou de l’hélice, un arbre de soufflante ou un arbre d’hélice raccordée à la soufflante ou à l’hélice, un arbre de turbine raccordé à la turbine, et un mécanisme de réduction présentant une entrée raccordée à l’arbre de turbine et une sortie raccordée à l’arbre de soufflante ou à l’arbre d’hélice, de sorte qu’en fonctionnement, la soufflante ou l’hélice est entraînée en rotation par la turbine à une vitesse de rotation inférieure à une vitesse de rotation de la turbine.
PRESENTATION DES DESSINS
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront encore de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des figures annexées, parmi lesquelles :
- la figure 1 représente de manière schématique un premier exemple de propulseur aéronautique comprenant un module d’hélice non-caréné,
- la figure 2 représente de manière schématique un deuxième exemple de propulseur aéronautique comprenant un module de soufflante caréné,
- la figure 3 représente de manière schématique, en coupe longitudinale, un moteur à turbine à gaz à soufflante carénée,
- la figure 4 représente de manière schématique une aube de soufflante ou d’hélice,
- la figure 5 représente de manière schématique, en coupe transversale, l’aube de soufflante ou d’hélice de la figure 4,
- la figure 6 représente de manière schématique une aube de soufflante ou d’hélice conforme à un mode de réalisation de l’invention,
- la figure 7 représente de manière schématique, en coupe transversale, l’aube de soufflante ou d’hélice de la figure 6,
- la figure 8 représente de manière schématique, un profil d’aube de soufflante ou d’hélice et la ligne de squelette dans le plan de coupe,
- la figure 9 est une vue agrandie d’une portion de surface texturée de l’aube de soufflante ou d’hélice, conforme à un mode de réalisation possible de l’invention,
- la figure 10A représente de manière schématique la forme d’une saillie ménagée dans la portion d’extrados conforme à un premier mode de réalisation de l’invention,
- la figure 10B représente de manière schématique la forme d’une saillie ménagée dans la portion d’extrados conforme à un deuxième mode de réalisation de l’invention, - la figure 11 représente de manière schématique une alternance de saillies et de creux ménagés dans la portion de surface texturée de l’aube de soufflante ou d’hélice,
- la figure 12 représente de manière schématique des angles d’orientation des saillies, les saillies présentant la forme de nervures,
- la figure 13 représente de manière schématique, en coupe transversale, une aube comprenant une saillie,
- la figure 14 est une vue agrandie d’une portion de surface texturée de l’aube de soufflante, conforme à un autre mode de réalisation possible de l’invention,
- la figure 15 représente de manière schématique, en coupe transversale, l’aube de la figure 14,
- les figures 16A à 16F illustrent différentes configurations de la portion de surface texturée.
DESCRIPTION DETAILLEE D’UN MODE DE REALISATION
Sur la figure 1 , le propulseur aéronautique 1 représenté est un moteur à turbine à gaz à hélices non carénées. Le moteur à turbine à gaz 1 est un moteur à turbine à gaz de type « Open Rotor », en configuration couramment qualifiée de « pusher » (i.e. la soufflante est placée à l’aval du générateur de puissance avec une entrée d’air située à l’amont, à gauche sur la figure 1 ).
Le moteur à turbine à gaz 1 comprend une nacelle 2 destinée à être fixée à un fuselage d’un aéronef, et une soufflante 8 non-carénée. La soufflante 8 comprend deux rotors de soufflante contrarotatifs 81 et 82. Autrement dit, lorsque le moteur 1 est en fonctionnement, les rotors 81 et 82 sont entraînés en rotation par rapport à la nacelle 2 autour d’un même axe de rotation X (qui coïncide avec un axe principal du moteur), en sens opposés.
Dans l’exemple illustré sur la figure 1 , le moteur 1 est un moteur de type non- caréné à rotors de soufflante contrarotatifs (également appelé « contra-rotating open rotor » ou « CROR » en anglais), en configuration « pusher ». Cependant, l’invention n’est pas limitée à cette configuration. L’invention s’applique également à des moteurs de type « Open Rotor », en configuration « puller » (i.e. la soufflante est placée en amont du générateur de puissance avec une entrée d’air située avant, entre ou juste derrière les deux rotors de soufflante). En outre, l’invention s’applique également à des moteurs présentant des architectures différentes, telles qu’une architecture comprenant un rotor de soufflante comprenant des aubes mobiles (ou un « Open Fan » en anglais) et un stator de soufflante comprenant des aubes (USF), ou bien un unique rotor de soufflante.
Les aubes du stator de soufflante peuvent être fixes ou à calage variable. Dans ce cas, chacune des aubes est montée pivotante par rapport à la nacelle 2 suivant un axe de calage.
L’invention est applicable à des architectures de type turbopropulseur (comprenant un unique rotor de soufflante).
Sur la figure 1 , chaque rotor de soufflante 81 , 82 comprend un moyeu 83 monté rotatif par rapport à la nacelle 2 et une pluralité d’aubes 84 raccordées au moyeu 83. Les aubes 84 s’étendent sensiblement radialement par rapport à l’axe de rotation X du moyeu.
Les aubes 84 peuvent être fixes ou à calage variable. Les aubes fixes sont montées fixes sur le moyeu 83. Dans le cas où les aubes 84 sont à calage variable, chaque aube 84 est montée pivotante par rapport au moyeu 83 autour d’un axe de calage Y respectif. Les aubes 84 sont reliées à un mécanisme de changement de pas permettant d’ajuster l’angle de calage des aubes 84 par rapport au moyeu 83, et ainsi leur angle d’incidence, en fonction des phases de vol.
Sur la figure 2, le propulseur aéronautique 1 représenté est un moteur à turbine à gaz à soufflante carénée. Le moteur à turbine à gaz 1 représenté comprend une nacelle 2 destinée à être fixée à un fuselage d’un aéronef, une soufflante 8 et un carénage entourant la soufflante 8, le carénage étant monté fixe sur la nacelle 2. Dans l’exemple illustré sur la figure 2, le carénage de la soufflante 8 est disposé à l’intérieur de la nacelle 2.
La soufflante 8 comprend un rotor de soufflante 81 propre à être entraîné en rotation par rapport à la nacelle 2 autour d’un axe de rotation X (qui coïncide avec l’axe principal du moteur 1 ). Le rotor de soufflante 81 comprend un moyeu 83 et une pluralité d’aubes 84 fixées au moyeu 83 et s’étendant selon des directions sensiblement radiales à partir du moyeu 83. Dans l’exemple illustré sur la figure 2, les aubes 84 sont toutes identiques, et agencées avec un écart angulaire constant entre deux aubes successives.
La soufflante 8 peut être une soufflante à calage variable (appelée « Variable pitch fan » ou « VPF » en anglais), c’est-à-dire que la soufflante inclut un mécanisme permettant de faire pivoter chaque aube 84 autour d’un axe de calage de manière à modifier le pas des aubes en fonction des phases de vol.
Sur la figure 3, le propulseur aéronautique 1 représenté est un moteur à turbine à gaz à double corps et à double flux. Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz présentant un taux de dilution élevé (« Ultra High Bypass Ratio » ou « UHBR » en anglais), c’est-à-dire présentant un taux de dilution (« Bypass ratio ») compris entre environ 15 et environ 40.
Le moteur à turbine à gaz 1 présente un axe principal X (ou axe longitudinal).
Le moteur à turbine à gaz 1 comprend une nacelle 2, un module de soufflante 3, un module de compresseur 4, une chambre de combustion 5, et un module de turbine 6.
Dans l’exemple illustré sur la figure 3, le module de soufflante 3 comprend un carter de soufflante 7 monté fixe par rapport à la nacelle, une soufflante 8 propre à être entraînée en rotation par rapport au carter de soufflante 7. Le carter de soufflante 7 comprend des aubes fixes de sortie 9 (ou « OGV ») ayant pour fonction de redresser le flux d’air secondaire qui s’écoule en sortie de la soufflante 8.
Dans l’exemple illustré sur la figure 3, le module de compresseur 4 comprend un compresseur basse pression 10 et un compresseur haute pression 11.
De plus, le module de turbine 6 comprend une turbine haute pression 12 et une turbine basse pression 13.
Le moteur à turbine à gaz 1 comprend un arbre basse pression 14 reliant la turbine basse pression 13 au compresseur basse pression 10 et à la soufflante 8, et un arbre haute pression 15 reliant la turbine haute pression 12 au compresseur haute pression 11. L’arbre haute pression 15 est coaxial avec l’arbre basse pression 14 et s’étend autour de l’arbre basse pression 14. L’arbre haute pression 15 et l’arbre basse pression 14 sont montés rotatifs par rapport à la nacelle 2, autour de l’axe principal X du moteur.
Dans un mode de réalisation, le moteur à turbine à gaz 1 peut comprendre un arbre de soufflante servant à entrainer en rotation la soufflante 8 et un mécanisme de réduction présentant une entrée raccordée à l’arbre basse pression 14 et une sortie raccordée à l’arbre de soufflante. Dans ce mode de réalisation, la soufflante 8 est entraînée en rotation à une vitesse inférieure à la vitesse de rotation de la turbine basse pression 13. Le mécanisme de réduction permet ainsi d’optimiser de manière indépendante la vitesse de rotation de la soufflante 8 et la vitesse de rotation de la turbine basse pression 13 et du compresseur basse pression 10. Le module de soufflante 3, le compresseur basse pression 10, la turbine basse pression 13, et l’arbre basse pression 14 (ainsi que le cas échéant le mécanisme de réduction et l’arbre de soufflante) forment ensemble le corps basse pression du moteur 1. La turbine basse pression 13 est propre à entrainer en rotation le compresseur basse pression 10 et la soufflante 8 par l’intermédiaire de l’arbre basse pression 14 (ainsi que le cas échéant par l’intermédiaire du mécanisme de réduction et de l’arbre de soufflante).
Plus précisément, le compresseur basse pression 10 comprend un carter de compresseur basse pression 16, monté fixe par rapport à la nacelle 2, un rotor de compresseur basse pression 17, et un stator de compresseur basse pression 18. Le rotor de compresseur basse pression 17 est propre à être entraîné en rotation par rapport au stator de compresseur basse pression 18, autour de l’axe principal X du moteur 1. Le rotor de compresseur basse pression 17 comprend des aubes mobiles. Le stator de compresseur basse pression 18 comprend des aubes fixes (également appelées « aubes de guidage » ou « aubes de redresseur ») qui sont montées fixes sur le carter de compresseur basse pression 16 en étant intercalées entre les aubes mobiles. Ces aubes fixes ont pour fonction de guider le flux d’air primaire à travers le compresseur basse pression 10.
De même, la turbine basse pression 13 comprend un carter de turbine basse pression 19, monté fixe par rapport à la nacelle 2, un rotor de turbine basse pression
20, et un stator de turbine basse pression 21. Le rotor de turbine basse pression 20 est propre à être entraîné en rotation par rapport au stator de turbine basse pression
21 , autour de l’axe principal X du moteur 1. Le rotor de turbine basse pression 20 comprend des aubes mobiles. Le stator de turbine basse pression 21 comprend des aubes fixes qui sont montées fixes sur le carter de turbine basse pression 19 en étant intercalées entre les aubes mobiles. Ces aubes fixes ont pour fonction de guider le flux d’air primaire à travers la turbine basse pression 13.
Le rotor de turbine basse pression 20 est relié au rotor de compresseur basse pression 17 par l’intermédiaire de l’arbre basse pression 14. Ainsi, lorsque le moteur 1 est en fonctionnement, la rotation du rotor de turbine basse pression 20 entraîne une rotation du rotor de compresseur basse pression 17.
Le compresseur haute pression 11 , la turbine haute pression 12 et l’arbre haute pression 15 forment ensemble le corps haute pression du moteur 1. La turbine haute pression 12 est propre à entrainer le compresseur haute pression 11 en rotation par le biais de l’arbre haute pression 15. Plus précisément, le compresseur haute pression 11 comprend un carter de compresseur haute pression 22, monté fixe par rapport à la nacelle 2, un rotor de compresseur haute pression 23, et un stator de compresseur haute pression 24. Le rotor de compresseur haute pression 23 est propre à être entraîné en rotation par rapport au stator de compresseur haute pression 24, autour de l’axe principal X du moteur 1. Le rotor de compresseur haute pression 23 comprend des aubes mobiles. Le stator de compresseur haute pression 24 comprend des aubes fixes (également appelées « aubes de guidage » ou « aubes de redresseur ») qui sont montées fixes sur le carter 22 du compresseur haute pression en étant intercalées entre les aubes mobiles. Ces aubes fixes ont pour fonction de guider le flux d’air primaire à travers le compresseur haute pression 11 .
Dans un mode de réalisation, les aubes du stator de compresseur haute pression 24 peuvent être à calage variable, afin d’assurer l’opérabilité du compresseur haute pression 11 et augmenter sa marge au pompage.
De même, la turbine haute pression 12 comprend un carter de turbine haute pression 25, monté fixe par rapport à la nacelle 2, un rotor de turbine haute pression 26, et un stator de turbine haute pression 27. Le rotor de turbine haute pression 26 est propre à être entraîné en rotation par rapport au stator de turbine haute pression 27, autour de l’axe principal X du moteur 1 . Le rotor de turbine haute pression 26 comprend des aubes mobiles. Le stator de turbine haute pression 27 comprend des aubes fixes qui sont montées fixes sur le carter 25 de la turbine haute pression en étant intercalées entre les aubes mobiles. Ces aubes fixes ont pour fonction de guider le flux d’air primaire à travers la turbine haute pression 12.
Le rotor de turbine haute pression 26 est relié au rotor de compresseur haute pression 23 par l’intermédiaire de l’arbre haute pression 15. Ainsi, lorsque le moteur 1 est en fonctionnement, la rotation du rotor de turbine haute pression 26 entraîne une rotation du rotor de compresseur haute pression 23.
Les aubes fixes de sortie 9 du module de soufflante 3, les aubes fixes du stator 18 du compresseur basse pression 10, les aubes fixes du stator 24 du compresseur haute pression 11 , les aubes fixes du stator 27 de la turbine haute pression 12 et les aubes fixes du stator 21 de la turbine basse pression 13 sont des exemples d’aubes directrices.
Lorsque le moteur 1 est en fonctionnement, la soufflante 8 et le compresseur basse pression 10 sont entraînés en rotation par la turbine basse pression 13. De même, le compresseur haute pression 11 est entraîné en rotation par la turbine haute pression 12.
De l’air est aspiré par la soufflante 8. L’air aspiré par la soufflante 8 est divisé entre un flux d’air primaire et un flux d’air secondaire, qui circulent d’amont en aval du moteur à turbine à gaz 1 .
Le flux d’air primaire s’écoule d’amont en aval du moteur à turbine à gaz 1 dans une veine primaire, en passant successivement à travers le compresseur basse pression 10, le compresseur haute pression 11 , 1a chambre de combustion 5 où il est mélangé avec du carburant pour servir de comburant, la turbine haute pression 12 et la turbine basse pression 13. Le passage du flux d’air primaire à travers la turbine haute pression 12 et la turbine basse pression 13 provoque une rotation des rotors 26 et 20 des turbines qui entraînent à leur tour en rotation les rotors 23 et 17 des compresseurs haute pression et basse pression, ainsi que la soufflante 8 via l’arbre haute pression 15 et l’arbre basse pression 14. Le flux d’air primaire s’échappe du moteur 1 à travers un carter d’échappement 28, situé en aval du carter de turbine basse pression 19.
Le flux d’air secondaire (appelé également « flux d’air de dérivation » ou « bypass flow » en anglais) s’écoule d’amont en aval du moteur à turbine à gaz 1 dans une veine secondaire. Ce flux d’air secondaire ne passe pas dans la chambre de combustion 5 et n’entraine pas les turbines 12 et 13. Le flux d’air secondaire sert à la fois à refroidir la périphérie du corps de moteur et permet de générer la majeure partie de la poussée fournie par le moteur à turbine à gaz. Le flux d’air secondaire s’écoule à travers les aubes fixes 9 montées sur le carter de soufflante 7, en aval de la soufflante 8.
Les figures 4 et 5 représentent de manière schématique une aube de soufflante ou d’hélice 84.
Toutefois, l’invention s’applique également à d’autres aubes du propulseur aéronautique, telles que les aubes de turbine ou de compresseur par exemple. L’aube peut être une aube d’une partie tournante du propulseur aéronautique ou une aube d’une partie fixe du propulseur aéronautique.
Sur les figures 4 et 5, l’aube de soufflante 84 comprend une partie profilée 85 présentant un profil aérodynamique s’étendant radialement à partir du moyeu 83.
La partie profilée 85 présente un bord d’attaque 86, un bord de fuite 87, une surface d’intrados 88 et une surface d’extrados 89. En outre, dans l’exemple illustré sur les figures 4 et 5, l’aube de soufflante 84 est montée rotative par rapport au moyeu 83 autour d’un axe de calage Y, ce qui permet de modifier l’angle d’incidence de la partie profilée 85 par rapport à l’axe principal X du moteur, et par conséquent par rapport à une direction du flux d’air entrant.
Comme cela est illustré sur la figure 4, un rayon minimal Rmin de la partie profilée 85 est défini comme une distance entre un point du bord d’attaque 86 de la partie profilée 85 le plus proche de l’axe principal X du propulseur aéronautique, et l’axe principal X du propulseur aéronautique.
Dans le cas où l’aube est à calage variable, le rayon minimal Rmin de la partie profilée 85 étant défini comme une distance entre un point du bord d’attaque 86 de la partie profilée 85 le plus proche de l’axe principal X du propulseur aéronautique, et l’axe principal X) du propulseur aéronautique, lorsque l’aube 84 est positionnée avec un angle de calage dans lequel l’aube 84 est en drapeau
Une aube à calage variable est dite « en drapeau » lorsque l’angle de calage de l’aube est tel que la traînée aérodynamique générée par l’aube dans le flux d’air qui traverse la soufflante est minimale. La position en drapeau est la position prise par une aube de la soufflante lorsque celle-ci est laissée libre de s’orienter naturellement dans le flux d’air qui traverse la soufflante d’amont en aval parallèlement à l’axe principal du propulseur aéronautique, la partie tournante n’étant pas entraînée en rotation.
Un rayon maximal Rmax est défini comme une distance entre un point de la partie profilée 85 le plus éloigné de l’axe principal X du propulseur aéronautique, et l’axe principal du propulseur aéronautique.
Une envergure L de la partie profilée 85 est définie comme une différence entre le rayon maximal Rmax de la partie profilée 85 et le rayon minimal Rmin de la partie profilée 85.
Sur la figure 4, le plan de coupe A-A’ est un plan parallèle à l’axe principal du moteur X et qui coupe la partie profilée 85 en un point du bord d’attaque 86 et un point du bord de fuite 87, le plan de coupe A-A’ étant orthogonal à l’axe de calage Y.
Comme cela est illustré sur la figure 5 représentant une coupe de la partie profilée 85 selon le plan de coupe A-A’, une corde locale est définie comme un segment reliant un point du bord d’attaque 86 et un point du bord de fuite 87, le point du bord d’attaque et le point du bord de fuite étant situés à la même distance radiale de l’axe principal X du moteur. Ainsi, la longueur de corde locale C est définie comme une distance entre un point du bord d’attaque 86 et un point du bord de fuite 87 situés à une même distance radiale de l’axe principal X du moteur.
Sur la figure 5, l’angle y est l’angle de calage de l’aube. L’angle de calage y est défini comme l’angle entre la corde locale C mesurée une distance radiale égale à 0,75 x Rmax de l’axe principal X du moteur, et l’axe principal du moteur.
Dans le cas d’une aube à calage variable, lorsque l’aube est en drapeau, l’angle de calage y est généralement égal à environ 90° (à 15° près).
Comme visible sur les figures 6 et 7, la surface d’extrados 89 de la partie profilée 85, présente une portion de surface texturée 90 présentant une alternance de saillies et de creux. Le reste de la surface d’extrados 89, s’étendant en dehors de la portion de surface texturée 90, est lisse, c’est-à-dire qu’elle ne présente pas de saillies ni de creux. La flèche D représente la direction de l’écoulement principal.
La portion de surface texturée 90 est délimitée par une première ligne de délimitation 91 , une deuxième ligne de délimitation 92, une troisième ligne de délimitation 93 et une quatrième ligne de délimitation 94.
La portion de surface texturée 90 s’étend radialement entre la première ligne de délimitation 91 et la deuxième ligne de délimitation 92.
La première ligne de délimitation 91 est située à une distance radiale de l’axe principal X du propulseur aéronautique supérieure ou égale à la somme du rayon minimal Rmin et 20% de l’envergure L de la partie profilée 85. Autrement dit, la première ligne de délimitation 91 est située à une distance de l’axe principal X supérieure ou égale à Rmin + 0,2 x L.
De préférence, la première ligne de délimitation 91 est située à une distance radiale de l’axe principal X du propulseur aéronautique supérieure ou égale à la somme du rayon minimal Rmin et 50% de l’envergure L de la partie profilée 85. Autrement dit, la première ligne de délimitation 91 est située à une distance de l’axe principal X supérieure ou égale à Rmin + 0,5 x L.
La deuxième ligne de délimitation 92 est située à une distance radiale de l’axe principal X du propulseur aéronautique inférieure ou égale à la somme du rayon minimal Rmin et 95% de l’envergure L de la partie profilée 85. Autrement dit, la deuxième ligne de délimitation 92 est située à une distance de l’axe principal X inférieure ou égale à Rmin + 0,95 x L.
La deuxième ligne de délimitation 92 est située à une distance radiale de l’axe principal X du propulseur aéronautique inférieure ou égale à la somme du rayon minimal Rmin et 90% de l’envergure L de la partie profilée 85. Autrement dit, la deuxième ligne de délimitation 92 est située à une distance de l’axe principal X inférieure ou égale à Rmin + 0,90 x L.
La portion de surface texturée 90 s’étend axialement entre la troisième ligne de délimitation 93 et la quatrième ligne de délimitation 94.
La troisième ligne de délimitation 93 est définie comme l’ensemble des points de la surface d’extrados 89 situés à une distance axiale du bord d’attaque 86, supérieure ou égale à 2% de la longueur de corde locale C. Autrement dit, la troisième ligne de délimitation est située à une distance axiale du bord d’attaque 86 supérieure ou égale à 0,02 x C.
De préférence, la troisième ligne de délimitation 93 est définie comme l’ensemble des points de la surface d’extrados 89 situés à une distance axiale du bord d’attaque 86, supérieure ou égale à 5% de la longueur de corde locale C, de manière plus préférentielle supérieure ou égale à 10% de la corde locale C. Autrement dit, la troisième ligne de délimitation 93 est située à une distance axiale, mesurée dans la direction de la corde locale à une même distance radiale de l’axe principal X du moteur, supérieure ou égale à 0,05 x C, de préférence supérieure ou égale à 0,1 x C.
La quatrième ligne de délimitation 94 est définie comme l’ensemble des points de la surface d’extrados 89 situés à une distance axiale du bord d’attaque 86, inférieure ou égale à 50% de la longueur de corde locale C. Autrement dit, la quatrième ligne de délimitation 94 est située à une distance axiale, mesurée dans la direction de la corde locale à une même distance radiale de l’axe principal X du moteur, inférieure ou égale à 0,5 x C.
De préférence, la quatrième ligne de délimitation 94 est située à une distance axiale du bord d’attaque 86, inférieure ou égale à 40% de la longueur de corde locale C, de manière plus préférentielle inférieure ou égale à 30% de la corde locale C. Autrement dit, la quatrième ligne de délimitation 94 est située à une distance axiale, mesurée dans la direction de la corde locale à une même distance radiale de l’axe principal X du moteur, inférieure ou égale à 0,4 x C, de préférence inférieure ou égale à 0,3 x C.
La portion de surface texturée 90 ainsi définie se trouve dans une zone dans laquelle une bulle de recirculation et/ou un écoulement partiellement détaché est susceptible d’apparaître.
La présence des saillies et/ou des creux dans cette zone permet de recréer un écoulement turbulent à cet endroit, à la place d’une bulle de recirculation en régime partiel (i.e. lors des phases de décollage et d’atterrissage de l’aéronef) et de réduire le frottement pariétal et les pertes aérodynamiques en régime nominal (i.e. en régime de croisière). Cela permet ainsi de limiter le bruit généré par la soufflante au décollage et à l’atterrissage, sans impact sur les performances du propulseur aéronautique en régime de croisière.
Dans l’exemple illustré sur les figures 6 et 7, l’alternance de saillie et de creux s’étend sur l’ensemble de la portion de surface texturée 90, c’est-à-dire depuis la première ligne de délimitation 91 jusqu’à la deuxième ligne de délimitation 92 et depuis la troisième ligne de délimitation 93 jusqu’à la quatrième ligne de délimitation 94.
La figure 7 représente de manière schématique un profil de la partie profilée 85 de l’aube 84, c’est-à-dire une coupe de la partie profilée 85 dans un plan de coupe transversal. Le plan de coupe transversal est défini comme un plan parallèle à l’axe principal X et contenant un point du bord d’attaque et un point du bord de fuite situés à égale distance de l’axe principal X.
Dans le cas où l’aube 84 est une aube à calage variable, le plan de coupe transversal peut être défini comme un plan orthogonal à l’axe de calage Y.
Comme illustré sur la figure 7, dans chaque plan de coupe transversal, la partie profilée 85 présente une épaisseur emax maximale en un point donné de la surface d’extrados 89, situé à une distance axiale xemax du bord d’attaque 86, mesurée parallèlement à la corde locale. La quatrième ligne de délimitation 94 est située en amont du point où l’épaisseur de la partie profilée est maximale. Autrement dit, chacun des points de la quatrième ligne de délimitation 94 est situé à une distance axiale du bord d’attaque 86 strictement inférieure à xemax.
Comme illustré sur la figure 8, dans un plan de coupe transversal donné, l’épaisseur e est définie comme la distance entre la surface d’intrados 88 et la surface d’extrados 89 de la partie profilée 85 mesurée perpendiculairement à une ligne de squelette S.
La ligne de squelette S est définie comme l’ensemble des points situés à mi- distance entre la ligne d’intrados et le ligne d’extrados dans le plan transversal (la ligne d’intrados étant définie comme la ligne d’intersection entre la surface d’intrados 88 et le plan radial et la ligne d’extrados étant définie comme la ligne d’intersection entre la surface d’extrados 89 et le plan radial). La ligne de squelette S peut par exemple être obtenue en positionnant des cercles inscrits I à l’intérieur du profil de la partie profilée. La ligne de squelette est définie par l’ensemble des points qui constituent les centres des cercles inscrits. Pour tout point considéré de la portion de surface texturée 90, l’épaisseur e de la partie profilée 85 au point considéré est inférieure à 12% de la corde locale, de préférence inférieure ou égale à 10% de la corde locale, ou encore de préférence inférieure ou égale à 7% de la corde locale.
Les épaisseurs de la partie profilée 85 sont faibles, notamment en partie haute pour réduire les efforts centrifuges et donc favoriser la tenue mécanique de l’aube 84.
La figure 9 représente de manière schématique une alternance de saillies 95 et de creux 96 formés sur la portion de surface texturée 90.
Dans cet exemple, les saillies 95 présentent la forme de nervures, en reliefs par rapport au reste de la surface d’extrados 89.
La portion de surface texturée 90 comprend des premières zones 90A et des deuxièmes zones 90B, les deuxièmes zones 90B étant disposées en alternance avec les premières zones 90A le long d’une direction radiale par rapport à l’axe principal X du propulseur aéronautique.
Chaque première zone 90A présente une série de premières nervures, orientées avec un premier angle par rapport à l’axe principal X du propulseur aéronautique, et chaque deuxième zone 90B présente une série de deuxièmes nervures orientées avec un deuxième angle par rapport à l’axe principal X du propulseur aéronautique, le deuxième angle étant différent du premier angle.
L’angle a (eu, 02, ... ) d’une nervure peut être défini comme l’angle entre l’axe principal X du propulseur aéronautique et les saillies ou nervures (lorsque celles-ci sont projetées dans un plan passant par l’axe principal X et traversant -partiellement- l’aube). Si l’aube est à calage variable, cette définition est valable lorsque l’aube présente le calage correspondant au point de conception aérodynamique (« Aerodynamic Design Point » ou « ADP » en anglais) ou au point de fonctionnement en régime de croisière. Pour une hélice non-carénée, cela correspond à un angle de calage y, tel que défini sur la figure 5, qui varie entre 60° et 70° sur la coupe transversale à 0,75 x Rmax.
Comme illustré sur la figure 12, le premier angle eu peut être compris entre +15° et 45°. Le deuxième angle peut être symétrique par rapport au premier angle, c’est-à- dire que le deuxième angle 02 est compris entre -45° et -15°. Dans un mode de réalisation privilégié, 02 = -eu. La flèche D représente la direction de l’écoulement principal.
De cette manière, les premières nervures et les deuxièmes nervures forment ensemble un motif à chevrons. La figure 10A représente de manière schématique un premier exemple de nervure 95.
La nervure 95 présente une base 97 tournée du côté de la surface d’extrados et un sommet 98 situé à distance de la base 97.
Une section transversale de la nervure est définie comme une section prise dans un plan de coupe orthogonale à une direction longitudinale de la nervure 95.
Dans ce premier exemple, la nervure 95 présente une section transversale de forme rectangulaire. C’est-à-dire que la nervure 95 présente en section transversale une épaisseur t constante depuis sa base 97 jusqu’à son sommet 98.
Dans une variante illustrée à droite de la figure 10A, la nervure 95 peut présenter un sommet 98 arrondi.
La figure 11 représente de manière schématique un deuxième exemple de nervure 95. La flèche D représente la direction de l’écoulement principal.
La nervure 95 présente une base 97 tournée du côté de la surface d’extrados et un sommet 98 situé à distance de la base 97.
Dans ce deuxième exemple, la nervure 95 présente une section transversale de forme triangulaire. C’est-à-dire que la nervure 95 présente en section transversale une épaisseur t qui diminue continûment (ou de manière strictement monotone) depuis sa base 97 jusqu’à son sommet 98.
Dans une variante illustrée à droite de la figure 10B, la nervure 95 peut présenter un sommet 98 arrondi.
Dans ces deux exemples, le sommet 98 de la nervure 95 présente une hauteur h mesurée par rapport à la base 97, supérieure à la largeur t de la base 97.
De plus, chaque nervure 95 présente une face d’extrémité amont 101 et une face d’extrémité aval 102.
Chaque nervure 95 présente une arête 103 s’étendant depuis la face d’extrémité amont 101 jusqu’à la face d’extrémité aval 102.
L’arête 103 présente une extrémité amont et une extrémité aval.
La face d’extrémité amont 101 présente une portion plane s’étendant à partir de la base 97 et une portion de jonction arrondie s’étendant depuis la portion plane jusqu’à l’extrémité amont de l’arête 103. La portion plane forme un premier angle P non-nul avec la base 97. Le premier angle P est inférieur ou égale à 90°.
De préférence, le premier angle P est compris entre 20° et 70°.
La face d’extrémité aval 102 présente une portion de jonction arrondie s’étendant à partir de l’extrémité aval de l’arête 103 et une portion plane s’étendant depuis la portion de jonction arrondie jusqu’à la base 97. La portion plane forme un deuxième angle y non-nul avec la base 97. Le deuxième angle y est inférieur ou égal à 90°.
De préférence, le deuxième angle i est compris entre 20° et 70°.
L’arête 103 présente une hauteur h mesurée par rapport à la base 97 qui augmente de manière strictement monotone depuis la face d’extrémité amont 101 jusqu’à la face d’extrémité aval 102.
Par exemple, l’arête présente une première hauteur mesurée à son extrémité amont supérieure ou égale à 0,04% de la corde locale (i.e. h > 0,0004xC), de préférence supérieure ou égale à 1% de la corde locale (i.e. h > 0,01 xC), et une deuxième hauteur mesurée à son extrémité aval inférieure ou égale à 3% de la corde locale (i.e. h < 0,03xC). Cela permet d’inclure des nervures ayant une hauteur caractéristique correspondant à celle des couches limites et/ou des bulles de recirculation qui peuvent apparaitre en régime partiel sur l’extrados des aubes de soufflante à proximité du bord d’attaque.
Comme illustré sur la figure 11 , les saillies et les creux forment un motif répétitif présentant un pas w constant entre deux saillies 95 consécutives ou entre deux creux 96 consécutifs, le pas étant compris entre 1/3 et 3 fois une hauteur d’une saillie ou entre 1/3 et 3 fois une profondeur d’un creux. Autrement dit, 1/3 < w/h < 3.
Le pas w est de préférence compris entre 1 % et 3% de la corde locale, i.e. 0,01 < w/C < 0,03.
Comme illustré sur la figure 12, la largeur radiale d'un schéma de nervures est comprise entre 5% et 20% de la corde. Ce schéma ou motif de nervures peut se répéter à l’identique ou suivant une homothétie dans une ou plusieurs directions (radiale, axiale, ...) quelconques sur la portion de surface texturée 90.
Comme illustré sur la figure 13, la base 97 des nervures 95 peut être située au- dessous du niveau de la partie lisse de la surface d’extrados 89 qui s’étend hors de la portion de la surface texturée 90, tandis que le sommet des nervures 95 peut être situé au-dessus du niveau de cette partie lisse.
Dans le mode de réalisation illustré sur les figures 14 et 15, la portion de surface texturée 90 présente des creux 96. Le reste de la surface d’extrados 89, s’étendant en dehors de la portion de surface texturée 90, est lisse, c’est-à-dire qu’elle ne présente pas de saillies ni de creux.
Dans ce mode de réalisation, les creux 96 ont une forme de portion de sphère, par exemple une forme hémisphérique. Chaque creux 96 présente une profondeur h et un diamètre t, la profondeur h étant de préférence égale à 0,5 x t.
Les creux 96 forment un motif répétitif présentant un pas w constant entre deux creux 96 consécutifs ou adjacents, le pas étant compris entre 1/3 et 3 fois la profondeur h d’un creux.
De plus, le pas w est de préférence compris entre 1 % et 3% de la corde locale.
Les creux 96 sont disposés en formant des premières rangées parallèles entre elles et orientées avec un premier angle par rapport à l’axe principal X du propulseur aéronautique, et des deuxièmes rangées parallèles entre elles et orientées avec un deuxième angle par rapport à l’axe principal X du propulseur aéronautique, différent du premier angle.
Comme illustré sur la figure 14, le premier angle ai peut être compris entre +15 et +45°. Le deuxième angle peut être symétrique par rapport au premier angle, c’est- à-dire que le deuxième angle a2=-ai est compris entre -45° et -15°.
Ainsi, les deuxièmes rangées forment un angle égal à 2ai avec les premières rangées.
Les figures 16A à 16F illustrent différentes configurations de la portion de surface texturée 90.
Dans une première configuration illustrée sur la figure 16A, la partie profilée 85 comprend une âme 111 en matériau composite et une pièce rapportée 112 fixée à l’âme 111. La pièce rapportée 112 forme le bord d’attaque 86 de la partie profilée 85.
La pièce rapportée 112 peut être une pièce métallique, telle qu’une pièce de renfort métallique fixée à l’âme 111 , ou un tapis chauffant fixé à l’âme 111 (en particulier, dans le cas d’une aube d’hélice, le tapis chauffant assure une fonction de dégivrage de la zone du bord d’attaque la plus exposée au givre).
Les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés uniquement sur la pièce rapportée 112, tout le long du bord d’attaque 86 depuis la première ligne de délimitation 91 jusqu’à la deuxième ligne de délimitation 92 délimitant la portion de surface texturée 90. Cela permet d’usinerfacilement les motifs des saillies et/ou des creux sur la surface de l’aube, ainsi que de limiter l’usure des motifs qui peut apparaitre en service.
Dans une deuxième configuration illustrée sur la figure 16B, la surface d’extrados 89 comprend plusieurs portions de surface texturées 90a, 90b, 90c présentant des saillies et/ou des creux. Les portions de surface texturées 90a, 90b, 90c sont agencées, les unes à la duite des autres, le long du bord d’attaque 86. Les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés uniquement sur la pièce rapportée 112. Chaque portion de surface texturée 90a, 90b, 90c est séparée d’une portion de surface texturée la plus proche d’une distance (dans la direction radiale) bi , b2 comprise entre 1 % et 35% de l’envergure L de la partie profilée 85, de préférence comprise entre 2% et 15% de l’envergure de la partie profilée 85.
Dans une troisième configuration illustrée sur la figure 16C, les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés uniquement sur la pièce rapportée 112, dans une partie de la pièce rapportée 112 située à proximité d’une extrémité la plus éloignée radialement de l’axe principal X du propulseur aéronautique.
Dans une quatrième configuration illustrée sur la figure 16D, le bord d’attaque 86 est formé en partie par le renfort métallique 112 et en partie par l’âme en matériau composite 111.
Plus précisément, une partie du bord d’attaque 86 plus éloignée de l’axe principal du propulseur aéronautique est formée par l’âme en matériau composite 111 , et une partie du bord d’attaque 86 plus proche de l’axe principal du propulseur aéronautique est formée par le renfort métallique 112.
Les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés uniquement sur la pièce rapportée métallique 112, dans une partie de la pièce rapportée 112 située à proximité d’une extrémité la plus éloignée radialement de l’axe principal X du propulseur aéronautique.
Dans une cinquième configuration illustrée sur la figure 16E, le bord d’attaque 86 est formé en partie par le renfort métallique 112 et en partie par l’âme en matériau composite 111.
Plus précisément, une partie du bord d’attaque 86 plus proche de l’axe principal du propulseur aéronautique est formée par l’âme en matériau composite 111 , et une partie du bord d’attaque 86 plus éloignée de l’axe principal du propulseur aéronautique est formée par le renfort métallique 112.
Les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés uniquement sur la pièce rapportée 112, dans une partie de la pièce rapportée 112 située à proximité d’une extrémité la plus éloignée radialement de l’axe principal X du propulseur aéronautique.
Lorsque les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés sur la pièce rapportée 112, ces saillies et ces creux peuvent être formés par usinage directement dans le renfort métallique 112.
Dans une sixième configuration illustrée sur la figure 16F, les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés uniquement sur l’âme en matériau composite 111. Cela permet de limiter le poids de l’aube, notamment lorsqu’une pièce de renfort métallique n’est pas nécessaire pour des raisons de tenue mécanique à l’ingestion d’oiseau. Sur les figures 15C, 15D, 15E et 15F, les saillies 95 et/ou les creux 96 sont situés dans une position radiale soit au-dessus de la position radiale du maximum de corde locale C, soit au-dessus de la position du ventre du bord d’attaque 86, dans une zone où des décollements en régime partiel sont susceptibles de se produire. Lorsque les saillies 95 et/ou les creux 96 sont formés sur l’âme en matériau composite 111 , ces saillies et/ou ces creux peuvent être formés directement dans le matériau composite ou dans un film qui est rapporté sur la surface d’extrados 89, par exemple par collage.

Claims

REVENDICATIONS
1. Propulseur aéronautique (1 ) comprenant une partie fixe (7) et une partie tournante (8) propre à être entraînée en rotation par rapport à la partie fixe (7) autour d’un axe principal (X) du propulseur aéronautique (1 ), l’une de la partie fixe (7) et de la partie tournante (8) comprenant une pièce centrale
(83) et une aube (84), l’aube (84) comprenant une partie profilée (85) présentant un profil aérodynamique s’étendant radialement à partir de la pièce centrale (83), la partie profilée (85) ayant un bord d’attaque (86), un bord de fuite (87), une surface d’intrados (88) et une surface d’extrados (89), dans lequel la surface d’intrados (88) ou la surface d’extrados (89) comprend une portion de surface texturée (90) présentant une série de saillies (95) et/ou de creux (96), la portion de surface texturée (90) étant définie de telle sorte que tout point considéré de la portion de surface texturée (90) est situé à une distance radiale de l’axe principal (X) égale à la somme d’un rayon minimal (Rmin) et entre 20% et 95% d’une envergure (L) de la partie profilée (85), et est situé à une distance du bord d’attaque comprise entre 2% et 50% de la longueur de corde locale (C), dans lequel l’envergure (L) de la partie profilée (85) est définie comme une différence entre un rayon maximal (Rmax) de la partie profilée (85) et un rayon minimal (Rmin) de la partie profilée (85), le rayon maximal (Rmax) étant défini comme une distance entre un point de la partie profilée (85) le plus éloigné de l’axe principal (X), et l’axe principal (X), et le rayon minimal (Rmin) étant défini comme une distance entre un point du bord d’attaque (86) de la partie profilée (85) le plus proche de l’axe principal (X), et l’axe principal (X), ou dans le cas où l’aube est à calage variable, le rayon minimal (Rmin) étant défini comme une distance entre un point du bord d’attaque (86) de la partie profilée (85) le plus proche de l’axe principal (X), et l’axe principal (X), lorsque l’aube
(84) est positionnée avec un angle de calage dans lequel l’aube (84) est en drapeau, et dans lequel la longueur de corde locale (C) est définie comme une distance entre un point du bord d’attaque (86) et un point du bord de fuite (87), le point du bord d’attaque et le point du bord de fuite étant situés à la même distance radiale de l’axe principal (X) que le point considéré. 2. Propulseur aéronautique selon la revendication 1 , dans lequel la portion de surface texturée (90) est une portion de la surface d’extrados et la série de saillies (95) et/ou de creux (96) consiste en une alternance de saillies (95) et de creux (96),
3. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel pour tout point considéré de la portion de surface texturée (90), l’épaisseur (e) de la partie profilée (85) au point considéré est inférieure à 12% de la corde locale (C), de préférence inférieure ou égale à 10% de la corde locale (C), ou encore de préférence inférieur ou égale à 7% de la corde locale (C).
4. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel pour une distance radiale donnée, la partie profilée (85) présente une épaisseur (e) maximale en un point donné de la surface d’intrados (88) ou de la surface d’extrados (89), et tout point considéré de la portion de surface texturée (90) est situé en amont du point où l’épaisseur de la partie profilée est maximale, dans le sens d’écoulement des gaz à travers le propulseur aéronautique.
5. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel pour une distance radiale donnée, la partie profilée (85) présente une épaisseur (e) maximale en un point donné de la surface d’intrados (88) ou de la surface d’extrados (89), le point donné étant situé à une distance du bord d’attaque comprise entre 10% et 45% de la corde locale (C), de préférence entre 15% et 30% de la corde locale (C).
6. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la partie profilée (85) comprend une âme (111 ) en matériau composite et une pièce rapportée (112) fixée à l’âme (111 ) et formant le bord d’attaque (86) de la partie profilée (85), et dans lequel les saillies (95) et/ou les creux (96) sont formés uniquement sur la pièce rapportée (112).
7. Propulseur aéronautique selon la revendication 6, dans lequel la pièce rapportée (112) est une pièce de renfort métallique fixée à l’âme (111 ) ou un tapis chauffant fixé à l’âme (111 ).
8. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 6 et 7, dans lequel les saillies (95) et/ou les creux (96) sont situés à une distance radiale de l’axe principal (X) supérieure à une distance radiale du maximum de corde locale (C) de l’aube (84) par rapport à l’axe principal (X), ou supérieure à la distance radiale d’un ventre du bord d’attaque (86) par rapport à l’axe principal (X).
9. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel la surface d’intrados (88) ou la surface d’extrados (89) comprend plusieurs portions de surface texturées (90a, 90b, 90c) présentant une série de saillies (95) et/ou de creux (96), et dans lequel une portion de surface texturée (90a) est séparée d’une autre portion de surface texturée (90b) la plus proche d’une distance comprise entre 1 % et 35% de l’envergure (L), de préférence comprise entre 2% et 15% de l’envergure de la partie profilée (85).
10. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel les saillies (95) présentent une hauteur (h) comprise entre 0,04% de la corde locale (C), de préférence 1%, et 3% de la corde locale (C) et/ou les creux (96) présentent une profondeur (h) comprise entre 0,04% de la corde locale (C), de préférence 1 %, et 3% de la corde locale (C).
11. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 10, dans lequel les saillies (95) et/ou les creux (96) forment un motif répétitif présentant un pas constant (w) entre deux saillies (95) consécutives ou entre deux creux (96) consécutifs, le pas étant compris entre 1/3 et 3 fois une hauteur (h) d’une saillie (95) ou entre 1/3 et 3 fois une profondeur (h) d’un creux (96).
12. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 11 , dans lequel les saillies (95) comprennent des nervures.
13. Propulseur aéronautique selon la revendication 12, dans lequel chaque nervure présente une base (97) et une arête (103) ayant une hauteur (h) mesurée par rapport à la base (97) qui augmente de manière strictement monotone d’amont en aval dans le sens d’écoulement des gaz à travers le propulseur aéronautique.
14. Propulseur aéronautique selon la revendication 13, dans lequel l’arête (103) présente une extrémité amont et une extrémité aval, et chaque nervure comprend une face d’extrémité amont (101 ) s’étendant depuis la base jusqu’à l’extrémité amont de l’arête en formant un premier angle non-nul (P) avec la base (97), inférieur ou égale à 90°, de préférence entre 20° et 70°, et une face d’extrémité aval (102) s’étendant depuis une extrémité aval de l’arête jusqu’à la base, en formant un deuxième angle non-nul (i ) avec la base (97), inférieur ou égal à 90°, de préférence entre 20° et 70°.
15. Propulseur aéronautique selon la revendication 14, dans lequel la face d’extrémité amont (101 ) présente une portion plane s’étendant à partir de la base (97) et une portion de jonction arrondie s’étendant depuis la portion plane jusqu’à l’extrémité amont de l’arête (103).
16. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 14 et 15, dans lequel la face d’extrémité aval (101 ) présente une portion de jonction arrondie s’étendant à partir de l’extrémité aval de l’arête (103) et une portion plane s’étendant depuis la portion de jonction arrondie jusqu’à la base (97).
17. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 12 et 13, dans lequel chaque nervure présente une section en coupe transversale de forme triangulaire, avec une base (97) et un sommet (98), le sommet (98) présentant une hauteur (h) mesurée par rapport à la base (97) supérieure à la largeur (t) de la base (97).
18. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 12 à 17, dans lequel la portion de surface texturée (89) comprend des premières zones (90A) et des deuxièmes zones (90B) disposées en alternance avec les premières zones (90A) le long d’une direction radiale par rapport à l’axe principal (X), et dans lequel chaque première zone (90A) présente une série de premières nervures, orientées avec un premier angle (ai) par rapport à l’axe principal (X), et chaque deuxième zone (90B) présente une série de deuxièmes nervures orientées avec un deuxième angle (02) par rapport à l’axe principal (X), le deuxième angle étant différent du premier angle.
19. Propulseur aéronautique selon la revendication 18, dans lequel le premier angle (ai) et le deuxième angle (02) sont adjacents et le premier angle est compris entre +15° et +45° par rapport à l’axe principal (X) et le deuxième angle est compris entre -15° et -45° par rapport à l’axe principal (X). 20. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 18 et 19, dans lequel l’alternance de premières zones (90A) et de deuxièmes zones (90B) présente une période spatiale (dr) comprise entre 5% et 20% de la corde locale (C).
21. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 18 à 19, dans lequel chaque première nervure converge vers une deuxième nervure respective dans le sens amont-aval.
22. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 11 , dans lequel les creux (96) comprennent des cavités ayant chacune une forme de portion de sphère.
23. Propulseur aéronautique selon l’une des revendications 1 à 22, comprenant une soufflante (8) ou une hélice, et dans lequel l’aube (84) est une aube de la soufflante (8) ou de l’hélice du propulseur aéronautique (1 ).
24. Propulseur aéronautique selon la revendication 23, comprenant une turbine (13) d’entrainement de la soufflante (8) ou de l’hélice, un arbre de soufflante ou un arbre d’hélice raccordée à la soufflante ou à l’hélice, un arbre de turbine raccordé à la turbine (13), et un mécanisme de réduction présentant une entrée raccordée à l’arbre de turbine et une sortie raccordée à l’arbre de soufflante ou à l’arbre d’hélice, de sorte qu’en fonctionnement, la soufflante (8) ou l’hélice est entraînée en rotation par la turbine (13) à une vitesse de rotation inférieure à une vitesse de rotation de la turbine (13).
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