EP4630658A1 - Turbomachine d'aéronef a triple flux - Google Patents

Turbomachine d'aéronef a triple flux

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Publication number
EP4630658A1
EP4630658A1 EP22893986.4A EP22893986A EP4630658A1 EP 4630658 A1 EP4630658 A1 EP 4630658A1 EP 22893986 A EP22893986 A EP 22893986A EP 4630658 A1 EP4630658 A1 EP 4630658A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
variable
vanes
turbomachine
pitch
external
Prior art date
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Pending
Application number
EP22893986.4A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Raul MARTINEZ LUQUE
Damien Bernard Emeric GUEGAN
Antoine Claude B. R. M. SECONDAT DE MONTESQUIEU
Laurent SOULAT
Michaël Franck Antoine Schvallinger
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
General Electric Co
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
General Electric Co
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, General Electric Co filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4630658A1 publication Critical patent/EP4630658A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/20—Control of working fluid flow by throttling; by adjusting vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/077—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/325—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, high solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/327—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, high solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/90—Variable geometry

Definitions

  • an aircraft turbomachine comprises a gas generator comprising along a longitudinal axis at least one compressor, a combustion chamber, and at least one turbine.
  • a stream of air enters the gas generator and is compressed in the compressor(s). This compressed air flow is mixed with fuel and burned in the combustion chamber then the combustion gases are expanded in the turbine(s). This expansion causes the turbine rotor(s) to rotate, which causes the compressor rotor(s) to rotate.
  • the combustion gases are ejected by a nozzle to provide a thrust which can be added to a thrust provided by at least one ducted or non-ducted propeller or fan for propelling the turbomachine.
  • the gas flows flow into the turbomachine through annular veins.
  • the turbomachine 10 thus comprises coaxial annular walls, respectively internal 12 and external 14, extending one around the other and defining between them a main annular vein 16 for flow of a main gas flow 18.
  • an annular separator 24 is arranged between the two walls 12, 14 and defines respectively with these walls 12, 14 two secondary annular veins, respectively internal 26 and external 28, for the flow of secondary gas flows 20, 22.
  • This separator 24 comprises at one upstream end an annular nozzle 24a configured to separate the flow into two of main gas 18 and form the secondary gas flows 20, 22.
  • a rotor blade 30 can extend radially through the main vein 16, therefore upstream of the separator 24.
  • structural arms 32 can extend radially through the main vein 16 downstream of the separator. rotor blade 30 and upstream of the separator 24.
  • the term arm 32 or structural arm means a stator element which has in section a general aerodynamic shape such as that shown in Figure 1b, but which does not does not include intrados or extrados. An arm 32 is therefore not comparable to a blade or blade which is profiled so as to include an intrados and an extrados.
  • An arm 32 generally has symmetry with respect to a plane P passing through the axis of the turbomachine.
  • the number of arms 32 is generally less than 10 and can be 4.
  • At least one of the arms 32 can be hollow and tubular in the radial direction to be crossed by easements and thus serve for the passage of these easements in the motor through the veins.
  • the stator blade 34 would comprise several blades distributed around the axis of the turbomachine. As mentioned in the above and illustrated in Figure 2b, each of these blades would have an aerodynamic section in section comprising an intrados 34a and an extrados 34b ( Figure 2b), therefore a non-symmetrical profile which is not the case of the arm 32 visible in Figure 1a.
  • the stator blade 34 would extend radially through the main vein 16. These blades would include leading edges 36 located upstream of the nozzle 24a, in the main vein 16, and trailing edges, respectively internal 38a and external 38b, located in the internal 26 and external 28 veins.
  • the stator blade could be connected to the nozzle 24a.
  • the stator blade 34 would impose a particular direction on the gas flows 16, 20, 22.
  • variable cycle turbomachine means a turbomachine.
  • variable geometry is a stator blade with variable pitch.
  • blade means an annular row of blades.
  • the present invention proposes a triple flow aircraft turbomachine, comprising a gas generator comprising along a longitudinal axis at least one compressor, a combustion chamber and at least one turbine, the turbomachine comprising in in addition: - two coaxial annular walls, respectively internal and external, extending one around the other and defining between them a main annular vein for the flow of a main air flow, - a rotor blade s extending radially through said main vein and forming a ducted helix, - an annular separator arranged downstream of the rotor blade and between the two walls, the separator defining respectively with the internal and external walls two secondary annular veins, respectively internal And external, flow of secondary air flows, respectively internal and external, the separator comprising at one upstream end an annular nozzle configured to separate the main air flow in two and form the secondary air flows, - elements of stator extending radially on the one hand through said main vein and on the other hand through said secondary veins, and - a non-ducted
  • the present invention thus proposes to place rectifier vanes with variable pitch at the level of the separation nozzle.
  • Fixed rectifier vanes are associated with the variable pitch vanes and are located in the external secondary vein. This configuration makes it possible to optimize the operation of the turbomachine, by authorizing multiflow or variable cycle applications, while limiting the impact on the length or axial dimension as well as the mass of the turbomachine.
  • variable pitch blades at the level of the nozzle makes it possible to reduce axially the distance between the rotor and the flow separation nozzle while allowing a modification of the gas flows flowing in the internal secondary veins and external.
  • annular means a shape of revolution around an axis, this shape being able to be continuous or interrupted.
  • variable-pitch element means an element of which at least one part has a position which can be adjusted around an axis, which is called a wedging axis. The entirety of this element or only part of this element can be variable timing. In the case of a blade for example, it can be in one piece and have an adjustable position around a setting axis.
  • each of the blades could include only one part, comprising for example a leading edge or a trailing edge, the position of which would be adjustable around a setting axis relative to the rest of the blade.
  • each of the blades has an adjustable position around a setting axis which is specific to it.
  • pitch axes there are variable pitch blades.
  • Each of these axes can have a radial or inclined orientation relative to the longitudinal axis of the turbomachine.
  • the turbomachine may comprise one or more of the following characteristics, taken alone or in combination with each other: - the stator elements further comprise second variable-pitch rectifier vanes which are located in said internal secondary vein; - the second variable pitch vanes comprise leading edges and trailing edges, the leading edges of these second variable pitch vanes being located directly downstream of the internal trailing edges of the first variable pitch vanes, and being separated by predetermined axial clearances of these trailing edges; the first and second variable-pitch vanes are therefore very close axially to each other so that they are considered as an assembly forming the stator elements within the meaning of the invention; the aforementioned axial clearances between these blades are preferably as low as possible.
  • the fixed rectifier blades comprise leading edges separated by predetermined axial clearances from said trailing edges of the first variable pitch blades; -- said clearances are preferably less than 10mm, more preferably less than or equal to 5mm; - the number of said second variable-pitch vanes is equal to the number of said first variable-pitch vanes; - the number of said second variable-pitch vanes is equal to a multiple number of said first variable-pitch vanes; - the number of said fixed blades is equal to the number of said first variable-pitch blades; - the number of said fixed vanes is equal to and equal to a multiple number of said first vanes with variable pitch; - the turbomachine further comprises at least one system for controlling the angular pitch of the variable pitch blades; - said control system is mounted in said separator or radially outside of said external wall; - at least some of said fixed blades have profiles different from the other fixed blades and therefore form a grid of multi-profile blades; - the rotor blade is
  • FIG.1a Figure 1a is a very schematic half view in axial section of an aircraft turbomachine, according to the technique prior to the invention
  • Figure 1b Figure 1b is a very schematic cross-sectional view of an arm of the turbomachine of Figure 1a
  • Figure 2a is a very schematic half view in axial section of an aircraft turbomachine
  • Figure 2b is a very schematic cross-sectional view of a stator blade of the turbomachine of Figure 2a
  • Figure 3a Figure 3a is a very schematic half view in axial section of an aircraft turbomachine, according to a first embodiment of the invention
  • Figure 3b Figure 3b is a very schematic cross-sectional view of
  • the turbomachine 10 is of the triple flow type and conventionally comprises a gas generator 2 comprising along a longitudinal axis X at least one compressor, a combustion chamber and at least one turbine.
  • the turbomachine includes a ducted propeller denoted H1 and a non-ducted propeller denoted H2.
  • the propeller H1 is surrounded by a nacelle 4 which extends around the axis X downstream of the propeller H2.
  • the air flow which passes through the propeller H2 is separated by the nacelle 4 into a main flow F2 which enters the nacelle 4 and into another flow F3 which flows around the nacelle 4.
  • the turbomachine 10 comprises two coaxial annular walls, respectively internal 12 and external 14, extending one around the other and defining between them a main annular vein 16 flow of a main gas flow 18.
  • the main gas flow 18 is divided into two secondary gas flows, respectively internal 20 and external 22, by an annular separator 24 which is arranged between the two walls 12, 14.
  • This separator 24 comprises at one upstream end an annular nozzle 24a configured to separate the main gas flow 18 into two and form the secondary gas flows 20, 22.
  • a rotor blade 30 extends radially through the main stream 16, upstream of the separator 24.
  • this rotor blade 30 forms the ducted propeller H1.
  • Stator elements are located downstream of the rotor blade 30 and at the level of the separation nose 24a.
  • these stator elements comprise first variable-pitch rectifier vanes 40.
  • fixed rectifier vanes 42 are located in the external secondary stream 28 downstream of the first variable-pitch rectifier vanes 40.
  • the first variable pitch blades 40 are distributed around the axis and each have a leading edge 40a located upstream of the nozzle 24a, and trailing edges, respectively internal 40b and external 40c, located respectively in the internal secondary veins 26 and external 28.
  • the first variable-pitch vanes 40 are located at the level of the nozzle 24a, as is visible in the drawing.
  • Non-visible clearances are provided between the nozzle 24a and the first variable-pitch blades 40 to allow their movement. These clearances are preferably as small as possible to limit or prevent the passage of gas between these blades 40 and the nose 24a.
  • the leading edges 42a can be inclined and extend from upstream to downstream outwards. This inclination is for example determined according to a compromise between the size of the motor and the optimization of the noise it generates. To minimize noise, it is preferable to increase the height at the top of the blade, which results in a greater inclination of the blade.
  • each of the first variable pitch blades 40 has an aerodynamic profile and includes an intrados 46 (of concave curved shape) and an extrados 48 (of convex curved shape). Furthermore, each of the first variable pitch blades has a certain curvature along its chord. We designate by C the zone of greatest curvature of a variable pitch blade 40. This zone is preferably located upstream of the nozzle 24a.
  • the first variable pitch blades 40 are preferably all identical. Their leading edges 40a are preferably crossed by the same transverse plane.
  • the number of first variable-pitch blades 40 is for example between 10 and 200.
  • Each of the first variable pitch blades 40 is movable in rotation around a pitch axis Y which has a substantially radial orientation.
  • each of the first variable-pitch vanes 40 is obtained by means of a control system 50 which is here located radially outside the external wall 14.
  • the fixed blades 42 are distributed around the axis in the external secondary vein 28. They each include a leading edge 42a located downstream of the nozzle 24a, and a trailing edge 42b located in the external secondary vein 28.
  • FIG. 3b shows that each of the fixed blades 42 has an aerodynamic profile and includes an intrados 46 (of concave curved shape) and an extrados 48 (of convex curved shape).
  • each of the fixed blades 42 has a certain curvature along its chord.
  • the number of fixed vanes 42 is equal to the number of first variable pitch vanes 40 or a multiple number of first variable pitch vanes 40, and the fixed vanes 42 are located directly downstream of the first variable pitch vanes 40 and in the axial extension of these.
  • the leading edges 42a of the fixed blades 42 are separated by predetermined axial clearances I from the trailing edges 40c of the first variable pitch blades 40.
  • these clearances I are less than 10mm and more preferably less than or equal to 5mm.
  • these clearances I are less than 10% of the chord of a blade 40 or a blade 42, and more preferably less than or equal to 5% of this chord.
  • Each of these clearances I is preferably constant over the entire radial extent of the edges 40c, 42a concerned and therefore of the external vein 28. Naturally, these clearances I are likely to vary in operation depending on the wedging positions of the blades 40 by relative to the blades 42.
  • the fixed blades 42 are preferably all identical. Their leading edges 42a are preferably in the same transverse plane or crossed by the same transverse plane. The number of fixed blades 42 is for example between 10 and 200.
  • Figure 3b shows on the left a first angular or wedging position of the first variable-pitch vanes 40 and on the right a second angular or wedging position of these blades.
  • the first variable-pitch vanes 40 can for example be moved over angular ranges of the order of 60° around their Y axes.
  • Figure 4c illustrates a variant embodiment in which the number of fixed vanes 424 is equal to one multiple of the number of first variable pitch blades 40. This multiple is for example 2, 3, 4, etc.
  • Figures 4a and 4b illustrate a second embodiment of the invention which differs from the previous embodiment essentially in that the turbomachine further comprises second variable-pitch rectifier vanes 44 located in the internal secondary vein 26 downstream of the trailing edges 40b of the first variable pitch blades 40.
  • the second variable pitch blades 44 each include a leading edge 44a located downstream of the nozzle 24a, and a trailing edge 44b located in the internal secondary vein 26.
  • Each of the second variable pitch vanes 44 has an aerodynamic profile and includes an intrados and an extrados. Furthermore, each of the variable pitch blades 44 has a certain curvature along its chord.
  • the number of second variable-pitch vanes 44 may be equal to the number of first variable-pitch vanes 40.
  • the second variable-pitch vanes 44 are located directly downstream of the fixed vanes 42 and in the axial extension thereof.
  • the leading edges 44a of the second variable-pitch blades 44 are separated by predetermined axial clearances J from the trailing edges 42c of the fixed blades 42. Preferably, these clearances J are less than 10mm and more preferably less than or equal to 5mm.
  • these clearances J are less than 10% of the chord of a blade 40 or a blade 44, and more preferably less than or equal to 5% of this chord.
  • Each of these games J is preferably constant over the entire radial extent of the edges 40b, 44a concerned and therefore of the internal vein 26. Naturally, these games J are capable of vary in operation depending on the pitch positions of the blades 40, 44.
  • the second variable pitch blades 44 are preferably all identical. Their leading edges 44a are preferably located in the same transverse plane or crossed by the same transverse plane.
  • the number of second variable-pitch vanes 44 is for example between 10 and 200.
  • Each of the second variable-pitch vanes 44 is movable in rotation around a pitch axis Z which has a substantially radial orientation.
  • each of the second variable-pitch vanes 44 is obtained thanks to a control system 50' which is here located in the separator 24.
  • Figure 4c illustrates an alternative embodiment in which the number of variable-pitch rectifier vanes 44 is equal to a multiple of the number of first variable pitch blades 40. This multiple is for example 2, 3, 4, etc.
  • Figure 5 illustrates a third embodiment of the invention which differs from the previous embodiment essentially in that the fixed blades 42 are not all identical.
  • the fixed blades 42 are of at least two types which differ from each other by their dimensions and/or their geometries and/or their cambers, etc.
  • the different types of fixed blades 42 are regularly distributed around the axis so as to obtain a cyclical distribution of these blades 42 around the axis.
  • the present invention applies to any turbomachine in which a main flow is separated into two secondary flows downstream of a shrouded rotor blade.

Landscapes

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Abstract

Turbomachine (10) d'aéronef à triple flux, comportant : • - deux parois annulaires coaxiales définissant entre elles une veine annulaire principale (16) d'écoulement d'un flux d'air principal (18), • - un aubage de rotor (30) s'étendant radialement à travers ladite veine principale (16) et formant une hélice (Hl) carénée, et formant une hélice (Hl) carénée, • - un séparateur annulaire (24) disposé en aval de l'aubage de rotor (30) et configuré pour séparer en deux le flux d'air principal (18) et former les flux d'air secondaires (20, 22), • - des premières aubes de redresseur à calage variable (40) qui sont réparties autour dudit axe et qui comportent chacune un bord d'attaque (40a) situé en amont dudit séparateur (24) et des bords de fuite (40b, 40c) situés dans lesdits flux d'air secondaires (20, 22) • - des aubes de redresseur fixes (42) qui sont réparties autour dudit axe dans le flux d'air externe et en aval desdites premières aubes à calage variable (40). • - une hélice (H2) non carénée disposée en amont de la paroi externe (14).

Description

DESCRIPTION TITRE : TURBOMACHINE D’AÉRONEF A TRIPLE FLUX Domaine technique de l'invention La présente invention concerne le domaine général de l’aéronautique. Elle vise plus particulièrement une turbomachine d’aéronef à triple flux. Arrière-plan technique De manière conventionnelle, une turbomachine d’aéronef comprend un générateur de gaz comprenant le long d’un axe longitudinal au moins un compresseur, une chambre de combustion, et au moins une turbine. Un flux d’air pénètre dans le générateur de gaz et est comprimé dans le ou les compresseurs. Ce flux d’air comprimé est mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion puis les gaz de combustion sont détendus dans la ou les turbines. Cette détente provoque la rotation du ou des rotors de turbine, ce qui entraîne la rotation du ou des rotos de compresseur. Les gaz de combustion sont éjectés par une tuyère pour fournir une poussée qui peut s’ajouter à une poussée conférée par au moins une hélice ou soufflante carénée ou non carénée de propulsion de la turbomachine. Les flux de gaz s’écoulent dans la turbomachine à travers des veines annulaires. Comme cela est visible à la figure 1a, la turbomachine 10 comprend ainsi des parois annulaires coaxiales, respectivement interne 12 et externe 14, s’étendant l’une autour de l’autre et définissant entre elles une veine annulaire principale 16 d’écoulement d’un flux de gaz principal 18. Dans le cas où le flux de gaz principal 18 doit être divisé en deux flux de gaz secondaires, respectivement interne 20 et externe 22, un séparateur annulaire 24 est disposé entre les deux parois 12, 14 et définit respectivement avec ces parois 12, 14 deux veines annulaires secondaires, respectivement interne 26 et externe 28, d’écoulement des flux de gaz secondaires 20, 22. Ce séparateur 24 comporte à une extrémité amont un bec annulaire 24a configuré pour séparer en deux le flux de gaz principal 18 et former les flux de gaz secondaires 20, 22. Un aubage de rotor 30 peut s’étendre radialement à travers la veine principale 16, donc en amont du séparateur 24. Comme illustré à la figure 1a, des bras structuraux 32 peuvent s’étendre radialement à travers la veine principale 16 en aval de l’aubage de rotor 30 et en amont du séparateur 24. Dans la présente demande, on entend par bras 32 ou bras structural, un élément de stator qui a en section une forme générale aérodynamique telle que celle représentée à la figure 1b, mais qui ne comprend pas d’intrados ni d’extrados. Un bras 32 n’est donc pas comparable à une aube ou pale qui est elle profilée de façon à comprendre un intrados et un extrados. Un bras 32 présente en général une symétrie par rapport à un plan P passant par l’axe de la turbomachine. Le nombre de bras 32 est en général inférieur à 10 et peut être de 4. Au moins un des bras 32 peut être creux et de forme tubulaire dans la direction radiale pour être traversé par des servitudes et servir ainsi au passage de ces servitudes dans le moteur à travers les veines. Pour certains types de turbomachine, tels que ceux à multiflux ou à cycle variable, il serait utile de disposer un aubage de stator 34 directement en aval de l’aubage de rotor 30 et intégré au bec 24a de séparation des flux à la place d’être positionné entre le rotor 30 et le séparateur 24 (cf. figure 2a), de manière à réduire la longueur du module entre le concept illustré sur la figure 1a et celui illustré sur la figure 2a. L’aubage de stator 34 comprendrait plusieurs aubes réparties autour de l’axe de la turbomachine. Comme évoqué dans ce qui précède et illustré à la figure 2b, chacune de ces aubes aurait en section un profil aérodynamique comportant un intrados 34a et un extrados 34b (figure 2b), donc un profil non symétrique ce qui n’est pas le cas du bras 32 visible sur la figure 1a. L’aubage de stator 34 s’étendrait radialement à travers la veine principale 16. Ces aubes comprendraient des bords d’attaque 36 situés en amont du bec 24a, dans la veine principale 16, et des bords de fuite, respectivement interne 38a et externe 38b, situés dans les veines interne 26 et externe 28. L’aubage de stator pourrait être relié au bec 24a. L’aubage de stator 34 imposerait une direction particulière aux flux de gaz 16, 20, 22. Toutefois, dans le cas d’une turbomachine à cycle variable, il serait utile de prévoir une géométrie variable en aval de l’aubage de rotor 30 pour pouvoir s’adapter aux différents régimes de fonctionnement et variations de taux de dilution de la turbomachine. Cependant, pour des raisons d’encombrement, l’ajout d’un aubage à calage variable en aval de l’aubage de stator 34 peut être complexe. En effet, cet ajout nécessiterait de rallonger la dimension axiale de la turbomachine, ce qui se traduirait par une augmentation de la masse de la turbomachine et une diminution de ses performances. De plus, pour des raisons de nuisance sonore, il ne serait pas non plus envisageable de rapprocher axialement l’aubage de stator 34 vers l’aubage de rotor 30. Dans la présente demande, on entend par une turbomachine à cycle variable, une turbomachine dont la poussée spécifique peut être modifiée à un régime moteur donné, en contrôlant des géométries variables de la turbomachine. Un exemple de géométrie variable est un aubage de stator à calage variable. Dans la présente demande, on entend par aubage une rangée annulaire d’aubes. L’invention propose ainsi d’optimiser une turbomachine telle qu’illustrée à la figure 2a de façon à pouvoir l’utiliser dans plusieurs configurations et notamment dans le cadre d’une turbomachine à plusieurs flux (au moins deux) et/ou d’une turbomachine à cycle variable. Résumé de l’invention La présente invention propose une turbomachine d’aéronef à triple flux, comportant un générateur de gaz comprenant le long d’un axe longitudinal au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine, la turbomachine comportant en outre : - deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne et externe, s’étendant l’une autour de l’autre et définissant entre elles une veine annulaire principale d’écoulement d’un flux d’air principal, - un aubage de rotor s’étendant radialement à travers ladite veine principale et formant une hélice carénée, - un séparateur annulaire disposé en aval de l’aubage de rotor et entre les deux parois, le séparateur définissant respectivement avec les parois interne et externe deux veines annulaires secondaires, respectivement interne et externe, d’écoulement de flux d’air secondaires, respectivement interne et externe, le séparateur comportant à une extrémité amont un bec annulaire configuré pour séparer en deux le flux d’air principal et former les flux d’air secondaires, - des éléments de stator s’étendant radialement d’une part à travers ladite veine principale et d’autre part à travers lesdites veines secondaires, et - une hélice non carénée disposée en amont de la paroi externe, caractérisée en ce que lesdits éléments de stator comprennent des premières aubes de redresseur à calage variable qui sont réparties autour dudit axe et qui comportent chacune un bord d’attaque situé en amont dudit bec, et des bords de fuite, respectivement interne et externe, situés respectivement dans les veines secondaires interne et externe, et en ce que la turbomachine comprend en outre des aubes de redresseur fixes qui sont réparties autour dudit axe dans la veine secondaire externe et en aval des bords de fuite externes desdites premières aubes à calage variable. La présente invention propose ainsi de mettre des aubes de redresseur à calage variable au niveau du bec de séparation. Pour autoriser le déplacement angulaire de ces aubes autour de leurs axes de calage, on comprend que les aubes seront séparées par de faibles jeux du bec et du séparateur, ceci afin de limiter les fuites de gaz dans ces zones. Des aubes de redresseurs fixes sont associées aux aubes à calage variable et sont situées dans la veine secondaire externe. Cette configuration permet d’optimiser le fonctionnement de la turbomachine, en autorisant des applications multiflux ou à cycle variable, tout en limitant l’impact sur la longueur ou dimension axiale ainsi que la masse de la turbomachine. En effet, le fait de prévoir les aubes à calage variable au niveau du bec permet de réduire axialement la distance entre le rotor et le bec de séparation des flux tout en autorisant une modification des flux de gaz s’écoulant dans les veines secondaires interne et externe. Dans la présente demande, on entend par « annulaire, une forme de révolution autour d’un axe, cette forme pouvant être continue ou interrompue. De plus, dans la présente demande, on entend par un élément « à calage variable », un élément dont au moins une partie a une position qui peut être ajustée autour d’un axe, qui est appelé axe de calage. L’intégralité de cet élément ou seulement une partie de cet élément peut être à calage variable. Dans le cas d’une aube par exemple, elle peut être monobloc et avoir un positon ajustable autour d’un axe de calage. En variante, elle pourrait comprendre qu’une partie seulement, comportant par exemple un bord d’attaque ou un bord de fuite, dont la position serait ajustable autour d’un axe de calage par rapport au reste de l’aube. Dans le cas d’un aubage comportant plusieurs aubes, chacune des aubes a une position ajustable autour d’un axe de calage qui lui est propre. Pour un même aubage, il y a donc autant d’axes de calage que d’aubes à calage variable. Chacun de ces axes peut avoir une orientation radiale ou inclinée par rapport à l’axe longitudinal de la turbomachine. La turbomachine peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison les unes avec les autres : - les éléments de stator comprennent en outre des secondes aubes de redresseur à calage variable qui sont situées dans ladite veine secondaire interne ; - les secondes aubes à calage variable comprennent des bords d’attaque et des bords de fuite, les bords d’attaque de ces secondes aubes à calage variable étant situés directement en aval des bords de fuite interne des premières aubes à calage variable, et étant séparés par des jeux axiaux prédéterminés de ces bords de fuite ; les premières et secondes aubes à calage variable sont donc très rapprochées axialement les unes des autres de façon à ce qu’elles soient considérées comme un ensemble formant les éléments de stator au sens de l’invention ; les jeux axiaux précités entre ces aubes sont les plus faibles possibles de préférence. La minimisation de ces jeux axiaux permet de limiter voire d’empêcher le passage de gaz en fonctionnement entre les bords de fuite des premières aubes à calage variable et les bords d’attaque des secondes aubes à calage variable ; on comprend ainsi que les gaz qui s’écoulent sur les intrados des premières aubes à calage variable doivent s’écouler ensuite sur les intrados des secondes aubes à calage variable, et que les gaz qui s’écoulent sur les extrados des premières aubes à calage variable doivent s’écouler ensuite sur les extrados des secondes aubes à calage variable ; lorsque les jeux sont plus importants, une partie du flux de gaz s’écoulant sur les extrados des premières aubes à calage variable s’écoulent ensuite vers les intrados des secondes aubes et permet un apport d’énergie au fluide s’écoulant sur les intrados des premières aubes. ; - les aubes de redresseur fixes comprennent des bords d’attaque séparés par des jeux axiaux prédéterminés desdits bords de fuite des premières aubes à calage variable ; -- lesdits jeux sont de préférence inférieurs à 10mm, plus préférentiellement inférieurs ou égaux à 5mm ; - le nombre desdites secondes aubes à calage variable est égal au nombre desdites premières aubes à calage variable ; - le nombre desdites secondes aubes à calage variable est égal à un nombre multiple desdites premières aubes à calage variable ; - le nombre desdites aubes fixes est égal au nombre desdites premières aubes à calage variable ; - le nombre desdites aubes fixes est égal et égal à un nombre multiple desdites premières aubes à calage variable ; - la turbomachine comprend en outre au moins un système de commande du calage angulaire des aubes à calage variable ; - ledit système de commande est monté dans ledit séparateur ou radialement à l’extérieur de ladite paroi externe ; - au moins certaines desdites aubes fixes ont des profils différents des autres aubes fixes et forment donc une grille d’aubes multiprofils ; - l’aubage de rotor est une soufflante de propulsion ou un aubage de rotor de compresseur ; et -- lesdites aubes de redresseur fixes comprennent un intrados et un extrados, et lesdites aubes de redresseur à calage variable comprennent un intrados et un extrados. La présente invention concerne également un aéronef, en particulier un avion de transport, comportant une turbomachine telle que décrite dans ce qui précède. Brève description des figures D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaitront au cours de la lecture de la description détaillée qui va suivre pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels : [Fig.1a] la figure 1a est une demi vue très schématique en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef, selon la technique antérieure à l’invention ; [Fig.1b] la figure 1b est une vue très schématique en coupe transversale d’un bras de la turbomachine de la figure 1a ; [Fig.2a] la figure 2a est une demi vue très schématique en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef ; [Fig.2b] la figure 2b est une vue très schématique en coupe transversale d’une aube de stator de la turbomachine de la figure 2a ; [Fig.3a] la figure 3a est une demi vue très schématique en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef, selon un premier mode de réalisation de l’invention ; [Fig.3b] la figure 3b est une vue très schématique en coupe transversale d’une aube de redresseur à calage variable suivie d’une aube de redresseur fixe de la turbomachine de la figure 3a, et illustre, respectivement à gauche et à droite de la figure, deux positions distinctes de calage de l’aube de redresseur à calage variable ; [Fig.3c] la figure 3c est une vue similaire à celle de la figure 3b de gauche et montre une variante de réalisation de l’invention ; [Fig.4a] la figure 4a est une demi vue très schématique en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef, selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ; [Fig.4b] la figure 4b est une vue très schématique en coupe transversale d’une première aube de redresseur à calage variable suivie d’une seconde aube de redresseur à calage variable de la turbomachine de la figure 4a, et illustre, respectivement à gauche et à droite de la figure, deux positions distinctes de calage de ces aubes ; [Fig.4c] la figure 4c est une vue similaire à celle de la figure 4b de gauche et montre une variante de réalisation de l’invention ; [Fig.5] la figure 5 est une demi vue très schématique en coupe axiale d’une turbomachine d’aéronef, selon un troisième mode de réalisation de l’invention dans lequel la grille de stators est composée d’au moins deux profils d’aubes différents ; et [Fig.6] la figure 6 est une vue schématique d’une turbomachine à triple flux dans le cadre de laquelle se situe la présente invention. Description détaillée de l'invention Les figures 1a, 1b, 2a et 2b ont été décrites dans ce qui précède. En référence à la figure 6, la turbomachine 10 est du type à triple flux et comporte de manière classique un générateur de gaz 2 comprenant le long d’un axe longitudinal X au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine. La turbomachine comprend une hélice carénée noté H1 et une hélice non carénée notée H2. L’hélice H1 est entourée par une nacelle 4 qui s’étend autour de l’axe X en aval de l’hélice H2. Le flux d’air qui traverse l’hélice H2 est séparé par la nacelle 4 en un flux principal F2 qui pénètre dans la nacelle 4 et en un autre flux F3 qui s’écoule autour de la nacelle 4. Le flux principal F2 est ensuite divisé en deux autres flux F1, F2 comme expliqué dans ce qui suit. Dans le cadre de la présente invention illustrée aux figures 3a et 3b, la turbomachine 10 comprend deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne 12 et externe 14, s’étendant l’une autour de l’autre et définissant entre elles une veine annulaire principale 16 d’écoulement d’un flux de gaz principal 18. Le flux de gaz principal 18 est divisé en deux flux de gaz secondaires, respectivement interne 20 et externe 22, par un séparateur annulaire 24 qui est disposé entre les deux parois 12, 14. Ce séparateur 24 comporte à une extrémité amont un bec annulaire 24a configuré pour séparer en deux le flux de gaz principal 18 et former les flux de gaz secondaires 20, 22. Un aubage de rotor 30 s’étend radialement à travers la veine principale 16, en amont du séparateur 24. Dans le cadre de la turbomachine de la figure 6, cet aubage de rotor 30 forme l’hélice H1 carénée. Des éléments de stator sont situés en aval de l’aubage de rotor 30 et au niveau du bec de séparation 24a. Selon l’invention, ces éléments de stator comprennent des premières aubes de redresseur à calage variable 40. Par ailleurs, des aubes de redresseur fixes 42 sont situées dans la veine secondaire externe 28 en aval des premières aubes de redresseur à calage variable 40. Les premières aubes à calage variable 40 sont réparties autour de l’axe et comportent chacune un bord d’attaque 40a situé en amont du bec 24a, et des bords de fuite, respectivement interne 40b et externe 40c, situés respectivement dans les veines secondaires interne 26 et externe 28. On comprend ainsi que les premières aubes à calage variable 40 sont situées au niveau du bec 24a, comme cela est visible dans le dessin. Des jeux non visibles sont prévus entre le bec 24a et les premières aubes à calage variable 40 pour autoriser leur déplacement. Ces jeux sont de préférence les plus faibles possible pour limiter ou empêcher le passage de gaz entre ces aubes 40 et le nez 24a. Comme cela est également visible, les bords d’attaque 42a peuvent être inclinées et s’étendre d’amont en aval vers l’extérieur. Cette inclinaison est par exemple déterminée selon un compromis entre la taille du moteur et l’optimisation du bruit qu’il génère. Pour minimiser le bruit, il est préférable d’augmenter la hauteur en haut de pale, ce qui se traduit par une plus forte inclinaison de la pale. La figure 3b montre que chacune des premières aubes à calage variable 40 a un profil aérodynamique et comprend un intrados 46 (de forme incurvée concave) et un extrados 48 (de forme incurvée convexe). Par ailleurs, chacune des premières aubes à calage variable présente une certaine courbure le long de sa corde. On désigne par C la zone de plus grande courbure d’une aube à calage variable 40. Cette zone est de préférence située en amont du bec 24a. Les premières aubes à calage variable 40 sont de préférence toutes identiques. Leurs bords d’attaque 40a sont de préférence traversés par un même plan transversal. Le nombre des premières aubes à calage variable 40 est par exemple compris entre 10 et 200. Chacune des premières aubes à calage variable 40 est mobile en rotation autour d’un axe de calage Y qui a une orientation sensiblement radiale. La rotation de chacune des premières aubes à calage variable 40 est obtenue grâce à un système de commande 50 qui est ici situé radialement à l’extérieur de la paroi externe 14. Ceci est avantageux car cela permet de localiser ce système dans un environnement relativement froid par rapport aux températures élevées qui peuvent régner dans le générateur de gaz. Par ailleurs, cet environnement est peu contraint et contient des espaces libres pour accueillir ce type de système. Les aubes fixes 42 sont réparties autour de l’axe dans la veine secondaire externe 28. Elles comportent chacune un bord d’attaque 42a situé en aval du bec 24a, et un bord de fuite 42b situé dans la veine secondaire externe 28. La figure 3b montre que chacune des aubes fixes 42 a un profil aérodynamique et comprend un intrados 46 (de forme incurvée concave) et un extrados 48 (de forme incurvée convexe). Par ailleurs, chacune des aubes fixes 42 présente une certaine courbure le long de sa corde. Le nombre d’aubes fixes 42 est égal au nombre des premières aubes à calage variable 40 ou un nombre multiple des premières aubes à calage variable 40, et les aubes fixes 42 sont situées directement en aval des premières aubes à calage variable 40 et dans le prolongement axial de celles-ci. Les bords d’attaque 42a des aubes fixes 42 sont séparés par des jeux axiaux I prédéterminés des bords de fuite 40c des premières aubes à calage variable 40. De préférence, ces jeux I sont inférieurs à 10mm et plus préférentiellement inférieurs ou égaux à 5mm. De préférence, ces jeux I sont inférieurs à 10% de la corde d’une aube 40 ou d’une aube 42, et plus préférentiellement inférieurs ou égaux à 5% de cette corde. Chacun de ces jeux I est de préférence constant sur toute l’étendue radiale des bords 40c, 42a concernés et donc de la veine externe 28. Naturellement, ces jeux I sont susceptibles de varier en fonctionnement en fonction des positions de calage des aubes 40 par rapport aux aubes 42. Les aubes fixes 42 sont de préférence toutes identiques. Leurs bords d’attaque 42a sont de préférence dans un même plan transversal ou traversés par un même plan transversal. Le nombre d’aubes fixes 42 est par exemple compris entre 10 et 200. La figure 3b montre à gauche une première position angulaire ou de calage des premières aubes à calage variable 40 et à droite une seconde position angulaire ou de calage de ces aubes. Les premières aubes à calage variable 40 peuvent par exemple être déplacées sur des plages angulaires de l’ordre de 60° autour de leurs axes Y. La figure 4c illustre une variante de réalisation dans laquelle le nombre d’aubes fixes 424 est égal à un multiple du nombre des premières aubes à calage variable 40. Ce multiple est par exemple de 2, 3, 4, etc. Les figures 4a et 4b illustrent un deuxième mode de réalisation de l’invention qui diffère du précédent mode de réalisation essentiellement en ce que la turbomachine comprend en outre des secondes aubes de redresseur à calage variable 44 situés dans la veine secondaire interne 26 en aval des bords de fuite 40b des premières aubes à calage variable 40. Les secondes aubes à calage variable 44 comportent chacune un bord d’attaque 44a situé en aval du bec 24a, et un bord de fuite 44b situé dans la veine secondaire interne 26. Chacune des secondes aubes à calage variable 44 a un profil aérodynamique et comprend un intrados et un extrados. Par ailleurs, chacune des aubes à calage variable 44 présente une certaine courbure le long de sa corde. Le nombre des secondes aubes à calage variable 44 peut être égal au nombre des premières aubes à calage variable 40. Les secondes aubes à calage variable 44 sont situées directement en aval des aubes fixes 42 et dans le prolongement axial de celles-ci. Les bords d’attaque 44a des secondes aubes à calage variable 44 sont séparés par des jeux axiaux J prédéterminés des bords de fuite 42c des aubes fixes 42. De préférence, ces jeux J sont inférieurs à 10mm et plus préférentiellement inférieurs ou égaux à 5mm. De préférence, ces jeux J sont inférieurs à 10% de la corde d’une aube 40 ou d’une aube 44, et plus préférentiellement inférieurs ou égaux à 5% de cette corde. Chacun de ces jeux J est de préférence constant sur toute l’étendue radiale des bords 40b, 44a concernés et donc de la veine interne 26. Naturellement, ces jeux J sont susceptibles de varier en fonctionnement en fonction des positions de calage des aubes 40, 44. Les secondes aubes à calage variable 44 sont de préférence toutes identiques. Leurs bords d’attaque 44a sont de préférence situés dans un même plan transversal ou traversés par un même plan transversal. Le nombre des secondes aubes à calage variable 44 est par exemple compris entre 10 et 200. Chacune des secondes aubes à calage variable 44 est mobile en rotation autour d’un axe de calage Z qui a une orientation sensiblement radiale. La rotation de chacune des secondes aubes à calage variable 44 est obtenue grâce à un système de commande 50’ qui est ici situé dans le séparateur 24. La figure 4c illustre une variante de réalisation dans laquelle le nombre d’aubes de redresseur à calage variable 44 est égal à un multiple du nombre des premières aubes à calage variable 40. Ce multiple est par exemple de 2, 3, 4, etc. La figure 5 illustre un troisième mode de réalisation de l’invention qui diffère du précédent mode de réalisation essentiellement par le fait que les aubes fixes 42 ne sont pas toutes identiques. Les aubes fixes 42 sont au moins de deux types qui différent l’un de l’autre par leurs dimensions et/ou leurs géométries et/ou leurs cambrures, etc. Les différents types des aubes fixes 42 sont régulièrement répartis autour de l’axe de façon à obtenir une répartition cyclique de ces aubes 42 autour de l’axe. De manière générale, la présente invention s’applique à toute turbomachine dans laquelle un flux principal est séparé en deux flux secondaires en aval d’un aubage de rotor caréné.

Claims

REVENDICATIONS 1. Turbomachine (10) d’aéronef à triple flux, comportant un générateur de gaz comprenant le long d’un axe longitudinal au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine, la turbomachine comportant en outre : - deux parois annulaires coaxiales, respectivement interne (12) et externe (14), s’étendant l’une autour de l’autre et définissant entre elles une veine annulaire principale (16) d’écoulement d’un flux d’air principal (18), - un aubage de rotor (30) s’étendant radialement à travers ladite veine principale (16) et formant une hélice (H1) carénée, - un séparateur annulaire (24) disposé en aval de l’aubage de rotor (30) et entre les deux parois (12, 14), le séparateur (24) définissant respectivement avec les parois interne et externe (12, 14) deux veines annulaires secondaires, respectivement interne (26) et externe (28), d’écoulement de flux d’air secondaires, respectivement interne (20) et externe (22), le séparateur (24) comportant à une extrémité amont un bec annulaire (24a) configuré pour séparer en deux le flux d’air principal (18) et former les flux d’air secondaires (20, 22), - des éléments de stator s’étendant radialement d’une part à travers ladite veine principale (16) et d’autre part à travers lesdites veines secondaires (26, 28), et - une hélice (H2) non carénée disposée en amont de la paroi externe (14), caractérisée en ce que lesdits éléments de stator comprennent des premières aubes de redresseur à calage variable (40) qui sont réparties autour dudit axe et qui comportent chacune un bord d’attaque (40a) situé en amont dudit bec (24a), et des bords de fuite, respectivement interne (40b) et externe (40c), situés respectivement dans les veines secondaires interne (26) et externe (28), et en ce que la turbomachine (10) comprend en outre des aubes de redresseur fixes (42) qui sont réparties autour dudit axe dans la veine secondaire externe (28) et en aval des bords de fuite externes (40c) desdites premières aubes à calage variable (40).
2. Turbomachine (10) selon la revendication 1, dans laquelle les éléments de stator comprennent en outre des secondes aubes de redresseur à calage variable (44) qui sont situées dans ladite veine secondaire interne (26).
3. Turbomachine (10) selon la revendication 2, dans laquelle les secondes aubes à calage variable (44) comprennent des bords d’attaque (44a) et des bords de fuite (44b), les bords d’attaque (44a) de ces secondes aubes à calage variable (44) étant situés directement en aval des bords de fuite interne (40b) des premières aubes à calage variable (40), et étant séparés par des jeux axiaux (J) prédéterminés de ces bords de fuite (40b).
4. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle les aubes de redresseur fixes (42) comprennent des bords d’attaque (42a) séparés par des jeux axiaux (I) prédéterminés desdits bords de fuite (40c) des premières aubes à calage variable (40).
5. Turbomachine (10) selon l’une des revendications 2 à 4, dans laquelle le nombre desdites secondes aubes à calage variable (44) est égal au nombre desdites premières aubes à calage variable (40) ou à un nombre multiple desdites premières aubes à calage variable (40).
6. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle le nombre desdites aubes fixes (42) est égal au nombre desdites premières aubes à calage variable (40) ou à un nombre multiple desdites premières aubes à calage variable (40).
7. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle elle comprend en outre au moins un système (50, 50’) de commande du calage angulaire des aubes à calage variable (42).
8. Turbomachine (10) selon la revendication 7, dans laquelle ledit système de commande (50, 50’) est monté dans ledit séparateur (24) ou radialement à l’extérieur de ladite paroi externe (14).
9. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle au moins certaines desdites aubes fixes (42) ont des profils différents des autres aubes fixes (42).
10. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle l’aubage de rotor (30) est une soufflante ou un aubage de rotor de compresseur.
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