EP4682352A1 - Calage inhomogène d'aubes d'un stator d'une turbomachine d'aéronef - Google Patents

Calage inhomogène d'aubes d'un stator d'une turbomachine d'aéronef

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Publication number
EP4682352A1
EP4682352A1 EP25189692.4A EP25189692A EP4682352A1 EP 4682352 A1 EP4682352 A1 EP 4682352A1 EP 25189692 A EP25189692 A EP 25189692A EP 4682352 A1 EP4682352 A1 EP 4682352A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
stator
rotor
static pressure
pressure difference
blades
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
EP25189692.4A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Rémy Henri Pierre PRINCIVALLE
Guillaume Pierre Georges Benoit TERLINDEN
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aero Boosters SA
Original Assignee
Safran Aero Boosters SA
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 Aero Boosters SA filed Critical Safran Aero Boosters SA
Publication of EP4682352A1 publication Critical patent/EP4682352A1/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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3216—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage

Definitions

  • the present invention relates to an assembly for a compressor of an aircraft turbomachine and comprising a stator and a rotor located downstream of the stator.
  • a rotor is generally designed assuming circumferential homogeneity of the static pressure difference between the upstream and downstream sides of the rotor, i.e., zero distortion of said static pressure difference.
  • the distortion of the static pressure difference between the upstream and downstream sides of a rotor may not be homogeneous along a circumferential direction, for example due to an arm located upstream or downstream of the rotor, a stability margin is taken into account during the rotor design, this margin being quantified as a function of the maximum amplitude of the circumferential distortion of the static pressure difference between the upstream and downstream sides of the rotor.
  • the circumferential distortion of static pressure difference between the upstream and downstream sides of a rotor can reach 10% of the average value of said static pressure difference.
  • a rotor can be locally driven, opposite the peak of the static pressure difference, to a value up to 5% higher or lower than the average static pressure difference for which the rotor was designed, thus consuming a significant portion of its stability margin. It is then necessary to constrain the rotor design with a larger stability margin, which can degrade the rotor's efficiency.
  • the invention proposes an assembly for a compressor of an aircraft turbomachine and comprising: a stator comprising a row of blades, each of said blades being arranged according to a pitch angle; and a rotor comprising a row of blades and located downstream of the stator along an axial direction; characterized in that the pitch angle of the stator blades is inhomogeneous along a circumferential direction and is a function of a circumferential distortion of a static pressure difference between the upstream and downstream sides of the rotor, in that a stator blade has a more axial pitch (or in other words, an orientation) for (or in other words, facing) a local value of the static pressure difference higher than an average value of the static pressure difference, in that a stator blade has a more circumferential pitch (or in other words, an orientation) for (or in other words, facing) a local value of the static pressure difference lower than an average value of the static pressure difference, in that the inhomogeneous pitch angle of the stator
  • the rotor is located directly downstream of the stator, i.e. directly follows the stator along the axial direction.
  • a compressor in an aircraft turbomachine can comprise a plurality of stator-rotor pairs and therefore a plurality of assemblies according to the invention.
  • the stator included in the assembly according to the invention is intended to (or in other words, suitable for, or designed to) be the upstream stator within a compressor (in particular a low-pressure compressor) along an airflow passing through the compressor during its Normal operation.
  • the stator included in the assembly according to the invention is the stator located furthest upstream along a primary airflow passing through a compressor (in particular a low-pressure compressor) for or included in an aircraft turbomachine.
  • the stator included in the assembly according to the invention is preferably the IGV of the primary flow.
  • IGV Inlet Guide Vanes
  • primary flow refers to the airflow passing through the components located at the core of a turbomachine—such as a compressor, a combustion chamber, or a turbine—along the turbomachine's drive shaft, a term also familiar to those skilled in the art.
  • the circumferential distortion of a static pressure difference between the upstream and downstream sides of the rotor can be caused by the presence of an obstacle, such as an arm, upstream or downstream of the rotor.
  • This circumferential distortion of a static pressure difference between the upstream and downstream sides of the rotor can be determined by calculation during the design of the rotor included in the assembly according to the invention.
  • an inhomogeneous pitch angle of the stator blades along a circumferential direction means that the pitch angle of the stator blades varies along the circumferential direction and is therefore not homogeneous along the circumferential direction.
  • the inhomogeneity of the stator blade pitch angle is imposed during the stator assembly.
  • the inhomogeneity of the stator blade pitch angle can concern some or all of the stator blades.
  • the stator blades are distributed homogeneously (or uniformly) along the stator circumference.
  • the stator blades are preferably equidistant along the stator circumference.
  • the spacing between successive stator blades along a circumferential direction is preferably uniform. (or uniform), or even identical. This does not prevent the stator blade pitch angle from being inhomogeneous along a circumferential direction.
  • a local pressure difference along a circumferential direction refers to the pressure difference at a point along the circumferential direction.
  • a local rotor flow along a circumferential direction refers to the flow through the rotor at a point along the circumferential direction.
  • a local flow rate of a rotor is adapted to a local difference in static pressure between the upstream and downstream of the rotor by varying a pitch angle of the blades of a stator located upstream of the rotor, a more axial pitch of a blade increasing the local flow rate at the blade, a more circumferential pitch of a blade decreasing the local flow rate at the blade.
  • the invention proposes to balance the local flow rate of the rotor with the local value of the static pressure difference along the circumferential direction by varying the pitch angle of the stator blades located upstream of the rotor according to the local value of said static pressure difference at each of the stator blades, thus resulting in an inhomogeneous pitch angle of the stator blades along the circumferential direction.
  • a circumferential distortion of a static pressure difference causes the local value of the static pressure difference to vary around an average value of said difference, said local value being higher than, equal to, or lower than said average value.
  • the pitch angle of a stator blade is defined as the angle between a blade chord and the stator's axis of revolution, a blade chord being a straight line segment connecting the leading and trailing edges of the blade and lying in a plane perpendicular to a longitudinal (or radial) axis of the blade.
  • a stator blade can be oriented in a direction more parallel to the stator's axis of revolution, in which case, for the purposes of this document, we will refer to a "more axial orientation" or a "more axial pitch” of the blade, which corresponds to a reduced (or in other words, smaller) pitch angle.
  • a stator blade can be oriented more perpendicular to the stator's axis of revolution, in which case, for the purposes of this document, we will refer to a "more circumferential orientation” or a “more circumferential pitch” of the blade, which corresponds to a higher pitch angle.
  • the invention makes it possible to take into account, during the design of the rotor located downstream of the stator, a circumferential distortion of a static pressure difference between the upstream and downstream sides of the rotor, said distortion being able to be caused by the presence of an obstacle, such as an arm, upstream or downstream of the rotor.
  • the invention makes it possible to reduce the stability margin required when designing such a rotor and thus allows for the design of such a rotor with improved efficiency.
  • an obstacle such as an arm, upstream or downstream of the rotor included in the assembly according to the invention can disrupt the airflow through said assembly, and can therefore induce a circumferential distortion of the static pressure difference between the upstream and downstream sides of the rotor, also referred to as "circumferential inhomogeneity of a static pressure difference" in the context of this document. More specifically, such an obstacle located upstream or downstream of the rotor can induce a circumferential distortion of the static pressure upstream or downstream of the rotor, which can then lead to a circumferential distortion of the static pressure difference between the upstream and downstream sides of the rotor.
  • inhomogeneity in the airflow through the rotor due to dynamic factors occurring during rotor operation can also lead to circumferential distortion of the pressure difference between the upstream and downstream sides of the rotor.
  • a circumferential distortion of a static pressure difference between the upstream and downstream sides of a rotor depends on factors that are essentially geometric in nature and that can be determined during the rotor's design, without having to operate the rotor or simulate its operation.
  • the inventors propose several possible embodiments of the invention including optional features, some of which can be combined.
  • an assembly according to the invention further comprises an arm, the circumferential distortion of a static pressure difference being caused at least in part by the presence of said arm in the assembly.
  • This arm may be, for example, a structural arm and/or a radial arm, or even a pylon, and may also allow the passage of service lines.
  • This arm may constitute an obstruction in the flow of air passing through the assembly according to the invention, thus causing at least in part said circumferential distortion of a static pressure difference between the upstream and downstream sides of the rotor.
  • the presence of said arm in the assembly according to the invention does not preclude the presence of other arms, or even other obstructions, in said assembly, and said other arms or obstructions may also cause at least in part or contribute to said circumferential distortion of a static pressure difference.
  • the arm is located upstream of the stator, preferably directly upstream of the stator, or downstream of the rotor, preferably directly downstream of the rotor.
  • the assembly according to the invention consists of the following successive elements along the axial direction: arm, stator, rotor. If the arm is located directly upstream of the stator, it means that the arm directly precedes the stator along the axial direction. If the arm is located downstream of the rotor, the assembly according to the invention consists of the following successive elements along the axial direction: stator, rotor, arm. If the arm is located directly downstream of the rotor, it means that the arm directly follows the rotor along the axial direction.
  • an assembly according to the invention further comprises a variable blade pitching system capable of uniformly modifying the pitching angle of the stator blades.
  • This method lies in its ability to adapt the airflow to the operating conditions of a device comprising an assembly according to the invention, such as a turbomachine compressor.
  • controlling the orientation of the stator blades ensures that an airflow passing through the stator at a given speed is directed onto the rotor located downstream of the stator at an angle acceptable to the airflow speed.
  • the control of the variable pitch of the stator blades i.e., the control of the orientation of the stator blades
  • the pitch angle of the stator blades is inhomogeneous along a circumferential direction
  • the modification of this pitch by the variable pitch system is uniform for all the stator blades; i.e., the same increment or decrement of pitch angle is applied to each of the stator blades by the variable pitch system.
  • the inhomogeneity of the stator blade pitch is intended to balance a local flow rate of a rotor located downstream of the stator with a local difference in static pressure between the upstream and downstream sides of the rotor, i.e., at a point along a circumferential direction.
  • a local flow rate of a rotor located downstream of the stator with a local difference in static pressure between the upstream and downstream sides of the rotor, i.e., at a point along a circumferential direction.
  • variable blade pitch system comprises a control ring essentially coaxial with the stator, said control ring being mechanically coupled to each of the stator blades via respective levers.
  • the length of each of said levers can be configured so that the pitch angle of each stator blade depends on the local value, at the blade, of the static pressure difference between the upstream and downstream sides of the rotor. This embodiment allows for easy implementation of the invention.
  • the invention further proposes a compressor for an aircraft turbomachine and comprising an assembly according to the invention.
  • said compressor is a low pressure compressor
  • the stator included in the assembly according to the invention is the stator located furthest upstream within said low pressure compressor.
  • the invention further proposes an aircraft turbomachine comprising a compressor according to the invention.
  • the invention further proposes an aircraft comprising a turbomachine according to the invention.
  • Reference points are shown in some of the figures as abstract geometric coordinates, primarily to quantify and/or visualize properties of embodiments of the invention.
  • Reference point Z for example, generally designates a "drive shaft" of an aircraft turbomachine. This shaft is directed from “upstream” to “downstream.” The stages of The compressors and turbines of the aircraft turbomachine are stacked essentially along this engine axis.
  • the terms “inlet” and “outlet” of a compressor refer to the upstream and downstream ends of the compressor, respectively.
  • FIG. 1 This illustrates an aircraft turbomachine 100 comprising an assembly 1 according to the invention, said assembly 1 comprising a stator 10 and a rotor 20 located downstream of the stator 10.
  • the stator 10 comprises a row of blades 121.
  • the rotor 20 comprises a row of blades 122.
  • a stator may also be referred to as a "stator assembly”.
  • the aircraft turbomachine 100 is, for example, an axial twin-flow turbomachine comprising successively along the engine axis Z, a fan 110, a first compressor 120 (or low-pressure compressor), a second compressor 130 (or high-pressure compressor), a combustion chamber 160, a high-pressure turbine 140, and a low-pressure turbine 150.
  • the mechanical power of the low-pressure 150 and high-pressure 140 turbines is transmitted respectively via the low-pressure 101 and high-pressure 102 shafts.
  • the blower 110 generates a primary flow 106 through the aircraft turbomachine 100 in a primary aerodynamic channel and a secondary flow 107 externally around the compressors 120, 130 and the turbines 140, 150.
  • Each compressor 120, 130 and each turbine 140, 150 comprises at least one stage, each stage including a fixed blade and a movable blade capable of being rotated about the drive shaft.
  • the fixed blades are designated 121, 123, 125, and the movable blades are designated 122, 124.
  • the fixed blades of compressors 120, 130 are generally called "straighteners.”
  • the movable and fixed blades of the stages of such a compressor 120, 130 are alternated along the drive shaft. Parameters such as the dimensions and surface geometry of the blades are determined so that the operating conditions of each stage are adapted to those of the stages upstream and/or downstream along the drive shaft.
  • the moving blades provide energy by increasing the relative velocity of the airflow passing through the compressor 120, 130, while the straighteners redirect the flow parallel to the drive axis, increasing the pressure and decreasing the absolute flow velocity.
  • Each fixed blade has a specific aerodynamic profile and a pitch angle relative to the drive axis to dictate the flow direction.
  • the low-pressure 120 and high-pressure 130 compressors thus synergistically draw in and compress air to bring it to the appropriate velocity, pressure, and temperature for entry into the combustion chamber 160.
  • variable-pitch blade can pivot about an essentially radial axis of rotation.
  • the pitch angle of a variable-pitch blade is defined as the angle between a blade chord and the drive axis, a blade chord being a straight line segment connecting the leading and trailing edges of the blade and lying in a plane perpendicular to the radial axis of rotation of the blade.
  • the blade pitch angle can be defined equivalently to the above definition as the angle between a blade chord and the stator axis of revolution.
  • variable-pitch stator blade can be oriented in a direction more parallel to the stator's axis of revolution, in which case, for the purposes of this document, we will refer to a "more axial pitch,” which corresponds to a reduced (or in other words, smaller) pitch angle.
  • variable-pitch stator blade can assume an orientation more perpendicular to the stator's axis of revolution, in which case, for the purposes of this document, we will refer to a "more circumferential pitch,” which corresponds to a higher pitch angle.
  • each of the aforementioned variable-pitch systems for stator blades may include a control ring mechanically coupled to the blades by respective levers (or connecting rods) and circumferentially and externally adjusted around a housing of the associated compressor 120, 130, and a displacement unit, typically at least one cylinder, for moving this ring and thereby synchronously altering the pitch angle of each stator blade.
  • each of said levers may have, on the one hand, a first end rigidly mounted on a pivot integral with a blade and, on the other hand, a second end connected to the control ring.
  • the 120 low-pressure compressor includes at least one rectifier 121 equipped with such a variable timing system, referenced by 126.
  • This rectifier 121 is preferably the rectifier 121 located furthest upstream within the low-pressure compressor 120.
  • the representation of the figure 1 is not limiting insofar as one or more of the other rectifiers 123, 125 could also be equipped with such a variable timing system.
  • the first compressor 120 is equipped with at least one row of rotor blades 122, 124, preceded directly upstream by a row of stator blades 121, 123, 125, each row of stator blades 121, 123, 125 forming a stator assembly.
  • the invention can be applied to any of the stator assemblies of a compressor 120, 130, and in particular to the upstream stator assembly of the first compressor 120, i.e., the low-pressure compressor 120.
  • the stator 10 included in assembly 1 according to the invention is preferably the upstream stator 10 within the low-pressure compressor 120.
  • the aircraft turbomachine 100 includes an inlet support housing 181 that extends around the inlet of the primary flow, through which the primary flow 106 passes, downstream of the fan 110.
  • the inlet support housing 181 may be provided with one or more structural arms 183 extending radially through the primary flow.
  • the aircraft turbomachine 100 also includes an intermediate support housing 182 that extends circumferentially between the first 120 and second 130 compressors.
  • the intermediate support housing 182 includes an annular sleeve delimiting the primary aerodynamic flow between the first 120 and second 130 compressors.
  • the intermediate support housing 182 may be provided with one or more structural arms 184 extending radially through the primary flow.
  • Such a structural arm 183, 184 can constitute an obstacle in the flow of the airflow, such an obstacle being able to cause a circumferential distortion of a static pressure difference between the upstream and downstream of a rotor located upstream or downstream of the obstacle.
  • the invention can be applied to turbomachines other than the aircraft turbomachine 100 shown in the figure 1 , and in particular to aircraft turbomachinery having more than two flow paths and/or unfaired rotors.
  • Figure 99 illustrates an operating field of a rotor exposed to circumferential distortion due to a static pressure difference between its upstream and downstream sides.
  • This rotor can, for example, be part of a low-pressure compressor 120.
  • figure 2 is equipped with axis markers 97 and 98 corresponding respectively to the air flow rate through the rotor and the static pressure downstream of the rotor.
  • a nominal average operating point 80 of the rotor is located on a characteristic curve 90 of rotor compression for a given rotor operating speed.
  • the pumping line 71 also referred to as the "rotor aerodynamic stability line" in this document, defines and/or estimates a stability limit within the rotor's operating range 99.
  • a margin referred to as the "stability margin" in this document, must be maintained between the pumping line 71 and the rotor operating point, particularly given uncertainties in the measurement of the rotor's operating parameters.
  • the rotor operating point may change along the characteristic curve 90 in response to local fluctuations in the static pressure downstream of the rotor along a circumferential direction.
  • the rotor operating point moves up along the characteristic curve 90 and closer to the pumping line 71.
  • the local rotor operating point corresponds to the operating point 81 along the rotor compression characteristic curve 90.
  • the rotor operating point When faced with a decrease in the local static pressure downstream of the rotor, the rotor operating point moves down along the characteristic curve 90 and away from the pumping line 71. When faced with a minimum local static pressure downstream of the rotor, the local rotor operating point corresponds to the operating point 82 along the characteristic curve 90 of rotor compression.
  • figure 3 illustrates a circumferential distortion of a static pressure difference between the upstream and downstream sides of a rotor.
  • figure 3 is equipped with a coordinate system with axes 51 and 52 corresponding respectively to a position along a circumferential direction and to a static pressure difference between the upstream and downstream sides of the rotor.
  • An average static pressure difference between the upstream and downstream sides of the rotor is represented by the dashed line 53.
  • a distortion of the static pressure difference along a circumferential direction is represented by the solid line 54.
  • This is a simplified representation of a static pressure difference distortion, in the case of a single obstacle, where the distortion can take the form of a sinusoid as shown in the diagram.
  • the distortion of the static pressure difference can be a combination of several sinusoids of different amplitudes and phases.
  • FIG 4 resumes the representation of a circumferential distortion 54 of a static pressure difference between the upstream and downstream sides of a rotor of the figure 3 , and also includes a schematic view along a circumferential direction of the blades 61 contained within a stator 60 located upstream of the rotor.
  • the stator 60 blades 61 are in an axisymmetric configuration along a circumferential direction, i.e. the pitch angle of the stator 60 blades 61 is identical for all the blades 61.
  • the vertical dashed lines 41, 43, and 45 are parallel to the axis of revolution of the stator 60' and therefore also parallel to the drive axis.
  • the oblique dashed lines 42, 44, and 46 are each a chord, respectively, of the blade 62, 63, and 64.
  • the pitch angle 65 of the blade 62 is the angle between the axis 41 and the chord 42.
  • the pitch angle 66 of the blade 63 is the angle between the axis 43 and the chord 44.
  • the pitch angle 67 of the blade 64 is the angle between the axis 45 and the chord 46.
  • the present invention relates to an assembly for a compressor of an aircraft turbomachine and comprising: a stator comprising a row of blades, each of said blades being arranged along a pitch angle; and a rotor comprising a row of blades and located downstream of the stator along an axial direction; characterized in that the pitch angle of the stator blades is inhomogeneous along a circumferential direction and is a function of a circumferential distortion of a static pressure difference between upstream and downstream of the rotor.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

La présente invention concerne un ensemble (1) pour un compresseur (120, 130) d'une turbomachine d'aéronef (100) et comprenant : un stator (10) comprenant une rangée d'aubes (121), chacune desdites aubes étant disposée suivant un angle de calage (65, 66, 67) ; et un rotor (20) comprenant une rangée d'aubes (122) et situé en aval du stator (10) le long d'une direction axiale ; caractérisé en ce que l'angle de calage des aubes du stator (10) est inhomogène le long d'une direction circonférentielle et est fonction d'une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor (20).

Description

    Domaine technique
  • La présente invention concerne un ensemble pour un compresseur d'une turbomachine d'aéronef et comprenant un stator et un rotor situé en aval du stator.
    • Etat de la technique
  • Dans l'état de la technique, un rotor est généralement conçu en supposant une homogénéité circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor, i.e. une distorsion nulle dudit écart de pression statique. Toutefois, étant donné qu'il est connu d'un homme du métier que la distorsion d'écart de pression statique entre l'amont et l'aval d'un rotor peut ne pas être homogène le long d'une direction circonférentielle, par exemple en raison d'un bras situé en amont ou en aval du rotor, une marge en stabilité est prise en compte lors de la conception du rotor, ladite marge étant quantifiée en fonction de l'amplitude maximale de la distorsion circonférentielle d'écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor.
  • En pratique, la distorsion circonférentielle d'écart de pression statique entre l'amont et l'aval d'un rotor peut atteindre 10% de la valeur moyenne dudit écart de pression statique. Dans un tel cas, un rotor peut être porté localement, en vis-à-vis du pic d'écart de pression statique, à une valeur jusqu'à 5% supérieure ou inférieure à l'écart de pression statique moyen pour lequel ledit rotor a été conçu, consommant ainsi une part conséquente de sa marge en stabilité. Il est alors nécessaire de contraindre la conception du rotor avec une plus grande marge en stabilité, ce qui peut dégrader le rendement du rotor.
  • Il existe donc un besoin de pouvoir concevoir avec un meilleur rendement un rotor exposé à une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre son amont et son aval.
    • Exposé de l'invention
  • À cet effet, l'invention propose un ensemble pour un compresseur d'une turbomachine d'aéronef et comprenant : un stator comprenant une rangée d'aubes, chacune desdites aubes étant disposée suivant un angle de calage ; et un rotor comprenant une rangée d'aubes et situé en aval du stator le long d'une direction axiale ; caractérisé en ce que l'angle de calage des aubes du stator est inhomogène le long d'une direction circonférentielle et est fonction d'une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor, en ce qu'une aube du stator a un calage (ou autrement dit une orientation) plus axial pour (ou autrement dit face à) une valeur locale de l'écart de pression statique plus élevée qu'une valeur moyenne de l'écart de pression statique, en ce qu'une aube du stator a un calage (ou autrement dit une orientation) plus circonférentiel pour (ou autrement dit face à) une valeur locale de l'écart de pression statique plus faible qu'une valeur moyenne de l'écart de pression statique, en ce que l'angle de calage inhomogène des aubes du stator est fixé (ou autrement dit imposé, ou déterminé) au montage du stator afin de tenir compte de la distorsion circonférentielle de l'écart de pression statique, et en ce que le stator est destiné à (ou autrement dit apte à, ou prévu pour) être le stator le plus en amont au sein du compresseur le long de la direction axiale, ou autrement dit le long d'un flux d'air traversant le compresseur lors de son fonctionnement normal.
  • Préférentiellement, dans l'ensemble selon l'invention, le rotor est situé directement en aval du stator, i.e. suit directement le stator le long de la direction axiale.
  • Généralement, un compresseur d'une turbomachine d'aéronef peut comprendre une pluralité de couples stator-rotor et donc une pluralité d'ensembles selon l'invention. En particulier, le stator compris dans l'ensemble selon l'invention est destiné à (ou autrement dit apte à, ou prévu pour) être le stator le plus en amont au sein d'un compresseur (en particulier un compresseur basse pression) le long d'un flux d'air traversant le compresseur lors de son fonctionnement normal. De préférence, le stator compris dans l'ensemble selon l'invention est le stator situé le plus en amont le long d'un flux d'air primaire traversant un compresseur (en particulier un compresseur basse pression) pour ou compris dans une turbomachine d'aéronef. Autrement dit, le stator compris dans l'ensemble selon l'invention est de préférence l'IGV du flux primaire. Le terme « IGV » signifie « Inlet Guide Vanes », ce qui peut être traduit par « dispositif à aubes de guidage d'entrée », ce terme étant connu d'un homme du métier. Le terme « flux primaire » désigne le flux d'air traversant les éléments situés au cœur d'une turbomachine - comme par exemple un compresseur, une chambre de combustion, ou une turbine - le long de l'axe moteur de la turbomachine, ce terme étant également connu d'un homme du métier.
  • La distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor peut être causée par la présence d'un obstacle, comme par exemple un bras, en amont ou en aval du rotor. Cette distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor peut être déterminée par calcul lors de la conception du rotor compris dans l'ensemble selon l'invention. Par ailleurs, un angle de calage inhomogène des aubes du stator le long d'une direction circonférentielle signifie qu'un angle de calage des aubes du stator varie le long de la direction circonférentielle et n'est donc pas homogène le long de la direction circonférentielle. Selon l'invention, l'inhomogénéité de l'angle de calage des aubes du stator est imposée au montage du stator. En outre, selon l'invention, l'inhomogénéité de l'angle de calage des aubes du stator peut concerner une partie des aubes du stator ou l'ensemble des aubes du stator.
  • Préférentiellement, les aubes du stator sont réparties de manière homogène (ou uniforme) le long de la circonférence du stator. Autrement dit, les aubes du stator sont de préférence équi-espacées le long de la circonférence du stator. Plus précisément, l'écart entre des aubes successives du stator le long d'une direction circonférentielle est de préférence homogène (ou uniforme), voire même identique. Ceci n'empêche pas l'angle de calage des aubes du stator d'être inhomogène le long d'une direction circonférentielle.
  • Dans le cadre du présent document, le terme « local » désigne un point le long d'une direction. Ainsi, un écart de pression local le long d'une direction circonférentielle désigne l'écart de pression en un point le long de la direction circonférentielle. De même, un débit local d'un rotor le long d'une direction circonférentielle désigne le débit traversant le rotor en un point le long de la direction circonférentielle.
  • Selon l'invention, un débit local d'un rotor est adapté à un écart local de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor en faisant varier un angle de calage des aubes d'un stator situé en amont du rotor, un calage plus axial d'une aube augmentant le débit local au droit de l'aube, un calage plus circonférentiel d'une aube diminuant le débit local au droit de l'aube. Dans le cas d'un rotor exposé à une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre son amont et son aval, i.e. un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor inhomogène le long d'une direction circonférentielle, l'invention propose d'équilibrer le débit local du rotor avec la valeur locale de l'écart de pression statique le long de la direction circonférentielle en faisant varier l'angle de calage des aubes d'un stator situé en amont du rotor en fonction de la valeur locale au droit de chacune des aubes du stator dudit écart de pression statique, résultant ainsi en un calage inhomogène des aubes du stator le long de la direction circonférentielle. En effet, une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entraîne une variation de la valeur locale de l'écart de pression statique autour d'une valeur moyenne dudit écart, ladite valeur locale pouvant être plus élevée que, égale à, ou plus faible que ladite valeur moyenne.
  • Dans le cadre du présent document, l'angle de calage d'une aube d'un stator est défini comme l'angle compris entre une corde de l'aube et l'axe de révolution du stator, une corde d'une aube étant un segment de droite reliant le bord d'attaque et le bord de fuite de l'aube et compris dans un plan perpendiculaire à un axe longitudinal (ou autrement dit radial) de l'aube. Une aube de stator peut être orientée dans une direction plus parallèle à l'axe de révolution du stator, auquel cas, dans le cadre du présent document, on parlera d'une « orientation plus axiale » ou d'un « calage plus axial » de l'aube, ce qui correspond à un angle de calage réduit (ou autrement dit plus faible). En outre, une aube de stator peut prendre une orientation plus perpendiculaire à l'axe de révolution du stator, auquel cas, dans le cadre du présent document, on parlera d'une « orientation plus circonférentielle » ou d'un « calage plus circonférentiel » de l'aube, ce qui correspond à un angle de calage plus élevé.
  • Selon l'invention, l'angle de calage des aubes du stator est fonction d'une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor de la manière suivante :
    • le calage (ou l'orientation) d'une aube du stator étant plus axial, i.e. l'aube du stator ayant un angle de calage réduit (ou autrement dit plus faible), face à (ou pour) une valeur locale plus élevée de l'écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor, entraînant ainsi un débit local plus élevé au droit de l'aube ;
    • le calage (ou l'orientation) d'une aube du stator étant nominal, i.e. l'aube du stator ayant un angle de calage nominal, face à (ou pour) une valeur locale moyenne de l'écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor, entraînant ainsi un débit local nominal au droit de l'aube ;
    • le calage (ou l'orientation) d'une aube du stator étant plus circonférentiel, i.e. l'aube du stator ayant un angle de calage plus élevé, face à (ou pour) une valeur locale réduite (ou autrement dit plus faible) de l'écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor, entraînant ainsi un débit local réduit (ou autrement dit plus faible) au droit de l'aube.
  • Grâce au calage inhomogène des aubes du stator imposé (ou autrement dit fixé, ou déterminé) au montage du stator, l'invention permet de tenir compte, lors de la conception du rotor situé en aval du stator, d'une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor, ladite distorsion pouvant être causée par la présence d'un obstacle, comme par exemple un bras, en amont ou en aval du rotor. Avantageusement, l'invention permet de réduire la marge en stabilité à prévoir lors de la conception d'un tel rotor et permet ainsi de concevoir un tel rotor avec un meilleur rendement.
  • La présence d'un obstacle, comme par exemple un bras, en amont ou en aval du rotor compris dans l'ensemble selon l'invention peut perturber l'écoulement d'un flux d'air à travers ledit ensemble, et peut donc induire une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor, aussi appelée « inhomogénéité circonférentielle d'un écart de pression statique » dans le cadre du présent document. Plus précisément, un tel obstacle situé en amont ou en aval du rotor pourra induire une distorsion circonférentielle de la pression statique en amont ou en aval du rotor, ce qui pourra alors donner lieu à une distorsion circonférentielle de l'écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor. Par ailleurs, une inhomogénéité du flux d'air traversant le rotor due à des facteurs dynamiques survenant durant le fonctionnement du rotor pourra également donner lieu à une distorsion circonférentielle d'un écart de pression entre l'amont et l'aval du rotor, mais il s'agira alors d'une distorsion circonférentielle d'un écart de pression dynamique entre l'amont et l'aval du rotor, par opposition à une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor, qui dépend uniquement de facteurs connus au moment de la conception et/ou du montage dudit rotor. En particulier, une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval d'un rotor dépend de facteurs dont la nature est essentiellement géométrique et qui peuvent être déterminés lors de la conception du rotor, sans devoir faire fonctionner le rotor, ni simuler son fonctionnement. Parmi ces facteurs, on peut citer par exemple la présence d'un ou plusieurs obstacles en amont ou en aval du rotor, comme par exemple un bras, un tel bras pouvant être par exemple un bras structural et/ou un bras radial, ou encore un pylône, ledit bras pouvant aussi permettre le passage de servitudes.
  • Les inventeurs proposent plusieurs modes de réalisation possibles de l'invention comprenant des caractéristiques optionnelles, où certaines d'entre elles peuvent être combinées.
  • Selon un mode de réalisation de l'invention, un ensemble selon l'invention comprend en outre un bras, ladite distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique étant causée au moins en partie par la présence dudit bras dans l'ensemble. Ledit bras peut être par exemple un bras structural et/ou un bras radial, ou encore un pylône, ledit bras pouvant aussi permettre le passage de servitudes. Ledit bras peut constituer un obstacle dans l'écoulement d'un flux d'air traversant l'ensemble selon l'invention, causant ainsi au moins en partie ladite distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor. La présence dudit bras dans l'ensemble selon l'invention n'exclut pas la présence d'autres bras, voire d'autres obstacles, dans ledit ensemble, lesdits autres bras ou obstacles pouvant également causer au moins en partie ou contribuer à ladite distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique.
  • Préférentiellement, ledit bras est situé en amont du stator, de préférence directement en amont du stator, ou en aval du rotor, de préférence directement en aval du rotor. Dans le cas où le bras est situé en amont du stator, l'ensemble selon l'invention est formé des éléments successifs suivants le long de la direction axiale : bras, stator, rotor. Le cas où le bras est situé directement en amont du stator signifie que le bras précède directement le stator le long de la direction axiale. Dans le cas où le bras est situé en aval du rotor, l'ensemble selon l'invention est formé des éléments successifs suivants le long de la direction axiale : stator, rotor, bras. Le cas où le bras est situé directement en aval du rotor signifie que le bras suit directement le rotor le long de la direction axiale.
  • Selon un mode de réalisation de l'invention, un ensemble selon l'invention comprend en outre un système à calage variable d'aubes apte à modifier de manière uniforme l'angle de calage des aubes du stator. Ce mode de réalisation présente comme avantage le fait de pouvoir adapter l'écoulement d'un flux d'air aux conditions de fonctionnement d'un dispositif comprenant un ensemble selon l'invention, comme par exemple un compresseur d'une turbomachine. En particulier, contrôler l'orientation des aubes du stator permet de s'assurer qu'un flux d'air traversant le stator à une vitesse donnée est dirigé sur le rotor situé en aval du stator suivant un angle acceptable compte tenu de la vitesse d'écoulement du flux d'air.
  • Selon ce mode de réalisation, le contrôle du calage variable des aubes du stator, i.e. le contrôle de l'orientation des aubes du stator, est commun à l'ensemble des aubes du stator. Autrement dit, bien que l'angle de calage des aubes du stator soit inhomogène le long d'une direction circonférentielle, la modification de ce calage par le système à calage variable est uniforme pour l'ensemble des aubes du stator, i.e. un même incrément ou décrément d'angle de calage est appliqué à chacune des aubes du stator par le système à calage variable. En effet, selon l'invention, l'inhomogénéité du calage des aubes du stator a pour but d'équilibrer un débit local d'un rotor situé en aval du stator avec un écart local de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor, i.e. en un point le long d'une direction circonférentielle. Ainsi, dans le cadre de la présente invention, il n'y a pas lieu d'adapter individuellement l'angle de calage d'une aube du stator aux conditions de fonctionnement d'un dispositif comprenant le stator.
  • Préférentiellement, le système à calage variable d'aubes comprend un anneau de commande essentiellement coaxial avec le stator, ledit anneau de commande étant couplé mécaniquement à chacune des aubes du stator via des leviers respectifs. Selon ce mode de réalisation, la longueur de chacun desdits leviers peut être configurée pour que l'angle de calage de chacune des aubes du stator dépende de la valeur locale au droit de l'aube de l'écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor. Ce mode de réalisation permet une mise en œuvre aisée de l'invention. En effet, une simple variation de la longueur des leviers reliant les aubes du stator à l'anneau de commande permet de réaliser un calage inhomogène des aubes du stator le long d'une direction circonférentielle afin d'équilibrer le débit local du rotor situé en aval du stator avec la valeur locale au droit des aubes de l'écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor.
  • L'invention propose en outre un compresseur pour une turbomachine d'aéronef et comprenant un ensemble selon l'invention.
  • Préférentiellement, ledit compresseur est un compresseur basse pression, et le stator compris dans l'ensemble selon l'invention est le stator situé le plus en amont au sein dudit compresseur basse pression.
  • L'invention propose en outre une turbomachine d'aéronef comprenant un compresseur selon l'invention.
  • L'invention propose en outre un aéronef comprenant une turbomachine selon l'invention.
  • L'invention propose en outre un procédé de calage d'aubes d'un stator d'un ensemble pour un compresseur d'une turbomachine d'aéronef et comprenant les étapes suivantes :
    1. a. fournir un ensemble selon l'invention ;
    2. b. déterminer une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor de l'ensemble ;
    3. c. imposer aux aubes du stator de l'ensemble un angle de calage :
      • inhomogène le long d'une direction circonférentielle, et
      • fonction de la distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique déterminée à l'étape précédente,
    procédé dans lequel une aube du stator a un calage (ou autrement dit une orientation) plus axial pour (ou autrement dit face à) une valeur locale de l'écart de pression statique plus élevée qu'une valeur moyenne de l'écart de pression statique, dans lequel une aube du stator a un calage (ou autrement dit une orientation) plus circonférentiel pour (ou autrement dit face à) une valeur locale de l'écart de pression statique plus faible qu'une valeur moyenne de l'écart de pression statique, dans lequel l'angle de calage inhomogène des aubes du stator est fixé (ou autrement dit imposé, ou déterminé) au montage du stator afin de tenir compte de la distorsion circonférentielle de l'écart de pression statique, et dans lequel le stator est destiné à (ou autrement dit apte à, ou prévu pour) être le stator le plus en amont au sein du compresseur le long d'une direction axiale, ou autrement dit le long d'un flux d'air traversant le compresseur lors de son fonctionnement normal.
  • L'ensemble des modes de réalisation possibles ainsi que l'ensemble des avantages de l'un quelconque des dispositifs selon l'invention s'appliquent mutatis mutandis au procédé selon l'invention.
    • Brève description des figures
  • D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit et pour la compréhension de laquelle on se reportera aux figures annexées parmi lesquelles :
    • la figure 1 est une vue schématique en coupe d'une turbomachine d'aéronef qui consiste en un turboréacteur à double flux ;
    • la figure 2 illustre un champ de fonctionnement d'un rotor exposé à une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre son amont et son aval selon l'art antérieur ;
    • la figure 3 illustre une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval d'un rotor ;
    • la figure 4 reprend la représentation d'une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval d'un rotor de la figure 3, et comprend également une vue schématique le long d'une direction circonférentielle des aubes comprises dans un stator situé en amont du rotor selon l'art antérieur ;
    • la figure 5 reprend la représentation de la figure 4, où l'angle de calage des aubes du stator situé en amont du rotor a été modifié selon un mode de réalisation de l'invention ;
    • la figure 6 illustre un champ de fonctionnement d'un rotor exposé à une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre son amont et son aval selon un mode de réalisation de l'invention.
  • Les dessins des figures ne sont pas à l'échelle. Généralement, des éléments semblables sont dénotés par des références semblables dans les figures. Dans le cadre du présent document, des éléments identiques ou analogues peuvent porter les mêmes références. En outre, la présence de numéros ou lettres de référence aux dessins ne peut être considérée comme limitative, y compris lorsque ces numéros ou lettres sont indiqués dans les revendications.
    • Description détaillée de modes de réalisation particuliers de l'invention
  • La présente invention est décrite avec des réalisations particulières et des références à des figures mais l'invention n'est pas limitée par celles-ci. Les dessins ou figures décrits ne sont que schématiques et ne sont pas limitants. En outre, les fonctions décrites peuvent être réalisées par d'autres structures que celles décrites dans le présent document.
  • L'usage, dans ce document, du verbe « comprendre », de ses variantes, ainsi que ses conjugaisons, ne peut en aucune façon exclure la présence d'éléments autres que ceux mentionnés. L'usage, dans ce document, de l'article indéfini « un », « une », ou de l'article défini « le », « la » ou « l' », pour introduire un élément n'exclut pas la présence d'une pluralité de ces éléments.
  • En outre, dans le cadre du présent document, les termes « premier », « deuxième », « troisième », etc. servent uniquement à différencier différents éléments et n'impliquent pas d'ordre entre ces éléments.
  • Des références sont représentées sur certaines des figures comme repères géométriques abstraits essentiellement afin de quantifier et/ou visualiser des propriétés de modes de réalisation de l'invention. La référence Z désigne, par exemple, généralement un « axe moteur » d'une turbomachine d'aéronef. Celui-ci est dirigé d'« amont » en « aval ». Les étages des compresseurs et des turbines de la turbomachine d'aéronef sont empilés essentiellement le long de cet axe moteur. Les termes « en entrée » et « en sortie » d'un compresseur font référence aux extrémités respectivement amont et aval du compresseur. Dans le cadre de ce document, il est fait référence aux directions « axiale », « circonférentielle » et « radiale » correspondant préférentiellement et respectivement en une direction essentiellement parallèle à l'axe moteur, une direction essentiellement circulaire autour de l'axe moteur et comprise dans un plan essentiellement perpendiculaire à l'axe moteur, et une direction essentiellement perpendiculaire à l'axe moteur. Un repère sur la figure 1 illustre ces directions axiale, circonférentielle et radiale, respectivement notées Z, C et R, ces directions étant munies d'un sens. La direction et le sens de l'axe moteur et du vecteur Z correspondent. Les termes « axialement » et « radialement » sont dérivés respectivement des termes « axial » et « radial » avec une signification préférée analogue. Les termes « circonférentielle » et « radiale » font de préférence référence à un système de coordonnées polaires connu d'un homme du métier dans chaque plan essentiellement perpendiculaire à l'axe moteur.
  • La figure 1 illustre une turbomachine d'aéronef 100 comprenant un ensemble 1 selon l'invention, ledit ensemble 1 comprenant un stator 10 et un rotor 20 situé en aval du stator 10. Le stator 10 comprend une rangée d'aubes 121. Le rotor 20 comprend une rangée d'aubes 122. Dans le cadre du présent document, un stator peut également être appelé « ensemble statorique ». La turbomachine d'aéronef 100 est par exemple une turbomachine axiale à double flux comprenant successivement le long de l'axe moteur Z, une soufflante 110, un premier compresseur 120 (ou compresseur basse pression), un deuxième compresseur 130 (ou compresseur haute pression), une chambre de combustion 160, une turbine haute pression 140 et une turbine basse pression 150. Ces éléments sont connus d'un homme du métier. En fonctionnement, la puissance mécanique des turbines basse 150 et haute 140 pression est transmise respectivement par l'intermédiaire des arbres basse 101 et haute 102 pression aux compresseurs basse 120 et haute 130 pression, ainsi qu'à la soufflante 110 par l'intermédiaire d'un réducteur 111 interposé au niveau de l'arbre 101. La soufflante 110 permet de générer un flux primaire 106 traversant la turbomachine d'aéronef 100 dans une veine aérodynamique primaire et un flux secondaire 107 extérieurement autour des compresseurs 120, 130 et des turbines 140, 150.
  • Bien que non référencé de façon systématique sur la figure 1, chaque compresseur 120, 130 et chaque turbine 140, 150 comprend au moins un étage, chaque tel étage comprenant un aubage fixe et un aubage mobile apte à être mis en rotation autour de l'axe moteur. Pour le compresseur basse pression 120, les aubages fixes sont dénotés 121, 123, 125, et les aubages mobiles sont dénotés 122, 124. Les aubages fixes des compresseurs 120, 130 sont généralement appelés « redresseurs ». Les aubages mobiles et fixes des étages d'un tel compresseur 120, 130 sont alternés le long de l'axe moteur. Des paramètres tels que les dimensions et la géométrie de surface des aubes sont déterminés pour que les conditions de fonctionnement de chaque étage soient adaptées à celles des étages en amont et/ou en aval le long de l'axe moteur. En particulier, les aubages mobiles apportent une énergie en augmentant la vitesse relative de l'écoulement d'un flux d'air traversant le compresseur 120, 130, tandis que les redresseurs ramènent l'écoulement parallèlement à l'axe moteur tout en augmentant la pression et en diminuant la vitesse absolue de l'écoulement. Chaque aube fixe a un profil aérodynamique donné et présente un angle de calage par rapport à l'axe moteur pour imposer un sens d'écoulement. Les compresseurs basse 120 et haute 130 pression permettent ainsi d'aspirer et de comprimer de façon synergique de l'air de façon à l'amener à des vitesse, pression et température adaptées à l'entrée de la chambre de combustion 160. Ces notions sont connues d'un homme du métier.
  • Un ou plusieurs redresseurs des compresseurs 120, 130 sont munis d'un système à calage variable de leurs aubes pour optimiser l'écoulement du flux d'air entre des étages de ces compresseurs 120, 130 selon les conditions de fonctionnement de la turbomachine d'aéronef 100. Une aube à calage variable peut pivoter autour d'un axe de rotation essentiellement radial. Dans le cadre de ce document, un angle de calage d'une aube à calage variable est défini comme l'angle compris entre une corde de l'aube et l'axe moteur, une corde d'une aube étant un segment de droite reliant le bord d'attaque et le bord de fuite de l'aube et compris dans un plan perpendiculaire à l'axe de rotation radial de l'aube. On peut noter que dans le cas d'une aube de stator, l'angle de calage de l'aube peut être défini de manière équivalente à la définition ci-dessus comme l'angle compris entre une corde de l'aube et l'axe de révolution du stator. En effet, l'axe de révolution d'un stator compris dans une turbomachine est essentiellement parallèle à l'axe moteur de la turbomachine, voire même confondu avec cet axe moteur. Une aube de stator à calage variable peut être orientée dans une direction plus parallèle à l'axe de révolution du stator, auquel cas, dans le cadre du présent document, on parlera d'un « calage plus axial », ce qui correspond à un angle de calage réduit (ou autrement dit plus faible). En outre, en pivotant autour de son axe de rotation radial, une aube de stator à calage variable peut prendre une orientation plus perpendiculaire à l'axe de révolution du stator, auquel cas, dans le cadre du présent document, on parlera d'un « calage plus circonférentiel », ce qui correspond à un angle de calage plus élevé. Tel qu'il est bien connu d'un homme du métier, chacun des systèmes à calage variable d'aubes de redresseurs susdits peut comprendre un anneau de commande couplé mécaniquement aux aubes par des leviers (ou biellettes) respectifs et ajusté de façon circonférentielle et extérieurement autour d'un carter du compresseur 120, 130 associé, et une unité de déplacement, typiquement au moins un vérin, pour déplacer cet anneau, et modifier en conséquence de façon synchronisée l'angle de calage de chacune des aubes du redresseur. En particulier, chacun desdits leviers peut comporter, d'une part, une première extrémité montée rigidement sur un pivot solidaire d'une aube et, d'autre part, une deuxième extrémité reliée à l'anneau de commande. Suivant la figure 1, le compresseur basse pression 120 comprend au moins un redresseur 121 muni d'un tel système à calage variable, référencé par 126. Ce redresseur 121 est préférentiellement le redresseur 121 situé le plus en amont au sein du compresseur basse pression 120. La représentation de la figure 1 n'est pas limitative dans la mesure où un ou plusieurs des autres redresseurs 123, 125 pourraient aussi être munis d'un tel système à calage variable.
  • Le premier compresseur 120 est muni d'au moins une rangée d'aubes rotoriques 122, 124 précédée directement en amont d'une rangée d'aubes statoriques 121, 123, 125, chaque rangée d'aubes statoriques 121, 123, 125 formant un ensemble statorique. L'invention peut s'appliquer à n'importe lequel ou lesquels des ensembles statoriques d'un compresseur 120, 130 et en particulier à l'ensemble statorique le plus en amont du premier compresseur 120, i.e. le compresseur basse pression 120. Autrement dit, le stator 10 compris dans l'ensemble 1 selon l'invention est de préférence le stator 10 situé le plus en amont au sein du compresseur basse pression 120.
  • La turbomachine d'aéronef 100 comprend un carter de support d'entrée 181 qui s'étend autour de l'entrée de la veine primaire, dans laquelle passe le flux primaire 106, en aval de la soufflante 110. Le carter de support d'entrée 181 peut être muni d'un ou plusieurs bras structuraux 183 s'étendant radialement au travers de la veine primaire. La turbomachine d'aéronef 100 comprend aussi un carter de support intermédiaire 182 qui s'étend circonférentiellement entre les premier 120 et deuxième 130 compresseurs. Le carter de support intermédiaire 182 comprend une manche annulaire délimitant la veine aérodynamique primaire entre les premier 120 et deuxième 130 compresseurs. Le carter de support intermédiaire 182 peut être muni d'un ou plusieurs bras structuraux 184 s'étendant radialement au travers de la veine primaire. Un tel bras structural 183, 184 peut constituer un obstacle dans l'écoulement du flux d'air, un tel obstacle pouvant causer une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval d'un rotor situé en amont ou en aval de l'obstacle.
  • L'invention peut s'appliquer à d'autres turbomachines que la turbomachine d'aéronef 100 représentée à la figure 1, et notamment aux turbomachines d'aéronef ayant plus que deux flux et/ou des rotors non carénés.
  • La figure 2 illustre un champ de fonctionnement 99 d'un rotor exposé à une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre son amont et son aval. Ce rotor peut être par exemple compris dans le compresseur basse pression 120. La figure 2 est munie d'un repère d'axes 97 et 98 correspondant respectivement au débit d'air traversant le rotor et à la pression statique en aval du rotor. Un point de fonctionnement moyen nominal 80 du rotor est situé sur une courbe caractéristique 90 de compression du rotor pour un régime de fonctionnement donné du rotor. La ligne de pompage 71, aussi appelée « ligne de stabilité aérodynamique du rotor » dans le cadre de ce document, définit et/ou estime une limite en stabilité dans le champ de fonctionnement 99 du rotor. Afin de garantir le bon fonctionnement du rotor, il convient de garder une marge, appelée « marge en stabilité » dans le cadre de ce document, entre la ligne de pompage 71 et le point de fonctionnement du rotor, et ce notamment compte tenu des incertitudes sur la mesure des paramètres de fonctionnement du rotor. Le point de fonctionnement du rotor peut évoluer le long de la courbe caractéristique 90 face à la fluctuation locale de la pression statique en aval du rotor le long d'une direction circonférentielle. Ainsi, face à une augmentation de la valeur locale de la pression statique en aval du rotor, le point de fonctionnement du rotor remonte le long de la courbe caractéristique 90 et se rapproche de la ligne de pompage 71. Face à une valeur locale maximale de la pression statique en aval du rotor, le point de fonctionnement local du rotor correspond au point le fonctionnement 81 le long de la courbe caractéristique 90 de compression du rotor. Face à une diminution de la valeur locale de la pression statique en aval du rotor, le point de fonctionnement du rotor descend le long de la courbe caractéristique 90 et s'éloigne de la ligne de pompage 71. Face à une valeur locale minimale de la pression statique en aval du rotor, le point de fonctionnement local du rotor correspond au point de fonctionnement 82 le long de la courbe caractéristique 90 de compression du rotor.
  • La figure 3 illustre une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval d'un rotor. La figure 3 est munie d'un repère d'axes 51 et 52 correspondant respectivement à une position le long d'une direction circonférentielle et à un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor. Un écart moyen de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor est représenté par la ligne pointillée 53. Une distorsion de l'écart de pression statique le long d'une direction circonférentielle est représentée par la ligne continue 54. Il s'agit ici d'une représentation simplifiée d'une distorsion d'un écart de pression statique, dans le cas d'un obstacle unique, où la distorsion peut prendre la forme d'une sinusoïde comme représenté sur la figure 3. Dans le cas d'une pluralité d'obstacles, la distorsion de l'écart de pression statique peut être une combinaison de plusieurs sinusoïdes d'amplitudes et de phases différentes.
  • La figure 4 reprend la représentation d'une distorsion circonférentielle 54 d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval d'un rotor de la figure 3, et comprend également une vue schématique le long d'une direction circonférentielle des aubes 61 comprises dans un stator 60 situé en amont du rotor. Sur la figure 4, les aubes 61 du stator 60 sont en configuration axisymétrique le long d'une direction circonférentielle, i.e. l'angle de calage des aubes 61 du stator 60 est identique pour l'ensemble des aubes 61.
  • La figure 5 reprend la représentation de la figure 4, où l'angle de calage 65, 66, 67 des aubes 61' d'un stator 60' situé en amont d'un rotor exposé à une distorsion circonférentielle 54 d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor a été modifié selon un mode de réalisation de l'invention. Ainsi, selon l'invention, un débit local d'un flux d'air traversant un rotor exposé à une distorsion circonférentielle 54 d'un écart de pression statique entre son amont et son aval est adapté à une valeur locale 55, 56, 57 de l'écart de pression statique en faisant varier un angle de calage 65, 66, 67 d'une aube 62, 63, 64 d'un stator 60' situé en amont du rotor comme illustré dans les cas suivants :
    • dans un premier cas, l'aube 62 présente un calage plus axial, i.e. l'aube 62 a un angle de calage 65 réduit (ou autrement dit plus faible), face à une valeur locale 55 plus élevée de l'écart de pression statique, entraînant un débit local plus élevé au droit de l'aube 62 ;
    • dans un deuxième cas, l'aube 63 présente un calage nominal, i.e. l'aube 63 a un angle de calage 66 nominal, face à une valeur locale 56 moyenne de l'écart de pression statique, entraînant un débit local nominal au droit de l'aube 63 ;
    • dans un troisième cas, l'aube 64 présente un calage plus circonférentiel, i.e. l'aube 64 a un angle de calage 67 plus élevé, face à une valeur locale 57 réduite (ou autrement dit plus faible) de l'écart de pression statique, entraînant un débit local réduit (ou autrement dit plus faible) au droit de l'aube 64.
    Autrement dit, l'angle de calage 65, 66, 67 des aubes 62, 63, 64 d'un stator 60' selon l'invention dépend de la valeur locale 55, 56, 57 au droit de l'aube de l'écart de pression statique entre l'amont et l'aval d'un rotor situé en aval du stator 60', une valeur plus élevée de l'écart de pression statique correspondant à calage plus axial, i.e. un angle de calage réduit (ou autrement dit plus faible), et une valeur plus faible de l'écart de pression statique correspondant à calage plus circonférentiel, i.e. un angle de calage plus élevé.
  • La figure 5 illustre également comment l'angle de calage 65, 66, 67 des aubes 62, 63, 64 du stator 60' selon l'invention est défini. Les lignes pointillées verticales 41, 43 et 45 sont parallèles à l'axe de révolution du stator 60' et donc également parallèles à l'axe moteur. Les lignes pointillées obliques 42, 44 et 46 sont chacune une corde, respectivement de l'aube 62, 63 et 64. L'angle de calage 65 de l'aube 62 est l'angle compris entre l'axe 41 et la corde 42. L'angle de calage 66 de l'aube 63 est l'angle compris entre l'axe 43 et la corde 44. L'angle de calage 67 de l'aube 64 est l'angle compris entre l'axe 45 et la corde 46.
  • La figure 6 reprend en partie la représentation de la figure 2 et illustre un champ de fonctionnement 99' d'un rotor exposé à une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre son amont et son aval selon un mode de réalisation de l'invention. Ce rotor peut être par exemple compris dans le compresseur basse pression 120. La figure 6 illustre, pour un régime de fonctionnement donné du rotor, l'évolution de la courbe caractéristique 90 de compression du rotor et du point de fonctionnement 80 du rotor dans le champ de fonctionnement 99' pour les différents cas illustrés à la figure 5 et détaillés ci-après :
    • dans le premier cas, correspondant à un calage plus axial d'une aube face à une valeur locale plus élevée de l'écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor, entraînant un débit local plus élevé au droit de l'aube, la courbe caractéristique de compression du rotor se déplace vers un débit plus élevé et une pression statique aval plus élevée, et correspond alors à la courbe 91, le point de fonctionnement local du rotor se déplaçant de la même manière et correspondant alors au point 83 situé sur la courbe 91 ;
    • dans le deuxième cas, correspondant à un calage nominal d'une aube face à une valeur locale moyenne de l'écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor, entraînant un débit local nominal au droit de l'aube, la courbe caractéristique de compression du rotor correspond à la courbe 90, le point de fonctionnement local du rotor correspondant alors au point 80 situé sur la courbe 90 ;
    • dans le troisième cas, correspondant à un calage plus circonférentiel d'une aube face à une valeur locale réduite (ou autrement dit plus faible) de l'écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor, entraînant un débit local réduit (ou autrement dit plus faible) au droit de l'aube, la courbe caractéristique de compression du rotor se déplace vers un débit réduit et une pression aval réduite, et correspond alors à la courbe 92, le point de fonctionnement local du rotor se déplaçant de la même manière et correspondant alors au point 84 situé sur la courbe 92.
    Ainsi, grâce à l'invention, le point de fonctionnement 80 du rotor évolue le long d'une ligne 72 plus parallèle à la ligne 71 de stabilité aérodynamique du rotor, limitant ainsi l'impact sur la marge en stabilité du rotor de la distorsion circonférentielle de l'écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor, ce qui permet de concevoir un tel rotor avec un meilleur rendement.
  • En résumé, la présente invention concerne un ensemble pour un compresseur d'une turbomachine d'aéronef et comprenant : un stator comprenant une rangée d'aubes, chacune desdites aubes étant disposée suivant un angle de calage ; et un rotor comprenant une rangée d'aubes et situé en aval du stator le long d'une direction axiale ; caractérisé en ce que l'angle de calage des aubes du stator est inhomogène le long d'une direction circonférentielle et est fonction d'une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor.
  • La présente invention a été décrite en relation avec des modes de réalisation spécifiques, qui ont une valeur purement illustrative et ne doivent pas être considérés comme limitatifs. D'une manière générale, il apparaîtra évident pour un homme du métier que la présente invention n'est pas limitée aux exemples illustrés et/ou décrits ci-dessus.

Claims (10)

  1. Ensemble (1) pour un compresseur (120, 130) d'une turbomachine d'aéronef (100) et comprenant : un stator (10) comprenant une rangée d'aubes (121), chacune desdites aubes étant disposée suivant un angle de calage (65, 66, 67) ; et un rotor (20) comprenant une rangée d'aubes (122) et situé en aval du stator (10) le long d'une direction axiale ;
    caractérisé en ce que
    l'angle de calage des aubes du stator (10) est inhomogène le long d'une direction circonférentielle et est fonction d'une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor (20), en ce qu'une aube du stator (10) a un calage plus axial pour une valeur locale de l'écart de pression statique plus élevée qu'une valeur moyenne de l'écart de pression statique, en ce qu'une aube du stator (10) a un calage plus circonférentiel pour une valeur locale de l'écart de pression statique plus faible qu'une valeur moyenne de l'écart de pression statique, en ce que l'angle de calage inhomogène des aubes du stator (10) est fixé au montage du stator (10) afin de tenir compte de la distorsion circonférentielle de l'écart de pression statique, et en ce que le stator (10) est destiné à être le stator (10) le plus en amont au sein du compresseur (120, 130) le long de la direction axiale.
  2. Ensemble (1) selon la revendication précédente et comprenant en outre un bras (183, 184), ladite distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique étant causée au moins en partie par la présence dudit bras (183, 184) dans l'ensemble (1).
  3. Ensemble (1) selon la revendication précédente, dans lequel ledit bras (183, 184) est situé en amont du stator (10), de préférence directement en amont du stator (10), ou en aval du rotor (20), de préférence directement en aval du rotor (20).
  4. Ensemble (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes et comprenant en outre un système à calage variable d'aubes (126) apte à modifier de manière uniforme l'angle de calage des aubes du stator (10).
  5. Ensemble (1) selon la revendication précédente, dans lequel le système à calage variable d'aubes (126) comprend un anneau de commande essentiellement coaxial avec le stator (10), ledit anneau de commande étant couplé mécaniquement à chacune des aubes du stator (10) via des leviers respectifs.
  6. Compresseur (120, 130) pour une turbomachine d'aéronef (100) et comprenant un ensemble (1) selon l'une quelconque des revendications précédentes.
  7. Compresseur (120) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que ledit compresseur (120) est un compresseur (120) basse pression, et en ce que le stator (10) compris dans l'ensemble (1) est le stator (10) situé le plus en amont au sein dudit compresseur (120) basse pression.
  8. Turbomachine d'aéronef (100) comprenant un compresseur (120, 130) selon l'une quelconque des deux revendications précédentes.
  9. Aéronef comprenant une turbomachine (100) selon la revendication précédente.
  10. Procédé de calage d'aubes d'un stator (10) d'un ensemble (1) pour un compresseur (120, 130) d'une turbomachine d'aéronef (100) et comprenant les étapes suivantes :
    a. fournir un ensemble (1) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5 ;
    b. déterminer une distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique entre l'amont et l'aval du rotor (20) de l'ensemble (1) ;
    c. imposer aux aubes du stator (10) de l'ensemble (1) un angle de calage :
    - inhomogène le long d'une direction circonférentielle, et
    - fonction de la distorsion circonférentielle d'un écart de pression statique déterminée à l'étape précédente,
    procédé dans lequel une aube du stator (10) a un calage plus axial pour une valeur locale de l'écart de pression statique plus élevée qu'une valeur moyenne de l'écart de pression statique, dans lequel une aube du stator (10) a un calage plus circonférentiel pour une valeur locale de l'écart de pression statique plus faible qu'une valeur moyenne de l'écart de pression statique, dans lequel l'angle de calage inhomogène des aubes du stator (10) est fixé au montage du stator (10) afin de tenir compte de la distorsion circonférentielle de l'écart de pression statique, et dans lequel le stator (10) est destiné à être le stator (10) le plus en amont au sein du compresseur (120, 130) le long d'une direction axiale.
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