EP4689356A1 - Turbomachine comprenant des rangees d'aubes statoriques et un diffuseur dans un canal où circule un troisieme flux - Google Patents

Turbomachine comprenant des rangees d'aubes statoriques et un diffuseur dans un canal où circule un troisieme flux

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Publication number
EP4689356A1
EP4689356A1 EP24719595.1A EP24719595A EP4689356A1 EP 4689356 A1 EP4689356 A1 EP 4689356A1 EP 24719595 A EP24719595 A EP 24719595A EP 4689356 A1 EP4689356 A1 EP 4689356A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
turbomachine
flow
stator
stator blades
diffuser
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
EP24719595.1A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Damien Bernard Emeric GUEGAN
Adrien Jean Michel BISCAY
Laurent SOULAT
Gilles Serge Louis GREFFEUILLE
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
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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 filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP4689356A1 publication Critical patent/EP4689356A1/fr
Pending legal-status Critical Current

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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • 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
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    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes

Definitions

  • TITLE TURBOMACHINE COMPRISING ROWS OF STATOR BLADES AND A DIFFUSER IN A CHANNEL WHERE A THIRD FLOW CIRCULATES.
  • the present invention relates to the field of turbomachines, and in particular multi-flow turbomachines for aircraft.
  • the prior art includes documents BE-A1-1029617, FR-A1-3120898, FR-A1-3109796 and US-A1-2021/108597.
  • a turbomachine generally comprises from upstream to downstream, following the flow of gases in the turbomachine, a compressor assembly, an annular combustion chamber and a turbine assembly.
  • a fan or at least one propeller is mounted upstream of the compressor assembly. The fan or propeller generates on the one hand, a primary flow circulating in a primary vein and supplying the compressor assembly and on the other hand, a secondary flow. The secondary flow circulates in a secondary vein or outside any fairing. The secondary flow generates the majority of the thrust of the turbomachine.
  • the triple-flow turbomachine comprises a tertiary flow or third flow which circulates in a tertiary vein and which comes from the division of the primary flow.
  • This tertiary flow also contributes to the thrust of the turbomachine and makes it possible to reduce the diameter of the fan or the propeller while respecting the thrust specification.
  • the turbomachine can then be installed under a low wing of an aircraft, such as an airplane.
  • This tertiary flow can also make it possible to more effectively cool fluids used in the turbomachine for its operation thanks to heat exchangers which would be placed in the tertiary vein.
  • the installation of a heat exchanger may induce a pressure drop.
  • the tertiary flow may pass through a row of stator blades which is placed in the tertiary vein and upstream of the heat exchanger.
  • This row of stator blades forming part of the compressor assembly must in certain cases provide a very significant deviation of the tertiary flow so as to straighten the flow at its outlet. This deviation can be greater than 40° and lead to an increase in aerodynamic losses.
  • the objective of the present invention is to provide a solution for better distributing aerodynamic loads in a channel where a third flow circulates while avoiding impacting the mass and performance of the turbomachine.
  • turbomachine in particular for an aircraft, comprising:
  • dividing nozzle arranged in a primary vein in which a primary flow circulates and intended to separate the primary flow into a radially internal flow and a radially external flow;
  • the turbomachine comprising a diffuser which is arranged, downstream of the first stator blades and which is divergent between an inlet section and an outlet section, and a second row of second stator blades arranged, downstream of the diffuser, so as to deflect the radially external flow leaving the diffuser towards the stator equipment, the second stator blades being located upstream of the stator equipment.
  • the second stator blades take up the remainder of the deflection to cancel out any gyration.
  • the stator equipment makes it possible to slow down the radially external flow before to sweep the second stator blades. This therefore allows for a better compromise between aerodynamic performance, operability and length of the channel and the elements that equip it.
  • the second stator blades are configured so as to achieve a straightening of the radially external flow greater than the straightening of the first stator blades and so as to cancel any possible gyration of the radially external flow at the outlet of the second stator blades.
  • each second stator blade comprises a blade having a leading edge and a trailing edge which are connected by an intrados surface and an extrados surface, each second stator blade has a metal angle at the leading edge and a metal angle at the trailing edge the difference of which is between 0° and 65° so as to have a possible radially external flow gyration equal to or substantially equal to zero.
  • each second stator blade is zero or approximately zero.
  • a rectifier comprising a plurality of stator blades is arranged downstream of the propeller and is disposed across the secondary flow.
  • the equipment comprises an annular row of structural arms which is integrated into the second row of second stator blades, the structural arms each having an upstream edge, the upstream edges of the structural arms and the leading edges of the second stator blades being defined in the same plane.
  • the second stator blades comprise identical aerodynamic profiles or groups of aerodynamic profiles different from each other.
  • the diffuser comprises a radially external shell and a radially internal shell between which radially external flow passages are defined, each passage extending between an inlet opening and an outlet opening opposite along the longitudinal axis and each passage has a section gradually increasing from the inlet opening to the outlet opening.
  • the invention also relates to an aircraft equipped with such a turbomachine.
  • FIG. 1 illustrates an axial section of an example of a turbomachine according to the invention
  • FIG. 2 schematically represents, in an axial and partial section, an example of configuration of means for straightening an air flow in a turbomachine according to the invention
  • FIG. 3 illustrates a detail of the rectification means and stator equipment of the turbomachine according to sectional plans of figure 2;
  • FIG. 4 schematically represents the example of circulation of an air flow in a portion of a turbomachine according to the invention
  • FIG. 5 illustrates a schematic embodiment of the arrangement of a row of structural arms integrated into a row of stator blades in a turbomachine according to the invention
  • FIG. 6 is another embodiment of the arrangement of a row of structural arms integrated into a row of stator blades in a turbomachine according to the invention.
  • FIG. 1 shows a multi-flow turbomachine 1 intended to be mounted on an aircraft such as an airplane.
  • the turbomachine 1 shown comprises an unducted propeller 2.
  • Such a turbomachine is a turboprop and is known by the English expression of "open rotor” or “unducted fan” or “open fan”.
  • UDF unducted and counter-rotating propellers
  • UDF unducted and counter-rotating propellers
  • ACSF rectifier which is also unducted and which comprises several stator blades
  • the invention applies to other types of turbomachine such as turbojets.
  • upstream is defined with respect to the circulation of gases in the turbomachine and with respect to the longitudinal axis X of the turbomachine 1.
  • radial is defined with respect to a radial axis Z perpendicular to the longitudinal axis X and with respect to the distance from the longitudinal axis X.
  • the turbomachine 1 comprises a gas generator or gas turbine engine 3 which typically comprises, from upstream to downstream, a low-pressure compressor or (“booster” in English) 5, a high-pressure compressor (not shown), a combustion chamber (not shown), a high-pressure turbine (not shown) and a low-pressure turbine (not shown).
  • the low-pressure compressor 5 comprises an upstream part 4 which is located in a primary vein 13 as explained later.
  • the rotors of the low-pressure compressor 5, of the upstream part 4 of the low-pressure compressor 5 and of the low-pressure turbine are mechanically connected by a low-pressure shaft (not shown) so as to form a low-pressure body.
  • the rotors of the high-pressure compressor 5, of its upstream part 4 and of the high-pressure turbine are mechanically connected by a high-pressure shaft (not shown) so as to form a high-pressure body.
  • the low pressure shaft extends inside the high pressure shaft and are coaxial with the longitudinal axis X.
  • the propeller 2 is mounted upstream of the gas generator 3 and preferably upstream of the low-pressure compressor 5 (and its upstream part).
  • the propeller 2 comprises a plurality of blades 6 movable around the longitudinal axis X and extending radially from an internal casing 7 forming the hub of the propeller 2.
  • the movable blades 6 may be variable-pitch around a pitch axis transverse to the longitudinal axis X.
  • a rectifier 8 is arranged downstream of the propeller 2.
  • the rectifier 8 comprises a plurality of stator vanes 9 (or fixed vanes) known by the English acronym "OGV" for Outlet Guide Vane.
  • stator vane or "fixed vane”, a vane which is not driven in rotation about the longitudinal axis X of the turbomachine.
  • the stator vanes 9 are distributed about the longitudinal axis X and are arranged downstream of the moving vanes 6 of the propeller 2 so as to straighten the air flow generated by the latter.
  • the stator blades 9 of the rectifier 8 are variable-pitch or fixed.
  • the air flow F which passes through the propeller 2 is split into a primary flow F1 and a secondary flow F2 by a separation nozzle 10.
  • the latter is carried by an inlet casing 11 centered on the longitudinal axis X.
  • the inlet casing 11 is fixed and is extended downstream by an external casing or inter-flow casing 12 which extends radially outside the internal casing 7.
  • the primary air flow F1 circulates in a primary vein 13 while the secondary flow F2 circulates radially outside the primary vein 13.
  • the secondary flow F2 circulates radially outside the casings and sweeps the unducted rectifier 8.
  • the primary vein 13 is delimited radially by a radially internal wall 14 (carried by the external casing and the inlet casing) and a radially external wall 15 (carried by the internal casing 7).
  • Each compressor and each turbine comprise at least one stage composed, along the longitudinal axis X, of a blading of rotor blades 4a, 5a and a blading of stator blades 4b, 5b.
  • the rotor blades 4a, 5a extend radially from the inner casing 7 (in particular from the radially outer wall 15) to which they are integral in rotation about the longitudinal axis X.
  • the rotor blades may be of variable pitch.
  • the stator blades 5b of the low-pressure compressor 5 extend radially between the outer casing 7 (in particular from the radially outer wall 15) and a dividing beak 19 to which they are integral.
  • the stator blades may be of variable pitch.
  • the dividing beak 19 comprises in particular a radially inner wall 20 and a radially outer wall 21.
  • the upstream part 4 of the low pressure compressor is arranged upstream of the dividing nozzle 19.
  • the stator vanes 4b of the upstream part 4 extend between the inner casing 7 and the outer casing 12.
  • Upstream of the low-pressure compressor 5 are arranged several inlet guide vanes 16 which are known by the English acronym “IGV” for Inlet Guide Vane.
  • the inlet guide vanes 16 are arranged around the longitudinal axis X and are carried by a ferrule 17 extending the radially internal wall 14 upstream.
  • Casing arms 18 are advantageously arranged downstream of the inlet guide vanes 16 and allow the passage of services (not shown) for example.
  • the casing arms 18 extend radially between the inlet casing 11 and the internal casing 7 to which they are secured.
  • the casing arms 18 are mounted upstream of the low-pressure compressor 4 (and in particular of the upstream part 4 of the low-pressure compressor).
  • the primary flow F1 sweeps these inlet guide vanes 16 and the casing arms 18 before undergoing a first compression by the upstream part 4 of the low pressure compressor 5 then a second compression by the high pressure compressor 5.
  • the casing arms 18 have no overall function of straightening the radially external flow.
  • the primary flow F1 is divided into a radially internal flow F11 and a radially external flow F12.
  • the division is carried out by means of the dividing nozzle 19 which is annular.
  • the latter is arranged in the primary vein 13.
  • the dividing nozzle 19 is located downstream of the separation nozzle 10 splitting the air flow F into two.
  • the radially internal flow F11 circulates inside the dividing nozzle 19 while the radially external flow F12 circulates radially outside the dividing nozzle 19 in a channel 22.
  • the channel 22 is advantageously delimited by the radially internal wall 14 (carried by the external casing) and the radially external wall 21 (carried by the dividing nozzle 19).
  • the radially internal flow F11 continues its flow towards the combustion chamber and the turbines.
  • the turbomachine 1 comprises a first row of first stator blades 25 and a stator equipment 26 which are installed in the channel 22 where the radially external flow F12 circulates.
  • the stator equipment 26 is chosen from a group comprising at least one heat exchanger, an annular row of structural arms or at least one pylon.
  • the first stator blades 25 are arranged upstream of the stator equipment 26. These first stator blades 25 are intended to straighten the flow radially external F12 towards the stator equipment 26.
  • the first stator blades 25 are distributed, preferably regularly, around the longitudinal axis X.
  • Each first stator blade 25 comprises a root (not shown) and a blade 27 which extends radially from the root. Each blade 27 is intended to extend through the radially external flow F12.
  • the turbomachine 1 comprises a diffuser 29 which is configured so as to slow down the radially external flow F12.
  • the diffuser 29 is therefore installed in the channel 22.
  • the diffuser 29 is arranged more precisely between the first row of the first stator blades 25 and the stator equipment 26.
  • the diffuser 29 makes it possible to reduce the Mach number upstream of the equipment 26 and thus the aerodynamic pressure losses of the equipment 26 which is installed across the radially external flow F12.
  • the diffuser 29 is annular and extends along the longitudinal axis X between an inlet section 29a and an outlet section 29b.
  • the diffuser 29 is advantageously distinct from the first stator vanes 25 and the equipment 26.
  • the diffuser 29 is secured upstream to the first stator vanes 25 and downstream to the equipment 26.
  • the diffuser 29 advantageously comprises a radially external shell and a radially internal shell which are centered around the longitudinal axis X.
  • the radially external shell extends outside the radially internal shell.
  • the radially external shell defines a portion of the radially internal wall 14 of the external casing 12 and the radially internal shell defines a portion of the radially external wall 21 of the dividing nozzle.
  • the shells define several passages for the radially external flow which are distributed around the longitudinal axis.
  • Each passage comprises an inlet opening, located at level of the inlet section 29a, and opposite the first stator blades 25.
  • Each passage comprises an outlet opening, located at the level of the outlet section 29b, and opposite the equipment 26.
  • the diffuser 29 is divergent between the inlet section 29a and the outlet section 29b.
  • the section of the diffuser 29 increases from upstream to downstream.
  • each passage of the diffuser 29 has an increasing section from the inlet opening to the outlet opening, i.e. along the longitudinal axis.
  • the radially internal wall 14 widens from upstream to downstream (and in particular between the inlet section 29a and the outlet section 29b), generating this variation in section.
  • the diffuser 29 has a predetermined length L1.
  • the length L1 is measured between the inlet section 29a and the outlet section 29b.
  • the length of the diffuser 29 is less than the length L2 measured between the trailing edge 27b of the first blades 25 and an upstream edge 30 of the equipment 26.
  • the diffuser 29 is configured so that the radially external flow moves along a helicoid H.
  • This helical displacement of the radially external flow F12 is obtained thanks to an angle a2 in FIG. 3 which is not zero.
  • Such a displacement of the radially external flow F12 implies that the distance traveled by the radially external flow in the diffuser 29 is greater than the predetermined length L1 of the diffuser 29.
  • the length of the diffuser 29 is defined in such a way that the ratio between the inlet 29a and outlet 29b sections and the length of the diffuser is between 1 and 5.
  • the diffuser 29 is smooth. In other words, the diffuser 29 does not include any physical element other than the ferrules delimiting the channel 22.
  • the turbomachine 1 comprises a second row of second stator blades 31 which is intended to achieve a straightening of the radially external flow F12 at the outlet of the diffuser 29.
  • the radially external flow is slowed at the outlet of the diffuser 29.
  • the second stator blades 31 are installed in the channel 22.
  • the second stator blades 31 are arranged downstream of the diffuser 29.
  • the second row of second stator blades 31 is arranged between the diffuser 29 and the equipment 26 along the longitudinal axis X.
  • the second stator blades 31 are arranged in a divergent portion of the radially internal wall 14.
  • This divergent portion corresponds to a portion of the radially external shell which extends downstream and at least partly envelops equipment 26.
  • the helical gyration or displacement extends beyond the outlet section 29b of the diffuser 29.
  • the second stator blades 31 also have a blade 32 having a leading edge 32a, a trailing edge 32b which are connected by an internal intrados surface 32i and an extrados surface 32e.
  • the second stator blades 31 are configured so as to achieve a straightening of the radially external flow F12 greater than the straightening of the first stator blades 25 and so as to cancel any possible gyration of the radially external flow in the second stator blades 31.
  • the straightening can be defined by the difference between the angles at the leading edges of the blades of the first and second blades, and the angles at the trailing edges of the blades of the first and second blades, for example [32 - [31 > a2- a1.
  • the incidence at the outlet of the second stator blades is considered almost constant.
  • a predetermined metal angle o1 is fixed at the leading edge 27a of the blades 27 of the first stator vanes 25 and a predetermined metal angle a2 is fixed at the trailing edge 27b of the blades of the first stator vanes 25.
  • the metal angle o1 at the leading edge 27a, respectively trailing edge 27b is the angle formed between the general direction (parallel to the longitudinal axis X) of the radially external flow F12 and a straight line tangent to the skeleton line of the blade 27 at the leading edge, respectively trailing edge.
  • the deflection or straightening of the radially external air flow F12 is slightly deflected by the first stator blades 25.
  • the first stator blades 25 are aerodynamically less loaded and are designed to be able to tolerate variations in incidence, in other words variations in the fluid angle defined as the angle between the flow direction and the longitudinal axis X.
  • the residual gyration (angle between the flow velocity vector and the longitudinal axis) is not zero.
  • a predetermined metal angle 01 is also fixed to the leading edge 32a of each blade 32 of the second blades 31 and a predetermined metal angle 02 is fixed to the trailing edge 32b of each blade 32 of the second blades 31.
  • the difference (or deviation) between the metal angle at the trailing edge 32b and the metal angle at the leading edge 32a, (02 - 01) is between 0° and 65° so as to have a possible radially external flow gyration equal or substantially equal to zero.
  • the deviation angle of each second stator blade 31 is between 15° and 45°.
  • the metal angle at the trailing edge of each second stator blade 31 is zero or substantially zero (between 0° and 5°).
  • a straight line passing through the trailing edge and tangent to the extrados surface of each blade of the second stator blades 31 is parallel to the longitudinal axis. In this way, the gyration of the radially external flow passing through the second stator blades 31 is cancelled.
  • the mean radius of the smooth diffuser 29 is increasing, the gyration produced by the first stator blades 25 will naturally attenuate by conservation of the kinetic moment.
  • the length of the chord of each second stator blade 31 is less than the length of the chord of each first stator blade. This difference in length is permitted on the one hand, because the straightening of the radially external flow F12 is shared between the first stator blades 25 and the second blades 31, and on the other hand because the variation in fluid angle seen by the second stator blades 31 is smaller. This promotes the reduction of the axial length of the set of first stator blades 25, diffuser 29, second stator blades 31, and equipment 26.
  • the equipment 26 comprises an annular row of structural arms 35. These structural arms 35 can slightly deflect the flow in a range between 0° and 5° but have no overall function of straightening the radially external flow.
  • the arms 35 are distributed regularly around the longitudinal axis X.
  • Each structural arm 35 extends radially between internal and external walls.
  • Each arm 35 comprises an upstream edge 35a and a downstream edge 35b which are opposite along the longitudinal axis X. Intrados and extrados surfaces connect the upstream edge and the downstream edge.
  • the row of structural arms 35 is integrated into the second row of second stator blades 31.
  • the structural arms 35 are independent and distinct from the second stator blades.
  • the upstream portion of the structural arms 35 may be formed by a second stator blade. In this way, the length of the second stator blades 31 and of the structural arms 35 is reduced, which allows a weight saving.
  • the upstream edges 35a of the structural arms 35 and the leading edges 32a of the second blades 31 are defined in the same plane P perpendicular to the longitudinal axis X.
  • the trailing edges 35b of the arms 35 are arranged downstream of the trailing edges 32b of the second blades 31.
  • the number of structural arms 35 is different from the number of second stator blades 31.
  • the second stator blades 31 are more numerous than the structural arms 35. This is due to the fact that the structural arms 35 only have a mechanical structural function and make it possible to reduce the pressure losses.
  • the second blades 31 in this embodiment have an identical aerodynamic profile.
  • an aerodynamic profile is defined by geometric parameters which are the chord, the camber line, the skeleton line, the thickness of the blade along the chord, etc.
  • the number of second stator blades 31 between two structural arms 35 in a circumferential direction may be different.
  • the profiles of the structural arms 35 are identical but may be different.
  • Figure 6 illustrates another embodiment of the arrangement of the second stator blades 31 integrated with the structural arms 35. This embodiment differs from that of Figure 5 in that the second stator blades 31 are arranged in groups of aerodynamic profiles that are different from each other. A single group or different groups of aerodynamic profiles may be arranged between two adjacent structural arms 35 in the circumferential direction.
  • first stator blades 25 which will fix the fluid angle defined as the angle between the direction of the flow and the longitudinal axis X upstream of the second stator blades 31, a diffuser slowing down the radially external flow F12, and the second blades 31 which take up the remainder of the deviation to cancel the gyration and which operate with an almost constant incidence.

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  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne une turbomachine (1), en particulier d'aéronef, comprenant : - un bec de division (19) agencé dans une veine primaire (13) où circule un flux primaire et destiné à séparer le flux primaire en un flux radialement interne (F11 ) et en un flux radialement externe (F12); - un équipement statorique (26) installé dans un canal (22) où circule le flux radialement externe (F12); et, - des premières aubes statoriques (25) installées dans le canal et destinées à redresser le flux radialement externe (F12) vers l'équipement. Selon l'invention, la turbomachine comprend un diffuseur (29) qui est agencé, en aval des premières aubes statoriques (25) et qui est divergent entre une section d'entrée et une section de sortie, et des deuxièmes aubes statoriques agencées (31 ), en aval du diffuseur pour dévier le flux radialement externe en sortie du diffuseur vers l'équipement, les deuxièmes aubes statoriques étant situées en amont de l'équipement.

Description

Description
TITRE : TURBOMACHINE COMPRENANT DES RANGEES D’AUBES STATORIQUES ET UN DIFFUSEUR DANS UN CANAL OÙ CIRCULE UN TROISIEME FLUX.
Domaine technique de l’invention
[0001] La présente invention concerne le domaine des turbomachines, et notamment les turbomachines à plusieurs flux pour aéronef.
Arrière-plan technologique
[0002] L’art antérieur comprend les documents BE-A1-1029617, FR-A1-3120898, FR-A1-3109796 et US-A1-2021/108597.
[0003] Une turbomachine comprend de manière générale d’amont en aval, suivant l’écoulement des gaz dans la turbomachine, un ensemble de compresseur, une chambre de combustion annulaire et un ensemble de turbine. Une soufflante ou au moins une hélice est montée en amont de l’ensemble de compresseur. La soufflante ou hélice génère d’une part, un flux primaire circulant dans une veine primaire et alimentant l’ensemble de compresseur et d’autre part, un flux secondaire. Le flux secondaire circule dans une veine secondaire ou à l’extérieur de tout carénage. Le flux secondaire génère la majeure partie de la poussée de la turbomachine.
[0004] La turbomachine triple flux comprend un flux tertiaire ou troisième flux qui circule dans une veine tertiaire et qui est issu de la division du flux primaire. Ce flux tertiaire participe également à la poussée de la turbomachine et permet de réduire le diamètre de la soufflante ou de l’hélice tout en respectant la spécification de poussée. La turbomachine peut être alors installée sous une aile basse d’un aéronef, tel qu’un avion. Ce flux tertiaire peur également permettre de refroidir de manière plus efficace des fluides utilisés dans la turbomachine pour son fonctionnement grâce à des échangeurs de chaleur qui seraient placés dans la veine tertiaire.
[0005] Cependant, l’installation d’un échangeur de chaleur peut induire une perte de charge. Par ailleurs, le flux tertiaire peut traverser une rangée d’aubes statoriques qui est placée dans la veine tertiaire et en amont de l’échangeur de chaleur. Cette rangée d’aubes statoriques faisant partie de l’ensemble de compresseur doit dans certains cas réaliser une déviation très importante du flux tertiaire de manière à redresser l’écoulement à la sortie de celui-ci. Cette déviation peut être supérieure à 40° et entraîner une augmentation des pertes aérodynamiques.
[0006] Il existe un besoin de résoudre tout ou partie des inconvénients précités.
Résumé de l’invention
[0007] L’objectif de la présente invention est de fournir une solution permettant de mieux répartir les charges aérodynamiques dans un canal où circule un troisième flux tout en évitant d’impacter la masse et les performances de la turbomachine.
[0008] Nous parvenons à cet objectif conformément à l’invention grâce à une turbomachine, en particulier pour un aéronef, comprenant :
- un bec de division agencé dans une veine primaire dans lequel circule un flux primaire et destiné à séparer le flux primaire en un flux radialement interne et en un flux radialement externe ;
- un équipement statorique installé dans un canal dans lequel circule le flux radialement externe ; et,
- une première rangée de premières aubes statoriques installée dans le canal et destinée à redresser le flux radialement externe en direction de l’équipement, la turbomachine comprenant un diffuseur qui est agencé, en aval des premières aubes statoriques et qui est divergent entre une section d’entrée et une section de sortie, et une deuxième rangée de deuxièmes aubes statoriques agencée, en aval du diffuseur, de manière à dévier le flux radialement externe en sortie du diffuseur vers l’équipement statorique, les deuxièmes aubes statoriques étant situées en amont de l’équipement statorique.
[0009] Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. En particulier, l’intégration de deux rangées d’aubes statoriques en combinaison avec un diffuseur dans le canal où circule le flux radialement externe (troisième flux) permet une meilleure répartition de la charge aérodynamique dans tout le canal. La rangée d’aubes fortement déviant est remplacé par deux première et deuxième rangées d’aubes statoriques distinctes dont l’une est moins déviant que l’autre et réalise une giration résiduelle en entrée du diffuseur. La présence d’une giration résiduelle en entrée du diffuseur permet d’avoir une plus grande longueur aérodynamique de diffusion et ainsi de réduire la longueur axiale physique du diffuseur ainsi que celle des deuxièmes aubes statoriques et de l’équipement statorique. Les deuxièmes aubes statoriques reprennent le reste de la déviation pour annuler l’éventuelle giration. L’équipement statorique permet de ralentir le flux radialement externe avant de balayer les deuxièmes aubes statoriques. Cela permet donc d’avoir un meilleur compromis entre performances aérodynamiques, opérabilité et longueur du canal et des éléments qui l’équipent.
[0010] La turbomachine comprend également l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison :
- les deuxième aubes statoriques sont configurées de manière à réaliser un redressement du flux radialement externe plus important que le redressement des premières aubes statoriques et de manière à annuler une éventuelle giration du flux radialement externe en sortie des deuxièmes aubes statoriques.
- chaque deuxième aube statorique comprend une pale ayant bord d’attaque et un bord de fuite qui sont reliées par une surface intrados et une surface extrados, chaque deuxième aube statorique présente un angle métal au bord d’attaque et un angle métal au bord de fuite dont la différence est comprise entre 0° et 65° de manière à présenter une éventuelle giration du flux radialement externe égale ou sensiblement égale à zéro.
- l’angle métal au bord de fuite de chaque deuxième aube statorique est nul ou sensiblement nul.
- chaque première aube statorique comprend une pale ayant un bord d’attaque et un bord de fuite qui sont reliées par une surface intrados et une surface extrados, chaque première aube statorique présentant un angle métal au bord d’attaque et un angle métal au bord de fuite dont la différence est comprise entre 5° et 30° de manière à réaliser une éventuelle giration non nulle du flux radialement externe en sortie des premières aubes statoriques.
- l’équipement statorique comprend au moins un échangeur de chaleur, une rangée annulaire de bras structuraux ou au moins un pylône.
- la turbomachine comprend une hélice et un bec de séparation agencé entre l’hélice et le bec de division suivant l’axe longitudinal, le bec de séparation étant destiné à séparer un flux d’air en le flux primaire et en un flux secondaire issus de l’hélice, le flux secondaire circulant autour de la veine primaire.
- un redresseur comprenant une pluralité d’aubes de stator est agencé en aval de l’hélice et est disposé à travers le flux secondaire.
- l’équipement comprend une rangée annulaire de bras structuraux qui est intégrée à la deuxième rangée de deuxièmes aubes statoriques, les bras structuraux présentant chacun un bord amont, les bords amonts des bras structuraux et les bords d’attaque des deuxièmes aubes statoriques étant définis dans un même plan. - les deuxièmes aubes statoriques comprennent des profils aérodynamiques identiques ou des groupes de profils aérodynamiques différents des uns des autres.
- le diffuseur comprend une virole radialement externe et une virole radialement interne entre lesquelles sont définis des passages du flux radialement externe, chaque passage s’étendant entre une ouverture d’entrée et une ouverture de sortie opposées suivant l’axe longitudinal et chaque passage présente une section croissant progressivement de l’ouverture d’entrée à l’ouverture de sortie.
- le diffuseur est un diffuseur lisse.
[0011] L’invention concerne également un aéronef équipé d’une telle turbomachine.
Brève description des figures
[0012] L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels :
- La figure 1 illustre une coupe axiale d’un exemple de turbomachine selon l’invention ;
- La figure 2 représente de manière schématique et suivant une coupe axiale et partielle, un exemple de configuration de moyens de redressement d’un flux d’air dans une turbomachine selon l’invention ;
- La figure 3 illustre un détail des moyens de redressement et d’équipement statorique de la turbomachine suivant des plans de coupe de la figure 2 ;
- La figure 4 représente de manière schématique, l’exemple de circulation d’un flux d’air dans une portion de turbomachine selon l’invention ;
- La figure 5 illustre un mode de réalisation schématique de l’agencement d’une rangée de bras structuraux intégrée à une rangée d’aubes statoriques dans une turbomachine selon l’invention ;
- La figure 6 est un autre mode de réalisation de l’agencement d’une rangée de bras structuraux intégrée à une rangée d’aubes statoriques dans une turbomachine selon l’invention.
Description détaillée de l’invention
[0013] La figure 1 représente une turbomachine 1, à plusieurs flux, destinée à être montée sur un aéronef tel qu’un avion. La turbomachine 1 représentée comprend une hélice 2 non carénée. Une telle turbomachine est un turbopropulseur et est connue sous l’expression anglaise de « open rotor » ou « unducted fan » ou « open fan ». Dans cette catégorie de turbomachine, il existe celles qui ont deux hélices non carénées et contrarotatives (connues sous le sigle anglais UDF pour « Unducted Dual Fan ») ou celles ayant une seule hélice non carénée et un redresseur qui est non caréné non plus et qui comprend plusieurs aubes de stator (connues sous le sigle anglais USF pour « Unducted Single Fan »). Bien entendu, l’invention s’applique à d’autres types de turbomachine tels que les turboréacteurs.
[0014] Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont », « aval », « axial » et « axialement » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine et par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine 1. De même, les termes « radial », « radialement », « interne » et « externe » sont définis par rapport à un axe radial Z perpendiculaire à l’axe longitudinal X et au regard de l’éloignement par rapport à l’axe longitudinal X.
[0015] Sur la figure 1, la turbomachine 1 comprend un générateur de gaz ou moteur de turbine à gaz 3 qui comporte typiquement d’amont en aval, un compresseur basse pression ou (« booster » en anglais) 5, un compresseur haute pression (non représenté), une chambre de combustion (non représentée), une turbine haute pression (non représentée) et une turbine basse pression (non représentée). Le compresseur basse pression 5 comprend une partie amont 4 qui est située dans une veine primaire 13 comme cela est expliqué ultérieurement.
[0016] Les rotors du compresseur basse pression 5, de la partie amont 4 du compresseur basse pression 5 et de la turbine basse pression sont reliés mécaniquement par un arbre basse pression (non représenté) de manière à former un corps basse pression. Les rotors du compresseur haute pression 5, de sa partie amont 4 et de la turbine haute pression sont reliés mécaniquement par un arbre haute pression (non représenté) de manière à former un corps haute pression.
L’arbre basse pression s’étend à l’intérieur de l’arbre haute pression et sont coaxiaux à l’axe longitudinal X.
[0017] L’hélice 2 est montée en amont du générateur de gaz 3 et préférentiellement en amont du compresseur basse pression 5 (et de sa partie amont ). L’hélice 2 comprend une pluralité d’aubes mobiles 6 autour de l’axe longitudinal X et s’étendant radialement depuis un carter interne 7 formant le moyeu de l’hélice 2. Les aubes mobiles 6 peuvent être à calage variable autour d’un axe de calage transversal à l’axe longitudinal X. [0018] Un redresseur 8 est disposé en aval de l’hélice 2. Le redresseur 8 comprend une pluralité d’aubes de stator 9 (ou aubes fixes) connues sous le sigle anglais « OGV » pour Outlet Guide Vane. Dans la présente invention, nous entendons par le terme « aube de stator » ou « aube fixe », une aube qui n’est pas entraînée en rotation autour de l’axe longitudinal X de la turbomachine. Les aubes de stator 9 sont réparties autour de l’axe longitudinal X et sont disposées en aval des aubes mobiles 6 de l’hélice 2 de manière à redresser le flux d’air généré par celles-ci.
[0019] Les aubes de stator 9 du redresseur 8 sont à calage variable ou sont fixes. [0020] Le flux d’air F qui traverse l’hélice 2 est scindé en un flux primaire F1 et en un flux secondaire F2 par un bec de séparation 10. Ce dernier est porté par un carter d’entrée 11 centré sur l’axe longitudinal X. Le carter d’entrée 11 est fixe et est prolongé en aval par un carter externe ou carter inter-veine 12 qui s’étend radialement à l’extérieur du carter interne 7.
[0021] Le flux d’air primaire F1 circule dans une veine primaire 13 alors que le flux secondaire F2 circule radialement à l’extérieur de la veine primaire 13. En particulier, le flux secondaire F2 circule radialement à l’extérieur des carters et balaie le redresseur 8 non caréné.
[0022] La veine primaire 13 est délimitée radialement par une paroi radialement interne 14 (portée par le carter externe et le carter d’entrée) et une paroi radialement externe 15 (portée par le carter interne 7).
[0023] Chaque compresseur et chaque turbine comprennent au moins un étage composé, suivant l’axe longitudinal X, d’un aubage d’aubes rotoriques 4a, 5a et d’un aubage d’aubes statoriques 4b, 5b. Les aubes rotoriques 4a, 5a s’étendent radialement depuis le carter interne 7 (en particulier de la paroi radialement externe 15) auquel celles-ci sont solidaires en rotation autour de l’axe longitudinal X. Les aubes rotoriques peuvent être à calage variable. Les aubes statoriques 5b du compresseur basse pression 5 s’étendent radialement entre le carter externe 7 (en particulier de la paroi radialement 15) et un bec de division 19 auxquels celles-ci sont solidaires. Les aubes statoriques peuvent être à calage variable. Le bec de division 19 comprend en particulier une paroi radialement interne 20 et une paroi radialement externe 21 .
[0024] Dans le présent exemple, la partie amont 4 du compresseur basse pression est agencée en amont du bec de division 19. Les aubes statoriques 4b de la partie amont 4 s’étendent entre le carter interne 7 et le carter externe 12. [0025] En amont du compresseur basse pression 5 sont agencées plusieurs aubes directrices d’entrée 16 qui sont connues sous l’acronyme anglais de « IGV » pour Inlet Guide Vane. Les aubes directrices d’entrée 16 sont disposées autour de l’axe longitudinal X et sont portées par une virole 17 prolongeant en amont la paroi radialement interne 14.
[0026] Des bras de carter 18 sont avantageusement disposés en aval des aubes directrices d’entrée 16 et permettent le passage de servitudes (non représentées) par exemple. Les bras de carter 18 s’étendent radialement entre le carter d’entrée 11 et le carter interne 7 auxquels ceux-ci sont solidarisés. Les bras de carter 18 sont montés en amont du compresseur basse pression 4 (et en particulier de la partie amont 4 du compresseur basse pression).
[0027] Le flux primaire F1 balaie ces aubes directrices d’entrée 16 et les bras de carter 18 avant de subir une première compression par la partie amont 4 du compresseur basse pression 5 puis une deuxième compression par le compresseur haute pression 5. Les bras de carter 18 n’ont globalement aucune fonction de redressement du flux radialement externe.
[0028] En référence à la figure 2, le flux primaire F1 se divise en un flux radialement interne F11 et en flux radialement externe F12. La division est réalisée grâce au bec de division 19 qui est annulaire. Ce dernier est agencé dans la veine primaire 13. De manière avantageuse, mais non limitativement, le bec de division 19 est situé en aval du bec de séparation 10 scindant le flux d’air F en deux. Le flux radialement interne F11 circule à l’intérieur du bec de division 19 tandis que le flux radialement externe F12 circule radialement à l’extérieur du bec de division 19 dans un canal 22. Le canal 22 est délimité de manière avantageuse par la paroi radialement interne 14 (portée par le carter externe) et la paroi radialement externe 21 (portée par le bec de division 19). Le flux radialement interne F11 poursuit son écoulement vers la chambre de combustion et les turbines.
[0029] Sur la figure 2, la turbomachine 1 comprend une première rangée de premières aubes statoriques 25 et un équipement statorique 26 qui sont installés dans le canal 22 où circule le flux radialement externe F12.
[0030] L’équipement statorique 26 est choisi parmi un groupe comprenant au moins un échangeur de chaleur, une rangée annulaire de bras structuraux ou au moins un pylône.
[0031] Les premières aubes statoriques 25 sont disposées en amont de l’équipement statorique 26. Ces premières aubes statoriques 25 sont destinées à redresser le flux radialement externe F12 en direction de l’équipement statorique 26. Les premières aubes statoriques 25 sont réparties, de préférence régulièrement, autour de l’axe longitudinal X. Chaque première aube statorique 25 comprend un pied (non représenté) et une pale 27 qui s’étend radialement depuis le pied. Chaque pale 27 est destinée à s’étendre à travers le flux radialement externe F12.
[0032] En référence à la figure 3 qui est un détail des coupes de la figure 2, dans les plans de coupe AA et BB, chaque pale 27 des premières aubes statoriques 25 comprend un bord d’attaque 27a, un bord de fuite 27b, une surface intrados 27i et une surface extrados 27e. Les surfaces intrados et extrados 27i, 27e sont opposées l’une à l’autre et sont, chacune, reliées par le bord d’attaque 27a et le bord de fuite 27b. Le pied des pales 27 est solidarisé à la paroi radialement externe 21 du bec de division 19 et la tête de la pale 27 est solidarisée à la paroi radialement interne 14 du carter externe 12. De manière alternative, les pales pourraient être fixées uniquement par leur pied ou tête au carter interne 7 ou carter externe 12.
[0033] En référence aux figures 2 et 4, la turbomachine 1 comprend un diffuseur 29 qui est configuré de manière à ralentir le flux radialement externe F12. Le diffuseur 29 est pour cela installé dans le canal 22. Le diffuseur 29 est agencé plus précisément entre la première rangée des premières aubes statoriques 25 et l’équipement statorique 26. Le diffuseur 29 permet de réduire le nombre de Mach en amont de l’équipement 26 et ainsi les pertes de charge aérodynamiques de l’équipement 26 qui est installé à travers le flux radialement externe F12.
[0034] Dans cet exemple de réalisation, le diffuseur 29 est annulaire et s’étend suivant l’axe longitudinal X entre une section d’entrée 29a et une section de sortie 29b. Le diffuseur 29 est de manière avantageuse distincte des premières aubes statoriques 25 et de l’équipement 26. De manière alternative, le diffuseur 29 est solidarisé en amont aux premières aubes statoriques 25 et en aval à l’équipement 26.
[0035] Le diffuseur 29 comprend avantageusement une virole radialement externe et une virole radialement interne qui sont centrées autour de l’axe longitudinal X. La virole radialement externe s’étend à l’extérieur de la virole radialement interne. Dans le présent exemple, la virole radialement externe définie une partie de la paroi radialement interne 14 du carter externe 12 et la virole radialement interne définie une partie de la paroi radialement externe 21 du bec de division. Les viroles définissent plusieurs passages du flux radialement externe qui sont répartis autour de l’axe longitudinal. Chaque passage comprend une ouverture d’entrée, située au niveau de la section d’entrée 29a, et en regard des premières aubes statoriques 25. Chaque passage comprend une ouverture de sortie, située au niveau de la section de sortie 29b, et en regard de l’équipement 26.
[0036] De manière avantageuse, mais non limitativement, le diffuseur 29 est divergent entre la section d’entrée 29a et la section de sortie 29b. En d’autres termes, la section du diffuseur 29 augmente de l’amont vers l’aval. Plus précisément chaque passage du diffuseur 29 présente une section croissante depuis l’ouverture d’entrée jusqu’à l’ouverture de sortie, soit suivant l’axe longitudinal. Comme cela est représenté sur la figure 2, la paroi radialement interne 14 s’évase de l’amont vers l’aval (et en particulier entre la section d’entrée 29a et la section de sortie 29b) engendrant cette variation de section. Cela peut être représenté de manière mathématique avec la formule suivante : avec R29ai4 le rayon interne au niveau de la section d’entrée, R29bu le rayon externe au niveau de la section d’entrée, R29t>i4 le rayon interne au niveau de la section de sortie, et R29b2i le rayon externe au niveau de la section de sortie. Le rayon étant mesuré depuis l’axe longitudinal et la virole radialement interne ou externe du diffuseur 29.
[0037] La variation de la section est progressive de manière à ne pas engendrer de décollements aérodynamiques du flux radialement externe F12.
[0038] Suivant la figure 4, le diffuseur 29 présente une longueur L1 prédéterminée. La longueur L1 est mesurée entre la section d’entrée 29a et la section de sortie 29b. De manière avantageuse, la longueur du diffuseur 29 est inférieure à la longueur L2 mesurée entre le bord de fuite 27b des premières aubes 25 et un bord amont 30 de l’équipement 26. En effet, le diffuseur 29 est configuré de manière que le flux radialement externe se déplace suivant une hélicoïde H. Ce déplacement hélicoïdal du flux radialement externe F12 est obtenu grâce à un angle a2 sur la figure 3 qui n’est pas nul. Un tel déplacement du flux radialement externe F12 implique que la distance parcourue par le flux radialement externe dans le diffuseur 29 est plus importante que la longueur L1 prédéterminée du diffuseur 29. Une telle configuration permet d’avoir un diffuseur 29 de longueur axiale L1 réduite, tout en maintenant une longueur parcourue par le fluide équivalente au cas où a2 serait supérieur à 0. Car plus la longueur de diffusion est courte et plus le risque de décollement du flux radialement externe est important.. [0039] Avantageusement, la longueur du diffuseur 29 est définie de telle manière que le rapport entre les sections d’entrée 29a et de sortie 29b, et la longueur du diffuseur est compris entre 1 et 5 .
[0040] De manière avantageuse, mais non limitativement, le diffuseur 29 est lisse. Autrement dit, le diffuseur 29 ne comporte aucun élément physique autre que les viroles délimitant le canal 22.
[0041] En référence aux figures 2, 3 et 4, la turbomachine 1 comprend une deuxième rangée de deuxièmes aubes statoriques 31 qui est destinée à réaliser un redressement du flux radialement externe F12 en sortie du diffuseur 29. Le flux radialement externe est ralenti en sortie du diffuseur 29. Les deuxièmes aubes statoriques 31 sont installées dans le canal 22. Avantageusement, les deuxièmes aubes statoriques 31 sont agencées en aval du diffuseur 29. En particulier, la deuxième rangée de deuxièmes aubes statoriques 31 est agencée entre le diffuseur 29 et l’équipement 26 suivant l’axe longitudinal X. Comme cela est visible sur la figure 2, les deuxièmes aubes statoriques 31 sont agencées dans une portion divergente de la paroi radialement interne 14. Cette portion divergente correspond à une portion de la virole radialement externe qui s’étend en aval et enveloppe au moins en partie l’équipement 26. En d’autres termes et en référence à la figure 4, la giration ou déplacement hélicoïdal s’étend au-delà de la section de sortie 29b du diffuseur 29.
[0042] Les deuxièmes aubes statoriques 31 présentent également une pale 32 ayant un bord d’attaque 32a, un bord de fuite 32b qui sont reliées par une surface intrados 32i interne et une surface extrados 32e.
[0043] Les deuxièmes aubes statoriques 31 sont configurées de manière à réaliser un redressement du flux radialement externe F12 plus important que le redressement des premières aubes statoriques 25 et de manière à annuler une éventuelle giration du flux radialement externe en des deuxièmes aubes statoriques 31. Le redressement peut être défini par la différence entre les angles aux bords d’attaque des pales des premières et deuxièmes aubes, et les angles aux bords de fuite des pales des premières et deuxièmes aubes, par exemple [32 - [31 > a2- a1. L’incidence en sortie des deuxièmes aubes statoriques est considérée presque constante.
[0044] A cet effet, un angle métal o1 prédéterminé est fixé au niveau du bord d’attaque 27a des pales 27 des premières aubes statoriques 25 et un angle métal a2 prédéterminé est fixé au niveau du bord de fuite 27b des pales des premières aubes statoriques 25. L’angle métal o1 au bord d’attaque 27a, respectivement bord de fuite 27b, est l’angle formé entre la direction générale (parallèle à l’axe longitudinal X) du flux radialement externe F12 et une droite tangente à la ligne de squelette de la pale 27 au bord d’attaque, respectivement bord de fuite. La déviation ou redressement du flux d’air radialement externe F12 est faiblement dévié par les premières aubes statoriques 25. La différence entre l’angle métal au bord de fuite et l’angle métal au bord d’attaque, (a2 - a1 ), définie l’angle de déviation de chaque première aube statoriques 25 et est comprise entre 5° et 30°. Avec cette faible déviation, les premières aubes statoriques 25 sont aérodynamiquement moins chargées et sont conçues de manière à être en mesure de tolérer les variations d’incidence, autrement dit les variations de l’angle fluide défini comme l’angle entre la direction de l’écoulement et l’axe longitudinal X. La giration résiduelle (angle entre le vecteur vitesse de l’écoulement et l’axe longitudinal) n’est pas nulle.
[0045] Un angle métal 01 prédéterminé est également fixé au bord d’attaque 32a de chaque pale 32 des deuxièmes aubes 31 et un angle métal 02 prédéterminé est fixé au bord de fuite 32b de chaque pale 32 des deuxièmes aubes 31 . La différence (ou déviation) entre l’angle métal au bord de fuite 32b et l’angle métal au bord d’attaque 32a, (02 - 01) est comprise entre 0° et 65° de manière à présenter une éventuelle giration du flux radialement externe égale ou sensiblement égale à zéro. Préférentiellement, l’angle de déviation de chaque deuxième aube statorique 31 est comprise entre 15° et 45°.
[0046] De manière avantageuse, mais non limitativement, l’angle métal au bord de fuite de chaque deuxième aube statorique 31 est nul ou sensiblement nul (entre 0° et 5°). En particulier, une droite passant par le bord de fuite et tangente à la surface extrados de chaque pale des deuxièmes aubes statoriques 31 est parallèle à l’axe longitudinal. De la sorte, la giration du flux radialement externe traversant les deuxièmes aubes statoriques 31 est annulée. Lorsque le rayon moyen du diffuseur 29 lisse est croissant, la giration réalisée par les premières aubes statoriques 25 va naturellement s’atténuer par conservation du moment cinétique.
[0047] Suivant un mode de réalisation tel que représenté sur la figure 4, la longueur de la corde de chaque deuxième aube statorique 31 est inférieure à la longueur de la corde de chaque première aube statorique. Cette différence de longueur est permise d’une part, parce que le redressement du flux radialement externe F12 est partagé entre les premières aubes statoriques 25 et les deuxièmes aubes 31 , et d’autre part parce que la variation d’angle fluide vue par les deuxièmes aubes statoriques 31 est plus faible. Cela favorise la réduction de la longueur axiale de l’ensemble des premières aubes statoriques 25, diffuseur 29, deuxièmes aubes statoriques 31 , et équipement 26.
[0048] Suivant un mode de réalisation illustré sur la figure 5, l’équipement 26 comprend une rangée annulaire de bras structuraux 35. Ces bras structuraux 35 peuvent dévier légèrement l’écoulement dans une plage comprise entre 0° et 5° mais n’ont globalement aucune fonction de redressement du flux radialement externe. Les bras 35 sont répartis régulièrement autour de l’axe longitudinal X. Chaque bras structural 35 s’étend radialement entre des parois interne et externe. Chaque bras 35 comprend un bord amont 35a et bord aval 35b qui sont opposés suivant l’axe longitudinal X. Des surfaces intrados et extrados relient le bord amont et le bord aval. [0049] Dans cet exemple de réalisation, la rangée de bras structuraux 35 est intégrée à la deuxième rangée de deuxièmes aubes statoriques 31 . Les bras structuraux 35 sont indépendants et distincts des deuxièmes aubes statoriques. Alternativement, la partie amont des bras structuraux 35 peut être formée par une deuxième aube statorique. De la sorte, la longueur des deuxièmes aubes statoriques 31 et des bras structuraux 35 est réduite ce qui permet un gain en masse. Comme cela est illustré, les bords amonts 35a des bras structuraux 35 et les bords d’attaque 32a des deuxièmes aubes 31 sont définis dans un même plan P perpendiculaire à l’axe longitudinal X. Les bords de fuite 35b des bras 35 sont disposés en aval des bords de fuite 32b des deuxièmes aubes 31.
[0050] Le nombre de bras structuraux 35 est différent du nombre de deuxièmes aubes statoriques 31. En particulier, les deuxièmes aubes statoriques 31 sont plus nombreux que les bras structuraux 35. Cela est dû au fait que les bras structuraux 35 n’ont qu’une fonction structurale mécanique et permet de réduire les pertes de charge.
[0051] Les deuxièmes aubes 31 dans ce mode de réalisation présentent un profil aérodynamique identique. Dans la présente description, un profil aérodynamique est défini par des paramètres géométriques qui sont la corde, la ligne de cambrure, la ligne de squelette, l’épaisseur de la pale suivant la corde, etc.
[0052] Toutefois, le nombre de deuxièmes aubes statoriques 31 entre deux bras structuraux 35 suivant une direction circonférentielle (autour de l’axe longitudinal X) peut être différent. Ici, il y a six deuxièmes aubes statoriques 31 entre deux bras structuraux 35 adjacents et onze deuxièmes aubes statoriques 31 entre deux bras structuraux 35 adjacents. Les profils des bras structuraux 35 sont identiques mais peuvent être différents. [0053] La figure 6 illustre un autre mode de réalisation de l’agencement des deuxièmes aubes statoriques 31 intégrées aux bras structuraux 35. Ce mode de réalisation diffère de celui de la figure 5 en ce que les deuxièmes aubes statoriques 31 sont agencées suivant des groupes de profils aérodynamiques différents des uns des autres. Un seul groupe ou différents groupes de profils aérodynamiques peu(ven)t être agencé(s) entre deux bras structuraux 35 adjacents suivant la direction circonférentielle. Dans cet exemple illustré avec vingt-six deuxièmes aubes statoriques 31 et trois bras structuraux 35, il y a quatre groupes de profils aérodynamiques différents P1 , P2, P3, P4. Plus précisément, entre deux bras structuraux 35 adjacents sont agencées deux deuxièmes aubes statoriques de profil P1, deux deuxièmes aubes statoriques de profil P2, et deux deuxièmes aubes statoriques de profil P3. Entre deux autres bras structuraux 35 adjacents sont agencées trois deuxièmes aubes statoriques de profil P1, quatre deuxièmes aubes statoriques de profil P2, deux deuxièmes aubes statoriques de profil P4, et deux deuxièmes aubes statoriques de profil P3. L’agencement des profils aérodynamiques est spécifique à chaque configuration et est défini en fonction de l’arrangement des équipements présents dans le flux radialement externe. La mise en place de deuxième aubes statoriques de profils différents permet de minimiser l’impact d’une distorsion circonférentielle venant de l’aval.
[0054] De la sorte, les charges aérodynamiques dans le canal 22 sont mieux réparties grâce à des premières aubes statoriques 25 qui vont fixer l’angle fluide défini comme l’angle entre la direction de l’écoulement et l’axe longitudinal X en amont des deuxièmes aubes statoriques 31 , un diffuseur ralentissant le flux radialement externe F12, et les deuxièmes aubes 31 qui reprennent le reste de la déviation pour annuler la giration et qui fonctionnent avec une incidence quasi constante.

Claims

Revendications
[1] Turbomachine (1 ) en particulier pour un aéronef, comprenant :
- un bec de division (19) agencé dans une veine primaire (13) dans lequel circule un flux primaire (F1) et destiné à séparer le flux primaire (F1) en un flux radialement interne (F11) et en un flux radialement externe (F12) ;
- un équipement statorique (26) installé dans un canal (22) dans lequel circule le flux radialement externe (F12) ; et,
- une première rangée de premières aubes statoriques (25) installée dans le canal (22) et destinée à redresser le flux radialement externe (F12) en direction de l’équipement (26), caractérisée en ce que, la turbomachine comprend un diffuseur (29) qui est agencé, en aval des premières aubes statoriques (25) et qui est divergent entre une section d’entrée (29a) et une section de sortie (29b), et une deuxième rangée de deuxièmes aubes statoriques agencée (31), en aval du diffuseur (29) de manière à dévier le flux radialement externe (F12) en sortie du diffuseur (29) vers l’équipement, les deuxièmes aubes statoriques (31) étant situées en amont de l’équipement (26).
[2] Turbomachine (1 ) selon la revendication 1, caractérisée en ce que les deuxième aubes statoriques (31 ) sont configurées de manière à réaliser un redressement du flux radialement externe (F12) plus important que le redressement des premières aubes statoriques (25) et de manière à annuler une éventuelle giration du flux radialement externe en sortie des deuxièmes aubes statoriques (31).
[3] Turbomachine (1 ) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque deuxième aube statorique (31) comprend une pale (32) ayant bord d’attaque (32a) et un bord de fuite (32b) qui sont reliées par une surface intrados (32i) et une surface extrados (32e), chaque deuxième aube statorique (31) présente un angle métal (01 ) au bord d’attaque (32a) et un angle métal (02) au bord de fuite (32b) dont la différence est comprise entre 0° et 65° de manière à présenter une éventuelle giration du flux radialement externe (F12) égale ou sensiblement égale à zéro.
[4] Turbomachine (1 ) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que l’angle métal (02) au bord de fuite (32a) de chaque deuxième aube statorique (31 ) est nul ou sensiblement nul.
[5] Turbomachine (1 ) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que chaque première aube statorique (25) comprend une pale (27) ayant un bord d’attaque (27a) et un bord de fuite (27b) qui sont reliées par une surface intrados (27i) et une surface extrados (27e), chaque première aube statorique (25) présentant un angle métal (a1 ) au bord d’attaque (27a) et un angle métal (a2) au bord de fuite (27b) dont la différence est comprise entre 5° et 30° de manière à réaliser une éventuelle giration non nulle du flux radialement externe (F12) en sortie des premières aubes statoriques (25).
[6] Turbomachine (1 ) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que l’équipement statorique (26) comprend au moins un échangeur de chaleur, une rangée annulaire de bras structuraux (35) ou au moins un pylône.
[7] Turbomachine (1 ) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle comprend une hélice (2) et un bec de séparation (10) agencé entre l’hélice (2) et le bec de division (19) suivant l’axe longitudinal, le bec de séparation (10) étant destiné à séparer un flux d’air (F) en le flux primaire (F1 ) et en un flux secondaire (F2) issus de l’hélice, le flux secondaire (F2) circulant autour de la veine primaire (13).
[8] Turbomachine (1 ) selon la revendication précédente, caractérisée en ce qu’un redresseur (8) comprenant une pluralité d’aubes de stator (9) est agencé en aval de l’hélice (2) et est disposé à travers le flux secondaire (F2).
[9] Turbomachine (1 ) selon l’une des revendications 3 à 8, caractérisée en ce que l’équipement (26) comprend une rangée annulaire de bras structuraux (35) qui est intégrée à la deuxième rangée de deuxièmes aubes statoriques (31 ), les bras structuraux (35) présentant chacun un bord amont (35a), les bords amonts (35a) bras structuraux (35) et les bords d’attaque (31a) des deuxièmes aubes statoriques (31) étant définis dans un même plan (P).
[10] Turbomachine (1 ) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que les deuxièmes aubes statoriques (31) comprennent des profils aérodynamiques identiques ou des groupes de profils aérodynamiques différents des uns des autres.
[11 ] Turbomachine (1 ) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le diffuseur (29) comprend une virole radialement externe et une virole radialement interne entre lesquelles sont définis des passages du flux radialement externe (F12), chaque passage s’étendant entre une ouverture d’entrée et une ouverture de sortie opposées suivant l’axe longitudinal et chaque passage présente une section croissant progressivement de l’ouverture d’entrée à l’ouverture de sortie.
[12] Turbomachine (1 ) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le diffuseur (29) est un diffuseur lisse.
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