FR2992346A1 - Helice non carenee de turbomachine d'aeronef presentant des pieds de pales refroidis par des conduits d'air de refroidissement traversant les pales - Google Patents

Abstract

La présente invention se rapporte à une pale d'hélice (48) pour turbomachine d'aéronef à hélice non carénée, équipée d'au moins un conduit (80) de circulation d'air de refroidissement traversant la pale, le conduit (80) comportant une entrée (82) débouchant sur le pied de la pale (58), ainsi qu'une sortie (84) débouchant radialement vers l'extérieur par rapport à l'entrée.

Description

HÉLICE NON CARÉNÉE DE TURBOMACHINE D'AERONEF PRÉSENTANT DES PIEDS DE PALES REFROIDIS PAR DES CONDUITS D'AIR DE REFROIDISSEMENT TRAVERSANT LES PALES DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des hélices non carénées pour turbomachine d'aéronef, et plus spécifiquement au refroidissement des éléments de cette hélice, en particulier les pieds de pales. L'invention trouve une application privilégiée dans le domaine des turbomachines pour aéronef dont le récepteur comporte un doublet d'hélices contrarotatives non carénées, ce type de turbomachine étant également dénommé « à soufflantes non carénées », ou portant encore l'appellation anglaise « open rotor ».

De préférence, mais non exclusivement, l'invention s'applique à une turbomachine dont les deux hélices contrarotatives non carénées sont entraînées par turbines libres de puissance. Ce type d'entraînement des hélices par turbines contrarotatives imbriquées l'une dans l'autre est également connue sous l'appellation anglaise « Direct Drive ». ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Sur la figure 1, il est représenté de façon schématique une turbomachine à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, dite « open rotor », selon une réalisation classique de l'art antérieur, telle qu'elle est connue du document FR-A-2 941 494. Sur cette figure, la direction A correspond à la direction longitudinale ou direction axiale, 5 parallèle à l'axe longitudinal 2 de la turbomachine. La direction B correspond quant à elle à la direction radiale de la turbomachine. De plus, la flèche 4 schématise la direction principale d'écoulement des gaz à travers la turbomachine. Les termes « amont » et 10 « aval » utilisés dans la suite de la description sont à considérer par rapport à cette direction d'écoulement des gaz 4. En partie avant, la turbomachine 1 présente une entrée d'air 6 se poursuivant vers l'arrière par 15 une nacelle 8, celle-ci comportant globalement une peau extérieure 10 et une peau intérieure 12, toutes les deux centrées sur l'axe 2 et décalées radialement l'une de l'autre. La peau intérieure 12 forme carter radial 20 externe pour un générateur de gaz 14, comprenant de façon classique, de l'avant vers l'arrière, un compresseur basse pression 16, un compresseur haute pression 18, une chambre de combustion 20, une turbine haute pression 22, et une turbine de pression 25 intermédiaire 24. Le compresseur 16 et la turbine 24 sont reliés mécaniquement par un arbre 26, formant ainsi un corps basse pression, tandis que le compresseur 18 et la turbine 22 sont reliés mécaniquement par un arbre 28, formant un corps de 30 pression plus élevée. Par conséquent, le générateur de gaz 14 présente de préférence une conception classique, dite à double corps. En aval de la turbine de pression intermédiaire 24 se trouve un récepteur 30 à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, entraînées par des turbines libres de puissance. Plus précisément, ce récepteur 30 est disposé en aval d'un carter fixe 42, lui-même agencé dans le prolongement arrière du carter radial externe 12 du générateur de gaz 14. D'ailleurs, les carters 12 et 42 peuvent être réalisés d'une seule pièce. Le carter fixe 42 se prolonge ensuite vers l'arrière en se rétrécissant selon la direction radiale, pour former un arbre fixe 57 centré sur l'axe 2, formant le carter fixe du récepteur 30.

Le récepteur 30 comporte tout d'abord un premier ensemble tournant 32a muni d'une première hélice 32, d'une première turbine libre de puissance 34 entraînant cette hélice, et d'un premier dispositif structural tournant 33 situé dans le prolongement axial de la turbine libre 34 vers l'avant, en étant interposé entre le premier étage de cette turbine et le carter fixe 42. Le dispositif structural tournant 33 prend généralement la forme d'une pluralité de bras espacés circonférentiellement les uns des autres, et qui s'étendent radialement. Ces bras sont reliés à la première hélice 32 en portant le carter extérieur de turbine 49, lui-même relié à l'hélice 32 grâce en particulier à un flasque ou une pluralité de clips 44 permettant de déporter radialement cette hélice 32 vers l'extérieur. Les clips 44 présentent une extrémité radiale interne solidaire du carter extérieur 49, et une extrémité radiale externe solidaire d'un anneau polygonal (non représenté sur la figure 1) de support des pales 48. Ces pales font saillie radialement vers l'extérieur à partir d'un carter ou capot extérieur d'hélice 46, dont l'une des particularités est de se trouver dans la continuité aérodynamique arrière de la peau extérieure 10 de la nacelle. De manière analogue, le récepteur 30 comporte un second ensemble tournant 36a muni d'une seconde hélice 36, d'une seconde turbine libre de puissance 38 entraînant cette hélice, et d'un second dispositif structural tournant 37 situé dans le prolongement axial de la turbine libre 38 vers l'arrière, en étant situé derrière le dernier étage de cette turbine. Le dispositif structural tournant 37, qui s'étend essentiellement radialement, supporte la seconde hélice 36 en lui étant relié grâce en particulier à un flasque ou une pluralité de clips 51 permettant de déporter radialement l'hélice 36 vers l'extérieur. Ici également, les clips 51 présentent une extrémité radiale interne solidaire du carter structural tournant 37, et une extrémité radiale externe solidaire d'un anneau polygonal (non représenté sur la figure 1) de support des pales 55. Ces pales 55 font saillie radialement vers l'extérieur à partir d'un carter ou capot extérieur 53, qui se trouve dans la continuité aérodynamique arrière du capot extérieur 46 de la première hélice 32. Par ailleurs, les première et seconde 30 turbines libres 34, 38 sont imbriquées l'une dans l'autre de manière à former un doublet de turbines contrarotatives. Les étages de la première turbine sont ainsi agencés en alternance avec les étages de la seconde turbine, dans la direction A. Ce doublet est donc également assimilable à une turbine à deux rotors contrarotatifs. A titre indicatif, les turbines libres 34, 38 ne disposent d'aucun lien mécanique direct avec les composants tournants du générateur de gaz, à savoir qu'elles n'entraînent ni ne sont entraînées par les éléments 16, 18, 22, 24. Seuls les gaz de la veine primaire s'échappant de la turbine de pression intermédiaire 24 assurent donc la mise en rotation de ces turbines libres 34, 38 formant le doublet de turbines contrarotatives. En référence à présent plus spécifiquement aux figures 2 à 4, il est montré de manière plus détaillée la conception de la première hélice 32, étant entendu que la seconde hélice 36 présente une conception identique ou similaire, et qu'elle ne sera donc pas davantage décrite.

Comme évoqué précédemment, l'hélice 32 comporte un anneau polygonal 47 servant de support des pales 48, cet anneau formant un moyeu de l'hélice. Il comporte une pluralité de logements 50 espacés circonférentiellement les uns des autres, ces logements étant dénommés logement radiaux. Chacun d'eux reçoit un pivot 52, un roulement 54 étant interposé entre ce pivot 52 et son logement associé 50 formant alésage, comme cela a été représenté sur la figure 3. Chaque pivot 52 présente une partie 30 inférieure 52a placée à l'intérieur de son logement associé, cette partie inférieure étant sensiblement cylindrique, et creuse de manière à présenter une section en forme générale de U ouvert radialement vers l'intérieur. De plus, le pivot 52 se prolonge radialement vers l'extérieur par une partie supérieure 5 52b située au-dessus de l'anneau 47, cette partie supérieure 52b présentant une rainure 56 schématisée sur la figure 4, et dont la fonction est de retenir le pied 58 de la pale associée 48. Ainsi, le pivot 52 porte la pale 48 et permet son calage en incidence par 10 commande de la rotation de ce même pivot 52 au sein de son logement 50 de l'anneau polygonal 47. L'hélice 32 inclut également le capot extérieur 46 uniquement représenté sur les figures 1 et 3. La surface externe de ce capot est épousée par l'air 15 extérieur. A cet égard, il est indiqué que chaque pale 48 est équipée d'une plateforme 59 à partir de laquelle sa partie aérodynamique 60 fait saillie radialement vers l'extérieur. Chaque plateforme 59, de forme circulaire, se trouve placée au sein d'un orifice prévu 20 à travers le capot 46, de manière à obtenir des jonctions aérodynamiques sensiblement affleurantes. Comme cela est le mieux visible sur la figure 3, il est prévu une cavité de pale 64 associée à la pale 48, cette cavité ayant pour but d'isoler le 25 pied de pale du reste de la turbomachine, en particulier de la veine primaire passant radialement vers l'intérieur. La cavité a été identifiée schématiquement sur la figure 3 par la ligne en pointillés référencée 64. Elle est effectivement fermée 30 radialement vers l'extérieur par la plateforme 59 et le capot extérieur 46 formant carénage aérodynamique, mais également fermée vers l'amont par un ou plusieurs caches 66, fermée vers l'aval par un ou plusieurs caches 68, et fermée radialement vers l'extérieur par un ou plusieurs caches 70, ici un unique cache 70 fixé au flasque ou aux clips 44 précités. Il est noté qu'une cavité de pied de pale peut être prévue pour chaque pale, comme cela a été schématisé sur la figure 5 avec un cache interne 70 prévu pour chaque pale, ce qui rend les cavités indépendantes les unes des autres. Alternativement, une unique cavité de pieds de pales peut être partagée par toutes les pales 48 de l'hélice 32, l'unique cache interne 70 retenu prenant alors la forme d'une couronne, comme cela a été schématisé sur la figure 6.

Dans tous les cas, chaque cavité 64 est alimentée en air extérieur par une écope 72 ou similaire, placée sur le capot extérieur 46. Cette écope est généralement placée en aval, et l'air transitant par la cavité est ensuite extrait par une sortie (non représentée) située plus en amont. En transitant par la cavité 64, l'air extérieur frais vient épouser et refroidir les éléments situés dans cette cavité, en particulier le pied 58 de la pale comme cela a été schématisé par la flèche 53. Ce refroidissement du pied de pale est particulièrement important lorsque la pale est réalisée en matériau composite, puisque ce type de matériau ne présente qu'une faible tenue aux hautes températures. Or dans la configuration représentée dite « pusher », dans laquelle les hélices non carénées sont situées à l'arrière en aval de la chambre de combustion, ces hélices sont agencées juste au-dessus de la veine primaire où les gaz chauds peuvent atteindre 500°C. Il est donc essentiel de prévoir une ventilation spécifiquement pour refroidir les pieds de pales de ces hélices non carénées. Néanmoins, la solution proposée décrite ci-dessus utilise uniquement la différence de pression entre la prise d'air dynamique en aval formée par l'écope 72, et la sortie d'air statique en amont. Elle est donc très dépendante de la vitesse de l'avion, ce qui s'avère néfaste lors de certaines phases comme le ralenti et le décollage, où le débit d'air épousant le pied de la pale peut s'avérer insuffisant pour permettre un refroidissement satisfaisant.

EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de remédier au moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a tout d'abord pour objet une pale d'hélice pour turbomachine d'aéronef à hélice non carénée, équipée d'au moins un conduit de circulation d'air de refroidissement traversant la pale, ledit conduit comportant une entrée débouchant sur le pied de la pale, ainsi qu'une sortie débouchant radialement vers l'extérieur par rapport à ladite entrée. L'invention a également pour objet une hélice non carénée pour turbomachine d'aéronef comprenant une pluralité de pales comme celle décrite 30 ci-dessus, ainsi qu'un anneau de support de pales pourvu de logements recevant chacun un pivot portant le pied de l'une desdites pales. L'invention est remarquable en ce qu'elle propose une solution simple qui améliore le refroidissement des éléments critiques tels que les pieds de pales. En effet, l'invention proposée met à profit le fait que les pales sont en rotation autour de l'axe moteur. Il existe donc une force centrifuge qui permet de créer un débit entre l'entrée et la sortie du conduit d'air de refroidissement, ce débit permettant en particulier de refroidir le pied des pales. Le refroidissement est obtenu pour toutes les phases de l'aéronef, même durant les phases de ralenti et de décollage, et ce grâce à l'utilisation judicieuse d'un simple principe physique résultant de la rotation de l'hélice. De préférence, la pale est équipée de plusieurs conduits de circulation d'air de refroidissement la traversant.

De préférence, la sortie débouche sur ou à proximité de la tête de pale, éventuellement sur l'intrados ou l'extrados. D'autres emplacements peuvent néanmoins être retenus pour placer la sortie, sur la partie aérodynamique située en saillie de la plateforme. Dans le cas de plusieurs conduits, les sorties peuvent être agencées à des endroits différents de la pale. De préférence, la pale est réalisée en matériau composite, et ledit conduit est réalisé à 30 l'aide d'un tube traversant ladite pale. D'autres moyens qu'un tube peuvent cependant être adoptés pour former ce conduit, sans sortir du cadre de l'invention. De préférence, l'hélice comporte au moins une cavité de pied de pale fermée radialement vers 5 l'extérieur par un capot extérieur de l'hélice, ce dernier étant équipé de moyens d'introduction de l'air extérieur dans ladite cavité de pied de pale. Dans ce cas, lesdits moyens d'introduction de l'air extérieur dans ladite cavité de pied de pale est 10 préférentiellement une écope. L'invention a enfin pour objet une turbomachine d'aéronef comprenant au moins une hélice telle que décrite ci-dessus. De préférence, ladite hélice se situe en aval d'une chambre de combustion de 15 ladite turbomachine. De plus, la turbomachine est préférentiellement du type « open rotor », c'est-à-dire comportant un doublet d'hélices contrarotatives non carénées, chacune des deux hélices étant une hélice 20 telle que décrite ci-dessus. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS 25 Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1, déjà décrite, représente une vue schématique en demi-coupe longitudinale d'une turbomachine pour aéronef comportant un récepteur à 30 doublet d'hélices contrarotatives, selon une conception classique de l'art antérieur ; - la figure 2 représente une vue partielle en perspective de l'une des hélices contrarotatives de la turbomachine montrée sur la figure 1 ; - la figure 3 montre une vue partielle en 5 coupe montrant de manière plus détaillée l'anneau de support des pales de l'hélice, et les éléments environnants ; - la figure 4 représente une vue éclatée en perspective d'une pale et de son pivot associé ; 10 - la figure 5 représente une vue en perspective d'une hélice de l'art antérieur, équipée de plusieurs cavités de pieds de pales ; - la figure 6 représente une vue en perspective d'une hélice de l'art antérieur, équipée 15 d'une unique cavité de pieds de pales ; la figure 7 représente une vue schématique en coupe prise le long de la ligne VII-VII de la figure 3, avec des aménagements supplémentaires propres à la présente invention ; et 20 - la figure 8 correspond à une vue schématique en coupe prise le long de la ligne VIII-VIII de la figure 7. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS Il va être décrit ci-dessous une 25 turbomachine d'aéronef à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, selon un mode de réalisation préféré de la présente invention. Ce mode de réalisation préféré reprend l'ensemble des éléments décrits et représentés sur les 30 figures 1 à 6, à l'exception éventuellement de la sortie d'air prévue au niveau de la cavité, qui est remplacée par des aménagements supplémentaires propres à l'invention, qui vont maintenant être décrits en référence aux figures 7 et 8. Parmi ces aménagements applicables à chacune des deux hélices, chaque pale 48 intègre un ou plusieurs conduits 80 de circulation d'air de refroidissement traversant cette pale, chaque conduit 80 comportant une entrée 82 débouchant sur le pied de la pale 58, ainsi qu'une sortie 84 débouchant radialement vers l'extérieur par rapport à l'entrée, et plus précisément au niveau de la tête de pale ou à proximité, sur l'intrados ou l'extrados. Lorsque plusieurs conduits 80 sont prévus tel que cela est montré sur la figure 8, les entrées et les sorties peuvent placés à différents endroits. Dans tous les cas, la rotation de l'hélice permet de créer une force centrifuge qui génère un débit entre l'entrée 82 et la sortie 84 du conduit, ce débit étant alimenté par l'air de la cavité de pied de pale 64 renouvelé via l'écope 72 équipant le capot extérieur 46 et montrée sur la figure 3. D'ailleurs, l'écope peut être rasante, c'est-à-dire prendre la forme d'un simple orifice à travers le capot 46, sans faire saillie de ce dernier. Ce type d'écope, également dite affleurante, permet avantageusement de réduire la tramée sans que cela n'impacte négativement les performances de refroidissement, qui sont assurées par l'effet centrifuge. L'air frais de la cavité peut pénétrer par l'entrée 82 en transitant par l'espace défini entre le pied de pale et la rainure 56 du pivot, ou bien être amené depuis le creux de la partie inférieure 52a du pivot, puis pénétrer à travers un ou plusieurs orifices 92 pratiqués dans la partie supérieure 52b de ce pivot, débouchant dans la rainure 56, de préférence en regard des entrées 82. L'air extérieur chemine alors tel que représenté par la flèche 94 de la figure 7. Les orifices 92 débouchant dans la rainure 56 peuvent être agencés et orientés différemment, en fonction des besoins rencontrés.

Sur la figure 8, il est montré une solution préférée dans laquelle les conduits 80 sont réalisés à l'aide de tubes 90 traversant la pale réalisée en matériau composite, de préférence du type mélange de résine et de fibres, habituellement des fibres de verre ou de carbone. Les tubes 90 sont par conséquent agencés dans l'empilement avant la cuisson des pales. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.

Claims (10)

1. REVENDICATIONS1. Pale d'hélice (48) pour turbomachine d'aéronef à hélice non carénée, caractérisée en ce qu'elle est équipée d'au moins un conduit (80) de circulation d'air de refroidissement traversant la pale, ledit conduit (80) comportant une entrée (82) débouchant sur le pied de la pale (58), ainsi qu'une sortie (84) débouchant radialement vers l'extérieur par rapport à ladite entrée.
2. 2. Pale selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle est équipée de plusieurs conduits (80) de circulation d'air de refroidissement la traversant.
3. 3. Pale selon la revendication 1, caractérisée en ce que la sortie (84) débouche sur ou à proximité de la tête de pale.
4. 4. Pale selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle est réalisée en matériau composite, et en ce que ledit conduit (80) est réalisé à l'aide d'un tube (90) traversant ladite pale.
5. 5. Hélice non carénée (32) pour turbomachine d'aéronef comprenant une pluralité de pales (48) selon l'une quelconque des revendications 30 précédentes, ainsi qu'un anneau de support de pales(47) pourvu de logements (50) recevant chacun un pivot (52) portant le pied (58) de l'une desdites pales.
6. 6. Hélice selon la revendication 5, caractérisée en ce qu'elle comporte au moins une cavité de pied de pale (64) fermée radialement vers l'extérieur par un capot extérieur (46) de l'hélice, ce dernier étant équipé de moyens d'introduction de l'air extérieur (72) dans ladite cavité de pied de pale (64).
7. 7. Hélice selon la revendication 6, caractérisée en ce que lesdits moyens d'introduction de l'air extérieur dans ladite cavité de pied de pale est une écope (72).
8. 8. Turbomachine (1) d'aéronef comprenant au moins une hélice (32, 36) selon l'une quelconque des revendications 5 à 7.
9. 9. Turbomachine selon la revendication 8, caractérisée en ce que ladite hélice (32, 36) se situe en aval d'une chambre de combustion (20) de ladite turbomachine.
10. 10. Turbomachine (1) selon la revendication 8 ou la revendication 9, caractérisée en ce qu'elle comporte un doublet d'hélices contrarotatives non carénées (32, 36), chacune des deux hélices étant une hélice selon l'une quelconque des revendications 5 à 7.30