FR3021706A1

FR3021706A1 - Turbopropulseur d'aeronef comportant deux helices coaxiales.

Info

Publication number: FR3021706A1
Application number: FR1454876A
Authority: FR
Inventors: Anthony Pascal Eloi Louet; Clement Marcel Maurice Dejeu; Jonathan Evert Vlastuin
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2014-05-28
Filing date: 2014-05-28
Publication date: 2015-12-04
Anticipated expiration: 2034-05-28
Also published as: FR3021706B1; US9776707B2; GB2528562A; GB2528562B; GB201509158D0; US20160159459A1

Abstract

L'invention concerne un turbopropulseur d'aéronef, comportant deux hélices coaxiales non carénées autour d'un axe de rotation (LL), respectivement en amont (12) et en aval (14'), chaque hélice comportant une rangée annulaire d'aubes, les aubes de l'hélice aval (14') ayant chacune une tête tronquée et comportant chacune un bord d'attaque (20') et un bord de fuite (22') dont les extrémités radialement externes (A2, B1) sont distantes l'une de l'autre et reliées par un bord terminal (21'), caractérisé en ce que le bord terminal (21') de chaque aube de l'hélice aval (14') présente, en au moins deux points, des tangentes dans un plan méridien ayant des pentes différentes, l'extrémité amont (A) du bord terminal définissant une dimension radiale maximale (R2) de l'aube et son extrémité aval (B1) définissant une dimension radiale minimale (R3) dudit bord terminal.

Description

Turbopropulseur d'aéronef comportant deux hélices coaxiales. Domaine technique : La présente invention concerne un turbopropulseur d'aéronef comportant deux hélices coaxiales non carénées, respectivement amont et aval. Ce turbopropulseur est du type open rotor ou unducted double fan. Etat de la technique : Un turbopropulseur de ce type comprend deux hélices comportant chacune une rangée annulaire d'aubes. Les deux hélices sont en général contrarotatives, au sens où elles sont conçues de telle sorte qu'elles induisent une mise en rotation du flux les traversant dans des sens opposés. En général, les deux hélices sont entraînées en rotation par une turbine de puissance du turbopropulseur mais l'hélice aval peut être fixe, comme c'est le cas dans un moteur USF (acronyme pour le terme Anglo-Saxon « Unducted Single Fan »). Ce type de turbopropulseur est particulièrement avantageux en termes de performance. Toutefois, un inconvénient majeur de ce type de turbopropulseur est le bruit qu'il génère, ce bruit étant notamment provoqué par l'interaction du sillage et du tourbillon généré par l'enroulement des lignes de courant au saumon (arrête de tête) des aubes de l'hélice amont avec les aubes de l'hélice aval. Une solution a déjà été proposée pour réduire le bruit issu de l'interaction tourbillon/hélice aval, consistant à réduire le diamètre externe de l'hélice aval afin d'éviter que le tourbillon précité n'impacte l'hélice aval, en le faisant passer à l'extérieur de celle-ci. Cette solution appelée « clipping » n'est toutefois pas satisfaisante d'un point de vue aérodynamique, car la charge du rotor augmente (de façon quadratique), ce qui pénalise le rendement. Par ailleurs, afin de répartir le surplus de chargement, une augmentation du nombre d'aubes de l'hélice aval, ou des cordes de ses aubes, est nécessaire, ce qui, d'un point de vue de la masse ou de l'encombrement n'est pas favorable.

Une solution à ce problème additionnel pourrait consister, durant la conception, à redistribuer la charge sur l'hélice amont. Cette solution ne serait toutefois pas 3021706 2 satisfaisante car elle augmenterait de façon importante l'énergie véhiculée par le tourbillon marginal. D'un point de vue physique, une partie des pertes aérodynamiques s'échappe sous forme d'une nappe tourbillonnaire d'intensité proportionnelle à la valeur de traction demandée au rotor de l'hélice. Plus la charge amont est élevée, plus cette 5 nappe tourbillonnaire véhicule une énergie importante. L'impact de cette nappe sur une surface solide est l'origine majoritaire du bruit précité. La présente invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, efficace et économique au problème précité.

10 Exposé de l'invention : A cet effet, l'invention concerne un turbopropulseur d'aéronef, comportant deux hélices coaxiales non carénées autour d'un axe de rotation, respectivement en amont et en aval, chaque hélice comportant une rangée annulaire d'aubes, les aubes de l'hélice aval ayant chacune une tête tronquée et comportant chacune un bord d'attaque et un 15 bord de fuite dont les extrémités radialement externes sont distantes l'une de l'autre et reliées par un bord terminal, caractérisé en ce que le bord terminal de chaque aube de l'hélice aval présente, en au moins deux points, des tangentes dans un plan méridien ayant des pentes différentes, l'extrémité amont du bord terminal définissant une dimension radiale maximale de l'aube et son extrémité aval définissant une dimension 20 radiale minimale dudit bord terminal. Dans la présente demande, on entend par tête tronquée d'une aube, le fait que le bord d'attaque et le bord de fuite de l'aube ne se rejoignent pas à l'extrémité radiale de l'aube en s'incurvant de manière continue l'un vers l'autre. Dans ce cas, il y a, près de l'extrémité radiale de l'aube, que l'on appellera aussi la tête de l'aube, des extrémités 25 radialement externe du bord d'attaque et du bord de fuite, au niveau desquelles il y a une rupture de pente, pour le bord d'attaque et le bord de fuite, avec un bord terminal qui rejoint les deux. Dans l'état de l'art ce bord terminal peut être sensiblement rectiligne et correspond à ce que l'on a précédemment appelé l'arrête de tête ou le saumon. Selon l'invention, le bord terminal n'est pas rectiligne parce qu'il démarre en 30 amont de manière à suivre sensiblement la forme d'une aube qui rencontre les tourbillons marginaux de l'hélice amont et qu'il se termine avec une partie convergente, 3021706 3 rejoignant l'extrémité aval de dimension radiale minimale, pour passer sous ces tourbillons. Les structures tourbillonnaires précitées, générées par les extrémités radialement externes des aubes de l'hélice amont, ont en général une trajectoire linéaire le long de 5 l'axe longitudinal du turbopropulseur, sensiblement contractée vers l'axe de rotation et dirigée de l'hélice amont vers l'hélice aval. Ces trajectoires se trouvent donc sensiblement sur un cône convergent entre l'hélice amont et l'hélice aval. Des analyses de trajectoire, issues de résultats numériques et expérimentaux, ont en outre démontrées que le tourbillon de l'hélice amont interagit avec les extrémités 10 radialement externes des aubes de l'hélice aval, au niveau de la tête ces aubes. Dans la technique antérieure, les aubes de l'hélice aval ont leurs bords d'attaque et de fuite qui s'étendent radialement jusqu'à une dimension radiale de tête sensiblement identique. La partie aval du bord terminal se trouve en interaction avec le tourbillon marginal de tête des aubes de l'hélice amont, alors que le bord d'attaque peut 15 s'en trouver éloigné. Le fait d'introduire une partie convergente aval du bord terminal permet de supprimer uniquement la partie de l'aube qui est en interaction avec le tourbillon marginal. Cela permet donc d'enlever le minimum de surface mouillée des aubes de l'hélice aval et ainsi, pour un régime de fonctionnement donné, de diminuer le bruit 20 d'interaction pour un rendement au moins égal à celui de la technique antérieure. De préférence, le bord terminal comprend une partie amont sensiblement rectiligne définissant la dimension radiale maximale de l'aube. Bien que la longueur de cette partie rectiligne puisse être négligeable, elle peut valoir de préférence au moins 2%, plus préférentiellement au moins 5%, et encore plus 25 préférentiellement au moins 10%, de la longueur d'une corde de référence de l'aube à l'extrémité aval du bord terminal. De préférence, le bord terminal comprend une partie aval inclinée d'amont en aval radialement vers l'intérieur, l'extension axiale de cette partie aval étant au moins égale à 10% de l'extension axiale la corde de l'aube à l'extrémité aval du bord terminal.

30 Dans la présente demande, on entend par corde d'une aube d'hélice, le segment reliant des points du bord d'attaque et du bord de fuite situés à une même dimension 3021706 4 radiale. La longueur de la corde d'une aube varie le long de sa dimension radiale. La corde de référence est mesurée au niveau de l'extrémité aval du bord terminal, c'est à dire sensiblement au niveau de l'extrémité externe du bord de fuite. Son extension axiale correspond à la projection de la corde dans un plan méridien.

5 Selon différentes variantes de ces modes de réalisation de l'invention, qui pourront être prises ensemble ou séparément : - l'extension radiale du bord terminal est au plus égale à 20% de la dimension radiale maximale de l'aube ; - ladite partie aval du bord terminal comprend au moins une portion, et de 10 préférence plusieurs portions successives, de forme arrondie et ayant leurs centres de courbure d'un même côté par rapport à un plan sensiblement tangent à la partie aval du bord terminal, les portions pouvant avoir des rayons de courbure qui diminuent en allant de l'amont vers l'aval ; 15 le bord de fuite et/ou le bord d'attaque de chaque aube de l'hélice aval s'étend radialement vers l'extérieur en étant incliné d'amont en aval, au moins à proximité du bord terminal; De préférence, l'hélice aval se trouve à l'intérieur d'un cône convergent vers l'aval qui rencontre le bord terminal des aubes de l'hélice amont et dont la dimension 20 radiale dans le plan transversal passant par l'extrémité aval du bord terminal est inférieure à la dimension radiale maximale des aubes de l'hélice aval. Comme décrit plus haut, les tourbillons marginaux de l'hélice amont suivent un cône convergent. La forme dudit cône varie en fonction du régime. Une hélice aval ainsi configurée suit au plus près le cône tourbillonnaire pour un régime moteur déterminé et 25 optimise ainsi le rendement aéro-acoustique à ce régime. L'invention concerne également un procédé de réalisation d'une hélice aval d'un turbopropulseur d'aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend : - une étape consistant à concevoir des aubes pour une hélice aval de 30 référence, chaque aube ayant une tête tronquée et comportant un bord d'attaque et un bord de fuite dont les extrémités radialement externes sont distantes l'une 3021706 5 de l'autre et sont reliées par un bord terminal sensiblement rectiligne, ayant une dimension radiale sensiblement égale à la dimension radiale maximale des aubes de l'hélice aval à réaliser ; - une étape de rognage de l'extrémité aval et radialement externe de 5 chacune desdites aubes pour une hélice aval de référence Brève description des figures : La présente invention sera mieux comprise et d'autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la 10 description qui suit, faite à titre non limitatif et en référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une demi-vue très schématique en coupe méridienne d'un turbopropulseur à doublet d'hélices contrarotatives ; - la figure 2 représente schématiquement une projection orthoradiale de l'extrémité 15 radiale d'une aube d'hélice aval selon l'invention dans un plan méridien ; et - la figure 3 reprend la figure 2 en précisant des caractéristiques géométriques d'une variante de réalisation d'une aube de l'hélice aval d'un turbopropulseur selon l'invention. Description d'un mode de réalisation : 20 A titre d'exemple, la figure 1 représente de manière très schématique un turbopropulseur 10 du type open rotor ou unducted fan, comprenant deux hélices coaxiales non carénées et contrarotatives, respectivement amont 12 et aval 14, tournant autour d'un axe LL et formées chacune d'une rangée annulaire d'aubes. Il s'agit ici d'un exemple particulier de réalisation non limitatif. Dans le cas d'un 25 moteur USF, l'hélice aval 14 serait fixe. L'hélice amont 10 comprend une rangée annulaire d'aubes qui ont ici chacune une flèche arrière, c'est-à-dire qu'elles sont cambrées vers l'arrière ou vers l'aval du turbopropulseur (amont et aval faisant référence au sens d'écoulement des gaz dans le turbopropulseur, qui est dirigé de gauche à droite sur le dessin).

3021706 6 Chaque aube de l'hélice amont 12 comprend typiquement un bord 16 d'attaque et un bord 18 de fuite, les bords 16, 18 s'étendant ici d'amont en aval radialement vers l'extérieur, par rapport à l'axe longitudinal LL du turbopropulseur. Le bord 16 d'attaque et le bord 18 de fuite des aubes de l'hélice amont 12 5 s'arrêtent généralement sensiblement à la même dimension radiale maximale R1. Un bord terminal 11, limitant radialement les aubes de l'hélice amont 12, relie les extrémités radialement externes du bord d'attaque 16 et du bord de fuite 18. Les aubes de l'hélice amont 12 génèrent un sillage et un tourbillon marginal. Le tourbillon marginal part sensiblement de l'extrémité aval du bord terminal 11 des aubes 10 et a une trajectoire 15 sensiblement rectiligne le long de l'axe LL et qui balaye, lorsque les aubes tournent, une surface qui a sensiblement la forme d'un cône dont le sommet est orienté vers l'aval jusqu'à l'hélice aval 14. La dimension radiale Rc de ce cône diminue d'amont en aval le long de l'axe LL. En référence aux figures 1 et 2, dans la technique antérieure, l'hélice aval 14 15 comprend une rangée annulaire d'aubes, comme pour l'hélice amont 12, dont le bord 20 d'attaque et le bord 22 de fuite s'arrêtent généralement sensiblement à une même dimension radiale maximale R2. Dans l'exemple représenté sur les figures, les aubes de l'hélice aval 14 ont chacune une flèche arrière, c'est-à-dire qu'elles sont également cambrées vers l'aval.

20 Les bords d'attaque 20 et de fuite 22 des aubes de l'hélice aval 14 s'étendent d'amont en aval radialement vers l'extérieur. Il est par contre envisageable d'envisager des cas où la conception de l'hélice aval aboutit à des évolutions différentes du bord d'attaque et/ou du bord de fuite (aubes sans flèche par exemple). Dans l'exemple de la technique antérieure présenté, on peut définir un bord 25 terminal 21, représenté en traits discontinus, qui relie l'extrémité radiale du bord d'attaque 20 à l'extrémité radiale du bord de fuite 22. Dans ce cas, le bord terminal 21 a une forme générale sensiblement rectiligne et parallèle à l'axe LL, située à une distance de cet axe LL égale à la dimension radiale R2 maximale de l'hélice aval 14, et d'extension axiale égale à la corde pour la dimension radiale maximale R2.

30 Une forme d'aube selon l'état de l'art et optimisée principalement pour le rendement global du turbopropulseur peut être définie par un empilement de profils 3021706 7 jusqu'à une dimension radiale maximale. La corde du profil à l'extrémité radiale des aubes ainsi définies est généralement non nulle et correspond à une aube à tête tronquée. Généralement, les aubes de cette hélice 14 ont une dimension radiale maximale 5 telle que leur bord terminal 21 rencontre le cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont, voire se trouve entièrement à l'extérieur dudit cône. Dans ce cas, l'interaction de l'extrémité des aubes de l'hélice aval 14 avec ledit tourbillon marginal constitue une source de bruit importante. Le « clipping » consiste à réduire la dimension radiale maximale R2 de cette 10 hélice aval 14 sous la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont pour éviter que ce tourbillon n'impacte les aubes de l'hélice aval 14. Dans ce cas, en référence à la figure 1, les aubes ont sensiblement la même forme que celles d'une hélice aval 14 préalablement conçue pour traverser cette trajectoire 15, jusqu'à un bord terminal 23 parallèle au précédent bord terminal 21 mais ayant une dimension radiale plus faible, de 15 sorte qu'il se situe entièrement à l'intérieur du cône suivi par la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont. La présente invention apporte une autre solution au problème de nuisance sonore évoqué plus haut grâce au « rognage » du bord de fuite 22 à la tête des aubes de l'hélice aval 14 sans augmenter significativement le clipping.

20 Grâce à l'invention, il est possible d'augmenter la dimension radiale maximale R2 d'une l'hélice aval 14' selon l'invention, de sorte que le bord d'attaque des aubes se rapproche de celui du cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal de l'hélice amont 12. Un procédé de réalisation des aubes d'une hélice aval 14' dans un 25 turbopropulseur selon l'invention peut commencer par la conception d'une forme d'aube pour une hélice aval 14 selon l'état de l'art précédemment introduite. Cette hélice 14 sert d'hélice aval de référence pour le procédé de réalisation de l'hélice aval 14' selon l'invention. Généralement, l'angle du cône suivi par la trajectoire 15 des tourbillons 30 marginaux amont varie avec le régime de fonctionnement du turbopropulseur. Le 3021706 8 procédé de réalisation est donc défini par rapport à un régime de fonctionnement déterminé pour lequel les performances acoustiques doivent être optimisées en priorité. Dans une première variante, l'hélice aval 14 de référence a une dimension radiale maximale R2 telle que le bord d'attaque 20 de ses aubes reste à l'intérieur dudit 5 cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont mais que le bord terminal 21 des aubes traverse ledit cône. Sur l'exemple présenté en figure 2, le bord d'attaque 20' de l'aube de l'hélice aval 14' selon l'invention se termine donc en un point A2 ayant la dimension radiale maximale R2, correspondant à la dimension radiale maximale de la forme des aubes de 10 l'hélice aval 14 de référence. Les aubes de l'hélice aval 14' du turbopropulseur selon l'invention, représentées en traits continus sur les figures 1 et 2, sont obtenues en conservant une forme similaire à la forme des aubes de l'hélice aval 14 de référence jusqu'à une dimension radiale R3, inférieure à la dimension radiale maximale R2, qui définit une extrémité radiale B1 pour 15 le bord de fuite 22' de l'aube selon l'invention. Cette extrémité radiale B1 du bord de fuite 22' se situe en dessous du cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal de l'hélice amont 12. Autrement dit la forme des aubes de l'hélice 14' selon l'invention est sensiblement la même que celle des aubes de l'hélice 14 de référence jusqu'à la 20 dimension radiale R3 délimitant l'extrémité radiale du nouveau bord de fuite 22'. Dans une variante, il est envisageable d'optimiser l'ensemble de la forme des aubes une fois qu'un nouveau bord terminal pour l'hélice 14' a été défini selon les étapes décrites ci-après. En référence à la figure 2, l'hélice aval 14' est ensuite réalisée en utilisant les 25 mêmes formes d'aubes que pour l'hélice aval 14 initialement optimisée et en enlevant de la matière pour les dimension radiales supérieures à la dimension radiale R3 de l'extrémité radiale B1 du nouveau bord de fuite 22', en partant de cette extrémité B1 de manière oblique jusqu'à une extrémité amont Al se trouvant sur le bord terminal 21 de l'hélice 14 de référence. Cette extrémité amont Al est positionnée de manière à être 30 proche du cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont. L'enlèvement de 3021706 9 matière est effectué de sorte que la totalité de chaque aube de l'hélice 14' se trouve à l'intérieur dudit cône. En référence à la figure 2, le bord d'attaque 20' d'une aube ainsi obtenue est le même que celui 20 de l'aube de l'hélice de référence 14. Il s'étend au-delà du point B2 5 de même dimension radiale R3 que l'extrémité radiale B1 du bord de fuite 22', pour atteindre sa propre extrémité radiale A2 à la dimension radiale maximale R2 de l'aube, en amont de l'extrémité radiale B1 du bord de fuite 22'. Cette opération crée donc un nouveau bord terminal 21' reliant le bord d'attaque 20' au bord de fuite 22', formé ici : 10 - d'une première partie 21'a sensiblement rectiligne selon la direction axiale qui a essentiellement la même forme que celle du bord terminal 21 de l'hélice 14 de référence entre son extrémité amont, correspondant à l'extrémité radiale A2 du bord d'attaque 20', et l'extrémité Al où la dimension radiale commence à décroître ; cette première partie 21'a est donc ici sensiblement parallèle à l'axe 15 LL , - d'une partie convergente aval 21'b entre l'extrémité A1, située sensiblement à la dimension radiale R2 maximale de l'hélice aval 14', et son extrémité aval de dimension radiale R3, correspondant à l'extrémité radiale B1 du bord de fuite 20'. Une aube de la nouvelle hélice 14' selon l'invention a donc également 20 sensiblement la même forme qu'une aube de l'hélice de référence 14 au dessus de la dimension radiale R3 de l'extrémité aval B1 du bord terminal 21', jusqu'à un voisinage de ce bord terminal 21' où la matière est enlevée pour arrêter l'extension de l'aube. En particulier, l'enlèvement de matière peut être fait à proximité de la partie convergente 21'b du bord terminal, de manière à ce que les faces de l'aube se 25 rejoignent sur une ligne de bord de fuite pour éviter des effets de culot. Les aubes de l'hélice 14' selon l'invention peuvent être réalisées directement à partir de la forme ainsi définie ou usinées à partir d'aubes de l'hélice de référence préalablement réalisées. Selon l'invention, la forme du nouveau bord terminal 21' des aubes de l'hélice 30 aval 14' est définie pour que sa partie convergente aval 21'b se trouve au plus près du 3021706 10 cône de la trajectoire 15 du tourbillon, de manière à enlever le moins de surface mouillée possible. La dimension radiale R3 du point B1, où se raccordent le bord terminal 21' et le bord de fuite 22', est ici la dimension radiale maximale de la partie non modifiée de 5 l'aube de référence 14 pour obtenir l'aube modifiée 14'. La corde de référence de l'aube modifiée 14' relie les points B2, B1 du bord d'attaque et du bord de fuite correspondant à cette dimension radiale R3. Il est à noter que, compte tenu du vrillage de l'aube, donnant pour chaque valeur de la dimension radiale une incidence du profil adaptée à l'écoulement vu par l'aube en 10 rotation, la longueur d'une corde n'est pas son extension axiale représentée sur les figures 2 ou 3. Elle est en général plus grande. Cependant l'angle de l'aube avec un plan méridien, non indiqué sur les figures, varie peu dans la région de tête. Les rapports des extensions axiales et des longueurs de la corde entre deux points des figures 2 et 3 sont donc sensiblement égaux.

15 L'extension axiale du bord terminal 21', entre son extrémité amont A2 et son extrémité aval B1, est inférieure à l'extension axiale C de la corde de référence sur l'exemple présenté correspondant à une aube ayant une flèche vers l'aval. Cette extension axiale peut être supérieure si, par exemple, la flèche de l'aube est vers l'amont.

20 Par ailleurs, le bord terminal se situe à l'intérieur d'un espace délimité par un cylindre d'axe LL correspondant à la dimension radiale maximale R2 des aubes de l'hélice aval 14', et le cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont. Le cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont, en projection dans un plan axial, passe en un point B'1 de même abscisse axiale que le point B1 du bord de 25 fuite à la dimension radiale R3 de l'extrémité aval B1 du bord terminal 21. La dimension radiale en ce point B'1 a une valeur inférieure à la dimension radiale maximale R2 des aubes. En conséquence de ce qui a été exposé précédemment, la dimension radiale R3 de l'extrémité aval B1 du bord terminal 21 est inférieure ou égale à la dimension radiale 30 en un point B'1 situé à même abscisse axiale sur le cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont. Cependant, pour minimiser l'influence du tourbillon, dont le 3021706 11 diamètre augmente vers l'aval, la dimension radiale R3 de l'extrémité aval B1 prend de préférence une valeur inférieure à 96% de la dimension radiale du point B'l. L'extrémité Al entre la partie rectiligne 21'a et la partie convergente 21'b du bord terminal se situe le plus en aval possible de l'extrémité amont A2 de ce bord terminal 5 21', tout en restant à l'intérieur du cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont. L'extension axiale de la partie rectiligne 21'a du bord terminal a donc une valeur C2 valant au moins 10% de l'extension axiale C de la corde de l'aube à la dimension radiale R3 de l'extrémité aval B1 du bord terminal 21'. Pour minimiser l'interaction avec le tourbillon, l'extrémité amont Al de la partie 10 convergente 21'b du bord terminal se trouve à une abscisse axiale telle que la dimension radiale maximale R2 de l'aube soit inférieur à 99% de la dimension radiale du point Al de même abscisse axiale sur le cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont. La marge à l'extrémité amont Al de la partie convergente 21'b du bord terminal est identique ou, avantageusement, plus faible qu'à l'extrémité aval B1 car le tourbillon 15 s'évase vers l'aval. De plus, la partie convergente 21'b du bord terminal est entièrement à l'intérieur du cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont entre son extrémité amont Al et son extrémité aval Bl. Dans un mode de réalisation, représenté sur la figure 3, la courbe suivie dans la 20 direction axiale par la partie convergente 21'b du bord terminal est définie par une succession de courbes N1, N2, N3, de rayons de courbures décroissants, correspondant à des arcs de cercles de centres 01, 02, 03 positionnés pour assurer la continuité. Un seul arc de cercle peut être utilisé pour définir cette courbe 21'b mais, de 25 préférence, au moins deux arcs de cercles successifs sont utilisés afin d'optimiser un compromis entre les performances aérodynamiques et acoustiques. De manière générale, dans un mode de réalisation préféré, les centres de courbure de cette partie convergente 21'b du bord terminal sont toujours du même côté par rapport à un plan sensiblement tangent à cette partie terminal. Sur l'exemple, on 30 peut utiliser un plan tangent vers le milieu de la partie convergente 21'b et les centres de courbure sont radialement à l'intérieur. Ainsi, la partie convergente 21'b du bord 302 1 706 12 terminal part de son extrémité amont Al en étant sensiblement parallèle au cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont puis s'en éloigne de plus en plus pour rejoindre son extrémité aval Bl. Suivant la figure 2 ou 3, en se référant aux abscisses axiales et aux dimensions 5 radiales, on peut construire un triangle passant par l'extrémité aval B1 du bord terminal à la dimension radiale R3, le point B2 du bord d'attaque à la même dimension radiale R3, et l'intersection A1, à la dimension radiale maximale R2, des parties rectiligne 21'a et convergente 21'b du bord terminal. Ce triangle a une base correspondant à la corde C des aubes à la dimension radiale R3 de l'extrémité aval B1 du bord terminal 21' et 10 une hauteur h, formant l'extension radiale de la partie convergente aval 21'b du bord terminal, égale à la différence R2-R3 entre les dimensions radiales maximale et de l'extrémité aval B1 du bord terminal 21. De plus, son sommet Al est situé en amont de l'extrémité aval B1 du bord terminal 21', à une distance axiale d dont la valeur est contrainte par les considérations géométriques indiquées plus haut. Cette distance d 15 constitue l'extension axiale de la partie convergente 21'b du bord terminal, entre ses extrémités A1, Bl. Cette extension axiale d est au moins égale à 10% de l'extension axiale C de la corde à la dimension radiale R3 de l'extrémité aval B1 du bord terminal 21'. Cependant, compte tenu de la relativement faible inclinaison des trajectoires 15 des tourbillons 20 marginaux amont par rapport à l'axe LL, cette extension axiale d pourrait être au moins égale à la moitié de cette corde C dans un cas particulier de réalisation. Pour la même raison, l'extension radiale h de la partie convergente aval 21'b du bord terminal est généralement inférieure à l'extension axiale C de cette corde. En effet l'extrémité amont Al de la partie convergente 21'b du bord terminal est située à 25 l'intérieur dudit cône et se trouve axialement entre les points B2 du bord d'attaque et B1 du bord de fuite à la dimension radiale R3 de l'extrémité aval B1 du bord terminal 21. En particulier, pour des turbopropulseurs d'aéronefs, les aubes sont élancées. Près du bord terminal 21' de l'aube, la corde est petite par rapport à la dimension radiale. Cela entraîne que la dimension radiale R3 de l'extrémité aval B1 du bord 30 terminal 21' de l'aube est proche de la dimension radiale R2 maximale de l'aube. Il est en général au moins égal à 80% de cette dimension maximale.

3021706 13 Dans un mode de réalisation tel que représenté sur la figure 2, le bord de fuite 22' est incliné vers l'aval pour des dimensions radiales inférieures à la dimension radiale R3 de l'extrémité aval B1 du bord terminal 21. Il repart donc de l'extrémité aval B1 du bord terminal 21' en s'étendant vers l'amont lorsque la dimension radiale décroît. Cela crée 5 une rupture nette d'orientation du bord de fuite 22' et du bord terminal 21' à cette extrémité aval B1. Il est envisageable d'appliquer l'invention à une configuration où le bord de fuite 22' des aubes de l'hélice aval 14' s'étend vers l'aval lorsque la dimension radiale décroît en partant de l'extrémité aval B1 du bord terminal 21'.

10 Dans ce cas, en considération de l'application spécifique aux turbopropulseurs à hélice contrarotatives, on constate en général également une rupture d'orientation du bord de fuite 22' et du bord terminal 21' à cette extrémité aval B1. En effet, généralement, le bord de fuite 22' à proximité de cette extrémité B1 a une inclinaison par rapport à l'axe LL supérieure à 45°, alors que l'inclinaison moyenne de la partie 15 convergente 21'b du bord terminal entre ses extrémités A1, B1 est nettement inférieure à 45°. Dans une seconde variante du procédé qui a été décrit pour aboutir à ces formes, la dimension radiale maximal RO de l'hélice aval initialement conçue selon l'état de l'art est telle que l'extrémité radiale du bord d'attaque de cette hélice aval est à l'extérieur 20 dudit cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont. Dans ce cas, l'invention peut être conjuguée avec le procédé de « clipping ». Dans une étape préliminaire, selon le procédé de « clipping », on réduit la dimension radiale de l'aube de l'hélice d'une valeur suffisante que le bord d'attaque reste à l'intérieur du cône de la trajectoire 15 du tourbillon marginal amont mais limitée pour que 25 l'extrémité radiale du bord de fuite soit à l'extérieur dudit cône, de manière à ne pas supprimer trop de surface mouillée sur l'aube. Cette hélice a la même forme que l'hélice initialement conçue jusqu'à cette nouvelle dimension radiale maximale R2. Les étapes du procédé sont ensuite les mêmes que dans la première variante en utilisant les aubes ayant subi le « clipping » comme aubes de l'hélice de référence 14.

3021706 14 Ainsi, un tel procédé permet de minimiser les pertes sur les performances aérodynamiques par diminution de la surface mouillée, notamment en limitant le « clipping », tout en s'assurant d'éviter le tourbillon de tête issu de l'hélice amont. Selon la géométrie considérée, on peut aboutir à une réduction de « clipping » de 5 3% à 4%, soit un gain approximatif de d'environ 1,5% sur le rendement global propulsif, au régime de fonctionnement pour lequel le propulseur doit vérifier les normes acoustiques les plus strictes.

Claims

REVENDICATIONS1. Turbopropulseur d'aéronef, comportant deux hélices coaxiales non carénées autour d'un axe de rotation (LL), respectivement en amont (12) et en aval (14'), chaque hélice comportant une rangée annulaire d'aubes, les aubes de l'hélice aval (14') ayant chacune une tête tronquée et comportant chacune un bord d'attaque (20') et un bord de fuite (22') dont les extrémités radialement externes (A2, B1) sont distantes l'une de l'autre et reliées par un bord terminal (21'), caractérisé en ce que le bord terminal (21') de chaque aube de l'hélice aval (14') présente, en au moins deux points, des tangentes dans un plan méridien ayant des pentes différentes, l'extrémité amont (A) du bord terminal définissant une dimension radiale maximale (R2) de l'aube et son extrémité aval (B1) définissant une dimension radiale minimale (R3) dudit bord terminal.
2. Turbopropulseur selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le bord inal (21') comprend (A2) une partie amont (21'a) sensiblement rectiligne définissant la dimension radiale maximale (R2) de l'aube (14').
3. Turbopropulseur selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le bord terminal (21') comprend une partie aval (21'b) inclinée d'amont en aval radialement vers l'intérieur, l'extension axiale (d) de cette partie aval (21'b) étant au moins égale à 10% de l'extension axiale (C) d'une corde de référence de l'aube à l'extrémité aval (B1) du bord terminal (21').
4. Turbopropulseur selon la revendication 3, caractérisé en ce que l'extension radiale (h) du bord terminal (21') est au plus égale à 20% de la dimension radiale maximale (R2) de l'aube (14').
5. Turbopropulseur selon l'une des revendications 3 à 4, caractérisé en ce que la partie aval (21'b) du bord terminal (21') comprend au moins une portion et de préférence plusieurs portions successives, de forme arrondie et ayant leurs centres de courbure d'un même côté par rapport à un plan sensiblement tangent à la partie aval (21'b) du bord terminal (21').
6. Turbopropulseur selon la revendication précédente, caractérisé en ce que les portions ont des rayons de courbure qui diminuent en allant d'amont en aval.
7. Turbopropulseur selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le bord de fuite (22') des aubes de l'hélice aval (14') s'étend, au moins à proximité de son extrémité radiale (B1), d'amont en aval radialement vers l'extérieur.
8. Turbopropulseur selon l'une des revendications précédentes, dans lequel le bord d'attaque (20') des aubes de l'hélice aval (14') s'étend, au moins à proximité de son extrémité radiale (B2), d'amont en aval radialement vers l'extérieur.
9. Turbopropulseur selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'hélice aval (14') se trouve à l'intérieur d'un cône convergent vers l'aval qui rencontre les bords terminaux (11) des aubes de l'hélice amont (12) et dont la dimension radiale dans un plan transversal passant par l'extrémité (B1) aval du bord terminal (21') est inférieure à la dimension radiale maximale (R2) des aubes de l'hélice aval (14').
10. Procédé de réalisation d'une hélice aval d'un turbopropulseur d'aéronef selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend : - une étape consistant à concevoir des aubes pour une hélice aval (14) de référence, chaque aube ayant une tête tronquée et comportant un bord d'attaque (20) et un bord de fuite (22) dont les extrémités radialement externes sont distantes l'une de l'autre et sont reliées par un bord terminal (21) sensiblement rectiligne, ayant une dimension radiale sensiblement égale à la dimension radiale maximale (R2) des aubes de l'hélice aval à réaliser ; une étape de rognage de l'extrémité aval et radialement externe de chacune desdites aubes pour une hélice aval (14) de référence.