FR3023586A1 - Turbomachine d’aeronef comportant une soufflante a deux rotors - Google Patents

Abstract

L'invention concerne une turbomachine d'aéronef comportant une soufflante à deux rotors supportant des aubes, coaxiaux et contrarotatifs, respectivement amont (9) et aval (10), et une nacelle annulaire (12) définissant une veine (14) commune dans laquelle tournent des aubes des deux rotors (9, 10), caractérisée en ce que la nacelle annulaire (12) comprend en outre des moyens d'alimentation (16) agencés pour faire entrer entre les deux rotors (9, 10) un flux d'air (F5) auxiliaire de débit réglable, supplémentaire à un flux d'air (F4) entrant dans ladite veine (14). L'invention concerne également un procédé de pilotage du fonctionnement de la turbomachine.

Description

Turbomachine d'aéronef comportant une soufflante à deux rotors Domaine de l'invention et état de la technique : La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines d'aéronef utilisant une soufflante à deux rotors. Il concerne plus particulièrement le cas où les deux rotors sont entraînés de manière contrarotative par un réducteur différentiel avec un rapport de couple déterminé. L'une des voies privilégiées pour améliorer le rendement propulsif des turbomachines est d'augmenter le taux de dilution. Sur un turboréacteur à double flux avec une soufflante en entrée, par exemple, l'augmentation de diamètre de la soufflante est un moyen de parvenir à augmenter le débit du flux secondaire. Cependant les contraintes d'intégration sur un avion, notamment la garde au sol sous l'aile, limitent les diamètres envisageables pour la soufflante. L'augmentation de la vitesse de rotation de la soufflante serait un autre moyen d'augmenter le débit de flux secondaire mais celle-ci est également limitée. L'une des contraintes est liée au bruit, la soufflante étant l'un des contributeurs majeurs au bruit émis par de telles turbomachines à taux de dilution élevé. En effet, l'intensité des sources sonores liées à la soufflante est proportionnelle à sa vitesse de rotation. Une architecture de soufflante à deux rotors contrarotatifs présente deux avantages 20 par rapport à cette situation en divisant sensiblement par deux le besoin en compression de l'air sur chaque rotor : - un nombre réduit d'aubages est nécessaire sur chaque rotor pour assurer cette compression, ce qui permet d'augmenter la capacité de débit de la soufflante pour un diamètre donné et, ainsi, de concevoir des turbomachines à plus grand 25 taux de dilution en respectant les contraintes d'encombrement ; - la vitesse de rotation de chaque rotor est sensiblement diminuée ainsi que, par conséquence, l'intensité des raies sonores émises, ce qui se traduit par des émissions sonores plus faibles de la soufflante malgré l'apparition de raies sonores liées à l'interaction entre les deux rotors contrarotatifs.

Sur un turboréacteur, une solution connue consiste à entraîner mécaniquement les deux rotors contrarotatifs en utilisant un réducteur différentiel couplé à une turbine basse pression rapide. Cependant, la mécanique d'un réducteur différentiel impose un rapport constant entre les couples mécaniques des deux arbres de sortie entraînant les rotors contrarotatifs, ce qui impose des contraintes pour le pilotage de la soufflante en fonction des conditions de vol. Dans le cas d'un turboréacteur conventionnel à un seul rotor de soufflante, le débit d'entrée du rotor de soufflante, son taux de compression du flux d'air et sa vitesse de rotation étant liés, sa vitesse de rotation, de manière connue, peut être adaptée aux conditions de fonctionnement en régulant le couple, via le débit de carburant dans le turboréacteur. Dans le cas présent, seul le premier rotor peut faire l'objet d'une telle régulation. Le deuxième rotor, qui travaille dans le flux de la première, devrait voir sa vitesse de rotation adaptée en fonction des variations de conditions aérodynamiques qui lui sont imposées en fonction des changements de conditions de vol, mais cette vitesse se retrouve dépendante des conditions aérodynamiques de sortie du rotor de soufflante amont, conséquences de la régulation de ce dernier. L'absence de possibilité d'agir indépendamment sur la vitesse de rotation du deuxième rotor de soufflante impose des limites d'opérabilité à la soufflante. En particulier, cela induit en général sur ce rotor une faible marge au pompage disponible dans les zones de fonctionnement du turboréacteur proches du ralenti. Il peut aussi se créer des phénomènes de couplage aérodynamique avec le premier rotor difficilement prédictibles. Il est à noter que le problème du pompage est également présent, avec une acuité moindre, pour le rotor amont dans les zones de fonctionnement proches du ralenti. Des solutions sont connues pour adapter une soufflante aux variations de conditions de fonctionnement. L'une d'elle consiste à utiliser une tuyère d'éjection de section variable. Cependant, les variations de section de cette tuyère influent principalement sur le point de fonctionnement du rotor immédiatement placé en amont. Dans le cas d'une architecture à rotors contrarotatifs, une telle tuyère variable n'a qu'un impact marginal sur le point de fonctionnement du rotor amont et n'influe que peu sur le rapport des vitesses de rotation entre les deux rotors. Cette solution n'apporte donc pas de réponse satisfaisante à la problématique de l'adaptabilité du fonctionnement des rotors de soufflante contrarotatifs.

Une autre possibilité connue consiste à installer un système de changement de pas sur chaque rotor. Cette solution apporte une réponse efficace sur le plan de l'adaptabilité de fonctionnement des rotors contrarotatifs dans une soufflante. Malheureusement, l'intégration d'un tel système au sein d'un ensemble tournant à faible rapport de moyeu reste actuellement un défi technologique en raison du faible espace disponible, de la masse additionnelle et de la complexité de la logique de régulation associée à un tel système. Dans le cas de turbomachines conçues pour des avions supersoniques, il est connu d'étendre le seconde rotor de soufflante pour qu'une partie extérieure travaille dans une troisième veine entourant le flux secondaire. Cette solution joue alors sur l'utilisation de vannes entre le flux secondaire et cette troisième veine avant ou après le premier rotor, confinée dans le flux secondaire, pour adapter le fonctionnement du deuxième rotor sur une gamme de conditions de vol allant du ralenti au supersonique. Cette solution suppose une architecture spécifique de la turbomachine avec un troisième flux et ne se justifie que par les applications supersoniques.

L'invention a pour objet de proposer une solution accessible avec des technologies connues, en particulier dans le cas d'une turbomachine à double flux conçue pour des applications subsoniques, permettant d'adapter efficacement le fonctionnement d'une soufflante à deux rotors, notamment contrarotatifs, aux différentes conditions d'utilisations rencontrées sur un aéronef.

Exposé de l'invention : A cet effet, l'invention concerne une turbomachine d'aéronef comportant une soufflante à deux rotors supportant des aubes, coaxiaux et contrarotatifs, respectivement amont et aval, et une nacelle annulaire définissant une veine commune dans laquelle tournent les aubes des deux rotors, caractérisée en ce que la nacelle annulaire comprend, en outre, des moyens d'alimentation agencés pour faire entrer entre les deux rotors un flux d'air auxiliaire de débit réglable, supplémentaire à un flux d'air entrant dans ladite veine. Le terme de nacelle représente l'ensemble du capotage définissant la veine autour de la soufflante et le carénage dans le flux d'air extérieur. Cela englobe la nacelle proprement dite et, éventuellement, une partie du carter externe de soufflante de la turbomachine. L'invention atteint son objectif par le fait que les moyens d'alimentation d'entrée d'air auxiliaire modifient les conditions d'écoulement d'air dans la veine, donc d'adaptation des rotors de la soufflante pour des conditions de vol données. Ils agissent donc de manière un peu similaire à une tuyère d'éjection à section variable connue de l'état de l'art mais, étant situés entre les deux rotors, ils peuvent influer simultanément le fonctionnement des deux rotors. De préférence, la turbomachine est agencée de telle sorte que le flux d'air traversant les aubes du rotor aval est égal sensiblement à la somme du flux d'air traversant les aubes du rotor amont et du flux d'air supplémentaire. Autrement dit, il n'y a pas de prélèvement d'air dans la veine entre les deux rotors, par exemple pour alimenter le moteur de la turbomachine. De préférence également, la turbomachine comprend en outre des moyens d'entraînement en rotation desdits rotors agencés pour appliquer des couples aux deux rotors dans un rapport déterminé à partir d'un couple d'entrée. Ainsi, lorsque la soufflante de la turbomachine se trouve dans des conditions de fonctionnement proches de ses limites d'opérabilité, par exemple proche du pompage, on peut régler l'entrée d'un flux d'air complémentaire dans la veine entre les deux rotors. Cela augmente le débit en sortie du rotor amont et s'accompagne d'une diminution du taux de compression de l'air au passage des aubes du rotor amont. Compte tenu de la forme des courbes de fonctionnement des rotors, cela déplace le point de fonctionnement du rotor amont vers un point où la puissance est moins élevée. La puissance fournie par le moteur se reporte donc sur le rotor aval. Le rotor aval, quant à lui, voit un débit d'entrée plus élevé, à rapport de couple constant avec le rotor amont.

Cela accélère le rotor aval et le déplace vers un point de fonctionnement plus éloigné du pompage. Par ailleurs, les limites de fonctionnement sont d'autant plus critiques que la 3023 586 5 vitesse de rotation des rotors est faible. Cela a donc un effet bénéfique pour le fonctionnement du rotor aval. Il apparaît également que cela améliore aussi les limites d'opérabilité du rotor amont car son point de fonctionnement correspond à un taux de compression moins élevé. 5 Avantageusement, les moyens d'alimentation sont agencés pour régler le débit du flux d'air supplémentaire de manière sensiblement continue entre une valeur nulle et une valeur maximale déterminée. De manière préférentielle, la valeur maximale du débit auxiliaire n'excède pas 50% du débit entrant du rotor amont. Cela permet d'adapter le débit aux conditions d'utilisation du propulseur comprenant 10 cet ensemble suivant les phases de vol de l'aéronef sur lequel il est installé. Selon un mode de réalisation préféré, la nacelle comporte des moyens de prélèvement du flux d'air supplémentaire dans un écoulement d'air libre entourant la nacelle. L'espace disponible dans la nacelle offre la possibilité d'installer les éléments 15 permettant de réaliser le moyen d'entrée d'air auxiliaire à débit réglable. Avantageusement, le flux d'air supplémentaire est introduit en périphérie extérieure de la veine, pour éviter de placer des obstacles dans l'écoulement à l'intérieur de la veine. De préférence, les moyens d'alimentation sont agencés pour former dans la nacelle 20 au moins un passage d'air ayant une embouchure sur l'écoulement entourant la nacelle et une sortie dans la veine, ledit passage étant toujours orienté de l'amont vers l'aval entre l'embouchure et la sortie. Ainsi, la forme générale du passage favorise l'écoulement dans le sens de l'entrée de l'air dans la veine. 25 Avantageusement, les moyens d'alimentation comportent un élément formant écope à l'embouchure du ou chaque passage. Cela favorise la conservation de la pression dynamique de l'air passant dans le moyen d'entrée d'air et ainsi son injection dans le flux d'air sortant du premier rotor dans la veine.

Les moyens d'alimentation peuvent être agencés pour définir le ou chaque passage par un glissement axial entre une première partie de la nacelle et une deuxième partie située en aval de la première partie. Cette configuration a l'avantage de pouvoir être obtenue avec des moyens 5 technologiques éprouvés. On connaît pour cela, par exemple, les mécanismes des inverseurs de poussée où des actionneurs faisant glisser axialement certains éléments dégagent une ouverture dans la nacelle et entraînent le déploiement de déflecteurs. Avantageusement, la première partie de la nacelle est fixe par rapport à la turbomachine. C'est donc la deuxième partie qui glisse vers l'aval. En effet, la première 10 partie est liée à la région des lèvres d'entrée d'air de la nacelle dont la conception est optimisée du point de vue des performances aérodynamiques et acoustiques. Cela permet de ne pas modifier la géométrie de cette région jusqu'aux aubes du premier rotor lors du réglage du débit de l'entrée d'air auxiliaire. L'invention concerne aussi une turbomachine double flux comprenant un tel 15 ensemble, ledit ensemble constituant une soufflante entraînant le flux secondaire de la turbomachine. Avantageusement ladite turbomachine comprend un système de régulation en vitesse de rotation du fonctionnement du rotor amont. L'invention concerne également un procédé de pilotage d'une telle turbomachine, comprenant un réglage des moyens d'alimentation modulant le débit du flux d'air 20 supplémentaire auxiliaire, pour des conditions de vol données, en fonction de l'un au moins des deux critères suivants : l'augmentation de la marge d'opérabilité des rotors de la soufflante et la diminution de la consommation en carburant de la turbomachine. Brève description des figures : 25 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 description d'un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 présente schématiquement une turbomachine utilisant l'invention ; - les figures 2 et 3 présentent respectivement des diagrammes de fonctionnement en taux de compression et débit, illustratifs pour chacune des deux rotors successifs d'une soufflante de turbomachine selon l'invention ; - la figure 4 présente schématiquement un mode de réalisation d'une turbomachine selon l'invention dans un mode de fonctionnement sans débit d'entrée d'air auxiliaire ; - la figure 5 présente schématiquement le mode de réalisation de l'invention de la figure 4 dans un mode de fonctionnement avec débit d'entrée d'air auxiliaire ; et - la figure 6 présente schématiquement une variante de réalisation par rapport à la figure 5.

Description d'un mode de réalisation : En référence à la figure 1, une mise en oeuvre de l'invention est présentée à titre d'exemple non limitatif sur une architecture de turbomachine double flux comportant une soufflante ayant deux rotors contrarotatifs.

La turbomachine comporte un axe de symétrie LL qui est également l'axe de rotation de ses principaux éléments tournants. Le moteur de la turbomachine est contenu dans un carter 1 et il est traversé par un écoulement d'air F1, le flux primaire. Il comprend un corps haute pression avec, dans le sens de l'écoulement, un compresseur haute pression 2, une chambre de combustion 3 et un turbine haute pression 4. Le compresseur 2 et la turbine 4 du corps haute pression sont mécaniquement liés par un arbre de rotation 5. Le moteur comprend également un corps basse pression, avec un compresseur 6 en amont du compresseur haute pression 2 et une turbine de puissance 7 en aval de la turbine haute pression 4. Le compresseur 6 et la turbine 7 du corps basse pression sont mécaniquement liés par un arbre de rotation 8 et tournent à une vitesse différente de celle des éléments du corps haute pression. En amont du moteur, la turbomachine comprend en outre une soufflante constituée, en suivant le sens de l'écoulement principal, d'un premier rotor 9 et d'un deuxième rotor 10. Les deux rotors 9, 10, sont mécaniquement liées à un réducteur différentiel 11, lui- même entrainé par l'arbre de rotation 8 du corps basse pression.

Un tel réducteur différentiel 11, par exemple une réducteur à engrenages épicycloïdal, est agencé, d'une part pour faire tourner en sens opposés les deux rotors 9,10, qui lui sont couplées lorsque l'arbre d'entrée 8 est en rotation, d'autre part pour répartir le couple fourni par l'arbre d'entrée 8 entre les deux rotors 9, 10, avec un rapport fixe entre les deux. La valeur du rapport de couple entre les deux rotors 9,10, est ainsi déterminée à la conception du réducteur différentiel 11. La puissance excédentaire fournie par la turbine de puissance 7 est ainsi utilisée pour entrainer les deux rotors contrarotatifs 9, 10 de la soufflante. Avantageusement, la turbomachine comporte un système de régulation de la vitesse du rotor amont 9 en fonction des conditions de vols. Ce système de régulation, dont les éléments ne sont pas représentés sur la figure 1, peut par exemple jouer sur la quantité de carburant injecté dans la chambre de combustion 4 pour ajuster la puissance fournie par la turbine 7 et ainsi adapter le couple appliqué au premier rotor 9 pour obtenir la vitesse de rotation requise. On comprend ainsi que le couple appliqué par le réducteur différentiel 11 au deuxième rotor 10 évolue proportionnellement à celui appliqué au premier rotor et que sa vitesse de rotation sera fonction à la fois de ce couple et des conditions aérodynamiques dans lequel les aubes du rotor travaillent. La turbomachine comprend en outre une nacelle annulaire 12 qui forme un carénage périphérique à la turbomachine et sa soufflante. Cette nacelle 12 forme également l'entrée de la veine alimentant la turbomachine et, en particulier les rotors de la soufflante. En général, la nacelle se raccorde à un carter extérieur de la turbomachine pour créer les parois radialement extérieures d'une veine annulaire autour de l'ensemble des éléments de la turbomachine. Ce carter étant intimement lié à la nacelle 12, c'est l'ensemble qui nommé nacelle dans la suite de la description.

Dans l'exemple présenté, la nacelle 12 définit une veine aval 13 autour du moteur destinée à faire passer un flux d'air secondaire F2, et une veine amont 14 dans laquelle se situent les aubes des deux rotors 9, 10 de la soufflante dont le flux d'air sortant F3 se répartit entre les flux d'air primaire F1 et secondaire F2. La veine amont 14 dans laquelle tournent les aubes des deux rotors contrarotatifs 9, 10 est comprise radialement entre la nacelle 12 et un corps central 15 entourant la mécanique d'entrainement des deux rotors. Elle est alimentée en entrée par l'atmosphère traversée par la turbomachine, ce qui correspond à un flux d'air F4 entrant dans la veine amont 14, devant le premier rotor 9. Selon l'invention, la nacelle 12 de la turbomachine est équipée de moyens 16 d'alimentation en air de l'espace inter-rotors. Les moyens d'alimentation 16 sont agencés pour pouvoir faire entrer dans la veine 14, entre les deux rotors 9 et 10, un flux d'air F5 de débit réglable. Ce flux d'air F5 est ici prélevé dans l'écoulement d'air passant autour de la nacelle 12 de la turbomachine. Les moyens d'alimentation 16 d'arrivée d'air auxiliaire peuvent être fermés, auquel cas le débit du flux d'air F5 est nul. L'ouverture des moyens d'alimentation 16 est réglable pour obtenir différentes valeurs du débit du flux d'air F5. Avantageusement, ce réglage peut se faire de manière continue et cela, sur une plage de débits allant de zéro à 30% du débit du flux d'air F4 entrant dans la veine, par exemple. Pour mieux comprendre le fonctionnement de l'invention, on va comparer deux modes de fonctionnement des rotors 9, 10 de la turbomachine dans un cas où celle-ci opère dans une configuration à puissance réduite. La vitesse de rotation des rotors 9, 10 est alors réduite par rapport à leurs conditions de fonctionnement nominales et au moins l'une d'elles peut être dans des conditions d'opérabilité critiques. Le premier mode de fonctionnement correspond au cas où les moyens d'alimentation 16 d'entrée d'air auxiliaire sont fermés, ce qui correspond a priori à une configuration adaptée aux conditions nominales, à forte puissance. Le deuxième mode de fonctionnement correspond au cas où le moyen 16 d'entrée d'air auxiliaire a été ouvert pour fournir un débit adapté à une configuration à puissance réduite. Les figures 2 et 3, présentant respectivement les diagrammes de fonctionnement du rotor amont 9 et du rotor aval 10, liant le taux de compression AP au débit réduit entrant D, sont utilisées à cet effet. La forme générale des courbes sur ces diagrammes sont représentatives du comportement d'un rotor de soufflante et permettent d'illustrer le fonctionnement de l'invention. Par contre, ni la forme exacte des courbes, ni les valeurs numériques indiquées, ne correspondent à un cas réel. Sur ces diagrammes, une première famille I de courbes, en traits pleins, indique l'évolution du taux de compression AP de flux au passage du rotor en fonction du débit entrant D dans le rotor pour une vitesse de rotation donnée de ce rotor. La vitesse de rotation fixée pour une courbe de la famille I augmente lorsqu'on suit la flèche en allant de la gauche vers la droite. Sur ces courbes, on voit qu'a vitesse de rotation donnée, le débit entrant D tend vers une valeur maximale lorsque le taux de compression AP diminue et que par contre, la courbe s'arrête à une valeur limite maximale du taux de compression. Cela traduit le phénomène de décrochage des pales et donc de pompage du rotor dans la veine. L'évolution de cette valeur limite du taux de compression AP en fonction de la vitesse de rotation correspond à une courbe C sur chaque diagramme indiquant un taux de compression critique pour chaque débit entrant du rotor. Cette courbe montre une croissance continue de ce taux de compression critique en fonction du débit entrant. Cependant, plus sa pente est faible, moins cela laisse de marge pour ajuster les conditions de fonctionnement du rotor. Dans la pratique, chaque rotor dans la veine suit une ligne de fonctionnement où, pour un taux de compression AP à vitesse de rotation donnée, le débit entrant D se stabilise à une valeur définie. Cette ligne de fonctionnement présente une pente positive sur le diagramme des figures et elle est bien évidemment limitée par la courbe C définissant le fonctionnement au pompage. La position de la ligne de fonctionnement dans le diagramme, c'est-à-dire l'endroit où elle croise chacune des courbes de la famille I de courbes pour une vitesse de rotation donnée dépend de la géométrie de l'ensemble de la soufflante. Notamment, si l'on fait varier la section de sortie de la veine en l'augmentant tout en maintenant le régime de rotation, le taux de compression AP diminue pour une vitesse de rotation donnée et le débit entrant D augmente. L'injection d'un débit d'air dans la veine en sortie d'un rotor, comme c'est prévu dans l'invention, agit comme une augmentation de cette section de sortie.

On obtient ainsi une deuxième famille .1 de courbes, en traits discontinus, qui indique l'évolution du taux de compression AP de flux au passage du rotor en fonction du débit entrant D dans le rotor pour un débit de sortie donné. Le débit sortant fixé pour une courbe de la famille .1 augmente lorsqu'on suit la flèche en allant du haut vers le bas. Une troisième famille de courbes, en forme de boucles, représente sur ces 30 diagrammes. Ce sont des courbes iso-rendement pour le rotor.

Sur les figures 2 et 3, les points Al et A2 indiquent respectivement les points de fonctionnement du premier rotor 9 et du deuxième rotor 10 de la soufflante de la turbomachine dans le premier mode de fonctionnement, où les moyens 16 d'entrée d'air auxiliaire sont fermés. Les points Al et A2 sont écartés de la courbe C de pompage par des écarts de pression dl et d2 à débit constant. Ces écarts indiquent la marge que peut supporter le rotor correspondant pour des fluctuations de conditions d'environnement avant de se re-stabiliser sur son point de fonctionnement. Ce sont des marges d'opérabilité du système. Sur l'exemple pris, la vitesse de fonctionnement des rotors est relativement élevée, de manière à pouvoir illustrer les différences entre les deux modes de fonctionnement. Cependant, la turbomachine peut tourner au ralenti, par exemple dans les phases de descente en vol. Dans ce cas, les points de fonctionnement Al et A2 se trouveraient en bas sur la gauche du diagramme, pour de faibles vitesses de rotation, et les marges d'opérabilité dl et d2 seraient faibles. Le premier mode de fonctionnement, correspondant à l'état de l'art, est conçu pour avoir un rendement élevé, tout en gardant des marges d'opérabilité, dans les configurations où la turbomachine fonctionne à forte puissance. Les points de fonctionnement AI, A2, des rotors 9, 10 de la soufflante se trouvent alors plutôt dans la partie droite des diagrammes. Dans le deuxième mode de fonctionnement, représenté par les points B1 et B2 sur les diagrammes de fonctionnement des figures 2 et 3, on a réglé l'ouverture des moyens d'alimentation 16 pour faire entrer un flux d'air F5 avec un débit déterminé dans la veine 14 entre les deux rotors 9,10. Si l'on considère d'abord le rotor amont 9, l'augmentation du débit d'air en sortie, correspondant à l'introduction du flux d'air F5 dans la veine 14, fait migrer ce rotor vers une autre ligne de fonctionnement de la famille de courbes J située plus bas dans le diagramme, conformément à ce qui a été présenté plus haut. Par ailleurs, la vitesse de rotation du rotor est, sur cet exemple, régulée de manière à être maintenue constante. Le point B1 de fonctionnement dans ce deuxième mode se trouve donc plus bas sur la droite que le point Al de fonctionnement initial. L'écart en pression d'l par rapport à la courbe de pompage C est donc plus grand. La marge d'opérabilité du rotor amont est ainsi augmentée. 302 3 5 86 12 De plus, cette migration vers le point de fonctionnement B1 s'accompagne d'une diminution du taux de compression dans le premier rotor 9, donc de la charge absorbée. La puissance délivrée par la turbine 7 de la partie basse pression du moteur se reporte donc partiellement sur le rotor aval 10 dont la charge augmente. 5 Par ailleurs, le débit d'entrée du rotor aval 10 augmente par la conjonction du flux d'air additionnel F5 et de l'augmentation du flux d'entrée du rotor amont 9, correspondant au point B1 sur la figure 2. En référence à la figure 3, cela se traduit par une translation horizontale vers la droite du point de fonctionnement B2 du rotor aval dans son diagramme de fonctionnement. 10 La combinaison de cette translation et du redéploiement de la charge globale entre les deux rotors conduit à augmenter le taux de compression du rotor aval 10. En conséquence, celui-ci accélère. Ici, bien que le point de fonctionnement corresponde à un taux de compression plus élevé que le point de fonctionnement A2, les lignes de fonctionnement de la famille J ont tendance à s'écarter de la ligne de pompage C 15 lorsque le débit entrant D augmente. Le point B2 se retrouve donc dans une zone de fonctionnement plus favorable en termes d'opérabilité et l'écart d'2 par rapport à la ligne de pompage C est plus élevé que pour le point A2 de fonctionnement initial. Comme on l'a vu, l'introduction d'un flux d'air complémentaire a accéléré le rotor aval 10. Le dispositif peut donc également être vu comme un moyen de modifier le ratio des 20 vitesses de rotation entre les deux rotors 9, 10 de la soufflante, qui est un paramètre influant sur le niveau de bruit émis par l'ensemble. Enfin, il est à noter, que l'introduction du débit complémentaire F5 dans la veine 14 augmente le taux de dilution pour la turbomachine. Cela peut permettre une amélioration du rendement global de la turbomachine dans certaines conditions 25 d'utilisation, notamment de croisière, et ainsi une diminution de la consommation de carburant. Un tel dispositif permet de mettre en place une méthode d'adaptation du fonctionnement de la soufflante de la turbomachine aux conditions de vol en modulant le débit du flux d'air F5 supplémentaire auxiliaire introduit dans la veine 14 entre le rotor 30 amont 9 et le rotor aval 10.

Dans une mise en oeuvre de cette méthode, l'introduction progressive d'un débit du flux d'air supplémentaire F5 est privilégiée pour les phases de puissance réduite du fonctionnement de la turbomachine en fonction des critères suivants : - augmentation de la marge d'opérabilité dans les cas les plus problématiques ; - diminution de la consommation de carburant grâce à l'augmentation du taux de dilution dans des conditions de croisière. La méthode inclut par ailleurs avantageusement une régulation de la vitesse de rotation du rotor amont 9 pour le maintenir à une valeur donnée, adaptée aux conditions de vol en cours.

Selon un autre aspect de l'invention, en référence aux figures 4, 5 et 6, les moyens d'alimentation 16 comprennent deux parties axiales adjacentes de la nacelle, qui sont montées glissantes l'une par rapport à l'autre, de façon à pouvoir les écarter l'une de l'autre. La figure 4 correspond à un premier mode de fonctionnement, lorsque le débit du flux d'air auxiliaire F5 fourni par les moyens d'alimentation 16 est nul. Une première partie 17 de la nacelle 12 définit la manche d'entrée d'air de la turbomachine ainsi que le carénage la partie de la veine 14 entourant les aubes du premier rotor 9. Une deuxième partie 18 de la nacelle 2 est située en aval de la première partie 17 et s'étend autour des aubes du deuxième rotor 10. Les deux parties 17, 18 sont mobiles en translation l'une par rapport à l'autre et se raccordent pour former une continuité de la veine 14 et de la nacelle. La surface de séparation 19 entre les deux parties 17, 18 a une trace dans un plan méridien autour de l'axe de symétrie LL, inclinée radialement vers l'intérieur en allant de l'amont vers l'aval. Les deux parties 17, 18, sont en outre reliées par un ou plusieurs actionneurs 20 répartis circonférentiellement, et qui, dans une position rétractée, maintiennent jointes les deux parties 17, 18 de la nacelle 12. Dans le deuxième mode de fonctionnement, en référence à la figure 5, le bras de l'actionneur 20 est étiré d'une certaine longueur, séparant la partie 18 de la partie 17 en translation parallèle à l'axe LL. Cela crée un passage 21 annulaire entre les parois 19a et 19b des parties de nacelle 17 et 18, qui formaient la surface de contact 19 entre eux 30 dans le premier mode de fonctionnement.

On voit ainsi que les moyens d'alimentation 16 sont réalisés par l'actionneur 20 et la région de chacune des deux parties 17, 18 qui entoure leur surface de séparation 19. Ces moyens d'alimentation 16 prélèvent le flux d'air F5 auxiliaire dans l'écoulement libre entourant la nacelle 12 pour l'injecter dans la veine 14, entre les deux rotors 9, 10.

Dans un mode de réalisation préféré, la partie amont 17 de la nacelle 12 est fixe, c'est alors la deuxième partie 18 qui bouge vers l'aval. Cela permet de ne pas modifier la géométrie de l'entrée d'air de la turbomachine en amont du premier rotor 9. Comme la surface de séparation 19 entre les deux parties 17, 18, chacune des parois 19a, 19b de ces parties formant le passage 21 du flux d'air auxiliaire F5 a une trace dans un plan méridien autour de l'axe de symétrie LL, inclinée radialement vers l'intérieur en allant de l'amont vers l'aval. Dans des variantes de réalisation, la partie mobile aval 18 de la nacelle peut ne pas être d'un seul tenant, de même que le passage 21 du flux d'air auxiliaire F5. L'ensemble est cependant de préférence agencé pour que les sections de passage 21 soient réparties régulièrement sur la circonférence de la veine, pour favoriser un mélange le plus homogène possible du flux d'air auxiliaire F5 avec le flux d'air F4 ayant traversé le premier rotor 9, avant d'entrer dans le deuxième rotor10. Par ailleurs, l'extension du bras de l'actionneur 20 est de préférence réglable de manière continue entre la position fermant le passage 21 et une position d'ouverture 20 maximale. Cela permet d'adapter le deuxième mode de fonctionnement à différentes phases de vol et/ou conditions d'environnement. Dans une variante particulière, en référence à la figure 6, chaque actionneur 20 est couplé mécaniquement à un élément 22 qui s'escamote quand le passage 21 est fermé et se déploie dans l'écoulement extérieur en partant de l'aval du passage 21 lorsque 25 celui-ci est ouvert, de manière à former une écope. La technologie permettant de réaliser de tels éléments déployables sur une nacelle est par exemple connue pour la réalisation des volets d'inverseurs de poussée. Cela permet de forcer l'injection du flux auxiliaire F5 dans la veine 14 si, par exemple, le taux de compression imposé par le rotor amont 9 est élevé. 30

Claims (10)

1. REVENDICATIONS1. Turbomachine d'aéronef comportant une soufflante à deux rotors supportant des aubes, coaxiaux et contrarotatifs, respectivement amont (9) et aval (10), et une nacelle annulaire (12) définissant une veine (14) commune dans laquelle tournent les aubes des deux rotors (9, 10), caractérisée en ce que la nacelle annulaire (12) comprend, en outre, des moyens d'alimentation (16) agencés pour faire entrer entre les deux rotors (9, 10) un flux d'air (F5) auxiliaire de débit réglable, supplémentaire à un flux d'air (F4) entrant dans ladite veine (14).
2. 2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'elle est agencée de telle sorte que le flux d'air traversant les aubes du rotor aval (10) est égal sensiblement à la somme du flux d'air (F4) traversant les aubes du rotor amont (9) et du flux d'air (F5) supplémentaire.
3. 3. Turbomachine selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce qu'elle comprend en outre des moyens (11) d'entraînement en rotation desdits rotors (9, 10) agencés pour appliquer des couples aux deux rotors dans un rapport déterminé à partir d'un couple d'entrée.
4. 4. Turbomachine selon l'une des revendications 1 à 3, dans laquelle les moyens d'alimentation (16) sont agencés pour régler le débit du flux d'air (F5) supplémentaire de manière sensiblement continue entre une valeur nulle et une valeur maximale déterminée.
5. 5. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, dans laquelle la nacelle (12) comporte des moyens de prélèvement du flux d'air (F5) supplémentaire dans un écoulement d'air libre entourant la nacelle (12). 30
6. 6. Turbomachine selon la revendication 5, dans laquelle les moyens d'alimentation (16) sont agencés pour former dans la nacelle (12) au moins un passage (21) 20 25d'air ayant une embouchure sur l'écoulement entourant la nacelle (12) et une sortie dans la veine (14), ledit passage (21) étant orienté de l'amont vers l'aval entre l'embouchure et la sortie.
7. 7. Turbomachine selon la revendication 6, dans laquelle les moyens d'alimentation (16) comportent un élément (22) formant écope à l'embouchure du ou chaque passage (21).
8. 8. Turbomachine selon l'une des revendications 6 ou 7, dans laquelle les moyens d'alimentation (16) sont agencés pour définir le ou chaque passage (21) par un glissement axial entre une première partie (17) de la nacelle (12) et une deuxième partie (18) située en aval de la première partie.
9. 9. Turbomachine selon la revendication 8, dans laquelle la première partie (17) de la nacelle (12) est fixe par rapport à la turbomachine.
10. 10. Procédé de pilotage d'une turbomachine selon l'une des revendications précédentes, comprenant un réglage des moyens d'alimentation (16) modulant le débit du flux d'air (F5) supplémentaire auxiliaire, pour des conditions de vol données, en fonction de l'un au moins des deux critères suivants : l'augmentation de la marge d'opérabilité des rotors (9, 10) et la diminution de la consommation en carburant de la turbomachine.