FR3036140B1 - Turbomachine d'aeronef a effet coanda - Google Patents
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Abstract
Turbomachine d'aéronef, comportant au moins une veine d'écoulement d'un flux (I) de gaz de combustion, caractérisée en ce qu'elle comprend au moins un organe périphérique (50) délimitant intérieurement un espace (52) de passage d'un autre flux de gaz, ledit organe comportant des moyens de circulation d'au moins une partie dudit flux de gaz de combustion sur tout son pourtour, une surface périphérique intérieure de Coanda, et des moyens d'éjection de ladite au moins une partie dudit flux de gaz de combustion sur ladite surface de Coanda afin que, en fonctionnement, ledit autre flux de gaz soit entraîné par effet Coanda à travers ledit espace.
Description
Turbomachine d’aéronef à effet Coandâ
DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne une turbomachine d’aéronef dans laquelle est utilisé l’effet Coandâ.
ETAT DE L’ART
Une turbomachine d’aéronef comprend de façon classique d’amont en aval, dans le sens d’écoulement des gaz, au moins un module de compresseur destiné à comprimer un flux d’air, une chambre annulaire de combustion dans laquelle le flux d’air comprimé est mélangé à du carburant puis brûlé, et au moins un module de turbine dans laquelle le flux de gaz de combustion est détendu pour entraîner un arbre de turbine.
La turbomachine comprend en général à son extrémité amont une soufflante comportant une roue à aubes destinée à comprimer un flux d’air entrant dans la turbomachine, ce flux d’air se divisant en aval de la soufflante en un flux primaire alimentant le module de compresseur et destiné à produire le flux de gaz de combustion précité, et en un flux secondaire destiné à s’écouler autour du moteur de la turbomachine et à l’intérieur d’une nacelle. Ladite nacelle est balayée extérieurement par un flux d’air tertiaire.
Cette description est applicable à un type de turbomachine, ici à double flux (primaire et secondaire) et en général aussi à double corps. Il existe d’autres types de turbomachine, tels que par exemple à mono flux. Dans ce cas, l’intégralité du flux d’air entrant dans la turbomachine et traversant la soufflante alimente le moteur de la turbomachine, et le flux d’air s’écoulant autour de la nacelle peut être considéré comme un flux secondaire.
On connaît également un autre type de turbomachine appelée turbopropulseur, ce type de turbomachine comportant au moins une hélice externe non carénée destinée à remplacer la soufflante précitée. Comme dans le cas de la turbomachine mono flux précitée, l’intégralité du flux d’air primaire entrant dans la turbomachine alimente le moteur de la turbomachine, et le flux d’air secondaire s’écoulant autour de la nacelle est accéléré et comprimé par l’hélice externe pour générer une force de propulsion.
Les turbomachines actuelles sont soumises à de fortes contraintes thermiques et doivent assurer en premier une fonction propulsive. Cela se traduit par des pièces tournantes émettrices de bruit (soufflante en particulier), et une consommation importante de carburant.
Dans une optique de réduction de bruit et de consommation de carburant, la présente invention propose d’utiliser l’effet Coandâ dans une turbomachine.
L’effet Coandâ est le résultat de l’attraction d’un flux de gaz par une surface de Coandâ. Le flux de gaz suit la surface de Coandâ et subit une déviation avant de s'en détacher avec une trajectoire différente de celle qu'il avait en amont.
EXPOSE DE L’INVENTION
La présente invention propose d’utiliser cet effet pour attribuer à la turbomachine une capacité de poussée complémentaire.
L’invention propose à cet effet une turbomachine d’aéronef, comportant au moins une veine d’écoulement d’un flux de gaz de combustion, caractérisée en ce qu’elle comprend au moins un organe périphérique délimitant intérieurement un espace de passage d’un autre flux de gaz, ledit organe comportant des moyens de circulation d’au moins une partie dudit flux de gaz de combustion sur tout son pourtour, une surface périphérique intérieure de Coandâ, et des moyens d’éjection de ladite au moins une partie dudit flux de gaz de combustion sur ladite surface de Coandâ afin que, en fonctionnement, ledit autre flux de gaz soit entraîné par effet Coandâ à travers ledit espace.
L’invention propose ainsi d’exploiter le flux de gaz de combustion en sortie de la turbomachine pour fournir une poussée complémentaire grâce à l’effet Coandâ.
La turbomachine selon l’invention peut ainsi être considérée comme équipée d’une soufflante (additionnelle) sans pales. Les gaz de combustion sont éjectés sur une surface périphérique interne de Coandâ de l’organe périphérique pour forcer et accélérer l’autre flux d’air à travers l’espace délimité par l’organe périphérique. Cet autre flux d’air fournit alors une poussée complémentaire à la turbomachine.
Les compagnies aériennes ont de plus en plus de mal à diminuer leurs coûts d’exploitation. Améliorer le rendement thermopropulsif d’une turbomachine est alors un axe d’amélioration clef pour les motoristes. Exploiter cette technologie à soufflante sans pales peut alors représenter une solution pour améliorer le rendement thermopropulsif. Par ailleurs, la soufflante étant sans pales, les problèmes d’ingestion ou de pertes d’aubes de soufflante n’ont plus lieu d’être.
Dans le cas où le ou chaque organe périphérique serait disposé sur un côté de la turbomachine, les flux de gaz de combustion pourraient être acheminés de manière sensiblement radiale de l’intérieur vers l’extérieur par rapport à l’axe longitudinal de la turbomachine, jusqu’à l’organe ou chaque organe qui pourrait être considéré comme une « soufflante (sans pales) centrifuge >>. Le ou chaque organe périphérique peut toutefois être disposé n’importe où vis-à-vis de la turbomachine.
La turbomachine selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- le ou chaque organe forme une boucle,
- le ou chaque organe est creux et comprend une cavité interne de circulation de ladite au moins une partie dudit flux de gaz de combustion,
- le ou chaque organe comprend au moins une fente d’éjection qui débouche dans ladite cavité interne,
- le ou chaque organe comprend un bord amont d’attaque dudit autre flux de gaz et un bord aval de fuite dudit autre flux de gaz, ledit bord d’attaque ayant en section une forme sensiblement bombée et ledit bord de fuite ayant en section une forme sensiblement en pointe,
- la turbomachine comprend deux organes périphériques qui sont sensiblement diamétralement opposés par rapport à un axe longitudinal de la turbomachine,
- lesdits deux organes périphériques sont situés autour dudit axe respectivement à 3h et 9h (avec comme avantage d’avoir une garde au sol convenable), ou 12h et 6h, par analogie avec le cadran d’une horloge,
- la turbomachine peut être configurée de sorte que la totalité dudit flux de gaz de combustion alimente ledit ou lesdits organes,
- la turbomachine peut être configurée de sorte que ledit ou chacun desdits organes soit alimenté par au moins une partie dudit autre flux de gaz ; de préférence, une partie dudit flux de gaz de combustion dit flux primaire ou des gaz ventilés dans la nacelle dit flux secondaire, alimente ledit ou lesdits organes, le flux primaire restant s’écoulant comme classiquement dans une turbomachine,
- ledit autre flux de gaz est ou comprend un flux s’écoulant autour d’une nacelle de la turbomachine.
DESCRIPTION DES FIGURES
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- la figure 1 est une vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine à double corps et double flux ;
- la figure 2 est une vue schématique de la face amont d’une turbomachine à double corps et double flux selon l’invention ;
- la figure 3 est une vue schématique en coupe axiale de la turbomachine de la figure 2 ;
- la figure 4 est une vue schématique d’un organe de la turbomachine de la figure 2 ;
- la figure 4a est une vue à plus grande échelle d’un détail de la figure 4 ;
- la figure 5 est une vue schématique d’une turbomachine à double corps et simple flux selon l’invention, vue de l’amont ; et
- la figure 6 est une vue schématique en coupe axiale de la turbomachine de la figure 5.
DESCRIPTION DETAILLEE
On se réfère tout d’abord à la figure 1 qui représente schématiquement une turbomachine 10 d’aéronef à double corps et double flux.
La turbomachine 10 comporte de façon classique un générateur de gaz 12 de part et d’autre duquel sont agencés un compresseur basse pression 14 et une turbine basse pression 16, ce générateur de gaz 12 comprenant un compresseur haute pression 18, une chambre de combustion 20 et une turbine haute pression 22. Par la suite, les termes « amont >> et « aval >> sont considérés selon une direction principale F d’écoulement des gaz dans la turbomachine, cette direction F étant parallèle à l’axe longitudinal A de la turbomachine.
Le compresseur basse pression 14 et la turbine basse pression 16 forment un corps basse pression ou BP, et sont reliés l’un à l’autre par un arbre basse pression ou BP 24 centré sur l’axe A. De même, le compresseur haute pression 18 et la turbine haute pression 22 forment un corps haute pression ou HP, et sont reliés l’un à l’autre par un arbre haute pression ou HP 26 centré sur l’axe A et agencé autour de l’arbre BP 24.
La turbomachine 10 comporte par ailleurs, à l’avant du générateur de gaz 12 et du compresseur basse pression 14, une soufflante 28. Cette soufflante 28 est rotative selon l’axe A, et entourée d’un carter de soufflante 30. Elle est entraînée indirectement par l’arbre BP 24, par exemple au moyen d’un réducteur 32 (non obligatoire) agencé entre le corps BP et la soufflante 28, en étant disposé axialement entre cette dernière et le compresseur BP 14.
En outre, la turbomachine 10 définit un premier canal 34 destiné à être traversé par un flux primaire, ainsi qu’un canal secondaire 36 destiné à être traversé par un flux secondaire situé radialement vers l’extérieur par rapport au flux primaire. Ce canal secondaire 36 est délimité radialement vers l’extérieur par une paroi radialement interne d’une nacelle 30, cette paroi comportant une virole extérieure 38 d’un carter intermédiaire 40.
Le carter intermédiaire 40 comprend également un moyeu raccordé à la virole extérieure 38 par l’intermédiaire de bras radiaux 42. Le canal secondaire 36 est délimité radialement vers l’intérieur par une paroi externe d’un compartiment annulaire inter-veine 44, qui comprend une paroi interne entourant notamment les compresseur BP 14 et HP 18.
Le flux d’air entrant dans la turbomachine 10 se divise en aval de la soufflante 28 pour fournir le flux primaire I qui s’écoule dans le canal 34 et le flux secondaire Π qui s’écoule dans le canal 36. Le flux primaire I sera mélangé à du carburant puis brûlé dans la chambre de combustion pour produire des gaz de combustion qui seront détendus dans la turbine haute pression 22 puis la turbine basse pression 16 avant d’être expulsés dans une tuyère 46 de la turbomachine. Le flux secondaire II s’écoule quant à lui autour de cette tuyère 46. Par ailleurs, un flux d’air tertiaire III s’écoule autour de la nacelle 30 de la turbomachine.
La présente invention propose d’améliorer le rendement de propulsion de ce type de turbomachine par exemple, en utilisant l’effet Coandâ.
Les figures 2 et 3 représentent un premier mode de réalisation de l’invention dans lequel la turbomachine 10 est du type à double corps et double flux, comme décrit précédemment. Ainsi, la description qui précède au sujet de la turbomachine de la figure 1 s’applique à la turbomachine 10 des figures 2 et 3.
La turbomachine des figures 2 et 3 diffère de celle de la figure 1 en ce qu’elle comprend en outre au moins un organe périphérique 50, ici au nombre de deux, chaque organe 50 délimitant un espace interne 52 de passage du flux tertiaire III.
Chaque organe 50 comporte des moyens de circulation d’une partie du flux de gaz de combustion, c'est-à-dire du flux primaire I sur tout son pourtour, une surface périphérique intérieure de Coandà, et des moyens d’éjection de gaz de combustion sur la surface de Coandà afin que, en fonctionnement, la partie du flux tertiaire III passant dans l’espace interne 52 soit entraîné et accéléré par effet Coandà et fournisse une poussée complémentaire à la turbomachine.
Dans l’exemple représenté, mieux visible sur les figures 4 et 4a, chaque organe 50 comprend un anneau présentant un axe de révolution B. Les axes de révolution B des anneaux 50 de la turbomachine sont sensiblement parallèles entre eux et à l’axe A. Les axes A et B sont coplanaires et sont ici situés sensiblement dans un même plan sensiblement horizontal. Les organes 50 sont sensiblement diamétralement opposés par rapport à l’axe A. Comme on le voit sur la figure 2, les organes 50 sont situés respectivement à 3h et 9h autour de l’axe A, par analogie avec le cadran d’une horloge.
Chaque organe 50 ou anneau est creux et comprend une paroi périphérique externe 54 et une paroi périphérique interne 56. Chaque organe ou anneau a en section longitudinale (le long de l’axe B) un profil aérodynamique et comprend un bord amont 58 d’attaque du flux III et un bord aval 60 de fuite du flux III.
La paroi externe 54 est sensiblement cylindrique. La paroi périphérique interne 56 est sensiblement tronconique et évasée de l’amont vers l’aval, radialement vers l’extérieur. Le bord d’attaque 58 a une forme en section bombée ou arrondie convexe et le bord de fuite 60 a une forme en pointe ou effilée.
La surface périphérique interne de la paroi périphérique interne 56 forme une surface de Coandà 62.
Les parois externe et interne 54, 56 définissent entre elles une cavité interne 64 de circulation des gaz de combustion. La paroi périphérique interne 56 comprend, en amont de la surface de Coandâ et à proximité du bord d’attaque 58 une fente annulaire 66 d’éjection des gaz de combustion vers le centre de l’anneau et vers l’aval. La fente 66 est définie en amont par une lèvre annulaire d’échappement 68 et en aval par un dôme annulaire 70 de disruption Coandâ. Par effet Coandâ, le flux de gaz éjecté par la fente 66 sur le dôme 70 va s’écouler le long de la surface de Coandâ et à proximité de celle-ci. Le flux rase le profil, le suit et produit une dépression de surface aux vertus accélérantes. Cela produit des dépressions environnantes en chaînes, qui favorisent l’entraînement et l’accélération du flux tertiaire ΠΙ à travers l’espace interne 52.
Comme on le voit sur la figure 2, les organes périphériques 50 sont reliés par des bras 72 sensiblement radiaux ou non à la tuyère 46 ou à une turbine centrifuge 74, représentée sur la figure 3, située à l’extrémité aval de la turbomachine. Les bras 72 sont creux et comprennent des conduits internes de circulation des gaz de combustion depuis la tuyère 46 jusqu’aux cavités internes 64, représentées sur la figure 4a, des organes périphériques 50. Les flèches des figures 2 et 3 montrent ainsi le cheminement d’au moins une partie des gaz de combustion en sortie de la tuyère 46. Ces gaz circulent radialement de l’intérieur vers l’extérieur si bien que l’on peut considérer les organes périphériques 50 comme formant une soufflante centrifuge. Les gaz prélevés dans la turbomachine sont acheminés par les bras 72 et se divisent en deux parties aux extrémités radialement externes de chaque bras pour alimenter respectivement deux secteurs de chaque organe périphérique 50. Les gaz de combustion circulent sur toute la circonférence des organes périphériques 50 et sont éjectés sur les surfaces de Coandâ par l’intermédiaire des fentes 66. Les portions de flux de gaz de combustion sont compressées à leurs entrées dans les fentes 66 ainsi qu’à leurs sorties des fentes. Ces étranglements créent des surpressions des flux de gaz éjectés sur les surfaces de
Coandâ. Ces éjections créent des zones de basse pression en sortie des fentes, ce qui entraîne un effet d’aspiration de l’air du flux tertiaire III. Les flux éjectés se mélangent au flux d’air tertiaire III et sont guidés par les surfaces de Coandâ vers l’aval. La combinaison de l'entraînement et de l'accélération du flux tertiaire III entraîne une vitesse importante des gaz dans les espaces internes 52. En fonctionnement de la turbomachine, de l’air du flux tertiaire ΠΙ s’engouffre ainsi dans les espaces internes 52 des organes périphériques 50 et est accéléré par effet Coandâ pour fournir une poussé complémentaire à la poussé principale fournie ici par le flux secondaire Π. Les bras 72 sont de préférence profilés pour limiter les pertes de charge dans la veine d’écoulement du flux secondaire II qu’ils traversent.
Dans une autre variante non représentée, les gaz pouvant être prélevés proviennent en partie du flux secondaire Π, et ils constituent uniquement une partie du flux pour fournir un supplément de poussée en impactant au minium la poussée initiale. Tout ou partie des flux de gaz de combustion (flux primaire I) peut alimenter les organes.
Les figures 5 et 6 représentent un autre mode de réalisation de l’invention dans lequel la turbomachine 10 est du type à double corps et simple flux.
La turbomachine des figures 5 et 6 diffère de celle de la figure 1 essentiellement en ce que l’intégralité du flux d’air entrant dans la turbomachine, appelé flux primaire, pénètre dans le moteur et est utilisé pour produire le flux de gaz de combustion. Comme dans l’exemple précité, la turbomachine comprend deux organes périphériques 50 qui sont similaires à ceux décrits dans ce qui précède.
Chaque organe délimite ici un espace interne 52 de passage du flux secondaire II qui s’écoule autour de la nacelle 30 de la turbomachine.
Le fonctionnement de cette turbomachine est similaire à celui de la turbomachine des figures 2 et 3, à l’exception notamment du fait que la poussée fournie par les organes périphériques 50 peut être la seule poussée fournie si l’intégralité des flux de gaz de combustion alimente les organes, ou une poussée complémentaire si les organes sont alimentés par une partie du flux de gaz de combustion, l’autre partie de ce flux fournissant la poussée principale de la turbomachine.
Dans une autre variante non représentée de réalisation de l’invention, la turbomachine pourrait comprendre un nombre d’organes 50 différent de deux et par exemple de trois ou quatre. Dans le cas où elle comprendrait quatre organes, ils pourraient être régulièrement réparties autour de l’axe A et être par exemple disposés à 3h, 6h, 9h et 12h par 10 analogie avec le cadran d’une horloge.
Claims (8)
- REVENDICATIONS1. Turbomachine (10) d’aéronef, comportant au moins une veine d’écoulement d’un flux (I) de gaz de combustion, comprenant au moins un organe périphérique (50) délimitant intérieurement un espace (52) de passage d’un autre flux de gaz (II, III), ledit organe comportant des moyens de circulation d’au moins une partie dudit flux de gaz de combustion sur tout son pourtour, une surface périphérique intérieure de Coandà (62), et des moyens (66) d’éjection de ladite au moins une partie dudit flux de gaz de combustion sur ladite surface de Coandà afin que, en fonctionnement, ledit autre flux de gaz soit entraîné par effet Coandà à travers ledit espace, caractérisée en ce qu’elle comprend au moins deux organes périphériques (50) en forme de boucle, qui sont sensiblement diamétralement opposés par rapport à un axe longitudinal (A) de la turbomachine.
- 2. Turbomachine (10) selon la revendication 1, dans laquelle chaque organe (50) est creux et comprend une cavité interne (64) de circulation de ladite au moins une partie dudit flux de gaz de combustion.
- 3. Turbomachine (10) selon la revendication 2, dans laquelle chaque organe (50) comprend au moins une fente d’éjection (66) qui débouche dans ladite cavité interne (64).
- 4. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle chaque organe (50) comprend un bord amont (58) d’attaque dudit autre flux de gaz et un bord aval (60) de fuite dudit autre flux de gaz, ledit bord d’attaque ayant en section une forme sensiblement bombée et ledit bord de fuite ayant en section une forme sensiblement en pointe.
- 5. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle lesdits deux organes périphériques (50) sont situés autour dudit axe (A) respectivement à 3h et 9h, ou 12h et 6h, par analogie avec le cadran d’une horloge.
- 6. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, configurée pour que la totalité dudit flux de gaz de combustion alimente lesdits organes.
- 7. Turbomachine (10) selon l’une des revendications 1 à 5, configurée 5 pour que chacun desdits organes soit alimenté par au moins une partie dudit autre flux de gaz (II, III).
- 8. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ledit autre flux de gaz (II, III) est ou comprend un flux s’écoulant autour d’une nacelle (30) de la turbomachine.
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Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20170717 |
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