FR3067404B1 - Echangeur thermique equipe d'un capotage amont pour reduire la perturbation d'ecoulement fluide dans une turbomachine - Google Patents

Echangeur thermique equipe d'un capotage amont pour reduire la perturbation d'ecoulement fluide dans une turbomachine Download PDF

Info

Publication number
FR3067404B1
FR3067404B1 FR1755234A FR1755234A FR3067404B1 FR 3067404 B1 FR3067404 B1 FR 3067404B1 FR 1755234 A FR1755234 A FR 1755234A FR 1755234 A FR1755234 A FR 1755234A FR 3067404 B1 FR3067404 B1 FR 3067404B1
Authority
FR
France
Prior art keywords
face
flow
front face
exchanger
lip
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
FR1755234A
Other languages
English (en)
Other versions
FR3067404A1 (fr
Inventor
Romain Jean-Claude FERRIER
Irwin Pierre Robert KERNEMP
Jonathan David Robert LANGRIDGE
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Priority to FR1755234A priority Critical patent/FR3067404B1/fr
Priority to US16/003,149 priority patent/US10837706B2/en
Publication of FR3067404A1 publication Critical patent/FR3067404A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR3067404B1 publication Critical patent/FR3067404B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D1/00—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators
    • F28D1/02—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid
    • F28D1/0233—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid with air flow channels
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F9/00—Casings; Header boxes; Auxiliary supports for elements; Auxiliary members within casings
    • F28F9/001—Casings in the form of plate-like arrangements; Frames enclosing a heat exchange core
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/50—Inlet or outlet
    • F05D2250/51—Inlet
    • F05D2250/512—Inlet concentrating only, i.e. with intercepting fluid flow cross sectional area not greater than the rest of the machine behind the inlet
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/97—Reducing windage losses
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/98—Lubrication
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D21/00—Heat-exchange apparatus not covered by any of the groups F28D1/00 - F28D20/00
    • F28D2021/0019—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for
    • F28D2021/0021—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for for aircrafts or cosmonautics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D21/00—Heat-exchange apparatus not covered by any of the groups F28D1/00 - F28D20/00
    • F28D2021/0019—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for
    • F28D2021/0049—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for for lubricants, e.g. oil coolers
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

L'invention a pour objet un échangeur thermique destiné à être fixé à une paroi de turbomachine délimitant une veine d'écoulement d'un flux gazeux, cet échangeur comprenant un corps (1) présentant : - une face frontale (7) traversée par le flux gazeux ; - une face de fixation (2) à la paroi ; - une face externe (8) opposée à la face de fixation (2) et raccordée à la face frontale (7) ; - deux faces latérales (9, 10) raccordées à la face frontale (7) ; - un capotage (14) entourant la face frontale (7) et s'étendant dans le prolongement de la face externe (8) et des faces latérales (9, 10), pour délimiter une entrée (19) ayant une aire inférieure à l'aire de la face frontale (7), cette entrée (19) étant située en amont de la face frontale (7) par rapport à l'écoulement de flux gazeux.

Description

ECHANGEUR THERMIQUE EQUIPE D'UN CAPOTAGE AMONT POUR REDUIRE LA PERTURBATION D'ECOULEMENT FLUIDE DANS UNE TURBOMACHINE
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE L'invention concerne une turbomachine telle qu'un turboréacteur, traversé par au moins une veine de flux gazeux, cette veine étant délimitée par une paroi interne de ce moteur.
ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE
Dans un tel moteur, l'air est admis dans une manche d'entrée pour traverser une soufflante comportant une série de pales rotatives avant de se scinder en un flux primaire central et un flux secondaire entourant le flux primaire.
Le flux primaire est compressé par des compresseurs avant d'atteindre une chambre de combustion, après quoi il se détend en traversant des turbines, avant d'être évacué en générant une poussée. Le flux secondaire est quant à lui propulsé directement par la soufflante pour générer une poussée complémentaire.
Le flux primaire et le flux secondaire circulent respectivement dans une veine primaire et une veine secondaire séparée l'une de l'autre par un espace dit interveines.
La veine primaire est délimitée extérieurement par une paroi interne de l'espace inter-veines, la veine secondaire est délimitée intérieurement par une paroi externe de l'espace inter-veines et elle est délimitée extérieurement par une paroi interne d'une nacelle entourant le turboréacteur.
Dans un tel moteur, différents composants, de type paliers, roulements et autres, sont lubrifiés par de l'huile qui circule dans un circuit hydraulique intégrant un échangeur thermique, sous forme d'un radiateur de refroidissement, assurant que cette huile reste à une température adaptée en toutes circonstances. Un tel échangeur est usuellement désigné par l'acronyme ACOC signifiant "Air Cooled Oil Cooler", c'est-à-dire refroidi par air et refroidissant l'huile.
Cet échangeur est fixé à une paroi du réacteur, et il dépasse de cette paroi pour être traversé par une portion du flux qui longe cette paroi en circulant dans le réacteur, de manière à refroidir l'huile du circuit hydraulique.
Un tel échangeur constitue ainsi une forme en relief qui constitue de fait un obstacle introduisant des pertes de charge dans l'écoulement du flux dans le moteur.
Le but de l'invention est de proposer un agencement d'intégration d'un tel échangeur qui limite les pertes de charges qu'il introduit dans l'écoulement du flux traversant ce réacteur.
EXPOSÉ DE L'INVENTION A cet effet, l'invention a pour objet un échangeur thermique destiné à être fixé à une paroi de turbomachine délimitant une veine d'écoulement d'un flux gazeux, cet échangeur comprenant un corps présentant : - une face frontale traversée par le flux gazeux ; - une face de fixation à la paroi ; - une face externe opposée à la face de fixation et raccordée à la face frontale ; - deux faces latérales raccordées à la face frontale ; - un capotage entourant la face frontale et s'étendant dans le prolongement de la face externe et des faces latérales, pour délimiter une entrée ayant une aire inférieure à l'aire de la face frontale, cette entrée étant située en amont de la face frontale par rapport à l'écoulement de flux gazeux.
Avec cet agencement, le flux gazeux arrivant au niveau de l'entrée du capotage amont est séparé en un flux entrant dans le capotage et un flux contournant ce capotage sans générer de turbulences. L'invention a également pour objet un tel échangeur, comprenant une portion externe et des portions latérales prolongeant respectivement les faces externe et latérales du corps d'échangeur, qui sont terminées par des bords en forme de lèvres délimitant l'entrée du capotage. L'invention a également pour objet un tel échangeur, dans lequel le bord terminant la portion externe a une forme de lèvre agencée pour présenter un axe de symétrie orienté selon une ligne de courant de l'écoulement de flux gazeux au niveau de cette lèvre en l'absence de capotage amont. L'invention a également pour objet un tel échangeur, dans lequel chaque lèvre est formée par un repli d'une paroi formant la portion de capotage que cette lèvre termine. L'invention a également pour objet un tel échangeur, dans lequel la lèvre terminant la portion externe présente une épaisseur supérieure à celle des lèvres terminant les portions latérales. L'invention concerne également une turbomachine intégrant un échangeur ainsi défini. L'invention concerne également un moteur d'aéronef comprenant une turbomachine ainsi définie.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
La figure 1 est une vue en perspective d'un corps d'échangeur fixé à une paroi de moteur ;
La figure 2 est une vue en perspective d'un échangeur équipé d'un capotage amont conformément à l'invention ;
La figure 3 est une vue latérale de l'échangeur selon l'invention ;
La figure 4 est une vue de face de l'échangeur selon l'invention ;
La figure 5 est une vue schématique montrant l'échangeur selon l'invention en coupe longitudinale ;
La figure 6 est une représentation de l'écoulement fluide au voisinage immédiat de l'échangeur selon l'invention équipé de son déflecteur ;
La figure 7 est une représentation de l'écoulement fluide en aval de l'échangeur selon l'invention ;
La figure 8 est une représentation de l'écoulement fluide au voisinage immédiat de l'échangeur dépourvu de déflecteur ;
La figure 9 est une représentation de l'écoulement fluide en aval de l'échangeur dépourvu de déflecteur.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS L'invention est basée sur le constat selon lequel la perte de charge introduite par un échangeur de type connu est principalement due au fait que sa présence provoque un décollement de l'écoulement fluide au niveau de la face externe la plus importante du corps d'échangeur.
Ce décollement de la couche limite de l'écoulement fluide provoque des turbulences localement au-dessus de l'échangeur qui établissent en outre un sillage en aval de l'écoulement, constituant la principale cause des pertes de charge induites par la présence de l'échangeur dans l'écoulement.
Comme visible sur les figures 1 et 2, le corps de l'échangeur 1 selon l'invention qui est généralement parallélépipédique, il comporte une face de fixation 2 dont partent des pattes 3, 4, 6, une face frontale 7 une face externe 8 opposée et parallèle à la face de fixation 2 ainsi qu'une face latérale 9 qui est également visible sur les figures 1 et 2. Il comporte encore une autre face latérale 10 opposée à la face 9, ainsi qu'une face arrière.
La face latérale non visible est prolongée par un bulbe 11 par l'intermédiaire duquel il est alimenté en huile à refroidir, qui est porté par les pattes de fixation 4 et 6 qui s'étendent au-delà de cette autre face latérale. Cet échangeur est fixé à une paroi 12 de moteur d'aéronef par boulonnage de ses pattes 3, 4, 6, cette paroi 12 étant ici la paroi interne d'un carter délimitant le conduit de passage du flux traversant le moteur.
La face frontale 7 est orientée vers l'amont du flux s'écoulant dans le moteur pour être traversée par une partie de ce flux pour refroidir l'huile qui circule dans le corps 1, et ce flux longe la face externe 8 de l'échangeur qui est la plus éloignée de la paroi 12, pour poursuivre son écoulement en aval de l'échangeur.
Comme visible plus clairement sur la figure 3, la face frontale 7 s'étend sensiblement perpendiculairement à la paroi 12, et la face externe 8 s'étend sensiblement parallèlement à la paroi 12 généralement cylindrique, tout en étant la face la plus éloignée de cette paroi 12.
La face frontale 7 et la face externe 8 sont perpendiculaires l'une à l'autre en étant raccordées par une arête externe 13 qui est rectiligne dans l'exemple des figures. Cette arête est la plus éloigné de la paroi 12 du moteur, et présente une section saillante dans l'exemple des figures.
Selon l'invention, l'échangeur est équipé d'un capotage amont 14 représenté sur la figure 2, qui entoure sa face frontale 7 en comportant une portion externe 16 prolongeant la face externe 8 et des portions latérales 17 et 18 qui prolongent respectivement les faces latérales 9 et 10 du corps d'échangeur 1.
Ce capotage se termine par une bouche ou entrée 19 ayant une section sensiblement rectangulaire délimitée par un bord externe libre 21 de la portion externe 16 prolongé par deux bords latéraux libres 22 et 23 terminant respectivement les portions latérales 17 et 18, et par la paroi 12 du moteur.
Ces bords 21, 22 et 23 délimitant l'entrée 19 ont des formes de lèvres pour assurer que la séparation du flux admis dans l'entrée 19 et du flux longeant les faces externes du capotage 14 se produit sans décollement de couche limite, c'est-à-dire sans générer de turbulences.
Dans l'exemple des figures, la forme de lèvre du bord 21 est obtenue en repliant sur elle-même la bordure de la paroi constituant la portion externe 16 pour lui donner en section une forme correspondant à celle de la lettre U, ce repli étant représenté sur la figure 3 où il est repéré par 24.
Grâce à ce bord 21 en forme de lèvre, le flux d'air admis dans l'entrée 19 est dévié de telle manière que la ligne de courant qui contourne la lèvre s'écarte de la face interne de la portion 16 pour ensuite revenir longer cette face interne, cette ligne de courant étant repérée par 26 sur les figures 3 et 5. Ainsi, le flux d'air est admis dans l'entrée 19 sans générer de turbulence, et il traverse ensuite toute la face frontale 7 du corps d'échangeur. Autrement dit, la lèvre permet de limiter les pertes de charge et de séparer le flux arrivant au niveau du capotage.
Les bords latéraux 22 et 23 délimitant l'entrée 19 ont aussi des formes de lèvres qui, dans l'exemple des figures, sont elles aussi formées par repli des bordures des portions latérales 17 et 18 que ces bords terminent. D'une manière générale, chaque lèvre a une longueur comprise entre 10% et 20% de la longueur du capotage, le rapport de l'épaisseur de la lèvre sur sa longueur est de 85% pour la lèvre du bord externe 21, et il est de 75% pour les lèvres des bords latéraux 22 et 23.
Le capotage 14 peut être fabriqué à partir d'un élément de tôle découpé et replié pour donner à ses bords 21, 22, 23 des formes de lèvres, puis plié à nouveau pour constituer sa portion externe 16 et ses portions latérales 17 et 18.
Dans l'exemple des figures, la longueur du capotage amont 14 correspond sensiblement à la longueur du corps d'échangeur 1. Autrement dit, la distance séparant l'entrée 19 de la face frontale 7 est sensiblement identique à la distance séparant la face frontale 7 de la face arrière non repérée du corps d'échangeur 1. L'entrée 19 est ainsi située à distance et en vis-à-vis de la face frontale rectangulaire 7, tout en ayant de plus faibles dimensions, c'est-à-dire une hauteur inférieure à la hauteur du corps 1 et une largeur inférieure à la largeur de ce corps.
En se référant à la figure 1, la hauteur du corps correspond à la distance séparant sa face de fixation 2 de sa face externe 8, et sa largeur correspond à la distance séparant ses faces latérales 9 et 10. De manière analogue, la hauteur de l'entrée 19 du capotage 14 correspond à la distance séparant son bord externe 21 de la paroi 12 et à la longueur de ses bords latéraux 22 et 23, et sa largeur correspond à la longueur du bord externe 21. L'entrée 19 a une plus petite taille que la face frontale 7 de l'échangeur, c'est-à-dire que l'aire de la surface de l'entrée 19 est inférieure à l'aire de la surface de la face frontale 7, de sorte que les portions 16, 17 et 18 du capotage sont bombées et/ou inclinées par rapport aux faces 8, 9 et 10 du corps d'échangeur 1 qu'elles prolongent et qui sont planes.
En pratique, une entrée 19 de trop grande taille induit un angle d'attaque important sur la lèvre et implique de ce fait une lèvre très épaisse, ce qui est pénalisant en termes de pertes de charge. A l'inverse, une entrée de trop petite taille induit un taux de divergence trop important, ce qui provoque des décollements de l'écoulement à l'intérieur du capotage 14, ce qui se traduit par une réduction de débit traversant l'échangeur.
Plus concrètement, des simulations montrent que la surface idéale de l'entrée 19 vaut entre 60% et 70%, ici 64%, de la surface de la face frontale 7 du corps d'échangeur.
La divergence en section du capotage amont 14 est dimensionnée pour être équivalente sur la largeur et sur la hauteur de ce capotage 14 : la hauteur de l'entrée 19 vaut 80 % de la hauteur de la face 7, et la largeur de l'entrée 19 vaut elle aussi 80 % de la largeur de la face frontale 7, dans l'exemple des figures.
Avec ces proportions, l'angle d'inclinaison de la portion externe 16 au niveau du bord 21 optimise l'écoulement fluide au voisinage de l'échangeur, en limitant le décollement de l'écoulement fluide le long de la face externe 8 qui prolonge cette portion 16. L'air est admis dans l'entrée 19 dont les dimensions sont plus faibles que la face frontale 7 sans générer de turbulences, et il se déploie durant son parcours dans le capotage 14 pour traverser l'ensemble de la face frontale 7.
La portion externe 16 est ainsi configurée pour permettre une séparation des lignes de courant passant dans l'échangeur et des lignes de courant passant au-dessus de l'échangeur sans décollement de l'écoulement fluide.
Comme visible sur la figure 5, la lèvre du bord externe 21 est orientée de telle manière que son axe de symétrie est aligné avec la direction de l'écoulement d'air s'il n'y avait pas de capotage, c'est-à-dire si seul le corps d'échangeur 1 était présent. Cet axe de symétrie, qui est repéré par AS sur la figure 5 est situé à mi-distance de la paroi délimitant la portion externe 16, et le repli 24. La variation de l'angle d'incidence du fluide étant plus importante au niveau de la portion externe du capotage, la lèvre du bord 21 est plus épaisse et plus longue que les lèvres des bords latéraux 22 et 23.
Le fait d'orienter l'axe de symétrie AS selon la ligne de courant en l'absence de capotage permet de réduire au minimum l'angle d'incidence moyen du flux qui peut fluctuer avec les conditions de fonctionnement.
Comme visible sur les figures 6 et 7, grâce au capotage qui dévie le flux d'écoulement en amont de l'arête externe 13 du corps d'échangeur 1, l'écoulement fluide se produit sans décollement de couche limite le long de la face externe 8, et par là même, sans turbulence. Par voie de conséquence le sillage de l'échangeur en aval de l'écoulement est significativement réduit, ce qui est également représentatif d'une diminution des pertes de charge. A titre de comparaison, les figures 8 et 9 qui donnent l'allure de l'écoulement en l'absence de capotage amont, montrent le décollement de la couche limite au-dessus de la face externe 8, ce qui correspond à l'établissement de turbulences provoquant une diffusion radiale importante du sillage de l'échangeur en aval de l'écoulement, correspondant par là même à des pertes de charge significatives.
Dans l'exemple des figures, les pertes de charges introduites par l'échangeur sont réduites d'environ 20% grâce à la mise en oeuvre du déflecteur.
En ce qui concerne le montage de ce capotage amont 14, il est fixé par boulonnage non représenté sur la partie frontale du corps d'échangeur 1, ou bien collé au autour du bord amont entourant la face frontale 7 de ce corps d'échangeur.

Claims (7)

  1. REVENDICATIONS
    1. Echangeur thermique destiné à être fixé à une paroi de turbomachine (12) délimitant une veine d'écoulement d'un flux gazeux, cet échangeur comprenant un corps(1) présentant : - une face frontale (7) traversée par le flux gazeux ; - une face de fixation (2) à la paroi (12) ; - une face externe (8) opposée à la face de fixation (2) et raccordée à la face frontale (7) ; - deux faces latérales (9,10) raccordées à la face frontale (7) ; - un capotage (14) entourant la face frontale (7) et s'étendant dans le prolongement de la face externe (8) et des faces latérales (9, 10), pour délimiter une entrée (19) ayant une aire inférieure à l'aire de la face frontale (7), cette entrée (19) étant située en amont de la face frontale (7) par rapport à l'écoulement de flux gazeux.
  2. 2. Echangeur selon la revendication 1, comprenant une portion externe (16) et des portions latérales (17, 18) prolongeant respectivement les faces externe (8) et latérales (9,10) du corps d'échangeur (1), qui sont terminées par des bords (21, 22, 23) en forme de lèvres délimitant l'entrée (19) du capotage.
  3. 3. Echangeur selon la revendication 2, dans lequel le bord (21) terminant la portion externe (16) a une forme de lèvre agencée pour présenter un axe de symétrie (AS) orienté selon une ligne de courant de l'écoulement de flux gazeux passant par cette lèvre en l'absence d'un capotage amont (14).
  4. 4. Echangeur selon la revendication 2 ou 3, dans lequel chaque lèvre (21, 22, 23) est formée par un repli d'une paroi formant la portion de capotage que cette lèvre termine.
  5. 5. Echangeur selon l'une des revendications 2 à 4, dans lequel la lèvre (21) terminant la portion externe (16) présente une épaisseur supérieure à celle des lèvres (22, 23) terminant les portions latérales (17,18).
  6. 6. Turbomachine intégrant un échangeur thermique selon l'une des revendications précédentes.
  7. 7. Moteur d'aéronef comprenant une turbomachine selon la revendication 6.
FR1755234A 2017-06-12 2017-06-12 Echangeur thermique equipe d'un capotage amont pour reduire la perturbation d'ecoulement fluide dans une turbomachine Active FR3067404B1 (fr)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1755234A FR3067404B1 (fr) 2017-06-12 2017-06-12 Echangeur thermique equipe d'un capotage amont pour reduire la perturbation d'ecoulement fluide dans une turbomachine
US16/003,149 US10837706B2 (en) 2017-06-12 2018-06-08 Heat exchanger fitted with upstream cover to reduce disturbance to fluid flow in a turbomachine

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1755234A FR3067404B1 (fr) 2017-06-12 2017-06-12 Echangeur thermique equipe d'un capotage amont pour reduire la perturbation d'ecoulement fluide dans une turbomachine
FR1755234 2017-06-12

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR3067404A1 FR3067404A1 (fr) 2018-12-14
FR3067404B1 true FR3067404B1 (fr) 2019-11-15

Family

ID=59325550

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR1755234A Active FR3067404B1 (fr) 2017-06-12 2017-06-12 Echangeur thermique equipe d'un capotage amont pour reduire la perturbation d'ecoulement fluide dans une turbomachine

Country Status (2)

Country Link
US (1) US10837706B2 (fr)
FR (1) FR3067404B1 (fr)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE1027057B1 (fr) * 2019-02-18 2020-09-14 Safran Aero Boosters Sa Échangeur de chaleur air-huile
US11965463B2 (en) * 2021-02-16 2024-04-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Fluid cooler installation and method for turbofan engine

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1376178A (en) * 1916-01-24 1921-04-26 Hugo Junkers Radiator
FR2734319B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef
US7377100B2 (en) * 2004-08-27 2008-05-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Bypass duct fluid cooler
FR2891313A1 (fr) * 2005-09-26 2007-03-30 Airbus France Sas Turbomoteur a double flux pourvu d'un prerefroidisseur
US7861512B2 (en) * 2006-08-29 2011-01-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan bypass duct air cooled fluid cooler installation
US20080053060A1 (en) * 2006-08-29 2008-03-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Bypass lip seal
US7861968B2 (en) * 2006-10-26 2011-01-04 The Boeing Company Air inlet and method for a highspeed mobile platform
US9388739B2 (en) * 2012-05-02 2016-07-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Air cooler system for gas turbine engines
US9500129B2 (en) * 2012-10-29 2016-11-22 Honeywell International Inc. Turboshaft engines having improved inlet particle scavenge systems and methods for the manufacture thereof
US10145304B2 (en) * 2014-01-13 2018-12-04 United Technologies Corporation Dual function air diverter and variable area fan nozzle
US9982630B2 (en) * 2015-05-26 2018-05-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan bypass air cooled oil cooler fairings

Also Published As

Publication number Publication date
FR3067404A1 (fr) 2018-12-14
US10837706B2 (en) 2020-11-17
US20180356157A1 (en) 2018-12-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2075194B1 (fr) Echangeur de chaleur air-huile pour turboréacteur, turboréacteur associé et utilisation dudit échangeur
EP2268901B1 (fr) Aube de turbine, turbine et turbomachine associées
BE1027057B1 (fr) Échangeur de chaleur air-huile
CA2606948A1 (fr) Nageoire de plateforme de soufflante
FR2938502A1 (fr) Turbomachine comportant une helice non carenee equipee de moyens de guidage d'air
FR3087482A1 (fr) Structure profilee pour aeronef ou turbomachine
EP1967716A1 (fr) Moteur d'aeronef equipe de moyens d'echange thermiques
FR3067404B1 (fr) Echangeur thermique equipe d'un capotage amont pour reduire la perturbation d'ecoulement fluide dans une turbomachine
FR2938504A1 (fr) Entree d'air d'un moteur d'avion a helices propulsives non carenees
WO2014202881A1 (fr) Ventilation d'une nacelle de turbomachine
EP1630351B1 (fr) Aube de compresseur ou de turbine à gaz
EP3673154B1 (fr) Conduit de décharge d'un moyeu de carter intermédiaire pour turboréacteur d'aéronef comportant des canaux de refroidissement
EP1903283B1 (fr) Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine
EP3224463B1 (fr) Agencements à entrée d'air et piège de corps étrangers dans un ensemble propulsif d'aéronef
FR2979673A1 (fr) Procede de melange de flux dans un turboreacteur double flux et sortie moteur de mise en oeuvre
EP3638886B1 (fr) Dispositif de refroidissement d'un carter annulaire externe de turbine
EP3487763B1 (fr) Berceau pour turbopropulseur a manche d'entrée d'air intégrée
FR2983517A1 (fr) Aube de turbine refroidie pour moteur a turbine a gaz.
EP3317495B1 (fr) Aube de turbine à bord de fuite présentant des méplats
FR3087847A1 (fr) Melangeur a lobes favorisant le melange de flux confluents
EP2799666B1 (fr) Volute à deux volumes pour turbine à gaz
FR2978200A1 (fr) Diffuseur d'echappement de turbine basse pression avec turbulateurs
WO2020201658A1 (fr) Manche d'entree d'air pour une nacelle d'un ensemble propulsif d'aeronef
BE1030018B1 (fr) Turbomachine axiale triple-flux avec échangeur de chaleur divergeant dans le troisième flux
BE1030020B1 (fr) Turbomachine axiale triple-flux avec échangeur de chaleur divergeant dans le troisième flux

Legal Events

Date Code Title Description
PLSC Publication of the preliminary search report

Effective date: 20181214

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 3

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 4

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 5

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 6

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 7