FR3090033A1

FR3090033A1 - DAWN DIRECTION AND BIFURCATION DIRECTOR SET FOR TURBOMACHINE

Info

Publication number: FR3090033A1
Application number: FR1873247A
Authority: FR
Inventors: Laurent SOULAT; Julie LEBEAULT Eva
Original assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2018-12-18
Filing date: 2018-12-18
Publication date: 2020-06-19
Anticipated expiration: 2038-12-18
Also published as: FR3090033B1

Abstract

La présente invention décrit un ensemble pour une turbomachine comprenant : - une aube directrice de sortie (10), - une bifurcation (20) présentant une hauteur (25) suivant un axe radial (Y1) entre une face interne (6) d’un carter interne (5) et une face externe (8) d’un carter externe (7), - une paroi aérodynamique (30) raccordant un bord de fuite (12) de l’aube directrice de sortie (10) et un bord d’attaque (21) de la bifurcation (20),tel que la paroi aérodynamique (30) présente une hauteur (35) suivant l’axe radial (Y1) entre son bord radial interne (33) et une face externe (8) d’un carter externe (7) strictement inférieure à la hauteur (25) de la bifurcation (20). L’invention porte également sur une turbomachine comprenant une telle aube directrice de sortie (10), bifurcation (20) et/ou paroi aérodynamique (30). Figure pour l’abrégé : Fig. 6The present invention describes an assembly for a turbomachine comprising: - an outlet guide vane (10), - a bifurcation (20) having a height (25) along a radial axis (Y1) between an internal face (6) of a internal casing (5) and an external face (8) of an external casing (7), an aerodynamic wall (30) connecting a trailing edge (12) of the outlet guide vane (10) and an edge d attack (21) of the bifurcation (20), such that the aerodynamic wall (30) has a height (35) along the radial axis (Y1) between its internal radial edge (33) and an external face (8) d 'An external casing (7) strictly less than the height (25) of the bifurcation (20). The invention also relates to a turbomachine comprising such an outlet guide vane (10), bifurcation (20) and / or aerodynamic wall (30). Figure for the abstract: Fig. 6

Description

DescriptionDescription

Titre de l’invention : ENSEMBLE D’AUBE DIRECTRICE DE SORTIE ET DE BIFURCATION POUR TURBOMACHINETITLE OF THE INVENTION: EXIT AND BIFURCATION DIRECTIVE VANE ASSEMBLY FOR TURBOMACHINE

Domaine techniqueTechnical area

[0001] La présente invention concerne un ensemble comprenant une aube directrice de sortie et une bifurcation pour turbomachine, notamment lorsque la turbomachine est équipée d’un mécanisme de réduction, ainsi qu’une turbomachine comprenant un tel ensemble. Technique antérieureThe present invention relates to an assembly comprising an outlet guide vane and a bifurcation for a turbomachine, in particular when the turbomachine is equipped with a reduction mechanism, as well as a turbomachine comprising such an assembly. Prior art

[0002] Un turboréacteur à double flux comprend généralement, d’amont en aval dans le sens de l’écoulement des gaz, une soufflante carénée et logée dans un carter de soufflante, un espace annulaire d’écoulement primaire et un espace annulaire d’écoulement secondaire. La masse d’air aspirée par la soufflante est donc divisée en un flux primaire, qui circule dans l’espace d’écoulement primaire, et en un flux secondaire, qui est concentrique avec le flux primaire et circule dans l’espace d’écoulement secondaire.A turbofan generally comprises, from upstream to downstream in the direction of gas flow, a blower ducted and housed in a fan casing, an annular space for primary flow and an annular space for secondary flow. The mass of air sucked in by the blower is therefore divided into a primary flow, which circulates in the primary flow space, and a secondary flow, which is concentric with the primary flow and circulates in the flow space. secondary.

[0003] L’espace d’écoulement primaire traverse un corps primaire comprenant un ou plusieurs étages de compresseurs, par exemple un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, une chambre de combustion, un ou plusieurs étages de turbines, par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression, et une tuyère d’échappement des gaz.The primary flow space passes through a primary body comprising one or more stages of compressors, for example a low pressure compressor and a high pressure compressor, a combustion chamber, one or more stages of turbines, for example a turbine high pressure and a low pressure turbine, and a gas exhaust nozzle.

[0004] Typiquement, la turbine haute pression entraîne en rotation le compresseur haute pression par l’intermédiaire d’un premier arbre, dit arbre haute pression, tandis que la turbine basse pression entraîne en rotation le compresseur basse pression et la soufflante par l’intermédiaire d’un deuxième arbre, dit arbre basse pression. L’arbre basse pression est généralement logé dans l’arbre haute pression, lesdits arbres étant fixés aux parties structurales du turboréacteur par l’intermédiaire de paliers.Typically, the high pressure turbine rotates the high pressure compressor through a first shaft, called a high pressure shaft, while the low pressure turbine rotates the low pressure compressor and the blower by the intermediate of a second shaft, called low pressure shaft. The low pressure shaft is generally housed in the high pressure shaft, said shafts being fixed to the structural parts of the turbojet engine by means of bearings.

[0005] Afin d’améliorer le rendement propulsif du turboréacteur et de réduire sa consommation spécifique ainsi que le bruit émis par la soufflante, il a été proposé des turboréacteurs présentant un taux de dilution (« bypass ratio » en anglais, qui correspond au rapport entre le débit du flux secondaire (froid) et le débit du flux primaire (chaud, qui traverse le corps primaire) élevé.In order to improve the propulsive efficiency of the turbojet engine and to reduce its specific consumption as well as the noise emitted by the fan, turbojet engines have been proposed having a dilution rate (“bypass ratio” in English, which corresponds to the ratio between the secondary flow rate (cold) and the primary flow rate (hot, which passes through the primary body) high.

[0006] Pour atteindre de tels taux de dilution, la soufflante est découplée de la turbine basse pression, permettant ainsi d’optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Par exemple, le découplage peut être réalisé à l’aide d’un réducteur tel qu’un mécanisme de réduction épicycloïdal (« planetary gear reduction mecanism » en anglais) ou planétaire (« star gear reduction mecanism » en anglais), placé entre l’extrémité amont (par rapport au sens d’écoulement des gaz dans le turboréacteur) de l’arbre basse pression et la soufflante. La soufflante est alors entraînée par l’arbre basse pression par l’intermédiaire du mécanisme de réduction et d’un arbre supplémentaire, dit arbre de soufflante, qui est fixé entre le mécanisme de réduction et le disque de la soufflante.To achieve such dilution rates, the blower is decoupled from the low pressure turbine, thereby independently optimizing their respective rotational speed. For example, decoupling can be carried out using a reduction gear such as a planetary gear reduction mechanism (“planetary gear reduction mecanism” in English) or planetary reduction (“star gear reduction mecanism” in English), placed between the upstream end (relative to the direction of gas flow in the turbojet) of the low pressure shaft and the blower. The blower is then driven by the low pressure shaft via the reduction mechanism and an additional shaft, called the blower shaft, which is fixed between the reduction mechanism and the blower disc.

[0007] Ce découplage permet ainsi de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression de la soufflante (« fan pressure ratio » en anglais), et d’augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression. Grâce au mécanisme de réduction, l’arbre basse pression peut tourner à des vitesses de rotation plus élevées que dans les turboréacteurs conventionnels.This decoupling thus reduces the speed of rotation and the pressure ratio of the fan ("fan pressure ratio" in English), and increase the power extracted by the low pressure turbine. Thanks to the reduction mechanism, the low pressure shaft can rotate at higher rotational speeds than in conventional turbojets.

[0008] La figure 1 représente schématiquement une partie amont d’un turboréacteur avec mécanisme de réduction 2. De manière connue en soi, ce turboréacteur est équipé d’un redresseur secondaire, constitué d’aubes directrices de sortie 10 (ou OGV, acronyme anglais de Outlet Guide Vane). Ces aubes directrices de sortie 10 sont situées dans la partie froide du turboréacteur, en aval des aubes de soufflante 1 par rapport à la direction d’un flux d’air froid 4 dans la turbomachine. Elles visent à la fois à redresser le flux d’air froid 4 en provenance des aubes de soufflante 1, ainsi qu’à assurer la transmission d’une partie des efforts mécaniques du corps primaire vers le carter externe 7 au travers du flux d’air chaud 3.Figure 1 schematically shows an upstream part of a turbojet with reduction mechanism 2. In a manner known per se, this turbojet is equipped with a secondary rectifier, consisting of outlet guide vanes 10 (or OGV, acronym) English from Outlet Guide Vane). These outlet guide vanes 10 are located in the cold part of the turbojet engine, downstream of the fan blades 1 relative to the direction of a flow of cold air 4 in the turbomachine. They are intended both to straighten the flow of cold air 4 coming from the fan blades 1, as well as to ensure the transmission of part of the mechanical forces from the primary body to the external casing 7 through the flow of hot air 3.

[0009] Le mécanisme de réduction 2 est une pièce très fortement chargée. Les paliers par lesquels transitent les efforts entre le mécanisme de réduction 2 et l’arbre de soufflante d’une part, et entre le mécanisme de réduction 2 et l’arbre basse pression d’autre part, sont situés de part et d’autre de cette pièce 2. Par conséquent, afin d’optimiser le chemin d’effort, les aubes directrices de sortie 10 sont situées au droit du mécanisme de réduction 2, en aval des paliers de la soufflante et en amont des paliers de l’arbre basse pression. Les aubes directrices de sortie 10 sont alors proches des aubes de soufflante 1, ce qui peut être pénalisant pour des raisons de contraintes mécaniques et acoustiques. Par conséquent, les aubes directrices de sortie 10 peuvent être inclinées vers l’arrière par rapport à un axe radial Y du turboréacteur, afin d’éloigner leurs têtes 11 des aubes de soufflante 1 à position de pieds 12 fixée.The reduction mechanism 2 is a very heavily loaded part. The bearings through which the forces pass between the reduction mechanism 2 and the blower shaft on the one hand, and between the reduction mechanism 2 and the low pressure shaft on the other hand, are located on both sides of this part 2. Consequently, in order to optimize the force path, the outlet guide vanes 10 are located to the right of the reduction mechanism 2, downstream of the blower bearings and upstream of the shaft bearings low pressure. The outlet guide vanes 10 are then close to the fan vanes 1, which can be detrimental for reasons of mechanical and acoustic constraints. Consequently, the outlet guide vanes 10 can be inclined towards the rear with respect to a radial axis Y of the turbojet engine, in order to move their heads 11 away from the fan blades 1 at fixed foot position 12.

[0010] Un turboréacteur comprend également une ou plusieurs bifurcations, situées en aval des aubes directrices de sortie, à une position déterminée par un ensemble de contraintes. Les bifurcations visent à la fois à fournir un carénage intégrant un certain nombre d’éléments reliant le moteur à l’avion (de type canalisations, échangeurs de chaleurs, câbles électriques, arbres d’entraînement mécanique, pièces structurales du système de suspension du moteur, etc.), ainsi qu’à séparer le flux secondaire en plusieurs secteurs. Ainsi, les bifurcations sont des profils aérodynamiques de dimensions (épaisseur et corde) importantes.A turbojet engine also includes one or more bifurcations, located downstream of the outlet guide vanes, at a position determined by a set of constraints. The bifurcations aim both to provide a fairing integrating a certain number of elements connecting the engine to the aircraft (of the piping type, heat exchangers, electric cables, mechanical drive shafts, structural parts of the engine suspension system , etc.), as well as to separate the secondary flow into several sectors. Thus, the bifurcations are aerodynamic profiles of large dimensions (thickness and rope).

[0011] Lorsque la distance selon l’axe longitudinal entre l’aube directrice de sortie et la bi furcation est faible, il peut être avantageux de les raccorder par un profil aérodynamique. En effet, un tel raccordement permet de minimiser les pertes aérodynamiques et de réduire les hétérogénéités transversales de pression statique remontant depuis l’aval vers la soufflante, et ainsi d’améliorer le rendement propulsif du turboréacteur.When the distance along the longitudinal axis between the outlet guide vane and the bi furcation is small, it may be advantageous to connect them by an aerodynamic profile. Indeed, such a connection makes it possible to minimize aerodynamic losses and to reduce the transverse heterogeneities of static pressure rising from the downstream to the fan, and thus to improve the propulsive efficiency of the turbojet engine.

[0012] Ainsi, les figures 2 et 3 représentent schématiquement un cas de l’art antérieur où l’aube directrice de sortie 10 en aval de l’aube de soufflante 1 est raccordée à la bifurcation 20 par une paroi aérodynamique 30. Une telle configuration intégrée est également décrite dans le document EP2169182.Thus, Figures 2 and 3 schematically represent a case of the prior art where the outlet guide vane 10 downstream of the fan blade 1 is connected to the bifurcation 20 by an aerodynamic wall 30. Such integrated configuration is also described in document EP2169182.

[0013] Lorsque la distance selon l’axe longitudinal entre l’aube directrice de sortie et la bifurcation est importante, leur raccord par un profil aérodynamique a pour conséquence que les pertes par frottements le long de la paroi aérodynamique ajoutée pour réaliser l’intégration dépassent le gain conféré par l’intégration des deux éléments. Dans ce cas, le rendement propulsif du turboréacteur est meilleur sans profil aérodynamique, comme illustré schématiquement sur les figures 4 et 5, qui représentent un cas de l’art antérieur où l’aube directrice de sortie 10 en aval de l’aube de soufflante 1 n’est pas raccordée à la bifurcation 20 (configuration séparée).When the distance along the longitudinal axis between the outlet guide vane and the bifurcation is large, their connection by an aerodynamic profile has the consequence that the friction losses along the aerodynamic wall added to achieve integration exceed the gain conferred by the integration of the two elements. In this case, the propulsive efficiency of the turbojet engine is better without aerodynamic profile, as illustrated diagrammatically in FIGS. 4 and 5, which represent a case of the prior art where the outlet guide vane 10 downstream of the fan vane 1 is not connected to the bifurcation 20 (separate configuration).

[0014] Dans le cas où l’aube directrice de sortie est inclinée par rapport à l’axe radial du turboréacteur, le bord d’attaque de la bifurcation n’étant lui pas incliné par rapport à l’axe radial du turboréacteur, la distance selon l’axe longitudinal entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation est donc variable en fonction de la position sur l’axe radial. Ainsi, le pied de l’aube directrice de sortie sera plus éloigné de la bifurcation que sa tête. Une configuration intégrée ou séparée telle qu’existant dans l’art antérieur pourrait alors ne procurer un avantage que pour certaines positions sur l’axe radial, mais engendrer des pertes pour d’autres positions sur l’axe radial.In the case where the outlet guide vane is inclined relative to the radial axis of the turbojet engine, the leading edge of the bifurcation not being inclined relative to the radial axis of the turbojet engine, the distance along the longitudinal axis between the trailing edge of the outlet guide vane and the leading edge of the bifurcation is therefore variable as a function of the position on the radial axis. Thus, the foot of the exit guide dawn will be farther from the bifurcation than its head. An integrated or separate configuration as existing in the prior art could then only provide an advantage for certain positions on the radial axis, but generate losses for other positions on the radial axis.

[0015] Il existe donc un besoin pour une configuration d’aube directrice de sortie et de bifurcation qui présente un rendement propulsif amélioré par rapport à l’art antérieur dans le cas où la distance entre ces deux éléments varie en fonction de la position sur l’axe radial.There is therefore a need for a configuration of guide vane outlet and bifurcation which has an improved propulsive efficiency compared to the prior art in the case where the distance between these two elements varies according to the position on the radial axis.

Exposé de l’inventionStatement of the invention

[0016] Un but de l’invention est de de proposer une solution présentant un rendement propulsif amélioré par rapport à l’art antérieur pour une turbomachine dont la distance entre l’aube directrice de sortie et la bifurcation est variable en fonction de la position sur l’axe radial.An object of the invention is to provide a solution with improved propulsion efficiency compared to the prior art for a turbomachine whose distance between the output guide vane and the bifurcation is variable depending on the position on the radial axis.

[0017] Selon un premier aspect, l’invention concerne un ensemble pour une turbomachine s’étendant selon un axe longitudinal, ledit ensemble comprenant :According to a first aspect, the invention relates to an assembly for a turbomachine extending along a longitudinal axis, said assembly comprising:

- un carter interne présentant une face interne et un carter externe présentant une face externe, lesdites faces interne et externe délimitant une veine d’écoulement gazeux de flux secondaire dans la turbomachine,an internal casing having an internal face and an external casing having an external face, said internal and external faces delimiting a gaseous flow stream of secondary flow in the turbomachine,

- une aube directrice de sortie présentant un bord de fuite,- an outlet guide vane with a trailing edge,

- une bifurcation présentant un bord d’attaque et une hauteur, ladite hauteur correspondant à une dimension suivant un axe radial à l’axe longitudinal entre la face interne du carter interne et la face externe du carter externe, où l’axe radial correspond à l’axe passant par le bord d’attaque de la bifurcation au niveau d’un pied de la bifurcation,a bifurcation having a leading edge and a height, said height corresponding to a dimension along a radial axis to the longitudinal axis between the internal face of the internal casing and the external face of the external casing, where the radial axis corresponds to the axis passing through the leading edge of the bifurcation at the level of one foot of the bifurcation,

- une paroi aérodynamique raccordant le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation, l’ensemble étant caractérisé en ce que la paroi aérodynamique présente un bord radial interne et une hauteur, ladite hauteur correspondant à une dimension suivant l’axe radial entre le bord radial interne et la face externe du carter externe, la hauteur de la paroi aérodynamique étant strictement inférieure à la hauteur de la bifurcation.an aerodynamic wall connecting the trailing edge of the outlet guide vane and the leading edge of the bifurcation, the assembly being characterized in that the aerodynamic wall has an internal radial edge and a height, said height corresponding to a dimension along the radial axis between the internal radial edge and the external face of the external casing, the height of the aerodynamic wall being strictly less than the height of the bifurcation.

[0018] Un tel ensemble permet d’intégrer ou de séparer l’aube directrice de sortie et la bifurcation en fonction de la hauteur de la paroi aérodynamique, qui peut être choisie selon des paramètres, par exemple de distance, relatifs à ces deux éléments. Ainsi, la présence d’une paroi aérodynamique de hauteur strictement inférieure à celle de la bifurcation permet de bénéficier des avantages des deux configurations. Le rendement propulsif de la turbomachine comportant un tel ensemble sera donc amélioré.Such an assembly allows to integrate or separate the outlet guide vane and the bifurcation as a function of the height of the aerodynamic wall, which can be chosen according to parameters, for example of distance, relating to these two elements. . Thus, the presence of an aerodynamic wall of height strictly less than that of the bifurcation makes it possible to benefit from the advantages of the two configurations. The propulsive efficiency of the turbomachine comprising such an assembly will therefore be improved.

[0019] Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de l’ensemble décrit cidessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :Certain preferred but non-limiting characteristics of the assembly described above are the following, taken individually or in combination:

[0020] - pour une position sur l’axe radial donnée, la paroi aérodynamique raccorde le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation lorsqu’un rapport entre une distance suivant l’axe longitudinal entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et un point d’épaisseur caractéristique du bord d’attaque de la bifurcation et une épaisseur caractéristique du bord d’attaque de la bifurcation est inférieur à un seuil prédéterminé,- For a position on the given radial axis, the aerodynamic wall connects the trailing edge of the outlet guide vane and the leading edge of the bifurcation when a ratio between a distance along the longitudinal axis between the trailing edge of the outlet guide vane and a point of thickness characteristic of the leading edge of the bifurcation and a characteristic thickness of the leading edge of the bifurcation is less than a predetermined threshold,

[0021] - pour une position sur l’axe radial donnée, la paroi aérodynamique ne raccorde pas le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation lorsqu’un rapport entre une distance suivant l’axe longitudinal entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et un point d’épaisseur caractéristique du bord d’attaque de la bifurcation et une épaisseur caractéristique du bord d’attaque de la bifurcation est supérieur à un seuil prédéterminé,- For a position on the given radial axis, the aerodynamic wall does not connect the trailing edge of the outlet guide vane and the leading edge of the bifurcation when a relationship between a distance along the longitudinal axis between the trailing edge of the outlet guide vane and a point of thickness characteristic of the leading edge of the bifurcation and a characteristic thickness of the leading edge of the bifurcation is greater than a predetermined threshold,

[0022] - l’aube directrice de sortie et la bifurcation présentent chacune une tête, la paroi aérodynamique s’étendant entre la tête de l’aube directrice de sortie et la tête de la bifurcation,- the outlet guide vane and the bifurcation each have a head, the aerodynamic wall extending between the head of the outlet guide vane and the head of the bifurcation,

[0023] - une hauteur de la paroi aérodynamique est sensiblement constante entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation,A height of the aerodynamic wall is substantially constant between the trailing edge of the outlet guide vane and the leading edge of the bifurcation,

[0024] - une hauteur de la paroi aérodynamique varie entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation,- a height of the aerodynamic wall varies between the trailing edge of the outlet guide vane and the leading edge of the bifurcation,

[0025] - une hauteur de la paroi aérodynamique augmente entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation,- a height of the aerodynamic wall increases between the trailing edge of the outlet guide vane and the leading edge of the bifurcation,

[0026] - une hauteur de la paroi aérodynamique diminue entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation,- A height of the aerodynamic wall decreases between the trailing edge of the outlet guide vane and the leading edge of the bifurcation,

[0027] - une hauteur de la paroi aérodynamique diminue puis augmente entre le bord de fuite de l’aube directrice de sortie et le bord d’attaque de la bifurcation.- A height of the aerodynamic wall decreases then increases between the trailing edge of the outlet guide vane and the leading edge of the bifurcation.

[0028] Selon un deuxième aspect, l’invention concerne une turbomachine comprenant une aube directrice de sortie, une bifurcation et/ou une paroi aérodynamique.According to a second aspect, the invention relates to a turbomachine comprising an outlet guide vane, a bifurcation and / or an aerodynamic wall.

Brève description des dessinsBrief description of the drawings

[0029] D'autres aspects, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui va suivre, donnée à titre d’exemple non limitatif, qui sera illustrée par les figures suivantes :Other aspects, aims and advantages of the present invention will appear on reading the detailed description which follows, given by way of nonlimiting example, which will be illustrated by the following figures:

[0030] [fig-1] La figure 1, déjà commentée, est un schéma représentant une partie amont d’une turbomachine présentant une aube directrice de sortie inclinée, selon l’art antérieur.[Fig-1] Figure 1, already discussed, is a diagram showing an upstream part of a turbomachine having an inclined outlet guide vane, according to the prior art.

[0031] [fig.2] La figure 2, déjà commentée, est un schéma représentant une coupe longitudinale d’une aube directrice de sortie et d’une bifurcation intégrées, selon l’art antérieur.[Fig.2] Figure 2, already discussed, is a diagram showing a longitudinal section of an integrated guide vane and bifurcation, according to the prior art.

[0032] [fig.3] La figure 3, déjà commentée, est un schéma représentant une coupe transversale d’une aube directrice de sortie et d’une bifurcation intégrées, selon l’art antérieur.[Fig.3] Figure 3, already discussed, is a diagram showing a cross section of an integrated guide vane and bifurcation, according to the prior art.

[0033] [fig.4] La figure 4, déjà commentée, est un schéma représentant une coupe longitudinale d’une aube directrice de sortie et d’une bifurcation séparées, selon l’art antérieur.[Fig.4] Figure 4, already discussed, is a diagram showing a longitudinal section of a separate guide vane and a separate bifurcation, according to the prior art.

[0034] [fig.5] La figure 5, déjà commentée, est un schéma représentant une coupe transversale d’une aube directrice de sortie et d’une bifurcation séparées, selon l’art antérieur.[Fig.5] Figure 5, already discussed, is a diagram showing a cross section of a separate guide vane and a bifurcation, according to the prior art.

[0035] [fig.6] La figure 6 est un schéma représentant une coupe longitudinale d’un ensemble d’aube directrice de sortie et de bifurcation conforme à un mode de réalisation de l’invention.[Fig.6] Figure 6 is a diagram showing a longitudinal section of a set of outlet guide vanes and bifurcation according to an embodiment of the invention.

[0036] [fig.7] La figure 7 est un schéma représentant une coupe transversale d’une aube directrice de sortie et d’un bord d’attaque d’une aube de bifurcation selon un mode de réalisation de l’invention.[Fig.7] Figure 7 is a diagram showing a cross section of an outlet guide vane and a leading edge of a bifurcation vane according to an embodiment of the invention.

[0037] [fig-8] La figure 8 est un schéma représentant une coupe longitudinale d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.[Fig-8] Figure 8 is a diagram showing a longitudinal section of an assembly for a turbomachine according to an embodiment of the invention.

[0038] [fig.9] La figure 9 est un schéma représentant une vue en coupe selon le plan P6b d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.[Fig.9] Figure 9 is a diagram showing a sectional view along the plane P6b of an assembly for a turbomachine according to an embodiment of the invention.

[0039] [fig.10] La figure 10 est un schéma représentant une vue en coupe selon le plan P6c d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.[Fig.10] Figure 10 is a diagram showing a sectional view along the plane P6c of an assembly for a turbomachine according to an embodiment of the invention.

[0040] [fig.l 1] La figure 11 est un schéma représentant une coupe longitudinale d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.[Fig.l 1] Figure 11 is a diagram showing a longitudinal section of an assembly for a turbomachine according to an embodiment of the invention.

[0041] [fig.12] La figure 12 est un schéma représentant une vue en coupe selon le plan P7b d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.[Fig.12] Figure 12 is a diagram showing a sectional view along the plane P7b of an assembly for a turbomachine according to an embodiment of the invention.

[0042] [fig.13] La figure 13 est un schéma représentant une coupe longitudinale d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.[Fig. 13] Figure 13 is a diagram showing a longitudinal section of an assembly for a turbomachine according to an embodiment of the invention.

[0043] [fig. 14] La figure 14 est un schéma représentant une vue en coupe selon le plan P8b d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.[Fig. 14] Figure 14 is a diagram showing a sectional view along the plane P8b of an assembly for a turbomachine according to an embodiment of the invention.

[0044] [fig. 15] La figure 15 est un schéma représentant une coupe longitudinale d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention.[Fig. 15] FIG. 15 is a diagram showing a longitudinal section of an assembly for a turbomachine according to an embodiment of the invention.

[0045] [fig. 16] La figure 16 est un schéma représentant une vue en coupe selon le plan P8b d’un ensemble pour turbomachine selon un mode de réalisation de l’invention. Description des modes de réalisation[Fig. 16] FIG. 16 is a diagram representing a sectional view along the plane P8b of an assembly for a turbomachine according to an embodiment of the invention. Description of the embodiments

[0046] Dans la présente demande, l'amont et l'aval sont définis par rapport au sens d'écoulement normal du gaz dans la soufflante à travers la turbomachine. Par ailleurs, on appelle axe longitudinal, l'axe X de symétrie radiale de la soufflante. La direction axiale correspond à la direction de l'axe X, et une direction radiale est une direction perpendiculaire à cet axe et passant par lui. De même, un plan axial est un plan contenant l'axe X et un plan radial est un plan perpendiculaire à cet axe X et passant par lui. La direction transversale est une direction perpendiculaire à l'axe X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, les termes interne et externe, respectivement, sont utilisés en référence à une direction radiale de sorte que la partie ou la face interne d'un élément est plus proche de l'axe X que la partie ou la face externe du même élément.In the present application, the upstream and downstream are defined with respect to the normal direction of flow of the gas in the fan through the turbomachine. Furthermore, the longitudinal axis is the axis X of radial symmetry of the fan. The axial direction corresponds to the direction of the X axis, and a radial direction is a direction perpendicular to this axis and passing through it. Likewise, an axial plane is a plane containing the axis X and a radial plane is a plane perpendicular to this axis X and passing through it. The transverse direction is a direction perpendicular to the X axis and not passing through it. Unless otherwise specified, the terms internal and external, respectively, are used with reference to a radial direction so that the part or the internal face of an element is closer to the X axis than the part or the external face of the same element.

[0047] La figure 6 représente un ensemble comprenant une aube directrice de sortie 10, une bifurcation 20 et une paroi aérodynamique 30 pour turbomachine. La turbomachine comprend un carter interne 5 présentant une face interne 6 et un carter externe 7 présentant une externe 8, les faces interne 6 et externe 8 délimitant respectivement à l’intérieur et à l’extérieur une veine d’écoulement gazeux de flux secondaire 4 dans la turbomachine.6 shows an assembly comprising an outlet guide vane 10, a bifurcation 20 and an aerodynamic wall 30 for a turbomachine. The turbomachine comprises an internal casing 5 having an internal face 6 and an external casing 7 having an external 8, the internal 6 and external 8 sides respectively delimiting inside and outside a gaseous flow stream of secondary flow 4 in the turbomachine.

[0048] La bifurcation 20 est positionnée au niveau du carter inter-compresseur du turbo réacteur ou en aval de celui-ci selon l’axe longitudinal X. Le carter inter-compresseur correspond à la partie du carter interne 5 s’étendant entre le compresseur basse pression et le compresseur haute pression.The bifurcation 20 is positioned at the level of the inter-compressor casing of the turbojet or downstream of it along the longitudinal axis X. The inter-compressor casing corresponds to the part of the internal casing 5 extending between the low pressure compressor and high pressure compressor.

[0049] La bifurcation 20 comprend un bord d’attaque 21 et un bord de fuite 22. Les bords d’attaque 21 et de fuite 22 de la bifurcation 20 sont raccordés par une paroi intrados et par une paroi extrados. Le bord d’attaque 21 est configuré pour s’étendre en regard de l'écoulement des gaz entrant dans la turbomachine. Il correspond à la partie antérieure d'un profil aérodynamique qui fait face au flux d'air et qui divise l'écoulement d'air en un écoulement d'intrados et en un écoulement extrados. Le bord de fuite 22 quant à lui correspond à la partie postérieure du profil aérodynamique, où se rejoignent les écoulements intrados et extrados. Les parois intrados et extrados de la bifurcation 20 définissent un profil présentant des dimensions configurées pour fournir un carénage intégrant un certain nombre d’éléments reliant le moteur à l’avion, ainsi qu’à séparer un flux d’air froid 4 en plusieurs secteurs.The bifurcation 20 comprises a leading edge 21 and a trailing edge 22. The leading edges 21 and trailing 22 of the bifurcation 20 are connected by a lower surface and by an upper wall. The leading edge 21 is configured to extend opposite the flow of gases entering the turbomachine. It corresponds to the front part of an aerodynamic profile which faces the air flow and which divides the air flow into a lower surface flow and an upper surface flow. As for the trailing edge 22, it corresponds to the rear part of the aerodynamic profile, where the intrados and extrados flows meet. The lower and upper walls of the bifurcation 20 define a profile having dimensions configured to provide a fairing integrating a certain number of elements connecting the engine to the aircraft, as well as to separate a flow of cold air 4 into several sectors .

[0050] La bifurcation 20 comprend un pied 23 de bifurcation 20 et une tête 24 de bifurcation 20. Le pied 23 de la bifurcation 20 peut être raccordé au carter interne 5, et sa tête 24 peut être raccordée au carter externe 7, au droit d’une structure de fixation à un aéronef.The bifurcation 20 comprises a foot 23 of bifurcation 20 and a head 24 of bifurcation 20. The foot 23 of the bifurcation 20 can be connected to the internal casing 5, and its head 24 can be connected to the external casing 7, to the right of an attachment structure to an aircraft.

[0051] Chaque bifurcation 20 présente une hauteur 25, qui correspond à sa dimension le long d’un axe radial Y1 passant par son bord d’attaque 21 au niveau de son pied 23.Each bifurcation 20 has a height 25, which corresponds to its dimension along a radial axis Y1 passing through its leading edge 21 at the level of its foot 23.

[0052] L’aube directrice de sortie 10 comprend un bord d’attaque 11 et un bord de fuite 12. Les bords d’attaque 11 et de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 sont raccordés par une paroi intrados et par une paroi extrados. Les parois intrados et extrados de l’aube directrice de sortie 10 définissent un profil présentant des dimensions adaptées pour redresser le flux d’air froid 4 en aval des aubes de soufflante 1, ainsi qu’à assurer la transmission d’une partie des efforts mécaniques au travers d’un flux d’air chaud 3 vers le carter externe 7.The outlet guide vane 10 comprises a leading edge 11 and a trailing edge 12. The leading edges 11 and trailing 12 of the outlet guide vane 10 are connected by a lower surface and by an upper wall. The lower and upper walls of the outlet guide vane 10 define a profile having dimensions adapted to straighten the flow of cold air 4 downstream of the fan blades 1, as well as to ensure the transmission of part of the forces mechanical through a flow of hot air 3 to the external casing 7.

[0053] L’aube directrice de sortie 10 comprend également un pied 13 et une tête 14. Le pied 13 de l’aube directrice de sortie 10 est raccordé au carter interne 5 du turboréacteur qui sépare le flux primaire 3 et le flux secondaire 4, et sa tête 14 est raccordée au carter externe 7.The outlet guide vane 10 also includes a foot 13 and a head 14. The foot 13 of the outlet guide vane 10 is connected to the internal casing 5 of the turbojet engine which separates the primary flow 3 and the secondary flow 4 , and its head 14 is connected to the external casing 7.

[0054] Chaque aube directrice de sortie 10 présente une hauteur 15, qui correspond à sa dimension le long d’un axe radial Y2 passant par son bord d’attaque 11 au niveau de son pied 13.Each outlet guide vane 10 has a height 15, which corresponds to its dimension along a radial axis Y2 passing through its leading edge 11 at its foot 13.

[0055] Le bord d’attaque 11 de l’aube directrice de sortie 10 présente un angle a non nul par rapport à l’axe radial Y2. Le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 est sensiblement aligné avec son bord d’attaque 11, et présente donc également un angle a non nul par rapport à l’axe radial Y2.The leading edge 11 of the output guide vane 10 has a non-zero angle a with respect to the radial axis Y2. The trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 is substantially aligned with its leading edge 11, and therefore also has a non-zero angle a with respect to the radial axis Y2.

[0056] Ainsi, une distance axiale selon l’axe longitudinal X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 varie en fonction d’une position sur l’axe radial Yl, dite position radiale.Thus, an axial distance along the longitudinal axis X between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20 varies according to a position on the axis radial Yl, called radial position.

[0057] La paroi aérodynamique 30 raccorde le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.The aerodynamic wall 30 connects the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20.

[0058] La paroi aérodynamique 30 comprend une paroi aérodynamique intrados et une paroi aérodynamique extrados. La paroi aérodynamique intrados définit un profil adapté pour raccorder la paroi intrados de l’aube directrice de sortie 10 depuis son bord de fuite 12 avec la paroi intrados de la bifurcation 20 depuis son bord d’attaque 21. La paroi aérodynamique extrados définit un profil adapté pour raccorder la paroi extrados de l’aube directrice de sortie 10 depuis son bord de fuite 12 avec la paroi extrados de la bifurcation 20 depuis son bord d’attaque 21.The aerodynamic wall 30 comprises an inner aerodynamic wall and an upper aerodynamic wall. The lower aerodynamic wall defines a profile adapted to connect the lower wall of the outlet guide vane 10 from its trailing edge 12 with the lower wall of the bifurcation 20 from its leading edge 21. The upper aerodynamic wall defines a profile adapted to connect the upper wall of the outlet guide vane 10 from its trailing edge 12 with the upper wall of the bifurcation 20 from its leading edge 21.

[0059] La paroi aérodynamique 30 comprend également une partie radialement interne et une partie radialement externe. La partie radialement externe de la paroi aérodynamique 30 peut être raccordée au carter externe 7. Selon un mode de réalisation, la partie radialement externe de la paroi aérodynamique 30 raccorde la tête 14 de l’aube directrice de sortie 10 au niveau de son bord de fuite 12 avec la tête 24 de la bifurcation 20 au niveau de son bord d’attaque 21. La partie radialement interne de la paroi aérodynamique 30 est opposée à sa partie radialement externe suivant l’axe radial Yl et s’étend à distance du carter interne 5.The aerodynamic wall 30 also includes a radially internal part and a radially external part. The radially external part of the aerodynamic wall 30 can be connected to the external casing 7. According to one embodiment, the radially external part of the aerodynamic wall 30 connects the head 14 of the outlet guide vane 10 at its edge. leakage 12 with the head 24 of the bifurcation 20 at its leading edge 21. The radially internal part of the aerodynamic wall 30 is opposite to its radially external part along the radial axis Yl and extends away from the casing internal 5.

[0060] La paroi aérodynamique 30 présente un bord radial interne 33 et un bord radial externe 34. La paroi aérodynamique 30 présente une hauteur 35 correspondant à la dimension le long de l’axe radial Y1 entre son bord radial interne 33 et la face externe 8 du carter externe 7.The aerodynamic wall 30 has an internal radial edge 33 and an external radial edge 34. The aerodynamic wall 30 has a height 35 corresponding to the dimension along the radial axis Y1 between its internal radial edge 33 and the external face 8 of the outer casing 7.

[0061] Dans un premier mode de réalisation illustré par exemple en figures 8, 9 et 10, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 est sensiblement constante entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20. Cette hauteur 35 peut être constante pour au moins une partie de l’espacement entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20. Néanmoins, dans le but de minimiser les impacts aérodynamiques, le bord interne 33 peut être sensiblement courbe pour suivre la forme du carter interne 5 délimitant radialement à l’intérieur la veine d’écoulement secondaire 4.In a first embodiment illustrated for example in Figures 8, 9 and 10, the height 35 of the aerodynamic wall 30 is substantially constant between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the edge of attack 21 of the bifurcation 20. This height 35 can be constant for at least part of the spacing between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20. However, in order to minimize the aerodynamic impacts, the internal edge 33 can be substantially curved to follow the shape of the internal casing 5 delimiting radially inside the secondary flow stream 4.

[0062] Toutefois, une somme des aires des profils de l’aube directrice de sortie 10, de la bifurcation 20 et de la paroi aérodynamique 30 présente alors une discontinuité le long de l’axe radial Yl au niveau du bord radial interne 33 de la paroi aérodynamique 30.However, a sum of the areas of the profiles of the outlet guide vane 10, the bifurcation 20 and the aerodynamic wall 30 then has a discontinuity along the radial axis Yl at the internal radial edge 33 of the aerodynamic wall 30.

[0063] Selon un deuxième mode de réalisation, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 varie entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20. Cette hauteur 35 est alors variable pour au moins une partie de l’espacement entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.According to a second embodiment, the height 35 of the aerodynamic wall 30 varies between the trailing edge 12 of the guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20. This height 35 is then variable for at least part of the spacing between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20.

[0064] Quel que soit le mode de réalisation, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 est strictement inférieure à la hauteur 25 de la bifurcation 20 en tout point de l’axe longitudinal X.Whatever the embodiment, the height 35 of the aerodynamic wall 30 is strictly less than the height 25 of the bifurcation 20 at any point of the longitudinal axis X.

[0065] Ainsi, le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 ne sont pas raccordés par la paroi aérodynamique 30 sur toute leur hauteur 15, 25. Deux zones distinctes peuvent être définies : une première zone 101, dite zone intégrée, et une deuxième zone 102, dite zone séparée.Thus, the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20 are not connected by the aerodynamic wall 30 over their entire height 15, 25. Two separate zones can be defined: a first zone 101, called the integrated zone, and a second zone 102, called the separate zone.

[0066] Dans le premier mode de réalisation, la zone intégrée 101 englobe les parties de l’aube directrice d’entrée 10, de la bifurcation 20 et de la paroi aérodynamique 30 pour lesquelles le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 sont raccordés par la paroi aérodynamique 30. La zone intégrée 101 comprend donc les têtes 14, 24 de l’aube directrice d’entrée 10 et de la bifurcation 20, respectivement, ainsi que la paroi aérodynamique 30.In the first embodiment, the integrated area 101 includes the parts of the inlet guide vane 10, the bifurcation 20 and the aerodynamic wall 30 for which the trailing edge 12 of the guide vane outlet 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20 are connected by the aerodynamic wall 30. The integrated zone 101 therefore comprises the heads 14, 24 of the inlet guide vane 10 and of the bifurcation 20, respectively, thus that the aerodynamic wall 30.

[0067] La zone séparée 102 englobe les parties de l’aube directrice d’entrée 10 et de la bifurcation 20 pour lesquelles le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 ne sont pas raccordés par la paroi aérodynamique 30.The separate area 102 includes the parts of the inlet guide vane 10 and the bifurcation 20 for which the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20 are not connected by the aerodynamic wall 30.

[0068] Ainsi qu’illustré en figure 7, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30, c’est-à-dire la hauteur sur laquelle la paroi aérodynamique 30 raccorde le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20, peut être déterminée notamment en fonction de la variation le long de l’axe Y1 de la distance axiale L entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et un point 26 d’épaisseur caractéristique E du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20, et d’une épaisseur caractéristique E de la bifurcation 20.As illustrated in FIG. 7, the height 35 of the aerodynamic wall 30, that is to say the height over which the aerodynamic wall 30 connects the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20, can be determined in particular as a function of the variation along the axis Y1 of the axial distance L between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and a point 26 of characteristic thickness E of the leading edge 21 of the bifurcation 20, and of a characteristic thickness E of the bifurcation 20.

[0069] Pour une position sur l’axe Y1 donnée, un point de tangence intrados correspond à une intersection entre une tangente à la paroi intrados de la bifurcation 20 issue du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10, et la paroi intrados de la bifurcation 20. De même, un point de tangence extrados correspond à une intersection entre une tangente à la paroi extrados de la bifurcation 20 issue du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10, et la paroi extrados de la bifurcation 20.For a position on the given axis Y1, a pressure point on the lower surface corresponds to an intersection between a tangent to the lower surface of the bifurcation 20 coming from the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10, and the lower surface of the bifurcation 20. Similarly, an upper tangent point corresponds to an intersection between a tangent to the upper wall of the bifurcation 20 coming from the trailing edge 12 of the exit guide vane 10, and the upper surface of the fork 20.

[0070] Dans un exemple de réalisation illustré en figure 7, le point de tangence intrados présente une même position sur l’axe X que le point de tangence extrados. Alors, une position sur l’axe X du point 26 d’épaisseur caractéristique E correspond à la position sur l’axe X des points de tangence intrados et extrados. L’épaisseur caractéristique E correspond à une distance entre la paroi intrados et la paroi extrados de la bifurcation 20 au niveau du point 26 d’épaisseur caractéristique E, c’est-à-dire à une distance entre le point de tangence intrados et le point de tangence extrados.In an exemplary embodiment illustrated in FIG. 7, the lower surface tangency point has the same position on the axis X as the upper surface tangency point. Then, a position on the X axis of the point 26 of characteristic thickness E corresponds to the position on the X axis of the intrados and extrados tangent points. The characteristic thickness E corresponds to a distance between the lower surface and the upper wall of the bifurcation 20 at the point 26 of characteristic thickness E, that is to say a distance between the lower tangent point and the upper surface tangency point.

[0071] Dans un autre exemple de réalisation, le point de tangence intrados et le point de tangence extrados présentent des positions différentes sur l’axe X. De préférence, une position sur l’axe X du point 26 d’épaisseur caractéristique E correspond alors à la position la plus amont sur l’axe X parmi le point de tangence intrados et le point de tangence extrados. L’épaisseur caractéristique E correspond à une distance entre la paroi intrados et la paroi extrados de la bifurcation 20 au niveau du point 26 d’épaisseur caractéristique E.In another exemplary embodiment, the lower surface tangency point and the upper surface tangency point have different positions on the X axis. Preferably, a position on the X axis of the point 26 of characteristic thickness E corresponds then at the most upstream position on the X axis among the lower surface tangency point and the upper surface tangency point. The characteristic thickness E corresponds to a distance between the intrados wall and the extrados wall of the bifurcation 20 at the point 26 of characteristic thickness E.

[0072] Pour une position sur l’axe radial Y1 donnée, la paroi aérodynamique 30 peut raccorder le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 lorsqu’un rapport L/E entre la distance L suivant l’axe longitudinal X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le point 26 d’épaisseur caractéristique E du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 et une épaisseur caractéristique E est inférieur à un seuil prédéterminé.For a position on the given radial axis Y1, the aerodynamic wall 30 can connect the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20 when a ratio L / E between the distance L along the longitudinal axis X between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the point 26 of characteristic thickness E of the leading edge 21 of the bifurcation 20 and a characteristic thickness E is below a predetermined threshold.

[0073] Pour une position sur l’axe radial Y1 donnée, la paroi aérodynamique 30 peut ne pas raccorder le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 lorsqu’un rapport L/E entre la distance L suivant l’axe longitudinal X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le point 26 d’épaisseur caractéristique E du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 et une épaisseur caractéristique E est supérieur à un seuil prédéterminé.For a position on the given radial axis Y1, the aerodynamic wall 30 may not connect the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20 when a report L / E between the distance L along the longitudinal axis X between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the point 26 of characteristic thickness E of the leading edge 21 of the bifurcation 20 and a characteristic thickness E is greater than a predetermined threshold.

[0074] La position sur l’axe Y1 correspondant au point pour lequel le rapport L/E est égal au seuil prédéterminé correspond alors à la position du bord radial interne 33 de la paroi aérodynamique 30.The position on the axis Y1 corresponding to the point for which the L / E ratio is equal to the predetermined threshold then corresponds to the position of the internal radial edge 33 of the aerodynamic wall 30.

[0075] Le seuil prédéterminé peut résulter d’un compromis entre la réduction des pertes aérodynamiques et des hétérogénéités transversales de pression statique remontant depuis l’aval vers la soufflante dans le cas d’une configuration intégrée, et l’augmentation des pertes par frottements le long de la paroi aérodynamique 30 propre à cette configuration intégrée. Le seuil prédéterminé peut notamment dépendre du nombre d’aubes directrices de sortie 10 et de bifurcations 20, de l’évolution de l’épaisseur de la bifurcation 20 le long de l’axe Y1, ou de tout autre paramètre. Le seuil prédéterminé peut être compris entre 1 et 5, de préférence entre 1,5 et 2,5. Dans la zone intégrée 101, l’air sortant de la soufflante et formant le flux froid 4 est redressé par l’aube directrice de sortie 10, s’écoule le long de la paroi aérodynamique 30, avant d’être séparé en plusieurs secteurs par la bifurcation 20.The predetermined threshold may result from a compromise between the reduction of aerodynamic losses and transverse heterogeneities of static pressure rising from downstream to the fan in the case of an integrated configuration, and the increase in friction losses along the aerodynamic wall 30 specific to this integrated configuration. The predetermined threshold may in particular depend on the number of outlet guide vanes 10 and bifurcations 20, on the evolution of the thickness of the bifurcation 20 along the axis Y1, or on any other parameter. The predetermined threshold can be between 1 and 5, preferably between 1.5 and 2.5. In the integrated zone 101, the air leaving the blower and forming the cold flow 4 is rectified by the outlet guide vane 10, flows along the aerodynamic wall 30, before being separated into several sectors by the fork 20.

[0076] Un tel seuil prédéterminé permet de ne raccorder le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 au bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 que lorsque les gains procurés par la configuration intégrée en surpassent les pertes. Dans le cas contraire, l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20 sont séparées. Le rendement propulsif est donc optimisé quelle que soit la configuration des deux éléments 10, 20.Such a predetermined threshold makes it possible to connect the trailing edge 12 of the output guide vane 10 to the leading edge 21 of the bifurcation 20 only when the gains obtained by the integrated configuration exceed the losses. Otherwise, the outlet guide vane 10 and the bifurcation 20 are separated. The propellant efficiency is therefore optimized whatever the configuration of the two elements 10, 20.

[0077] Dans le deuxième mode de réalisation, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 est variable le long de l’axe X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.In the second embodiment, the height 35 of the aerodynamic wall 30 is variable along the axis X between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20.

[0078] Cette variation de la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 permet d’assurer une transition le long de l’axe radial Y1 entre la zone intégrée 101 et la zone séparée 102 et de réduire voire de supprimer la discontinuité le long de l’axe radial Y1 au niveau du passage de la zone intégrée 101 à la zone séparée 102. Cela crée alors une troisième zone 103 dite zone de transition, distincte des deux premières zones 101, 102 et s’étendant entre la zone intégrée 101 et la zone séparée 102.This variation in the height 35 of the aerodynamic wall 30 makes it possible to ensure a transition along the radial axis Y1 between the integrated area 101 and the separated area 102 and to reduce or even eliminate the discontinuity along the radial axis Y1 at the passage from the integrated zone 101 to the separate zone 102. This then creates a third zone 103 called the transition zone, distinct from the first two zones 101, 102 and extending between the integrated zone 101 and the separate area 102.

[0079] La zone de transition 103 englobe donc les parties de l’aube directrice d’entrée 10, de la bifurcation 20 et de la paroi aérodynamique 30, pour lesquelles la surface radiale de la paroi aérodynamique 30 délimitée par deux plans circonférentiels parallèles à l’axe X qui coupent ladite paroi 30, est strictement inférieure à la surface entre ces plans qui s’étend entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 23 de la bifurcation 20.The transition zone 103 therefore includes the parts of the inlet guide vane 10, the bifurcation 20 and the aerodynamic wall 30, for which the radial surface of the aerodynamic wall 30 delimited by two circumferential planes parallel to the axis X which intersects said wall 30 is strictly less than the surface between these planes which extends between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 23 of the bifurcation 20.

[0080] Pour une position donnée sur l’axe Yl, tant que le rapport entre la distance axiale entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 est inférieur à un seuil prédéterminé, dit seuil d’intégration, la paroi aérodynamique 30 relie l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20. Notamment, tant que le rapport L/E entre la distance axiale L entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le point 26 d’épaisseur caractéristique E du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 et l’épaisseur caractéristique E est inférieur à un seuil prédéterminé, dit d’intégration, la paroi aérodynamique 30 peut relier l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20.For a given position on the axis Yl, as long as the ratio between the axial distance between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20 is less than one predetermined threshold, called integration threshold, the aerodynamic wall 30 connects the outlet guide vane 10 and the bifurcation 20. In particular, as long as the ratio L / E between the axial distance L between the trailing edge 12 of the vane output director 10 and the point 26 of characteristic thickness E of the leading edge 21 of the bifurcation 20 and the characteristic thickness E is less than a predetermined threshold, called integration, the aerodynamic wall 30 can connect the blade exit director 10 and bifurcation 20.

[0081] Le cas échéant, le seuil d’intégration peut être identique au seuil prédéterminé.If necessary, the integration threshold can be identical to the predetermined threshold.

[0082] La position sur l’axe Y1 correspondant au point pour lequel le rapport est égal au seuil d’intégration correspond au début de la zone de transition 103.The position on the Y1 axis corresponding to the point for which the ratio is equal to the integration threshold corresponds to the start of the transition zone 103.

[0083] Pour une position donnée le long de l’axe Yl, tant que le rapport L/E entre la distance axiale L entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le point 26 d’épaisseur caractéristique E du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 et l’épaisseur caractéristique E est supérieur à un seuil prédéterminé, dit seuil de séparation, l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20 sont séparées.For a given position along the axis Yl, as long as the ratio L / E between the axial distance L between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the point 26 of characteristic thickness E from the leading edge 21 of the bifurcation 20 and the characteristic thickness E is greater than a predetermined threshold, called the separation threshold, the outlet guide vane 10 and the bifurcation 20 are separated.

[0084] Les seuils d’intégration et de séparation sont prédéterminés de sorte à ce que la hauteur de la zone de transition 103 assure une transition régulière entre la zone séparée 101 et la zone intégrée 102. Dans la zone de transition 103, le rapport L/E entre la distance axiale L entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le point 26 d’épaisseur caractéristique E et l’épaisseur caractéristique E du bord d’attaque de la bifurcation 20 est donc compris entre le seuil d’intégration et le seuil de séparation.The integration and separation thresholds are predetermined so that the height of the transition zone 103 ensures a smooth transition between the separated zone 101 and the integrated zone 102. In the transition zone 103, the ratio L / E between the axial distance L between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the point 26 of characteristic thickness E and the characteristic thickness E of the leading edge of the bifurcation 20 is therefore between the integration threshold and the separation threshold.

[0085] Notamment, plus la distance axiale L entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le point 26 d’épaisseur caractéristique E est élevée, ou plus l’épaisseur caractéristique E est élevée, alors plus la hauteur de zone de transition 103 peut être élevée, c’est-à-dire plus le seuil d’intégration et le seuil de séparation peuvent être éloignés. Le cas échéant, le seuil de séparation peut être identique au seuil prédéterminé.In particular, the greater the axial distance L between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the point 26 of characteristic thickness E, or the greater the characteristic thickness E, the greater the height transition zone 103 can be high, that is to say the further the integration threshold and the separation threshold can be distant. If necessary, the separation threshold can be identical to the predetermined threshold.

[0086] La zone de transition 103 est conçue pour assurer un raccord aérodynamique entre les zones intégrée 101 et séparée 102. Elle permet notamment de réduire voire de supprimer la discontinuité le long de l’axe radial Y1 de la somme des aires des profils de l’aube directrice de sortie 10, de la bifurcation 20 et de la paroi aérodynamique 30 au niveau du passage de la zone intégrée 101 à la zone séparée 102. Ainsi, les pertes aérodynamiques et la distorsion induites par l’ensemble formé par l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20 sont minimisées, et le rendement du moteur est optimisé.The transition zone 103 is designed to provide an aerodynamic connection between the integrated 101 and separate 102 zones. It makes it possible in particular to reduce or even eliminate the discontinuity along the radial axis Y1 of the sum of the areas of the profiles of the output guide vane 10, of the bifurcation 20 and of the aerodynamic wall 30 at the level of the passage from the integrated zone 101 to the separate zone 102. Thus, the aerodynamic losses and the distortion induced by the assembly formed by the output guide vane 10 and bifurcation 20 are minimized, and engine performance is optimized.

[0087] Dans le but de minimiser les perturbations de l’écoulement liées au passage de la zone intégrée 101 à la zone séparée 102, la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 est lisse et présente une géométrie régulière au sens des évolutions de courbure, de corde, et d’épaisseurs des surfaces et des volumes.In order to minimize the flow disturbances linked to the passage from the integrated zone 101 to the separate zone 102, the aerodynamic wall 30 in the transition zone 103 is smooth and has a regular geometry in the sense of the changes in curvature, rope, and thicknesses of surfaces and volumes.

[0088] Selon une première forme de réalisation illustrée en figures 11 et 12, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 augmente le long de l’axe longitudinal X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.According to a first embodiment illustrated in Figures 11 and 12, the height 35 of the aerodynamic wall 30 increases along the longitudinal axis X between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the edge 21 of the bifurcation 20.

[0089] La hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 peut être sensiblement constante au voisinage du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et égale à la hauteur de la zone d’intégration 101, puis augmenter de façon continue et monotone jusqu’à atteindre le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20. Ceci n’est cependant pas limitatif, d’autres configurations de variation de hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 étant possibles. Par exemple, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 pourrait augmenter de façon strictement croissante, ou augmenter de façon discontinue et/ou non monotone, entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.The height 35 of the aerodynamic wall 30 can be substantially constant in the vicinity of the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and equal to the height of the integration zone 101, then increase continuously and monotonously until reaching the leading edge 21 of the bifurcation 20. This is not, however, limiting, other configurations for varying the height 35 of the aerodynamic wall 30 being possible. For example, the height 35 of the aerodynamic wall 30 could increase strictly increasing, or increase discontinuously and / or not monotonously, between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20.

[0090] Dans cette forme de réalisation, la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 n’est raccordée qu’au bord d’attaque 21 de la bifurcation 20, et n’est pas raccordée au bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10.In this embodiment, the aerodynamic wall 30 in the transition zone 103 is only connected to the leading edge 21 of the bifurcation 20, and is not connected to the trailing edge 12 of the output guide vane 10.

[0091] Dans un plan défini par les axes X et Y1, le bord radial interne 33 de la paroi aérodynamique 30 peut être droit ou courbe et présenter, lorsque la hauteur 35 de la paroi aérodynamique augmente, une inclinaison moyenne par rapport à l’axe X supérieure à 45°, de préférence supérieure à 75°. Egalement, dans un plan normal à l’axe X, les bords intrados et extrados de la paroi aérodynamique 30 peuvent présenter une inclinaison moyenne par rapport à l’axe X supérieure à 45°, de préférence supérieure à 75°. Ainsi, pour un écoulement sensiblement dirigé selon l’axe X, le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 prolongé par la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 reste sensiblement perpendiculaire à l’écoulement.In a plane defined by the axes X and Y1, the internal radial edge 33 of the aerodynamic wall 30 can be straight or curved and present, when the height 35 of the aerodynamic wall increases, an average inclination relative to the X axis greater than 45 °, preferably greater than 75 °. Also, in a plane normal to the X axis, the lower and upper edges of the aerodynamic wall 30 may have an average inclination relative to the X axis greater than 45 °, preferably greater than 75 °. Thus, for a flow substantially directed along the axis X, the leading edge 21 of the bifurcation 20 extended by the aerodynamic wall 30 in the transition zone 103 remains substantially perpendicular to the flow.

[0092] La paroi aérodynamique 30 prolonge le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 en augmentant sa corde et son épaisseur. Les dimensions de la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 sont cohérentes de celles de la bifurcation 20, augmentant progressivement depuis la position radiale à la limite de la zone séparée 102, jusqu’à la position radiale à la limite de la zone intégrée 101.The aerodynamic wall 30 extends the leading edge 21 of the bifurcation 20 by increasing its chord and its thickness. The dimensions of the aerodynamic wall 30 in the transition zone 103 are consistent with those of the bifurcation 20, increasing progressively from the radial position at the limit of the separated zone 102, to the radial position at the limit of the integrated zone 101.

[0093] La modification du profil du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 par le biais de la paroi aérodynamique 30 en une position radiale donnée reste dans les limites du profil théorique 36 qui serait obtenu en cette position radiale dans le cas où l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20 étaient intégrées. Ainsi, la continuité avec la zone intégrée 101 est assurée. De préférence, la continuité avec la zone séparée 102 est également assurée par le profil de la paroi aérodynamique 30, qui présente alors des dimensions nulles à la position radiale à la limite de la zone séparée 102.The modification of the profile of the leading edge 21 of the bifurcation 20 by means of the aerodynamic wall 30 in a given radial position remains within the limits of the theoretical profile 36 which would be obtained in this radial position in the case where the 'output guide vane 10 and bifurcation 20 were integrated. Thus, continuity with the integrated zone 101 is ensured. Preferably, continuity with the separated zone 102 is also ensured by the profile of the aerodynamic wall 30, which then has zero dimensions at the radial position at the limit of the separated zone 102.

[0094] Raccorder la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 à la bifurcation 20 est avantageux en termes d’aérodynamisme, et donc de rendement propulsif. En effet, le profil de la bifurcation 20 présente une épaisseur et une corde importantes, ainsi qu’une cambrure réduite. Ce profil peut par conséquent être modifié de manière conséquente sans induire de perturbations préjudiciables à l’écoulement. Cela n’est pas le cas par exemple du profil de l’aube directrice de sortie 10, dont les dimensions sont plus restreintes et la cambrure plus importante.Connecting the aerodynamic wall 30 in the transition zone 103 to the bifurcation 20 is advantageous in terms of aerodynamics, and therefore of propulsive efficiency. Indeed, the profile of the bifurcation 20 has a significant thickness and chord, as well as a reduced camber. This profile can therefore be modified significantly without inducing disturbances harmful to the flow. This is not the case, for example, with the profile of the output guide vane 10, which has smaller dimensions and more camber.

[0095] Selon une deuxième forme de réalisation illustrée en figures 13 et 14, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 diminue le long de l’axe longitudinal X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.According to a second embodiment illustrated in Figures 13 and 14, the height 35 of the aerodynamic wall 30 decreases along the longitudinal axis X between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the edge 21 of the bifurcation 20.

[0096] La hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 peut diminuer de façon continue et monotone jusqu’au voisinage du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 où elle devient égale à la hauteur de la zone d’intégration 101, puis rester sensiblement constante. Ceci n’est cependant pas limitatif, d’autres configurations de variation de hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 étant possibles. Par exemple, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 pourrait diminuer de façon strictement décroissante, ou diminuer de façon discontinue et/ou non monotone, entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.The height 35 of the aerodynamic wall 30 can decrease continuously and monotonously up to the vicinity of the leading edge 21 of the bifurcation 20 where it becomes equal to the height of the integration zone 101, then remain substantially constant. This is not, however, limiting, other configurations for varying the height 35 of the aerodynamic wall 30 being possible. For example, the height 35 of the aerodynamic wall 30 could decrease in a strictly decreasing manner, or decrease in a discontinuous and / or non-monotonous manner, between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20.

[0097] Dans ce mode de réalisation, la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 n’est raccordée qu’au bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10, et n’est pas raccordée au bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.In this embodiment, the aerodynamic wall 30 in the transition zone 103 is only connected to the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10, and is not connected to the leading edge 21 of the bifurcation 20.

[0098] Dans un plan défini par les axes X et Y1, le bord radial interne 33 de la paroi aérodynamique 30 peut être droit ou courbe et présenter, lorsque la hauteur 35 de la paroi aérodynamique diminue, une inclinaison moyenne par rapport à l’axe X supérieure à 45°, de préférence supérieure à 75°. Egalement, dans un plan normal à l’axe X, les bords intrados et extrados de la paroi aérodynamique 30 peuvent présenter une inclinaison moyenne par rapport à l’axe X supérieure à 45°, de préférence supérieure à 75°. Ainsi, pour un écoulement sensiblement dirigé selon l’axe X, le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 dans la zone de transition 103 reste sensiblement perpendiculaire à l’écoulement.In a plane defined by the axes X and Y1, the internal radial edge 33 of the aerodynamic wall 30 may be straight or curved and present, when the height 35 of the aerodynamic wall decreases, an average inclination relative to the X axis greater than 45 °, preferably greater than 75 °. Also, in a plane normal to the X axis, the lower and upper edges of the aerodynamic wall 30 may have an average inclination relative to the X axis greater than 45 °, preferably greater than 75 °. Thus, for a flow substantially directed along the axis X, the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 in the transition zone 103 remains substantially perpendicular to the flow.

[0099] La paroi aérodynamique 30 prolonge le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 en augmentant de préférence sa corde, ce qui conduit à décaler le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 vers l’aval.The aerodynamic wall 30 extends the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 by preferably increasing its cord, which leads to shifting the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 downstream .

[0100] La corde de la paroi aérodynamique 30 dans la zone de transition 103 augmente progressivement depuis la position radiale à la limite de la zone séparée 102, jusqu’à la position radiale à la limite de la zone intégrée 101.The chord of the aerodynamic wall 30 in the transition zone 103 gradually increases from the radial position at the limit of the separated zone 102, to the radial position at the limit of the integrated zone 101.

[0101] En revanche, la paroi aérodynamique 30 n’augmente de préférence pas ou peu l’épaisseur du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10. En effet, un bord de fuite 12 épaissi pourrait induire des pertes de sillage supplémentaires. Cette limitation dans l’augmentation de l’épaisseur du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 conduit à une transition avec la zone intégrée 101 moins progressive que dans la première forme de réalisation, la paroi aérodynamique 30 présentant alors une épaisseur faible devant l’épaisseur E caractéristique du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.On the other hand, the aerodynamic wall 30 preferably does not increase little or no the thickness of the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10. Indeed, a thickened trailing edge 12 could induce wake losses additional. This limitation in the increase in the thickness of the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 leads to a less gradual transition with the integrated zone 101 than in the first embodiment, the aerodynamic wall 30 then having a thickness low compared to the thickness E characteristic of the leading edge 21 of the bifurcation 20.

[0102] La modification du profil du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 par le biais de la paroi aérodynamique 30 en une position radiale donnée reste dans les limites du profil théorique 36 qui serait obtenu en cette position radiale dans le cas où l’aube directrice de sortie 10 et la bifurcation 20 étaient intégrées. Ainsi, la continuité avec la zone intégrée 101 est assurée. De préférence, la continuité avec la zone séparée 102 est également assurée par le profil de la paroi aérodynamique 30, qui présente alors des dimensions nulles à la position radiale à la limite de la zone séparée 102.The modification of the profile of the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 through the aerodynamic wall 30 in a given radial position remains within the limits of the theoretical profile 36 which would be obtained in this radial position in the case where the outlet guide vane 10 and the bifurcation 20 were integrated. Thus, continuity with the integrated zone 101 is ensured. Preferably, continuity with the separated zone 102 is also ensured by the profile of the aerodynamic wall 30, which then has zero dimensions at the radial position at the limit of the separated zone 102.

[0103] Selon une troisième forme de réalisation illustrée en figures 15 et 16, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 le long de l’axe longitudinal X diminue puis augmente entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.According to a third embodiment illustrated in FIGS. 15 and 16, the height 35 of the aerodynamic wall 30 along the longitudinal axis X decreases then increases between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20.

[0104] La hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 peut diminuer de façon continue et monotone depuis le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 jusqu’à atteindre un point de hauteur 35 minimale de paroi aérodynamique 30, puis augmenter de façon continue et monotone depuis le point de hauteur 35 minimale de paroi aérodynamique jusqu’au bord d’attaque 21 de la bifurcation 20. Le point de hauteur minimale peut être déterminé de façon à minimiser la taille des zones de transition 103 de l’aube directrice de sortie 10 et de la bifurcation 20.The height 35 of the aerodynamic wall 30 can decrease continuously and monotonously from the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 until reaching a point of minimum height 35 of aerodynamic wall 30, then increase by continuously and monotonously from the point of minimum height of aerodynamic wall to the leading edge 21 of the bifurcation 20. The point of minimum height can be determined so as to minimize the size of the transition zones 103 of the dawn exit director 10 and bifurcation 20.

[0105] Ceci n’est cependant pas limitatif, d’autres configurations de variation de hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 étant possibles. Par exemple, la hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 pourrait être sensiblement constante au voisinage du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10, du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20, et/ou du point de hauteur 35 minimale. La hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 pourrait diminuer puis augmenter de façon discontinue et/ou non monotone. Il pourrait par ailleurs exister plusieurs points présentant des minima locaux de hauteur 35 de la paroi aérodynamique 30 entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.This is not, however, limiting, other configurations for varying the height 35 of the aerodynamic wall 30 being possible. For example, the height 35 of the aerodynamic wall 30 could be substantially constant in the vicinity of the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10, the leading edge 21 of the bifurcation 20, and / or the height point 35 minimal. The height 35 of the aerodynamic wall 30 could decrease and then increase discontinuously and / or not monotonously. There could also be several points with local minima in height 35 of the aerodynamic wall 30 between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20.

[0106] Dans cette forme de réalisation, la paroi aérodynamique 30 peut s’étendre sur tout ou partie de la hauteur de la zone de transition 103 au niveau du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et/ou du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20. Par hauteur de la zone de transition 103, on comprendra ici la dimension selon l’axe Y1 entre la zone intégrée 101 et la zone séparée 102.In this embodiment, the aerodynamic wall 30 may extend over all or part of the height of the transition zone 103 at the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and / or the edge 21 of the bifurcation 20. By height of the transition zone 103, here the dimension along the axis Y1 between the integrated zone 101 and the separate zone 102 will be understood.

[0107] La paroi aérodynamique 30 peut prolonger le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 selon les contraintes évoquées dans les paragraphes précédents.The aerodynamic wall 30 can extend the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20 according to the constraints mentioned in the preceding paragraphs.

[0108] Dans l’exemple illustré en figures 15 et 16, seule la partie aval de la paroi aérodynamique 30 est raccordée sur toute la hauteur de la zone de transition 103, sa partie amont s’étendant uniquement dans une portion supérieure de la zone de transition 103. A la position radiale à la limite avec la zone intégrée 101, la prolongation du bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 s’étend depuis le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 jusqu’au point de hauteur 35 de paroi aérodynamique 30 minimale, et la prolongation du bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 s’étend depuis le point de hauteur 35 de paroi aérodynamique 30 minimale jusqu’au bord d’attaque 21 de la bifurcation 20.In the example illustrated in Figures 15 and 16, only the downstream part of the aerodynamic wall 30 is connected over the entire height of the transition zone 103, its upstream part extending only in an upper portion of the zone transition 103. At the radial position at the limit with the integrated zone 101, the extension of the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 extends from the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 to '' at the point of minimum aerodynamic wall height 35, and the extension of the leading edge 21 of the bifurcation 20 extends from the point of minimum aerodynamic wall height 35 30 to the leading edge 21 of the bifurcation 20.

[0109] D’autres modes de réalisation peuvent être envisagés.Other embodiments can be envisaged.

[0110] Par exemple, la partie radialement externe de la paroi aérodynamique 30 dans l’un des modes de réalisation décrits ci-dessus pourrait ne pas être raccordée au carter externe 7.For example, the radially outer part of the aerodynamic wall 30 in one of the embodiments described above might not be connected to the outer casing 7.

[0111] En variante, l’aube directrice de sortie 10 pourrait être inclinée vers l’avant et non vers l’arrière. La paroi aérodynamique 30 pourrait alors s’étendre entre le pied 13 de l’aube directrice de sortie 10 et le pied 23 de la bifurcation 20, l’ensemble étant adapté en conséquence.Alternatively, the output guide vane 10 could be tilted forward and not backward. The aerodynamic wall 30 could then extend between the foot 13 of the outlet guide vane 10 and the foot 23 of the bifurcation 20, the assembly being adapted accordingly.

[0112] En variante, l’aube directrice de sortie 10 pourrait présenter une partie interne orientée vers l’arrière et une partie externe orientée vers l’avant. Alors, la paroi aérodynamique 30 pourrait n’être raccordée ni au carter interne 5 ni au carter externe 7, l’ensemble pour turbomachine présentant deux zones séparées 102 situées pour l’une à proximité du carter interne 5 et pour l’autre à proximité du carter externe 7, une zone intégrée 101 étant située entre les deux zones séparées 102.As a variant, the outlet guide vane 10 could have an internal part oriented towards the rear and an external part oriented towards the front. Then, the aerodynamic wall 30 could be connected neither to the internal casing 5 nor to the external casing 7, the assembly for a turbomachine having two separate zones 102 located for one near the internal casing 5 and for the other near of the external casing 7, an integrated zone 101 being situated between the two separate zones 102.

[0113] En variante, l’aube directrice de sortie 10 pourrait présenter une partie interne orientée vers l’avant et une partie externe orientée vers l’arrière. Alors, l’ensemble pour turbomachine pourrait présenter deux zones intégrées 101 avec deux parois aérodynamiques 30, une première paroi aérodynamique 30 s’étendant entre le pied 13 de l’aube directrice de sortie 10 et le pied 23 de la bifurcation 20 et une deuxième paroi aérodynamique 30 s’étendant entre la tête 14 de l’aube directrice de sortie 10 et la tête 24 de la bifurcation 20, une zone séparée 102 étant située entre les deux zones intégrées 101.As a variant, the outlet guide vane 10 could have an internal part oriented towards the front and an external part oriented towards the rear. Then, the assembly for a turbomachine could have two integrated zones 101 with two aerodynamic walls 30, a first aerodynamic wall 30 extending between the foot 13 of the outlet guide vane 10 and the foot 23 of the bifurcation 20 and a second aerodynamic wall 30 extending between the head 14 of the outlet guide vane 10 and the head 24 of the bifurcation 20, a separate zone 102 being situated between the two integrated zones 101.

[0114] En variante, le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 pourrait être incliné par rapport à l’axe radial Yl et le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 ne pas être incliné par rapport à l’axe radial Yl. En variante, le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 et le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 pourraient être tous deux inclinés par rapport à l’axe radial Yl, avec une inclinaison différente, ce qui engendrerait également une distance selon l’axe longitudinal X entre le bord de fuite 12 de l’aube directrice de sortie 10 et le bord d’attaque 21 de la bifurcation 20 variable en fonction de la position sur l’axe radial Yl.Alternatively, the leading edge 21 of the bifurcation 20 could be inclined relative to the radial axis Yl and the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 not be inclined relative to the radial axis Yl. As a variant, the leading edge 21 of the bifurcation 20 and the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 could both be inclined relative to the radial axis Yl, with a different inclination, which would also generate a distance along the longitudinal axis X between the trailing edge 12 of the outlet guide vane 10 and the leading edge 21 of the bifurcation 20 variable as a function of the position on the radial axis Yl.

Claims

Claims [Claim 1] Assembly for a turbomachine extending along a longitudinal axis (X), said assembly comprising: - an internal casing (5) having an internal face (6) and an external casing (7) having an external face (8), said internal (6) and external (8) faces delimiting a gaseous flow stream of secondary flow (4) in the turbomachine, - an outlet guide vane (10) having a trailing edge (12), - a bifurcation (20) having a leading edge (21) and a height (25), said height (25) corresponding to a following dimension a radial axis (Yl) to the longitudinal axis (X) between the internal face (6) of the internal casing (5) and the external face (8) of the external casing (7), where the radial axis (Y 1) corresponds to the axis passing through the leading edge (21) of the bifurcation (20) at the level of a foot (23) of the bifurcation (20), - an aerodynamic wall (30) connecting the trailing edge ( 12) of the outlet guide vane (10) and the leading edge (21) of the bifurcation (20), the assembly being characterized in that the aerodynamic wall (30) has an internal radial edge (33) and a height (35), said height (35) corresponding to a dimension along the radial axis (Yl) between the internal radial edge (33) and the external face (8) of the external casing (7), the height (35 ) of the aerodynamic wall (30) being strictly lower at the height (25) of the bifurcation (20). [Claim 2] Assembly according to Claim 1, in which, for a given position on the radial axis (Yl), the aerodynamic wall (30) connects the trailing edge (12) of the outlet guide vane (10) and the edge d attack (21) of the bifurcation (20) when a relationship between a distance along the longitudinal axis (X) between the trailing edge (12) of the outlet guide vane (10) and a point (26) characteristic thickness (E) of the leading edge (21) of the bifurcation (20) and a characteristic thickness (E) of the leading edge (21) of the bifurcation (20) is less than a predetermined threshold. [Claim 3] Assembly according to claim 1 or 2, in which, for a position on the given radial axis (Yl), the aerodynamic wall (30) does not connect the trailing edge (12) of the outlet guide vane (10) and the leading edge (21) of the bifurcation (20) when a relationship between a distance along the longitudinal axis (X) between the trailing edge (12) of the blade

outlet rectifier (10) and the point (26) of characteristic thickness (E) of the leading edge (21) of the bifurcation (20) and a characteristic thickness (E) of the leading edge (21) of the bifurcation (20) is greater than a predetermined threshold. [Claim 4] Assembly according to one of claims 1 to 3, in which the outlet guide vane (10) and the bifurcation (20) each have a head (14, 24), the aerodynamic wall (30) extending between the head (14) of the outlet guide vane (10) and the head (24) of the bifurcation (20). [Claim 5] Assembly according to one of claims 1 to 4, in which a height (35) of the aerodynamic wall (30) is substantially constant between the trailing edge (12) of the outlet guide vane (10) and the edge d attack (21) of the bifurcation (20). [Claim 6] Assembly according to one of claims 1 to 5, in which a height (35) of the aerodynamic wall (30) varies between the trailing edge (12) of the outlet guide vane (10) and the leading edge (21) of the bifurcation (20). [Claim 7] Assembly according to claim 6, in which a height (35) of the aerodynamic wall (30) increases between the trailing edge (12) of the outlet guide vane (10) and the leading edge (21) of the bifurcation (20). [Claim 8] Assembly according to claim 6, in which a height (35) of the aerodynamic wall (30) decreases between the trailing edge (12) of the outlet guide vane (10) and the leading edge (21) of the bifurcation (20). [Claim 9] Assembly according to claim 6, in which a height (35) of the aerodynamic wall (30) decreases then increases between the trailing edge (12) of the outlet guide vane (10) and the leading edge (21) of the bifurcation (20). [Claim 10] Turbomachine comprising an assembly according to one of the preceding claims.

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