FR3117153A1 - Method for characterizing the aerodynamic performance of stator blades - Google Patents

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FR3117153A1 FR2012648A FR2012648A FR3117153A1 FR 3117153 A1 FR3117153 A1 FR 3117153A1 FR 2012648 A FR2012648 A FR 2012648A FR 2012648 A FR2012648 A FR 2012648A FR 3117153 A1 FR3117153 A1 FR 3117153A1
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Abstract

La présente invention concerne un procédé de caractérisation des performances aérodynamiques d’aubes de stator (6) agencées en aval d’aubes d’une hélice de propulsion (4) d’un système propulsif (1) d’axe longitudinal (2), les aubes de stator recevant un écoulement d’air ayant une vitesse V12, qui est la vitesse de flux d'air sortant des aubes de l'hélice de propulsion, comportant une composante longitudinale Viz et une composante tangentielle associées à une vitesse de giration générée par l’hélice de propulsion, le procédé comprenant les étapes :a) calculer, pour un nombre de Mach donné à une vitesse de vol V0 donnée, des performances aérodynamiques des aubes de l’hélice de propulsion (4) comprenant un ratio d’avancement J1, un angle de calage ;b) calculer, pour un nombre de Mach donné à une vitesse de vol V0 donnée, un angle d’écoulement fonction du ratio d’avancement J1 pour une pluralité d’angle de calage . Figure à publier avec l’abrégé : Figure 7The present invention relates to a method for characterizing the aerodynamic performance of stator vanes (6) arranged downstream of the vanes of a propulsion propeller (4) of a propulsion system (1) of longitudinal axis (2), the stator blades receiving an air flow having a speed V12, which is the air flow speed exiting the blades of the propulsion propeller, comprising a longitudinal component Viz and a tangential component associated with a generated rate of gyration by the propulsion propeller, the method comprising the steps: a) calculating, for a given Mach number at a given flight speed V0, aerodynamic performance of the blades of the propulsion propeller (4) comprising a ratio of advancement J1, a pitch angle; b) calculating, for a given Mach number at a given flight speed V0, a flow angle as a function of the advancement ratio J1 for a plurality of pitch angles. Figure to be published with abstract: Figure 7

Description

Procédé de caractérisation des performances aérodynamiques d’aubes de statorMethod for characterizing the aerodynamic performance of stator blades

Domaine technique de l’inventionTechnical field of the invention

La présente invention concerne la caractérisation des performances aérodynamiques d’aubes de stator agencées en aval d’une hélice de propulsion dans un système propulsif d’un aéronef. Elle s'applique principalement aux avions court et moyen-courrier, mais également à tous les avions régionaux, susceptibles d’être propulsés par un turbo propulseur.The present invention relates to the characterization of the aerodynamic performance of stator vanes arranged downstream of a propulsion propeller in a propulsion system of an aircraft. It mainly applies to short and medium-haul aircraft, but also to all regional aircraft, likely to be powered by a turboprop.

Etat de la technique antérieureState of the prior art

La caractérisation des performances aérodynamiques des aubes de stator est une étape cruciale pour le développement d’un nouveau système propulsif. Cette étape est essentielle pour l’estimation de la puissance nécessaire au module propulsif pour qu’il génère une poussée donnée.The characterization of the aerodynamic performance of stator blades is a crucial step for the development of a new propulsion system. This step is essential for estimating the power required by the propulsion module to generate a given thrust.

Classiquement, un aéronef comprend un système propulsif 1, tel qu’illustré en , d’axe longitudinal 2 comportant un propulseur 3, une hélice de propulsion formée d’aubes d’hélice de propulsion 4 autour de l’axe longitudinal 2, et des aubes de stator 6 de type redresseur agencées en aval de l'hélice de propulsion permettant de convertir la giration induite par l’hélice de propulsion en une vitesse axiale d’avance augmentant ainsi la poussée du système propulsif. L’amont et l’aval sont définis par rapport au sens de circulation des gaz au sein du système propulsif.Conventionally, an aircraft comprises a propulsion system 1, as illustrated in , of longitudinal axis 2 comprising a thruster 3, a propulsion propeller formed of propulsion propeller blades 4 around the longitudinal axis 2, and stator vanes 6 of the rectifier type arranged downstream of the propulsion allowing to convert the gyration induced by the propulsion propeller into an axial speed of advance thus increasing the thrust of the propulsion system. Upstream and downstream are defined in relation to the direction of gas circulation within the propulsion system.

De manière bien connue, les performances aérodynamiques des aubes de l'hélice de propulsion 4 et des aubes de stator 6 dépendent de plusieurs paramètres d’entrées, dont un angle de calage des aubes de l’hélice de propulsion 4 et un angle de calage des aubes de stator 6, des conditions de vol (vitesse de vol, altitude, température), un régime moteur N1des aubes de l'hélice de propulsion 4.In a well-known manner, the aerodynamic performance of the blades of the propulsion propeller 4 and of the stator blades 6 depend on several input parameters, including a pitch angle of the propeller blades 4 and a pitch angle stator blades 6, flight conditions (flight speed, altitude, temperature), engine speed N 1 of propulsion propeller blades 4.

Par soucis de simplification, tous les paramètres relatifs aux aubes d’hélice de propulsion 4 seront notés avec un indice 1 alors que les paramètres relatifs aux aubes de stator 6 seront notés avec un indice 2. Ainsi, par exemple, l’angle de calage des aubes de l’hélice de propulsion 4 sera simplifié par angle de calage et l’angle de calage des aubes de stator 6 par angle de calage .For the sake of simplification, all the parameters relating to the propulsion propeller blades 4 will be noted with an index 1 while the parameters relating to the stator blades 6 will be noted with an index 2. Thus, for example, the pitch angle of the propulsion propeller blades 4 will be simplified by pitch angle and pitch angle stator vanes 6 per pitch angle .

La caractérisation des aubes de stator 6 de type redresseur intervient après la caractérisation des aubes de l’hélice de propulsion 4. Classiquement, cette caractérisation des aubes de l’hélice de propulsion 4 comprend une mesure d’une traction T1et d’une puissance P1pour une pluralité de combinaisons de paramètres suivants : un nombre de Mach associé à une vitesse d’un flux d’air incident V0sur l’hélice de propulsion appelée par la suite vitesse V0, un ratio d'avancement J1dépendant de cette vitesse V0et du régime moteur N1, ainsi que l’angle de calage . Ces paramètres sont pilotés par un dispositif de commande du système propulsif 1 aussi appelé banc d'essai. Cette caractérisation dépend peu de l’angle de calage . Cette caractérisation conduit à des courbes ou matrices d'essais qui permettent, pour toutes combinaisons d’un nombre de Mach, d'un ratio d'avancement J1et d'un angle de calage quelconque de connaitre la traction T1et la puissance P1, au besoin par interpolation.The characterization of the stator vanes 6 of the rectifier type comes after the characterization of the vanes of the propulsion propeller 4. Conventionally, this characterization of the vanes of the propulsion propeller 4 comprises a measurement of a traction T 1 and of a power P 1 for a plurality of combinations of the following parameters: a Mach number associated with a speed of an incident air flow V 0 on the propulsion propeller called hereinafter speed V 0 , an advancement ratio J 1 depending on this speed V 0 and the engine speed N 1 , as well as the pitch angle . These parameters are controlled by a propulsion system control device 1 also called a test bench. This characterization depends little on the pitch angle . This characterization leads to curves or test matrices which allow, for all combinations of a Mach number, an advancement ratio J 1 and a pitch angle to know the traction T 1 and the power P 1 , if necessary by interpolation.

Le ratio d’avancement J1, un coefficient de puissance CP,1et un coefficient de traction CT,1s’expriment selon les formules suivantes :
(EQ 1)
(EQ2)
(EQ3)
où
V0, la vitesse de vol du système propulsif 1 correspondant à la vitesse axiale c’est-à-dire dans l'axe longitudinal du système propulsif, du flux d'air incident sur les aubes de l’hélice de propulsion 4 ;
N1, le régime de rotation de l’hélice ;
D1, un diamètre des aubes de l’hélice de propulsion, correspondant à un rayon R1entre l’axe longitudinal du système propulsif 1 et une extrémité radialement externe des aubes de l’hélice de propulsion 4 ;
P1, puissance ;
T1, traction.The advancement ratio J1, a power coefficient C P,1 and a traction coefficient C T,1 are expressed according to the following formulas:
(EQ1)
(EQ2)
(EQ3)
Or
V 0 , the flight speed of the propulsion system 1 corresponding to the axial speed, that is to say in the longitudinal axis of the propulsion system, of the incident air flow on the blades of the propulsion propeller 4;
N 1 , the rotation speed of the propeller;
D 1 , a diameter of the blades of the propulsion propeller, corresponding to a radius R 1 between the longitudinal axis of the propulsion system 1 and a radially outer end of the blades of the propulsion propeller 4;
P 1 , power;
T 1 , traction.

Les performances des aubes de stator peuvent ensuite être caractérisées.The performance of the stator vanes can then be characterized.

De manière connue et comme décrit dans l’article AIAA-92-3770, ces performances sont également représentées par un coefficient de traction, noté , qui est un paramètre adimensionné s’exprimant selon la formule suivante :
(EQ 4)
avec :
, densité de l’air ambiant ;
, traction;
, diamètre.In a known manner and as described in the AIAA-92-3770 article, these performances are also represented by a traction coefficient, denoted , which is a scaled parameter expressed according to the following formula:
(EQ 4)
with :
, ambient air density;
, traction;
, diameter.

Ce coefficient de traction des aubes de stator 6 est fonction de quatre paramètres indépendants : le nombre de Mach associé à la vitesse V0, le ratio d’avancement J1et l’angle de calage . Il y a une variable supplémentaire par rapport à la caractérisation des aubes de l’hélice de propulsion 4, qu’est l'angle de calage .This traction coefficient of the stator vanes 6 is a function of four independent parameters: the Mach number associated with the speed V 0 , the advancement ratio J 1 and the pitch angle . There is an additional variable with respect to the characterization of the blades of the propulsion propeller 4, which is the angle of pitch .

Le procédé global connu et explicité ci-dessus de détermination des performances aérodynamiques des aubes de stator est ainsi résumé à la figure 3. Les expressions usitées dans la figure 3 CP,1 = f1(J1, ), CT,1= f2(J1, ) et CT,2= f3(J1, ) signifient respectivement que le coefficient de traction CP,1et le coefficient de puissance CT,1sont calculés pour chaque ratio d’avancement J1, angle de calage et que le coefficient de traction CT,2est calculé pour chaque ratio d’avancement J1, angle de calage , angle de calage pour un nombre de Mach donné.The global process known and explained above for determining the aerodynamic performance of stator blades is thus summarized in figure 3. The expressions used in figure 3 CP,1 = f1(J1, ), C T,1 = f 2 (J 1 , ) and C T,2 = f 3 (J 1 , ) mean respectively that the traction coefficient C P,1 and the power coefficient C T,1 are calculated for each ratio of advancement J 1 , pitch angle and that the coefficient of traction C T,2 is calculated for each advancement ratio J 1 , pitch angle , pitch angle for a given Mach number.

Une représentation des performances des aubes de stator 6 par le coefficient de traction adimensionné nécessite donc de réaliser une série d’essais en nombre très important, avec un large échantillonnage permettant de couvrir les plages de valeurs possibles de chacun des quatre paramètres que sont : le nombre de Mach donné à une vitesse de vol V0donné, le ratio d’avancement J1(dépendant de la vitesse de vol V0et du régime hélice N1), l’angle de calage et l’angle de calage . Cela implique de mesurer à chaque fois la traction T2afin de parvenir à caractériser de manière satisfaisante les performances des aubes de stator 6.A representation of the performance of the stator vanes 6 by the dimensioned traction coefficient therefore requires carrying out a series of tests in a very large number, with a large sampling making it possible to cover the ranges of possible values of each of the four parameters which are: the given Mach number at a given flight speed V 0 , the ratio of advancement J 1 (depending on the flight speed V 0 and the propeller speed N 1 ), the pitch angle and pitch angle . This involves measuring the traction T 2 each time in order to arrive at a satisfactory characterization of the performance of the stator blades 6.

La figure 2 illustre, par exemple, des séries de mesures (échantillonnages) de CT,2 réalisées pour un nombre de Mach associé à une vitesse V0 donnée. Dans l'exemple, chaque série correspond à une valeur d'angle de calage donnée, et dans chaque série, on échantillonne pour plusieurs valeurs de ratios d’avancements J1et plusieurs valeurs d’angles de calages . Ces essais prennent ainsi beaucoup de temps, de ressources et sont donc coûteux.FIG. 2 illustrates, for example, series of measurements (samplings) of CT,2 carried out for a Mach number associated with a given speed V0. In the example, each series corresponds to a pitch angle value given, and in each series, we sample for several values of advancement ratios J 1 and several values of setting angles . These tests thus take a lot of time and resources and are therefore expensive.

La présente invention vise à remédier à ces inconvénients, de manière simple, fiable et peu onéreuse.The present invention aims to remedy these drawbacks, in a simple, reliable and inexpensive manner.

La présente invention concerne un procédé de caractérisation des performances aérodynamiques d’aubes de stator agencées en aval d’aubes d’une hélice de propulsion d’un système propulsif d’axe longitudinal, les aubes de stator recevant un écoulement d’air ayant une vitesse V12,qui est la vitesse de flux d'air sortant des aubes de l'hélice de propulsion, comportant une composante longitudinale Vizet une composante tangentielle associées à une vitesse de giration générée par l’hélice de propulsion,
le procédé comprenant les étapes :
a) calculer, pour un nombre de Mach donné à une vitesse de vol V0donnée, des performances aérodynamiques des aubes de l’hélice de propulsion comprenant un ratio d’avancement J1, un angle de calage des aubes de l’hélice de propulsion ;
b) calculer, pour un nombre de Mach donné à une vitesse de vol V0donnée, un angle d’écoulement fonction du ratio d’avancement J1pour une pluralité de valeurs de l’angle de calage correspondant à une pluralité de courbes de l’angle d’écoulement fonction du ratio d’avancement J1à iso-calage des aubes d’hélice de propulsion couvrant une intégralité d’une plage de variation de l’angle de calage ;
c) sélectionner un nombre limité de points sur la pluralité de courbes de l’angle découlement fonction du ratio d’avancement J1couvrant une intégralité d’une plage de variation de l’angle d’écoulement ;
d) mesurer une traction T2des aubes de stator pour une valeur d’un angle de calage des aubes de stator et un couple de valeurs formé d’une valeur de ratio d’avancement J1 et d’une valeur d’angle de calage des aubes d’hélice de propulsion correspondant à la sélection de points de l’étape c) ;
e) pour chaque angle de calage , obtenir à partir de la traction T2des aubes de stator, un coefficient de traction des aubes de stator en fonction de l’angle d’écoulement obtenu à l’étape c) ;
f) Réitérer les étapes a), b), c), d) et e) pour une pluralité de nombres de Mach donné à une vitesse de vol V0donné caractérisant ainsi les performances aérodynamiques des aubes de stator.The present invention relates to a method for characterizing the aerodynamic performance of stator vanes arranged downstream of the vanes of a propulsion propeller of a longitudinal axis propulsion system, the stator vanes receiving an air flow having a V-speed12,which is the airflow velocity exiting the blades of the propulsion propeller, having a longitudinal component Vizand a tangential component associated with a rate of gyration generated by the propulsion propeller,
the method comprising the steps:
a) calculate, for a given Mach number at a flight speed V0given, of the aerodynamic performance of the blades of the propulsion propeller comprising an advancement ratio J1, a pitch angle propulsion propeller blades;
b) calculate, for a given Mach number at a flight speed V0given, a flow angle function of the advancement ratio J1for a plurality of values of the pitch angle corresponding to a plurality of flow angle curves function of the advancement ratio J1with iso-pitch of the propulsion propeller blades covering an entire range of variation of the pitch angle ;
c) select a limited number of points on the plurality of flow angle curves function of the advancement ratio J1covering an entire flow angle variation range ;
d) measure a traction T2stator vanes for a value of a pitch angle stator vanes and a pair of values made up of an advancement ratio value J1 and a pitch angle value propulsion propeller blades corresponding to the selection of points in step c);
e) for each pitch angle , get from pull T2stator vanes, traction coefficient stator vanes as a function of flow angle obtained in step c);
f) Repeat steps a), b), c), d) and e) for a plurality of given Mach numbers at a flight speed V0data thus characterizing the aerodynamic performance of the stator vanes.

Lorsque la traction d’aubes de stator est décrite avec le coefficient de traction adimensionné habituel, on a vu que, pour caractériser les performances des aubes de stator, il était nécessaire de réaliser les mesures et calculs de toutes les combinaisons de valeurs (mesures) des quatre paramètres indépendants que sont : le ratio d’avancement J1, le calage angulaire , le calage angulaire et le nombre de Mach.When stator vane traction is described with the dimensioned traction coefficient usual, we have seen that, to characterize the performance of the stator vanes, it was necessary to carry out the measurements and calculations of all the combinations of values (measurements) of the four independent parameters which are: the advancement ratio J1, the timing angular , the angular setting and the Mach number.

L'utilisation du coefficient de traction défini selon l'invention, permet de calculer l’angle de calage des aubes de stator pour un nombre de Mach de vol donné, en réduisant le nombre de tests à réaliser. Pour cela, un échantillonnage des combinaisons de valeurs (mesures) du ratio d’avancement J1 et de l’angle de calage des aubes de l’hélice de propulsion est nécessaire pour déterminer l’angle d’écoulement . De cette façon, on obtient une diminution du temps nécessaire pour réaliser des essais, une diminution du temps de développement et une diminution consécutive du coût de développement.The use of the traction coefficient defined according to the invention, makes it possible to calculate the pitch angle stator vanes for a given flight Mach number, reducing the number of tests to be performed. For this, a sampling of the combinations of values (measurements) of the advancement ratio J1 and the pitch angle of the propulsion propeller blades is necessary to determine the flow angle . In this way, a reduction in the time required to carry out tests, a reduction in the development time and a consequent reduction in the development cost are obtained.

Selon un aspect de l'invention, l’étape a) peut comprendre :
- calculer, pour un nombre de Mach donné à une vitesse de vol V0donnée, le ratio d’avancement J1défini par la formule suivante :
(EQ 3)
où :
V0, la vitesse de vol du système propulsif correspondant à la vitesse axiale (dans l'axe longitudinal du système propulsif), du flux d'air incident sur l'hélice de propulsion ;
N1, un régime moteur des aubes de l’hélice de propulsion ;
D1, un diamètre des aubes de l’hélice de propulsion.According to one aspect of the invention, step a) may comprise:
- calculate, for a given Mach number at a given flight speed V 0 , the forward ratio J 1 defined by the following formula:
(EQ 3)
Or :
V 0 , the flight speed of the propulsion system corresponding to the axial speed (in the longitudinal axis of the propulsion system), of the incident air flow on the propulsion propeller;
N 1 , an engine speed of the blades of the propulsion propeller;
D 1 , a diameter of the blades of the propulsion propeller.

Selon un aspect de l'invention, le procédé peut comprendre, entre l’étape a) et l’étape b), l’étape :
- calculer, pour un nombre de Mach donné à une vitesse de vol V0donné, un angle de calage et un ratio d’avancement J1des aubes d’hélice de propulsion donné, des paramètres adimensionnés caractérisant les performances aérodynamiques des aubes de l’hélice de propulsion incluant le calcul d’au moins un coefficient de puissance CP,1et un coefficient de traction CT,1des aubes de l’hélice de propulsion à partir d’une mesure d’une traction T1et d’une puissance P1des aubes de l’hélice de propulsion définis par les formules suivantes :
(EQ 1)
(EQ 2)
où :
P1, la puissance des aubes de l'hélice de propulsion ;
T1, la traction des aubes de l'hélice de propulsion ;
N1, un régime moteur des aubes de l’hélice de propulsion ;
D1, un diamètre des aubes de l’hélice de propulsion.According to one aspect of the invention, the method may comprise, between step a) and step b), the step:
- calculate, for a given Mach number at a given flight speed V 0 , a pitch angle and a given advancement ratio J 1 of the propulsion propeller blades, scaled parameters characterizing the aerodynamic performance of the propulsion propeller blades including the calculation of at least one power coefficient C P,1 and a coefficient traction C T,1 of the blades of the propulsion propeller from a measurement of a traction T 1 and a power P 1 of the blades of the propulsion propeller defined by the following formulas:
(EQ1)
(EQ2)
Or :
P 1 , the power of the blades of the propulsion propeller;
T 1 , the traction of the blades of the propulsion propeller;
N 1 , an engine speed of the blades of the propulsion propeller;
D 1 , a diameter of the blades of the propulsion propeller.

Le procédé peut comprendre lors de l’étape b) :
- calculer l’angle d'écoulement entre la vitesse V12du flux d’air sortant des aubes de l’hélice de propulsion et un plan de rotation des aubes de l’hélice de propulsion à partir du coefficient de puissance CP,1, du coefficient de traction CT,1des aubes de l'hélice de propulsion et des définitions de la composante longitudinale Vizet de la composante tangentielle ;z.The method may comprise during step b):
- calculate flow angle between the speed V 12 of the air flow leaving the blades of the propulsion propeller and a plane of rotation of the blades of the propulsion propeller from the power coefficient C P,1 , the traction coefficient C T, 1 of the blades of the propulsion propeller and the definitions of the longitudinal component V iz and of the tangential component ;z.

Ladite composante longitudinale Vizde ladite vitesse V12du flux sortant des aubes de l’hélice de propulsion peut être calculée à partir de la formule suivante :
(EQ 6)
où K1est une constante reliée à la dimension radiale des aubes de l’hélice de propulsion.Said longitudinal component V iz of said speed V 12 of the flow emerging from the blades of the propulsion propeller can be calculated from the following formula:
(EQ 6)
where K 1 is a constant related to the radial dimension of the blades of the propulsion propeller.

Ladite composante tangentielle de ladite vitesse V12du flux d’air sortant des aubes de l’hélice de propulsion peut être calculée à partir de la formule suivante :
(EQ 7)
où K1et K2sont des constantes reliées à la dimension radiale de l’hélice de propulsion.Said tangential component of said speed V 12 of the flow of air leaving the blades of the propulsion propeller can be calculated from the following formula:
(EQ 7)
where K 1 and K 2 are constants related to the radial dimension of the propulsion propeller.

Pour chaque nombre de Mach donné à une vitesse de vol V0donnée, l'angle d'écoulement fonction du ratio d’avancement J1et de l’angle de calage des aubes de l’hélice de propulsion, est calculé à partir des coefficients de puissance CT,1, et de traction CP,1et de ce ratio d’avancement J1selon la formule suivante :
(EQ 9).For each given Mach number at a given flight speed V 0 , the flow angle function of the advancement ratio J 1 and the pitch angle of the blades of the propulsion propeller, is calculated from the coefficients of power C T,1 , and traction C P,1 and this advancement ratio J 1 according to the following formula:
(EQ 9).

La vitesse V12peut s'écrire suivant la formule suivante :
(EQ 8).The speed V 12 can be written according to the following formula:
(EQ 8).

Le procédé peut comprendre au cours de l’étape c), l’étape :
- échantillonner d’une façon homogène, à partir d’une valeur minimale jusqu’à une valeur maximale de l’angle d'écoulement et prendre aucun ou au moins un point sur la pluralité de courbes obtenues de l’angle d’écoulement .The method may comprise during step c), the step:
- sample in a homogeneous way, from a minimum value to a maximum value of the flow angle and taking none or at least one point on the plurality of obtained flow angle curves .

Le coefficient de traction des aubes de stator peut être défini selon l'invention par l'équation suivante :
(EQ 10)
qui est une fonction linéaire et continue de l’angle d’écoulement pour une valeur d'angle de calage des aubes de stator donné
où :
D2, un diamètre des aubes de stator ;
T2, la traction des aubes de stator.The coefficient of traction stator vanes can be defined according to the invention by the following equation:
(EQ 10)
which is a continuous linear function of the flow angle for a pitch angle value given stator vanes
Or :
D 2 , a diameter of the stator vanes;
T 2 , the traction of the stator vanes.

Brève description des figuresBrief description of figures

L’invention sera mieux comprise et d’autres caractéristiques et avantages apparaîtront encore à la lecture de la description détaillée qui suit fait à titre non limitatif en référence aux figures dans lesquelles :
est une vue schématique d’un système à hélice de propulsion avec des aubes de stator.The invention will be better understood and other characteristics and advantages will appear on reading the detailed description which follows, given on a non-limiting basis with reference to the figures in which:
is a schematic view of a propulsion propeller system with stator vanes.

est une représentation d’un coefficient de traction CT,2des aubes de stator en fonction d’un ratio d’avancement J1et d’un angle de calage d’aubes d’hélice de propulsion, pour différents angles de calages des aubes de stator. is a representation of a traction coefficient C T,2 of the stator vanes as a function of an advancement ratio J 1 and a pitch angle of propulsion propeller blades, for different pitch angles stator vanes.

est un diagramme représentant un procédé de caractérisation des performances aérodynamiques des aubes de stator de l’art antérieur. is a diagram representing a method for characterizing the aerodynamic performance of prior art stator vanes.

est une vue schématique d’un système propulsif à hélice de propulsion avec des aubes de stator et un système de gestion et traitement des données. is a schematic view of a propulsion propeller system with stator vanes and a data management and processing system.

est une vue schématique de l’écoulement de l’air et plus précisément de la vitesse de cet écoulement reçu par une hélice de propulsion. is a schematic view of the air flow and more precisely of the speed of this flow received by a propulsion propeller.

est une vue schématique de l’écoulement de l’air et plus précisément de la vitesse de cet écoulement reçu par les aubes de stator à l’aval des aubes de l’hélice de propulsion illustrée en . is a schematic view of the air flow and more precisely of the speed of this flow received by the stator blades downstream of the blades of the propulsion propeller illustrated in .

est un diagramme représentant un procédé de caractérisation des performances aérodynamiques des aubes de stator, selon l’invention. is a diagram representing a method for characterizing the aerodynamic performance of stator vanes, according to the invention.

est en partie A, nommée figure 8A, respectivement une représentation d’un coefficient de traction CT,1 et en partie B, nommée figure 8B, d'un coefficient de puissance CP,1 de l'hélice de propulsion en fonction d’un ratio d’avancement J1 et de l’angle de calage des aubes de l'hélice de propulsion. is in part A, named figure 8A, respectively a representation of a traction coefficient CT,1 and in part B, named figure 8B, of a power coefficient CP,1 of the propulsion propeller as a function of a J1 feed ratio and pitch angle propeller blades.

sont les courbes à iso-calage de rotor de l'angle d'écoulement en fonction du ratio d’avancement J1. are the rotor iso-pitch curves of the flow angle according to the progress ratio J 1 .

illustre en partie A, nommée figure 10A, l'étape d'’échantillonnage de l’angle d’écoulement sur sa plage de variation en fonction du ratio d’avancement J1et de l’angle de calage angulaire de rotor et en partie B, nommée figure 10B, l'unique courbe obtenue, à iso-calage de stator (pour une valeur de donnée), reliant le coefficient de traction C’T2du stator au coefficient . illustrates in part A, named figure 10A, the flow angle sampling step on its range of variation according to the advancement ratio J1and the angular setting angle of the rotor and in part B, named figure 10B, the only curve obtained, with iso-timing of the stator (for a value of data), linking the traction coefficient C’T2from the stator to the coefficient .

Description détaillée de l’inventionDetailed description of the invention

La illustre un système propulsif 1 d’axe longitudinal 2 comportant une hélice de propulsion formée d’aubes d’hélice de propulsion 4 autour de l’axe longitudinal 2 d’un propulseur 3.There illustrates a propulsion system 1 of longitudinal axis 2 comprising a propulsion propeller formed of propulsion propeller blades 4 around the longitudinal axis 2 of a thruster 3.

L’amont et l’aval sont définis par rapport au sens de circulation des gaz au sein dudit système propulsif 1. Des aubes de stator 6 sont agencées en aval des aubes de l'hélice de propulsion 4.The upstream and the downstream are defined with respect to the direction of circulation of the gases within said propulsion system 1. Stator vanes 6 are arranged downstream of the vanes of the propulsion propeller 4.

Dans tout ce qui suit, tous les paramètres relatifs aux aubes d’hélice de propulsion 4 seront notés avec un indice 1 alors que tous les paramètres relatifs aux aubes de stator 6 seront notés avec un indice 2. Ainsi, par exemple, un angle de calage des aubes de l’hélice de propulsion 4 sera simplifié par angle de calage et un angle de calage des aubes de stator 6 par angle de calage .In what follows, all the parameters relating to the propulsion propeller blades 4 will be noted with an index 1 while all the parameters relating to the stator blades 6 will be noted with an index 2. Thus, for example, an angle of wedging of the propulsion propeller blades 4 will be simplified by pitch angle and a pitch angle stator vanes 6 per pitch angle .

La caractérisation des performances aérodynamiques des aubes de l’hélice de propulsion 4 et des aubes de stator 6 nécessite de réaliser des essais à partir d’un banc d’essai 8. Ce banc d’essai 8 comprend une interface de commande et une soufflerie permettant de mettre le système propulsif 1 dans des conditions de fonctionnement données. Cela signifie que les paramètres suivants sont fixés : l’angle de calage et l’angle de calage , un régime hélice N1, une vitesse de vol V0donnée correspondant à un nombre de Mach donné. Ce banc d’essai comprend également des moyens de mesure comportant des capteurs 10. Ces capteurs 10 peuvent être des capteurs de couple de force et de régime habituellement présents et utilisés pour le calcul d’une puissance P1, d’une poussée des aubes de l’hélice de propulsion 4 et d’une poussée des aubes de stator 6. Les mesures fournies par ces capteurs 10 sont transmises via un bus d’acquisition 12 vers un système de gestion et traitement de données 13. Ce système de gestion et traitement des données comprend un système de gestion du banc d’essai 14, des moyens de traitement d’information 16 tel qu’un ordinateur et un moyen de stockage 18 permettant de sauvegarder les informations. Pendant la phase de traitement d’information, les mesures sont utilisées pour calculer des paramètres adimensionnés, afin de modéliser, décrire, les performances aérodynamiques des aubes de l’hélice de propulsion 4 et des aubes de stator 6 de type redresseur avec un minimum d’information.The characterization of the aerodynamic performance of the blades of the propulsion propeller 4 and of the stator blades 6 requires carrying out tests from a test bench 8. This test bench 8 comprises a control interface and a wind tunnel making it possible to put the propulsion system 1 under given operating conditions. This means that the following parameters are fixed: the pitch angle and pitch angle , a propeller speed N 1 , a given flight speed V 0 corresponding to a given Mach number. This test bed also includes measuring means comprising sensors 10. These sensors 10 can be force torque and speed sensors usually present and used for calculating a power P 1 , a thrust of the blades of the propulsion propeller 4 and a thrust of the stator vanes 6. The measurements provided by these sensors 10 are transmitted via an acquisition bus 12 to a data management and processing system 13. This management system and Data processing comprises a test bench management system 14, information processing means 16 such as a computer and storage means 18 making it possible to save the information. During the information processing phase, the measurements are used to calculate dimensioned parameters, in order to model, describe, the aerodynamic performance of the blades of the propulsion propeller 4 and of the stator blades 6 of the rectifier type with a minimum of 'information.

La figure 5 illustre l'écoulement de l’air à l’entrée d’une hélice de propulsion d’un système propulsif 1 d’axe longitudinal 2 selon la figure 4. L’hélice de propulsion est configurée avec un angle de calage par rapport à un plan 19 de rotation de l’hélice de propulsion.FIG. 5 illustrates the flow of air at the inlet of a propulsion propeller of a propulsion system 1 of longitudinal axis 2 according to FIG. 4. The propulsion propeller is configured with a pitch angle relative to a plane 19 of rotation of the propulsion propeller.

Pour un nombre de Mach donné, le banc d'essai est configuré (soufflerie) pour fournir un flux d'air incident, dans l'axe longitudinal 2, sur l'hélice de propulsion à une vitesse de vol V0correspondante.For a given Mach number, the test bench is configured (wind tunnel) to provide an incident air flow, in the longitudinal axis 2, on the propulsion propeller at a corresponding flight speed V 0 .

Dans une telle configuration, et comme illustré en Figure 6, les aubes de stator 6 située en aval des aubes de l'hélice de propulsion 4 reçoivent un écoulement d’air ayant une vitesse V12 dont la composante longitudinale comprend la vitesse de vol V0 (qui est uniquement longitudinale), une vitesse longitudinale Viz et une vitesse tangentielle . Les composantes Vizet sont générées par l’action des aubes de l’hélice de propulsion.In such a configuration, and as illustrated in Figure 6, the stator vanes 6 located downstream of the vanes of the propulsion propeller 4 receive an air flow having a speed V12 whose longitudinal component comprises the flight speed V0 ( which is only longitudinal), a longitudinal speed Viz and a tangential speed . The components V iz and are generated by the action of the propeller blades.

Pour caractériser les performances des aubes de l’hélice de propulsion 4 pour un nombre de Mach associé à une vitesse de vol V0et un angle de calage donné, on utilise habituellement comme paramètres : un coefficient de traction CT,1, un coefficient de puissance Cp,1, et un ratio d’avancement J1. Ces paramètres sont définis, comme dans l’art antérieur, par les formules suivantes :
(EQ 1)
(EQ 2)
(EQ 3)
avec :
ρ, une densité de l’air ambiant ;
N1, le régime hélice;
D1, un diamètre ; correspondant à un rayon R1entre l’axe longitudinal du système propulsif et une extrémité radialement externe des aubes de l’hélice de propulsion ;
P1, une puissance ;
T1, une traction.To characterize the performance of the blades of the propulsion propeller 4 for a Mach number associated with a flight speed V 0 and a pitch angle given, the following parameters are usually used: a traction coefficient C T,1 , a power coefficient C p,1 , and a progress ratio J 1 . These parameters are defined, as in the prior art, by the following formulas:
(EQ1)
(EQ2)
(EQ 3)
with :
ρ, a density of the ambient air;
N 1 , the propeller speed;
D 1 , a diameter; corresponding to a radius R 1 between the longitudinal axis of the propulsion system and a radially outer end of the blades of the propulsion propeller;
P 1 , a power;
T 1 , a traction.

Ainsi pour caractériser les performances des aubes de l’hélice de propulsion 4, il suffit de faire varier le nombre de Mach, le ratio d’avancement J1et l’angle de calage . En revanche, pour caractériser les aubes de stator 6, il est nécessaire de faire varier également l’angle de calage . Puis classiquement, CT,2était calculé en fonction du nombre de Mach, de l’angle de calage , de l’angle de calage et du ratio d’avancement J1.Thus, to characterize the performance of the blades of the propulsion propeller 4, it suffices to vary the Mach number, the advancement ratio J 1 and the pitch angle . On the other hand, to characterize the stator vanes 6, it is necessary to also vary the pitch angle . Then classically, C T,2 was calculated according to the Mach number, the pitch angle , the pitch angle and the advancement ratio J 1 .

La présente invention propose de calculer un paramètre caractéristique supplémentaire qu’est l'angle d'écoulement du flux d'air sortant des aubes de l’hélice de propulsion 4 et incident sur les aubes de stator 6, noté . Cet angle d’écoulement est représenté sur la . Il correspond à un angle entre la vitesse V12 du flux d’air incident sur les aubes de stator 6 et un plan de rotation des aubes de l'hélice de propulsion 4. De manière usuelle, le plan de rotation des aubes de l’hélice de propulsion 4 désigne le plan perpendiculaire à l’axe longitudinal 2 du système propulsif 1 qui intercepte toutes les aubes de l’hélice de propulsion 4.The present invention proposes to calculate an additional characteristic parameter which is the flow angle of the air flow leaving the blades of the propulsion propeller 4 and incident on the stator blades 6, denoted . This flow angle is represented on the . It corresponds to an angle between the speed V12 of the incident air flow on the stator blades 6 and a plane of rotation of the blades of the propulsion propeller 4. Usually, the plane of rotation of the blades of the propeller propulsion 4 designates the plane perpendicular to the longitudinal axis 2 of the propulsion system 1 which intercepts all the blades of the propulsion propeller 4.

L’angle d’écoulement est fonction du ratio d’avancement J1et de l’angle de calage . Il est donc possible de tracer l’angle d’écoulement en fonction de ces deux paramètres : ratio d’avancement J1et angle de calage . En terme de représentation, cela peut se traduire par des courbes de fonction du ratio d’avancement J1à iso-calage des aubes de l’hélice de propulsion 4, pour chacune des valeurs d’angle de calage couvrant sa plage de variation.flow angle is a function of the advancement ratio J 1 and the pitch angle . It is therefore possible to plot the flow angle depending on these two parameters: advancement ratio J 1 and pitch angle . In terms of representation, this can translate into curves of function of the advancement ratio J 1 at iso-pitch of the blades of the propulsion propeller 4, for each of the pitch angle values covering its range of variation.

La présente invention propose de démontrer qu’en utilisant la vitesse V12, au lieu du régime moteur N1nécessaire au calcul du coefficient de traction CT,2, on peut avantageusement définir un coefficient de traction, noté C'T,2, qui à iso-calage des aubes de stator 6, est une fonction de l'angle d'écoulement .The present invention proposes to demonstrate that by using the speed V12, instead of engine speed N1necessary for the calculation of the traction coefficient CT,2, one can advantageously define a coefficient of traction, denoted C'T,2, which at iso-pitch of the stator vanes 6, is a function of the flow angle .

Il est alors possible de caractériser efficacement les performances aérodynamiques des aubes de stator 6, en échantillonnant les valeurs d’angle d’écoulement pour un nombre de Mach donné. A chaque échantillon d’angle découlement , correspond un couple de valeurs (J1, ) appliqué par le banc d'essai, qui correspond à un point d'une des courbes = f(J1).It is then possible to effectively characterize the aerodynamic performance of the stator blades 6, by sampling the flow angle values for a given Mach number. At each flow angle sample , corresponds to a pair of values (J 1 , ) applied by the test bench, which corresponds to a point on one of the curves = f(J 1 ).

Pour chaque nombre de Mach, en échantillonnant l’angle découlement sur sa plage de variation en fonction du ratio d’avancement J1et de l’angle de calage , on peut alors calculer les courbes de coefficient de traction C'T2en fonction de l’angle découlement , une courbe par valeur d’angle de calage . Le nombre de combinaisons à tester est ainsi réduit.For each Mach number, sampling the flow angle on its range of variation as a function of the advancement ratio J 1 and the pitch angle , we can then calculate the traction coefficient curves C' T2 as a function of the flow angle , one curve per pitch angle value . The number of combinations to be tested is thus reduced.

La illustre un diagramme représentant le procédé de caractérisation des performances aérodynamiques des aubes de stator 6, selon l'invention. Ce procédé peut être implémenté au sein du système de gestion et traitement de données 13 du système propulsif 1. Ce procédé de caractérisation comprend une succession d'étapes décrites ci-après.There illustrates a diagram representing the method for characterizing the aerodynamic performance of the stator vanes 6, according to the invention. This method can be implemented within the data management and processing system 13 of the propulsion system 1. This characterization method comprises a succession of steps described below.

Le procédé comprend une étape 20 de caractérisation des aubes de l’hélice de propulsion, pour un nombre de Mach associé à une vitesse V0donnée et un angle de calage donné. Pour cela, un échantillonnage du fonctionnement de l’hélice de propulsion (puissance P1, traction T1…) est réalisé à partir d’une première matrice d’essais en fonction d’un angle de calage et du ratio d’avancement J1. Des essais de caractérisation des aubes de l’hélice de propulsion 4 sont réalisés. Les résultats des essais sont traités et les aubes d’hélice de propulsion 4 sont caractérisées pour une valeur d’angle de calage .The method comprises a step 20 of characterizing the blades of the propulsion propeller, for a Mach number associated with a given speed V 0 and a pitch angle given. For this, a sampling of the operation of the propulsion propeller (power P 1 , traction T 1 …) is carried out from a first test matrix according to a setting angle and the advancement ratio J 1 . Characterization tests of the blades of the propulsion propeller 4 are carried out. The test results are processed and the propulsion propeller blades 4 are characterized for a pitch angle value .

Le procédé comprend une étape 22 de calcul de paramètres adimensionnés incluant au moins un coefficient de puissance CP,1et un coefficient de traction CT,1des aubes de l'hélice de propulsion. Comme illustré en figures 8A et 8B, pour un nombre de Mach donné (définissant V0), ces coefficients de puissance CP,1et de traction CT,1peuvent être tracés en fonction du ratio d’avancement J1et de l’angle de calage . Cette étape illustrée sur le diagramme de la peut être formalisée sous l’écriture mathématique :
CP,1= f1(J1, ) (EQ 4)
CT,1= f2(J1, ) (EQ 5)
où f1et f2sont des fonctions de J1et .The method comprises a step 22 of calculating scaled parameters including at least a power coefficient C P,1 and a traction coefficient C T,1 of the blades of the propulsion propeller. As illustrated in FIGS. 8A and 8B, for a given Mach number (defining V 0 ), these power C P,1 and traction C T,1 coefficients can be plotted as a function of the advancement ratio J 1 and the wedging angle . This step illustrated on the diagram of the can be formalized in the mathematical form:
C P,1 = f 1 (J 1 , ) (EQ 4)
C T,1 = f 2 (J 1 , ) (EQ 5)
where f 1 and f 2 are functions of J 1 and .

Selon l'invention, le procédé comprend une étape de calcul de l’angle d’écoulement à partir du coefficient de puissance Cp,1, du coefficient de traction CT,1et des composantes longitudinale Viz, tangentielle , de la vitesse V12de l’écoulement d’air reçu par les aubes de stator 6.According to the invention, the method comprises a step of calculating the flow angle from the power coefficient C p,1 , the traction coefficient C T,1 and the longitudinal components V iz , tangential , the speed V 12 of the air flow received by the stator vanes 6.

On a :
(EQ 6)
et
(EQ 7)
où K1 et K2sont des constantes reliées à la dimension radiale des aubes de l’hélice de propulsion ;
(EQ 8)
(EQ 9).We have :
(EQ 6)
And
(EQ 7)
where K1 and K 2 are constants related to the radial dimension of the blades of the propulsion propeller;
(EQ 8)
(EQ 9).

Comme illustré en figure 9, l’angle d’écoulement peut être tracé/calculé en fonction du ratio d’avancement J1et de l’angle de calage . Le procédé illustré en figure 7 prévoit ainsi une étape 26 d'échantillonnage de l'angle d’écoulement sur sa plage de variation.As shown in Figure 9, the flow angle can be plotted/calculated based on J 1 feed ratio and pitch angle . The method illustrated in FIG. 7 thus provides for a step 26 of sampling the flow angle over its range of variation.

Plus précisément, la figure 10A montre que pour un angle de calage donné, l’angle d’écoulement est une fonction de J1. Dans l'exemple, on trace ainsi M courbes de l’angle d’écoulement fonction de J1correspondant à M valeurs d’angle de calage échantillonnées sur la plage de variation d’angle de calage .More specifically, Figure 10A shows that for a pitch angle given, the flow angle is a function of J1. In the example, we draw M curves of the flow angle function of J1corresponding to M pitch angle values sampled over the pitch angle variation range .

Comme illustré sur les figures 10A et 10B, à chaque échantillon de l’angle d’écoulement correspond un couple de valeurs d’angle de calage et de ratio d’avancement J1. Pour un nombre de Mach donné, les M courbes déterminent une plage de variation d’angle d’écoulement entre une valeur minimale et une valeur maximale correspondant aux variations de l'angle de calage et du ratio d’avancement J1.L’angle d’écoulement est ainsi échantillonné sur sa plage de variation en prenant zéro, un ou plusieurs points sur chacune des M courbes. Cela permet de construire une seconde matrice d’essai comportant un nombre de combinaisons limitées du ratio d’avancement J1et de l’angle de calage .As shown in Figures 10A and 10B, at each sample of the flow angle corresponds to a pair of pitch angle values and advancement ratio J1. For a given Mach number, the M curves determine a flow angle variation range between a minimum value and a maximum value corresponding to variations in the pitch angle and the advancement ratio J1.The flow angle is thus sampled over its range of variation by taking zero, one or more points on each of the M curves. This makes it possible to build a second test matrix comprising a number of limited combinations of the advancement ratio J1and pitch angle .

Comme illustré en figure 10B, pour une valeur d’angle de calage donné, on peut alors tracer/caractériser le coefficient de traction des aubes de stator 6, qui est une fonction de l’angle d’écoulement . L’échantillonnage quasi-homogène, c’est-à-dire à pas quasi-constant de l’angle d’écoulement permet de caractériser de façon satisfaisante le coefficient de traction . Un autre coefficient de traction des aubes de stator est ainsi obtenu en établissant une relation de bijection avec l’angle d’écoulement . En d’autres termes, une courbe unique du coefficient de traction fonction de l’angle d’écoulement est tracé rendant compte des variations du ratio d’avancement J1et de l’angle de calage .As illustrated in FIG. 10B, for a pitch angle value given, we can then plot/characterize the coefficient of traction of the stator vanes 6, which is a function of the flow angle . Quasi-homogeneous sampling, i.e. at quasi-constant pitch of the flow angle makes it possible to satisfactorily characterize the coefficient of traction . Another coefficient of traction of the stator vanes is thus obtained by establishing a relation of bijection with the angle of flow . In other words, a single curve of the traction coefficient flow angle function is plotted taking into account the variations of the advancement ratio J 1 and of the pitch angle .

Comme illustré en , le procédé comprend ainsi une étape 28 de calcul d'un coefficient de traction des aubes de stator 6, pour chaque valeur échantillonnée de l’angle d’écoulement et de l’angle de calage à partir de la formule suivante :
(EQ 10)
avec :
D2, un diamètre ; correspondant à un rayon R2entre l’axe longitudinal du système propulsif 1 et une extrémité radialement externe des aubes de stator 6 ;
T2, traction.As illustrated in , the method thus comprises a step 28 of calculating a coefficient of traction 6 stator vanes, for each sampled value of the flow angle and pitch angle from the following formula:
(EQ 10)
with :
D 2 , a diameter; corresponding to a radius R 2 between the longitudinal axis of the propulsion system 1 and a radially outer end of the stator vanes 6;
T 2 , traction.

D’après l’équation EQ 10, la traction T2est donc mesurée pour une valeur d’angle de calage et un couple de valeurs de ratio d’avancement J1et d’angle de calage correspondant à l’échantillon afin de pouvoir calculer et tracer la courbe du coefficient de traction fonction de l’angle d’écoulement .According to equation EQ 10, the traction T 2 is therefore measured for a pitch angle value and a pair of advancement ratio values J 1 and pitch angle corresponding to the sample in order to be able to calculate and plot the curve of the traction coefficient flow angle function .

Ainsi, le coefficient de traction peut être tabulé en fonction de l’angle d’écoulement pour chaque valeur de l’angle de calage .Thus, the coefficient of traction can be tabulated according to flow angle for each value of the pitch angle .

On obtient la caractérisation complète pour un nombre de Mach donné en répétant le calcul du coefficient de traction C'T2en fonction de l’angle d’écoulement pour chaque valeur de d’angle de calage . Le procédé de l'invention comprend ainsi une étape de changement de valeur du nombre de Mach et de réitération des précédentes étapes pour une pluralité de nombres de Mach comme explicité précédemment.The complete characterization is obtained for a given Mach number by repeating the calculation of the traction coefficient C' T2 as a function of the flow angle for each pitch angle value . The method of the invention thus comprises a step of changing the value of the Mach number and of reiterating the previous steps for a plurality of Mach numbers as explained previously.

La présente invention permet de diminuer le nombre de combinaisons de ratio d’avancement J1et de l’angle de calage à mesurer avec un banc d’essai 8 afin de caractériser des performances des aubes de stator 6. La sélection de seulement quelques couples de valeurs de ratio d’avancement J1et d’angle de calage passe par l’angle d’écoulement . La description des performances en utilisant le coefficient de traction des aubes de stator 6, fonction uniquement de l’angle d’écoulement , de l'angle de calage et du nombre de Mach associé à une vitesse de vol V0, permet de tester un nombre réduit de couples de ratio d’avancement J1et d’angle de calage . Ceci conduit à une diminution du temps nécessaire pour réaliser des essais, à une diminution du temps de développement et une diminution consécutive du coût de développement.The present invention makes it possible to reduce the number of combinations of advancement ratio J 1 and of the pitch angle to be measured with a test bench 8 in order to characterize the performance of the stator vanes 6. The selection of only a few pairs of values of advancement ratio J 1 and of pitch angle passes through the flow angle . The description of performance using the traction coefficient of stator vanes 6, a function of the flow angle only , the pitch angle and the Mach number associated with a flight speed V 0 , makes it possible to test a reduced number of pairs of advancement ratio J 1 and pitch angle . This leads to a reduction in the time required to carry out tests, a reduction in the development time and a consequent reduction in the cost of development.

Claims (10)

Procédé de caractérisation des performances aérodynamiques d’aubes de stator (6) agencées en aval d’aubes d’une hélice de propulsion (4) d’un système propulsif (1) d’axe longitudinal (2), les aubes de stator recevant un écoulement d’air ayant une vitesse V12,qui est la vitesse de flux d'air sortant des aubes de l'hélice de propulsion, comportant une composante longitudinale Vizet une composante tangentielle associées à une vitesse de giration générée par l’hélice de propulsion,
le procédé comprenant les étapes successives :
a) calculer, pour un nombre de Mach donné à une vitesse de vol V0donnée, des performances aérodynamiques des aubes de l’hélice de propulsion (4) comprenant un ratio d’avancement J1, un angle de calage des aubes de l’hélice de propulsion (4) ;
b) calculer, pour un nombre de Mach donné à une vitesse de vol V0donnée, un angle d’écoulement fonction du ratio d’avancement J1pour une pluralité de valeurs de l’angle de calage correspondant à une pluralité de courbes de l’angle d’écoulement fonction du ratio d’avancement J1à iso-calage des aubes d’hélice de propulsion (4) couvrant une intégralité d’une plage de variation de l’angle de calage ;
c) sélectionner un nombre limité de points sur la pluralité de courbes de l’angle découlement fonction du ratio d’avancement J1couvrant une intégralité d’une plage de variation de l’angle d’écoulement ;
d) mesurer une traction T2des aubes de stator pour une valeur d’un angle de calage des aubes de stator (6) et un couple de valeurs formé d’une valeur de ratio d’avancement J1et d’une valeur d’angle de calage des aubes d’hélice de propulsion (4) correspondant à la sélection de points de l’étape c) ;
e) pour chaque angle de calage des aubes de stator (6), obtenir à partir de la traction T2des aubes de stator (6), un coefficient de traction des aubes de stator en fonction de l’angle d’écoulement obtenu à l’étape c) ;
f) Réitérer les étapes a) à e) pour une pluralité de nombres de Mach donné à une vitesse de vol V0donné caractérisant ainsi les performances aérodynamiques des aubes de stator (6).Method for characterizing the aerodynamic performance of stator vanes (6) arranged downstream of the vanes of a propulsion propeller (4) of a propulsion system (1) of longitudinal axis (2), the stator vanes receiving an air flow having a speed V12,which is the airflow velocity exiting the blades of the propulsion propeller, having a longitudinal component Vizand a tangential component associated with a rate of gyration generated by the propulsion propeller,
the method comprising the successive steps:
a) calculate, for a given Mach number at a flight speed V0given, of the aerodynamic performance of the blades of the propulsion propeller (4) comprising an advancement ratio J1, a pitch angle propulsion propeller blades (4);
b) calculate, for a given Mach number at a flight speed V0given, a flow angle function of the advancement ratio J1for a plurality of values of the pitch angle corresponding to a plurality of flow angle curves function of the advancement ratio J1with iso-pitch of the propeller blades (4) covering an entire pitch angle variation range ;
c) select a limited number of points on the plurality of flow angle curves function of the advancement ratio J1covering an entire flow angle variation range ;
d) measure a traction T2stator vanes for a value of a pitch angle stator vanes (6) and a pair of values formed by an advancement ratio value J1and a setting angle value propulsion propeller blades (4) corresponding to the selection of points in step c);
e) for each pitch angle stator vanes (6), get from pull T2stator vanes (6), a traction coefficient stator vanes as a function of flow angle obtained in step c);
f) Repeat steps a) to e) for a plurality of given Mach numbers at a flight speed V0given thus characterizing the aerodynamic performance of the stator vanes (6). Procédé selon la revendication 1, dans lequel l’étape a) comprend :
- calculer, pour un nombre de Mach donné à une vitesse de vol V0donnée, le ratio d’avancement J1défini par la formule suivante :
(EQ 3)
où :
V0, la vitesse de vol du système propulsif (1) correspondant à la vitesse axiale (dans l'axe longitudinal du système propulsif), du flux d'air incident sur l'hélice de propulsion (4);
N1, un régime moteur des aubes de l’hélice de propulsion (4) ;
D1, un diamètre des aubes de l’hélice de propulsion (4).A method according to claim 1, wherein step a) comprises:
- calculate, for a given Mach number at a given flight speed V 0 , the forward ratio J 1 defined by the following formula:
(EQ 3)
Or :
V 0 , the flight speed of the propulsion system (1) corresponding to the axial speed (in the longitudinal axis of the propulsion system), of the incident air flow on the propulsion propeller (4);
N 1 , an engine speed of the blades of the propulsion propeller (4);
D 1 , a diameter of the blades of the propulsion propeller (4). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le procédé comprend, entre l’étape a) et l’étape b), l’étape :
- calculer, pour un nombre de Mach donné à une vitesse de vol V0donné, un angle de calage et un ratio d’avancement J1des aubes d’hélice de propulsion (4) donné, des paramètres adimensionnés caractérisant les performances aérodynamiques des aubes de l’hélice de propulsion (4) incluant le calcul d’au moins un coefficient de puissance CP,1et un coefficient de traction CT,1des aubes de l’hélice de propulsion (4) à partir d’une mesure d’une traction T1et d’une puissance P1des aubes de l’hélice de propulsion (4) définis par les formules suivantes :
(EQ 1)
(EQ 2)

où :
P1, la puissance des aubes de l'hélice de propulsion (4) ;
T1, la traction des aubes de l'hélice de propulsion (4) ;
N1, un régime moteur des aubes de l’hélice de propulsion (4) ;
D1, un diamètre des aubes de l’hélice de propulsion (4).Process according to any one of the preceding claims, in which the process comprises, between step a) and step b), the step:
- calculate, for a given Mach number at a given flight speed V 0 , a pitch angle and a given advancement ratio J 1 of the propulsion propeller blades (4), scaled parameters characterizing the aerodynamic performance of the propulsion propeller blades (4) including the calculation of at least one power coefficient C P,1 and a traction coefficient C T,1 of the blades of the propulsion propeller (4) from a measurement of a traction T 1 and a power P 1 of the blades of the propulsion propeller (4) defined by the following formulas:
(EQ1)
(EQ2)

Or :
P 1 , the power of the blades of the propulsion propeller (4);
T 1 , the traction of the blades of the propulsion propeller (4);
N 1 , an engine speed of the blades of the propulsion propeller (4);
D 1 , a diameter of the blades of the propulsion propeller (4). Procédé selon la revendication 3, dans lequel le procédé comprend lors de l’étape b) :
- calculer l’angle d'écoulement entre la vitesse V12du flux d’air sortant des aubes de l’hélice de propulsion (4) et un plan de rotation des aubes de l’hélice de propulsion (4) à partir du coefficient de puissance CP,1, du coefficient de traction CT,1des aubes de l'hélice de propulsion (4) et des définitions de la composante longitudinale Vizet de la composante tangentielle .Method according to claim 3, in which the method comprises during step b):
- calculate flow angle between the speed V 12 of the air flow leaving the blades of the propulsion propeller (4) and a plane of rotation of the blades of the propulsion propeller (4) from the power coefficient C P,1 , of the coefficient of traction C T,1 of the blades of the propulsion propeller (4) and of the definitions of the longitudinal component V iz and of the tangential component . Procédé selon la revendication 3 ou 4, dans lequel ladite composante longitudinale Vizde ladite vitesse V12du flux sortant des aubes de l’hélice de propulsion est calculée à partir de la formule suivante :
(EQ 6)
où K1est une constante reliée à la dimension radiale des aubes de l’hélice de propulsion.Method according to Claim 3 or 4, in which the said longitudinal component V iz of the said speed V 12 of the flow emerging from the blades of the propulsion propeller is calculated from the following formula:
(EQ 6)
where K 1 is a constant related to the radial dimension of the blades of the propulsion propeller. Procédé selon l’une des revendications 3 à 5, dans lequel ladite composante tangentielle de ladite vitesse V12du flux d’air sortant des aubes de l’hélice de propulsion (4) est calculée à partir de la formule suivante :
(EQ 7)
où K1 et K2 sont des constantes reliées à la dimension radiale de l’hélice de propulsion.Method according to one of Claims 3 to 5, in which the said tangential component of said speed V 12 of the flow of air leaving the blades of the propulsion propeller (4) is calculated from the following formula:
(EQ 7)
where K1 and K2 are constants related to the radial dimension of the propulsion propeller. Procédé selon les revendications 3 à 6, dans lequel , pour chaque nombre de Mach donné à une vitesse de vol V0donnée, l'angle d'écoulement fonction du ratio d’avancement J1 et de l’angle de calage des aubes de l’hélice de propulsion (4), est calculé à partir des coefficients de puissance CT,1, et de traction CP,1et de ce ratio d’avancement J1selon la formule suivante :
(EQ 9).Method according to claims 3 to 6, in which , for each given Mach number at a given flight speed V 0 , the flow angle function of the advancement ratio J1 and the pitch angle of the blades of the propulsion propeller (4), is calculated from the coefficients of power C T,1 , and traction C P,1 and this advancement ratio J 1 according to the following formula:
(EQ 9). Procédé selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la vitesse V12s'écrit suivant la formule suivante :
(EQ 8).Method according to one of the preceding claims, in which the speed V 12 is written according to the following formula:
(EQ 8). Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le procédé comprend au cours de l’étape c), l’étape :
- échantillonner d’une façon homogène, à partir d’une valeur minimale jusqu’à une valeur maximale de l’angle d'écoulement et prendre aucun ou au moins un point sur la pluralité de courbes obtenues de l’angle d’écoulement .A method according to any preceding claim, wherein the method comprises during step c), the step:
- sample in a homogeneous way, from a minimum value to a maximum value of the flow angle and taking none or at least one point on the plurality of obtained flow angle curves . Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le coefficient de traction des aubes de stator (6) est défini par l'équation suivante :
(EQ 10)
qui est une fonction continue de l’angle d’écoulement pour une valeur d'angle de calage des aubes de stator (6) donné ;
où :
D2, un diamètre des aubes de stator ;
T2, la traction des aubes de stator.
A method according to any preceding claim, wherein the traction coefficient stator vanes (6) is defined by the following equation:
(EQ 10)
which is a continuous function of the flow angle for a pitch angle value given stator vanes (6);
Or :
D 2 , a diameter of the stator vanes;
T 2 , the traction of the stator vanes.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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MILLER ARNOLD R.: "Hydrogen tube vehicle for supersonic transport: 4. Hydrogen propeller", INTERNATIONAL JOURNAL OF HYDROGEN ENERGY, vol. 37, no. 19, 1 October 2012 (2012-10-01), GB, pages 14603 - 14611, XP055848757, ISSN: 0360-3199, Retrieved from the Internet <URL:https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0360319912014620/pdfft?md5=cd670b14505440e6d9afb10c01840178&pid=1-s2.0-S0360319912014620-main.pdf> DOI: 10.1016/j.ijhydene.2012.06.079 *

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