FR3118784A1 - Ensemble de turbomachine d’aéronef à double flux comprenant un bec en aval des bras d’un carter intermédiaire - Google Patents
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Abstract
L’invention concerne un ensemble de turbomachine d’aéronef à double flux, comprenant - un bec (1) de séparation d’un flux (F) principal circulant d’amont en aval dans une veine (2) principale, en un flux primaire (F1) et un flux secondaire (F2) ; - au moins un bras (3) de raccord, ledit bras étant destiné à relier un moyeu (4) et une virole extérieure (5) ; ledit bec (1) comprenant une première partie (11) de bec s’étendant dans le sens d’écoulement du flux depuis un bord d’attaque du bras (3) vers une deuxième partie (12) de bec, la première partie (11) de bec s’étendant longitudinalement selon un axe (A1) incliné par rapport à un axe longitudinal (A2) de la deuxième partie (12) de bec. Figure pour l’abrégé : FIGURE 3
Description
L’invention concerne le domaine des turbomachines d’aéronef à double flux et concerne en particulier la jonction entre un bec de séparation d’un flux principal en un flux primaire et secondaire et des bras de carter intermédiaire bi-flux.
Comme illustré sur la , une turbomachine d’aéronef à double flux comprend, dans le sens de circulation du flux, une soufflante 1, un carter intermédiaire 2 comprenant des bras structuraux 3 reliés entre un moyeu 4 et une virole externe 5 et un bec 6 de séparation d’un flux principal, provenant de la soufflante et qui passe au travers des bras du carter intermédiaire, en un flux primaire (dirigé vers une veine primaire définie entre le bec et le moyeu) et un flux secondaire (dirigé vers une veine secondaire définie entre le bec et la virole externe). Pour des raisons aérodynamiques, les bras ont une forme aérodynamique afin de diriger efficacement les flux primaire et secondaire et ainsi limiter les pertes de charge.
Un problème est que la jonction entre le bec et les bras de carter intermédiaire cause des zones de perturbation aérodynamique.
En effet, le bord d’attaque du bec est positionné en retrait par rapport au bord d’attaque des bras du carter intermédiaire. En conséquence, comme cela est visible sur la , le flux rencontre deux lignes de points d’arrêt. La première P1 est radiale et correspond au bord d’attaque du bras de carter intermédiaire et la seconde P2 est azimutale ou circonférentielle et correspond au bord d’attaque du bec.
Ceci amène une augmentation des pertes de charges et provoque également une zone de recirculation supplémentaire.
L’invention propose de pallier au moins un de ces inconvénients.
A cet effet, l’invention propose, selon un premier aspect un ensemble de turbomachine d’aéronef à double flux, comprenant
- un bec de séparation d’un flux principal circulant d’amont en aval dans une veine principale, en un flux primaire et un flux secondaire ;
- au moins un bras de raccord, ledit bras étant destiné à relier un moyeu (4) et une virole extérieure ;
ledit bec comprenant une première partie de bec s’étendant dans le sens d’écoulement du flux depuis un bord d’attaque du bras vers une deuxième partie de bec, la première partie de bec s’étendant longitudinalement selon un axe incliné par rapport à un axe longitudinal de la deuxième partie de bec.
L’invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible :
- la première partie de bec comprend une extrémité libre disposée radialement extérieurement à l’axe longitudinal de la deuxième partie de bec, ladite extrémité libre constituant un bord d’attaque du bec ;
- l’extrémité libre de la première partie de bec est disposée dans une plage comprise entre plus ou moins 15% de la hauteur de la veine principale autour de l’axe longitudinal de la deuxième partie de bec ;
- la première partie de bec présente une surface externe qui s’étend en s’évasant depuis le bord d’attaque vers la deuxième partie de bec, les jonctions entre la première partie et la deuxième partie étant configurées de sorte qu’elles ne présentent pas d’arêtes vives pour favoriser l’écoulement du flux au niveau desdites jonctions ;
- la première partie de bec s’étend sur une plage angulaire comprise entre 30° et 60° définie entre un axe du bras de carter intermédiaire et un axe passant par l’extrémité libre et l’extrémité de la première partie au niveau de la jonction avec la deuxième partie de bec ;
- les jonctions entre les première et deuxième partie de bec sont du type karman ;
- la première partie de bec et la deuxième partie de bec sont formées d’une seule pièce ;
- la première partie de bec et la deuxième partie de bec sont formées de deux pièces distinctes.
L’invention concerne selon un deuxième aspect turbomachine à double flux comprenant un ensemble selon le premier aspect de l’invention.
L’invention concerne selon un troisième aspect un aéronef comprenant une turbomachine selon le deuxième aspect de l’invention.
L’invention permet d’améliorer les performances aérodynamiques d’un ensemble pour turbomachine à double flux dans laquelle le bec est aval d’un bras de carter intermédiaire.
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
Sur l’ensemble des figures les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE
A titre liminaire, on précise ici que l’amont et l’aval sont définis par rapport au sens d’écoulement normal des gaz dans la turbomachine. Par ailleurs, on désigne axe X de la turbomachine, son axe de rotation. Une 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. En outre, une direction circonférentielle (ou latérale ou encore azimutale) correspond à une direction perpendiculaire à l’axe X et ne passant pas par lui. Sauf précision contraire, interne ou intérieur et externe ou extérieur 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.
En relation avec lesfigures 3et4, un ensemble de turbomachine d’aéronef à double flux comprend un bec 10 de séparation d’un flux F principal circulant d’amont en aval dans une veine 20 principale, en un flux primaire F1 et un flux secondaire F2. L’ensemble comprend également au moins un bras 30 de raccord pour carter intermédiaire. Chaque bras permet de relier un moyeu 40 et une virole extérieure 50.
Le bec 10 est avantageusement constitué d’une première partie 11 de bec s’étendant dans le sens d’écoulement du flux depuis un bord 31 d’attaque du bras vers une deuxième partie 12 de bec. La deuxième partie 12 de bec correspond au bec selon l’état de la technique.
La première partie 11 et la deuxième 12 partie peuvent être soit distinctes soit appartenir à une même pièce.
La première partie 11 de bec et la deuxième partie 12 de bec sont configurées pour optimiser le comportement aérodynamique des lignes de flux dans une direction axiale c’est-à-dire dans le sens du flux des gaz et dans des directions circonférentielles au niveau de la surface des première et deuxième parties de bec.
Dans le sens du flux des gaz, la première partie 11 de bec s’étend axialement selon un axe A1 incliné par rapport à un axe A2 longitudinal de la deuxième partie 12 de bec.
La première partie 11 de bec comprend une extrémité 111 libre (ci-après extrémité 111) de sa surface 110 disposée, de préférence, radialement au-dessus de l’axe longitudinal A2 de la deuxième partie 12 de bec. En outre, l’extrémité 111 de la première partie de bec est confondue avec le bord 31 d’attaque du bras. Cette extrémité 111 constitue le bord d’attaque du bec de l’invention.
De cette manière, le bec s’adapte à la ligne de courant aérodynamique du flux. En effet, ce décalage remonte l’extrémité 111 du bec ainsi constitué dans la veine principale 20, de façon à suivre la ligne de courant aérodynamique du flux et limiter les pertes de charges. A ce titre, on peut se référer à la , pour comparer la configuration de la selon laquelle la première partie de bec est bien orientée selon les lignes de courant présentent avec le bec 6 de l’art antérieur.
De manière complémentaire, l’extrémité 111 de la surface 110 de la première partie de bec est décalée de l’axe longitudinal A2 de la deuxième partie de bec d’une longueur comprise entre plus ou moins 15% de la hauteur H de la veine principale 2. On précise que la hauteur H de la veine principale est la hauteur définie entre le moyeu 40 la virole externe 50 au niveau du bras.
De manière avantageuse, la première partie de bec varie depuis son extrémité libre 111 vers la deuxième partie de bec 12. En particulier, elle présente une surface 110 qui s’étend en s’évasant depuis l’extrémité libre 111 vers la deuxième partie de bec 12, les jonctions entre la première partie et la deuxième partie ne présentent pas d’arêtes vives pour favoriser l’écoulement du flux au niveau desdites jonctions (voir la ).
Selon cette direction d’extension, la première partie de bec 11 s’étend sur une plage angulaire comprise entre 30° et 60° définie entre un axe A3 du bras de carter intermédiaire 3 pris dans une direction axiale et d’un axe A4 passant entre une extrémité de la première partie de bec au niveau de la jonction 112 entre la première partie de bec 11 et la deuxième partie de bec 12. La plage angulaire doit conduire à une première partie de bec 11 telle qu’elle ne soit pas trop courte pour avoir une influence sur les lignes de courant au niveau des bras mais pas trop longue pour ne pas impacter le rendement global de la turbomachine.
Comme mentionné, cette variation permet d’obtenir des jonctions (sur toute la longueur d’interface) 122 entre la première partie 11 et la deuxième partie 12 qui ne présentent pas d’arêtes vives pour favoriser l’écoulement du flux au niveau desdites jonctions 112.
A ce titre et de préférence, les jonctions 112 sont du type karman. Les profils de type Karman sont des profils largement utilisées en aéronautique, par exemple pour l’emplanture des ailes d’avions.
Comme on l’aura compris, c’est depuis l’extrémité 111 que la première partie 11 de bec s’étend vers la deuxième partie 12 de bec.
Également, de manière avantageuse, la première partie 11 de bec et la deuxième partie 12 de bec sont formées d’une seule pièce.
De manière complémentaire, la première partie 11 de bec et la deuxième partie 12 de bec sont formés de deux pièces distinctes rapportées l’une avec l’autre.
Par rapport à la configuration de l’état de la technique qui comprend en quelque sorte uniquement la deuxième partie 12 de bec, une partie supplémentaire est présente entre le bras de carter avancé et le bec de séparation des flux. De cette façon cela évite des zones franches de raccord entre les deux pièces. En outre, cela réduit les zones de points d’arrêt et de décollement.
Claims (10)
- Ensemble de turbomachine d’aéronef à double flux, comprenant
- un bec (1) de séparation d’un flux (F) principal circulant d’amont en aval dans une veine (2) principale, en un flux primaire (F1) et un flux secondaire (F2) ;
- au moins un bras (3) de raccord, ledit bras étant destiné à relier un moyeu (4) et une virole extérieure (5) ;
ledit bec (1) comprenant une première partie (11) de bec s’étendant dans le sens d’écoulement du flux depuis un bord d’attaque du bras (3) vers une deuxième partie (12) de bec, la première partie (11) de bec s’étendant longitudinalement selon un axe (A1) incliné par rapport à un axe longitudinal (A2) de la deuxième partie (12) de bec. - Ensemble selon la revendication 1, dans lequel la première partie de bec comprend une extrémité libre (111) disposée radialement extérieurement à l’axe longitudinal de la deuxième partie de bec, ladite extrémité libre constituant un bord d’attaque du bec (1).
- Ensemble selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel l’extrémité libre (101) du de la première partie (11) de bec est disposée dans une plage comprise entre plus ou moins 15% de la hauteur de la veine principale autour de l’axe longitudinal (A2) de la deuxième partie de bec.
- Ensemble selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la première partie de bec (11) présente une surface externe qui s’étend en s’évasant depuis le bord d’attaque (111) vers la deuxième partie de bec (12), les jonctions entre la première partie (11) et la deuxième partie (12) étant configurées de sorte qu’elles ne présentent pas d’arêtes vives pour favoriser l’écoulement du flux au niveau desdites jonctions.
- Ensemble selon la revendication précédente, dans lequel la première partie (11) de bec (11) s’étend sur une plage angulaire
- Ensemble selon la revendication précédente, dans lequel les jonctions (112) entre les première et deuxième partie de bec sont du type karman.
- Ensemble selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la première partie (11) de bec et la deuxième partie (12) de bec sont formées d’une seule pièce.
- Ensemble selon l’une des revendications 1 à 6, dans lequel la première partie (11) de bec et la deuxième partie (12) de bec sont formées de deux pièces distinctes.
- Turbomachine à double flux comprenant un ensemble selon l’une des revendications précédentes.
- Aéronef comprenant une turbomachine selon la revendication 9.
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|---|---|---|---|---|
| US20050109013A1 (en) * | 2003-07-29 | 2005-05-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbofan case and method of making |
| US20170241434A1 (en) * | 2016-02-18 | 2017-08-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Intermittent spigot joint for gas turbine engine casing connection |
| CN110735672A (zh) * | 2019-10-11 | 2020-01-31 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种分流环及具有其的中介机匣扇形段结构 |
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2021
- 2021-01-08 FR FR2100164A patent/FR3118784B1/fr active Active
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| US20050109013A1 (en) * | 2003-07-29 | 2005-05-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbofan case and method of making |
| US20170241434A1 (en) * | 2016-02-18 | 2017-08-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Intermittent spigot joint for gas turbine engine casing connection |
| CN110735672A (zh) * | 2019-10-11 | 2020-01-31 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种分流环及具有其的中介机匣扇形段结构 |
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