FR3126236A1 - Pièce statorique d’une turbomachine comprenant une pale et une ailette définissant entre elles une surface décroissante d’amont en aval selon le sens d’écoulement des gaz. - Google Patents
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Abstract
Pièce statorique d’une turbomachine comprenant une plateforme, une pale (24), et une ailette (28), la pale (24) et l’ailette (28) s’étendant à partir de la plateforme, la plateforme, un extrados (25) de la pale (24) et l’ailette (28) définissant entre elles un canal d’écoulement de gaz, le canal présentant une section, dans un plan normal à un axe de la turbomachine, ayant une aire qui décroît continument d’amont en aval en référence à un sens général d’écoulement des gaz à travers la turbomachine. Figure pour l’abrégé : Fig. 4
Description
DOMAINE DE L'INVENTION
L’invention concerne les pièces statoriques d’une turbomachine comprenant une pale comme les redresseurs de flux situés en aval d’un compresseur et en particulier les redresseurs à calage fixe.
ETAT DE LA TECHNIQUE
Dans une turbomachine d’aéronef, et en particulier les aéronefs destinés au transport de passagers, c’est l'air propulsé par une soufflante et des gaz de combustion sortant de la turbomachine à travers une tuyère d’échappement qui exerce une poussée de réaction sur la turbomachine et, à travers elle, sur l’aéronef. La circulation des gaz à travers la turbomachine est influencée par des aubages en rotation et des aubages fixes. Les aubages fixes ou statoriques comptent notamment des aubes directrices de sortie (connu également sous le terme de « Outlet Guide Vane» ou « OGV » en anglais), les aubes directrices d'entrée (connu également sous le terme de « Inlet Guide Vane» ou « IGV » en anglais), et les aubes à calage variable (connu également sous le terme de « Variable Stator Vane» ou « VSV » en anglais). Typiquement, les aubes de redresseur d'un moteur aéronautique à turbine à gaz présentent chacune deux plateformes (intérieure et extérieure) qui sont rapportées sur l'aubage. Ces aubes de redresseur forment des rangées d'aubes fixes qui permettent de guider le flux gazeux traversant le moteur selon une vitesse et un angle appropriés.
Au sein d’un redresseur de flux comprenant une pluralité de pales fixes, l’écoulement des gaz s’effectue globalement entre les pales selon un sens amont-aval. Il est connu cependant que la zone du pied de pale peut être le siège d'écoulements aérodynamique secondaires.
Pour chaque couple de pales en regard l’une de l’autre, un gradient de pression entre la face en pression (intrados) de la première pale et la face en dépression (extrados) de la deuxième pale génère un écoulement de passage (connu également sous le terme de « crossflow » en anglais) qui transporte les gaz vers l’extrados.
En extrémité de pale, c’est-à-dire à la jonction entre l’aubage et le moyeu ou entre l’aubage et le carter, un décollement de coin (connu également sous le terme de « corner separation » en anglais) et un tourbillon (connu également sous le terme de « corner vortex » en anglais) peuvent se produire. Ce décollement génère des pertes de pression ainsi qu’un blocage aérodynamique. Ce dernier est problématique en termes d’opérabilité. Pour des incidences élevées du flux arrivant sur le redresseur, c’est-à-dire lorsque la direction d’écoulement des gaz en amont du redresseur fait un angle important avec une direction du bord d’attaque de la pale, ce décollement de coin s’amplifie jusqu’à provoquer un décrochage de la couche limite sur la pale qui ne peut plus assurer la déviation de l’écoulement.
La réduction des performances et de l’opérabilité des compresseurs est d’autant plus forte que le rapports/centre la distance circonférentielle séparant deux palesset la corde d’une palecest grand. Pour les moteurs allégés avec un nombre réduit de pales et rendus plus compacts axialement par des cordes raccourcies, ce rapports/cest plus important, rendant les effets d’autant plus problématiques.
Il y a donc un besoin pour une nouvelle géométrie permettant de corriger ces problèmes et d'améliorer les performances en termes de rendement des équipements notamment à forte incidence du flux entrant dans le redresseur.
Un but de l’invention est de proposer une pièce statorique d’une turbomachine dont la géométrie améliore l’écoulement des fluides par rapport à l’art antérieur.
Le but est atteint dans le cadre de la présente invention grâce à une pièce statorique d’une turbomachine comprenant une plateforme, une pale et une ailette, la pale et l’ailette s’étendant à partir de la plateforme, la plateforme un extrados de la pale et l’ailette définissant entre elles un canal d’écoulement de gaz, le canal présentant une section dans un plan normal à un axe de la turbomachine, ayant une aire qui décroît continument d’amont en aval en référence à un sens général d’écoulement des gaz à travers la turbomachine.
D’une part l’ailette proposée limite l’écoulement de passage qui est dirigé vers l’extrados. D’autre part l’ailette définit entre elle et l’extrados un canal dans lequel le fluide s’écoule. Ce canal présente une section qui diminue vers l’aval de sorte que la section vue par le fluide au travers de ce canal se rétrécit. Par conservation du débit dans le canal, l’écoulement du fluide s’accélère vers l’aval dans la direction axiale. Il y a donc accélération du flux côté extrados, ce qui réduit l’épaisseur de la couche limite côté extrados de la pale ainsi que sur la plateforme. Cela réduit également la zone de faible quantité de mouvement associée au décollement de coin responsable du blocage aérodynamique. Ceci est vrai sur une large plage d’incidence, et en particulier aux incidences importantes.
Une telle pièce statorique est avantageusement et optionnellement complétée par les différentes caractéristiques suivantes prises seules ou en combinaison :
- l’extrados et l’ailette sont séparés dans chaque plan normal par une distance décroissant d’amont en aval ;
- l'ailette présente dans chaque plan normal une arête contiguë au canal et présentant une inclinaison par rapport à la plateforme qui décroît d’amont en aval ;
- l'ailette présente une dimension radiale qui décroît d’amont en aval ;
- l’ailette comprend une extrémité amont, la pale présente un point de cambrure maximale et une corde axiale définie comme une longueur d’une projection d’une corde de la pale selon l’axe, l’extrémité amont est située axialement en amont du point de cambrure à une distance inférieure ou égale à 30% de la corde axiale et en aval du point de cambrure à une distance inférieure ou égale à 20% de la corde axiale ; et
- la pale est une première pale, la pièce statorique comprenant une deuxième pale en regard de la première pale, l’ailette étant située entre la première pale et la deuxième pale, chaque pale comprenant un bord d’attaque et une tangente à une ligne de cambrure de la pale au bord d’attaque, les tangentes étant parallèles, pour chaque tangente l’extrémité amont de l’ailette étant située dans un plan normal aux tangentes à une distance de la tangente supérieure ou égale à 5% de la corde axiale.
L’invention porte également sur une turbomachine comprenant une pièce statorique telle qu’on vient de la présenter et sur un aéronef comprenant une telle turbomachine.
DESCRIPTION DES FIGURES
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront encore de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
Claims (8)
- Pièce statorique (20) d’une turbomachine comprenant :
- une plateforme (22),
- une pale (24), et
- une ailette (28),
la pale (24) et l’ailette (28) s’étendant à partir de la plateforme (22),
la plateforme (22), un extrados (25) de la pale (24) et l’ailette (28) définissant entre elles un canal (30) d’écoulement de gaz,
le canal (30) présentant une section, dans un plan normal à un axe (∆) de la turbomachine, ayant une aire qui décroît continument d’amont en aval en référence à un sens général d’écoulement des gaz à travers la turbomachine. - Pièce statorique selon la revendication 1, dans laquelle l’extrados (25) et l’ailette (28) sont séparés dans chaque plan normal par une distance décroissant d’amont en aval.
- Pièce statorique selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle l'ailette (28) présente dans chaque plan normal une arête (29) contiguë au canal (30) et présentant une inclinaison (33) par rapport à la plateforme (22) qui décroît d’amont en aval.
- Pièce statorique selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle l'ailette (28) présente une dimension radiale (31) qui décroît d’amont en aval.
- Pièce statorique selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle :
- l’ailette (28) comprend une extrémité amont (33),
- la pale (24) présente un point de cambrure maximale (35) et une corde axiale (37) définie comme une longueur d’une projection d’une corde (36) de la pale (24) selon l’axe,
- l’extrémité amont (33) est située axialement en amont du point de cambrure (35) à une distance inférieure ou égale à 30% de la corde axiale (37) ou en aval du point de cambrure (35) à une distance inférieure ou égale à 20% de la corde axiale (37). - Pièce statorique selon la revendication 5, dans laquelle la pale (24) est une première pale, la pièce statorique comprenant une deuxième pale (26) en regard de la première pale (24), l’ailette (28) étant située entre la première pale (24) et la deuxième pale (26), chaque pale (24, 26) comprenant un bord d’attaque (52, 39) et une tangente (T1, T2) à une ligne de cambrure (41, 43) de la pale (24, 26) au bord d’attaque (52, 39), les tangentes (T1, T2) étant parallèles, pour chaque tangente (T1, T2) l’extrémité amont (33) de l’ailette (28) étant située dans un plan normal aux tangentes (T1, T2) à une distance de la tangente supérieure ou égale à 5% de la corde axiale (37).
- Turbomachine comprenant une pièce statorique (20) selon l’une des revendications 1 à 6.
- Aéronef comprenant une turbomachine selon la revendication précédente.
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| JPS5254808A (en) * | 1975-10-31 | 1977-05-04 | Hitachi Ltd | Blade arrangement device of fluid machine |
| EP0978632A1 (fr) * | 1998-08-07 | 2000-02-09 | Asea Brown Boveri AG | Turbomachine avec aubes intermédiaires divisant le courant |
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
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| CN117916452A (zh) | 2024-04-19 |
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