FR3137369A1

FR3137369A1 - Integration of a stator blade into a fixing pylon

Info

Publication number: FR3137369A1
Application number: FR2206542A
Authority: FR
Inventors: Eva Julie Lebeault; Anthony BINDER; Laurent SOULAT
Original assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2022-06-29
Filing date: 2022-06-29
Publication date: 2024-01-05

Abstract

Le présent document propose un ensemble propulsif pour aéronef comprenant une turbomachine d’axe longitudinal (X) comprenant une rangée annulaire d’aubes de rotor (102) et une rangée annulaire d'aubes de stator (103) non carénées et montées autour d’un carter (108) de ladite turbomachine, l’ensemble comprenant en outre un pylône de fixation de ladite turbomachine à l’aéronef, ledit pylône s'étendant en aval de ladite rangée annulaire d'aubes de stator, ledit pylône étant aligné avec une aube, dite aube de liaison (104-1), desdites aubes de stator, de façon à former un même élément aérodynamique, etdans lequel le pylône comprend une partie de jonction (106) avec l’aube de liaison, et dans lequel la différence entre le rayon externe (R1) de ladite partie de jonction (106) et le rayon (R2) du carter au niveau de l’aube de liaison (104-1) est comprise entre 75% et 100% de la différence entre le rayon externe (R3) des aubes de rotor (102) et le rayon (R2) du carter au niveau de l’aube de liaison (104). Figure à publier avec l’abrégé : [Fig. 3]This document proposes a propulsion assembly for an aircraft comprising a turbomachine with a longitudinal axis (X) comprising an annular row of rotor blades (102) and an annular row of stator blades (103) not ducted and mounted around a casing (108) of said turbomachine, the assembly further comprising a pylon for fixing said turbomachine to the aircraft, said pylon extending downstream of said annular row of stator blades, said pylon being aligned with a blade, called connecting blade (104-1), of said stator blades, so as to form the same aerodynamic element, and in which the pylon comprises a junction part (106) with the connecting blade, and in which the difference between the external radius (R1) of said junction part (106) and the radius (R2) of the casing at the level of the connecting blade (104-1) is between 75% and 100% of the difference between the radius external (R3) of the rotor blades (102) and the radius (R2) of the casing at the level of the connecting blade (104). Figure to be published with the abstract: [Fig. 3]

Description

Integration of a stator blade into a fixing pylon

Technical field of the invention

Le présent document concerne le domaine des moteurs d'aéronefs de type turbomachine comportant une hélice et un redresseur non carénés. Elle concerne plus particulièrement la fixation d'un tel moteur à l'aéronef en vue de minimiser les perturbations sur le flux d'air traversant les aubes de stator.This document concerns the field of turbomachine type aircraft engines comprising a non-ducted propeller and rectifier. It concerns more particularly the fixing of such an engine to the aircraft with a view to minimizing disturbances to the air flow passing through the stator blades.

State of the prior art

Un exemple de moteur non caréné, également appelé « open rotor » en anglais, est représenté à la . Le moteur 1 à hélice non carénée est attaché à un pylône 2 de maintien sur la structure d'un aéronef, qui n'est pas représenté. Le caractère non caréné de l'ensemble hélice et redresseur offre un taux de dilution bien supérieur aux moteurs à double flux actuels. Le moteur 1 peut être positionné par exemple soit sous une aile soit contre le cône arrière du fuselage de l’aéronef. L'amont et l'aval s'entendent ici par rapport à la direction générale du flux d'air F suivant l'axe X du moteur. Ledit moteur 1 comprend un compartiment générateur de puissance 3 alimenté en flux primaire par une entrée d'air annulaire 4. Le compartiment générateur de puissance 3 entraîne une hélice 5 non carénée placée en amont de l'entrée d'air annulaire 4, comprenant une rangée annulaire d’aubes mobiles 8. Une rangée annulaire 6 d'aubes de stator 9 est fixée au carter 7 du compartiment générateur de puissance 3, en aval de l'entrée d'air annulaire 4. Cette rangée annulaire 6 d'aubes de stator 9 a pour fonction de redresser le flux d'air F entraîné par l'hélice 5, qui passe autour du carter 7 dudit compartiment générateur de puissance 3. Le pylône 2 est fixé au carter 7 du compartiment générateur de puissance 3, en aval de la rangée annulaire 6 d'aubes de stator 9. En particulier, le pylône 2 comporte une partie structurale 2a qui est décalée axialement de la rangée annulaire 6 d'aubes de stator, en aval de cette dernière.An example of an unducted engine, also called “open rotor” in English, is shown in . The engine 1 with an unducted propeller is attached to a pylon 2 for holding it on the structure of an aircraft, which is not shown. The non-ducted nature of the propeller and rectifier assembly offers a dilution rate much higher than current turbofan engines. The engine 1 can be positioned for example either under a wing or against the rear cone of the fuselage of the aircraft. Upstream and downstream are understood here in relation to the general direction of the air flow F along the axis X of the engine. Said engine 1 comprises a power generator compartment 3 supplied with primary flow by an annular air inlet 4. The power generator compartment 3 drives a non-ducted propeller 5 placed upstream of the annular air inlet 4, comprising a annular row of moving vanes 8. An annular row 6 of stator vanes 9 is fixed to the casing 7 of the power generator compartment 3, downstream of the annular air inlet 4. This annular row 6 of vanes of stator 9 has the function of straightening the air flow F driven by the propeller 5, which passes around the casing 7 of said power generator compartment 3. The pylon 2 is fixed to the casing 7 of the power generator compartment 3, downstream of the annular row 6 of stator blades 9. In particular, the pylon 2 comprises a structural part 2a which is offset axially from the annular row 6 of stator blades, downstream of the latter.

La présence du pylône 2 peut perturbe l'action des aubes de stator sur au moins deux aspects. D'un point de vue aérodynamique, les modifications d'écoulement induites par le pylône remontent au niveau des aubes de stator, voire de l'hélice et peuvent dégrader leur efficacité. D'un point de vue acoustique, le pylône interagit de manière instationnaire avec le sillage de l'hélice et des aubes de stator, ce qui peut créer des sources de bruit.The presence of pylon 2 can disrupt the action of the stator blades on at least two aspects. From an aerodynamic point of view, the flow modifications induced by the pylon rise to the level of the stator blades, or even the propeller, and can degrade their efficiency. From an acoustic point of view, the pylon interacts in an unsteady manner with the wake of the propeller and stator blades, which can create noise sources.

Pour limiter ces perturbations, le pylône 2 comporte une partie aérodynamique 2b, dans sa partie amont contre le carter 7, qui forme une des aubes de la rangée annulaire 6 d'aubes de stator. Néanmoins, l’amélioration apportée par cet agencement reste insuffisante.To limit these disturbances, the pylon 2 includes an aerodynamic part 2b, in its upstream part against the casing 7, which forms one of the blades of the annular row 6 of stator blades. However, the improvement brought by this arrangement remains insufficient.

Le présent document vise à remédier à ces inconvénients.This document aims to remedy these drawbacks.

Le présent document propose un ensemble propulsif pour aéronef comprenant une turbomachine d’axe longitudinal comprenant une rangée annulaire d’aubes de rotor et une rangée annulaire d'aubes de stator non carénées montée autour d’un carter de ladite turbomachine, l’ensemble comprenant en outre un pylône de fixation de ladite turbomachine à l’aéronef, ledit pylône s'étendant en aval de ladite rangée annulaire d'aubes de stator, ledit pylône étant aligné avec une aube, dite aube de liaison, desdites aubes de stator, de façon à former un même élément aérodynamique, etThis document proposes a propulsion assembly for an aircraft comprising a longitudinal axis turbomachine comprising an annular row of rotor blades and an annular row of non-ducted stator blades mounted around a casing of said turbomachine, the assembly comprising furthermore a pylon for fixing said turbomachine to the aircraft, said pylon extending downstream of said annular row of stator blades, said pylon being aligned with a blade, called a connecting blade, of said stator blades, of so as to form the same aerodynamic element, and

dans lequel le pylône comprend une partie de jonction avec l’aube de liaison, et dans lequel la différence entre le rayon externe de ladite partie de jonction et le rayon du carter au niveau de l’aube de liaison est comprise entre 75% et 100% de la différence entre le rayon externe des aubes de rotor et le rayon du carter au niveau de l’aube de liaison.in which the pylon comprises a junction part with the connecting blade, and in which the difference between the external radius of said junction part and the radius of the casing at the level of the connecting blade is between 75% and 100 % of the difference between the outer radius of the rotor blades and the radius of the casing at the connecting blade.

Le dimensionnement de la partie de jonction permet de limiter les perturbations acoustiques et aérodynamique dûes à l’absence de carénage autour des aubes de stator et des aubes de rotor.The dimensioning of the junction part makes it possible to limit acoustic and aerodynamic disturbances due to the absence of fairing around the stator blades and rotor blades.

Le rayon externe de la partie de jonction peut correspondre à la distance radiale entre l’axe longitudinal et la surface radialement externe de la partie de jonction.The outer radius of the joining part may correspond to the radial distance between the longitudinal axis and the radially outer surface of the joining part.

Le rayon externe des aubes de rotor peut être supérieur au rayon externe des aubes de stator.The outer radius of the rotor blades may be greater than the outer radius of the stator blades.

Le rayon externe de l’aube de liaison peut correspondre à la distance radiale entre l’axe longitudinal et la surface radialement externe de l’aube de liaison.The external radius of the connecting blade may correspond to the radial distance between the longitudinal axis and the radially external surface of the connecting blade.

Le rayon externe des aubes de rotor peut correspondre à la distance radiale entre l’axe longitudinal et la surface radialement externe des aubes de rotor. En particulier, les aubes de rotor peuvent présenter les mêmes dimensions, en particulier une même dimension radiale.The outer radius of the rotor blades may correspond to the radial distance between the longitudinal axis and the radially outer surface of the rotor blades. In particular, the rotor blades can have the same dimensions, in particular the same radial dimension.

Le rayon du carter peut correspondre au rayon de la surface intérieure d’une veine aérodynamique délimitée radialement à l’intérieur par ledit carter, au niveau des aubes de stator. En particulier, ce rayon du carter peut être la distance radiale entre l’axe longitudinal et une surface radialement externe dudit carter au niveau des aubes de stator.The radius of the casing may correspond to the radius of the interior surface of an aerodynamic vein delimited radially inside by said casing, at the level of the stator blades. In particular, this radius of the casing may be the radial distance between the longitudinal axis and a radially external surface of said casing at the level of the stator blades.

La rangée annulaire d’aubes de rotor peut être agencée en amont de la rangée annulaire d’aubes de stator.The annular row of rotor blades can be arranged upstream of the annular row of stator blades.

En particulier, la différence entre le rayon externe de ladite partie de jonction et le rayon du carter au niveau de l’aube de liaison peut être comprise entre 85% et 100%, plus particulièrement entre 90% et 100%, et encore plus particulièrement 95% et 100%, de la différence entre le rayon externe des aubes de rotor et le rayon du carter au niveau de l’aube de liaison.In particular, the difference between the external radius of said junction part and the radius of the casing at the level of the connecting blade can be between 85% and 100%, more particularly between 90% and 100%, and even more particularly 95% and 100%, of the difference between the outer radius of the rotor blades and the radius of the casing at the level of the connecting blade.

La rangée annulaire d’aubes de stator peut être configurée pour redresser au moins une partie d'un flux de gaz.The annular row of stator vanes may be configured to straighten at least a portion of a gas flow.

La partie de jonction peut être un tronçon longitudinal du pylône arrangé immédiatement en aval de l’aube de liaison.The junction part can be a longitudinal section of the pylon arranged immediately downstream of the connecting blade.

L’aube de liaison peut être structurellement intégrée, en totalité ou en partie, au pylône. Alternativement, l’aube de liaison peut être structurellement séparée, en totalité, dudit pylône.The connecting blade can be structurally integrated, in whole or in part, into the pylon. Alternatively, the connecting blade can be structurally separated, entirely, from said pylon.

Chaque aube de stator, en particulier l’aube de liaison, peut être au moins partiellement agencée rotative autour d’un axe radial. Cet axe radial peut être perpendiculaire à l’axe longitudinal. Par exemple, chaque aube de stator peut présenter une variation d’angle de calage supérieure à 3°.Each stator blade, in particular the connecting blade, can be at least partially arranged to rotate around a radial axis. This radial axis can be perpendicular to the longitudinal axis. For example, each stator blade can have a variation in pitch angle greater than 3°.

L’aube de liaison peut comprendre une partie fixe fixée d’une part au carter de la turbomachine et d’autre part à la partie de jonction du pylône. L’aube de liaison peut comprendre aussi une partie mobile agencée radialement à l’extérieur de ladite partie fixe et rotative autour de l’axe radial. La partie mobile peut comprendre en outre une pale et un arbre traversant ladite partie fixe.The connecting blade may comprise a fixed part fixed on the one hand to the casing of the turbomachine and on the other hand to the junction part of the pylon. The connecting blade may also include a movable part arranged radially outside said fixed and rotating part around the radial axis. The mobile part may further comprise a blade and a shaft passing through said fixed part.

L’aube de liaison peut comprendre une pale reliée à un arbre agencé du côté du carter. Ledit arbre peut présenter une surface aval longitudinalement espacée du pylône de fixation. Ladite surface aval peut présenter une forme complémentaire à une surface amont de la partie de jonction du pylône de fixation.The connecting blade may comprise a blade connected to a shaft arranged on the side of the casing. Said shaft may have a downstream surface longitudinally spaced from the fixing pylon. Said downstream surface may have a shape complementary to an upstream surface of the junction part of the fixing pylon.

L’aube de liaison peut comprendre un bord d’attaque, une face aval et deux faces aérodynamiques s’étendant de part et d’autre dudit bord d’attaque et de ladite face aval. La partie de jonction peut comprendre une face amont en regard de la face aval de l’aube de liaison et deux faces aérodynamiques s’étendant de part et d’autre de ladite face amont.The connecting blade may comprise a leading edge, a downstream face and two aerodynamic faces extending on either side of said leading edge and said downstream face. The junction part may comprise an upstream face facing the downstream face of the connecting blade and two aerodynamic faces extending on either side of said upstream face.

Ledit ensemble peut comprendre au moins une membrane flexible fixée d’une part à une des faces aérodynamiques de la partie de jonction et d’autre part à une des faces aérodynamiques de l’aube de liaison de sorte à recouvrir latéralement l’espace longitudinal entre la partie de jonction et l’aube de liaison. Ladite membrane permet une continuité aérodynamique entre l’aube de liaison et le pylône.Said assembly may comprise at least one flexible membrane fixed on the one hand to one of the aerodynamic faces of the junction part and on the other hand to one of the aerodynamic faces of the connecting blade so as to laterally cover the longitudinal space between the junction part and the connecting blade. Said membrane allows aerodynamic continuity between the connecting blade and the pylon.

Le pylône peut comprendre une partie agencée en aval de la partie de jonction présentant une dimension radiale supérieure à la dimension radiale des aubes de stator.The pylon may comprise a part arranged downstream of the junction part having a radial dimension greater than the radial dimension of the stator blades.

L’ensemble peut comprendre un mécanisme de contrôle du calage des aubes de stator agencé à l’intérieur du carter.The assembly may include a mechanism for controlling the timing of the stator blades arranged inside the casing.

La turbomachine peut comprendre une entrée annulaire d’air vers une chambre de combustion de ladite turbomachine, ladite entrée annulaire d’air étant agencée axialement entre la rangée annulaire d’aubes de rotor et la rangée annulaire d'aubes de stator. En particulier, ladite entrée annulaire peut être formée entre le carter et un capot portant la rangée annulaire d’aubes de rotor.The turbomachine may comprise an annular air inlet towards a combustion chamber of said turbomachine, said annular air inlet being arranged axially between the annular row of rotor blades and the annular row of stator blades. In particular, said annular inlet can be formed between the casing and a cover carrying the annular row of rotor blades.

Le nombre d’aubes de rotor peut être différent du nombre d’aubes de stator. Cet agencement permet de réduire le bruit de la turbomachine. En effet, lorsque le nombre des aubes de rotor est égal à celui des aubes de stator, l’ensemble de sillage des aubes de rotor interagit avec les aubes de stator simultanément, ce qui augmente les niveaux sonores.The number of rotor blades may be different from the number of stator blades. This arrangement makes it possible to reduce the noise of the turbomachine. Indeed, when the number of rotor blades is equal to that of the stator blades, the wake assembly of the rotor blades interacts with the stator blades simultaneously, which increases the sound levels.

La rangée annulaire d’aubes de rotor et/ou la rangée annulaire d'aubes de stator comprend entre 3 et 25 aubes de rotor, respectivement de stator.The annular row of rotor blades and/or the annular row of stator blades comprises between 3 and 25 rotor blades, respectively stator blades.

Selon un mode de réalisation, un paramètre de solidité peut être défini comme le rapport entre d’une part la corde des aubes de stator, c’est-à-dire la dimension axiale des aubes de stator au niveau de leur surface radialement externe, et d’autre part l’espacement entre deux aubes de stator consécutives dans la direction azimutale. Le paramètre de solidité peut être inférieur à 3 sur l’ensemble de l’envergure, en particulier inférieur à 1 du côté amont des aubes de stator.According to one embodiment, a solidity parameter can be defined as the ratio between on the one hand the chord of the stator blades, that is to say the axial dimension of the stator blades at the level of their radially external surface, and on the other hand the spacing between two consecutive stator blades in the azimuthal direction. The solidity parameter can be less than 3 over the entire span, in particular less than 1 on the upstream side of the stator blades.

La partie de jonction peut être fixée au second carter par tout moyen de fixation approprié, par exemple par soudage, vissage, etc.The junction part can be fixed to the second casing by any suitable fixing means, for example by welding, screwing, etc.

Le présent document concerne encore un aéronef comprenant un ensemble tel que précité.This document also relates to an aircraft comprising an assembly as mentioned above.

Brief description of the figures

déjà décrite représente un exemple de moteur d’aéronef selon l’art antérieur, already described represents an example of an aircraft engine according to the prior art,

représente un premier exemple de réalisation d’un assemblage d’une turbomachine sans carénage, represents a first example of producing an assembly of a turbomachine without fairing,

représente un deuxième exemple de réalisation d’un assemblage d’une turbomachine sans carénage, represents a second example of producing an assembly of a turbomachine without fairing,

la figure 4a représente une première coupe H2 d’une aube de stator de la turbomachine de la et la figure 4b représente une seconde coupe H1 de ladite aube de stator de la turbomachine de la , Figure 4a represents a first section H2 of a stator blade of the turbomachine of the and Figure 4b represents a second section H1 of said stator blade of the turbomachine of the ,

représente un troisième exemple de réalisation d’un assemblage d’une turbomachine sans carénage, represents a third example of producing an assembly of a turbomachine without fairing,

la figure 6a représente une première coupe H2 d’une aube de stator de la turbomachine de la et la figure 6b représente une seconde coupe H1 de ladite aube de stator de la turbomachine de la , Figure 6a represents a first section H2 of a stator blade of the turbomachine of the and Figure 6b represents a second section H1 of said stator blade of the turbomachine of the ,

représente une coupe de l’aube de stator de la turbomachine de la selon un quatrième exemple de réalisation. represents a section of the stator blade of the turbomachine of the according to a fourth embodiment.

Detailed description of the invention

La représente une partie d’une turbomachine d’axe longitudinal X à hélices non carénées, également appelée « open rotor » en anglais. La turbomachine comprend, de l’amont vers l’aval, une rangée annulaire d’aubes de rotor 102, montée autour d’un premier carter 112, et une rangée annulaire d’aubes de stator 103, montée autour d’un second carter 108. Le premier carter 112 forme un cône d’entrée à l’amont de la turbomachine.There represents part of a turbomachine of longitudinal axis X with unducted propellers, also called "open rotor" in English. The turbomachine comprises, from upstream to downstream, an annular row of rotor blades 102, mounted around a first casing 112, and an annular row of stator blades 103, mounted around a second casing 108. The first casing 112 forms an inlet cone upstream of the turbomachine.

Une ouverture annulaire 110 sépare le premier carter 112 et le second carter 108. L’ouverture annulaire 110 est aménagée axialement entre la rangée annulaire d’aubes de rotor 102 et la rangée annulaire d’aubes de stator 103 et permet le passage d’un flux d’air F vers une chambre de combustion de la turbomachine, non représentée.An annular opening 110 separates the first casing 112 and the second casing 108. The annular opening 110 is arranged axially between the annular row of rotor blades 102 and the annular row of stator blades 103 and allows the passage of a air flow F towards a combustion chamber of the turbomachine, not shown.

Le montage de la turbomachine à un aéronef, par exemple à une aile ou le cône arrière du fuselage dudit aéronef, est assuré par un mât d’assemblage, ou pylône, qui d’une part est relié à l’aéronef et d’autre part à une partie de jonction 106 attachée au second carter 108.The mounting of the turbomachine to an aircraft, for example to a wing or the rear cone of the fuselage of said aircraft, is ensured by an assembly mast, or pylon, which on the one hand is connected to the aircraft and on the other part to a junction part 106 attached to the second casing 108.

La partie de jonction 106 est jointe à une des aubes de stator, dite aube de liaison 104, de sorte à former un même élément aérodynamique. Cet agencement permet de limiter les nuisances sonores générées par la turbomachine.The junction part 106 is joined to one of the stator blades, called the connecting blade 104, so as to form the same aerodynamic element. This arrangement makes it possible to limit the noise pollution generated by the turbomachine.

Pour limiter encore plus les perturbations dues à l’absence de carénage, la partie de jonction 106 est dimensionnée de sorte que la différence entre le rayon externe R1 de la partie de jonction 106 et le rayon R2 du second carter 108 au niveau de l’aube de liaison 104 est comprise entre 75% et 100% de la différence entre le rayon externe R3 des aubes de rotor 102 et le rayon R1 du second carter 108 au niveau de l’aube de liaison 104, c’est-à-dire au niveau de l’ancrage de l’aube de liaison 104.To further limit the disturbances due to the absence of fairing, the junction part 106 is dimensioned so that the difference between the external radius R1 of the junction part 106 and the radius R2 of the second casing 108 at the level of the connecting blade 104 is between 75% and 100% of the difference between the external radius R3 of the rotor blades 102 and the radius R1 of the second casing 108 at the level of the connecting blade 104, that is to say at the level of the anchoring of the connecting blade 104.

Dans le mode de réalisation de la , le calage des aubes de stator et/ou des aubes de rotor n’est pas variable.In the embodiment of the , the timing of the stator blades and/or rotor blades is not variable.

Selon le mode de réalisation représenté aux figures 3 et 4, l’aube de liaison 104-1 est agencée rotative autour d’un axe radial Y, de sorte que le calage de l’aube de liaison 104-1 est variable. A cet effet, l’aube de liaison 104-1 comprend une partie mobile 114 portant un arbre 118 lequel s’étend radialement vers l’intérieur du second carter 108. L’aube de liaison 104-1 comprend aussi une partie fixe 116 traversée par ledit arbre 118.According to the embodiment shown in Figures 3 and 4, the connecting vane 104-1 is arranged to rotate around a radial axis Y, so that the setting of the connecting vane 104-1 is variable. For this purpose, the connecting blade 104-1 comprises a movable part 114 carrying a shaft 118 which extends radially towards the inside of the second casing 108. The connecting blade 104-1 also comprises a fixed part 116 passing through by said tree 118.

La partie mobile 114 présente un profil aérodynamique, représenté par une coupe à la figure 4a, au niveau de l’axe H2. La partie mobile 114 présente un bord d’attaque 126-1, une face aval 126-2 et deux faces aérodynamiques 124-1 et 124-2 s’étendant de part et d’autre du bord d’attaque 126-1 et de la face aval 126-2. La face aval 126-2 peut être configurée pour former un bord de fuite.The mobile part 114 has an aerodynamic profile, represented by a section in Figure 4a, at the level of the axis H2. The movable part 114 has a leading edge 126-1, a downstream face 126-2 and two aerodynamic faces 124-1 and 124-2 extending on either side of the leading edge 126-1 and the downstream face 126-2. The downstream face 126-2 can be configured to form a trailing edge.

De façon similaire, la partie fixe 116 présente un profil aérodynamique représenté par une coupe à la figure 4b, au niveau de l’axe H1. La partie fixe 116 présente un bord d’attaque 128 et deux faces aérodynamiques 130-1 et 130-2 s’étendant de part et d’autre du bord d’attaque 128-1.Similarly, the fixed part 116 has an aerodynamic profile represented by a section in Figure 4b, at the level of the axis H1. The fixed part 116 has a leading edge 128 and two aerodynamic faces 130-1 and 130-2 extending on either side of the leading edge 128-1.

La partie de jonction 106 est reliée à l’aval à une partie aval 122 du mât d’assemblage et présente deux faces aérodynamiques 106-1 et 106-2.The junction part 106 is connected downstream to a downstream part 122 of the assembly mast and has two aerodynamic faces 106-1 and 106-2.

De préférence, les faces aérodynamiques 130-1 et 130-2 de la partie fixe 116 et les faces aérodynamiques 106-1 et 106-2 de la partie de jonction 106 sont configurées pour assurer une continuité aérodynamique entre la partie fixe 116 et la partie de jonction 106.Preferably, the aerodynamic faces 130-1 and 130-2 of the fixed part 116 and the aerodynamic faces 106-1 and 106-2 of the junction part 106 are configured to ensure aerodynamic continuity between the fixed part 116 and the part junction 106.

L’arbre 118 est monté dans un mécanisme de contrôle 120 du calage des aubes de stator. Le mécanisme de contrôle 120 est configuré pour piloter l’incidence des aubes de stator en particulier de l’aube de liaison 104-1. Le calage de toutes les aubes de stator et/ou de toutes les aubes de rotor peut être variable.The shaft 118 is mounted in a mechanism 120 for controlling the timing of the stator blades. The control mechanism 120 is configured to control the incidence of the stator vanes, in particular the connecting vane 104-1. The timing of all stator blades and/or rotor blades may be variable.

La partie aval 122 du mât d’assemblage présente une épaisseur radiale supérieure à celle de la partie de jonction 106.The downstream part 122 of the assembly mast has a radial thickness greater than that of the junction part 106.

La partie fixe 116 peut être fixée au second carter 108 par tout moyen de fixation approprié, par exemple par soudage, vissage, etc.The fixed part 116 can be fixed to the second casing 108 by any suitable fixing means, for example by welding, screwing, etc.

Selon le mode de réalisation représenté aux figures 5 et 6, l’aube de liaison 104-2 est aussi agencée rotative autour de l’axe radial Y, de sorte que le calage de l’aube de liaison 104-2 est variable. A cet effet, l’aube de liaison 104-2 comprend une partie mobile 214 portant un arbre 218 lequel s’étend radialement vers l’intérieur du second carter 108.According to the embodiment shown in Figures 5 and 6, the connecting vane 104-2 is also arranged to rotate around the radial axis Y, so that the setting of the connecting vane 104-2 is variable. For this purpose, the connecting blade 104-2 comprises a movable part 214 carrying a shaft 218 which extends radially towards the inside of the second casing 108.

La partie mobile 114 présente un profil aérodynamique, représenté par une coupe à la figure 6a, au niveau de l’axe H2. La partie mobile 214 présente un bord d’attaque 226-1, une face aval 226-2 et deux faces aérodynamiques 224-1 et 224-2 s’étendant de part et d’autre du bord d’attaque 226-1 et de la face aval 226-2. La face aval 226-2 peut être configurée pour former un bord de fuite.The mobile part 114 has an aerodynamic profile, represented by a section in Figure 6a, at the level of the axis H2. The movable part 214 has a leading edge 226-1, a downstream face 226-2 and two aerodynamic faces 224-1 and 224-2 extending on either side of the leading edge 226-1 and the downstream face 226-2. The downstream face 226-2 can be configured to form a trailing edge.

De façon similaire, l’arbre 218 présente aussi un profil aérodynamique représenté par une coupe à la figure 6b, au niveau de l’axe H1. L’arbre 216 présente un bord d’attaque 228-1, une face aval 228-2 et deux faces aérodynamiques 230-1 et 230-2 s’étendant de part et d’autre du bord d’attaque 228-1.Similarly, the shaft 218 also has an aerodynamic profile represented by a section in Figure 6b, at the level of the axis H1. The shaft 216 has a leading edge 228-1, a downstream face 228-2 and two aerodynamic faces 230-1 and 230-2 extending on either side of the leading edge 228-1.

La partie de jonction 106 est reliée à l’aval à une partie aval 122 du mât d’assemblage et présente deux faces aérodynamiques 106-1 et 106-2. La partie de jonction 106 présente aussi une face amont 106-3 agencée à distance de la face aval 228-2, de sorte à maintenir un espace 202 entre ces deux surfaces 106-3 et 228-2. En particulier, la face amont 106-3 de la partie de jonction 106 présente une forme complémentaire à la surface aval 228-2 de l’arbre 216, de sorte à permettre la rotation de l’arbre 216 lors de la variation du calage de l’aube de liaison 104-2.The junction part 106 is connected downstream to a downstream part 122 of the assembly mast and has two aerodynamic faces 106-1 and 106-2. The junction part 106 also has an upstream face 106-3 arranged at a distance from the downstream face 228-2, so as to maintain a space 202 between these two surfaces 106-3 and 228-2. In particular, the upstream face 106-3 of the junction part 106 has a shape complementary to the downstream surface 228-2 of the shaft 216, so as to allow the rotation of the shaft 216 during the variation of the timing of the connecting blade 104-2.

De préférence, les faces aérodynamiques 230-1 et 230-2 de la partie fixe 116 et les faces aérodynamiques 106-1 et 106-2 de la partie de jonction 106 sont configurées pour assurer une continuité aérodynamique entre l’arbre 218 et la partie de jonction 106.Preferably, the aerodynamic faces 230-1 and 230-2 of the fixed part 116 and the aerodynamic faces 106-1 and 106-2 of the junction part 106 are configured to ensure aerodynamic continuity between the shaft 218 and the part junction 106.

Un mécanisme de contrôle 120 du calage des aubes de stator est relié à l’arbre 216 et est configuré pour piloter l’incidence des aubes de stator en particulier de l’aube de liaison 104-2.A mechanism 120 for controlling the timing of the stator vanes is connected to the shaft 216 and is configured to control the incidence of the stator vanes, in particular the connecting vane 104-2.

Pour limiter la perturbation aérodynamique créée par l’espace 202, des membranes flexibles 204-1 et 204-2 sont prévues pour couvrir ledit espace 202 dans le troisième exemple de réalisation de la . Chaque membrane flexible 204-1 et 204-2 est agencée pour relier la surface aérodynamique 230-1 et 230-2 de l’arbre 216 à la surface aérodynamique 106-1 et 106-2 de la partie de jonction 106, respectivement.To limit the aerodynamic disturbance created by the space 202, flexible membranes 204-1 and 204-2 are provided to cover said space 202 in the third embodiment of the . Each flexible membrane 204-1 and 204-2 is arranged to connect the aerodynamic surface 230-1 and 230-2 of the shaft 216 to the aerodynamic surface 106-1 and 106-2 of the junction part 106, respectively.

Les membranes flexibles 204-1 et 204-2 s’étendent radialement depuis le second carter 108 jusqu’à la hauteur de l’arbre 218 au niveau du commencement de la partie mobile 214.The flexible membranes 204-1 and 204-2 extend radially from the second casing 108 to the height of the shaft 218 at the level of the beginning of the movable part 214.

Le nombre d’aubes de rotor 102 est différent du nombre d’aubes de stator 103. En particulier, la rangée annulaire d’aubes de rotor 102 et/ou la rangée annulaire d'aubes de stator 103 comprend entre 3 et 25 aubes de rotor, respectivement de stator.The number of rotor blades 102 is different from the number of stator blades 103. In particular, the annular row of rotor blades 102 and/or the annular row of stator blades 103 comprises between 3 and 25 blades of rotor, respectively stator.

En outre, le rayon externe des aubes de rotor 102 est supérieur au rayon des aubes de stator 103.Furthermore, the outer radius of the rotor blades 102 is greater than the radius of the stator blades 103.

La partie de jonction 106 peut être fixée au second carter 108 par tout moyen de fixation approprié, par exemple par soudage, vissage, etc.The junction part 106 can be fixed to the second casing 108 by any suitable fixing means, for example by welding, screwing, etc.

Claims

Propulsion assembly for an aircraft comprising a longitudinal axis turbomachine (X) comprising an annular row of rotor blades (102) and an annular row of stator blades (103) not ducted and mounted around a casing (108) of said turbomachine, the assembly further comprising a pylon (122) for fixing said turbomachine to the aircraft, said pylon extending downstream of said annular row of stator blades, said pylon being aligned with a blade, said connecting blade (104,104-1,104-2), said stator blades, so as to form the same aerodynamic element, and
in which the pylon comprises a junction part (106) with the connecting blade, and in which the difference between the external radius (R1) of said junction part (106) and the radius (R2) of the casing at the level of the connecting blade (104,104-1,104-2) is between 75% and 100% of the difference between the external radius (R3) of the rotor blades (102) and the radius (R2) of the casing at the level of the connecting blade (104).

Assembly according to claim 1, in which each stator blade is at least partially rotatably arranged around a radial axis (Y).

Assembly according to claim 2, in which the connecting blade (104-1) comprises a fixed part (116) fixed on the one hand to the casing (108) of the turbomachine and on the other hand to the junction part (106 ) of the pylon, the connecting blade also comprising a movable part (114) arranged radially outside said fixed and rotating part around the radial axis (Y), the movable part further comprising a blade and a shaft (118) passing through said fixed part (116).

Assembly according to claim 2, in which the connecting blade (104-2) comprises a blade connected to a shaft (216) arranged on the side of the casing (108), said shaft having a downstream surface (228-2) longitudinally spaced of the fixing pylon, and in which said downstream surface (228-2) has a shape complementary to an upstream surface (106-3) of the junction part (106) of the fixing pylon.

Assembly according to the preceding claim, in which the connecting blade (104-2) comprises a leading edge (226-1), a downstream face (226-2) and two aerodynamic faces (230-1,230-2) extending on either side of said leading edge and said downstream face, the junction part (106) comprises an upstream face (106-3) facing the downstream face (228-2) of the blade connection and two aerodynamic faces (106-1,106-2) extending on either side of said upstream face (106-3), said assembly comprising at least one flexible membrane (204-1,204-2) fixed by on the one hand to one of the aerodynamic faces (106-1,106-2) of the junction part (106) and on the other hand to one of the aerodynamic faces (230-1,230-2) of the connecting blade so as to cover laterally the longitudinal space (202) between the junction part and the connecting blade.

Assembly according to one of the preceding claims, in which the pylon comprises a part (122) arranged downstream of the junction part (106) having a radial dimension greater than the radial dimension of the stator blades.

Assembly according to one of the preceding claims, comprising a mechanism (120) for controlling the timing of the stator blades arranged inside the casing (108).

Assembly according to one of the preceding claims, in which the turbomachine comprises an annular air inlet (110) towards a combustion chamber of said turbomachine, said annular air inlet being arranged axially between the annular row of rotor blades (102) and the annular row of stator vanes (103).

Assembly according to one of the preceding claims, in which the number of rotor blades (102) is different from the number of stator blades (103).

Aircraft comprising an assembly according to one of the preceding claims.