WO2017017392A1 - Ensemble de redressement de flux d'air a performances aerodynamiques ameliorees - Google Patents

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WO2017017392A1
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Vianney Christophe Marie MANIERE
Henri-Marie DAMEVIN
Philippe Jacques Pierre Fessou
Sébastien Nicolas JUIGNÉ
Michaël Franck Antoine SCHVALLINGER
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Safran Aircraft Engines
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to a turbomachine flow rectification assembly, and a turbomachine comprising such a set.
  • the invention applies in particular to turbomachines of the double-flow type.
  • a turbofan engine for aerospace propulsion is shown in FIG. It comprises a fan 10 delivering a flow of air, a central portion, called primary flow F P , is injected into a compressor 12 which supplies a turbine 14 driving the fan.
  • the peripheral part, called secondary flow F s , of the air flow is in turn ejected to the atmosphere to provide the bulk of the thrust of the turbomachine 1, after having crossed a fixed ring of blades 20 downstream of the blower.
  • This ring called the rectifier 20 (also known by the acronym OGV for "Outlet Guide Vane”), straighten the secondary air flow at the output of the fan, while limiting losses to the maximum.
  • a structural arm 30 which connects the outer ring of the intermediate casing to the inner shell of the intermediate casing, thus contributing to support and maintain in position the (s) shaft (s) motor and ensure the holding structural of the whole.
  • the structural arms also have the function of allowing the transmission of movement or fluids between the turbomachine and the rest of the aircraft on which it is mounted. To do this, the structural arms are hollow, and can accommodate pipes, shafts, etc..
  • turbomachine In order to improve the aerodynamic performance of a dual-flow turbomachine, it is sought to increase the dilution ratio of the turbomachine, that is to say the ratio between the flow in the secondary vein and the flow in the vein primary.
  • the presence of the structural arm 30 and other intrusive mechanical organs protruding into the secondary vein disturb the flow of air in the secondary vein and limit the improvement of the dilution ratio.
  • the outer diameter of the turbomachine is constrained by the integration of all the elements under the wing of the aircraft to which is attached the turbomachine, while maintaining a sufficient guard between the bottom of the turbomachine once hooked under the wing and the ground (in particular sufficient guard to cross the lights installed on the runways of take-off and landing).
  • some organs are sometimes prominent in the secondary vein.
  • the structural arm is frequently the housing of a radial transmission shaft, the projecting members inside the secondary vein may comprise, at one end of this arm, a gearbox (or TGB for Transfer GearBox) or an intermediate gear for driving the radial shaft (or IGB for Intermediary GearBox).
  • a gearbox or TGB for Transfer GearBox
  • an intermediate gear for driving the radial shaft or IGB for Intermediary GearBox.
  • the object of the invention is to propose a turbomachine air flow rectification assembly, in particular with double-flow, having improved aerodynamics.
  • the invention relates to a turbomachine air flow rectification assembly comprising:
  • stator blade extending from the platform, and - a mechanical member projecting from the platform
  • the straightening assembly being characterized in that it further comprises a fairing of the projecting mechanical member, the fairing having a three-dimensional surface defined by:
  • At least one upstream end point located axially upstream of the mechanical member with respect to the direction of flow of air in the turbomachine
  • downstream end point located axially downstream of the mechanical member, the three-dimensional surface being tangent to the platform at the upstream and downstream endpoints.
  • the assembly according to the invention may further comprise at least one of the following characteristics:
  • stator vane comprises a leading edge, and the axial position of each upstream end point of the three-dimensional surface is defined by:
  • x A is the axial position of the upstream end point of the three-dimensional surface
  • x BA is the axial position of the leading edge of the stator vane
  • c 0GV is the cord of the stator vane
  • x 1K0 ⁇ is the axial position of the upstream end of the mechanical member.
  • the three-dimensional surface is further defined by at least one point of maximum height with respect to the platform to the right of a point of maximum height of the mechanical member relative to the platform, and the three-dimensional surface has, between this point and a downstream end point, a slope less than 30%.
  • the assembly may further comprise a structural arm extending radially with respect to the axis, and the three-dimensional surface of the fairing may be defined by an upstream end point on the side of the intrados of the structural arm, and a point upper end of the extrados side, said points having axial positions at most 0.1 c OG .
  • the assembly may further comprise a structural arm extending radially relative to the axis, and the three-dimensional surface of the fairing may be defined by a downstream end point on the side of the intrados of the structural arm, and a point downstream end of the extrados side, said points having axial positions at most 0.1 c OG .
  • the assembly may further comprise a structural arm extending radially with respect to the axis, wherein the three-dimensional surface of the fairing has a larger section measured along an axis orthogonal to the first, and the surface is further defined by two lateral extreme points corresponding to the ends of said larger section respectively of the intrados and extrados side of the structural arm (30), the axial positions of said points being separated by at most 0.1c OGK .
  • the three-dimensional surface can also be defined by a point of maximum height with respect to the platform on the side of the intrados of the structural arm and a point of maximum height with respect to the platform on the side of the upper surface of the structural arm, and the axial positions of the lateral extreme points and the points of maximum height are at most 0 c ocv apart .
  • the three-dimensional surface of the fairing can be tangent to the platform at the extreme lateral points.
  • the protruding mechanical member may be one of the group comprising:
  • the invention also relates to a turbomachine, comprising a set of air flow rectification according to the foregoing description.
  • the proposed fairing allows, by covering the mechanical members projecting in the air flow channel, while proposing a continuity of tangency between the surface of the fairing and the support platform of the stator vanes and the structural arm, to limit the disturbances of the flow of air in the vein.
  • the fairing extends from at least a quarter of the cord of the stator blade to limit the size of the vein and the rise of static pressure distortion.
  • FIG. 1 previously described represents an example of a turbomachine
  • FIG. 2a represents a top view of an air flow rectification assembly according to an embodiment of FIG.
  • FIG. 2b shows a cross-sectional view of an air flow rectification assembly according to a sectional plane identified in FIG. 2a.
  • FIG. 2c shows a view of a rectification assembly of the flow of air. air on the intrados side of the structural arm.
  • FIG. 2a to 2c there is shown a set of air flow rectification of a turbomachine double-flow.
  • This assembly comprises a platform 15 which is constituted by an inner or outer ring 20 of secondary flow straightener vanes F s of air flowing in the turbomachine.
  • Stator blades 20 may also be referred to by the acronym OGV for Outlet Guide Vane.
  • the platform 15 is a crown centered on an axis X-X, this axis being the main axis of the turbomachine.
  • the assembly also comprises at least one straightener blade 20 extending from the platform, radially about the axis XX, FIG. 2a being a developed view of an angle sector covered by two vanes. 20 of straightener extending on either side of a structural arm.
  • the stator vane 20 has a leading edge 21 whose axial position is denoted X B A, a trailing edge 22, and a chord C 0 GV, which is the distance, measured in the direction of the axis XX between the leading edge 21 and the trailing edge 22.
  • the assembly comprises a structural arm 30.
  • the structural arm is advantageously, but not exclusively, of the "integrated stator vane" type, that is to say that it comprises an end portion upstream 31 having the profile of a stator vane. This is the case in the example shown in FIG. 2a.
  • the structural arm 30 further comprises a hollow zone 32 called "prohibited design" (or KOZ for Keep-Out Zone) which is a housing dedicated to the implantation of mechanical elements necessary for the operation of the turbomachine such as servitudes, and in particular the housing of pipes, for example oil or fuel, electrical connections, one or more shafts, etc.
  • a hollow zone 32 called “prohibited design” (or KOZ for Keep-Out Zone) which is a housing dedicated to the implantation of mechanical elements necessary for the operation of the turbomachine such as servitudes, and in particular the housing of pipes, for example oil or fuel, electrical connections, one or more shafts, etc.
  • the assembly also comprises a mechanical member 40 projecting into the airflow channel from the platform 15. This mechanical member is located at one end of the structural arm 30 and, for the integration reasons indicated in introduction, emerges inside the vein.
  • the mechanical member 40 may comprise, in the case where the structural arm 30 houses a radial transmission shaft, an end of this shaft, a gearbox of this shaft (or Transfer Gear Box) or an intermediate gear of training of this tree (or Intermediary Gearbox). In the case where the structural arm 30 houses servitudes, the mechanical member 40 may also or alternatively comprise electrical connection elements, hydraulic (oil or kerosene lines), or pneumatic.
  • the assembly further comprises a fairing 50 of the projecting mechanical member, that is to say a wall covering this body having an aerodynamic shape limiting disturbances of the flow of air flowing into the vein.
  • the fairing has a three-dimensional surface whose geometry depends on that of the mechanical member 40.
  • the mechanical member 40 is parameterized by:
  • This width is parameterized by the positions YeKoz and y iK oz, on a YY axis orthogonal to the axis XX and orthogonal to an axis radially around X (YY is thus tangential to a circle centered on the axis XX), ends of this width respectively of the extrados side and the intrados side of the structural arm 30.
  • the positions ⁇ ⁇ ⁇ and y iK oz on the YY axis are measured relative to an origin taken in the middle of the forbidden zone of drawing 32.
  • the three-dimensional surface of the shroud 50 is also parameterized by a set of points.
  • Aj and A e denote the upstream end points with respect to the air flow of the three-dimensional surface of the fairing 50, respectively on the intrados and on the extrados side of the structural arm 30.
  • the upstream end points A 1 and A e are preferably axially aligned, but a tolerance is allowed such that their axial positions are at most one tenth of the cord of the stator vane:
  • each upstream end point is upstream of the upstream end of the mechanical member 40:
  • the three-dimensional surface of the shroud 50 is advantageously tangential to the platform 15 at the upstream end points A and A e . Indeed, it results in a continuity between the platform surface and that of the fairing which limits the disturbances on the air flow and maintains good aerodynamic performance.
  • each upstream end point is advantageously distant from the leading edge 21 of the stator vanes 20 by at least a quarter of the dawn rope:
  • the downstream end points C 1 and C e are preferably axially aligned, but a tolerance is allowed such that their axial positions are at most one tenth of the cord of the stator vane: x c t - x c e ⁇ 0.1c OG ⁇
  • each downstream end point of the fairing surface 50 is located downstream of the downstream end of the mechanical member 40:
  • the three-dimensional surface of the fairing 50 is also tangent to the platform 15 at the downstream end points Q and C e , in order to limit the disturbances of the flow of air in the vein. .
  • the three-dimensional surface of the shroud 50 is also parameterized by two points D ,, D e of maximum height measured radially with respect to the X-X axis, respectively of the intrados and extrados sides of the structural arm.
  • r Di and r De respectively the radial distance of these points with respect to the axis, and x Di and x of their axial position.
  • the points of maximum height D ,, D e have the same axial position as the point of maximum height h K oz of the mechanical member 40.
  • the points D ,, D e are advantageously aligned axially, to one tenth of the string of the vane 20 of the straightener:
  • the axial position of the downstream end points is adapted to that of the points of maximum height to limit the slope of the three-dimensional surface to less than 30%.
  • the minimization of the slope makes it possible to reduce the unfavorable pressure gradients and to avoid the detachment of the flow.
  • the three-dimensional surface is parameterized by two extreme lateral points B ,, B e . These points correspond to the ends of the largest cross section of the mechanical member 40 measured along the axis YY. We denote x B i and x Be the axial positions of these points, and y B i and y Be their position along the axis YY with respect to the center of the forbidden zone of drawing 32.
  • the points B 1, B e are advantageously aligned axially, to one tenth of the string of the vane 20 of the straightener:
  • the three-dimensional surface of the fairing 50 is advantageously tangential to the platform 15 at the points B and B e to limit the disturbances of the flow of air in the vein.
  • the axial positions of the lateral extreme points and the points of maximum height are advantageously distant at most one tenth of the cord of the stator vane 20.
  • the parameterization indicated above thus makes it possible to preserve the aerodynamic performances of the secondary vein of a double-flow turbomachine, and thus to improve the dilution ratio, without impacting the ground clearance of the aircraft on which the turbomachine is installed.

Abstract

L'invention proposée est un ensemble de redressement de flux d'air de turbomachine comprenant : - une plate-forme (15) cylindrique centrée sur un axe (X-X), - au moins une aube (20) de redresseur s'étendant à partir de la plate-forme, - un bras structural (30) s'étendant radialement par rapport à l'axe, et - un organe mécanique (40) en saillie à partir de la plate-forme (15), ledit organe mécanique (40) étant l'un parmi le groupe comprenant : - un arbre radial, - une boite de renvoi d'angle d'un arbre radial, - un élément de connexion électrique, hydraulique ou pneumatique, - engrenage intermédiaire d'entraînement d'un arbre radial, l'ensemble de redressement comprenant en outre un carénage (50) de l'organe mécanique en saillie, le carénage présentant une surface tridimensionnelle définie par : - au moins un point d'extrémité amont (Ai, Ae ) situé axialement en amont de l'organe mécanique (40) par rapport à la direction d'écoulement de l'air dans la turbomachine, et - au moins un point d'extrémité aval (Ci, Ce ) situé axialement en aval de l'organe mécanique, la surface tridimensionnelle étant tangente à la plate-forme aux points d'extrémités amont et aval (Ai, Ae, Ci, Ce ), et présentant une plus grande section mesurée selon un axe (Y-Y) orthogonal au premier,et dans lequel la surface tridimensionnelle est en outre définie par deux points extrêmes latéraux (Bi, Be ) correspondant aux extrémités de ladite plus grande section respectivement du côté intrados et extrados du bras structural (30), les positions axiales desdits points étant distantes d'au plus 0,1 CQGV - où COGV est la corde de l'aube (20) de redresseur.

Description

ENSEMBLE DE REDRESSEMENT DE FLUX D'AIR A PERFORMANCES
AERODYNAMIQUES AMELIOREES
DOMAINE DE L'INVENTION
L'invention concerne un ensemble de redressement de flux de turbomachine, et une turbomachine comprenant un tel ensemble. L'invention s'applique notamment aux turbomachines de type à double-flux. ETAT DE LA TECHNIQUE
Une turbomachine à double flux pour la propulsion aéronautique est représentée en figure 1 . Elle comprend une soufflante 10 délivrant un flux d'air dont une partie centrale, appelée flux primaire FP, est injectée dans un compresseur 12 qui alimente une turbine 14 entraînant la soufflante.
La partie périphérique, appelée flux secondaire Fs, du flux d'air est quant à elle éjectée vers l'atmosphère pour fournir la majeure partie de la poussée de la turbomachine 1 , après avoir franchi une couronne d'aubes 20 fixes disposée en aval de la soufflante. Cette couronne, appelée redresseur 20 (également connue sous l'acronyme anglais OGV pour « Outlet Guide Vane »), permet de redresser le flux d'air secondaire en sortie de la soufflante, tout en limitant les pertes au maximum.
Sur la même figure est représenté un bras structural 30, qui relie la virole externe du carter intermédiaire à la virole interne du carter intermédiaire, en contribuant ainsi à supporter et à maintenir en positions le(s) arbre(s) moteur et assurer la tenue structurale de l'ensemble. Les bras structuraux ont aussi pour fonction de permettre la transmission de mouvement ou de fluides entre la turbomachine et le reste de l'aéronef sur lequel elle est montée. Pour ce faire, les bras structuraux sont creux, et permettent de loger des canalisations, arbres de transmission, etc.
Afin d'améliorer les performances aérodynamiques d'une turbomachine à double-flux, on cherche à augmenter le taux de dilution de la turbomachine, c'est-à- dire le ratio entre le débit dans la veine secondaire et le débit dans la veine primaire.
Or, la présence du bras structural 30 et d'autres organes mécaniques intrusifs saillant dans la veine secondaire perturbent l'écoulement d'air dans la veine secondaire et limitent l'amélioration du taux de dilution. En effet, le diamètre extérieur de la turbomachine est contraint par l'intégration de la totalité des éléments sous l'aile de l'avion auquel est rattachée la turbomachine, tout en conservant une garde suffisante entre le bas de la turbomachine une fois accrochée sous l'aile et le sol (notamment une garde suffisante pour franchir les feux installés sur les pistes de décollage et d'atterrissage). De ce fait, certains organes se trouvent parfois saillants dans la veine secondaire.
Le bras structural étant fréquemment le logement d'un arbre de transmission radial, les organes saillants à l'intérieur de la veine secondaire peuvent comprendre, à une extrémité de ce bras, une boite de renvoi d'angle (ou TGB pour Transfer GearBox) ou un engrenage intermédiaire d'entraînement de l'arbre radial (ou IGB pour Intermediary GearBox).
Il est donc nécessaire de pallier les conséquences aérodynamiques néfastes de ces problématiques d'intégration des éléments mécaniques.
DESCRIPTION DE L'INVENTION
L'invention a pour but de proposer un ensemble de redressement de flux d'air de turbomachine, notamment à double-flux, présentant une aérodynamique améliorée.
A cet égard, l'invention a pour objet un ensemble de redressement de flux d'air de turbomachine comprenant :
une plate-forme cylindrique centrée sur un axe,
au moins une aube de redresseur s'étendant à partir de la plate-forme, et - un organe mécanique en saillie à partir de la plate-forme,
l'ensemble de redressement étant caractérisé en ce qu'il comprend en outre un carénage de l'organe mécanique en saillie, le carénage présentant une surface tridimensionnelle définie par :
au moins un point d'extrémité amont situé axialement en amont de l'organe mécanique par rapport à la direction d'écoulement de l'air dans la turbomachine, et
au moins un point d'extrémité aval situé axialement en aval de l'organe mécanique, la surface tridimensionnelle étant tangente à la plate-forme aux points d'extrémités amont et aval.
Avantageusement, mais facultativement, l'ensemble selon l'invention peut en outre comprendre au moins l'une des caractéristiques suivantes :
l'aube de redresseur comprend un bord d'attaque, et la position axiale de chaque point d'extrémité amont de la surface tridimensionnelle est définie par :
XBA + 0-25cOG|/ < χΑ < X1KOz
où xA est la position axiale du point d'extrémité amont de la surface tridimensionnelle, xBA est la position axiale du bord d'attaque de l'aube de redresseur, c0GV est la corde de l'aube de redresseur, et x1K0∑ est la position axiale de l'extrémité amont de l'organe mécanique.
la surface tridimensionnelle est en outre définie par au moins un point de hauteur maximale par rapport à la plate-forme au droit d'un point de hauteur maximal de l'organe mécanique par rapport à la plate-forme, et la surface tridimensionnelle présente, entre ce point et un point d'extrémité aval, une pente inférieure à 30%.
L'ensemble peut en outre comprendre un bras structural s'étendant radialement par rapport à l'axe, et la surface tridimensionnelle du carénage peut être définie par un point d'extrémité amont du côté de l'intrados du bras structural, et un point d'extrémité amont du côté de l'extrados, lesdits points présentant des positions axiales distantes au plus de 0,1 cOG .
L'ensemble peut en outre comprendre un bras structural s'étendant radialement par rapport à l'axe, et la surface tridimensionnelle du carénage peut être définie par un point d'extrémité aval du côté de l'intrados du bras structural, et un point d'extrémité aval du côté de l'extrados, lesdits points présentant des positions axiales distantes au plus de 0,1 cOG .
L'ensemble peut en outre comprendre un bras structural s'étendant radialement par rapport à l'axe, dans lequel la surface tridimensionnelle du carénage présente une plus grande section mesurée selon un axe orthogonal au premier, et la surface est en outre définie par deux points extrêmes latéraux correspondant aux extrémités de ladite plus grande section respectivement du côté intrados et extrados du bras structural (30), les positions axiales desdits points étant distantes d'au plus 0,1cOGK.
La surface tridimensionnelle peut en outre être définie par un point de hauteur maximale par rapport à la plate-forme du côté de l'intrados du bras structural et un point de hauteur maximale par rapport à la plate-forme du côté de l'extrados du bras structural, et les positions axiales des points extrêmes latéraux et des points de hauteur maximale sont distantes d'au plus 0 cocv.
la surface tridimensionnelle du carénage peut être tangente à la plate-forme aux points extrêmes latéraux.
l'organe mécanique en saillie peut être l'un parmi le groupe comprenant :
o un arbre radial,
o une boite de renvoi d'angle d'un arbre radial,
o un élément de connexion électrique, hydraulique ou pneumatique, o engrenage intermédiaire d'entraînement d'un arbre radial.
L'invention a également pour objet une turbomachine, comprenant un ensemble de redressement de flux d'air selon la description qui précède. Le carénage proposé permet, en recouvrant les organes mécaniques en saillie dans la veine d'écoulement d'air, tout en proposant une continuité de tangence entre la surface du carénage et la plate-forme de support des aubes de redresseur et du bras structural, de limiter les perturbations de l'écoulement d'air dans la veine.
L'application d'un tel ensemble à une turbomachine à double-flux permet donc d'obtenir un meilleur taux de dilution.
Le fait de proposer une pente limitée du côté aval du carénage permet en outre de limiter l'apparition de décollements aérodynamiques.
Enfin le carénage s'étend à partir d'au moins un quart de la corde de l'aube de redresseur pour limiter l'encombrement de la veine ainsi que la remontée de distorsion de pression statique. DESCRIPTION DES FIGURES
D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre d'un mode de réalisation préférentiel.
Cette description sera donnée en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 précédemment décrite représente un exemple de turbomachine, La figure 2a représente une vue de dessus en déroulé d'un ensemble de redressement de flux d'air selon un mode de réalisation de l'invention, La figure 2b représente une vue en coupe transversale d'un ensemble de redressement de flux d'air selon un plan de coupe identifié sur la figure 2a, La figure 2c représente une vue d'un ensemble de redressement de flux d'air du côté intrados du bras structural.
DESCRIPTION DETAILLEE D'AU MOINS UN MODE DE REALISATION DE L'INVENTION
En référence aux figures 2a à 2c, on a représenté un ensemble de redressement de flux d'air d'une turbomachine à double-flux. Cet ensemble comporte une plate-forme 15 qui est constituée par une couronne interne ou externe de support d'aubes 20 de redresseur de flux secondaire Fs d'air s'écoulant dans la turbomachine. Les aubes 20 de redresseur peuvent également être appelées par l'acronyme anglais OGV pour Outlet Guide Vane.
La plate-forme 15 est donc une couronne centrée sur un axe X-X, cet axe étant l'axe principal de la turbomachine.
L'ensemble comporte également au moins une aube 20 de redresseur s'étendant à partir de la plate-forme, radialement autour de l'axe X-X, la figure 2a étant une vue en développé d'un secteur d'angle couvert par deux aubes 20 de redresseur s'étendant de part et d'autre d'un bras structural.
L'aube 20 de redresseur comporte un bord d'attaque 21 dont la position axiale est notée XBA, un bord de fuite 22, et une corde C0GV, qui est la distance, mesurée dans la direction de l'axe X-X, entre le bord d'attaque 21 et le bord de fuite 22.
En outre l'ensemble comprend un bras structural 30.
Le bras structural est avantageusement, mais non limitativement, de type « aube de redresseur intégrée », c'est-à-dire qu'il comprend une partie d'extrémité amont 31 présentant le profil d'une aube de redresseur. C'est le cas sur l'exemple représenté sur la figure 2a.
Le bras structural 30 comprend en outre une zone creuse 32 dite interdite de dessin (ou KOZ pour Keep-Out Zone) qui est un logement dédié à l'implantation d'éléments mécaniques nécessaires au fonctionnement de la turbomachine tels que des servitudes, et notamment au logement de canalisations, par exemple d'huile ou de carburant, de connexions électriques, un ou plusieurs arbres de transmission, etc.
L'ensemble comprend également un organe mécanique 40 en saillie dans la veine d'écoulement d'air à partir de la plate-forme 15. Cet organe mécanique se trouve à une extrémité du bras structural 30 et, pour les raisons d'intégration indiquées en introduction, émerge à l'intérieur de la veine.
L'organe mécanique 40 peut comprendre, dans le cas où le bras structural 30 loge un arbre de transmission radial, une extrémité de cet arbre, une boite de renvoi d'angle de cet arbre (ou Transfer Gear Box) ou un engrenage intermédiaire d'entraînement de cet arbre (ou Intermediary Gearbox). Dans le cas où le bras structural 30 loge des servitudes, l'organe mécanique 40 peut également ou alternativement comprendre des éléments de connexion électrique, hydraulique (canalisations d'huile ou de kérosène), ou pneumatique.
L'ensemble comprend en outre un carénage 50 de l'organe mécanique en saillie, c'est-à-dire une paroi recouvrant cet organe en présentant une forme aérodynamique limitant les perturbations du flux d'air s'écoulant dans la veine.
A cet égard, le carénage présente une surface tridimensionnelle dont la géométrie dépend de celle de l'organe mécanique 40.
L'organe mécanique 40 est paramétré par :
La position axiale de son extrémité amont χ-ικοζ, qui est en aval du bord d'attaque 21 de l'aube 20 de redresseur : x1K0Z≥ XBA
La position axiale de son extrémité aval : Χ2κοζ, qui est en aval de l'extrémité amont : x2K0Z≥ x1K0Z
- La hauteur maximale de l'organe hKoz, c'est-à-dire la distance radiale maximale de l'organe mécanique par rapport à l'axe X-X, et
La plus grande largeur qu'il occupe dans un plan orthogonal à l'axe X-X. Comme visible sur la figure 2b, cette largeur est paramétrée par les positions YeKoz et yiKoz, sur un axe Y-Y orthogonal à l'axe X-X et orthogonal à un axe radial autour de X (Y-Y est donc tangentiel à un cercle centré sur l'axe X-X), des extrémités de cette largeur respectivement du côté extrados et du côté intrados du bras structural 30. Les positions γθκοζ et yiKoz sur l'axe Y-Y sont mesurées par rapport à une origine prise au milieu de la zone interdite de dessin 32.
Alors la surface tridimensionnelle du carénage 50 est également paramétrée par un ensemble de points.
On note ainsi Aj et Ae les points d'extrémité amont par rapport au flux d'air de la surface tridimensionnelle du carénage 50, respectivement du côté intrados et du côté extrados du bras structural 30.
Les points d'extrémité amont A, et Ae sont de préférence alignés axialement mais on autorise une tolérance telle que leurs positions axiales soient distantes d'au plus un dixième de la corde de l'aube de redresseur :
xAi — -t
Afin de recouvrir l'organe mécanique 40, chaque point d'extrémité amont se trouve en amont de l'extrémité amont de l'organe mécanique 40 :
< xlKOZ
De plus, comme représenté sur la figure 2c, la surface tridimensionnelle du carénage 50 est avantageusement tangente à la plate-forme 15 au niveau des points d'extrémité amont A, et Ae. En effet, il en résulte une continuité entre la surface de la plate-forme et celle du carénage qui limite les perturbations sur l'écoulement d'air et maintient de bonnes performances aérodynamiques.
De plus, afin de ne pas perturber le flux d'air en entrée de veine, la position axiale de chaque point d'extrémité amont est avantageusement distante du bord d'attaque 21 des aubes de redresseur 20 d'au moins un quart de la corde de l'aube :
Figure imgf000009_0001
On note C, et Ce les points d'extrémité aval par rapport au flux d'air de la surface tridimensionnelle du carénage 50, respectivement du côté intrados et du côté extrados du bras structural.
Les points d'extrémité aval C, et Ce sont de préférence alignés axialement, mais on autorise une tolérance telle que leurs positions axiales soient distantes d'au plus un dixième de la corde de l'aube de redresseur : xct— xce ± 0.1cOG^
Afin de recouvrir l'organe mécanique 40, chaque point d'extrémité aval de la surface du carénage 50 se trouve en aval de l'extrémité aval de l'organe mécanique 40 :
X2KOZ ≤= xCie
De plus, comme représenté sur la figure 2c, la surface tridimensionnelle du carénage 50 est également tangente à la plate-forme 15 au niveau des points d'extrémité aval Q et Ce, pour limiter les perturbations du flux d'air dans la veine.
La surface tridimensionnelle du carénage 50 est également paramétrée par deux points D,, De de hauteur maximale mesurée radialement par rapport à l'axe X- X, respectivement du côté intrados et du côté extrados du bras structural. On note rDi et rDe respectivement la distance radiale de ces points par rapport à l'axe, et xDi et xDe leur position axiale. Les points de hauteur maximale D,, De ont la même position axiale que le point de hauteur maximale hKoz de l'organe mécanique 40.
Pour que la surface tridimensionnelle recouvre l'organe mécanique 40 on a :
Figure imgf000010_0001
Cependant, pour limiter l'encombrement du carénage dans la veine, les hauteurs des points Di, De sont les plus faibles possibles. On a avantageusement :
1.25hKOZ≥ rD . e≥ hK0Z
Les points D,, De sont avantageusement alignés axialement, à un dixième de la corde de l'aube 20 de redresseur près :
xDi = xDe i O-lCoG
Avantageusement, la position axiale des points d'extrémité aval est adaptée à celle des points de hauteur maximale pour limiter la pente de la surface tridimensionnelle à moins de 30%. La minimisation de la pente permet de diminuer les gradients de pression défavorables et d'éviter les décollements de l'écoulement.
Enfin la surface tridimensionnelle est paramétrée par deux points extrêmes latéraux B,, Be. Ces points correspondent aux extrémités de la plus grande section transversale de l'organe mécanique 40 mesurée selon l'axe Y-Y. On note xBi et xBe les positions axiales de ces points, et yBi et yBe leur position selon l'axe Y-Y par rapport au centre de la zone interdite de dessin 32.
Pour que la surface tridimensionnelle recouvre l'organe mécanique 40 on a :
VBI — VÎKOZ 3¾≥ VeKOZ
Cependant, l'encombrement maximal selon l'axe Y-Y, et donc les positions yBi et yBe, sont contraints par la largeur du canal entre le bras structural 30 et l'aube 20 de redresseur adjacente : yBl e ≤ s0GV.
Les points B,, Be sont avantageusement alignés axialement, à un dixième de la corde de l'aube 20 de redresseur près :
xBt = xBe i 0.1cOG
Comme visible sur la figure 2b, la surface tridimensionnelle du carénage 50 est avantageusement tangente à la plate-forme 15 aux points B, et Be pour limiter les perturbations du flux d'air dans la veine.
De plus, les positions axiales des points extrêmes latéraux et des points de hauteur maximale sont avantageusement distantes au plus d'un dixième de la corde de l'aube 20 de redresseur.
Le paramétrage indiqué ci-avant permet donc de préserver les performances aérodynamiques de la veine secondaire d'une turbomachine à double-flux, et donc d'améliorer le taux de dilution, sans impacter la garde au sol de l'aéronef sur lequel la turbomachine est installée.

Claims

REVENDICATIONS
1 . Ensemble de redressement de flux d'air de turbomachine comprenant :
- une plate-forme (15) cylindrique centrée sur un axe (X-X),
au moins une aube (20) de redresseur s' étendant à partir de la plate-forme, un bras structural (30) s'étendant radialement par rapport à l'axe, et un organe mécanique (40) en saillie à partir de la plate-forme (15), ledit organe mécanique (40) étant l'un parmi le groupe comprenant :
o un arbre radial,
o une boite de renvoi d'angle d'un arbre radial,
o un élément de connexion électrique, hydraulique ou pneumatique, o engrenage intermédiaire d'entraînement d'un arbre radial, l'ensemble de redressement étant caractérisé en ce qu'il comprend en outre un carénage (50) de l'organe mécanique en saillie, le carénage présentant une surface tridimensionnelle définie par :
au moins un point d'extrémité amont (A,, Ae) situé axialement en amont de l'organe mécanique (40) par rapport à la direction d'écoulement de l'air dans la turbomachine, et
- au moins un point d'extrémité aval (C,, Ce) situé axialement en aval de l'organe mécanique,
la surface tridimensionnelle étant tangente à la plate-forme aux points d'extrémités amont et aval (A,, Ae, Q, Ce), et présentant une plus grande section mesurée selon un axe (Y-Y) orthogonal au premier,
et dans lequel la surface tridimensionnelle est en outre définie par deux points extrêmes latéraux (B,, Be) correspondant aux extrémités de ladite plus grande section respectivement du côté intrados et extrados du bras structural (30), les positions axiales desdits points étant distantes d'au plus 0, 1 cOGl , où c0GV est la corde de l'aube (20) de redresseur.
2. Ensemble de redressement de flux d'air selon la revendication 1 , dans lequel l'aube de redresseur (20) comprend un bord d'attaque (21 ), et la position axiale de chaque point d'extrémité amont (A,, Ae) de la surface tridimensionnelle est définie par : XBA + 0.25cOG^≤ xA≤ X±KOZ
où XA est la position axiale du point d'extrémité amont de la surface tridimensionnelle, xBA est la position axiale du bord d'attaque (21 ) de l'aube (20) de redresseur, et x1KOz est la position axiale de l'extrémité amont de l'organe mécanique (40).
3. Ensemble de redressement de flux d'air selon l'une des revendications 1 ou 2, dans lequel la surface tridimensionnelle est en outre définie par au moins un point de hauteur maximale (D,, De) par rapport à la plate-forme (15) au droit d'un point de hauteur maximal de l'organe mécanique par rapport à la plate-forme, et la surface tridimensionnelle présente, entre ce point (D,, De) et un point d'extrémité aval (C,, Ce), une pente inférieure à 30%.
4. Ensemble de redressement de flux d'air selon l'une des revendications précédentes, comprenant en outre un bras structural (30) s'étendant radialement par rapport à l'axe (X-X),
dans lequel la surface tridimensionnelle du carénage (50) est définie par un point d'extrémité amont (A) du côté de l'intrados du bras structural (30), et un point d'extrémité amont (Ae) du côté de l'extrados, lesdits points présentant des positions axiales distantes au plus de 0,1 cOG .
5. Ensemble de redressement de flux d'air selon l'une des revendications précédentes, comprenant en outre un bras structural (30) s'étendant radialement par rapport à l'axe (X-X),
dans lequel la surface tridimensionnelle du carénage (50) est définie par un point d'extrémité aval ( ) du côté de l'intrados du bras structural (30), et un point d'extrémité aval (Ce) du côté de l'extrados, lesdits points présentant des positions axiales distantes au plus de 0,1 cOG .
6. Ensemble de redressement selon la revendication 1 , dans lequel la surface tridimensionnelle est en outre définie par un point de hauteur maximale (D,) par rapport à la plate-forme du côté de l'intrados du bras structural (30) et un point de hauteur maximale (De) par rapport à la plate-forme du côté de l'extrados du bras structural (30), et les positions axiales des points extrêmes latéraux et des points de hauteur maximale sont distantes d'au plus 0A cOGV.
7. Ensemble de redressement selon l'une des revendications précédentes, dans lequel la surface tridimensionnelle du carénage (50) est tangente à la plate-forme aux points extrêmes latéraux.
8. Turbomachine, comprenant un ensemble de redressement de flux d'air selon l'une des revendications précédentes.
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