WO2017118820A1 - Soufflante à calage variable à faible pas d'une turbomachine - Google Patents

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WO2017118820A1 PCT/FR2017/050030 FR2017050030W WO2017118820A1 WO 2017118820 A1 WO2017118820 A1 WO 2017118820A1 FR 2017050030 W FR2017050030 W FR 2017050030W WO 2017118820 A1 WO2017118820 A1 WO 2017118820A1
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blades
blower
fan
angular
blade
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PCT/FR2017/050030
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Inventor
Romain Guillaume Cuvillier
Nils Edouard Romain Bordoni
Michel Gilbert Roland Brault
Guillaume Patrice Kubiak
Arnaud Nicolas Negri
Nathalie NOWAKOWSKI
Emmanuel Pierre Dimitri Patsouris
Sébastien Emile Philippe Tajan
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
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    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D7/00—Rotors with blades adjustable in operation; Control thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
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    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the invention relates to the field of turbomachines comprising a propeller or a variable-pitch blower.
  • Different turbine engine architectures use a propeller (turboprop, open rotor) or a variable-pitch fan.
  • This variability allows the turbomachine to adapt to variable flight conditions by maintaining a favorable angle of incidence of air on the blades.
  • the variability of the setting is particularly necessary for rotors having a low compression ratio, such as turboprop propellers and turbomachine blowers having a dilution ratio (ratio between the flow rate of the secondary flow (cold) and the flow rate of the primary flow (which passes through the primary body)) elevated.
  • the possible range for setting a blade is generally about 65 ° (+ 40 °, -25 ° relative to the angular position of the blade in cruise phase) , between a small pitch position at a slow forward speed and a high pitch position at high speed. Stalling under these normal conditions of use is, by convention, said to be positive.
  • FIG. 3 shows a sectional view of an exemplary blade of a rotor (of a fan or a turboprop propeller) on which the center of gravity G of the blade has been illustrated.
  • the blade tends to turn on itself around the pivot axis Y (along the arrow A) under the effect of the centrifugal forces Fc applied thereto.
  • the blade is then found in a position called "flat", in which the blades form an angle of about 0 ° with the plane of rotation of the blades (that is to say the plane comprising the pivot axes of the blades rotor, which is perpendicular to the axis of rotation of the rotor), which is very unfavorable for the drag of the aircraft.
  • the drag of the rotor is maximum and may endanger the aircraft by reducing the smoothness of the aircraft, which makes the flight difficult to continue with the remaining engine (s) generating excessive drag ("excessive drag" in English), creating a risk of overspeed and / or generating a strong dissymmetry between the contrails of the turbomachines of the aircraft, in the case where only one of these turbomachines is out of order (this which can make the plane impossible to fly).
  • the flag position corresponds to a setting greater than that of the large pitch, forming an angle of approximately 90 ° with the plane of rotation of the blades. In this position, the rope of the blades is aligned substantially in the wind bed, reducing the drag they generate and, consequently, the imbalance in yaw produced on the aircraft. This flag position also makes it possible to reduce the residual rotational speed of the blades.
  • the blades are generally placed in the flag position in the event of a failure of the pitch change mechanism.
  • An object of the invention is therefore to propose a system for a turbomachine comprising a variable-pitch blower capable of preventing the blades from moving into a flat position in the event of failure of the pitch change mechanism, for a moderate weight. in comparison with the prior art, which is of small axial and radial size and which can also be adapted to a turbomachine having a high degree of dilution.
  • the invention proposes a streamlined turbomachine fan, said fan being housed in a housing and comprising:
  • a disk provided with blades at its periphery, said blades being pivotally mounted on the disk around a pivot axis, and
  • a mechanism for changing the collective pitch of said blades said mechanism being configured to adjust the angular position of the blades around their pivot axis as a function of the flight phases, said angular position being within an angular setting range, said fan being characterized in that it comprises locking means adapted to limit the pitch range of the blades to an angular pitch range less than or equal to 20 °.
  • step change mechanism 8 is not collective but independent.
  • blower Some preferred but not limiting features of the blower described above are the following, taken individually or in combination:
  • the setting range comprises the angular position of the blades in the cruising phase
  • the setting range is centered on an angular position of the blades during the cruising phase
  • the angular range of wedging of each blade extends between + 10 ° and -10 °, with respect to the angular position of the blades in the cruising phase
  • the angular range of wedging of the blades comprises an angular range extending between -5 ° and + 15 °, preferably between 0 ° and + 10 °, with respect to a position of the blades in which the foot of said blades is aligned with an axis of revolution of the fan,
  • the locking means comprise one or more mechanical stops facing the intrados and extrados walls of the blades;
  • the step change mechanism comprises locking means adapted to limit the pitch range of the blades,
  • the blower comprises a hub ratio less than or equal to 0.35, for example between 0.25 and 0.35, preferably between 0.28 and 0.32,
  • the fan pitch change mechanism is devoid of a feathering system comprising eccentric counterweights and / or flyweights, and / or
  • the blower has an external diameter of between eighty inches (203.2 centimeters) and one hundred and ten inches (279.4 centimeters), preferably between eighty inches (203.2 centimeters) and ninety inches (228.6 centimeters).
  • the invention also proposes a turbomachine comprising a streamlined fan of the aforementioned type.
  • turbomachine Some preferred but non-limiting characteristics of the turbomachine described above are the following, taken individually or in combination:
  • the reduction mechanism being epicyclic or planetary and having a reduction ratio of between 2.5 and 5, and / or
  • - It has a dilution ratio greater than or equal to 10, preferably between 12 and 18.
  • the invention proposes a turbomachine fan, said fan comprising:
  • a disc of generally annular shape and defining an axis of revolution of the blower said disc being provided with blades at its periphery, said blades being pivotally mounted on the disc around a pivot axis and having a center of gravity, and a mechanism for changing the pitch of said blades, said mechanism being configured to adjust an angular position of each blade around the pivot axis, the pitch changing mechanism being devoid of a feathering system comprising eccentric counterweights and / or weights.
  • FIG. 1 is a diagrammatic sectional view of an example of a turbojet comprising a blower according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 2 is a sectional view of an exemplary embodiment of a fan blade according to the invention, on which the position of the blade in the cruising phase and its extreme positions have been illustrated, when the blade reaches the lower and upper limits of the calibration variation range, and
  • Figure 3 which has already been described, is a sectional view of an example of blade according to the prior art.
  • a turbojet engine 1 comprises, in a conventional manner, a fan 2 housed in a fan casing or fairing 20, an annular primary flow space and an annular secondary flow space.
  • the primary flow space passes through a primary body comprising, upstream to downstream in the direction of flow of the gases in the turbomachine, one or more compression stages (for example a low-pressure compressor 4 and a high-pressure compressor 3 ), a combustion chamber, one or more turbine stages 5 (for example a high pressure turbine and a low pressure turbine) and an exhaust casing 7.
  • the primary body being conventional, it will not be detailed here.
  • the fan 2 comprises a fan disk provided with fan blades 22 at its periphery which, when they are rotated, cause the flow of air into the primary and secondary flow spaces of the turbomachine 1.
  • the fan disk is driven by the low pressure shaft, which is centered on the X axis of the turbomachine 1 by a series of bearings and is rotated by the low pressure turbine 5.
  • a fan blade 22 comprises, in a conventional manner, a leading edge which faces the flow of air entering the fan 2, a trailing edge opposite the leading edge and the intrados walls 23 and extrados 24 connecting the leading edge and the trailing edge.
  • the blade 22 also comprises a foot attached to the fan disk and a head extending opposite the fan casing.
  • the blade 22 is pivotally mounted at its foot on the fan disk about a pivot axis Y, said pivot axis Y extending radially with respect to the rotational axis X of the fan 2 (which is confused with the axis of the turbomachine 1).
  • the fan 2 further comprises a mechanism 8 for not changing the fan blades 22.
  • the step change mechanism 8 is collective. This mechanism is of the jack type and is configured to pivot the fan blades about their pivot axes Y as a function of the flight phases of the turbomachine 1.
  • the mechanisms 8 of collective pitch change are known to those skilled in the art.
  • 1650041 which proposes a control system for the orientation of the blades of a turbomachine fan in which the moving part of a jack is coupled to the pivots of the fan blades so that a translation of the movable portion of the cylinder causes a change in the orientation of said blades and thus their wedging.
  • the step change mechanism 8 may be individual.
  • the range ⁇ of variation of the pitch angles of the blades 22 of the fan 2 is limited to approximately 20 °.
  • the range ⁇ of variation of the pitch angles of the blades 22 comprises the angular position of the blade 22 in the cruising phase.
  • the angle ⁇ angular wedge of each blade 22 is centered on an angular position of the blade 22 in the cruise phase.
  • This position has been illustrated, by way of example in FIG. 2: the central position of the blade 22 in this figure corresponds to an example of the angular position of a fan blade during the cruise phase.
  • the positions on either side of the central position may in turn illustrate the maximum positions that can be adopted by a blade according to the invention.
  • the possible variation of the pitch angle of the blades 22 may be between + 10 ° and -10 ° relative to the position of the blade 22 when the aircraft is in the cruising phase.
  • the angular setting range ⁇ can also be defined so as to range between -5 ° and + 15 °, preferably between 0 ° and + 10 °, with respect to a position of the blade 22 in which its foot is aligned with an axis X of the fan 2 (that is to say that the general direction of extension of the blade 22 at the foot of said blade 22 is substantially parallel to the axis X, when the blade 22 forms an angle of 0 ° in the calibration range ⁇ ).
  • the blades 22 of the fan 2 can no longer be placed in the flat position, the angle corresponding to this position being outside the range ⁇ possible variation.
  • This embodiment thus makes it possible to eliminate the eccentric counterweight or flyweight type feathering systems and thus to greatly reduce the weight of the pitch change mechanism 8 since, in the event of failure of the step change mechanism 8, not, the blade 22 can not come in a flat position. Indeed, the flat position corresponding to an angle of the blade 22 which is now excluded from the angular range ⁇ of the blade 22.
  • the gain in radial space (that is to say in a radial direction relative to the axis X of the fan 2) further allows:
  • the hub ratio that is to say the ratio between the distance D1 between the axis X of the fan 2 and the internal limit of the air stream in the fan 2 at the edge of the fan. attacking the blades 22 divided by the distance D2 between the axis X of the fan 2 and the head of the blades 22) of the fan 2.
  • a fan 2 having a hub ratio less than or equal to 0.35, for example between 0.25 and 0.35, preferably between 0.28 and 0.32, for a dilution ratio ("bypass ratio" in English) greater than 10, preferably between 12 and 18.
  • the fan 2 can also be decoupled from the low-pressure turbine 5, thus making it possible to independently optimize their respective speed of rotation.
  • the decoupling can be carried out using a reducer, such as a planetary gear reduction mechanism ("star gear reduction mechanics") or planetary gear reduction mechanism (“planetary gear reduction mechanics”). between the upstream end (with respect to the direction of flow of the gases in the turbomachine 1) of the low pressure shaft and the blower 2.
  • the blower 2 is then driven by the low pressure shaft via the mechanism of reduction 10.
  • This decoupling thus makes it possible to reduce the speed of rotation and the pressure ratio of the fan 2 ("fan pressure ratio" in English) and to increase the power extracted by the low-pressure turbine 5.
  • the propulsive efficiency of the turbomachine 1 is therefore improved while its specific consumption is reduced.
  • the reduction mechanism 10 comprises an epicyclic reduction mechanism.
  • the reduction ratio of the reduction mechanism 10 is preferably between 2.5 and 0.5.
  • the diameter of the blower 2 may be between eighty inches (203.2 centimeters) and one hundred and ten inches (279.4 centimeters, preferably between eighty inches (203.2 centimeters) and ninety inches (228.6 centimeters)
  • diameter of the fan 2 here will be understood the radial distance between the axis X of revolution of the fan 2 and the head of the blades 22 of the fan 2.
  • the fan 2 comprises means 30 for blocking the rotation of the blades 22 about their pivot axis Y.
  • the locking means 30 may in particular comprise one or more mechanical stops, placed near each blade 22 or within the pitch change mechanism 8, in order to limit the angle that can be taken by the blades 22.
  • one or more mechanical stops 30 may be provided facing the intrados wall 23 and the extrados wall 24 of each of the blades 22 of the fan 2. These mechanical stops 30 can be placed at any point along the wall concerned at the extreme positions authorized for the blade 22 (for example, + 10 ° and -10 ° with respect to the position of the blade 22 in the cruising phase ).
  • a first stop may be fixed so that it extends a short distance from the leading edge and facing the intrados wall 23 when the blade 22 forms an angle of -10 ° relative to the position of the blade 22 in the cruising phase while a second stop can be fixed so that it extends a short distance from the leading edge and facing the extrados wall 24 when the blade 22 forms a angle of + 10 ° with respect to the position of the blade 22 in the cruising phase.
  • the stops 30 may extend at the level of the pivot axis Y of the blade 22, facing the intrados wall 23 and the extrados wall 24 when the blade 22 takes the extreme positions described. above (and illustrated in Figure 3).
  • the mechanical stops 30 can be removable to allow unlocked operation.
  • a mechanical stop 30 can be provided at the pitch change mechanism 8 of the blades 22, for example at the cylinder or any other element of the mechanism 8, a stroke of which depends on the angular position of the blade 22.
  • Such a mechanism is for example of the type described in application FR 1650041 already cited.
  • the mechanism described in this application comprises in particular a ring which is centered on the axis of rotation of the propeller and which comprises one or more stops that cooperate with one or more flats formed on the rods of the movable part of the jack.

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Abstract

L'invention concerne une soufflante (2) d'une turbomachine (1), ladite soufflante (2) comprenant: -un disque pourvu de pales (22) à sa périphérie, lesdites pales (22) étant montées à pivotement sur le disque autour d'un axe de pivotement (Y), et -un mécanisme de changement de pas (6) desdites pales (22), ledit mécanisme (6) étant configuré pour ajuster une position angulaire de chaque pale (22) autour de l'axe de pivotement (Y), ladite position angulaire étant comprise dans une plage angulaire de calage (Δ) inférieure ou égale à 20°.

Description

Soufflante à calage variable à faible pas d'une turbomachine
DOMAINE DE L'INVENTION
L'invention concerne le domaine des turbomachines comprenant une hélice ou une soufflante à calage variable.
ARRIERE-PLAN TECHNOLOGIQUE
Différentes architectures de turbomachine ont recours à une hélice (turbopropulseur, open rotor) ou une soufflante à calage variable. Cette variabilité permet à la turbomachine de s'adapter aux conditions de vol variables en maintenant un angle d'incidence de l'air favorable sur les pales. La variabilité du calage est particulièrement nécessaire pour les rotors ayant un faible taux de compression, comme les hélices de turbopropulseurs et les soufflantes de turbomachines ayant un taux de dilution (rapport entre le débit du flux secondaire (froid) et le débit du flux primaire (qui traverse le corps primaire)) élevé.
Des dispositifs multiples ont été imaginés pour faire varier le calage des pales. Ces dispositifs comportent généralement une mise en rotation de la pale autour de son axe principal par l'intermédiaire de pignons coniques, situés sous le pied de la pale. Ces derniers coopèrent avec des pignons coniques d'un système de commande configuré pour commander le calage de la pale.
En utilisation normale, lors des phases de vol, l'intervalle possible pour le calage d'une pale est généralement d'environ 65° (+40°, -25° par rapport à la position angulaire de la pale en phase de croisière), entre une position de petit pas à faible vitesse d'avancement et une position de grand pas à grande vitesse. Les calages dans ces conditions normales d'utilisation sont, par convention, dits positifs.
On a représenté en figure 3 une vue en coupe d'un exemple de pale d'un rotor (d'une soufflante ou d'une hélice de turbopropulseur) sur laquelle a été illustré le centre gravité G de la pale. On comprendra que, en cas de défaillance, la pale a tendance à tourner sur elle-même autour de l'axe de pivotement Y (suivant la flèche A) sous l'effet des efforts centrifuges Fc qui lui sont appliqués. La pale se retrouve alors dans une position dite "à plat", dans laquelle les pales forment un angle d'environ 0° avec le plan de rotation des pales (c'est-à-dire le plan comprenant les axes de pivotement des pales du rotor, qui est perpendiculaire à l'axe de rotation du rotor), ce qui est très défavorable pour la traînée de l'avion. En effet, dans cette position, la traînée du rotor est maximale et peut mettre en danger l'aéronef en réduisant la finesse de l'aéronef, ce qui rend le vol difficile à poursuivre avec le(s) moteur restant(s) en générant une traînée excessive (« excessive drag » en anglais), en créant un risque de survitesse et/ou en générant une forte dissymétrie entre les traînées des turbomachines de l'aéronef, dans le cas où une seule de ces turbomachines est en panne (ce qui peut rendre l'avion impossible à piloter).
Une des contraintes des systèmes de commande du calage des pales est donc d'amener celles-ci dans une position dite "en drapeau" dans le cas d'une défaillance du mécanisme de changement de pas de la pale. La position en drapeau correspond à un calage supérieur à celui du grand pas, formant un angle d'environ 90° avec le plan de rotation des pales. Dans cette position, la corde des pales s'aligne sensiblement dans le lit du vent, réduisant ainsi la traînée qu'elles génèrent et, par suite, le déséquilibre en lacet produit sur l'aéronef. Cette position en drapeau permet en outre de réduire la vitesse de rotation résiduelle des pales.
Afin d'éviter que les pales ne passent en position "à plat " en vol, les pales sont généralement mises en position drapeau en cas de défaillance du mécanisme de changement de pas.
A cet effet, il a été proposé d'utiliser un système de contrepoids excentriques de forte densité (environ 19 tonnes par mètre cube), soumis à la force centrifuge et dont l'inertie, très supérieure à celle des pales, assure le retour de ces dernières dans la position en drapeau lorsque le mécanisme de changement de pas est défaillant. Au nombre de dix ou douze répartis angulairement, ces contrepoids excentriques peuvent totaliser à eux seuls 150 à 200 kg. On pourra notamment se référer au document FR2957329 au nom de la Demanderesse pour plus de détails sur ce type de système à contrepoids. Cette solution peut cependant être pénalisante en termes de masse car elle nécessite l'emploi de contrepoids lourds dont l'effet n'est pas démultiplié. De plus, ce système alourdit fortement la turbomachine, ce qui augmente sa consommation spécifique.
Il a également été proposé dans le document W0 2012/066240 au nom de la Demanderesse d'attacher des masselottes aux pignons coniques du système de commande du pas des pales de manière à les placer en porte-à-faux par rapport à eux. Le système est intégré dans les espaces situés entre les pales pour un encombrement axial et/ou radial minimal. En fonctionnement normal, les masselottes sont maintenues en position par le système de commande du calage. En cas de défaillance du mécanisme de changement de pas, l'action de la force centrifuge due à la rotation de l'hélice entraîne les masselottes vers une position de repos qui correspond à la position en drapeau de la pale. Selon le mode de réalisation mentionné dans cette demande, le pignon conique de pied de pale donne lieu à un rapport de réduction d'environ deux entre l'angle de calage du contrepoids et l'angle de calage de la pale. Cette solution permet donc de réduire la masse employée grâce à la démultiplication des effets des masselottes. Toutefois, la liberté de choix reste encore limitée en raison des contraintes liées à l'encombrement de ce système par rapport à l'espace disponible. Ces contraintes peuvent donc conduire à l'empêchement de l'intégration du système dans le rotor (hélice ou soufflante).
RESUME DE L'INVENTION
Un objectif de l'invention est donc de proposer un système pour une turbomachine comprenant une soufflante à calage variable capable d'éviter que les pales ne se mettent en position à plat en cas de défaillance du mécanisme de changement de pas, pour un poids modéré en comparaison avec l'art antérieur, qui soit de faible encombrement axial et radial et qui puisse en outre être adapté sur une turbomachine présentant un taux de dilution élevé.
Pour cela, l'invention propose une soufflante carénée de turbomachine, ladite soufflante étant logée dans un carter et comprenant :
- un disque pourvu de pales à sa périphérie, lesdites pales étant montées à pivotement sur le disque autour d'un axe de pivotement, et
- un mécanisme de changement de pas collectif desdites pales, ledit mécanisme étant configuré pour ajuster la position angulaire des pales autour de leur axe de pivotement en fonction des phases de vol, ladite position angulaire étant comprise dans une plage angulaire de calage, ladite soufflante étant caractérisée en ce qu'elle comporte des moyens de blocage adaptés pour limiter la plage de calage des pales à une plage angulaire de calage inférieure ou égale à 20°.
Dans une variante de réalisation, le mécanisme 8 de changement de pas n'est pas collectif mais indépendant.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de la soufflante décrite ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement ou en combinaison :
- la plage de calage comprend la position angulaire des pales en phase de croisière,
- la plage de calage est centrée sur une position angulaire des pales en phase de croisière,
- la plage angulaire de calage de chaque pale s'étend entre +10° et - 10°, par rapport à la position angulaire des pales en phase de croisière,
- la plage angulaire de calage des pales comprend une plage angulaire s'étendant entre -5° et +15°, de préférence entre 0° et +10°, par rapport à une position des pales dans laquelle le pied desdites pales est aligné avec un axe de révolution de la soufflante, les moyens de blocage comportent une ou plusieurs butées mécaniques en regard des parois d'intrados et d'extrados des pales ; - le mécanisme de changement de pas comporte des moyens de blocage adaptés pour limiter la plage de calage des pales,
- la soufflante comprend un rapport de moyeu inférieur ou égal à 0.35, par exemple compris entre 0.25 et 0.35, de préférence compris entre 0.28 et 0.32,
- le mécanisme de changement de pas de la soufflante est dépourvu d'un système de mise en drapeau comprenant des contrepoids excentriques et/ou des masselottes, et/ou
- la soufflante présente un diamètre externe compris entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et cent-dix pouces (279.4 centimètres), de préférence entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et quatre-vingt-dix pouces (228.6 centimètres).
Selon un deuxième aspect, l'invention propose également une turbomachine comprenant une soufflante carénée du type précité.
Certaines caractéristiques préférées mais non limitatives de la turbomachine décrite ci-dessus sont les suivantes, prises individuellement on en combinaison :
- elle comprend en outre une turbine en communication fluidique avec la soufflante et un mécanisme de réduction couplant la turbine et la soufflante, le mécanisme de réduction étant épicycloïdal ou planétaire et présentant un rapport de réduction compris entre 2.5 et 5, et/ou
- elle présente un rapport de dilution supérieur ou égal à 10, de préférence compris entre 12 et 18.
Selon un troisième aspect, l'invention propose une soufflante de turbomachine, ladite soufflante comprenant :
- un disque de forme globalement annulaire et définissant un axe de révolution de la soufflante, ledit disque étant pourvu de pales à sa périphérie, lesdites pales étant montées à pivotement sur le disque autour d'un axe de pivotement et présentant un centre de gravité, et - un mécanisme de changement de pas desdites pales, ledit mécanisme étant configuré pour ajuster une position angulaire de chaque pale autour de l'axe de pivotement, le mécanisme de changement de pas étant dépourvu d'un système de mise en drapeau comprenant des contrepoids excentriques et/ou des masselottes.
BREVE DESCRIPTION DES DESSINS
D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront mieux à la lecture de la description détaillée qui va suivre, et au regard des dessins annexés donnés à titre d'exemples non limitatifs et sur lesquels :
La figure 1 est une vue en coupe schématique d'un exemple de turboréacteur comprenant une soufflante conforme à un premier mode de réalisation de l'invention,
La figure 2 est une vue en coupe d'un exemple de réalisation d'une pale de soufflante conforme à l'invention, sur laquelle ont été illustrées la position de la pale en phase de croisière ainsi que ses positions extrêmes, lorsque la pale atteint les bornes inférieure et supérieure de la plage de variation de calage, et
La figure 3, qui a déjà été décrite, est une vue en coupe d'un exemple de pale conforme à l'art antérieur.
DESCRIPTION DETAILLEE D'UN MODE DE REALISATION
Comme illustré sur la figure 1 , un turboréacteur 1 comprend, de manière conventionnelle, une soufflante 2 logée dans un carter de soufflante ou carénage 20, un espace annulaire d'écoulement primaire et un espace annulaire d'écoulement secondaire.
L'espace d'écoulement primaire traverse un corps primaire comprenant, d'amont en aval dans le sens d'écoulement des gaz dans la turbomachine, un ou plusieurs étages de compression (par exemple un compresseur basse pression 4 et un compresseur haute pression 3), une chambre de combustion, un ou plusieurs étages de turbine 5 (par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression) et un carter d'échappement 7. Le corps primaire étant conventionnel, il ne sera pas davantage détaillé ici. La soufflante 2 comprend un disque de soufflante pourvu de pales 22 de soufflante à sa périphérie qui, lorsqu'elles sont mises en rotation, entraînent le flux d'air dans les espaces d'écoulement primaire et secondaire de la turbomachine 1 .
Le disque de soufflante est entraîné par l'arbre basse pression, qui est centré sur l'axe X de la turbomachine 1 par une série de paliers et est entraîné en rotation par la turbine basse pression 5.
Une pale 22 de soufflante comprend, de manière conventionnelle, un bord d'attaque qui fait face au flux d'air entrant dans la soufflante 2, un bord de fuite opposé au bord d'attaque et des parois d'intrados 23 et d'extrados 24 reliant le bord d'attaque et le bord de fuite. La pale 22 comprend également un pied fixé sur le disque de soufflante et une tête s'étendant en regard du carter de soufflante. La pale 22 est montée à pivotement au niveau de son pied sur le disque de soufflante autour d'un axe de pivotement Y, ledit axe de pivotement Y s'étendant radialement par rapport à l'axe X de rotation de la soufflante 2 (qui est confondu avec l'axe de la turbomachine 1 ).
La soufflante 2 comprend en outre un mécanisme 8 de changement pas des pales 22 de soufflante.
Dans une première forme de réalisation, le mécanisme 8 de changement de pas est collectif. Ce mécanisme est du type à vérin et estconfiguré pour pour entraîner en pivotement les pales de soufflante autour de leurs axes de pivotement Y en fonction des phases de vol de la turbomachine 1 . Les mécanismes 8 de changement de pas collectif sont connus de l'homme du métier.
Pour un exemple, en ce sens, on pourra à la demande de brevet FR
1650041 qui propose un système de commande de l'orientation des pales d'une soufflante de turbomachine dans lequel la partie mobile d'un vérin est couplée à des pivots des pales de soufflante de telle sorte qu'une translation de la partie mobile du vérin entraine une modification de l'orientation desdites pales et donc de leur calage.
Dans une deuxième forme de réalisation, le mécanisme 8 de changement de pas peut être individuel.
Les Demandeurs se sont aperçus que, grâce à la présence du carter 20 de soufflante, les variations de vitesse en amont de la soufflante 2 sont limitées, quelle que soit la phase de vol. Il est donc possible de réduire la plage Δ de variation nécessaire pour l'angle de calage des pales 22 de la soufflante 2.
Afin d'éviter que les pales 22 ne se mettent en position à plat en cas de défaillance du mécanisme 8 de changement de pas, la plage Δ de variation des angles de calage des pales 22 de la soufflante 2 est limitée à environ 20°. Ainsi, quelle que soit la position prise par la pale 22 sous l'effet des efforts centrifuges, celle-ci ne risque pas de générer une traînée excessive pour l'aéronef.
La plage Δ de variation des angles de calage des pales 22 comprend la position angulaire de la pale 22 en phase de croisière.
Dans une forme de réalisation, la plage Δ angulaire de calage de chaque pale 22 est centrée sur une position angulaire de la pale 22 en phase de croisière. Cette position a été illustrée, à titre d'exemple sur la figure 2 : la position centrale de la pale 22 sur cette figure correspond en effet à un exemple de position angulaire d'une pale de soufflante en phase de croisière. Les positions de part et d'autre de la position centrale peuvent quant à elles illustrer les positions maximales pouvant être adoptée par une pale selon l'invention. Par exemple, la variation possible de l'angle de calage des pales 22 peut être comprise entre +10° et -10° par rapport à la position de la pale 22 lorsque l'avion est en phase de croisière.
Afin d'éviter que la pale 22 atteigne une position dans laquelle l'air passant dans la soufflante 2 n'est plus comprimé, la plage angulaire de calage Δ peut également être définie de manière à s'étendre entre -5° et +15°, de préférence entre 0° et +10°, par rapport à une position de la pale 22 dans laquelle son pied est aligné avec un axe X de la soufflante 2 (c'est- à-dire que la direction générale d'extension de la pale 22 au niveau du pied de ladite pale 22 est sensiblement parallèle à l'axe X, lorsque la pale 22 forme un angle de 0° dans la plage de calage Δ).
Les pales 22 de la soufflante 2 ne peuvent plus donc se placer en position à plat, l'angle correspondant à cette position étant en dehors de la plage Δ de variation possible.
Cette forme de réalisation permet ainsi de supprimer les systèmes de mise en drapeau du type contrepoids excentriques ou à masselottes et donc de réduire fortement le poids du mécanisme 8 de changement de pas dans la mesure où, en cas de défaillance du mécanisme 8 de changement de pas, la pale 22 ne peut plus venir en position à plat. En effet, la position à plat correspondant à un angle de la pale 22 qui est à présent exclu de la plage Δ angulaire de la pale 22.
Le gain en encombrement radial (c'est-à-dire suivant une direction radiale par rapport à l'axe X de la soufflante 2) permet en outre :
- soit de réduire le rapport de moyeu (c'est-à-dire le rapport entre la distance D1 entre l'axe X de la soufflante 2 et la limite interne de la veine d'air dans la soufflante 2 au niveau du bord d'attaque des pales 22 divisé par la distance D2 entre l'axe X de la soufflante 2 et la tête des pales 22) de la soufflante 2.
- soit, à iso rapport de moyeu, d'augmenter le rapport de dilution de la turbomachine 1 .
On comprendra bien entendu qu'il est également possible de combiner ces deux effets en augmentant le rapport de dilution de la turbomachine 1 tout en réduisant le rapport de moyeu.
Typiquement, il est ainsi possible d'obtenir une soufflante 2 présentant un rapport de moyeu inférieur ou égal à 0.35, par exemple compris entre 0.25 et 0.35, de préférence compris entre 0.28 et 0.32, pour un taux de dilution (« bypass ratio » en anglais) supérieur à 10, de préférence compris entre 12 et 18. Afin d'atteindre des taux de dilution supérieurs à 10, la soufflante 2 peut également être découplée de la turbine basse pression 5, permettant ainsi d'optimiser indépendamment leur vitesse de rotation respective. Par exemple, le découplage peut être réalisé à l'aide d'un réducteur, tel qu'un mécanisme de réduction 10 épicycloïdal (« star gear réduction mecanism » en anglais) ou planétaire (« planetary gear réduction mecanism » en anglais), placé entre l'extrémité amont (par rapport au sens d'écoulement des gaz dans la turbomachine 1 ) de l'arbre basse pression et la soufflante 2. La soufflante 2 est alors entraînée par l'arbre basse pression par l'intermédiaire du mécanisme de réduction 10.
Ce découplage permet ainsi de réduire la vitesse de rotation et le rapport de pression de la soufflante 2 (« fan pressure ratio » en anglais) et d'augmenter la puissance extraite par la turbine basse pression 5. Le rendement propulsif de la turbomachine 1 est donc amélioré tandis que sa consommation spécifique est réduite.
Dans une forme de réalisation, le mécanisme de réduction 10 comprend un mécanisme de réduction épicycloïdal.
Le rapport de réduction du mécanisme de réduction 10 est de préférence compris entre 2.5 et 0.5.
Le diamètre de la soufflante 2 peut être compris entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et cent-dix pouces (279,4 centimètres, de préférence entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et quatre-vingt-dix pouces (228.6 centimètres). Par diamètre de la soufflante 2, on comprendra ici la distance radiale entre l'axe X de révolution de la soufflante 2 et la tête des pales 22 de la soufflante 2.
Afin de limiter l'angle de calage des pales 22 à la plage Δ, la soufflante 2 comprend des moyens de blocage 30 de la rotation des pales 22 autour de leur axe de pivotement Y. Les moyens de blocage 30 peuvent notamment comprendre une ou plusieurs butées mécaniques, placées à proximité de chaque pale 22 ou au sein du mécanisme 8 de changement de pas, afin de limiter l'angle pouvant être pris par les pales 22. Par exemple, dans un premier mode de réalisation illustré en figure 2, une ou plusieurs butées mécaniques 30 peuvent être prévues en regard de la paroi d'intrados 23 et de la paroi d'extrados 24 de chacune des pales 22 de la soufflante 2. Ces butées mécaniques 30 peuvent être placées en tout point le long de la paroi concernée au niveau des positions extrêmes autorisées pour la pale 22 (par exemple, +10° et -10° par rapport à la position de la pale 22 en phase de croisière). Par exemple, une première butée peut être fixée de sorte qu'elle s'étende à faible distance du bord d'attaque et en regard de la paroi d'intrados 23 lorsque la pale 22 forme un angle de -10° par rapport à la position de la pale 22 en phase de croisière tandis qu'une deuxième butée peut être fixée de sorte qu'elle s'étende à faible distance du bord d'attaque et en regard de la paroi d'extrados 24 lorsque la pale 22 forme un angle de +10° par rapport à la position de la pale 22 en phase de croisière. En variante, les butées 30 peuvent s'étendre au niveau de l'axe de pivotement Y de la pale 22, en regard de la paroi d'intrados 23 et de la paroi d'extrados 24 lorsque la pale 22 prend les positions extrêmes décrites ci-dessus (et illustrées en figure 3). Le cas échéant, et en particulier lorsque la soufflante 2 est susceptible d'être utilisée en mode « reverse » (sens de rotation des pales 22 inversé), les butées mécaniques 30 peuvent être amovibles pour permettre un fonctionnement déverrouillé. Dans un deuxième mode de réalisation, une butée mécanique 30 peut être prévue au niveau du mécanisme 8 de changement de pas des pales 22, par exemple au niveau du vérin ou de tout autre élément du mécanisme 8 dont une course dépend de la position angulaire de la pale 22.
Un tel mécanisme est par exemple du type de celui décrit dans la demande FR 1650041 déjà citée. Le mécanisme décrit dans cette demande comprend en particulier une couronne qui est centrée sur l'axe de rotation de l'hélice et qui comporte une ou plusieurs butées qui coopèrent avec un ou plusieurs méplats ménagés sur des tiges de la partie mobile de vérin.
Ces méplats autorisent une course de vérin réduite par rapport à la course de vérin étendue, leurs rebords d'extrémité venant en butée sur la ou les butées de la couronne pour limiter la course du vérin et ainsi limiter les plages angulaires de calage des pales de l'hélice.
Un tel dispositif purement mécanique est fiable, irréversible, simple de mise en œuvre et apporte un gain de mase conséquent par rapport aux dispositifs utilisant des contrepoids,
Ainsi que décrit dans la demande FR 1650041 , un tel système autorise également un fonctionnement déverrouillé

Claims

REVENDICATIONS
1 . Soufflante (2) carénée de turbomachine (1 ), ladite soufflante (2) étant logée dans un carter et comprenant :
- un disque pourvu de pales (22) à sa périphérie, lesdites pales (22) étant montées à pivotement sur le disque autour d'un axe de pivotement (Y), et
- un mécanisme de changement de pas (6) collectif desdites pales (22), ledit mécanisme (6) étant configuré pour ajuster la position angulaire des pales (22) autour de leur axe de pivotement (Y) en fonction des phases de vol, ladite position angulaire étant comprise dans une plage angulaire de calage (Δ),
ladite soufflante (2) étant caractérisée en ce qu'elle comporte des moyens de blocage adaptés pour limiter la plage de calage des pales (22) à une plage angulaire de calage (Δ) inférieure ou égale à 20°.
2. Soufflante (2) selon la revendication 1 , dans laquelle la plage de calage (Δ) des pales (22) comprend la position angulaire des pales (22) en phase de croisière.
3. Soufflante (2) selon la revendication 2, dans laquelle la plage de calage des pales (22) est centrée sur une position angulaire de la pale (22) en phase de croisière.
4. Soufflante (2) selon l'une des revendications 2 ou 3, dans laquelle la plage angulaire de calage (Δ) des pales (22) s'étend entre +10° et -10°, par rapport à la position angulaire des pales (22) en phase de croisière.
5. Soufflante (2) selon l'une des revendications 1 à 4, dans laquelle la plage angulaire de calage (Δ) des pales (22) s'étend entre -5° et +15°, de préférence entre 0° et +10°, par rapport à une position dans laquelle les pieds des pales (22) sont alignés avec un axe de révolution de la soufflante (2).
6. Soufflante (2) selon l'une des revendications 1 à 5, dans laquelle les moyens de blocage (30) comportent une ou plusieurs butées mécaniques (30) en regard des parois d'intrados et d'extrados (23, 24) des pales (22). .
7. Soufflante (2) selon l'une des revendications 1 à 5, dans laquelle le mécanisme de changement de pas collectif comporte des moyens de blocage adaptés pour limiter la plage de calage des pales (22).
8. Soufflante (2) selon l'une des revendications 1 à 7, comprenant un rapport de moyeu inférieur ou égal à 0.35, par exemple compris entre 0.25 et 0.35, de préférence compris entre 0.28 et 0.32.
9. Soufflante (2) selon l'une des revendications 1 à 8, dans lequel le mécanisme de changement de pas (6) de la soufflante (2) est dépourvu d'un système de mise en drapeau comprenant des contrepoids excentriques et/ou des masselottes.
10. Soufflante (2) selon l'une des revendications 1 à 9, présentant un diamètre externe compris entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et cent-dix pouces (279,4 centimètres), de préférence entre quatre-vingt pouces (203.2 centimètres) et quatre-vingt-dix pouces (228.6 centimètres).
1 1 . Turbomachine (1 ) comprenant une soufflante carénée (2) logée dans un carter de soufflante (2), ladite soufflante (2) comprenant un disque pourvu de pales (22) à sa périphérie, lesdites pales (22) étant montées à pivotement sur le disque autour d'un axe de pivotement (Y) et un mécanisme de changement de pas collectif (6) desdites pales (22), ledit mécanisme (6) étant configuré pour ajuster la position angulaire des pales (22) autour de leurs axe de pivotement (Y) en fonction des phases de vol, , ladite position angulaire étant comprise dans une plage angulaire de calage (Δ),
la turbomachine (1 ) étant caractérisé en ce que la soufflante (2) comporte des moyens de blocage adaptés pour limiter la plage de calage des pales (22) à une plage angulaire de calage (Δ) inférieure ou égale à 20°.
12. Turbomachine (1 ) selon la revendication 1 1 , comprenant en outre une turbine (5) en communication fluidique avec la soufflante (2) et un mécanisme de réduction (10) couplant la turbine et la soufflante (2), le mécanisme de réduction (10) étant épicycloïdal ou planétaire et présentant un rapport de réduction compris entre 2.5 et 5.
13. Turbomachine (1 ) selon l'une des revendications 1 1 ou 12, présentant un rapport de dilution supérieur ou égal à 10, de préférence compris entre 12 et 18.
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