WO2020039142A1 - Sillon de canalisation en amont d'une aube - Google Patents

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WO2020039142A1
WO2020039142A1 PCT/FR2019/051937 FR2019051937W WO2020039142A1 WO 2020039142 A1 WO2020039142 A1 WO 2020039142A1 FR 2019051937 W FR2019051937 W FR 2019051937W WO 2020039142 A1 WO2020039142 A1 WO 2020039142A1
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groove
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downstream
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Vianney Christophe Marie Maniere
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Safran Aircraft Engines
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    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
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    • F01D9/00—Stators
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    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention generally relates to flow channeling devices in turbines or compressors, in particular when these turbines or compressors comprise several stages and comprise one or more distributors or rectifiers.
  • the field of application of the invention is in particular that of turbomachines fitted to aircraft engines.
  • the invention is however applicable to turbines or compressors dedicated to other types of use.
  • a turbomachine 1 extending along an axis X conventionally comprises, from upstream to downstream in the direction of flow of the fluids in the turbomachine 1, a fan 2 propelling an air flow in a channel flow 3, one or more compressors 4 comprising one or more rows of movable vanes 5 or alternating compressor rotor with rows of stationary vanes 6 or rectifier, a combustion chamber 7, a turbine 8 comprising one or more rows movable blades or turbine rotor 9 alternated with one or more rows of fixed blades or distributor 10, and an exhaust 11.
  • the rotation of the compressor rotor 5 or of the turbine rotor 9 modifies the direction of flow of the gas flow in the flow channel 3, which has the effect of reducing the incidence of flow on the rows of movable vanes arranged downstream and therefore the effectiveness of these rows of movable vanes downstream.
  • rows of fixed blades 6, 10 are arranged between the rows of movable blades 5, 9, the profile of these fixed blades 6, 10 being configured to redirect the flow of the fluid in the turbomachine 1 , in order to restore axial flow before each row of movable blades 5, 9.
  • these rows of fixed blades 6, 10 conventionally comprise blades 12 held in position between a radially internal annular platform 13 and a radially external annular platform 14.
  • the speed of rotation of the compressor 5 and turbine 9 rotors can vary, and therefore increase or decrease the incidence of air flow relative to the rows of fixed blades 6 , 10, reducing their effect and therefore degrading the performance of the turbomachine 1.
  • a fixed setting of the vanes 12 of the rectifier 5 or distributor 6 is configured so as to offer a compromise providing an incidence of the flux relative to the vanes 12 optimized for key operating points.
  • An object of the invention is to channel the flow upstream of the rectifiers or distributors with fixed timing so as to have an optimal incidence of the flow on the rectifier or distributor. Another object of the invention is to improve the efficiency of the turbomachine, thereby making it possible to reduce its fuel consumption.
  • Another object of the invention is to limit the disparities in efficiency as a function of the different operating regimes of the turbomachine.
  • Another object of the invention is to increase the maximum operating speed of the turbomachine.
  • Another object of the invention is to maintain the aerodynamic performance of the flow stream identical to that of a smooth stream.
  • Another object of the invention is to contain the weight of the device.
  • Another object of the invention is to minimize the maintenance costs by reducing the number of moving parts.
  • Another object of the invention is to simplify the structure of the device.
  • the invention proposes an assembly for a turbomachine extending around an axis comprising:
  • At least one fixed blade extending radially between the internal annular platform and the external annular platform, said fixed blade being profiled with a leading edge
  • the internal annular platform and / or the external annular platform comprises, upstream of the leading edge of the fixed vane, a channeling groove for the fluid circulating in the channel having a segment forming an upstream limit and a segment forming a downstream limit , the length of the upstream limit being greater than the length of the downstream limit.
  • the channeling groove extends with a transverse dimension narrowing downstream to the fixed blade so as to optimize the incidence of the flow relative to the leading edge of the blade.
  • the blade has a line of camber and in which the furrow has a center line, the center line of the furrow extending in line with the line of camber of the blade; - the downstream limit of the furrow is located downstream of the leading edge of the dawn; this makes it possible to avoid concentrating the flow on the leading edge and to distribute it over an upstream portion of the blade; the blade comprises a maximum thickness in a transverse direction, the length of the upstream limit segment of the furrow being between 150% and 400% of the maximum thickness of the blade, and the length of the downstream limit segment of the furrow being between 80% and 120% of the maximum thickness of the blade; -
  • the groove has a profile comprising a first straight section of parabolic shape and a second straight section of sinusoidal shape; this allows the cross section to have a large area and thus admit a larger flow, as well as to present a depth h close to the maximum depth of the cross section over a significant part of its width, moreover
  • the invention proposes a turbomachine comprising such an assembly.
  • FIG. 1 is a sectional side view of a turbomachine known in the art
  • FIG. 2 is a partial sectional profile view of a turbine stage and distributor
  • FIG. 3 is a schematic sectional representation of a blade, detailing its geometric attributes;
  • FIG. 4 is a 3D representation of a blade comprising a redirection groove according to the invention;
  • FIG. 5 is a 3D sketch highlighting the geometric elements of the redirection groove
  • FIG. 6a presents a point of view oriented radially outwards
  • FIG. 6b presenting a point of view oriented axially.
  • the concepts of upstream and downstream refer to the direction of flow of the fluids in the turbomachine.
  • axial and radial refer to the geometry of the turbomachine 1 of axis X, a radial direction being understood as being intersecting and orthogonal to the axis X of the turbomachine 1.
  • a blade 12 conventionally comprises a leading edge 15 at its upstream end, a trailing edge 16 at its downstream end, an upper surface 17 and a lower surface 18, a cord 19 passing through the edge of drive 15 and the trailing edge 16 and defining a reference line making it possible to express the setting of the blade and the incidence of the gas flow on the blade, and a line of camber 20 defining the profile of the blade 12.
  • the blade 12 has a variable thickness e, the thickness e of the blade 12 being the distance separating the upper surface 17 and the lower surface 18 in a transverse direction relative to the cord 19 of the blade 12. It is understood by direction transverse to the cord 19 a direction substantially orthogonal to the cord 19. With reference to FIG. 4, the blade 12 extends radially inwards from the external annular platform 14.
  • the external annular platform 14 extends in an axial direction upstream of the blades 12.
  • a depression forming a groove 21 extending to the leading edge 15 of the blades 12 is provided on the external annular platform 14, so as to modify the direction of the air flow upstream of the blade 12 and thus minimize the impact of the air flow on the blade 12.
  • a groove 21 has an upstream limit 22, a downstream limit 23 and is delimited laterally by a lateral limit called upper surface 25, located in the extension of upper surface 17 of the blade 12, and a lateral limit called lower surface 26, located in the extension of the lower surface 18 of the dawn 12.
  • the groove 21 extends from upstream to downstream in refining, having a large angular opening upstream which narrows downstream, thus defining a groove refining in the manner of a funnel and channeling the flow upstream of the leading edge 15 of the blade 12.
  • angular opening it is understood the angle defined by the tangents to the upper 25 and lower 26 lateral limits on a cross section of the groove 21, here at the upstream limit 22.
  • cross section of the groove it is understood a section of the groove 21 included in a plane normal to a median line 30 of the groove 21.
  • the center line 30 of the groove 21 is defined as a curve located equidistant from the upper surface 25 and lower surface 26 lateral limits and situated at the same radius with respect to the axis X of the turbomachine as the upper 25 and lower surface 26 lateral limits.
  • the channel groove 21 has an upstream limit 22 at which the angular opening of the groove 21 is configured to correct the direction of the flow whatever the operating regime of the turbomachine 1.
  • the angular opening of the channel groove 21 at the level of the upstream limit 22 is configured such that it is at least as large as the angle formed by the extreme directions of the flow, or have an even greater angular opening.
  • a first extreme direction of the flow corresponds to the incidence of the flow during the lowest useful operating regime, a second extreme direction of the flow corresponding to the incidence of the flow during the highest useful operating regime.
  • the direction of flow flow is inclined at an angle of X ° relative to the axis of the turbomachine.
  • the direction of flow flow is inclined at an angle of Y ° relative to the axis of the turbomachine.
  • the directions of flow of the flow have an inclination comprised in the interval [X °; Y °] of angle.
  • the groove 21 has at its upstream limit 22 an angular opening at least equivalent to the range of variation of the angle of incidence of the flux.
  • the groove 21 has at its upstream limit 22 an angular opening of at least Y ° -X °.
  • the groove 21 narrows downstream and its angular opening decreases continuously, so as to modify the direction of the flow until it presents an optimal incidence relative to the blade 12.
  • the groove 21 deflects the gas flow upstream of the blade 12 and thus optimizes its incidence relative to the blade 12 whatever the operating regime of the turbomachine 1.
  • This flow channeling allows the rectifier 6 or the distributor 10 to operate optimally at all of the useful operating regimes of the turbomachine 1, which makes it possible to obtain a better efficiency of the turbomachine 1 whatever the regime of operation, and in addition to smooth the disparities in performance according to the operating regimes.
  • the groove 21 has at its downstream limit 23 an angular opening corresponding to the relative inclination of the lower surface 18 and the upper surface 17 of the blade 12 at the downstream limit 23 of the groove 21 .
  • the groove 21 can also be configured to allow the increase in the maximum operating speed of the compressor 4 or of the turbine 8.
  • this maximum speed is defined by a maximum incidence producing a dropout of the rectifiers 6 or distributors 10, destroying their effect.
  • This maximum incidence is caused by the deflection of the flow caused by the compressor 5 or turbine 9 rotors when they are operating at high speed.
  • Channeling the flow upstream of the rectifiers 6 or distributors 10 makes it possible to reduce the incidence of the flow and to increase the operating speed of the compressor 4 or of the turbine 8 causing the rectifiers 6 or distributors 10 to drop out.
  • the groove 21 has a downstream limit 23, a plurality of longitudinal guiding curves 24 extending from the upstream limit 22 to the downstream limit 23 and defining the shape of the groove 21.
  • a longitudinal guide curve 24 is defined as the shortest curve extending from a point of the upstream limit 22 to the downstream limit 23 following the points of the surface of the groove 21 located at the same relative distance from the lateral limits lower surface 25 and upper surface 26.
  • the groove 21 can also be described by a lateral limit called upper surface 25 and a lateral limit called lower surface 26 extending from a first (respectively second) end of the upstream limit 22 to a first (respectively second) end of the downstream limit 23 and laterally delimiting the groove 21.
  • Transverse guide curves 27 extend from the upper surface lateral limit 25 to the lower surface lateral limit 26.
  • a transverse guide curve 27 is defined as the shortest curve extending from a point of one of the upper and lower side limit to the other among the lower and upper side limit following the profile of the groove 21.
  • a median longitudinal guide curve 28 can be defined as the longitudinal guide curve passing through the middle of the upstream limit 22 and the middle of the downstream limit 23.
  • the median longitudinal guide curve 28 has a curvilinear length of between 40% and 200% of the length of the cord 19 of the blade 12. This makes it possible in particular to straighten the flow while preserving the compactness of the turbine.
  • rope 19 of the blade 12 it is conventionally understood the distance between the leading edge 15 and the trailing edge 16 of the blade 12.
  • the groove 21 being produced on a substantially cylindrical surface of axis X, it has a depth h defined at any point of the groove 21 as the distance in a radial direction between the point of the groove 21 and the cylindrical surface on which the groove 21 is made.
  • the depth h of the groove 21 is zero at the upstream limit 22, increases to a foreground 29 passing through a transverse guide curve.
  • the transverse guiding curve is of parabolic shape. This type of profile makes it possible in particular to present a depth close to the maximum depth over a large surface of the cross section, in order to improve the capture of flow by the groove.
  • the depth h is maximum at the level of the foreground 29 and decreases downstream to a zero value at the level of the downstream limit 23.
  • a second transverse directing curve downstream of the first plane 29 has for example a sinusoidal shape.
  • This type of profile makes it possible to avoid sharp edges at the level of the lateral limits of the groove 21 and thus to limit the phenomena of stress concentration or erosion. This also allows the cross section to have a large area and thus admit a larger flow, as well as to present a depth h close to the maximum depth of the cross section over a large part of its width.
  • the different geometric components defining the surfaces of the groove 21 are generated by means of splines.
  • the different longitudinal guide curves are defined by means of splines. It is conventionally understood by spline a function defined by pieces by polynomials.
  • a row of vanes 12 extends radially inwards from the external annular platform 14.
  • Each of the blades 12 has a groove 21 upstream of its leading edge 15.
  • the median longitudinal guide curve 28 of a groove 21 extends the camber line 20 of the blade 12 upstream of which the groove 21 is located.
  • the lateral upper surface 25 and lower surface 26 limits may be straight or curved, arising from the incidence interval caused by the interval of operating modes of the turbomachine.
  • downstream limit 23 of the groove 21 is located downstream of the leading edge 15 of the blade 12, the groove 21 therefore having a depth h of non-zero at the leading edge 15.
  • the plane passing through the second sinusoidal transverse directing curve passes through the leading edge of the blade. This makes it possible in particular to avoid concentrating the flow on the leading edge and to distribute it over an upstream portion of the blade. The incident flow is distributed over a portion representing 5 to 15% of the intra / upper surface.
  • the grooves 21 are produced on the radially external annular platform 14.
  • the speed of a point of a moving blade 5, 9 being proportional to its distance from the axis of rotation X, the deflection of the flow, and therefore the incidence of the flow on the rectifiers 6 or distributors 10, is greater at the level of the radially external annular platform 14.
  • the angular opening of a groove 21 produced on a radially internal annular platform 13 may be less important than the angular opening of a groove 21 produced on a radially external annular platform 14.
  • the channel grooves 21 also make it possible to contain the mass of an annular platform, in such a way that the mass of the annular platform is almost equivalent whether or not it is equipped with the device.

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Abstract

L'invention concerne un ensemble pour turbomachine (1) s'étendant autour d'un axe (X) comportant : - une plateforme annulaire interne (13) et une plateforme annulaire externe (14) délimitant un canal d'écoulement (3) d'un fluide circulant d'amont vers l'aval, et - au moins une aube fixe (12) s'étendant radialement entre la plateforme annulaire interne (13) et la plateforme annulaire externe (14), ladite aube fixe (12) étant profilée avec un bord d'attaque (15), caractérisé en ce que la plateforme annulaire interne (13) et/ou la plateforme annulaire externe (14) comporte en amont du bord d'attaque (15) de l'aube fixe (12) un sillon (21) de canalisation du fluide circulant dans le canal (3) présentant un segment formant limite amont (22) et un segment formant limite aval (23), la longueur de la limite amont (22) étant supérieure à la longueur de la limite aval (23).

Description

SILLON DE CANALISATION EN AMONT D'UNE AUBE
DOMAINE TECHNIQUE GÉNÉRAL ET ART ANTÉRIEUR
La présente invention concerne en général les dispositifs de canalisation de flux dans les turbines ou les compresseurs, notamment lorsque ces turbines ou compresseurs comportent plusieurs étages et comportent un ou plusieurs distributeurs ou redresseurs.
Le domaine d'application de l'invention est notamment celui des turbomachines équipant les moteurs d'aéronefs.
L'invention est toutefois applicable à des turbines ou des compresseurs consacrés à d'autres types d'utilisation.
En référence à la figure 1, une turbomachine 1 s'étendant selon un axe X comporte classiquement, d'amont en aval suivant le sens d'écoulement des fluides dans la turbomachine 1, une soufflante 2 propulsant un flux d'air dans un canal d'écoulement 3, un ou plusieurs compresseurs 4 comportant un ou plusieurs rangées d'aubes mobiles 5 ou rotor de compresseur alternées avec des rangées d'aubes fixes 6 ou redresseur, une chambre de combustion 7, une turbine 8 comportant une ou plusieurs rangées d'aubes mobiles ou rotor de turbine 9 alternées avec une ou plusieurs rangées d'aubes fixes ou distributeur 10, et un échappement 11.
Lors du fonctionnement de la turbomachine 1, la rotation du rotor de compresseur 5 ou du rotor de turbine 9 modifie la direction d'écoulement du flux de gaz dans le canal d'écoulement 3, ce qui a pour effet de diminuer l'incidence du flux sur les rangées d'aubes mobiles disposées en aval et donc l'efficacité de ces rangées d'aubes mobiles aval.
Afin de contrer cet effet, des rangées d'aubes fixes 6, 10 sont disposées entre les rangées d'aubes mobiles 5, 9, le profil de ces aubes fixes 6, 10 étant configuré pour rediriger l'écoulement du fluide dans la turbomachine 1, afin de rétablir un écoulement axial avant chaque rangée d'aubes mobiles 5, 9. En référence à la figure 2, ces rangées d'aubes fixes 6, 10 comportent classiquement des aubes 12 maintenues en position entre une plateforme annulaire radialement interne 13 et une plateforme annulaire radialement externe 14.
En fonction des phases de fonctionnement de la turbomachine 1, la vitesse de rotation des rotors de compresseur 5 et de turbine 9 peut varier, et donc faire augmenter ou diminuer l'incidence du flux d'air par rapport aux rangées d'aubes fixes 6, 10, faisant diminuer leur effet et dégradant donc les performances de la turbomachine 1.
II est connu de la technique d'avoir recours à des redresseurs 5 ou distributeurs 9 à calage variable, permettant de compenser la variation de l'incidence du flux en modifiant le calage des aubes 12 des redresseurs 5 ou des distributeurs 9.
Ces solutions sont toutefois contraignantes, notamment du point de vue de l'encombrement, du poids du dispositif, de la complexité de montage, de la durée de vie et de la maintenance de ces pièces mobiles.
Lorsque l'architecture des moteurs ne permet pas l'adaptation de ce type de solution, un calage fixe des aubes 12 du redresseur 5 ou distributeur 6 est configuré de façon offrir un compromis fournissant une incidence du flux par rapport aux aubes 12 optimisée pour les points de fonctionnement clés.
Ces compromis ne permettent cependant pas d'atteindre des performances optimales de la turbomachine 1 pour tous les régimes de fonctionnement, et imposent donc une limite structurelle au rendement du moteur.
PRÉSENTATION GÉNÉRALE DE L'INVENTION
Un but de l'invention est de canaliser le flux en amont des redresseurs ou distributeurs à calage fixe de manière à présenter une incidence optimale du flux sur le redresseur ou distributeur. Un autre but de l'invention est d'améliorer le rendement de la turbomachine, permettant ainsi de faire diminuer sa consommation de carburant.
Un autre but de l'invention est de limiter les disparités de rendement en fonction des différents régimes de fonctionnement de la turbomachine.
Un autre but de l'invention est d'augmenter le régime de fonctionnement maximal de la turbomachine.
Un autre but de l'invention est de maintenir les performances aérodynamiques de la veine d'écoulement identiques à celles d'une veine lisse.
Un autre but de l'invention est de contenir le poids du dispositif.
Un autre but de l'invention est de minimiser les coûts de maintenance en diminuant le nombre de pièces mobiles.
Un autre but de l'invention est de simplifier la structure du dispositif.
Selon un premier aspect, l'invention propose un ensemble pour turbomachine s'étendant autour d'un axe comportant :
une plateforme annulaire interne et une plateforme annulaire externe délimitant un canal d'écoulement d'un fluide circulant d'amont vers l'aval, et
au moins une aube fixe s'étendant radialement entre la plateforme annulaire interne et la plateforme annulaire externe, ladite aube fixe étant profilée avec un bord d'attaque,
caractérisé en ce que la plateforme annulaire interne et/ou la plateforme annulaire externe comporte en amont du bord d'attaque de l'aube fixe un sillon de canalisation du fluide circulant dans le canal présentant un segment formant limite amont et un segment formant limite aval, la longueur de la limite amont étant supérieure à la longueur de la limite aval.
Le sillon de canalisation s'étend avec une dimension transversale s'affinant vers l'aval jusqu'à l'aube fixe de manière à optimiser l'incidence du flux par rapport au bord d'attaque de l'aube.
L'invention est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes prises seules ou en combinaison : l'aube comporte une ligne de cambrure et dans lequel le sillon comporte une ligne médiane, la ligne médiane du sillon s'étendant dans le prolongement de la ligne de cambrure de l'aube ; - la limite aval du sillon est située en aval du bord d'attaque de l'aube ; cela permet d'éviter de concentrer le flux sur le bord d'attaque et de le répartir sur une portion amont de l'aube ; l'aube comprend une épaisseur maximale dans une direction transversale, la longueur du segment de limite amont du sillon étant compris entre 150% et 400% de l'épaisseur maximale de l'aube, et la longueur du segment de limite aval du sillon étant comprise entre 80% et 120% de l'épaisseur maximale de l'aube ; - le sillon présente un profil comportant une première section droite de forme parabolique et une deuxième section droite de forme sinusoïdale ; cela permet à la section droite transversale de présenter une surface importante et d'admettre ainsi un flux plus important, ainsi que de présenter une profondeur h proche de la profondeur maximale de la section droite transversale sur une partie importante de sa largeur, de plus cela permet d'éviter les arêtes vives au niveau des limites latérales du sillon et ainsi de limiter les phénomènes de concentration de contraintes ou d'érosion ; - une profondeur du sillon est maximale au niveau de la première section droite, et décroît vers l'aval, la deuxième section droite étant située à proximité du bord d'attaque de l'aube et présentant une profondeur moins importante que la profondeur de la première section droite ; le sillon comporte une courbe directrice longitudinale médiane présentant une longueur curviligne comprise entre 40% et 200% de la longueur de la corde de l'aube ; cela permet de de redresser le flux tout en préservant la compacité de la turbine ; le sillon présente au niveau de sa limite amont une ouverture angulaire supérieure à la plage de variation de l'angle d'incidence du flux s'écoulant dans le canal d'écoulement par rapport aux aubes ; cela permet de redresser le flux quelle que soit la phase de fonctionnement de la turbomachine ; - chaque aube présente un intrados et un extrados, et le sillon présente au niveau de sa limite aval une ouverture angulaire correspondant à l'inclinaison relative de l'intrados et de l'extrados de l'aube au niveau de la limite aval du sillon. Cela permet de diriger le flux de manière à ce qu'il soit tangent à l'extrados et l'intrados de l'aube et ainsi de limiter le décollement aérodynamique le long de l'aube.
Selon un deuxième aspect, l'invention propose une turbomachine comportant un tel ensemble.
PRÉSENTATION DES FIGURES
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront encore de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard des figures annexées sur lesquelles :
- la figure 1 est une vue en coupe de profil d'une turbomachine connue de la technique ;
- La figure 2 est une vue partielle en coupe de profil d'un étage de turbine et de distributeur ;
- la figure 3 est une représentation schématique en coupe d'une aube, détaillant ses attributs géométriques ; - la figure 4 est une représentation 3D d'une aube comportant un sillon de redirection conforme à l'invention ;
- la figure 5 est une esquisse en 3D mettant en lumière les éléments géométriques du sillon de redirection ;
- la figure 6 est une représentation 3D d'une portion de redresseur ou distributeur conforme à l'invention ; plus précisément la figure 6a présente un point de vue orienté radialement vers l'extérieur, la figure 6b présentant un point de vue orienté axialement.
DESCRIPTION D'UN OU PLUSIEURS MODES DE MISE EN ŒUVRE ET DE RÉALISATION
Les modes de réalisation décrits ci-après concernent un stator de turbomachine, et sont présentés à but illustratif.
Dans cette description les notions d'amont et d'aval réfèrent au sens d'écoulement des fluides dans la turbomachine.
Les notions d'axial et de radial réfèrent à la géométrie de la turbomachine 1 d'axe X, une direction radiale étant comprise comme étant sécante et orthogonale à l'axe X de la turbomachine 1.
En référence à la figure 3, une aube 12 comporte classiquement un bord d'attaque 15 à son extrémité amont, un bord de fuite 16 à son extrémité aval, un extrados 17 et un intrados 18, une corde 19 passant par le bord d'attaque 15 et le bord de fuite 16 et définissant une ligne de référence permettant d'exprimer le calage de la pale et l'incidence du flux de gaz sur la pale, et une ligne de cambrure 20 définissant le profil de l'aube 12.
L'aube 12 présente une épaisseur e variable, l'épaisseur e de l'aube 12 étant la distance séparant l'extrados 17 et l'intrados 18 dans une direction transversale par rapport à la corde 19 de l'aube 12. Il est entendu par direction transversale par rapport à la corde 19 une direction sensiblement orthogonale à la corde 19. En référence à la figure 4, l'aube 12 s'étend radialement vers l'intérieur depuis la plateforme annulaire externe 14.
La plateforme annulaire externe 14 se prolonge dans une direction axiale à l'amont des aubes 12.
En amont de l'aube 12, une dépression formant un sillon 21 s'étendant jusqu'au bord d'attaque 15 de l'aubes 12 est ménagée sur la plateforme annulaire externe 14, de manière à modifier la direction du flux d'air en amont de l'aube 12 et ainsi minimiser l'incidence du flux d'air sur l'aube 12.
Un sillon 21 comporte une limite amont 22, une limite aval 23 et est délimité latéralement par une limite latérale dite extrados 25, située dans le prolongement de l'extrados 17 de l'aube 12, et une limite latérale dite intrados 26, située dans le prolongement de l'intrados 18 de l'aube 12.
Le sillon 21 s'étend d'amont vers l'aval en s'affinant, présentant une ouverture angulaire importante en amont qui se rétrécit vers l'aval, définissant ainsi un sillon s'affinant à la manière d'un entonnoir et canalisant le flux en amont du bord d'attaque 15 de l'aube 12.
Par ouverture angulaire, il est entendu l'angle défini par les tangentes aux limites latérales extrados 25 et intrados 26 sur une section droite du sillon 21, ici au niveau de la limite amont 22. Par section droite du sillon, il est entendu une section du sillon 21 comprise dans un plan normal à une ligne médiane 30 du sillon 21.
La ligne médiane 30 du sillon 21 est définie comme une courbe située à équidistance des limites latérales extrados 25 et intrados 26 et située au même rayon par rapport à l'axe X de la turbomachine que les limites latérales extrados 25 et intrados 26.
Le sillon 21 de canalisation comporte une limite amont 22 au niveau de laquelle l'ouverture angulaire du sillon 21 est configurée pour corriger la direction du flux quel que soit le régime de fonctionnement de la turbomachine 1.
L'incidence du flux étant fonction du régime de rotation de la turbomachine 1, l'ouverture angulaire du sillon 21 de canalisation au niveau de la limite amont 22 est configurée de telle manière que qu'elle est au moins aussi importante que l'angle formé par les directions extrêmes du flux, ou présenter une ouverture angulaire encore plus importante.
Une première direction extrême du flux correspond à l'incidence du flux lors du régime de fonctionnement utile le plus faible, une deuxième direction extrême du flux correspondant à l'incidence du flux lors du régime de fonctionnement utile le plus élevé.
Plus la plage de régimes de fonctionnement est large, plus la plage de variation des angles d'incidence du flux sur les aubes 12 sera importante.
Classiquement, au cours d'une phase de vol donnée, la direction d'écoulement du flux est inclinée de X° d'angle par rapport à l'axe de la turbomachine. Au cours d'une autre phase de vol la direction d'écoulement du flux est inclinée de Y° d'angle par rapport à l'axe de la turbomachine.
Au cours de toutes les phases de fonctionnement de la turbomachine, les directions d'écoulement du flux présentent un inclinaison comprise dans l'intervalle [X°;Y°] d'angle.
Il est donc nécessaire pour les grandes plages de variation que le sillon 21 présente à sa limite amont 22 une ouverture angulaire au moins équivalente à la plage de variation de l'angle d'incidence du flux.
Concrètement, le sillon 21 présente à sa limite amont 22 une ouverture angulaire d'au moins Y°-X°.
Cela permet de rediriger correctement le flux sur l'aube 21 quel que soit le régime de fonctionnement de la turbomachine 1.
Le sillon 21 se resserre vers l'aval et son ouverture angulaire diminue de manière continue, de manière à modifier la direction du flux jusqu'à présenter une incidence optimale par rapport à l'aube 12.
De cette manière, le sillon 21 dévie le flux de gaz en amont de l'aube 12 et optimise ainsi son incidence par rapport à l'aube 12 quel que soit le régime de fonctionnement de la turbomachine 1.
Cette canalisation du flux permet au redresseur 6 ou au distributeur 10 de fonctionner de manière optimale à tous les régimes de fonctionnement utiles de la turbomachine 1, ce qui permet d'obtenir un meilleur rendement de la turbomachine 1 quel que soit le régime de fonctionnement, et en outre de lisser les disparités du rendement selon les régimes de fonctionnement.
Dans une turbomachine 1, cela aura pour effet de diminuer la consommation en carburant du moteur lors du fonctionnement.
Dans une turbine ou une pompe hydraulique, cela aura pour effet d'augmenter la puissance transmissible entre le fluide et les éléments mobiles.
Optionnellement mais avantageusement, le sillon 21 présente au niveau de sa limite aval 23 une ouverture angulaire correspondant à l'inclinaison relative de l'intrados 18 et de l'extrados 17 de l'aube 12 au niveau de la limite aval 23 du sillon 21.
Cela favorise la déviation de flux en amont de l'aube 12 de manière à ce que le flux soit tangent à l'intrados 18 et de l'extrados 17 de l'aube 12, ce qui permet de limiter les phénomènes de décollement de flux au niveau des aubes 12. La déviation de flux par les aubes 12 s'en trouve ainsi grandement améliorée.
Le sillon 21 peut également être configurée pour permettre l'augmentation du régime de fonctionnement maximal du compresseur 4 ou de la turbine 8.
En effet, ce régime maximal est défini par une incidence maximale produisant un décrochage des redresseurs 6 ou distributeurs 10, anéantissant leur effet. Cette incidence maximale est provoquée par la déviation du flux causée par les rotors de compresseur 5 ou de turbine 9 lorsqu'ils fonctionnent à haut régime.
La canalisation du flux en amont des redresseurs 6 ou distributeurs 10 permet de réduire l'incidence du flux et d'augmenter le régime de fonctionnement du compresseur 4 ou de la turbine 8 provoquant le décrochage des redresseurs 6 ou distributeurs 10.
Dans une turbomachine 1, cela entraîne une augmentation de la puissance maximale du moteur et donc une augmentation des performances de l'appareil sur lequel elle est équipée. Dans une pompe ou une turbine hydraulique, cela permet d'augmenter le débit admissible, et donc la puissance transmissible ou récupérable entre le fluide et la machine.
En référence à la figure 5, le sillon 21 comporte une limite aval 23, une pluralité de courbes directrices longitudinales 24 s'étendant de la limite amont 22 à la limite aval 23 et définissant la forme du sillon 21.
Une courbe directrice longitudinale 24 est définie comme étant la courbe la plus courte s'étendant d'un point de la limite amont 22 à la limite aval 23 en suivant les points de la surface du sillon 21 situés à la même distance relative des limites latérales intrados 25 et extrados 26.
Le sillon 21 peut également être décrit par une limite latérale dite extrados 25 et une limite latérale dite intrados 26 s'étendant d'une première (respectivement deuxième) extrémité de la limite amont 22 à une première (respectivement deuxième) extrémité de la limite aval 23 et délimitant latéralement le sillon 21. Des courbes directrices transversales 27 s'étendent de la limite latérale extrados 25 à la limite latérale intrados 26.
Une courbe directrice transversale 27 est définie comme la courbe la plus courte s'étendant d'un point d'une parmi la limite latérale extrados et intrados à l'autre parmi la limite latérale intrados et extrados en suivant le profil du sillon 21.
Une courbe directrice longitudinale médiane 28 peut être définie comme la courbe directrice longitudinale passant par le milieu de la limite amont 22 et le milieu de la limite aval 23.
La courbe directrice longitudinale médiane 28 présente une longueur curviligne comprise entre 40% et 200% de la longueur de la corde 19 de l'aube 12. Cela permet notamment de redresser le flux tout en préservant la compacité de la turbine.
Par corde 19 de l'aube 12, il est classiquement entendu la distance entre le bord d'attaque 15 et le bord de fuite 16 de l'aube 12.
Le sillon 21 étant réalisé sur une surface sensiblement cylindrique d'axe X, il présente une profondeur h définie en tout point du sillon 21 comme la distance suivant une direction radiale entre le point du sillon 21 et la surface cylindrique sur laquelle est réalisé le sillon 21.
La profondeur h du sillon 21 est nulle au niveau de la limite amont 22, augmente jusqu'à un premier plan 29 passant par une courbe directrice transversale. Au niveau de ce premier plan 29, la courbe directrice transversale est de forme parabolique. Ce type de profil permet notamment de présenter une profondeur proche de la profondeur maximale sur une surface importante de la section droite, afin d'améliorer la captation de flux par le sillon.
La profondeur h est maximale au niveau du premier plan 29 et diminue vers l'aval jusqu'à une valeur nulle au niveau de la limite aval 23.
Une deuxième courbe directrice transversale en aval du premier plan 29 présente par exemple une forme sinusoïdale.
Ce type de profil permet d'éviter les arêtes vives au niveau des limites latérales du sillon 21 et ainsi de limiter les phénomènes de concentration de contraintes ou d'érosion. Cela permet en outre à la section droite transversale de présenter une surface importante et d'admettre ainsi un flux plus important, ainsi que de présenter une profondeur h proche de la profondeur maximale de la section droite transversale sur une partie importante de sa largeur.
Les différentes composantes géométriques définissant les surfaces du sillon 21 sont générées au moyen de splines. Les différentes courbes directrices longitudinales sont définies au moyen de splines. Il est classiquement entendu par spline une fonction définie par morceaux par des polynômes.
En référence à la figure 6a, une rangée d'aubes 12 s'étend radialement vers l'intérieur depuis la plateforme annulaire externe 14.
Chacune des aubes 12 présente un sillon 21 en amont de son bord d'attaque 15.
La courbe directrice longitudinale médiane 28 d'un sillon 21 prolonge la ligne de cambrure 20 de l'aube 12 en amont de laquelle le sillon 21 est situé. Les limites latérales extrados 25 et intrados 26 peuvent être droites ou courbées, découlant de l'intervalle d'incidences provoqué par l'intervalle de régimes de fonctionnement de la turbomachine.
Dans ce mode de réalisation, la limite aval 23 du sillon 21 est située en aval du bord d'attaque 15 de l'aube 12, le sillon 21 présentant donc au niveau du bord d'attaque 15 une profondeur h non nulle. Le plan passant par la deuxième courbe directrice transversale sinusoïdale passe par le bord d'attaque de l'aube. Cela permet notamment d'éviter de concentrer le flux sur le bord d'attaque et de le répartir sur une portion amont de l'aube. On répartit le flux incident sur une portion représentant 5 à 15% de l'intra/extrados.
Dans le mode de réalisation illustré en figure 6b, les sillons 21 sont réalisés sur la plateforme annulaire radialement externe 14.
En effet, la vitesse d'un point d'une aube mobile 5, 9 étant proportionnelle à sa distance par rapport à l'axe de rotation X, la déviation du flux, et par conséquent l'incidence du flux sur les redresseurs 6 ou distributeurs 10, est plus importante au niveau de la plateforme annulaire radialement externe 14.
Il est toutefois possible de réaliser des sillons 21 sur la plateforme annulaire radialement interne 13.
L'ouverture angulaire d'un sillon 21 réalisé sur une plateforme annulaire radialement interne 13 peut être moins importante que l'ouverture angulaire d'un sillon 21 réalisé sur une plateforme annulaire radialement externe 14.
Il est également réalisable dans une variante de réaliser ce type de sillon 21 en amont d'une aube mobile.
La réalisation d'une canalisation du flux en amont des redresseurs 6 ou distributeurs 10 par des sillons 21 immobiles permet de simplifier grandement la structure de la turbomachine 1 sur lequel le dispositif est équipé. En effet, l'absence de système de commande et d'actionnement diminue grandement le coût et la complexité des opérations de maintenance, et permet également de simplifier grandement l'architecture du moteur et son montage. Ceci est par exemple le cas dans une application de l'invention à un compresseur ou à un redresseur de flux secondaire en aval de soufflante.
Les sillons 21 de canalisation permettent en outre de contenir la masse d'une plateforme annulaire, de telle manière que la masse de la plateforme annulaire est quasiment équivalente qu'elle soit équipée ou non du dispositif.

Claims

REVENDICATIONS
1. Ensemble pour turbomachine (1) s'étendant autour d'un axe (X) comportant :
une plateforme annulaire interne (13) et une plateforme annulaire externe (14) délimitant un canal d'écoulement (3) d'un fluide circulant d'amont vers l'aval, et
- au moins une aube fixe (12) s'étendant radialement entre la plateforme annulaire interne (13) et la plateforme annulaire externe (14), ladite aube fixe (12) étant profilée avec un bord d'attaque (15),
caractérisé en ce que la plateforme annulaire interne (13) et/ou la plateforme annulaire externe (14) comporte en amont du bord d'attaque (15) de l'aube fixe (12) un sillon (21) de canalisation du fluide circulant dans le canal (3) présentant un segment formant limite amont (22) et un segment formant limite aval (23), la longueur de la limite amont (22) étant supérieure à la longueur de la limite aval (23), et dans lequel le sillon (21) présente un profil comportant une première section droite de forme parabolique et une deuxième section droite de forme sinusoïdale.
2. Ensemble pour turbomachine (1) selon la revendication 1, dans lequel l'aube (12) comporte une ligne de cambrure (20) et dans lequel le sillon (21) comporte une ligne médiane (30), la ligne médiane (30) du sillon (21) s'étendant dans le prolongement de la ligne de cambrure (20) de l'aube (12).
3. Ensemble pour turbomachine (1) selon la revendication 2, dans lequel la limite aval (23) du sillon (21) est située en aval du bord d'attaque (15) de l'aube (12).
4. Ensemble pour turbomachine (1) selon l'une des revendications 1 à 3, dans lequel l'aube (12) comprend une épaisseur (e) maximale dans une direction transversale, la longueur du segment de limite amont
(22) d u sillon (21) étant compris entre 150% et 400% de l'épaisseur (e) maximale de l'aube (12), et la longueur d u segment de limite aval
(23) du sillon (21) étant comprise entre 80% et 120% de l'épaisseur (e) maximale de l'aube (12).
5. Ensemble pour turbomachine (1) selon l'une des revendications 1 à 4, dans lequel une profondeur (h) du sillon (12) est maximale au niveau de la première section droite, et décroît vers l'aval, la deuxième section droite étant située à proximité du bord d'attaque (15) de l'aube (12) et présentant une profondeur moins importante que celle de la première section droite.
6. Ensemble selon l'une des revendication 1 à 5, dans lequel le sillon
(21) comporte une courbe directrice longitudinale médiane (28) présentant une longueur curviligne comprise entre 40% et 200% de la longueur de la corde de l'aube (12).
7. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 6, dans lequel le sillon (21) présente au niveau de sa limite amont (22) une ouverture angulaire supérieure à la plage de variation de l'angle d'incidence du flux s'écoulant dans le canal d'écoulement (3) par rapport aux aubes (12).
8. Ensemble selon l'une des revendications 1 à 7, dans lequel chaque aube (12) présente un intrados (18) et un extrados (17), et dans lequel le sillon (21) présente au niveau de sa limite aval (23) une ouverture angulaire correspondant à l'inclinaison relative de l'intrados (18) et de l'extrados (17) au niveau de la limite aval (23) du sillon (21).
9. Turbomachine (1) comportant un ensemble selon l'une des revendications 1 à 8.
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