WO2020201642A1 - Aube de stator a calage variable pour une turbomachine d'aeronef - Google Patents

Aube de stator a calage variable pour une turbomachine d'aeronef Download PDF

Info

Publication number
WO2020201642A1
WO2020201642A1 PCT/FR2020/000082 FR2020000082W WO2020201642A1 WO 2020201642 A1 WO2020201642 A1 WO 2020201642A1 FR 2020000082 W FR2020000082 W FR 2020000082W WO 2020201642 A1 WO2020201642 A1 WO 2020201642A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
blade
end portion
angle
chord
leading edge
Prior art date
Application number
PCT/FR2020/000082
Other languages
English (en)
Inventor
Mickael Cavarec
Sébastien Claude Cochon
Pierre-Hugues Ambroise Maxime Victor RETIVEAU
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines filed Critical Safran Aircraft Engines
Priority to GB2113772.4A priority Critical patent/GB2596677B/en
Priority to US17/598,777 priority patent/US11891901B2/en
Publication of WO2020201642A1 publication Critical patent/WO2020201642A1/fr

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • 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
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/56—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
    • F04D29/563—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable specially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/125—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the tip of a stator vane
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • TITLE VARIABLE TIMING STATOR VANE FOR A
  • the present invention relates to the general field of variable-pitch stator vanes for an aircraft turbomachine.
  • VSV Variable Stator Vanes
  • the angular setting of the stator vanes makes it possible to adapt the geometry of the compressor to its operating speed, in order in particular to optimize its efficiency and its pumping margin.
  • the vanes in the same row are carried by an outer annular casing.
  • the outer casing defines with an internal annular casing a vein in which a flow of air flows.
  • Each vane is profiled relative to a longitudinal axis which is parallel to the longitudinal axis of the turbomachine when the vane is mounted in the compressor.
  • the blade comprises an aerodynamic blade extending along a vertical axis.
  • a blade thus comprises a plurality of blade sections stacked one on top of the other along the vertical axis, the latter being in this respect called “vertical stacking axis”.
  • the vane is guided in rotation via an external pivot which defines the axis of rotation of the vane.
  • the outer pivot is connected to a radially outer end of the blade via a plate.
  • the outer pivot and the plate are respectively housed in a corresponding hole and housing formed in the outer casing.
  • the blade has a transverse dimension greater than that of the plate, and in other words a downstream portion of the blade is located beyond the periphery of the plate.
  • the internal face of the plate is flush with the internal surface of the external casing.
  • the blade generally comprises an internal pivot opposite to the external pivot, so as to improve its guidance.
  • the vanes in the same row are generally actuated in a synchronized manner by a control ring movable in rotation around the outer casing.
  • Each vane is connected to the ring via a link, one end of which is rotatably coupled with the outer pivot and the other end is hinged to the ring.
  • the rotational movement of the ring is initiated by one or more actuators.
  • Each blade has a central portion disposed vertically between an outer end portion and an inner end portion.
  • the blade has a common leading edge over its entire height (expressed along the vertical stacking axis).
  • the three portions of the blade are profiled along a skeletal line (or mean line) varying gradually along the vertical stacking axis.
  • the blade thus has a curvature that evolves progressively over its entire height.
  • the outer and inner end portions are truncated (or cropped) downstream over a predefined height, and in other words the profile of a section of these portions gradually widens from the edge. of attack and stops abruptly at a rectilinear limit substantially perpendicular to the skeleton line (hereinafter referred to as "downstream limit"), so as to leave a radial operating clearance between the central portion and the corresponding housings .
  • the downstream limits are thus inside the space defined by the periphery of the plate.
  • the profile of a section of the central portion diverges from the leading edge and then converges towards a trailing edge.
  • the blade makes it possible to orient the air flow in a predetermined direction. It is easily understood that the direction of the air flow at the downstream limits (end portions) does not correspond to the predetermined direction, due to the shortening of the blade.
  • the objective of the present invention is thus to provide an optimized variable-pitch stator vane making it possible to overcome the aforementioned drawbacks.
  • the invention thus proposes a variable-pitch stator vane for an aircraft turbomachine, said vane being profiled with respect to a longitudinal axis X, said vane comprising an aerodynamic blade extending along a vertical stacking axis E and having a common leading edge, said blade comprising:
  • first end portion vertically delimiting said central portion, said first end portion having in section a second skeletal line delimited transversely by said leading edge and a first downstream limit, and a second chord connecting said edge of attack at said first downstream limit, the total length of the second rope being between 40 and 80% of the total length of the first rope,
  • the backbone angle a at a length 11 of the first chord in a section of said central portion is defined by a function G1 (11) and the backbone angle a at a length I2 of the second chord in a section of said first end portion is defined by a function G2 (I2), the backbone angle a corresponding in section at the angle formed between the tangent T to the skeletal line corresponding to the point considered and said longitudinal axis X, the function derived from the function G1 (11) with respect to the length 11 being denoted G1 '(I1), the function derivative of the function G2 (I2) with respect to the length I2 being denoted by G2 '(I2), the absolute value of the average increase A2 of G2' (I2) between the leading edge and the first downstream limit is greater to the absolute value of the average increase A1 of G1 '(I1) between the leading edge and a point P where the length 11 corresponds to the total length of the second chord, the average increase of a function f between the backbone angle
  • the expression “in section” associated with an element refers to the representation of a section of this element according to a transverse section plane, and in other words according to a section plane perpendicular to the axis. vertical stacking E.
  • the dimensioning of the blade according to the invention significantly increases the curvature of the first end portion, so as to obtain a continuity of the skeletal angle between the trailing edge (central portion) and the first downstream limit (first end portion), and thus directing the air flow in the predetermined direction over the entire height of the blade (expressed along the vertical stacking axis).
  • Such dimensioning of the blade thus makes it possible to significantly increase the efficiency of the device in which the latter is mounted, for example a turbomachine compressor.
  • the blade according to the invention can comprise one or more of the following characteristics and / or steps, taken in isolation from one another or in combination with one another: - the backbone angle a at the trailing edge of the central portion near said first junction is substantially equal to the backbone angle a of the first downstream limit of the first end portion near said first junction, the skeleton angle a corresponding in section to the angle formed between the tangent T to the skeletal line corresponding to the point considered and said longitudinal axis X;
  • the backbone angle a at the trailing edge near said first junction is equal to plus or minus 5 degrees to the backbone angle a of the first downstream limit near said first junction;
  • the backbone angle a at the trailing edge over a predetermined interval is equal, to plus or minus five degrees, to the backbone angle a of the first downstream limit over the predetermined interval, the predetermined interval being centered on the first junction and having a vertical dimension corresponding to 5% of the total height H of the blade, the height of the blade being expressed along said vertical stacking axis E;
  • the height of the first end portion represents 0.2 to 5% of the total height of the blade, the height being expressed along said vertical stacking axis E;
  • said blade comprises a second end portion such that the central portion is disposed vertically between the first end portion and the second end portion, said second end portion having in section a third skeleton line delimited transversely by said leading edge and a second downstream limit, and a third chord connecting said leading edge to said second downstream limit, the total length of the third chord being between 40 and 80% of the total length of the first chord , said blade comprising a second junction between said central portion and said second end portion, the backbone angle ⁇ at the trailing edge of the central portion near said second junction being substantially equal to the backbone angle ⁇ of the second downstream limit of the second end portion near said second junction; - the height of the second end portion represents 0.2 to 5% of the total height of the blade.
  • the present invention also relates to a compressor for an aircraft turbomachine comprising a blade as described above.
  • the present invention also relates to an aircraft turbomachine comprising a compressor as described above or a blade as described above.
  • Figure 1 is a schematic longitudinal half-section view of a compressor for an aircraft turbomachine comprising a variable-pitch stator vane according to the invention
  • Figure 2 is a section of the blade shown in Figure 1 at a central portion of the blade of the blade;
  • FIG.3 Figure 3 is a view on which are superimposed a section of the blade shown in Figure 1 at an end portion of the blade and a blade section according to the prior art;
  • Figure 4 is a section of the blade shown in Figure 1 at an outer end portion of the blade;
  • Figure 5 is a section of the blade shown in Figure 1 at an inner end portion of the blade;
  • FIG. 6 is a graph illustrating a curve R0 (in solid lines) representing the variation of the backbone angle ⁇ of the internal downstream limit, of the trailing edge and of the external downstream limit as a function of the height h of the blade according to the invention, a linearized curve R1 (in phantom lines) obtained by the linearization of the curve R0, a curve R2 (in dotted lines) representing the variation in the angle of the air flow b at the level of the internal downstream limit, the trailing edge and the external downstream limit according to the invention, a curve R3 (in continuous lines) representing the variation of the skeletal angle a at the level of the internal downstream limit, of the trailing edge and of the external downstream limit, as a function of the height h, according to the prior art, and a curve R4 (in dotted lines) representing the variation of the angle of the air flow b at the level of the internal downstream limit, of the trailing edge and of the external downstream limit according to the prior art;
  • Figure 7 is a graph illustrating the different derivative functions G1 ’(I1), G2’ (I2) and G3 ’(I3) at different heights of the blade.
  • FIG. 1 is shown schematically in longitudinal half-section a turbomachine 1 comprising a compressor 2 comprising an annular row of variable-pitch stator vanes 3 better known by the acronym VSV for "Variable Stator Vanes".
  • VSV variable-pitch stator vanes
  • FIG. 1 a single VSV blade 3 (hereinafter referred to as "blade") is shown in FIG. 1.
  • Such a row of blades 3 is for example disposed directly downstream of a movable wheel.
  • Each vane 3 is profiled relative to a longitudinal axis X which is parallel to the longitudinal axis of the turbomachine 1 when the vane 3 is mounted in the compressor 2.
  • the vane 3 comprises an aerodynamic blade 4 extending along a vertical stacking axis E.
  • the blade 4 comprises a plurality of blade sections stacked one on top of the other along the vertical stacking axis E.
  • Each blade 3 is guided in rotation relative to an outer annular casing 5 via an outer pivot 6 and relative to an inner annular casing 7 via an inner pivot 8.
  • the inner and outer pivots 6, 8 are coaxial and define the axis of rotation R of the vane 3.
  • the axis of rotation R of the vane 3 is here coincident with the vertical stacking axis E.
  • the internal and external housings 5, 7 are coaxial and define between them an annular vein in which circulates an air flow F.
  • upstream and downstream are defined in relation to the direction of flow of the air flow around the blade 4.
  • Each blade 3 is movable around its axis of rotation R between a first extreme position called “open” in which the pitch angle of each of the blades 3 is equal to q1 so as to maximize the air passage section. , and a second extreme position called “closed” in which the pitch angle of each of the blades 3 is equal to q2 (with q2 less than q1) so as to minimize the air passage section.
  • the pitch angle of a vane 3 corresponds to the angle, in a longitudinal plane perpendicular to the axis of rotation R of vane 3, between the chord of the blade 4 (here the central portion of the blade is taken for reference) and the plane of rotation of the blade 3 (plane perpendicular to the longitudinal axis X and which passes through the axis of rotation R).
  • the blade 4 of each blade 3 has a common leading edge 9.
  • the blade 4 comprises several portions 10, 14, 15, namely:
  • a central portion 10 having in section a first skeleton line 11 delimited transversely by the leading edge 9 and a trailing edge 12, and a first chord 13 connecting the leading edge 9 to the trailing edge 12 (FIGS. 1 and 2);
  • first end portion 14, 15 vertically delimiting the central portion 10, the first end portion 14, 15 having in section a second skeletal line 16, 28 delimited transversely by the leading edge 9 and a first limit downstream 17, 18, and a second chord 19, 29 connecting the leading edge 9 to the first downstream limit 17, 18, the total length L2 of the second chord 19, 29 being between 40 and 80% of the total length L1 of the first string 13 ( Figures 1, 4 and 5); - a junction 20, 21 between the central portion 10 and the first end portion 14, 15.
  • the skeleton angle a at the trailing edge 12 of the central portion 10 near the junction 20, 21 is substantially equal to the skeleton angle a of the first downstream limit 17, 18 of the first portion of end 14, 15 near the junction 20, 21.
  • the backbone angle a corresponds in section to the angle formed between the tangent T to the backbone line corresponding to the point considered and the longitudinal axis X.
  • the expression “in section” associated with an element refers to the representation of a section of this element according to a transverse section plane, and in other words according to a section plane perpendicular to the axis. vertical stacking E.
  • the expression “substantially equal” corresponds more precisely to an interval (or range) of plus or minus 5 degrees.
  • the backbone angle a at the trailing edge 12 is equal, plus or minus 5 degrees, to the backbone angle a of the first downstream limit 17, 18.
  • the expression “near the junction” corresponds more precisely to an interval (or range) centered on the junction, the vertical dimension of which corresponds to 5% of the total height H of the blade (4) .
  • FIG. 3 illustrates, at equal height, the profile of the section of the end portion of the prior art (in dotted lines) and the profile of the section of the end portion 14, 15 according to the invention ( in solid lines).
  • the dimensioning of the blade 4 according to the invention significantly increases the curvature of the first end portion 14, 15, so as to obtain a continuity of the skeleton angle between the trailing edge 12 (central portion 10) and the first downstream limit 17, 18 (first end portion 14, 15).
  • the sizing according to the invention requires a significant variation in the curvature between the central portion 10 (identical with respect to the prior art) and the first end portion 14, 15.
  • the central portion 10 is disposed vertically between an outer end portion 14 and an inner end portion 15.
  • the blade 4 further comprises an inner junction 20 between the end portion. internal 15 and the central portion 10 as well as an external junction 21 between the central portion 10 and the external end portion 14.
  • H the total height of the blade 4 expressed along the vertical stacking axis E from the inner end portion 15 to the outer end portion 14.
  • the central portion 10 of the blade 4 has a lower surface 22 and an upper surface 23 connected to one another by the leading edge 9 and the trailing edge 12
  • the intrados and extrados surfaces 22, 23 are curved, and respectively concave and convex.
  • the profile of a section of the central portion 10 diverges from the leading edge 9 and then converges towards the trailing edge 12.
  • the profile of a section of the central portion 10 is defined by the first skeleton line 11.
  • the first skeleton line 11 is disposed equidistant between the lower surface 22 and the upper surface 23.
  • the first skeleton line 11 is delimited transversely by the leading edge 9 and the trailing edge 12.
  • the segment connecting the leading edge 9 to the trailing edge 12 corresponds to the first chord 13.
  • the total length of the first chord 13 is denoted L1 .
  • the outer end portion 14 of the blade 4 has a lower surface 24 and an upper surface 25 connected to each other by the leading edge 9 and a limit external downstream 17.
  • the intrados and extrados 24, 25 are curved, and respectively concave and convex.
  • the profile of a section of the outer end portion 14 diverges from the leading edge 9 then stops abruptly at the level of the external downstream limit 17.
  • the profile of a section of the outer end portion 14 is defined by the second skeleton line 16.
  • the second skeleton line 16 is disposed equidistant between the intrados face 24 and the extrados face 25.
  • the second skeletal line 16 is delimited transversely by the leading edge 9 and the external downstream limit 17.
  • the segment connecting the leading edge 9 to the external downstream limit 17 corresponds to the second chord 19.
  • the external downstream limit 17 is rectilinear and substantially perpendicular to the second skeletal line 16.
  • the total length of the second string 19 is denoted L2.
  • the total length L2 of the second cord 19 is between 40 and 80% of the total length L1 of the first cord 13.
  • the height of the outer end portion 14 represents 0.2 to 5% of the total height H of the blade 4.
  • the backbone angle ⁇ at the trailing edge 12 over a predetermined interval is equal to, plus or minus five degrees, the backbone angle ⁇ of the outer downstream limit 17 over the predetermined interval.
  • the predetermined interval is centered on the outer junction 21.
  • the predetermined interval has a vertical dimension corresponding to 5% of the total height H of the blade 4.
  • the internal end portion 15 of the blade 4 has a lower surface 26 and an upper surface 27 connected to each other by the leading edge 9 and a limit internal downstream 18.
  • the intrados and extrados faces 26, 27 are curved, and respectively concave and convex.
  • the profile of a section of the inner end portion 15 diverges from the leading edge 9 and then abruptly stops at the inner downstream limit 18.
  • the profile of a section of the internal end portion 15 is defined by the third skeletal line 28.
  • the third skeletal line 28 is disposed equidistant between the lower surface 26 and the face. extrados 27.
  • the third skeletal line 28 is delimited transversely by the leading edge 9 and the internal downstream limit 18.
  • the segment connecting the leading edge 9 to the internal downstream limit 18 corresponds to the third chord 29.
  • the limit internal downstream 18 is rectilinear and substantially perpendicular to the third skeletal line 28.
  • the total length of the third string 29 is denoted L3.
  • the total length L3 of the third string 29 is between 40 and 80% of the total length L1 of the first string 13.
  • the total length L3 of the third string 29 is here equal to the total length L2 of the second string 19.
  • the height of the internal end portion 15 represents 0.2 to 5% of the total height H of the blade 4.
  • the backbone angle ⁇ at the trailing edge 12 over a predetermined interval is equal to, plus or minus five degrees, the backbone angle ⁇ of the internal downstream limit 18 over the predetermined interval.
  • the predetermined interval is centered on the inner junction.
  • the predetermined interval has a vertical dimension corresponding to 5% of the total height H of the blade 4.
  • FIG. 6 illustrates a curve R0 (in solid lines) representing the variation of the skeleton angle a of the trailing edge 12 and of the internal and external downstream limits 17, 18 at a height h of the blade 4, with reference to a concrete embodiment.
  • FIG. 6 also illustrates a linearized curve R1 (in phantom lines) obtained by the linearization of the curve R0.
  • the curves R0 and R1 are represented in a frame whose abscissa axis corresponds to the height h of the blade 4 and the ordinate axis corresponds to the skeleton angle a of the internal downstream limit 18, of the trailing edge 12 and the external downstream limit 17.
  • the height h is a variable between 0 and H, where H represents the total height of the blade 4.
  • the height h is expressed along the vertical stacking axis E from the internal end portion 15 to the portion outer end 14.
  • the skeleton angle a corresponds in section to the angle formed between the tangent T to the skeleton line corresponding to the point considered and the longitudinal axis X.
  • the skeleton angle is expressed when vane 3 is in an extreme open position.
  • the director coefficient a of the affine function F (h) is positive.
  • the y-intercept b of the affine function F (h) is also positive.
  • FIG. 6 also illustrates a curve R2 (in dotted lines) representing the variation of the angle of the air flow b at the level of the internal downstream limit 18, of the trailing edge 12 and of the external downstream limit 17, as a function of the height h, according to the invention.
  • the angle of the air flow b corresponds, in a transverse plane (plane perpendicular to the vertical stacking axis E), to the angle formed between the direction defined by the air flow F and the longitudinal axis
  • FIG. 6 also illustrates a curve R3 (in solid lines) representing the variation of the backbone angle a at the level of the internal downstream limit, of the trailing edge and of the external downstream limit, as a function of the height h, according to the prior art.
  • Figure 6 finally illustrates a curve R4 (in dotted lines) representing the variation in the angle of the air flow b at the level of the internal downstream limit, the trailing edge and the external downstream limit, as a function of the height h, according to the prior art.
  • the sizing of the blade 4 according to the invention makes it possible to significantly reduce the difference at the level of the end portions 14, 15 between the defined skeleton angle and the angle of the air flow b.
  • the skeletal angle a at a length 11 of the first chord 13 in a section of the central portion 10 is defined by a function G1 (11).
  • Angle of skeleton a to a length 12 of the second chord 19 in a section of the outer end portion 14 is defined by a function G2 (I2).
  • the backbone angle a at a length I3 of the third chord 29 in a section of the inner end portion 15 is defined by a function G3 (I3).
  • the function derived from the function G1 (11) with respect to the length 11 being denoted by G1 ’(I1).
  • the function derived from the function G2 (I2) with respect to the length I2 is denoted by G2 ’(I2).
  • the function derived from the function G3 (I3) with respect to the length I3 is denoted by G3 ’(I3).
  • Figure 7 is a graph on which are represented the different derivative functions G1 ’(I1), G2’ (I2) and G3 ’(I3) at different heights of the blade 4. More specifically, the graph includes the following curves:
  • the average increase of a function f between a point A (a, f (a)) and a point B (b, f (b)) corresponds to the quotient of the difference f (b) -f (a ) by the difference ba.
  • A1 the absolute value of the average increase in G1 '(I1) between the leading edge 9 and a point P where the length 11 corresponds to the total length L2 of the second chord 19 or to the total length L3 of the third string 29.
  • A2 the absolute value of the average increase in G2 ’(I2) between the leading edge 9 and the external downstream limit 17.
  • A3 the absolute value of the average increase of G3 ’(I3) between the leading edge 9 and the internal downstream limit 18.
  • the absolute values of the average increase A2 and A3 are each greater than the absolute value of the average increase A1. This finding indicates that, according to the invention, the curvature of the end portions 14, 15 is greater than the curvature of the central portion 10.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Aube de stator à calage variable (3) comprenant une pale (4) comportant une portion centrale (10) présentant une première ligne de squelette délimitée par un bord d'attaque (9) et un bord de fuite (12), et une première corde; une portion d'extrémité (14,15) présentant une seconde ligne de squelette délimitée par ledit bord d'attaque (9) et une limite aval (17,18), et une seconde corde; l'angle de squelette à une longueur I1 de la première corde étant défini par une fonction Gl(l1) et l'angle de squelette à une longueur 12 de la seconde corde étant défini par une fonction G2(I2), la valeur absolue de l'accroissement moyen A2 de G2'(I2) entre le bord d'attaque (9) et la limite aval (17, 18) est supérieure à la valeur absolue de l'accroissement moyen Al de Gl'(l1) entre le bord d'attaque (9) et un point P où la longueur I1 correspond à la longueur totale de la seconde corde.

Description

DESCRIPTION
TITRE : AUBE DE STATOR A CALAGE VARIABLE POUR UNE
TURBOMACHINE D’AERONEF
Domaine technique de l'invention
La présente invention se rapporte au domaine général des aubes de stator à calage variable pour une turbomachine d’aéronef. Arrière-plan technique
Des aubes de stator à calage variable (plus connues sous l’acronyme anglais VSV pour « Variable Stator Vanes ») sont généralement intégrées dans un compresseur de turbomachine, ces dernières étant rassemblées sous la forme d’une ou plusieurs rangées annulaires.
Le calage angulaire des aubes de stator permet d’adapter la géométrie du compresseur à son régime de fonctionnement, de manière notamment à optimiser son rendement et sa marge au pompage.
Les aubes d’une même rangée sont portées par un carter annulaire externe. Le carter externe définit avec un carter annulaire interne une veine dans laquelle s’écoule un flux d’air.
Chaque aube est profilée par rapport à un axe longitudinal qui est parallèle à l’axe longitudinal de la turbomachine lorsque l’aube est montée dans le compresseur. L’aube comprend une pale aérodynamique s’étendant suivant un axe vertical. Une pale comprend ainsi une pluralité de sections de pale empilées les unes sur les autres le long de l’axe vertical, ce dernier étant à ce titre dénommé « axe vertical d’empilement ». L’aube est guidée en rotation via un pivot externe qui définit l’axe de rotation de l’aube. Le pivot externe est relié à une extrémité radialement externe de la pale via une platine. Le pivot externe et la platine sont respectivement logés dans un trou et un logement correspondants formés dans le carter externe. La pale présente une dimension transversale supérieure à celle de la platine, et autrement dit une portion aval de la pale se trouve au-delà de la périphérie de la platine. De manière à limiter les perturbations, la face interne de la platine se trouve à fleur de la surface interne du carter externe. L’aube comprend généralement un pivot interne opposé au pivot externe, de manière à améliorer son guidage.
Les aubes d’une même rangée sont généralement actionnées de manière synchronisée par un anneau de commande mobile en rotation autour du carter externe. Chaque aube est connectée à l’anneau via une biellette dont l’une des extrémités est couplée en rotation avec le pivot externe et l’autre extrémité est articulée par rapport à l’anneau. Le mouvement en rotation de l’anneau est initié par un ou plusieurs actionneurs.
Chaque pale présente une portion centrale disposée verticalement entre une portion d’extrémité externe et une portion d’extrémité interne. La pale comprend un bord d’attaque commun sur toute sa hauteur (exprimée suivant l’axe vertical d’empilement).
Les trois portions de la pale sont profilées suivant une ligne de squelette (ou ligne moyenne) variant de manière progressive le long de l’axe vertical d’empilement. La pale présente ainsi une courbure évoluant de manière progressive sur toute sa hauteur. A la différence de la portion centrale, les portions d’extrémité externe et interne sont tronquées (ou rognées) à l’aval sur une hauteur prédéfinie, et autrement dit le profil d’une section de ces portions s’évase progressivement depuis le bord d’attaque et s’interrompt brusquement au niveau d’une limite rectiligne sensiblement perpendiculaire à la ligne de squelette (dénommée ci-après « limite aval »), de manière à laisser un jeu de fonctionnement radial entre la portion centrale et les carters correspondants. Les limites aval se trouvent ainsi à l’intérieur de l’espace défini par la périphérie de la platine. Le profil d’une section de la portion centrale diverge depuis le bord d’attaque puis converge en direction d’un bord de fuite.
La pale permet d’orienter le flux d’air selon une direction prédéterminée. On comprend aisément que la direction du flux d’air au niveau des limites aval (portions d’extrémité) ne correspond pas à la direction prédéterminée, du fait du raccourcissement de la pale.
La mauvaise orientation du flux d’air au niveau des portions d’extrémité impacte négativement le rendement du compresseur. En outre, cette mauvaise orientation du flux d’air a un effet négatif sur la roue mobile située directement en aval de la rangée d’aubes VSV, au détriment une nouvelle fois du rendement du compresseur.
L’objectif de la présente invention est ainsi de proposer une aube de stator à calage variable optimisée permettant de remédier aux inconvénients précités.
Résumé de l'invention
L’invention propose ainsi une aube de stator à calage variable pour une turbomachine d’aéronef, ladite aube étant profilée par rapport à un axe longitudinal X, ladite aube comprenant une pale aérodynamique s’étendant suivant un axe vertical d’empilement E et présentant un bord d’attaque commun, ladite pale comprenant :
- une portion centrale présentant en section une première ligne de squelette délimitée transversalement par ledit bord d’attaque et un bord de fuite, et une première corde reliant ledit bord d’attaque audit bord de fuite,
- une première portion d’extrémité délimitant verticalement ladite portion centrale, ladite première portion d’extrémité présentant en section une seconde ligne de squelette délimitée transversalement par ledit bord d’attaque et une première limite aval, et une seconde corde reliant ledit bord d’attaque à ladite première limite aval, la longueur totale de la seconde corde étant comprise entre 40 et 80% de la longueur totale de la première corde,
- une première jonction entre ladite portion centrale et ladite première portion d’extrémité,
caractérisée en ce que l’angle de squelette a à une longueur 11 de la première corde dans une section de ladite portion centrale est défini par une fonction G1 (11 ) et l’angle de squelette a à une longueur I2 de la seconde corde dans une section de ladite première portion d’extrémité est défini par une fonction G2(I2), l’angle de squelette a correspondant en section à l’angle formé entre la tangente T à la ligne de squelette correspondante au point considéré et ledit axe longitudinal X, la fonction dérivée de la fonction G1 (11 ) par rapport à la longueur 11 étant notée G1’(I1 ), la fonction dérivée de la fonction G2(I2) par rapport à la longueur I2 étant notée G2’(I2), la valeur absolue de l’accroissement moyen A2 de G2’(I2) entre le bord d’attaque et la première limite aval est supérieure à la valeur absolue de l’accroissement moyen A1 de G1’(I1 ) entre le bord d’attaque et un point P où la longueur 11 correspond à la longueur totale de la seconde corde, l’accroissement moyen d’une fonction f entre un point A (a, f(a)) et un point B (b, f(b)) correspondant par définition au quotient de la différence f(b)-f(a) par la différence b-a.
Par définition dans la présente demande, l’expression « en section » associée à un élément fait référence à la représentation d’une section de cet élément selon un plan de coupe transversale, et autrement dit selon un plan de coupe perpendiculaire à l’axe vertical d’empilement E.
En comparaison à l’art antérieur, le dimensionnement de la pale selon l’invention accroît significativement la courbure de la première portion d’extrémité, de manière à obtenir une continuité de l’angle de squelette entre le bord de fuite (portion centrale) et la première limite aval (première portion d’extrémité), et ainsi orienter le flux d’air selon la direction prédéterminée sur toute la hauteur de la pale (exprimée suivant l’axe vertical d’empilement).
Un tel dimensionnement de la pale permet ainsi d’accroître significativement le rendement du dispositif dans lequel cette dernière est montée, par exemple un compresseur de turbomachine.
L’aube selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques et/ou étapes suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres : - l’angle de squelette a au bord de fuite de la portion centrale à proximité de ladite première jonction est sensiblement égal à l’angle de squelette a de la première limite aval de la première portion d’extrémité à proximité de ladite première jonction, l’angle de squelette a correspondant en section à l’angle formé entre la tangente T à la ligne de squelette correspondante au point considéré et ledit axe longitudinal X ;
- l’angle de squelette a au bord de fuite à proximité de ladite première jonction est égal, à plus ou moins 5 degrés, à l’angle de squelette a de la première limite aval à proximité de ladite première jonction ;
- l’angle de squelette a au bord de fuite sur un intervalle prédéterminé est égal, à plus ou moins cinq degrés, à l’angle de squelette a de la première limite aval sur l’intervalle prédéterminé, l’intervalle prédéterminé étant centré sur la première jonction et présentant une dimension verticale correspondant à 5% de la hauteur totale H de la pale, la hauteur de la pale étant exprimée suivant ledit axe vertical d’empilement E ;
- la hauteur de la première portion d’extrémité représente 0,2 à 5 % de la hauteur totale de la pale, la hauteur étant exprimée suivant ledit axe vertical d’empilement E ;
- ladite pale comprend une seconde portion d’extrémité de sorte que la portion centrale soit disposée verticalement entre la première portion d’extrémité et la seconde portion d’extrémité, ladite seconde portion d’extrémité présentant en section une troisième ligne de squelette délimitée transversalement par ledit bord d’attaque et une seconde limite aval, et une troisième corde reliant ledit bord d’attaque à ladite seconde limite aval, la longueur totale de la troisième corde étant comprise entre 40 et 80% de la longueur totale de la première corde, ladite pale comprenant une seconde jonction entre ladite portion centrale et ladite seconde portion d’extrémité, l’angle de squelette a au bord de fuite de la portion centrale à proximité de ladite seconde jonction étant sensiblement égal à l’angle de squelette a de la seconde limite aval de la seconde portion d’extrémité à proximité de ladite seconde jonction ; - la hauteur de la seconde portion d’extrémité représente 0,2 à 5% de la hauteur totale de la pale.
La présente invention concerne encore un compresseur pour une turbomachine d’aéronef comprenant une aube telle que décrite précédemment.
La présente invention concerne également une turbomachine d’aéronef comprenant un compresseur tel que décrit précédemment ou une aube telle que décrite précédemment. Brève description des figures
L’invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels :
[Fig.1] la figure 1 est une vue schématique en demi-coupe longitudinale d’un compresseur pour une turbomachine d’aéronef comprenant une aube de stator à calage variable selon l’invention ;
[Fig.2] la figure 2 est une section de l’aube représentée sur la figure 1 au niveau d’une portion centrale de la pale de l’aube ;
[Fig.3] la figure 3 est une vue sur laquelle sont superposées une section de l’aube représentée sur la figure 1 au niveau d’une portion d’extrémité de la pale et une section de aube selon l’art antérieur ;
[Fig.4] la figure 4 est une section de l’aube représentée sur la figure 1 au niveau d’une portion d’extrémité externe de la pale ;
[Fig.5] la figure 5 est une section de l’aube représentée sur la figure 1 au niveau d’une portion d’extrémité interne de la pale ;
[Fig.6] la figure 6 est un graphique illustrant une courbe R0 (en traits continus) représentant la variation de l’angle de squelette a de la limite aval interne, du bord de fuite et de la limite aval externe en fonction de la hauteur h de la pale selon l’invention, une courbe linéarisée R1 (en traits mixtes) obtenue par la linéarisation de la courbe R0, une courbe R2 (en traits pointillés) représentant la variation de l’angle du flux d’air b au niveau de la limite aval interne, du bord de fuite et de la limite aval externe selon l’invention, une courbe R3 (en traits continus) représentant la variation de l’angle de squelette a au niveau de la limite aval interne, du bord de fuite et de la limite aval externe, en fonction de la hauteur h, selon l’art antérieur, et une courbe R4 (en traits pointillés) représentant la variation de l’angle du flux d’air b au niveau de la limite aval interne, du bord de fuite et de la limite aval externe selon l’art antérieur ;
[Fig.7] la figure 7 est un graphique illustrant les différentes fonctions dérivées G1’(I1 ), G2’(I2) et G3’(I3) à différentes hauteurs de la pale.
Description détaillée de l'invention
Sur la figure 1 est représentée de manière schématique en demi-coupe longitudinale une turbomachine 1 comprenant un compresseur 2 comportant une rangée annulaire d’aubes de stator à calage variable 3 plus connues sous l’acronyme anglais VSV pour « Variable Stator Vanes ». Pour des raisons de clarté, une unique aube VSV 3 (ci-après dénommée « aube ») est représentée sur la figure 1. Une telle rangée d’aubes 3 est par exemple disposée directement en aval d’une roue mobile.
Chaque aube 3 est profilée par rapport à un axe longitudinal X qui est parallèle à l’axe longitudinal de la turbomachine 1 lorsque l’aube 3 est montée dans le compresseur 2. L’aube 3 comprend une pale aérodynamique 4 s’étendant suivant un axe vertical d’empilement E. A ce titre, la pale 4 comprend une pluralité de sections de pale empilées les unes sur les autres suivant l’axe vertical d’empilement E.
Par convention dans la présente demande, les termes « interne », « externe », « intérieur » ou « extérieur » sont définis par rapport à l’axe longitudinal de la turbomachine 1.
Chaque aube 3 est guidée en rotation par rapport à un carter annulaire externe 5 via un pivot externe 6 et par rapport à un carter annulaire interne 7 via un pivot interne 8. Les pivots interne et externe 6, 8 sont coaxiaux et définissent l’axe de rotation R de l’aube 3. L’axe de rotation R de l’aube 3 est ici confondu avec l’axe vertical d’empilement E. Les carters interne et externe 5, 7 sont coaxiaux et définissent entre eux une veine annulaire dans laquelle circule un flux d’air F.
Dans la présente demande, les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens d’écoulement du flux d’air autour de la pale 4.
Chaque aube 3 est mobile autour de son axe de rotation R entre une première position extrême dite « d’ouverture » dans laquelle l’angle de calage de chacune des aubes 3 est égal à q1 de manière à maximiser la section de passage d’air, et une seconde position extrême dite « de fermeture » dans laquelle l’angle de calage de chacune des aubes 3 est égal à q2 (avec q2 inférieur à q1) de manière à minimiser la section de passage d’air. L’angle de calage d’une aube 3 correspond à l’angle, dans un plan longitudinal perpendiculaire à l’axe de rotation R de l’aube 3, entre la corde de la pale 4 (ici la portion centrale de la pale est prise pour référence) et le plan de rotation de l’aube 3 (plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X et qui passe par l’axe de rotation R).
La pale 4 de chaque aube 3 présente un bord d’attaque commun 9. La pale 4 comprend plusieurs portions 10, 14, 15, à savoir :
- une portion centrale 10 présentant en section une première ligne de squelette 11 délimitée transversalement par le bord d’attaque 9 et un bord de fuite 12, et une première corde 13 reliant le bord d’attaque 9 au bord de fuite 12 (figures 1 et 2) ;
- une première portion d’extrémité 14, 15 délimitant verticalement la portion centrale 10, la première portion d’extrémité 14, 15 présentant en section une seconde ligne de squelette 16, 28 délimitée transversalement par le bord d’attaque 9 et une première limite aval 17, 18, et une seconde corde 19, 29 reliant le bord d’attaque 9 à la première limite aval 17, 18, la longueur totale L2 de la seconde corde 19, 29 étant comprise entre 40 et 80% de la longueur totale L1 de la première corde 13 (figures 1 , 4 et 5) ; - une jonction 20, 21 entre la portion centrale 10 et la première portion d’extrémité 14, 15.
Avantageusement, l’angle de squelette a au bord de fuite 12 de la portion centrale 10 à proximité de la jonction 20, 21 est sensiblement égal à l’angle de squelette a de la première limite aval 17, 18 de la première portion d’extrémité 14, 15 à proximité de la jonction 20, 21. L’angle de squelette a correspond en section à l’angle formé entre la tangente T à la ligne de squelette correspondante au point considéré et l’axe longitudinal X.
Par définition dans la présente demande, l’expression « en section » associée à un élément fait référence à la représentation d’une section de cet élément selon un plan de coupe transversale, et autrement dit selon un plan de coupe perpendiculaire à l’axe vertical d’empilement E.
Au sens de l’invention, l’expression « sensiblement égal » correspond plus précisément à un intervalle (ou plage) de plus ou moins 5 degrés. Autrement dit, à proximité de la jonction 20, 21 , l’angle de squelette a au bord de fuite 12 est égal, à plus ou moins 5 degrés, à l’angle de squelette a de la première limite aval 17, 18.
Au sens de l’invention, l’expression « à proximité de la jonction » correspond plus précisément à un intervalle (ou plage) centré sur la jonction dont la dimension verticale correspond à 5% de la hauteur totale H de la pale (4).
La figure 3 illustre, à hauteur égale, le profil de la section de la portion d’extrémité de l’art antérieur (en traits pointillés) et le profil de la section de la portion d’extrémité 14, 15 selon l’invention (en traits continus).
En comparaison à l’art antérieur, le dimensionnement de la pale 4 selon l’invention accroît significativement la courbure de la première portion d’extrémité 14, 15, de manière à obtenir une continuité de l’angle de squelette entre le bord de fuite 12 (portion centrale 10) et la première limite aval 17, 18 (première portion d’extrémité 14, 15). A l’échelle de la pale 4, le dimensionnement selon l’invention impose une variation significative de la courbure entre la portion centrale 10 (identique par rapport à l’art antérieur) et la première portion d’extrémité 14, 15.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures, la portion centrale 10 est disposée verticalement entre une portion d’extrémité externe 14 et une portion d’extrémité interne 15. La pale 4 comprend en outre une jonction interne 20 entre la portion d’extrémité interne 15 et la portion centrale 10 ainsi qu’une jonction externe 21 entre la portion centrale 10 et la portion d’extrémité externe 14.
Tel qu’illustré sur la figure 1 , on note H la hauteur totale de la pale 4 exprimée suivant l’axe vertical d’empilement E depuis la portion d’extrémité interne 15 jusqu’à la portion d’extrémité externe 14.
Tel qu’illustré sur les figures 1 et 2, la portion centrale 10 de la pale 4 présente une surface intrados 22 et une surface extrados 23 reliées l’une à l’autre par le bord d’attaque 9 et le bord de fuite 12. Les surfaces intrados et extrados 22, 23 sont incurvées, et respectivement concave et convexe. Le profil d’une section de la portion centrale 10 diverge depuis le bord d’attaque 9 puis converge en direction du bord de fuite 12.
Plus précisément, le profil d’une section de la portion centrale 10 est défini par la première ligne de squelette 11. La première ligne de squelette 11 est disposée à équidistance entre la surface intrados 22 et la surface extrados 23. La première ligne de squelette 11 est délimitée transversalement par le bord d’attaque 9 et le bord de fuite 12. Le segment reliant le bord d’attaque 9 au bord de fuite 12 correspond à la première corde 13. La longueur totale de la première corde 13 est notée L1.
Tel qu’illustré sur les figures 1 et 4, la portion d’extrémité externe 14 de la pale 4 présente une face intrados 24 et une face extrados 25 reliées l’une à l’autre par le bord d’attaque 9 et une limite aval externe 17. Les faces intrados et extrados 24, 25 sont incurvées, et respectivement concave et convexe. Le profil d’une section de la portion d’extrémité externe 14 diverge depuis le bord d’attaque 9 puis s’interrompt brusquement au niveau de la limite aval externe 17.
Plus précisément, le profil d’une section de la portion d’extrémité externe 14 est défini par la seconde ligne de squelette 16. La seconde ligne de squelette 16 est disposée à équidistance entre la face intrados 24 et la face extrados 25. La seconde ligne de squelette 16 est délimitée transversalement par le bord d’attaque 9 et la limite aval externe 17. Le segment reliant le bord d’attaque 9 à la limite aval externe 17 correspond à la seconde corde 19. La limite aval externe 17 est rectiligne et sensiblement perpendiculaire à la seconde ligne de squelette 16.
La longueur totale de la seconde corde 19 est notée L2. La longueur totale L2 de la seconde corde 19 est comprise entre 40 et 80% de la longueur totale L1 de la première corde 13.
Avantageusement, la hauteur de la portion d’extrémité externe 14 représente 0,2 à 5 % de la hauteur totale H de la pale 4.
Avantageusement, l’angle de squelette a au bord de fuite 12 sur un intervalle prédéterminé est égal, à plus ou moins cinq degrés, à l’angle de squelette a de la limite aval externe 17 sur l’intervalle prédéterminé. L’intervalle prédéterminé est centré sur la jonction externe 21. L’intervalle prédéterminé présente une dimension verticale correspondant à 5% de la hauteur totale H de la pale 4.
Tel qu’illustré sur les figures 1 et 5, la portion d’extrémité interne 15 de la pale 4 présente une face intrados 26 et une face extrados 27 reliées l’une à l’autre par le bord d’attaque 9 et une limite aval interne 18. Les faces intrados et extrados 26, 27 sont incurvées, et respectivement concave et convexe. Le profil d’une section de la portion d’extrémité interne 15 diverge depuis le bord d’attaque 9 puis s’interrompt brusquement au niveau de la limite aval interne 18.
Plus précisément, le profil d’une section de la portion d’extrémité interne 15 est défini par la troisième ligne de squelette 28. La troisième ligne de squelette 28 est disposée à équidistance entre la face intrados 26 et la face extrados 27. La troisième ligne de squelette 28 est délimitée transversalement par le bord d’attaque 9 et la limite aval interne 18. Le segment reliant le bord d’attaque 9 à la limite aval interne 18 correspond à la troisième corde 29. La limite aval interne 18 est rectiligne et sensiblement perpendiculaire à la troisième ligne de squelette 28.
La longueur totale de la troisième corde 29 est notée L3. La longueur totale L3 de la troisième corde 29 est comprise entre 40 et 80% de la longueur totale L1 de la première corde 13. La longueur totale L3 de la troisième corde 29 est ici égale à la longueur totale L2 de la seconde corde 19.
Avantageusement, la hauteur de la portion d’extrémité interne 15 représente 0,2 à 5% de la hauteur totale H de la pale 4.
Avantageusement, l’angle de squelette a au bord de fuite 12 sur un intervalle prédéterminé est égal, à plus ou moins cinq degrés, à l’angle de squelette a de la limite aval interne 18 sur l’intervalle prédéterminé. L’intervalle prédéterminé est centré sur la jonction 20 interne. L’intervalle prédéterminé présente une dimension verticale correspondant à 5% de la hauteur totale H de la pale 4.
La figure 6 illustre une courbe R0 (en traits continus) représentant la variation de l’angle de squelette a du bord de fuite 12 et des limites aval interne et externe 17, 18 à une hauteur h de la pale 4, en référence à un mode de réalisation concret. La figure 6 illustre en outre une courbe linéarisée R1 (en traits mixtes) obtenue par la linéarisation de la courbe R0. Les courbes R0 et R1 sont représentées dans un repère dont l’axe des abscisses correspond à la hauteur h de la pale 4 et l’axe des ordonnées correspond à l’angle de squelette a de la limite aval interne 18, du bord de fuite 12 et de la limite aval externe 17.
Selon le mode de réalisation illustré sur les figures, la courbe linéarisée R1 est définie par une fonction affine F(h) s’écrivant sous la forme : F(h) = a * h + b, où F(h) correspond à l’angle de squelette (limite aval interne 18, bord de fuite 12 et limite aval externe 17), a est le coefficient directeur de la fonction affine F(h) et b est l’ordonnée à l’origine de la fonction affine F(h). La hauteur h est une variable comprise entre 0 et H, où H représente la hauteur totale de la pale 4. La hauteur h est exprimée suivant l’axe vertical d’empilement E depuis la portion d’extrémité interne 15 jusqu’à la portion d’extrémité externe 14.
Tel qu’explicité ci-dessus, l’angle de squelette a correspond en section à l’angle formé entre la tangente T à la ligne de squelette correspondante au point considéré et l’axe longitudinal X. L’angle de squelette est exprimé lorsque l’aube 3 se trouve dans une position extrême d’ouverture.
Plus précisément, tel qu’illustré sur la figure 6, le coefficient directeur a de la fonction affine F(h) est positif. L’ordonnée à l’origine b de la fonction affine F(h) est également positive.
La figure 6 illustre également une courbe R2 (en traits pointillés) représentant la variation de l’angle du flux d’air b au niveau de la limite aval interne 18, du bord de fuite 12 et de la limite aval externe 17, en fonction de la hauteur h, selon l’invention. L’angle du flux d’air b correspond, dans un plan transversal (plan perpendiculaire à l’axe vertical d’empilement E), à l’angle formé entre la direction définie par le flux d’air F et l’axe longitudinal
X.
La figure 6 illustre en outre une courbe R3 (en traits continus) représentant la variation de l’angle de squelette a au niveau de la limite aval interne, du bord de fuite et de la limite aval externe, en fonction de la hauteur h, selon l’art antérieur.
La figure 6 illustre enfin une courbe R4 (en traits pointillés) représentant la variation de l’angle du flux d’air b au niveau de la limite aval interne, du bord de fuite et de la limite aval externe, en fonction de la hauteur h, selon l’art antérieur.
On constate que le dimensionnement de la pale 4 selon l’invention permet de réduire significativement l’écart au niveau des portions d’extrémité 14, 15 entre l’angle de squelette défini et l’angle du flux d’air b.
L’angle de squelette a à une longueur 11 de la première corde 13 dans une section de la portion centrale 10 est défini par une fonction G1 (11 ). L’angle de squelette a à une longueur 12 de la seconde corde 19 dans une section de la portion d’extrémité externe 14 est défini par une fonction G2(I2). L’angle de squelette a à une longueur I3 de la troisième corde 29 dans une section de la portion d’extrémité interne 15 est défini par une fonction G3(I3).
La longueur 11 est une variable comprise entre 0 et L1 , où L1 représente la longueur totale de la première corde 13. Autrement dit, une longueur 11 = 0 correspond au bord d’attaque 9 et une longueur 11 = L1 correspond au bord de fuite 12. La longueur I2 est une variable comprise entre 0 et L2, où L2 représente la longueur totale de la seconde corde 19. Autrement dit, une longueur I2 = 0 correspond au bord d’attaque 9 et une longueur I2 = L2 correspond à la limite aval externe 17. La longueur I3 est une variable comprise entre 0 et L3, où L3 représente la longueur totale de la troisième corde 29. Autrement dit, une longueur I3 = 0 correspond au bord d’attaque 9 et une longueur 13 = L3 correspond à la limite aval interne 18.
La fonction dérivée de la fonction G1 (11 ) par rapport à la longueur 11 étant notée G1’(I1 ). La fonction dérivée de la fonction G2(I2) par rapport à la longueur I2 est notée G2’(I2). La fonction dérivée de la fonction G3(I3) par rapport à la longueur I3 est notée G3’(I3).
La figure 7 est un graphique sur lequel sont représentées les différentes fonctions dérivées G1’(I1 ), G2’(I2) et G3’(I3) à différentes hauteurs de la pale 4. Plus précisément, le graphique comprend les courbes suivantes :
- une courbe M1 en traits continus représentant la fonction dérivée G3’(I3) à une hauteur équivalente à 5% de la hauteur totale H de la pale 4, selon l’invention ;
- une courbe M11 en traits pointillés représentant la fonction dérivée G3’(I3) à une hauteur équivalente à 5% de la hauteur totale H de la pale, selon l’art antérieur ;
- une courbe M2 en traits continus représentant la fonction dérivée G1’(I1 ) à une hauteur équivalente à 25% de la hauteur totale H de la pale 4 ;
- une courbe M3 en traits continus représentant la fonction dérivée G1’(I1 ) à une hauteur équivalente à 50% de la hauteur totale H de la pale 4 ;
- une courbe M4 en traits continus représentant la fonction dérivée G1’(I1 ) à une hauteur équivalente à 75% de la hauteur totale H de la pale 4 ;
- une courbe M5 en traits continus représentant la fonction dérivée G2’(I2) à une hauteur équivalente à 100% de la hauteur totale H de la pale 4, selon l’invention ;
- une courbe M51 en traits pointillés représentant la fonction dérivée G2’(I2) à une hauteur équivalente à 100% de la hauteur totale H de la pale, selon l’art antérieur.
Par définition, l’accroissement moyen d’une fonction f entre un point A (a, f(a)) et un point B (b, f(b)) correspond au quotient de la différence f(b)-f(a) par la différence b-a.
On note A1 la valeur absolue de l’accroissement moyen de G1’(I1 ) entre le bord d’attaque 9 et un point P où la longueur 11 correspond à la longueur totale L2 de la seconde corde 19 ou à la longueur totale L3 de la troisième corde 29.
On note A2 la valeur absolue de l’accroissement moyen de G2’(I2) entre le bord d’attaque 9 et la limite aval externe 17.
On note A3 la valeur absolue de l’accroissement moyen de G3’(I3) entre le bord d’attaque 9 et la limite aval interne 18.
Tel qu’illustré sur la figure 7, les valeurs absolues de l’accroissement moyen A2 et A3 sont chacune supérieures à la valeur absolue de l’accroissement moyen A1. Cette constatation dénote que, selon l’invention, la courbure des portions d’extrémité 14, 15 est plus importante que la courbure de la portion centrale 10.

Claims

REVENDICATIONS
1. Aube de stator à calage variable (3) pour une turbomachine (1 ) d’aéronef, ladite aube (3) étant profilée par rapport à un axe longitudinal (X), ladite aube (3) comprenant une pale aérodynamique (4) s’étendant suivant un axe vertical d’empilement (E) et présentant un bord d’attaque commun (9), ladite pale (4) comprenant :
- une portion centrale (10) présentant en section une première ligne de squelette (11 ) délimitée transversalement par ledit bord d’attaque (9) et un bord de fuite (12), et une première corde (13) reliant ledit bord d’attaque (9) audit bord de fuite (12),
- une première portion d’extrémité (14, 15) délimitant verticalement ladite portion centrale (10), ladite première portion d’extrémité (14, 15) présentant en section une seconde ligne de squelette (16, 28) délimitée transversalement par ledit bord d’attaque (9) et une première limite aval (17, 18), et une seconde corde (19, 29) reliant ledit bord d’attaque (9) à ladite première limite aval (17, 18), la longueur totale (L2) de la seconde corde (19, 29) étant comprise entre 40 et 80% de la longueur totale (L1 ) de la première corde (13),
- une première jonction (20, 21 ) entre ladite portion centrale (10) et ladite première portion d’extrémité (14, 15),
caractérisée en ce que l’angle de squelette (a) à une longueur 11 de la première corde (13) dans une section de ladite portion centrale (10) est défini par une fonction G1 (11 ) et l’angle de squelette (a) à une longueur I2 de la seconde corde (19, 29) dans une section de ladite première portion d’extrémité (14, 15) est défini par une fonction G2(I2), l’angle de squelette (a) correspondant en section à l’angle formé entre la tangente (T) à la ligne de squelette correspondante au point considéré et ledit axe longitudinal (X), la fonction dérivée de la fonction G1 (11 ) par rapport à la longueur 11 étant notée G1’(I1 ), la fonction dérivée de la fonction G2(I2) par rapport à la longueur I2 étant notée G2’(I2), la valeur absolue de l’accroissement moyen A2 de G2’(I2) entre le bord d’attaque (9) et la première limite aval (17, 18) est supérieure à la valeur absolue de l’accroissement moyen A1 de G1’(I1) entre le bord d’attaque (9) et un point P où la longueur 11 correspond à la longueur totale (L2) de la seconde corde (19, 29), l’accroissement moyen d’une fonction f entre un point A (a, f(a)) et un point B (b, f(b)) correspondant par définition au quotient de la différence f(b)-f(a) par la différence b-a.
2. Aube (3) selon la revendication 1 , caractérisée en ce que l’angle de squelette (a) au bord de fuite (12) de la portion centrale (10) à proximité de ladite première jonction (20, 21 ) est sensiblement égal à l’angle de squelette (a) de la première limite aval (17, 18) de la première portion d’extrémité (14, 15) à proximité de ladite première jonction (20, 21 ), l’angle de squelette (a) correspondant en section à l’angle formé entre la tangente (T) à la ligne de squelette correspondante au point considéré et ledit axe longitudinal (X).
3. Aube (3) selon la revendication 2, caractérisée en ce que l’angle de squelette (a) au bord de fuite (12) à proximité de ladite première jonction (20, 21 ) est égal, à plus ou moins 5 degrés, à l’angle de squelette (a) de la première limite aval (17, 18) à proximité de ladite première jonction (20,
21 ).
4. Aube (3) selon la revendication 3, caractérisée en ce que l’angle de squelette (a) au bord de fuite (12) sur un intervalle prédéterminé est égal, à plus ou moins cinq degrés, à l’angle de squelette (a) de la première limite aval (17, 18) sur l’intervalle prédéterminé, l’intervalle prédéterminé étant centré sur la première jonction (20, 21 ) et présentant une dimension verticale correspondant à 5% de la hauteur totale (H) de la pale (4), la hauteur de la pale (4) étant exprimée suivant ledit axe vertical d’empilement
(E).
5. Aube (3) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que la hauteur de la première portion d’extrémité (14, 15) représente 0,2 à 5 % de la hauteur totale (H) de la pale (4), la hauteur étant exprimée suivant ledit axe vertical d’empilement (E).
6. Aube (3) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que ladite pale (4) comprend une seconde portion d’extrémité (14, 15) de sorte que la portion centrale (10) soit disposée verticalement entre la première portion d’extrémité (14, 15) et la seconde portion d’extrémité (14, 15), ladite seconde portion d’extrémité (14, 15) présentant en section une troisième ligne de squelette (16, 28) délimitée transversalement par ledit bord d’attaque (9) et une seconde limite aval (17, 18), et une troisième corde (19, 29) reliant ledit bord d’attaque (9) à ladite seconde limite aval (17, 18), la longueur totale (L3) de la troisième corde (19, 29) étant comprise entre 40 et 80% de la longueur totale (L1 ) de la première corde (13), ladite pale comprenant une seconde jonction (20, 21 ) entre ladite portion centrale (10) et ladite seconde portion d’extrémité (14, 15), l’angle de squelette (a) au bord de fuite (12) de la portion centrale (10) à proximité de ladite seconde jonction (20, 21 ) étant sensiblement égal à l’angle de squelette (a) de la seconde limite aval (17, 18) de la seconde portion d’extrémité (14, 15) à proximité de ladite seconde jonction (20, 21 ).
7. Aube (3) selon la revendication 6, caractérisée en ce que la hauteur de la seconde portion d’extrémité (14, 15) représente 0,2 à 5% de la hauteur totale (H) de la pale (4).
8. Compresseur (2) pour une turbomachine (1 ) d’aéronef comprenant une aube (3) selon l’une des revendications 1 à 7.
9. Turbomachine (1 ) d’aéronef comprenant un compresseur (2) selon la revendication 8 ou une aube (3) selon l’une des revendications 1 à 7.
PCT/FR2020/000082 2019-04-03 2020-04-02 Aube de stator a calage variable pour une turbomachine d'aeronef WO2020201642A1 (fr)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB2113772.4A GB2596677B (en) 2019-04-03 2020-04-02 Variable-pitch stator blade for an aircraft turbine engine
US17/598,777 US11891901B2 (en) 2019-04-03 2020-04-02 Variable-pitch stator vane for an aircraft turbine engine

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1903535A FR3094746B1 (fr) 2019-04-03 2019-04-03 Aube de stator a calage variable pour une turbomachine d’aeronef
FR1903535 2019-04-03

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2020201642A1 true WO2020201642A1 (fr) 2020-10-08

Family

ID=66867552

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2020/000082 WO2020201642A1 (fr) 2019-04-03 2020-04-02 Aube de stator a calage variable pour une turbomachine d'aeronef

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11891901B2 (fr)
FR (1) FR3094746B1 (fr)
GB (1) GB2596677B (fr)
WO (1) WO2020201642A1 (fr)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115949970B (zh) * 2023-01-05 2023-08-22 中国航空发动机研究院 一种旋流器叶片及旋流器

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2103783A2 (fr) * 2008-03-18 2009-09-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Stator de compresseur doté d'une bande de toit partielle
EP2236773A2 (fr) * 2009-03-11 2010-10-06 General Electric Company Bouton profilé d'aube de stator variable
FR3010464A1 (fr) * 2013-09-11 2015-03-13 Snecma Etage redresseur a calage variable pour compresseur de turbomachine comportant un joint d'etancheite a brosse
DE102014203605A1 (de) * 2014-02-27 2015-08-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufelreihengruppe
FR3063102A1 (fr) * 2017-02-21 2018-08-24 Safran Aircraft Engines Aube statorique a angle de calage variable pour une turbomachine d'aeronef

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6468414B2 (ja) * 2014-08-12 2019-02-13 株式会社Ihi 圧縮機静翼、軸流圧縮機、及びガスタービン
DE102016207212A1 (de) * 2016-04-28 2017-11-02 MTU Aero Engines AG Leitschaufelkranz für eine Strömungsmaschine
WO2019123787A1 (fr) * 2017-12-21 2019-06-27 株式会社Ihi Compresseur à écoulement axial
DE102018119704A1 (de) * 2018-08-14 2020-02-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufelrad einer Strömungsmaschine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2103783A2 (fr) * 2008-03-18 2009-09-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Stator de compresseur doté d'une bande de toit partielle
EP2236773A2 (fr) * 2009-03-11 2010-10-06 General Electric Company Bouton profilé d'aube de stator variable
FR3010464A1 (fr) * 2013-09-11 2015-03-13 Snecma Etage redresseur a calage variable pour compresseur de turbomachine comportant un joint d'etancheite a brosse
DE102014203605A1 (de) * 2014-02-27 2015-08-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufelreihengruppe
FR3063102A1 (fr) * 2017-02-21 2018-08-24 Safran Aircraft Engines Aube statorique a angle de calage variable pour une turbomachine d'aeronef

Also Published As

Publication number Publication date
GB2596677A (en) 2022-01-05
FR3094746A1 (fr) 2020-10-09
US11891901B2 (en) 2024-02-06
US20220162954A1 (en) 2022-05-26
GB2596677B (en) 2023-01-18
FR3094746B1 (fr) 2021-03-05
GB2596677A9 (en) 2022-12-07
GB202113772D0 (en) 2021-11-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2307735B1 (fr) Compresseur de turbomachine
CA2721423C (fr) Injection d'air dans la veine d'un compresseur de turbomachine
EP3676480B1 (fr) Aube de redresseur de soufflante de turbomachine, ensemble de turbomachine comprenant une telle aube et turbomachine equipee de ladite aube ou dudit ensemble
EP3256697A1 (fr) Ensemble de redressement d'air de turbomachine à performances aerodynamiques améliorées
FR3082230A1 (fr) Moteur d'aeronef a rotor non carene avec adaptation des aubes de stator
EP3290656B1 (fr) Virole interne et aube orientable de compresseur de turbomachine axiale et procédé d'assemblage
FR3108370A1 (fr) Etage d’aubes a calage variable pour une turbomachine
FR3025843B1 (fr) Bras de passage de servitudes pour une turbomachine
WO2020201642A1 (fr) Aube de stator a calage variable pour une turbomachine d'aeronef
EP2582986B1 (fr) Couplage aérodynamique entre deux rangées annulaires d'aubes fixes dans une turbomachine
EP3084141B1 (fr) Compresseur de turbomachine, en particulier de turbopropulseur ou de turboréacteur d'avion
EP4093945A1 (fr) Piece ou ensemble de pieces de turbomachine
BE1028097B1 (fr) Aube de compresseur de turbomachine, compresseur et turbomachine munis de celle-ci
EP3599345A1 (fr) Ailettes entrefer pour compresseur de turbomachine
FR3093136A1 (fr) Carter d’entree pour une turbomachine d’aeronef
WO2023110701A1 (fr) Turbomachine non carénée comprenant des aubes de stator présentant des cordes différentes
EP4237664B1 (fr) Element de carenage pour entourer un obstacle dans un ecoulement de fluide
EP3344879B1 (fr) Dimensionnement de l'angle squelette de bord de fuite des bras traversant le flux secondaire d'une turbomachine à double flux
WO2024121487A1 (fr) Ensemble statorique pour turbomachine et turbomachine
FR3025564B1 (fr) Systeme d'aubes a calage variable pour une turbomachine
WO2023021258A1 (fr) Pièce statorique d'une turbomachine comprenant une pale et une ailette définissant entre elles une surface décroissante d'amont en aval selon le sens d'écoulement des gaz
FR3134416A1 (fr) Pièce statorique à ailette dans une turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 20723917

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 202113772

Country of ref document: GB

Kind code of ref document: A

Free format text: PCT FILING DATE = 20200402

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 20723917

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1