WO2021205127A1 - Redresseur pour une turbomachine - Google Patents

Redresseur pour une turbomachine Download PDF

Info

Publication number
WO2021205127A1
WO2021205127A1 PCT/FR2021/050627 FR2021050627W WO2021205127A1 WO 2021205127 A1 WO2021205127 A1 WO 2021205127A1 FR 2021050627 W FR2021050627 W FR 2021050627W WO 2021205127 A1 WO2021205127 A1 WO 2021205127A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
vanes
internal
rectifier
external
axis
Prior art date
Application number
PCT/FR2021/050627
Other languages
English (en)
Inventor
Clément Raphaël LAROCHE
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
Publication of WO2021205127A1 publication Critical patent/WO2021205127A1/fr

Links

Classifications

    • 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
    • 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
    • F01D17/141—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of shiftable members or valves obturating part of the flow path
    • F01D17/143—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of shiftable members or valves obturating part of the flow path the shiftable member being a wall, or part thereof of a radial diffuser
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02—Surge control
    • F04D27/0246—Surge control by varying geometry within the pumps, e.g. by adjusting vanes

Definitions

  • TITLE RECTIFIER FOR A TURBOMACHINE
  • the invention relates to a rectifier for a turbomachine, in particular an aircraft turbomachine. More specifically, the invention relates to a rectifier for a turbomachine comprising stator vanes.
  • the state of the art includes in particular the documents EP-A2-2 998 522, US-A1 -2018/363678 and EP-A1-3 225 815.
  • FIG. 1 illustrates a known example of a double-flow turbomachine 1.
  • the double-flow turbomachine 1 comprises an air sleeve 2 through which a gas flow enters the turbomachine and in which the gas flow passes through a fan 3.
  • the gas flow separates into a primary gas flow flowing in an internal annular vein 4 and a secondary gas flow flowing in an external annular vein 5 surrounding the internal vein 4.
  • the primary flow passes through a rectifier 12 as well as a gas generator.
  • the function of the rectifier 12 (or “Inlet Guide Vane” according to the English terminology) is to rectify the vortex flow generated by the blower situated upstream, in order to create an axial flow before entering the internal vein 4.
  • the gas generator comprises, from upstream to downstream, a low pressure compressor 6, a high pressure compressor 7, a combustion chamber 8, a high pressure turbine 9 and a low pressure turbine 10, and a gas exhaust casing 11 to which is connected an exhaust nozzle (not shown).
  • the outer stream 5 is defined by an annular casing 15 which extends around the fan 3 and the gas generator.
  • the rectifier 12 is disposed at the inlet of the internal vein 4 and comprises stator vanes 13. Such vanes 13 are for example fixed to a radially outer wall of the internal vein 4, which corresponds to an external annular ferrule of the rectifier. . Such an outer shell forms an annular separator between the internal vein 4 and the external vein 5.
  • the fan 3 comprises a disc (not shown) which carries blades 14 and is movable in rotation about an axis of rotation.
  • the blades 14 of the fan 3 are of the variable-pitch type.
  • Each vane 14 is able to be moved about a radial axis relative to the axis of rotation of the disc from an operating position as a blower to an operating position in thrust reversal.
  • the objective of the present invention is to provide a simple, precise and modular solution to this problem, as well as to save time in use.
  • the invention thus proposes a rectifier for an aircraft turbomachine, this rectifier comprising:
  • stator vanes extending radially between the inner and outer ferrules.
  • the stator vanes comprise first fixed vanes and second vanes retractable in the radial direction from a functional external position in which they are located between the ferrules and a non-functional internal position in which they are located radially to the side.
  • the rectifier comprises a cone movable in axial translation inside the internal ferrule and comprising at its outer periphery axial grooves for housing and sliding the feet of the second blades, the feet of the seconds vanes passing through the internal ferrule and being configured to slide in the grooves of the cone when the cone moves axially so as to move the second vanes from their external position to their internal position, and vice versa.
  • the invention thus makes it possible, thanks to the presence of retractable vanes in the rectifier, to be able to position these retractable vanes in their non-functional internal position when the fan vanes are in their operating position in thrust reversal.
  • the rectifier according to the invention is also easy to use and modular, because it makes it possible to easily return to a position where all the vanes of the rectifier are in their operational position when the fan vanes are in their operating position as a fan, by redeploying the retractable vanes to their functional position between the ferrules.
  • the rectifier according to the invention may include one or more of the following characteristics, taken in isolation from each other or in combination with each other:
  • the number of first vanes is equal to the number of second vanes, the first vanes being regularly distributed around the axis and each being arranged between two adjacent second vanes;
  • the first blades are fixed by their radially outer ends to the outer shell;
  • the roots of the second vanes pass through slots in the internal shell and are configured to slide axially in these slots which have an elongated shape along said axis;
  • the cone comprises two coaxial parts engaged one in the other, the internal part defining an external radial bearing surface of the blade roots, and the external part being fixed to the internal part and comprising said grooves, the cone being for example moved axially by means of an actuator;
  • the second vanes have radially outer ends which are configured to be engaged in recesses of the outer shell when the second vanes are in their outer position;
  • the second vanes comprise at their radially outer ends heels configured to be engaged in said recesses of the outer shell when the second vanes are in their outer position, and to be engaged in the slots of the inner shell when the second vanes are in. their second position.
  • the present invention also relates to a test or aircraft turbomachine, comprising:
  • a fan comprising a disc carrying blades and movable in rotation about an axis of rotation, the blades being of the variable-pitch type and each being able to be moved about a radial axis with respect to said axis of rotation from a blower operating position up to a thrust reversal operating position,
  • annular casing extending around the fan and defining an external annular flow channel of a secondary flow
  • the present invention also relates to a method of operating a turbomachine as described above, in which the second vanes are in their external position when the fan vanes are in their operating position as a fan, and the second vanes are in their position. their internal position when the fan blades are in their reverse thrust operating position.
  • FIG. 1 is a schematic view, in section and in part, of a known example of a bypass turbomachine
  • FIG. 2 is a partial perspective view of a rectifier for a turbomachine according to the invention, the rectifier comprising fixed stator vanes and retractable stator vanes,
  • FIG. 3 is a schematic view, in section and partial, of the rectifier of FIG. 2 according to a first embodiment of the invention and in a functional external position of the retractable vanes, the rectifier comprising a cone movable in translation,
  • FIG. 4 is a view similar to that of FIG. 3, in a non-functional internal position of the retractable vanes,
  • Figure 5 is a schematic side view of the cone of Figure 3, cooperating with the shoe of one of the retractable vanes,
  • Figure 6 is a schematic perspective view of the root of the retractable blade of Figure 5
  • FIG. 7 is a schematic view, in section and partial, of the rectifier of FIG. 2 according to a second embodiment of the invention and in a functional external position of the retractable vanes
  • Figure 8 is a schematic view, in section and partial, of the rectifier of Figure 2 according to a third embodiment of the invention and in a non-functional internal position of the retractable vanes.
  • FIG. 2 shows a rectifier 20 for a turbomachine (not shown).
  • the turbomachine which is typically a bypass turbomachine, can be a turbomachine fitted to an aircraft, or even a test turbomachine.
  • the rectifier 20 is placed at the inlet of the internal stream 4 of the turbomachine.
  • the stator 20 comprises an inner annular ferrule 22, an outer annular ferrule 24, and several stator vanes 26a, 26b.
  • the rectifier 20 also comprises a cone 28 movable in axial translation inside the internal ferrule 22.
  • the internal annular shell 22 extends around a longitudinal axis X (visible in Figures 3, 4, 7 and 8), which corresponds to the longitudinal axis of the turbomachine.
  • the outer annular shell 24 extends around this longitudinal axis X and the inner shell 22, and forms an annular separator between the inner 4 and outer 5 veins of the turbomachine.
  • the outer shell 24 indeed carries a beak 29 for separating the internal 4 and external 5 veins, visible in FIG. 1.
  • the stator vanes 26a, 26b are distributed between first fixed vanes 26a and second vanes 26b retractable in the radial direction (the expression "radial" being appreciated relative to the longitudinal axis X).
  • the stator blades 26a, 26b are distributed regularly around the longitudinal axis X of the stator 20.
  • the number of first fixed blades 26a is equal to the number of seconds. retractable vanes 26b.
  • the first fixed vanes 26a are regularly distributed around the longitudinal axis X of the stator 20 and are each arranged between two adjacent second vanes 26b.
  • the first fixed vanes 26a are for example each fixed by their radially outer end 26aa to the outer shell 24.
  • recesses or notches 30 are for example formed in the outer shell 24.
  • the radially outer end 26aa of each first fixed vane 26a is for example fixed at the level of one of the recesses or notches 30.
  • the recesses or notches 30 are for example regularly distributed over 360 degrees on the internal annular periphery of the outer shell. 24.
  • the radially inner end 26ab of each fixed vane 26a is free.
  • the first fixed vanes 26a are integral with the outer shell 24.
  • the second vanes 26b are retractable in the radial direction from a functional outer position (visible in Figures 2, 3 and 7), in which the second vanes 26b are located between the inner 22 and outer 24 ferrules; to a non-functional internal position (visible in Figures 4 and 8), in which the second vanes 26b are located radially inside the internal shroud 22.
  • the second vanes 26b can also be redeployed from their non-functional internal position to their functional external position.
  • the second vanes 26b each have an elongated main body 31 at the ends of which are arranged a radially outer end portion 26ba, also called a heel; and a radially inner end portion 26bb, also called a foot.
  • the cone 28 is mounted to move in translation on an element (not shown) of the turbomachine, typically a stator or a fixed structure of the latter, for example under the low pressure compressor. In this case, a portion of the low pressure and high pressure shafts of the turbomachine passes through the cone 28.
  • a screw external access 32 allows manual axial displacement of the cone 28 inside the internal ferrule 22.
  • the screw 32 is replaced by a jack, or even by a piston / worm system on the 'axis of revolution of the cone 28.
  • the worm 32 is replaced by a servo system allowing automatic axial displacement of the cone 28 inside of the internal ferrule 22.
  • the servo system comprises for example an actuator.
  • the cone 28 comprises at its outer periphery axial grooves 34 for housing and sliding the feet 26bb of the second retractable vanes 26b.
  • the feet 26bb of the second vanes 26b indeed pass through slots 36 of the internal ferrule 22 and are configured to slide, via a pad 38 (visible in Figure 6) arranged at their end, in the axial grooves 34 of the cone 28 when the cone 28 moves axially inside the internal ferrule 22.
  • the slots 36 have an elongated shape along the longitudinal axis X.
  • the movable cone 28 is thus configured to radially guide the position of the second retractable vanes 26b in the straightener 20, more precisely in the slots 36 of the ferrule. internal 22 through which the feet 26bb of the second vanes 26b can slide axially.
  • the cone 28 comprises two coaxial pieces 40, 42 engaged in one another.
  • a first internal part 40 defines an external surface 44 for radial support of the roots 26bb of the second vanes 26b.
  • the internal part 40 which has a conical shape, thus forms a vertical support which serves as a stop and support for the feet 26bb of the second blades 26b.
  • a second outer part 42 is fixed to the inner part 40, so that the two parts 40, 42 move at the same time when the cone 28 is moved axially inside the inner shell 22.
  • the part external 42 is for example mounted using screws or pins (not shown) on the internal part 40 and around the latter, leaving a radial play between the two parts.
  • the second vanes 26b are for example regularly distributed over 360 degrees around the cone 28.
  • the outer part 42 which has a conical shape, comprises the axial grooves 34.
  • the outer part 42 forms a retaining cap which allows the pads 38 of the second vanes 26b to be guided in the grooves 34 when the cone moves axially.
  • the association between pads 38 and grooves 34 thus forms a sliding connection.
  • the shoes 38 of the second vanes 26b are in fact mounted radially captive between the internal and external parts 40, 42. This allows simultaneous and 360 degree guidance of the shoes 38 of the second vanes 26b, and therefore simultaneous retraction of the latter. Indeed, by virtue of this configuration between pads 38 and conical parts 40, 42, even the second vanes 26b located below the motor are forced to slide in the external part 42 by mechanical action of the cone 28 on the shoes 38. Moreover , the second vanes 26b are subjected to centrifugal forces which maintain them in their functional external position and thus prevent any spontaneous sliding of the pads 38 in the grooves 34 when the cone 28 is not moved.
  • FIGS. 3 and 4 represent the rectifier 20 according to a first embodiment of the invention.
  • the first fixed vanes 26a are each fixed by their radially outer end 26aa to the outer shell 24.
  • the radially inner end 26ab of each fixed vane 26a is free.
  • the radially external end 26ba of each second retractable vane 26b is opposite and close to the external ferrule 24. A clearance thus exists, in this functional external position of the seconds. vanes 26b, between the radially outer end 26ba of each second retractable vane 26b and the outer shroud 24.
  • the roots 26bb of the second vanes 26b pass through the slots 36 of the inner shroud 22, and their pads 38 are mounted captive. radially between the inner and outer parts 40, 42 of the movable cone 28. In the non-functional internal position of the second vanes 26b illustrated in FIG. 4, the radially outer end 26ba of each second vane 26b is flush with the radially outer surface of the internal ferrule 22.
  • FIG. 7 represents the rectifier 20 according to a second embodiment of the invention.
  • the radially outer end 26aa of each first fixed vane 26a is fixed at the level of one of the recesses 30 formed in the outer shell 24.
  • the radially inner end 26ab of each fixed vane 26a is free.
  • the radially outer end 26ba of each second retractable vane 26b is engaged in one of the recesses 30 of the outer shell 24.
  • FIG. 8 represents the rectifier 20 according to a third embodiment of the invention.
  • each first fixed vane 26a is fixed at the level of one of the recesses 30 formed in the outer shell 24.
  • the radially inner end 26ab of each fixed vane 26a is free.
  • the heel 26ba of each second retractable vane 26b comprises a cap 48. In the functional external position of the second vanes 26b, the heel 26ba of each second retractable vane 26b is engaged in one of the recesses 30 of the outer shell 24. In the internal position non-functional of the second vanes 26b illustrated in FIG.
  • the second retractable blades 26b are in their functional external position illustrated on FIG. 3.
  • the second vanes 26b are situated between the inner 22 and outer 24 shrouds of the rectifier 20, and rest on the highest portion of the movable cone 28. All the stator vanes 26a, 26b extend then in the primary air flow of the internal vein 4.
  • the blades 14 of the fan 3 must pass into their operating position in thrust reversal, it is then desired to pass a larger aerodynamic primary flow in the internal vein 4 in order to improve the aerodynamics of the turbomachine.
  • the cone 28 is then moved axially in the direction of the arrow F1 in FIG. 3, from downstream to upstream of the turbomachine.
  • the second retractable vanes 26b then pass from their functional external position illustrated in FIG. 3 to their non-functional retracted position illustrated in FIG. 4.
  • Each second vane 26b is thus guided on the one hand axially in one of the grooves 34 of the cone 28, and on the other hand vertically in one of the slots 36 of the internal ferrule 22.
  • the second vanes 26b In their non-functional retracted position, the second vanes 26b are located radially inside the internal shroud 22 and bear on the lowest portion of the movable cone 28.
  • Alone part of the stator blades 26a, 26b then extends into the primary air flow of the internal duct 4, in this case only the first fixed blades 26a extend into the primary air flow, between the ferrules internal 22 and external 24.
  • the number of first fixed vanes 26a is equal to the number of second retractable vanes 26b, only half of the stator vanes 26a, 26b then extend in the flow d 'To primary ir of the internal vein 4.
  • the rectifier 20 according to the invention makes it possible to break the phenomenon of an acoustic blockage at the inlet of the rectifier when the blades 14 of the fan 3 are in thrust reversal, and therefore to improve the suction of the primary flow in the internal stream 4.
  • the aerodynamic performance of the turbomachine is thus advantageously improved.
  • the rectifier 20 according to the invention is also easy to use and modular, because it makes it possible to easily return to a position where all the vanes 26a, 26b of the rectifier 20 are in their operational position when the vanes 14 of the fan 3 are in. their operating position as a fan, by redeploying the retractable vanes 26b towards their functional position between the ferrules 22, 24.

Landscapes

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

Abstract

L'invention concerne un redresseur (20) pour une turbomachine d'aéronef, ce redresseur (20) comportant : - une virole annulaire interne (22) s'étendant autour d'un axe (X), - une virole annulaire externe (24) s'étendant autour de l'axe (X) et de la virole interne (22), et - des aubes (26a, 26b) de stator s'étendant radialement entre les viroles interne (22) et externe (24). Selon l'invention, les aubes (26a, 26b) de stator comprennent des premières aubes fixes (26a) et des secondes aubes (26b) rétractables en direction radiale depuis une position externe fonctionnelle dans laquelle elles sont situées entre les viroles (22, 24) et une position interne non fonctionnelle dans laquelle elles sont situées radialement à l'intérieur de la virole interne (22).

Description

DESCRIPTION
TITRE : REDRESSEUR POUR UNE TURBOMACHINE
Domaine technique de l'invention
L’invention concerne un redresseur pour une turbomachine, en particulier une turbomachine d’aéronef. Plus précisément, l’invention concerne un redresseur pour turbomachine comprenant des aubes de stator.
Arrière-plan technique
L’état de la technique comprend notamment les documents EP-A2-2 998 522, US-A1 -2018/363678 et EP-A1-3 225 815.
La figure 1 illustre un exemple connu de turbomachine à double flux 1. La turbomachine à double flux 1 comprend une manche d’air 2 par laquelle un flux de gaz pénètre dans la turbomachine et dans laquelle le flux de gaz traverse une soufflante 3. En aval de la soufflante 3, le flux de gaz se sépare en un flux de gaz primaire s’écoulant dans une veine annulaire interne 4 et un flux de gaz secondaire s’écoulant dans une veine annulaire externe 5 entourant la veine interne 4. Dans la veine interne 4, le flux primaire traverse un redresseur 12 ainsi qu’un générateur de gaz. Le redresseur 12 (ou « Inlet Guide Vane » selon la terminologie anglo-saxonne) a pour fonction de redresser le flux tourbillonnaire généré par la soufflante située en amont, afin de créer un flux axial avant d’entrer dans la veine interne 4. Le générateur de gaz comprend, d’amont en aval, un compresseur basse pression 6, un compresseur haute pression 7, une chambre de combustion 8, une turbine haute pression 9 et une turbine basse pression 10, et un carter 11 d’échappement des gaz auquel est reliée une tuyère d’échappement (non représentée). La veine externe 5 est définie par un carter annulaire 15 qui s’étend autour de la soufflante 3 et du générateur de gaz.
Le redresseur 12 est disposé à l’entrée de la veine interne 4 et comporte des aubes de stator 13. De telles aubes 13 sont par exemple fixées sur une paroi radialement externe de la veine interne 4, qui correspond à une virole annulaire externe du redresseur. Une telle virole externe forme un séparateur annulaire entre la veine interne 4 et la veine externe 5. La soufflante 3 comprend un disque (non représenté) qui porte des aubes 14 et est mobile en rotation autour d’un axe de rotation. Les aubes 14 de la soufflante 3 sont du type à calage variable. Chaque aube 14 est apte à être déplacée autour d’un axe radial par rapport à l’axe de rotation du disque depuis une position de fonctionnement en soufflante jusqu’à une position de fonctionnement en inversion de poussée.
Or, lorsque les aubes 14 de la soufflante 3 sont dans la position de fonctionnement en inversion de poussée, un phénomène de bouchon acoustique est susceptible d’apparaître à l’entrée du redresseur. Un tel phénomène nuit à l’aspiration du flux primaire dans la veine interne, et donc aux performances aérodynamiques de la turbomachine.
L’objectif de la présente invention est d’apporter une solution simple, précise et modulaire à ce problème, ainsi que d’offrir un gain de temps à l’usage.
Résumé de l'invention
L’invention propose ainsi un redresseur pour une turbomachine d’aéronef, ce redresseur comportant :
- une virole annulaire interne s’étendant autour d’un axe,
- une virole annulaire externe s’étendant autour de l’axe et de la virole interne, et
- des aubes de stator s’étendant radialement entre les viroles interne et externe. Selon l’invention, les aubes de stator comprennent des premières aubes fixes et des secondes aubes rétractables en direction radiale depuis une position externe fonctionnelle dans laquelle elles sont situées entre les viroles et une position interne non fonctionnelle dans laquelle elles sont situées radialement à l’intérieur de la virole interne, en outre, le redresseur comprend un cône mobile en translation axiale à l’intérieur de la virole interne et comportant à sa périphérie externe des rainures axiales de logement et de coulissement de pieds des secondes aubes, les pieds des secondes aubes traversant la virole interne et étant configurés pour coulisser dans les rainures du cône lorsque le cône se déplace axialement de façon à déplacer les secondes aubes de leur position externe à leur position interne, et inversement. L’invention permet ainsi, grâce à la présence d’aubes rétractables dans le redresseur, de pouvoir positionner ces aubes rétractables dans leur position interne non fonctionnelle lorsque les aubes de soufflante sont dans leur position de fonctionnement en inversion de poussée. En diminuant ainsi le nombre d’aubes de stator fonctionnelles dans le redresseur lorsque les aubes de soufflante sont dans leur position en inversion de poussée, il devient alors possible de casser le phénomène de bouchon acoustique à l’entrée du redresseur, et donc d’améliorer l’aspiration du flux primaire dans la veine interne. Les performances aérodynamiques de la turbomachine sont ainsi avantageusement améliorées. Le redresseur selon l’invention est en outre simple d’utilisation et modulaire, car il permet de revenir facilement à une position où toutes les aubes du redresseur sont dans leur position fonctionnelle lorsque les aubes de soufflante sont dans leur position de fonctionnement en soufflante, par redéploiement des aubes rétractables vers leur position fonctionnelle entre les viroles.
Le redresseur selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres ou en combinaison les unes avec les autres :
- le nombre de premières aubes est égal au nombre de secondes aubes, les premières aubes étant régulièrement réparties autour de l’axe et étant chacune disposées entre deux secondes aubes adjacentes ;
- les premières aubes sont fixées par leurs extrémités radialement externes à la virole externe ;
- les pieds des secondes aubes traversent des fentes de la virole interne et sont configurés pour coulisser axialement dans ces fentes qui ont une forme allongée le long dudit axe ;
- le cône comprend deux pièces coaxiales engagées l’une dans l’autre, la pièce interne définissant une surface externe d’appui radial des pieds des aubes, et la pièce externe étant fixée à la pièce interne et comportant lesdites rainures, le cône étant par exemple déplacé axialement par l’intermédiaire d’un actionneur ; - les secondes aubes ont des extrémités radialement externes qui sont configurées pour être engagées dans des renfoncements de la virole externe lorsque les secondes aubes sont dans leur position externe ; et
- les secondes aubes comprennent à leurs extrémités radialement externes des talons configurés pour être engagés dans lesdits renfoncements de la virole externe lorsque les secondes aubes sont dans leur position externe, et pour être engagés dans les fentes de la virole interne lorsque les secondes aubes sont dans leur seconde position.
La présente invention concerne également une turbomachine d’essai ou d’aéronef, comportant :
- une soufflante comprenant un disque portant des aubes et mobile en rotation autour d’un axe de rotation, les aubes étant du type à calage variable et étant chacune apte à être déplacée autour d’un axe radial par rapport audit axe de rotation depuis une position de fonctionnement en soufflante jusqu’à une position de fonctionnement en inversion de poussée,
- un carter annulaire s’étendant autour de la soufflante et définissant une veine annulaire externe d’écoulement d’un flux secondaire, et
- un redresseur tel que décrit ci-dessus, qui est disposé à l’entrée d’une veine annulaire interne d’écoulement d’un flux primaire située en aval de la soufflante, sa virole externe formant un séparateur annulaire entre lesdites veines interne et externe.
La présente invention concerne également un procédé de fonctionnement d’une turbomachine telle que décrite ci-dessus, dans lequel les secondes aubes sont dans leur position externe lorsque les aubes de soufflante sont dans leur position de fonctionnement en soufflante, et les secondes aubes sont dans leur position interne lorsque les aubes de soufflante sont dans leur position de fonctionnement en inversion de poussée.
Brève description des figures
La présente invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d’un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig. 1 ] la figure 1 est une vue schématique, en coupe et partielle, d’un exemple connu de turbomachine à double flux,
[Fig. 2] la figure 2 est une vue en perspective, partielle, d’un redresseur pour turbomachine selon l’invention, le redresseur comprenant des aubes de stator fixes et des aubes de stator rétractables,
[Fig. 3] la figure 3 est une vue schématique, en coupe et partielle, du redresseur de la figure 2 selon un premier mode de réalisation de l’invention et dans une position externe fonctionnelle des aubes rétractables, le redresseur comprenant un cône mobile en translation,
[Fig. 4] la figure 4 est une vue analogue à celle de la figure 3, dans une position interne non fonctionnelle des aubes rétractables,
[Fig. 5] la figure 5 est une vue schématique de côté du cône de la figure 3, coopérant avec le patin d’une des aubes rétractables,
[Fig. 6] la figure 6 est une vue schématique en perspective du pied de l’aube rétractable de la figure 5,
[Fig. 7] la figure 7 est une vue schématique, en coupe et partielle, du redresseur de la figure 2 selon un deuxième mode de réalisation de l’invention et dans une position externe fonctionnelle des aubes rétractables, et [Fig. 8] la figure 8 est une vue schématique, en coupe et partielle, du redresseur de la figure 2 selon un troisième mode de réalisation de l’invention et dans une position interne non fonctionnelle des aubes rétractables.
Description détaillée de l'invention
La figure 2 montre un redresseur 20 pour une turbomachine (non représentée). La turbomachine, qui est typiquement une turbomachine à double flux, peut être une turbomachine équipant un aéronef, ou encore une turbomachine d’essai.
Le redresseur 20 est disposé à l’entrée de la veine interne 4 de la turbomachine. Le redresseur 20 comprend une virole annulaire interne 22, une virole annulaire externe 24, et plusieurs aubes 26a, 26b de stator. De préférence, comme illustré sur les figures 3 à 8, le redresseur 20 comprend également un cône 28 mobile en translation axiale à l’intérieur de la virole interne 22.
La virole annulaire interne 22 s’étend autour d’un axe longitudinal X (visible sur les figures 3, 4, 7 et 8), qui correspond à l’axe longitudinal de la turbomachine. La virole annulaire externe 24 s’étend autour de cet axe longitudinal X et de la virole interne 22, et forme un séparateur annulaire entre les veines interne 4 et externe 5 de la turbomachine. En pratique, la virole externe 24 porte en effet un bec 29 de séparation des veines interne 4 et externe 5, visible sur la figure 1 . Les aubes 26a, 26b de stator se répartissent entre des premières aubes fixes 26a et des secondes aubes 26b rétractables en direction radiale (l’expression « radiale » s’appréciant par rapport à l’axe longitudinal X). De préférence, les aubes 26a, 26b de stator se répartissent régulièrement autour de l’axe longitudinal X du redresseur 20. Dans l’exemple de réalisation particulier illustré sur la figure 2, le nombre de premières aubes fixes 26a est égal au nombre de secondes aubes rétractables 26b. Selon cet exemple de réalisation particulier, les premières aubes fixes 26a sont régulièrement réparties autour de l’axe longitudinal X du redresseur 20 et sont chacune disposées entre deux secondes aubes 26b adjacentes.
Les premières aubes fixes 26a sont par exemple chacune fixées par leur extrémité radialement externe 26aa à la virole externe 24. Pour ce faire, et comme illustré sur les figures 7 et 8, des renfoncements ou encoches 30 sont par exemple ménagés dans la virole externe 24. L’extrémité radialement externe 26aa de chaque première aube fixe 26a est par exemple fixée au niveau d’un des renfoncements ou encoches 30. Les renfoncements ou encoches 30 sont par exemple régulièrement répartis sur 360 degrés sur le pourtour annulaire interne de la virole externe 24. L’extrémité radialement interne 26ab de chaque aube fixe 26a est libre. En variante, les premières aubes fixes 26a sont monobloc avec la virole externe 24.
Les secondes aubes 26b sont rétractables en direction radiale depuis une position externe fonctionnelle (visible sur les figures 2, 3 et 7), dans laquelle les secondes aubes 26b sont situées entre les viroles interne 22 et externe 24 ; vers une position interne non fonctionnelle (visible sur les figures 4 et 8), dans laquelle les secondes aubes 26b sont situées radialement à l’intérieur de la virole interne 22. Les secondes aubes 26b sont également redéployables depuis leur position interne non fonctionnelle vers leur position externe fonctionnelle. Les secondes aubes 26b présentent chacune un corps principal allongé 31 aux extrémités duquel sont agencées une partie d’extrémité radialement externe 26ba, aussi appelée talon ; et une partie d’extrémité radialement interne 26bb, aussi appelée pied.
Le cône 28 est monté mobile en translation sur un élément (non représenté) de la turbomachine, typiquement un stator ou une structure fixe de cette dernière, par exemple sous le compresseur basse pression. Dans ce cas, une portion des arbres basse pression et haute pression de la turbomachine traverse le cône 28. Dans le cas où la turbomachine est une turbomachine d’essai, et comme visible sur les figures 3, 4, 7 et 8, une vis d’accès externe 32 permet le déplacement axial manuel du cône 28 à l’intérieur de la virole interne 22. En variante non représentée, la vis 32 est remplacée par un vérin, ou encore par un système de piston / vis sans fin sur l’axe de révolution du cône 28. En variante encore, dans le cas où la turbomachine est une turbomachine d’aéronef, la vis sans fin 32 est remplacée par un système d’asservissement permettant le déplacement axial automatique du cône 28 à l’intérieur de la virole interne 22. Le système d’asservissement comprend par exemple un actionneur. Comme illustré sur la figure 5, le cône 28 comporte à sa périphérie externe des rainures axiales 34 de logement et de coulissement des pieds 26bb des secondes aubes rétractables 26b. Ainsi que représenté sur les figures 3, 4, 7 et 8, les pieds 26bb des secondes aubes 26b traversent en effet des fentes 36 de la virole interne 22 et sont configurés pour coulisser, via un patin 38 (visible sur la figure 6) agencé à leur extrémité, dans les rainures axiales 34 du cône 28 lorsque le cône 28 se déplace axialement à l’intérieur de la virole interne 22. Ceci permet de déplacer les secondes aubes rétractables 26b de leur position externe fonctionnelle à leur position interne non fonctionnelle, et vice versa. Les fentes 36 présentent une forme allongée le long de l’axe longitudinal X. Le cône mobile 28 est ainsi configuré pour guider radialement la position des secondes aubes rétractables 26b dans le redresseur 20, plus précisément dans les fentes 36 de la virole interne 22 à travers lesquelles les pieds 26bb des secondes aubes 26b peuvent coulisser axialement.
De préférence, comme illustré sur la figure 5, le cône 28 comprend deux pièces coaxiales 40, 42 engagées l’une dans l’autre. Une première pièce interne 40 définit une surface externe 44 d’appui radial des pieds 26bb des secondes aubes 26b. La pièce interne 40, qui présente une forme conique, forme ainsi un appui vertical qui sert de butée et de support aux pieds 26bb des secondes aubes 26b. Une seconde pièce externe 42 est fixée à la pièce interne 40, de sorte que les deux pièces 40, 42 se déplacent en même temps lorsque le cône 28 est déplacé axialement à l’intérieur de la virole interne 22. Pour ce faire, la pièce externe 42 est par exemple montée à l’aide de vis ou de goupilles (non représentées) sur la pièce interne 40 et autour de cette dernière en laissant un jeu radial entre les deux pièces. Les secondes aubes 26b sont par exemple régulièrement réparties sur 360 degrés autour du cône 28.
La pièce externe 42, qui présente une forme conique, comprend les rainures axiales 34. La pièce externe 42 forme un capot de maintien qui permet un guidage des patins 38 des secondes aubes 26b dans les rainures 34 lorsque le cône se déplace axialement. L’association entre patins 38 et rainures 34 forme ainsi une liaison glissière. Les patins 38 des secondes aubes 26b sont en effet montés prisonniers radialement entre les pièces interne et externe 40, 42. Ceci permet un guidage simultané et à 360 degrés des patins 38 des secondes aubes 26b, et donc une rétractation simultanée de ces dernières. En effet, de par cette configuration entre patins 38 et pièces coniques 40, 42, mêmes les secondes aubes 26b situées en-dessous du moteur sont contraintes à glisser dans la pièce externe 42 par action mécanique du cône 28 sur les patins 38. Par ailleurs, les secondes aubes 26b sont soumises à des forces centrifuges qui les maintiennent dans leur position externe fonctionnelle et empêchent ainsi tout glissement spontané des patins 38 dans les rainures 34 lorsque le cône 28 n’est pas déplacé.
Les figures 3 et 4 représentent le redresseur 20 selon un premier mode de réalisation de l’invention. Dans ce premier mode de réalisation, les premières aubes fixes 26a sont chacune fixées par leur extrémité radialement externe 26aa à la virole externe 24. L’extrémité radialement interne 26ab de chaque aube fixe 26a est libre. Dans la position externe fonctionnelle des secondes aubes 26b illustrée sur la figure 3, l’extrémité radialement externe 26ba de chaque seconde aube rétractable 26b est en regard et proche de la virole externe 24. Un jeu existe ainsi, dans cette position externe fonctionnelle des secondes aubes 26b, entre l’extrémité radialement externe 26ba de chaque seconde aube rétractable 26b et la virole externe 24. Comme décrit précédemment, les pieds 26bb des secondes aubes 26b traversent les fentes 36 de la virole interne 22, et leurs patins 38 sont montés prisonniers radialement entre les pièces interne et externe 40, 42 du cône mobile 28. Dans la position interne non fonctionnelle des secondes aubes 26b illustrée sur la figure 4, l’extrémité radialement externe 26ba de chaque seconde aube 26b affleure à la surface radialement externe de la virole interne 22.
La figure 7 représente le redresseur 20 selon un deuxième mode de réalisation de l’invention. Dans ce deuxième mode de réalisation de l’invention, les éléments décrits avec les mêmes références numériques que ceux du premier mode de réalisation sont identiques à ces derniers et ne seront donc pas décrits en détail à nouveau. L’extrémité radialement externe 26aa de chaque première aube fixe 26a est fixée au niveau d’un des renfoncements 30 ménagés dans la virole externe 24. L’extrémité radialement interne 26ab de chaque aube fixe 26a est libre. Dans la position externe fonctionnelle des secondes aubes 26b illustrée sur la figure 7, l’extrémité radialement externe 26ba de chaque seconde aube rétractable 26b est engagée dans un des renfoncements 30 de la virole externe 24. Plus précisément, les talons 26ba des secondes aubes 26b sont engagés dans les renfoncements 30 de la virole externe 24 lorsque les secondes aubes 26b sont dans leur position externe fonctionnelle, et sont engagés dans les fentes 36 de la virole interne 22 lorsque les secondes aubes 26b sont dans leur position interne non fonctionnelle. Dans ce deuxième mode de réalisation de l’invention, il n’existe ainsi aucun jeu entre l’extrémité radialement externe ou talon 26ba de chaque seconde aube rétractable 26b et la virole externe 24 dans la position externe fonctionnelle des secondes aubes 26b. Ceci permet d’améliorer encore le profil aérodynamique de l’ensemble. La figure 8 représente le redresseur 20 selon un troisième mode de réalisation de l’invention. Dans ce troisième mode de réalisation de l’invention, les éléments décrits avec les mêmes références numériques que ceux des premier et deuxième modes de réalisation sont identiques à ces derniers et ne seront donc pas décrits en détail à nouveau. L’extrémité radialement externe 26aa de chaque première aube fixe 26a est fixée au niveau d’un des renfoncements 30 ménagés dans la virole externe 24. L’extrémité radialement interne 26ab de chaque aube fixe 26a est libre. Le talon 26ba de chaque seconde aube rétractable 26b comporte un chapeau 48. Dans la position externe fonctionnelle des secondes aubes 26b, le talon 26ba de chaque seconde aube rétractable 26b est engagé dans un des renfoncements 30 de la virole externe 24. Dans la position interne non fonctionnelle des secondes aubes 26b illustrée sur la figure 8, les talons 26ba des secondes aubes 26b sont engagés dans les fentes 36 de la virole interne 22. Dans cette position, la surface radialement externe du chapeau 48 porté par chaque seconde aube 26b affleure à la surface radialement externe de la virole interne 22, et vient fermer exactement et de manière étanche l’ouverture débouchant dans une des fentes 36 de la virole interne 22. Ce troisième mode de réalisation de l’invention permet d’améliorer encore le profil aérodynamique ainsi que l’étanchéité de l’ensemble.
Le fonctionnement du redresseur 20 selon l’invention va maintenant être décrit en référence aux figures 3 et 4. Lorsque les aubes 14 de soufflante 3 sont dans leur position de fonctionnement en soufflante, les secondes aubes rétractables 26b sont dans leur position externe fonctionnelle illustrée sur la figure 3. Autrement dit, les secondes aubes 26b sont situées entre les viroles interne 22 et externe 24 du redresseur 20, et prennent appui sur la portion la plus haute du cône mobile 28. Toutes les aubes 26a, 26b de stator s’étendent alors dans le flux d’air primaire de la veine interne 4. Lorsque les aubes 14 de soufflante 3 doivent passer dans leur position de fonctionnement en inversion de poussée, on souhaite alors faire passer un flux primaire aérodynamique plus important dans la veine interne 4 afin d’améliorer l’aérodynamique de la turbomachine. Le cône 28 est alors déplacé axialement dans le sens de la flèche F1 de la figure 3, de l’aval vers l’amont de la turbomachine. Les secondes aubes rétractables 26b passent alors de leur positon externe fonctionnelle illustrée sur la figure 3 à leur position rétractée non fonctionnelle illustrée sur la figure 4. Chaque seconde aube 26b est ainsi guidée d’une part axialement dans une des rainures 34 du cône 28, et d’autre part verticalement dans une des fentes 36 de la virole interne 22. Dans leur position rétractée non fonctionnelle, les secondes aubes 26b sont situées radialement à l’intérieur de la virole interne 22 et prennent appui sur la portion la plus basse du cône mobile 28. Seule une partie des aubes 26a, 26b de stator s’étend alors dans le flux d’air primaire de la veine interne 4, en l’occurrence seules les premières aubes fixes 26a s’étendent dans le flux d’air primaire, entre les viroles interne 22 et externe 24. Dans l’exemple de réalisation préférentiel selon lequel le nombre de premières aubes fixes 26a est égal au nombre de secondes aubes rétractables 26b, seule la moitié des aubes 26a, 26b de stator s’étend alors dans le flux d’air primaire de la veine interne 4.
On comprend donc que le redresseur 20 selon l’invention permet de casser le phénomène de bouchon acoustique à l’entrée du redresseur lorsque les aubes 14 de soufflante 3 sont en inversion de poussée, et donc d’améliorer l’aspiration du flux primaire dans la veine interne 4. Les performances aérodynamiques de la turbomachine sont ainsi avantageusement améliorées. Le redresseur 20 selon l’invention est en outre simple d’utilisation et modulaire, car il permet de revenir facilement à une position où toutes les aubes 26a, 26b du redresseur 20 sont dans leur position fonctionnelle lorsque les aubes 14 de soufflante 3 sont dans leur position de fonctionnement en soufflante, par redéploiement des aubes rétractables 26b vers leur position fonctionnelle entre les viroles 22, 24.

Claims

REVENDICATIONS
1. Redresseur (20) pour une turbomachine d’aéronef (1 ), ce redresseur (20) comportant :
- une virole annulaire interne (22) s’étendant autour d’un axe (X),
- une virole annulaire externe (24) s’étendant autour de l’axe (X) et de la virole interne (22), et
- des aubes (26a, 26b) de stator s’étendant radialement entre les viroles interne (22) et externe (24), caractérisé en ce que les aubes (26a, 26b) de stator comprennent des premières aubes fixes (26a) et des secondes aubes (26b) rétractables en direction radiale depuis une position externe fonctionnelle dans laquelle elles sont situées entre les viroles (22, 24) et une position interne non fonctionnelle dans laquelle elles sont situées radialement à l’intérieur de la virole interne (22), et en ce que ledit redresseur comprend en outre un cône (28) mobile en translation axiale à l’intérieur de la virole interne (22) et comportant à sa périphérie externe des rainures axiales (34) de logement et de coulissement de pieds (26bb) des secondes aubes (26b), les pieds (26bb) des secondes aubes (26b) traversant la virole interne (22) et étant configurés pour coulisser dans les rainures (34) du cône (28) lorsque le cône (28) se déplace axialement de façon à déplacer les secondes aubes (26b) de leur position externe à leur position interne, et inversement.
2. Redresseur (20) selon la revendication 1, dans lequel le nombre de premières aubes (26a) est égal au nombre de secondes aubes (26b), les premières aubes (26a) étant régulièrement réparties autour de l’axe (X) et étant chacune disposées entre deux secondes aubes (26b) adjacentes.
3. Redresseur (20) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les premières aubes (26a) sont fixées par leurs extrémités radialement externes (26aa) à la virole externe (24).
4. Redresseur (20) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les pieds (26bb) des secondes aubes (26b) traversent des fentes (36) de la virole interne (22) et sont configurés pour coulisser axialement dans ces fentes (36) qui ont une forme allongée le long dudit axe (X).
5. Redresseur (20) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel le cône (28) comprend deux pièces coaxiales (40, 42) engagées l’une dans l’autre, la pièce interne (40) définissant une surface externe (44) d’appui radial des pieds (26bb) des aubes (26b), et la pièce externe (42) étant fixée à la pièce interne (40) et comportant lesdites rainures (34), le cône (28) étant par exemple déplacé axialement par l’intermédiaire d’un actionneur.
6. Redresseur (20) selon l’une des revendications précédentes, dans lequel les secondes aubes (26b) ont des extrémités radialement externes (26ba) qui sont configurées pour être engagées dans des renfoncements (30) de la virole externe (24) lorsque les secondes aubes (26bb) sont dans leur position externe.
7. Redresseur (20) selon l’ensemble des revendications précédentes, dans lequel les secondes aubes (26b) comprennent à leurs extrémités radialement externes des talons (26ba) configurés pour être engagés dans lesdits renfoncements (30) de la virole externe (24) lorsque les secondes aubes (26b) sont dans leur position externe, et pour être engagés dans les fentes (36) de la virole interne (22) lorsque les secondes aubes (26b) sont dans leur position interne.
8. Turbomachine d’essai ou d’aéronef (1), comportant :
- une soufflante (3) comprenant un disque portant des aubes (14) et mobile en rotation autour d’un axe de rotation, les aubes (14) étant du type à calage variable et étant chacune apte à être déplacée autour d’un axe radial par rapport audit axe de rotation depuis une position de fonctionnement en soufflante jusqu’à une position de fonctionnement en inversion de poussée,
- un carter annulaire (15) s’étendant autour de la soufflante (3) et définissant une veine annulaire externe (5) d’écoulement d’un flux secondaire, et - un redresseur (20) selon l’une des revendications précédentes, qui est disposé à l’entrée d’une veine annulaire interne (4) d’écoulement d’un flux primaire située en aval de la soufflante (3), sa virole externe (24) formant un séparateur annulaire entre lesdites veines interne (4) et externe (5).
9. Procédé de fonctionnement d’une turbomachine (1 ) selon la revendication précédente, dans lequel les secondes aubes (26b) sont dans leur position externe lorsque les aubes de soufflante (14) sont dans leur position de fonctionnement en soufflante, et les secondes aubes (26b) sont dans leur position interne lorsque les aubes de soufflante (14) sont dans leur position de fonctionnement en inversion de poussée.
PCT/FR2021/050627 2020-04-10 2021-04-08 Redresseur pour une turbomachine WO2021205127A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2003620A FR3109188B1 (fr) 2020-04-10 2020-04-10 Redresseur pour une turbomachine
FRFR2003620 2020-04-10

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2021205127A1 true WO2021205127A1 (fr) 2021-10-14

Family

ID=71111596

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2021/050627 WO2021205127A1 (fr) 2020-04-10 2021-04-08 Redresseur pour une turbomachine

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3109188B1 (fr)
WO (1) WO2021205127A1 (fr)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2998522A2 (fr) 2014-09-22 2016-03-23 United Technologies Corporation Aube de stator variable de moteur de turbine
EP3225815A1 (fr) 2016-03-30 2017-10-04 General Electric Company Entrée de translation permettant de régler la distorsion de débit d'air dans un moteur à turbine à gaz
US20180363678A1 (en) 2017-06-16 2018-12-20 General Electric Company Inlet pre-swirl gas turbine engine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2998522A2 (fr) 2014-09-22 2016-03-23 United Technologies Corporation Aube de stator variable de moteur de turbine
EP3225815A1 (fr) 2016-03-30 2017-10-04 General Electric Company Entrée de translation permettant de régler la distorsion de débit d'air dans un moteur à turbine à gaz
US20180363678A1 (en) 2017-06-16 2018-12-20 General Electric Company Inlet pre-swirl gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
FR3109188B1 (fr) 2023-08-25
FR3109188A1 (fr) 2021-10-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2747989C (fr) Carter de compresseur a cavites optimisees
CA2626118C (fr) Ensemble rotatif d'une soufflante de turbomachine
FR2875262A1 (fr) Procedes et dispositifs pour assembler des ensembles de rotors de moteurs a turbines a gaz
FR3066559A1 (fr) Module de soufflante a pales a calage variable
EP4022174B1 (fr) Turbomachine a double flux pour un aeronef
FR3019865A1 (fr) Dispositif de blocage d'ecrou
FR2559218A1 (fr) Compresseur axial muni dans son enveloppe d'evidements reduisant les pertes en bout d'aube
FR3033179A1 (fr) Assemblage d'une plateforme rapportee d'aube de soufflante sur un disque de soufflante
WO2021205127A1 (fr) Redresseur pour une turbomachine
FR3073891B1 (fr) Mat d'un ensemble propulsif
FR3065745A1 (fr) Stator de turbomachine d'aeronef
WO2017013326A1 (fr) Étage d'aubes a calage variable pour une turbomachine, turbomachine et procédé de montage associé
FR3111393A1 (fr) Turbomachine comprenant un organe de séparation d’un flux d’air amovible
FR3122903A1 (fr) Carter inter-compresseur pour turbomachine à porte hybride d'un système de décharge d'air
CA2726905C (fr) Couvercle de compresseur de turbomoteur a butee axiale
FR3027072A1 (fr) Anneau de commande d'un etage d'aubes a calage variable pour une turbomachine
WO2024227580A1 (fr) Ensemble de pompage de fluide dans un compartiment interne de turbomachine
FR3100836A1 (fr) Aubes mobiles pour turbine
FR2998330A1 (fr) Moyeu de carter pour turbomachine d'aeronef comprenant une piece de fonderie compacte a deflecteur integre au flasque aval
EP3563047A1 (fr) Moyeu de carter intermédiaire comprenant des canaux de guidage du flux de décharge formés par les ailettes de décharge
FR3077329A1 (fr) Carter inter-turbines comprenant des aubes separatrices rapportees
BE1028097B1 (fr) Aube de compresseur de turbomachine, compresseur et turbomachine munis de celle-ci
FR2914705A1 (fr) Compresseur de turbomachine avec trous de prelevement d'air
EP4409114A1 (fr) Turbine à gaz haute-pression pour une turbomachine et turbomachine
FR3039225A1 (fr) Turbomachine, telle par exemple qu'un turboreacteur d'avion

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: 21724003

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 21724003

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1