WO2022262998A1 - Structure de turbomachine a trois flux - Google Patents

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WO2022262998A1
WO2022262998A1 PCT/EP2021/066678 EP2021066678W WO2022262998A1 WO 2022262998 A1 WO2022262998 A1 WO 2022262998A1 EP 2021066678 W EP2021066678 W EP 2021066678W WO 2022262998 A1 WO2022262998 A1 WO 2022262998A1
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WO
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flow
turbomachine
compressor
exchanger
downstream
Prior art date
Application number
PCT/EP2021/066678
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English (en)
Inventor
Rémy Henri Pierre PRINCIVALLE
Original Assignee
Safran Aero Boosters Sa
General Electric Company
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.)
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Publication date
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Priority to EP21731379.0A priority patent/EP4355989A1/fr
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
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    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
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    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • 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
    • F05D2220/324—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, low solidity propeller
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit

Definitions

  • the invention relates to the design of a turbomachine and more particularly a turbomachine of the unducted propeller type.
  • the invention relates to the arrangement of the heat exchanger intended for cooling the oil of the turbomachine.
  • a ducted turbomachine In a ducted turbomachine (turbojet), it is known to have one or more heat exchanger(s) in the secondary flow, that is to say downstream of the fan.
  • the known technical solutions take air directed towards the exchanger which is either air too hot to effectively cool the oil, or air having too high a speed for the aerodynamic or thrust losses to be negligible.
  • the invention aims to solve the drawbacks of the design/manufacture of turbomachines of the state of the art.
  • the invention aims to propose a structure which allows effective cooling in a restricted space without hindering the performance of the turbomachine.
  • the invention relates to a turbine engine of the unducted propeller type, comprising: a splitter nozzle splitting an air flow into a primary flow and a secondary flow; a compressor compressing the primary stream; and an air/oil heat exchanger; noteworthy in that the exchanger is positioned in a channel traversed by a tertiary flow, the tertiary flow being drawn from the secondary flow upstream of the exchanger and meeting downstream of the exchanger at least one annular row of rotor blades of the compressor.
  • the turbomachine is, for example, in the form of a turboprop or an open-rotor turbomachine (for example of the CROR “counter-rotating open rotor” or USF “unducted single fan” type).
  • the airflow is generated by the propeller and/or by the movement of the aircraft on which the turbine engine is mounted.
  • the unducted propeller can be arranged upstream of the splitter or downstream.
  • the compressor can be a low pressure compressor, or “booster”.
  • the primary flow is compressed at least over part of its stroke by at least some compressor blades.
  • the secondary flow does not “see” the compressor.
  • the secondary flow is virtually unrestricted in size as there is no fairing surrounding it (radially outward).
  • the tertiary flow is distinct from the secondary flow. The tertiary flow can converge with and/or diverge from the primary flow.
  • At least one of the rows of rotor blades of the compressor is located downstream of the exchanger, which, in other words, means that the compressor sucks in the air from the secondary flow to drive it through the exchanger.
  • This so-called downstream part of the compressor is located in an annular zone where the primary flow and the tertiary flow converge.
  • This arrangement makes it possible to supply the exchanger with air that is cold enough and slow enough so that both the efficiency of the cooling of the oil is ensured and that the aerodynamic losses linked to the presence of the exchanger are limited.
  • the compressor comprises an upstream part with at least one annular row of blades and a downstream part with at least one annular row of blades, and only the downstream part of the compressor is traversed by air. from the tertiary flow from the exchanger. This makes it possible to keep the primary flow, whose pressure and speed increase rapidly, distinct from the tertiary flow.
  • the exchanger does not "see" the upstream part of the compressor and thus retains its ability to cool.
  • the blades of the downstream part have a much greater radial height than the blades of the upstream part, preferably the blades of the downstream part are between 1.5 and 4 times higher radially than the blades of the upstream part of the compressor.
  • the tertiary flow is thus not subject to a significant speed gradient at the outlet of the exchanger, which would result in aerodynamic turbulence and therefore loss of efficiency in both cooling and engine performance.
  • the downstream part of the compressor that the air encounters downstream of the exchanger comprises a single annular row of rotor blades.
  • the overall compactness is improved.
  • These blades can be arranged in the form of a bladed wheel.
  • the downstream part can include one or two rows of stator vanes. The number of blades in the downstream part can be established according to the size that can be afforded and/or according to the desired compression ratio to both suck in the tertiary flow at the desired speed and not hamper the compression of the primary flow, a key parameter of the performance of the turbomachine.
  • the flow of air leaving the exchanger passes through all the annular rows of blades of the compressor.
  • an opening makes it possible to suck in a part secondary flow to form the tertiary flow, the opening being non-bailing.
  • the opening can be delimited by an upstream edge and a downstream edge, the upstream and downstream edges having an identical radial position.
  • the upstream edge is further from the axis of the turbomachine than the downstream edge, for example 1.1 times further away.
  • the tangent to the air guide surface upstream of the opening describes a direction approaching the axis and the opening is contained between the axis and this tangent. In all cases, this prevents the opening creating the tertiary flow from promoting the penetration of foreign bodies into the exchanger like a scoop.
  • the channel and/or the exchanger extend circumferentially over 360° around the axis of the turbomachine.
  • the exchanger and/or the channel does not extend over 360°.
  • the opening in the secondary flow can be partial (i.e. not describe 360°) and/or the mouth of the channel on the compressor blades may be partial (i.e. not describe 360°).
  • a propeller is arranged upstream of the nozzle and/or blades straightening the secondary flow overlap axially the downstream part of the compressor.
  • the propeller can be arranged downstream of the nozzle.
  • two propellers in the direction of rotation opposite to each other are arranged at an axial position downstream of the exchanger.
  • a bypass is arranged downstream of the downstream part of the compressor to divert part of the flow leaving the compressor towards the secondary flow.
  • the bypass is thus directly downstream of the convergence zone of the primary and tertiary flows (when they converge). This allows an acceleration of the flow to create thrust and compensate for the volume of air extracted in the tertiary flow upstream of the exchanger. Engine efficiency is thus improved.
  • the bifurcation of the by-pass towards the secondary flow also makes it possible to evacuate the foreign bodies potentially sucked in upstream of the primary and tertiary flows, to prevent them from heading towards the high-pressure compressor or the combustion chamber downstream of the primary stream.
  • means are provided to isolate the primary flow from the tertiary flow, the latter flowing in the channel, through the downstream part of the compressor then in the bypass.
  • the tertiary flow is completely isolated from the primary flow, limiting disturbances downstream of the exchanger.
  • the two streams are however not completely independent dynamically since they both "see" a respective part of the same row of rotor blades downstream of the exchanger.
  • At least the last annular row of blades of the downstream part has an intermediate circumferential ring.
  • This last row can be made of rotating or fixed blades.
  • the circumferential ring allows the flow to be guided towards the by-pass or towards the high-pressure compressor.
  • the ring can also participate in the isolation between the tertiary flow and the primary flow.
  • the invention also relates to a method for cooling the oil of a turbine engine with an unducted propeller, comprising: the separation of an air flow into a primary flow and a secondary flow by means of a separation, the primary flow being compressed by one or more compressor(s) of the turbomachine and the secondary flow being external to the compressor(s); and the generation of a tertiary flow passing through an air/oil exchanger by means of at least one annular row of rotor blades of a compressor, the tertiary flow being drawn from the secondary flow.
  • the invention finally relates to a method for using the turbomachine according to one of the embodiments described above, comprising a step of rotation of the propeller during which the primary flow and the secondary flow have a Mach number of 0.5, and the tertiary flow has a Mach number much lower than 0.3.
  • the invention is particularly advantageous in that it makes it possible to circulate in the exchanger an air which is cold and at an adequate speed, thus ensuring effective cooling without hindering the efficiency of the engine or requiring bulky additional means.
  • Figure 1 shows a first embodiment of the invention
  • Figure 2 illustrates a second embodiment of the invention
  • Figure 3 shows a third embodiment of the invention
  • Figure 4 illustrates a fourth embodiment of the invention.
  • the terms “internal” and “external” refer to positioning relative to the axis of rotation of a turbomachine.
  • the axial direction corresponds to the direction along the axis of rotation of the turbomachine.
  • the radial direction is perpendicular to the axis of rotation. Upstream and downstream refer to the flow direction of a stream in the turbomachine.
  • FIG. 1 illustrates a turbomachine 2 according to a first variant.
  • a propeller 4 attached to a hub 6 rotates around an axis 8.
  • the turbomachine 2 evolves in an air flow F whose movement relative to the turbomachine 2 is generated by the rotation of the propeller 4 and the advancement of the aircraft on which the turbomachine 2 is mounted.
  • the propeller 4 is arranged in a downstream part of the turbomachine 2 and may optionally be supplemented by a second propeller having a direction of opposite rotation.
  • the air flow F is split into a primary flow F1 and a secondary flow F2 at a separation nozzle 10.
  • the primary flow F1 encounters a rectifier inlet vane (“IGV”) 11 and enters a vein 12 while the secondary flow F2 remains radially outside of any fairing.
  • the casing 13 delimits the stream 12 on the outside. Fixed shrouds and rotating wheel hubs delimit the stream 12 on the inside.
  • the vein 12 is also crossed by structural arms (“struts”) (see 13.1 in figure 2) which take up the forces of the casing 13.
  • a compressor 14 is arranged to compress the primary flow F1. To do this, the compressor 14 is equipped with alternating rotor blades 16, 18, 20, 22 and stator vanes 17, 19, 21, arranged in annular rows around the axis 8.
  • FIG. 1 represents only the upstream part of the turbomachine. Downstream of the compressor 14, the primary flow F1 continues its path towards a second compressor, a combustion chamber and one or more turbines (not shown). The rotation of the turbine(s) causes the rotation of the hub 6, the propeller 4 and the rotor blades 16, 18, 20, 22.
  • the rotating elements are supported by bearings and the turbomachine may include a reduction gear between various rotating elements.
  • the bearings and the reduction gear of the turbomachine 2 are lubricated by an oil which it is necessary to maintain within a given operating temperature range.
  • An exchanger 24 is thus provided to cool the oil by causing the oil to travel through pipes which are cooled by a flow of air.
  • the exchanger 24 is arranged in a channel 26 in which circulates a so-called tertiary flow F3.
  • the channel 26 can extend circumferentially over all or part of the turbomachine, that is to say 360° around the axis 8 or less.
  • the exchanger 24 can occupy all or part of the channel 26 and therefore extend over a large angular part around the axis 8 and in particular over 360°.
  • the channel 26 has an opening 28 which leads to the space traversed by the secondary flow F2.
  • the opening 28 is delimited by the fairing upstream by an upstream edge 30 and downstream by a downstream edge 32.
  • the upstream 30 and downstream 32 edges are substantially at the same radial height to limit the fact that foreign elements present in the flows F are diverted to exchanger 24.
  • the opening 28 is thus such that the speed of the flow F3 has a significant radial component when the latter is formed upstream of the channel 26. This allows in particular that the speed of the flow F3 when it crosses the exchanger is well smaller than the velocity of the primary flow F1 in vein 12.
  • the geometry can be such that when the flow F1 is at a Mach number in an interval of 0.45 to 0.6 (usually 0.5), the flow F3 that the exchanger is much less than a number of Mach of 0.3.
  • the opening 28 can receive a protective grid (not shown) or a valve opening or blocking the access of the secondary flow F2 to the channel 26.
  • the compressor 14 is composed of an upstream part 14.1 which includes the blades arranged in the stream 12 and a downstream part 14.2.
  • the downstream part 14.2 comprises at least one rotor blade 20, 22 which generates the formation of the flow F3, creating a depression at the level of the opening 28.
  • the tertiary flow F3 joins the downstream part 14.2 of the compressor.
  • the flow F3 converges with the primary flow F1.
  • the blades 20, 21, 22 of the downstream part 14.2 have a radial height H which is between 1.5 and 4 times the radial height h of the blades 16, 17, 18, 19 of the upstream part 14.1.
  • Figure 1 shows in dotted lines the possible position of an annular row of blades 34, fixed around the axis 8 and straightening the flow F2.
  • the blades 34 as well as the blades of the propeller 4 can have a variable orientation (around the direction of their largest dimension).
  • the number of compressor blades 14 which form the downstream part 14.2, that is to say the number of blades seen by the tertiary flow F3 leaving the channel 26 can vary.
  • the entire compressor is arranged in the downstream part 14.2, no compressor blade being placed in the section 12.
  • the stream 12 may for example be shorter axially and may only include a row of inlet vanes 11 and support arms 13.1.
  • a diversion channel or bypass 36 is arranged to divert part of the flow to the secondary flow F2.
  • the bypass 36 is arranged downstream of the compressor 14 to divert part of the flow leaving the compressor to the secondary flow F2.
  • a second separation nozzle 38 separates the flow which is seen by the downstream part 14.2 of the compressor into a primary flow F1 which continues its way to a high pressure compressor and to the combustion chamber, and a quaternary flow F4 which returns to the secondary flow F2.
  • An outer fairing 40 delimits the channel 26 and the bypass 36 radially on the outside, and delimits the flow F2 on the inside.
  • the quaternary flow F4 therefore has here a thrust function complementary to the flow F2. Any losses of pressure in the flow F3 due to the interaction with the exchanger 24 are compensated by the blades of the downstream part 14.2 to restore sufficient pressure in the quaternary flow F4 before it finds the secondary flow F2.
  • a compromise is thus obtained between a sufficiently low pressure to promote heat exchange in channel 26 and a sufficiently high pressure in bypass 36 to promote thrust.
  • FIG. 4 illustrates a variant in which a single row of vanes occupies the downstream part 14.2 of the compressor 14.
  • structural arms 42 can be placed in bypass 36, and/or in channel 26 (not shown).
  • Figure 4 also illustrates an aspect which may be applicable to the embodiment of Figure 3, namely the isolation between the primary flow F1 and the tertiary flow F3.
  • the quaternary F4 of figure 3 is therefore here the tertiary flow F3: each particle of air passing through the exchanger 24 continues its path in the bypass 36.
  • means are provided to isolate the primary flow from the tertiary flow, such as seals or rings.
  • FIG. 4 represents as such a circumferential ring 44 circumferentially connecting step by step the blades of the row of rotor blades of the downstream part 14.2.
  • This ring is arranged radially at the level of the beak 38 and the fairing 13.
  • a ring of the same type can be placed on all the rows of blades.
  • a ring may be provided only on the last row of blades of the downstream part 14.2 in order to prepare the separation of the flow between the primary flow led to the high pressure compressor and the bypass 36, thus only partially isolating the primary flow from the tertiary flow.
  • each technical characteristic of each illustrated example is applicable to the other examples.
  • the number of blades in the downstream part, the presence or not of a by-pass, the position of the propeller or the righting blades, the presence of a circumferential ring, etc. can be drawn from one embodiment and be applied to another.

Landscapes

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  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention a trait à une turbomachine (2) du type à hélice (4) non-carénée, comprenant : un bec de séparation (10) scindant un flux d'air (F) en un flux primaire (F1) et un flux secondaire (F2); un compresseur (14) comprimant le flux primaire (F1); et un échangeur (24) de chaleur air/huile; remarquable en ce que l'échangeur (24) est positionné dans un canal (26) parcouru par un flux tertiaire (F3), le flux tertiaire (F3) étant tiré du flux secondaire (F2) en amont de l'échangeur (24) et rencontrant en aval de l'échangeur (24) au moins une rangée annulaire d'aubes rotoriques (20, 22) du compresseur (14).

Description

Description
STRUCTURE DE TURBOMACHINE A TROIS FLUX
Domaine
L’invention a trait à la conception d’une turbomachine et plus particulièrement une turbomachine du type à hélice non-carénée. L’invention se porte sur l’agencement de l’échangeur de chaleur destiné au refroidissement de l’huile de la turbomachine.
Art antérieur
Dans une turbomachine carénée (turboréacteur), il est connu de disposer un ou plusieurs échangeur(s) de chaleur dans le flux secondaire, c’est-à-dire en aval de la soufflante.
L’absence de carénage autour du flux secondaire dans les turbopropulseurs rend cet agencement impossible et les échangeurs y sont donc alimentés en air froid par un ventilateur externe au moteur. Cette solution n’est ni compacte ni légère, et réduit le rendement du moteur puisqu’une partie de l’énergie du moteur est nécessaire à l’entraînement de ce ventilateur additionnel.
La demande WO 2020/084271 A1 décrit un moteur dit à hélice rapide, ou « open- rotor » (par exemple du type CROR « counter-rotating open rotor », ou USF « unducted single fan »). Dans ce type de structure, la vitesse du flux d’air est trop faible à basse vitesse de l’avion pour que le refroidissement soit suffisant, et la vitesse du flux d’air est trop élevée en vitesse de croisière, entraînant des pertes énergétiques résultant de la traînée des échangeurs. La solution connue pour les turboréacteurs n’est donc pas adaptée à ce type de moteurs, et un ventilateur externe très imposant est nécessaire pour assurer les besoins importants en échange thermique.
En somme, les solutions techniques connues prélèvent un air dirigé vers l’échangeur qui est soit un air trop chaud pour refroidir efficacement l’huile, soit un air ayant une vitesse trop grande pour que les pertes aérodynamiques ou de poussée soit négligeables.
S’ajoute à cela la contrainte liée à la fragilité de l’échangeur de chaleur qui ne peut pas être placé directement en amont de la turbomachine, notamment à cause du risque de choc avec des corps étrangers pouvant pénétrer dans la turbomachine. Résumé de l’invention
Problème technique
L’invention vise à résoudre les inconvénients de la conception/fabrication des turbomachines de l’état de la technique. En particulier, l’invention vise à proposer une structure qui permette un refroidissement efficace dans un encombrement restreint sans entraver le rendement de la turbomachine.
Solution technique
L’invention a trait à une turbomachine du type à hélice non-carénée, comprenant : un bec de séparation scindant un flux d’air en un flux primaire et un flux secondaire ; un compresseur comprimant le flux primaire ; et un échangeur de chaleur air/huile ; remarquable en ce que l’échangeur est positionné dans un canal parcouru par un flux tertiaire, le flux tertiaire étant tiré du flux secondaire en amont de l’échangeur et rencontrant en aval de l’échangeur au moins une rangée annulaire d’aubes rotoriques du compresseur.
La turbomachine se présente par exemple sous la forme d’un turbopropulseur ou d’une turbomachine à rotor ouvert (par exemple du type CROR « counter-rotating open rotor », ou USF « unducted single fan »).
Le flux d’air est généré par l’hélice et/ou par le mouvement de l’aéronef sur lequel la turbomachine est montée.
L’hélice non-carénée peut être disposée en amont du bec de séparation ou en aval.
Le compresseur peut être un compresseur basse pression, ou « booster ».
Le flux primaire est comprimé au moins sur une partie de sa course par au moins certaines aubes du compresseur. Le flux secondaire ne « voit » pas le compresseur. Le flux secondaire n’est virtuellement pas limité en taille car aucun carénage ne l’entoure (radialement extérieurement). Le flux tertiaire est distinct du flux secondaire. Le flux tertiaire peut converger avec et/ou diverger du flux primaire.
Au moins une des rangées d’aubes rotoriques du compresseur se trouve en aval de l’échangeur, ce qui, dit autrement, signifie que le compresseur aspire l’air du flux secondaire pour l’entraîner au travers de l’échangeur. Cette partie, dite aval, du compresseur se situe dans une zone annulaire où convergent le flux primaire et le flux tertiaire.
Cet agencement permet d’alimenter l’échangeur avec un air suffisamment froid et suffisamment lent pour qu’à la fois l’efficacité du refroidissement de l’huile soit assurée et que les pertes aérodynamiques liées à la présence de l’échangeur soient limitées.
Selon un mode avantageux de l’invention, le compresseur comprend une partie amont avec au moins une rangée annulaire d’aubes et une partie aval avec au moins une rangée annulaire d’aubes, et seule la partie aval du compresseur est traversée par un air issu du flux tertiaire en provenance de l’échangeur. Cela permet de bien conserver le flux primaire, dont la pression et la vitesse augmentent rapidement, distinct du flux tertiaire. L’échangeur ne « voyant » pas la partie amont du compresseur et conservant ainsi son aptitude au refroidissement.
Selon un mode avantageux de l’invention, les aubes de la partie aval ont une hauteur radiale très supérieure aux aubes de la partie amont, préférentiellement les aubes de la partie aval sont entre 1 .5 et 4 fois plus haute radialement que les aubes de la partie amont du compresseur. Le flux tertiaire n’est ainsi pas soumis à un gradient de vitesse important en sortie de l’échangeur, ce qui aurait pour conséquence des turbulences aérodynamiques et donc des pertes d’efficacité à la fois du refroidissement et du rendement du moteur.
Selon un mode avantageux de l’invention, la partie aval du compresseur que rencontre l’air en aval de l’échangeur comprend une unique rangée annulaire d’aubes rotoriques. La compacité de l’ensemble s’en voit améliorée. Ces aubes peuvent être agencées sous forme d’une roue aubagée. En complément, la partie aval peut comprendre une ou deux rangées d’aubes statoriques. Le nombre d’aubes dans la partie aval peut être établi en fonction de l’encombrement que l’on peut se permettre et/ou en fonction du rapport de compression désiré pour à la fois aspirer le flux tertiaire à la vitesse souhaitée et ne pas entraver la compression du flux primaire, paramètre clé du rendement de la turbomachine.
Selon un mode avantageux de l’invention, le flux d’air quittant l’échangeur traverse toutes les rangées annulaires d’aubes du compresseur.
Selon un mode avantageux de l’invention, une ouverture permet d’aspirer une partie du flux secondaire pour former le flux tertiaire, l’ouverture étant non-écopante. Ainsi, d’une certaine manière, l’ouverture peut être délimitée par une arête amont et une arête aval, les arêtes amont et aval ayant une position radiale identique. Alternativement, l’arête amont est plus éloignée de l’axe de la turbomachine que l’arête aval, par exemple 1.1 fois plus éloignée. Alternativement, vu dans une section axiale, la tangente à la surface de guidage de l’air en amont de l’ouverture décrit une direction se rapprochant de l’axe et l’ouverture est contenue entre l’axe et cette tangente. Dans tous les cas, cela évite que l’ouverture créant le flux tertiaire ne favorise la pénétration de corps étrangers dans l’échangeur à la façon d’une d’écope.
Selon un mode avantageux de l’invention, le canal et/ou l’échangeur s’étendent circonférentiellement sur 360° autour de l’axe de la turbomachine. Alternativement, l’échangeur et/ou le canal ne s’étend(ent) pas sur 360°. Indépendamment de l’angle décrit par l’échangeur autour de l’axe, l’ouverture dans le flux secondaire peut être partielle (c’est-à-dire ne pas décrire 360°) et/ou l’embouchure du canal sur les aubes du compresseur peut être partielle (c’est-à-dire ne pas décrire 360°).
Selon un mode avantageux de l’invention, une hélice est agencée en amont du bec et/ou des pales redressant le flux secondaire chevauchent axialement la partie aval du compresseur. Alternativement l’hélice peut être agencée en aval du bec. Alternativement, deux hélices au sens de rotation opposé l’une de l’autre sont agencées à une position axiale en aval de l’échangeur.
Selon un mode avantageux de l’invention, un by-pass est agencé en aval de la partie aval du compresseur pour dérouter une partie du flux sortant du compresseur vers le flux secondaire. Le by-pass est ainsi directement en aval de la zone de convergence des flux primaires et tertiaires (lorsqu’ils convergent). Ceci permet une accélération du flux pour créer une poussée et compenser le volume d’air extrait dans le flux tertiaire en amont de l’échangeur. Le rendement du moteur est ainsi amélioré. La bifurcation du by-pass vers le flux secondaire permet également d’évacuer les corps étrangers potentiellement aspirés en amont des flux primaires et tertiaires, pour éviter qu’ils ne se dirigent vers le compresseur haute-pression ou la chambre de combustion en aval du flux primaire.
Selon un mode avantageux de l’invention, des moyens sont prévus pour isoler le flux primaire du flux tertiaire, ce dernier s’écoulant dans le canal, au travers de la partie aval du compresseur puis dans le bypass. Ainsi, le flux tertiaire est complètement isolé du flux primaire, limitant les perturbations en aval de l’échangeur. Les deux flux ne sont toutefois pas complètement indépendants dynamiquement puisqu’ils « voient » tous les deux une partie respective de la même rangée d’aubes rotoriques en aval de l’échangeur.
Selon un mode avantageux de l’invention, au moins la dernière rangée annulaire d’aubes de la partie aval dispose d’un anneau circonférentiel intermédiaire. Cette dernière rangée peut être faite d’aubes tournantes ou fixes. L’anneau circonférentiel permet de guider le flux vers le by-pass ou vers le compresseur haute-pression. En lien avec le paragraphe ci-dessus, l’anneau peut également participer à l’isolement entre le flux tertiaire et le flux primaire.
L’invention a également trait à un procédé de refroidissement de l’huile d’une turbomachine à hélice non carénée, comprenant : la séparation d’un flux d’air en un flux primaire et un flux secondaire au moyen d’un bec de séparation, le flux primaire étant comprimé par un ou plusieurs compresseur(s) de la turbomachine et le flux secondaire étant extérieur au(x) compresseur(s) ; et la génération d’un flux tertiaire traversant un échangeur air/huile au moyen d’au moins une rangée annulaire d’aubes rotoriques d’un compresseur, le flux tertiaire étant tiré du flux secondaire.
L’invention porte enfin sur un procédé d’utilisation de la turbomachine selon l’un des modes de réalisation exposés ci-dessus, comprenant une étape de rotation de l’hélice durant laquelle le flux primaire et le flux secondaire ont un nombre de Mach de 0.5, et le flux tertiaire a un nombre de Mach très inférieur à 0.3.
Avantages de l’invention
L’invention est particulièrement avantageuse en ce qu’elle permet de faire circuler dans l’échangeur un air qui est froid et à une vitesse adéquate, assurant ainsi une efficacité du refroidissement sans entraver le rendement du moteur ni nécessiter des moyens complémentaires encombrants.
Une bonne efficacité du refroidissement permet l’emploi d’échangeurs moins imposants et donc moins encombrants, moins lourds et moins coûteux.
Description des dessins
La figure 1 montre un premier mode de réalisation de l’invention ; La figure 2 illustre un deuxième mode de réalisation de l’invention ;
La figure 3 représente un troisième mode de réalisation de l’invention ;
La figure 4 illustre un quatrième mode de réalisation de l’invention.
Description d’un mode de réalisation
Dans la description qui va suivre, les termes « interne » et « externe » renvoient à un positionnement par rapport à l'axe de rotation d'une turbomachine. La direction axiale correspond à la direction le long de l'axe de rotation de la turbomachine. La direction radiale est perpendiculaire à l'axe de rotation. L'amont et l'aval sont en référence au sens d'écoulement d’un flux dans la turbomachine.
Les figures montrent les éléments de manière schématique et ne sont pas représentées à l’échelle. En particulier, certaines dimensions sont agrandies pour faciliter la lecture des figures.
La figure 1 illustre une turbomachine 2 selon une première variante. Une hélice 4 solidaire d’un moyeu 6 tourne autour d’un axe 8.
La turbomachine 2 évolue dans un flux d’air F dont le mouvement relatif à la turbomachine 2 est généré par la rotation de l’hélice 4 et l’avancement de l’aéronef sur laquelle la turbomachine 2 est montée.
Dans une variante non illustrée qui peut être similaire à un des exemples décrits dans le document WO 2020/084271 A1 , l’hélice 4 est disposée dans une partie aval de la turbomachine 2 et peut éventuellement être complétée d’une seconde hélice ayant un sens de rotation opposé.
Le flux d’air F est scindé en un flux primaire F1 et un flux secondaire F2 au niveau d’un bec de séparation 10.
Le flux primaire F1 rencontre une aube d’entrée de redresseur (« IGV ») 11 et pénètre dans une veine 12 alors que le flux secondaire F2 demeure radialement à l’extérieur de tout carénage. Le carter 13 délimite extérieurement la veine 12. Des viroles fixes et des moyeux de roues tournantes délimitent la veine 12 intérieurement. La veine 12 est également traversée par des bras structuraux (« struts ») (voir 13.1 sur la figure 2) qui reprennent les efforts du carter 13. Un compresseur 14 est agencé pour comprimer le flux primaire F1 . Pour ce faire, le compresseur 14 est équipé d’une alternance d’aubes rotoriques 16, 18, 20, 22 et d’aubes statoriques 17, 19, 21 , agencées selon des rangées annulaires autour de l’axe 8.
La figure 1 ne représente que la partie amont de la turbomachine. En aval du compresseur 14, le flux primaire F1 poursuit son chemin vers un second compresseur, une chambre de combustion et une ou plusieurs turbines (non représentés). La rotation de la ou des turbine(s) entraîne la rotation du moyeu 6, de l’hélice 4 et des aubes rotoriques 16, 18, 20, 22.
Les éléments tournants sont supportés par des paliers et la turbomachine peut comprendre un réducteur entre différents éléments tournants. Les paliers et le réducteur de la turbomachine 2 sont lubrifiés par une huile qu’il est nécessaire de maintenir dans une plage de température de fonctionnement donnée. Un échangeur 24 est ainsi prévu pour refroidir l’huile en faisant parcourir l’huile dans des conduites qui sont refroidies par un flux d’air.
L’échangeur 24 est disposé dans un canal 26 dans lequel circule un flux dit tertiaire F3. Le canal 26 peut s’étendre circonférentiellement sur tout ou partie de la turbomachine, c’est-à-dire à 360° autour de l’axe 8 ou moins. De même, l’échangeur 24 peut occuper tout ou partie du canal 26 et donc s’étendre sur une grande partie angulaire autour de l’axe 8 et notamment sur 360°.
Le canal 26 présente une ouverture 28 qui débouche sur l’espace parcouru par le flux secondaire F2. L’ouverture 28 est délimitée par le carénage en amont par une arête amont 30 et en aval par une arête aval 32. Les arêtes amont 30 et aval 32 sont sensiblement à la même hauteur radiale pour limiter le fait que des éléments étrangers présents dans le flux F ne soient déviés vers l’échangeur 24.
L’ouverture 28 est ainsi telle que la vitesse du flux F3 a une composante radiale importante lorsque celui-ci est formé à l’amont du canal 26. Ceci permet notamment que la vitesse du flux F3 lorsqu’il traverse l’échangeur soit bien plus petite que la vitesse du flux primaire F1 dans la veine 12. Ainsi, la géométrie peut être telle que lorsque le flux F1 est à un nombre de Mach dans un intervalle de 0.45 à 0.6 (usuellement 0.5), le flux F3 que voit l’échangeur est bien inférieur à un nombre de Mach de 0.3. Ces valeurs s’assurent d’un refroidissement performant en vitesse de croisière.
L’ouverture 28 peut recevoir une grille de protection (non représentée) ou un clapet ouvrant ou obturant l’accès du flux secondaire F2 vers le canal 26.
Le compresseur 14 est composé d’une partie amont 14.1 qui comprend les aubes agencées dans la veine 12 et une partie aval 14.2. La partie aval 14.2 comprend au moins une aube rotorique 20, 22 qui génère la formation du flux F3, créant une dépression au niveau de l’ouverture 28.
Ainsi, après qu’il a traversé l’échangeur 24, le flux tertiaire F3 rejoint la partie aval 14.2 du compresseur. Dans ce premier mode de réalisation, le flux F3 converge avec le flux primaire F1 .
Les aubes 20, 21 , 22 de la partie aval 14.2 ont une hauteur radiale H qui est comprise entre 1 .5 et 4 fois la hauteur radiale h des aubes 16, 17, 18, 19 de la partie amont 14.1.
La figure 1 montre en pointillés la position possible d’une rangée annulaire de pales 34, fixes autour de l’axe 8 et redressant le flux F2. Les pales 34 ainsi que les pales de l’hélice 4 peuvent avoir une orientation variable (autour de la direction de leur plus grande dimension).
Le nombre d’aubes de compresseur 14 qui forment la partie aval 14.2, c’est-à-dire le nombre d’aubes vues par le flux tertiaire F3 sortant du canal 26 peut varier.
Ainsi, dans le mode de réalisation illustré en figure 2, l’intégralité du compresseur est agencée en partie aval 14.2, aucune aube du compresseur n’étant placée dans la veine 12.
En comparaison de la figure 1 , la veine 12 peut par exemple être plus courte axialement et peut ne comprendre qu’une rangée d’aubes d’entrée 11 et des bras de support 13.1 .
Dans un troisième mode de réalisation de l’invention, un canal de dérivation ou by- pass 36 est agencé pour dériver une partie du flux vers le flux secondaire F2.
Le by-pass 36 est agencé en aval du compresseur 14 pour dérouter une partie du flux sortant du compresseur vers le flux secondaire F2. Ainsi, un second bec de séparation 38 sépare le flux qui est vu par la partie aval 14.2 du compresseur en un flux primaire F1 qui poursuit son chemin vers un compresseur haute pression et vers la chambre de combustion, et un flux quaternaire F4 qui retourne au flux secondaire F2.
Un carénage extérieur 40 délimite radialement extérieurement le canal 26 et le by- pass 36, et délimite intérieurement le flux F2.
Outre sa fonction d’échange de chaleur avec l’échangeur, le flux quaternaire F4a donc ici une fonction de poussée complémentaire au flux F2. Les pertes éventuelles de pression dans le flux F3 dues à l’interaction avec l’échangeur 24 sont compensées par les aubes de la partie aval 14.2 pour rétablir une pression suffisante dans le flux quaternaire F4avant qu’il ne retrouve le flux secondaire F2.
Un compromis est ainsi obtenu entre une pression suffisamment faible pour favoriser l’échange de chaleur dans le canal 26 et une pression suffisamment forte dans le by-pass 36 pour favoriser la poussée.
La figure 4 illustre une variante dans laquelle une seule rangée d’aubes occupe la partie aval 14.2 du compresseur 14. Pour supporter structurellement le carénage extérieur 40 en absence d’aubes statoriques dans la partie aval 14.2, des bras structuraux 42 peuvent être placés dans le by-pass 36, et/ou dans le canal 26 (non représentés).
La figure 4 illustre également un aspect qui peut être applicable au mode de réalisation de la figure 3, à savoir l’isolement entre le flux primaire F1 et le flux tertiaire F3. Le quaternaire F4 de la figure 3 est donc ici le flux tertiaire F3 : chaque particule d’air passant par l’échangeur 24 poursuit son chemin dans le by-pass 36.
Ainsi, des moyens sont prévus pour isoler le flux primaire du flux tertiaire, tels que des joints ou des anneaux.
La figure 4 représente à ce titre un anneau circonférentiel 44 reliant circonférentiellement de proche en proches les aubes de la rangée d’aube rotorique de la partie aval 14.2. Cet anneau est disposé radialement au niveau du bec 38 et du carénage 13.
Dans une variante non illustrée, où la partie aval 14.2 comprend plusieurs rangées d’aubes (comme en figure 3), un anneau du même type peut être placé sur toutes les rangées d’aubes. Alternativement, un anneau peut être prévu uniquement sur la dernière rangée d’aubes de la partie aval 14.2 afin de préparer la séparation du flux entre le flux primaire conduit vers le compresseur haute pression et le by-pass 36, n’isolant ainsi que partiellement le flux primaire du flux tertiaire.
Il est à noter que l’invention ne se limite pas aux seuls exemples décrits sur les figures. Les enseignements de la présente invention sont notamment également applicables à une turbomachine avec hélice carénée.
Chaque caractéristique technique de chaque exemple illustré est applicable aux autres exemples. Notamment, le nombre d’aubes de la partie aval, la présence ou non d’un by-pass, la position de l’hélice ou des pales de redressement, la présence d’un anneau circonférentiel, etc., peuvent être tirés d’un mode de réalisation et être appliqué à un autre.

Claims

Revendications
1. Turbomachine (2) du type à hélice (4) non-carénée, comprenant :
- un bec de séparation (10) scindant un flux d’air (F) en un flux primaire (F1) et un flux secondaire (F2) ;
- un compresseur (14) comprimant le flux primaire (F1) ; et
- un échangeur (24) de chaleur air/huile ; caractérisée en ce que l’échangeur (24) est positionné dans un canal (26) parcouru par un flux tertiaire (F3), le flux tertiaire (F3) étant tiré du flux secondaire (F2) en amont de l’échangeur (24) et rencontrant en aval de l’échangeur (24) au moins une rangée annulaire d’aubes rotoriques (20, 22) du compresseur (14).
2. Turbomachine (2) selon la revendication 1, caractérisée en ce que le compresseur (14) comprend une partie amont (14.1) avec au moins une rangée annulaire d’aubes (16-19) et une partie aval (14.2) avec au moins une rangée annulaire d’aubes (20-22), et seule la partie aval (14.2) du compresseur (14) est traversée par un air issu du flux tertiaire (F3) en provenance de l’échangeur (24).
3. Turbomachine (2) selon la revendication 2, caractérisée en ce que les aubes (20-22) de la partie aval (14.2) ont une hauteur radiale (Fl) très supérieure aux aubes (16-19) de la partie amont (14.1 ), préférentiellement les aubes (20-22) de la partie aval (14.2) sont entre 1.5 et 4 fois plus haute radialement que les aubes (16-19) de la partie amont (14.1) du compresseur (14).
4. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la partie aval (14.2) du compresseur (14) que rencontre l’air en aval de l’échangeur (24) comprend une unique rangée annulaire d’aubes rotoriques (20).
5. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que la partie aval (14.2) du compresseur (14) que rencontre l’air en aval de l’échangeur (24) comprend une ou deux rangées annulaires d’aubes statoriques (21).
6. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1, 4 ou 5, caractérisée en ce que le flux d’air (F3) quittant l’échangeur (24) traverse toutes les rangées annulaires d’aubes (18-22) du compresseur (14).
7. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 6, caractérisée en ce qu’une ouverture (28) permet d’aspirer une partie du flux secondaire (F2) pour former le flux tertiaire (F3), l’ouverture (28) étant non-écopante.
8. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que le canal (26) et l’échangeur (24) s’étendent circonférentiellement sur 360° autour de l’axe (8) de la turbomachine (2).
9. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 8, caractérisée en ce qu’une hélice (4) est agencée en amont du bec (10).
10. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 9, caractérisée en ce que des pales (34) redressant le flux secondaire (F2) chevauchent axialement la partie aval (14.2) du compresseur (14).
11. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 8 ou 10, caractérisée en ce que deux hélices au sens de rotation opposé l’une de l’autre sont agencées à une position axiale en aval de l’échangeur (24).
12. Turbomachine (2) selon l’une des revendications 1 à 11, caractérisée en ce qu’un by-pass (36) est agencé en aval de la partie aval (14.2) du compresseur (14) pour dérouter une partie du flux sortant du compresseur (14) vers le flux secondaire (F2).
13. Turbomachine (2) selon la revendication précédente, caractérisée en ce que des moyens sont prévus pour isoler le flux primaire (F1) du flux tertiaire (F3), ce dernier s’écoulant dans le canal (26) au travers de la partie aval (14.2) du compresseur (14) puis dans le bypass (36).
14. Turbomachine (2) selon la revendication précédente, caractérisée en ce qu’au moins la dernière rangée annulaire d’aubes (22) de la partie aval (14.2) dispose d’un anneau circonférentiel intermédiaire (44).
15. Procédé de refroidissement de l’huile d’une turbomachine (2) à hélice (4) non carénée, comprenant : - la séparation d’un flux d’air (F) en un flux primaire (F1 ) et un flux secondaire (F2) au moyen d’un bec de séparation (10), le flux primaire (F1) étant comprimé par un ou plusieurs compresseur(s) (14) de la turbomachine (2) et le flux secondaire (F2) étant extérieur au(x) compresseur(s) (14) ; - la génération d’un flux tertiaire (F3) traversant un échangeur air/huile (24) au moyen d’au moins une rangée annulaire d’aubes rotoriques (20, 22) d’un compresseur (14), le flux tertiaire (F3) étant tiré du flux secondaire (F2).
16. Procédé d’utilisation de la turbomachine selon l’une des revendications 1 à 14, comprenant une étape de rotation de l’hélice durant laquelle le flux primaire (F1) et le flux secondaire (F2) ont un nombre de Mach de 0.5, et le flux tertiaire (F3) a un nombre de Mach très inférieur à 0.3.
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