WO2023170358A1 - Propulseur aeronautique - Google Patents

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WO2023170358A1
WO2023170358A1 PCT/FR2023/050294 FR2023050294W WO2023170358A1 WO 2023170358 A1 WO2023170358 A1 WO 2023170358A1 FR 2023050294 W FR2023050294 W FR 2023050294W WO 2023170358 A1 WO2023170358 A1 WO 2023170358A1
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angular
sector
downstream
downstream stator
longitudinal axis
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PCT/FR2023/050294
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Fernando GEA AGUILERA
Eva Julie Lebeault
Anthony BINDER
Mathieu Patrick Jean-Louis Lallia
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
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    • F05D2260/961Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by mistuning rotor blades or stator vanes with irregular interblade spacing, airfoil shape

Definitions

  • the present disclosure relates to the field of longitudinal axis aeronautical thrusters comprising (at least) two annular rows of non-ducted blades, one upstream, the other downstream, along the longitudinal axis.
  • the aeronautical propellant may comprise (at least) a heat engine, in particular a turbomachine, turboshaft, turbojet, turbofan, and/or (at least) an electric motor, and/or (at least) a hydrogen engine, and /or (at least) a hybrid engine: thermal and/or electric and/or hydrogen.
  • a heat engine in particular a turbomachine, turboshaft, turbojet, turbofan, and/or (at least) an electric motor, and/or (at least) a hydrogen engine, and /or (at least) a hybrid engine: thermal and/or electric and/or hydrogen.
  • a turbomachine with a “non-ducted” fan is a type of turbomachine in which the fan (or propeller) extends in outside the engine casing (or nacelle), unlike conventional turbomachines (of the “Turbofan” type) in which the fan is ducted.
  • An example of such a turbomachine is shown in Figure 1.
  • the turbomachine 10 comprises a hub 12, defining the engine casing, and on which is mounted an annular row of non-ducted upstream blades 14 and an annular row of non-ducted downstream blades 16 which are spaced from one another along an axis longitudinal X of the turbomachine 10.
  • the annular row of upstream blades 14 and the annular row of downstream blades 16 respectively define an upstream propeller and a downstream propeller.
  • the orientation qualifiers such as “longitudinal”, “radial” or “circumferential”, are defined by reference to the longitudinal axis X of the turbomachine 10.
  • the relative qualifiers “upstream” and “downstream” are defined one relative to the other with reference to the flow of gases in the turbomachine 10 along the longitudinal axis X.
  • the turbomachine 10 comprises, from upstream to downstream inside the engine casing, a ( or compressor(s) 2, at least one combustion chamber 4, one (or more) turbine(s) 6 and at least one exhaust nozzle 8.
  • the annular row of downstream stator blades 16 is centered on the longitudinal axis USF type configuration makes it possible to exploit, through the downstream propeller 16, the gyration energy of the air flow coming from the upstream propeller.
  • the efficiency of the turbomachine 10 is thus improved, in particular compared to a conventional turbomachine comprising a single rotating propeller.
  • the unducted upstream rotor blades 16 are rotated around the longitudinal axis X by the turbine(s) 6 which itself drives the compressor(s). s) 2.
  • the turbomachine 10 generally includes a speed reduction box (“gearbox” in English) in order to decouple the rotational speed of the turbines 6 relative to the rotational speed of the upstream propeller.
  • the turbomachine 10 can have a so-called “pusher” configuration in which the annular row of upstream rotor blades 14 and the annular row of downstream stator blades 16 are located at a downstream end portion of the turbomachine 10 ( configuration shown in Figure 1), or the turbomachine 10 can have a so-called “puller” configuration in which the annular row of upstream rotor blades 14 and the annular row of downstream stator blades 16 are located at an end portion upstream of the turbomachine 10.
  • the annular row of upstream rotor blades 14 and the annular row of downstream stator blades 16 can surround a section of the compressor(s) 2 of the turbomachine or the speed reduction unit.
  • the annular row of upstream blades 14 and the annular row of downstream stator blades 14 can surround a section of the turbine(s) 6 of the turbomachine 10.
  • the upstream air flow perceived by the turbomachine 10 is not parallel to the longitudinal axis upstream 14 vary according to the position around the longitudinal axis X of the upstream rotor blade 14 during its rotation around the longitudinal axis
  • the incidence of the air flow perceived by the turbomachine 10 is modified by the upstream propeller in a heterogeneous manner around the longitudinal axis X. Consequently, the aerodynamic load applied to each of the downstream stator blades 16 differs according to the position around the longitudinal axis landing and takeoff phases.
  • An aeronautical thruster with a longitudinal axis comprising a hub, an annular row of upstream non-ducted rotor blades and an annular row of downstream non-ducted stator blades, the annular row of upstream rotor blades and the annular row of blades.
  • downstream stator blades being spaced from one another along the longitudinal axis, each downstream stator blade having variable pitch, and in which at least one of the downstream stator blades is in a closed pitch configuration relative to another of the downstream stator blades in that it has a pitch angle lower than the pitch angle of the other downstream stator blade.
  • Each downstream stator blade can thus be rotated around its setting axis to change the angle of incidence of the air flow on the downstream stator blade.
  • each downstream stator blade around the respective timing axis can be carried out as a function of a phase of incidence operation of the aeronautical propeller (for example landing phase and/or take-off phase), and/ or depending on the air flow conditions taken locally at the level of the downstream stator blade, these may depend, depending on the position of the downstream stator blade around the longitudinal axis, on the wake of the upstream rotor blades and/or or the presence of structural elements of an aircraft on which the aeronautical propellant is mounted (mast, fuselage, wing, slat, flaps, etc.). This makes it possible, on the one hand, to reduce the noise level emitted by the aeronautical propeller, and on the other hand, to improve the aerodynamic performance of the annular row of downstream stator blades.
  • the annular row of upstream rotor blades is movable in rotation around the longitudinal axis.
  • the annular row of downstream non-ducted stator blades is locked in rotation around the longitudinal axis.
  • the annular row of downstream stator blades is therefore fixed around the longitudinal axis. In other words, the downstream stator blades are not rotated around the longitudinal axis.
  • non-ducted used in reference to the upstream rotor blades and the downstream stator blades indicates that the upstream rotor blades and the downstream stator blades are not surrounded by a nacelle, unlike conventional aeronautical thrusters in which the fan is streamlined inside a nacelle.
  • the annular row of upstream rotor blades and the annular row of downstream stator blades can respectively define an upstream propeller and a downstream propeller.
  • the annular row of downstream stator blades can be a rectifier.
  • Each blade (upstream and/or downstream) can extend radially.
  • Each blade can extend between a radially internal end, this being located at the level of (that is to say closest to) the hub of the aeronautical propeller, and a radially external end.
  • the radially internal end can be, longitudinally, at the level of a leading edge of the blade or at the level of the setting axis of the blade considered.
  • the radially internal end is also called the “root” of the blade.
  • a position of each blade around the longitudinal axis can be identified by the position around the longitudinal axis of the radially internal end of the respective blade.
  • the radially outer end of each blade is the opposite end of the radially inner end of the blade.
  • the radially outer end may be the free end of the blade.
  • the radially internal end and the radially external end of each of the blades can be radially aligned and/or at the same longitudinal position. It cannot be excluded that the radially inner end and the radially outer end of each of the blades may be longitudinally and/or circumferentially offset relative to each other.
  • the position of each of the blades (upstream and/or downstream) around the longitudinal axis can be expressed according to an angular position around the longitudinal axis.
  • the angular position of each of the blades (upstream and/or downstream) can be located in relation to a time dial (here seen from the upstream for example) whose angular positions at 12 o'clock, 3 o'clock, 6 o'clock and 9 o'clock are positioned in a conventional manner .
  • the angular position at 12 o'clock is therefore positioned vertically upwards in relation to the longitudinal axis.
  • the angular position at 6 o'clock is positioned vertically downward in relation to the longitudinal axis.
  • the angular position at 3 o'clock is positioned horizontally to the right in relation to the longitudinal axis.
  • the angular position at 6 o'clock is positioned horizontally to the left in relation to the longitudinal axis.
  • An axis extending radially passing through the angular positions at 12 o'clock and 6 o'clock is thus perpendicular to an axis extending radially passing through the angular positions at 3 o'clock and 9 o'clock.
  • Absolute position qualifiers such as the terms “top”, “bottom”, “left”, “right”, etc., or relative position, such as the terms “above”, “below”, “superior”, “lower”, etc., and orientation qualifiers, such as the terms “vertical” and “horizontal” can be considered in an operational state of the aeronautical propellant, typically when it is installed on an aircraft placed on the ground.
  • the axis passing through the angular positions at 12 o'clock and at 6 o'clock extends in the direction of the gravity field, i.e. vertically.
  • the angular position of each blade can be defined by an angle measured around the longitudinal axis positively clockwise relative to the angular position at 12 o'clock.
  • the angle can be measured between an axis perpendicular to the longitudinal axis of the aeronautical propeller passing through the radially internal end (or the radially external end) of the downstream stator blade and the axis passing through the angular positions at 12 o'clock and 6H
  • the angular position of a blade located at the angular position at 12O can be defined by an angle equal to 0°
  • the angular position of a blade located at the angular position at 3O can be defined by an angle equal to 90°
  • the angular position of a blade located at the angular position at 6 o'clock can be defined by an angle equal to 180° (or equivalently to -180°)
  • the angular position of a blade located at the angular position at 9H can be defined by an angle equal to 270° (or
  • Each blade has a radially external radius.
  • the radially outer radius of a blade can be considered as the radial distance from the longitudinal axis of the radially outer end of the blade. In other words, this is the maximum blade radius.
  • the maximum radially external radius among the annular row of upstream rotor blades corresponds to the radially external radius of the upstream propeller.
  • Each upstream rotor blade can have an identical radially external radius. In this case, the radially external radius of each upstream rotor blade corresponds to the radially external radius of the upstream propeller.
  • the maximum radially external radius among the annular row of downstream stator blades corresponds to the radially external radius of the downstream propeller.
  • Each downstream stator blade can have an identical radially external radius.
  • the radially external radius of each downstream stator blade corresponds to the radially external radius of the downstream propeller.
  • the annular row of stator blades may comprise two stator blades (possibly circumferentially consecutive) which have a radially external radius different from one another.
  • the annular row of stator blades may comprise two (possibly circumferentially consecutive) stator blades which have a radially internal radius different from one another.
  • Each blade (upstream and/or downstream) can have an aerodynamic profile.
  • each blade may comprise a stack of sections in the radial direction.
  • a stacking line can be defined which passes through the center of gravity of each section of the blade. It is not excluded that the stacking line of one of the blades or of several blades forms a non-linear curve. In a particular case, the stacking line of one of the blades or of several blades may extend radially in a rectilinear manner.
  • Each section extends in a respective section plane which is perpendicular to the radial direction of extension of the corresponding blade.
  • Each section may include a leading edge upstream and a trailing edge downstream between which an intrados line and an extrados line extend.
  • Each section can define an aerodynamic profile.
  • Each section may include a chord defined by a straight line portion connecting the leading edge to the trailing edge.
  • the leading edge and the trailing edge of all the sections of the stack of sections can respectively form, for each blade, a leading edge and a trailing edge of the blade.
  • the intrados line and the extrados line of all the sections of the stack of sections can respectively form, for each blade, an intrados face and an extrados face of the downstream stator blade.
  • Each stator blade has a respective wedging axis.
  • the timing axis of each downstream stator blade can be included in a plane perpendicular to the longitudinal axis. In other words, the timing axis of each downstream stator blade can extend in a direction whose longitudinal component is zero.
  • the timing axis of each downstream stator blade can extend radially. It cannot be excluded that the timing axis comprises a radial component and/or a longitudinal component and/or a circumferential component.
  • the pitch angle of each downstream stator blade can correspond to the angle formed between, on the one hand, a first axis which is defined by the intersection between the section plane of a reference section among the stack of sections of the blade and a plane perpendicular to the longitudinal axis (which may include the setting axis of the downstream stator blade), and on the other hand, the chord of the reference section of the downstream stator blade .
  • the angle can be measured on the upstream side of the plane perpendicular to the longitudinal axis.
  • the angle can be measured positively in a direction going from the first axis to the chord of the reference section, and more particularly in a direction coinciding with the direction going from the intrados line to the extrados line.
  • One of the downstream stator blades can be said to be “closed-pitch” relative to another of the downstream stator blades when it has a pitch angle less than the pitch angle of the other downstream stator blade, of preferably at least 0.1°, more preferably at least 1°.
  • One of the downstream stator blades can be said to be “open-pitch” relative to another of the downstream stator blades when it has a pitch angle greater than the pitch angle of the other downstream stator blade, preferably of at least 0.1°, more preferably at least 1°.
  • the intrados face and the extrados face can be, for each of the downstream stator blades, positioned relative to each other according to a same direction in the circumferential direction.
  • Each downstream stator blade can be pivotally mounted around a respective wedging axis which extends in a direction which comprises at least one radial component.
  • the aeronautical propeller may further comprise means for independently or together driving each of the downstream stator blades in rotation around the respective timing axis.
  • the aeronautical propeller may include means for driving together each of the downstream stator blades arranged in a angular sector around the longitudinal axis rotating around the respective alignment axis.
  • each downstream stator blade can be connected, at its radially internal end, to a wedging arm which is adapted to rotate around the wedging axis of the downstream stator blade.
  • each downstream stator blade can be located at the radially internal end of the downstream stator blade.
  • the reference section of each downstream stator blade can be located, on the corresponding downstream stator blade, at a radial distance from the longitudinal axis which corresponds to 75% of the radially external radius of the corresponding downstream stator blade.
  • the reference section of each downstream stator blade can be located, on the downstream stator blade, at a radial distance from the longitudinal axis which corresponds to 75% of the radially external radius of the downstream stator blade which presents the radius radially minimal external among the annular row of downstream stator blades.
  • Two downstream stator blades can have a different pitch angle.
  • the difference between the pitch angle of two downstream stator blades can be less than 120°, preferably less than 60°.
  • two circumferentially consecutive downstream stator blades may have a different pitch angle.
  • the difference between the pitch angle of two circumferentially consecutive downstream stator blades may be less than 45°, preferably less than 20°.
  • the pitch angle of each downstream stator blade can be determined as a function of the angular position of the downstream stator blade around the longitudinal axis according to a linear, parabolic, logarithmic, sinusoidal or exponential law.
  • Each downstream stator blade may have a pitch angle different from the pitch angle of one (or more) circumferentially adjacent downstream stator blade(s). This makes it possible to locally adapt the incidence of the flow perceived by each downstream stator blade, as well as to reduce the correlation of noise sources and therefore to reduce the noise level emitted by the aeronautical propeller.
  • Each downstream stator blade can have a pitch angle different from the pitch angle of the other downstream stator blades.
  • the aeronautical propellant can comprise between 2 and 25 upstream rotor blades.
  • the propeller can include between 2 and 25 downstream stator blades.
  • the number of upstream rotor blades may be different from the number of downstream stator blades. This makes it possible to reduce the number of upstream rotor blades which are simultaneously positioned circumferentially around the longitudinal axis facing longitudinally one of the downstream stator blades. This reduces the number of wakes of upstream rotor blades which interact simultaneously on the downstream stator blades. The noise emitted by the thruster is then reduced.
  • the number of upstream rotor blades may be greater than the number of downstream stator blades.
  • Each downstream stator blade constitutes a source of noise emission, thus a reduced number of downstream stator blades makes it possible to further reduce the noise level emitted by the propeller.
  • the solidity of the annular row of downstream stator blades can be less than or equal to 3 over all of the radial dimension of each downstream stator blade.
  • the solidity is less than or equal to 1 at a radially external end of each downstream stator blade.
  • the solidity of the annular row of upstream rotor blades can be less than or equal to 3 on the entire radial dimension of each upstream rotor blade.
  • the solidity is less than or equal to 1 at the level of a radially external end of each upstream rotor blade.
  • the ratio between, on the one hand, the distance in the longitudinal direction separating a median plane of the annular row of upstream rotor blades and a median plane of the annular row of downstream stator blades, and on the other hand, the diameter of the aeronautical propellant can vary between 0.01 and 0.8, preferably between 0.1 and 0.5.
  • the median plane of each annular row of blades can be normal to the longitudinal axis.
  • the median plane of each annular row of blades can be the plane containing the pitch axis of each of the blades of the corresponding annular row.
  • the median plane of each annular row of blades can be the plane containing the pitch axis of at least one of the blades of the corresponding annular row.
  • the diameter of the aeronautical propeller can be defined as being twice the radially external radius of the upstream propeller.
  • the trailing edge of each of the blades of the upstream annular row is located longitudinally upstream of a leading edge of each of the blades of the downstream annular row.
  • the hub can be axisymmetric around the longitudinal axis.
  • the downstream stator blades among the annular row of downstream stator blades which are located around the longitudinal axis in a first angular sector around the longitudinal axis can each be in the closed setting configuration relative to the at least one downstream stator blade among the annular row of downstream stator blades which is located around the longitudinal axis in a second angular sector around the longitudinal axis, the second angular sector being distinct from the first angular sector.
  • the annular row of downstream stator blades may comprise at least two circumferentially consecutive downstream stator blades in each of the first angular sector and the second angular sector. This makes it possible to have a significant wedging effect on at least the two circumferentially consecutive blades, which will interact with a flow having similar characteristics (incidence, speed, etc.).
  • At least two downstream stator blades each arranged in the first sector may have identical dimensional characteristics.
  • at least two downstream stator blades each arranged in the first sector can have an identical aerodynamic profile. It is understood that for each section of one of the two downstream stator blades, there exists a corresponding section of the other among the two downstream stator blades which is arranged at the same radial distance from the longitudinal axis and which has the same aerodynamic profile.
  • the downstream stator blades among the annular row of downstream stator blades which are located around the longitudinal axis in a first angular sector around the longitudinal axis can each be in the closed-wedge configuration relative to each of the stator blades downstream among the annular row of downstream stator blades which are located around the longitudinal axis in the second angular sector around the longitudinal axis.
  • the first angular sector can extend over an angular range less than or equal to 180°, preferably less than or equal to 120°, or even preferably less than or equal to 90°.
  • the first angular sector can be centered on an angular position at 12 o'clock.
  • Such an arrangement makes it possible to facilitate the bypass of the air flow around a structural element of an aircraft on which the aeronautical thruster is mounted which is located close to the aeronautical thruster at the level of the angular position at 12 o'clock (for example a wing of the aircraft on which the aeronautical propeller is mounted or the mast in an installation under the wing of the aircraft).
  • This also makes it possible to reduce a rise in pressure distortion between the structural element and the downstream stator blades, and to avoid separation of the boundary layers and the formation of recirculation zones on the downstream stator blades which would increase losses. aerodynamics and noise levels.
  • the first angular sector can be centered on an angular position at 3 o'clock or at 9 o'clock.
  • Such an arrangement makes it possible to facilitate the bypass of the air flow around a structural element of an aircraft on which the aeronautical thruster is mounted which is located close to the aeronautical thruster at the angular position at 3 o'clock, respectively at 9 o'clock (for example, the fuselage of the aircraft on which the aeronautical thruster is mounted, the angular position at 3 o'clock or at 9 o'clock depending on the side of the fuselage of the aircraft relative to which the aeronautical thruster is mounted, or the mast in an aeronautical propulsion installation at the rear of the aircraft).
  • This also makes it possible to reduce a rise in pressure distortion between the structural element and the downstream stator blades, and to avoid separation of the boundary layers and the formation of recirculation zones on the downstream stator blades which would increase losses. aerodynamics and noise levels.
  • Such a configuration also makes it possible to reduce the noise level emitted by the aeronautical propeller in the direction of an angular position at 6 o'clock (i.e. for example in the direction of the ground).
  • the noise resulting from the interaction between the wake of the upstream rotor blades and the downstream stator blades produces “dipolar” type acoustic radiation emitted by the downstream stator blades. Consequently, the interaction noise radiated by the downstream stator blades is not axisymmetric around the longitudinal axis and depends on the circumferential position of the downstream stator blades around the longitudinal axis. Thus, the directivity of the noise emitted by the downstream stator blades located in the first angular sector is different from the directivity of the noise emitted by the other downstream stator blades. This makes it possible to reduce noise in a free field direction corresponding to the first angular sector.
  • the first angular sector can be centered on an angular position at 6 o'clock.
  • Such a configuration makes it possible to reduce the noise level emitted by the aeronautical propeller in the direction of an angular position at 3 o'clock and an angular position at 9 o'clock (i.e. for example in the direction of the cabin of an aircraft on which the aeronautical propellant).
  • the downstream stator blades among the annular row of downstream stator blades located around the longitudinal axis in a first angular sub-sector of the second angular sector around the longitudinal axis can each be in the open-wedge configuration relative to the downstream stator blades located around the longitudinal axis in a second angular sub-sector of the second angular sector around the longitudinal axis, the second angular sub-sector being distinct from the first angular sub-sector.
  • the first angular sub-sector can extend over an angular range less than or equal to 180°, preferably less than or equal to 120°, more preferably less than or equal to 90°.
  • the first angular sector can be centered on one of the angular positions at 3 o'clock and at 9 o'clock and the first angular sub-sector can be centered on the other among the angular positions at 3 o'clock and at 9 o'clock.
  • the upstream rotor blades can be driven in a direction of rotation around the longitudinal axis so that the upstream rotor blades which are located in the first angular sector are driven in rotation around the longitudinal axis in a direction going from angular position at 6 o'clock towards an angular position at 12 o'clock and the upstream rotor blades which are located in the first angular sub-sector are rotated around the longitudinal axis in a direction going from the angular position at 12 o'clock towards the angular position at 6H.
  • the upstream rotor blades are called “rising” when they are located in the first angular sector in that they are driven towards the angular position at 12 o'clock and the upstream rotor blades are called “descending” when they are located in the first angular sub-sector in that they are driven towards the angular position at 6H.
  • Such a configuration of the downstream annular row ensures that the downstream stator blades located respectively in the first angular sector and the first angular sub-sector are subjected to a similar aerodynamic load despite different upstream rotor blade wakes depending on that the upstream rotor blades are located in the first angular sector or the first angular sub-sector, this resulting from forces exerted on the upstream rotor blades which depend on the position around the longitudinal axis thereof during their rotation around the longitudinal axis, in particular during the incidence operating phases of the aeronautical propeller, for example during the landing and take-off phases.
  • the first angular sector can be centered on an angular position on one of the angular positions at 12 o'clock and at 6 o'clock and the first angular sub-sector can be centered on an angular position on the other among the angular positions at 12 p.m. and 6 a.m.
  • Such a configuration of the downstream annular row ensures that the downstream stator blades located respectively in the first angular sector and the first angular sub-sector are subjected to a similar aerodynamic load when air flow incident on the annular row of blades downstream stator has a non-zero incidence relative to the longitudinal axis, for example in the presence of a crosswind.
  • the downstream stator blades among the annular row of downstream stator blades located around the longitudinal axis in a first angular sub-sector of the second angular sector around the longitudinal axis can each be in the closed setting configuration relative to the downstream stator blades located around the longitudinal axis in a second angular sub-sector of the second angular sector around the longitudinal axis, the second sub-sector -angular sector being distinct from the first angular sub-sector.
  • the first angular sub-sector can extend over an angular range less than or equal to 180°, preferably less than or equal to 120°, more preferably less than or equal to 90°.
  • the first angular sector can be centered on an angular position at 9 o'clock and the first angular sub-sector can be centered on an angular position at 3 o'clock.
  • Such a configuration also makes it possible to reduce the noise level emitted by the aeronautical propeller in the direction of an angular position at 6 o'clock (i.e. for example in the direction of the ground).
  • the first angular sector can be centered on an angular position on one of the angular positions at 12 o'clock and at 6 o'clock and the first angular sub-sector can be centered on an angular position on the other among the angular positions at 12 p.m. and 6 a.m.
  • Such a configuration makes it possible to reduce the noise level emitted by the aeronautical propeller in the direction of an angular position at 3 o'clock and an angular position at 9 o'clock (i.e. for example in the direction of the cabin of an aircraft on which the aeronautical propellant).
  • Each of the downstream stator blades located around the longitudinal axis in the first angular sector or in the second angular sector, or where appropriate in the first angular sub-sector of the second angular sector or in the second angular sub-sector of the second angular sector, can have a setting angle identical to within 1°.
  • At least two downstream stator blades located around the longitudinal axis in the first angular sector or in the second angular sector, or where appropriate in the first angular sub-sector of the second angular sector or in the second sub-sector angular of the second angular sector, can have identical dimensional characteristics.
  • At least two downstream stator blades located around the longitudinal axis in the first angular sector or in the second angular sector, or where appropriate in the first angular sub-sector of the second angular sector or in the second sub-sector angular of the second angular sector, may have different dimensional characteristics.
  • each section of the first downstream stator blade can have an aerodynamic profile identical to a corresponding section of the second downstream stator blade on a portion of the upstream end which extends longitudinally over a relative rope length of between 5% and 50%, preferably between 10% and 30%, said corresponding sections of the first downstream stator blade and the second downstream stator blade each being arranged at the same radial distance from the longitudinal axis.
  • a propulsion assembly comprising an aeronautical propeller as described above and a pylon adapted to fix the aeronautical propeller to a fuselage or a wing of the aircraft, the pylon extending along a direction comprising at least one radial direction from a radially internal end by which it is connected to the hub of the thruster, the pylon comprising a leading edge and a trailing edge between which extend on each side in the circumferential direction an extrados face and an intrados face, the extrados face and the intrados face of the pylon being, at least on an upstream part of the pylon, arranged circumferentially on each side of a radial plane defined by the longitudinal axis and a radial axis passing, at least in part, through the leading edge of the pylon, and in which the annular row of stator blades downstream of the aeronautical propeller can comprise:
  • first group comprising one or more downstream blade(s) which each have a downstream end located circumferentially on the same side as the extrados face of the pylon with respect to the radial plane, the first group comprising at least the stator blade downstream which is closest circumferentially to the radial plane and whose downstream end is located circumferentially on the same side as the extrados face of the pylon in relation to the radial plane,
  • a second group comprising one or more downstream blade(s) which each have a downstream end located circumferentially on the same side as the intrados face of the pylon with respect to the radial plane, the second group comprising at least the stator blade downstream which is closest circumferentially to the radial plane and whose downstream end is located circumferentially on the same side as the intrados face of the pylon with respect to the radial plane.
  • Each downstream stator blade of the first group can be in a closed-wedge configuration relative to each downstream stator blade of the second group.
  • downstream annular row ensures that the downstream stator blades of the first group and the downstream stator blades of the second group are subjected to a relatively similar aerodynamic load despite conditions air flow at the level of the annular row of downstream stator blades which are different on either side of the radial plane due to the presence of the pylon.
  • Such an arrangement makes it easier to bypass the flow around the pylon, thus reducing a rise in pressure distortion between the pylon and the downstream stator blades of the first type, and avoiding separation of the boundary layers and the formation of recirculation zones on the downstream stator blades of the first type which would increase aerodynamic losses and noise levels.
  • the pylon may have a shape which does not have an aerodynamic profile.
  • each downstream stator blade of the second group is in an open-wedge configuration relative to each downstream stator blade of the first group.
  • the pylon can be positioned around the axis of rotation at an angular position at 12 o'clock or 6 o'clock around the longitudinal axis of the aeronautical propeller. Such a configuration allows the attachment of the aeronautical propellant under or on the wing of the aircraft.
  • the pylon can be positioned around the axis of rotation at an angular position at 3 o'clock or 9 o'clock around the longitudinal axis of the aeronautical propeller.
  • Such a configuration allows the attachment of the aeronautical propellant at the level of a rear part of a fuselage of the aircraft.
  • the pylon can be arranged longitudinally, in whole or in part, downstream of the annular row of downstream stator blades.
  • the pylon can be arranged circumferentially, in whole or in part, between two circumferentially adjacent downstream stator blades of the first type.
  • the downstream stator blades of the first group can be circumferentially consecutive in pairs and/or the downstream stator blades of the second group are circumferentially consecutive in pairs.
  • an aircraft comprising an aeronautical propellant as described above or a propulsion assembly as described above.
  • An incidence operating phase can be characterized by one or more of the following characteristics:
  • the propulsion assembly comprises a high-lift device (slat, flap) in an at least partially deployed state;
  • the altitude of the propulsion unit is less than or equal to 5000 m;
  • the slope of the trajectory of the propulsion assembly is between -1° and -10° (landing angle of attack phase) or between 1° and 20° (takeoff angle of attack phase);
  • the propulsion assembly is attached to an aircraft whose angle of attack (i.e. the angle between the forward speed and the main axis of a fuselage of the aircraft) is between 0° and 10° (landing angle of attack phase) or between 0° and 15° (takeoff angle of attack phase).
  • angle of attack i.e. the angle between the forward speed and the main axis of a fuselage of the aircraft
  • takeoff angle of attack phase i.e. the angle between the forward speed and the main axis of a fuselage of the aircraft
  • the method may include a reading of one or more of the preceding characteristics and a transmission of the characteristic(s) in the form of data to a digital regulation system (for example an interface between a cockpit and the propeller , called “Full Authority Digital Engine Control”, also called “FADEC”).
  • a digital regulation system for example an interface between a cockpit and the propeller , called “Full Authority Digital Engine Control”, also called “FADEC”.
  • the determination of the pitch angle of each downstream stator blade of the second type can be carried out by controlling said data, in particular by the digital regulation system.
  • Figure 1 is a partial schematic sectional view of a turbomachine with an unducted fan according to the prior technique
  • Figure 2 is a partial schematic view of a turbomachine with an unducted fan according to the present description
  • Figure 3 includes Figure 3a which is a schematic view of a downstream stator blade of the turbomachine of Figure 2 and Figure 3b which is a schematic view of the downstream stator blade of Figure 3a in the section plane lll-lll;
  • Figure 4 is a schematic sectional view of an annular row of downstream stator blades of the turbomachine of Figure 2 according to a first configuration
  • Figure 5 is a schematic sectional view of an annular row of stator blades downstream of the turbomachine of Figure 2 according to a second configuration
  • Figure 6 is a schematic sectional view of an annular row of downstream stator blades of the turbomachine of Figure 2 according to a third configuration
  • Figure 7 includes Figures 7a and 7b which are respectively a schematic sectional view of an annular row of stator blades downstream of the turbomachine of Figure 2 according to a fourth configuration and a graph illustrating the fourth configuration of the annular row downstream stator blades;
  • Figure 8 includes Figures 8a and 8b which are respectively a schematic sectional view of an annular row of stator blades downstream of the turbomachine of Figure 2 according to a fifth configuration and a graph illustrating the fifth configuration of the annular row downstream stator blades;
  • Figure 9 includes Figures 9a and 9b which are each a schematic sectional view of an annular row of stator blades downstream of the turbomachine of Figure 2 according to a respective variant of a sixth configuration;
  • Figure 10 includes Figures 10a and 10b which are each a schematic sectional view of an annular row of stator blades downstream of the turbomachine of Figure 2 according to a respective variant of a seventh configuration;
  • Figure 11 is a circumferentially extended schematic partial view of an eighth configuration of the annular row of stator blades downstream of the turbomachine of Figure 2.
  • Figure 2 represents a propulsion assembly for an aircraft which comprises a turbomachine 10 of longitudinal axis level of a wing of the aircraft.
  • the pylon 18 can be adapted to fix the turbomachine 10 at the level of a fuselage, in particular rear, of the aircraft.
  • the orientation qualifiers such as “longitudinal”, “radial” or “circumferential”, are defined with reference to the longitudinal axis X of the turbomachine 10.
  • the relative qualifiers “upstream” and “downstream” are defined one with respect to the other with reference to the flow of gases in the turbomachine 10 along the longitudinal axis X.
  • the turbomachine 10 comprises a hub 12.
  • the hub 12 is here axisymmetric around the longitudinal axis 16 non-streamlined.
  • the annular row of upstream rotor blades 14 and the annular row of downstream stator blades 16 are spaced from one another along the longitudinal axis downstream stator blades 16 indicates that the upstream rotor blades 14 and the downstream stator blades 16 are not surrounded by a nacelle, unlike the conventional turbomachines 10 in which the fan is ducted inside a nacelle.
  • the annular row of upstream rotor blades 14 is movable in rotation around the longitudinal axis downstream stator blades 16 is therefore fixed around the longitudinal axis X.
  • the downstream stator blades 16 are not rotated around the longitudinal axis downstream stator 16 respectively define an upstream helix and a downstream helix.
  • FIG 4 represents the annular row of downstream stator blades 16 in a first configuration and Figure 3 represents one of the downstream stator blades 16 in more detail.
  • Each downstream stator blade extends radially between a radially internal end 20, the latter being located at the level of (that is to say closest to) the hub 12 of the turbomachine 10, and a radially external end 21.
  • the radially internal end 20 is, longitudinally, at the level of a leading edge 22 of the blade.
  • the radially internal end 20 is also called the “foot” of the blade.
  • the radially outer end 21 of each downstream stator blade 16 is the opposite end of the radially inner end 20 of the blade.
  • the radially external end 21 is the free end of the downstream stator blade 16.
  • each of the downstream stator blades 16 around the longitudinal axis X is expressed according to an angular position around the longitudinal axis hourly (here considered seen from upstream for example) whose angular positions at 12 o'clock, 3 o'clock, 6 o'clock and 9 o'clock are positioned in a conventional manner.
  • the angular position at 12 o'clock is therefore positioned vertically upwards relative to the longitudinal axis X.
  • the angular position at 6 o'clock is positioned vertically downwards relative to the longitudinal axis the right with respect to the longitudinal axis to an axis extending radially passing through the angular positions at 3H and 9H.
  • Absolute position qualifiers such as the terms “top”, “bottom”, “left”, “right”, etc., or relative position, such as the terms “above”, “below”, “superior”, “lower”, etc., and orientation qualifiers, such as “vertical” and “horizontal” can be considered in an operational state of the turbomachine 10, typically when it is installed on an aircraft placed on the ground.
  • the axis passing through the angular positions at 12 o'clock and at 6 o'clock extends in the direction of the gravity field, i.e. vertically.
  • each downstream stator blade 16 is also defined by an angle 0 measured around the longitudinal axis
  • the angle 0 can be measured between an axis perpendicular to the longitudinal axis downstream stator blade 16 and the axis passing through the angular positions at 12 o'clock and 6 o'clock.
  • the angular position of a downstream stator blade 16 located at the angular position at 12 o'clock is defined by an angle 0 equal to 0°
  • the angular position of a downstream stator blade 16 located at the angular position at 3 o'clock is defined by an angle 0 equal to 90°
  • the angular position of a downstream stator blade 16 located at the angular position at 6H is defined by an angle 0 equal to 180° (or equivalently to -180°)
  • a downstream stator blade 16 located at the angular position at 9 o'clock is defined by an angle 0 equal to 270° (or equivalently to -90°).
  • Each downstream stator blade 16 has a radially external radius.
  • the radially external radius of a blade is the radial distance to the longitudinal axis X of the radially external end 21 of the blade. In other words, this is the maximum radius of the blade.
  • each downstream stator blade 16 has an identical radially external radius which thus corresponds to the radially external radius of the downstream propeller.
  • each downstream stator blade 16 defines an aerodynamic profile.
  • each downstream stator blade 16 comprises a stack of sections 30 in the radial direction. One of the sections 30 is shown in Figure 3b. Each section 30 extends in a respective section plane which is perpendicular to the radial direction of extension of the corresponding downstream stator blade 16. Each section 30 comprises a leading edge 31 upstream and a trailing edge 32 downstream between which extend an intrados line 33 and an extrados line 34. Each section 30 defines an aerodynamic profile .
  • Each section 30 defines an aerodynamic profile .
  • the leading edge 31 and the trailing edge 32 of all the sections 30 of the stack of sections 30 respectively form, for each downstream stator blade 16, a leading edge 22 and a trailing edge 23 of the blade.
  • the intrados line 33 and the extrados line 34 of all the sections 30 of the stack of sections 30 form respectively, for each downstream stator blade 16, an intrados face 24 (visible in Figure 3a) and an extrados face (not visible in Figure 3a) of the downstream stator blade 16.
  • each downstream stator blade 16 has identical dimensional characteristics. In other words, each downstream stator blade 16 has an identical aerodynamic profile. It is therefore understood that for each section 30 of one of the downstream stator blades 16, there exists a corresponding section 30 of another among the downstream stator blades 16 which is arranged at the same radial distance from the longitudinal axis and which presents the same aerodynamic profile. According to a variant not shown, at least two downstream stator blades 16 may have different dimensional characteristics. In other words, at least two downstream stator blades 16 can have an aerodynamic profile different from one another.
  • Each downstream stator blade 16 has a respective AC timing axis. As visible in Figure 3a, the setting axis AC of each downstream stator blade 16 is here included in a plane perpendicular to the longitudinal axis X. In particular, the setting axis AC of each downstream stator blade 16 is extends radially in the example illustrated.
  • the pitch angle y of each downstream stator blade 16 corresponds to the angle formed between, on the one hand, a first axis A1 which is defined by the intersection between the plane section of a reference section 30 among the stack of sections 30 of the downstream stator blade 16 and a plane perpendicular to the longitudinal axis on the other hand, the chord C of the reference section 30 of the downstream stator blade 16.
  • the pitch angle is measured there on the upstream side of the plane perpendicular to the longitudinal axis X which includes the pitch axis AC of the blade downstream stator 16.
  • the pitch angle is measured positively in a direction going from the first axis A1 to the chord C of the reference section 30, and more particularly in a direction coinciding with the direction going from the intrados line 33 towards extrados line 34.
  • each downstream stator blade 16 is here located, on the corresponding downstream stator blade 16, at a radial distance from the longitudinal axis X which corresponds to 75% of the radially external radius of the downstream stator blade 16 corresponding.
  • a first downstream stator blade 16 is said to be “closed-pitch” relative to a second downstream stator blade 16 when it has a pitch angle y less than the pitch angle y of the second stator blade downstream 16.
  • a first downstream stator blade 16 is said to be “open-wedge” relative to a second downstream stator blade 16 when it has a pitch angle y greater than the pitch angle y of the second downstream stator blade 16.
  • the solidity of the annular row of downstream stator blades 16, defined as the ratio between the chord C, and the spacing in the circumferential direction between two circumferentially consecutive downstream stator blades 16, can be less than or equal to 3 on the the entire radial dimension of each downstream stator blade 16. In particular, in a preferred embodiment, the solidity is less than or equal to 1 at a radially external end 21 of each downstream stator blade 16.
  • the ratio between, on the one hand, the distance L in the longitudinal direction separating a median plane PAM of the annular row of upstream rotor blades 14 and a median plane PAV of the annular row of downstream stator blades, and on the other hand, the diameter D of the turbomachine 10 can vary between 0.01 and 0.8, preferably between 0.1 and 0.5.
  • the median plane PAM, PAV of each annular row of blades is here normal to the longitudinal axis corresponding annular row.
  • the diameter D of the turbomachine 10 corresponds here to the diameter of the upstream propeller.
  • the trailing edge of each of the blades of the upstream annular row 14 is located longitudinally upstream of a leading edge 22 of each of the blades of the downstream annular row 16.
  • the pylon 18 has a radially internal end 20 by which it is connected to the hub 12 of the turbomachine 10.
  • the pylon 18 extends generally radially in that it extends in a direction comprising at least one radial component . It is not excluded that the pylon 18 extends in a direction also comprising a longitudinal component and/or a circumferential component. In the example of Figure 2, the pylon extends in a direction comprising a radial component and a longitudinal component.
  • the pylon 18 comprises a leading edge 41 and a trailing edge 42 between which extend on each side in the circumferential direction an extrados face 44 and an intrados face 43.
  • the extrados face 44 and the intrados face 43 of the pylon 18 are, at least on an upstream part of the pylon 18, arranged circumferentially on each side of a radial plane defined by the longitudinal axis leading edge 41 of the radially internal end of the pylon 18.
  • the pylon 18 has an aerodynamic profile.
  • the pylon 18 is positioned around the axis of rotation at an angular position at 12 o'clock around the longitudinal axis fixing the turbomachine 10 under the wing of the aircraft. Also, the pylon 18 is arranged longitudinally downstream of the annular row of downstream stator blades 16.
  • Each downstream stator blade 16 has variable pitch. Each downstream stator blade 16 can thus be rotated around its setting axis AC to change the angle of incidence of the air flow on the downstream stator blade 16. In addition, at least one of the downstream stator blades 16 is in a closed timing configuration relative to another of the downstream stator blades 16.
  • each downstream stator blade 16 around the respective AC timing axis can then be carried out as a function of the incidence of the turbomachine 10 which varies according to the operating phase of incidence (for example landing phase and/or take-off phase), and/or depending on the air flow conditions taken locally at the level of the downstream stator blade 16, these which may depend, depending on the position of the downstream stator blade 16 around the longitudinal axis mast, fuselage, wing, slat, flaps, tail, etc.).
  • This makes it possible, on the one hand, to reduce the noise level emitted by the turbomachine 10, and on the other hand, to improve the aerodynamic performance of the annular row of downstream stator blades 16.
  • each downstream stator blade 16 can be pivotally mounted around a respective timing axis AC, which here extends in a radial direction, to change the angle of incidence of the air flow on each downstream stator blade 16.
  • the turbomachine 10 may further comprise means for independently or together driving each of the downstream stator blades 16 in rotation around the respective timing axis AC.
  • the turbomachine 10 may comprise means for driving together each of the downstream stator blades 16 arranged in an angular sector around the longitudinal axis X in rotation around the respective timing axis AC. These means can be arranged radially inside the hub 12.
  • each downstream stator blade 16 can be connected, at its radially internal end, to a wedging arm which is adapted to rotate around the wedging axis AC of the downstream stator blade 16.
  • the second angular sector S2 is distinct from the first angular sector S1.
  • the first angular sector S1 and the second angular sector are complementary in that they extend over angular ranges whose sum is equal to 360°.
  • downstream stator blades 16 among the annular row of downstream stator blades 16 which are located in the first angular sector S1 around the longitudinal axis to each of the downstream stator blades 16 among the annular row of downstream stator blades 16 which are located around the longitudinal axis X in the second angular sector S2 around the longitudinal axis X.
  • the first angular sector S1 extends over an angular range equal to 180°.
  • the first angular sector S1 is advantageously centered on the angular position at 12 o'clock.
  • Such an arrangement makes it possible to facilitate the bypass of the air flow around a structural element of an aircraft on which the turbomachine 10 is mounted which is located close to the turbomachine 10 at the angular position at 12 o'clock (for example a wing of the aircraft on which the turbomachine 10 is mounted).
  • This makes it possible to reduce the interaction with the air flow around a structural element of an aircraft on which the turbomachine 10 is mounted which is located close to the turbomachine 10 at the angular position at 12 o'clock.
  • This also makes it possible to reduce a rise in pressure distortion between the structural element and the downstream stator blades 16, and to avoid separation of the boundary layers and the formation of recirculation zones on the downstream stator blades 16 which would increase aerodynamic losses and noise levels.
  • Figure 5 represents a second configuration of the annular row of downstream stator blades 16.
  • the second configuration differs from the first configuration in that the first angular sector S1 is advantageously centered on the angular position at 9H.
  • Such an arrangement makes it possible to facilitate the bypass of the air flow around a structural element of an aircraft on which the turbomachine 10 is mounted which is located close to the turbomachine 10 at the angular position at 9 o'clock (for example the fuselage of the aircraft on which the turbomachine 10 is mounted).
  • This also makes it possible to reduce a rise in pressure distortion between the structural element and the downstream stator blades 16, and to avoid separation of the boundary layers. and the formation of recirculation zones on the downstream stator blades 16 which would increase aerodynamic losses and noise levels.
  • Such a configuration also makes it possible to reduce the noise level emitted by the turbomachine 10 in the direction of the angular position at 6 o'clock (ie in the direction of the ground) in that it has been observed that a closed setting configuration makes it possible to reduce the noise level emitted by the blade.
  • the first sector can be centered on the angular position at 3 o'clock to obtain a similar effect when the structural element of the aircraft (in particular the fuselage) is located near the turbomachine 10 at level of the angular position at 9 o'clock (the angular position at 3 o'clock or at 9 o'clock depending on the side of the fuselage of the aircraft relative to which the turbomachine 10 is mounted).
  • Figure 6 represents a third configuration of the annular row of downstream stator blades 16.
  • the third configuration differs from the first configuration and the second configuration in that the first angular sector S1 is advantageously centered on the angular position at 6H .
  • Such a configuration makes it possible to reduce the noise level emitted by the turbomachine 10 in the direction of the angular position at 3 o'clock and the angular position at 9 o'clock (i.e. in the direction of the cabin of an aircraft on which the turbomachine 10 is mounted) by It has been observed that a closed pitch configuration makes it possible to reduce the noise level emitted by the blade.
  • Figure 7a represents a fourth configuration of the annular row of downstream stator blades 16.
  • Figure 7b is a graph which illustrates the fourth configuration of the annular row of downstream stator blades 16.
  • the graph represents the pitch angle y of each of the downstream stator blades 16 as a function of the angle 0 associated with the angular position of the blade.
  • the first angular sector S1 is centered on the angular position at 9 o'clock and extends over an angular range less than 90°.
  • the second angular sector S2 is centered on the angular position at 3H.
  • downstream stator blades 16 among the annular row of downstream stator blades 16 which are located around the longitudinal axis X in a first angular sub-sector S2i of the second angular sector S2 around the longitudinal axis are each rotated around the respective timing axis AC so as to be in the open timing configuration relative to the downstream stator blades 16 located around the longitudinal axis X in a second angular sub-sector S2 2 of the second angular sector S2 around the longitudinal axis X.
  • the second angular sub-sector S2 2 is distinct from the first angular sub-sector S2i.
  • downstream stator blades 16 among the annular row of downstream stator blades 16 which are located around the longitudinal axis X in the first angular sub-sector S2i are also each rotated around the respective timing axis AC so as to be in the open timing configuration relative to the downstream stator blades 16 located around the longitudinal axis X in a third angular sub-sector S2 3 of the second angular sector S2 around the longitudinal axis
  • the first angular sub-sector S2i extends over an angular range less than 90°.
  • the second angular sub-sector S2 2 and the third angular sub-sector S2 3 each extend over an angular range greater than 90°.
  • the first angular sub-sector S2i is advantageously centered on the other among the angular positions at 3H. Furthermore, as shown in Figure 7a, the upstream rotor blades 14 among the annular row of upstream rotor blades 14 are driven in a direction of rotation R1 around the longitudinal axis in the first angular sector S1 are rotated around the longitudinal axis located in the first angular sub-sector S2i are rotated around the longitudinal axis X in a direction going from the angular position at 12 o'clock towards the angular position at 6 o'clock.
  • Such a configuration of the downstream annular row ensures that the downstream stator blades 16 located respectively in the first angular sector S1 and the first angular sub-sector S2i are subjected to a similar aerodynamic load despite different wakes of upstream rotor blades 14. depending on whether the upstream rotor blades 14 are located in the first angular sector S1 or the first angular sub-sector S2i, this resulting from forces exerted on the upstream rotor blades 14 which depend on the position around the longitudinal axis this during their rotation around the longitudinal axis X and during a phase of incidence.
  • the second angular sub-sector S2 2 and the third angular sub-sector S2 3 are respectively centered on the angular positions at 12 o'clock and 6 o'clock.
  • the difference between the pitch angle y of two downstream stator blades 16 is less than 120°, preferably less than 60°.
  • two circumferentially consecutive downstream stator blades 16 may have a different pitch angle y.
  • the difference between the pitch angle y of two circumferentially consecutive downstream stator blades 16 is less than 45°, preferably less than 20°.
  • Figure 8a represents a fifth configuration of the annular row of downstream stator blades 16.
  • Figure 8b is a graph which illustrates the fifth configuration of the annular row of downstream stator blades 16.
  • the graph represents the pitch angle y of each of the downstream stator blades as a function of the angle 0 associated with the angular position of the blade.
  • the fifth configuration differs from the fourth configuration in that the first angular sector S1 is advantageously centered on an angular position at 12 o'clock and the first angular sub-sector S2i is advantageously centered on an angular position at 6 o'clock.
  • downstream annular row ensures that the downstream stator blades 16 located respectively in the first angular sector S1 and the first angular sub-sector S2i are subjected to the same aerodynamic load when air flow incident on the row annular downstream stator blades 16 has a non-zero incidence relative to the longitudinal axis X, for example in the presence of a crosswind.
  • Figure 9a represents a first variant of a sixth configuration of the annular row of downstream stator blades 16.
  • the first angular sector S1 is centered on the angular position at 9H and is extends over an angular range less than 90°.
  • the second angular sector S2 is centered on the angular position at 3H.
  • downstream stator blades 16 among the annular row of downstream stator blades 16 which are located around the longitudinal axis X in a first angular sub-sector S2i of the second angular sector S2 around the longitudinal axis are each rotated around the respective timing axis AC so as to be in the closed timing configuration relative to the downstream stator blades 16 located around the longitudinal axis X in a second angular sub-sector S2 2 of the second angular sector S2 around the longitudinal axis
  • downstream stator blades 16 among the annular row of downstream stator blades 16 which are located around the longitudinal axis to be in the closed pitch configuration relative to the downstream stator blades 16 located around the longitudinal axis X in a third angular sub-sector S2 3 of the second angular sector S2 around the longitudinal axis S2 3 is distinct from the first angular sub-sector S2i and the second angular sector S2.
  • the first angular sub-sector S2i extends over an angular range less than 90°.
  • the second angular sub-sector S2 2 and the third angular sub-sector S2 3 each extend over an angular range greater than 90°.
  • the first angular sub-sector S2i is advantageously centered on the angular position at 3H. Such a configuration also makes it possible to further reduce the level of noise emitted by the turbomachine 10 in the direction of an angular position at 6 o'clock (ie in the direction of the ground), in particular with respect to the second configuration.
  • the second angular sub-sector S2 2 and the third angular sub-sector S2 3 are respectively centered on the angular positions at 6 o'clock and 12 o'clock.
  • Figure 9b represents a second variant of the sixth configuration of the annular row of downstream stator blades 16.
  • the second variant of the sixth configuration differs from the first variant in that the first angular sector S1 and the first sub- angular sector S2i each extend over an angular range greater than 90° and the second angular sub-sector S2 2 and the third angular sub-sector S2 3 each extend over an angular range less than 90°.
  • Figure 10 represents a seventh configuration of the annular row of downstream stator blades 16.
  • the seventh configuration differs from the fourth configuration in that the first angular sector S1 is advantageously centered on an angular position at 12 o'clock and the first sub- angular sector S2i is advantageously centered on an angular position at 6H.
  • Such a configuration makes it possible to reduce the noise level emitted by the turbomachine 10 in the direction of an angular position at 3 o'clock and an angular position at 9 o'clock (i.e. in the direction of the cabin of an aircraft on which the turbomachine 10 is mounted , whatever the side of the fuselage of the aircraft relative to which the turbomachine 10 is mounted).
  • the second angular sub-sector S2 2 and the third angular sub-sector S2 3 are respectively centered on the angular positions at 3H and 9H.
  • the first angular sector S1 and the first angular sub-sector S2i each extend over an angular range less than 90° and the second angular sub-sector S2 2 and the third angular sub-sector S2 3 each extend over an angular range greater than 90°.
  • the first angular sector S1 and the first angular sub-sector S2i each extend over an angular range greater than 90° and the second angular sub-sector S2 2 and the third angular sub-sector S2 3 each extend over an angular range less than 90°.
  • FIG 11 represents an eighth configuration of the annular row of downstream stator blades 16.
  • the annular row of downstream stator blades 16 of the turbomachine 10 comprises:
  • first group G1 comprising two circumferentially adjacent downstream blades which each have a downstream end located circumferentially on the same side as the extrados face 44 of the pylon 18 relative to the radial plane, the first group G1 comprising at least the downstream stator blade 16 which is closest circumferentially to the radial plane and whose downstream end is located circumferentially on the same side as the face extrados 44 of the pylon 18 relative to the radial plane,
  • a second group G2 comprising two circumferentially adjacent downstream blades which each have a downstream end located circumferentially on the same side as the intrados face 43 of the pylon 18 with respect to the radial plane, the second group G2 comprising at least the downstream stator blade 16 which is closest circumferentially to the radial plane and whose downstream end is located circumferentially on the same side as the intrados face 43 of the pylon 18 with respect to the radial plane.
  • Each downstream stator blade 16 of the first group G1 is in a closed wedging configuration relative to each downstream stator blade 16 of the second group G2.
  • each downstream stator blade 16 of the second group G2 is in an open-wedge configuration relative to each downstream stator blade 16 of the first group G1.
  • downstream annular row ensures that the downstream stator blades 16 of the first group G1 and the downstream stator blades 16 of the second group G2 are subjected to a relatively similar aerodynamic load despite flow conditions of air at the level of the annular row of downstream stator blades 16 which are different on either side of the radial plane due to the presence of the pylon 18.
  • Such an arrangement makes it easier to bypass the flow around the pylon 18, thus reducing a rise in pressure distortion between the pylon 18 and the downstream stator blades 16 of the first type, and avoiding separation of the boundary layers and the formation of recirculation zones on the downstream stator blades 16 of the first type which would increase aerodynamic losses and noise levels.

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Abstract

Propulseur aéronautique (10) d'axe longitudinal (X) comprenant un moyeu (12), une rangée annulaire de pales rotoriques amont (14) non carénées et une rangée annulaire de pales statoriques aval (16) non carénées, chaque pale statorique aval (16) étant à calage variable, et dans lequel au moins l'une des pales statoriques aval (16) est dans une configuration à calage fermé relativement à une autre des pales statoriques aval (16) en ce qu'elle présente un angle de calage (γ) inférieur à l'angle de calage (γ) de l'autre pale statorique aval (16).

Description

Description
Titre : PROPULSEUR AERONAUTIQUE
Domaine technique
[0001] La présente divulgation relève du domaine des propulseurs aéronautiques d’axe longitudinal comprenant (au moins) deux rangées annulaires de pales non carénées, l’une amont, l’autre aval, le long de l’axe longitudinal.
[0002] Le propulseur aéronautique peut comprendre (au moins) un moteur thermique, en particulier turbomachine, turbomoteur, turboréacteur, turbosoufflante, et/ou (au moins) un moteur électrique, et/ou (au moins) un moteur à hydrogène, et/ou (au moins) un moteur hybride : thermique et/ou électrique et/ou à hydrogène.
Technique antérieure
[0003] On ne se référera ci-après qu’au cas des turbomachines, dès lors que le(s) type(s) de moteur que comprend le propulseur aéronautique n’est pas ici déterminant.
[0004] Une turbomachine à soufflante « non carénée » (ou turbopropulseur de type « Propfan » ou « Open rotor » ou « Counter-Rotating Open Rotor ») est un type de turbomachine dans laquelle la soufflante (ou hélice) s’étend en dehors du carter moteur (ou nacelle), contrairement aux turbomachines classiques (de type « Turbofan ») dans lesquelles la soufflante est carénée. Un exemple d’une telle turbomachine est représenté à la figure 1 . La turbomachine 10 comprend un moyeu 12, définissant le carter moteur, et sur lequel est montée une rangée annulaire de pales amont 14 non carénées et une rangée annulaire de pales aval 16 non carénées qui sont espacées l’une de l’autre suivant un axe longitudinal X de la turbomachine 10. La rangée annulaire de pales amont 14 et la rangée annulaire de pales aval 16 définissent respectivement une hélice amont et une hélice aval. Les qualificatifs d’orientation, tels que « longitudinal », « radial » ou « circonférentiel », sont définis par référence à l’axe longitudinal X de la turbomachine 10. Les qualificatifs relatifs « amont » et « aval » sont définis l’un par rapport à l’autre en référence à l’écoulement des gaz dans la turbomachine 10 le long de l’axe longitudinal X. Par ailleurs, la turbomachine 10 comporte, d’amont en aval à l’intérieur du carter moteur, un (ou des) compresseur(s) 2, au moins une chambre de combustion 4, une (ou des) turbine(s) 6 et au moins une tuyère d’échappement 8.
[0005] Parmi ces turbomachines à soufflante non carénée, on connaît les turbomachines de type « Unducted Single (or Stator) Fan » (USF) dans chacune desquelles, comme illustré à la figure 1 , la rangée annulaire de pales amont 14 non carénées est montée mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X et la rangée annulaire de pales aval 16 non carénées est fixe. En d’autres termes, la rangée annulaire de pales amont 14 est de type rotorique et la rangée annulaire de pales aval 16 est de type statorique Le sens de rotation des pales rotoriques amont 14 n’est pas déterminant. La rangée annulaire de pales statoriques aval 16 peut être centrée sur un axe coïncidant ou non avec l’axe longitudinal X. Comme illustrée à la figure 1 , la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 est centrée sur l’axe longitudinal X. Une telle configuration de type USF permet de valoriser, à travers l’hélice aval 16, l’énergie de giration de l’écoulement d’air issu de l’hélice amont. Le rendement de la turbomachine 10 est ainsi amélioré, notamment vis-à-vis d’une turbomachine classique comprenant une unique hélice rotative. Les pales rotoriques amont 16 non carénées sont entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal X par la (ou les) turbine(s) 6 qui entraîne(nt) elle(s)-même(s) le(ou les) compresseur(s) 2. La turbomachine 10 comprend généralement un boitier de réduction de vitesse (« gearbox » en anglais) afin de découpler la vitesse de rotation des turbines 6 par rapport à la vitesse de rotation de l’hélice amont. Par ailleurs, l’un des intérêts d’une turbomachine de type USF par rapport à une turbomachine type « Counter-Rotating Open Rotor » est de réduire le bruit tonal émis par la turbomachine du fait que les pales statoriques aval 16 non carénées ne sont pas entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal X.
[0006] La turbomachine 10 peut avoir une configuration dite « pusher » dans laquelle la rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 et la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 sont situées au niveau d’une portion d’extrémité aval de la turbomachine 10 (configuration représentée à la figure 1 ), ou la turbomachine 10 peut avoir une configuration dite « puller » dans laquelle la rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 et la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 sont situées au niveau d’une portion d’extrémité amont de la turbomachine 10.
[0007] Dans la configuration puller, la rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 et la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 peuvent entourer une section du(des) compresseur(s) 2 de la turbomachine ou du boitier de réduction de vitesse. Dans la configuration pusher, la rangée annulaire de pales amont 14 et la rangée annulaire de pales statoriques aval 14 peuvent entourer une section de la(des) turbine(s) 6 de la turbomachine 10.
[0008] L’absence de carénage entraine une augmentation du niveau de bruit émis par la turbomachine 10. En effet, le bruit généré par les rangées annulaires de pales rotoriques amont 14 et de pales statoriques aval 16 non carénées se propage en champs libre. Une cause principale du bruit émis est liée d’une part à l’interaction du sillage des pales rotoriques amont 14 sur les pales statoriques aval 16, et d’autre part, à des structures tourbillonnaires générées dans l’écoulement d’air au niveau des extrémités radialement externes libres des pales rotoriques amont 14 qui impactent les pales statoriques aval 16.
[0009] Toutefois, un niveau de bruit trop important est préjudiciable au confort des passagers de l’aéronef sur lequel est installée la turbomachine. De plus, les normes actuelles imposent un seuil maximum de bruit, notamment en zone proche du sol, c'est-à- dire lors des phases de décollage et d’atterrissage.
[0010] En outre, lorsque l’écoulement d’air amont perçu par la turbomachine 10 n’est pas parallèle à l’axe longitudinal X (notamment lors des phases d’atterrissage et de décollage), les efforts générés sur chaque pale rotorique amont 14 varient selon la position autour de l’axe longitudinal X de la pale rotorique amont 14 lors de sa rotation autour de l’axe longitudinal X. Ainsi la directivité du rayonnement acoustique en champ lointain n’est pas axisymétrique. Aussi, l’incidence de l’écoulement d’air perçu par la turbomachine 10 est modifiée par l’hélice amont de manière hétérogène autour de l’axe longitudinal X. En conséquence, la charge aérodynamique appliquée à chacune des pales statoriques aval 16 diffère selon la position autour de l’axe longitudinal X de la pale statorique aval 16, ce qui peut mener à une poussée fournie par l’hélice aval qui n’est pas satisfaisante lors des phases de fonctionnement en incidence de la turbomachine 10, notamment lors des phases d’atterrissage et de décollage.
[0011 ] Par ailleurs, en fonctionnement, la présence d’éléments de structure d’aéronef (mât, fuselage, aile, bec, volets, etc.) situés à proximité de l’hélice aval peut modifier les conditions d’écoulement d’air (pression, composante longitudinale de la vitesse d’écoulement, etc.), de manière locale autour de l’axe longitudinal X, au niveau de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. Or un écoulement d’air hétérogène autour de l’axe longitudinal X au niveau de l’hélice aval présente également l’inconvénient de causer une charge aérodynamique appliquée à chacune des pales statoriques aval 16 qui diffère selon la position autour de l’axe longitudinal X de la pale statorique aval 16.
Résumé
[0012] Il est proposé un propulseur aéronautique d’axe longitudinal comprenant un moyeu, une rangée annulaire de pales rotoriques amont non carénées et une rangée annulaire de pales statoriques aval non carénées, la rangée annulaire de pales rotoriques amont et la rangée annulaire de pales statoriques aval étant espacées l’une de l’autre suivant l’axe longitudinal, chaque pale statorique aval étant à calage variable, et dans lequel au moins l’une des pales statoriques aval est dans une configuration à calage fermé relativement à une autre des pales statoriques aval en ce qu’elle présente un angle de calage inférieur à l’angle de calage de l’autre pale statorique aval. [0013] Chaque pale statorique aval peut ainsi être tournée autour de son axe de calage pour changer l’angle d’incidence du flux d’air sur la pale statorique aval. Le réglage en rotation de chaque pale statorique aval autour de l’axe de calage respectif peut être effectué en fonction d’une phase de fonctionnement en incidence du propulseur aéronautique (par exemple phase d’atterrissage et/ou phase de décollage), et/ou en fonction des conditions d’écoulement d’air prises localement au niveau de la pale statorique aval, celles-ci pouvant dépendre, selon la position de la pale statorique aval autour de l’axe longitudinal, du sillage des pales rotoriques amont et/ou de la présence d’éléments de structure d’un aéronef sur lequel est monté le propulseur aéronautique (mât, fuselage, aile, bec, volets, etc.). Cela permet, d’une part, de réduire le niveau de bruit émis par le propulseur aéronautique, et d’autre part, d’améliorer les performances aérodynamiques de la rangée annulaire de pales statoriques aval.
[0014] La rangée annulaire de pales rotoriques amont est mobile en rotation autour de l’axe longitudinal. La rangée annulaire de pales statoriques aval non carénées est bloquée en rotation autour de l’axe longitudinal. La rangée annulaire de pales statoriques aval est donc fixe autour de l’axe longitudinal. Autrement dit, les pales statoriques aval ne sont pas entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal.
[0015] Le terme « non carénée » utilisé en référence aux pales rotoriques amont et aux pales statoriques aval indique que les pales rotoriques amont et les pales statoriques aval ne sont pas entourées par une nacelle, contrairement aux propulseurs aéronautiques classiques dans lesquelles la soufflante est carénée à l’intérieur d’une nacelle.
[0016] La rangée annulaire de pales rotoriques amont et la rangée annulaire de pales statoriques aval peuvent respectivement définir une hélice amont et une hélice aval. La rangée annulaire de pales statoriques aval peut être un redresseur.
[0017] Chaque pale (amont et/ou aval) peut s’étendre radialement. Chaque pale peut s’étendre entre une extrémité radialement interne, celle-ci étant située au niveau du (c’est- à-dire la plus proche du) moyeu du propulseur aéronautique, et une extrémité radialement externe. L’extrémité radialement interne peut être, longitudinalement, au niveau d’un bord d’attaque de la pale ou au niveau de l’axe de calage de la pale considérée. L’extrémité radialement interne est aussi appelée « pied » de la pale. Une position de chaque pale autour de l’axe longitudinal peut être repérée par la position autour de l’axe longitudinal de l’extrémité radialement interne de la pale respective. L’extrémité radialement externe de chaque pale est l’extrémité opposée de l’extrémité radialement interne de la pale. L’extrémité radialement externe peut être l’extrémité libre de la pale. L’extrémité radialement interne et l’extrémité radialement externe de chacune des pales peuvent être radialement alignées et/ou au niveau d’une même position longitudinale. Il n’est pas exclu que l’extrémité radialement interne et l’extrémité radialement externe de chacune des pales peuvent être longitudinalement et/ou circonférentiellement décalées l’une par rapport à l’autre.
[0018] La position de chacune des pales (amont et/ou aval) autour de l’axe longitudinal peut être exprimée selon une position angulaire autour de l’axe longitudinal. La position angulaire de chacune des pales (amont et/ou aval) peut être repérée par rapport à un cadran horaire (ici vu de l’amont par exemple) dont les positions angulaires à 12H, 3H, 6H et 9H sont positionnées de manière conventionnelle. La position angulaire à 12H est donc positionnée verticalement vers le haut par rapport à l’axe longitudinal. La position angulaire à 6H est positionnée verticalement vers le bas par rapport à l’axe longitudinal. La position angulaire à 3H est positionnée horizontalement vers la droite par rapport à l’axe longitudinal. La position angulaire à 6H est positionnée horizontalement vers la gauche par rapport à l’axe longitudinal. Un axe s’étendant radialement en passant par les positions angulaires à 12H et 6H est ainsi perpendiculaire à un axe s’étendant radialement en passant par les positions angulaires à 3H et 9H. Les qualificatifs de position absolue, tels que les termes « haut », « bas », « gauche », « droite », etc., ou de position relative, tels que les termes « dessus », « dessous », « supérieur », « inférieur », etc., et les qualificatifs d’orientation, tels que les termes « vertical » et « horizontal » peuvent être considérés dans un état opérationnel du propulseur aéronautique, typiquement lorsque celui-ci est installée sur un aéronef posé au sol. Dans cet état du propulseur aéronautique, l’axe passant par les positions angulaires à 12H et à 6H s’étend dans la direction du champ de pesanteur, soit verticalement.
[0019] La position angulaire de chaque pale (amont et/ou aval) peut être définie par un angle mesuré autour de l’axe longitudinal positivement dans le sens horaire par rapport à la position angulaire à 12H. L’angle peut être mesuré entre un axe perpendiculaire à l’axe longitudinal du propulseur aéronautique passant par l’extrémité radialement interne (ou l’extrémité radialement externe) de la pale statorique aval et l’axe passant par les positions angulaires à 12H et 6H Ainsi, la position angulaire d’une pale située à la position angulaire à 12H peut être définie par un angle égal à 0°, la position angulaire d’une pale située à la position angulaire à 3H peut être définie par un angle à égal 90°, la position angulaire d’une pale située à la position angulaire à 6H peut être définie par un angle égal à 180° (ou de manière équivalente à -180°) et la position angulaire d’une pale située à la position angulaire à 9H peut être définie par un angle égal à 270° (ou de manière équivalente à - 90°). [0020] Chaque pale présente un rayon radialement externe. Le rayon radialement externe d’une pale peut être considéré comme la distance radiale à l’axe longitudinal de l’extrémité radialement externe de la pale. En d’autres termes, il s’agit du rayon maximal de la pale. Le rayon radialement externe maximal parmi la rangée annulaire de pales rotoriques amont correspond au rayon radialement externe de l’hélice amont. Chaque pale rotorique amont peut présenter un rayon radialement externe identique. Dans ce cas, le rayon radialement externe de chaque pale rotorique amont correspond au rayon radialement externe de l’hélice amont. Le rayon radialement externe maximal parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval correspond au rayon radialement externe de l’hélice aval. Chaque pale statorique aval peut présenter un rayon radialement externe identique. Dans ce cas, le rayon radialement externe de chaque pale statorique aval correspond au rayon radialement externe de l’hélice aval. La rangée annulaire de pales statoriques peut comprendre deux pales statoriques (possiblement circonférentiellement consécutives) qui présentent un rayon radialement externe différent l’une de l’autre. Indépendamment ou en combinaison, la rangée annulaire de pales statoriques peut comprendre deux pales statoriques (possiblement circonférentiellement consécutives) qui présentent un rayon radialement interne différent l’une de l’autre.
[0021] Chaque pale (amont et/ou aval) peut présenter un profil aérodynamique. A cet effet, chaque pale peut comprendre un empilement de sections selon la direction radiale. Pour chaque pale, il peut être défini une ligne d’empilage qui passe par le centre de gravité de chaque section de la pale. Il n’est pas exclu que la ligne d’empilage de l’une des pales ou de plusieurs pales forme une courbe non linéaire. Dans un cas particulier, la ligne d’empilage de l’une des pales ou de plusieurs pales peut s’étendre radialement de manière rectiligne. Chaque section s’étend dans un plan de section respectif qui est perpendiculaire à la direction radiale d’extension de la pale correspondante. Chaque section peut comprendre un bord d’attaque à l’amont et un bord de fuite à l’aval entre lesquels s’étendent une ligne d’intrados et une ligne d’extrados. Chaque section peut définir un profil aérodynamique. Chaque section peut comprendre une corde définie par une portion de droite reliant le bord d’attaque au bord de fuite. Lorsqu’il est fait référence au profil aérodynamique d’une section ou d’une pale, il est entendu la conformation bidimensionnelle de la section, ou respectivement tridimensionnelle de la pale, indépendamment de l’angle de calage de la pale ou de la position angulaire de la pale autour de l’axe longitudinal.
[0022] Le bord d’attaque et le bord de fuite de l’ensemble des sections de l’empilement de sections peuvent former respectivement, pour chaque pale, un bord d’attaque et un bord de fuite de la pale. De même, la ligne d’intrados et la ligne d’extrados de l’ensemble des sections de l’empilement de sections peuvent former respectivement, pour chaque pale, une face d’intrados et une face d’extrados de la pale statorique aval.
[0023] Chaque pale statorique présente un axe de calage respectif. L’axe de calage de chaque pale statorique aval peut être compris dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal. Autrement dit, l’axe de calage de chaque pale statorique aval peut s’étendre selon une direction dont une composante longitudinale est nulle. L’axe de calage de chaque pale statorique aval peut s’étendre radialement. Il n’est pas exclu que l’axe de calage comprend une composante radiale et/ou une composante longitudinale et/ou une composante circonférentielle.
[0024] L’angle de calage de chaque pale statorique aval peut correspondre à l’angle formé entre, d’une part, un premier axe qui est définit par l’intersection entre le plan de section d’une section de référence parmi l’empilement de sections de la pale et un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal (qui peut comprendre l’axe de calage de la pale statorique aval), et d’autre part, la corde de la section de référence de la pale statorique aval. L’angle peut être mesuré du côté amont du plan perpendiculaire à l’axe longitudinal. L’angle peut être mesuré positivement selon un sens allant du premier axe à la corde de la section de référence, et plus particulièrement dans un sens coïncidant avec le sens allant de la ligne d’intrados vers la ligne d’extrados.
[0025] L’une des pales statoriques aval peut être dite « à calage fermé » relativement à une autre des pales statoriques aval lorsqu’elle présente un angle de calage inférieur à l’angle de calage de l’autre pale statorique aval, de préférence d’au moins 0,1 °, de préférence encore d’au moins 1 °. L’une des pales statoriques aval peut être dite « à calage ouvert » relativement à une autre des pales statoriques aval lorsqu’elle présente un angle de calage supérieur à l’angle de calage de l’autre pale statorique aval, de préférence d’au moins 0,1 °, de préférence encore d’au moins 1 °.
[0026] Quelle que soit la configuration de calage de chacune des pales statoriques aval, la face d’intrados et la face d’extrados peuvent être, pour chacune des pales statoriques aval, positionnées l’une par rapport à l’autre selon un même sens dans la direction circonférentielle.
[0027] Chaque pale statorique aval peut être montée pivotante autour d’un axe de calage respectif qui s’étend selon une direction qui comprend au moins une composante radiale. Le propulseur aéronautique peut comprendre en outre des moyens pour entrainer indépendamment ou ensemble chacune des pales statoriques aval en rotation autour de l’axe de calage respectif. Par exemple, le propulseur aéronautique peut comprendre des moyens pour entrainer ensemble chacune des pales statoriques aval disposées dans un secteur angulaire autour de l’axe longitudinal en rotation autour de l’axe de calage respectif. En particulier, chaque pale statorique aval peut être reliée, à son extrémité radialement interne, à un bras de calage qui est adapté pour tourner autour de l’axe de calage de la pale statorique aval.
[0028] La section de référence de chaque pale statorique aval peut être située au niveau de l’extrémité radialement interne de la pale statorique aval. Alternativement, la section de référence de chaque pale statorique aval peut être située, sur la pale statorique aval correspondante, à une distance radiale à l’axe longitudinal qui correspond à 75% du rayon radialement externe de la pale statorique aval correspondante. Alternativement encore, la section de référence de chaque pale statorique aval peut être située, sur la pale statorique aval, à une distance radiale à l’axe longitudinal qui correspond à 75% du rayon radialement externe de la pale statorique aval qui présente le rayon radialement externe minimal parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval.
[0029] Deux pales statoriques aval peuvent présenter un angle de calage différent. La différence entre l’angle de calage de deux pales statoriques aval peut être inférieure à 120°, de préférence inférieure à 60°. En particulier, deux pales statoriques aval circonférentiellement consécutives peuvent présenter un angle de calage différent. La différence entre l’angle de calage de deux pales statoriques aval circonférentiellement consécutives peut être inférieure à 45°, de préférence inférieure à 20°.
[0030] L’angle de calage de chaque pale statorique aval peut être déterminé en fonction de la position angulaire de la pale statorique aval autour de l’axe longitudinal selon une loi linéaire, parabolique, logarithmique, sinusoïdale ou exponentielle.
[0031] Chaque pale statorique aval peut présenter un angle de calage différent de l’angle de calage de l’une (ou des) pale(s) statorique(s) aval circonférentiellement adjacente(s). Cela permet d’adapter localement l’incidence de l’écoulement perçue par chaque pale statorique aval, ainsi que de réduire la corrélation des sources de bruit et donc de réduire le niveau de bruit émis par le propulseur aéronautique. Chaque pale statorique aval peut présenter un angle de calage différent de l’angle de calage des autres pales statoriques aval.
[0032] Le propulseur aéronautique peut comprendre entre 2 et 25 pales rotoriques amont. Le propulseur peut comprendre entre 2 et 25 pales statoriques aval.
[0033] Le nombre de pales rotoriques amont peut être différent du nombre de pales statoriques aval. Cela permet de réduire le nombre de pales rotoriques amont qui sont simultanément positionnées circonférentiellement autour de l’axe longitudinal en regard longitudinalement de l’une des pales statoriques aval. Ainsi, cela réduit le nombre de sillages de pales rotoriques amont qui interagissent simultanément sur les pales statoriques aval. Le bruit émis par le propulseur est alors réduit. En particulier, le nombre de pales rotoriques amont peut être supérieur au nombre de pales statoriques aval. Chaque pale statorique aval constitue une source d’émission de bruit, ainsi un nombre réduit de pales statoriques aval permet de réduire encore plus le niveau de bruit émis par le propulseur.
[0034] La solidité de la rangée annulaire de pales statoriques aval, définie comme le rapport entre la corde, et l’espacement dans la direction circonférentielle entre deux pales statoriques aval circonférentiellement consécutives, peut être inférieure ou égale à 3 sur l’ensemble de la dimension de radiale de chaque pale statorique aval. En particulier, dans un mode de réalisation privilégié, la solidité est inférieure ou égale à 1 au niveau d’une extrémité radialement externe de chaque pale statorique aval.
[0035] De même, la solidité de la rangée annulaire de pales rotoriques amont, définie comme le rapport entre la corde, et l’espacement dans la direction circonférentielle entre deux pales rotoriques amont circonférentiellement consécutives, peut être inférieure ou égale à 3 sur l’ensemble de la dimension de radiale de chaque pale rotorique amont. En particulier, dans un mode de réalisation privilégié, la solidité est inférieure ou égale à 1 au niveau d’une extrémité radialement externe de chaque pale rotorique amont.
[0036] Le rapport entre, d’une part, la distance dans la direction longitudinale séparant un plan médian de la rangée annulaire de pales rotoriques amont et un plan médian de la rangée annulaire de pales statoriques aval, et d’autre part, le diamètre du propulseur aéronautique peut varier entre 0.01 et 0.8, de préférence entre 0.1 et 0.5. Le plan médian de chaque rangée annulaire de pales peut être normal à l’axe longitudinal. Le plan médian de chaque rangée annulaire de pales peut être le plan contenant l’axe de calage de chacune des pales de la rangée annulaire correspondante. Alternativement, le plan médian de chaque rangée annulaire de pales peut être le plan contenant l’axe de calage d’au moins une des pales de la rangée annulaire correspondante. Le diamètre du propulseur aéronautique peut être défini comme étant le double du rayon radialement externe de l’hélice amont. Le bord de fuite de chacune des pales de la rangée annulaire amont est situé longitudinalement en amont d’un bord d’attaque de chacune des pales de la rangée annulaire aval. Ainsi, on limite, voire on évite, des interférences entre rangée annulaire de pales.
[0037] Le moyeu peut être axisymétrique autour de l’axe longitudinal.
[0038] Les pales statoriques aval parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval qui sont situées autour de l’axe longitudinal dans un premier secteur angulaire autour de l’axe longitudinal peuvent être chacune dans la configuration à calage fermé relativement à au moins une pale statorique aval parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval qui est située autour de l’axe longitudinal dans un deuxième secteur angulaire autour de l’axe longitudinal, le deuxième secteur angulaire étant distinct du premier secteur angulaire.
[0039] La rangée annulaire de pales statoriques aval peut comprendre au moins deux pales statoriques aval circonférentiellement consécutives dans chacun du premier secteur angulaire et du deuxième secteur angulaire. Cela permet d’avoir un effet de calage significatif sur au moins les deux pales circonférentiellement consécutives, qui vont interagir avec un écoulement présentant des caractéristiques (incidence, vitesse, ...) similaires.
[0040] Au moins deux pales statoriques aval disposées chacune dans le premier secteur peuvent présenter des caractéristiques dimensionnelles identiques. Autrement dit, au moins deux pales statoriques aval disposées chacune dans le premier secteur peuvent présenter un profil aérodynamique identique. Il est entendu que pour chaque section de l’une des deux pales statoriques aval, il existe une section correspondante de l’autre parmi les deux pales statoriques aval qui est disposée à la même distance radiale de l’axe longitudinal et qui présente le même profil aérodynamique.
[0041] Les pales statoriques aval parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval qui sont situées autour de l’axe longitudinal dans un premier secteur angulaire autour de l’axe longitudinal peuvent être chacune dans la configuration à calage fermé relativement à chacune des pales statoriques aval parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval qui sont située autour de l’axe longitudinal dans le deuxième secteur angulaire autour de l’axe longitudinal.
[0042] Le premier secteur angulaire peut s’étendre sur une plage angulaire inférieure ou égale à 180°, de préférence inférieure ou égale à 120°, ou encore de préférence inférieure ou égale à 90°.
[0043] Le premier secteur angulaire peut être centré sur une position angulaire à 12H. Un tel agencement permet de faciliter le contournement de l’écoulement d’air autour d’un élément de structure d’un aéronef sur lequel est monté le propulseur aéronautique qui est située à proximité du propulseur aéronautique au niveau de la position angulaire à 12H (par exemple une aile de l’aéronef sur lequel est monté le propulseur aéronautique ou le mât dans une installation sous l’aile de l’aéronef). Cela permet également de réduire ainsi une remontée de distorsion de pression entre l’élément de structure et les pales statoriques aval, et d’éviter les décollements des couches limites et la formation de zones de recirculation sur les pales statoriques aval ce qui augmenterait les pertes aérodynamiques et les niveaux de bruit. [0044] Le premier secteur angulaire peut être centré sur une position angulaire à 3H ou à 9H. Un tel agencement permet de faciliter le contournement de l’écoulement d’air autour d’un élément de structure d’un aéronef sur lequel est monté le propulseur aéronautique qui est située à proximité du propulseur aéronautique au niveau de la position angulaire à 3H, respectivement à 9H (par exemple, le fuselage de l’aéronef sur lequel est monté le propulseur aéronautique, la position angulaire à 3H ou à 9H dépendant du côté du fuselage de l’aéronef par rapport auquel est monté le propulseur aéronautique, ou le mât dans une installation du propulseur aéronautique à l’arrière de l’aéronef). Cela permet également de réduire ainsi une remontée de distorsion de pression entre l’élément de structure et les pales statoriques aval, et d’éviter les décollements des couches limites et la formation de zones de recirculation sur les pales statoriques aval ce qui augmenterait les pertes aérodynamiques et les niveaux de bruit.
[0045] Une telle configuration permet en outre de réduire le niveau de bruit émis par le propulseur aéronautique en direction d’une position angulaire à 6H (i.e. par exemple en direction du sol).
[0046] Le bruit issu de l’interaction entre le sillage des pales rotoriques amont et les pales statoriques aval produit un rayonnement acoustique de type « dipolaire » émis par les pales statoriques aval. Par conséquent, le bruit d’interaction rayonné par les pales statoriques aval n’est pas axisymétrique autour de l’axe longitudinal et dépend de la position circonférentielle des pales statoriques aval autour de l’axe longitudinal. Ainsi, la directivité du bruit émis par les pales statoriques aval situées dans le premier secteur angulaire est différente à la directivité du bruit émis par les autres pales statoriques aval. Cela permet de réduire le bruit dans une direction de champ libre correspondant au premier secteur angulaire.
[0047] Le premier secteur angulaire peut être centré sur une position angulaire à 6H. Une telle configuration permet de réduire le niveau de bruit émis par le propulseur aéronautique en direction d’une position angulaire à 3H et d’une position angulaire à 9H (i.e. par exemple en direction de la cabine d’un aéronef sur lequel est monté le propulseur aéronautique).
[0048] Les pales statoriques aval parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval situées autour de l’axe longitudinal dans un premier sous-secteur angulaire du deuxième secteur angulaire autour de l’axe longitudinal peuvent être chacune dans la configuration à calage ouvert relativement aux pales statoriques aval situées autour de l’axe longitudinal dans un deuxième sous-secteur angulaire du deuxième secteur angulaire autour de l’axe longitudinal, le deuxième sous-secteur angulaire étant distinct du premier sous-secteur angulaire. [0049] Le premier sous-secteur angulaire peut s’étendre sur une plage angulaire inférieure ou égale à 180°, de préférence inférieure ou égale à 120°, de préférence encore inférieure ou égale à 90°.
[0050] Le premier secteur angulaire peut être centré sur l’une parmi des positions angulaires à 3H et à 9H et le premier sous-secteur angulaire peut être centré sur l’autre parmi les positions angulaires à 3H et à 9H. Les pales rotoriques amont peuvent être entraînées dans un sens de rotation autour de l’axe longitudinal de sorte que les pales rotoriques amont qui sont situées dans le premier secteur angulaire sont entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal dans un sens allant d’une position angulaire à 6H vers une position angulaire à 12H et les pales rotoriques amont qui sont situées dans le premier sous-secteur angulaire sont entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal dans un sens allant de la position angulaire à 12H vers la position angulaire à 6H. Aussi, les pales rotoriques amont sont dites « montantes » lorsqu’elles sont situées dans le premier secteur angulaire en ce qu’elles sont entraînées vers la position angulaire à 12H et les pales rotoriques amont sont dites « descendantes » lorsqu’elles sont situées dans le premier sous-secteur angulaire en ce qu’elles sont entraînées vers la position angulaire à 6H.
[0051] Une telle configuration de la rangée annulaire aval permet d’assurer que les pales statoriques avals situées respectivement dans le premier secteur angulaire et le premier sous-secteur angulaire soient soumises à une charge aérodynamique similaire malgré des sillages de pales rotoriques amont différents selon que les pales rotoriques amont se situent dans le premier secteur angulaire ou le premier sous-secteur angulaire, cela résultant d’efforts exercés sur les pales rotoriques amont qui dépendent de la position autour de l’axe longitudinal de celles-ci lors de leur rotation autour de l’axe longitudinal, notamment lors des phases de fonctionnement en incidence du propulseur aéronautique, par exemple lors des phases d’atterrissage et de décollage.
[0052] Le premier secteur angulaire peut être centré sur une position angulaire sur l’une parmi les positions angulaires à 12H et à 6H et le premier sous-secteur angulaire peut être centré sur une position angulaire sur l’autre parmi les positions angulaires à 12H et à 6H. Une telle configuration de la rangée annulaire aval permet d’assurer que les pales statoriques aval situées respectivement dans le premier secteur angulaire et le premier sous-secteur angulaire soient soumises à une charge aérodynamique similaire lorsque flux d’air incident à la rangée annulaire de pales statoriques aval présente une incidence non nulle par rapport à l’axe longitudinal, par exemple en présence d’un vent de travers.
[0053] Les pales statoriques aval parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval situées autour de l’axe longitudinal dans un premier sous-secteur angulaire du deuxième secteur angulaire autour de l’axe longitudinal peuvent être chacune dans la configuration à calage fermé relativement aux pales statoriques aval situées autour de l’axe longitudinal dans un deuxième sous-secteur angulaire du deuxième secteur angulaire autour de l’axe longitudinal, le deuxième sous-secteur angulaire étant distinct du premier sous-secteur angulaire.
[0054] Le premier sous-secteur angulaire peut s’étendre sur une plage angulaire inférieure ou égale à 180°, de préférence inférieure ou égale à 120°, de préférence encore inférieure ou égale à 90°.
[0055] Le premier secteur angulaire peut être centré sur une position angulaire à 9H et le premier sous-secteur angulaire peut être centré sur une position angulaire à 3H. Une telle configuration permet en outre de réduire le niveau de bruit émis par le propulseur aéronautique en direction d’une position angulaire à 6H (i.e. par exemple en direction du sol).
[0056] Le premier secteur angulaire peut être centré sur une position angulaire sur l’une parmi les positions angulaires à 12H et à 6H et le premier sous-secteur angulaire peut être centré sur une position angulaire sur l’autre parmi les positions angulaires à 12H et à 6H. Une telle configuration permet de réduire le niveau de bruit émis par le propulseur aéronautique en direction d’une position angulaire à 3H et d’une position angulaire à 9H (i.e. par exemple en direction de la cabine d’un aéronef sur lequel est monté le propulseur aéronautique).
[0057] Chacune des pales statoriques aval situées autour de l’axe longitudinal dans le premier secteur angulaire ou dans le deuxième secteur angulaire, ou le cas échéant dans le premier sous-secteur angulaire du deuxième secteur angulaire ou dans le deuxième sous-secteur angulaire du deuxième secteur angulaire, peut présenter un angle de calage identique à 1° près.
[0058] Au moins deux pales statoriques aval situées autour de l’axe longitudinal dans le premier secteur angulaire ou dans le deuxième secteur angulaire, ou le cas échéant dans le premier sous-secteur angulaire du deuxième secteur angulaire ou dans le deuxième sous-secteur angulaire du deuxième secteur angulaire, peuvent présenter des caractéristiques dimensionnelles identiques.
[0059] Au moins deux pales statoriques aval situées autour de l’axe longitudinal dans le premier secteur angulaire ou dans le deuxième secteur angulaire, ou le cas échéant dans le premier sous-secteur angulaire du deuxième secteur angulaire ou dans le deuxième sous-secteur angulaire du deuxième secteur angulaire, peuvent présenter des caractéristiques dimensionnelles différentes. [0060] Pour chaque paire d’une première pale statorique aval et d’une deuxième pale statorique aval, chaque section de la première pale statorique aval peut présenter un profil aérodynamique identique à une section correspondante de la deuxième pale statorique aval sur une portion d’extrémité amont qui s’étend longitudinalement sur une longueur relative de corde comprise entre 5% et 50%, de préférence entre 10% et 30%, lesdites sections correspondantes de la première pale statorique aval et de la deuxième pale statorique aval étant chacune disposées à une même distance radiale de l’axe longitudinal.
[0061] Selon un autre aspect, il est proposé un ensemble propulsif comportant un propulseur aéronautique tel que décrit ci-avant et un pylône adapté pour fixer le propulseur aéronautique à un fuselage ou une voilure de l’aéronef, le pylône s’étendant selon une direction comprenant au moins une direction radiale depuis une extrémité radialement interne par laquelle celui-ci est relié au moyeu du propulseur, le pylône comprenant un bord d’attaque et un bord de fuite entre lesquels s’étendent de chaque côté dans la direction circonférentielle une face d’extrados et une face d’intrados, la face d’extrados et la face d’intrados du pylône étant, au moins sur une partie amont du pylône, disposées circonférentiellement de chaque côté d’un plan radial définit par l’axe longitudinal et un axe radial passant, au moins en partie, par le bord d’attaque du pylône, et dans lequel la rangée annulaire de pales statoriques aval du propulseur aéronautique peut comprendre :
- un premier groupe comprenant une ou plusieurs pale(s) aval qui présente(nt) chacune une extrémité aval située circonférentiellement du même côté que la face d’extrados du pylône par rapport au plan radial, le premier groupe comprenant au moins la pale statorique aval qui est la plus proche circonférentiellement du plan radial et dont l’extrémité aval est située circonférentiellement du même côté que la face d’extrados du pylône par rapport au plan radial,
- un second groupe comprenant une ou plusieurs pale(s) aval qui présente(nt) chacune une extrémité aval située circonférentiellement du même côté que la face d’intrados du pylône par rapport au plan radial, le second groupe comprenant au moins la pale statorique aval qui est la plus proche circonférentiellement du plan radial et dont l’extrémité aval est située circonférentiellement du même côté que la face d’intrados du pylône par rapport au plan radial.
[0062] Chaque pale statorique aval du premier groupe peut être dans une configuration à calage fermé relativement à chaque pale statorique aval du second groupe.
[0063] Une telle configuration de la rangée annulaire aval permet d’assurer que les pales statoriques aval du premier groupe et les pales statoriques aval du second groupe soient soumises à une charge aérodynamique relativement similaire malgré des conditions d’écoulement d’air au niveau de la rangée annulaire de pales statoriques aval qui sont différentes de part et d’autre du plan radial en raison de la présence du pylône.
[0064] Un tel agencement permet de faciliter le contournement de l’écoulement autour du pylône, de réduire ainsi une remontée de distorsion de pression entre le pylône et les pales statoriques aval du premier type, et d’éviter les décollements des couches limites et la formation de zones de recirculation sur les pales statoriques aval du premier type ce qui augmenterait les pertes aérodynamiques et les niveaux de bruit.
[0065] Il est entendu par « face intrados » et « face extrados » du pylône, les faces d’extrémité du pylône dans la direction circonférentielle, celles-ci étant positionnées l’une par rapport à l’autre dans le même sens dans la direction circonférentielle que les faces d’intrados et d’extrados de chacune des pales statoriques aval. Le pylône peut présenter une forme qui ne présente pas un profil aérodynamique.
[0066] Autrement dit, chaque pale statorique aval du second groupe est dans une configuration à calage ouvert relativement à chaque pale statorique aval du premier groupe.
[0067] Le pylône peut être positionné autour de l’axe de rotation au niveau d’une position angulaire à 12H ou 6H autour de l’axe longitudinal du propulseur aéronautique. Une telle configuration permet la fixation du propulseur aéronautique sous ou sur la voilure de l’aéronef. Le pylône peut être positionné autour de l’axe de rotation au niveau d’une position angulaire à 3H ou 9H autour de l’axe longitudinal du propulseur aéronautique. Une telle configuration permet la fixation du propulseur aéronautique au niveau d’une partie arrière d’un fuselage de l’aéronef.
[0068] Le pylône peut être agencé longitudinalement, en tout ou partie, à l’aval de la rangée annulaire de pales statoriques aval. Le pylône peut être agencé circonférentiellement, en tout ou partie, entre deux pales statoriques aval du premier type circonférentiellement adjacentes.
[0069] Les pales statoriques aval du premier groupe peuvent être circonférentiellement consécutives deux à deux et/ou les pales statoriques aval du second groupe sont circonférentiellement consécutives deux à deux.
[0070] Selon un autre aspect, il est proposé un aéronef comportant un propulseur aéronautique tel que décrit ci-avant ou un ensemble propulsif tel que décrit ci-avant.
[0071 ] Selon un autre aspect, il est proposé un procédé d’utilisation du propulseur aéronautique tel que décrit ci-avant ou de l’ensemble propulsif tel que décrit ci-avant, le procédé comprenant le réglage de l’angle de calage de chaque pale statorique aval en fonction d’une phase de fonctionnement en incidence du propulseur aéronautique. [0072] Une phase de fonctionnement en incidence peut être caractérisée par une ou plusieurs des caractéristiques suivantes :
- un Mach d’avancement de l’ensemble propulsif entre 0 et 0,4 ;
- l’ensemble propulsif comprend un dispositif hypersustentateurs (bec, volet) dans un état au moins partiellement déployé ;
- l’altitude de l’ensemble propulsif est comprise est inférieure ou égale à 5000 m ;
- la pente de la trajectoire de l’ensemble propulsif est comprise entre -1 ° et -10° (phase d’incidence d’atterrissage) ou entre 1 ° et 20° (phase d’incidence au décollage) ;
- l’ensemble propulsif est fixé à un aéronef dont l’angle d’attaque (i.e. l’angle entre la vitesse d’avancement et l’axe principale d’un fuselage de l’aéronef) est compris entre 0° et 10° (phase d’incidence d’atterrissage) ou entre 0° et 15° (phase d’incidence au décollage).
[0073] Le procédé peut comprendre un relevé d’une ou plusieurs des caractéristiques précédentes et une transmission de la (les) caractéristique(s) sous forme de données à un système de régulation numérique (par exemple une interface entre un cockpit et le propulseur, appelée « Full Authority Digital Engine Control », aussi dénommée « FADEC »). La détermination de l’angle de calage de chaque pales statoriques aval du second type peut être réalisée par asservissement desdites données, notamment par le système de régulation numérique.
Brève description des dessins
[0074] D’autres caractéristiques, détails et avantages apparaîtront à la lecture de la description détaillée ci-après, et à l’analyse des dessins annexés, sur lesquels :
[0075] Figure 1 est une vue schématique partielle en coupe d’une turbomachine à soufflante non carénée selon la technique antérieure ;
[0076] Figure 2 est une vue schématique partielle d’une turbomachine à soufflante non carénée selon la présente description ;
[0077] Figure 3 comporte la figure 3a qui est une vue schématique d’une pale statorique aval de la turbomachine de la figure 2 et la figure 3b qui est une vue schématique de la pale statorique aval de la figure 3a dans le plan de coupe lll-lll ;
[0078] Figure 4 est une vue schématique en coupe d’une rangée annulaire de pales statoriques aval de la turbomachine de la figure 2 selon une première configuration ;
[0079] Figure 5 est une vue schématique en coupe d’une rangée annulaire de pales statoriques aval de la turbomachine de la figure 2 selon une deuxième configuration ;
[0080] Figure 6 est une vue schématique en coupe d’une rangée annulaire de pales statoriques aval de la turbomachine de la figure 2 selon une troisième configuration ; [0081] Figure 7 comporte les figures 7a et 7b qui sont respectivement une vue schématique en coupe d’une rangée annulaire de pales statoriques aval de la turbomachine de la figure 2 selon une quatrième configuration et un graphique illustrant la quatrième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval ;
[0082] Figure 8 comporte les figures 8a et 8b qui sont respectivement une vue schématique en coupe d’une rangée annulaire de pales statoriques aval de la turbomachine de la figure 2 selon une cinquième configuration et un graphique illustrant la cinquième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval ;
[0083] Figure 9 comportent les figures 9a et 9b qui sont chacune une vue schématique en coupe d’une rangée annulaire de pales statoriques aval de la turbomachine de la figure 2 selon une variante respective d’une sixième configuration ;
[0084] Figure 10 comporte les figures 10a et 10b qui sont chacune une vue schématique en coupe d’une rangée annulaire de pales statoriques aval de la turbomachine de la figure 2 selon une variante respective d’une septième configuration ;
[0085] Figure 11 est une vue partielle schématique circonférentiellement étendue d’une huitième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval de la turbomachine de la figure 2.
Description des modes de réalisation
[0086] Il est maintenant fait référence à la figure 2. La figure 2 représente un ensemble propulsif pour un aéronef qui comprend une turbomachine 10 d’axe longitudinal X et un pylône 18 adapté pour fixer la turbomachine 10 à l’aéronef, ici au niveau d’une aile de l’aéronef. Alternativement le pylône 18 peut être adapté pour fixer la turbomachine 10 au niveau d’un fuselage, notamment arrière, de l’aéronef. Comme précédemment, les qualificatifs d’orientation, tels que « longitudinal », « radial » ou « circonférentiel », sont définis en référence à l’axe longitudinal X de la turbomachine 10. Les qualificatifs relatifs « amont » et « aval » sont définis l’un par rapport à l’autre en référence à l’écoulement des gaz dans la turbomachine 10 le long de l’axe longitudinal X.
[0087] La turbomachine 10 comprend un moyeu 12. Le moyeu 12 est ici axisymétrique autour de l’axe longitudinal X. La turbomachine 10 machine comprend en outre une rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 non carénées et une rangée annulaire de pales statoriques aval 16 non carénées. La rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 et la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 sont espacées l’une de l’autre suivant l’axe longitudinal X. Le terme « non carénée » utilisé en référence aux pales rotoriques amont 14 et aux pales statoriques aval 16 indique que les pales rotoriques amont 14 et les pales statoriques aval 16 ne sont pas entourées par une nacelle, contrairement aux turbomachines 10 classiques dans lesquelles la soufflante est carénée à l’intérieur d’une nacelle.
[0088] La rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 est mobile en rotation autour de l’axe longitudinal X. La rangée annulaire de pales statoriques aval 16 non carénées est bloquée en rotation autour de l’axe longitudinal X. La rangée annulaire de pales statoriques aval 16 est donc fixe autour de l’axe longitudinal X. Autrement dit, les pales statoriques aval 16 ne sont pas entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal X. La rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 et la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 définissent respectivement une hélice amont et une hélice aval.
[0089] La figure 4 représente la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 selon une première configuration et la figure 3 représente l’une des pales statoriques aval 16 plus en détails. Chaque pale statorique aval s’étend radialement entre une extrémité radialement interne 20, celle-ci étant située au niveau du (c’est-à-dire la plus proche du) moyeu 12 de la turbomachine 10, et une extrémité radialement externe 21. Dans l’exemple représenté, l’extrémité radialement interne 20 est, longitudinalement, au niveau d’un bord d’attaque 22 de la pale. L’extrémité radialement interne 20 est aussi appelée « pied » de la pale. La position de chaque pale autour de l’axe longitudinal X telle que considérée par la suite est repérée par la position autour de l’axe longitudinal X de l’extrémité radialement interne 20 de la pale respective. L’extrémité radialement externe 21 de chaque pale statorique aval 16 est l’extrémité opposée de l’extrémité radialement interne 20 de la pale. L’extrémité radialement externe 21 est l’extrémité libre de la pale statorique aval 16.
[0090] La position de chacune des pales statoriques aval 16 autour de l’axe longitudinal X est exprimée selon une position angulaire autour de l’axe longitudinal X. La position angulaire de chacune des pales statoriques aval 16 est repérée par rapport à un cadran horaire (ici considéré vu de l’amont par exemple) dont les positions angulaires à 12H, 3H, 6H et 9H sont positionnées de manière conventionnelle. La position angulaire à 12H est donc positionnée verticalement vers le haut par rapport à l’axe longitudinal X. La position angulaire à 6H est positionnée verticalement vers le bas par rapport à l’axe longitudinal X. La position angulaire à 3H est positionnée horizontalement vers la droite par rapport à l’axe longitudinal X. La position angulaire à 9H est positionnée horizontalement vers la gauche par rapport à l’axe longitudinal X. Un axe s’étendant radialement en passant par les positions angulaires à 12H et 6H est ainsi perpendiculaire à un axe s’étendant radialement en passant par les positions angulaires à 3H et 9H. Les qualificatifs de position absolue, tels que les termes « haut », « bas », « gauche », « droite », etc., ou de position relative, tels que les termes « dessus », « dessous », « supérieur », « inférieur », etc., et les qualificatifs d’orientation, tels que les termes « vertical » et « horizontal » peuvent être considérés dans un état opérationnel de la turbomachine 10, typiquement lorsque celui-ci est installée sur un aéronef posé au sol. Dans cet état de la turbomachine 10, l’axe passant par les positions angulaires à 12H et à 6H s’étend dans la direction du champ de pesanteur, soit verticalement.
[0091] La position angulaire de chaque pale statorique aval 16 est aussi définie par un angle 0 mesuré autour de l’axe longitudinal X positivement dans le sens horaire par rapport à la position angulaire à 12H. Par exemple, pour chaque pale statorique aval 16, l’angle 0 peut être mesuré entre un axe perpendiculaire à l’axe longitudinal X de la turbomachine 10 passant par l’extrémité radialement interne 20 (ou l’extrémité radialement externe 21 ) de la pale statorique aval 16 et l’axe passant par les positions angulaires à 12H et 6H. Ainsi, la position angulaire d’une pale statorique aval 16 située à la position angulaire à 12H est définie par un angle 0 égal à 0°, la position angulaire d’une pale statorique aval 16 située à la position angulaire à 3H est définie par un angle 0 à égal 90°, la position angulaire d’une pale statorique aval 16 située à la position angulaire à 6H est définie par un angle 0 égal à 180° (ou de manière équivalente à -180°) et la position angulaire d’une pale statorique aval 16 située à la position angulaire à 9H est définie par un angle 0 égal à 270° (ou de manière équivalente à -90°).
[0092] Chaque pale statorique aval 16 présente un rayon radialement externe. Le rayon radialement externe d’une pale est la distance radiale à l’axe longitudinal X de l’extrémité radialement externe 21 de la pale. En d’autres termes, il s’agit du rayon maximal de la pale. Dans l’exemple illustré, chaque pale statorique aval 16 présente un rayon radialement externe identique qui correspond ainsi au rayon radialement externe de l’hélice aval.
[0093] Chaque pale statorique aval 16 définit un profil aérodynamique. A cet effet, chaque pale statorique aval 16 comprend un empilement de sections 30 selon la direction radiale. L’une des sections 30 est représentée à la figure 3b. Chaque section 30 s’étend dans un plan de section respectif qui est perpendiculaire à la direction radiale d’extension de la pale statorique aval 16 correspondante. Chaque section 30 comprend un bord d’attaque 31 à l’amont et un bord de fuite 32 à l’aval entre lesquels s’étendent une ligne d’intrados 33 et une ligne d’extrados 34. Chaque section 30 définit un profil aérodynamique. Chaque section
30 comprend aussi une corde C définie par une portion de droite reliant le bord d’attaque
31 au bord de fuite 32.
[0094] Le bord d’attaque 31 et le bord de fuite 32 de l’ensemble des sections 30 de l’empilement de sections 30 forment respectivement, pour chaque pale statorique aval 16, un bord d’attaque 22 et un bord de fuite 23 de la pale. De même, la ligne d’intrados 33 et la ligne d’extrados 34 de l’ensemble des sections 30 de l’empilement de sections 30 forment respectivement, pour chaque pale statorique aval 16, une face d’intrados 24 (visible à la figure 3a) et une face d’extrados (non visible à la figure 3a) de la pale statorique aval 16.
[0095] Dans les exemples illustrés qui sont décrits ci-après, chaque pale statorique aval 16 présente des caractéristiques dimensionnelles identiques. Autrement dit, chaque pale statoriques aval 16 présente un profil aérodynamique identique. Il est donc entendu que pour chaque section 30 de l’une des pales statoriques aval 16, il existe une section 30 correspondante d’un autre parmi les pales statoriques aval 16 qui est disposée à la même distance radiale de l’axe longitudinal et qui présente le même profil aérodynamique. Selon une variante non représentée, au moins deux pales statoriques aval 16 peuvent présenter des caractéristiques dimensionnelles différentes. Autrement dit, au moins deux pales statoriques aval 16 peuvent présenter un profil aérodynamique différent l’une de l’autre.
[0096] Chaque pale statorique aval 16 présente un axe de calage AC respectif. Comme visible à la figure 3a, l’axe de calage AC de chaque pale statorique aval 16 est ici compris dans un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X. En particulier, l’axe de calage AC de chaque pale statorique aval 16 s’étend radialement dans l’exemple illustré.
[0097] Tel que représentée à la figure 3b, L’angle de calage y de chaque pale statorique aval 16 correspond à l’angle formé entre, d’une part, un premier axe A1 qui est définit par l’intersection entre le plan de section d’une section 30 de référence parmi l’empilement de sections 30 de la pale statorique aval 16 et un plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X qui comprend l’axe de calage AC de la pale statorique aval 16, et d’autre part, la corde C de la section 30 de référence de la pale statorique aval 16. L’angle de calage y est mesuré du côté amont du plan perpendiculaire à l’axe longitudinal X qui comprend l’axe de calage AC de la pale statorique aval 16. L’angle de calage y est mesuré positivement selon un sens allant du premier axe A1 à la corde C de la section 30 de référence, et plus particulièrement dans un sens coïncidant avec le sens allant de la ligne d’intrados 33 vers la ligne d’extrados 34.
[0098] La section 30 de référence de chaque pale statorique aval 16 est ici située, sur la pale statorique aval 16 correspondante, à une distance radiale à l’axe longitudinal X qui correspond à 75% du rayon radialement externe de la pale statorique aval 16 correspondante.
[0099] Dans la suite, une première pale statorique aval 16 est dite « à calage fermé » relativement à une seconde pale statorique aval 16 lorsqu’elle présente un angle de calage y inférieur à l’angle de calage y de la seconde pale statorique aval 16. A l’inverse, une première pale statorique aval 16 est dite « à calage ouvert » relativement à une seconde pale statorique aval 16 lorsqu’elle présente un angle de calage y supérieur à l’angle de calage y de la seconde pale statorique aval 16.
[0100] Quelle que soit la configuration de calage de chacune des pales statoriques aval 16, la face d’intrados 24 et la face d’extrados sont, pour chacune des pales statoriques aval 16, positionnées l’une par rapport à l’autre selon un même sens dans la direction circonférentielle.
[0101] La solidité de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16, définie comme le rapport entre la corde C, et l’espacement dans la direction circonférentielle entre deux pales statoriques aval 16 circonférentiellement consécutives, peut être inférieure ou égale à 3 sur l’ensemble de la dimension de radiale de chaque pale statorique aval 16. En particulier, dans un mode de réalisation privilégié, la solidité est inférieure ou égale à 1 au niveau d’une extrémité radialement externe 21 de chaque pale statorique aval 16.
[0102] Le rapport entre, d’une part, la distance L dans la direction longitudinale séparant un plan médian PAM de la rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 et un plan médian PAV de la rangée annulaire de pales statoriques aval, et d’autre part, le diamètre D de la turbomachine 10 peut varier entre 0.01 et 0.8, de préférence entre 0.1 et 0.5. Le plan médian PAM, PAV de chaque rangée annulaire de pales est ici normal à l’axe longitudinal X. Le plan médian PAM, PAV de chaque rangée annulaire de pales est le plan contenant l’axe de calage AC de chacune des pales de la rangée annulaire correspondante. Le diamètre D de la turbomachine 10 correspond ici au diamètre de l’hélice amont. Le bord de fuite de chacune des pales de la rangée annulaire amont 14 est situé longitudinalement en amont d’un bord d’attaque 22 de chacune des pales de la rangée annulaire aval 16. Ainsi, on limite, voire on évite, des interférences entre les rangées annulaires de pales.
[0103] Le pylône 18 présente une extrémité radialement interne 20 par laquelle il est relié au moyeu 12 de la turbomachine 10. Le pylône 18 s’étend globalement radialement en ce qu’il s’étend selon une direction comprenant au moins une composante radiale. Il n’est pas exclu que le pylône 18 s’étend selon une direction comprenant aussi une composante longitudinale et/ou une composante circonférentielle. Dans l’exemple de la figure 2, le pylône s’étend selon une direction comprenant une composante radiale et une composante longitudinale. Le pylône 18 comprend un bord d’attaque 41 et un bord de fuite 42 entre lesquels s’étendent de chaque côté dans la direction circonférentielle une face d’extrados 44 et une face d’intrados 43. La face d’extrados 44 et la face d’intrados 43 du pylône 18 sont, au moins sur une partie amont du pylône 18, disposées circonférentiellement de chaque côté d’un plan radial définit par l’axe longitudinal X et un axe radial passant par le bord d’attaque 41 de l’extrémité radialement interne du pylône 18. Dans l’exemple illustré, le pylône 18 présente un profil aérodynamique.
[0104] Dans l’exemple de la figure 2, le pylône 18 est positionné autour de l’axe de rotation au niveau d’une position angulaire à 12H autour de l’axe longitudinal X de la turbomachine 10. Une telle configuration permet la fixation de la turbomachine 10 sous la voilure de l’aile l’aéronef. Aussi, le pylône 18 est agencé longitudinalement à l’aval de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16.
[0105] Chaque pale statorique aval 16 est à calage variable. Chaque pale statorique aval 16 peut ainsi être tournée autour de son axe de calage AC pour changer l’angle d’incidence du flux d’air sur la pale statorique aval 16. En outre, au moins l’une des pales statoriques aval 16 est dans une configuration à calage fermé relativement à une autre des pales statoriques aval 16. Le réglage en rotation de chaque pale statorique aval 16 autour de l’axe de calage AC respectif peut alors être effectué en fonction de l’incidence de la turbomachine 10 qui varie selon la phase de fonctionnement en incidence (par exemple phase d’atterrissage et/ou phase de décollage), et/ou en fonction des conditions d’écoulement d’air prises localement au niveau de la pale statorique aval 16, celles-ci pouvant dépendre, selon la position de la pale statorique aval 16 autour de l’axe longitudinal X, du sillage des pales rotoriques amont 14 et/ou de la présence d’éléments de structure d’un aéronef sur lequel est monté la turbomachine 10 (mât, fuselage, aile, bec, volets, empennage, etc.). Cela permet, d’une part, de réduire le niveau de bruit émis par la turbomachine 10, et d’autre part, d’améliorer les performances aérodynamiques de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16.
[0106] Pour ce faire, chaque pale statorique aval 16 peut être montée pivotante autour d’un axe de calage AC respectif, qui s’étend ici selon une direction radiale, pour changer l’angle d’incidence du flux d’air sur chaque pale statorique aval 16. La turbomachine 10 peut comprendre en outre des moyens pour entrainer indépendamment ou ensemble chacune des pales statoriques aval 16 en rotation autour de l’axe de calage AC respectif. Par exemple, la turbomachine 10 peut comprendre des moyens pour entrainer ensemble chacune des pales statoriques aval 16 disposés dans un secteur angulaire autour de l’axe longitudinal X en rotation autour de l’axe de calage AC respectif. Ces moyens peuvent être agencés radialement à l’intérieur du moyeu 12. En particulier, chaque pale statorique aval 16 peut être reliée, à son extrémité radialement interne, à un bras de calage qui est adapté pour tourner autour de l’axe de calage AC de la pale statorique aval 16.
[0107] Selon la première configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16, les pales statoriques aval 16 parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 qui sont situées autour de l’axe longitudinal X dans un premier secteur angulaire S1 autour de l’axe longitudinal X sont chacune tournée autour de l’axe de calage AC respectif de sorte à être dans la configuration à calage fermé relativement à au moins une pale statorique aval 16 parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 qui est située autour de l’axe longitudinal X dans un deuxième secteur angulaire S2 autour de l’axe longitudinal X. Le deuxième secteur angulaire S2 est distinct du premier secteur angulaire S1. Ici le premier secteur angulaire S1 et le deuxième secteur angulaire sont complémentaires en ce qu’ils s’étendent sur des plages angulaires dont la somme est égale à 360°.
[0108] En particulier, dans la première configuration, les pales statoriques aval 16 parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 qui sont situées dans le premier secteur angulaire S1 autour de l’axe longitudinal X sont chacune dans la configuration à calage fermé relativement à chacune des pales statoriques aval 16 parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 qui sont situées autour de l’axe longitudinal X dans le deuxième secteur angulaire S2 autour de l’axe longitudinal X.
[0109] Selon la première configuration, le premier secteur angulaire S1 s’étend sur une plage angulaire égale à 180°. Le premier secteur angulaire S1 est avantageusement centré sur la position angulaire à 12H. Un tel agencement permet de faciliter le contournement de l’écoulement d’air autour d’un élément de structure d’un aéronef sur lequel est monté la turbomachine 10 qui est située à proximité de la turbomachine 10 au niveau de la position angulaire à 12H (par exemple une aile de l’aéronef sur lequel est monté la turbomachine 10). Cela permet de de réduire l’interaction avec l’écoulement d’air autour d’un élément de structure d’un aéronef sur lequel est monté la turbomachine 10 qui est située à proximité de la turbomachine 10 au niveau de la position angulaire à 12H. Cela permet également de réduire ainsi une remontée de distorsion de pression entre l’élément de structure et les pales statoriques aval 16, et d’éviter les décollements des couches limites et la formation de zones de recirculation sur les pales statoriques aval 16 ce qui augmenterait les pertes aérodynamiques et les niveaux de bruit.
[0110] La figure 5 représente une deuxième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. La deuxième configuration diffère de la première configuration en ce que le premier secteur angulaire S1 est avantageusement centré sur la position angulaire à 9H. Un tel agencement permet de faciliter le contournement de l’écoulement d’air autour d’un élément de structure d’un aéronef sur lequel est monté la turbomachine 10 qui est située à proximité de la turbomachine 10 au niveau de la position angulaire à 9H (par exemple le fuselage de l’aéronef sur lequel est monté la turbomachine 10). Cela permet également de réduire ainsi une remontée de distorsion de pression entre l’élément de structure et les pales statoriques aval 16, et d’éviter les décollements des couches limites et la formation de zones de recirculation sur les pales statoriques aval 16 ce qui augmenterait les pertes aérodynamiques et les niveaux de bruit. Une telle configuration permet en outre de réduire le niveau de bruit émis par la turbomachine 10 en direction de la position angulaire à 6H (i.e. en direction du sol) en ce qu’il a été constaté qu’une configuration à calage fermé permet de réduire le niveau de bruit émis par la pale.
[0111] Selon une variante non représentée, le premier secteur peut être centré sur la position angulaire à 3H pour obtenir un effet similaire lorsque l’élément de structure de l’aéronef (notamment le fuselage) est situé à proximité de la turbomachine 10 au niveau de la position angulaire à 9H (la position angulaire à 3H ou à 9H dépendant du côté du fuselage de l’aéronef par rapport auquel est monté la turbomachine 10).
[0112] La figure 6 représente une troisième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. La troisième configuration diffère de la première configuration et de la deuxième configuration en ce que le premier secteur angulaire S1 est avantageusement centré sur la position angulaire à 6H. Une telle configuration permet de réduire le niveau de bruit émis par la turbomachine 10 en direction de la position angulaire à 3H et de la position angulaire à 9H (i.e. en direction de la cabine d’un aéronef sur lequel est monté la turbomachine 10) en ce qu’il a été constaté qu’une configuration à calage fermé permet de réduire le niveau de bruit émis par la pale.
[0113] La figure 7a représente une quatrième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. La figure 7b est un graphique qui illustre la quatrième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. Le graphique représente l’angle de calage y de chacune des pales statoriques aval 16 en fonction de l’angle 0 associé à la position angulaire de la pale. Selon la quatrième configuration, le premier secteur angulaire S1 est centré sur la position angulaire à 9H et s’étend sur une plage angulaire inférieure à 90°. Le deuxième secteur angulaire S2 est centré sur la position angulaire à 3H.
[0114] Par ailleurs, les pales statoriques aval 16 parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 qui sont situées autour de l’axe longitudinal X dans un premier sous- secteur S2i angulaire du deuxième secteur angulaire S2 autour de l’axe longitudinal X sont chacune tournées autour de l’axe de calage AC respectif de sorte à être dans la configuration à calage ouvert relativement aux pales statoriques aval 16 situées autour de l’axe longitudinal X dans un deuxième sous-secteur angulaire S22 du deuxième secteur angulaire S2 autour de l’axe longitudinal X. Le deuxième sous-secteur angulaire S22 est distinct du premier sous-secteur S2i angulaire.
[0115] Les pales statoriques aval 16 parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 qui sont situées autour de l’axe longitudinal X dans le premier sous-secteur S2i angulaire sont aussi chacune tournées autour de l’axe de calage AC respectif de sorte à être dans la configuration à calage ouvert relativement aux pales statoriques aval 16 situées autour de l’axe longitudinal X dans un troisième sous-secteur S23 angulaire du deuxième secteur angulaire S2 autour de l’axe longitudinal X. Le troisième sous-secteur angulaire S23 est distinct du premier sous-secteur angulaire S2i et du deuxième sous-secteur angulaire S22.
[0116] Le premier sous-secteur angulaire S2i s’étend sur une plage angulaire inférieure à 90°. Le deuxième sous-secteur angulaire S22 et le troisième sous-secteur angulaire S23 s’étendent chacun sur une plage angulaire supérieure à 90°.
[0117] Le premier sous-secteur angulaire S2i est avantageusement centré sur l’autre parmi les positions angulaires à 3H. Par ailleurs, comme représenté à la figure 7a, les pales rotoriques amont 14 parmi la rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 sont entraînées dans un sens de rotation R1 autour de l’axe longitudinal X de sorte que les pales rotoriques amont 14 qui sont situées dans le premier secteur angulaire S1 sont entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal X dans un sens allant de la position angulaire à 6H vers la position angulaire à 12H et les pales rotoriques amont 14 parmi la rangée annulaire de pales rotoriques amont 14 qui sont situées dans le premier sous-secteur angulaire S2i sont entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal X dans un sens allant de la position angulaire à 12H vers la position angulaire à 6H. Une telle configuration de la rangée annulaire aval permet d’assurer que les pales statoriques aval 16 situées respectivement dans le premier secteur angulaire S1 et le premier sous-secteur angulaire S2i soient soumises à une charge aérodynamique similaire malgré des sillages de pales rotoriques amont 14 différents selon que les pales rotoriques amont 14 se situent dans le premier secteur angulaire S1 ou le premier sous-secteur angulaire S2i, cela résultant d’efforts exercés sur les pales rotoriques amont 14 qui dépendent de la position autour de l’axe longitudinal X de celles-ci lors de leur rotation autour de l’axe longitudinal X et pendant une phase d’incidence.
[0118] Le deuxième sous-secteur angulaire S22 et le troisième sous-secteur angulaire S23 sont respectivement centrés sur les positions angulaires à 12H et 6H.
[0119] La différence entre l’angle de calage y de deux pales statoriques aval 16 est inférieure à 120°, de préférence inférieure à 60°. En particulier, deux pales statoriques aval 16 circonférentiellement consécutives peuvent présenter un angle de calage y différent. La différence entre l’angle de calage y de deux pales statoriques aval 16 circonférentiellement consécutives est inférieure à 45°, de préférence inférieure à 20°.
[0120] La figure 8a représente une cinquième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. La figure 8b est un graphique qui illustre la cinquième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. Le graphique représente l’angle de calage y de chacune des pales statoriques aval en fonction de l’angle 0 associé à la position angulaire de la pale La cinquième configuration diffère de la quatrième configuration en ce que le premier secteur angulaire S1 est avantageusement centré sur une position angulaire à 12H et le premier sous-secteur angulaire S2i est avantageusement centré sur une position angulaire à 6H. Une telle configuration de la rangée annulaire aval permet d’assurer que les pales statoriques aval 16 situées respectivement dans le premier secteur angulaire S1 et le premier sous-secteur angulaire S2i soient soumises à une même charge aérodynamique lorsque flux d’air incident à la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 présente une incidence non nulle par rapport à l’axe longitudinal X, par exemple en présence d’un vent de travers.
[0121] La figure 9a représente une première variante d’une sixième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. Selon la première variante de la sixième configuration, le premier secteur angulaire S1 est centré sur la position angulaire à 9H et s’étend sur une plage angulaire inférieure à 90°. Le deuxième secteur angulaire S2 est centré sur la position angulaire à 3H.
[0122] Par ailleurs, les pales statoriques aval 16 parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 qui sont situées autour de l’axe longitudinal X dans un premier sous- secteur angulaire S2i du deuxième secteur angulaire S2 autour de l’axe longitudinal X sont chacune tournées autour de l’axe de calage AC respectif de sorte à être dans la configuration à calage fermé relativement aux pales statoriques aval 16 situées autour de l’axe longitudinal X dans un deuxième sous-secteur angulaire S22 du deuxième secteur angulaire S2 autour de l’axe longitudinal X.
[0123] Les pales statoriques aval 16 parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 qui sont situées autour de l’axe longitudinal X dans le premier sous-secteur angulaire S2i sont aussi chacune tournées autour de l’axe de calage AC respectif de sorte à être dans la configuration à calage fermé relativement aux pales statoriques aval 16 situées autour de l’axe longitudinal X dans un troisième sous-secteur angulaire S23 du deuxième secteur angulaire S2 autour de l’axe longitudinal X. Le troisième sous-secteur angulaire S23 est distinct du premier sous-secteur angulaire S2i et du deuxième secteur angulaire S2.
[0124] Le premier sous-secteur angulaire S2i s’étend sur une plage angulaire inférieure à 90°. Le deuxième sous-secteur angulaire S22 et le troisième sous-secteur angulaire S23 s’étendent chacun sur une plage angulaire supérieure à 90°.
[0125] Le premier sous-secteur angulaire S2i est avantageusement centré sur la position angulaire à 3H. Une telle configuration permet en outre de réduire davantage le niveau de bruit émis par la turbomachine 10 en direction d’une position angulaire à 6H (i.e. en direction du sol), notamment par rapport à la deuxième configuration.
[0126] Le deuxième sous-secteur angulaire S22 et le troisième sous-secteur angulaire S23 sont respectivement centrés sur les positions angulaires à 6H et 12H.
[0127] La figure 9b représente une deuxième variante de la sixième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. Selon la deuxième variante de la sixième configuration diffère de la première variante en ce que le premier secteur angulaire S1 et le premier sous-secteur angulaire S2i s’étendent chacun sur une plage angulaire supérieure à 90° et le deuxième sous-secteur angulaire S22 et le troisième sous-secteur angulaire S23 s’étendent chacun sur une plage angulaire inférieure à 90°.
[0128] La figure 10 représente une septième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. La septième configuration diffère de la quatrième configuration en ce que le premier secteur angulaire S1 est avantageusement centré sur une position angulaire à 12H et le premier sous-secteur angulaire S2i est avantageusement centré sur une position angulaire à 6H. Une telle configuration permet de réduire le niveau de bruit émis par la turbomachine 10 en direction d’une position angulaire à 3H et d’une position angulaire à 9H (i.e. en direction de la cabine d’un aéronef sur lequel est monté la turbomachine 10, quel que soit le côté du fuselage e l’aéronef par rapport auquel est monté la turbomachine 10).
[0129] Le deuxième sous-secteur angulaire S22 et le troisième sous-secteur angulaire S23 sont respectivement centrés sur les positions angulaires à 3H et 9H.
[0130] Selon une première variante de la septième configuration représenté à la figure 10a, le premier secteur angulaire S1 et le premier sous-secteur angulaire S2i s’étendent chacun sur une plage angulaire inférieure à 90° et le deuxième sous-secteur angulaire S22 et le troisième sous-secteur angulaire S23 s’étendent chacun sur une plage angulaire supérieure à 90°. Selon une deuxième variante de la septième configuration représentée à la figure 10b, le premier secteur angulaire S1 et le premier sous-secteur angulaire S2i s’étendent chacun sur une plage angulaire supérieure à 90° et le deuxième sous-secteur S22 angulaire et le troisième sous-secteur angulaire S23 s’étendent chacun sur une plage angulaire inférieure à 90°.
[0131] La figure 11 représente une huitième configuration de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16. Dans la huitième configuration, la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 de la turbomachine 10 comprend :
- un premier groupe G1 comprenant deux pales aval circonférentiellement adjacentes qui présentent chacune une extrémité aval située circonférentiellement du même côté que la face d’extrados 44 du pylône 18 par rapport au plan radial, le premier groupe G1 comprenant au moins la pale statorique aval 16 qui est la plus proche circonférentiellement du plan radial et dont l’extrémité aval est située circonférentiellement du même côté que la face d’extrados 44 du pylône 18 par rapport au plan radial,
- un second groupe G2 comprenant deux pales aval circonférentiellement adjacentes qui présentent chacune une extrémité aval située circonférentiellement du même côté que la face d’intrados 43 du pylône 18 par rapport au plan radial, le second groupe G2 comprenant au moins la pale statorique aval 16 qui est la plus proche circonférentiellement du plan radial et dont l’extrémité aval est située circonférentiellement du même côté que la face d’intrados 43 du pylône 18 par rapport au plan radial.
[0132] Chaque pale statorique aval 16 du premier groupe G1 est dans une configuration à calage fermé relativement à chaque pale statorique aval 16 du second groupe G2. Autrement dit, chaque pale statorique aval 16 du second groupe G2 est dans une configuration à calage ouvert relativement à chaque pale statorique aval 16 du premier groupe G1.
[0133] Une telle configuration de la rangée annulaire aval permet d’assurer que les pales statoriques aval 16 du premier groupe G1 et les pales statoriques aval 16 du second groupe G2 soient soumises à une charge aérodynamique relativement similaire malgré des conditions d’écoulement d’air au niveau de la rangée annulaire de pales statoriques aval 16 qui sont différentes de part et d’autre du plan radial en raison de la présence du pylône 18.
[0134] Un tel agencement permet de faciliter le contournement de l’écoulement autour du pylône 18, de réduire ainsi une remontée de distorsion de pression entre le pylône 18 et les pales statoriques aval 16 du premier type, et d’éviter les décollements des couches limites et la formation de zones de recirculation sur les pales statoriques aval 16 du premier type ce qui augmenterait les pertes aérodynamiques et les niveaux de bruit.

Claims

Revendications
[Revendication 1] Propulseur aéronautique (10) d’axe longitudinal (X) comprenant un moyeu (12), une rangée annulaire de pales rotoriques amont (14) non carénées et une rangée annulaire de pales statoriques aval (16) non carénées, chaque pale statorique aval (16) étant à calage variable, et dans lequel au moins l’une des pales statoriques aval (16) est dans une configuration à calage fermé relativement à une autre des pales statoriques aval (16) en ce qu’elle présente un angle de calage (y) inférieur à l’angle de calage (y) de l’autre pale statorique aval (16).
[Revendication 2] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication précédente, dans lequel la différence entre l’angle de calage de deux pales statoriques aval (16) est inférieure à 120°, de préférence inférieure à 60°.
[Revendication 3] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la différence entre l’angle de calage de deux pales statoriques aval (16) circonférentiellement consécutives est inférieure à 45°, de préférence inférieure à 20°.
[Revendication 4] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les pales statoriques aval (16) parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval (16) qui sont situées autour de l’axe longitudinal (X) dans un premier secteur angulaire (S1 ) autour de l’axe longitudinal (X) sont chacune dans la configuration à calage fermé relativement à au moins une pale statorique aval (16) parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval (16) qui est située autour de l’axe longitudinal (X) dans un deuxième secteur angulaire (S2) autour de l’axe longitudinal (X), le deuxième secteur angulaire (S2) étant distinct du premier secteur angulaire (S1 ).
[Revendication 5] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication précédente, dans lequel la rangée annulaire de pales statoriques aval (16) comprend au moins deux pales statoriques aval (16) circonférentiellement consécutives dans chacun du premier secteur angulaire (S1 ) et du deuxième secteur angulaire (S2).
[Revendication 6] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication 4 ou 5, dans lequel le premier secteur angulaire (S1 ) s’étend sur une plage angulaire inférieure ou égale à 180°, de préférence inférieure ou égale à 120°, ou encore de préférence inférieure ou égale à 90°.
[Revendication 7] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 4 à 6, dans lequel le premier secteur angulaire (S1 ) est centré sur une position angulaire choisie parmi une position angulaire à 12H, une position angulaire à 3H, une position angulaire à 6H et une position angulaire à 9H.
[Revendication 8] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 4 à 7, dans lequel les pales statoriques aval (16) parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval (16) qui sont situées autour de l’axe longitudinal dans un premier sous-secteur angulaire (S2i) du deuxième secteur angulaire (S2) autour de l’axe longitudinal sont chacune dans la configuration à calage ouvert relativement aux pales statoriques aval (16) situées autour de l’axe longitudinal (X) dans un deuxième sous-secteur angulaire (S22) du deuxième secteur angulaire (S2) autour de l’axe longitudinal (X), le deuxième sous-secteur angulaire (S22) étant distinct du premier sous-secteur angulaire (S2i).
[Revendication 9] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication précédente, dans lequel le premier secteur angulaire (S1 ) est centré sur l’une parmi des positions angulaires à 3H et à 9H et le premier sous-secteur angulaire (S2i) est centré sur l’autre parmi les positions angulaires à 3H et à 9H, et dans lequel les pales rotoriques amont (14) sont entraînées dans un sens de rotation (R1 ) autour de l’axe longitudinal (X) de sorte que les pales rotoriques amont (14) qui sont situées dans le premier secteur angulaire (S1 ) sont entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal (X) dans un sens allant d’une position angulaire à 6H vers une position angulaire à 12H et les pales rotoriques amont (14) qui sont situées dans le premier sous-secteur angulaire (S2i) sont entraînées en rotation autour de l’axe longitudinal (X) dans un sens allant de la position angulaire à 12H vers la position angulaire à 6H.
[Revendication 10] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication 8, dans lequel le premier secteur angulaire (S1 ) est centré sur une position angulaire à 12H et le premier sous-secteur angulaire (S2i) est centré sur une position angulaire à 6H.
[Revendication 11] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 4 à 7, dans lequel les pales statoriques aval (16) parmi la rangée annulaire de pales statoriques aval (16) qui sont situées autour de l’axe longitudinal (X) dans un premier sous-secteur angulaire (S2i) du deuxième secteur angulaire (S2) autour de l’axe longitudinal (X) sont chacune dans la configuration à calage fermé relativement aux pales statoriques aval (16) situées autour de l’axe longitudinal (X) dans un deuxième sous-secteur angulaire (S22) du deuxième secteur angulaire (S2) autour de l’axe longitudinal (X), le deuxième sous-secteur angulaire (S22) étant distinct du premier sous-secteur angulaire (S2i).
[Revendication 12] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication précédente, dans lequel le premier secteur angulaire (S1 ) est centré sur une position angulaire à 9H et le premier sous-secteur angulaire (S2i) est centré sur une position angulaire à 3H.
[Revendication 13] Propulseur aéronautique (10) selon la revendication 1 1 , dans lequel le premier secteur angulaire (S1 ) est centré sur une position angulaire à 12H et le premier sous-secteur angulaire (S2i) est centré sur une position angulaire à 6H.
[Revendication 14] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 8 à 13, dans lequel le premier sous-secteur angulaire (S2i) s’étend sur une plage angulaire inférieure ou égale à 180°, de préférence inférieure ou égale à 120°, de préférence encore inférieure ou égale à 90°.
[Revendication 15] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 4 à 14, dans lequel chacune des pales statoriques aval (16) situées autour de l’axe longitudinal (X) dans le premier secteur angulaire (S1 ) ou dans le deuxième secteur angulaire (S2), ou le cas échéant dans le premier sous-secteur angulaire (S2i) du deuxième secteur angulaire (S2) ou dans le deuxième sous-secteur angulaire (S22) du deuxième secteur angulaire (S2), présente un angle de calage (y) identique à 1 ° près.
[Revendication 16] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 4 à 15, dans lequel au moins deux pales statoriques aval (16) situées autour de l’axe longitudinal (X) dans le premier secteur angulaire (S1 ) ou dans le deuxième secteur angulaire (S2), ou le cas échéant dans le premier sous-secteur angulaire (S2i) du deuxième secteur angulaire (S2) ou dans le deuxième sous-secteur angulaire (S22) du deuxième secteur angulaire (S2), présentent des caractéristiques dimensionnelles identiques.
[Revendication 17] Propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications 4 à 15, dans lequel au moins deux pales statoriques aval (16) situées autour de l’axe longitudinal (X) dans le premier secteur angulaire (S1 ) ou dans le deuxième secteur angulaire (S2), ou le cas échéant dans le premier sous-secteur angulaire (S2i) du deuxième secteur angulaire (S2) ou dans le deuxième sous-secteur angulaire (S22) du deuxième secteur angulaire (S2), présentent des caractéristiques dimensionnelles différentes.
[Revendication 18] Ensemble propulsif pour un aéronef, l’ensemble propulsif comportant un propulseur aéronautique (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes et un pylône (18) adapté pour fixer le propulseur aéronautique à un fuselage ou une voilure de l’aéronef, le pylône s’étendant selon une direction comprenant au moins une direction radiale depuis une extrémité radialement interne par laquelle celui-ci est relié au moyeu (12) du propulseur aéronautique (10), le pylône (18) comprenant un bord d’attaque (41 ) et un bord de fuite (42) entre lesquels s’étendent de chaque côté dans la direction circonférentielle une face d’extrados (44) et une face d’intrados (43), la face d’extrados (44) et la face d’intrados (43) du pylône (18) étant, au moins sur une partie amont du pylône (18), disposées circonférentiellement de chaque côté d’un plan radial définit par l’axe longitudinal (X) et un axe radial passant, au moins en partie, par le bord d’attaque (41 ) du pylône (18), et dans lequel la rangée annulaire de pales statoriques aval (16) du propulseur aéronautique (10) comprend :
- un premier groupe (G1 ) comprenant une ou plusieurs pale(s) aval (16) qui présente(nt) chacune une extrémité aval située circonférentiellement du même côté que la face d’extrados (44) du pylône (18) par rapport au plan radial, le premier groupe (G1 ) comprenant au moins la pale statorique aval (16) qui est la plus proche circonférentiellement du plan radial et dont l’extrémité aval est située circonférentiellement du même côté que la face d’extrados (44) du pylône (18) par rapport au plan radial,
- un second groupe (G2) comprenant une ou plusieurs pale(s) aval (16) qui présente(nt) chacune une extrémité aval située circonférentiellement du même côté que la face d’intrados (43) du pylône (18) par rapport au plan radial, le second groupe (G2) comprenant au moins la pale statorique aval (16) qui est la plus proche circonférentiellement du plan radial et dont l’extrémité aval est située circonférentiellement du même côté que la face d’intrados (43) du pylône (18) par rapport au plan radial, et dans lequel chaque pale statorique aval (16) du premier groupe (G1 ) est dans une configuration à calage fermé relativement à chaque pale statorique aval (16) du second groupe (G2).
[Revendication 19] Ensemble propulsif selon la revendication précédente, dans lequel les pales statoriques aval (16) du premier groupe (G1 ) sont circonférentiellement consécutives deux à deux et/ou les pales statoriques aval (16) du second groupe (G2) sont circonférentiellement consécutives deux à deux.
[Revendication 20] Procédé d’utilisation du propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications 1 à 17 ou de l’ensemble propulsif selon la revendication 18 ou 19, le procédé comprenant le réglage de l’angle de calage (y) de chaque pale statorique aval (16) en fonction d’une phase de fonctionnement en incidence du propulseur aéronautique (10).
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