WO2023193997A1 - Stator tandem - Google Patents

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Publication number
WO2023193997A1
WO2023193997A1 PCT/EP2023/055079 EP2023055079W WO2023193997A1 WO 2023193997 A1 WO2023193997 A1 WO 2023193997A1 EP 2023055079 W EP2023055079 W EP 2023055079W WO 2023193997 A1 WO2023193997 A1 WO 2023193997A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
upstream
turbomachine
downstream
blade
area
Prior art date
Application number
PCT/EP2023/055079
Other languages
English (en)
Inventor
Julien MARANDE
Rémy Henri Pierrre PRINCIVALLE
Original Assignee
Safran Aero Boosters
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aero Boosters filed Critical Safran Aero Boosters
Publication of WO2023193997A1 publication Critical patent/WO2023193997A1/fr

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D21/00—Pump involving supersonic speed of pumped fluids

Definitions

  • the invention relates to the design of a stator for a turbomachine and in particular a stator forming the last compression stage of a low-pressure compressor.
  • the compressor is said to be transonic when at least one radially external part of the rotor moves at a speed greater than that of sound.
  • Transonic compressors are characterized by a significant load on the rotor and stator blades because they must accelerate and straighten an air flow over a shorter axial distance. This load is even higher when the compressor includes variable orientation blades, which, depending on the engine speed, impose a large deviation on the flow and whose straightening therefore induces an even greater load.
  • the camber of the blades must be significant but too great a camber presents the risk of reaching flow limit conditions, conditions in which the air flow separates from the blades (under the effect of the adverse gradient of static pressure). In the event of separation of the boundary layer, acceleration and/or straightening of the flow is no longer guaranteed, which harms the efficiency of the compressor.
  • the invention aims to resolve the drawbacks noted in the state of the art.
  • the invention aims to propose a stator design which makes it possible to improve the compactness of the turbomachine without harming the efficiency of the turbomachine, and this over the entire range of use - including transonic - of the turbomachine.
  • the invention relates to a turbomachine and a method as claimed.
  • the invention may also relate to a stator assembly for a turbomachine compressor, the assembly comprising: an internal support and an external support; an upstream blade extending substantially radially from the internal support to the external support, and comprising a trailing edge and an intrados; and a downstream vane extending substantially radially from the internal support to the external support, and comprising a leading edge and an upper surface; the assembly being remarkable in that the upstream blade and the downstream blade overlap axially over at least part of their radial height, from the internal support to the external support, a channel thus being defined between the upstream blade and the downstream blade, the channel being delimited circumferentially by the intrados of the upstream vane and the extrados of the downstream vane, and delimited radially by the internal support and the external support; the channel defining: a plurality of curves equidistant from the intrados and the extrados in respective planes parallel to the axial direction and located at a coordinate given radial; a plurality of input segments per
  • the invention can also be carried out without internal support, that is to say with the blades cantilevered.
  • the channel is thus delimited by a geometric surface at the free internal end of the blades.
  • the area of the entry surface is between 1.2 and 3 times the area of the exit surface, and preferably the area of the entry surface is approximately 2 times the area. area of the exit surface.
  • the intrados and the extrados define profiles whose tangents, for a given axial coordinate, respectively define an upstream deflection angle and a downstream deflection angle with respect to the axial direction, the downstream deflection angle being greater than or equal to the upstream deflection angle for any given axial coordinate of the overlap, and for any given radial height of the blades.
  • the channel gradually narrows from upstream to downstream.
  • the downstream deflection angle is greater than the upstream deflection angle by at least 5°, at least 10° or d 'at least 20°.
  • the narrowing of the channel can be more or less abrupt.
  • the difference between the downstream deflection angle and the upstream deflection angle decreases as a function of the axial coordinate. So the channel can narrow quickly at its entrance then gradually become of constant section towards its exit.
  • the channel contains a multitude of intermediate surfaces, at respective curvilinear positions between the entry surface and the exit surface, and the area of the intermediate surfaces decreases monotonically between the surface d entry and exit surface.
  • the channel contains a multitude of intermediate surfaces at respective curvilinear positions between the entry surface and the exit surface, and the area of the intermediate surfaces decreases by the value of the area d the input up to a minimum value then increases up to the value of the output area.
  • the minimum value is equal to or greater than two-sevenths of the value of the input area.
  • the minimum value is obtained in the vicinity of a median curvilinear position of the channel.
  • the channel has an axial length of between 0.1 and 0.3 times the sum of the axial length of the upstream blade and the axial length of the downstream blade.
  • the upstream blade comprises an entry angle, an exit angle, and a deviation defined by the difference between the exit angle and the entry angle
  • the downstream blade comprises an entry angle, an exit angle, and a deviation defined by the difference between the exit angle and the entry angle, the ratio between the upstream deviation and the sum of the deviations upstream and downstream being between 0.1 and 0.6, and preferably worth 0.4.
  • the downstream blade supports more dynamic load than the upstream blade.
  • the ratio between the axial length of the upstream blade and the sum of the axial length of the upstream blade and the downstream blade is between 1 and 4, and is preferably 1.15.
  • the stator assembly comprises an annular row of upstream vanes and an annular row of downstream vanes, the number of upstream vanes and the number of downstream vanes being identical, the vanes defining a plurality of identical channels between an upstream blade and a respective downstream blade, the internal support being an internal shroud and the external support being an external shroud or a casing.
  • the invention also relates to a turbomachine in which a stator assembly as mentioned above is arranged in the internal vein, the internal vein possibly describing a swan neck shape upstream of the stator assembly.
  • the invention also relates to a method of using the turbomachine according to one of the above embodiments, the method comprising rotating the movable wheel at a rotation speed such as the relative linear speed d 'at least part of the moving wheel exceeds the speed of sound.
  • the invention is particularly advantageous in that it makes it possible to propose a design which allows up to 30% overlap and therefore as much gain in axial compactness without risking loss of efficiency due to blocking.
  • the mass of the assembly is therefore reduced, reducing consumption and also simplifying assembly or maintenance operations.
  • Figure 1 is a sectional view of a turbomachine
  • Figure 2 illustrates a rotor/stator stage with speed diagrams
  • Figures 3 and 4 represent an isometric view of a rotor blade and a stator blade
  • Figure 5 illustrates a sectional view perpendicular to a radius
  • Figure 8 is an isometric view of the stator assembly
  • Figure 9 shows a sectional view of another example of a stator assembly
  • Figure 10 shows the variations of the corresponding areas
  • FIGS 11 to 13 show examples of implementation of the stator assembly.
  • the terms “internal” and “external” refer to positioning relative to the axis of rotation of a turbomachine.
  • the axial direction corresponds to the direction along the axis of rotation of the turbomachine.
  • the radial direction is perpendicular to the axis of rotation. Upstream and downstream refer to the main flow direction of the flow in the turbomachine.
  • the invention favors axial turbomachines, it is not limited to them.
  • the term “height” refers to a dimension measured in the direction of greatest dimension of the blades, which can be substantially radial.
  • chord is the line segment connecting the leading edge to the trailing edge in a plane perpendicular to a radius.
  • Camber designates the median curve connecting the leading edge to the trailing edge equidistant from the intrados and extrados.
  • Figure 1 shows a schematic sectional view of a turbomachine 1.
  • An interior casing 2 guides a flow F1 which successively travels through compressors 4 (low and high pressure), a combustion chamber 6 and turbines 8 (high and low pressure), before escaping through a nozzle 10. Energy of the combustion drives the turbines 8 in rotation around the axis
  • the turbines 8 also rotate a rotor 12 with fan blades 14 which set in motion a flow F2.
  • a fairing 16 and a nacelle 18 delimit a passage 19 which is traversed by the flow F2.
  • Structural arms 20 take up the forces between the nacelle 18 and the casing 2.
  • An annular row of stator vanes 22 (“outlet guide vanes”, OGV) can be arranged downstream of the rotor 12 to straighten the flow F2.
  • the reduction gear 23 can greatly reduce the rotation speed (between the turbines and the fan/propeller).
  • the turbomachine 1 has a separation nozzle 48 to separate the annular flow F into two annular flows.
  • the invention can be applied downstream of any type of flow separation nozzle and is not limited to nozzle 48.
  • Compressors 4 are made up of a succession of compression stages. Each stage includes rotating vanes providing momentum to the flow and stationary vanes straightening the flow direction of the flow.
  • Figure 2 illustrates some parameters helping to define the geometry of a compression stage formed by a rotor R1 and a stator S1, seen in a plane parallel to the axis X and perpendicular to a radius, at a distance r from the axis X.
  • Figure 2 is a representation of a projection developed on a plane (P in Figure 3) of some adjacent blades.
  • the rotor blades 30 accelerate the flow of the fluid thanks to the energy transmitted by the transmission shaft.
  • the stator stage 31 “transforms” the kinetic energy into pressure thanks to the shape of the stator vanes.
  • the camber of the blades 30, 31 is denoted A30 and A31 and is shown in broken lines.
  • the vector diagram to the left of the rotor blades 30 corresponds to the state of the fluid at the inlet of the compression stage.
  • the fluid presents itself with an absolute speed V1, in an orientation which depends on the elements of the turbomachine upstream of the blades 30.
  • the relative speed vector W1 of entry of the fluid into the rotor is deduced by subtracting the vectors U to V1.
  • the fluid has a relative speed W2 whose orientation depends on the geometry of the blades.
  • W2 the absolute output speed
  • V2 the absolute output speed
  • the stator vanes 31 deflect and decelerate the fluid, this deceleration being reflected in an increase in pressure.
  • the orientation of the speed V3 depends, among other things, on the geometry of the stator blades.
  • the geometry of the blades can be described in part by their entry angle 30.1, 31.1 and their exit angle 30.2, 31.2.
  • the "entry angle" of a blade is the angle formed in a plane parallel to the axis of the compressor and perpendicular to a radius, between the tangent to the camber line and the axis of the compressor, at the level from the leading edge.
  • the "exit angle" of a blade is the angle formed in a plane parallel to the axis of the compressor and perpendicular to a radius, between the tangent to the camber line and the axis of the compressor, at the level of the trailing edge of the blade.
  • the relative speed W2 is substantially oriented according to the exit angle of the rotor blades 30 and the speed V3 is substantially oriented according to the exit angle of the stator blades 31.
  • Vt2 and Vt3 The tangential component of the absolute speed is denoted Vt2 and Vt3.
  • V2, V3, Vt2 and Vt3 are the absolute velocities and their tangential components as shown in Figure 2, and S is the angular pitch between two circumferentially adjacent blades.
  • stator S1 of the invention is subdivided into a set of two rows of blades (see Figure 5).
  • Figures 3 and 4 represent a rotor blade 30 and a stator blade 31 in perspective, highlighting in particular the fact that the leading edge and the trailing edge as well as the entry and exit angles of the blades vary between their foot and their head.
  • Figure 3 also shows the plane P, perpendicular to a radius and at a distance r from the axis X.
  • Figure 5 illustrates a stator assembly 32 according to the invention, preceded by a row of rotor blades 30, seen in the plane P.
  • the assembly 32 is composed of an upstream blade 33 and a downstream blade 35, extending from a radially internal support 36 and up to a radially external support 38 (figure 6).
  • the internal and external supports can be platforms for attaching to a supporting structure.
  • the supports can also be shrouds describing 360° around the axis X or angular sectors of shrouds describing a few degrees or a few tens of degrees of angle around the axis carried by a common internal support and by a common external support.
  • the stator assembly 32 comprises an annular row of blades 33 and an annular row of blades 35.
  • the blades 33, 35 are spaced circumferentially from their neighbors by a pitch S, which may be identical for the two rows of blades.
  • the blades 33, 35 respectively comprise an entry angle 33.1, 35.1, an exit angle 33.1, 35.2, a leading edge 33.3, 35.3, a trailing edge 33.4, 35.4, an intrados 33.5, 35.5 and an extrados 33.6 , 35.6.
  • the deviation of each blade which can be noted A33, A35, is the difference between the exit angle 33.2, 35.2 and the entry angle 33.1, 35.1.
  • the distribution of the aerodynamic load between the two blades 33, 35 can be materialized by a proportion between the upstream deviation A33 and the total deviation of the assembly 32, A33+A35.
  • the ratio A33/(A33+A35) is desired between 0.1 and 0.6. Preferably, this ratio can be worth around 0.4.
  • the upstream profile will typically see 20 to 30° (variation on its radial height) of deviation and the downstream profile will see 30° over its entire radial height.
  • the downstream blade 35 is arranged circumferentially in the vicinity of the intrados 33.5 of the upstream blade 33.
  • the maximum circumferential distance between the downstream blade 35 and the upstream blade 33 can be less than S/2 , even S/4.
  • chord of the blades 33, 35 which connects their leading edges 33.1, 35.1 to their trailing edges 33.2, 35.2 is denoted C33 and C35.
  • the axial length of the blades is noted L33 and L35.
  • the position of the blades is such that they overlap at least partially.
  • an axial overlap length LC is identified in Figure 5.
  • the length LC can be worth up to 30% of the sum L33+L35.
  • the length LC is measured from a point X1 of the leading edge 35.3 of the downstream blade 35 and of axial coordinate x1 to a point
  • the overlap is here implied over the entire radial height of the blades but the invention is not limited to this: a partial overlap is possible, in which case the channel defined above is limited radially by the radial range corresponding to an overlap of the blades. blades.
  • the axial lengths of the blades 33, 35 can be such that the ratio L33/(L33+L35) is between 1 and 4 and is preferably 1.15.
  • the axial overlap reveals a channel 40 between the upstream blade and the downstream blade.
  • a median curve T can be defined, equidistant from the intrados 33.5 and the extrados 35.6.
  • This curve can be such that at each point t of the curve, a tangent to the curve T can be defined, the point t being the midpoint of the segment perpendicular to this tangent, segment whose ends are on the intrados 33.5 and l 'extrados 35.6.
  • Such a segment, called an input segment is denoted a1 at a point t1 at the input of channel 40, and another segment, called an output segment, is denoted a2 at a point t2 at the output of channel 40.
  • at any point X1 of the leading edge 35.3 corresponds to a single segment a1
  • to any point X2 of the trailing edge 33.4 corresponds to a single segment a2.
  • a median (geometric) surface Z equidistant from the intrados 33.5 and the extrados 35.6 can be defined (see Figure 8) by the locus of the median curves T for all the radial values between the internal support 36 and the external support 38 .
  • the locus of segments a1 for all values of r forms a (geometric) input surface A1 of channel 40.
  • the locus of segments a2 for all values of r forms a (geometric) output surface A2 of channel 40.
  • the area ⁇ t>1 of the input surface A1 is greater than the area ⁇ t>2 of the output surface A2, in particular between 2 and 4 times larger.
  • Figure 5 also shows that in any axial coordinate x, a tangent to the intrados 33.5 defines an angle p33(x) and a tangent to the extrados 35.6 defines an angle p35(x).
  • angle p35 is greater than angle p33. The difference between the angles can vary and be at least 5, at least 10 or at least 20°.
  • Figure 6 illustrates the possible variations of the angles p33 and p35 as a function of x.
  • the variation of the difference is monotonic, that is, the function derived from the p35-p33 difference does not change sign.
  • Figure 7 shows three examples of monotonic variations in the surface area between the input surface and the output surface.
  • the variation can for example be concave, convex or linear. A slower decreasing tendency will limit aerodynamic losses through friction, but will form a less stable flow than a rapid decreasing tendency of the channel section.
  • Figure 8 represents the stator assembly 32 in perspective in the direction indicated VIII in Figure 5.
  • the different surfaces A1, A2, At, and Z as well as the radial height H33, H35 of the blades 33, 35 are indicated there.
  • the internal support 36 as well as the external support 38 are partially represented.
  • Figure 9 shows a design in which the upper surface 35.6 approaches the lower surface 33.5 then moves away from it. This results in a decrease in the area ⁇ t>t of channel 40 from input t1 to a point tm where a surface Am has a minimum area ⁇ t>m. The decrease is followed by an increase in the area of the point tm until t2.
  • Figure 10 illustrates a possible variation of ⁇ t>t between t1 and t2.
  • the order of magnitude of the value of ⁇ t>m is 2/ 7th of ⁇ t>1.
  • We can have a variation upstream of the point tm such that 1 / m ⁇ 3.5.
  • Point tm can be approximately halfway between t1 and t2.
  • a value less than or equal to 2/7 for 0m/01 guarantees that even with a ratio between the entry area and the exit area chosen equal to 3, the profile of the variations is of the type of that of the figure 10, ie, a decrease then an increase.
  • Figures 11 to 13 show possible locations of the stator assembly 32 in a turbomachine 1, preferably downstream of a flow separation.
  • a flow F is split into a primary flow F1 and a secondary flow F2.
  • the flow F flows in an annular vein 42.
  • the primary flows F1 and secondary flows F2 flow respectively in an annular vein 44, 46.
  • the separation of the flows is carried out by a separation nozzle 48.
  • a rotating assembly in the form of a movable wheel 50 whose blades 52 extend radially in front of the two veins 44, 46.
  • the stator assembly 32 of the invention is preferably arranged in the interior vein 44, and the stator assembly 32 precedes a swan-neck shape 54 which can be arranged upstream of a high-pressure compressor 4'.
  • the stator assembly 32 constitutes the last blades of the low-pressure compressor 4 of the turbomachine 1.
  • Compressor 4 may include stator vanes with variable pitch (VSV for “variable stator vane”).
  • VSV variable stator vane
  • the stator assembly 32 can contain the only stator vanes of the compressor which are not variable pitched.
  • the compressor 4 can comprise between 1 and 4 compression stages, each formed of at least one annular row of rotor blades directly followed by at least one annular row of stator blades.
  • the interior vein 44 may comprise a rotating assembly comprising the rotor blades 30.
  • the stator assembly 32 is arranged directly downstream of the rotating blades 30.
  • Figure 12 represents an alternative in which the flow F1 entering the vein 44 first encounters fixed vanes 56.
  • Figure 13 illustrates a variant in which the vein 44 describes a swan neck shape 58 upstream of the rotor assembly 32.
  • the invention is particularly applicable to the last stage of a low-pressure or high-pressure compressor.
  • the invention is also applicable to so-called non-ducted turbomachines (CROR “Counter-Rotating Open Rotor” or USF “Unducted Single Fan”).
  • the invention aims in a non-limiting manner at transonic compressors, that is to say for which the speed U of the radially external end of the rotor blades 30 is between 360 m/s and 420 m/s (or the speed relative W2 is greater than 340 m/s).

Landscapes

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

Abstract

Ensemble statorique (32) comprenant une aube amont (33) et une aube aval (35) se recouvrant axialement et définissant entre elles un canal (40). La surface d'entrée du canal (40) est supérieure ou égale à la surface de sortie du canal (40), préférentiellement avec un facteur (2). L'invention porte également sur une turbomachine munie d'un tel ensemble (32), agencé en amont d'un compresseur haute-pression.

Description

Description
STATOR TANDEM
Domaine
L’invention a trait à la conception d’un stator pour turbomachine et en particulier un stator formant le dernier étage de compression d’un compresseur basse-pression.
Art antérieur
Afin de diminuer l’encombrement et le poids d’une turbomachine, il est possible de rendre les compresseurs et en particulier le compresseur basse-pression plus compact en diminuant le nombre d’étages de compression qui le composent. Ceci nécessite néanmoins, afin d’obtenir un taux de compression équivalent avec moins d’étages, d’entraîner le rotor plus vite en rotation.
Il est possible d’envisager des vitesses proches de la vitesse du son. Le compresseur est dit transsonique lorsqu’au moins une partie radialement externe du rotor se déplace à une vitesse supérieure à celle du son.
Les compresseurs transsoniques se caractérisent par une charge importante sur les aubes rotoriques et statoriques car celles-ci doivent accélérer et redresser un flux d’air sur une plus courte distance axiale. Cette charge est encore supérieure lorsque le compresseur comprend des aubes à orientation variable, qui en fonction du régime moteur, imposent une grande déviation au flux et dont le redressement induit donc une charge encore plus grande. Dans ce contexte, la cambrure des aubes doit être importante mais une cambrure trop grande présente le risque d’atteindre des conditions limites d’écoulement, conditions dans lesquelles le flux d’air se décolle des aubes (sous l’effet du gradient adverse de pression statique). En cas de décollement de la couche limite, l’accélération et/ou le redressement du flux n’est plus garanti, ce qui nuit au rendement du compresseur.
Un endroit particulièrement critique à ce sujet est le dernier redresseur du compresseur, qui doit impérativement restituer un flux sensiblement axial.
Pour redresser un flux dans un compresseur transsonique en limitant la charge aérodynamique subie par les aubes, il est possible de prévoir un redresseur tandem, c’est-à-dire une succession de deux rangées d’aubes statoriques dont chacune participe partiellement au redressement du flux. Un tel exemple est décrit dans le document EP 3 412 876 A1 .
Dans l’optique de limiter l’encombrement axial du compresseur, on peut imaginer une conception où les deux rangées d’aubes du tandem se recouvrent partiellement axialement, créant un canal procurant un effet de tuyère entre les aubes.
Cependant, des phénomènes de blocage du débit et des pertes aérodynamiques peuvent survenir lorsque le chevauchement dépasse 5% de la longueur des cordes des aubes. En cas de blocage, le canal entre les aubes n’est plus alimenté en air, l’aube en aval ne redresse plus le flux et le rendement en pâtit. Pour s’en prémunir, il est nécessaire d’adapter la géométrie des aubes.
Résumé de l’invention
Problème technique
L’invention vise à résoudre les inconvénients relevés dans l’état de la technique. En particulier, l’invention vise à proposer une conception de stator qui permettent d’améliorer la compacité de la turbomachine sans nuire au rendement de la turbomachine, et ce sur toute la plage d’utilisation - y compris transsonique - de la turbomachine.
Solution technique
L’invention porte sur une turbomachine et un procédé tels que revendiqués.
L’invention peut aussi avoir trait à un ensemble statorique pour compresseur de turbomachine, l’ensemble comprenant : un support interne et un support externe ; une aube amont s’étendant sensiblement radialement depuis le support interne jusqu’au support externe, et comprenant un bord de fuite et un intrados ; et une aube aval s’étendant sensiblement radialement depuis le support interne jusqu’au support externe, et comprenant un bord d’attaque et un extrados ; l’ensemble étant remarquable en ce que l’aube amont et l’aube aval se chevauchent axialement sur au moins une partie de leur hauteur radiale, du support interne au support externe, un canal étant ainsi défini entre l’aube amont et l’aube aval, le canal étant délimité circonférentiellement par l’intrados de l’aube amont et l’extrados de l’aube aval, et délimité radialement par le support interne et le support externe ; le canal définissant : une pluralité de courbes à équidistance de l’intrados et de l’extrados dans des plans respectifs parallèles à la direction axiale et situés à une coordonnée radiale donnée ; une pluralité de segments d’entrée perpendiculaires à chaque courbe et passant par le point du bord d’attaque contenu dans le plan respectif ; une pluralité de segments de sortie perpendiculaires à chaque courbe et passant par le point du bord de fuite contenu dans le plan respectif ; une surface d’entrée, lieu des segments d’entrée sur toutes les coordonnées radiales des aubes ; une surface de sortie, lieu des segments de sortie sur toutes les coordonnées radiales des aubes ; l’aire de la surface d’entrée étant supérieure à l’aire de la surface de sortie.
Une telle convergence du canal, ou dit autrement, une telle ouverture du canal au niveau de son entrée en comparaison de sa sortie, permet de limiter les risques de blocage du débit et donc permet une conception avec un chevauchement axial plus important des aubes. Ceci résulte en un gain en compacité tout en garantissant une transmission d’une quantité de mouvement adéquate au flux, et donc sans pénaliser le rendement du compresseur.
L’invention peut également être réalisée sans support interne, c’est-à-dire avec les aubes en porte-à-faux. Le canal étant ainsi délimité par une surface géométrique à l’extrémité interne libre des aubes.
Selon un mode avantageux de l’invention, l’aire de la surface d’entrée est comprise entre 1.2 et 3 fois l’aire de la surface de sortie, et préférentiellement l’aire de la surface d’entrée vaut environ 2 fois l’aire de la surface de sortie.
Selon un mode avantageux de l’invention, dans chacun des plans, l’intrados et l’extrados définissent des profils dont les tangentes, pour une coordonnée axiale donnée, définissent respectivement un angle de déflexion amont et un angle de déflexion aval par rapport à la direction axiale, l’angle de déflexion aval étant supérieur ou égal à l’angle de déflexion amont pour toute coordonnée axiale donnée du chevauchement, et pour toute hauteur radiale donnée des aubes. Ainsi, le canal se rétrécit progressivement d’amont vers l’aval. Selon un mode avantageux de l’invention, pour toute coordonnée axiale et pour toute hauteur radiale données, l’angle de déflexion aval est supérieur à l’angle de déflexion amont d’au moins 5°, d’au moins 10° ou d’au moins 20°. Selon les vitesses de flux escomptées, le rétrécissement du canal peut être plus ou moins abrupt. Selon un mode avantageux de l’invention, la différence entre l’angle de déflexion aval et l’angle de déflexion amont décroît en fonction de la coordonnée axiale. Ainsi, le canal peut rétrécir rapidement au niveau de son entrée puis devenir progressivement de section constante vers sa sortie.
Selon un mode avantageux de l’invention, le canal contient une multitude de surfaces intermédiaires, à des positions curvilignes respectives entre la surface d’entrée et la surface de sortie, et l’aire des surfaces intermédiaires décroît de façon monotone entre la surface d’entrée et la surface de sortie.
Selon un mode avantageux de l’invention, le canal contient une multitude de surfaces intermédiaires à des positions curvilignes respectives entre la surface d’entrée et la surface de sortie, et l’aire des surfaces intermédiaires décroît de la valeur de l’aire d’entrée jusqu’à une valeur minimale puis croît jusqu’à la valeur de l’aire de sortie.
Selon un mode avantageux de l’invention, la valeur minimale est égale ou supérieure à deux septièmes de la valeur de l’aire d’entrée.
Selon un mode avantageux de l’invention, la valeur minimale est obtenue au voisinage d’une position curviligne médiane du canal.
Selon un mode avantageux de l’invention, le canal a une longueur axiale comprise entre 0.1 et 0.3 fois la somme de la longueur axiale de l’aube amont et de la longueur axiale de l’aube aval.
Selon un mode avantageux de l’invention, pour toute coordonnée radiale, l’aube amont comprend un angle d’entrée, un angle de sortie, et une déviation définie par la différence entre l’angle de sortie et l’angle d’entrée, et l’aube aval comprend un angle d’entrée, un angle de sortie, et une déviation définie par la différence entre l’angle de sortie et l’angle d’entrée, le ratio entre la déviation amont et la somme des déviations amont et aval étant compris entre 0.1 et 0.6, et valant préférentiellement 0.4. Ainsi, l’aube aval supporte plus de charge dynamique que l’aube amont.
Selon un mode avantageux de l’invention, le ratio entre la longueur axiale de l’aube amont et la somme de la longueur axiale de l’aube amont et de l’aube aval est compris entre 1 et 4, et vaut préférentiellement 1.15. Ceci permet un gain en compacité de l’ensemble de la turbomachine. Selon un mode avantageux de l’invention, l’ensemble statorique comprend une rangée annulaire d’aubes amont et une rangée annulaire d’aubes aval, le nombre d’aubes amont et le nombre d’aubes aval étant identiques, les aubes définissant une pluralité de canaux identiques entre une aube amont et une aube aval respective, le support interne étant une virole interne et le support externe étant une virole externe ou un carter.
L’invention porte également sur une turbomachine dans laquelle un ensemble statorique tel qu’évoqué ci-dessus est agencé dans la veine interne, la veine interne décrivant éventuellement une forme en col de cygne en amont de l’ensemble statorique.
L’invention porte également sur un procédé d’utilisation de la turbomachine selon l’un des modes de réalisation ci-dessus, le procédé comprenant l’entraînement en rotation de la roue mobile à une vitesse de rotation telle que la vitesse linéaire relative d’au moins une partie de la roue mobile dépasse la vitesse du son.
Avantages de l’invention
L’invention est particulièrement avantageuse en ce qu’elle permet de proposer une conception qui permettent jusqu’à 30% de recouvrement et donc autant de gain en compacité axiale sans risquer de pertes de rendement dû au blocage. La masse de l’ensemble est donc réduite, réduisant d’autant la consommation et simplifiant également les opérations de montage ou de maintenance.
Description des dessins
La figure 1 est une vue en coupe d’une turbomachine ;
La figure 2 illustre un étage rotor/stator avec des diagrammes de vitesse ;
Les figures 3 et 4 représentent une vue isométrique d’une aube rotorique et d’une aube statorique ;
La figure 5 illustre une vue en coupe perpendiculairement à un rayon ;
La figure 6 montre les variations des angles ;
La figure 7 montre les variations des aires ;
La figure 8 est une vue isométrique de l’ensemble statorique ;
La figure 9 montre une vue en coupe d’un autre exemple d’ensemble statorique ; La figure 10 montre les variations des aires correspondantes ;
Les figures 11 à 13 montrent des exemples d’implantation de l’ensemble statorique.
Description détaillée de modes de réalisation
Dans la description qui va suivre, les termes « interne » et « externe » renvoient à un positionnement par rapport à l’axe de rotation d’une turbomachine. La direction axiale correspond à la direction le long de l’axe de rotation de la turbomachine. La direction radiale est perpendiculaire à l’axe de rotation. L’amont et l’aval sont en référence au sens d’écoulement principal du flux dans la turbomachine. Si l’invention privilégie les turbomachines axiales, elle n’y est pas limitée.
Les figures ne sont pas représentées à l’échelle. En particulier, les épaisseurs sont agrandies pour faciliter la lecture des figures.
Le terme « hauteur » se rapporte à une dimension mesurée selon la direction de plus grande dimension des aubes, qui peut être sensiblement radiale.
La corde est le segment de droite reliant le bord d’attaque au bord de fuite dans un plan perpendiculaire à un rayon. La cambrure désigne la courbe médiane reliant le bord d’attaque au bord de fuite à équidistance de l’intrados et de l’extrados.
La figure 1 montre une vue en coupe schématique d’une turbomachine 1 . Un carter intérieur 2 guide un flux F1 qui parcourt successivement des compresseurs 4 (basse et haute pression), une chambre de combustion 6 et des turbines 8 (haute et basse pression), avant de s’échapper par une tuyère 10. L’énergie de la combustion entraîne les turbines 8 en rotation autour de l’axe X. Les turbines 8 entraînent les compresseurs 4, directement par le biais d’arbres de transmission, ou indirectement au moyen d’un réducteur 23.
Les turbines 8 entraînent également en rotation un rotor 12 avec des pales de soufflante 14 qui mettent en mouvement un flux F2.
Un carénage 16 et une nacelle 18 délimitent un passage 19 qui est parcouru par le flux F2.
Des bras structuraux 20 reprennent les efforts entre la nacelle 18 et le carter 2.
Une rangée annulaire d’aubes statoriques 22 (« outlet guide vanes », OGV) peut être agencée en aval du rotor 12 pour redresser le flux F2. Le réducteur 23 peut grandement diminuer la vitesse de rotation (entre les turbines et la soufflante/hélice).
La turbomachine 1 présente un bec de séparation 48 pour séparer le flux annulaire F en deux flux annulaires. L’invention peut s’appliquer en aval de tout type de bec de séparation de flux et n’est pas limitée au bec 48.
Les compresseurs 4 sont formés d’une succession d’étages de compression. Chaque étage comprend des aubes tournantes fournissant une quantité de mouvement au flux et des aubes fixes redressant la direction d’écoulement du flux. A ce titre, la figure 2 illustre quelques paramètres aidant à définir la géométrie d’un étage de compression formé d’un rotor R1 et d’un stator S1 , vu dans un plan parallèle à l’axe X et perpendiculaire à un rayon, à une distance r de l’axe X. Pour être exact, la figure 2 est une représentation d’une projection développée sur un plan (P sur la figure 3) de quelques aubes adjacentes. Les aubes rotoriques 30 accélèrent l'écoulement du fluide grâce à l'énergie transmise par l'arbre de transmission. L'étage statorique 31 « transforme » l'énergie cinétique en pression grâce à la forme des aubes statoriques.
Les aubes 30 tournent à une vitesse de rotation w autour de l’axe X, ce qui signifie qu’un point de l’aube de coordonnée radiale r aura pour vitesse U=rw.
La cambrure des aubes 30, 31 est notée A30 et A31 et est représentée en traits interrompus.
Le diagramme de vecteurs à gauche des aubes rotoriques 30 correspond à l’état du fluide à l'entrée de l’étage de compression. Le fluide se présente avec une vitesse absolue V1 , selon une orientation qui dépend des éléments de la turbomachine en amont des aubes 30. Le vecteur vitesse relative W1 d'entrée du fluide dans le rotor se déduit en soustrayant les vecteurs U à V1 .
Ainsi, pour une même valeur de composante axiale de la vitesse d’entrée, si celle- ci est plus ou moins inclinée, la vitesse relative de l’air par rapport au rotor est différente.
En sortie du rotor R1 , le fluide a une vitesse relative W2 dont l’orientation dépend de la géométrie des aubes. En ajoutant U à W2, on obtient la vitesse de sortie absolue V2 qui est plus grande en valeur que V1 . Ensuite, les aubes statoriques 31 dévient et décélèrent le fluide, cette décélération se répercutant en une augmentation de pression. L’orientation de la vitesse V3 dépend entre autres de la géométrie des aubes statoriques.
La géométrie des aubes peut être décrite en partie par leur angle d’entrée 30.1 , 31 .1 et leur angle de sortie 30.2, 31 .2.
L’« angle d’entrée » d’une aube est l’angle formé dans un plan parallèle à l’axe du compresseur et perpendiculaire à un rayon, entre la tangente à la ligne de cambrure et l’axe du compresseur, au niveau du bord d’attaque.
L’« angle de sortie » d’une aube est l’angle formé dans un plan parallèle à l’axe du compresseur et perpendiculaire à un rayon, entre la tangente à la ligne de cambrure et l’axe du compresseur, au niveau du bord de fuite de l’aube.
Ainsi, la vitesse relative W2 est sensiblement orientée selon l’angle de sortie des aubes rotoriques 30 et la vitesse V3 est sensiblement orientée selon l’angle de sortie des aubes statoriques 31 .
Sur la figure 2 sont également matérialisés les bords d’attaque 30.3, 31 .3, les bords de fuite 30.4, 31 .4, les intrados 30.5, 31 .5 et les extrados 30.6, 31 .6 des aubes 30, 31.
La composante tangentielle de la vitesse absolue est notée Vt2 et Vt3.
Le facteur de Lieblein Dli qui permet de quantifier la charge aérodynamique de l’aube 31 peut être approximé par la formulation :
Figure imgf000010_0001
Où Dli est le facteur de Lieblein, V2, V3, Vt2 et Vt3 sont les vitesses absolues et leurs composantes tangentielles comme indiquées sur la figure 2, et S est le pas angulaire entre deux aubes circonférentiellement adjacentes.
Lorsque DLi est supérieur à 0.6, on constate que des tourbillons de coin se forment au niveau de l’interaction entre l’extrados du stator et les parois interne et externe de la veine. Afin de limiter la charge sur les aubes statoriques et permettre néanmoins une grande vitesse de rotation (transsonique), le stator S1 de l’invention est subdivisé en un ensemble de deux rangées d’aubes (voir figure 5). Les figures 3 et 4 représentent une aube rotorique 30 et une aube statorique 31 en perspective, mettant notamment en évidence le fait que le bord d’attaque et le bord de fuite ainsi que les angles d’entrée et de sortie des aubes varient entre leur pied et leur tête.
La figure 3 montre également le plan P, perpendiculaire à un rayon et à une distance r de l’axe X.
La figure 5 illustre un ensemble statorique 32 selon l’invention, précédé d’une rangée d’aubes rotoriques 30, vu dans le plan P.
L’ensemble 32 est composé d’une aube amont 33 et d’une aube aval 35, s’étendant depuis un support radialement interne 36 et jusqu’à un support radialement externe 38 (figure 6). Les supports interne et externe peuvent être des plateformes de fixation à une structure porteuse. Les supports peuvent également être des viroles décrivant 360° autour de l’axe X ou des secteurs angulaires de viroles décrivant quelques degrés ou quelques dizaines de degrés d’angle autour de l’axe X. L’aube 33 et l’aube 35 sont portées par un support interne commun et par un support externe commun.
Sur la figure 5, plusieurs paires d’aubes 33, 35 sont illustrées pour faciliter la compréhension des différents paramètres.
Dans un mode de réalisation, l’ensemble statorique 32 comporte une rangée annulaire d’aubes 33 et une rangée annulaire d’aubes 35. Les aubes 33, 35 sont espacées circonférentiellement de leurs voisines d’un pas S, qui peut être identique pour les deux rangées d’aubes.
Les aubes 33, 35 comprennent respectivement un angle d’entrée 33.1 , 35.1 , un angle de sortie 33.1 , 35.2, un bord d’attaque 33.3, 35.3, un bord de fuite 33.4, 35.4, un intrados 33.5, 35.5 et un extrados 33.6, 35.6. La déviation de chaque aube, qui peut être notée A33, A35 est la différence entre l’angle de sortie 33.2, 35.2 et l’ange d’entrée 33.1 , 35.1.
La répartition de la charge aérodynamique entre les deux aubes 33, 35 peut être matérialisée par une proportion entre la déviation amont A33 et la déviation totale de l’ensemble 32, A33+A35. Le ratio A33/(A33+A35) est souhaité entre 0.1 et 0.6. Préférentiellement, ce ratio peut valoir environ 0.4. On cherche en effet à limiter la charge et la déviation sur l’aube amont. Le profil amont pourra voir typiquement 20 à 30° (variation sur sa hauteur radiale) de déviation et le profil aval verra 30° sur toute sa hauteur radiale.
En limitant la charge sur l’aube amont 33, il est possible de garantir une alimentation en flux qui soit constante sur l’aube aval quelle que soit la vitesse de rotation des aubes 30. Réciproquement, il est possible d’imposer une charge importante à l’aube aval 35 si l’écoulement sur l’aube amont 33 est bien maîtrisé.
L’aube aval 35 est disposée circonférentiellement au voisinage de l’intrados 33.5 de l’aube amont 33. Pour toute position axiale, la distance circonférentielle maximale entre l’aube aval 35 et l’aube amont 33 peut être inférieure à S/2, voire S/4.
La corde des aubes 33, 35, qui relie leurs bords d’attaque 33.1 , 35.1 à leurs bords de fuite 33.2, 35.2 est notée C33 et C35.
La longueur axiale des aubes est notée L33 et L35. La position des aubes est telle qu’elles se recouvrent au moins partiellement. Ainsi, une longueur de chevauchement axial LC est identifiée sur la figure 5. La longueur LC peut valoir jusqu’à 30% de la somme L33+L35. La longueur LC est mesurée d’un point X1 du bord d’attaque 35.3 de l’aube aval 35 et de coordonnée axiale x1 à un point X2 du bord de fuite 33.4 de l’aube amont 33 et de coordonnée axiale x2. Le chevauchement est ici sous-entendu sur toute la hauteur radiale des aubes mais l’invention n’y est pas limitée : un chevauchement partiel est possible, auquel cas le canal défini plus haut est limité radialement par la plage radiale correspondant à un chevauchement des aubes.
Les longueurs axiales des aubes 33, 35 peuvent être telles que le ratio L33/(L33+L35) est compris entre 1 et 4 et vaut préférentiellement 1.15.
Le chevauchement axial fait apparaître un canal 40 entre l’aube amont et l’aube aval.
Dans le plan de la figure 5, une courbe médiane T peut être définie, à équidistance de l’intrados 33.5 et de l’extrados 35.6. Cette courbe peut être telle qu’en chaque point t de la courbe, une tangente à la courbe T peut être définie, le point t étant le milieu du segment perpendiculaire à cette tangente, segment dont les extrémités sont sur l’intrados 33.5 et l’extrados 35.6. Un tel segment, dit d’entrée, est noté a1 en un point t1 en entrée du canal 40, et un autre segment, dit de sortie, est noté a2 en un point t2 en sortie du canal 40. Autrement dit, à tout point X1 du bord d’attaque 35.3 correspond un unique segment a1 et à tout point X2 du bord de fuite 33.4 correspond un unique segment a2.
Une surface (géométrique) médiane Z à équidistance de l’intrados 33.5 et de l’extrados 35.6 peut être définie (voir figure 8) par le lieu des courbes médianes T pour toutes les valeurs radiales entre le support interne 36 et le support externe 38.
Le lieu des segments a1 pour toutes les valeurs de r forme une surface (géométrique) d’entrée A1 du canal 40. Le lieu des segments a2 pour toutes les valeurs de r forme une surface (géométrique) de sortie A2 du canal 40.
Selon l’invention, l’aire <t>1 de la surface d’entrée A1 est supérieure à l’aire <t>2 de la surface de sortie A2, notamment entre 2 et 4 fois plus grande.
Ceci signifie que vu dans le plan de la figure 5, en supposant faibles les variations de hauteur de la veine (distance radiale entre les supports interne et externe), la longueur du segment a1 vaut au moins 2 à 4 fois la longueur du segment a2.
On peut définir une abscisse curviligne relative entre t1 et t2, p, comprise entre 0 et 1 , et donc telle que t(0)=t1 et t(1 )=t2. Comme t1 et t2 peuvent avoir une coordonnée axiale x qui varie selon le rayon r considéré, utiliser l’abscisse curviligne relative permet de construire un segment at, au point t(p), pour chaque valeur de r. Le lieu des segments at en faisant varier r (et en gardant p constant) permet d’obtenir une surface At, qui est donc espacée des surfaces A1 et A2 de façon pondérée : pour p=0.5, la surface At est à « équidistance curviligne » des surfaces A1 et A2. La figure 8 montre les surfaces A1 , A2 et At.
La figure 5 montre également qu’en toute coordonnée axiale x, une tangente à l’intrados 33.5 définit un angle p33(x) et une tangente à l’extrados 35.6 définit un angle p35(x). Dans l’exemple de la figure 5, pour tout x dans le chevauchement (dans l’intervalle [x1 ;x2]), l’angle p35 est supérieur à l’angle p33. La différence entre les angles peut varier et être d’au moins 5, d’au moins 10 ou d’au moins 20°.
La figure 6 illustre les variations possibles des angles p33 et p35 en fonction de x. La variation de la différence est monotone, c’est-à-dire que la fonction dérivée de la différence p35-p33 ne change pas de signe. La figure 7 représente trois exemples de variations monotones de l’aire des surfaces entre la surface d’entrée et la surface de sortie. La variation peut par exemple être concave, convexe ou linéaire. Une tendance à décroissance plus lente permettra de limiter les pertes aérodynamiques par frottement, mais formera un flux moins stable qu’une tendance à décroissance rapide de la section du canal.
La figure 8 représente l’ensemble statorique 32 en perspective selon la direction indiquée VIII sur la figure 5.
Les différentes surfaces A1 , A2, At, et Z ainsi que la hauteur radiale H33, H35 des aubes 33, 35 y sont indiquées. Le support interne 36 ainsi que le support externe 38 sont partiellement représentés.
La figure 9 montre une conception dans laquelle l’extrados 35.6 se rapproche de l’intrados 33.5 puis s’en éloigne. Ceci se traduit par une décroissance de l’aire <t>t du canal 40 depuis l’entrée t1 jusqu’à un point tm où une surface Am a une aire minimale <t>m. La décroissance est suivie d’une croissance de l’aire du point tm jusqu’à t2.
La figure 10 illustre une variation possible de <t>t entre t1 et t2. L’ordre de grandeur de la valeur de <t>m est de 2/7ème de <t>1 . On peut avoir une variation en amont du point tm telle que 1 / m < 3.5. Le point tm peut se situer environ à mi-chemin entre t1 et t2. Une valeur inférieure ou égale à 2/7 pour 0m/ 01 permet de garantir que même avec un ratio entre l’aire d’entrée et l’aire de sortie choisi égal à 3, le profil des variations est du type de celui de la figure 10, i.e, une décroissance puis une croissance.
Les figures 11 à 13 montrent des implantations possibles de l’ensemble statorique 32 dans une turbomachine 1 , préférentiellement en aval d’une séparation d’un flux.
Un flux F est scindé en un flux primaire F1 et un flux secondaire F2. Le flux F s’écoule dans une veine annulaire 42. Les flux primaire F1 et secondaire F2 s’écoulent respectivement dans une veine annulaire 44, 46.
La séparation des flux est effectuée par un bec de séparation 48.
Directement (ou non) en amont de l’arête 48 se situe un ensemble tournant se présentant sous la forme d’une roue mobile 50 dont les aubes 52 s’étendent radialement au-devant des deux veines 44, 46. L’ensemble statorique 32 de l’invention est préférentiellement agencé dans la veine intérieure 44, et l’ensemble statorique 32 précède une forme en col de cygne 54 qui peut être agencée en amont d’un compresseur haute-pression 4’. Ainsi, l’ensemble statorique 32 constitue les dernières aubes du compresseur basse-pression 4 de la turbomachine 1 .
Le compresseur 4 peut comprendre des aubes statoriques à calage variable (VSV pour « variable stator vane »). L’ensemble statorique 32 peut contenir les seules aubes statoriques du compresseur qui ne sont pas à calage variable.
Le compresseur 4 peut comprendre entre 1 et 4 étages de compression, formés chacun d’au moins une rangée annulaire d’aubes rotoriques directement suivies d’au moins une rangée annulaire d’aubes statoriques.
La veine intérieure 44 peut comprendre un ensemble tournant comprenant les aubes rotoriques 30.
L’ensemble statorique 32 est agencé directement en aval des aubes tournantes 30.
La figure 12 représente une alternative dans laquelle le flux F1 entrant dans la veine 44 rencontre d’abord des aubes fixes 56.
La figure 13 illustre une variante dans laquelle la veine 44 décrit une forme en col de cygne 58 en amont de l’ensemble rotorique 32.
L’invention est en particulier applicable au dernier étage d’un compresseur basse- pression, ou haute-pression. L’invention est aussi applicable aux turbomachines dites non-carénées (CROR « Counter-Rotating Open Rotor » ou USF « Unducted Single Fan »).
L’invention vise de manière non limitative les compresseurs transsoniques, c’est-à- dire pour lesquelles la vitesse U de l’extrémité radialement externe des aubes rotoriques 30 est comprise entre 360 m/s et 420 m/s (ou la vitesse relative W2 est supérieure à 340 m/s).

Claims

Revendications
1. Turbomachine (1 ) comprenant une roue mobile (50) et un bec de séparation (48) agencé en aval de la roue mobile (50) et séparant un flux d’air (F) en un flux interne (F1 ) parcourant une veine interne (44) et un flux externe (F2) parcourant une veine externe (46), la turbomachine (1 ) étant caractérisée en ce qu’elle comprend un ensemble statorique (32), l’ensemble (32) comprenant :
- un support interne (36) et un support externe (38) ;
- une aube amont (33) s’étendant sensiblement radialement depuis le support interne (36) jusqu’au support externe (38), et comprenant un bord de fuite (33.4) et un intrados (33.5) ; et
- une aube aval (35) s’étendant sensiblement radialement depuis le support interne (36) jusqu’au support externe (38), et comprenant un bord d’attaque (35.3) et un extrados (35.6) ; l’ensemble (32) étant caractérisé en ce que l’aube amont (33) et l’aube aval (35) se chevauchent axialement sur au moins une partie de leur hauteur radiale (H33, H35), du support interne (36) au support externe (38), un canal (40) étant ainsi défini entre l’aube amont (33) et l’aube aval (35), le canal (40) étant délimité circonférentiellement par l’intrados (33.5) de l’aube amont (33) et l’extrados (35.6) de l’aube aval (35), et délimité radialement par le support interne (36) et le support externe (38) ; le canal (40) définissant :
- une pluralité de courbes (T) à équidistance de l’intrados (33.5) et de l’extrados (35.6) dans des plans (P) respectifs parallèles à la direction axiale et situés à une coordonnée radiale (r) donnée ;
- une pluralité de segments d’entrée (a1 ) perpendiculaires à chaque courbe (T) et passant par le point (X1 ) du bord d’attaque (35.3) contenu dans le plan (P) respectif ;
- une pluralité de segments de sortie (a2) perpendiculaires à chaque courbe (T) et passant par le point (X2) du bord de fuite (35.4) contenu dans le plan (P) respectif ; - une surface d’entrée (A1 ), lieu des segments d’entrée (a1 ) sur toutes les coordonnées radiales (r) des aubes (33, 35) ;
- une surface de sortie (A2), lieu des segments de sortie (a2) sur toutes les coordonnées radiales (r) des aubes (33, 35) ; l’aire (<t>1 ) de la surface d’entrée (A1 ) étant comprise entre deux et quatre fois l’aire (<t>2) de la surface de sortie (A2), la turbomachine comprendant en outre un compresseur haute pression (4’) agencé en aval de l’ensemble statorique (32), l’ensemble statorique (32) étant séparé du compresseur haute pression (4’) par une forme en col de cygne (54).
2. Turbomachine (32) selon la revendication 1 , caractérisée en ce que l’aire de la surface d’entrée (A1 ) est comprise entre 1.2 et 3 fois l’aire de la surface de sortie (A2), et préférentiellement l’aire de la surface d’entrée (A1 ) vaut environ 2 fois l’aire de la surface de sortie (A2).
3. Turbomachine (32) selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que dans chacun des plans (P), l’intrados (33.5) et l’extrados (35.6) définissent des profils dont les tangentes, pour une coordonnée axiale donnée (x), définissent respectivement un angle de déflexion amont (p33) et un angle de déflexion aval (p35) par rapport à la direction axiale (X), l’angle de déflexion aval (p35) étant supérieur ou égal à l’angle de déflexion amont (p33) pour toute coordonnée axiale donnée (x) du chevauchement, et pour toute hauteur radiale (r) donnée des aubes (33, 35).
4. Turbomachine (32) selon la revendication 3, caractérisée en ce que pour toute coordonnée axiale (x) et pour toute hauteur radiale (r) données, l’angle de déflexion aval (p35) est supérieur à l’angle de déflexion amont (p33) d’au moins 5°, d’au moins 10° ou d’au moins 20°.
5. Turbomachine (32) selon la revendication 3 ou 4, caractérisée en ce que la différence entre l’angle de déflexion aval (p35) et l’angle de déflexion amont (p33) décroît en fonction de la coordonnée axiale (x).
6. Turbomachine (32) selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que le canal (40) contient une multitude de surfaces intermédiaires (At), à des positions curvilignes (t) respectives entre la surface d’entrée (A1 ) et la surface de sortie (A2), et l’aire (<t>t) des surfaces intermédiaires (At) décroît de façon monotone entre la surface d’entrée (A1 ) et la surface de sortie (A2).
7. Turbomachine (32) selon l’une des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que le canal (40) contient une multitude de surfaces intermédiaires (At) à des positions curvilignes (t) respectives entre la surface d’entrée (A1 ) et la surface de sortie (A2), et l’aire (<t>t) des surfaces intermédiaires (At) décroît de la valeur de l’aire (<t>1 ) d’entrée jusqu’à une valeur minimale (<t>m) puis croît jusqu’à la valeur de l’aire (<t>2) de sortie.
8. Turbomachine (32) selon la revendication 7, caractérisée en ce que la valeur minimale (<t>m) est égale ou inférieure à deux septièmes de la valeur de l’aire d’entrée (<t>1 ).
9. Turbomachine (32) selon la revendication 7 ou 8, caractérisée en ce que la valeur minimale (<t>m) est obtenue au voisinage d’une position curviligne (tm) médiane du canal (40).
10. Turbomachine (32) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que le canal (A) a une longueur axiale (LC) comprise entre 0.1 et 0.3 fois la somme de la longueur axiale de l’aube amont (L33) et de la longueur axiale de l’aube aval (L35).
11 . Turbomachine (32) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que pour toute coordonnée radiale (r), l’aube amont (33) comprend un angle d’entrée (33.1 ), un angle de sortie (33.2), et une déviation (A33) définie par la différence entre l’angle de sortie (33.2) et l’angle d’entrée (33.1 ), et l’aube aval (35) comprend un angle d’entrée (35.1 ), un angle de sortie (35.2), et une déviation (A35) définie par la différence entre l’angle de sortie (35.2) et l’angle d’entrée (35.1 ), le ratio entre la déviation amont (A33) et la somme des déviations amont (A33) et aval (A35) étant compris entre 0.1 et 0.6, et valant préférentiellement 0.4.
12. Turbomachine (32) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce que le ratio entre la longueur axiale (L33) de l’aube amont (33) et la somme de la longueur axiale de l’aube amont (L33) et de l’aube aval (L35) est compris entre 1 et 4, et vaut préférentiellement 1.15. Turbomachine (32) selon l’une des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’il comprend une rangée annulaire d’aubes amont (33) et une rangée annulaire d’aubes aval (35), le nombre d’aubes amont (33) et le nombre d’aubes aval (35) étant identiques, les aubes (33, 35) définissant une pluralité de canaux (40) identiques entre une aube amont (33) et une aube aval (35) respective, le support interne (36) étant une virole interne et le support externe (38) étant une virole externe ou un carter. Turbomachine (1 ) selon l’une des revendications 1 à 13, l’ensemble statorique (32) étant agencé dans la veine interne (44), la veine interne (44) décrivant éventuellement une forme en col de cygne (58) en amont de l’ensemble statorique (32). Procédé d’utilisation de la turbomachine (1 ) selon l’une des revendications 1 à 14, le procédé comprenant l’entraînement en rotation de la roue mobile (50) à une vitesse de rotation telle que la vitesse linéaire relative (W2) d’au moins une partie de la roue mobile (50) dépasse la vitesse du son.
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