WO2023198963A1 - Turbomachine d'aeronef a plusieurs flux - Google Patents

Turbomachine d'aeronef a plusieurs flux Download PDF

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WO2023198963A1
WO2023198963A1 PCT/FR2022/050720 FR2022050720W WO2023198963A1 WO 2023198963 A1 WO2023198963 A1 WO 2023198963A1 FR 2022050720 W FR2022050720 W FR 2022050720W WO 2023198963 A1 WO2023198963 A1 WO 2023198963A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
flow
turbomachine
nozzle
gas generator
annular
Prior art date
Application number
PCT/FR2022/050720
Other languages
English (en)
Inventor
Guillaume GLEMAREC
Valentin Sébastien Simon AVOYNE
Hélène Monique ORSI
Mathieu Marc Christian GAILLOT
Original Assignee
Safran Aircraft Engines
General Electric Company
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines, General Electric Company filed Critical Safran Aircraft Engines
Priority to PCT/FR2022/050720 priority Critical patent/WO2023198963A1/fr
Publication of WO2023198963A1 publication Critical patent/WO2023198963A1/fr

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/077—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type the plant being of the multiple flow type, i.e. having three or more flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/15—Heat shield

Definitions

  • the present invention relates to the field of multi-flow turbomachines, in particular aircraft.
  • the state of the art includes in particular documents FR3074476A1 and FR2981686A1, which relate in particular to turbomachines comprising at least one fan in the form of an unducted propeller. These documents more particularly disclose turbomachines in which certain air flow streams are suitable for improving the thermal management of the turbomachine, and in particular for cooling equipment or compartments which contain equipment.
  • an aircraft turbomachine 10 generally comprises a gas generator 12 comprising at least one compressor 14, an annular combustion chamber 16 and at least one turbine 18.
  • the turbomachine 10 further comprises at least one propulsion propeller 20 which is driven by a shaft of the turbine 18.
  • the gas generator 12 comprises an annular nozzle 22 for separating two annular veins V1, V2 of respective flow of an internal primary flow F1 inside the gas generator 12, and of an external secondary flow F2 around the gas generator 12.
  • the propulsion propeller 20 When the propulsion propeller 20 is located upstream of the gas generator 12 as in the example shown, it is called a fan and aims to accelerate the air sucked in. Part of the air flow leaving the fan flows around the gas generator 12 to form the secondary flow F2 which makes it possible to generate most of the thrust produced by the turbomachine 10. The remainder of the air flow leaving the fan enters the gas generator 12 to form the primary flow F1. This air is compressed in the or each compressor 14, then mixed with fuel then burned in the combustion chamber 16. The combustion gases are then expanded in the or each turbine 18 in order to rotate the rotor of the turbine and thus the propulsion propeller 20.
  • the propeller 20 comprises blades 24 which generally have an angular position, called pitch, which is fixed around an axis Y perpendicular to the longitudinal axis X of the turbomachine 10. Even in low engine speed phases, such as idling, this timing is configured so that the flow rate of the secondary flow F2 generated is sufficient to supply surface or non-surface fluid/air exchangers 26, installed in the flow path of the secondary flow F2. These exchangers 26 are necessary to cool the turbomachine equipment.
  • certain engine architectures aim to increase the dilution ratio also called BPR (which is the acronym of the Anglo-Saxon term Bypass Ratio), thanks to an increase of the diameter of the propeller 20.
  • BPR which is the acronym of the Anglo-Saxon term Bypass Ratio
  • the fairing 28 located around the propulsion propeller 20 can be removed, and the blades 24 of the propeller 20 can be made orientable, and therefore with variable timing, to control the thrust level of the turbomachine.
  • the turbomachine 10 then comprises a secondary propeller 30 driven in rotation by a shaft of the gas generator 10.
  • This propeller 30 is located in the flow vein V1 of the primary flow F1 and upstream of a second annular nozzle 32 for separating two annular veins V11, V12 of respective flow of a first internal flow F11 and a second external flow F12.
  • the exchangers 26 are housed in the vein V12 and are supplied by the second external flow F12.
  • the first internal flow F11 supplies the compressor 14, as mentioned in the above.
  • Figure 2 shows that the gas generator 12 comprises two annular compartments C1, C2 which extend around the axis X.
  • the first annular compartment C1 is called hot compartment because it is relatively close to the vein V11 and therefore more exposed to the heat generated by compression, by the combustion chamber 16 and by the combustion gases.
  • This hot compartment C1 extends axially between the second nozzle 32 and a first nozzle 34 for ejecting the first internal flow F11 at the outlet of the turbine(s).
  • This hot compartment C1 is further delimited radially by first and second annular walls 36, 38, respectively internal and external, which extend coaxially around each other.
  • the first wall 36 externally defines the flow vein V11 of the first internal flow F11
  • the second wall 38 internally defines the flow vein V12 of the second external flow F12.
  • the second annular compartment C2 is called cold compartment because it is less exposed to heat, in particular because it is separated from the hot compartment by vein V12.
  • This cold compartment C2 extends axially between the first nozzle 22 and a second nozzle 40 for ejecting the second external flow F12.
  • This cold compartment C2 is further delimited radially by third and fourth annular walls 42, 44, respectively internal and external, which extend coaxially around each other.
  • the third wall 42 externally defines the vein V12 flow of the second external flow F12
  • the fourth wall 44 internally defines the flow vein V2 of the secondary flow F2.
  • the hot compartment C1 which is voluminous.
  • the cold compartment C2 is relatively cramped and reserved for equipment that cannot withstand the temperatures of the hot compartment C1, in particular electronic equipment.
  • the invention proposes a solution making it possible to resolve all or part of these problems.
  • the invention relates to a multi-flow turbomachine for an aircraft, this turbomachine having a longitudinal axis and comprising:
  • a gas generator comprising at least one compressor, an annular combustion chamber, and at least one turbine,
  • the gas generator comprising:
  • a secondary propeller driven in rotation by a shaft of the gas generator, this propeller being located in the flow vein of the primary flow and upstream of a second annular nozzle for separating two respective annular flow veins of a first internal flow and a second external flow,
  • first annular compartment called the hot compartment, extending axially between the second nozzle and the first nozzle, and between first and second annular walls, respectively internal and external, which extend coaxially around each other , the first wall externally defining said flow vein of the first internal flow, and said second wall internally defining said flow vein of the second external flow,
  • a second annular compartment called cold compartment, extending axially between the first nozzle and the second nozzle, and between third and fourth annular walls, respectively internal and external, which extend coaxially around each other , the third wall externally defining said flow vein of the second external flow, and said fourth wall internally defining said flow vein of the secondary flow, characterized in that
  • Rmaxparoi42 is between 0.8.Rmax30 and 1.5.Rmax30
  • Rtuyère40 is between 1.2.Rtuyère34 and 1.5.Rtuyère34
  • Vcompfroid is greater than or equal to 1.3.Vcompchaud, with: Rmaxparoi42 which is the maximum radius of the third wall, Rmax30 which is the maximum radius of the secondary propeller, Rmaxparoi44 which is the maximum radius of the fourth wall, Rtuyère40 which is the radius of the second nozzle, Rtuyère34 which is the radius of the first nozzle, Vcompfroid which is the volume of the cold compartment, and Vcompchaud which is the volume of the hot compartment.
  • upstream and downstream refer to the direction of flow of gases in the turbomachine.
  • the radii are measured relative to the longitudinal axis of the turbomachine.
  • the invention thus proposes to optimize the geometric characteristics of the turbomachine and in particular of the gas generator, to optimize the dimensions of its hot and cold compartments and facilitate the integration of equipment, even sensitive to heat, in these compartments.
  • the cold compartment is longer and larger in diameter than a cold compartment of the prior art.
  • this cold compartment is protected in the event of fire by the flow path of the second external flow which also protects the cold compartment from thermal radiation linked to combustion.
  • the turbomachine according to the invention may comprise one or more of the following characteristics, taken in isolation from each other, or in combination with each other:
  • Rminparoi42 is between 0.8.Rmax30 and 1.5.Rmax30, with Rminparoi42 which is the minimum radius of the third wall;
  • said at least one main propeller is located upstream of the gas generator
  • said at least one main propeller is located downstream of the gas generator
  • the turbomachine comprises two main contra-rotating propellers located downstream of the gas generator; - said at least one main propeller is non-ducted.
  • Figure 1 is a schematic view in axial section of a double-flow turbomachine for an aircraft
  • Figure 2 is a half schematic view in axial section of a double-flow turbomachine for an aircraft, which provides an additional air flow derived for cooling equipment,
  • FIG.3 Figure 3 is a view similar to Figure 2 and representing the technique prior to the present invention
  • Figure 4 is a view similar to Figure 2 and representing an embodiment of the present invention.
  • Figure 5 is a view similar to Figure 2 and representing an alternative embodiment of the present invention.
  • Figure 3 represents an aircraft turbomachine 10 according to the technique prior to the present invention and which is similar to the turbomachine 10 of Figure 2.
  • Rminparoi42 this is the minimum radius of the third wall 42
  • Rmaxparoi42 this is the maximum radius of the third wall 42
  • Rmax30 this is the maximum radius of the secondary helix 30
  • Rmaxparoi44 it is this is the maximum radius of the fourth wall 44
  • Rtuyère40 this is the radius of the second nozzle 40
  • Rtuyère34 this is the radius of the first nozzle 34
  • Vcompfroid this is the volume of the cold compartment C2
  • Vcompchaud which is the volume of the hot compartment C1.
  • the radii are measured relative to the longitudinal axis X of the turbomachine 10.
  • turbomachine 10 is such that:
  • Rmaxparoi42 is greater than or equal to 1.6.Rmax30
  • Rtuyère40 is greater than or equal to 1.6.
  • Vcompfroid is less than Vcompchaud.
  • Figure 4 illustrates an embodiment of a turbomachine 10 according to the invention.
  • the turbomachine 10 of Figure 4 differs from the prior technique in that:
  • Rmaxparoi42 is between 0.8.Rmax30 and 1.5.Rmax30
  • Rtuyère40 is between 1.2.Rtuyère34 and 1.5.Rtuyère34
  • Vcompchaud is greater than or equal to 1.3. Vcompchaud.
  • Rminparoi42 is between 0.8.Rmax30 and 1.5.Rmax30, and/or
  • Rtuyère40 is between 1.95.Rmaxparoi42 and 1.05.Rmaxparoi42, that is to say that the radius of the nozzle 40 is substantially equal to the maximum radius of the wall 42 (+/- 5%).
  • the propeller 20 can be located upstream of the gas generator 12.
  • the propeller 20 is located downstream of the gas generator 12.
  • the turbomachine 10 can comprise a propeller doublet downstream of the gas generator 12, namely for example two propellers main 20 successive and counter-rotating.
  • the turbomachine 10 of Figure 5 has the same geometric characteristics (Rmaxparoi42, Rmaxparoi44, Rtuyère40, Vcompfroid, etc.) as the turbomachine 10 of Figure 4.
  • An advantage of the invention is the obtaining of a larger cold compartment C2 so as to be able to accommodate more equipment, whatever the dimensions of the turbomachine 10.
  • Another advantage is to have a cold compartment C2 protected from fire and thermal radiation by the flow vein V12 of the flow F12, which makes it possible to increase the lifespan of the equipment installed in this compartment C2 while optimizing their design without very high temperature resistance constraints.
  • the diameter of the vein V12 being relatively small compared to the prior technique, the radial dimension of the vein is larger for the same passage section compared to the current technique, which facilitates the integration of heat exchangers.
  • controlling the mach in vein V12 is easier (the mach in the vein being directly linked to the passage section). Indeed, with a larger diameter vein, a very small deviation on the radial dimension of the vein has a strong impact on the passage section.

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  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract

Turbomachine à plusieurs flux (10) pour un aéronef, cette turbomachine ayant un générateur de gaz (12) avec des caractéristiques géométriques lui permettant d'avoir à sa périphérie un compartiment froid (C2) plus grand que son compartiment chaud (C1).

Description

DESCRIPTION
TITRE : TURBOMACHINE D’AERONEF A PLUSIEURS FLUX
Domaine technique de l'invention
La présente invention concerne le domaine des turbomachines à plusieurs flux, en particulier d’aéronef.
Arrière-plan technique
L’état de l’art comprend notamment les documents FR3074476A1 et FR2981686A1 , qui concernent en particulier des turbomachines comprenant au moins une soufflante sous la forme d’une hélice non carénée. Ces documents divulguent plus particulièrement des turbomachines dans lesquelles certaines veines de flux d’air sont appropriées pour améliorer la gestion thermique de la turbomachine, et notamment pour refroidir des équipements ou des compartiments qui renferment des équipements.
Comme cela est représenté à la figure 1 , une turbomachine 10 d’aéronef comprend en général un générateur de gaz 12 comportant au moins un compresseur 14, une chambre annulaire de combustion 16 et au moins une turbine 18.
La turbomachine 10 comprend en outre au moins une hélice de propulsion 20 qui est entraînée par un arbre de la turbine 18.
Le générateur de gaz 12 comporte un bec annulaire 22 de séparation de deux veines annulaires V1 , V2 d’écoulement respectif d’un flux primaire interne F1 à l’intérieur du générateur de gaz 12, et d’un flux secondaire externe F2 autour du générateur de gaz 12.
Lorsque l’hélice de propulsion 20 est située en amont du générateur de gaz 12 comme dans l’exemple représenté, elle est appelée soufflante et a pour but d’accélérer l’air aspiré. Une partie du flux d’air sortant de la soufflante s’écoule autour du générateur de gaz 12 pour former le flux secondaire F2 qui permet de générer la majeure partie de la poussée produite par la turbomachine 10. Le reste du flux d’air sortant de la soufflante pénètre dans le générateur de gaz 12 pour former le flux primaire F1 . Cet air est comprimé dans le ou chaque compresseur 14, puis mélangé à du carburant puis brûlé dans la chambre de combustion 16. Les gaz de combustion sont ensuite détendus dans la ou chaque turbine 18 afin d’entraîner en rotation le rotor de la turbine et ainsi l’hélice de propulsion 20.
L’hélice 20 comprend des aubes 24 qui ont en général une position angulaire, appelée calage, qui est fixe autour d’un axe Y perpendiculaire à l’axe longitudinal X de la turbomachine 10. Même dans les phases de bas régime du moteur, telles que le ralenti, ce calage est configuré pour que le débit du flux secondaire F2 généré soit suffisant pour alimenter des échangeurs fluide/air 26 surfaciques ou non, installés dans la veine d’écoulement du flux secondaire F2. Ces échangeurs 26 sont nécessaires pour refroidir des équipements de la turbomachine.
Pour améliorer les performances du moteur (poussée plus importante et consommation de carburant plus faible), certaines architectures motrices visent à augmenter le taux de dilution aussi appelé BPR (qui est l’acronyme du terme anglo-saxon Bypass Ratio), grâce à une augmentation du diamètre de l’hélice 20. Afin de limiter la masse de la turbomachine 10, le carénage 28 situé autour de l’hélice de propulsion 20 peut être supprimé, et les aubes 24 de l’hélice 20 peuvent être rendues orientables, et donc à calage variable, pour piloter le niveau de poussée de la turbomachine.
Cependant, il arrive que dans certaines phases comme le ralenti au sol, le point fixe ou les phases d’inversion de poussée, le débit du flux secondaire F2 ne soit plus suffisamment important pour la gestion thermique de la turbomachine qui a besoin d’échange de chaleur entre fluides et air afin d’assurer le refroidissement de ses équipements et son fonctionnement optimal.
Pour répondre à ce problème, on a déjà proposé de prévoir un flux additionnel de dérivation qui soit dédié à la gestion thermique de la turbomachine. Comme cela est représenté à la figure 2, la turbomachine 10 comprend alors une hélice secondaire 30 entraînée en rotation par un arbre du générateur de gaz 10. Cette hélice 30 est située dans la veine V1 d’écoulement du flux primaire F1 et en amont d’un second bec annulaire 32 de séparation de deux veines annulaires V11 , V12 d’écoulement respectif d’un premier flux interne F11 et d’un second flux externe F12.
Les échangeurs 26 sont logés dans la veine V12 et sont alimentés par le second flux externe F12. Le premier flux interne F11 alimente le compresseur 14, comme évoqué dans ce qui précède.
La figure 2 permet de voir que le générateur de gaz 12 comprend deux compartiments annulaires C1 , C2 qui s’étendent autour de l’axe X.
Le premier compartiment annulaire C1 est appelé compartiment chaud car il est relativement proche de la veine V11 et donc plus exposé à la chaleur générée par la compression, par la chambre de combustion 16 et par les gaz de combustion. Ce compartiment chaud C1 s’étend axialement entre le second bec 32 et une première tuyère 34 d’éjection du premier flux interne F11 en sortie de la ou des turbine(s). Ce compartiment chaud C1 est en outre délimité radialement par des première et deuxième parois annulaires 36, 38, respectivement interne et externe, qui s’étendent coaxialement l’une autour de l’autre. La première paroi 36 définit extérieurement la veine d’écoulement V11 du premier flux interne F11 , et la deuxième paroi 38 définit intérieurement la veine V12 d’écoulement du second flux externe F12.
Le second compartiment annulaire C2 est appelé compartiment froid car il est moins exposé à la chaleur, en particulier car il est séparé du compartiment chaud par la veine V12. Ce compartiment froid C2 s’étend axialement entre le premier bec 22 et une seconde tuyère 40 d’éjection du second flux externe F12. Ce compartiment froid C2 est en outre délimité radialement par des troisième et quatrième parois annulaires 42, 44, respectivement interne et externe, qui s’étendent coaxialement l’une autour de l’autre. La troisième paroi 42 définit extérieurement la veine V12 d’écoulement du second flux externe F12, et la quatrième paroi 44 définit intérieurement la veine V2 d’écoulement du flux secondaire F2.
De nombreux équipements de la turbomachine 10 sont installés dans le compartiment chaud C1 qui est volumineux. Le compartiment froid C2 est relativement exigu et réservé aux équipements ne supportant pas les températures du compartiment chaud C1 , en particulier les équipements électroniques.
Ce type d’installation a plusieurs conséquences :
- Les équipements dans le compartiment chaud C1 doivent être protégés thermiquement. Ces protections thermiques constituent des volumes et des masses supplémentaires à installer dans un environnement déjà très contraint, ce qui a tendance à nuire à l’accessibilité pour les inspections et la maintenance de la turbomachine.
- Une ventilation localisée doit être ajoutée dans le compartiment chaud C1 pour certains équipements (en particulier les équipements électroniques) plus sensibles à la chaleur et ne pouvant être installés dans le compartiment froid C2 puisque la place y est trop limitée.
- Les équipements ont une durée de vie réduite dans le compartiment chaud C1 et cet environnement contraignant a des conséquences sur leur conception : le choix de leurs technologies est limité et leur masse est augmentée.
L’invention propose une solution permettant de résoudre tout ou partie de ces problèmes.
Résumé de l'invention
L’invention concerne une turbomachine à plusieurs flux pour un aéronef, cette turbomachine ayant un axe longitudinal et comprenant :
- un générateur de gaz comportant au moins un compresseur, une chambre annulaire de combustion, et au moins une turbine,
- au moins une hélice principale entraînée en rotation par un arbre du générateur de gaz, le générateur de gaz comportant :
- un premier bec annulaire de séparation de deux veines annulaires d’écoulement respectif d’un flux primaire interne à l’intérieur du générateur de gaz et d’un flux secondaire externe autour du générateur de gaz,
- une hélice secondaire entraînée en rotation par un arbre du générateur de gaz, cette hélice étant située dans la veine d’écoulement du flux primaire et en amont d’un second bec annulaire de séparation de deux veines annulaires d’écoulement respectif d’un premier flux interne et d’un second flux externe,
- une première tuyère d’éjection du premier flux interne,
- une seconde tuyère d’éjection du second flux externe,
- un premier compartiment annulaire, appelé compartiment chaud, s’étendant axialement entre le second bec et la première tuyère, et entre des première et deuxième parois annulaires, respectivement interne et externe, qui s’étendent coaxialement l’une autour de l’autre, la première paroi définissant extérieurement ladite veine d’écoulement du premier flux interne, et ladite deuxième paroi définissant intérieurement ladite veine d’écoulement du second flux externe,
- un second compartiment annulaire, appelé compartiment froid, s’étendant axialement entre le premier bec et la seconde tuyère, et entre des troisième et quatrième parois annulaires, respectivement interne et externe, qui s’étendent coaxialement l’une autour de l’autre, la troisième paroi définissant extérieurement ladite veine d’écoulement du second flux externe, et ladite quatrième paroi définissant intérieurement ladite veine d’écoulement du flux secondaire, caractérisée en ce que
- Rmaxparoi42 est compris entre 0,8.Rmax30 et 1 ,5.Rmax30,
- Rmaxparoi44 est supérieur ou égal à 1 ,3.Rtuyère40,
- Rtuyère40 est compris entre 1 ,2.Rtuyère34 et 1 ,5.Rtuyère34, et
- Vcompfroid est supérieur ou égal à 1 ,3.Vcompchaud, avec : Rmaxparoi42 qui est le rayon maximal de la troisième paroi, Rmax30 qui est le rayon maximal de l’hélice secondaire, Rmaxparoi44 qui est le rayon maximal de la quatrième paroi, Rtuyère40 qui est le rayon de la seconde tuyère, Rtuyère34 qui est le rayon de la première tuyère, Vcompfroid qui est le volume du compartiment froid, et Vcompchaud qui est le volume du compartiment chaud.
Dans la présente demande, les expressions « amont » et « aval » font référence à la direction d’écoulement des gaz dans la turbomachine.
Les rayons sont mesurés par rapport à l’axe longitudinal de la turbomachine. L’invention propose ainsi d’optimiser les caractéristiques géométriques de la turbomachine et en particulier du générateur de gaz, pour optimiser les dimensions de ses compartiments chaud et froid et faciliter l’intégration d’équipements, mêmes sensibles à la chaleur, dans ces compartiments. Avantageusement, le compartiment froid est plus long et plus grand en diamètre qu’un compartiment froid de la technique antérieure. Par ailleurs, ce compartiment froid est protégé en cas de feu par la veine d’écoulement du second flux externe qui protège également le compartiment froid des rayonnements thermiques liés à la combustion.
La turbomachine selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres, ou en combinaison les unes avec les autres :
- Rminparoi42 est compris entre 0,8.Rmax30 et 1 ,5.Rmax30, avec Rminparoi42 qui est le rayon minimal de la troisième paroi ;
- Rtuyère40 est compris entre 1 ,95.Rmaxparoi42 et 1 ,05.Rmaxparoi42 ;
- ladite au moins une hélice principale est située en amont du générateur de gaz ;
- ladite au moins une hélice principale est située en aval du générateur de gaz ;
- la turbomachine comprend deux hélices principales contrarotatives et situées en aval du générateur de gaz ; - ladite au moins une hélice principale est non carénée.
Brève description des figures
D’autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description qui suit d’un mode de réalisation non limitatif de l’invention en référence aux dessins annexés sur lesquels :
[Fig.1] la figure 1 est une vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine à double flux pour un aéronef,
[Fig.2] la figure 2 est une demi vue schématique en coupe axiale d’une turbomachine à double flux pour un aéronef, qui prévoit un flux d’air supplémentaire dérivé pour le refroidissement d’équipements,
[Fig.3] la figure 3 est une vue similaire à la figure 2 et représentant la technique antérieure à la présente invention,
[Fig.4] la figure 4 est une vue similaire à la figure 2 et représentant un mode de réalisation de la présente invention, et
[Fig.5] la figure 5 est une vue similaire à la figure 2 et représentant une variante de réalisation de la présente invention.
Description détaillée de l'invention
Les figures 1 et 2 ont été décrites dans ce qui précède.
La figure 3 représente une turbomachine 10 d’aéronef selon la technique antérieure à la présente invention et qui est similaire à la turbomachine 10 de la figure 2.
Dans la présente demande, on définit plusieurs paramètres qui sont illustrés à la figure 3, et qui sont :
Rminparoi42 : il s’agit du rayon minimal de la troisième paroi 42, Rmaxparoi42 : il s’agit du rayon maximal de la troisième paroi 42, Rmax30 : il s’agit du rayon maximal de l’hélice secondaire 30, Rmaxparoi44 : il s’agit du rayon maximal de la quatrième paroi 44, Rtuyère40 : il s’agit du rayon de la seconde tuyère 40, Rtuyère34 : il s’agit du rayon de la première tuyère 34, Vcompfroid : il s’agit du volume du compartiment froid C2, et
Vcompchaud qui est le volume du compartiment chaud C1 .
Les rayons sont mesurés par rapport à l’axe longitudinal X de la turbomachine 10.
Dans la technique antérieure illustrée à la figure 3, la turbomachine 10 est telle que :
- Rmaxparoi42 est supérieur ou égal à 1 ,6.Rmax30,
- Rtuyère40 est supérieur ou égal à 1 ,6. Rtuyère34, et
- Vcompfroid est inférieur à Vcompchaud.
La figure 4 illustre un mode de réalisation d’une turbomachine 10 selon l’invention.
La description qui précède faite en référence aux précédentes figures s’applique à la figure 4 dans la mesure où elle ne contredit pas ce qui suit.
La turbomachine 10 de la figure 4 diffère de la technique antérieure en ce que :
- Rmaxparoi42 est compris entre 0,8.Rmax30 et 1 ,5.Rmax30,
- Rmaxparoi44 est supérieur ou égal à 1 ,3.Rtuyère40,
- Rtuyère40 est compris entre 1 ,2.Rtuyère34 et 1 ,5.Rtuyère34, et
- Vcompfroid est supérieur ou égal à 1 ,3. Vcompchaud.
Par ailleurs, de manière préférentielle :
- Rminparoi42 est compris entre 0,8.Rmax30 et 1 ,5.Rmax30, et/ou
- Rtuyère40 est compris entre 1 ,95.Rmaxparoi42 et 1 ,05.Rmaxparoi42, c’est-à-dire que le rayon de la tuyère 40 est sensiblement égal au rayon maximal de la paroi 42 (à +/- 5%).
Comme illustré à la figure 4, l’hélice 20 peut être située en amont du générateur de gaz 12.
Dans la variante représentée à la figure 5, l’hélice 20 est située en aval du générateur de gaz 12. Comme illustré, la turbomachine 10 peut comprendre un doublet d’hélice en aval du générateur de gaz 12, à savoir par exemple deux hélices principales 20 successives et contrarotatives. La turbomachine 10 de la figure 5 a les mêmes caractéristiques géométriques (Rmaxparoi42, Rmaxparoi44, Rtuyère40, Vcompfroid, etc.) que la turbomachine 10 de la figure 4.
Un avantage de l’invention est l’obtention d’un compartiment froid C2 plus volumineux de façon à pouvoir accueillir plus d’équipements, quelles que soient les dimensions de la turbomachine 10.
Un autre avantage est d’avoir un compartiment froid C2 protégé du feu et des rayonnements thermiques par la veine d’écoulement V12 du flux F12, ce qui permet d’augmenter la durée de vie des équipements installés dans ce compartiment C2 tout en optimisant leur conception sans contraintes très élevées de tenue en température.
De plus, du point de vue aérodynamique, le diamètre de la veine V12 étant relativement petit par rapport à la technique antérieure, la dimension radiale de la veine est plus grande pour une même section de passage par rapport à la technique actuelle, ce qui facilite l’intégration des échangeurs thermiques.
Par ailleurs, la maîtrise du mach dans la veine V12 y est plus aisée (le mach dans la veine étant directement lié à la section de passage). En effet, avec une veine à plus grand diamètre, un très faible écart sur la dimension radiale de veine a un fort impact sur la section de passage.

Claims

REVENDICATIONS
1. Turbomachine à plusieurs flux (10) pour un aéronef, cette turbomachine ayant un axe longitudinal (X) et comprenant :
- un générateur de gaz (12) comportant au moins un compresseur (14), une chambre annulaire de combustion (16), et au moins une turbine (18),
- au moins une hélice principale (20) entraînée en rotation par un arbre du générateur de gaz (12), le générateur de gaz (12) comportant :
- un premier bec annulaire (22) de séparation de deux veines annulaires (V1 , V2) d’écoulement respectif d’un flux primaire (F1 ) interne à l’intérieur du générateur de gaz (12) et d’un flux secondaire (F2) externe autour du générateur de gaz (12),
- une hélice secondaire (30) entraînée en rotation par un arbre du générateur de gaz (12), cette hélice (30) étant située dans la veine (V1 ) d’écoulement du flux primaire (F1 ) et en amont d’un second bec annulaire (32) de séparation de deux veines annulaires (V11 , V12) d’écoulement respectif d’un premier flux interne (F11 ) et d’un second flux externe (F12),
- une première tuyère (34) d’éjection du premier flux interne (F11 ),
- une seconde tuyère (40) d’éjection du second flux externe (F12),
- un premier compartiment annulaire (C1 ), appelé compartiment chaud, s’étendant axialement entre le second bec (32) et la première tuyère (34), et entre des première et deuxième parois annulaires (36, 38), respectivement interne et externe, qui s’étendent coaxialement l’une autour de l’autre, la première paroi (36) définissant extérieurement ladite veine (V11 ) d’écoulement du premier flux interne (F11 ), et ladite deuxième paroi (38) définissant intérieurement ladite veine (V12) d’écoulement du second flux externe (F12),
- un second compartiment annulaire (C2), appelé compartiment froid, s’étendant axialement entre le premier bec (22) et la seconde tuyère (40), et entre des troisième et quatrième parois annulaires (42, 44), respectivement interne et externe, qui s’étendent coaxialement l’une autour de l’autre, la troisième paroi (42) définissant extérieurement ladite veine (V12) d’écoulement du second flux externe (F12), et ladite quatrième paroi (44) définissant intérieurement ladite veine (V2) d’écoulement du flux secondaire (F2), caractérisée en ce que
- Rmaxparoi42 est compris entre 0,8.Rmax30 et 1 ,5.Rmax30,
- Rmaxparoi44 est supérieur ou égal à 1 ,3.Rtuyère40,
- Rtuyère40 est compris entre 1 ,2.Rtuyère34 et 1 ,5.Rtuyère34, et
- Vcompfroid est supérieur ou égal à 1 ,3.Vcompchaud, avec :
Rmaxparoi42 qui est le rayon maximal de la troisième paroi (42),
Rmax30 qui est le rayon maximal de l’hélice secondaire (30),
Rmaxparoi44 qui est le rayon maximal de la quatrième paroi (44), Rtuyère40 qui est le rayon de la seconde tuyère (40),
Rtuyère34 qui est le rayon de la première tuyère (34),
Vcompfroid qui est le volume du compartiment froid (C2), et Vcompchaud qui est le volume du compartiment chaud (C1 ).
2. Turbomachine (10) selon la revendication 1 , dans laquelle :
- Rminparoi42 est compris entre 0,8.Rmax30 et 1 ,5.Rmax30, avec :
Rminparoi42 qui est le rayon minimal de la troisième paroi (42).
3. Turbomachine (10) selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle :
- Rtuyère40 est compris entre 1 ,95.Rmaxparoi42 et 1 ,05.Rmaxparoi42.
4. Turbomachine (10) selon l’une des revendications 1 à 3, dans laquelle ladite au moins une hélice principale (20) est située en amont du générateur de gaz (12).
5. Turbomachine (10) selon l’une des revendications 1 à 3, dans laquelle ladite au moins une hélice principale (20) est située en aval du générateur de gaz (12).
6. Turbomachine (10) selon la revendication précédente, comprenant deux hélices principales (20) contrarotatives et situées en aval du générateur de gaz (12).
7. Turbomachine (10) selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle ladite au moins hélice principale (20) est non carénée.
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